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1. (WO2000052413) MISSILE A GUIDAGE INERTIEL ET A ASSISTANCE OPTIQUE LONGUE PORTEE ET DE HAUTE PRECISION
Dernières données bibliographiques dont dispose le Bureau international   

N° de publication :    WO/2000/052413    N° de la demande internationale :    PCT/US2000/004433
Date de publication : 08.09.2000 Date de dépôt international : 22.02.2000
CIB :
F41G 7/30 (2006.01)
Déposants : RAYTHEON COMPANY [US/US]; 2000 East El Segundo Boulevard, P.O. Box 902, El Segundo, CA 90245-0902 (US)
Inventeurs : DE SA, Erwin, M.; (US).
HANSON, Clyde, R.; (US)
Mandataire : COLLINS, David, W.; Raytheon Corporation, EO/E1/E150, P.O. Box 902, 2000 E. El Segundo Boulevard, El Segundo, CA 90245 (US)
Données relatives à la priorité :
09/255,216 22.02.1999 US
Titre (EN) HIGHLY ACCURATE LONG RANGE OPTICALLY-AIDED INERTIALLY GUIDED TYPE MISSILE
(FR) MISSILE A GUIDAGE INERTIEL ET A ASSISTANCE OPTIQUE LONGUE PORTEE ET DE HAUTE PRECISION
Abrégé : front page image
(EN)An optically-aided, inertially guided missile (100). The inventive missile (20) includes a receiver for accepting guidance commands from a source located on an independent frame of reference relative to the missile (20) and providing a first signal in response thereto. A filter is mounted on the missile (30) for processing the first signal and providing a second signal in response thereto. The filter outputs commands to a navigation system (560) which provides missile (20) guidance commands in a conventional manner. In the illustrative implementation, the filter is a Kalman filter (600) configured to eliminate the effects of gunner jitter and optical guidance system noise thereby significantly improving missile (20) terminal performance at long ranges. In the illustrative implementation, the navigation system (560) includes an inertial sensor assembly. The navigation system outputs a signal representative of missile-to-target cross track position and velocity in response to outputs from the sensor assembly and the filter. A guidance law is used by the system to compute missile acceleration commands in response to the missile-to-target cross track position and velocity. Thereafter, fin control commands are generated by an autopilot in response to the missile (20) acceleration commands in a conventional manner.
(FR)L'invention concerne un missile à guidage inertiel et à assistance optique (100). Le missile (20) selon l'invention comprend un récepteur permettant de recevoir les commandes de guidage transmises par une source située dans un système de coordonnées indépendant par rapport au missile (20) et fournissant un premier signal en retour. Un filtre est monté sur le missile (30) qui permet de traiter le premier signal et de fournir un second signal en retour. Le filtre envoi des commandes à un système de navigation (560) qui fournit des commandes de guidage du missile (20) de façon classique. Dans le mode de réalisation selon l'invention, le filtre est un filtre de Kalman (600) conçu pour éliminer, d'une part, les effets de gigue du tireur et, d'autre part, le bruit du système de guidage optique, améliorant ainsi, de façon significative, la performance finale du missile (20) sur les grandes distances. Selon le mode de réalisation, le système de navigation (560) comprend un ensemble détecteur inertiel. Ledit système de navigation émet un signal représentant la position d'écart de route sur le trajet missile cible et la vitesse dudit missile pour répondre aux émissions de l'ensemble détecteur et du filtre. Une loi de guidage est utilisée par ledit système pour calculer les commandes d'accélération du missile en réaction à l'écart de route missile-cible et à sa vitesse. Par la suite, des commandes de gouverne sont produites par un pilote automatique pour répondre, d'une façon classique, aux commandes d'accélération dudit missile (20).
États désignés : JP.
Office européen des brevets (OEB) (AT, BE, CH, CY, DE, DK, ES, FI, FR, GB, GR, IE, IT, LU, MC, NL, PT, SE).
Langue de publication : anglais (EN)
Langue de dépôt : anglais (EN)