FR2973867A1

FR2973867A1 - HEAD FOR SELF-DIRECTING MISSILE, AND SELF-DIRECTING CORRESPONDING

Info

Publication number: FR2973867A1
Application number: FR1101014A
Authority: FR
Inventors: Pascal Junique; Vincent Fraysse
Original assignee: Sagem Defense Securite SA
Current assignee: Safran Electronics and Defense SAS
Priority date: 2011-04-05
Filing date: 2011-04-05
Publication date: 2012-10-12
Anticipated expiration: 2031-04-05
Also published as: IL219033A0; EP2508836A1; IL219033A; FR2973867B1; EP2508836B1

Abstract

L'invention concerne une tête (1) comportant - un premier capteur (3) dans une première bande (λ1) de rayonnement électromagnétique, comportant une première ligne de visée (AA), - un actionneur (4) sur lequel est monté le premier capteur (3) pointant dans un premier sens sur la première ligne de visée (AA), l'actionneur (4) comportant un cardan (41) externe adapté pour être monté à rotation autour d'un premier axe (410), et un cardan (42) interne adapté pour être monté à rotation, par rapport au cardan (41) externe, autour d'un deuxième axe (420), et - un deuxième capteur (5) dans une deuxième bande (A2) de rayonnement électromagnétique, comportant une deuxième ligne de visée (BB), le deuxième capteur (5) étant monté sur l'actionneur (4) de sorte que le deuxième capteur (5) pointe dans un deuxième sens sur la deuxième ligne de visée (BB). Elle concerne également avantageusement un autodirecteur correspondant.The invention relates to a head (1) comprising - a first sensor (3) in a first band (λ1) of electromagnetic radiation, comprising a first line of sight (AA), - an actuator (4) on which is mounted the first sensor (3) pointing in a first direction on the first line of sight (AA), the actuator (4) having an external gimbal (41) adapted to be rotatably mounted about a first axis (410), and a internal gimbal (42) adapted to be rotatably mounted relative to the external gimbal (41) about a second axis (420), and - a second sensor (5) in a second electromagnetic radiation band (A2), having a second line of sight (BB), the second sensor (5) being mounted on the actuator (4) so that the second sensor (5) points in a second direction on the second line of sight (BB). It also advantageously relates to a corresponding homing device.

Description

DOMAINE TECHNIQUE GENERAL La présente invention concerne une tête, notamment mais non 5 limitativement, pour un autodirecteur de missile. Elle concerne également avantageusement un autodirecteur correspondant. ETAT DE L'ART On connaît des têtes pour des autodirecteurs de missiles. 10 Les têtes connues comportent un capteur sensible dans une bande de rayonnement électromagnétique, par exemple l'infrarouge, et comportent en outre une ligne de visée. Elles comportent en général également un actionneur sur lequel est monté le capteur, l'actionneur comportant un cardan externe adapté pour être monté à rotation autour d'un premier axe, 15 et un cardan interne adapté pour être monté à rotation, par rapport au cardan externe, autour d'un deuxième axe en général perpendiculaire au premier axe, de sorte que l'actionneur assure l'orientation de la ligne de visée par rapport au premier axe et au deuxième axe, et assure en outre la stabilisation de la ligne de visée. 20 Les têtes précédentes présentent généralement une limitation. Elles ne comportent en effet qu'un seul premier capteur, or il peut être souhaitable de disposer d'un deuxième capteur pour compléter le domaine d'observation d'une cible effectuée par le premier capteur. PRESENTATION DE L'INVENTION 25 L'invention propose de pallier cette limitation de manière efficace. A cet effet, on propose selon l'invention une tête comportant - un premier capteur dans une première bande de rayonnement électromagnétique, comportant une première ligne de visée, - un actionneur sur lequel est monté le premier capteur pointant dans un 30 premier sens sur la première ligne de visée, l'actionneur comportant un cardan externe adapté pour être monté à rotation autour d'un premier axe, et un cardan interne adapté pour être monté à rotation, par rapport au cardan externe, autour d'un deuxième axe, de sorte que l'actionneur assure l'orientation de la première ligne de visée par rapport au premier axe et au deuxième axe, et assure en outre la 5 stabilisation de la première ligne de visée, la tête étant caractérisée en ce qu'elle comporte - un deuxième capteur dans une deuxième bande de rayonnement électromagnétique, comportant une deuxième ligne de visée, le deuxième capteur étant monté sur l'actionneur de sorte que le deuxième capteur 10 pointe dans un deuxième sens sur la deuxième ligne de visée, l'actionneur étant en outre adapté pour pouvoir effectuer un débattement angulaire de sorte que l'actionneur assure en outre l'orientation de la deuxième ligne de visée par rapport au premier axe et au deuxième axe, et assure aussi la stabilisation de la deuxième ligne de 15 visée. L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible : - le deuxième axe est perpendiculaire au premier axe ; 20 la deuxième ligne de visée est parallèle à la première ligne de visée, le deuxième sens sur la deuxième ligne de visée étant opposé au premier sens sur la première ligne de visée ; - l'actionneur est adapté pour pouvoir effectuer un débattement angulaire d'au moins 180° de rotation ; 25 - le cardan externe est adapté pour pouvoir effectuer le débattement angulaire d'au moins 180° de rotation ; - la première bande se situe dans l'IR, et - la deuxième bande se situe dans le visible et/ou le proche infrarouge ; - le deuxième capteur est coudé d'un côté de la deuxième ligne de visée et 30 lesté pour que la tête soit équilibrée autour des deux axes ; - la tête est adaptée pour un autodirecteur de missile. L'invention concerne également un autodirecteur correspondant. L'invention présente de nombreux avantages. GENERAL TECHNICAL FIELD The present invention relates to a head, in particular but not exclusively, for a missile homing device. It also advantageously relates to a corresponding homing device. STATE OF THE ART Known heads for missile search engines. Known heads comprise a sensitive sensor in a band of electromagnetic radiation, for example infrared, and further include a line of sight. They generally also comprise an actuator on which the sensor is mounted, the actuator comprising an external gimbal adapted to be rotatably mounted about a first axis, and an internal gimbal adapted to be rotatably mounted relative to the gimbal. external, about a second axis generally perpendicular to the first axis, so that the actuator ensures the orientation of the line of sight relative to the first axis and the second axis, and further ensures the stabilization of the line of sight. referred. The foregoing heads generally have a limitation. They comprise only one first sensor, or it may be desirable to have a second sensor to complete the field of observation of a target made by the first sensor. PRESENTATION OF THE INVENTION The invention proposes to overcome this limitation effectively. For this purpose, there is provided according to the invention a head comprising - a first sensor in a first electromagnetic radiation band, having a first line of sight, - an actuator on which is mounted the first sensor pointing in a first direction on the first line of sight, the actuator comprising an external gimbal adapted to be rotatably mounted about a first axis, and an internal gimbal adapted to be rotatably mounted, relative to the external gimbal, about a second axis, of so that the actuator ensures the orientation of the first line of sight with respect to the first axis and the second axis, and further ensures the stabilization of the first line of sight, the head being characterized in that it comprises - a second sensor in a second electromagnetic radiation band, having a second line of sight, the second sensor being mounted on the actuator so that the second sensor 10 point in a second direction on the second line of sight, the actuator being further adapted to perform angular deflection so that the actuator further ensures the orientation of the second line of sight with respect to the first axis and the second axis, and also ensures the stabilization of the second target line. The invention is advantageously completed by the following features, taken alone or in any of their technically possible combination: the second axis is perpendicular to the first axis; The second line of sight is parallel to the first line of sight, the second line on the second line of sight being opposite to the first line on the first line of sight; the actuator is adapted to perform an angular deflection of at least 180 ° of rotation; The external gimbal is adapted to be able to perform the angular deflection of at least 180 ° of rotation; the first band is in the IR, and the second band is in the visible and / or near infrared range; the second sensor is bent on one side of the second line of sight and weighted so that the head is balanced around the two axes; - the head is adapted for a missile search engine. The invention also relates to a corresponding homing device. The invention has many advantages.

L'invention permet de disposer de deux capteurs dans une même tête, par exemple pour un autodirecteur. Les capteurs montés sur l'actionneur sont indépendants l'un de l'autre, de sorte que chacune des voies de chaque capteur est indépendante de l'autre voie de l'autre capteur, et est optimisée pour le capteur correspondant. Seul le hublot de l'autodirecteur par exemple est commun aux deux capteurs. L'invention est compacte et peut s'adapter à tout calibre d'autodirecteur de missile. The invention makes it possible to have two sensors in the same head, for example for a homing device. The sensors mounted on the actuator are independent of each other, so that each of the channels of each sensor is independent of the other channel of the other sensor, and is optimized for the corresponding sensor. Only the porthole of the homing device, for example, is common to both sensors. The invention is compact and can adapt to any caliber of missile seeker.

L'invention permet un changement de capteur à tout moment, c'est-à-dire avant le vol ou pendant le vol du missile. L'invention n'ajoute pas de coût de réalisation supplémentaire pour le changement de voie, car elle consiste à permettre un débattement angulaire important à un actionneur, l'actionneur permettant toujours l'orientation et la stabilisation de la ligne de visée des capteurs. PRESENTATION DES FIGURES D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 représente schématiquement en perspective une partie avant d'un missile comportant une tête selon l'invention ; - la figure 2 représente schématiquement une vue en coupe longitudinale de la figure 1, un premier capteur étant en face d'un hublot ; - la figure 3 montre une vue correspondant à la figure 2, dans laquelle 25 l'actionneur a effectué un débattement angulaire de 90° ; - la figure 4 représente schématiquement une vue en coupe longitudinale de la figure 1, un deuxième capteur étant en face du hublot, l'actionneur ayant effectué un débattement angulaire de 180° par rapport à la figure 2 ; et - la figure 5 présente les deux axes de l'actionneur selon l'invention, vus de 30 face. Sur l'ensemble des figures, les éléments similaires portent des références numériques identiques. The invention allows a sensor change at any time, that is to say before the flight or during the flight of the missile. The invention does not add additional cost of implementation for the lane change, because it consists in allowing a large angular movement to an actuator, the actuator still allowing the orientation and stabilization of the line of sight of the sensors. PRESENTATION OF THE FIGURES Other features, objects and advantages of the invention will emerge from the description which follows, which is purely illustrative and nonlimiting, and which should be read with reference to the appended drawings, in which: FIG. perspective a front part of a missile comprising a head according to the invention; - Figure 2 schematically shows a longitudinal sectional view of Figure 1, a first sensor being in front of a porthole; FIG. 3 shows a view corresponding to FIG. 2, in which the actuator has made an angular deflection of 90 °; - Figure 4 shows schematically a longitudinal sectional view of Figure 1, a second sensor being in front of the window, the actuator having made an angular deflection of 180 ° with respect to Figure 2; and - Figure 5 shows the two axes of the actuator according to the invention, seen from 30 faces. In all the figures, similar elements bear identical reference numerals.

DESCRIPTION DETAILLEE Comme le montrent les figures 1 à 5, un exemple d'un mode de réalisation possible d'une tête 1 comporte principalement - un premier capteur 3 dans une première bande Al de rayonnement électromagnétique, comportant une première ligne de visée AA, et - un deuxième capteur 5 dans une deuxième bande À2 de rayonnement électromagnétique, comportant une deuxième ligne de visée BB. Les bandes Al et A2 sont soit distinctes l'une de l'autre soit peuvent se recouvrir au moins partiellement, et peuvent être de tout type, comme par exemple une bande IR, notamment proche infrarouge, une bande visible, ou une bande radar. Le capteur 3 ou 5 peut ainsi comporter une matrice IR, refroidie ou non, une caméra du type TV (éventuellement sensible également au proche infrarouge), ou un senseur laser, semi-actif ou actif, capable de capter un faisceau LASER réfléchi par une cible. De manière préférentielle, la première bande Al se situe dans l'IR, et la deuxième bande À2 se situe dans le visible et/ou le proche infrarouge en fonction de la sensibilité du capteur 5. La tête 1 comporte également un actionneur 4 sur lequel est monté le premier capteur 3 pointant dans un premier sens sur la première ligne de visée AA. Le deuxième capteur 5 est également monté sur l'actionneur 4 de sorte que le deuxième capteur 5 pointe dans un deuxième sens sur la deuxième ligne de visée BB. De manière préférentielle mais aucunement limitative, la deuxième ligne de visée BB est parallèle à la première ligne AA de visée, et le deuxième sens est opposé au premier sens : le capteur 3 pointe donc dans un sens opposé au capteur 5 sur l'actionneur 4. Chaque capteur monté sur l'actionneur 4 est indépendant de l'autre capteur, de sorte que chacune des voies de chaque capteur (matérialisée par les lentilles par exemple et ayant un champ et une focale donnés) est indépendante de l'autre voie de l'autre capteur, et est optimisée pour le capteur correspondant. On peut donc optimiser les formules optiques de chaque voie (notamment le matériau des lentilles, les champs et les distances focales de chaque voie) pour obtenir les meilleures observations, par exemple l'observation d'une cible par un autodirecteur, un drone ou tout autre dispositif d'observation dans lequel la tête 1 est placée. En outre, comme le montre plus précisément la figure 5, l'actionneur 4 comporte un cardan 41 externe adapté pour être monté à rotation autour d'un premier axe 410, et un cardan 42 interne adapté pour être monté à rotation, par rapport au cardan 41 externe, autour d'un deuxième axe 420. De manière classique connue de l'homme du métier, le cardan externe 41 forme un cadre pouvant être monté à l'intérieur d'un système d'observation (un autodirecteur d'un missile par exemple) par une liaison pivot définissant l'axe 410 et étant externe au cardan 41. Le cardan interne 42 forme quant à lui un cadre pouvant être monté à l'intérieur du cardan externe 41 par une liaison pivot situé entre le cardan 41 et le cardan 42, et définissant l'axe 420. DETAILED DESCRIPTION As shown in FIGS. 1 to 5, an example of a possible embodiment of a head 1 comprises mainly - a first sensor 3 in a first band A1 of electromagnetic radiation, comprising a first line of sight AA, and a second sensor 5 in a second band A 2 of electromagnetic radiation, comprising a second line of sight BB. The bands A1 and A2 are either distinct from one another or may overlap at least partially, and may be of any type, such as for example an IR band, particularly near-infrared, a visible band, or a radar band. The sensor 3 or 5 may thus comprise an IR matrix, cooled or not, a TV type camera (possibly also sensitive to the near infrared), or a laser sensor, semi-active or active, capable of capturing a LASER beam reflected by a target. Preferably, the first band A1 is in the IR, and the second band A 2 is in the visible and / or near infrared depending on the sensitivity of the sensor 5. The head 1 also comprises an actuator 4 on which is mounted the first sensor 3 pointing in a first direction on the first line of sight AA. The second sensor 5 is also mounted on the actuator 4 so that the second sensor 5 points in a second direction on the second line of sight BB. Preferably, but in no way limiting, the second line of sight BB is parallel to the first sight line AA, and the second direction is opposite to the first direction: the sensor 3 thus points in a direction opposite to the sensor 5 on the actuator 4 Each sensor mounted on the actuator 4 is independent of the other sensor, so that each of the channels of each sensor (embodied by the lenses for example and having a given field and a given focal length) is independent of the other channel. the other sensor, and is optimized for the corresponding sensor. It is therefore possible to optimize the optical formulas of each channel (in particular the lens material, the fields and the focal lengths of each channel) to obtain the best observations, for example the observation of a target by a homing device, a drone or any other device. another observation device in which the head 1 is placed. Furthermore, as shown more precisely in FIG. 5, the actuator 4 comprises an external cardan shaft 41 adapted to be rotatably mounted about a first axis 410, and an internal cardan 42 adapted to be rotatably mounted relative to the cardan 41 external, around a second axis 420. In a conventional manner known to those skilled in the art, the outer gimbal 41 forms a frame that can be mounted inside an observation system (a homing device of a missile for example) by a pivot connection defining the axis 410 and being external to the gimbal 41. The internal gimbal 42 in turn forms a frame that can be mounted inside the external gimbal 41 by a pivot connection located between the gimbal 41. and the gimbal 42, and defining the axis 420.

Le déplacement des cardans 41 et 42 se fait par des moteurs, des recopies et des moyens électroniques connus par l'homme du métier et qui ne sont pas décrits en détail dans la présente description. De manière très avantageuse, le deuxième axe 420 est perpendiculaire au premier axe 410. The movement of the gimbals 41 and 42 is by motors, recopies and electronic means known to those skilled in the art and which are not described in detail in the present description. Very advantageously, the second axis 420 is perpendicular to the first axis 410.

Comme le montre la figure 1, lorsque la tête 1 est montée par exemple dans un autodirecteur 2 comportant un hublot 6 devant lequel est placé le premier capteur 3, l'actionneur 4 assure l'orientation de la première ligne de visée AA par rapport au premier axe 410 et au deuxième axe 420, et assure en outre la stabilisation de la première ligne de visée AA. As shown in FIG. 1, when the head 1 is mounted for example in a homing device 2 comprising a window 6 in front of which the first sensor 3 is placed, the actuator 4 ensures the orientation of the first line of sight AA with respect to the first axis 410 and the second axis 420, and further ensures the stabilization of the first line of sight AA.

Cependant, comme le montre plus précisément la figure 4, l'actionneur 4 est en outre adapté pour pouvoir effectuer un débattement angulaire sur un des axes 410 ou 420, pour placer le deuxième capteur 5 devant le hublot 6. Sur la figure 4, les lignes de visée AA et BB étant parallèles, le débattement angulaire supplémentaire de l'actionneur 4 est d'au moins 180° de rotation sur un des axes 410 ou 420, mais on comprend que d'autres valeurs de débattement angulaire sont possibles. Ainsi, l'actionneur 4 assure également la sélection du deuxième capteur 5, puis l'orientation de la deuxième ligne de visée BB par rapport au premier axe 410 et au deuxième axe 420, et assure aussi la stabilisation de la deuxième ligne de visée BB, notamment lorsque le deuxième capteur 5 est placé en face du hublot 6. Comme le montre la figure 2, c'est préférentiellement le cardan 41 externe qui est adapté pour pouvoir effectuer le débattement angulaire, d'au moins 180° de rotation par exemple sur les figures. De cette manière, la tête 1 peut bénéficier de tout le calibre du missile en pouvant effectuer le débattement angulaire de 180° pour les capteurs 3 et 5. On comprend que le cardan interne 41 pourrait également effectuer le débattement angulaire, mais dans ce cas les capteurs 3 et 5 ne bénéficieraient que de l'espace interne au cardan interne 41. De manière préférentielle également, une fois la tête 1 montée dans l'autodirecteur 2, le premier axe 410 permet un débattement angulaire en site (par rapport à l'horizontale) et le deuxième axe 420 permet un débattement en gisement (par rapport à la verticale). Il est en effet en général plus avantageux d'avoir un plus grand débattement en site qu'en gisement, et il est donc intéressant de bénéficier à cet égard des possibilités de grand débattement en site de l'actionneur 4. Afin de faciliter la conception de la tête 1, la deuxième ligne de visée BB est confondue avec la première ligne de visée AA, comme le montrent les figures 2 et 3, mais d'autres dispositions des lignes de visée AA et BB sont également possibles. Avantageusement également, le centre de rotation, correspondant à l'intersection des axes 410 et 420, et le centre de gravité de la tête 1, sont confondus, et correspondent également très préférentiellement au centre du rayon de courbure du hublot 6 des figures 1 à 3. Bien entendu, la tête selon l'invention s'applique également à des autodirecteurs ayant un hublot non sphérique. Chacun des capteurs peut être droit ou coudé pour des gains de compacité. Ainsi, sur la figure 2, le capteur 3 IR est droit, tandis que le capteur 5 visible (et/ou proche infrarouge) est coudé. Dans ce cas, le deuxième capteur 5 est préférentiellement coudé d'un côté de la deuxième ligne de visée BB et lesté par un lest 51, pour que la tête 1 soit équilibrée autour des deux axes 410 et 420. On évite ainsi la présence d'un balourd. Le fonctionnement de l'invention est le suivant. On choisit, en début de mission du missile, un capteur 3 ou 5 à placer 5 devant le hublot 6 grâce à l'actionneur 4, ici par exemple le capteur 3 (le capteur 5 est inactif). La mission commence, le missile est lancé et commence un vol vers une cible. Pendant la mission, l'actionneur 4 assure l'orientation de la première ligne de visée AA par rapport au premier axe 410 et au deuxième 10 axe 420, et assure en outre la stabilisation de la première ligne de visée AA. La mission peut se terminer avec le détecteur 3, mais également il peut être souhaitable de placer le capteur 5 devant le hublot 6, en cours de mission. En d'autres termes, le débattement angulaire peut être effectué à n'importe quel moment, c'est-à-dire avant le vol ou pendant le vol du missile.However, as shown more specifically in Figure 4, the actuator 4 is further adapted to perform an angular movement on one of the axes 410 or 420, to place the second sensor 5 in front of the window 6. In Figure 4, the lines of sight AA and BB being parallel, the additional angular displacement of the actuator 4 is at least 180 ° of rotation on one of the axes 410 or 420, but it is understood that other values of angular displacement are possible. Thus, the actuator 4 also selects the second sensor 5, then the orientation of the second line of sight BB relative to the first axis 410 and the second axis 420, and also ensures the stabilization of the second line of sight BB , especially when the second sensor 5 is placed in front of the window 6. As shown in FIG. 2, it is preferentially the external cardan shaft 41 which is adapted to be able to perform the angular deflection, of at least 180 ° of rotation, for example in the figures. In this way, the head 1 can benefit from all the caliber of the missile by being able to perform the angular deflection of 180 ° for the sensors 3 and 5. It is understood that the internal cardan 41 could also perform the angular deflection, but in this case the Sensors 3 and 5 would only benefit from the internal space of the internal gimbal 41. Preferably, also, once the head 1 mounted in the homing device 2, the first axis 410 allows an angular deflection in elevation (with respect to the horizontal) and the second axis 420 allows a displacement in the bearing (relative to the vertical). It is in fact generally more advantageous to have a greater displacement in the site than in the reservoir, and it is therefore advantageous to benefit in this respect from the large deflection possibilities in the site of the actuator 4. In order to facilitate the design of the head 1, the second line of sight BB is confused with the first line of sight AA, as shown in Figures 2 and 3, but other provisions of the lines of sight AA and BB are also possible. Advantageously also, the center of rotation, corresponding to the intersection of the axes 410 and 420, and the center of gravity of the head 1, are merged, and also very preferably correspond to the center of the radius of curvature of the window 6 of FIGS. 3. Of course, the head according to the invention also applies to homing devices having a non-spherical porthole. Each of the sensors can be straight or angled for compactness gains. Thus, in FIG. 2, the IR sensor 3 is straight, while the visible (and / or near infrared) sensor 5 is bent. In this case, the second sensor 5 is preferably bent on one side of the second line of sight BB and weighted by a ballast 51, so that the head 1 is balanced around the two axes 410 and 420. This avoids the presence of an imbalance. The operation of the invention is as follows. At the beginning of the mission of the missile, a sensor 3 or 5 to be placed 5 in front of the window 6 is chosen thanks to the actuator 4, here for example the sensor 3 (the sensor 5 is inactive). The mission begins, the missile is launched and starts a flight towards a target. During the mission, the actuator 4 ensures the orientation of the first line of sight AA with respect to the first axis 410 and the second axis 420, and further ensures the stabilization of the first line of sight AA. The mission may end with the detector 3, but also it may be desirable to place the sensor 5 in front of the window 6 during the mission. In other words, the angular deflection can be performed at any time, that is to say before the flight or during the flight of the missile.

15 Dans ce cas, comme le montre la figure 3, l'actionneur 4 effectue un débattement angulaire (90° sur la figure 3), jusqu'à atteindre par exemple un débattement de 180° de rotation (voir la figure 4), de sorte que le capteur 5 soit placé devant le hublot 6 (le capteur 3 est alors inactif), et puisse continuer la mission du missile. L'actionneur 4 assure en outre l'orientation 20 de la deuxième ligne de visée BB par rapport au premier axe 410 et au deuxième axe 420, et assure aussi la stabilisation de la deuxième ligne de visée BB pendant la mission du missile. Avantageusement, à la position repos, l'actionneur 4 peut orienter les capteurs pour les protéger d'un rayonnement spécifique qui pourrait en 25 altérer le fonctionnement, comme par exemple protéger un capteur IR du rayonnement solaire. In this case, as shown in FIG. 3, the actuator 4 performs an angular deflection (90 ° in FIG. 3) until, for example, it reaches a rotation of 180 ° (see FIG. so that the sensor 5 is placed in front of the window 6 (the sensor 3 is then inactive), and can continue the mission of the missile. The actuator 4 furthermore ensures the orientation of the second line of sight BB with respect to the first axis 410 and the second axis 420, and also ensures the stabilization of the second line of sight BB during the mission of the missile. Advantageously, in the rest position, the actuator 4 can orient the sensors to protect them from specific radiation which could impair its operation, such as for example protecting an IR sensor from solar radiation.

Claims

REVENDICATIONS1. Head (1) comprising - a first sensor (3) in a first band (A1) of electromagnetic radiation, having a first line of sight (AA), - an actuator (4) on which is mounted the first sensor (3) pointing in a first direction on the first line of sight (AA), the actuator (4) having an outer gimbal (41) adapted to be rotatably mounted about a first axis (410), and a gimbal (42) internal assembly adapted to be rotatably mounted relative to the outer gimbal (41) about a second axis (420) so that the actuator (4) provides orientation of the first line of sight (AA) by to the first axis (410) and the second axis (420), and further ensures the stabilization of the first line of sight (AA), the head (1) being characterized in that it comprises - a second sensor ( 5) in a second band (A2) of electromagnetic radiation, having a second line of sight (BB), the second sensor (5) being mounted on the actuator (4) so that the second sensor (5) points in a second direction on the second line of sight (BB), the actuator (4) being further adapted to be able to perform angular deflection so that the actuator (4) further provides the orientation of the second line of sight (BB) relative to the first axis (410) and the second axis (420), and also ensures the stabilization of the second line of aiming (BB).

2. Head according to claim 1, wherein the second axis (420) is perpendicular to the first axis (410).

3. Head according to one of claims 1 or 2, wherein the second line of sight (BB) is parallel to the first line of sight (AA), the second second direction on the second line of sight (BB) being opposite the first sense on the first line (AA) of sighting.

4. Head according to one of claims 1 to 3, wherein the actuator (4) 5 is adapted to perform an angular deflection of at least 180 ° of rotation.

The head of claim 4, wherein the outer gimbal (41) is adapted to perform angular deflection of at least 180 ° of rotation.

6. Head according to one of claims 1 to 5, wherein - the first band (Al) is in the IR, and - the second band (A2) is in the visible and / or near infrared.

7. Head according to claim 6, wherein the second sensor (5) is bent on one side of the second line of sight (BB) and weighted so that the head (1) is balanced around the two axes (410) and (420). 20

8. Head according to one of claims 1 to 7, adapted for a homing missile (2).

9. self-steering (2) characterized in that it comprises a head according to one of claims 1 to 8. 25 15