Système d'arme et missile pour la destruction structurale d'une cible aérienne au moyen d'une charge focalisée

La présente invention concerne un système d'arme destiné à la destruction structurale, c'est-à-dire au sectionnement en deux tronçons distincts, d'une cible au moyen d'une charge focalisée commandée et comportant un missile porteur de ladite charge focalisée.

On sait que la destruction d'une cible aérienne, telle qu'un missile d'attaque, par impact direct d'un missile de défense est très improable, quelle que soit la sophistication du système de guidage dudit missile de défense. Aussi, actuellement, les deux méthodes principales grâce auxquelles un missile de défense peut, au moyen d'une charge militaire classique, détruire une telle cible aérienne, mettent en oeuvre

• soit l'effet de souffle de l'explosion de ladite charge si celle-ci est importante et si la cible se trouve à proximité immédiate ;
• soit la projection, grâce à une charge importante, d'une gerbe d'éclats, largement ouverte, dans des zones sensibles de la cible. De tels systèmes sont par exemple décrits dans les brevets US-A-3 858 207 et US-A-4 168 663.

Ces deux méthodes classiques présentent l'inconvénient de nécessiter une charge militaire importante, de sorte que les missiles de défense qu'elles mettent en oeuvre présentent une masse relativement importante nuisant à leur manceuvrabilité. Ceci est d'autant plus préjudiciable que les missiles d'attaque peuvent présenter une grande manoeuvrabilité et qu'il est donc souhaitable que la manoeuvrabilité d'un missile de défense soit aussi grande que possible pour permettre l'interception d'un missile d'attaque fortement manoeuvrant.

Pour remédier à cet inconvénient des méthodes d'interception classique, on a déjà pensé à projeter, à partir du missile de défense et au moyen d'une charge relativement faible, une gerbe d'éclats focalisée dans une zone fragile de ladite cible se trouvant à proximité immédiate dudit missile de défense, afin d'obtenir la destruction structurale de ladite cible, c'est-à-dire son sectionnement en deux tronçons distincts. Une telle destruction structurale d'une cible nécessite qu'un nombre d'éclats suffisant atteignent ensemble une zone de faible surface de la cible et que la charge utilisée soit focalisée, c'est-à-dire qu'elle projette, lors de l'explosion, des éclats dont les trajectoires forment un angle sensiblement constant avec l'axe du missile.

Une telle destruction structurale permet l'utilisation de missiles de faibles dimensions n'emportant qu'une charge faible ou moyenne (de l'ordre de trois à quatre fois plus faible que celle nécessitée par les deux premiers effets cités ci-dessus) et présentant une grande manoeuvrabilité, par exemple obtenue au moyen d'un pilotage en force, c'est-à-dire à l'aide de tuyères latérales dont la ligne d'action passe au moins approximativement par le centre de gravité du missile porteur. Un missile connu pour système d'arme destiné à la destruction structurale comporte de plus des moyens de calcul, des premiers moyens susceptibles de fournir la valeur de la vitesse dudit missile, des seconds moyens susceptibles de fournir la valeur de la vitesse relative de la cible par rapport au missile, des troisièmes moyens susceptibles de fournir l'angle éntre l'axe longitudinal du missile et ladite vitesse relative, ainsi que des quatrièmes moyens de détection de proximité susceptibles d'indiquer l'instant de détection d'une extrémité de ladite cible, ledit missile étant pourvu d'un système de déclenchement de ladite charge actionné avec un certain retard après la détection de la cible.

La destruction structurale paraîtrait donc constituer la méthode la plus efficace vis-à-vis des cibles rapides et à grande manoeuvrabilité. Cependant, elle n'est pas utilisée en pratique, car elle nécessite, pour que l'interception soit réussie, que la zone d'impact de la gerbe d'éclats focalisée corresponde à une zone vulnérable de la cible. Il ne semble pas, jusqu'à présent, que l'on ait réussi à maîtriser la zone d'impact, sur une cible, des éclats d'une gerbe focalisée.

La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient.

L'objet de la présente invention concerne un système d'arme permettant d'envoyer les éclats d'une charge focalisée dans une zone de la cible, spécifiée à l'avance et choisie pour sa vulnérabilité. Pour une cible aérienne une telle zone vulnérable correspond par exemple à la partie du fuselage qui se trouve entre la voilure et l'empennage.

A cette fin, selon l'invention, le système d'arme du type décrit ci-dessus est caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de calcul additionnels qui sont montés à bord dudit missile et qui, à partir des valeurs de la vitesse du missile et de la vitesse relative cible-missile, ainsi qu'à partir dudit angle entre l'axe longitudinal du missile et ladite vitesse relative, calculent à un instant proche dudit instant de détection fourni par lesdits quatrièmes moyens une durée, qui est ensuite décomptée par lesdits moyens de calcul additionnels à partir dudit instant de détection et au bout de laquelle lesdits moyens de calcul additionnels commandent ladite charge focalisée, lesdits moyens de calcul calculant ladite durée à partir des formules suivantes :dans lesquelles :

• T = durée décomptée à partir de l'instant de détection d'une extrémité de la cible par lesdits quatrièmes moyens et au bout de laquelle l'explosion de la charge focalisée est désirée pour que ses éclats atteignent une partie vulnérable prédéterminée de ladite cible ;
• d = distance séparant, le long de l'axe X-X du missile, le centre F des quatrièmes moyens de détection de proximité du centre 0 de la charge focalisée ;
• Io = constante, homogène à une longueur, caractéristique de la cible à détruire
• Ve = vitesse du missile ;
• V_R = vitesse relative de la cible par rapport au missile ;
• D = angle entre l'axe du missile et V_R.

On voit ainsi que, selon l'invention, l'explosion de la charge focalisée est commandée, à partir dudit instant de détection d'une extrémité de la cible, avec un temps de retard qui est calculé en fonction des paramètres réels de l'interception de la cible par le missile et qui, en réalité, correspond à une longueur prédéterminée de ladite cible à partir de son extrémité détectée par lesdits quatrièmes moyens.

De la sorte, les éclats de la charge focalisée peuvent atteindre la région prédéterminée de ladite cible en vue de réussir la destruction structurale de cette dernière. Dans le cas où cette durée calculée serait nulle ou négative, la mise à feu serait effectuée immédiatement.

On remarquera que les missiles connus, comme cela est par exemple décrit dans les brevets US-A-3 933 097 et DE-A-2 527 368, sont généralement pourvus d'un système de déclenchement de la charge actionné avec un certain retard, après la détection de la cible ; cependant, dans ce cas, ce retard est prévu par construction ou éventuellement introduit lors du lancement du missile, compte tenu de la vitesse supposée de la cible et du type d'attaque effectué par le missile sur la cible (attaque par l'avant ou par l'arrière). En revanche, selon l'invention, le retard à l'explosion de la charge focalisée est déterminé en fonction des circonstances de l'interception, afin d'optimiser les effets de ladite charge et d'obtenir la destruction structurale de la cible.

De préférence, lesdits premiers, seconds et troisièmes moyens sont prévus pour pouvoir fournir leurs informations en continu et alors lesdits moyens de calcul additionnels calculent ladite durée en continu pour en fournir une suite de valeurs, et, à partir dudit instant de détection fourni par lesdits quatrièmes moyens, lesdits moyens de calcul additionnels décomptent la dernière valeur de cette durée disponible avant ledit instant de détection.

De façon connue, lesdits moyens de calcul additionnels et/ou lesdits moyens de détection de proximité présentent un retard inhérent à l'exposition de ladite charge focalisée et à la détection d'une cible, respectivement. Si la totalité de ces retards connus inhérents au système est égale à (To), lesdits moyens de calcul additionnels adressent à la charge focalisée un signal de mise à feu au bout d'une durée (T_I), qui est égale à la différence entre la durée (T), au bout de laquelle l'explosion de la charge focalisée est désirée, et la durée de retard (To).

Ainsi, lesdits moyens de calcul additionnels corrigent éventuellement la durée (T) de la valeur (To) des retards inhérents pour fournir un signal de mise à feu à l'expiration de la durée (T,).

Afin de pouvoir fournir aux moyens de calcul la constante Io, le système selon l'invention comporte des moyens susceptibles d'indiquer cette constante. De tels moyens peuvent être des moyens d'affichage actionnés manuellement au moment du lancement du missile. De préférence, ils sont constitués de moyens automatiques de reconnaissance de la cible, soit portés par le missile lui-même, soit disposés à poste fixe. Dans ce dernier cas, ces moyens automatiques de reconnaissance sont avantageusement liés à la station de lancement et de téléguidage du missile, qui transmet à celui-ci par ondes électromagnétiques la valeur de to de la cible à détruire, en même temps que les autres informations habituelles.

On remarquera qu'à des instants très proches de l'interception, c'est-à-dire lorsque le missile et la cible passent par la même verticale, la vitesse relative V_R et l'angle D entre l'axe du missile et cette vitesse relative V_R subissent des variations rapides et non significatives : V_R passe par une valeur nulle et D passe par 90°. Ainsi, pour que le retard à l'explosion calculé T₁ ait une signification, il est nécessaire que les mesures de Ve, V_R et D aient été effectuées un certain temps avant l'interception, ce temps devant être ni trop grand, ni trop petit pour que V_R et D représentent sensiblement les valeurs réelles malgré les accélérations du missile et de la cible..

Aussi, selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, la valeur de la durée (T ou T_i) applicable à un instant donné est calculée à partir de mesures de la vitesse (Ve) du missile, de la vitesse relative cible-missile (V_R) et de l'angle (D) effectuées à un instant antérieur et lesdits moyens de calcul additionnels élaborent un temps de retard supplémentaire t qui est décompté à partir de l'instant desdites mesures et dont l'expiration permet le début du décomptage du retard (T ou T₁) à la mise à feu de la charge, dès que les moyens de détection de proximité ont détecté la cible.

En pratique, on mesure Ve, V_R et D et on effectue les calculs nécessaires à une cadence commandée par le temps t et on élabore un retard T,, périodiquement renouvelé, qui sera utilisé après détection de la cible par les moyens de détection de proximité, pour déclencher la charge à l'instant optimal.

De préférence, ledit temps de retard supplémentaire t est calculé par lesdits moyens de calcul additionnels et est proportionnel à l'inverse de la racine carrée de la vitesse relative (V_R).

Lesdits moyens de calcul peuvent être composés d'un premier circuit commandant les mesures des différents paramètres et effectuant les calculs nécessaires, d'un second circuit déterminant l'instant à partir duquel la durée de retard est exploitable et un troisième circuit permettant l'exploitation de cette durée de retard. De tels moyens de calcul peuvent être constitués, au moins en partie, par un microprocesseur.

• Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.
• La figure 1 est une vue schématique générale illustrant la mise en oeuvre du système d'arme de défense aérienne selon l'invention.
• La figure 2 montre schématiquement un missile de défense aérienne selon l'invention.
• La figure 3 est une vue schématique montrant deux paramètres intervenant dans l'interception d'une cible par le missile selon l'invention.
• La figure 4 est un schéma représentant l'interception d'une cible par le missile selon l'invention, dans le cas où cette interception est effectuée par l'avant de la cible et où la cible et le missile selon l'invention se trouvent dans un même plan.
• La figure 5 est un diagramme de vitesses pour le schéma de la figure 4.
• La figure 6 est un schéma représentant l'interception d'une cible par le missile selon l'invention, dans le cas où cette interception est effectuée par l'arrière de la cible et où la cible et le missile selon l'invention se trouvent dans un même plan.
• La figure 7 est un diagramme de vitesses pour le schéma de la figure 6.
• La figure donne le schéma synoptique des moyens de calcul du système selon l'invention, embarqués à bord du missile.

Le système d'arme selon l'invention, montré par la figure 1 et destiné à la défense aérienne, comporte un dispositif de détection et de guidage 1, agencé au sol, ainsi qu'un ensemble de missiles de défense aérienne 2. Lorsqu'un ennemi aérien 3 (missile, avion, hélicoptère, etc...) est détecté par le dispositif 1, celui-ci détermine à l'aide du calculateur et du radar qu'il comporte l'opportunité et les conditions d'une interception de l'ennemi 3.

Si l'interception est décidée, le dispositif 1 procède au lancement d'un missile 2 contre l'ennemi 3, qui devient alors la cible à abattre. Comme le montre schématiquement la figure 2, chaque missile 2 de défense aérienne comporte des moyens électroniques de guidage 4 susceptibles de coopérer avec le dispositif 1 et un autodirecteur 5 pourvu d'une centrale inertielle 5'. Aussi, dans un premier temps, un missile 2 suit une trajectoire de lancement entièrement déterminée par la coopération du dispositif 1 et des moyens de guidage embarqués 4. Ensuite, toujours grâce à cette coopération, le dispositif 1 dirige le missile 2 vers la cible 3 en lui faisant suivre une trajectoire 7. Enfin, lorsque le missile 2 est suffisamment bien orienté, son guidage vers la cible 3 est pris en charge par son autodirecteur 5.

On remarquera que, sur la figure 1, on a illustré le cas où le missile 2 va à la rencontre de la cible 3 pour l'attaquer par l'avant, ce qui correspond aux schémas des figures 4 et 5. Il va de soi que le missile 2 peut également attaquer la cible 3 par l'arrière, en la poursuivant et en la rattrapant, comme cela est figuré par les schémas des figures 6 et 7.

Chaque missile 2 comporte :

• des moyens de détection de proximité 8 dont le front de détection 9 est voisin d'une surface conique concave d'axe confondu avec l'axe longitudinal X-X dudit missile 2 et d'angle au sommet A ;
• une charge militaire focalisée 10 susceptible de projeter des éclats selon une surface de révolution d'axe confondu avec l'axe longitudinal X-X du missile et d'angle B ;
• des codeurs angulaires 12 disposés sur le bâti de l'autodirecteur 5 ; et
• des moyens de calcul 13 pour la commande de la charge focalisée 10.

L'objet de l'invention, comme il a été précisé ci-dessus, est de commander l'explosion de la charge focalisée 10 à un instant suivant la détection de la cible 3 par les moyens de détection de proximité 8, tel que les éclats de ladite charge 10 atteignent une région structuralement fragile de ladite cible, afin de couper celle-ci en deux. En général, les parties avant et médiane d'un engin assaillant 3 sont structuralement résistantes car comportant les appareils de navigation et de mesure, les réservoirs de carburant, la charge militaire, etc..., de sorte que, pour obtenir la destruction structurale dudit engin 3, il est préférable de projeter les éclats de la charge 10 dans une zone 14 de la partie arrière de celui-ci (voir les figures 4 et 6). Ainsi, l'objet de l'invention est de déterminer un temps T de retard à l'explosion de la charge 10, après la détection de la cible 3 par les moyens de détection de proximité 8, tel que les éclats de ladite charge focalisée 10 puissent atteindre la zone 14, disposée à une distance du premier point 15 de la cible 3 détectée par le front 9 desdits moyens de détection de proximité 8.

On remarquera que l'explosion de la charge 10 après la mise à feu par les moyens de calcul 13 n'est pas instantanée et que, de plus, il existe un retard à la détection d'une cible 3 par les moyens de détection de proximité 8 ; par suite, le temps de retard T à l'explosion doit être corrigé d'un temps To, connu pour une charge 10 et des moyens de détection de proximité 8 donnés et correspondant aux retards d'explosion après mise à feu et de détection par les moyens de détection de proximité 8.

En réalité, l'instant de commande de mise à feu doit intervenir avec un temps de retard :

Si l'on cherche à déterminer mathématiquement la distance I entre le premier point détecté 15 et la zone 14, on doit faire intervenir au moins les paramètres suivants :

• la vitesse Ve du missile de défense aérienne 2 ;
• la vitesse VB de la cible 3 ;

l'angle P de la présentation de la cible 3 par rapport au missile 2, c'est-à-dire l'angle entre la direction de la vitesse Ve et celle de la vitesse VB (voir les figures 5 et 7) ;

• le temps T de retard à l'explosion de la charge focalisée 10 après détection du point 15 de la cible 3 par le front 9 des moyens de détection de proximité 8 ;
• la vitesse Vi des éclats de la charge focalisée 10, projetés selon la surface de révolution 11 ;
• l'angle B de la surface de révolution 11 par rapport à l'axe X-X du missile 2 ;
• l'angle A du front de détection 9 des moyens de détection de proximité 8, par rapport à l'axe X-X du missile 2 ;
• la distance d le long de l'axe X-X du missile 2, entre le cente F des moyens de détection de proximité 8 et le centre 0 de la charge focalisée 10 ;
• la position axiale h du point 15 de la cible 3 détecté par des moyens de détection de proximité 8, par rapport à l'axe X-X du missile 2 ; et
• l'angle a définissant la position angulaire dudit point 15 par exemple par rapport à la direction H-H perpendiculaire commune à Ve et V_B (sur les figures 4 et 5, a = 90°).
• Il va de soi que la connaissance à l'instant de la détection du point 15 par le front 9 de tous les paramètres ci-dessus, sauf T, permet de calculer T pour que 1 ait une valeur donnée à l'avance. Il est donc possible théoriquement d'atteindre une zone 14 déterminée à l'avance, du moins dans le cas où le calcul de T₁ donne un résultat positif. Cependant, en pratique, un tel calcul de T n'est pas possible, car, quoique certains paramètres, tels que Vi, A, B et d, soient connus par construction et que d'autres, tels que Ve, V_B et P, puissent être mesurés sur le missile 2 à des instants proches de l'interception, il subsiste une grande indétermination due à la méconnaissance de h et a.

La présente invention permet de contourner cette difficulté. En effet, la demanderesse a démontré en étudiant la grandeur I, fonction des dix paamètres précédents, que celle-ci pouvait s'écrire sous la forme d'une somme de trois termes :tels que :

Io est une constante, ayant la dimension d'une longueur et indépendante des paramètres Ve, V_B et P ; lo est attachée à chaque type de cible 3 et caractéristique de celle-ci. Le dispositif de détection et de guidage 1, qui effectue une reconnaissance d'image au moins partielle de la cible 3, connait le type de celle-ci et peut donc adresser aux moyens de calcul 13 du missile 2, la valeur lo appropriée à la cible 3 en cours d'interception. Les différentes valeurs 10 correspondent respectivement aux différents types de cibles possibles sont de préférence prédéterminées et stockées dans le dispositif 1. A chaque type de cible 3 peut être associée une valeur de 10 pour une attaque par l'avant et une autre valeur lo pour une attaque parl'arrière. Eventuellement, le missile 2 peut comporter les moyens pour détecter le type de la cible 3 et déterminer la valeur à adopter pour la constante lo ;

Dl₁ = ± V_B · te, terme dans lequel te est le temps mis par les éclats de la charge focalisée 10 pour atteindre la zone 14 de la cible 3. Le signe + est utilisé pour une attaque par l'avant et le signe - pour une attaque par l'arrière. Le dispositif de détection et de guidage 1 connaît le type d'attaque (par l'avant ou par l'arrière) que va effectuer le missile 2 sur la cible 3 et il est donc à même de communiquer aux moyens de calcul 13 le signe approprié. On remarquera que te est une fonction implicite de h, a et T ; et

DI₂ est une variation de longueur due aux paramètres h et a.

La condition pour que I puisse être considérée comme la somme des termes lo, DI, et D1₂ est alors la suivante :

La condition (1) est facile à réaliser par construction, puisque ne faisant intervenir que des paramètres à la disposition du constructeur du missile 2. Si cette condition (1) est respectée, le temps de retard T est donné par la formulec'est-à-dire s'il s'agit d'une attaque par l'avant (voir les figures 4 et 5), ou par la formule :c'est-à-dire s'il s'agit d'une attaque par l'arrière (voir figures 6 et 7).

De plus, la demanderesse a montré que si la relation (1) était vérifiée au moins avec une bonne approximation, le terme Dl₂ restait petit devant Io et Dl₁, au moins dans une gamme étendue des paramètres Ve, V_B et P et pouvait donc être négligé.

Ainsi, si la condition (1) est respectée et si l'on a choisi le temps T selon la relation (2₁) ou (2₂) appropriée, la zone 14 atteinte par les éclats sera définie à partir du point 15, par la relation :

Par suite, si en fonction du diamètre de la zone couverte par les moyens de détection de proximité 8 et de considérations d'efficacité de destruction structurale, on choisit un temps maximal t_m de parcours des éclats de la charge focalisée 10, on obtient une grande probabilité de toucher la cible 3 en une zone délimitée entre Io et lo ± VB · tM.

On remarquera que le calcul de T peut être facilement effectué à bord du missile 2. En effet, comme le montrent les figures 5 et 7, on a :en appelant V_R, la vitesse relative de la cible 3 par rapport au missile 2 et D, l'angle entre la vitesse Ve du missile et cette vitesse relative V_R. Par suite, on peut écrire :avec

Le temps T dépend donc uniquement des trois variables V_R, Ve et D, puisque d et Io sont fixées soit par construction (d), soit par prédétermination (lo). Or :

• V_R est disponible de l'autodirecteur 5, qui comporte par exemple un radar à effet Doppler. La vitesse relative V_R est une donnée toujours présente à bord d'un missile (2), car nécessaire à l'élaboration du guidage en navigation proportionnelle au moyen de l'autodirecteur 5 ;
• Ve peut être connue de plusieurs façons différentes, par exemple à partir de la centrale inertielle 5' de l'autodirecteur (5) du missile 2 ou à partir d'accéléromètres ; elle pourrait également être tabulée en fonction du temps de parcours effectué par ledit missile 2 ;
• l'angle D est donné par les codeurs angulaires 12 disposés sur le bâti de l'autodirecteur 5 ; de tels codeurs sont généralement prévus sur le missile 2, à cause de la nécessité d'orienter préalablement celui-ci (trajectoire 7) avant que la cible 3 puisse être accrochée par l'autodirecteur 5.
• Sur les figures 4 et 7, on a représenté schématiquement une interception avant et une interception arrière et l'on peut y voir qu'à l'instant de l'explosion de la charge localisée 10, le centre 0 de celle-ci se trouve en 0' de façon que les éclats localisés 11 puissent atteindre la zone prédéterminée 14.
• Sur la figure 8, on a représenté un exemple de réalisation des moyens de calcul 13 pour la commande de la charge focalisée 10. Ces moyens 13 sont constitués d'un circuit de mesure et de calcul 16 et de deux compteurs-décompteurs 17 et 18, ainsi que de deux horloges 19 et 20 émettant des impulsions à des cadences respectives c₁ et c₂.

Le circuit 16 commande les mesures et effectue les calculs. Le compteur-décompteur 17 détermine . l'instant à partir duquel le temps de retard à l'explosion est exploitable, tandis que le compteur-décompteur 18 permet l'exploitation de ce retard.

Le circuit 16 comporte trois entrées 21, 22 et 23 respectivement reliées à l'autodirecteur 5, à l'horloge 19 et au compteur-décompteur 17, ainsi qu'une entrée 24 et une sortie 25 reliées aux capteurs 5, 5', 12 et trois entrées 26, 27 et 28, respectivement pour les paramètres lo, d et To. Il est mis en oeuvre lorsque les conditions suivantes sont réunies :

• sur l'entrée 21, l'autodirecteur 5 applique un signal indiquant qu'il fonctionne et qu'il a accroché la cible 3 ;
• sur l'entrée 22, une impulsion de l'horloge 19 est présente ;
• le circuit 17 adresse une autorisation de mesure sur l'entrée 23 ;

Le circuit 16 provoque alors successivement :

• la lecture de Ve, V_R et D sur les capteurs 5, 5' et 12 par l'entrée 24 ;
• le calcul du temps de retard T₁ à la mise à feu et du temps de retard supplémentaire t ;
• le chargement du compteur-décompteur 17 par le temps de retard t ;
• l'autorisation de décrémenter ce compteur-décompteur 17 ;
• la mise en mémoire du temps de retard T_i.

Le compteur-décompteur 17 est initialisé au nombre d'impulsions N, = (t/c₁) -1. Son chargement par le circuit 16 provoque l'interdiction de mesure de celui-ci par l'entrée 23. Le compteur-décompteur 17 est décrémenté de 1 à chaque impulsion de l'horloge 19 (liaison 29). Lorsque son contenu devient négatif, les opérations suivantes sont réalisées :

• initialisation du compteur-décompteur 18 (liaison 30) ;
• chargement de T, dans le compteur-décompteur 18 ;
• autorisation de mesure sur l'entrée 23, pour débloquer le circuit 16.

Le compteur-décompteur 18 est initialisé par le compteur-décompteur 17 à un nombre d'impulsions N₂ = (T1/c2) -1. Il est décrémenté de 1 à chaque impulsion de l'horloge 20 (liaison 31) dès que les moyens de détection de proximité 8 détectent la cible 3 et adressent un signal correspondant au compteur-décompteur 18 par la liaison 32. Lorsque son contenu est négatif, il y a mise à feu de la charge explosive 10.

Le signal d'autorisation de mesure (entrée 23) est initialisé au moment du lancement ou ·lors de la mise en recherche de l'autodirecteur 5.

On remarquera que ce système permet de conserver la dernière valeur de T connue si l'autodirecteur 5 perd la cible 3. Si le calcul de T conduit à un nombre négatif, le retard à l'explosion est alors nul après détection de la cible 3 par les moyens de détection de proximité 8.