La présente invention est relative à des bombes aérien
nés et à d'autres engins de ce genre qui, dans leur trajectoire dans l'air ou un autre fluiae, sont propulsés par la
réaction provoquée par l'éjection arrière d'un fluide. Elle
<EMI ID=1.1>
sera relative à de telles bombes, mais il est évident qu'elle
peut s'appliquer de façon analogue à d'autres engins aériens,
engins sous-marins et engins propulsés par éjection de 'liqui-.
de.
Lorsqu'un projectile de ce genre n'est pas muni d'un
système quelconque de commande de direction, la trajectoire
qu'il décrit est déterminée par la manière dont il est lancé,
le mode d'éjection du gaz, la forme de l'engin et la distribution de sa masse, ainsi que les perturbations qui peuvent se
trouver dans l'air. Si on ne tient pas compte de ces perturbations dans l'air, il doit être théoriquement possible de
lancer successivement une série d'engins identiques, d'une
manière identique et d'amener ainsi tous les projectiles à
atteindre le même point. Toutefois, dans la pratique, il est
<EMI ID=2.1>
lument identiques entre eux, et par ailLeurs des projectiles apparemment identiques ne se comportent pas exactement de la
<EMI ID=3.1>
par rapport à l'axe du nrojectile, ainsi que la vitesse d'éjection s'écartent de façon variable de la normale, et par
conséquent diffèrent d'un projectile à l'autre. L'invention
<EMI ID=4.1>
négligeable l'effet de petits défauts de réglage soit dans la construction elle-même soit dans l'éjection gazeuse, sur la trajectoire désirée d'un projectile. L'invention supplique aussi à des projectiles munis d'une commande de direction
étant donné qu'il n'est pas souhaitable que la commande soit utilisée pour compenser les défauts de précision comme elle l'est pour guider l'engin.
Les bombes que vise principalement l'invention dont des projectiles qui sont lancés d'un canon d'un certain type avec une certaine vitesse initiale et qui sont entraînés
de façon auxiliaire pendant au moins une partie de leur trajectoire par auto-propulsion du genre fusée. De tels projectiles doivent être simples et non susceptibles d'interception, et eh conséquence ne doivent pas comporter de commande gyroscopique, ou de direction à distance. En général, le projectile est formé principalement d'une tête, d'une tuyère formant queue et d'un stabilisateur disposé sur l'extrémité de la queue. Jusqu'à présent, dans les projectiles usuels de ce genre, le gaz destiné à la propulsion est éjecté habituellement à l'extrémité de la queue, et.ceci se révèle une cause de fonctionnement imprécis, principalement parce qu'un léger défaut d'orientation dans la direction d'éjection a pour effet que
la poussée-réactionnelle communique à l'engin un moment de basculement sensible.
Il a été proposé dans le brevet américain n[deg.]
2.503.271 déposé le 6 février 1945 d'effectuer l'éjection gazeu
-se d'une fusée le long de chemins de parcours divergeant entre eux vers l'arrière autour de l'axe. longitudinal de la fusée, le gaz sortant de la fusée à distance appréciable en avant de son extrémité postérieure. Cependant, dans cette solution, le point
(qu'on peut tppeler le point de convergeance) où se rencontrent les passades divergents quand on les prolonge vers l'avant, coïncide avec le centre de gravité de la fusée.
Il résulte des recherches de la demanderesse que, pour obtenir que les petites imprécisions aient un effet très faible ou même négligeable, il est nécessaire non seulement aue les gaz sortent en jets divergeant sensiblement symétriquement à partir d'un point situé à une distance appréciable en avant de l'extrémité arrière, mais aussi de choisir ce noint de convergeance par rapport à un certain point dénommé ci-après "point de rotation" (turning point). Ce dernier
est le point par lequel doit passer l'action d'une force propulsive oblique pour communiquer à l'engin un mouvement linéaire comprenant une -composante transversale, mais non accompagné d'un mouvement angulaire autour d'un axe transversal .
Ce point ne peut être déterminé d'une façon directe par essai avec le projectile au repos, étant donnné que sa position est variable suivant la for�e propulsive et la vitesse du projectile.
Il est cependant possible de déterminer le "point neu. tre" du projectile. C'est un point de l'axe longitudinal de l'engin, par lequel agit la force de poussée de l'air quand le projectile se trouve dans un courant d'air en mouvement par rapport à lui suivant une direction inclinée par rapport à son axe longitudinal. On peut trouver le point neutre,
par exemple, en plaçant le projectile sur un support à la Cardan dans un courant d'air constant établi dans une souffle. rie ou d'autre manière, et en changeant la position de l'engin dans sa monture jusqu'à ce qu'il arrive à perdre sa tendance à piquer du nez dans le courant et se trouve en équili-
<EMI ID=5.1>
en avant en équilibre stable quand aucune force propulsive
<EMI ID=6.1>
du point neutre et c'est le cas dans tous les projectiles sui. vant l'invention. C'est à cause du fait que le point neutre ne coïncide nas avec le centre de gravité que le point de rotation a une position variable.
<EMI ID=7.1>
il s'ensuit que le projectile se déplade dans l'air dans les conditions où il se trouvait dans le courant d'air ci-dessus et le point de rotation est placé �u point neutre. Mais si la force est suffisante pour .entraîner !une accélération, le point de rotation est alors déplacé du point neutre vers'le centre de gravité, sans jamais aller au-delà, dans une mesure qui est déterminée par l'accélération et la vitesse du projectile. Le point neutre étant, dans les projectiles suivant l'invention, placé en arrière du centre de gravité, le point de rotation se trouve aussi en arrière du centre de gravité.
Quand on possède la position du centre de gravité, du point neutre, et les indications sur la vitesse et l'accélération de l'engin pendant tout le temps où une force pro-
<EMI ID=8.1>
terminer par analyse aérodynamique, la petite zone dans laquelle se déplace le point de rotation pendant le vol. Cette ahalyse permet de trouver une position déterminée du point de rotation pour laquelle on a un comportement sensiblement semblable du projectile. On appelle ce point le point de rota
-tion effectif. Dans cette analyse, on doit prendre en con- <EMI ID=9.1>
tile, étant donné que l'effet d'un défaut de précision provoquant une déviation du projectile est d'autant plus grand que la distance parcourue ensuite par le projectile jusqu'à son objectif est plus grande.
Les projectiles suivant l'invention doivent être con-
<EMI ID=10.1> la description, en se référant en particulier a.u dessin -ci¯ joint, sur lequel :
- figure 1 est une vue en élévation d'un projectile aérien construit suivant l'invention; figure 2 est une vue en coupe longitudi nale d'une partie du projectile, à une plus grande échelle, et <EMI ID=11.1> tionnement.
En se référant tout d'abord aux figures 1 et 2, on voit représenté un projectile destiné à être tiré d'un appareil analogue à un canon. Il comporte essentiellement une tête 2 pourvue d'un diaphragme 2 qui la sépare en parties a� vant et arrière. La partie avant de la tête contient une char.
<EMI ID=12.1>
tie. arrière est constituée par un corps résistant à la pression, dans lequel est logé un agent de propulsion 10 constitué par de la cordite, disposé autour de l'extrémité antérieure d'un tube ou tuyère 4. Ce tube se prolonge vers
<EMI ID=13.1>
de queue et porte à son extrémité postérieure un empennage stabilisateur 6 en forme de tambour légèrement divergent vers
<EMI ID=14.1>
6 dans le fût du canon, en adaptant une broche en forme de tige, non représentée. A l'extrémité antérieure du tube, est prévue une charge 9 qui est allumée par un mouvement de la broche vers l'avant. L'allumage de cette charge produit un-
<EMI ID=15.1>
me temps, le gaz enflammé provenant de la charge 9 passe à travers des trous 1.1 et allume de la poudre 13 placée dans
<EMI ID=16.1> gent de propulsion 10 lui-même est enflamme et - se met alors à brûler en donnant du gaz et engendrant une poussée de réaction qui propulse le projectile et l'accélère davantage.
Il peut -arriver que le'projectile quitte le canon avant que l'agent 10 brûle de façon convenable. Pour éviter que la régularité intrinsèque de mouvement et la stabilité de vol du projectile soient altérées au moment du lancement, d'un canon ou lance-fusée, le temps de mise à feu de la charge de propulsion doit être synchronisé avec celui de la ou cartouche primaire ou de lancement. On peut atteindre ce résultat par un agencement permettant de communiquer l'ignitioh initiale à la charge de propulsion et de là à la charge
- de lancement.
Ceci revient à dire que la charge de propulsion est allumée par une commande externe, et la charge de lancement est allumée en conséquence de l'ignition de la charge de propulsion, ou d'une amorce par la charge de propulsion. Ceci veut dire qu'au moment où le projectile quitte le canon la charge de propulsion est entièrement allumée, et à partir de ce moment la partie initiale du vol du projectile peut être réglée. Le temps qui s'écoule entre l'allumage de.-s deux charges peut être déterminé à l'avance par un choix d'amorces ou par l'emploi, si cela est nécessaire, d'un "retard" pyrotechnique, ou il peut correspondre au temps de course de pièces mobiles, par exemple d'un percuteur venant frapper son amorce, ou encore au temps mis par la pression pour s'élever suffisamment pour briser un obstacle mécanique.
<EMI ID=17.1>
première des deux charges.
Au lieu d'employer une broche formant une pièce d'un
<EMI ID=18.1>
be de queue et porte à son extrémité postérieure un obturateur, la charge de lancement étant logée entre l'obturateur <EMI ID=19.1>
parés du projectile par l'élévation de pression à l'intérieur du projectile peut de temps après' sa' sortie du canon d'où
ce projectile est lancé.
Le gaz sort par quatorze buses de tuyère 12 disposées
<EMI ID=20.1>
<EMI ID=21.1>
buses. Ces buses définisse*. des passages pour les gaz, incli.
-nés sur l'axe du projectile et disposés en un cône ayant' son sommet en un point 14, qui est le point de convergence. Ces buses sont, considérées individuellement, convergentes divergentes avec un évasement réduit à leur sortie. Cette for. me est choisie de manière à diriger le jet de gaz avec plus de précision dans la direction désignée que ne le fait une buse convergente-divergente normale.
Le centre de gravité, que l'on peut naturellement déterminer facilement, est situé en un point 16, qui, dans le projectile représenté sur la figure 1, et de préférence également dans les autres engins, se trouve placé dans le premier tiers de la longueur totale de l'engin. Le point
<EMI ID=22.1>
ger de position, mais dans le projectile représenté dans lequel le combustible 10 est disposé autour du point 16, la
<EMI ID=23.1>
sommation de combustible. Afin de maintenir le centre de gra. vite en avant du point neutre, et le point de rotation en avant du point de convergence, il est toujours nécessaire de donner au projectile une forme générale convenable et de disposer la réserve de combustible de telle sorte que le centre de gravit(,. ne se déplace pas trop vers l'arrière au fur <EMI ID=24.1>
La disposition des diverses parties du projectile est étudiée de façon à ce que la poussée résultante coïncide
<EMI ID=25.1>
qué sur les figures 3 à 6. Dans chaque figure, deux buses seulement'sont représentées à titre d'illustration. L'éjection des gaz à la sortie de ces buses engendre des poussées
<EMI ID=26.1>
inclinés également par rapport à l'axe longitudinal 2, 'et
<EMI ID=27.1>
tudinal:
<EMI ID=28.1>
té des types d'erreurs, rend impossible la suppression complè. te de l'effet des erreurs.
Il neut aussi arriver que le centre de gravité, ou le point neutre, ou les deux à la fois ne se trouvent pas, .
<EMI ID=29.1>
ne passe pas nécessairement par le point de convergence 14. DE cette manière, T a un moment autour d'un point 14' qui :se trouve sur la ligne 24, de front avec le point 14.
Par ailleurs, en partant d'une condition dans laquelle
<EMI ID=30.1>
latérale, il est possible pour une composante de poussée latérale de communiquer à l'engin un mouvement latéral ou translation, en d'autres termes de le faire dériver, sans lui donner en même temps un mouvement angulaire c'est-à-dire, une rotation. Ceci se produit si la poussée passe par le
point de rotation (déterminé par la vitesse linéaire instantanée et l'accélération). Si la poussée passe par un point situé à une petite distance en arrière du point de rotation il s'ensuit que le projectile non seulement dérive transversalement mais aussi tourne dans une direction qui compense cet
-te dérive, et, à une certaine distance, sa trajectoire vient 'couper la trajectoire que le projectile aurait décrite s'il <EMI ID=31.1>
Les déviations dues à cette dérive et à ce changement d'orientation ne peuvent s'annuler sur toutes les distances étant donné que l'une résulte d'un mouvement linéaire et l'autre
<EMI ID=32.1>
<EMI ID=33.1>
oui n'est soumis à aucune dérive ni déviation angulaire,
<EMI ID=34.1>
<EMI ID=35.1>
fois une dérive et à une déviation angulaire en directions opposées.
<EMI ID=36.1> point de rotation effectif, l'invention met à profit cette possibilité que la dérive et la déviation angulaire dues à
une composante latérale de poussée, peuvent entraîner des déviations dans des directions opposées. De la sorte, les effets d'une erreur du type représenté sur la figure 3 se compensent l'un l'autre.
Sur la figure 4, T peut être résolu en une force du type indiqué sur la figure 3 passant par le point 14, plus un petit couple. Les effets de la force passant par 14 s'annulent comme il a été-expliqué précédemment. L'importance du petit couple est si faible qu'il n'affecte pas sérieusement
la direction de l'engin.
Sur la figure 5, T peut être résolu en une force parallèle passant par 14 plus un petit couple dont la grandeur dépend du bras da couple de T autour de 14, c'est-à-dire
de la plus courte.distance du point 14 à la ligne d'action de T. De façon analogue sur la figure 6, T peut être résolu en une force parallèle passant par 14' plus un petit
<EMI ID=37.1>
té et le point neutre n'a évidemment aucun effet contraire sur la direction de l'engin et l'effet du couplé est réduit par suite de la petitesse de son bras de couple. En particulier, on doit remarquer la grande différence entre le bras
de couple réduit qui apparaît sur les figures 4 à 6 et le bras considérable qui existe autour du point de rotation et le mouvement important de déviation angulaire qu'il entraîne (avec une dérive qui n'est pas plus grande) dans un projectile pourvu d'une tuyère placée dans sa queue, par suite d'une erreur semblable d'inclinaison de la poussée engendrée par cette tuyère.
Dans un plan vertical, l'effet des diverses erreurs se superpose, non sur une trajectoire droite mais sur une trajectoire incurvée déterminée par la force de gravité ainsi que par les conditions prévues de poussée et le mode de lan-cement ainsi que l'effet de la force de résistance de l'air.
En bref, l'idée de base de l'invention est la disposition relative de tous les quatre points (centre de gravité, point neutre, point de rotation effectif et point de convergence) de telle manière qu'un moment résultant tendant à faire changer l'engin de direction et une composante transversale de poussée provenant d'un défaut de symétrie des poussées engendrées par le gaz traversant les passages de buses provoquent une dérivation due respectivement à un changement
<EMI ID=38.1>
compensent mutuellement et au bout d'un trajet prédéterminé sont du même ordre de grandeur. Le point de rotation effectif estn comme ml a été expliqué ci-dessus, déterminé pour un mode
-. donné de lancement et 'une poussée donnée . Si le projectile est tel que la force de propulsion a une durée limitée, on peut arriver.à une précision raisonnable pour diverses portées de l'engin en choisissant comme portée déterminée à l'avance la distance atteinte lorsque cesse la force propulsive. Pour des 'plus longues portées, aucune autre erreur ne peut être introduite par la force propulsive puisqu'elle a cessé, et pour des portées plus courtes l'angle sbus-tendu par un objectif donné est plus grand, et par conséquent, les erreurs sont de moindre importance.
Le projectile représenté sur la figure 1 est un exemple de l'ordre de dimensions, relativement à la taille
d'un engin, des distances comprises entre le centre de gravité, le point neutre et le point de convergence. Dans cet exemple, la longueur hors tout du projectile de la pointe du nez
25 au bout de la queue 22 est de 34,9 cm. La distance du nez
<EMI ID=39.1>
<EMI ID=40.1>
point de convergence 14 est de 14,1 cm. En pratique,
le combustible du projectile brûle d'une façon régulière, jusqu'à épuisement brusque en un point intermédiaire du vol du projectile. Depuis le lancement jusqu'à ce que ce point intermédiaire soit atteint, le point de rotation reste considérablement en avant du point neutre par suite de l'accélération qui se maintient jusqu'à l'épuisement du combustible. Ensuite, la poussée cesse et, de ce fait,, ne peut provoquer aucune nouvelle erreur. Cependant, la déviation finale du projectile de son objectif dépend de la.distance qu'il doit encore parcourir dans son vol au delà du point intermédiaire.
Dans la construction d'autres projectiles, ou d'autres engins analogues, il est naturellement possible de. déterminer la position du point neutre et aussi une petite zone dans laquelle se trouve le centre de gravité. Il est alors possible de déterminer La position du point de rotation effectif pour un mode particulier de lancement et une poussée donnée, et d'agencer les buses de manière à ce que le point de convergence se trouve à une distance telle en arrière du point de rotation que les effets des erreurs se compensent mutuellement comme il a été décrit. Il est préférable d'utiliser l'analyse théorique seulement en vue de donner au point de convergence une position approximative pour trouver ensuite la position optimum par simple expérience.
Ceci implique la nécessité d'un petit nombre de séries de projectiles ayant leur point de convergence placé dans une position légèrement différente dans chaque série. On obtient très facilement ces différentes positions en modifiant l'inclinaison des buses sur l'axe longitudinal, ce qui a pour effet de modifier la
<EMI ID=41.1>
les buses de la tuyère. La dispersion de chaque série au lancement est mesurée et on retient pour l'utilisation future les dimensions de la série donnant la plus faible dispersion. On peut faire des projectiles et d'autres engins analogues avec tant de formes et de dimensions différentes que pour
une forme et une. dimension nouvelles de mode de détermination expérimentale se révèle en général plus rapide que les calculs théoriques poussés.
Un résultat secondaire, provenant d'une différence dans la direction ou le débit des décharges de gaz par des buses opposées de chaque coté de l'engin, est que deux parties opposées du stabilisateur, de queue (considéré comme symétrique autour de l'axe longitudinal de l'engin) se trouvent dans des parties du sillage (formé par la combinaison des filets d'air s'écoulant sur l'engin et au gaz sortant des buses) qui ne sont pas symétriques autour de l'axe longitudinal du projectile. Il en résulte en particulier que les deux parties opposées du stabilisateur de queue sont soumises à des forces
<EMI ID=42.1>
les et opposées. La différence entre ces composantes n'exerce qu'un effet réduit sur la dérive (ou translation), mais, 'par suite de son grand bras de moment, elle peut avoir un
<EMI ID=43.1>
joute alors à celui qui est du' à l'asymétrie des poussées des buses et qui tend au changement de direction angulaire. Le stabilisateur peut soit augmenter soit diminuer l'effet total de déviation angulaire suivant l'angle que font les plans du stabilisateur avec l'axe de l'engin et suivant la position
<EMI ID=44.1>
tient compte automatiquement de cet effet secondaire.
L'angle des surfaces du stabilisateur par rapport à l'axe de l'engin détermine également la résistance à l'avancement exercée par le stabilisateur, et on doit trouver un compromis entre plusieurs nécessités : opposer une faible
<EMI ID=45.1>
ble résistance après l'épuisement du combustible, et exercer l'influence qui peut être souhaitable sur l'effet de déviation angulaire produit par une erreur donnée dans l'éjection des gaz.
Dans certaines circonstances, il peut être possible
<EMI ID=46.1>
<EMI ID=47.1>
conique au bout du tube de queue. Ses dimensions peuvent être inférieures à la moitié du diamètre- de la partie princi-
<EMI ID=48.1>
Si la queue d'un projectile est proportionnellement
à son corps, plus grande que la queue du projectile représenté sur la figure 1, le point neutre peut alors être placé plut. loin en arrière, et le centre de gravité peut aussi être
plus loin en arrière. Toutefois, dans tous les projectiles suivant l'invention, le point de convergence se trouve en avant du dernier point de la surface du projectile en élévation latérale.
L'effet stabilisateur de la position et de l'orientation des buses 12 est accru par le fait oue le stabilisateur de queue 6 est un tambour ouvert qui est légèrement divergent vers l'arrière. L'emploi d'un tel stabilisateur de queue réduit l'effet progressif de changement d'orientation, ae telle sorte qu'il compense plus exactement la dérive par trans-
<EMI ID=49.1>
Au lieu d'un agencement circulaire de buses 12, on peut utiliser pour la sortie des gaz un orifice ou passage annulaire, entourant le orojectile et interrompu seulement par des cloisons radiales. Ceci permet d'avoir la même surface d'écoulement dans un diamètre total plus petit.
Dans les projectiles construits suivant les figures, on utilise un agent de propulsion solide. A titre été varian-
<EMI ID=50.1>
de l'oxygène pour entretenir sa combustion. La source de gaz peut être un brûleur à gaa sous pression. Le gaz peut sortir par décharges successives plutôt que d'une façon continue. Un combustible liquide peut être emmagasiné à une certaine distance de la tuyère ou des buses, par exemple, dans le nez
<EMI ID=51.1>
de combustion par une tuyauterie.
En outre, l'invention peut aussi s'appliquer à des projectiles qui ne reçoivent pas d'impulsion initiale par une charge de lancement mais sont accélérés à partir d'une position de repos uniquement par une forme quelconque de propulsion par réaction.
Les moyens décrits ci-dessus pour compenser les défauts de précision sont d'un intérêt particulier eu ce qui concerne. les projectiles qui dans leur mouvement ne tournent
<EMI ID=52.1>
aux projectiles qui ont un mouvement lent de rotation et qui sans.les moyens sus-décrits et qui font l'objet de l'inven-
<EMI ID=53.1>
provoquer cette lente rotation délibérément par rayage pu par inclinaison des buses ou des surfaces stabilisatrices. De
<EMI ID=54.1>
jection gazeuse, mais ceci est sans inconvénient. L'invention ne s'applique pas cependant, à des engins à qui on imprime
un mouvement de rotation assez rapide pour avoir un effet stabilisateur gyroscopique, étant donné que les problèmes auxquels s'applique l'invention ne se posent pas avec les projectiles à qui on donne une rotation rapide. Les projectiles porteurs d'une charge creuse n'ont généralement pas une rotation rapide car ceci gêne le succès de l'utilisation de la charge
<EMI ID=55.1>
ils ne reçoivent pas de rotation de façon délibérée, mais
s'ils sont pourvus d'un empennage tubulaire ils peuvent avoir <EMI ID=56.1>
s'appliquer à ces engins.
Bien entendu, l'invention n'est pas limitais aux
<EMI ID=57.1>
cités qu'à titre d'exemples.
REVENDICATIONS.-
1.- Projectile autopropulsé, bombe aérienne ou
engin analogue décrivant une trajectoire dans un fluide et
dont la propulsion en vol est assurée par la réaction provenant de l'éjection d'un fluide à l'arriére de l'engin suivant
des directions divergentes entre elles vers l'arrière et
distribuées sensiblement symétriquement autour de l'axe longitudinal de l'engin, le fluide propulseur sortant de l'engin
à une distance appréciable en avant de l'extrémité postérieure, le point neutre étant en arrière du centre de gravité, et
le point de convergence des directions d'éjection du fluide
étant placé en arrière du point de rotation effectif déterminé
pour un mode donné de lancement et une poussée donnée, maiq
en avant du dernier quart de la surface de l'engin en élévation latérale.
The present invention relates to aerial bombs
born and to other such craft which, in their trajectory through the air or other fluiae, are propelled by the
reaction caused by the back ejection of a fluid. She
<EMI ID = 1.1>
will be relative to such bombs, but it is obvious that it
can be applied in a similar way to other air vehicles,
underwater vehicles and vehicles propelled by ejection of liqui-.
of.
When a projectile of this kind is not equipped with a
any steering control system, the trajectory
that it describes is determined by how it is launched,
the mode of ejection of the gas, the shape of the vehicle and the distribution of its mass, as well as the disturbances which may occur
find in the air. If these disturbances in the air are not taken into account, it must be theoretically possible to
successively launch a series of identical machines, one
identical manner and thus bring all the projectiles to
reach the same point. However, in practice it is
<EMI ID = 2.1>
identical to each other, and moreover, apparently identical projectiles do not behave exactly in the same way.
<EMI ID = 3.1>
relative to the axis of the nrojectile, as well as the speed of ejection deviate in a variable way from the normal, and by
therefore differ from projectile to projectile. The invention
<EMI ID = 4.1>
negligible the effect of small adjustment faults either in the construction itself or in the gas ejection, on the desired trajectory of a projectile. The invention also requires projectiles provided with a directional control.
since it is undesirable that the control be used to compensate for precision defects as it is to guide the machine.
The bombs which the invention is mainly aimed at including projectiles which are launched from a cannon of a certain type with a certain initial speed and which are driven
in an auxiliary manner during at least part of their trajectory by self-propulsion of the rocket type. Such projectiles must be simple and not susceptible of interception, and consequently must not include gyroscopic control, or remote direction. In general, the projectile consists mainly of a head, a tail nozzle and a stabilizer disposed on the end of the tail. Hitherto, in conventional projectiles of this kind, the gas intended for propulsion is usually ejected at the end of the tail, and this has proved to be a cause of imprecise operation, mainly because a slight defect in the orientation in the ejection direction causes
the thrust-reaction communicates to the machine a sensitive tipping moment.
It has been proposed in US Pat. No. [deg.]
2,503,271 deposited on February 6, 1945 to perform the gas ejection
-se of a rocket along pathways diverging from each other backwards around the axis. longitudinal of the rocket, the gas exiting the rocket at a considerable distance in front of its rear end. However, in this solution, the point
(which we can call the point of convergence) where the divergent passades meet when they are extended forward, coincides with the center of gravity of the rocket.
It results from the applicant's research that, in order to obtain that the small inaccuracies have a very weak or even negligible effect, it is not only necessary that the gases come out in jets diverging substantially symmetrically from a point situated at an appreciable distance in front of the rear end, but also to choose this point of convergence with respect to a certain point called hereinafter "point of rotation" (turning point). This last
is the point through which the action of an oblique propulsive force must pass in order to impart to the machine a linear movement comprising a transverse component, but not accompanied by an angular movement around a transverse axis.
This point cannot be determined directly by testing with the projectile at rest, given that its position is variable according to the propulsive force and the speed of the projectile.
It is, however, possible to determine the "neutral point" of the projectile. It is a point on the longitudinal axis of the machine, through which the force of the air thrust acts when the projectile is in a current of air moving with respect to it in a direction inclined with respect to its longitudinal axis. We can find the neutral point,
for example, by placing the projectile on a gimbal support in a constant current of air established in a breath. laughing or otherwise, and changing the position of the craft in its mount until it can lose its tendency to nose down in the current and is balanced.
<EMI ID = 5.1>
forward in stable equilibrium when no propulsive force
<EMI ID = 6.1>
neutral point and this is the case in all sui projectiles. before the invention. It is because of the fact that the neutral point does not coincide with the center of gravity that the point of rotation has a variable position.
<EMI ID = 7.1>
it follows that the projectile moves through air under the conditions it was in the above air stream and the point of rotation is placed at a neutral point. But if the force is sufficient to. Cause! Acceleration, then the point of rotation is moved from the neutral point to the center of gravity, without ever going beyond, to an extent which is determined by the acceleration and the speed. of the projectile. The neutral point being, in the projectiles according to the invention, placed behind the center of gravity, the point of rotation is also behind the center of gravity.
When we have the position of the center of gravity, the neutral point, and the indications on the speed and the acceleration of the machine during all the time when a force pro-
<EMI ID = 8.1>
finish by aerodynamic analysis, the small area in which the point of rotation moves during the flight. This allyse makes it possible to find a determined position of the point of rotation for which we have a substantially similar behavior of the projectile. We call this point the rota point
-tion effective. In this analysis, we must take into account <EMI ID = 9.1>
tile, given that the effect of a lack of precision causing a deflection of the projectile is all the greater as the distance then traveled by the projectile to its objective is greater.
The projectiles according to the invention must be con-
<EMI ID = 10.1> the description, with particular reference to the attached drawing, in which:
- Figure 1 is an elevational view of an aerial projectile constructed according to the invention; Figure 2 is a longitudinal sectional view of part of the projectile, on a larger scale, and <EMI ID = 11.1> operation.
Referring firstly to Figures 1 and 2, there is shown a projectile intended to be fired from an apparatus similar to a cannon. It essentially comprises a head 2 provided with a diaphragm 2 which separates it into parts a � front and rear. The front part of the head contains a chariot.
<EMI ID = 12.1>
tie. rear is constituted by a pressure-resistant body, in which is housed a propellant 10 consisting of cordite, arranged around the front end of a tube or nozzle 4. This tube extends towards
<EMI ID = 13.1>
tail and carries at its rear end a stabilizer tail 6 in the form of a drum that diverges slightly towards
<EMI ID = 14.1>
6 in the barrel of the barrel, by adapting a pin in the form of a rod, not shown. At the front end of the tube there is a load 9 which is ignited by a forward movement of the pin. Ignition of this load produces a-
<EMI ID = 15.1>
At the same time, the ignited gas coming from the charge 9 passes through holes 1.1 and ignites the powder 13 placed in
<EMI ID = 16.1> propellant 10 itself is ignited and - then begins to burn giving gas and generating a reaction thrust which propels the projectile and accelerates it further.
It may happen that the projectile leaves the barrel before the agent 10 burns properly. To prevent the intrinsic regularity of movement and flight stability of the projectile from being altered when launching a gun or rocket launcher, the firing time of the propelling charge must be synchronized with that of the or primary or launch cartridge. This can be achieved by an arrangement allowing the initial ignition to be communicated to the propellant charge and thence to the charge.
- launch.
This amounts to saying that the propelling charge is ignited by an external control, and the launching charge is ignited as a result of the ignition of the propelling charge, or initiation by the propelling charge. This means that when the projectile leaves the barrel the propellant charge is fully ignited, and from that moment the initial part of the projectile flight can be regulated. The time between the ignition of two charges can be determined in advance by a choice of primers or by the use, if necessary, of a pyrotechnic "delay", or can correspond to the travel time of moving parts, for example of a striker coming to strike its primer, or even to the time taken by the pressure to rise sufficiently to break a mechanical obstacle.
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first of the two charges.
Instead of using a brooch forming a piece of a
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be tail and carries at its posterior end an obturator, the launching charge being housed between the obturator <EMI ID = 19.1>
trimmed from the projectile by the elevation of pressure inside the projectile may shortly after 'its' exit from the barrel from where
this projectile is launched.
The gas comes out through fourteen nozzle nozzles 12 arranged
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nozzles. These nozzles define *. passages for gases, incl.
-necessary on the axis of the projectile and arranged in a cone having its apex at a point 14, which is the point of convergence. These nozzles are, considered individually, convergent divergent with a reduced flare at their exit. This for. me is chosen to direct the gas jet more precisely in the designated direction than does a normal converging-diverging nozzle.
The center of gravity, which can naturally be easily determined, is located at a point 16, which, in the projectile shown in FIG. 1, and preferably also in other devices, is located in the first third of the total length of the machine. Point
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ger position, but in the projectile shown in which the fuel 10 is arranged around point 16, the
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fuel summation. In order to maintain the center of gra. quickly in front of the neutral point, and the point of rotation in front of the point of convergence, it is always necessary to give the projectile a generally suitable shape and to arrange the fuel reserve so that the center of gravity (,. not move too far back as <EMI ID = 24.1>
The arrangement of the various parts of the projectile is studied so that the resulting thrust coincides
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as shown in Figures 3 to 6. In each figure, only two nozzles are shown for illustration. The ejection of gases at the outlet of these nozzles generates thrusts
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inclined also with respect to the longitudinal axis 2, 'and
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tudinal:
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types of errors, makes it impossible to completely delete. te the effect of errors.
It may also happen that the center of gravity, or the neutral point, or both at the same time, are not found,.
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does not necessarily pass through the point of convergence 14. IN this way, T has a moment around a point 14 'which: is on the line 24, face to the point 14.
Moreover, starting from a condition in which
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lateral, it is possible for a component of lateral thrust to communicate to the machine a lateral movement or translation, in other words to make it drift, without giving it at the same time an angular movement, that is to say, a rotation. This happens if the thrust goes through the
point of rotation (determined by instantaneous linear velocity and acceleration). If the thrust passes through a point a short distance behind the point of rotation it follows that the projectile not only drifts transversely but also rotates in a direction which compensates for this.
- your drift, and, at a certain distance, its trajectory comes to cut the trajectory that the projectile would have described if it <EMI ID = 31.1>
The deviations due to this drift and this change of orientation cannot be canceled out over all distances since one results from a linear movement and the other
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yes is not subject to any drift or angular deviation,
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both a drift and an angular deflection in opposite directions.
<EMI ID = 36.1> effective point of rotation, the invention takes advantage of this possibility that the drift and the angular deviation due to
a lateral thrust component, can lead to deflections in opposite directions. In this way, the effects of an error of the type shown in FIG. 3 compensate each other.
In Fig. 4, T can be resolved into a force of the type shown in Fig. 3 passing through point 14, plus a small torque. The effects of the force passing through 14 cancel each other out as explained above. The importance of the small couple is so low that it does not seriously affect
the direction of the machine.
In figure 5, T can be solved as a parallel force passing through 14 plus a small torque whose magnitude depends on the torque arm of T around 14, i.e.
from the shortest distance from point 14 to the line of action of T. Analogously in figure 6, T can be resolved into a parallel force passing through 14 'plus a small
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tee and the neutral point obviously has no adverse effect on the direction of the machine and the effect of the coupling is reduced due to the smallness of its torque arm. In particular, one should notice the big difference between the arm
of reduced torque which appears in Figures 4 to 6 and the considerable arm which exists around the point of rotation and the large angular deflection movement which it causes (with a drift which is not greater) in a projectile provided with 'a nozzle placed in its tail, as a result of a similar error of inclination of the thrust generated by this nozzle.
In a vertical plane, the effect of the various errors is superimposed, not on a straight trajectory but on a curved trajectory determined by the force of gravity as well as by the expected conditions of thrust and the mode of launching as well as the effect. of the air resistance force.
In short, the basic idea of the invention is the relative arrangement of all four points (center of gravity, neutral point, effective point of rotation and point of convergence) such that a resulting moment tending to change the steering gear and a transverse component of thrust resulting from a defect in symmetry of the thrusts generated by the gas passing through the nozzle passages cause a bypass due respectively to a change
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compensate each other and after a predetermined path are of the same order of magnitude. The effective point of rotation estn as ml has been explained above, determined for a mode
-. given launch and 'a given thrust. If the projectile is such that the propulsive force has a limited duration, one can arrive at a reasonable precision for various ranges of the machine by choosing as range determined in advance the distance reached when the propulsive force ceases. For longer ranges, no further error can be introduced by the propulsive force since it has ceased, and for shorter ranges the angle sbus-strained by a given objective is greater, and therefore the errors are of lesser importance.
The projectile shown in Figure 1 is an example of the order of dimensions, relative to the size
of a machine, the distances between the center of gravity, the neutral point and the point of convergence. In this example, the overall length of the nose tip projectile
25 at the end of tail 22 is 34.9 cm. Distance from the nose
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focal point 14 is 14.1 cm. In practice,
the fuel of the projectile burns in a regular manner, until abrupt exhaustion at an intermediate point in the flight of the projectile. From the launch until this intermediate point is reached, the point of rotation remains considerably ahead of the neutral point as a result of the acceleration which is maintained until the fuel is exhausted. Then the thrust ceases and, therefore, cannot cause any further error. However, the final deflection of the projectile from its objective depends on the distance it must still travel in its flight beyond the intermediate point.
In the construction of other projectiles, or other similar devices, it is naturally possible to. determine the position of the neutral point and also a small area in which the center of gravity is located. It is then possible to determine the position of the effective point of rotation for a particular mode of launching and a given thrust, and to arrange the nozzles so that the point of convergence is at such a distance behind the point of rotation that the effects of errors offset each other as has been described. It is preferable to use theoretical analysis only with a view to giving the point of convergence an approximate position in order to then find the optimum position by simple experiment.
This implies the need for a small number of sets of projectiles having their focal point placed in a slightly different position in each set. These different positions are very easily obtained by modifying the inclination of the nozzles on the longitudinal axis, which has the effect of modifying the
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the nozzle nozzles. The dispersion of each series at launch is measured and the dimensions of the series giving the lowest dispersion are retained for future use. Projectiles and other similar devices can be made with so many different shapes and sizes that
one form and one. new dimension of experimental determination method turns out in general to be faster than advanced theoretical calculations.
A secondary result, arising from a difference in the direction or rate of the gas discharges through opposing nozzles on either side of the craft, is that two opposite parts of the stabilizer, tail (considered symmetrical about the axis longitudinal of the machine) are found in parts of the wake (formed by the combination of the air streams flowing over the machine and the gas coming out of the nozzles) which are not symmetrical about the longitudinal axis of the projectile . It follows in particular that the two opposite parts of the tail stabilizer are subjected to forces.
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the and opposites. The difference between these components has only a reduced effect on the drift (or translation), but, owing to its large moment arm, it may have a
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joust then to that which is due to the asymmetry of the thrusts of the nozzles and which tends to change angular direction. The stabilizer can either increase or decrease the total effect of angular deviation depending on the angle made by the planes of the stabilizer with the axis of the machine and depending on the position
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automatically takes this side effect into account.
The angle of the surfaces of the stabilizer with respect to the axis of the machine also determines the resistance to forward movement exerted by the stabilizer, and a compromise must be found between several necessities: oppose a weak
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ble resistance after the fuel has been exhausted, and exert the influence which may be desirable on the effect of angular deflection produced by a given error in the ejection of the gases.
In some circumstances it may be possible
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conical at the end of the tail tube. Its dimensions may be less than half the diameter of the main part.
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If the tail of a projectile is proportionally
to its body, larger than the tail of the projectile shown in Figure 1, the neutral point can then be placed instead. far back, and the center of gravity may also be
further back. However, in all projectiles according to the invention, the point of convergence is in front of the last point of the projectile surface in side elevation.
The stabilizing effect of the position and orientation of the nozzles 12 is enhanced by the fact that the tail stabilizer 6 is an open drum which diverges slightly rearwardly. The use of such a tail stabilizer reduces the gradual effect of changing orientation, ae so that it more exactly compensates for drift by shifting.
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Instead of a circular arrangement of nozzles 12, it is possible to use for the outlet of the gases an orifice or annular passage, surrounding the orojectile and interrupted only by radial partitions. This allows for the same flow surface in a smaller overall diameter.
In the projectiles constructed according to the figures, a solid propellant is used. As been variable
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oxygen to maintain its combustion. The gas source may be a pressurized gaa burner. The gas can exit in successive discharges rather than continuously. Liquid fuel can be stored some distance from the nozzle or nozzles, for example, in the nose
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combustion by a pipe.
Further, the invention is also applicable to projectiles which do not receive an initial impulse by a launch charge but are accelerated from a resting position only by some form of jet propulsion.
Of particular interest are the means described above for compensating for inaccuracies. the projectiles which in their movement do not rotate
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projectiles which have a slow rotational movement and which without the means described above and which are the subject of the invention
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cause this slow rotation deliberately by scoring or by tilting the nozzles or stabilizing surfaces. Of
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gas jection, but this is without inconvenience. The invention does not apply, however, to machines which are printed
a rotational movement fast enough to have a gyroscopic stabilizing effect, given that the problems to which the invention applies do not arise with projectiles which are given rapid rotation. Projectiles carrying a shaped charge generally do not rotate quickly as this hinders the successful use of the charge
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they don't get rotated on purpose, but
if they are fitted with a tubular tail they may have <EMI ID = 56.1>
apply to these gears.
Of course, the invention is not limited to
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cited as examples.
CLAIMS.-
1.- Self-propelled projectile, aerial bomb or
analogous device describing a trajectory in a fluid and
whose propulsion in flight is provided by the reaction resulting from the ejection of a fluid at the rear of the following machine
directions diverging from each other towards the rear and
distributed substantially symmetrically around the longitudinal axis of the machine, the propellant fluid leaving the machine
at an appreciable distance in front of the posterior extremity, the neutral point being behind the center of gravity, and
the point of convergence of the directions of ejection of the fluid
being placed behind the determined effective point of rotation
for a given mode of launch and a given thrust, maiq
in front of the last quarter of the surface of the apparatus in side elevation.