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
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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
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lument identiques entre eux, et par ailLeurs des projectiles apparemment identiques ne se comportent pas exactement de la
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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
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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-
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en avant en équilibre stable quand aucune force propulsive
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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.
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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-
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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.
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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
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de queue et porte à son extrémité postérieure un empennage stabilisateur 6 en forme de tambour légèrement divergent vers
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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-
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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.
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première des deux charges.
Au lieu d'employer une broche formant une pièce d'un
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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
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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
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ger de position, mais dans le projectile représenté dans lequel le combustible 10 est disposé autour du point 16, la
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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
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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
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inclinés également par rapport à l'axe longitudinal 2, 'et
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tudinal:
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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, .
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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
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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
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oui n'est soumis à aucune dérive ni déviation angulaire,
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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
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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
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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
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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
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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
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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
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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
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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
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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
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conique au bout du tube de queue. Ses dimensions peuvent être inférieures à la moitié du diamètre- de la partie princi-
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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-
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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-
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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
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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
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aux projectiles qui ont un mouvement lent de rotation et qui sans.les moyens sus-décrits et qui font l'objet de l'inven-
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provoquer cette lente rotation délibérément par rayage pu par inclinaison des buses ou des surfaces stabilisatrices. De
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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
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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
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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.