CA1332537C - Engin aerien pourvu d'au moins un propulseur largable - Google Patents

Abstract

Engin aérien comportant au moins un propulseur, temporaire et largable, lié au reste de l'engin par un ajustement susceptible de permettre au propulseur de glisser parallèlement à son axe dans le sens opposé au reste de l'engin. Selon l'invention, cet engin est remarquable en ce qu'une communication est établie entre, d'une part, l'espace interne à l'ajustement et disposé entre l'avant du propulseur et le reste de l'engin, et, d'autre part, l'écoulement aérodynamique autour de l'engin.

Description

~ngin aérien pourvu d'au moins un propulseur largable La présente invention concerne un engin aérien pourvu d'au moins un propulseur largable. Elle s'applique à tout engin, tel que missile, fusée, roquette, pourvu d'un ou de plu-sieurs propulseurs largables, que ce ou ces propulseur (s) soi(en)t monté(s) coaxialement audit engin, ou bien disposé(s) à la périphérie de ce dernier. De tels propulseurs largables sont par exemple des accélérateurs consommables destinés à communiquer audit engin une valeur de vitesse désirée.
On sait que pour séparer un tel propulseur du reste de l'engin, après qu'il a rempli son office, il existe essentiellement deux méthodes.
La première, qui peut être qualifiée d'active, met en oeuvre des éléments mécaniques ou pyrotechniques, tels que des cordons découpeurs, des boulons explosifs, des ressorts d'extraction, etc... commandés par un dispositif logique.
De tels systèmes de séparation active sont donc complexes.
De plus, leur fiabilité n'est pas parfaite.
La seconde desdites méthodes est appelée naturelle, car la séparation s'effectue spontanément sous l'action de la traînée aérodynamique dudit propulseur.
Dans les engins prévus pour mettre en oeuvre une telle séparation naturelle, le propulseur est relié au reste de l'engin par un emboltement précis, constituant une liaison glissante parallèlement à l'axe dudit propulseur, mais rendant ce dernier solidaire en rotation dudit engin.
Ainsi, au lancement de 1 ' engin et pendant son vol sous l'action dudit propulseur, la force de propulsion de celui-ci, renforcée par la tralnée aérodynamique du reste de l'engin et par les forces de frottement de la liaison glissante, mais diminuée de la trainée aérodynamique dudit propulseur, assure la solidarisation du propulseur sur ledit engin.
En revanche, en fin de fonctionnement dudit propulseur, ladite force de propulsion décrolt très fortement (queue de poussée) jusqu'à s'annuler, de sorte qu'elle devient insuffisante pour maintenir ledit propulseur solidaire du reste de l'engin. La trainée aérodynamique dudit propulseur peut alors vaincre les forces de frottement de la liaison glissante et, à l'encontre de l'action de la tralnée aérodynamique du reste de l'engin, ledit propulseur se sépare naturellement du reste de l'engin.
Une telle méthode naturelle de séparation présente donc d'importants avantages de simplicité, à la fois dans la réalisation et dans la mise en oeuvre. Cependant, elle comporte également des inconvénients importants, liés au fait que les forces qu'elle m-~-t en jeu sont difficilement maîtrisables .
En effet, les forces de frottement dans une liaison glissante dépendent de l'état de la surface de contact, de l'éventuelle lubrification et du jeu, c'est-à-dire des tolérances de fabrication de l'emboitement du propulseur sur le reste de l'engin. De plus, un phénomène de gommage peut apparaltre, lorsque la liaison glissante est immobilisée de manière prolongée, comme peut l'être une munit ion en st ock .
Par ailleurs, la liaison glissante, qui assure la rigidité
de 1 ' ensemble de 1 ' engin et du propulseur, peut êt re soumise à un moment d'encastrement important pendant la séparation. Ce moment, qui peut résulter de l'aérodynamique de l'engin ou de vibrations mécaniques longitudinales, affecte de manière considérable le niveau des forces de frottement. Enfin, l'immobilisation en rotation de la liaison glissante peut amener des frottements supplémentai-res dus à des couples de torsion (d ' origine aérodynamique ou vibratoire également) dans l'emboltement.
Quant aux forces de propulsion du propulseur en queue de poussée, elles aussi sont mal connues, tout comme les forces aérodynamiques et, plus particulièrement, leur répartition entre 1' engin et le propulseur.
En outre, la tralnée aérodynamique du propulseur, seule force sur laquelle on mise pour séparer et que 1 ' on souhaiterait grande pour favoriser la séparation, doit être, bien évidemment, aussi réduite que possible par soucis d ' économle .
Il apparalt donc un certain nombre d'incertitudes relatives au niveau des forces mises en jeu dans la séparation naturelle. Elles se traduisent par une dispersion très importante de l'instant de séparation. Une telle séparation peut même dans certains cas ne pas se produire du tout.
Dans tous les cas, la suite du programme de vol de l'engin s'en trouve très perturbée. En l'état, la méthode de séparation naturelle quoique très séduisante, laisse donc supposer des aléas de fonctionnement difficilement acceptables, notamment pour un système d'arme moderne.
Pour pallier ces inconvénient s, diverses améliorat ions ont été envisagées consistant à introduire de nouvelles forces propices à la séparation, telles que celles engendrées par l'ouverture d'un parachute frein ou par des ressorts d'extraction prévus dans la liaison glissante.
Cependant, de telles dispositions nécessitent une logique de déclenchement et réintroduisent les inconvénients mentionnés ci-dessus à propos de la méthode active de séparation. D'ailleurs, il ne s'agit déjà plus de séparation naturelle.
La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients. Elle permet d'obtenir, avec sûreté, la séparation naturelle d'un propulseur temporaire du reste d'un engin, sans faire intervenir de dispositifs auxiliai-res commandables.
A cette fin, selon l'invention, l'engin aérien comportant au moins un propulseur, temporaire et largable, lié au reste dudit engin par un ajustement susceptible de permettre audit propulseur de glisser parallèlement à son axe dans le sens opposé audit reste de l'engin, est remarquable en ce qu'une communication est établie entre, d'une part, l'espace interne audit ajustement et disposé
entre l'avant dudit propulseur et ledit reste de l'engin, et, d'autre part, l'écoulement aérodynamique autour dudit engin .
Ainsi, cet espace interne est mis sous une pression égale au moins à une partie à la pression totale dudit écoulement aérodynamique, de sorte que dans cet espace interne est engendrée une force favorable à la séparation naturelle du propulseur .
Un tel espace interne existe généralement par construction entre ledit propulseur et le reste dudit engin. Bien entendu, dans le cas où il n'existerait pas, il serait nécessaire de l'aménager spécialement en vue de la mise en oeuvre de 1 ' invent ion .
Afin de ne pas perturber l'aérodynamique du reste de l'engin par la disposition de prises de pression externes, il est préférable que adite communication soit établie à
travers ledit propulseur. En effet, puisque celui-ci n' est généralement destiné qu'à propulser ledit engin lors de son lancement et sur la partie initiale de sa trajectoire avant d'être largué, il est moins perturbant que ce soit l'aéro-dynamisme dudit propulseur qui soit modifié par ladite communication. De plus, de telles prises de pression augmentent la trainée aérodynamique et il est donc préfé-rable de les disposer sur le propulseur, puisqu'alors elles favorisent la séparation de celui-ci.
Lorsque , comme cela est courant, ledit propulseur a un diamètre supérieur à celui de la partie dudit engin sur laquelle il est monté et que ladite partie est raccordée audit propulseur par une paroi divergente liée à celui-ci, il est préférable que ladite communication soit établie à
t ravers lad it e paroi d ivergent e . Ainsi, lorsque lad it e communication est constituée par au moins un conduit, l'orifice extérieur de celui-ci est avantageusement dirigé
vers l'avant dudit engin, de sorte que l'entrée d'air est f avori sée .
De préférence, ladite communication est multiple.
Dans un mode avantageux de réalisation, le conduit de communication est prolongé à l'extérieur dudit engin par une prise d'air. Dans ce cas, il est préférable que ladite prise d'air soit au moins sensiblement parallèle à l'axe de 1 ' engin et dirigée vers 1 ' avant de celui-ci .
Bien entendu, dans le cas où ladite communication est multiple, il est préférable que la symétrie aérodynamique de l'ensemble soit respectée. La manière de disposer les prises d'air, pour récupérer la pression désirée, tient alors compte de la présence d'ondes de choc éventuelles en écoulement supersonique.
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 en coupe axiale, schématique et partielle, d'un exemple de réalisation de missile auquel l'invention peut être appliquée.
La figure 2 est une coupe transversale, selon la ligne II-II de la figure 1.
La figure 3 est une vue analogue à la figure 1, illustrant la présente invention.
La figure 4 illustre une variante de réalisation de l'invention, en vue semblable à la figure 3.
Sur les figures 1 et 2, on a représenté, schématiquement et partiellement en coupe, un missile 1 comportant un propulseur, ou accélérateur, temporaire 2 (par exemple à
poudre), dont la partie avant est montée sur la partie arrière, du reste 3 dudit missile. Dans cet exemple de réalisation, on a supposé que l'accélérateur 2 était coaxial au reste 3 dudit missile, mais il est clair que cette particularité n'est pas essentielle pour l'invention.
Par exemple, l'axe de l'accélérateur 2, tout en étant parallèle à l'axe dudit missile, pourrait être excentré par rapport à celui-ci. Dans ce cas, la partie avant de l'accélérateur ne serait pas forcément reliée à la partie extrême arrière du reste 3 du missile 1. Sur les figures 1 et 2, on a supposé de plus, ce qui n'est également pas obligatoire, que le diamètre de l'accélérateur était supérieur à celui du reste 3 du missile 1.
Dans l'exemple représenté, la partie arrière du reste 3 dudit missile (reste qui pourrait éventuellement comporter un autre accélérateur) est pourvue de deux portées cylindriques 4 et 5 coaxiales et étagées. La partie avant de l'accélérateur 2 comporte une portion cylindrique 6, pourvue de surfaces cylindriques internes 7 et 8, destinés respecti-vement à s'appuyer sur les portées cylindriques 4 et 5. Un épaulement transversal 9 de la partie arrière du reste 3 du missile 1 coopère avec le bord extrême avant 10 de la portion cylindrique 6 pour servir de butée à l'accélérateur

2 vers 1 ' avant .
L'ajustement entre les portées 4 et 5 et les surfaces cylindriques 7 et 8 est serré et, lorsque lesdites surfaces cylindriques sont en appui sur lesdites portées et que le bord extrême 10 est en butée contre l'épaulement 9, le contour extérieur 11 de la portion cylindrique 6 constitue le prolongement du contour extérieur 12 de la partie arrière du reste 3 du missile 1.
Le contour extérieur 11 est par ailleurs relié au contour extérieur 13 de l'accélérateur 2 par une jupe conique 14.
Un système longitudinal de rainure et de nervure 15 rend l'accélérateur 2 et le reste 3 du missile 1 solidaires en rot at ion 1 ' un de 1 ' aut re .
Entre les parties arrière du reste 3 du missile 1 et la partie avant de l'accélérateur 2, à l'intérieur de la portion cylindrique 6, est ménagé un espace interne clos 16.
Sur la figure 3, on a représenté le missile 1 des figures 1 et 2 perfectionné selon la présente invention. Comme on peut le voir, conformément à l'invention, l'espace interne 16 est alors mis en communication avec l'extérieur par un ou plusieurs conduits 17, pourvus de prises d'air extérieures 18. Dans l'exemple représenté, les conduits 17 et les prises d'air 18 sont agencés dans la jupe conique 14. Les prises d'air 18 sont disposées au moins sensiblement parallèlement à l'axe du propulseur et dirigées vers l'avant dudit missile 1.
Ainsi, au lancement du missile 1 ou pendant son vol sous l'action de l'accélérateur 2, la poussée de celui-ci agit de façon à presser le bord avant extrême 10 dudit accélé-rateur 2 contre l'épaulement 9. Ledit accélérateur 2 est donc solidaire longitudinalement du reste 3 du missile 1.
De plus, par le système longitudinal de nervure 5 et de rainure 15, il est solidaire de celui-ci en rotation.
L'action de la poussée du propulseur 2 est alors renforcée par la tra;née aérodynamique s'exerçant sur le reste 3 du missile 1, ainsi que par les forces de frottements existant respectivement entre les portées 4 et 5 et les surfaces cylindriques 7 et ô. En revanche, cette action est cont recarrée par la t raînée aérodynamique s ' exerçant sur l'accélérateur 2 et par la force, due à la pression régnant dans l'espace interne 16. En effet, les prises d'air 18 et les conduits 17 permettent de transmettre à celui-ci au moins une partie de la surpression aérodynamique régnant au voisinage du missile 1 en vol.
Ainsi, lorsque l'accélérateur arrive à la fin de son fonctionnement, sa poussée décroît fortement, alors que la vitesse du missile est grande. Par suite, la force due à la surpression dans l'espace interne 16 peut, aidée par la tralnée aérodynamique de l'accélérateur 2, vaincre l'action des forces tendant à maintenir l'accélérateur 2 solidaire du reste 3 dudit missile 1. Le bord extrême avant 10 se décolle de l'épaulement 9 et les surfaces 7 et 8 glissent vers l'arrière sur les portées 4 et 5 en étant guidées longitudinalement par le système de nervure et de rainure 15 . L ' accélérateur peut poursuivre ce mouvement de recul jusqu'à séparation complète d'avec le reste 3 du missile 1.
Pour améliorer l'action de la forme due à la surpression à
l'intérieur de l'espace interne 16, on peut prévoir de disposer un lubrifiant d'étanchéité entre les portées 4 et 5, d'une part, et les surfaces cylindriques 7 et 8, d'autre part. Ainsi, on évite les fuites intemp~stives de fluide à
ces niveaux, tant qu'une partie desdites surfaces cylindri-ques 7 et 8 reste au contact desdites portées 4 et 5.
Le volume de l'espace interne 16 et le diamètre des prises de pression 1 7 ,1 8 sont dimensionnés pour que le niveau des forces de pression subsiste tant que missile et accéléra-teur sont en contact pendant la phase de séparation. Le diamètre de l'espace interne 16 détermine en partie le niveau des forces de pression.
On remarquera que la pression totale (statique et dynamique), fonction de la vitesse de l'écoulement, est transmise à l'espace interne 16. Cette pression s'exerce à
la fois sur la face avant 19 de l'accélérateur 2 et sur le culot 20 du reste 3 du missile 1. Elle développe sur l'avant de l'accélérateur, une force tendant à le freiner et sur l'arrière du missile, une force tendant à l'éjecter de l'encastrement 4,7-5,8-9,10. Ces forces, de par leur origine même, sont de l'ordre de grandeur des forces de traînée intervenant par leur différence dans le bilan des forces favorables à la séparation. Mais c'est leur somme qui s'ajoute à ce bilan de forces. Il en résulte un mouvement relatif très dynamique du reste 3 du missile 1 par rapport à l'accélérateur 2, qui survient dès le début de la queue de poussée d'accélération de ce dernier.
Dans la variante de réalisation de la figure 4, les prises de pression saillantes 18 ont été supprimées et remplacées par des prises de pression arasantes 21.
L'invention permet d'accroltre fortement la fiabilité de la séparation naturelle. Cette dernière est, en effet systématique, grâce aux forces ajoutées. De plus, la rapidité du mouvement relatif de séparation supprime tout lo risque de choc entre le reste 3 du missile 1 et l'accéléra-teur 2, après déboitement de l'encastrement 4,7-5,8-9,10.
En outre, l'instant de séparation n'est plus soumis qu'aux dispersions inhérentes à la propulsion, c'est-à-dire au temps de combustion du propulseur d'accélération 2.
Le coût de ce gain de fiabilité est quasiment nul, étant donné la simplicité de mise en oeuvre de l'invention. Il n'y a ni augmentation de poids, ni pièces mécaniques en mouvement, ni commande de mise en service ou d ' armement avant le tir du missile 1. Entièrement statique et inerte, le dispositif de l'invention est évidemment très fiable.
De plus, puisque le rôle de la trainée du propulseur 2 n'est plus prépondérant dans la séparation, cette trainée peut être volontairement réduite, par exemple par diminution du diamètre de l'accélérateur ou amélioration aérodynamique du contour de celui-ci. Il en résulte un gain de poids et une économie de l ' énergie de propulsion .
Par ailleurs, dans le cas où le prévoierait un dispositif de verrouillage longitudinal (non représenté) entre l ' accélérateur 2 et le reste 3 du missile 1, on voit que l'on peut utiliser la pression à l'intérieur de l'espace interne 16 pour déverrouiller ledit dispositif de verrouil-lage de la liaison glissante ~, 7-5, 8 en vol, après mise à
feu .
Bien entendu, la présente invention s'applique à d'autres modes de réalisation que celui représenté sur les figures.
Divers ajustements du type de celui décrit peuvent être utilisés, avec des surfaces de guidage variables, selon le contrôle désiré pendant la course d'extraction et les moments d'encastrèment à supporter pendant le vol.

Claims (8)

-11-Les réalisations de l'invention au sujet desquelles un droit exclusif de propriété ou de privilège est revendiqué, sont définies comme suit:

1. Un missile aérien, comprenant:
(a) une unité de puissance temporaire et largable;
(b) un ajustement glissant à serre reliant la partie avant de ladite unité de puissance à la partie arrière du reste dudit missile, ledit ajustement glissant à serre assurant d'une part, la liaison de ladite unité de puissance sur ledit reste de missile, aussi longtemps que la force de propulsion produite par ladite unité de puissance, additionnée au travail de frottement dudit ajustement à serre et à la traînée aérodynamique dudit reste de missile, excède la trainée aérodynamique de ladite unité de puissance, et, d'autre part, le détachement coulissant de ladite unité de puissance dudit reste de missile, lorsque la trainée aérodynamique de ladite unité de puissance surpasse ladite force de propulsion ajoutée audit travail de frottement dudit ajustement glissant et à
ladite trainée aérodynamique dudit reste de missile, ledit détachement ne nécessitant aucun moyen actif de séparation;
(c) un espace interne étant défini entre la partie avant de ladite unité de puissance et la partie arrière dudit missile; et (d) des moyens de communication établissant une communication entre l'extérieur du missile et ledit espace interne.

2. Missile selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite communication est établie à travers ladite unité de puissance.

3. Missile selon la revendication 2, dans lequel ladite unité de puissance a un diamètre supérieur à celui de la partie dudit missile sur laquelle il est monté et dans lequel ladite partie est raccordée à ladite unité de puissance par une paroi divergente liée à celui-ci, caractérisée en ce que ladite communication est établie à travers ladite paroi divergente.

4. Missile selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite communication est multiple.

5. Missile selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits moyens de communication comprennent au moins un conduit débouchant à la périphérie dudit missile.

6. Missile selon la revendication 5, caractérisé en ce que ledit conduit est prolongé à l'extérieur dudit missile par une prise d'air.

7. Missile selon la revendication 6, caractérisé en ce que ladite prise d'air est sensiblement parallèle à l'axe de missile et dirigée vers l'avant de celui-ci.

8. Missile selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'étanchiété dudit ajustement glissant à
serre procure un joint entre ladite partie avant de ladite unité
de puissance, et ladite partie arrière dudit reste dudit missile, laquelle est réalisée à l'aide d'un lubrifiant.