EP0335761A1 - Engin aérien pourvu d'au moins un propulseur largable - Google Patents

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EP0335761A1
EP0335761A1 EP89400663A EP89400663A EP0335761A1 EP 0335761 A1 EP0335761 A1 EP 0335761A1 EP 89400663 A EP89400663 A EP 89400663A EP 89400663 A EP89400663 A EP 89400663A EP 0335761 A1 EP0335761 A1 EP 0335761A1
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propellant
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missile
accelerator
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Jean Marie Dupuis
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Airbus Group SAS
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Airbus Group SAS
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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/36—Means for interconnecting rocket-motor and body section; Multi-stage connectors; Disconnecting means

Definitions

  • the present invention relates to an aerial vehicle provided with at least one releasable thruster. It applies to any device, such as missile, rocket, rocket, provided with one or more releasable thrusters, that this or these thruster (s) is (are) mounted (s) coaxially to said device, or well disposed (s) on the periphery of the latter.
  • releasable thrusters are for example consumable accelerators intended to communicate to said machine a desired speed value.
  • the first which can be described as active, uses mechanical or pyrotechnic elements, such as cutting cords, explosive bolts, extraction springs, etc. controlled by a logic device.
  • Such active separation systems are therefore complex. In addition, their reliability is not perfect.
  • the second of said methods is called natural, because the separation takes place spontaneously under the action of the aerodynamic drag of said propellant.
  • the propellant is connected to the rest of the device by a precise interlocking, constituting a sliding connection parallel to the axis of said propellant, but making the latter integral in rotation with said device.
  • the propulsion force thereof reinforced by the aerodynamic drag of the rest of the machine and by the friction forces of the connection slippery, but reduced in the aerodynamic drag of said propellant, secures the propellant on said machine.
  • said propulsion force decreases very sharply (pushing tail) until it vanishes, so that it becomes insufficient to keep said propellant integral with the rest of the vehicle.
  • the aerodynamic drag of said propellant can then overcome the friction forces of the sliding link and, contrary to the action of aerodynamic drag of the rest of the vehicle, said propellant separates naturally from the rest of the vehicle.
  • the friction forces in a sliding connection depend on the state of the contact surface, on the possible lubrication and on the play, that is to say on the manufacturing tolerances of the engagement of the propellant on the rest of the craft.
  • a gumming phenomenon can appear, when the sliding link is immobilized for a prolonged period, as can be an ammunition in stock.
  • the sliding connection which ensures the rigidity of the whole of the machine and the propellant, can be subjected to a significant embedding moment during separation. This moment, which can result from the aerodynamics of the machine or from longitudinal mechanical vibrations, significantly affects the level of frictional forces.
  • immobilization in rotation of the sliding link can lead to additional friction due to torsional torques (also of aerodynamic or vibratory origin) in the interlocking.
  • the object of the present invention is to remedy these drawbacks. It allows to obtain, with safety, the natural separation of a temporary propellant from the rest of a machine, without requiring the intervention of auxiliary controllable devices.
  • the air vehicle comprising at least one propellant, temporary and releasable, linked to the rest of said vehicle by an adjustment capable of allowing said propellant to slide parallel to its axis in the direction opposite to said rest of the 'machine, is remarkable in that a communication is established between, on the one hand, the internal space to said adjustment and disposed between the front of said propellant and said rest of the machine, and, on the other hand, l aerodynamic flow around said machine.
  • this internal space is put under a pressure equal to at least a part of the total pressure of said aerodynamic flow, so that in this internal space is generated a force favorable to the natural separation of the propellant.
  • said propellant has a diameter greater than that of the part of said machine on which it is mounted and said part is connected to said propellant by a divergent wall linked to it, it is preferable that said communication be established through said divergent wall.
  • said communication is constituted by at least one conduit, the external orifice thereof is advantageously directed towards the front of said machine, so that the air intake is favored.
  • said communication is multiple.
  • the communication conduit is extended outside of said machine by an air intake.
  • said air intake is at least substantially parallel to the axis of the machine and directed towards the front thereof.
  • the aerodynamic symmetry of the assembly is respected.
  • the way of arranging the air intakes, to recover the desired pressure, then takes account of the presence of possible shock waves in supersonic flow.
  • a missile 1 comprising a propellant, or accelerator, temporary 2 (for example powder), the front part of which is mounted on the rear part, the rest 3 of said missile.
  • accelerator 2 is coaxial with the rest 3 of said missile, but it is clear that this feature is not essential for the invention.
  • the axis of the accelerator 2 while being parallel to the axis of said missile, could be eccentric with respect thereto.
  • the front part of the accelerator would not necessarily be connected to the rear extreme part of the remainder 3 of the missile 1.
  • FIGS. 1 and 2 it has also been assumed, which is also not compulsory, that the diameter of the accelerator was greater than that of the rest 3 of missile 1.
  • the rear part of the remainder 3 of said missile (remainder which could possibly include another accelerator) is provided with two ranges cylindrical 4 and 5 coaxial and stepped.
  • the front part of the accelerator 2 comprises a cylindrical portion 6, provided with internal cylindrical surfaces 7 and 8, intended respectively to bear on the cylindrical surfaces 4 and 5.
  • a transverse shoulder 9 of the rear part of the rest 3 of the missile 1 cooperates with the extreme front edge 10 of the cylindrical portion 6 to serve as a stop for the accelerator 2 towards the front.
  • the external contour 11 is also connected to the external contour 13 of the accelerator 2 by a conical skirt 14.
  • a longitudinal groove and rib system 15 makes the accelerator 2 and the rest 3 of the missile 1 integral in rotation with one another.
  • FIG 3 there is shown the missile 1 of Figures 1 and 2 improved according to the present invention.
  • the internal space 16 is then placed in communication with the outside by one or more ducts 17, provided with external air intakes 18.
  • the ducts 17 and the air intakes 18 are arranged in the conical skirt 14.
  • the air intakes 18 are arranged at least substantially parallel to the axis of the propellant and directed towards the front of said missile 1.
  • the thrust thereof acts so as to press the extreme front edge 10 of said accelerator 2 against the shoulder 9.
  • Said accelerator 2 is therefore integral longitudinally with the rest 3 of the missile 1.
  • the longitudinal rib 5 and groove 15 system it is integral with the latter in rotation.
  • the thrust action of the propellant 2 is then reinforced by the aerodynamic drag exerted on the rest 3 of the missile 1, as well as by the friction forces existing respectively between the ranges 4 and 5 and the cylindrical surfaces 7 and 8.
  • this action is counteracted by the aerodynamic drag exerted on the accelerator 2 and by the force, due to the pressure prevailing in the internal space 16.
  • the air intakes 18 and the conduits 17 allow to transmit to the latter at least part of the aerodynamic overpressure prevailing in the vicinity of missile 1 in flight.
  • a sealing lubricant between the surfaces 4 and 5, on the one hand, and the cylindrical surfaces 7 and 8, else go.
  • the volume of the internal space 16 and the diameter of the pressure taps 17, 18 are dimensioned so that the level of the pressure forces remains as long as the missile and the accelerator are in contact during the separation phase.
  • the diameter of the internal space 16 partly determines the level of the pressure forces.
  • the invention makes it possible to greatly increase the reliability of natural separation.
  • the latter is, in fact systematic, thanks to the added forces.
  • the speed of the relative separation movement removes all risk of shock between the rest 3 of the missile 1 and the accelerator 2, after disengagement of the embedding 4,7-5,8-9,10.
  • the instant of separation is no longer subject only to the dispersions inherent in the propulsion, that is to say the combustion time of the acceleration propellant 2.

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Abstract

- Engin aérien (1) comportant au moins un propulseur (2), temporaire et largable, lié au reste (3) dudit engin par un ajustement (4,7-5,8-9, 10) susceptible de permettre audit propulseur de glisser parallèlement à son axe dans le sens opposé audit reste (3) de l'engin.
- Selon l'invention, cet engin est remarquable en ce qu'une communication (17) est établie entre, d'une part, l'espace (16) interne audit ajustement et disposé entre l'avant dudit propulseur et ledit reste (3) de l'engin, et, d'autre part, l'écoulement aérodynamique autour dudit engin (1).
- Séparation naturelle dudit propulseur (2) du reste (3) dudit missile (1).

Description

  • 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 plu­sieurs 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 emboîtement précis, constituant une liaison glissante parallèlement à l'axe dudit propulseur, mais rendant ce dernier solidaire en rotation dudit engin.
  • Ainsi, au lancement de l'engin et pendant son vol sous l'action dudit propulseur, la force de propulsion de celui-ci, renforcée par la traînée 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 décroît 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 traînée aérodynamique dudit propulseur peut alors vaincre les forces de frottement de la liaison glissante et, à l'encontre de l'action de la traînée 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 met 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'emboîtement du propulseur sur le reste de l'engin. De plus, un phénomène de gommage peut apparaître, lorsque la liaison glissante est immobilisée de manière prolongée, comme peut l'être une munition en stock.
  • Par ailleurs, la liaison glissante, qui assure la rigidité de l'ensemble de l'engin et du propulseur, peut être 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 supplémentai­res dus à des couples de torsion (d'origine aérodynamique ou vibratoire également) dans l'emboîtement.
  • 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 l'engin et le propulseur.
  • En outre, la traînée aérodynamique du propulseur, seule force sur laquelle on mise pour séparer et que l'on souhaiterait grande pour favoriser la séparation, doit être, bien évidemment, aussi réduite que possible par soucis d'économie.
  • Il apparaît 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 inconvénients, diverses améliorations 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 auxiliai­res 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 l'invention.
  • Afin de ne pas perturber l'aérodynamique du reste de l'engin par la disposition de prises de pression externes, il est préférable que ladite 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'aéro­dynamisme dudit propulseur qui soit modifié par ladite communication. De plus, de telles prises de pression augmentent la trainée aérodynamique et il est donc préfé­rable 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 travers ladite paroi divergente. Ainsi, lorsque ladite 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 favorisée.
  • 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 l'engin et dirigée vers l'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 respecti­vement 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 l'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 rotation l'un de l'autre.
  • 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 ménage 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 accélé­rateur 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 traînée 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 8. En revanche, cette action est contrecarrée par la traînée 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 traînée 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 intempestives de fluide à ces niveaux, tant qu'une partie desdites surfaces cylindri­ques 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 17,18 sont dimensionnés pour que le niveau des forces de pression subsiste tant que missile et accéléra­teur 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'accroître 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 risque de choc entre le reste 3 du missile 1 et l'accéléra­teur 2, après déboîtement 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 traînée du propulseur 2 n'est plus prépondérant dans la séparation, cette traînée 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 verrouil­lage de la liaison glissante 4,7-5,8 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'encastrement à supporter pendant le vol.

Claims (8)

1 - Engin aérien (1) comportant au moins un propulseur (2), temporaire et largable, lié au reste (3) dudit engin par un ajustement (4,7-5,8-9,10) susceptible de permettre audit propulseur de glisser parallèlement à son axe dans le sens opposé audit reste (3) de l'engin,
caractérisé en ce qu'une communication (17) est établie entre, d'une part, l'espace (16) interne audit ajustement et disposé entre l'avant dudit propulseur et ledit reste (3) de l'engin, et, d'autre part, l'écoulement aérodynami­que autour dudit engin (1).
2- Engin selon la revendication 1,
caractérisé en ce que ladite communication est établie à travers ledit propulseur (2).
3 - Engin selon la revendication 2, dans lequel ledit propulseur (2) a un diamètre supérieur à celui de la partie (3) dudit engin sur laquelle il est monté et dans lequel ladite partie (3) est raccordée audit propulseur (2) par une paroi divergente (14) liée à celui-ci,
caractérisée en ce que ladite communication est établie à travers ladite paroi divergente.
4- Engin selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ladite communication est multiple.
5- Engin selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce qu'il comprend au moins un conduit (17) débouchant à la périphérie dudit engin.
6 - Engin selon la revendication 5,
caractérisé en ce que ledit conduit (17) est prolongé à l'extérieur dudit engin par une prise d'air (18).
7 - Engin selon la revendication 6,
caractérisé en ce que ladite prise d'air (18) est sensible­ment parallèle à l'axe de l'engin et dirigée vers l'avant de celui-ci.
8 - Engin selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que l'étanchéité dudit ajustement glissant est réalisée à l'aide d'un lubrifiant.
EP89400663A 1988-03-30 1989-03-09 Engin aérien pourvu d'au moins un propulseur largable Expired - Lifetime EP0335761B1 (fr)

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EP0335761B1 EP0335761B1 (fr) 1993-01-20

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