EP0884554B1 - Procédé pour le contrôle de la dispersion latérale des munitions stabilisées par effet gyroscopique - Google Patents
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- EP0884554B1 EP0884554B1 EP19980401348 EP98401348A EP0884554B1 EP 0884554 B1 EP0884554 B1 EP 0884554B1 EP 19980401348 EP19980401348 EP 19980401348 EP 98401348 A EP98401348 A EP 98401348A EP 0884554 B1 EP0884554 B1 EP 0884554B1
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/02—Stabilising arrangements
- F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
Definitions
- the present invention relates to a method for controlling the lateral dispersion on the ground of artillery ammunition stabilized by effect gyroscopic as, for example, those described in document WO-A-8100908, as well as a munition applying this method. She applies in particular to improving the effectiveness of artillery ammunition especially in the context of ammunition with increased range.
- the second process is more complex, but offers the advantage of avoiding adjustment shots, which is doubly interesting from an operational point of view by the effect of surprise obtained which does not allow the target to leave the target area and by the reduction of the time required to take a shot on goal which allows the shooter to leave the shooting position quickly, and greatly decreases the probability of location of the shooter by counter-battery radars.
- the ammunition trajectory correction is carried out according to two steps :
- a first step is to correct only the errors by scope. All you need is an action in the vertical plane, which can be performed from relatively simple way, by deliberately aiming beyond the target, and by controlling aerodynamic drag by an air brake system. Curvature of the trajectory is thus modulated. During this action, the control of the range involves purely axial forces, and requires only ammunition location information.
- the second step consists of correcting also lateral errors by implementing for example actuators developing forces perpendicular to the speed of displacement of the ammunition, that is to say substantially perpendicular to the axis of revolution.
- actuators developing forces perpendicular to the speed of displacement of the ammunition, that is to say substantially perpendicular to the axis of revolution.
- knowledge of the angular position actuators with respect to a terrestrial reference, vertical for example, is required.
- the trajectory correction is in principle in one direction relatively unchanging compared to a terrestrial reference, at the most less as long as the amplitude of the requested correction is sufficient important.
- the actuators When the ammunition rolls, the actuators must, in case they are linked to the ammunition, switch to a double frequency of the roll frequency in order to achieve a "straightening" of the force generated, to obtain an average value of the non-zero resultant force.
- the direction of the average force is adjusted by playing on the instants of switching.
- the first method may be to use organs piezoelectric which allow switching frequencies to be reached high. However, these may not satisfy the amplitudes of deformations required.
- the second method can consist in using organs of correction decoupled in roll from the rest of the ammunition. But such a process encounters problems in making decoupling bearings which must resist initial acceleration at the time of firing and exhibit low friction.
- the object of the invention is to overcome the aforementioned drawbacks.
- the invention relates to a method for the control of lateral dispersion of stabilized gyroscopic ammunition characterized in that it consists in modulating the acceleration of bypass horizontal due to the gyroscopic effect by varying the center of thrust aerodynamics of the ammunition.
- the subject of the invention is also a munition making application of the above method.
- the method and the device according to the invention have the advantage that they require a simple arrangement of the ammunition stabilized in rotation by gyroscopic effect requiring no rapid switching actuators, no decoupling of actuators and above all no means of vertical reference measurement.
- the gyroscopic shunt of shells with high roll speed is a physical phenomenon resulting in a continuous lateral deviation of the trajectory, which can reach several hundred meters at the end of path.
- the lateral deflection of a 155-millimeter shell range 27 km, depending on the horizontal distance traveled is around 800 m.
- the skid angle corresponds to a rotation around the axis vertical and therefore lies in a horizontal plane. Lifting force associated is itself horizontal, and produces the trajectory derivation.
- the gyroscopic bypass phenomenon leads to a horizontal deflection which is the natural response of ammunition to the vertical stress of gravity.
- the derivation is to the right of the line firing, for a projectile rotating in the positive direction around its spin axis.
- the speed vector V is as shown in Figure 1 tangent to the path and its direction relative to the horizontal defines the slope of the path.
- the center of aerodynamic thrust F is located in front of the center of gravity G as shown in Figure 2 which shows ammunition in the form of a shell composed of a cylindrical body 1, a conical head 2 and a base 3.
- ⁇ D gcos ⁇ Ap mvx F 1+ Ap mvx F
- ⁇ D gcos ⁇ u 1 + u 2
- a decrease in roll speed can be achieved by example by aerodynamic brakes. However these decrease the ammunition stability margin. In addition, this results in a decrease of parameter u, and therefore offers little room for correction.
- a third solution implemented by the invention consists in modifying the static margin x F.
- the airfoils 4 used here remain fixed after deployment. Their role is only to modify the aerodynamic center of thrust F in order to vary the static margin x F.
- the airfoils 4 must also be angularly wedged, as shown in Figure 9, so as to maintain the roll speed of the ammunition.
- the airfoils 4 are placed at the level of the base 3 of the projectile.
- the deployment of the fins 4 can be obtained naturally by centrifugal effect.
- the fins are wedged angularly with respect to the axis of the projectile, as shown in Figure 11.
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Description
La présente invention concerne un procédé pour le contrôle de la
dispersion latérale au sol de munitions d'artillerie stabilisées par effet
gyroscopique comme, par example, les décrites dans le document WO-A-8100908, ainsi qu'une munition faisant application de ce procédé. Elle
s'applique notamment à l'amélioration de l'efficacité des munitions d'artillerie
surtout dans le cadre des munitions à portée augmentée.
L'amélioration de la précision du point d'impact des munitions
d'artillerie se justifie par le fait qu'elle permet le traitement de cibles en
exigeant un nombre réduit de munitions mais aussi en raison de
l'augmentation de portée actuellement envisagée des munitions futures qui
va de pair avec une dégradation de la précision des points d'impact.
Pour satisfaire ces besoins, il est connu de doter les munitions de
dispositifs aptes à les localiser. Ceux-ci mettent en oeuvre des systèmes de
navigation, comme le système connu sous l'abréviation anglo-saxonne GPS
de « Global Positioning system » ou encore des centrales inertielles bas
coût. Ces systèmes permettent, dans un premier temps, de corriger les
angles de pointage pour les tirs futurs à partir de mesures de trajectoire
réelle du premier obus tiré, sans qu'il soit nécessaire de placer des
observateurs avancés sur les points d'impact et dans un deuxième temps,
de corriger directement la trajectoire réelle, en utilisant des dispositifs de
contrôle adaptés, embarqués dans la munition. Le deuxième procédé est
plus complexe, mais offre l'avantage d'éviter les tirs d'ajustement, ce qui est
doublement intéressant d'un point de vue opérationnel par l'effet de surprise
obtenu qui ne permet pas à la cible de quitter la zone visée et par la
réduction du temps nécessaire pour réaliser un tir au but ce qui permet au
tireur de quitter rapidement la position de tir, et diminue fortement la
probabilité de localisation du tireur par les radars de contre-batterie.
La correction de trajectoire des munitions s'effectue suivant deux
étapes :
Une première étape consiste à corriger uniquement les erreurs en
portée. Il suffit d'une action dans le plan vertical, qui peut être réalisée de
façon relativement simple, en visant volontairement au-delà de la cible, et en
contrôlant la traínée aérodynamique par un système d'aérofrein. La courbure
de la trajectoire est ainsi modulée . Au cours de cette action, le contrôle de
la portée met en jeu des forces purement axiales, et ne requiert que des
informations de localisation de la munition.
La deuxième étape, plus difficile à atteindre, consiste à corriger
également les erreurs latérales en mettant en oeuvre par exemple des
actionneurs développant des forces perpendiculaires à la vitesse de
déplacement de la munition, c'est-à-dire sensiblement perpendiculaire à
l'axe de révolution. Dans ce cas, la connaissance de la position angulaire
des actionneurs par rapport à une référence terrestre, verticale par exemple,
est requise.
La correction de trajectoire se situe en principe dans une direction
relativement peu évolutive par rapport à une référence terrestre, tout au
moins tant que l'amplitude de la correction demandée est suffisamment
importante.
Lorsque la munition tourne en roulis, il faut que les actionneurs,
dans le cas où ils sont liés à la munition, commutent à une fréquence double
de la fréquence de roulis afin de réaliser un « redressement » de la force
générée, pour obtenir une valeur moyenne de la force résultante non nulle.
La direction de la force moyenne est ajustée en jouant sur les instants de
commutation.
Le mode de fonctionnement décrit précédemment est
envisageable pour des munitions à roulis modéré jusqu'à 30 tours/s par
exemple. En revanche, il semble difficilement applicable à des munitions
stabilisées par effet gyroscopique car leur vitesse de roulis est alors trop
élevée, elle est de l'ordre de 300 tours/s pour une munition de 155 mm et les
performances dynamiques attendues de l'actionneur apparaissent dans ce
cas incompatibles des systèmes aéromécaniques classiques à gouvernes
par exemple.
A l'heure actuelle, deux procédés exploitant des principes
d'actionneurs classiques, tels que décrits ci-avant, apparaissent pouvoir être
envisagés.
Le premier procédé peut consister à utiliser des organes
piézo-électriques qui permettent d'atteindre des fréquences de commutation
élevées. Cependant, ceux-ci risquent de ne pas satisfaire les amplitudes de
déformations requises.
Le deuxième procédé peut consister à utiliser des organes de
correction découplés en roulis du reste de la munition. Mais un tel procédé
se heurte à des problèmes de réalisation des roulements de découplages
qui doivent résister à l'accélération initiale au moment du tir et présenter de
faibles frottements.
Le but de l'invention est de pallier les inconvénients précités.
A cet effet, l'invention a pour objet un procédé pour le contrôle de
la dispersion latérale de munitions stabilisées à effet gyroscopique
caractérisé en ce qu'il consiste à moduler l'accélération de dérivation
horizontale due à l'effet gyroscopique en faisant varier le centre de poussée
aérodynamique de la munition.
L'invention a également pour objet une munition faisant
application du procédé précité.
Le procédé et le dispositif selon l'invention ont pour avantage
qu'ils requièrent un aménagement simple des munitions stabilisées en
rotation par effet gyroscopique ne nécessitant aucune commutation rapide
d'actionneurs, aucun découplage d'actuateurs et surtout aucun moyen de
mesure de référence de verticale.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaítront
à l'aide de la description qui suit faite en regard des dessins annexés qui
représentent :
- la figure 1, la trajectoire d'une munition relativement à l'horizontale,
- la figure 2, les dispositions relatives sur l'axe longitudinal du centre de poussée et du centre de gravité d'une munition,
- les figures 3 et 4, l'évolution de l'accélération latérale en fonction d'un paramètre de stabilité u,
- la figure 5, un graphe montrant une dérivation de munition en fonction de la distance du point d'impact,
- la figure 6, un exemple de dépointage de tir pour centrer les corrections,
- les figures 7 et 8, un exemple de déplacement des centres de poussée après correction,
- la figure 9, un exemple d'implantation d'ailettes radiales de correction sur le corps de la munition,
- la figure 10, les ailettes de la figure 9 en position déployée, et
- les figures 11 et 12, un exemple de calage d'ailettes selon l'invention sur un culot de munition.
La dérivation gyroscopique des obus à forte vitesse de roulis, est
un phénomène physique se traduisant par une déviation latérale continue de
la trajectoire, qui peut atteindre plusieurs centaines de mètres en fin de
trajectoire. A titre d'exemple, la déviation latérale d'un obus de 155 de
portée 27 km, en fonction de la distance horizontale parcourue est de l'ordre
de 800 m.
Qualitativement, le phénomène peut s'analyser de la façon
suivante :
L'angle de dérapage correspond à une rotation autour de l'axe
vertical et se situe donc dans un plan horizontal. La force de portance
associée est elle même horizontale, et produit la dérivation de trajectoire.
Le phénomène de dérivation gyroscopique conduit à une
déviation horizontale qui est la réponse naturelle de la munition à la
sollicitation verticale de la pesanteur. La dérivation est à droite de la ligne de
tir, pour un projectile tournant dans le sens positif autour de son axe de spin.
Vu l'ordre de grandeur de la dérivation gyroscopique par rapport à
l'amplitude des dispersions latérales, il est envisageable selon l'invention de
corriger ces dernières en modulant l'amplitude de dérivation.
La dérivation gyroscopique se traduit par une accélération
latérale horizontale ΓD, qui s'exprime à partir des grandeurs définies
ci-après :
Le vecteur de vitesse V est comme le montre la figure 1 tangent
à la trajectoire et sa direction par rapport à l'horizontale définit la pente de la
trajectoire.
Pour les munitions stabilisées par effet gyroscopique, le centre de
poussée aérodynamique F se situe en avant du centre de gravité G comme
représenté sur la figure 2 qui représente une munition sous la forme d'un
obus composé d'un corps cylindrique 1, d'une tête conique 2 et d'un culot 3.
Par analogie, aux munitions empennées stabilisées par effet
aérodynamique, le paramètre xF est dénommé par la suite « marge
statique ».
La vitesse de spin étant supposée assez grande pour assurer la
stabilité, l'accélération ΓD s'établit après stabilisation des mouvements
transitoires du projectile à la valeur suivante :
ΓD = gcosγ ApmvxF 1+ ApmvxF
Pour une trajectoire de pente γ donnée, ΓD ne dépend que du
paramètre suivant :
u ApmVxF
et s'exprime par :
ΓD = gcosγ u1+u2
La condition de stabilité de la munition impose de plus que le
coefficient de stabilité essentielle s, donné par
s = A2 p2 2Bρv2 SCzαxF
Vérifie l'inégalité : s ≥ 1
Dans laquelle
En fonction du paramètre u, la condition nécessaire de stabilité
devient :
u ≥ 2BρVSCzαmAp
Habituellement, la condition de stabilité la plus sévère se situe au
début du vol de la munition ρ, V / p et Czα étant maximum en sortie du tube de
lancement de la munition. Pour un projectile de 155 mm, les ordres de
grandeur sont les suivants :
D'où la condition de stabilité :
u ≥ 0,0147
L'évolution de
ΓD = gcosγ u1+u2
est représentée sur les figures
3 et 4. La figure 3 est une représentation globale de la fonction. Avec les
valeurs numériques utilisées ci-avant (projectile de 155 mm) le paramètre u
évolue au cours du vol dans la plage suivante :
0,026 ≤ u ≤ 0,041
La plage de variation ne concerne donc que le début de la courbe
ΓD = f(u) qui est représentée à la figure 4.
L'examen de la courbe montre que ΓD est quasiment linéaire en
fonction de u et que l'accélération latérale peut être facilement modifiée à
condition de faire varier le paramètre u.
Il est d'ailleurs préférable d'augmenter u, ce qui offre plus de
possibilité de variation et de surcroít, renforce la stabilité de la munition.
D'après la relation (3) et pour une trajectoire dont le profil de
pente γ est donné, il apparaít que l'accélération de dérivation ne dépend que
du paramètre :
u = ApmVxF ,
défini par la relation (2) qui lui-même s'exprime
en fonction du moment cinétique Ap, de la quantité de mouvement mV et de
la marge statique xF.
La quantité de mouvement mV et le moment cinétique Ap
résultent essentiellement des conditions initiales données par le tube de
lancement à l'instant du tir.
Il n'est pas envisageable de modifier la quantité de mouvement de
la munition car cela influerait profondément sur sa portée.
Il peut paraítre par contre envisageable de modifier son moment
cinétique. Pour ce faire, deux moyens sont possibles consistant à diminuer
ou augmenter la vitesse de roulis.
Une diminution de la vitesse de roulis peut être obtenue par
exemple par des freins aérodynamiques. Cependant ceux-ci diminuent la
marge de stabilité de la munition. De plus, cela entraíne une diminution de
paramètre u, et offre donc peu de marge de correction.
Une augmentation de la vitesse de roulis peut être obtenue par un
procédé énergétique de type impulseur. A titre d'exemple, pour doubler
l'accélération de dérivation à mi-trajectoire, il suffit pratiquement de doubler
la valeur de u, c'est-à-dire d'augmenter la vitesse de roulis d'un facteur 2. A
mi trajectoire, la variation de p à communiquer est alors d'environ :
Δρ = 200 tours/s. Compte tenu de l'inertie en roulis et en supposant que le
couple d'accélération est obtenu par des tuyères situées à la périphérie du
projectile, l'impulsion à communiquer est de l'ordre de :
I = 2600 N.s
Cependant cette solution présente l'inconvénient qu'elle requiert
une masse de poudre d'environ 1,3 kg ce qui compte tenu des coefficients
de remplissage des impulseurs risque d'être rédhibitoire vis-à-vis de
l'architecture de la munition.
Une troisième solution mise en oeuvre par l'invention consiste à
modifier la marge statique xF.
Le procédé selon l'invention consiste à faire varier directement la
position du centre de poussée F qui résulte de la répartition des pressions
dues à l'écoulement de l'air sur la surface de la munition. A titre indicatif,
pour un projectile de 155 mm, les ordres de grandeur suivants peuvent être
retenus :
- centre de gravité à 2,16 calibres (335 mm) du culot.
- centre de poussée variable en fonction du nombre de Mach M :
Une variation exploitable de la dérivation gyroscopique peut être
obtenue en diminuant la marge statique xF d'environ 1 à 1,5 calibres. Des
simulations montrent qu'il est alors possible d'augmenter la dérivation de
200 à 300 m par rapport à sa valeur normale de 800 m (voir figure 8 :
dérivation latérale en diminuant la marge statique de 30% à partir de
t = 30 s). Ce qui donne un potentiel de correction de 300 m maximum qui est
toutefois modulable, en déclenchant la variation de marge statique plus ou
moins tôt, en faisant implicitement l'hypothèse que la variation de la marge
statique xF est de type « one shoot », en anglais, c'est-à-dire unique, par
tout ou rien et non réversible. La correction est toujours dans le même sens,
vers la droite de la ligne de tir. Afin de recentrer la correction, et d'être apte
à rattraper les erreurs de signe quelconque, a priori symétriques autour de
0, il suffit de décaler le pointage en azimut du tube lanceur vers la gauche
de façon à compenser systématiquement la moitié de la correction maximale
possible.
Ainsi, en désignant par Δc l'amplitude de correction réalisable (par
exemple : Δc = 300 m) et Xmax la portée visée, l'angle de site de tir doit être
décalé de :
Δs = Δc 2Xmax
Pour modifier le point d'application de la résultante des forces de
pression sur la munition, il suffit selon l'invention de déployer, comme le
montrent les figures 9 et 10, au moment souhaité pour le début de
correction, des voilures 4 dont la portance combinée à celle de la munition
fournit la marge statique voulue.
A la différence des systèmes classiques de gouvernes qui
doivent être orientés pour infléchir la trajectoire dans la direction de la cible,
les voilures 4 mises en oeuvre ici restent fixes après déploiement. Leur rôle
est uniquement de modifier le centre de poussée aérodynamique F afin de
faire varier la marge statique xF.
Les voilures 4 doivent être de plus calées angulairement, comme
représenté sur la figure 9, de façon à entretenir la vitesse de roulis de la
munition.
A titre d'exemple, pour un projectile de 155 mm, dont le centre de
poussée est situé très à l'avant du projectile surtout pendant la phase où la
correction est susceptible d'être commandée, la figure 10 montre
l'emplacement de la force aérodynamique F pour Mach = 1 et montre la
plage dans laquelle elle doit être positionnée. Cette dernière s'obtient
dansl'exemple en reculant le point d'application de la force F de 1 à 1,45
calibres pour obtenir une modulation de déviation latérale suffisante.
L'examen de la figure 8 montre que pour obtenir le recul souhaité
pour le centre de poussée, la seule solution réaliste est de déployer les
voilures 4 en arrière du centre de gravité.
Afin de rendre maximum l'effet des voilures 4 et de réduire au
maximum leurs dimensions tout en conservant une certaine modularité à la
munition corrigée, les voilures 4 sont placées au niveau du culot 3 du
projectile.
En désignant par :
La marge statique avec ailettes se calcule en considérant le
moment de la force résultante. On obtient suivant le diagramme de
répartition des forces de la figure 8
xF1 = PcxF0 + PaLaPc + Pa
Avec huit ailettes radiales de surface unitaire Sa implantées
comme sur la figure 9 la portance Pa est approximativement donnée par la
relation :
Pa = 4Sa q CNa
où q est la pression dynamique de l'écoulement et CNa est le
coefficient de portance d'une ailette.
Compte tenu des interactions avec le corps cylindrique de la
munition, on peut considérer que :
CNa = 8α
où α est l'incidence du corps.
La portance de la munition s'exprime par :
Pc = q Sc CNc
où Sc est la surface du maítre couple ΠD2 / 4 et CNc le coefficient
de portance du corps.
Pratiquement : CNc = 2α
La surface requise pour une ailette 4 s'exprime alors :
Sa = Sc CNc 4CNa .xF0 - xF1 xF1 - La
En prenant comme exemple :
La relation (10) donne :
Ce qui correspond à des ailettes de dimension relativement
modestes, faciles à intégrer au niveau du culot 3 par un montage radial
comme indiqué sur la figure 10.
Dans ce cas, le déploiement des ailettes 4 peut être obtenu
naturellement par effet centrifuge.
Afin de ne pas contrarier la vitesse de roulis de la munition, les
ailettes sont calées angulairement par rapport à l'axe du projectile, comme
l'indique la figure 11.
Le calage vérifie la relation :
tgη = pdV
où d est la distance entre l'axe du projectile et le centre de gravité
de l'ailette.
A titre d'exemple, pour :
La relation (11) donne : η = 17,9°.
Claims (6)
- Procédé pour le contrôle de la dispersion latérale de munitions (1) stabilisées à effet gyroscopique caractérisé en ce qu'il consiste à moduler l'accélération de dérivation horizontale due à l'effet gyroscopique en faisant varier le centre de poussée aérodynamique F de la munition (1).
- Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il consiste à placer à l'arrière (3) de la munition des ailettes escamotables (4) pour modifier à un instant déterminé de la trajectoire la répartition de pression sur la munition en déplaçant le centre de poussée vers l'arrière de la munition pour appliquer la correction de dispersion requise.
- Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'il consiste à caler les ailettes (4) radialement à la munition (1) avec un angle d'inclinaison déterminé relativement à l'axe longitudinal de la munition (1) pour ne pas contrarier sa vitesse de roulis.
- Munition stabilisable en rotation par effet gyroscopique pour la mise en oeuvre du procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, du type comprenant un corps cylindrique (1) disposé entre une tête conique (2) et un culot (3) caractérisé en ce qu'elle comprend des ailettes (4) escamotables disposées radialement sur le culot (3) pour corriger lorsqu'elles sont déployées, la dérivation horizontale de la munition due à l'effet gyroscopique.
- Munition selon la revendication 4, caractérisée en ce que les ailettes (4) sont inclinées relativement à l'axe longitudinal de la munition suivant un angle η tel que tgη = pd / V(11) où p est la vitesse de roulis, d est la distance entre l'axe de la munition et le centre de gravité de l'ailette (4) et V est la vitesse de la munition (1).
- Munition selon la revendication 5, caractérisée en ce que chaque ailette (4) a une surface Sa définie par la relation
0 est la marge statique de la munition sans ailettes, xF1 est la marge statique de la munition avec ailettes et La le bras de levier de la portance ailettes.
Applications Claiming Priority (2)
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| FR9707352 | 1997-06-13 |
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| DE2160324C2 (de) * | 1971-12-04 | 1982-04-08 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Flugkörper mit entfaltbaren Stabilisierungsflächen |
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| US5398887A (en) * | 1993-10-12 | 1995-03-21 | Thiokol Corporation | Finless aerodynamic control system |
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1997
- 1997-06-13 FR FR9707352A patent/FR2764689B1/fr not_active Expired - Fee Related
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