EP0952424B1 - Dispositif de microgouverne pour la correction de trajectoire de munition stabilisée par rotation - Google Patents
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- EP0952424B1 EP0952424B1 EP98401013A EP98401013A EP0952424B1 EP 0952424 B1 EP0952424 B1 EP 0952424B1 EP 98401013 A EP98401013 A EP 98401013A EP 98401013 A EP98401013 A EP 98401013A EP 0952424 B1 EP0952424 B1 EP 0952424B1
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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
- F42B10/60—Steering arrangements
- F42B10/62—Steering by movement of flight surfaces
Definitions
- the present invention relates to a micro-control device for correction of trajectory of ammunition stabilized by rotation.
- the deviations between the point of impact of a shell and its target are usually defined in terms of precision errors and accuracy measured in the longitudinal displacement directions and cross-section of the shell.
- the precision error corresponds to random dispersions inherent in weapon systems. This error which can not be compensated by the pointing of the weapon intervenes mainly on range deviations.
- the accuracy error corresponds at identical deviations during a short time interval it is due to atmospheric disturbances and pointing errors. This error which can be corrected by a change in aiming of the weapon, is characterized by both lateral and span deviations. However, a correction by simple depointing of the weapon is not generally not sufficient to compensate for the effects of disturbances encountered by the shell.
- the duck-based system has the advantage over the precedent of correct range and lateral deviations by creating force in a fixed shot by fins aimed at the front of the shell and which are decoupled in rotation. It also has the advantage that it allows to exploit the relative movement of the duck relative to the rocket for activate an electric current generator to supply the electronic circuits necessary for actuating the duck.
- a major drawback of piloting by duck is that it requires placing a tail stabilized at the rear of the shell, which makes the shell incompatible with the loading systems in the barrels currently existing.
- the object of the invention is to overcome the aforementioned drawbacks.
- the invention relates to a device for microswitch for the correction of the trajectory of stabilized ammunition by rotation of the type comprising a proximity rocket having a warhead movable in rotation relative to the body of the ammunition, characterized in what it includes a retractable flat on the surface of the rocket proximity to create a transverse aerodynamic force normal to the plane of the flat part when the flat part is uncovered and a deployable fin articulated on the warhead to allow fixed stabilization of the warhead by compared to fixed benchmarks in space.
- the invention has the advantage that it improves the both the accuracy and the accuracy of the shots by controlling both the drag and lift of the shell by modifying the obliquity of balance. It also has the advantage of being able to be applied to shells statically unstable, that is to say without a tail, which makes it compatible with shell loading systems in existing guns.
- the example of rocket architecture according to the invention which is shown in Figure 3 includes a conical warhead 1 movable in rotation about its axis of symmetry XX 'at the end 2 an axis 3 of which the other threaded end 4 is engaged at the conical front a shell 5.
- the rotation of the warhead 1 on the axis 3 is ensured by a bearing bearing 6.
- the warhead 1 contains a positioning system by satellite 7 still known by the abbreviation Anglo-Saxon GPS de "Global positioning system" possibly associated with an indicator of vertical or horizontal 8 composed for example by a central inertial, and to a guidance system 9 with calculator for calculating and correct trajectory errors.
- a receiver and / or transmitter unit radio is incorporated into the guidance system 9 for ensure the transfer of flight data during the firing between the flight system guidance 9 and a ground station.
- the shell of the warhead 1 is made of a material transparent to electromagnetic waves.
- the angular position of the rocket relative to the marks terrestrial is controlled by a fin 10 articulated along a generative of the truncated cone of the warhead pointed at the outside of the warhead under the action of a motor 11 controlled from the guidance system 9.
- the computer is not located in the system guidance 9 but in the ground station and the data necessary for correction calculations are transmitted by radio between elements 7, 8 and 9 of the warhead 1 and the computer.
- the fin 10 When firing the shell, the fin 10 is rolled up on the surface of the fuselage and is deployed during the flight when a correction of trajectory is to be performed.
- a flat 12 parallel to the axis of symmetry XX ' is practiced in the fuselage opposite the fin 10.
- the flat 12 is covered by an ejectable cover 13. It allows when the cover 13 is ejected to create a lateral force F capable of modifying the obliquity of the shell.
- the cover 13 is unlocked during flight by a cutter pyrotechnic 14.
- An electric current generator in the form of a alternator consisting of a stator 15 fixed to the warhead 1 and a rotor 16 fixed to the end of axis 3 allows to supply electricity to the assembly electrical and electronic circuits of the warhead 1.
- the operating principle of the system consists in starting of a target whose position known a priori is transmitted by radio to the guidance system, to be detected via the navigation system by satellite 7 or the inertial unit 8 trajectory errors early enough to have time to integrate small forces amplitudes.
- the computer of the guidance system 9 or of the station at ground gives the instant of triggering of the correction system and the plan correction.
- the duration of the correction represents the parameter which modulates the amplitude of the correction.
- the cover 13 is separated by centrifugal effect of the warhead 1 at the instant of the calculated triggering. he then gives way to the flat 12 which generates by asymmetry of the resulting air flow, a lateral force F, as shown in FIG.
- a device pyrotechnic unlocks the fin 10 before the ejection of the hood 13.
- the fin then unfolds from the skin of the rocket by effect centrifugal around an axis of rotation 17, and locks in position deployed in a fixed position on this axis by means of a device ball locking for example, not shown.
- the fin 10 thus deployed stops the rotation of the warhead 1 and makes it possible to determine the orientation at give the flat 12 relative to the landmarks in order to effect trajectory correction.
- the orientation of the flat 12 in one direction is controlled by the action of the fin 10 in the deployed position, which is rotated by the engine 11 around an axis 18 normal to the surface of the fuselage warhead 1.
- the improvement in range accuracy is obtained by the increase in drag induced by the two shock waves generated by the flat (shock wave 2) and the fin 10 (shock wave 3) in Figure 5.
- the range is increased if the lateral force F thus created is vertical and directed upwards.
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Description
La présente invention concerne un dispositif de microgouverne
pour la correction de trajectoire de munition stabilisée par rotation.
Elle s'applique notamment à la réalisation de fusées de
proximité.
Les écarts entre le point d'impact d'un obus et sa cible sont
définis habituellement en termes d'erreurs de précision et d'erreurs de
justesse mesurées dans les directions de déplacement longitudinale et
transversale de l'obus. L'erreur de précision correspond à des
dispersions aléatoires inhérentes aux systèmes d'armes. Cette erreur qui
ne peut être compensée par le pointage de l'arme intervient
principalement sur les écarts de portée. L'erreur de justesse correspond
à des écarts identiques pendant un court intervalle de temps, elle est
due aux perturbations atmosphériques et aux erreurs de pointage. Cette
erreur qui peut être corrigée par un changement de pointage de l'arme,
est caractérisée à la fois par des écarts latéraux et de portée.
Cependant, une correction par simple dépointage de l'arme n'est
généralement pas suffisante pour compenser les effets de perturbations
rencontrées par l'obus. Des solutions à ce problème ont été envisagées
mettant en oeuvre par exemple un système de jupe déployable en forme
de pétales tel que représenté à la figure 1 ou encore un système à base
de canard tel que représenté à la figure 2. Le système de jupe
déployable, voir le document "Navy Technical disclosur Bulletin,
Navy cat. 4182, Navy case 64326, Vol 5, No. 8, August 1980,
figure, pages 19-23, permet de contrôler la trajectoire de l'obus par augmentation
de la traínée, en ouvrant les pétales à un instant opportun de la
trajectoire. L'inconvénient majeur de ce système réside dans le fait qu'il
ne permet d'effectuer une correction que sur l'erreur de portée, les
écarts latéraux dus aux vents et aux erreurs de pointage ne sont pas
corrigés. Le système à base de canard a l'avantage sur le précédent de
corriger les écarts de portée et latéraux par création d'une force dans un
plan fixe par des ailettes braquées à l'avant de l'obus et qui sont
découplées en rotation. Il présente également l'avantage qu'il permet
d'exploiter le mouvement relatif du canard par rapport à la fusée pour
actionner un générateur de courant électrique pour l'alimentation de
circuits électroniques nécessaire à l'actionnement du canard. Un
inconvénient majeur du pilotage par canard est qu'il nécessite de placer
un empennage calé à l'arrière de l'obus, ce qui rend l'obus incompatible
avec les systèmes de chargement dans les canons actuellement
existants.
Le but de l'invention est de pallier les inconvénients précités.
A cet effet, l'invention a pour objet un dispositif de
microgouverne pour la correction de la trajectoire de munition stabilisée
par rotation du type comportant une fusée de proximité ayant une ogive
mobile en rotation relativement au corps de la munition, caractérisé en
ce qu'il comprend un méplat escamotable à la surface de la fusée de
proximité pour créer une force aérodynamique transversale normale au
plan du méplat lorsque le méplat est découvert et une ailette déployable
articulée sur l'ogive pour permettre une stabilisation fixe de l'ogive par
rapport à des repères fixes de l'espace.
L'invention a pour avantage qu'elle permet d'améliorer à la
fois la précision et la justesse des tirs par un contrôle à la fois de la
traínée et de la portance de l'obus en modifiant l'obliquité d'équilibre.
Elle a également pour avantage de pouvoir être appliquée à des obus
instables statiquement c'est-à-dire dépourvus d'empennage ce qui les
rend compatibles avec les systèmes de chargement des obus dans les
canons existants.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention
apparaítront à l'aide de la description qui suit faite en regard des figures
annexées qui représentent :
- la figure 1, une fusée à jupe déployable selon l'art antérieur,
- la figure 2, une fusée munie de canard selon l'art antérieur,
- la figure 3, un exemple d'architecture de fusée selon l'invention,
- la figure 4, une vue suivant la coupe a de la fusée représentée à la figure 3,
- la figure 5, une topologie montrant d'écoulement de l'air sur l'ogive de la fusée,
- les figures 6a et 6b, le dispositif d'actionnement de la gouverne de la fusée représentée à la figure 3,
- et la figure 7, la position d'équilibre d'un obus équipé d'une fusée selon l'invention.
L'exemple d'architecture de fusée selon l'invention qui est
représenté à la figure 3 comprend une ogive 1 de forme tronconique
mobile en rotation autour de son axe de symétrie XX' à l'extrémité 2
d'un axe 3 dont l'autre extrémité filetée 4 est engagée à l'avant conique
d'un obus 5. La rotation de l'ogive 1 sur l'axe 3 est assurée par un palier
à roulement 6. L'ogive 1 renferme un système de positionnement par
satellite 7 encore connu sous l'abréviation anglo-saxonne GPS de
« global positioning system » associé éventuellement à un indicateur de
verticale ou d'horizontale 8 composé par exemple par une centrale
inertielle, et à un système de guidage 9 avec calculateur pour calculer et
corriger les erreurs de trajectoire. Un bloc récepteur et/ou transmetteur
radio, non représenté, est incorporé au système de guidage 9 pour
assurer le transfert des données de vol pendant le tir entre le système de
guidage 9 et une station au sol. Pour assurer un fonctionnement correct
du système de positionnement par satellite 7 et du bloc radio,
l'enveloppe de l'ogive 1 est réalisée en un matériau transparent aux
ondes électromagnétiques.
La position angulaire de la fusée par rapport aux repères
terrestres (horizontale ou verticale) est contrôlée par une ailette 10
articulée le long d'une génératrice du tronc de cône de l'ogive braquée à
l'extérieur de l'ogive sous l'action d'un moteur 11 commandé à partir du
système de guidage 9.
Selon une deuxième variante de réalisation de l'invention non
représentée, le calculateur est disposé non pas dans le système de
guidage 9 mais dans la station au sol et les données nécessaires au
calcul de correction sont transmises par voie radio entre les éléments 7,
8 et 9 de l'ogive 1 et le calculateur.
Lors du tir de l'obus, l'ailette 10 est enroulée à la surface du
fuselage et est déployée au cours du vol lorsqu'une correction de
trajectoire est à effectuer. Un méplat 12 parallèle à l'axe de symétrie
XX' est pratiqué dans le fuselage à l'opposé de l'ailette 10. Le méplat 12
est recouvert par un capot éjectable 13. Il permet lorsque le capot 13
est éjecté de créer une force latérale F capable de modifier l'obliquité de
l'obus. Le capot 13 est déverrouillé en cours de vol par un découpeur
pyrotechnique 14. Un générateur de courant électrique sous forme d'un
alternateur constitué par un stator 15 fixé à l'ogive 1 et d'un rotor 16
fixé à l'extrémité de l'axe 3 permet d'alimenter en électricité l'ensemble
des circuits électriques et électroniques de l'ogive 1.
Le principe de fonctionnement du système consiste à partir
d'une cible dont la position connue a priori est transmise par voie radio
au système de guidage, à détecter via le système de navigation par
satellite 7 ou la centrale inertielle 8 des erreurs de trajectoire
suffisamment tôt pour avoir le temps d'intégrer des forces de petites
amplitudes. Le calculateur du système de guidage 9 ou de la station au
sol donne l'instant de déclenchement du système de correction et le plan
de correction. La durée de la correction représente le paramètre qui
module l'amplitude de la correction. Le capot 13 est désolidarisé par
effet centrifuge de l'ogive 1 à l'instant du déclenchement calculé. Il
laisse alors place au méplat 12 qui engendre par dissymétrie de
l'écoulement de l'air qui en résulte, une force latérale F, comme montré
sur la figure 5, ainsi qu'un couple d'amortissement qui freine la rotation
de l'ogive relativement au corps de l'obus 5. Un dispositif
pyrotechnique, non représenté, dévérouille l'ailette 10 avant l'éjection du
capot 13. L'ailette se déplie alors de la peau de la fusée par effet
centrifuge autour d'un axe de rotation 17, et se bloque en position
déployée dans une position fixe sur cet axe au moyen d'un dispositif de
blocage à bille par exemple, non représenté. L'ailette 10 ainsi déployée
arrête la rotation de l'ogive 1 et permet de déterminer l'orientation à
donner au méplat 12 relativement aux repères terrestres afin d'effectuer
la correction de trajectoire.
L'orientation du méplat 12 dans une direction est commandée
par l'action de l'ailette 10 en position déployée, qui est mise en rotation
par le moteur 11 autour d'un axe 18 normal à la surface du fuselage de
l'ogive 1.
L'efficacité de l'ailette 10 qui agit ainsi à la façon d'une
gouverne permet de définir la capacité de correction de l'obus sur sa
trajectoire. Cette capacité est aussi directement liée à l'action du méplat
12 qui provoque une dissymétrie dans l'écoulement de l'air en voisinage
de l'obus. Dans le cas d'un obus supersonique, par exemple,
l'écoulement au voisinage de la fusée de proximité présente les
caractéristiques de la figure 5 avec une onde de choc indicée 2 qui est
générée par le plan 19 qui interface la fusée avec le corps de l'obus au
niveau du méplat 12. La compression en aval de ce choc crée une force
de portance et un couple réduisant la distance ou la marge statique
séparant le centre de poussée F des forces aérodynamiques du centre de
gravité tel que représenté à la figure 7.
II est possible suivant ce principe de dimensionner le méplat
12 pour obtenir une force latérale F suffisante pour modifier l'obliquité
d'équilibre αt d'une valeur semblable à l'obliquité responsable de la
dérivation gyroscopique de l'obus.
L'amélioration de la précision en portée est obtenue par
l'augmentation de la traínée induite par les deux ondes de chocs
générées par le méplat (onde de choc 2) et l'ailette 10 (onde de choc 3)
sur la figure 5. Par exemple, la portée est augmentée si la force latérale
F ainsi créée est verticale et dirigée vers le haut.
Claims (6)
- Dispositif de microgouverne pour la correction de la trajectoire de munition stabilisée par rotation, du type comportant une fusée de proximité ayant une ogive mobile en rotation relativement au corps de la munition, caractérisé en ce qu'il comprend un méplat escamotable (12), à la surface de la fusée de proximité, pour créer une force aérodynamique transversale normale au plan du méplat (12) lorsque le méplat est découvert et une ailette déployable (10), articulée sur l'ogive (1), pour permettre une stabilisation fixe de l'ogive (1) par rapport à des repères fixes de l'espace.
- Dispositif selon la revendication 1 caractérisé en ce qu'il comprend, intégré dans l'ogive (1), un système positionneur par satellite (7), un indicateur de verticale (8) et un système de guidage (9) couplé à un calculateur pour calculer après le tir de la munition les erreurs de trajectoire et déterminer l'instant de commande de l'orientation du méplat (12) par déplacement de l'ailette (10) relativement à l'ogive (1) afin de corriger les erreurs de trajectoire.
- Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce que le système de guidage (9) comporte un bloc récepteur et/ou transmetteur radio pour transmettre les données de vol entre le système de guidage et une station au sol.
- Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes 1 à 3, caractérisé en ce que l'ailette (10) est déployée pour permettre le freinage en rotation de l'ogive (1) avant que le méplat (12) soit découvert.
- Dispositif selon la revendication 4, caractérisé en ce que le méplat (12) est recouvert par un capot (13) qui est désolidarisé de l'ogive (1) par effet centrifuge à un instant déterminé par le système de guidage (9).
- Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que l'ailette (10) est dépliée de la peau de l'ogive (1) sous l'effet d'un dispositif pyrotechnique.
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| FR9704276A FR2761769B1 (fr) | 1997-04-08 | 1997-04-08 | Dispositif de microgouverne pour la correction de trajectoire de munition stabilisee par rotation |
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| JP4882099B2 (ja) * | 2008-09-25 | 2012-02-22 | 防衛省技術研究本部長 | 飛しょう体 |
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- 1998-04-24 EP EP98401013A patent/EP0952424B1/fr not_active Expired - Lifetime
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