EP1092941A1 - Dispositif de correction de trajectoire pour projectiles guides gyroscopes - Google Patents

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EP1092941A1
EP1092941A1 EP00402839A EP00402839A EP1092941A1 EP 1092941 A1 EP1092941 A1 EP 1092941A1 EP 00402839 A EP00402839 A EP 00402839A EP 00402839 A EP00402839 A EP 00402839A EP 1092941 A1 EP1092941 A1 EP 1092941A1
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EP
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projectile
fins
rocket
trajectory
micro
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Pascal Thomson-CSF Propriété Intel. Tarayre
Jean-Paul Thomson-CSF Propriété Intel. Labroche
Dominique Thomson-CSF Propriété Intel. Broussoux
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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
    • F42B10/22—Projectiles of cannelured type
    • F42B10/24—Projectiles of cannelured type with inclined grooves
    • 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
    • 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
    • F42B10/64—Steering by movement of flight surfaces of fins

Definitions

  • the present invention relates to a device for correcting trajectory for gyroscopic guided projectiles.
  • the known trajectory correction systems of projectiles act during the terminal phase of the trajectory.
  • the first type includes a skirt formed of Deployable "petals” to control the trajectory of the projectile by increasing its drag. At an appropriate time, the rotation of a camshaft which deploys the petals.
  • the major disadvantage of this type of system is that the correction only intervenes on the errors of scope. Lateral deviations due to wind or pointing errors are not not corrected.
  • Duck system corrects longitudinal deviations and lateral by creating a force in a fixed plane using fins ducks arranged on the proximity rocket and turned, which are decoupled in roll of the projectile.
  • the relative movement of the duck by compared to the rocket makes it possible to form an electric alternator.
  • This rocket is interchangeable with respect to the projectile.
  • One of the disadvantages of this type known is that the projectile (a shell in this case) thus equipped with duck becomes incompatible with the firing gun loading system existing.
  • the major drawback of piloting by duck is that it does not allow not to obtain significant load factors since it displaces the projectile.
  • the duck clearly decreases the aerodynamic finesse of a projectile, which is very detrimental to the range of a tight shot.
  • a first system consists of two strips of material piezoelectric articulated on a rocket close to shells, and acting each on the tension of a small canvas forming a fin.
  • the rocket is interchangeable with respect to the shell and is decoupled in rotation in roll.
  • This system is compatible with the shell loading device in the barrel, and applies in particular to statically unstable shells.
  • a second known system includes rigid micro-control surfaces arranged on the proximity rocket of a shell, and has the same advantages than the first system.
  • these two known systems not suitable for piloting mortar projectiles stabilized by rotation, because these move in subsonic and transonic flight following a curved trajectory.
  • the effectiveness of these micro-control systems is too low to obtain a sufficient load factor for them trajectory corrections, because the low load factor leads to the need to detect the target at a distance greater than the detection capabilities of the laser system fitted to the proximity rocket.
  • the trajectory correction must be greater.
  • the detection system laser fitted to these projectiles has a range not exceeding 2 km per time heavy rain, which makes it necessary to give these projectiles lift and fineness superior to that of mortar projectiles. It follows that the existing systems do not allow correct trajectory correction such projectiles.
  • the subject of the present invention is a device for correcting trajectory for guided and rotating projectiles about their axis longitudinal, whether these projectiles are fired or curved, a device which significantly improves the correction of precision deviations and accuracy, which is easily adaptable to existing projectiles, and this, without considerably increasing the cost price of these projectiles.
  • the trajectory correction device for guided projectiles stabilized in flight by gyroscopic effect by rotation at high speed (for example at least 200 rpm) around its longitudinal axis, has a tail arranged at the rear of the projectile and a duck piloting device arranged on the rocket near this projectile.
  • the trajectory correction device of the invention is implemented work for "gyroscopic" projectiles that is to say stabilized by rotation around their longitudinal axis. These projectiles can be projectiles mortar or artillery shells.
  • the trajectory errors that we want to correct are errors of precision and errors of accuracy.
  • the precision refers to random dispersions of impact points inherent in the weapon systems employed, which cannot be compensated by a change in the score of these weapons. This error of precision intervenes mainly on range deviations.
  • the accuracy of the shot corresponds to the repeatability of the precision error during a certain period of time, unchanging pointing. Near misses are due to atmospheric disturbances (variations in wind direction ...) and at pointing errors. These errors can be corrected by a change aiming gun. Near misses translate into longitudinal and lateral deviations of the impact points of the projectiles.
  • the above-mentioned type error correction device essentially comprises a navigation control device placed in the proximity rocket of the projectile, a control device of aerodynamic piloting arranged on this rocket and a tailplane disposed on the base of the projectile.
  • Figures 1 to 3 show three embodiments of the control surfaces and empennage of the conforming trajectory correction device in the invention, for a mortar projectile ( Figures 1 and 2) and for a shell artillery ( Figure 3).
  • the projectile 1 of FIG. 1 essentially comprises a body 2, a warhead proximity rocket 3 and a base 4 from which protrudes the tail load carrier 5.
  • the rocket 3 has only one degree of freedom with respect to the body of the projectile, rotating in roll.
  • An obliquely fluted ring 6 is attached to the front of the base 4. It is used to give the projectile a movement of rolling rotation thanks to corresponding scratches in the mortar barrel.
  • Articulated fins 7, for example four in number, are arranged at the rear of the base 4, and are described in detail below with reference to Figures 4 and 5.
  • FIG. 2 shows another mortar projectile 8, similar to that of figure 1, but equipped with another correction device according to the invention.
  • the projectile 8 has the same body 2 and the same ring 6 that the projectile 1, and its base 4 'is similar to the base 4, the only difference resides in the fact that the base 4 'carries at its rear part not articulated fins, but a set 8A of fixed micro-fins, for example 32 micro-fins.
  • the “skirt” 9A of the proximity rocket 9 of the projectile 8 covers the front part of the body of the projectile to which it is connected by a ball joint device, as shown in figure 9.
  • the artillery shell 10 of FIG. 3 has at the front of its warhead 11 a proximity rocket 12 similar or identical to rocket 3, with the same duck system.
  • a proximity rocket 12 similar or identical to rocket 3, with the same duck system.
  • the projectile is equipped with four fins 7 identical, arranged at 90 ° around the axis of symmetry 16 of the projectile.
  • these fins 7 have an elongation (ratio between their wingspan E and their width L) of 4, their wingspan being 100 mm and their width of 25 mm.
  • These fins 7 have an aerodynamic profile symmetrical suitable for transonic flight, profile known per se, in order to minimize their wave train.
  • the cover 17 After ejection of the projectile from its launch tube, the cover 17 is ejected, and its fins deploy by centrifugal effect and are blocked at an angle ensuring an arrow F about 15 ° (this arrow F is the angle formed between the leading edge of the fin and the plane P perpendicular to the axis of symmetry 16, and tangent to the edge leading edge at its lower part, the leading edge being behind this plane).
  • This arrow F decreases the critical Mach number at the incidence of operation of the projectile.
  • Each fin 7 is mounted by means of a device 18 of ball type on a support 19 fixed on a disc 20 common to all fins and which is parallel to the plane P.
  • a blocking device 21 of the ball and spring type is mounted cooperating with a suitable notch 21A, formed on the leading edge of the fin, almost at the level of the articulation device 18, to allow blocking the fin at said inclination ensuring the arrow F.
  • the disc 20 is mounted free in rotation around the axis 16 on a self-lubricated ring 22, for example of the “Metapharm” type, resistant to gradients of important temperatures.
  • the ring 22 is fixed on a sleeve 23, itself attached to the rear face of the base 4.
  • FIG. 6 shows, in a simplified manner, part of the set 8A of micro-fins fixed on the base of the projectile 8 of FIG. 2.
  • This assembly 8A comprises a ring 24 which is fitted to the part rear of the base 4 '.
  • the outer peripheral surface of the ring 24 is conical in shape, opening towards the front of the projectile.
  • the opening angle A of this conical surface is approximately 5.7 °.
  • We fix on this conical surface a large number, for example 32, of radial micro-fins, regularly distributed, of which only one, referenced 25, has been represented in FIG. 6.
  • the ring 24 and the micro-fins are fixed relative to the projectile.
  • the micro-fins have a shape suitable for subsonic and transonic flight.
  • each micro-fin 25 has, in plan, a shape trapezoidal, with a length L 'of 11 mm and a height H of 9 mm, this which corresponds to an elongation of L '/ H of about 1.2.
  • the arrow F ' (defined in the same way as the arrow F of the Figure 5) is approximately 15 °.
  • the total span E (measured from the axis of the projectile) of the micro-fins is approximately 120 mm.
  • the device 14 of micro-fins mounted on the rear part of the shell of shell 10 and fixed by compared to the latter.
  • This device 14 includes a large number, for example 32, of micro-fins, of which only one, referenced 26, was represented.
  • These micro-fins are fixed evenly on a ring 27 whose outer peripheral surface is conical, with an opening angle A 'of approximately 7.5 °, for example. They have, like the micro-fins 25, a substantially trapezoidal shape, but their large dimension, instead of being directed radially as it is the case in figure 6, is directed longitudinally.
  • the arrow F "on the leading edge of each micro-fin is about 45 °
  • its height H "(height on the side opposite the leading edge) is about 14 mm
  • the wingspan E "(measured between the axis of symmetry of the shell and the side 26A) is 155 mm.
  • the proximity rocket 28 can equip the projectiles of Figures 1 and 3, has been shown in a very simplified manner in Figure 8. It is mounted on a bearing 29 centered with respect to the axis of symmetry 30 of the projectile, this bearing being fixed by a screw 31 on the front face of the warhead 32 of the projectile (this warhead is either the warhead 2A of the projectile of FIG. 1, or the warhead 11 of the shell of FIG. 3).
  • the rocket 28 has a degree of freedom, in rotation around axis 30.
  • the rocket 28 contains, inter alia, a computer 33 connected to a laser detector 34 and to motors, only one of which, referenced 35, was represented.
  • the number of these motors is equal to the number of duck fins namely four in this case. All of these motors are, for example piezoelectric type.
  • the motor 35 controls, via a train of gears 36, a "duck" fin 37 and a complementary fin, called “Tab” 38, arranged behind the duck fin. These fins are movable in rotation in laces and in pitch, the fin 38 being optional.
  • the proximity rocket 9, shown in a very simplified manner in Figure 9, is that fitted to the projectile of Figure 2. It is connected to the face frontal of the projectile warhead 2A by a ball joint 39, the ball joint being centered on the axis of symmetry (and rotation) 40 of the projectile. Because the skirt 9A covers the end of the warhead, the angular movement of the rocket in planes passing through the axis of symmetry 40 is limited. In an example embodiment, this travel is ⁇ 20 ° from the central position of the rocket (the one for which its own axis of symmetry is confused with axis 40). On the other hand, the rocket can rotate freely in roll around axis 40.
  • the rocket 9 comprises, inter alia, a computer 41 connected, of a part, to a laser detector 42, and secondly to motors 43, the number is equal to the number of duck fins fitted to the rocket, namely four in this case.
  • Each of the motors 43 controls, by via a gear train 44, a duck fin 45, these fins being regularly distributed around the periphery of the rocket.
  • the center of gravity of the rocket can advantageously coincide with the center of the sphere of the ball joint 39.
  • the rocket conical in shape, has an apex angle of about 24 °, which provides said travel of ⁇ 20 °.
  • the focus of each fin duck is advantageously in coincidence with the center of gravity of the rocket.
  • the fins 37 have, in a example of an E1 10 mm wingspan, a C1 cord of 4.5 mm and an arrow 30 ° F1, which allows the fins to operate at a total incidence (i.e. own incidence of the projectile, plus angle of steering of the rocket relative to the axis of the projectile) of approximately 30 °.
  • the piezoelectric motors can be very small (for example example about 1 cm in diameter).
  • Their gear trains 36 increase the steering precision of the rocket and the torque supplied by motors.
  • Tabs 38 are turned in the opposite direction that of the corresponding fins 37, in order to reduce the moment of hinge due to the fins.
  • Tabs 38 have a span (measured as E1) of approximately 5 to 8 mm and a cord (measured as C1) of approximately 1 to 1.5 mm. Their distance to the corresponding fin (distance between their edge leading edge and trailing edge of the fin) is approximately 0.5 to 1 mm.
  • alternator the fixed and movable parts of which are integral with the parts fixed and mobile bearing, respectively.
  • This alternator then constitutes a energy source for the electrical and electronic circuits of the rocket.
  • the operating principle of the projectile 1 of FIG. 1 is breaks down into three phases.
  • the first corresponds to the launch and start of the trajectory.
  • the fins 7 are folded and held in position by the protective cover 17.
  • the projectile accelerates into the tube and rotates with the scratches on the tube.
  • the projectile and the load carrier 5 are not separated. Flight stability is provided by the gyroscopic effect.
  • the load carrier separates from the projectile carrying with it the cover of closing.
  • the fins are driven by friction in rotation. They unfold by centrifugal effect and lock in their position thanks to the system 21 ball with spring (for example).
  • the projectile During the second phase of flight, the projectile has a gliding type trajectory with finesse corresponding to the configuration with unfolded fins. The tail fin 7 is braked to a stop by aerodynamic forces.
  • the laser detector 34 identifies the exact position of the goal. Projectile piloting begins and ends continues until the target hits. It is possibly possible to treat moving targets indicating future goal at launch. The detector obviously requires a known laser target designation system of those skilled in the art.
  • Errors in precision and accuracy and variations in initial conditions and atmospheric conditions for a 120 projectile mm "spinned" (rotating on itself) are included in a standard deviation equal to 50 m radius. It is considered that 99% of the shots are in a circle with a radius of two standard deviations, i.e. 100 m for a span of the order of 8 km and a flight time of 40 seconds.
  • the load factor admissible by the projectile allows to correct the trajectory of 100 m on a distance of 530 meters.
  • the detection capacity is around 5 km per clear weather and only 2 km in heavy rain. Therefore, we have plenty of time to make this course correction.
  • the operating principle of the projectile of figure 2 is breaks down into two phases: a ballistic phase corresponding to the start of the trajectory, which remains identical to that of the standard projectile, because the zero incidence drag is identical, and a terminal phase controlled.
  • the performances of this type of projectile allow to correct the dispersion of a mortar projectile over a flight distance of 1200 m. These performances are lower than those of the projectile of figure 1, but sufficient.
  • the advantage of this projectile is that it does not require no changes to the load carrier tail, and therefore is a lot less expensive.
  • the operating principle of the projectile of figure 3 is breaks down into two phases: a ballistic phase corresponding to the start of the trajectory, which remains identical to that of the standard projectile and a piloted phase.
  • the performances of this type of projectile allow correct the dispersion of an artillery shell over a distance of 2000 m.
  • the fineness of the projectile being greater than with a projectile, standard, its range can be increased by a gliding flight.
  • the advantage of this type is that it does not require modification of the shell artillery, while ensuring a good capacity of correction.

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Abstract

Le dispositif de correction de trajectoire de l'invention s'applique à un projectile de mortier ou à un obus d'artillerie entraîné en rotation en roulis lorsqu'il est lancé. Ce dispositif comporte un empennage (7) et une fusée de proximité (3) munie d'un pilotage par canard (37). <IMAGE>

Description

La présente invention se rapporte à un dispositif de correction de trajectoire pour projectiles guidés gyroscopés.
Actuellement, on cherche à augmenter la précision et le rapport efficacité/coût des munitions. Les systèmes permettant de corriger les trajectoires des munitions offrent l'avantage d'éviter les tirs d'ajustement, ce qui permet de bénéficier d'un effet de surprise qui empêche la cible de quitter la zone visée, et de diminuer la probabilité d'être localisé par les radars de contrebatterie.
En général, les systèmes connus de correction de trajectoire de projectiles agissent pendant la phase terminale de la trajectoire. Ces systèmes sont de deux types : des systèmes à jupe déployable et des systèmes à « canard ». Le premier type comporte une jupe formée de « pétales » déployables, permettant de contrôler la trajectoire du projectile par augmentation de sa traínée. A un instant approprié, on déclenche la rotation d'un arbre à came qui déploie les pétales. L'inconvénient majeur de ce type de système est que la correction n'intervient que sur les erreurs de portée. Les écarts latéraux dus au vent ou aux erreurs de pointage ne sont pas corrigés.
Le système à canard permet de corriger les écarts longitudinaux et latéraux en créant une force dans un plan fixe à l'aide d'ailettes de canards disposées sur la fusée de proximité et braquées, qui sont découplées en roulis du projectile. Le mouvement relatif du canard par rapport à la fusée permet de former un alternateur électrique. Cette fusée est interchangeable par rapport au projectile. Un des inconvénients de ce type connu est que le projectile (un obus en l'occurrence) ainsi équipé de canard devient incompatible avec le système de chargement des canons de tir existants. L'inconvénient majeur du pilotage par canard est qu'il ne permet pas d'obtenir des facteurs de charge importants puisqu'il déporte le projectile. De plus, le canard diminue nettement la finesse aérodynamique d'un projectile, ce qui est très préjudiciable à la portée d'un tir tendu.
D'autre part, on connaít des systèmes à micro-gouvernes pour obus. Un premier système est constitué de deux barrettes en matériau piézoélectrique articulées sur une fusée de proximité d'obus, et agissant chacune sur la tension d'une petite toile formant ailette. La fusée est interchangeable par rapport à l'obus et en est découplée en rotation en roulis. Ce système est compatible avec le dispositif de chargement d'obus dans le canon, et s'applique en particulier à des obus statiquement instables. Un deuxième système connu comporte des micro-gouvernes rigides disposées sur la fusée de proximité d'un obus, et présente les mêmes avantages que le premier système. Cependant, ces deux systèmes connus ne conviennent pas au pilotage de projectiles de mortier stabilisés par rotation, car ceux-ci se déplacent en vol subsonique et transsonique suivant une trajectoire courbe. D'autre part, l'efficacité de ces systèmes de micro-gouvernes est trop faible pour obtenir un facteur de charge suffisant pour les corrections de trajectoire, car le faible facteur de charge entraíne la nécessité de détecter la cible à une distance supérieure aux capacités de détection du système laser équipant la fusée de proximité.
En ce qui concerne la précision des projectiles à trajectoire tendue en vol supersonique, par exemple des obus de 155 mm, dont la dispersion des points d'impact est plus importante que celle des projectiles de mortier, la correction de trajectoire doit être plus importante. Le système de détection laser équipant ces projectiles a une portée ne dépassant pas 2 km par temps de forte pluie, ce qui oblige à conférer à ces projectiles une portance et une finesse supérieures à celles des projectiles de mortiers. Il en résulte que les systèmes existants ne permettent pas de corriger suffisamment la trajectoire de tels projectiles.
On connaít d'après le document US-A-5 439 188 un missile en autorotation autour de son axe longitudinal, à faible vitesse de rotation (10 à 15 tours/seconde), ce qui ne procure aucune stabilisation par effet gyroscopique.
En outre, selon ce document, on conjugue le braquage du plan du canard et sa position en roulis pour orienter en direction la force de correction, ce qui n'est applicable que si la force de roulis reste modérée, car cela implique un battement du plan canard à la fréquence de roulis (qui est faible, comme précisé ci-dessus).
La présente invention a pour objet un dispositif de correction de trajectoire pour projectiles guidés et en rotation autour de leur axe longitudinal, que ces projectiles soient à tir tendu ou courbe, dispositif qui permette d'améliorer nettement la correction des écarts de précision et justesse, qui soit facilement adaptable sur des projectiles existants, et ce, sans augmenter considérablement le prix de revient de ces projectiles.
Le dispositif de correction de trajectoire conforme à l'invention, pour projectile guidé stabilisé en vol par effet gyroscopique par rotation à grande vitesse (par exemple d'au moins 200 tours/seconde, ) autour de son axe longitudinal, comporte un empennage disposé à la partie postérieure du projectile et un dispositif de pilotage par canard disposé sur la fusée de proximité de ce projectile.
La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillée de plusieurs modes de réalisation, pris à titre d'exemples non limitatifs et illustrés par le dessin annexé, sur lequel :
  • la figure 1 est une vue en plan simplifiée d'un premier mode de réalisation de projectile de mortier équipé d'un dispositif de correction de trajectoire conforme à l'invention, à empennage dépliable ;
  • la figure 2 est une vue en plan simplifiée d'un deuxième mode de réalisation de projectile de mortier, équipé d'un dispositif de correction de trajectoire conforme à l'invention, à empennage à micro-ailettes ;
  • la figure 3 est une vue en plan simplifiée d'un mode de réalisation d'obus d'artillerie, équipé d'un dispositif de correction de trajectoire conforme à l'invention, à empennage à micro-ailettes ;
  • la figure 4 est une vue détaillée d'une ailette de l'empennage du projectile de la figure 1, à l'état replié ;
  • la figure 5 est une vue en plan détaillée de l'ailette de la figure 4 à l'état déplié ;
  • les figures 6 et 7 sont des vues en plan simplifiées de deux autres modes de réalisation d'ailettes d'empennage conformes à l'invention, et
  • les figures 8 et 9 sont des vues en coupe simplifiées de deux modes de réalisation d'une fusée de proximité incorporant une partie du dispositif de correction de trajectoire conforme à l'invention.
Le dispositif de correction de trajectoire de l'invention est mis en oeuvre pour des projectiles « gyroscopés » c'est-à-dire stabilisés par rotation autour de leur axe longitudinal. Ces projectiles peuvent être des projectiles de mortier ou des obus d'artillerie. Les erreurs de trajectoire que l'on en désire corriger sont des erreurs de précision et des erreurs de justesse. La précision se rapporte à des dispersions aléatoires des points d'impact inhérentes aux systèmes d'armes employés, qui ne peuvent être compensées par une modification du pointage de ces armes. Cette erreur de précision intervient principalement sur les écarts de portée. La justesse du tir correspond à la répétibilité de l'erreur de précision pendant un certain laps de temps, à pointage invariable. Les erreurs de justesse sont dues à des perturbations atmosphériques (variations de la direction du vent ...) et à des erreurs de pointage. Ces erreurs peuvent être corrigées par un changement de pointage de l'arme de tir. Les erreurs de justesse se traduisent par des écarts longitudinaux et des écarts latéraux des points d'impact des projectiles.
Le dispositif de correction d'erreurs de types mentionnés ci-dessus comporte essentiellement un dispositif de commande de navigation disposé dans la fusée de proximité du projectile, un dispositif de gouvernes de pilotage aérodynamique disposé sur cette fusée et un empennage disposé sur le culot du projectile. On obtient ainsi un projectile à configuration aérodynamique à stabilité statique neutre et à stabilité dynamique assurée par sa rotation en roulis. Ce projectile est piloté pendant pratiquement toute sa trajectoire, ce qui permet, même avec des projectiles ayant des gouvernes à faible facteur de charge, d'effectuer des corrections importantes (par exemple, pour une portée supérieure à 20 km, ces corrections peuvent dépasser 200 m.
On a représenté aux figures 1 à 3 trois modes de réalisation des gouvernes et empennages du dispositif de correction de trajectoire conforme à l'invention, pour un projectile de mortier (figures 1 et 2) et pour un obus d'artillerie (figure 3).
Ces trois dispositifs de correction ont en commun, outre la stabilisation dynamique par rotation en roulis du projectile, l'utilisation de gouvernes de type « canard », disposées sur la fusée de proximité des projectiles. Ces gouvernes sont connues en soi, et ne seront décrites qu'en référence aux figures 8 et 9, pour ce qui est de leur actionnement par les moteurs disposés dans la fusée.
Le projectile 1 de la figure 1 comporte essentiellement un corps 2, une fusée de proximité d'ogive 3 et un culot 4 duquel dépasse la queue porte-charge 5. La fusée 3 est à un seul degré de liberté par rapport au corps du projectile, en rotation en roulis. Une bague 6 cannelée obliquement est fixée à l'avant du culot 4. Elle sert à imprimer au projectile un mouvement de rotation en roulis grâce à des rayures correspondantes du canon du mortier. Des ailettes articulées 7, par exemple au nombre de quatre, sont disposées à l'arrière du culot 4, et sont décrites en détail ci-dessous en référence aux figures 4 et 5.
On a représenté en figure 2 un autre projectile de mortier 8, similaire à celui de la figure 1, mais équipé d'un autre dispositif de correction conforme à l'invention. Le projectile 8 comporte le même corps 2 et la même bague 6 que le projectile 1, et son culot 4' est similaire au culot 4, la seule différence résidant dans le fait que le culot 4' porte à sa partie postérieure non pas des ailettes articulées, mais un ensemble 8A de micro-ailettes fixes, par exemple 32 micro-ailettes. La « jupe » 9A de la fusée de proximité 9 du projectile 8 recouvre la partie antérieure du corps du projectile auquel elle est reliée par un dispositif à rotule, comme représenté en figure 9.
L'obus d'artillerie 10 de la figure 3 comporte à l'avant de son ogive 11 une fusée de proximité 12 similaire ou identique à la fusée 3, avec le même système canard. On dispose sur le culot 13 de l'obus un ensemble 14 de micro-ailettes 14 portées par une bague sertie sur le culot qui porte également une bague 15 cannelée, similaire à la bague 6.
Dans le cas présent, le projectile est équipé de quatre ailettes 7 identiques, disposées à 90° autour de l'axe de symétrie 16 du projectile. Selon un exemple de réalisation, ces ailettes 7 ont un allongement (rapport entre leur envergure E et leur largeur L) de 4, leur envergure étant de 100 mm et leur largeur de 25 mm. Ces ailettes 7 ont un profil aérodynamique symétrique adapté au vol transsonique, profil connu en soi, afin de minimiser leur traínée d'onde.
Lorsque les projectiles sont stockés, et jusqu'au début de leur trajectoire de tir, leurs ailettes 7 sont repliées, comme représenté en figure 4. Un capot circulaire 17, solidaire de la queue porte-charge 5, allongée en conséquence, protège les ailettes 7 et permet de les maintenir en position repliée jusque dans le tube de lancement. Après l'éjection du projectile de son tube de lancement, le capot 17 est éjecté, et ses ailettes se déploient par effet centrifuge et sont bloquées à une inclinaison assurant une flèche F d'environ 15° (cette flèche F est l'angle formé entre le bord d'attaque de l'ailette et le plan P perpendiculaire à l'axe de symétrie 16, et tangent au bord d'attaque à sa partie inférieure, le bord d'attaque étant en arrière de ce plan). Cette flèche F diminue le nombre de Mach critique à l'incidence de fonctionnement du projectile.
Chaque ailette 7 est montée par l'intermédiaire d'un dispositif 18 de type rotule sur un support 19 fixé sur un disque 20 commun à toutes les ailettes et qui est parallèle au plan P. Sur le disque 20 (ou sur le support 19, en variante), on monte un dispositif de blocage 21 du type à bille et ressort coopérant avec une encoche appropriée 21A, formée sur le bord d'attaque de l'ailette, presque au niveau du dispositif d'articulation 18, pour permettre le blocage de l'ailette à ladite inclinaison assurant la flèche F. Le disque 20 est monté libre en rotation autour de l'axe 16 sur une bague 22 auto-lubrifiée, par exemple de type « Metapharm », résistant à des gradients de température importants. La bague 22 est fixée sur un manchon 23, lui-même fixé à la face postérieure du culot 4. Ainsi, lorsque le projectile est éjecté de son tube de lancement, qu'il tourne autour de son axe 16 et que les ailettes 7 se déplient, le manchon 23 et la bague 22 sont également entraínés en rotation, tandis que le disque 20 et les quatre ailettes 7 sont immobiles en rotation par rapport à l'axe 16.
On a représenté en figure 6, de façon simplifiée, une partie de l'ensemble 8A de micro-ailettes fixé sur le culot du projectile 8 de la figure 2. Cet ensemble 8A comporte une bague 24 que l'on emmanche sur la partie postérieure du culot 4'. La surface périphérique extérieure de la bague 24 est de forme conique, s'ouvrant vers l'avant du projectile. L'angle A d'ouverture de cette surface conique est d'environ 5,7°. On fixe sur cette surface conique un grand nombre, par exemple 32, de micro-ailettes radiales, régulièrement réparties, dont une seule, référencée 25, a été représentée sur la figure 6. La bague 24 et les micro-ailettes sont fixes par rapport au projectile. Les micro-ailettes ont une forme adaptée au vol subsonique et transsonique. Selon un exemple de réalisation, chaque micro-ailette 25 a, en plan, une forme trapézoïdale, d'une longueur L' de 11 mm et d'une hauteur H de 9 mm, ce qui correspond à un allongement de L'/H d'environ 1,2.
La flèche F' (définie de la même manière que la flèche F de la figure 5) est d'environ 15°. L'envergure totale E (mesurée depuis l'axe du projectile) des micro-ailettes est d'environ 120 mm.
On a représenté de façon partielle et simplifiée le dispositif 14 de micro-ailettes monté sur la partie postérieure du culot de l'obus 10 et fixe par rapport à ce dernier. Ce dispositif 14 comporte un grand nombre, par exemple 32, de micro-ailettes, dont une seule, référencée 26, a été représentée. Ces micro-ailettes sont fixées de façon équirépartie sur une bague 27 dont la surface périphérique extérieure est de forme conique, avec un angle d'ouverture A' de 7,5° environ, par exemple. Elles ont, comme les micro-ailettes 25, une forme sensiblement trapézoïdale, mais leur grande dimension, au lieu d'être dirigée radialement comme c'est le cas en figure 6, est dirigée longitudinalement. Selon un exemple de réalisation, pour un obus de 155 mm, la flèche F" du bord d'attaque de chaque micro-ailette est d'environ 45°, sa hauteur H" (hauteur du côté opposé au bord d'attaque) est d'environ 14 mm, et sa longueur L" (longueur du côté 26A opposé à celui fixé sur la bague 27) est d'environ 40 mm, ce qui donne un allongement de H"/L" = 0,35. L'envergure E" (mesurée entre l'axe de symétrie de l'obus et le côté 26A) est de 155 mm.
La fusée de proximité 28 pouvant équiper les projectiles des figures 1 et 3, a été représentée de façon très simplifiée en figure 8. Elle est montée sur un roulement 29 centré par rapport à l'axe de symétrie 30 du projectile, ce roulement étant fixé par une vis 31 sur la face frontale de l'ogive 32 du projectile (cette ogive est soit l'ogive 2A du projectile de la figure 1, soit l'ogive 11 de l'obus de la figure 3). Ainsi, la fusée 28 a un degré de liberté, en rotation autour de l'axe 30.
La fusée 28 renferme, entre autres, un calculateur 33 relié à un détecteur laser 34 et à des moteurs, dont un seul, référencé 35, a été représenté. Le nombre de ces moteurs est égal au nombre d'ailettes canard à savoir quatre dans le cas présent. Tous ces moteurs sont, par exemple du type piézo-électrique. Le moteur 35 commande, par l'intermédiaire d'un train d'engrenages 36, une ailette « canard » 37 et une ailette complémentaire, dit « tab » 38, disposée en arrière de l'ailette canard. Ces ailettes sont mobiles en rotation en lacets et en tangage, l'ailette 38 étant optionnelle.
La fusée de proximité 9, représentée de façon très simplifiée en figure 9, est celle équipant le projectile de la figure 2. Elle est reliée à la face frontale de l'ogive 2A du projectile par une liaison à rotule 39, la rotule étant centrée sur l'axe de symétrie (et de rotation) 40 du projectile. Du fait que la jupe 9A recouvre l'extrémité de l'ogive, le débattement angulaire de la fusée dans des plans passant par l'axe de symétrie 40 est limité. Dans un exemple de réalisation, ce débattement est de ± 20° par rapport à la position centrale de la fusée (celle pour laquelle son propre axe de symétrie est confondu avec l'axe 40). Par contre, la fusée peut tourner librement en roulis autour de l'axe 40.
La fusée 9 comporte, entre autres, un calculateur 41 relié, d'une part, à un détecteur laser 42, et d'autre part à des moteurs 43, dont le nombre est égal au nombre d'ailettes canard équipant la fusée, à savoir quatre dans le cas présent. Chacun des moteurs 43 commande, par l'intermédiaire d'un train d'engrenages 44, une ailette canard 45, ces ailettes étant régulièrement réparties à la périphérie de la fusée. Le centre de gravité de la fusée peut avantageusement coïncider avec le centre de la sphère de la rotule 39.
La fusée, de forme conique, a un angle au sommet d'environ 24°, ce qui permet d'obtenir ledit débattement de ± 20°. Le foyer de chaque ailette canard est avantageusement en coïncidence avec le centre de gravité de la fusée.
Dans le cas de la fusée de la figure 8, les ailettes 37 ont, dans un exemple de réalisation une envergure E1 de 10 mm, une corde C1 de 4,5 mm et une flèche F1 de 30°, ce qui permet aux ailettes de fonctionner à une incidence totale (c'est-à-dire incidence propre du projectile, plus angle de braquage de la fusée par rapport à l'axe du projectile) d'environ 30°. Les moteurs piézo-électriques peuvent être de très petites dimensions (par exemple d'environ 1 cm de diamètre). Leurs trains d'engrenages 36 permettent d'augmenter la précision du braquage de la fusée et le couple fourni par les moteurs. Les tabs 38, optionnels, sont braqués en sens inverse de celui des ailettes 37 correspondantes, afin de réduire le moment de charnière dû aux ailettes. Les tabs 38 ont une envergure (mesurée comme E1) d'environ 5 à 8 mm et une corde (mesurée comme C1) d'environ 1 à 1,5 mm. Leur distance à l'ailette correspondante (distance entre leur bord d'attaque et le bord de fuite de l'ailette) est d'environ 0,5 à 1 mm.
En outre, on peut avantageusement associer au palier 29 (figure 8), un alternateur, dont les parties fixe et mobile sont solidaires des parties fixe et mobile du palier, respectivement. Cet alternateur constitue alors une source d'énergie pour les circuits électriques et électroniques de la fusée.
Le principe de fonctionnement du projectile 1 de la figure 1 se décompose en trois phases. La première correspond au lancement et au début de la trajectoire. Dans cette partie, les ailettes 7 sont repliées et maintenues en position par le capot de protection 17. Le projectile s'accélère dans le tube et se met en rotation avec les rayures du tube. Lors de la première phase du vol, le projectile et le porte-charge 5 ne sont pas séparés. La stabilité en vol est assurée par l'effet gyroscopique. A la fin de la première phase le porte-charge se sépare du projectile entraínant avec lui le capot de fermeture. Les ailettes sont entraínées par frottement en rotation. Elles se déplient par effet centrifuge et se bloquent dans leur position grâce au système 21 à bille avec ressort (par exemple). Pendant, la deuxième phase du vol, le projectile a une trajectoire de type au vol plané avec la finesse correspondant à la configuration à ailettes dépliées. L'empennage à ailettes 7 est freiné jusqu'à l'arrêt par les forces aérodynamiques. Pendant la troisième phase, qui correspond à la phase terminale, le détecteur laser 34 identifie la position exacte du but. Le pilotage du projectile commence et se poursuit jusqu'à l'impact de la cible. Il est éventuellement possible de traiter les cibles mobiles en indiquant du but futur lors du lancement. Le détecteur nécessite évidemment un système de désignation de cible par laser connu de l'homme de l'art .
Les erreurs de précision et de justesse et les variations de conditions initiales et de conditions atmosphériques pour un projectile de 120 mm « spinné » (en rotation sur lui-même) sont comprises dans un écart-type égal à 50 m de rayon. On considère que 99 % des tirs se trouvent dans un cercle d'un rayon de deux écarts-types, c'est-à-dire 100 m pour une portée de l'ordre de 8 km et un temps de vol de 40 secondes. Le facteur de charge admissible par le projectile permet de corriger la trajectoire de 100 m sur une distance de 530 mètres. La capacité de détection est de l'ordre de 5 km par temps clair et de seulement 2 km par pluie forte. Par conséquent, on a largement le temps d'effectuer cette correction de trajectoire.
Le principe de fonctionnement du projectile de la figure 2 se décompose en deux phases : une phase balistique correspondant au début de la trajectoire, qui reste identique à celle du projectile standard, car la traínée à incidence nulle est identique, et une phase terminale pilotée. Les performances de ce type de projectile permettent de corriger la dispersion d'un projectile de mortier sur une distance de vol de 1200 m. Ces performances sont plus faibles que celles du projectile de la figure 1, mais suffisantes. L'avantage de ce projectile réside dans le fait qu'il ne nécessite pas de modifications de la queue porte-charge, et par conséquent, est beaucoup moins cher.
Le principe de fonctionnement du projectile de la figure 3 se décompose en deux phases : une phase balistique correspondant au début de la trajectoire, qui reste identique à celle du projectile standard et une phase pilotée. Les performances de ce type de projectile permettent de corriger la dispersion d'un obus d'artillerie sur une distance de 2000 m. De plus, la finesse du projectile étant plus grande qu'avec un projectile, standard, sa portée peut être augmentée par un vol plané. L'avantage de ce type réside dans le fait qu'il ne nécessite pas de modification de l'obus d'artillerie, tout en assurant une bonne capacité de correction.

Claims (19)

  1. Dispositif de correction de trajectoire pour projectile guidé stabilisé en vol par effet gyroscopique par rotation d'au moins environ 200 tours/seconde autour de son axe longitudinal, caractérisé par le fait qu'il comporte un empennage (7, 8A, 14) disposé à la partie postérieure du projectile, et un dispositif de pilotage par canard (37, 45) disposé sur la fusée de proximité (3, 9, 12) de ce projectile.
  2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé par le fait que le projectile est un projectile de mortier et que l'empennage comporte des ailettes articulées (7) repliées jusqu'au début de sa trajectoire, puis dépliées pendant le reste de sa trajectoire.
  3. Dispositif selon la revendication 2, caractérisé par le fait que les ailettes sont maintenues à l'état replié à l'aide d'un capot (17).
  4. Dispositif selon la revendication 2 ou 3, caractérisé par le fait les ailettes sont maintenues à l'état déplié par un dispositif à bille de blocage et ressort (21).
  5. Dispositif selon l'une des revendications 2 à 4, caractérisé par le fait que le bord d'attaque des ailettes présente une flèche (F) d'environ 15°.
  6. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé par le fait que le projectile est un projectile de mortier et que l'empennage comporte des micro-ailettes (25) fixées sur une bague (24) fixée sur le culot (4') du projectile.
  7. Dispositif selon la revendication 6, caractérisé par le fait que la bague a une surface périphérique de forme conique s'ouvrant vers l'avant.
  8. Dispositif selon la revendication 6 ou 7, caractérisé par le fait que le bord d'attaque des micro-ailettes présente une flèche (F') d'environ 15°.
  9. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé par le fait que le projectile est un obus d'artillerie (10) et que l'empennage comporte des micro-ailettes (26) fixées sur une bague (27) emmanchée sur le culot du projectile.
  10. Dispositif selon la revendication 9, caractérisé par le fait que le bord d'attaque des micro-ailettes présente une flèche (F") d'environ 45°.
  11. Dispositif selon l'une des revendications 1 à 5 ou 9 à 10, caractérisé par le fait que la fusée de proximité (28) est fixée par un palier à roulement (29) sur la face frontale de l'ogive du projectile.
  12. Dispositif selon la revendication 11, caractérisé par le fait que le dispositif de canard comporte des ailettes (37) équiréparties à la périphérie de la fusée et que ces ailettes sont entraínées chacune en rotation en lacets et en tangage par un moteur (35) disposé dans la fusée.
  13. Dispositif selon la revendication 12, caractérisé par le fait que le dispositif de canard est complété par des ailettes « tab » (38) disposées en arrière desdites ailettes (37) et entraínées en rotation en sens contraire de ces dernières.
  14. Dispositif selon l'une des revendications 12 ou 13, caractérisé par le fait que le moteur est moteur piézoélectrique et qu'il entraíne les ailettes par l'intermédiaire d'un train d'engrenages (36).
  15. Dispositif selon l'une des revendications 6 à 8, caractérisé par le fait que la fusée de proximité (9) est montée sur une rotule (39) fixée sur la face frontale de l'ogive du projectile.
  16. Dispositif selon la revendication 15, caractérisé par le fait que la fusée comporte à sa partie postérieure une jupe (9A) recouvrant l'extrémité antérieure de l'ogive.
  17. Dispositif selon la revendication 15 ou 16, caractérisé par le fait que le dispositif de canard comporte des ailettes (45) équiréparties à la périphérie de la fusée et que ces ailettes sont entraínées chacune en rotation en lacets et en tangage par un moteur disposé dans la fusée.
  18. Dispositif selon la revendication 17, caractérisé par le fait que le moteur est un moteur piézoélectrique et qu'il entraíne l'ailette par l'intermédiaire d'un train d'engrenages (44).
  19. Projectile caractérisé par le fait qu'il comporte un dispositif de correction de trajectoire selon l'une des revendications 1 à 18.
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