EP1558890B1 - Pilotage d'un projectile par decharge plasma - Google Patents

Pilotage d'un projectile par decharge plasma Download PDF

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EP1558890B1
EP1558890B1 EP03773820A EP03773820A EP1558890B1 EP 1558890 B1 EP1558890 B1 EP 1558890B1 EP 03773820 A EP03773820 A EP 03773820A EP 03773820 A EP03773820 A EP 03773820A EP 1558890 B1 EP1558890 B1 EP 1558890B1
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EP
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projectile
plasma discharge
nose
piloting
machine
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EP03773820A
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EP1558890A1 (fr
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Patrick Gnemmi
Michel Samirant
Romain Charon
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Institut Franco Allemand de Recherches de Saint Louis ISL
Original Assignee
Institut Franco Allemand de Recherches de Saint Louis ISL
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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
    • F42B10/66—Steering by varying intensity or direction of thrust

Definitions

  • the present invention relates in particular to the field of arrangements for guiding or piloting self-propelled or non-propelled projectiles or missiles and relates to a method, as well as an associated device, for controlling a projectile, such as, for example, a shell , a bullet or a missile.
  • the piloting of a flying machine in the atmosphere may in particular be carried out by the deployment of airfoils or by the operation of a pyrotechnic device, for example.
  • the main disadvantage of flying a flying machine by the operation of a pyrotechnic device is that it can operate only once.
  • the aim of the invention is to overcome these disadvantages by proposing a method of piloting a hypervelocity projectile, that is to say one whose speed is greater than the speed of sound, having no moving part and which can be implemented as many times as necessary.
  • the solution provided is a method of piloting a hypervelocity projectile, such as, for example, a shell, a bullet or a missile, having a nose, generally cone-shaped, having a more or less pointed end characterized by it consists in performing a plasma discharge near said end and on a limited sector of the outer surface of the nose.
  • a hypervelocity projectile such as, for example, a shell, a bullet or a missile
  • a nose generally cone-shaped, having a more or less pointed end characterized by it consists in performing a plasma discharge near said end and on a limited sector of the outer surface of the nose.
  • the invention relates to a method for deflecting a hypervelocity projectile along a Y direction, such as, for example, a shell, a bullet or a missile, having a nose, generally cone-shaped, having a longer end. or less pointed, characterized in that it consists in carrying out a plasma discharge near said end, on a limited sector of the outer surface of the nose and on the Y direction side.
  • the invention also relates to a device for controlling a hypervelocity projectile, such as, for example, a shell, a bullet or a missile, having a nose, generally cone-shaped, having a more or less pointed end and characterized in that it comprises means able to emit a plasma discharge near said end and on a limited area of the outer surface of the nose.
  • a hypervelocity projectile such as, for example, a shell, a bullet or a missile, having a nose, generally cone-shaped, having a more or less pointed end and characterized in that it comprises means able to emit a plasma discharge near said end and on a limited area of the outer surface of the nose.
  • the means capable of emitting a plasma discharge comprise a triggered spark gap, two electrodes and a high voltage generator.
  • said means comprise at least one pair of electrodes.
  • said means comprise at least one pair of electrodes if the projectile is rotating or several pairs of electrodes if it is not rotating.
  • a shock wave occurs upstream of its nose.
  • the pressures distributed over its surface are balanced and the shock wave has symmetries depending on the shape of the vehicle.
  • the wave is attached to the tip of the cone and conical.
  • Figure 1 shows the result of a numerical simulation of a machine flying at a supersonic speed in the direction of the arrow. It shows integrally a machine 1 and half of two other surfaces 2 and 3.
  • the machine comprises a front portion 4 conical and a rear portion 5 cylindrical. Said surfaces 2 and 3 characterize a constant pressure in the flow.
  • the surface 2 attached to the tip of the machine represents the surface of the conical shock wave while the surface 3 attached to the discontinuity of the surface of the machine (cone-cylinder junction) characterizes a wave of relaxation.
  • the invention applied to such a projectile consists in unbalancing the flow around the nose of the machine by producing a plasma discharge towards the end of the nose as close as possible to the tip, in order to make an incidence of the craft .
  • This plasma discharge carried out on a limited angular sector modifies the boundary layer which surrounds the surface of the machine.
  • the objective is therefore to produce a discharge such that the imbalance of the thermodynamic quantities is large enough to cause the deviation of the vehicle relative to its rectilinear trajectory.
  • Figure 2 shows the result of a numerical simulation of the same machine operating under the same supersonic flight conditions as previously, to which a plasma discharge near the tip is applied.
  • Figure 3 shows the dissymmetry of the density distribution of the surrounding air on half of the projectile surface and in the plane of symmetry of the flow for the chosen example.
  • This density is substantially constant and equal to 1 kg / m 3 between the points A and B situated opposite the plasma discharge 6 and downstream, with respect to the Z direction of the projectile, from the plasma discharge (zone C ), while it is very low (of the order of 2,710-2kg / m 3 ) at the skin E of the projectile upstream of the plasma discharge 6.
  • it is maximum, of the order of 3kg / m 3 at point D at the plasma discharge 6.
  • Figure 4 shows a diagram of a part of a device according to one embodiment of the invention.
  • This part has a cone-shaped nose 4 of a hypervelocity projectile. Near the end of the nose is shown a plasma discharge 6.
  • a plasma discharge 6 is made on a limited sector 8 of the outer surface of the nose and on the Y direction side.
  • Figure 5 shows an example of implantation of four pairs of electrodes arranged n / 2 Radians from each other and near the end of the projectile nose. These electrodes are connected to a circuit capable of generating an energy between the electrodes composing the said couples which is sufficient for priming the plasma.
  • This circuit comprises a control device 12, a voltage multiplier tripping trigger 11.
  • control device 12 controls via the multiplier tripping trigger 11 on the one hand the generation of the adequate voltage difference and on the other hand the delivery of the voltage generated to the (x) pair (s) corresponding to the direction of desired deviation.
  • the drag of the machine, the force and the moment of piloting can be determined by calculation. Even in the case where efforts are low, this device is interesting because by acting near the tip of the machine, a small dissymmetry of the flow destabilizes the projectile and allows its piloting.
  • the use of the same device, or of another device according to the invention placed at another place on the projectile, can be used to stabilize the projectile again on its trajectory.
  • this device can be associated with means allowing its control, such as, for example, a GPS system, a self-steering type system, a remote control system, or any other system for knowing the roll position of the machine.
  • a plasma discharge whose temperature is about 15000K, is carried out on a surface of 9 mm 2 near the tip of the projectile which requires a momentum corresponding to a mass flow rate of an explosive substance of about 10 -4 kg / sec corresponding to a power of about 3 kVA.
  • the duration of the discharge between 2 and 4 ms corresponding to an electrical energy of the order of ten Joules.
  • the intensity of the discharge can be modulated by acting on the thermodynamic parameters such as the temperature in the discharge and the associated momentum.
  • the plasma is generated by high voltage discharge (s).
  • This (these) discharge (s) is (are) obtained by a voltage multiplier trigger, which, from an electrical or low-level optical signal, and delivers (s) sufficient energy to the priming of the plasma.
  • the design optimizes the stored electrical energy prior to tripping and the voltage pulse appropriate to the conditions of the plasma discharge.
  • the effect on the aerodynamic effects is interesting.
  • the aerodynamic effects are first evaluated by numerical simulation in the case of the unmanned projectile moving on a straight trajectory at zero incidence.
  • the aerodynamic coefficients are calculated only for the front body of the projectile, the wake is therefore not taken into account:
  • the coefficient of lift Cz and the moment coefficient Cm calculated at the tip of the projectile are obviously zero.
  • the shape of the nose can be any.

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Description

  • La présente invention concerne notamment le domaine des dispositions pour le guidage ou le pilotage des projectiles autopropulsés ou non ou des missiles et concerne un procédé, ainsi qu'un dispositif associé, de pilotage d'un projectile tel, par exemple, qu'un obus, une balle ou un missile.
  • Le pilotage d'un engin volant dans l'atmosphère peut notamment être effectué par le déploiement de surfaces portantes ou par le fonctionnement d'un dispositif pyrotechnique, par exemple.
  • L'inconvénient principal des surfaces portantes se situe au niveau de leur déploiement qui nécessite des efforts importants, d'autant plus important que la vitesse de l'engin l'est aussi, et une résistance du dispositif à de très fortes pressions rencontrées à vitesses supersoniques. En outre, ce type de pilotage nécessite un temps long de réaction qui peut être un inconvénient majeur si l'engin est stabilisé par rotation.
  • Le principal inconvénient du pilotage d'un engin volant par le fonctionnement d'un dispositif pyrotechnique est qu'il ne peut fonctionner qu'une seule fois.
  • Le document US 3151259 A décrit un procédé et un dispositif pour dévier et piloter un projectile hypervéloce selon les préambules des revendications 1, 3 et 4.
  • Le but de l'invention est de résoudre ces inconvénients en proposant un procédé de pilotage d'un projectile hypervéloce, c'est-à-dire dont la vitesse est supérieure à la vitesse du son, ne présentant aucune pièce en mouvement et pouvant être mis en oeuvre autant de fois que nécessaire.
  • La solution apportée est un procédé de pilotage d'un projectile hypervéloce, tel, par exemple, qu'un obus, une balle ou un missile, comportant un nez, généralement en forme de cône, présentant une extrémité plus ou moins pointue et caractérisé en ce qu'il consiste à procéder à une décharge plasma à proximité de ladite extrémité et sur un secteur limité de la surface externe du nez.
  • Selon une caractéristique particulière l'invention concerne un procédé pour dévier selon une direction Y un projectile hypervéloce, tel, par exemple, qu'un obus, une balle ou un missile, comportant un nez, généralement en forme de cône, présentant une extrémité plus ou moins pointue, caractérisé en ce qu'il consiste à procéder à une décharge plasma à proximité de ladite extrémité, sur un secteur limité de la surface externe du nez et du côté de la direction Y.
  • L'invention concerne aussi un dispositif de pilotage d'un projectile hypervéloce, tel, par exemple, qu'un obus, une balle ou un missile, comportant un nez, généralement en forme de cône, présentant une extrémité plus ou moins pointue et caractérisé en ce qu'il comporte des moyens aptes à émettre une décharge plasma à proximité de ladite extrémité et sur un secteur limité de la surface externe du nez.
  • Selon une caractéristique particulière, les moyens aptes à émettre une décharge plasma comportent un éclateur déclenché, deux électrodes et un générateur de haute tension.
  • Selon une autre caractéristique, lesdits moyens comportent au moins un couple d'électrodes. En effet, lesdits moyens comportent au moins un couple d'électrodes si le projectile est en rotation ou plusieurs couples d'électrodes s'il n'est pas en rotation.
  • D'autres avantages et caractéristiques apparaîtront dans la description de modes particuliers de réalisation de l'invention au regard des figures annexées parmi lesquelles :
    • la figure 1 montre un schéma des ondes de choc engendrées par un projectile supersonique,
    • La figure 2 montre le résultat d'une simulation numérique du même engin évoluant dans les mêmes conditions de vol supersonique que précédemment auquel est appliquée une décharge plasma,
    • La figure 3 montre la dissymétrie de la distribution de la masse volumique de l'air environnant sur la moitié de la surface du projectile et dans le plan de symétrie de l'écoulement pour l'exemple choisi.
    • la figure 4 présente un schéma d'un dispositif selon un mode de réalisation de l'invention,
    • la figure 5 montre un exemple d'implantation de quatre couples d'électrodes disposées à π/2 Radians les uns des autres.
  • Dans le cas d'un engin hypervéloce, une onde de choc se produit à l'amont de son nez. Lorsque l'engin vole sur une trajectoire rectiligne les pressions réparties sur sa surface sont équilibrées et l'onde de choc présente des symétries suivant la forme de l'engin. Dans le cas d'un projectile constitué d'un nez conique, l'onde est attachée à la pointe du cône et de forme conique.
  • La figure 1 présente le résultat d'une simulation numérique d'un engin volant à une vitesse supersonique dans le sens de la flèche. Elle montre intégralement un engin 1 et la moitié de deux autres surfaces 2 et 3. L'engin comporte une partie avant 4 conique et une partie arrière 5 cylindrique. Lesdites surfaces 2 et 3 caractérisent une pression constante dans l'écoulement. La surface 2 attachée à la pointe de l'engin représente la surface de l'onde de choc conique tandis que la surface 3 attachée à la discontinuité de la surface de l'engin (jonction cône-cylindre) caractérise une onde de détente.
  • L'invention appliquée à un tel projectile consiste à déséquilibrer l'écoulement autour du nez de l'engin en produisant une décharge plasma vers l'extrémité du nez au plus près de la pointe, afin de réaliser une mise en incidence de l'engin. Cette décharge plasma réalisée sur un secteur angulaire limité modifie la couche limite qui entoure la surface de l'engin. L'objectif consiste donc à produire une décharge telle que le déséquilibre des grandeurs thermodynamiques soit assez important pour provoquer la déviation de l'engin par rapport à sa trajectoire rectiligne.
  • L'absence de pièces en mouvement et la répétitivité des décharges constituent les principaux avantages de cette technique. En effet, le contrôle de l'engin sur sa trajectoire peut être réalisé par des décharges répétitives actionnées à la demande en fonction de la trajectoire désirée.
  • La figure 2 montre le résultat d'une simulation numérique du même engin évoluant dans les mêmes conditions de vol supersonique que précédemment auquel est appliquée une décharge plasma près de la pointe. Chacune des deux surfaces 7, 3 qui y est représentée, caractérise une pression constante dans l'écoulement.
  • On constate qu'à la pointe de l'engin 1, l'onde de choc 7 est déviée sous l'action de la décharge plasma 6.
  • La figure 3 montre la dissymétrie de la distribution de la masse volumique de l'air environnant sur la moitié de la surface du projectile et dans le plan de symétrie de l'écoulement pour l'exemple choisi. Cette masse volumique est sensiblement constante et égale à 1 kg/m3 entre les points A et B situés à l'opposé de la décharge plasma 6 et en aval, par rapport à la direction Z du projectile, de la décharge plasma (zone C), tandis qu'elle est très faible ( de l'ordre de 2,710-2kg/m3) au niveau de la peau E du projectile en amont de la décharge plasma 6. Par contre elle est maximale, de l'ordre de 3kg/m3, au point D au niveau de la décharge plasma 6.
  • La figure 4 présente un schéma d'une partie d'un dispositif selon un mode de réalisation de l'invention. Cette partie comporte un nez 4 en forme de cône d'un projectile hypervéloce. A proximité de l'extrémité du nez, est représentée une décharge plasma 6.
  • Pour dévier le projectile selon une direction Y qui lui est perpendiculaire, il est procédé à une décharge plasma 6 sur un secteur limité 8 de la surface externe du nez et du côté de la direction Y.
  • La figure 5 montre un exemple d'implantation de quatre couples d'électrodes disposés à n/2 Radians les uns des autres et à proximité de l'extrémité du nez du projectile. Ces électrodes sont reliées à un circuit apte à générer une énergie entre les électrodes composant lesdits couples qui est suffisante à l'amorçage du plasma. Ce circuit comporte un dispositif de commande 12, un déclencheur multiplicateur répartiteur de tension 11.
  • Ainsi, le dispositif de commande 12 commande via le déclencheur multiplicateur répartiteur 11 d'une part la génération de la différence de tension adéquate et d'autre part la délivrance de la tension générée au(x) couple(s) correspondant à la direction de déviation voulue.
  • La traînée de l'engin, la force et le moment de pilotage peuvent être déterminés par le calcul. Même dans le cas où les efforts seraient faibles, ce dispositif est intéressant car en agissant près de la pointe de l'engin, une petite dissymétrie de l'écoulement déstabilise le projectile et permet son pilotage. L'utilisation du même dispositif, ou d'un autre dispositif selon l'invention placé à un autre endroit sur le projectile, peut servir à stabiliser à nouveau le projectile sur sa trajectoire.
  • Par ailleurs ce dispositif peut être associé à des moyens permettant son contrôle, tel, par exemple, un système GPS, un système du type autodirecteur, un système de commande à distance, ou tout autre système permettant de connaître la position en roulis de l'engin.
  • A titre d'exemple, pour un projectile de calibre 20 mm volant au ras du sol dans des conditions normales à une vitesse correspondant à un nombre de Mach de 3,2 et dont l'avant est constitué d'un cône de 20° d'angle au sommet et d'une partie cylindrique ne comportant pas de surface portante, une décharge de plasma, dont la température est d'environ 15000K, est réalisée sur une surface de 9 mm2 à proximité de la pointe du projectile ce qui nécessite une quantité de mouvement correspondant à un débit massique d'une substance explosible d'environ 15 10-4 kg/s correspondant à une puissance d'environ 3 kVA. La durée de la décharge comprise entre 2 et 4 ms correspondant à une énergie électrique de l'ordre d'une dizaine de Joules.
  • L'intensité de la décharge peut être modulée en agissant sur les paramètres thermodynamiques tels que la température dans la décharge et la quantité de mouvement associée.
  • Le plasma est généré par décharge(s) à haute tension. Cette (ces) décharge(s) est (sont) obtenue(s) par un déclencheur multiplicateur de tension, qui, à partir d'un signal électrique ou optique de faible niveau, et délivre(nt) une énergie suffisante à l'amorçage du plasma. La conception permet d'optimiser l'énergie électrique stockée avant le déclenchement et l'impulsion de tension appropriée aux conditions de la décharge plasma.
  • L'incidence sur les effets aérodynamiques est intéressante. Les effets aérodynamiques sont d'abord évalués par la simulation numérique dans le cas du projectile non piloté évoluant sur une trajectoire rectiligne à incidence nulle. Les coefficients aérodynamiques sont calculés uniquement pour l'avant corps du projectile, le sillage n'étant donc pas pris en compte :
  • Le coefficient de traînée vaut Cx = 0,1157. Le coefficient de portance Cz et le coefficient de moment Cm calculé à la pointe du projectile sont bien évidemment nuls.
  • Les coefficients aérodynamiques sont maintenant déterminés pour le projectile évoluant sur la trajectoire rectiligne à incidence nulle et piloté par une décharge plasma modélisée dans les conditions énoncées auparavant :
  • Le coefficient de traînée vaut Cx = 0,0949. Le coefficient de portance vaut Cz = 0,0268 ce qui correspond à une force de 6 N orientée dans la direction d'action de la décharge. Le coefficient de moment calculé à la pointe du projectile vaut Cm = - 0,0356 ce qui correspond à un moment de 0,1609 mN orienté de manière à accompagner les effets de la force de portance.
  • L'analyse des résultats de cette simulation montre :
    • Une réduction de la traînée du projectile lors de la décharge plasma d'environ 18 % ce qui est très important ;
    • que la force de pilotage agit dans la direction de la décharge ;
    • que le moment de tangage contribue d'une façon bénéfique à la force de pilotage pour rendre le projectile manoeuvrant.
  • Bien évidemment de nombreuses modifications peuvent être réalisées sans sortir du cadre de l'invention, comme décrite dans les revendications 1 à 6. Ainsi, la forme du nez peut être quelconque.

Claims (6)

  1. Procédé pour dévier un projectile hypervéloce (1), tel, par exemple, qu'un obus, une balle ou un missile, selon une direction perpendiculaire à son axe longitudinal, ce projectile (1) comportant un nez (4), généralement en forme de cône présentant une extrémité plus ou moins pointue, caractérisé en ce qu'il consiste à procéder à une décharge plasma (6) sur un secteur limité (8) de la surface externe du nez (4) et du côté de ladite direction perpendiculaire.
  2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il consiste à procéder à une décharge plasma (6) à proximité de ladite extrémité, sur un secteur limité (8) de la surface externe du nez (4) et du côté de la ladite direction perpendiculaire.
  3. Procédé de pilotage d'un projectile hypervéloce (1), tel, par exemple, qu'un obus, une balle ou un missile, comportant un nez (4), généralement en forme de cône, présentant une extrémité plus ou moins pointue et caractérisé en ce qu'il consiste à mettre en oeuvre, pour chaque modification de la trajectoire du projectile (1) un procédé selon la revendication 1.
  4. Dispositif pour dévier un projectile hypervéloce (1), tel, par exemple, qu'un obus, une balle ou un missile, selon une direction perpendiculaire à son axe longitudinal et comportant un nez (4), généralement en forme de cône présentant une extrémité plus ou moins pointue et caractérisé en ce qu'il comporte des moyens aptes à émettre une décharge plasma (6) à proximité de ladite extrémité, sur un secteur limité (8) de la surface externe du nez (4) et du côté du projectile (1) situé du côté de la direction de la déviation.
  5. Dispositif selon la revendication 4, caractérisé en ce que les moyens aptes à émettre une décharge plasma (6) comportent un éclateur déclenché, deux électrodes et un générateur de haute tension.
  6. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 4 et 5, caractérisé en ce que lesdits moyens comportent au moins un couple d'électrodes.
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