EP1565703A2 - Procede de correction de la trajectoire d'un projectile gyrostabilise et projectile mettant en oeuvre en tel procede - Google Patents

Procede de correction de la trajectoire d'un projectile gyrostabilise et projectile mettant en oeuvre en tel procede

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Publication number
EP1565703A2
EP1565703A2 EP03767914A EP03767914A EP1565703A2 EP 1565703 A2 EP1565703 A2 EP 1565703A2 EP 03767914 A EP03767914 A EP 03767914A EP 03767914 A EP03767914 A EP 03767914A EP 1565703 A2 EP1565703 A2 EP 1565703A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
projectile
correction
trajectory
warhead
relative
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP03767914A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Thierry Bredy
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
KNDS Ammo France SA
Original Assignee
Giat Industries SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Giat Industries SA filed Critical Giat Industries SA
Publication of EP1565703A2 publication Critical patent/EP1565703A2/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • 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
    • F42B10/32—Range-reducing or range-increasing arrangements; Fall-retarding means
    • F42B10/48—Range-reducing, destabilising or braking arrangements, e.g. impact-braking arrangements; Fall-retarding means, e.g. balloons, rockets for braking or fall-retarding

Definitions

  • the technical field of the invention is that of methods and devices making it possible to ensure the correction of the trajectory of a gyrostabilized projectile.
  • This deployment is controlled on a trajectory at a given instant programmed before firing or on a trajectory, or else at an instant which is determined on a trajectory according to the coordinates of the targeted target and the coordinates of the projectile (measured by an inertial unit or a system satellite positioning system (GPS)).
  • GPS satellite positioning system
  • Such a method makes it possible to modify the range of the projectile, it thus makes it possible to correct the errors due to variations in the initial speed which are essentially linked to the firing conditions (atmospheric conditions, temperature, dispersion of the characteristics of the propellant powders, wear of the tube of tear).
  • a gyrostabilized projectile has a lateral diversion movement relative to the firing axis, a movement which is essentially due to the fact that the projectile has a longitudinal axis which has an angle with respect to its velocity vector.
  • This angle is naturally adopted by the projectile and it allows it to balance the gyroscopic torque undergone. It is proportional to the speed of rotation of the projectile and to its moment of inertia in roll. It is also inversely proportional to the static margin of the projectile, that is to say to the distance separating the center of gravity of the projectile from the focus of the aerodynamic forces.
  • the induced diversion reaches from 300m to 800m for ranges ranging from 15 km to 25 km. This diversion also varies according to the firing conditions (dispersion on the speed of rotation of the projectile, lateral wind ). It is known from patent WO02061363 to correct this derivation by deploying aerodynamic fins ensuring braking of the rotation. These fins are arranged at the level of the warhead, or of a median part of the projectile body, or else at the level of the base.
  • Patent FR276,689 describes another solution in which deployable fins are arranged at the base of the projectile. These fins also provide moderate braking of the rotation but, because of their arrangement behind the projectile, they mainly have the effect of reducing the static margin of the projectile, thus allowing an increase in the bypass. This solution also has drawbacks.
  • the fins are a complex and fragile mechanism. It is therefore difficult to arrange them at a part of the projectile subjected to the pressure of the propellant gases, therefore very mechanically stressed. The arrangement of the fins in the rear part of the projectile also complicates their integration and assembly.
  • the fins are then very far from the projectile warhead which generally carries the rocket for controlling the ignition and which incorporates the electronic control means.
  • the control of the fins from the rocket therefore requires the establishment of an electrical connection between the front and rear of the projectile which complicates the production of such a projectile.
  • the method according to the invention is easy to implement. It authorizes the production of projectiles whose diversion can be corrected using a simple device, easy to integrate into a projectile, possibly in an existing projectile.
  • the subject of the invention is a method for correcting the trajectory of a gyro-stabilized projectile, a method in which at least a correction is made to the axial position of the aerodynamic center of thrust of the projectile, a method characterized in that the correction of the axial position of the center of thrust is obtained by modifying at least once the length of the projectile in flight, modification which is caused by a control means.
  • the modification of the length of the projectile in flight can be obtained by ejecting a section of the projectile.
  • the section thus ejected will advantageously be disposed at a front part of the projectile.
  • the modification of the length of the projectile in flight can be obtained by the relative translation of a front part of the projectile relative to a rear part.
  • the invention also relates to a projectile implementing such a method.
  • This projectile comprises means of simple design and ensuring at least a correction of its derivation on trajectory.
  • the projectile may comprise at least one section made integral with a projectile body by an unlockable connecting means.
  • the unlockable section on the trajectory may be a cap disposed at a front part of the projectile.
  • the projectile may include a telescopic warhead mounted to slide relative to the body of the projectile, warhead constituting a front part of the projectile which can move relative to a rear part formed by the body of the projectile, the warhead being made integral with the body by an unlockable connecting means.
  • the warhead may contain a gas generator which will be initiated on the trajectory by the control means, the pressure of the gases causing the shear of the warhead / body connection means and the translation of the warhead forwards until a stop thus leading to an elongation of the projectile.
  • the unlockable connecting means is actuated by the control means and the release of the warhead allows the latter to be translated rearward relative to the body under the effect of aerodynamic pressure thus leading to a shortening of the projectile.
  • the projectile comprises a base mounted to slide relative to the body of the projectile, base constituting a rear part of the projectile which can move relative to a front part formed by the body of the projectile, the base being made integral with the body by an unlockable connecting means.
  • the projectile may comprise at least one flap, the radial deployment of which will be caused by the control means, flap ensuring aerodynamic braking of the projectile and a shortening of the scope thereof.
  • FIGS. 1a and 1b schematize a first embodiment of a projectile according to the invention, FIG. 1a showing the projectile before correction and FIG. 1b after correction,
  • FIGS. 2a and 2b show diagrammatically a second embodiment of a projectile according to the invention, FIG. 2a showing the projectile before correction and FIG. 2b after correction,
  • FIG. 3a and 3b show schematically a third embodiment of a projectile according to the invention, Figure 3a showing the projectile before correction and FIG. 3b after correction,
  • FIGS. 4a and 4b show diagrammatically a fourth embodiment of a projectile according to the invention, FIG. 4a showing the projectile before correction and FIG. 4b after correction,
  • FIGS. 7a, 7b and 7c show diagrammatically a sixth embodiment of a projectile according to l invention, FIG. 7a showing the projectile before correction, FIG. 7b after correction of the shunt and FIG. 7c after correction of the range, - FIG. 8 is a diagram showing the area of correction that it is possible to obtain with a projectile incorporating a device ensuring correction of the range and the bypass.
  • a projectile 1 according to a first embodiment of the invention and implementing the correction method according to the invention comprises a body 2 which is not shown in detail and which will incorporate an explosive arranged in an envelope and initiated by a rocket 3, for example a proximity rocket or a chronometric rocket.
  • the body 2 may alternatively contain a dispersible payload, for example submunitions.
  • the projectile is for example a 155mm artillery shell.
  • the projectile comprises a cap 4 disposed at a front part of the projectile.
  • This cap forms a section of projectile 1 which is linked to the body 2 thereof by means unlockable link, for example a shear pin 5.
  • the cap 4 contains a gas-generating pyrotechnic charge 6 which can be initiated by an electronic control means 7.
  • This control means will for example comprise a microprocessor, programmed before firing or on a trajectory, and which will cause the pyrotechnic charge 6 to ignite at a desired time.
  • the pressure of the gases generated by the latter will cause the shearing means 5 to shear, which will lead to the ejection of the cap 4 on the trajectory.
  • the ejection of the cap 4 has the effect of modifying the length of the projectile in flight 1 (here the projectile is shortened).
  • the invention makes it possible to reduce the static margin by 15% this which leads to a deviation of 100 m to 25 km.
  • the maximum potential for adjusting the bypass is 100 m and it depends on the moment at which the cap is ejected.
  • FIG. 5a thus shows a network of curves of. derivation corresponding to such a decrease in the static margin.
  • the lowest curve (Cl) corresponds to the firing of the projectile without ejection of the cap (maximum static margin).
  • the upper curve (C4) corresponds to the firing of the projectile with an ejection of the cap after 10 seconds of flight, which corresponds to the maximum diversion that it is possible to obtain.
  • the intermediate curves correspond to derivations obtained for cap ejections ordered respectively after 40 s (curve C2) and 20s (curve C3). It is thus possible to vary the lateral diversion from almost 100 m to 25 km.
  • the embodiment of Figures la and lb provides for modifying the axial position of the center of thrust by ejecting part of the projectile (the cap).
  • the length of the projectile in flight will be modified at least once by controlling not an ejection of a part of the projectile but a relative translation of a front part of the projectile relative to a part back.
  • the projectile 1 has a body 2 shown here schematically and which will contain an explosive or other dispersible payload (submunitions for example).
  • the explosive will be initiated (or the payload dispersed) by the rocket in a known manner and not shown here.
  • the body 2 has an external cylindrical bearing surface 10 on which is slidably disposed a warhead 11 which carries the rocket 3.
  • the warhead is made integral with the body by at least one transverse shear pin 12 which constitutes an unlockable connection means.
  • the warhead 11 contains a gas-generating pyrotechnic charge 13 which can be initiated by an electronic control means integrated into the rocket 3.
  • This control means will for example comprise a microprocessor, programmed before firing or on a trajectory, and which will cause the ignition of the pyrotechnic charge 13 at a desired instant.
  • the pressure of the gases generated by the latter will cause the shearing of the connecting means 12 and the translation of the warhead 11 forwards (in the direction FI), therefore the elongation of the projectile.
  • the warhead translates forward, guided by at least one radial pin 14 which slides in a groove 15 carried by the warhead 11 (preferably three radial pins regularly distributed angularly).
  • the pin 14 constitutes an axial stop which limits the translation of the warhead forwards.
  • the telescopic warhead constitutes a front part of the projectile which can move relative to a rear part formed by the body of the projectile.
  • the mass of the warhead is small compared to the total mass of the projectile, the displacement of the center of gravity G is therefore negligible compared to that of the aerodynamic focus F.
  • the initial static margin Do is less than the final static margin Di.
  • firing tables will be established making it possible to define, for a given projectile geometry and given firing conditions, the networks of the derivation curves obtained as a function of the distance between the projectile and the weapon and according to the instants at which the static margin of the projectile is modified.
  • FIG. 5b shows a network of derivation curves corresponding to such an increase in the static margin.
  • the highest curve (Cl) corresponds to the firing of the projectile without translation of the warhead (minimum static margin).
  • the lower curve (C'4) corresponds to the firing of the projectile with a translation of the warhead after 10 seconds of flight, which corresponds to the minimum diversion that it is possible to obtain.
  • the intermediate curves correspond to derivations obtained for translation of the warhead controlled respectively after 20 s (curve C3) and 40s (curve C'2). It is thus possible to vary the lateral diversion from almost 100 m to 25 km.
  • the invention makes it possible to increase the static margin by 15% which leads to a diversion of 100 m to 25 km.
  • the maximum adjustment potential of the bypass is 100 m and it depends on the instant at which the translation of the warhead is controlled.
  • Figures 3a and 3b show another embodiment which differs from the previous in that the unlockable connecting means is constituted by a pyrotechnic retractor 16 (shown diagrammatically integral with the body 2 and with its sliding latch rod 16a engaged in the warhead 11 ). This retractor maintains the warhead 11 in its advanced position shown in Figure 4a.
  • a pyrotechnic retractor 16 shown diagrammatically integral with the body 2 and with its sliding latch rod 16a engaged in the warhead 11 . This retractor maintains the warhead 11 in its advanced position shown in Figure 4a.
  • Figures 4a and 4b show a projectile according to a fourth embodiment of the invention.
  • This projectile 1 is again shown schematically. It comprises a body 2 which is not shown in detail and which will incorporate an explosive placed in an envelope and initiated by a warhead rocket 3, for example a proximity rocket or a chronometric rocket.
  • the body 2 may also contain a dispersible payload, for example submunitions.
  • the projectile 1 comprises a base 8 which is slidably mounted on an external cylindrical surface 18 arranged on the outside of the body 2.
  • the base 8 is made integral with the body 2 by at least one shearable transverse pin 19 which constitutes an unlockable connection means.
  • a gas-generating pyrotechnic charge 20 is disposed in a housing at the rear of the projectile body. This charge can be initiated by an electronic control means 21. The latter is here represented near the charge 20. It could alternatively be integrated into the rocket 3 and connected to an igniter (not shown) of the charge 20 by wires of connection.
  • the control means will for example comprise a microprocessor, programmed before firing or on a trajectory, and which will cause the pyrotechnic charge 20 to ignite at a desired instant.
  • the pressure of the gases generated by the charge 20 will cause the connecting means 19 to shear. and the translation of the base 8 backwards (in the direction F3), therefore the elongation of the projectile.
  • the base 8 translates backwards while being guided by at least one radial pin 22 which slides in a groove 23 carried by the base 8 (preferably three radial pins regularly distributed angularly) will be provided.
  • the pin 22 constitutes an axial stop which limits the translation of the base 8 towards the rear.
  • the base constitutes a rear part of the projectile which can move relative to a front part formed by the body of the projectile.
  • This device makes it possible to reduce the static margin due to the fact that the aerodynamic focus is moved back towards the rear of the projectile without significantly moving the position of the center of gravity G (mass of the base much less than the total mass of the projectile).
  • the initial static margin Do is therefore greater than the final static margin Di.
  • the network of branch curves is similar to that shown in Figure 5a.
  • the embodiments described above make it possible to make a correction only to the derivation of a projectile.
  • FIGS. 6a, 6b and 6c show an embodiment of a projectile 1 according to the invention incorporating means ensuring a correction in range and means ensuring a correction in diversion.
  • a telescopic warhead 11 is made integral with the body 2 of the projectile by an unlockable connecting means 16 which is a pyrotechnic retractor.
  • the retractor 16 is actuated by the rocket 3, the warhead translates towards the rear and the projectile 1 is shortened
  • the rocket 3 controls the radial deployment of flaps 17. These flaps ensure the aerodynamic braking of the projectile, therefore the shortening of its trajectory.
  • the mechanical structure of the flaps is not described in detail and reference may be made to one or other of the patents FR2786561 and FR2792400 for more details on such a structure. It is then possible by playing on the relative instants of triggering of the telescopic warhead (correction in diversion) and aerodynamic flaps (correction in range) to make two successive trajectory corrections allowing to obtain a point of impact on the ground located within a large adjustment range.
  • FIG. 8 shows the range of adjustment that it is possible to obtain for an artillery shell of 155mm mass 42 kg fired with an initial speed of 810 m / s and an angle of elevation of 50 °.
  • This shell is fitted with a retractable warhead allowing the static margin to be reduced by 15% and comprising deployable flaps ensuring a doubling of the projectile's drag.
  • the projectile according to the invention makes it possible to vary the range in a range of 500 m and the diversion in a range of 100 m.
  • FIGS. 7a, 7b and 7c show another embodiment of the invention combining correction in range and correction in derivation.
  • This mode differs from the previous one in that the derivation correction is obtained according to the solution described above with reference to FIGS. 2a and 2b.
  • the telescopic warhead 11 is made integral with the body 2 of the projectile by an unlockable connecting means 12 which is a pin which can be sheared by the pressure of the gases generated by a pyrotechnic gas generator 13.
  • the generator 13 is controlled by the rocket 3, the warhead moves forward and the projectile 1 lengthens (Figure 7b).
  • the static margin is increased (D ⁇ > Do) which decreases the derivation of the projectile.
  • the rocket 3 controls the radial deployment of flaps 17. These flaps ensure the aerodynamic braking of the projectile, therefore the shortening of its trajectory.
  • an artillery shell of 155mm mass 42 kg fired with an initial speed of 810 m / s and a site angle of 50 ° is provided with a telescopic warhead making it possible to increase the static margin by 15 %.
  • This shell also includes deployable flaps ensuring a doubling of the projectile drag.
  • FIGS. 4a and 4b projectile with sliding base
  • rocket provided with braking flaps.

Landscapes

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Abstract

L'invention a pour objet un procédé de correction de la trajectoire d'un projectile (1) gyrostabilisé, procédé dans lequel on apporte au moins une correction de la position axiale du centre de poussée aérodynamique (F) du projectile. Ce procédé est caractérisé en ce que la correction de la position axiale du centre de poussée (F) est obtenue en modifiant au moins une fois la longueur du projectile (1) en vol, modification qui est provoquée par un moyen de commande. L'invention vise également un projectile mettant en oeuvre un tel procédé.

Description

PROCEDE DE CORRECTION DE LA TRAJECTOIRE D'UN PROJECTILE
GYROSTABILISE ET PROJECTILE METTANT EN ŒUVRE UN TEL PROCEDE
Le domaine technique de l'invention est celui des procédés et dispositifs permettant d'assurer une correction de la trajectoire d'un projectile gyrostabilisé.
Il est connu notamment par les brevets EP887613 et FR2792400 de réaliser une correction de la trajectoire d'un projectile d'artillerie en déployant à un instant donné des volets assurant un freinage aérodynamique.
Ce déploiement est commandé sur trajectoire à un instant donné programmé avant le tir ou sur trajectoire, ou bien à un instant qui est déterminé sur trajectoire en fonction des coordonnées de la cible visée et des coordonnées du projectile (mesurées par une centrale inertielle ou un système de positionnement par satellite (GPS) ) .
Un tel procédé permet de modifier la portée du projectile, il permet ainsi de corriger les erreurs dues aux variations de la vitesse initiale qui sont liées essentiellement aux conditions de tir (conditions atmosphériques, température, dispersion des caractéristiques des poudres propulsives, usure du tube de l'arme...).
Ce procédé permet uniquement la correction de la portée du projectile. Il ne permet pas de corriger la dérivation latérale d'un projectile gyrostabilisé.
Il est connu qu'un projectile gyrostabilisé a un mouvement de dérivation latérale par rapport à l'axe de tir, mouvement qui est essentiellement dû au fait que le projectile a un axe longitudinal qui présente un angle par rapport à son vecteur vitesse.
Cet angle est adopté naturellement par le projectile et il lui permet d'équilibrer le couple gyroscopique subi. Il est proportionnel à la vitesse de rotation du projectile et à son moment d'inertie en roulis. Il est également inversement proportionnel à la marge statique du projectile, c'est à dire à la distance séparant le centre de gravité du projectile du foyer des forces aérodynamiques.
La dérivation induite atteint de 300m à 800 m pour des portées variant de 15 km à 25 km. Cette dérivation varie également en fonction des conditions de tir (dispersion sur la vitesse de rotation du projectile, vent latéral...) . Il est connu par le brevet WO02061363 de corriger cette dérivation en déployant des ailettes aérodynamiques assurant un freinage de la rotation. Ces ailettes sont disposées au niveau de l'ogive, ou d'une partie médiane du corps de projectile ou bien au niveau du culot.
Une telle solution est de mise en œuvre complexe et elle ne permet pas d'apporter une correction d'ampleur suffisante à la dérivation. La surface des ailettes est en effet réduite et ne peut que freiner modérément la rotation du projectile. De plus un freinage plus fort du roulis serait susceptible de déstabiliser le projectile.
Le brevet FR276 689 décrit une autre solution dans laquelle des ailettes déployables sont disposées au niveau du culot du projectile. Ces ailettes assurent également un freinage modéré de la rotation mais, du fait de leur disposition en arrière du projectile, elles ont principalement pour effet de diminuer la marge statique du projectile, permettant ainsi un accroissement de la dérivation. Cette solution présente également des inconvénients.
.Les ailettes sont une mécanique complexe et fragile. Il est donc délicat de les disposer au niveau d'une partie du projectile soumise à la pression des gaz propulsifs, donc très contrainte mécaniquement . La disposition des ailettes en partie arrière du projectile complique aussi leur intégration et leur montage.
En effet, les ailettes sont alors très éloignées de l'ogive du projectile qui porte généralement la fusée de commande de 1 ' amorçage et qui incorpore les moyens de commande électronique. La commande des ailettes à partir de la fusée impose donc la mise en place d'une connexion électrique entre l'avant et l'arrière du projectile ce qui complique la réalisation d'un tel projectile.
C'est le but de l'invention que de proposer un procédé de correction de la trajectoire d'un projectile gyrostabilisé ne présentant pas de tels inconvénients.
Le procédé selon l'invention est de mise en œuvre aisée. Il autorise la réalisation de projectiles dont la dérivation peut être corrigée à l'aide d'un dispositif simple, facile à intégrer dans un projectile, éventuellement dans un projectile existant.
Ainsi l'invention a pour objet un procédé de correction de la trajectoire d'un projectile gyrostabilisé, procédé dans lequel on apporte au moins une correction de la position axiale du centre de poussée aérodynamique du projectile, procédé caractérisé en ce que la correction de la position axiale du centre de poussée est obtenue en modifiant au moins une fois la longueur du projectile en vol, modification qui est provoquée par un moyen de commande .
Selon un mode de réalisation de l'invention, la modification de la longueur du projectile en vol pourra être obtenue par l'éjection d'un tronçon du projectile. Le tronçon ainsi éjecté sera avantageusement disposé au niveau d'une partie avant du projectile.
Selon un autre mode de réalisation de l'invention, la modification de la longueur du projectile en vol pourra être obtenue par la translation relative d'une partie avant du projectile par rapport à une partie arrière.
Avantageusement on pourra apporter également au moins une correction de la trajectoire du projectile par déploiement d'un moyen de freinage aérodynamique du projectile.
L'invention a également pour objet un projectile mettant en œuvre un tel procédé. Ce projectile comporte des moyens de conception simple et assurant au moins une correction de sa dérivation sur trajectoire.
Ainsi le projectile pourra comporter au moins un tronçon rendu solidaire d'un corps de projectile par un moyen de liaison déverrouillable.
Selon un mode de réalisation de l'invention le tronçon déverrouillable sur trajectoire pourra être une coiffe disposée au niveau d'une partie avant du projectile.
Ainsi, le projectile pourra comporter une ogive télescopique montée coulissante par rapport au corps du projectile, ogive constituant une partie avant du projectile pouvant se déplacer par rapport à une partie arrière formée par le corps du projectile, l'ogive étant rendue solidaire du corps par un moyen de liaison déverrouillable.
L'ogive pourra renfermer un générateur de gaz qui sera initié sur trajectoire par le moyen de commande, la pression des gaz provoquant le cisaillement du moyen de liaison ogive/corps et la translation de l'ogive vers l'avant jusqu'à une butée conduisant ainsi à un allongement du projectile.
Selon une autre variante, le moyen de liaison déverrouillable est actionné par le moyen de commande et la libération de l'ogive permet la translation de celle ci vers l'arrière par rapport au corps sous l'effet de la pression aérodynamique conduisant ainsi à un raccourcissement du projectile.
Selon un autre mode de réalisation, le projectile comporte un culot monté coulissant par rapport au corps du projectile, culot constituant une partie arrière du projectile pouvant se déplacer par rapport à une partie avant formée par le corps du projectile, le culot étant rendue solidaire du corps par un moyen de liaison déverrouillable. Avantageusement le projectile pourra comporter au moins un volet dont le déploiement radial sera provoqué par le moyen de commande, volet assurant un freinage aérodynamique du projectile et un raccourcissement de la portée de celui ci. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description de différents modes de réalisation, description faite en référence aux dessins annexés et dans lesquels :
- les figures la et lb schématisent un premier mode de réalisation d'un projectile selon l'invention, la figure la montrant le projectile avant correction et la figure lb après correction,
- les figures 2a et 2b schématisent un deuxième mode de réalisation d'un projectile selon l'invention, la figure 2a montrant le projectile avant correction et la figure 2b après correction,
- les figures 3a et 3b schématisent un troisième mode de réalisation d'un projectile selon l'invention, la figure 3a montrant le projectile avant correction et la figure 3b après correction,
- les figures 4a et 4b schématisent un quatrième mode de réalisation d'un projectile selon l'invention, la figure 4a montrant le projectile avant correction et la figure 4b après correction,
- les figures 5a et 5b sont des diagrammes montrant les corrections de dérivation qu'il est possible d'obtenir avec le procédé selon 1 ' invention, - les figures 6a, 6b et 6c schématisent un cinquième mode de réalisation d'un projectile selon l'invention, la figure 6a montrant le projectile avant correction, la figure 6b après correction de la dérivation et la figure 6c après correction de la portée, - les figures 7a, 7b et 7c schématisent un sixième mode de réalisation d'un projectile selon l'invention, la figure 7a montrant le projectile avant correction, la figure 7b après correction de la dérivation et la figure 7c après correction de la portée, - la figure 8 est un diagramme montrant le domaine de correction qu'il est possible d'obtenir avec un projectile incorporant un dispositif assurant une correction de la portée et de la dérivation.
En se reportant aux figures la et lb un projectile 1 selon un premier mode de réalisation de 1 ' invention et mettant en œuvre le procédé de correction selon 1 ' invention comprend un corps 2 qui n'est pas représenté en détails et qui incorporera un explosif disposé dans une enveloppe et initié par une fusée 3, par exemple une fusée de proximité ou une fusée chronometrique. Le corps 2 pourra alternativement renfermer une charge utile dispersable, par exemple des sous munitions .
Ce projectile est par exemple un obus d'artillerie de 155mm. Conformément à ce mode de réalisation de l'invention le projectile comporte une coiffe 4 disposée au niveau d'une partie avant du projectile. Cette coiffe forme un tronçon de projectile 1 qui est lié au corps 2 de celui ci par un moyen de liaison déverrouillable, par exemple une goupille cisaillable 5.
La coiffe 4 renferme une charge pyrotechnique génératrice de gaz 6 qui peut être initiée par un moyen de commande électronique 7.
Ce moyen de commande comportera par exemple un microprocesseur, programmé avant tir ou sur trajectoire, et qui provoquera à un instant souhaité l'inflammation de la charge pyrotechnique 6. La pression des gaz engendrés par cette dernière provoquera le cisaillement du moyen de liaison 5, qui conduira à l'éjection de la coiffe 4 sur trajectoire.
L'éjection de la coiffe 4 a pour effet de modifier la longueur du projectile en vol 1 (ici le projectile se raccourcit) .
Il en résulte une modification de la marge statique du projectile 1 c'est à dire de la distance séparant le centre de gravité G du projectile du foyer aérodynamique F. La marge statique initiale est notée Do, la marge statique finale est notée Di.
L'éjection de la coiffe provoque une diminution de la marge statique (DκDo) . Il en résulte une augmentation de la dérivation du projectile.
Ainsi, avec un projectile de 155mm équipé d'une coiffe en aluminium de 400 mm de long, il est possible d'obtenir une diminution de la marge statique de 10 à 15 % ce qui permet d'accroître la dérivation à 25 km de près de 100 m.
Concrètement une seule correction est ici possible. On établira donc des tables de tir permettant de définir, pour une géométrie de projectile donnée et des conditions de tir données, les réseaux des courbes de dérivation obtenues en fonction de la distance entre le projectile et l'arme et en fonction des instants auxquels la marge statique du projectile est modifiée. II sera alors possible en choisissant un instant particulier de modification de la marge statique de corriger le point d'impact au sol. La dérivation étant toujours orientée dans le même sens pour un sens de rotation du projectile donné, on réalisera le tir du projectile en donnant systématiquement une correction du pointage en azimut de l'arme, correction effectuée avec une orientation inverse de celle de la dérivation.
A titre d'exemple pour un projectile de 155mm animé d'une vitesse initiale de 810m/s, ayant une masse de 42kg et tiré avec un angle de site de 50°, l'invention permet de réduire la marge statique de 15% ce qui conduit à un écart de dérivation de 100 m à 25 km. Le potentiel maximal de réglage de la dérivation est de 100 m et il dépend de l'instant auquel on commande l'éjection de la coiffe.
La figure 5a montre ainsi un réseau de courbes de. dérivation correspondant à une telle diminution de la marge statique. La courbe la plus basse (Cl) correspond au tir du projectile sans éjection de la coiffe (marge statique maximale) . La courbe supérieure (C4) correspond au tir du projectile avec une éjection de la coiffe au bout de 10 seconde de vol, ce qui correspond à la dérivation maximale qu'il est possible d'obtenir. Les courbes intermédiaires correspondent à des dérivations obtenues pour des éjections de coiffe commandées respectivement au bout de 40 s (courbe C2) et 20s (courbe C3) . Il est ainsi possible de faire varier la dérivation latérale de près de 100 m à 25 km. Le mode de réalisation des figures la et lb prévoit de modifier la position axiale du centre de poussée en éjectant une partie du projectile (la coiffe) .
Selon des modes de réalisation préférés de l'invention on modifiera au moins une fois la longueur du projectile en vol en commandant non pas une éjection d'une partie du projectile mais une translation relative d'une partie avant du projectile par rapport à une partie arrière.
Selon le mode de réalisation des figures 2a et 2b, le projectile 1 comporte un corps 2 représenté ici schématiquement et qui renfermera un explosif ou une autre charge utile dispersable (des sous munitions par exemple) . L'explosif sera initié (ou la charge utile dispersée) par la fusée d'une façon connue et non représentée ici. On pourra par exemple prévoir un détonateur ou une charge de dispersion solidaire du corps 2 et reliée par des fils à la fusée.
Le corps 2 comporte une portée cylindrique externe 10 sur laquelle est disposée de façon coulissante une ogive 11 qui porte la fusée 3.
L'ogive est rendue solidaire du corps par au moins une goupille transversale cisaillable 12 qui constitue un moyen de liaison déverrouillable.
L'ogive 11 renferme une charge pyrotechnique génératrice de gaz 13 qui peut être initiée par un moyen de commande électronique intégré à la fusée 3.
Ce moyen de commande comportera par exemple un microprocesseur, programmé avant tir ou sur trajectoire, et qui provoquera à un instant souhaité 1 ' inflammation de la charge pyrotechnique 13.
La pression des gaz engendrés par cette dernière provoquera le cisaillement du moyen de liaison 12 et la translation de l'ogive 11 vers l'avant (suivant la direction FI), donc l'allongement du projectile. L'ogive se translate en avant, guidée par au moins un pion radial 14 qui glisse dans une rainure 15 portée par l'ogive 11 (on prévoira de préférence trois pions radiaux régulièrement répartis angulairement) .
Le pion 14 constitue une butée axiale qui limite la translation de l'ogive vers l'avant.
Ainsi selon ce mode de réalisation, l'ogive télescopique constitue une partie avant du projectile pouvant se déplacer par rapport à une partie arrière formée par le corps du projectile. La masse de l'ogive est faible par rapport à la masse totale du projectile, le déplacement du centre de gravité G est donc négligeable par rapport à celui du foyer aérodynamique F. La marge statique initiale Do est inférieure à la marge statique finale Di.
Il en résulte une diminution de la dérivation du projectile. Là encore on établira des tables de tir permettant de définir, pour une géométrie de projectile donnée et des conditions de tir données, les réseaux des courbes de dérivation obtenues en fonction de la distance entre le projectile et l'arme et en fonction des instants auxquels la marge statique du projectile est modifiée.
La figure 5b montre un réseau de courbes de dérivation correspondant à une telle augmentation de la marge statique. La courbe la plus haute (Cl) correspond au tir du projectile sans translation de l'ogive (marge statique minimale). La courbe inférieure (C'4) correspond au tir du projectile avec une translation de l'ogive au bout de 10 secondes de vol, ce qui correspond à la dérivation minimale qu'il est possible d'obtenir. Les courbes intermédiaires correspondent à des dérivations obtenues pour des translation de l'ogive commandées respectivement au bout de 20 s (courbe C3) et 40s (courbe C'2). Il est ainsi possible de faire varier la dérivation latérale de près de 100 m à 25 km. Concrètement pour un projectile de 155mm animé d'une vitesse initiale de 810m/s, ayant une masse de 42kg et tiré avec un angle de site de 50°, l'invention permet d'augmenter la marge statique de 15% ce qui conduit à une dérivation de 100 m à 25 km. Le potentiel maximal de réglage de la dérivation est de 100 m et il dépend de l'instant auquel on commande la translation de 1 ' ogive .
Les figures 3a et 3b montrent un autre mode de réalisation qui diffère du précédent en ce que le moyen de liaison déverrouillable est constitué par un rétracteur pyrotechnique 16 (représenté schématiquement solidaire du corps 2 et avec sa tige verrou coulissante 16a engagée dans l'ogive 11). Ce rétracteur assure le maintien de l'ogive 11 dans sa position avancée représentée à la figure 4a.
Lorsque le moyen de commande incorporé à la fusée 3 actionne sur trajectoire le rétracteur 16, la tige 16a se déplace et l'ogive 11 se trouve libérée. Elle coulisse alors sur la portée cylindrique 10 suivant la direction F2, donc vers l'arrière du projectile, sous l'effet de la pression aérodynamique qui s'exerce sur le projectile en vol. II en résulte un raccourcissement du projectile 1 et une diminution de la marge statique. La marge statique initiale D0 est supérieure à la marge statique finale Dl, ce qui entraîne un accroissement de la dérivation du projectile. Le réseau de courbes de dérivation est alors analogue à celui représenté à la figure 5a. La dérivation peut là encore être corrigée de près de 100 m à 25 km.
Les figures 4a et 4b montrent un projectile selon un quatrième mode de réalisation de l'invention.
Ce projectile 1 est là encore représenté de façon schématique. Il comporte un corps 2 qui n'est pas représenté en détails et qui incorporera un explosif disposé dans une enveloppe et initié par une fusée d'ogive 3, par exemple une fusée de proximité ou une fusée chronometrique. Le corps 2 pourra également renfermer une charge utile dispersable, par exemple des sous munitions.
Le projectile 1 comporte un culot 8 qui est monté coulissant sur une portée cylindrique externe 18 aménagée sur 1 ' extérieur du corps 2.
Le culot 8 est rendu solidaire du corps 2 par au moins une goupille transversale cisaillable 19 qui constitue un moyen de liaison déverrouillable.
Une charge pyrotechnique génératrice de gaz 20 est disposée dans un logement à l'arrière du corps de projectile. Cette charge peut être initiée par un moyen de commande électronique 21. Ce dernier est ici représenté à proximité de la charge 20. Il pourrait alternativement être intégré dans la fusée 3 et relié à un inflammateur (non représenté) de la charge 20 par des fils de connexion.
Le moyen de commande comportera par exemple un microprocesseur, programmé avant tir ou sur trajectoire, et qui provoquera à un instant souhaité l'inflammation de la charge pyrotechnique 20. La pression des gaz engendrés par la charge 20 provoquera le cisaillement du moyen de liaison 19 et la translation du culot 8 vers l'arrière (suivant la direction F3) , donc l'allongement du projectile.
Le culot 8 se translate en arrière en étant guidé par au moins un pion radial 22 qui glisse dans une rainure 23 portée par le culot 8 (on prévoira de préférence trois pions radiaux régulièrement répartis angulairement) . Le pion 22 constitue une butée axiale qui limite la translation du culot 8 vers l'arrière.
Ainsi selon ce mode de réalisation, le culot constitue une partie arrière du projectile pouvant se déplacer par rapport à une partie avant formée par le corps du projectile.
Ce dispositif permet de réduire la marge statique du fait que 1 ' on recule le foyer aérodynamique vers 1 ' arrière du projectile sans bouger significativement la position du centre de gravité G (masse du culot très inférieure à la masse totale du projectile) . La marge statique initiale Do est donc supérieure à la marge statique finale Di.
Il en résulte une augmentation de la dérivation du projectile. Le réseau de courbes de dérivation est analogue à celui représenté à la figure 5a. Les modes de réalisation précédemment décrits permettent d'apporter une correction uniquement à la dérivation d'un projectile .
Il sera avantageux de les combiner à des moyens permettant d'apporter une correction en portée. De tels moyens sont connus notamment des brevets
EP887613, FR2786561 et FR2792400.
Ils comprennent des volets portés par une fusée et qui sont déployés à un instant donné sur trajectoire pour augmenter la traînée aérodynamique du projectile. Les figures 6a, 6b et 6c montrent un mode de réalisation d'un projectile 1 selon l'invention incorporant des moyens assurant une correction en portée et des moyens assurant une correction en dérivation.
Dans ce mode de réalisation la correction en dérivation est obtenue suivant la solution décrite précédemment en référence aux figures 3a et 3b. Une ogive 11 télescopique est rendue solidaire du corps 2 du projectile par un moyen de liaison déverrouillable 16 qui est un rétracteur pyrotechnique. A un instant donné sur trajectoire le rétracteur 16 est actionné par la fusée 3, l'ogive se translate vers l'arrière et le projectile 1 se raccourcit
(figure 6b) . La marge statique se réduit (DκDo) ce qui accroît la dérivation du projectile.
A un autre instant sur trajectoire la fusée 3 commande le déploiement radial de volets 17. Ces volets assurent le freinage aérodynamique du projectile, donc le raccourcissement de sa trajectoire. La structure mécanique des volets n'est pas décrite en détails et on pourra se reporter à l'un ou l'autre des brevets FR2786561 et FR2792400 pour obtenir plus de précisions sur une telle structure. II est alors possible en jouant sur les instants relatifs de déclenchement de l'ogive télescopique (correction en dérivation) et des volets aérodynamiques (correction en portée) d'apporter deux corrections successives de trajectoire permettant d'obtenir un point d'impact au sol situé dans une plage de réglage importante.
A titre d'exemple la figure 8 montre la plage de réglage qu'il est possible d'obtenir pour un obus d'artillerie de 155mm de masse 42 kg tiré avec une vitesse initiale de 810 m/s et un angle de site de 50°. Cet obus est doté d'une ogive rétractable permettant de diminuer la marge statique de 15% et comprenant des volets déployables assurant un doublement de la traînée du projectile.
On voit que le projectile selon l'invention permet de faire varier la portée dans une plage de 500 m et la dérivation dans une plage de 100m.
Les figures 7a, 7b et 7c montrent un autre mode de réalisation de l'invention combinant correction en portée et correction en dérivation. Ce mode diffère du précédent en ce que la correction en dérivation est obtenue suivant la solution décrite précédemment en référence aux figures 2a et 2b. L'ogive 11 télescopique est rendue solidaire du corps 2 du projectile par un moyen de liaison déverrouillable 12 qui est une goupille cisaillable par la pression des gaz engendrés par un générateur de gaz pyrotechnique 13. A un instant donné sur trajectoire le générateur 13 est commandé par la fusée 3, l'ogive se translate vers l'avant et le projectile 1 s'allonge (figure 7b). La marge statique est augmentée (Dι>Do) ce qui diminue la dérivation du projectile.
A un autre instant sur trajectoire la fusée 3 commande le déploiement radial de volets 17. Ces volets assurent le freinage aérodynamique du projectile, donc le raccourcissement de sa trajectoire.
A titre d'exemple un obus d'artillerie de 155mm de masse 42 kg tiré avec une vitesse initiale de 810 m/s et un angle de site de 50° est doté d'une ogive télescopique permettant d'augmenter la marge statique de 15%. Cet obus comprend aussi des volets déployables assurant un doublement de la traînée du projectile.
Avec un tel obus, il est possible de faire varier la portée dans une plage de 500 m et la dérivation dans une plage de 100m.
Différentes variantes sont possibles sans sortir du cadre de l'invention.
On pourra par exemple commander la correction de portée (donc le déploiement des volets 17) avant la correction en dérivation par déplacement de l'ogive. La plage de corrections possibles est analogue.
On pourra également doter le projectile selon le mode de réalisation des figures 4a et 4b (projectile à culot coulissant) d'une fusée dotée de volets de freinage. On pourra dans le mode de réalisation des figures 4a et
4b définir un projectile dont le culot n'est pas simplement coulissant mais éjecté sur trajectoire.
On pourra enfin concevoir un projectile dans lequel plusieurs modifications de la longueur successives peuvent être commandées sur trajectoire.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de correction de la trajectoire d'un projectile gyrostabilisé (1) , procédé dans lequel on apporte au moins une correction de la position axiale du centre de poussée aérodynamique (F) du projectile, procédé caractérisé en ce que la correction de la position axiale du centre de poussée (F) est obtenue en modifiant au moins une fois la longueur du projectile (1) en vol, modification qui est provoquée par un moyen de commande (3,7) .
2. Procédé de correction selon la revendication 1, caractérisé en ce que la modification de la longueur du projectile (1) en vol est obtenue par l'éjection d'un tronçon
(4) du projectile.
3. Procédé de correction selon la revendication 2, caractérisé en ce que le tronçon éjecté est disposé au niveau d'une partie avant du projectile.
4. Procédé de correction selon la revendication 1, caractérisé en ce que la modification de la longueur du projectile (1) en vol est obtenue par la translation relative d'une partie avant du projectile par rapport à une partie arrière .
5. Procédé de correction selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'on apporte également au moins une correction de la trajectoire du projectile (1) par déploiement d'un moyen de freinage aérodynamique (17) du projectile.
6. Projectile à correction de trajectoire mettant en œuvre le procédé selon une des revendications 1 à 3 caractérisé en ce qu'il comporte au moins un tronçon (4,8,11) rendu solidaire d'un corps (2) de projectile (1) par un moyen de liaison (12,16,19) déverrouillable.
7. Projectile à correction de trajectoire selon la revendication 6 caractérisé en ce que le tronçon déverrouillable sur trajectoire est une coiffe (4) disposée au niveau d'une partie avant du projectile (1) .
8. Projectile à correction de trajectoire mettant en œuvre le procédé selon une des revendications 4 ou 5 caractérisé en ce qu'il comporte une ogive télescopique (11) montée coulissante par rapport au corps (2) du projectile (1) , ogive constituant une partie avant du projectile pouvant se déplacer par rapport à une partie arrière formée par le corps (2) du projectile, l'ogive étant rendue solidaire du corps par un moyen de liaison déverrouillable (12,16) .
9. Projectile à correction de trajectoire selon la revendication 8 caractérisé en ce que l'ogive (11) renferme un générateur de gaz (13) qui est initié sur trajectoire par le moyen de commande (3,7), la pression des gaz provoquant le cisaillement du moyen de liaison (12) ogive/corps et la translation de l'ogive (11) vers l'avant jusqu'à une butée conduisant ainsi à un allongement du projectile.
10. Projectile à correction de trajectoire selon la revendication 8 caractérisé en ce que le moyen de liaison déverrouillable (16) est actionné par le moyen de commande (3), la libération de l'ogive (11) permettant la translation de celle ci vers l'arrière par rapport au corps (2) sous l'effet de la pression aérodynamique conduisant ainsi à un raccourcissement du projectile.
11. Projectile à correction de trajectoire mettant en œuvre le procédé selon une des revendications 4 ou 5 caractérisé en ce qu'il comporte un culot (8) monté coulissant par rapport au corps (2) du projectile, culot constituant une partie arrière du projectile pouvant se déplacer par rapport à une partie avant formée par le corps (2) du projectile, le culot étant rendue solidaire du corps par un moyen de liaison déverrouillable (19) .
12. Projectile à correction de trajectoire selon une des revendications 8 à 11, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un volet (17) dont le déploiement radial est provoqué par le moyen de commande (3) , volet assurant un freinage aérodynamique du projectile (1) et un raccourcissement de la portée de celui ci .
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