EP2909571B1 - Dispositif combiné de pilotage de trajectoire et de réduction de trainée - Google Patents

Dispositif combiné de pilotage de trajectoire et de réduction de trainée Download PDF

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EP2909571B1
EP2909571B1 EP13786642.2A EP13786642A EP2909571B1 EP 2909571 B1 EP2909571 B1 EP 2909571B1 EP 13786642 A EP13786642 A EP 13786642A EP 2909571 B1 EP2909571 B1 EP 2909571B1
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EP
European Patent Office
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missile
lateral
gas
control
main axis
Prior art date
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Active
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EP13786642.2A
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German (de)
English (en)
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EP2909571A1 (fr
Inventor
André PFIFFER
Pascal CAUBET
Jean-Michel Larrieu
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.)
Roxel France SA
Safran Ceramics SA
Original Assignee
Roxel France SA
Herakles SA
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Publication date
Application filed by Roxel France SA, Herakles SA filed Critical Roxel France SA
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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
    • F42B10/32—Range-reducing or range-increasing arrangements; Fall-retarding means
    • F42B10/38—Range-increasing arrangements
    • F42B10/40—Range-increasing arrangements with combustion of a slow-burning charge, e.g. fumers, base-bleed projectiles
    • 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
    • F42B10/663—Steering by varying intensity or direction of thrust using a plurality of transversally acting auxiliary nozzles, which are opened or closed by valves
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control

Definitions

  • the present invention relates to the field of solid-load thrusters and missile control systems, as described, for example, in GB 2086548 A . More specifically, it relates to a combined device for steering trajectory by side impellers and drag reduction. This device is applicable to all main missile propulsion technologies, such as solid, liquid or hybrid propulsion.
  • a current architecture missile comprises a generally cylindrical body around a main navigation axis inside which is disposed a solid charge propellant. It also comprises a set of sails, or aerodynamic control surfaces, fixed in particular on a rear part of the body of the missile.
  • This set of wings for example four in number and evenly distributed around the circular perimeter of the body, both improves the lift of the missile in flight, and to steer the missile along its three axes: pitch, yaw and roll. , by modifying the portion orientation of the wings.
  • TVC Thruster Vector Control
  • divergent movers or equipped with jet deflectors can control the flight path by changing the orientation of the thrust generated in the divergent thruster.
  • a missile especially when intended for short-range missions, it is also used devices commonly called side impellers.
  • one or more lateral thrusts generated by the combustion of a secondary solid charge, makes it possible to modify the trajectory along the three axes of navigation, pitch, yaw and roll.
  • the maximum efficiency of such a device with lateral impellers is obtained during the thruster acceleration phase; the efficiency of the aerodynamic control surfaces being still limited in this acceleration phase. It becomes possible in this phase to fly the missile along trajectories with a very small radius of curvature.
  • the range of the missile is another traditional limit.
  • To increase the range of the missile for a given mass of solid charge one seeks for example to reduce the drag, in other words to limit the losses. generated by aerodynamic turbulence and in particular those in the wake of the missile in flight.
  • At least one lateral impeller comprises a distribution device making it possible to select one of the nozzles or one of the stabilization chambers of the invention. the lateral impeller, and transmit pressurized gas from the generator to the selected nozzle or the selected stabilization chamber.
  • the device comprises four lateral impellers disposed on the base of the missile respectively at four vertices of a square contained in a plane substantially perpendicular to the main axis and centered on the main axis .
  • Each of the lateral impellers comprises two nozzles whose respective thrusts are oriented along an axis perpendicular to an axis contained in said plane and passing through the main axis, and in a direction opposite to each other; the device thus configured being able to control the trajectory of the missile in three directions of space.
  • the combined device for controlling and reducing drag is in the form of a modular kit independent of the architecture of the missile and its main propulsion device, which the user decide to report to the missile for the performance requirements associated with the profile of the proposed mission.
  • the combined device for controlling and reducing drag comprises removable fixing means intended to fix it to the base of a missile.
  • the invention also relates to a missile comprising a combined device for controlling and reducing drag having the characteristics described above, and whose maximum efficiency will be reached at the end of operation of the main propulsion device,
  • the Figures 1a and 1b represent a missile provided with a combined device for trajectory control and drag reduction according to the invention.
  • the missile represented on the figure 1 comprises a substantially cylindrical body 10 around a main axis 11 of navigation of the missile.
  • the missile comprises an upper portion 12 and a base 13 arranged successively along the main axis.
  • the missile also comprises a set of wings 14 fixed on the body 10 of the missile.
  • These wings 14, four in number on the Figures 1a and 1b are uniformly distributed around the circular perimeter of the body 10 and are configured according to known techniques to improve the missile lift in flight and to control the trajectory of the missile in flight.
  • By modifying the orientation of one or more wings, or portions of wings it is possible to control the trajectory along the axes of pitch, yaw and roll; the roll axis being in the embodiment shown on the figures 1 a and 1b coincides with the main axis 11.
  • the figure 1b represents a combined device 19 for controlling and reducing drag according to one embodiment of the invention.
  • the device 19 comprises four lateral impellers 20 disposed on the base 13 of the missile.
  • Each of the lateral impellers 20 is disposed in the extension of one of the wings 14, respectively at four vertices of a square contained in a plane substantially perpendicular to the main navigation axis 11 and centered on the main axis 11.
  • substantially perpendicular to the main axis 11 is any plane forming an angle less than 10 ° with the axis strictly perpendicular to the main axis 11.
  • Each of the lateral impellers may deliver a thrust along several axes substantially contained in a plane perpendicular to the main axis.
  • the thrust delivered by the lateral impellers is preferably generated by expansion of a gas under pressure, for example from the combustion of a propellant solid, liquid or hybrid.
  • the lateral impellers 20 thus comprise at least two nozzles, whose respective thrusts 21 and 22 are oriented in a direction opposite to each other; the thrust axes of the two nozzles being substantially perpendicular to an axis connecting the lateral impeller to the center of the circular perimeter of the base 13.
  • substantially perpendicular to the axis connecting the lateral impeller to the center of the circular perimeter of the base 13 is meant any axis forming an angle less than 10 ° with the axis strictly perpendicular to the axis connecting the lateral impeller at the center of the circular perimeter of the base 13.
  • the lateral impellers 20 also comprise a load-shedding orifice, delivering a thrust 22 directed towards the outside of the missile and along the axis connecting the lateral impeller to the center of the circular perimeter of the base 13.
  • each of the lateral impellers further comprises a dispensing device for controlling the orientation of the thrust delivered by selecting one of the nozzles or the load shedding orifice.
  • the Figures 2a, 2b and 2c illustrate the principle of piloting the trajectory of a missile by means of the device 19 described on the figures 1 a and 1b.
  • By controlling the orientation of the thrust of the lateral thrusters in a coordinated manner it is possible to modify the trajectory of the missile according to each of the missile navigation axes, pitch, yaw or roll.
  • a change of trajectory along the pitch axis is obtained by orienting the thrusts of the East and West impellers simultaneously to the North or the South; the thrusts of North and South impellers generated by the unloading orifice compensating each other.
  • a change of trajectory along the yaw axis is obtained by orienting the thrusts of the north and south impellers simultaneously to the west or east; the impulses of the East and West impellers generated by the unloading orifice compensating each other.
  • a first solution consists in guiding the thrusts of the North and South impellers respectively to the West and East; the impulses of the East and West impellers generated by the unloading orifice compensating each other.
  • a second solution consists in guiding the thrusts of North, East, South and West impellers respectively to West, South, East and North; this second solution generating a torque on the missile twice the size of the first solution.
  • a neutral position is also possible, as shown on the Figure 2c , selecting the load shedding port for each of the side impellers.
  • the combined device 19 makes it possible to control the trajectory of the missile by selecting the orientation of the thrusts of the lateral impellers.
  • the device comprises an electronic control module configured to control the orientation of the thrusts delivered by each of the lateral impellers as a function of a control setpoint.
  • the figure 3 represents in a sectional view an embodiment of the combined device for trajectory control and drag reduction.
  • the figure 3 represents the base 13 and a wing 14 of a missile whose body is cylindrical.
  • the missile is provided with a solid charge main propellant comprising a combustion chamber for a solid charge stored in the missile body (not shown in the figure).
  • the gases from the combustion pass through a neck 31 and a divergent 32 ensuring the propulsion of the missile by expansion of the combustion gases.
  • the body of the missile comprises at its rear end a retreint of base 33 of substantially conical shape.
  • the body of the missile comprises a cylindrical base in the extension of the body of the missile.
  • the figure 3 represents a lateral impeller 20 of a combined device 19.
  • the combined device according to the invention may comprise one or more lateral impellers. Preferably, it comprises at least four lateral impellers disposed on the missile as described in the context of the figures 1 a and 1 b.
  • the purpose of the distribution device 36 is to select one of these four components, and to transmit the pressurized gas from the generator to the selected component.
  • the pressurized gas generator 35 preferably comprises a charge and an ignition device; the charge making it possible to generate the gas under pressure by a combustion initiated by the ignition device.
  • the charge of the generator 35 may be of the same type or preferably of a different type from the charge of the main thruster. It is envisaged to use a solid filler such as a solid propellant.
  • the pressurized gas generator is configured to allow repeated control of the ignition and extinguishing of the combustion of the charge.
  • the gas generator under pressure comprises a propellant whose characteristics allow a mode of operation extinguible-reachable type, or reduced consumption by reducing the combustion pressure by load shedding on several nozzles.
  • pressurized gas generator comprising a charge of liquid or hybrid propellant type consisting of a gel or an oxidizing gas associated with a solid reducing charge.
  • the pressurized gas generator 35 has an axisymmetric shape around the main axis 11, close to a torus.
  • the generator can be fixed to the support 34 by various fixing means, several supply channels are arranged to ensure the sealed transfer of the gas from the generator to the distribution device of each of the lateral impellers.
  • the ignition device is disposed near the support 34, and initiates combustion by one end of the solid charge; combustion propagating parallel to the main axis, towards the front of the missile.
  • the dispensing device 35 is a multi-way valve of the ball valve type, one embodiment of which is shown in FIG. figure 4 and described in the following.
  • the dispensing device is a needle valve.
  • the activation of the valve is carried out in a proportional mode.
  • An all or nothing mode is also applicable.
  • the valve comprises electromechanical or electropneumatic control means.
  • valves of the distribution devices of each of the impellers comprise identical control means, for example of the electro-mechanical type, making it possible to reduce the costs of implementation and to provide the economic performance sought at the thruster.
  • gas under pressure is transmitted, depending on the position of the valve, to one of the nozzles 38a or 38b, or to the unloading orifice 37, or at the stabilization chamber 39.
  • the thrusters 38a and 38b are advantageously configured to generate a supersonic gas flow. For this, a passage section of the neck of the nozzle of small surface is retained, causing a sufficiently high pressure in the gas generator to allow to prime the neck of the nozzle.
  • the unloading orifice 37 of a first lateral impeller can be selected together with a nozzle of a second lateral impeller, it is necessary, in order to maintain the desired pressure level in the gas generator, to retain a surface of passage section of the load shedding orifice identical to that of the nozzles.
  • the nozzles 38a and 38b and the unloading orifice 37 allow, according to a first aspect of the present invention, to control the trajectory of a missile around these three navigation axes.
  • the device By delivering a thrust in a plane substantially perpendicular to the main axis, the device creates a torque that causes a change in the trajectory of the missile.
  • the device can be configured to generate high intensity surges, allowing trajectory changes of very small radii of curvature.
  • the moment control device according to the invention is therefore particularly suitable for short-range missions for which a great agility of the missile is sought.
  • the device according to the invention does not have a range of kinetic moment considered limiting, which makes it a device of choice for missile systems to incorporate a beginning of mission profile type "soft vertical launch" well-known of the skilled person.
  • the device reduces the drag coefficient, by injecting gas downstream of the base of the missile in order to reduce the depression generated in the wake of the missile.
  • the device is biased to reduce this depression by injecting, via the stabilization chamber 39, the gas downstream of the base.
  • the stabilization chambers 39 of each of the lateral impellers communicate freely with each other.
  • the device comprises a common stabilization chamber for all of the lateral impellers 20.
  • the distribution devices 36 of each of the lateral impellers transmit the gas under pressure to this common stabilization chamber.
  • a stabilization chamber 39 common to each of the lateral impellers, of axisymmetric shape is formed by means of two axisymmetrical partitions 40 and 41 fixed to the support 34. These axisymmetric partitions have a high thermal resistance to withstand the combustion gases of the solid load and thus protect firstly the lateral impellers and secondly the central main thruster.
  • a complementary thermal protection 42 may be disposed on a surface of the divergent exposed to the combustion gases of the solid charge of the gas generator.
  • An outlet section 43 of annular shape is arranged between the diverging portion and the base retreint 33.
  • substantially perpendicular to the main axis 11 is meant any axis forming an angle less than 10 ° with the axis strictly perpendicular to the main axis 11.
  • the passage section of the stabilization chamber 39 has a relatively large area, to slow the burning rate of the solid charge.
  • the stabilization chamber is configured to generate a subsonic gas flow.
  • the figure 4 represents an embodiment of a plug valve implemented in the combined device shown in FIG. figure 3 .
  • the ball valve 50 has for both lateral nozzles 38a and 38b and the unloading orifice a constant passage section.
  • the valve does not include a closed position between these 3 positions; it is traversante anyoit the position of the bushel, in order to avoid any pressure not mastered in the case of a failure of the valve.
  • the valve is controlled by an electronic module according to a position setpoint chosen from among four possible positions of the valve.
  • thermostructural composite materials and hot sealing devices are favored to allow operation at high temperatures for long periods of time and to minimize inert masses.
  • Thermal protections may also be provided on the residual metal parts depending on the temperature of the gases and the operating times.
  • the orientation and the number of valves can be adapted according to the functional needs of the system (maneuvering torques, ability to cancel the torsor of effort, modulation of the engine pressure, %) and congestion constraints.
  • valves can be fed preferentially by a common gas generator or individually by separate gas generators.
  • the combined device and the missile shown in the figures constitute a non-limiting embodiment of the invention.
  • a missile comprising a cylindrical body and a steering system comprising four wings.
  • a combined device comprising four lateral impellers disposed on the base of the missile in the extension of the wings.
  • lateral impellers comprising two nozzles whose respective thrusts are oriented along an axis perpendicular to an axis contained in said plane and passing through the main axis of navigation, and in a direction opposite to each other.
  • At least one lateral impeller comprises a dispensing device for selecting a nozzle or a stabilization chamber of the lateral impeller, and transmitting pressurized gas from the generator to the selected nozzle or the selected stabilization chamber.
  • the device comprises several lateral impellers and a control module configured to control the distribution devices of each of the lateral impellers according to a control setpoint.
  • the invention also relates to a missile comprising a combined device for steering and drag reduction having the characteristics described above.

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Description

  • La présente invention concerne le domaine des propulseurs à charge solide et des systèmes de pilotage pour missile, tel que décrit par exemple dans GB 2086548 A . Plus précisement, elle porte sur un dispositif combiné de pilotage de trajectoire par impulseurs latéraux et de réduction de trainée. Ce dispositif est applicable à toutes les technologies de propulsion principale de missile, telles que la propulsion solide, liquide ou hybride.
  • Un missile d'architecture courante comprend un corps généralement cylindrique autour d'un axe principal de navigation à l'intérieur duquel est disposé un propulseur à charge solide. Il comprend également un ensemble de voilures, ou gouvernes aérodynamiques, fixé notamment sur une partie arrière du corps du missile. Cet ensemble de voilures, par exemple au nombre de quatre et réparties uniformément autour du périmètre circulaire du corps, permet à la fois d'améliorer la portance du missile en vol, et de diriger le missile selon ses trois axes : tangage, lacet et roulis, en modifiant l'orientation de portion des voilures. Pour améliorer la performance des missiles, et en particulier leur agilité à faible ou moyenne vitesse, on connaît plusieurs dispositifs rassemblés sous l'appellation de TVC, pour l'acronyme anglo-saxon de Thruster Vector Control, ou dispositifs de contrôle de poussée. Ainsi, des divergents mobiles ou munis de déviateurs de jet permettent de contrôler la trajectoire de vol en modifiant l'orientation de la poussée générée dans le divergent du propulseur. Pour améliorer encore la pilotabilité d'un missile, en particulier lorsque destiné à des missions de courte portée, on a aussi recours à des dispositifs couramment appelés impulseurs latéraux. Dans ces dispositifs, une ou des poussées latérales, générée par la combustion d'une charge solide secondaire, permet de modifier la trajectoire selon les trois axes de navigation, tangage, lacet et roulis. Le maximum d'efficacité d'un tel dispositif à impulseurs latéraux est obtenu pendant la phase d'accélération du propulseur ; l'efficacité des gouvernes aérodynamiques étant encore limitée dans cette phase d'accélération. Il devient possible dans cette phase de piloter le missile selon des trajectoires à rayon de courbure très faible.
  • La portée du missile est une autre limite traditionnelle. Pour augmenter la portée du missile pour une masse donnée de charge solide, on cherche par exemple à réduire la trainée, autrement dit à limiter les pertes générées par les turbulences aérodynamiques et en particulier celles dans le sillage du missile en vol. Par la forme des voilures, la définition de l'arrière corps ou d'autres composants du missile, il est possible de limiter ces pertes et augmenter la portée du propulseur.
  • Ainsi, pour des missions de courte portée, on cherche à disposer d'une pilotabilité accrue ; pour des missions de longue portée, il est attendu de réduire le coefficient de trainée. Les systèmes dédiés existants ne permettent pas de répondre efficacement à cette double problématique. Les propulseurs doivent donc être typés en fonction de leur utilisation. Dans le but d'unifier les systèmes d'armement, et ainsi limiter le nombre et la masse d'équipements à embarquer sur l'engin de transport ou de lancement, il est désirable de disposer d'un système permettant à la fois une pilotabilité accrue pour des missions de courte portée, et une réduction du coefficient de trainée pour des missions de longue portée.
  • On cherche donc à répondre à la fois au besoin de modularité des missions, et notamment être capable d'assurer les performances recherchées quelle que soit l'altitude et la portée recherchées ; et au besoin d'adaptation du missile sur le plus grand nombre de plate forme de tir.
  • A cet effet, l'invention a pour objet un dispositif combiné de pilotage et de réduction de trainée destiné à un missile comprenant un culot et une partie supérieure disposés successivement selon un axe principal de navigation du missile. Le dispositif comprend un générateur de gaz sous pression. Il est notamment envisagé de mettre en oeuvre un générateur de gaz à base d'ergol solide, liquide ou hybride. Le dispositif comprend également au moins un impulseur latéral comprenant :
    • au moins une tuyère, configurée pour délivrer une poussée, par détente du gaz transmis par le générateur, orientée selon un axe sensiblement perpendiculaire à l'axe principal,
    • au moins une chambre de stabilisation, configurée pour détendre le gaz transmis par le générateur et l'expulser au travers d'une section de sortie du culot sensiblement perpendiculaire à l'axe principal.
  • Selon un mode de réalisation de la présente invention, au moins un impulseur latéral comprend un dispositif de distribution permettant de sélectionner une des tuyères ou une des chambres de stabilisation de l'impulseur latéral, et transmettre du gaz sous pression du générateur vers la tuyère sélectionnée ou la chambre de stabilisation sélectionnée.
  • Dans un mode de réalisation particulièrement avantageux de la présente invention, le dispositif comprend quatre impulseurs latéraux disposés sur le culot du missile respectivement en quatre sommets d'un carré contenu dans un plan sensiblement perpendiculaire à l'axe principal et centré sur l'axe principal. Chacun des impulseurs latéraux comprend deux tuyères dont les poussées respectives sont orientées selon un axe perpendiculaire à un axe contenu dans ledit plan et passant par l'axe principal, et dans une direction opposée l'une de l'autre ; le dispositif ainsi configuré étant apte à contrôler la trajectoire du missile selon trois directions de l'espace.
  • Dans un mode de réalisation possible de l'invention, le dispositif combiné de pilotage et de réduction de trainée se présente sous la forme d'un kit modulaire indépendant de l'architecture du missile et de son dispositif de propulsion principal, que l'utilisateur décidera de rapporter au missile pour les besoins de performances associés au profil de la mission envisagée. Autrement dit, le dispositif combiné de pilotage et de réduction de trainée comprend des moyens de fixations démontables destinés à le fixer au culot d'un missile.
  • L'invention porte également sur un missile comprenant un dispositif combiné de pilotage et de réduction de trainée ayant les caractéristiques précédemment décrites, et dont l'efficacité maximale sera atteinte en fin de fonctionnement du dispositif de propulsion principal,
  • L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée des modes de réalisation donnés à titre d'exemple sur les figures suivantes.
    • Les figures 1a et 1b représentent un missile muni d'un dispositif combiné de pilotage de trajectoire et de réduction de trainée selon un mode de réalisation de l'invention,
    • Les figures 2a, 2b et 2c illustrent le principe de fonctionnement du pilotage de trajectoire d'un missile au moyen du dispositif combiné selon l'invention,
    • La figure 3 représente dans une vue en coupe un mode de réalisation du dispositif combiné de pilotage de trajectoire et de réduction de trainée,
    • La figure 4 représente un mode de réalisation d'une vanne multi-voies de type vanne à boisseau mise en oeuvre dans le dispositif combiné représenté sur la figure 3,
    • La figure 5 représente un mode de réalisation d'une vanne multi-voies de type vanne à pointeau mise en oeuvre dans le dispositif combiné représenté sur la figure 3.
  • Par souci de clarté, les mêmes éléments porteront les mêmes repères dans les différentes figures.
  • Les figures 1a et 1b représentent un missile muni d'un dispositif combiné de pilotage de trajectoire et de réduction de trainée selon l'invention. Conformément à une architecture courante, le missile représenté sur la figure 1 comprend un corps 10 sensiblement cylindrique autour d'un axe principal 11 de navigation du missile. Le missile comprend une partie supérieure 12 et un culot 13 disposés successivement selon l'axe principal.
  • Le missile comprend également un ensemble de voilures 14 fixés sur le corps 10 du missile. Ces voilures 14, au nombre de quatre sur les figures 1a et 1b, sont réparties uniformément autour du périmètre circulaire du corps 10 et sont configurés selon des techniques connues pour améliorer la portance du missile en vol et pour contrôler la trajectoire du missile en vol. En modifiant l'orientation d'une ou plusieurs voilures, ou portions de voilures, il est possible de piloter la trajectoire selon les axes de tangage, de lacet et de roulis ; l'axe de roulis étant dans le mode de réalisation représenté sur les figures 1 a et 1 b confondu avec l'axe principal 11.
  • La figure 1b représente un dispositif combiné 19 de pilotage et de réduction de trainée selon un mode de réalisation de l'invention. Le dispositif 19 comprend quatre impulseurs latéraux 20 disposés sur le culot 13 du missile. Chacun des impulseurs latéraux 20 est disposé dans le prolongement d'une des voilures 14, respectivement en quatre sommets d'un carré contenu dans un plan sensiblement perpendiculaire à l'axe principal de navigation 11 et centré sur l'axe de principal 11. Par sensiblement perpendiculaire à l'axe principal 11, on entend tout plan formant un angle inférieur à 10° avec l'axe strictement perpendiculaire à l'axe principal 11. Chacun des impulseurs latéraux peut délivrer une poussée selon plusieurs axes sensiblement contenus dans un plan perpendiculaire à l'axe principal. Comme nous allons le détailler dans la suite, la poussée délivrée par les impulseurs latéraux est préférentiellement générée par détente d'un gaz sous pression, par exemple issu de la combustion d'un ergol solide, liquide ou hybride.
  • Les impulseurs latéraux 20 comprennent ainsi au moins deux tuyères, dont les poussées respectives 21 et 22 sont orientées dans une direction opposée l'une de l'autre ; les axes de poussée des deux tuyères étant sensiblement perpendiculaire à un axe reliant l'impulseur latéral au centre du périmètre circulaire du culot 13. Par sensiblement perpendiculaire à l'axe reliant l'impulseur latéral au centre du périmètre circulaire du culot 13, on entend tout axe formant un angle inférieur à 10° avec l'axe strictement perpendiculaire à l'axe reliant l'impulseur latéral au centre du périmètre circulaire du culot 13.
  • Les impulseurs latéraux 20 comprennent également un orifice de délestage, délivrant une poussée 22 orientée vers l'extérieur du missile et selon l'axe reliant l'impulseur latéral au centre du périmètre circulaire du culot 13.
  • Comme nous allons le détailler dans la suite, chacun des impulseurs latéraux comprend en outre un dispositif de distribution permettant de contrôler l'orientation de la poussée délivrée, par sélection d'une des tuyères ou de l'orifice de délestage.
  • Les figures 2a, 2b et 2c illustrent le principe du pilotage de trajectoire d'un missile au moyen du dispositif 19 décrit sur les figures 1 a et 1b. En pilotant de manière coordonnée l'orientation de la poussée des impulseurs latéraux, on peut modifier la trajectoire du missile selon chacun des axes de navigation du missile, tangage, lacet ou roulis. Typiquement, en considérant les impulseurs latéraux dans un repère cardinal, une modification de trajectoire selon l'axe de tangage est obtenue en orientant les poussées des impulseurs Est et Ouest simultanément vers le Nord ou le Sud ; les poussées des impulseurs Nord et Sud générées par l'orifice de délestage se compensant mutuellement. Selon un même principe, une modification de trajectoire selon l'axe de lacet est obtenue en orientant les poussées des impulseurs Nord et Sud simultanément vers l'Ouest ou l'Est ; les poussées des impulseurs Est et Ouest générées par l'orifice de délestage se compensant mutuellement.
  • Pour l'axe de roulis, une première solution consiste à orienter les poussées respectivement des impulseurs Nord et Sud respectivement vers l'Ouest et l'Est ; les poussées des impulseurs Est et Ouest générées par l'orifice de délestage se compensant mutuellement. Une seconde solution, consiste à orienter les poussées respectivement des impulseurs Nord, Est, Sud et Ouest respectivement vers l'Ouest, le Sud, l'Est et le Nord ; cette seconde solution générant un couple sur le missile deux fois plus important que la première solution.
  • Une position neutre est également possible, comme représentée sur la figure 2c, en sélectionnant l'orifice de délestage pour chacun des impulseurs latéraux.
  • Ainsi, le dispositif combiné 19 selon l'invention permet de contrôler la trajectoire du missile par sélection de l'orientation des poussées des impulseurs latéraux. Avantageusement, le dispositif comprend un module de pilotage électronique configuré pour piloter l'orientation des poussées délivrées par chacun des impulseurs latéraux en fonction d'une consigne de pilotage.
  • La figure 3 représente dans une vue en coupe un mode de réalisation du dispositif combiné de pilotage de trajectoire et de réduction de trainée. La figure 3 représente le culot 13 et une voilure 14 d'un missile dont le corps est cylindrique. Le missile est muni d'un propulseur principal à charge solide comprenant une chambre 30 de combustion pour une charge solide stockée dans le corps du missile (non représentée sur la figure). Les gaz issus de la combustion traversent un col 31 puis un divergent 32 assurant la propulsion du missile par détente des gaz de combustion. Dans le mode de réalisation de la figure 3, le corps du missile comprend à son extrémité arrière un retreint de culot 33 de forme sensiblement conique. Dans un mode de réalisation alternatif, le corps du missile comprend un culot cylindrique dans le prolongement du corps du missile.
  • La figure 3 représente un impulseur latéral 20 d'un dispositif combiné 19. Le dispositif combiné selon l'invention peut comprendre un ou plusieurs impulseurs latéraux. Préférentiellement, il comprend au moins quatre impulseurs latéraux disposés sur le missile comme décrit dans le cadre des figures 1 a et 1 b.
  • L'impulseur latéral 20 comprend :
    • Un support 34 assurant la liaison avec une partie structurale du missile, le col du divergent dans le mode de réalisation représenté sur la figure 3,
    • Un générateur 35 de gaz sous pression fixé au support 34,
    • Un dispositif de distribution 36 fixé au support 34, alimenté en gaz sous pression par le générateur 35, et permettant de transmettre le gaz sous pression du générateur vers l'un des composants suivants :
      • o un orifice de délestage 37, assurant la détente du gaz sous pression, en générant une poussée orientée radialement, vers l'extérieur du missile, telle que précédemment décrite sur les figures 1 a et 1 b,
      • o une tuyère latérale gauche 38a, et une tuyère latérale droite 38b (non représentée), assurant la détente du gaz sous pression, en générant une poussée orientée latéralement, telle que précédemment décrite sur les figures 1 a et 1 b,
      • o une chambre de stabilisation 39, assurant la détente du gaz sous pression, et son expulsion au travers d'une section de sortie 43 du culot 13 sensiblement perpendiculaire à l'axe principal 11.
  • Le dispositif de distribution 36 a pour rôle de sélectionner l'un de ces quatre composants, et de transmettre le gaz sous pression du générateur vers le composant sélectionné.
  • Le générateur 35 de gaz sous pression comprend préférentiellement une charge et un dispositif d'allumage ; la charge permettant de générer par une combustion initiée par le dispositif d'allumage le gaz sous pression. La charge du générateur 35 peut être du même type ou préférentiellement d'un type différent de la charge du propulseur principal. Il est envisagé de mettre en oeuvre une charge solide telle qu'un ergol solide. Dans un mode de réalisation possible de l'invention, le générateur de gaz sous pression est configuré pour permettre de piloter de manière répétée l'allumage et l'extinction de la combustion de la charge. Le générateur de gaz sous pression comprend un ergol dont les caractéristiques autorisent un mode de fonctionnement de type extinguible-réallumable, ou à consommation réduite en diminuant la pression de combustion par délestage sur plusieurs tuyères.
  • Il est aussi envisagé un générateur de gaz sous pression comprenant une charge de type ergol liquide ou hybride constitué d'un gel ou d'un gaz oxydant associé à une charge réductrice solide.
  • Dans un mode de réalisation privilégié, le générateur 35 de gaz sous pression présente une forme axisymétrique autour de l'axe principal 11, proche d'un tore. Le générateur peut être fixé au support 34 par divers moyens de fixation, plusieurs canaux d'alimentation sont aménagés pour assurer le transfert étanche du gaz du générateur vers le dispositif de distribution de chacun des impulseurs latéraux. Préférentiellement, le dispositif d'allumage est disposé à proximité du support 34, et initie la combustion par une extrémité de la charge solide ; la combustion se propageant parallèlement à l'axe principal, vers l'avant du missile.
  • Dans un mode de réalisation avantageux de la présente invention, le dispositif de distribution 35 est une vanne multi-voies de type vanne à boisseau, dont un mode de réalisation est représenté sur la figure 4 et décrit dans la suite. Dans un mode alternatif de la présente invention le dispositif de distribution est une vanne à pointeau.
  • Préfentiellement, l'activation de la vanne est réalisée suivant un mode proportionnel. Un mode tout ou rien est également applicable. La vanne comprend des moyens de commande électro-mécaniques ou électropneumatiques.
  • Dans le cas privilégié de l'invention comportant plusieurs impulseurs latéraux, les vannes des dispositifs de distribution de chacun des impulseurs comprennent des moyens de commande identiques, par exemple de type électro-mécaniques, permettant de réduire les coûts de mise en oeuvre et apporter la performance économique recherchée au niveau du propulseur.
  • Dès lors que la combustion de la charge solide du générateur de gaz est initiée, du gaz sous pression est transmis, selon la position de la vanne, à l'une des tuyères 38a ou 38b, ou à l'orifice de délestage 37, ou à la chambre de stabilisation 39.
  • Dans le but de générer une poussée d'intensité suffisamment élevée, les tuyères 38a et 38b sont avantageusement configurées pour générer un écoulement de gaz supersonique. Pour cela, une section de passage du col de la tuyère de faible surface est retenue, entrainant une pression suffisamment élevée dans le générateur de gaz pour permettre d'amorcer le col de la tuyère. L'orifice de délestage 37 d'un premier impulseur latéral pouvant être sélectionné en même temps qu'une tuyère d'un second impulseur latéral, il convient, pour maintenir le niveau de pression souhaité dans le générateur de gaz, de retenir une surface de section de passage de l'orifice de délestage identique à celle des tuyères.
  • Ainsi configurés, les tuyères 38a et 38b et l'orifice de délestage 37 permettent, selon un premier aspect de la présente invention, de piloter la trajectoire d'un missile autour de ces trois axes de navigation. En délivrant une poussée dans un plan sensiblement perpendiculaire à l'axe principal, le dispositif permet de créer un couple qui entraine une modification de la trajectoire du missile. Le dispositif peut être configuré pour générer des poussées de forte intensité, permettant des modifications de trajectoire de très faibles rayons de courbure. Le dispositif de pilotage en moment selon l'invention est donc particulièrement adapté pour des missions de courte portée pour lesquelles une grande agilité du missile est recherchée. De plus, le dispositif selon l'invention ne présente pas de plage de moment cinétique jugée limitante, ce qui en fait un dispositif de choix pour des systèmes de missiles devant intégrer un début de profil de mission de type « soft vertical launch » bien connu de l'homme du métier.
  • Selon un second aspect de la présente invention, le dispositif permet de réduire le coefficient de trainée, par injection de gaz en aval du culot du missile dans le but de réduire la dépression générée dans le sillage du missile. Lorsque le missile est en vol libre, c'est-à-dire après la fin de la combustion de la charge solide du propulseur principal, les perturbations aérodynamiques derrière le missile, en aval du culot, génèrent une dépression et freine le missile. Dans ces conditions, le dispositif est sollicité pour réduire cette dépression en injectant, par l'intermédiaire de la chambre de stabilisation 39, du gaz en aval du culot. En améliorant la portée du missile, le dispositif est particulièrement adapté pour des missions de longue portée.
  • Préférentiellement, les chambres de stabilisation 39 de chacun des impulseurs latéraux communiquent librement entre elles. Dans le mode de réalisation représenté sur la figure 3, le dispositif comprend une chambre de stabilisation commune pour l'ensemble des impulseurs latéraux 20. Les dispositifs de distribution 36 de chacun des impulseurs latéraux transmettent le gaz sous pression vers cette chambre de stabilisation commune.
  • Sur la figure 3, une chambre de stabilisation 39 commune à chacun des impulseurs latéraux, de forme axisymétrique, est réalisée au moyen de deux cloisons axisymétrique 40 et 41 fixées sur le support 34. Ces cloisons axisymétriques présentent une résistance thermique élevée pour supporter les gaz de combustion de la charge solide et ainsi protéger d'une part les impulseurs latéraux et d'autre part la propulseur principal central. Avantageusement, une protection thermique complémentaire 42 peut être disposée sur une surface du divergent exposée aux gaz de combustion de la charge solide du générateur de gaz. Une section de sortie 43 de forme annulaire est aménagée entre le divergent et le retreint de culot 33. Après détente dans la chambre de stabilisation, les gaz sont expulsés au travers de cette section de sortie 43, sensiblement perpendiculaire à l'axe principal 11, contribuant à atténuer la dépression en aval du culot. Par sensiblement perpendiculaire à l'axe principal 11, on entend tout axe formant un angle inférieur à 10° avec l'axe strictement perpendiculaire à l'axe principal 11.
  • A l'inverse des tuyères latérales 38a et 38b, et de l'orifice de délestage 37, la section de passage de la chambre de stabilisation 39 dispose d'une surface relativement importante, permettant de ralentir la vitesse de combustion de la charge solide. Avantageusement, la chambre de stabilisation est configurée pour générer un écoulement de gaz subsonique.
  • La figure 4 représente un mode de réalisation d'une vanne a boisseau mise en oeuvre dans le dispositif combiné représenté sur la figure 3. Avantageusement, la vanne boisseau 50 présente pour les deux tuyères latérales 38a et 38b et l'orifice de délestage une section de passage constante. La vanne ne comprend pas de position fermée entre ces 3 positions ; elle est traversante quelquesoit la position du boisseau, dans le but d'éviter toute surpression non maitrisée dans le cas d'une défaillance de la vanne. La vanne est pilotée par un module électronique en fonction d'une consigne de position choisie parmi quatre positions possibles de la vanne.
  • La figure 5 représente un mode de réalisation d'une vanne à pointeau mise en oeuvre dans le dispositif combiné représenté sur la figure 3. La vanne à pointeau comprend les composants suivants :
    • un corps de vanne 1, préférentiellement monolithique, assurant la tenue thermostructurale de la vanne (reprise des efforts de pression interne et des charges thermomécaniques), le transport des gaz en provenance de la chambre de combustion (à partir d'un ou plusieurs conduits d'entrée), et l'interface avec les autres pièces (tuyère, pointeau et actionneur),
    • une tuyère 2 fixée sur le corps de vanne 1, préférentiellement monolithique, comprenant une partie convergente, un col et une partie divergente pour accélérer les gaz et générer un effort de poussée,
    • un pointeau 3 déplacé en translation suivant l'axe de la tuyère, générant avec le col de la tuyère une section sonique annulaire variable permettant de contrôler la poussée, le débit et la pression de fonctionnement du moteur ; une technologie alternative consistant à déplacer en rotation un boisseau devant le col d'une tuyère bi-dimensionnelle ou sphérique,
    • un dispositif d'activation 4 assurant le déplacement du pointeau, et pour lequel deux solution d'activation sont envisagées :
      • activation de type tout-ou-rien électro-pneumatique à pointeau libre: le pointeau est maintenu en position ouverte ou fermée par l'intermédiaire d'un étage pilote contrôlant l'équilibre de pression entre l'avant et l'arrière du pointeau libre. L'utilisation d'un deuxième étage pilote ou d'un contrôle PWM (Pulse Width Modulation) permet également d'assurer des positions de pointeau intermédiaires.
      • activation proportionnelle électromécanique à prise directe sur le pointeau : la position du pointeau peut être modifiée de façon continue par l'intermédiaire d'un moteur électrique et d'un dispositif de transformation de mouvement (transmission pointeau / moteur électrique).
  • L'utilisation de matériaux composites thermostructuraux et de dispositifs d'étanchéité chauds est privilégiée pour permettre un fonctionnement à haute température pendant de longues durées et minimiser les masses inertes.
  • Des protections thermiques peuvent également être disposées sur les pièces métalliques résiduelles en fonction de la température des gaz et des durées de fonctionnement.
  • L'orientation et le nombre de vanne peut être adapté en fonction des besoins fonctionnels du système (couples de manoeuvre, capacité à annuler le torseur d'effort, modulation de la pression du moteur, ...) et des contraintes d'encombrement.
  • Les vannes peuvent être alimentées préférentiellement par un générateur de gaz commun ou individuellement par des générateurs de gaz séparés.
  • Le pilotage simultané des vannes permet avantageusement :
    • de réguler la pression de fonctionnement du moteur en ajustant l'ouverture des pointeaux notamment en fonction des propriétés balistiques du propergol, de l'évolution de surface de combustion du chargement, des dilatations thermiques différentielles pointeau / col de tuyère, des dispersions de fabrication.
    • de moduler la pression de fonctionnement du moteur en fonction des besoins système (intensité des manoeuvres en phase de boost ou de croisière) et suivant une logique d'optimisation de la consommation du propergol ; en particulier, l'ouverture simultanée de tuyères opposées permet de réduire la pression de combustion donc le débit moteur sans générer de couple ou effort résultant (annulation du torseur d'effort)
    • d'optimiser et sécuriser le fonctionnement du moteur lors des transitoires de changement de pression tels que l'allumage (réduction du délai de mise en régime) ou les phases de transition entre boost et croisière,
    • d'améliorer les performances du moteur en compensant les dérives habituelles de pression (variations de vitesse de combustion du propergol en fonction de la température d'utilisation, dilatation des pièces de col, dispersions de fabrication, effets des pertes thermiques, ...).
  • Il est aussi envisagé de mettre en oeuvre un vanne multi-voies de type vanne à pointeau. Il est encore envisagé de mettre en oeuvre plusieurs vannes mono-voies indépendantes. Notons que le dispositif combiné et le missile représentés sur les figures constituent un mode de réalisation non limitatif de l'invention. On a en particulier représenté le cas répandu d'un missile comprenant un corps cylindrique et un système de pilotage comprenant quatre voilures. Nous avons donc représenté un dispositif combiné comprenant quatre impulseurs latéraux disposés sur le culot du missile dans le prolongement des voilures. Nous avons alors représenté des impulseurs latéraux comprenant deux tuyères dont les poussées respectives sont orientées selon un axe perpendiculaire à un axe contenu dans ledit plan et passant par l'axe principal de navigation, et dans une direction opposée l'une de l'autre.
  • Cette configuration ne saurait constituer une limite à la présente invention qui porte plus largement sur un dispositif combiné de pilotage et de réduction de trainée destiné à un missile comprenant un culot et une partie supérieure disposés successivement selon un axe principal de navigation du missile. Le dispositif comprend un générateur de gaz sous pression et au moins un impulseur latéral comprenant :
    • au moins une tuyère, configurée pour délivrer une poussée, par détente du gaz transmis par le générateur, orientée selon un axe sensiblement perpendiculaire à l'axe principal de navigation,
    • au moins une chambre de stabilisation, configurée pour détendre le gaz transmis par le générateur et l'expulser au travers d'une section de sortie du culot sensiblement perpendiculaire à l'axe principal de navigation.
  • Au moins un impulseur latéral comprend un dispositif de distribution permettant de sélectionner une tuyère ou une chambre de stabilisation de l'impulseur latéral, et transmettre du gaz sous pression du générateur vers la tuyère sélectionnée ou la chambre de stabilisation sélectionnée.
  • Avantageusement, le dispositif comprend plusieurs impulseurs latéraux et un module de pilotage configuré pour piloter les dispositifs de distribution de chacun des impulseurs latéraux en fonction d'une consigne de pilotage.
  • Enfin, l'invention porte également sur un missile comprenant un dispositif combiné de pilotage et de réduction de trainée ayant les caractéristiques précédemment décrites.

Claims (15)

  1. Dispositif combiné de pilotage et de réduction de trainée destiné à un missile comprenant un culot (13) et une partie supérieure disposés successivement selon un axe principal (11) de navigation du missile, caractérisé en ce que le dispositif comprend un générateur (35) de gaz sous pression et au moins un impulseur latéral (20) comprenant :
    - au moins une tuyère (38a, 38b), configurée pour délivrer une poussée, par détente du gaz transmis par le générateur (35), orientée selon un axe sensiblement perpendiculaire à l'axe principal (11),
    - au moins une chambre de stabilisation (39), configurée pour détendre le gaz transmis par le générateur (35) et l'expulser au travers d'une section de sortie (43) du culot (13) sensiblement perpendiculaire à l'axe principal (11).
  2. Dispositif selon la revendication 1, dont au moins un impulseur latéral (20) comprend un dispositif de distribution (36) permettant de sélectionner une tuyère (38a, 38b) ou une chambre de stabilisation (39) de l'impulseur latéral (20), et transmettre du gaz sous pression du générateur (35) vers la tuyère sélectionnée (38a, 38b) ou la chambre de stabilisation sélectionnée (39).
  3. Dispositif selon la revendication 2, dont le dispositif de distribution comprend une vanne multi-voies de type vanne à boisseau (50).
  4. Dispositif selon la revendication 2, dont le dispositif de distribution comprend une vanne mono ou multi-voies de type vanne à pointeau.
  5. Dispositif selon l'une des revendications 2 à 4, dont le dispositif de distribution comprend des moyens de commande électro-mécaniques ou électro-pneumatiques.
  6. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, dont le générateur (35) de gaz sous pression comprend une charge et un dispositif d'allumage ; la charge permettant de générer par une combustion initiée par le dispositif d'allumage le gaz sous pression.
  7. Dispositif selon la revendication 6, dont la charge est constituée d'un ergol solide, ou d'un ergol liquide ou d'un ergol gélifié.
  8. Dispositif selon l'une des revendications 6 ou 7, dont le générateur (35) de gaz sous pression est configuré pour permettre de piloter de manière répétée l'allumage et l'extinction de la combustion de la charge.
  9. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, dont au moins une tuyère (38a, 38b) d'au moins un impulseur latéral (20) est configurée pour générer un écoulement de gaz supersonique.
  10. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, dont au moins une chambre de stabilisation (39) d'au moins un impulseur latéral (20) est configurée pour générer un écoulement de gaz subsonique.
  11. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, comprenant plusieurs impulseurs latéraux (20); les chambres de stabilisation (39) des impulseurs latéraux (20) communiquants librement entre elles, et étant configurées pour expulser du gaz au travers d'une section de sortie (43) sensiblement perpendiculaire à l'axe principal (11).
  12. Dispositif selon l'une des revendications 2 à 5, comprenant plusieurs impulseurs latéraux (20) et un module de pilotage configuré pour piloter les dispositifs de distribution (36) de chacun des impulseurs latéraux (20) en fonction d'une consigne de pilotage.
  13. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, comprenant quatre impulseurs latéraux (20) destinés à être disposés sur le culot (13) du missile respectivement en quatre sommets d'un carré contenu dans un plan sensiblement perpendiculaire à l'axe principal (11) et centré sur l'axe de principal (11) ;
    chacun des impulseurs latéraux (20) comprenant deux tuyères (38a, 38b) dont les poussées respectives sont orientées selon un axe perpendiculaire à un axe contenu dans ledit plan et passant par l'axe principal (11), et dans une direction opposée l'une de l'autre ;
    le dispositif ainsi configuré étant apte à contrôler la trajectoire du missile selon trois directions de l'espace.
  14. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, comprenant des moyens de fixations démontables destinés à le fixer au culot du missile.
  15. Missile comprenant un dispositif combiné de pilotage et de réduction de trainée selon l'une des revendications précédentes.
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