EP3485224B1 - Projectile comprenant un dispositif de déploiement d'une voilure ou ailette - Google Patents

Projectile comprenant un dispositif de déploiement d'une voilure ou ailette Download PDF

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EP3485224B1
EP3485224B1 EP17749617.1A EP17749617A EP3485224B1 EP 3485224 B1 EP3485224 B1 EP 3485224B1 EP 17749617 A EP17749617 A EP 17749617A EP 3485224 B1 EP3485224 B1 EP 3485224B1
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EP
European Patent Office
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projectile
deployment
wing
fin
wings
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EP17749617.1A
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German (de)
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EP3485224A1 (fr
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Sylvain PINOTEAU
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Nexter Munitions SA
Original Assignee
Nexter Munitions SA
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Publication date
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/02—Stabilising arrangements
    • F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/02—Stabilising arrangements

Definitions

  • the present invention relates to the field of exterior ballistics and more particularly to the stabilization of projectiles moving in space. More specifically, the invention relates to a projectile and its device for deploying wings or associated fins.
  • projectiles for this purpose, are provided with mechanisms or devices for deploying wings or fins for their stabilization.
  • the association of such a mechanism or device with the projectile must not, however, cause a significant variation in the dimensions of the architecture of the projectile, at the risk of either aggravating aerodynamic disturbances or preventing the addition of on-board electronic devices. to improve, for example, the performance of the projectile.
  • the document US 6761331 teaches a missile and a fin deployment mechanism, the arrangement of which does not reduce the useful volume of the projectile, said deployment mechanism automatically pivots by rotating a fin from a stowed orientation to a deployed orientation.
  • the deployment mechanism includes a spring that provides a pushing force allowing the fin to move quickly, simply and reliably from stowed orientation to deployed orientation.
  • the deployment mechanism which is carried out in three stages, also comprises one or more cams or the like for guiding the fin from the stowed orientation to the deployed orientation. This mechanism therefore takes up space and its complexity can cause malfunctions or incomplete deployments.
  • the document EP0318359 teaches a projectile with which is associated a device for deploying a fin made integral with the projectile by a joint located at the rear of the body of the projectile, said joint being such that the deployment movement takes place in two phases: a first phase in which the fin passes from a carrying position to a semi-deployed position, by rotation in the direction of flow and along a first axis perpendicular to the plane of the fin when the latter is in the position of carrying then a second phase in which the fin passes from the semi-deployed position to the deployed position, by a rotation along a second axis which is parallel to the plane of the fin.
  • the articulation comprises a motor playing the role of actuator of the first deployment phase and of locking the fin assembly, articulation when the fin is in the carrying position.
  • the second deployment phase of the fins depends on the inclination of the projectile, relative to the direction of the aerodynamic flow, in the flight phase.
  • the aerodynamic constraints exerted on a fin depend on the surface that the latter presents opposite the aerodynamic flow.
  • the present invention aims to overcome one or more drawbacks of the prior art by proposing a projectile architecture comprising an effective and reliable device for deploying the wings or fins whatever the trajectory of said projectile.
  • a projectile comprising a body having a longitudinal axis and an intermediate portion comprising a device for deploying wings or fins comprising a number N, equal to at least three, of wings or fins capable of being deployed, the process of deployment comprising at least two phases, a first deployment phase in which each wing or wing passes from a position tangential to the body of the projectile and parallel to the longitudinal axis to a semi-deployed position, by rotation of the wing or wing about an axis perpendicular to the longitudinal axis of the projectile and a second deployment phase with the passage of each wing or wing from the semi-deployed position, in which it is still tangent to the body of the projectile, in a deployed position where it is perpendicular to the body of the projectile, by rotation about an axis parallel to the longitudinal axis of the projectile, said projectile being characterized in c e that the device for deploying the blades or fins is configured in such a way
  • the airfoils or fins are arranged in the middle position on the body of the projectile in order to improve the flight characteristics of the projectile.
  • the projectile wings or fins deploy from the rear towards the front, in the opposite direction to the aerodynamic flow, the pivot axis being mounted upstream of the wing or of the fin, in the direction of the aerodynamic flow when the airfoil or the fin is in a position tangential to the body of the projectile.
  • the first deployment phase of all of the airfoils or fins is provided by a single control and lock motor indirectly connected to an expansion system comprising a pressure piston and at least one compression spring, allowing thus lightening the mechanism in the projectile while ensuring good stabilization.
  • the pressure piston makes it possible to initiate the rotational movement of the airfoils in the first deployment phase and includes guide means making it possible to guide said piston during its translational movement, indirectly generated by the control motor. and bolt, along the longitudinal axis of the projectile.
  • the device comprises a body comprising on its external part at least one housing for receiving at least one synchronization means and part of the wing or the fin, a central chamber in which the pressure piston is arranged. and at least one means of orientation and at least one means of synchronizing the wings or fins, the central chamber being between a chamber upstream relative to the direction of the aerodynamic flow and called upper in which is disposed the engine controlling the deployment and the locking of the wings and a chamber downstream relative to the direction of the aerodynamic and so-called lower flow, the central chamber and the upper chamber being separated by an upper wall, and the central chamber and the lower chamber by a lower wall.
  • the central chamber of the body of the deployment device also comprises at least one main column, centered on the axis of the projectile and integral with at least one of the lower or upper walls, around which is wound a large central compression spring, at least the same number N of secondary columns located at the periphery around the main column and around which small compression springs are also wound, a lock disc comprising at least the same number N of studs and at at least one activation toothed wheel actuated by the control motor, the activation toothed wheel being linked to the lock disc so as to transmit the rotational movement thereto to allow the unlocking of the airfoils or fins.
  • the guide means comprise at least one guide disc fixed to the rear of the piston body and at least the same number N of guide rings.
  • the pressure piston also comprises at least the same number N of grooves and coming to face the tenons of the lock disc when the latter pivots, the grooves being capable of receiving said tenons, at least the same number N of stops on which rods are fixed, each rod having at its end a guide ring configured to receive a secondary column so that the small spring is located between an internal portion of the body in the vicinity of the bottom wall and the ring, and at least one axial cavity centered on the axis of the projectile and configured to receive the main column and part of the large central compression spring.
  • the orientation means comprise at least the same number N of split cleats, each cleat comprising a groove capable of receiving a rod secured to a wing or fin comprising a tenon at its end, and at least the same number N of cams, each cam being integral with a cleat.
  • the means for synchronizing the deployment of the airfoils comprise at least the synchronization toothed wheel disposed in a circular groove coaxial with the central chamber, and at least the same number N of pivots equal to the number of airfoils, each pivot being included in the housing of the external part of the body of the device and comprising a cavity capable of receiving the rod of an airfoil, and a pinion mounted at one of its ends, said pinion coming to mesh on the synchronization toothed wheel .
  • the device comprises at least one fixing means making it possible to prevent the continuous rotation of at least one wing or fin around the axis of rotation of the first deployment phase once the second deployment phase engaged.
  • the pivot is held in the housing of the external surface of the body of the deployment device by a front flange situated at the front end of the pivot in the direction of the upper wall and by a rear flange situated at the end rear of the pivot comprising at least one pinion and in the direction of the lower wall, the flanges being provided with cylindrical profile grooves covering the pivot and guiding the rotational movement of said pivot.
  • the housing included in the external surface of the body of the deployment device comprises a profile forming a secondary V-shaped housing, configured to receive a part of the airfoil or fin at the end of the deployed phase, said deployed phase consisting in positioning part of the airfoil in said secondary housing.
  • the present invention relates to a projectile (P) and the device (1) [ figure 1 ] deployment of wings or fins associated with it to ensure its stabilization in the flight phase.
  • the projectile (P) comprises a body (P0) having a longitudinal axis (L) and an intermediate portion comprising a device (1) for deploying blades (2) or fins comprising a number N, preferably equal to at least three, airfoils (2) or fins capable of being deployed, said airfoils being regularly distributed angularly about the axis (L) of the projectile.
  • the deployment process includes at least two phases, a first deployment phase where a wing (2) or a wing passes from a position tangential to the body (P0) of the projectile and parallel to the longitudinal axis (L) ( figure 2A ) in a semi-extended position ( figure 2B ), by rotation of the airfoil (2) or of the wing about an axis (ZZ ') perpendicular to the longitudinal axis (L) of the projectile (P) and a second deployment phase with the passage of the airfoil (2) or the fin of the semi-deployed position ( figure 2B ), in which it is still tangent to the body of the projectile, in a deployed position where it is perpendicular to the body of the projectile ( figure 2C ), by rotation about an axis (XX ') parallel to the longitudinal axis (L) of the projectile (P).
  • a first deployment phase where a wing (2) or a wing passes from a position tangential to the body (
  • Said projectile (P) is characterized in that the device (1) for deploying the airfoils (2) or fins is configured so that the rotation of a airfoil (2) or of a fin about the axis ( XX ') parallel to the longitudinal axis (L) of the projectile (P) causes a toothing which meshes with a toothed wheel (14B) of synchronization which entails by meshing the rotation of each other wing (2) or fin around each axis (XX ') parallel to the longitudinal axis (L) of the projectile (P) to synchronize the deployment of the wings or fins in the second phase.
  • N which is equal to the number of airfoils (2) or fins.
  • the projectile (P) is, for example and without limitation, a missile, a shell or a rocket, the body (P0) of which can comprise at least three stabilizing fins (P1) fixed at the level of the tail of the body ( P0) of said projectile (P) and / or at least three pilot fins (P2) (or duck fin) fixed on the front point of the body (P0) of the projectile (P), as can be observed for example on the figure 1 , and of reduced dimensions compared to the dimensions of the fins (P1) fixed at the level of the tail of the body (P0) of the projectile.
  • P1 stabilizing fins
  • P2 pilot fins
  • the deployment device (1) can be fixed on the body (P0) of the projectile (P) between the tail and the front point of said projectile (P).
  • the device is fixed on the body (P0) of the projectile so that the airfoils (2) or fins of the device are arranged in the middle position on the body of the projectile (P) in order to improve the bearing characteristics which are provided by the wings (2), such as for example the wings of an airplane.
  • the airfoils (2) are deployed in the vicinity of the apogee of the ballistic trajectory of the projectile and their lift makes it possible to increase the range of the latter.
  • the airfoils (2) or fins of the projectile (P) deploy, preferably, from the rear towards the front, in the opposite direction to the aerodynamic flow, the pivot axis being mounted upstream of the airfoil (2) or of the fin, in the direction of the aerodynamic flow, when the airfoil (2) or the fin is in position tangential to the body (P0) of the projectile ( figure 1 ).
  • the first deployment phase of all of the airfoils (2) or fins is ensured by a single control and lock motor (M) indirectly connected to an expansion system comprising a piston (12) of pressure and at least one compression spring (16A, 16B), as can be seen for example on Figures 3A , 3C and 3D , thus making it possible to lighten the mechanism in the projectile (P) while ensuring good stabilization.
  • M single control and lock motor indirectly connected to an expansion system comprising a piston (12) of pressure and at least one compression spring (16A, 16B), as can be seen for example on Figures 3A , 3C and 3D , thus making it possible to lighten the mechanism in the projectile (P) while ensuring good stabilization.
  • the canopies or fins of the device (1) deploy in the opposite direction to the aerodynamic flow, it is necessary to provide an effort to counter aerodynamic constraints.
  • the pressure piston (12) and the compression springs (16A, 16B) provide this effort necessary to carry out the first deployment phase.
  • the aerodynamic constraints act as a brake and thus reduce the risks that the first deployment phase is abrupt and damages the deployment device, which can thus lead to destabilization of the projectile along its trajectory. .
  • the pressure piston (12) makes it possible to initiate the rotational movement of the airfoils (2) in the first deployment phase and includes guide means (121, 1221) for guiding said piston (12 ) during its translational movement, indirectly generated by the control and lock motor (M), along the longitudinal axis (L) of the projectile (P).
  • the device (1) comprises a body (10) ( Figures 3B , 3C and 3D ) comprising on its external part at least one housing (103) ( figure 3B ) to receive at least one means (11) [ figure 5B ] synchronization and part of the wing (2) or the fin.
  • the body (10) defines a central chamber (CC) in which the pressure piston (12) and at least one orientation means (17,18) are arranged ( figure 5A ) and at least one means of synchronization (14B) of the airfoils (2) or fins, the central chamber (CC) [ figure 3C ] being between a chamber upstream relative to the direction of aerodynamic flow and called upper (CS) in which is arranged the motor (M) controlling the deployment and the locking of the wings (2) and a chamber downstream relative in the direction of the aerodynamic and so-called lower flow (CI), the central chamber (CC) and the upper chamber (CS) being separated by an upper wall (PS), and the central chamber (CC) and the lower chamber (CI) ) by a lower wall (PI) (see figure 3C ).
  • the central chamber (CC) of the body (10) of the deployment device (1) also comprises at least one main column (15A), which is centered on the axis (L) of the projectile and here integral with the lower wall (PI) and positioned in a bore in the upper wall (PS), around which is wound a large spring (16A) of central compression.
  • the central column could be integral with the upper wall and positioned in a bore in the lower wall.
  • Part of the motor (M), located in the central chamber (CC), comprises a pinion (M1) meshing with the toothed activation wheel (14A), which, fixed to the lock disc (13), will cause rotation of the last.
  • the other part (M0) of the motor (M) is located in the upper chamber (CS), the axis of the motor (M) is parallel and on the periphery of the longitudinal axis (L) of the projectile (P).
  • the guide means (121, 1221) preferably comprise at least one guide disc (121) fixed to the rear of the body (120) of the piston ( Figures 4A, 4B ) and at least the same number N of guide rings (1221).
  • the disc (121) slides in a bore of the body (10) [see the Figures 3C and 3D ].
  • the rings (1221) slide along the secondary columns (15B), fixed to the body (10), for example by screwing.
  • the pressure piston (12) ( Figures 4A, 4B ) also includes at least the same number N of grooves (1201) intended to come into contact with the pins (130) of the lock disc (13), when the latter pivots, the grooves (1201) being capable of receiving said pins (130).
  • the piston (12) comprises the same number N of stops (122) on which rods (1220) are fixed.
  • the grooves (1201) include lights (1202) because, they open into the cavity (1200) beyond a front wall (1203) receiving the support of the large spring (16A).
  • Each rod (1220) carries at its end a guide ring (1221) which is configured to receive a secondary column (15B).
  • Each secondary column (15B) receives a small spring (16B) which is located between an internal portion of the body (10) in the vicinity of the bottom wall (PI) and the ring (1221), as shown for example in the Figures 3C and 3D .
  • the piston (12) has an axial cavity (1200) centered on the axis (L) of the projectile and configured to receive the main column (15A) and part of the large spring (16A) of central compression ( figure 3C ).
  • the large spring (16A) is disposed between and the bottom wall (PI) and the front wall (1203) of the piston ( Figures 4A and 5B ) near the outlet of the grooves (1201) (see 3D figure ).
  • the large spring (16A) pushes the piston (12) into abutment against the studs (130).
  • the lock disc (13) is rotated.
  • the tenons (130) are then positioned opposite the grooves (1201).
  • This positioning of the studs (130) makes it possible to unlock the pressure piston (12) whose body (120) slides along the main column and the guide rings (1221) along the secondary columns (15B), from the wall lower (PI) towards the upper wall (PS) of the device (1), under the action of the compression springs.
  • the translational movement of the piston (12) is stopped when the end of the body of said piston (12) abuts on the upper wall (PS) of the device (1).
  • the lugs (130) of the lock disc (13) are then in abutment on surfaces included in the grooves of the piston (12).
  • the guide means (121, 1221) prevent the longitudinal axis of the piston (12) from oscillating around the longitudinal axis (L) of the projectile during the translational movement of said piston (12), in which case an offset angular could occur and the cams (17) would no longer be in front of the stops (122) of the piston. This would lead to non-deployment or a partial deployment of the wing 2, thus causing destabilization of the projectile (P).
  • the means (17,18) for orientation ( Figures 5A, 5B , 5C and 5D ) preferably include at least the same number N of split lugs (18).
  • Each cleat (18) has a groove (180) capable of receiving a stud (21) located at the end of a rod (20) secured to a wing (2) or fin.
  • Each cleat (18), integral with a cam (17) is housed in a radial bore (104) of the body (10) [see the 3D figures and 5A , for example], an enlarged head of the cleat (18) positioned against a counterbore of this bore (104).
  • the tenon (21) of the rod (20) of the wing or of the fin is configured to be inserted in the groove (180) of the cleat (18) so that the movement of the cleat (18) causes that the rod (20) and therefore of the airfoil (2) or fin during the first deployment phase.
  • the means (14B, 11) for synchronizing the deployment of the airfoils (2) preferably comprise at least one toothed wheel (14B) for synchronization ( Figures 5B , 5E ) arranged in a circular groove (105) coaxial with the central chamber (CC) and closed by the bottom wall (PI) (see figure 3B ), and the same number N of pivots (11), equal to the number of blades (2) ( figure 5B
  • Each pivot (11) is included in the housing (103) of the external part of the body (10) of the device (1) and comprises a cavity (111) capable of receiving the rod (20) of a wing (2) ), and a pinion (110) mounted at one of its ends, said pinion coming to mesh with the toothed wheel (14B) for synchronization ( figure 5B ).
  • the first deployment phase results from the translational displacement of the pressure piston (12) along the longitudinal axis (L) of the projectile (P) in the direction of the upper wall (PS) separating the chambers central (CC) and upper (CS) of the body (10) of the device (1), this displacement causing the rotation of the cams (17) around the axes (ZZ ') perpendicular to the longitudinal axis (L) of the projectile (P ).
  • the translational movement of the piston (12) is triggered by the starting of the control and lock motor (M) which turns the lock (13) and positions the pins (130) opposite the grooves (1201) of the piston , which releases the piston (12) which can move pushed by the springs (16A) and (16B).
  • the central compression spring (16A) and small springs (16B) pass from a compressed state to a relaxed state thus causing the displacement of the pressure piston (12) towards the upper wall (PS).
  • the piston (12) has N stops (122), each coming in point support connection with a cam (17) [see Figures 5A , 5C and 5D ].
  • the displacement of the piston (12) therefore activates the rotation of the cams (17) (see figure 5D ) so as to allow each wing (2) to pass from a position tangential to the body (P0) of the projectile (P) and parallel to the longitudinal axis (L) to a semi-deployed position tangent to the body (P0 ) of the projectile (P).
  • the compression springs (16B) are compressed, as shown in the figure 3C for example, at least one stop (122) of the pressure piston (12) being in contact with a cam (17).
  • the stop (122) of the pressure piston (12) in contact with the cam generates, then, the rotation of the latter about an axis (ZZ ') perpendicular to the longitudinal axis (L) of the projectile (P).
  • the device comprises at least one fixing means making it possible to prevent the continuous rotation of at least one wing (2) or fin around the axis of rotation (ZZ ') of the first phase of deployment once the second deployment phase has started.
  • each cam (17) abuts on a tenon (130) of the lock disc (13) and is thus located between a stop (122) of the pressure piston (12) and a tenon (130) of the disc ( 13) lock.
  • This pinching thus prevents rotation of the cam (17) as well as the cleat (18) around the axis (ZZ ') perpendicular to the longitudinal axis (L) of the projectile (P).
  • the second deployment phase is ensured by the rotational movement, around an axis (XX ') parallel to the longitudinal axis (L) of the projectile (P), of at least one pivot ( 11) included in at least one housing (103) of the external surface of the body (10) of the deployment device (1).
  • the tenon (21) of the rod (20) of said wing (2) or fin leaves the groove (180) of the cleat (18), as can be seen for example on the figure 5E , to allow the wing to rotate around the axis (XX ') parallel to the longitudinal axis (L) of the projectile (L).
  • At least one groove (106) [ figure 6B ], machined in the body (10) of the device (1), can receive the pin (21) of the rod (20) when the latter comes out of the groove (180) of the cleat (18) during the second phase deployment of the wing.
  • Such an arrangement prevents the rod (20) of the airfoil (2) or fin from rotating around the axis (ZZ ') perpendicular to the longitudinal axis (L) of the projectile (P) during the second deployment phase .
  • the pivot (11) is preferably held in the housing (103) of the external surface of the body (10) of the deployment device (1) by a front flange (102A) located at the front end of the pivot (11) towards the upper wall (PS) and by a rear flange (102B) ( figure 5B ) located at the rear end of the pivot (11) which comprises at least one pinion (110) and in the direction of the lower wall (PI).
  • the flanges (102A, 102B) are provided with cylindrical profile grooves which cover the pivot (11) and guide the rotational movement of the pivot (11).
  • the rotation of the pivot (11) causes the rotation of a pinion (110) or toothed drive of the toothed wheel (14B) synchronization.
  • the pivot (11) rotates, causing the blade (2) or fin to rotate
  • the pinion (110) fixed to one end of the pivot (11) also rotates at the same speed as the latter.
  • the pinion (110) being linked to the toothed wheel (14B) of synchronization, will cause its rotation.
  • the synchronization toothed wheel (14B) by its rotation, simultaneously induces the rotation of each of the other pinions (110) with which it is connected.
  • the rotation of each other pinion causes the rotation of the pivot (11) with which it is associated and the rotation of each other pivot allows the rotation of the airfoil to which it is connected, thus allowing a synchronized deployment of all the wings or fins.
  • the housing (103) included in the external surface of the body (10) of the deployment device (1) comprises a profile forming a secondary housing (1030) in a V shape.
  • This secondary housing (1030) is configured to receive a portion of the airfoil (2) or fin at the end of the deployed phase, when part of the airfoil (2) is positioned in said secondary housing (1030).
  • the airfoil (2) or fin therefore passes from a position tangential to the body (P0) of the projectile (P) at a position perpendicular to the body (P0) of the projectile (P). Part of the airfoil (2) or the fin then comes into abutment against the wall of the secondary housing (1030) in the form of a V, so as to keep the position of the airfoil (2) or the airfoil fixed. deployed phase ( figure 6B ).
  • the movement in the second deployment phase is activated by the result of the aerodynamic forces exerted on the airfoils (2) in the semi-deployed position.

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Description

    DOMAINE TECHNIQUE DE L'INVENTION
  • La présente invention se rapporte au domaine de la balistique extérieure et plus particulièrement à la stabilisation des projectiles en mouvement dans l'espace. Plus spécifiquement l'invention concerne un projectile et son dispositif de déploiement de voilures ou d'ailettes associé.
    • ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUE DE L'INVENTION
  • Lors d'un tir de projectile, plusieurs paramètres sont à prendre en compte pour que ledit projectile puisse atteindre une cible désignée. En phase de vol, le projectile est soumis à des forces aérodynamiques pouvant le faire dévier de sa trajectoire. L'un des paramètres importants est donc la stabilisation dudit projectile.
  • Plusieurs projectiles, sont à cet effet, munis de mécanismes ou de dispositifs de déploiement de voilures ou d'ailettes pour leur stabilisation. L'association d'un tel mécanisme ou dispositif au projectile ne doit, cependant, pas entrainer une variation importante des dimensions de l'architecture du projectile au risque de, soit aggraver les perturbations aérodynamiques, soit empêcher l'ajout de dispositifs électroniques embarqués en vue d'améliorer, par exemple, les performances du projectile.
  • Le document US 6761331 enseigne un missile et un mécanisme de déploiement d'ailettes, dont la disposition ne réduit pas le volume utile du projectile, ledit mécanisme de déploiement pivote automatiquement en faisant tourner une ailette à partir d'une orientation arrimée vers une orientation déployée. Le mécanisme de déploiement comprend un ressort qui fournit une force de poussée permettant à l'ailette de se déplacer rapidement, simplement et de manière fiable de l'orientation arrimée à l'orientation déployée. Le mécanisme de déploiement, qui s'effectue en trois étapes, comprend également une ou plusieurs cames ou similaires pour le guidage de l'ailette de l'orientation arrimée jusqu'à l'orientation déployée. Ce mécanisme prend donc de la place et sa complexité peut occasionner des dysfonctionnements ou des déploiements incomplets.
  • Le document EP0318359 enseigne un projectile auquel est associé un dispositif de déploiement d'une ailette rendue solidaire du projectile par une articulation située à l'arrière du corps du projectile, ladite articulation étant telle que le mouvement de déploiement s'effectue en deux phases : une première phase dans laquelle l'ailette passe d'une position d'emport à une position semi-déployée, par rotation dans le sens de l'écoulement et suivant un premier axe perpendiculaire au plan de l'ailette quand celle-ci est en position d'emport puis une deuxième phase dans laquelle l'ailette passe de la position semi-déployée à la position déployée, par une rotation suivant un deuxième axe qui est parallèle au plan de l'ailette. L'articulation comprend un moteur jouant le rôle d'actionneur de la première phase de déploiement et de verrou de l'ensemble ailette, articulation lorsque l'ailette est en position d'emport.
  • Les documents cités ci-dessus présentent, cependant, des inconvénients pouvant affecter la bonne stabilisation assurée par les ailettes. En effet la seconde phase de déploiement des ailettes dépend de l'inclinaison du projectile, par rapport à la direction de l'écoulement aérodynamique, dans la phase de vol. Les contraintes aérodynamiques qui s'exercent sur une ailette dépendent de la surface que cette dernière présente en regard de l'écoulement aérodynamique. Ainsi, si au cours de la seconde phase de déploiement le projectile est incliné, les ailettes étant soumises chacune à des forces aérodynamiques différentes, il n'est pas sûr que les ailettes soient déployées correctement, rendant par là non fiables les mécanismes ou dispositifs de déploiement enseignés dans les documents ci-dessus.
  • Le document US 6761331 enseigne, par ailleurs, des ailettes qui présentent lors de la phase de déploiement une plus grande surface en regard de l'écoulement aérodynamique, ce qui peut induire des contraintes supplémentaires à une bonne stabilisation du projectile.
    • DESCRIPTION GENERALE DE L'INVENTION
  • La présente invention a pour but de pallier un ou plusieurs inconvénients de l'art antérieur en proposant une architecture de projectile comportant un dispositif de déploiement des voilures ou d'ailettes efficace et fiable quelque soit la trajectoire dudit projectile.
  • Cet objectif est atteint par un projectile comportant un corps possédant un axe longitudinal et une portion intermédiaire comprenant un dispositif de déploiement de voilures ou ailettes comportant un nombre N, égal au moins à trois, de voilures ou ailettes aptes à être déployées, le processus de déploiement comprenant au moins deux phases, une première phase de déploiement où chaque voilure ou ailette passe d'une position tangentielle au corps du projectile et parallèle à l'axe longitudinal à une position semi-déployée, par rotation de la voilure ou de l'ailette autour d'un axe perpendiculaire à l'axe longitudinal du projectile et une seconde phase de déploiement avec le passage de chaque voilure ou ailette de la position semi-déployée, dans laquelle elle est encore tangente au corps du projectile, à une position déployée où elle est perpendiculaire au corps du projectile, par rotation autour d'un axe parallèle à l'axe longitudinal du projectile, ledit projectile étant caractérisé en ce que le dispositif de déploiement des voilures ou ailettes est configuré de manière à ce que la rotation d'une voilure ou d'une ailette autour de l'axe parallèle à l'axe longitudinal du projectile entraîne une denture qui engrène avec une roue dentée de synchronisation qui entraîne par engrènement la rotation de chaque autre voilure ou ailette autour de chaque axe parallèle à l'axe longitudinal du projectile pour synchroniser le déploiement des voilures ou ailettes dans la seconde phase.
  • Selon une autre particularité, les voilures ou ailettes sont disposées en position médiane sur le corps du projectile afin d'améliorer les caractéristiques de vol du projectile.
  • Selon une autre particularité, dans la première phase de déploiement, les voilures ou ailettes du projectile se déploient de l'arrière vers l'avant, en contresens de l'écoulement aérodynamique, l'axe de pivotement étant monté en amont de la voilure ou de l'ailette, dans le sens de l'écoulement aérodynamique lorsque la voilure ou l'ailette est en position tangentielle au corps du projectile.
  • Selon une autre particularité, la première phase de déploiement de l'ensemble des voilures ou ailettes est assurée par un unique moteur de contrôle et de verrou indirectement relié à un système de détente comprenant un piston de pression et au moins un ressort de compression, permettant ainsi d'alléger le mécanisme dans le projectile tout en assurant une bonne stabilisation.
  • Selon une autre particularité, le piston de pression permet d'initier le mouvement de rotation des voilures dans la première phase de déploiement et comprend des moyens de guidage permettant de guider ledit piston au cours de son déplacement translationnel, indirectement engendré par le moteur de contrôle et de verrou, le long de l'axe longitudinal du projectile.
  • Selon une autre particularité, le dispositif comporte un corps comprenant sur sa partie externe au moins un logement pour recevoir au moins un moyen de synchronisation et une partie de la voilure ou de l'ailette, une chambre centrale dans laquelle sont disposés le piston de pression et au moins un moyen d'orientation et au moins un moyen de synchronisation des voilures ou ailettes, la chambre centrale étant comprise entre une chambre en amont par rapport au sens de l'écoulement aérodynamique et dite supérieure dans laquelle est disposé le moteur contrôlant le déploiement et le verrou des voilures et une chambre en aval par rapport au sens de l'écoulement aérodynamique et dite inférieure, la chambre centrale et la chambre supérieure étant séparées par une paroi supérieure, et la chambre centrale et la chambre inférieure par une paroi inférieure.
  • Selon une autre particularité, la chambre centrale du corps du dispositif de déploiement comprend, également, au moins une colonne principale, centrée sur l'axe du projectile et solidaire d'au moins une des parois inférieure ou supérieure, autour de laquelle est enroulé un gros ressort de compression central, au moins le même nombre N de colonnes secondaires situées en périphérie autour de la colonne principale et autour desquelles sont également enroulés de petits ressorts de compression, un disque de verrou comportant au moins le même nombre N de tenons et au moins une roue dentée d'activation actionnée par le moteur de contrôle, la roue dentée d'activation étant liée au disque de verrou de manière à lui transmettre le mouvement de rotation pour permettre le déverrouillage des voilures ou ailettes.
  • Selon une autre particularité, les moyens de guidage comprennent au moins un disque de guidage fixé à l'arrière du corps du piston et au moins le même nombre N d'anneaux de guidage.
  • Selon une autre particularité, le piston de pression comprend également au moins le même nombre N de rainures et venant se mettre en face des tenons du disque de verrou lorsque ce dernier pivote, les rainures étant apte à recevoir lesdits tenons, au moins le même nombre N de butées sur lesquelles sont fixées des tiges, chaque tige ayant à son extrémité un anneau de guidage configuré pour recevoir une colonne secondaire de manière à ce que le petit ressort soit situé entre une portion interne du corps au voisinage de la paroi inférieure et l'anneau, et au moins une cavité axiale centrée sur l'axe du projectile et configurée pour recevoir la colonne principale et une partie du gros ressort de compression central.
  • Selon une autre particularité, les moyens d'orientation comprennent au moins le même nombre N de taquets fendus, chaque taquet comportant une rainure apte à recevoir une tige solidaire d'une voilure ou ailette comprenant un tenon à son extrémité, et au moins le même nombre N de cames, chaque came étant solidaire d'un taquet.
  • Selon une autre particularité, les moyens de synchronisation du déploiement des voilures comprennent au moins la roue dentée de synchronisation disposée dans une rainure circulaire coaxiale à la chambre centrale, et au moins le même nombre N de pivots égal au nombre de voilures, chaque pivot étant compris dans le logement de la partie externe du corps du dispositif et comportant une cavité apte à recevoir la tige d'une voilure, et un pignon monté à l'une de ses extrémités, ledit pignon venant s'engrener sur la roue dentée de synchronisation.
  • Selon une autre particularité, le dispositif comporte au moins un moyen de fixation permettant d'empêcher la rotation en continu d'au moins une voilure ou ailette autour de l'axe de rotation de la première phase de déploiement une fois la seconde phase de déploiement engagée.
  • Selon une autre particularité, le pivot est maintenu dans le logement de la surface externe du corps du dispositif de déploiement par une bride avant située à l'extrémité avant du pivot en direction de la paroi supérieure et par une bride arrière située à l'extrémité arrière du pivot comprenant au moins un pignon et en direction de la paroi inférieure, les brides étant pourvues de rainures à profil cylindrique coiffant le pivot et guidant le mouvement de rotation dudit pivot.
  • Selon une autre particularité, le logement compris dans la surface externe du corps du dispositif de déploiement comprend un profil formant un logement secondaire en forme de V, configuré pour recevoir une partie de la voilure ou ailette à l'issue de la phase déployée, ladite phase déployée consistant au positionnement d'une partie de la voilure dans ledit logement secondaire.
    • DESCRIPTION DES FIGURES ILLUSTRATIVES
  • D'autres particularités et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description ci-après, faite en référence aux dessins annexés, dans lesquels :
    • la figure 1 représente une vue en perspective du projectile, selon un mode de réalisation;
    • les figures 2A; 2B et 2C représentent une vue en perspective, respectivement du dispositif de déploiement avant la première phase de déploiement, après la première phase de déploiement et après la seconde phase de déploiement, selon un mode de réalisation ;
    • les figure 3A; 3B, 3C et 3D représentent une vue en perspective, selon un mode de réalisation, respectivement du moteur de contrôle indirectement couplé au piston de pression par la roue dentée d'activation et le disque de verrou, d'une coupe du corps du dispositif de déploiement vide de ses éléments, d'une coupe du corps du dispositif de déploiement avec le piston de pression et les ressorts de compression avant et après la première phase de déploiement;
    • les figure 4A et 4B; représentent une vue en perspective du piston de pression, selon un mode de réalisation;
    • les figures 5A et 5D; représentent une vue en perspective d'une coupe du dispositif de déploiement, les voilures ou ailettes en position semi-déployée selon un mode de réalisation, les figures 5B et 5E représentent une vue en perspective du dispositif de déploiement, les voilures ou ailettes en position déployée, selon un mode de réalisation et la figure 5C représente une vue en perspective de la coupe du dispositif de déploiement avant la première phase de déploiement, selon un mode de réalisation;
    • les figures 6A et 6B représentent une vue de dessus, selon un mode de réalisation, de la partie du dispositif de déploiement comprenant l'axe de pivotement de la voilure ou de l'ailette, respectivement en position semi déployée et en position déployée;
    DESCRIPTION DES MODES DE REALISATION PREFERES DE L'INVENTION
  • La présente invention concerne un projectile (P) et le dispositif (1) [figure 1] de déploiement de voilures ou d'ailettes qui lui est associé pour assurer sa stabilisation en phase de vol.
  • Dans certains modes de réalisation, le projectile (P) comporte un corps (P0) possédant un axe longitudinal (L) et une portion intermédiaire comprenant un dispositif (1) de déploiement de voilures (2) ou ailettes comportant un nombre N, de préférence égal au moins à trois, de voilures (2) ou ailettes aptes à être déployées, lesdites voilures étant régulièrement réparties angulairement autour de l'axe (L) du projectile. Le processus de déploiement comprend au moins deux phases, une première phase de déploiement où une voilure (2) ou une ailette passe d'une position tangentielle au corps (P0) du projectile et parallèle à l'axe longitudinal (L) (figure 2A) à une position semi-déployée (figure 2B), par rotation de la voilure (2) ou de l'ailette autour d'un axe (ZZ') perpendiculaire à l'axe longitudinal (L) du projectile (P) et une seconde phase de déploiement avec le passage de la voilure (2) ou l'ailette de la position semi-déployée (figure 2B), dans laquelle elle est encore tangente au corps du projectile, à une position déployée où elle est perpendiculaire au corps du projectile (figure 2C), par rotation autour d'un axe (XX') parallèle à l'axe longitudinal (L) du projectile (P). Ledit projectile (P) est caractérisé en ce que le dispositif (1) de déploiement des voilures (2) ou ailettes est configuré de manière à ce que la rotation d'une voilure (2) ou d'une ailette autour de l'axe (XX') parallèle à l'axe longitudinal (L) du projectile (P) entraîne une denture qui engrène avec une roue dentée (14B) de synchronisation qui entraîne par engrènement la rotation de chaque autre voilure (2) ou ailette autour de chaque axe (XX') parallèle à l'axe longitudinal (L) du projectile (P) pour synchroniser le déploiement des voilures ou ailettes dans la seconde phase.
  • Dans la suite de la description un certain nombre de pièces ou organes seront en un nombre N qui est égal au nombre de voilures (2) ou ailettes.
  • Le projectile (P) est, par exemple et de manière non limitative, un missile, un obus ou une roquette, dont le corps (P0) peut comprendre au moins trois ailettes (P1) de stabilisation fixées au niveau de la queue du corps (P0) dudit projectile (P) et/ou au moins trois ailettes (P2) de pilotage (ou ailette canard) fixées sur la pointe avant du corps (P0) du projectile (P), comme on peut l'observer par exemple sur la figure 1, et de dimensions réduites en comparaison aux dimensions des ailettes (P1) fixées au niveau de la queue du corps (P0) du projectile.
  • Le dispositif (1) de déploiement peut être fixé sur le corps (P0) du projectile (P) entre la queue et la pointe avant dudit projectile (P). De préférence le dispositif est fixé sur le corps (P0) du projectile de manière à ce que les voilures (2) ou ailettes du dispositif soient disposées en position médiane sur le corps du projectile (P) afin d'améliorer les caractéristiques de portance qui sont assurées par les voilures (2), comme par exemple les ailes d'un avion.
  • Les voilures (2) sont déployées au voisinage de l'apogée de la trajectoire balistique du projectile et leur portance permet d'accroître la portée de ce dernier.
  • Dans certains modes de réalisation, dans la première phase de déploiement, les voilures (2) ou ailettes du projectile (P) se déploient, de préférence, de l'arrière vers l'avant, en contresens de l'écoulement aérodynamique, l'axe de pivotement étant monté en amont de la voilure (2) ou de l'ailette, dans le sens de l'écoulement aérodynamique, lorsque la voilure (2) ou l'ailette est en position tangentielle au corps (P0) du projectile (figure 1).
  • Dans certains modes de réalisation, la première phase de déploiement de l'ensemble des voilures (2) ou ailettes est assurée par un unique moteur (M) de contrôle et de verrou indirectement relié à un système de détente comprenant un piston (12) de pression et au moins un ressort (16A, 16B) de compression, comme on peut l'observer par exemple sur les figures 3A, 3C et 3D, permettant ainsi d'alléger le mécanisme dans le projectile (P) tout en assurant une bonne stabilisation.
  • Dans le cas où les voilures ou ailettes du dispositif (1) se déploient en contresens de l'écoulement aérodynamique, il est nécessaire de fournir un effort pour contrer les contraintes aérodynamiques. Le piston de pression (12) et les ressorts de compression (16A, 16B) fournissent cet effort nécessaire pour réaliser la première phase de déploiement. Dans cette disposition des voilures ou ailettes, les contraintes aérodynamiques agissent comme un frein et réduisent ainsi les risques que la première phase de déploiement soit brusque et n'endommage le dispositif de déploiement, pouvant conduire ainsi à une déstabilisation du projectile le long de sa trajectoire.
  • Dans certains modes de réalisation, le piston (12) de pression permet d'initier le mouvement de rotation des voilures (2) dans la première phase de déploiement et comprend des moyens (121, 1221) de guidage permettant de guider ledit piston (12) au cours de son déplacement en translation, indirectement engendré par le moteur (M) de contrôle et de verrou, le long de l'axe longitudinal (L) du projectile (P).
  • Dans certains modes de réalisation, le dispositif (1) comporte un corps (10) (figures 3B, 3C et 3D) comprenant sur sa partie externe au moins un logement (103) (figure 3B) pour recevoir au moins un moyen (11) [figure 5B] de synchronisation et une partie de la voilure (2) ou de l'ailette. Le corps (10) délimite une chambre centrale (CC) dans laquelle sont disposés le piston (12) de pression et au moins un moyen d'orientation (17,18) (figure 5A) et au moins un moyen de synchronisation (14B) des voilures (2) ou ailettes, la chambre centrale (CC) [figure 3C] étant comprise entre une chambre en amont par rapport au sens de l'écoulement aérodynamique et dite supérieure (CS) dans laquelle est disposé le moteur (M) contrôlant le déploiement et le verrou des voilures (2) et une chambre en aval par rapport au sens de l'écoulement aérodynamique et dite inférieure (CI), la chambre centrale (CC) et la chambre supérieure (CS) étant séparées par une paroi supérieure (PS), et la chambre centrale (CC) et la chambre inférieure (CI) par une paroi inférieure (PI) (voir figure 3C).
  • Dans certains modes de réalisation, la chambre centrale (CC) du corps (10) du dispositif (1) de déploiement comprend, également, au moins une colonne principale (15A), qui est centrée sur l'axe (L) du projectile et solidaire ici de la paroi inférieure (PI) et positionnée dans un alésage de la paroi supérieure (PS), autour de laquelle est enroulé un gros ressort (16A) de compression central. Inversement, la colonne centrale pourrait être solidaire de la paroi supérieure et positionnée dans un alésage de la paroi inférieure. Un nombre N de colonnes secondaires (15B), N étant égal au nombre de voilures (par exemple cinq, comme présenté sur les figures 2B), situées en périphérie autour de la colonne principale (15A), régulièrement réparties angulairement, et autour desquelles sont, également, enroulés de petits ressorts (16B) de compression, un disque (13) de verrou (figure 3A) comportant au moins le même nombre N de tenons (130) que de voilures et au moins une roue dentée (14A) d'activation actionnée par le moteur (M) de contrôle, la roue dentée d'activation étant liée au disque (13) de verrou de manière à lui transmettre le mouvement de rotation pour permettre le déverrouillage des voilures (2) ou ailettes. Une partie du moteur (M), se trouvant dans la chambre centrale (CC), comprend un pignon (M1) engrenant la roue dentée (14A) d'activation, qui, fixée au disque (13) de verrou, va engendrer la rotation de ce dernier. L'autre partie (M0) du moteur (M) se trouve dans la chambre supérieure (CS), l'axe du moteur (M) est parallèle et en périphérie de l'axe longitudinal (L) du projectile (P).
  • Il est à noter que pour la clarté des figures en coupe partielle, certains des éléments ne sont pas toujours représentés. En particulier, on voit sur la figure 3A, représentant le piston de pression (12), que les tiges (1220) fixées aux butées (122) ne sont pas toutes représentées. Il en est de même pour ces éléments sur les figures 3C, 3D, 5C, 5D et 5E.
  • Dans certains modes de réalisation, les moyens (121, 1221) de guidage comprennent, de préférence, au moins un disque (121) de guidage fixé à l'arrière du corps (120) du piston (figures 4A, 4B) et au moins le même nombre N d'anneaux (1221) de guidage. Le disque (121) coulisse dans un alésage du corps (10) [voir les figures 3C et 3D]. Les anneaux (1221) coulissent le long des colonnes secondaires (15B), fixées au corps (10), par exemple par vissage.
  • Dans certains modes de réalisation, le piston (12) de pression (figures 4A, 4B) comprend également au moins le même nombre N de rainures (1201)destinées à venir se mettre en face des tenons (130) du disque (13) de verrou, lorsque ce dernier pivote, les rainures (1201) étant aptes à recevoir lesdits tenons (130). Le piston (12) comprend le même nombre N de butées (122) sur lesquelles sont fixées des tiges (1220). Comme on le voit à la figure 4A, les rainures (1201) comportent des lumières (1202) car, elles débouchent dans la cavité (1200) au-delà d'une paroi avant (1203) recevant l'appui du gros ressort (16A).
  • Chaque tige (1220) porte à son extrémité un anneau (1221) de guidage qui est configuré pour recevoir une colonne secondaire (15B). Chaque colonne secondaire (15B) reçoit un petit ressort (16B) qui est situé entre une portion interne du corps (10) au voisinage de la paroi inférieure (PI) et l'anneau (1221), comme représenté par exemple sur les figures 3C et 3D. Le piston (12) comporte une cavité axiale (1200) centrée sur l'axe (L) du projectile et configurée pour recevoir la colonne principale (15A) et une partie du gros ressort (16A) de compression central (figure 3C). Le gros ressort (16A) est disposé entre et la paroi inférieure (PI) et la paroi avant (1203) du piston (figures 4A et 5B) voisine du débouché des rainures (1201) (voir figure 3D).
  • A l'état verrouillé, le gros ressort (16A) pousse le piston (12) en butée contre les tenons (130). Lorsque le moteur de contrôle (M) est activé au cours du vol, le disque (13) de verrou subit une rotation. Les tenons (130) sont alors positionnés en regard des rainures (1201). Ce positionnement des tenons (130) permet de déverrouiller le piston (12) de pression dont le corps (120) coulisse le long de la colonne principale et les anneaux de guidage (1221) le long des colonnes secondaires (15B), de la paroi inférieure (PI) vers la paroi supérieure (PS) du dispositif (1), sous l'action des ressorts de compression. Le déplacement en translation du piston (12) est stoppé lorsque l'extrémité du corps dudit piston (12) vient en butée sur la paroi supérieure (PS) du dispositif (1). Les tenons (130) du disque (13) de verrou sont alors en butée sur des surfaces comprises dans les rainures du piston (12).
  • Les moyens de guidage (121, 1221) permettent d'éviter que l'axe longitudinal du piston (12) oscille autour de l'axe longitudinal (L) du projectile lors du mouvement de translation dudit piston (12), auquel cas un décalage angulaire pourrait se produire et les cames (17) ne se trouveraient plus en face des butées (122) du piston. Ceci conduirait à un non déploiement ou à un déploiement partiel de la voilure 2, entraînant ainsi une déstabilisation du projectile (P).
  • Dans certains modes de réalisation, les moyens (17,18) d'orientation (figures 5A, 5B, 5C et 5D) comprennent, de préférence, au moins le même nombre N de taquets (18) fendus. Chaque taquet (18) comporte une rainure (180) apte à recevoir un tenon (21) situé à l'extrémité d'une tige (20) solidaire d'une voilure (2) ou ailette. Chaque taquet (18), solidaire d'une came (17), se loge dans un perçage radial (104) du corps (10) [voir les figures 3D et 5A, par exemple], une tête élargie du taquet (18) se positionnant contre un lamage de ce perçage (104).
  • Le tenon (21) de la tige (20) de la voilure ou de l'ailette est configuré pour s'insérer dans la rainure (180) du taquet (18) de manière à ce le mouvement du taquet (18) entraîne celui la tige (20) et donc de la voilure (2) ou ailette lors de la première phase de déploiement.
  • Dans certains modes de réalisation, les moyens (14B, 11) de synchronisation du déploiement des voilures (2) comprennent, de préférence, au moins une roue dentée (14B) de synchronisation (figures 5B, 5E) disposée dans une rainure circulaire (105) coaxiale à la chambre centrale (CC) et fermée par la paroi inférieure (PI) (voir figure 3B), et le même nombre N de pivots (11), égal au nombre de voilures (2) (figure 5B).Chaque pivot (11) est compris dans le logement (103) de la partie externe du corps (10) du dispositif (1) et comporte une cavité (111) apte à recevoir la tige (20) d'une voilure (2), et un pignon (110) monté à l'une de ses extrémités, ledit pignon venant s'engrener sur la roue dentée (14B) de synchronisation (figure 5B).
  • Conformément à l'invention, la première phase de déploiement résulte du déplacement en translation du piston (12) de pression le long de l'axe longitudinal (L) du projectile (P) en direction de la paroi supérieure (PS) séparant les chambres centrale (CC) et supérieure (CS) du corps (10) du dispositif (1), ce déplacement entraînant la rotation des cames (17) autour des axes (ZZ') perpendiculaire à l'axe longitudinal (L) du projectile (P).
  • Le mouvement de translation du piston (12) est déclenché par la mise en route du moteur (M) de contrôle et de verrou qui fait tourner le verrou (13) et positionne les tenons (130) en regard des rainures (1201) du piston, ce qui libère le piston (12) qui peut se déplacer poussé par les ressorts (16A) et (16B). Le ressort (16A) de compression central et des petits ressorts (16B) passent d'un état comprimé à un état détendu entraînant ainsi le déplacement du piston (12) de pression vers la paroi supérieure (PS).
  • Comme représenté sur la figure (4B), le piston (12) comporte N butées (122), chacune venant en liaison d'appui ponctuel avec une came (17) [voir les figures 5A, 5C et 5D]. Le déplacement du piston (12) actionne donc la rotation des cames (17) (voir figure 5D) de manière à permettre le passage de chaque voilure (2) d'une position tangentielle au corps (P0) du projectile (P) et parallèle à l'axe longitudinal (L) à une position semi-déployée et tangente au corps (P0) du projectile (P).
  • En position de verrou, les ressorts de compression (16B) sont comprimés, comme représenté sur la figure 3C par exemple, au moins une butée (122) du piston de pression (12) étant en contact avec une came (17).
  • La mise en marche du moteur (M) entraîne le déverrouillage du piston (12) et des ressorts de compression (16A, 16B) qui s'allongent le long des colonnes principale et secondaires (15A, 15B), permettant au piston (12) de se déplacer le long de la colonne principale.
  • La butée (122) du piston (12) de pression en contact avec la came engendre, alors, la rotation de celle-ci autour d'un axe (ZZ') perpendiculaire à l'axe (L) longitudinal du projectile (P). Le taquet (18), lié à la came (17) et comportant l'extrémité de la tige (20) de la voilure (2) ou de l'ailette, entraîne à son tour la rotation de ladite voilure ou ailette, la faisant passer d'une position tangentielle au corps (P0) du projectile (P) et parallèle à l'axe longitudinal (L) à une position semi-déployée et tangente au corps (P0) du projectile (P) (figure 5D).
  • Dans certains modes de réalisation, le dispositif comporte au moins un moyen de fixation permettant d'empêcher la rotation en continu d'au moins une voilure (2) ou ailette autour de l'axe de rotation (ZZ') de la première phase de déploiement une fois la seconde phase de déploiement engagée.
  • Ainsi, lorsque les voilures (2) ou ailettes sont en position semi-déployée (figure 5A), chaque came (17) vient en butée sur un tenon (130) du disque (13) de verrou et se trouve ainsi comprise entre une butée (122) du piston (12) de pression et un tenon (130) du disque (13) de verrou. Ce pincement empêche ainsi la rotation de la came (17) ainsi que du taquet (18) autour de l'axe (ZZ') perpendiculaire à l'axe (L) longitudinal du projectile (P). Le tenon (21) solidaire de la tige (20) étant engagé dans la rainure (180) du taquet (18), la tige (20) de la voilure (2) ne peut donc pas tourner autour de l'axe (ZZ') perpendiculaire à l'axe (L) longitudinal du projectile (P) lorsque la voilure est en position semi-déployée.
  • Dans certains modes de réalisation, la seconde phase de déploiement est assurée par le mouvement de rotation, autour d'un axe (XX') parallèle à l'axe longitudinal (L) du projectile (P), d'au moins un pivot (11) compris dans au moins un logement (103) de la surface externe du corps (10) du dispositif (1) de déploiement. Lors de la rotation de la voilure (2) ou de l'ailette autour de l'axe (XX') parallèle à l'axe longitudinal (L) du projectile (P), le tenon (21) de la tige (20) de ladite voilure (2) ou ailette sort de la rainure (180) du taquet (18), comme on peut par exemple l'observer sur la figure 5E, pour permettre à la voilure de tourner autour de l'axe (XX') parallèle à l'axe (L) longitudinal du projectile (L).
  • Par ailleurs, au moins une rainure (106) [figure 6B], usinée dans le corps (10) du dispositif (1), peut recevoir le tenon (21) de la tige (20) lorsque ce-dernier sort de la rainure (180) du taquet (18) au cours de la seconde phase de déploiement de la voilure. Une telle disposition empêche la tige (20) de la voilure (2) ou ailette de tourner autour de l'axe (ZZ') perpendiculaire à l'axe (L) longitudinal du projectile (P) au cours de la seconde phase de déploiement.
  • Dans certains modes de réalisation, le pivot (11) est maintenu, de préférence, dans le logement (103) de la surface externe du corps (10) du dispositif (1) de déploiement par une bride (102A) avant située à l'extrémité avant du pivot (11) en direction de la paroi supérieure (PS) et par une bride (102B) arrière (figure 5B) située à l'extrémité arrière du pivot (11) qui comporte au moins un pignon (110) et en direction de la paroi inférieure (PI). Les brides (102A, 102B) sont pourvues de rainures à profil cylindrique qui coiffent le pivot (11) et guident le mouvement de rotation du pivot (11).
  • La rotation du pivot (11) entraîne la rotation d'un pignon (110) ou denture d'entraînement de la roue dentée (14B) de synchronisation. Lors de la rotation du pivot (11) entrainant la rotation de la voilure (2) ou ailette, le pignon (110) fixé à une des extrémités du pivot (11) tourne également à la même vitesse que ce dernier. Le pignon (110), étant lié à la roue dentée (14B) de synchronisation, va entrainer sa rotation. La roue dentée (14B) de synchronisation, par sa rotation, induit simultanément la rotation de chacun des autres pignons (110) avec lesquels elle est reliée. La rotation de chaque autre pignon entraîne la rotation du pivot (11) auquel il est associé et la rotation de chaque autre pivot permet la rotation de la voilure auquel il est relié, permettant ainsi un déploiement synchronisée de toutes les voilures ou ailettes.
  • Dans certains modes de réalisation, comme représenté sur les figures 3B et 6A, le logement (103) compris dans la surface externe du corps (10) du dispositif (1) de déploiement comprend un profil formant un logement secondaire (1030) en forme de V. Ce logement secondaire (1030) est configuré pour recevoir une partie de la voilure (2) ou ailette à l'issue de la phase déployée, lorsqu' une partie de la voilure (2) vient se positionner dans ledit logement secondaire (1030).
  • Lors de sa rotation autour de l'axe (XX') parallèle à l'axe (L) longitudinal du projectile (P) dans la seconde phase de déploiement, la voilure (2) ou ailette passe donc d'une position tangentielle au corps (P0) du projectile (P) à une position perpendiculaire au corps (P0) du projectile (P). Une partie de la voilure (2) ou l'ailette vient, alors, en butée contre la paroi du logement secondaire (1030) en forme de V, de manière à maintenir fixe la position de la voilure (2) ou l'ailette en phase déployée (figure 6B).
  • Dans certains modes de réalisation, le mouvement dans la seconde phase de déploiement est activé par la résultante des forces aérodynamiques s'exerçant sur les voilures (2) en position semi-déployée.
  • La présente demande décrit diverses caractéristiques techniques et avantages en référence aux figures et/ou à divers modes de réalisation. L'homme de métier comprendra que les caractéristiques techniques d'un mode de réalisation donné peuvent en fait être combinées avec des caractéristiques d'un autre mode de réalisation à moins que l'inverse ne soit explicitement mentionné ou qu'il ne soit évident que ces caractéristiques sont incompatibles ou que la combinaison ne fournisse pas une solution à au moins un des problèmes techniques mentionnés dans la présente demande. De plus, les caractéristiques techniques décrites dans un mode de réalisation donné peuvent être isolées des autres caractéristiques de ce mode à moins que l'inverse ne soit explicitement mentionné.
  • Il doit être évident pour les personnes versées dans l'art que la présente invention permet des modes de réalisation sous de nombreuses autres formes spécifiques sans l'éloigner du domaine d'application de l'invention comme revendiqué. Par conséquent, les présents modes de réalisation doivent être considérés à titre d'illustration, mais peuvent être modifiés dans le domaine défini par la portée des revendications jointes, et l'invention ne doit pas être limitée aux détails donnés ci-dessus.

Claims (14)

  1. Projectile (P) comportant un corps (P0) possédant un axe longitudinal (L) et une portion intermédiaire comprenant un dispositif (1) de déploiement de voilures ou ailettes comportant un nombre N, égal au moins à 3, de voilures (2) ou ailettes aptes à être déployées, le processus de déploiement comprenant au moins deux phases, une première phase de déploiement où chaque voilure (2) ou ailette passe d'une position tangentielle au corps (P0) du projectile et parallèle à l'axe longitudinal (L) à une position semi-déployée, par rotation de la voilure (2) ou de l'ailette autour d'un axe (ZZ') perpendiculaire à l'axe longitudinal (L) du projectile (P) et une seconde phase de déploiement avec le passage de chaque voilure (2) ou ailette de la position semi-déployée, dans laquelle elle est encore tangente au corps du projectile, à une position déployée où elle est perpendiculaire au corps du projectile, par rotation autour d'un axe (XX') parallèle à l'axe longitudinal (L) du projectile (P), ledit projectile (P) étant caractérisé en ce que le dispositif (1) de déploiement des voilures (2) ou ailettes est configuré de manière à ce que la rotation d'une voilure (2) ou d'une ailette autour de l'axe (XX') parallèle à l'axe longitudinal (L) du projectile (P) entraîne une denture qui engrène avec une roue dentée (14B) de synchronisation qui entraîne par engrènement la rotation de chaque autre voilure (2) ou ailette autour de chaque axe (XX') parallèle à l'axe longitudinal (L) pour synchroniser le déploiement des voilures ou ailettes dans la seconde phase.
  2. Projectile (P) selon la revendication 1, caractérisé en ce que les voilures (2) ou ailettes sont disposées en position médiane sur le corps du projectile (P) afin d'améliorer les caractéristiques de vol du projectile (P).
  3. Projectile (P) selon une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que, dans la première phase de déploiement, les voilures (2) ou ailettes du projectile (P) se déploient de l'arrière vers l'avant, en contresens de l'écoulement aérodynamique, l'axe de pivotement étant monté en amont de la voilure (2) ou de l'ailette dans le sens de l'écoulement aérodynamique, lorsque la voilure (2) ou l'ailette est en position tangentielle au corps (P0) du projectile.
  4. Projectile (P) selon une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la première phase de déploiement de l'ensemble des voilures (2) ou ailettes est assurée par un unique moteur (M) de contrôle et de verrou, indirectement relié à un système de détente comprenant un piston (12) de pression et au moins un ressort (16A, 16B) de compression, permettant ainsi d'alléger le mécanisme dans le projectile (P) tout en assurant une bonne stabilisation.
  5. Projectile (P) selon la revendication 4, caractérisé en ce que le piston (12) de pression permet d'initier le mouvement de rotation des voilures (2) dans la première phase de déploiement et comprend des moyens (121, 1221) de guidage permettant de guider ledit piston (12) au cours de son déplacement translationnel, indirectement engendré par le moteur (M) de contrôle et de verrou, le long de l'axe longitudinal (L) du projectile (P).
  6. Projectile (P) selon les revendications 4 à 5, caractérisé en ce que le dispositif (1) comporte un corps (10) comprenant sur sa partie externe au moins un logement (103) pour recevoir au moins un moyen (11) de synchronisation et une partie de la voilure (2) ou de l'ailette, une chambre centrale (CC) dans laquelle sont disposés le piston (12) de pression et au moins un moyen d'orientation (17,18) et un moyen de synchronisation (14B) des voilures (2) ou ailettes, la chambre centrale (CC) étant comprise entre une chambre en amont par rapport au sens de l'écoulement aérodynamique et dite supérieure (CS) dans laquelle est disposé le moteur (M) contrôlant le déploiement et le verrou des voilures (2) et une chambre en aval par rapport au sens de l'écoulement aérodynamique et dite inférieure (CI), la chambre centrale (CC) et la chambre supérieure (CS) étant séparées par une paroi supérieure (PS), et la chambre centrale (CC) et la chambre inférieure (CI) par une paroi inférieure (PI).
  7. Projectile (P) selon la revendication 6, caractérisé en ce que la chambre centrale (CC) du corps (10) du dispositif (1) de déploiement comprend, également, au moins une colonne principale (15A), centrée sur l'axe (L) du projectile et solidaire d'au moins une des parois inférieure (PI) ou supérieure (PS), autour de laquelle est enroulé un gros ressort (16A) de compression central, au moins le même nombre N de colonnes secondaires (15B) situées en périphérie autour de la colonne principale (15A) et autour desquelles sont également enroulés de petits ressorts (16B) de compression, un disque (13) de verrou comportant au moins le même nombre N de tenons (130) et au moins une roue dentée (14A) d'activation actionnée par le moteur (M) de contrôle, la roue dentée d'activation étant liée au disque (13) de verrou de manière à lui transmettre le mouvement de rotation pour permettre le déverrouillage des voilures (2).
  8. Projectile (P) selon la revendication 5, caractérisé en ce que les moyens (121,1221) de guidage comprennent au moins un disque (121) de guidage fixé à l'arrière du corps (120) du piston (12) et au moins le même nombre N d'anneaux (1221) de guidage.
  9. Projectile (P) selon la combinaison des revendications 4 à 8, caractérisé en ce que le piston (12) de pression comprend également au moins le même nombre N de rainures (1201) venant se mettre en face des tenons (130) du disque (13) de verrou lorsque ce dernier pivote, les rainures (1201) étant aptes à recevoir lesdits tenons (130), au moins le même nombre N de butées (122) sur lesquelles sont fixées des tiges (1220), chaque tige (1220) ayant à son extrémité un anneau (1221) de guidage configuré pour recevoir une colonne secondaire (15B) de manière à ce que le petit ressort (16B) soit situé entre une portion interne du corps (10) au voisinage de la paroi inférieure (PI) et l'anneau (1221), et au moins une cavité axiale (1200) centrée sur l'axe (L) du projectile et configurée pour recevoir la colonne principale (15A) et une partie du gros ressort (16A) de compression central.
  10. Projectile (P) selon la revendication 6, caractérisé en ce que les moyens (17,18) d'orientation comprennent au moins le même nombre N de taquets (18) fendus, chaque taquet comportant une rainure (180) apte à recevoir une tige (20) solidaire d'une voilure (2) ou ailette comprenant un tenon (21) à son extrémité, et au moins le même nombre de cames (17), chaque came (17) étant solidaire d'un taquet (18).
  11. Projectile (P) selon une des revendications 6 à 10, caractérisé en ce que les moyens (14B, 11) de synchronisation du déploiement des voilures (2) comprennent la roue dentée (14B) de synchronisation disposée dans une rainure circulaire (105) coaxiale à la chambre centrale (CC), et le même nombre N de pivots (11) égal au nombre de voilures (2), chaque pivot (11) étant compris dans le logement (103) de la partie externe du corps (10) du dispositif (1) et comportant une cavité (111) apte à recevoir la tige (20) d'une voilure (2), et un pignon (110) monté à l'une de ses extrémités, ledit pignon venant s'engrener sur la roue dentée (14B) de synchronisation.
  12. Projectile (P) selon une des revendications 1 à 11, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un moyen de fixation permettant d'empêcher la rotation en continu d'au moins une voilure (2) ou ailette autour de l'axe de rotation (ZZ') de la première phase de déploiement une fois la seconde phase de déploiement engagée.
  13. Projectile (P) selon une des revendications 6 à 12, caractérisé en ce que le pivot (11) est maintenu dans le logement (103) de la surface externe du corps (10) du dispositif (1) de déploiement par une bride (102A) avant située à l'extrémité avant du pivot (11) en direction de la paroi supérieure (PS) et par une bride (102B) arrière située à l'extrémité arrière du pivot (11) comprenant au moins un pignon (110) et en direction de la paroi inférieure (PI), les brides (102A, 102B) étant pourvues de rainures à profil cylindrique coiffant le pivot (11) et guidant le mouvement de rotation dudit pivot (11).
  14. Projectile (P) selon une des revendications 6 à 13, caractérisé en ce que le logement (103) compris dans la surface externe du corps (10) du dispositif (1) de déploiement comprend un profil formant un logement secondaire (1030) en forme de V, configuré pour recevoir une partie de la voilure (2) ou ailette à l'issue de la phase déployée, ladite phase déployée consistant au positionnement d'une partie de la voilure (2) dans ledit logement secondaire (1030).
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3080912B1 (fr) 2018-05-02 2020-04-03 Nexter Munitions Projectile propulse par statoreacteur
US11255648B2 (en) * 2018-11-08 2022-02-22 Mbda Incorporated Projectile with a range extending wing assembly
SE544263C2 (en) * 2020-07-03 2022-03-22 Saab Ab A wing arrangement, a projectile, a method for deploying a wing blade, a use and a method for assembly

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3102437A (en) * 1960-11-23 1963-09-03 Gen Motors Corp Electromechanical actuator
US4664339A (en) * 1984-10-11 1987-05-12 The Boeing Company Missile appendage deployment mechanism
FR2623898B1 (fr) * 1987-11-26 1990-03-23 France Etat Armement Dispositif de deploiement d'une ailette de projectile
DE3827590A1 (de) * 1988-08-13 1990-02-22 Messerschmitt Boelkow Blohm Flugkoerper
US4869442A (en) * 1988-09-02 1989-09-26 Aerojet-General Corporation Self-deploying airfoil
US5125131A (en) * 1991-01-14 1992-06-30 Hughes Aircraft Company Hinge locking mechanism with disengage action
US5829715A (en) * 1996-04-19 1998-11-03 Lockheed Martin Vought Systems Corp. Multi-axis unfolding mechanism with rate controlled synchronized movement
SE521445C2 (sv) * 2001-03-20 2003-11-04 Bofors Defence Ab Sätt att synkronisera fenutfällningen vid en fenstabiliserad artillerigranat samt en i enlighet därmed utformad artillerigranat
US6761331B2 (en) 2002-03-19 2004-07-13 Raytheon Company Missile having deployment mechanism for stowable fins
FR2955653A1 (fr) * 2010-01-28 2011-07-29 Nexter Munitions Dispositif de deploiement simultane de gouvernes d'un projectile
US8530809B2 (en) * 2011-08-03 2013-09-10 Raytheon Company Ring gear control actuation system for air-breathing rocket motors
FR2986319B1 (fr) * 2012-01-27 2014-03-14 Tda Armements Sas Troncon de pilotage pour munition guidee
US8921749B1 (en) * 2013-07-10 2014-12-30 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Perpendicular drive mechanism for a missile control actuation system
US9545991B1 (en) * 2015-11-11 2017-01-17 Area-I Inc. Aerial vehicle with deployable components

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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