FR2657157A1 - Dispositif de correction de courbure d'un trajectoire d'une munition perforante pour des cibles a haute resistance mecanique. - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne une trajectoire d'une munition perforante pour des cibles à haute résistance mécanique et plus particulièrement un dispositif de correction de courbure de la trajectoire d'une telle munition. Une munition perforante larguée à très basse altitude pour éviter les destructions par des systèmes de défense sol-air, possède un système de freinage constitué d'un parachute (24) pour donner au vecteur vitesse de la munition une position aussi proche que possible de la verticale permettant ainsi d'augmenter l'efficacité de la munition à l'impact. Pour améliorer le positionnement du vecteur vitesse de la munition par rapport à la verticale, la munition comporte un dispositif de correction de courbure comprenant un rétropropulseur (13) solidaire d'une partie arrière (2) de la munition et positionné de façon annulaire autour d'une partie avant (1) de la munition, de manière à diminuer la courbure de la munition pour augmenter l'efficacité de la dite munition.
Description
DISPOSITIF DE CORRECTION DE COURBURES D'UNE TR1bJECEOIRE D'UNE MUNITION PERFORANTE POUR DES CIBLES A HAUTE RESISTANCE MECANIQUE
L'invention concerne une trajectoire d'une munition perforante pour des cibles à haute résistance mécanique et plus particulièrement un dispositif de correction de courbure de la trajectoire d'une telle munition.
L'invention concerne une trajectoire d'une munition perforante pour des cibles à haute résistance mécanique et plus particulièrement un dispositif de correction de courbure de la trajectoire d'une telle munition.
Les munitions perforantes pour, par exemple, des pistes en béton sont généralement placées à l'intérieur d'un véhicule aérien appelé cargo qui doit survoler l'objectif à très faible altitude et à très grande vitesse. En effet, pour éviter les risques de destruction du véhicule aérien par des défenses sol-air adverses, le véhicule aérien a une altitude de l'ordre de 75 m et une vitesse de l'ordre de 300 m/s. Le véhicule aérien éjecte, à un moment déterminé pour atteindre l'objectif désiré, les différentes munitions avec une grande vitesse horizontale et dans une attitude horizontale parallèle au plan contenant la cible comme représenté sur la figure 1.Chacune des munitions
M, en fin de trajectoire, doit avoir, à l'impact I, un vecteur vitesse aussi proche que possible de la verticale > pour faciliter la pénétration complète de la munition dans la cible avant l'explosion finale. La munition possède donc une courbure définie comme étant l'angle du vecteur vitesse par rapport à la cible avec la verticale de la cible placée à lthorizontale. Pour cela, chacune des munitions a une phase de freinage F et une phase d'accélération A permettant de donner respectivement à la munition une orientation et une vitesse nécessaire au fonctionnement d'une munition perforante pour la détérioration d'une piste en béton. La phase d'accélération de la munition doit être déclenchée à une altitude suffisante Z pour que la fin de la propulsion intervienne avant l'impact.Sachant que cette altitude est déterminée en fonction d'une longueur 1 de la trajectoire propulsée définie par
v
1= V + o
2 . T . cos i où - VO : vitesse de la munition en fin de freinage ; - V : vitesse de la munition en fin de propulsion ; - T : temps de combustion d'un propulseur - i : angle d'incidence qui est l'angle du vecteur vitesse
par rapport à la cible avec la verticale de la cible
placé à l'horizontal et que des paramètres sont déterminés de manière à avoir, par exemple, une vitesse d'impact V = 350 m/s et un temps de combustion qu'on ne sait pas rendre inférieur à 0 > 2 s, dans l'état actuel de la technique, la longueur de la trajectoire propulsée sera d'environ 35 m c'est-à-dire qu'il faut allumer la propulsion à une altitude d'au moins Z = 40 m.D'autre part, la munition doit avoir en fin de la phase de freinage F, une attitude proche de la verticale, par exemple une incidence i=150, après une chute balistique égale à la différence entre l'attitude de largage et celle de l'allumage de la propulsion c'est-à-dire, dans les conditions choisies précédemment, l'altitude de largage étant de 75 m, on ne dispose que de 35 m pour obtenir l'attitude souhaitée. Pour obtenir ce résultat, il faut utiliser un système de freinage, par exemple, un parachute positionné à l'arrière de la munition dont les dimensions et la robustesse seraient incompatibles avec l'espace disponible.
M, en fin de trajectoire, doit avoir, à l'impact I, un vecteur vitesse aussi proche que possible de la verticale > pour faciliter la pénétration complète de la munition dans la cible avant l'explosion finale. La munition possède donc une courbure définie comme étant l'angle du vecteur vitesse par rapport à la cible avec la verticale de la cible placée à lthorizontale. Pour cela, chacune des munitions a une phase de freinage F et une phase d'accélération A permettant de donner respectivement à la munition une orientation et une vitesse nécessaire au fonctionnement d'une munition perforante pour la détérioration d'une piste en béton. La phase d'accélération de la munition doit être déclenchée à une altitude suffisante Z pour que la fin de la propulsion intervienne avant l'impact.Sachant que cette altitude est déterminée en fonction d'une longueur 1 de la trajectoire propulsée définie par
v
1= V + o
2 . T . cos i où - VO : vitesse de la munition en fin de freinage ; - V : vitesse de la munition en fin de propulsion ; - T : temps de combustion d'un propulseur - i : angle d'incidence qui est l'angle du vecteur vitesse
par rapport à la cible avec la verticale de la cible
placé à l'horizontal et que des paramètres sont déterminés de manière à avoir, par exemple, une vitesse d'impact V = 350 m/s et un temps de combustion qu'on ne sait pas rendre inférieur à 0 > 2 s, dans l'état actuel de la technique, la longueur de la trajectoire propulsée sera d'environ 35 m c'est-à-dire qu'il faut allumer la propulsion à une altitude d'au moins Z = 40 m.D'autre part, la munition doit avoir en fin de la phase de freinage F, une attitude proche de la verticale, par exemple une incidence i=150, après une chute balistique égale à la différence entre l'attitude de largage et celle de l'allumage de la propulsion c'est-à-dire, dans les conditions choisies précédemment, l'altitude de largage étant de 75 m, on ne dispose que de 35 m pour obtenir l'attitude souhaitée. Pour obtenir ce résultat, il faut utiliser un système de freinage, par exemple, un parachute positionné à l'arrière de la munition dont les dimensions et la robustesse seraient incompatibles avec l'espace disponible.
Le but de l'invention est de remédier aux inconvénients précités en proposant une solution permettant d'utiliser un système de freinage avec des dimensions acceptables.
L'invention a pour objet un dispositif de correction de courbure de trajectoire pour une munition lancée d'un véhicule aérien avec une vitesse et une attitude horizontales et destinée à attaquer une cible à développement horizontal, la munition comportant un système de freinage positionné à l'arrière de la munition, ledit système de freinage étant équipé d'un parachute qui, lorsqu'il est déployé, donne à la munition une première courbure aussi proche que possible de la verticale, dispositif caractérisé en ce qu'il comporte un moyen de rétropropulsion positionné sur la munition de manière à diminuer la première courbure de la munition obtenue grâce au parachute, pour augmenter l'efficacité de ladite munition.
L'invention sera mieux comprise à l'aide d'autres explications résultant de la description suivante, donnée à titre d'exemple non limitatif et illustrée par les figures annexées parmi lesquelles - la figure l représente une courbure de la trajectoire selon l'art antérieur - la figure 2 représente un schéma d'un mode de réalisation d'une munition perforante équipée du dispositif de correction de courbure de trajectoire selon l'invention; - la figure 3 représente une comparaison de courbure de trajectoire pour une munition perforante équipée ou non du dispositif selon l'invention.
Sur ces différences figures, les mêmes références se rapportent aux mêmes éléments.
La figure 2 représente un premier mode de réalisation de la munition équipée du dispositif selon l'invention.
Cette munition comporte deux parties : une partie avant 1 destinée à détériorer une surface à haute résistance mécanique, par exemple une piste en béton, soit en y pénétrant de préférence sur toute sa longueur, soit en la traversant et en explosant en dessous, et, une partie arrière 2 qui peut être, ou non, de diamètre supérieur à celui de la partie avant 1 et destinée à assurer un ensemble de fonctions balistiques de la munition.
La partie avant 1 est, par exemple, de forme cylindrique. Elle est constituée par une enveloppe 3, par exemple en acier, qui se termine à l'avant par une ogive 4, par exemple conique, et contient une charge explosive 5. D'autres éléments peuvent constituer la partie avant l, par exemple un lest permettant respectivement d'améliorer le pouvoir de pénétration de la munition et de déplacer le centre de gravité de la munition ou une fusée d'amorçage permettant de déclencher l'explosion de la charge et pouvant être prolongée par un canal d'amorçage ; ces éléments ne sont pas représentés sur la figure 1 et n'empêchent pas le fonctionnement du dispositif selon l'invention. La partie avant l de la munition se prolonge, dans l'exemple de réalisation, à l'intérieur de la partie arrière 2 qui la recouvre ainsi de façon annulaire.
Un système de fixation 6 maintient la partie arrière 2 sur la partie avant 1 de sorte que la partie arrière 2 ne s'oppose pas à la pénétration de la partie avant 1 dans la piste en béton. La partie arrière 2 comporte > entre autre, un propulseur 7 dont une partie peut s'engager dans l'espace annulaire compris entre la partie avant 1 et la partie arrière 2, un empennage constitué d'ailettes 8 fixées par exemple sur le pourtour d'une tuyère 9 positionnée à l'arrière du propulseur 7 et un système de freinage comportant, par exemple, un caisson 10 à l'intérieur duquel est placé un parachute 11 et fixé à la tuyère 9 du propulseur 7, par exemple, par un système de fixation mécanique déverrouiUable 12.
Après le largage de la munition d'un véhicule aérien contenant plusieurs de ces munitions, la munition suit une trajectoire similaire à la trajectoire représentée à la figure 1. Cependant, compte tenu de la dimension du véhicule aérien contenant les munitions, le caisson 10 du système de freinage a, par exemple, une section carrée pour faciliter le rangement des munitions dans le véhicule aérien. De cette façon le caisson 10 de dimensions supérieures à un caisson de section circulaire généralement utilisé, permet au parachute il contenu à l'intérieur du caisson 10 d'avoir des dimensions supérieures. Ce parachute il permet d'obtenir, par exemple, une incidence de l'ordre de 300.Cette incidence étant trop élevée, il suffit de faire fonctionner au cours de la trajectoire de la munition un dispositif de correction de courbure de trajectoire selon l'invention comportant un moyen de rétropropulsion, par exemple, un rétropropulseur 13 solidaire de la partie arrière 2 de la munition. Le rétropropulseur 13 est positionné, par exemple, à l'avant de la partie avant 2 de la munition recouvrant la partie avant 1 de ladite munition, dans l'espace annulaire compris entre les deux parties avant 1 et arrière 2 et contenant d'autres éléments contenus dans la partie arrière 2.
Le rétropropulseur 13 est muni, par exemple, de tuyères 14 par lesquelles s'éjectent les gaz issus de la combustion à l'intérieur du propulseur 13. Ces tuyères 14 sont positionnées, par exemple, de façon symétrique par rapport à un axe longitudinal XX' de la munition pour fournir une poussée parallèle à l'axe XX'de la munition. Ce rétropropulseur 13 possède des caractéristiques qu'il est indispensable de définir pour cette application. En effet, certains éléments du propulseur, comme, par exemple, une poussée trop importante, un temps de combustion trop important et un moment d'allumage mal défini, peuvent perturber la trajectoire et/ou diminuer ou même annuler l'effet de correction de courbure de la munition, et donc ainsi, diminuer les performances de la munition.Pour déterminer ces éléments, il suffit de connaître le principe suivant des relations connues
V = g cos p
. R
ds
.R= dp
. dz = ds sin p où
V : vitesse de la munition
R : rayon de courbure de la trajectoire
g : accélération de la pesanteur
p : pente de la vitesse
s : abscisse curviligne
z: altitude on déduit une fonction F donnant la relation entre la variation de pente rapportée à la variation d'altitude et la vitesse et qui est
F - md ~ p
dz V2 tg p cette relation nous permet de dire qu'une diminution imposée au module de la vitesse de la munition se traduit par une augmentation de l'inclinaison du vecteur vitesse de la munition c'est-à-dire une diminution de l'incidence à l'impact ; cette diminution de la vitesse ne doit pas être trop importante pour ne pas altérer l'efficacité du parachute.
V = g cos p
. R
ds
.R= dp
. dz = ds sin p où
V : vitesse de la munition
R : rayon de courbure de la trajectoire
g : accélération de la pesanteur
p : pente de la vitesse
s : abscisse curviligne
z: altitude on déduit une fonction F donnant la relation entre la variation de pente rapportée à la variation d'altitude et la vitesse et qui est
F - md ~ p
dz V2 tg p cette relation nous permet de dire qu'une diminution imposée au module de la vitesse de la munition se traduit par une augmentation de l'inclinaison du vecteur vitesse de la munition c'est-à-dire une diminution de l'incidence à l'impact ; cette diminution de la vitesse ne doit pas être trop importante pour ne pas altérer l'efficacité du parachute.
D'autre part, pour éviter une oscillation de tangage d'amplitude trop importante causée par une rotation trop rapide de la munition et entraînant une atteinte de l'objectif par la munition avec une obliquité trop grande correspondant à l'angle fait entre un axe longitudinal de la munition XX' et le vecteur vitesse de la munition, la poussée donnée par le rétropulseur est étalée sur un temps relativement long avec une date d'allumage plus précoce.
La figure 3 représente la comparaison entre la trajectoire d'une munition sans rétropropulsion SR et la trajectoire d'une munition avec rétropropulsion R. La pente p1 de la trajectoire à une altitude z = 40 m est par exemple de l'ordre de 600 (i1 = 300) quand il n'y a pas rétropropulsion et peut descendre en dessous de 300 (i2 = 150) quand il y a rétropropulsion.
Le dispositif selon l'invention s'applique à des munitions perforantes pour des cibles à hautes résistances mécaniques mais il s'applique à toutes les munitions ayant un impact presque vertical et dont une incidence minimale est difficile à obtenir par la seule utilisation d'un parachute.
Claims (7)
1. Dispositif de correction de courbure de trajectoire pour une munition lancée d'un véhicule aérien avec une vitesse et une attitude horizontales et destinée à attaquer une cible à développement horizontal, la munition comportant un système de freinage positionné à l'arrière de la munition, ledit système de freinage étant équipé d'un parachute (11), qui lorsqu'il est déployé, donne à la munition une première courbure aussi proche que possible de la verticale, dispositif caractérisé en ce qu'il comporte un moyen de rétropropulsion (13) positionné sur la munition de manière à diminuer la première courbure de la munition obtenue grâce au parachute, pour augmenter l'efficacité de ladite munition.
2. Dispositif de correction de courbure de trajectoire selon la revendication 1, caractérisé en ce que le moyen de rétropropulsion est un rétropropulseur (13) solidaire d'une partie de la munition.
3. Dispositif de correction de courbure de trajectoire selon la revendication 2, caractérisé en ce que le rétropropulseur (13) est positionné de façon annulaire autour d'une partie avant (1) de la munition.
4. Dispositif de correction de courbure de trajectoire selon la revendication 2, caractérisé en ce que le rétropropulseur (13) possède des tuyères (14) positionnées de façon symétrique par rapport à un axe longitudinal XX' de la munition et fournissant une poussée parallèle à cet axe XX'.
5. Dispositif de correction de courbure de trajectoire selon la revendication 1, caractérisé en ce que le système de freinage comporte un caisson (10) de section carrée pour contenir le parachute (11) donnant la première incidence de la munition.
6. Dispositif de correction de courbure de trajectoire selon la revendication 1, caractérisé en ce que le système de freinage est relié à une tuyère (9) d'un propulseur (7) de la munition par un système de fixation déverrouillable (12).
7. Dispositif de correction de courbure de trajectoire selon la revendication 3, caractérisé en ce que la partie avant (1) est recouverte au moins partiellement de façon annulaire par la partie arrière (2).
Priority Applications (6)
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| EP91400072A EP0438343B1 (fr) | 1990-01-16 | 1991-01-15 | Munition perforante pour des cibles à haute résistance mécanique |
| DE69129815T DE69129815T2 (de) | 1990-01-16 | 1991-01-15 | Penetratormunition für Ziele mit hohem mechanischem Widerstand |
| AT91400072T ATE168768T1 (de) | 1990-01-16 | 1991-01-15 | Penetratormunition für ziele mit hohem mechanischem widerstand |
| ES91400072T ES2118744T3 (es) | 1990-01-16 | 1991-01-15 | Municion perforadora para objetivos o blancos de alta resistencia mecanica. |
| US07/761,878 US5189248A (en) | 1990-01-16 | 1991-09-16 | Perforating munition for targets of high mechanical strength |
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| EP1266825A1 (fr) * | 2001-06-15 | 2002-12-18 | Sagem S.A. | Procédé de séparation d'une arme aéroportée propulsée par rapport à un porteur |
| FR2826109A1 (fr) * | 2001-06-15 | 2002-12-20 | Sagem | Procede de separation d'une arme aeroportee propulsee par rapport a un porteur |
| US20120181373A1 (en) * | 2010-09-13 | 2012-07-19 | Raytheon Company | Projectile and method that include speed adjusting guidance and propulsion systems |
| US8729443B2 (en) * | 2010-09-13 | 2014-05-20 | Raytheon Company | Projectile and method that include speed adjusting guidance and propulsion systems |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2657157B1 (fr) | 1994-05-27 |
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