FR2711783A1 - Projectile dépourvu de mouvement de lacet. - Google Patents
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Abstract
Pour éviter l'angle de lacet se produisant dans la phase descente-rotation et les écarts latéraux du projectile (1), on prévoit à l'intérieur de ce dernier, entre le bloc de commande (4) et une tête militaire (3) des moyens qui délivrent une impulsion de rotation s'appliquant respectivement mais en sens contraire à la tête militaire (3) et l'unité de commande (4). Ces moyens sont formés de telle sorte qu'ils conviennent aussi simultanément comme moyens d'entraînement pour l'obtention de la rotation de l'unité de commande (4). Selon un exemple possible de réalisation, des gaz produits par une composition pyrotechnique s'échappent tangentiellement des tuyères de la tête militaire (3) et mettent en rotation en sens opposé une roue à aubes entourant l'unité de commande (4) et liée à cette dernière.
Description
Projectile dépourvu de mouvement de lacet L'invention concerne un
projectile pour attaquer la lutte contre un blindé par le haut, comportant une tête militaire et une unité de commande tournant pendant le vol. Dans un projectile de type proposé dans5 la demande allemande DE P 36 03 497.5, des effets gyroscopiques peuvent se produire en raison d'un bloc de commande, qui tourne pendant l'évolution en vol pour le passage de la phase de croisière & la phase de rotation et de piqué, et qui peuvent conduire à des10 perturbations intempestives de la trajectoire. Il est considéré comme désavantageux que, pour des angles de pente que l'on veut important, il se produise nécessairement des angles de lacet et écarts latéraux trop grands, o par écart latéral il faut comprendre15 la dérive du projectile par rapport à la cible. Jusqu'à maintenant, on souhaitait réduire l'angle de lacet et l'écart latéral par l'utilisation d'un angle de lacet en avance de phase, celui-ci étant formé par un angle entre un détecteur saisissant la cible et une charge20 d'impulsion. La relation entre l'angle de lacet provoqué mécaniquement et la réaction aérodynamique en résultant sous forme d'écart latéral n'est cependant pas linéaire et de ce fait est difficile à calculer. S'ajoute à cela que des conditions initiales25 différentes, comme par exemple les distances de la cible, les hauteurs de cibles, la vitesse finale, etc. sont à considérer lors de l'entrée dans la phase de rotation et de piqué, de sorte qu'en général, il n'est pas possible de réduire à un minimum, pour toutes les30 distances de cible, tous les angles de lacet et tous les écarts latéraux, en utilisant seulement un angle
de lacet en avance de phase, l'angle de lacet et les écarts latéraux ou d'empêcher leur formation.
L'obJet de l'invention est d'éviter les écarts latéraux du projectile par rapport à la cible lors de la phase finale du vol, dans la phase de rotation et de piqué, pour des conditions initiales différentes et
2 d'assurer un impact avec un angle de lacet de O degré.
Ce problème est résolu par les dispositions suivantes: pour compenser les impulsions de rotation de l'unité de commande entre cette dernière et le corps5 de la tête militaire, il est prévu de communiquer au corps une impulsion de rotation agissant de façon correspondante à l'impulsion de rotation de l'unité de commande mais en sens inverse. Des réalisations avantageuses sont apportées par les dispositions suivantes: les moyens servant à l'entraînement sont aussi utilisés comme moyens d'engendrer la rotation de 1' unité de commande; ces moyens se composent d'au moins deux tuyères, disposées symétriquement à l'opposé les unes des autres tangentiellement à la périphérie du corps, reliées à une charge propulsive à l'intérieur du corps, et d'une couronne d'aubes entourant les tuyères et déviant les gaz de sortie des tuyères et reliée à l'unité de commande. Selon une alternative, les moyens se composent d'au moins deux tuyères disposées symétriquement à l'opposé l'une de l'autre tangentiellement à l'unité de
commande qui sont soumises à des quantités égales de charge propulsive, les tuyères du corps étant tournées, par rapport aux tuyères de l'unité de commande, dans25 des directions opposées.
Selon un autre aspect de l'invention, les moyens se composent d'un ressort spiral fixé rigidement du côté interne sur 1' unité de commande et extérieurement de façon amovible sur le corps de la tête militaire, 30 1' impulsion de rotation du ressort étant délivrée par déverrouillage d'une sécurité en rotation s'effaçant sous l'action de l'accélération de départ. Selon une autre forme de réalisation, les moyens sont formés d'un filetage entre le corps et l'unité de commande, cette dernière occupant au moment du départ une position en prise avec le filetage et, pendant le vol, une position sur un passage libre d'un appendice du corps. Grâce à l'appendice des moyens prévus par 1' invention, on obtient de façon avantageuse que la résultante de l'impulsion de rotation du projectile soit égale à zéro, ce qui fait que les inconvénients dus aux effets gyroscopiques ne peuvent plus se faire sentir. En supposant que sur l'ensemble projectile-tête militaire et unité de commande il ne s'exerce aucun couple de rotation extérieur, on évite par les moyens utilisés en particulier la production d'angles de lacet et d'écarts latéraux du projectile par rapport à la10 cible. Les moyens prévus par l'invention provoquent le déclenchement d'impulsions de rotation internes agissant en direction opposée et d'égales valeurs, c'est-à-dire que la somme des impulsions de rotation
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est donc équilibrée. Ainsi, la vitesse de rotation du détecteur peut être augmentée pour une exploration en continu, de sorte que de manière particulièrement20 avantageuse, il suffit dans l'unité de commande d'un seul détecteur au lieu de plusieurs. Par ailleurs, gràce à l'invention, la vitesse angulaire d'augmentation de la pente du projectile peut être sensiblement accrue, de sorte que la cible peut être25 accrochée le plus verticalement possible. Cette forme d'accrochage n'était pas possible avec les solutions existantes Jusqu'à maintenant, en raison de 1' effet gyroscopique qui se produisait et de l'angle de lacet et de l'écart désavantageux qui en résultait.30 Les moyens selon 1' invention provoquent la rotation simultanément en sens opposés de la tête militaire et de l'unité de commande Pour la réalisation, on propose plusieurs possibilités de solutions. Pour toutes les possibilités de solutions, on utilise pour la production de l'impulsion en rotation de la tête militaire des moyens
qui sont utilisés simultanément aussi comme moyens d'entraînement pour produire la rotation de l'unité de commande.
Selon un exemple de réalisation, des gaz d'un moteur pyrotechnique de la tète militaire, sortant des
tuyères tangentiellement, déplacent aussi en rotation une roue à aubes entourant l'unité de commande et5 reliée à cette dernière.
Selon un autre exemple de réalisation, on peut appliquer l'entraînement commun par les gaz à des tuyères de sortie séparées de la tête militaire et au bloc de commande, de sorte qu'il se produise une10 rotation en sens contraire des éléments décrits ci- dessus. En raison de la haute densité d'énergie de la charge propulsive, ces solutions ne créent qu'une faible masse. Le même effet peut être aussi obtenu mécaniquement par des moyens de construction à fonctionnement plus sur, faciles à surveiller et simples, par exemple par un ressort spiral ou un filetage. L'invention est explicitée plus en détail à l'aide d'un exemple suivant de réalisation illustré par les figures. On montre: Figure 1 un projectile stabilisé par empennage comportant une tête militaire et une unité de commande tournante dans différentes phases de25 vol; Figure 2 une vue latérale en coupe d'une unité de commande et d'une tête militaire qui sont entraînés par un moteur pyrotechnique commun; Figure 3 une coupe transversale du projectile le long d'un tracé de coupe désigné par III-III sur la figure 2; Figure 4 une vue latérale en coupe d'une unité de commande et d'une tête militaire qui sont entraînées séparément par un moteur pyrotechnique;35 Figure 5 une coupe transversale à travers la tête militaire le long d'un tracé de coupe désigné par V-V sur la figure 4; Figure 6 une coupe transversale à travers l'unité de commande le long d'un tracé de coupe désigné par VI-VI sur la figure 4; Figure 7 une vue latérale en coupe d'une unité de commande et d'une tête militaire qui sont mises en rotation par un ressort spiral;5 Figure 8 une coupe transversale à travers le projectile le long d'un tracé de coupe désigné par VIII-VIII sur la figure 7; Figure 9 une vue latérale en coupe d'une unité de commande et d'une tête militaire qui sont
mises en rotation par un filetage.
La figure 1 rend visible la trajectoire des différentes phases de vol a, b, c d'un projectile 1 stabilisé par empennage, décrit dans la demande allemande publiée sous le numéro de dépôt 36 03 49715 pour l'attaque d'un blindé 2 par le haut. Ce projectile i destiné à l'attaque d'un blindé 2 après lancement depuis une arme non représentée subit une postaccélération dans la première phase de vol a, tandis que dans la phase de croisière b qui suit, une distance20 plus grande est couverte. Dans le passage à la phase c de descente-rotation, qui est amorcée par une charge explosive d'impulsion non représentée, il se produit sur ce projectile 1 les inconvénients décrits ci-dessus en raison de l'effet gyroscopique de l'unité de25 commande 4 tournant en sens inverse de la tête militaire 3. Lors d'un processus de mise en descente pour le passage de la phase de croisière b à la phase c de descente-rotation, une impulsion en rotation provoquée par la rotation de l'unité de commande agit30 sur ce projectile 1 d'une façon telle sur la stabilité de la direction du vol du projectile 1 que celui-ci doit continuer le vol avec un angle de lacet plus grand ou plus petit inévitable et en prenant un mouvement pendulaire.35 Les figures 2 & 9 se limitent seulement exclusivement à la représentation des zones importantes de ce projectile appartenant à cette invention et explicitent les différentes possibilités de solution pour éviter les mouvemements pendulaires du projectile 6 se produisant par 1' effet gyroscopique lors de l'augmentation de pente dans la phase descente-rotation c. Dans toutes les solutions possibles, pour l'équilibrage de l'impulsion de rotation de chacune des5 unités de commande 4.2, 4.4, 4. 7, 4.9 on prévoit entre cette unité et le corps 3.2, 3.4, 3.7, 3.9 de la tête militaire 3 des moyens 5.2, 5.4, 5.7, 5.9 qui délivrent une impulsion de rotation agissant cependant en sens contraire. Ces moyens 5. 2, 5. 4, 5. 7, 5. 9 conviennent à l'utilisation de la rotation nécessaire à l'impulsion de rotation additionnelle, souhaitée ici, de la tête militaire 3 en même temps que pour l'acquisition de la cible du détecteur disposé dans l'unité de commande 4. 2, 4. 4, 4. 7, 4. 9 non représenté. Les moyens 5. 2, 5. 4, 5. 7, 5.9 agissent en ce que les impulsions de rotation produites lors de la rotation de l'unité de commande 4.2, 4.4, 4.7, 4.9 par le bloc de commande L -.,,,lt..i
:._.... est égal à l'impulsion de rotation L 1.4.,:.
...::ti. agissant en sens contraire. L'impulsion de rotation résultante L du projectile 1 est en outre égale à zéro et répond à l'équation suivante: L = c r X e - (0 <ô-, X 8 C F O o M a, représente la vitesse angulaire de l'unité de commande, 0..: représente la vitesse angulaire du corps de la tête de projectile, e v représente le moment d'inertie de l'unité de commande, et 8 (S. représente le moment d'inertie du corps de la tête..DTD: de projectile.
Ainsi, du fait que le moment d' inertie E <B. est plusieurs fois multiple du moment d'inertie 8 r les vitesses angulaires du corps de la tête de projectile 7 plus faibles <. permettent cependant des vitesses angulaires très élevées de l'unité de commande et permettent d'obtenir une très grande vitesse de rotation y selon la formule i,. = 2 x n x y Grâce aux différents systèmes d'entraînement, l'unité de commande peut pour l'acquisition de la cible
être accélérée par exemple à environ 60 tours par seconde.
Les figures 1 et 2 montrent dans un premier exemple de réalisation que les moyens 5.2 se composent d'au moins deux tuyères 7 placées opposées symétriquement l'une par rapport à l'autre, tangentiellement à la périphérie du corps 3.2, reliées à une charge propulsive à l'intérieur du corps 3.2, et d'une couronne d'aubes 8 entourant les tuyères 7 et déviant ainsi la sortie des gaz des tuyères. Par la20 déviation des gaz propulseurs sortant des tuyères 7 grâce aux aubes 9 de la couronne d'aubes 8 appartenant à l'unité de commande 4.2, on obtient par exemple un sens de rotation 18 du corps 3.2 dans le sens des aiguilles d'une montre, et un sens de rotation 19 de25 l'unité de commande 4.2 dans le sens inverse des aiguilles d'une montre. A l'intérieur du corps 3.2 au
moins deux tuyères 7 peuvent être disposées de façon régulièrement répartie à la périphérie; ces tuyères sont reliées par des conduites 20.2 à la charge30 propulsive 6 d'un petit moteur fusée initiée dans la phase de vol a.
Les figures 4 à 6 montrent que les moyens 5.4 peuvent être constitués chacun d'au moins deux tuyères , 11 placées tangentiellement opposées symétriquement l'une à l'autre sur le corps 3.4 et le bloc de commande 4.4. Les tuyères 10, 11 sont en outre soumises ensemble par des conduites 20.4 à une charge propulsive unique 6.4 ou simultanément à des charges propulsives séparées non représentées d'une quantité de charge égale, les 8 tuyères 10 du corps 3.4 allant en s'évasant en sens
inverse des tuyères 11 du bloc de commande 4.4, de sorte qu'ici l'unité de commande 4.4 puisse tourner dans le sens des aiguilles d'une montre, et le corps5 3.4 dans le sens inverse.
L'exemple de réalisation représenté sur les figures 7 et 8 montre que les moyens 5.7 se composent d'un ressort spiral 12 fixé rigidement sur le côté intérieur sur l'unité de commande 4.7 et de façon10 amovible sur le côté extérieur sur le corps 3.7 de la tête militaire 3. L'impulsion de rotation du ressort est ici libérée après déverrouillage d'une sécurité en rotation 17 devenant inopérante lors de l'accélération initiale. Cette sécurité se compose d'une goupille 2115 chargée par un ressort qui en raison de son inertie gyroscopique pendant la phase de départ est comprimée à
l'intérieur d'un alésage 22 du corps 3.7 et supprime ainsi la position de blocage de l'unité de commande 4.7.
Un autre exemple de réalisation se déduit de la figure 9, o les moyens 5.9 sont formés d'un filetage 13 placé entre le corps 3.9 et le bloc de commande 4.9. En outre, l'unité de commande 4.9 prend au départ du projectile 1 une position d'engagement 16 dans le pas25 de vis 13 et au cours du vol, une position sur un passage libre d'un appendice 14 du corps 3.9. Les rotations du corps 3.9 dans le sens des aiguilles d'une montre et de l'unité de commande 4.9 en sens inverse sont obtenues au départ dans la phase d'accélération du30 projectile 1, de sorte que l'unité de commande 4.9 placée à une distance 1 en avant du corps 3.9 se déplace sous l'action de son inertie dans le guidage du filetage 13 sur le corps de la tête militaire 3.9. Le pas du filetage 13 est choisi de telle façon que soit35 possible un guidage longitudinal à faible frottement de l'unité de commande 4.9, à partir du profil du filetage de l'appendice 14, de sorte que celle-ci puisse tourner librement sur le passage libre 15. Dans toutes les variantes de réalisation 9 représentées, une perte de l'impulsion de rotation de
la tête militaire 3 possible d'un seul côté en raison des ailettes 24 déployées pendant le vol (figure 1) peut être à nouveau compensée par une inclinaison5 correspondante des ailettes 24 (figure 1).
Claims (6)
1. Projectile (1) pour la lutte contre un blindé (2) par le haut, comportant une tête militaire (3) et une unité de commande (4) tournant pendant le vol, caractérisé en ce que pour compenser l'impulsion de rotation de l'unité de commande (4.2, 4.4, 4.7, 4.9) entre l'unité de commande et le corps (3.2, 3.4, 3.7, 3.9) de la tête militaire (3), on prévoit des moyens (5.2, 5. 4, 5.7, 5.9) qui délivrent une impulsion de rotation au corps (3.2, 3. 4, 3.7, 3.9) mais agissant cependant en sens inverse de façon correspondante de l'impulsion de rotation de l'unité de commande (4. 2,
4. 4, 4. 7, 4. 9).
2. Projectile selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens (5. 2, 5. 4, 5. 7, 5. 9) constituent aussi des moyens d'entraînement pour la mise en rotation de l'unité de commande (4.2, 4.4, 4.7,
4. 9).
3. Projectile selon la revendication 1 et la revendication 2, caractérisé en ce que les moyens (5. 2) se composent d'au moins deux tuyères (7) reliées à l'intérieur du corps (3.2) à une charge propulsive (6)
et placées tangentiellement sur la périphérie du corps de façon symétriquement opposées l'une à l'autre, et d'une couronne d'aubes (8), entourant les tuyères (7)25 et déviant les gaz de sortie de ces dernières, et reliée à l'unité de commande (4.2).
4. Projectile selon la revendication 1 et la revendication 2, caractérisé en ce que les moyens (5. 4) se composent d'au moins deux tuyères (10, 11) placées30 symétriquement en opposition l'une par rapport à l'autre, tangentiellement respectivement sur le corps (3. 4) et sur l'unité de commande (4. 4), qui sont soumises à des quantités de charge propulsive égales,
les tuyères (10) du corps (3.4) étant tournées par35 rapport aux tuyères (11) de l'unité de commande (4.4).
5. Projectile selon la revendication 1 et la revendication 2, caractérisé en ce que les moyens (5.7) 11 se composent d'un ressort spiral (12> fixé rigidement sur le côté intérieur de l'unité de commande (4.7) et de façon amovible sur le côté extérieur du corps (3.7) de la tête militaire (3>, l'impulsion de rotation du5 ressort étant libérée après déverrouillage d'une sécurité en rotation (17) s'effaçant sous l'action de l'accélération de départ.
6. Projectile selon la revendication 1 et la revendication 2, caractérisé en ce que les moyens (5.9) sont formés par un filetage (13> placé entre le corps (3) et l'unité de commande (4), cette dernière occupant au moment du départ une position en prise (16) avec le filetage (13) et pendant le vol une position sur un
passage libre (15) d'un appendice (14) du corps (3.9).
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| EP0081421A1 (fr) * | 1981-12-09 | 1983-06-15 | Thomson-Brandt Armements | Méthode de guidage terminal et missile guidé opérant selon cette méthode |
| WO1988004400A1 (fr) * | 1986-12-08 | 1988-06-16 | Bernard Baudrous | Guidage par infra-rouge simplifie pour tout projectile |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
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| CA1339565C (fr) | 1997-12-02 |
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| DE3826615A1 (de) | 1995-03-16 |
| GB8910031D0 (en) | 1995-11-08 |
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