FR2750488A1

FR2750488A1 - Missile destine a combattre des cibles mobiles

Info

Publication number: FR2750488A1
Application number: FR9706611A
Authority: FR
Inventors: Matthias Grosse
Original assignee: Buck Chemisch Technische Werke GmbH and Co
Current assignee: Buck Chemisch Technische Werke GmbH and Co
Priority date: 1996-06-28
Filing date: 1997-05-29
Publication date: 1998-01-02
Anticipated expiration: 2017-05-29
Also published as: US5931414A; FR2750488B1; GB2314612B; DE19626075C1; GB2314612A; GB9710573D0

Abstract

Missile, notamment destiné à combattre des cibles mobiles, comportant plusieurs réacteurs qui sont disposés les uns derrière les autres le long de l'axe longitudinal du missile. Selon l'invention, on prévoit qu'au moins deux réacteurs (3, 5) disposés l'un derrière l'autre puissent fonctionner simultanément, et que le missile comporte un dispositif de commande de l'allumage qui est agencé pour allumer ces réacteurs, au choix, simultanément ou successivement.

Description

MISSILE DESTINE A COMBATTRE DES CIBLES MOBILES

L'invention concerne un missile, destiné notamment à combattre des cibles mobiles telles que des avions, des hélicoptères ou analogues, le long de l'axe longitudinal duquel plusieurs réacteurs sont disposés les uns derrière les autres, ainsi qu'un procédé destiné à la régulation de la poussée d'un tel missile. Un missile du type précité est connu par DE 27 36 547 Cl.10 Des missiles sont connus pour combattre des avions, des hélicoptères ou analogues selon le procédé de tir

direct (procédé LOS), qui, avec une courte impulsion de poussée d'une durée de l'ordre de 2,5 secondes, accélèrent à une vitesse maximale pouvant aller jusqu'à15 Mach 2,5.

Dans le cas du procédé LOS, il existe déjà un contact visuel avec la cible lors du lancement. Lorsqu'il à déjà commuté sur la cible au moment du décollage, un missile approprié vole sur une trajectoire de vol qui, dans le cas le plus simple, peut être décrite par la loi de guidage de la navigation proportionnelle. Pour combattre des cibles volantes en procédé NLOS, à savoir des cibles volantes avec lesquelles il n'existe pas de liaison visuelle, par exemple des hélicoptères qui se25 trouvent à l'abri, des missiles équipés d'une tête chercheuse sont connus qui, à la recherche de cibles, explorent une zone de recherche avec leur tête chercheuse et qui, après la détection de la cible, dévient leur cap en direction de la cible. La trajectoire typique d'un tel30 missile consiste en une phase de décollage au cours de laquelle le missile monte à l'altitude de recherche suivant une trajectoire relativement raide, une phase de recherche au cours de laquelle le missile vole le long d'une trajectoire relativement plate, et au cours de35 laquelle la tête chercheuse explore la zone de recherche 2 afin de détecter d'éventuelles cibles, et d'une phase d'approche finale au cours de laquelle une cible est détectée et au cours de laquelle le missile s'approche de la cible détectée, qui se situe en règle générale5 nettement au-dessous de l'altitude de recherche. La vitesse du traitement d'image de la tête chercheuse constitue une limite pour la vitesse du missile pendant la phase de recherche, qui peut par exemple se situer dans la plage de Mach 1,0 à Mach 1,2. Lors du combat10 d'une cible dans le domaine proche (à une distance de l'ordre de 1.000 m à 1. 500 m du lieu de lancement), le missile doit en outre voler suivant un rayon de trajectoire relativement serré pour pouvoir passer de la phase de recherche à la phase d'approche finale. Si la15 vitesse du missile est trop élevée, ce rayon ne peut plus

être suivi. Il en résulte une limite supplémentaire pour la vitesse pendant la phase de recherche.

Les missiles qui sont prévus pour être utilisés en procédé LOS ont un profil de vitesse défavorable pour l'utilisation en procédé NLOS, car dans le domaine proche, leur vitesse est trop élevée pour le rayon de trajectoire serré qui est nécessaire lors de la transition en vol d'approche de la cible, et dans le domaine lointain (à des distances de l'ordre de 6.000 m25 ou plus du lieu de lancement) la capacité d'accélération transversale est trop faible en raison de la perte de vitesse. A l'inverse, les missiles connus pour le procédé NLOS ne peuvent pas atteindre les vitesses élevées nécessaires au procédé LOS immédiatement après le30 décollage, car ils sont conçus pour une accélération à une vitesse relativement faible dans la phase de recherche. Une fusée comportant plusieurs étages de réacteurs disposés les uns derrière les autres, qui sont

successivement mis à feu, est connue par DE 27 36 547 Cl.

Dans ce cas, la vitesse après la phase de décollage est cependant définie par la force de poussée du premier réacteur, si bien que l'inconvénient subsiste que cette vitesse est, soit trop faible pour l'utilisation en procédé LOS, soit trop élevée pour combattre des cibles dans le domaine proche selon le procédé NLOS. L'objectif de l'invention consiste à proposer un missile du type mentionné en introduction qui est approprié, non seulement pour combattre des cibles selon10 le procédé LOS, mais aussi pour combattre des cibles dans le domaine proche selon le procédé NLOS, ainsi qu'à mettre à disposition des procédés de régulation de la poussée correspondants. Pour atteindre cet objectif, on prévoit selon l'invention qu'au moins deux réacteurs puissent fonctionner simultanément dans le cas d'un missile du

type mentionné en introduction, et que le missile comporte un dispositif de commande de l'allumage qui peut, au choix, allumer ces deux réacteurs simultanément20 ou successivement.

Selon l'invention, le profil de poussée peut être varié aussi bien en ce qui concerne la force de poussée qu'en ce qui concerne le déroulement dans le temps de la poussée. Il devient de ce fait possible d'utiliser le25 même missile aussi bien en procédé LOS qu'en procédé NLOS. Avant le lancement, une information précisant que le missile est utilisé en procédé LOS ou en procédé NLOS est entrée dans le dispositif de commande de l'allumage. Si le procédé LOS est choisi, le dispositif de commande30 de l'allumage allume les réacteurs simultanément, ou successivement avec un bref décalage dans le temps. Si le procédé NLOS est choisi, le dispositif de commande de l'allumage allume le deuxième réacteur selon un programme d'allumage mémorisé, par exemple lors de la détection35 d'une cible ou après un temps prédéterminé. Plusieurs 4 programmes d'allumage de ce genre peuvent être mémorisés dans le dispositif de commande de l'allumage, lesquels sont adaptés à différents modes d'utilisation et types de cibles. Le programme d'allumage relevant de l'utilisation 5 concernée est choisi avant le lancement ou défini automatiquement par le missile en fonction des informations fournies par la tête chercheuse. Pour l'utilisation en procédé NLOS destiné à combattre des cibles dans le domaine proche, il n'est par exemple pas10 impérativement nécessaire d'allumer un autre réacteur si une vitesse suffisante est assurée lors de la détection de la cible. Une accélération supplémentaire dans la phase d'approche finale par un autre réacteur est toutefois avantageuse pour l'amélioration de l'effet sur15 la cible. S'il n'est pas détecté de cible, la zone de recherche peut être étendue par l'allumage d'un réacteur

supplémentaire pendant la phase de recherche. L'invention peut prévoir que l'intervalle de temps entre l'allumage de deux réacteurs soit variable.

Il peut par ailleurs être prévu que le missile comporte une tête chercheuse pour détecter d'éventuelles cibles dans un domaine cible, et que le dispositif de commande de l'allumage soit agencé afin d'allumer un premier réacteur dans une phase de décollage afin25 d'amener le missile à une altitude de recherche prédéterminée, et afin d'allumer au moins un deuxième réacteur après que la tête chercheuse a eu détecté une cible. L'invention propose également que le dispositif de commande de l'allumage soit agencé afin d'allumer un réacteur après que le missile se fut positionné dans son vol d'approche sur la ligne visuelle menant vers la cible, notamment afin d'atteindre également en utilisation NLOS rapidement des cibles situées35 latéralement en marge de la zone de recherche, et afin d'améliorer l'effet sur la cible. Il peut également être prévu que le missile comporte une tête chercheuse pour détecter d'éventuelles cibles dans un domaine cible, et que le dispositif de commande5 de l'allumage soit agencé afin d'allumer un réacteur après un laps de temps prédéterminé après le lancement, si la tête chercheuse n'a pas détecté de cible pendant ce laps de temps. On prévoit par ailleurs que le missile comporte un système de régulation du gouvernail servant de module central, avec des surfaces de sustentation escamotables

ou repliables, un premier réacteur étant disposé en direction longitudinale en amont du module central, et un deuxième réacteur étant disposé en direction15 longitudinale en aval du module central.

Il peut en l'occurrence être prévu que le dispositif de commande de l'allumage soit monté dans le module central. Si ces réacteurs ne sont pas allumés simultanément, l'invention peut prévoir que le dispositif de commande de l'allumage allume le réacteur situé en amont du module central avant le réacteur situé en aval du module. Il peut par ailleurs être prévu que le dispositif de commande de l'allumage comporte un dispositif de

programmation avec une interface destinée à l'entrée d'informations relatives à l'allumage des réacteurs.

L'invention propose également qu'un réacteur au moins soit un réacteur de fusée à propergol solide.

Il peut être prévu qu'au moins un réacteur puisse

être allumé à plusieurs reprises.

L'invention prévoit en outre un procédé de régulation de la poussée d'un missile destiné à combattre des cibles mobiles, comportant une tête chercheuse de localisation de cibles, qui comprend les phases35 suivantes: génération d'une impulsion de poussée pour atteindre une altitude de recherche prédéterminée et une vitesse de recherche prédéterminée, génération d'une autre impulsion de poussée après que le missile a atteint

l'altitude de recherche.

Il peut en l'occurrence être prévu que l'autre impulsion de poussée soit générée après que la tête

chercheuse a eu détecté une cible.

On prévoit d'autre part qu'une impulsion de poussée soit générée après que le missile se fut positionné sur

la ligne visuelle menant vers la cible.

On prévoit en outre que, s'il n'a pas été détecté de cible, une impulsion de poussée soit générée à l'issue d'un laps de temps prédéterminé après le lancement. D'autres caractéristiques et avantages de

l'invention ressortiront plus clairement à la lecture de la description ci-après, faite en référence aux dessins

annexés, dans lesquels: la figure 1 est une coupe transversale d'un missile selon l'invention, et la figure 2 représente les trajectoires de vol lors du tir proche selon le procédé NLOS d'un missile selon l'invention, et d'un missile LOS correspondant à

l'état de la technique.

La figure 1 représente un exemple d'un missile selon l'invention. Dans le cas de ce missile une tête chercheuse 1, une tête de combat 2, un premier réacteur 3, un module central 4 comportant un système de régulation du gouvernail, un deuxième réacteur 5 et un

réacteur de lancement 6 sont disposés en direction axiale les uns derrière les autres.

La tête chercheuse 1 est munie d'un dispositif de détection et de traitement d'images qui est adapté à la cible à combattre. Pour combattre des avions ou des35 hélicoptères, la tête chercheuse peut être équipée d'une 7 optique d'exploration à IR et d'un détecteur matriciel à

IR, ainsi que d'un dispositif de traitement d'images associé tel que celui décrit dans DE 37 33 681 CI, auquel il est renvoyé en ce qui concerne les détails d'une telle5 tête chercheuse.

Le premier réacteur 3 est un réacteur de fusée à propergol solide et comporte plusieurs tuyères de propulsion 32 (par exemple quatre), qui sont orientées suivant en angle aigu par rapport à l'axe longitudinal du10 missile. En raison de l'orientation de ces tuyères, le réacteur 3 peut fonctionner sans endommager les parties situées en aval, ce qui autorise l'allumage simultané du réacteur 3 et du réacteur 6. Sur la face extérieure du module central 4, on prévoit plusieurs surfaces de sustentation 42 escamotables ou repliables (par exemple quatre) destinées à générer la portance, qui sont sorties après le lancement. Les composants électroniques destinés à l'alimentation en énergie et au guidage du missile par20 l'intermédiaire du système de régulation du gouvernail et du système de commande pour l'allumage des réacteurs sont logés dans le module central 4. Le module central 4 comporte en outre une interface (non représentée), par l'intermédiaire de laquelle sont entrées les informations25 relatives à la nature des cibles à combattre et au mode d'utilisation (LOS ou NLOS). Dans le cas le plus simple,

cette interface peut être constituée d'un commutateur approprié ou d'un clavier. Il peut cependant également s'agir d'une interface de données qui est reliée à une30 unité de traitement de données du module central 4.

Le réacteur 5 est un réacteur de fusée à propergol solide comme le réacteur 3, et comporte une tuyère de propulsion centrale 5.2. Le réacteur de lancement 6 est un réacteur classique de fusée destiné à propulser le35 missile d'un dispositif de lancement, et peut être largué ou rester sur le missile après le lancement. Dans le cas du présent exemple, les deux réacteurs sont intégrés de façon constructive. Pour une utilisation en mode LOS, une information correspondante est entrée dans le système de commande pour l'allumage des réacteurs par l'intermédiaire de l'interface du module central 4. Après le lancement, ce système de commande de l'allumage allume alors les deux réacteurs 3 et 5 simultanément ou rapidement l'un après10 l'autre, de sorte que la poussée de deux réacteurs est disponible et que le missile puisse être accéléré rapidement à la vitesse nécessaire. Dans certaines situations, il peut être avantageux d'allumer le réacteur 5 avec un léger retard. De façon avantageuse, les

réacteurs 3 et 5 fonctionnent cependant simultanément, au moins pendant un certain temps.

Lors de l'utilisation en procédé NLOS, le réacteur avant 3, qui confère au missile une poussée suffisante pour atteindre l'altitude de recherche nécessaire, est20 allumé dans un premier temps après le lancement et le largage du réacteur de lancement 6 en fonction d'une entrée par l'intermédiaire de l'interface du module central. Après avoir atteint son altitude de recherche, le missile se positionne sur une trajectoire de recherche plate et explore le domaine cible à la recherche d'éventuelles cibles. Lorsque la tête chercheuse a détecté une cible, le missile se positionne sur la ligne visuelle menant vers la cible, et le réacteur 5 est30 allumé pour assurer une accélération dans le vol d'approche de la cible. La courbe pour le cas 1 sur la figure 2 illustre à titre d'exemple la trajectoire de vol d'un missile selon l'invention lors du combat d'une cible en procédé NLOS à une distance de 1.500 m du lieu de35 lancement, le deuxième réacteur 5 étant allumé après la 9 détection de la cible. Comme on peut le constater, la cible est correctement atteinte. La courbe pour le cas 2 sur la figure 2 illustre à titre de comparaison le cas dans lequel le deuxième réacteur 5 est allumé5 immédiatement après l'extinction du premier réacteur 3, ce qui correspond au comportement de vol d'un missile LOS classique. Dans ce cas la cible est manquée, car le rayon de trajectoire serré nécessaire à l'amorçage du vol d'approche de la cible ne peut pas être suivi après10 l'identification de la cible. Cela ne peut non plus pas être compensé par un angle de lancement plus abrupt, comme le montre la courbe pour le cas 3, dans lequel le

deuxième réacteur est également allumé immédiatement après l'extinction du premier réacteur, car dans ce cas15 l'angle de déport admissible de la tête chercheuse est dépassé.

S'il n'est pas détecté de cible à l'intérieur d'un laps de temps prédéterminé durant la phase de recherche, le deuxième réacteur 5 est également allumé et le vol de20 recherche est poursuivi. On obtient de cette façon une portée plus importante qu'avec un missile ne comportant qu'un seul réacteur. Le moment de l'allumage du deuxième réacteur 5 est opportunément choisi de façon à ne pas dépasser un temps de vol maximal pour la portée25 d'ensemble. Afin d'obtenir encore une accélération dans la phase d'approche finale lorsque le deuxième réacteur 5 a été allumé au cours du vol de recherche, un autre réacteur peut être prévu dans une variante du mode de réalisation représenté pour accélérer la tête de combat 230 dans la phase d'approche finale. Ce réacteur peut être prévu derrière la tête de combat 2, étant précisé que dans ce cas le réacteur 3, le module central 4 avec le système de régulation du gouvernail, et le réacteur 5 sont largués après le positionnement sur la ligne35 visuelle. En variante, le réacteur supplémentaire peut également être disposé derrière le réacteur 5. Dans ce cas, il comporte une tuyère de propulsion centrale, alors

que le réacteur 5 et le réacteur 3 sont munis de tuyères de propulsion qui sont inclinées suivant un angle aigu5 par rapport à l'axe longitudinal.

Le mode de réalisation décrit ci-dessus peut être varié de différentes façons. C'est ainsi qu'au lieu d'un réacteur de fusée à propergol solide, il est par exemple possible d'utiliser un réacteur de fusée à propergol10 liquide ou un statoréacteur. Si le deuxième réacteur 5 fonctionne avec du carburant liquide, il est également possible de couper temporairement ce réacteur et de le réamorcer en cas de besoin, pour prolonger par exemple la phase de recherche, ou pour assurer une accélération dans15 le vol d'approche de la cible. Pour l'utilisation en procédé NLOS, il est également possible d'allumer d'abord le réacteur arrière 5. Il peut en l'occurrence être prévu de larguer le module central avec le système de régulation du gouvernail et le réacteur arrière 5 après20 la détection de la cible, alors qu'un tel largage n'a pas lieu en procédé LOS. Les critères d'allumage mentionnés ci-dessus peuvent être implémentés dans différents programmes d'allumage mémorisés qui sont sélectionnés avant le lancement. Ils peuvent cependant être également25 implémentés en tant qu'alternatives, étant précisé que dans ce cas le dispositif de commande de l'allumage sélectionne l'alternative appropriée à l'aide des données saisies en cours de vol. Bien que l'invention ait été particulièrement montrée et décrite en se référant à un mode de réalisation préféré de celle-ci, il sera compris aisément

par les personnes expérimentées dans cette technique que des modifications dans la forme et dans des détails peuvent être effectuées sans sortir de l'esprit ni du35 domaine de l'invention.

Il Liste des références numériques 1 Tête chercheuse 2 Tête de combat 3 Réacteur 4 Module central avec système de régulation du gouvernail Réacteur 6 Réacteur de lancement 32 Tuyère de propulsion 42 Surface de sustentation 5.2 Tuyère de propulsion

Claims

REVENDICATIONS

1. Missile, destiné notamment à combattre des cibles mobiles, comportant plusieurs réacteurs (3, 5) disposés les uns derrière les autres le long de l'axe longitudinal du missile, caractérisé en ce qu'au moins deux réacteurs (3, 5) disposés l'un derrière l'autre peuvent fonctionner simultanément, et en ce que le missile comporte un10 dispositif de commande de l'allumage qui est agencé pour allumer ces réacteurs (3, 5), au choix, simultanément ou successivement.

2. Missile selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'intervalle de temps entre l'allumage de deux

réacteurs (3, 5) est variable.

3. Missile selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'il comporte une tête chercheuse (1) destinée à détecter d'éventuelles cibles dans un domaine cible, et en ce que le dispositif de commande de l'allumage est20 agencé afin d'allumer un premier réacteur (5) dans une phase de décollage pour amener le missile à une altitude de recherche prédéterminée, et afin d'allumer au moins un deuxième réacteur (3) après que la tête chercheuse (1) a eu détecté une cible.25

4. Missile selon la revendication 3, caractérisé en ce que le dispositif de commande de l'allumage est

agencé afin d'allumer un réacteur (3) après que le missile se fut positionné dans son vol d'approche sur la ligne visuelle menant vers la cible.30

5. Missile selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que le missile

comporte une tête chercheuse (1) pour détecter d'éventuelles cibles dans un domaine cible, et en ce que le dispositif de commande de l'allumage est agencé afin35 d'allumer un réacteur (3) à l'issue d'un laps de temps Prédéterminé après le lancement, si la tête chercheuse (1) n'a

pas détecté de cible pendant ce laps de temps.

6. Missile selon l'une quelconque des revendications 1 à 5,

caractérisé en ce qu'il comporte un système de régulation du gouvernail servant de module central (4), avec des surfaces de sustentation (42) escamotables ou repliables, un premier réacteur (3) étant disposé en direction longitudinale en amont du module central (4), et un deuxième réacteur (5) étant disposé en direction longitudinale en aval du module central (4).

7. Missile selon la revendication 6, caractérisé en ce que le dispositif de commande de l'allumage est monté dans le

module central (4).

8. Missile selon la revendication 6 ou 7, caractérisé en ce que le dispositif de commande de l'allumage allume le réacteur (3) situé en amont du module central (4) avant le réacteur (5) situé en aval du système de régulation du gouvernail, si ces

réacteurs (3, 5) ne sont pas allumés simultanément.

9. Missile selon l'une quelconque des revendications 1 à 8,

caractérisé en ce que le dispositif de commande de l'allumage comporte un dispositif de programmation avec une interface destinée à l'entrée d'informations relatives à l'allumage des réacteurs.

10. Missile selon l'une quelconque des revendications 1 à

9, caractérisé en ce qu'au moins un réacteur (3, 5) est un

réacteur de fusée à propergol solide.

11. Missile selon l'une quelconque des revendications 1 à

, caractérisé en ce qu'au moins un réacteur (3, 5) peut être

allumé à plusieurs reprises.

12. Procédé de régulation de la poussée d'un missile

conforme à l'une des revendications 1 à 11, destiné à combattre

des cibles mobiles et comportant une tête chercheuse de localisation de cibles, ledit procédé comprenant les phases suivantes: - génération d'une impulsion de poussée pour atteindre une altitude de recherche prédéterminée et une vitesse de recherche prédéterminée, - génération d'une autre impulsion de poussée après que le missile a atteint l'altitude de recherche.

13. Procédé selon la revendication 12, caractérisé en ce que l'autre impulsion de poussée est générée après

que la tête chercheuse a eu détecté une cible.

14. Procédé selon la revendication 13, caractérisé en ce qu'une impulsion de poussée est générée après que

le missile se fut positionné sur la ligne visuelle menant vers la cible.15

15. Procédé selon l'une quelconque des revendications 12 à 14, caractérisé en ce que, s'il n'a

pas été détecté de cible, une impulsion de poussée est générée à l'issue d'un laps de temps prédéterminé après le lancement.