FR2761769A1

FR2761769A1 - Micro-Movement Extendable Wing Section for Munition Stabilised Proximity Fuzes

Info

Publication number: FR2761769A1
Application number: FR9704276A
Authority: FR
Inventors: Jean Pierre Frehaut; Jean Paul Labroche; Pascal Tarayre
Original assignee: TDA Armements SAS
Current assignee: TDA Armements SAS
Priority date: 1997-04-08
Filing date: 1997-04-08
Publication date: 1998-10-09
Anticipated expiration: 2017-04-08
Also published as: FR2761769B1; EP0952424A1; EP0952424B1

Abstract

The Micro-Movement Extendable Wing Section forms part of a munition (5) with a flat inset (12) in the outer ogival shape. The flat insets are spaced around the munition body. The insets hold deployable small wing sections (10,13) which are internal to the ogive before firing, and electronically released after firing. The combination of the wings and the inner flat surface prevents munition rotation.

Description

La présente invention concerne un dispositif de microgouverne pour la correction de trajectoire de munition stabilisée par rotation. The present invention relates to a micro-control device for the correction of trajectory of ammunition stabilized by rotation.

Elle s'applique notamment à la réalisation de fusées de proximité. It applies in particular to the production of proximity rockets.

Les écarts entre le point d'impact d'un obus et sa cible sont définis habituellement en termes d'erreurs de précision et d'erreurs de justesse mesurées dans les directions de déplacement longitudinale et transversale de l'obus. L'erreur de précision correspond à des dispersions aléatoires inhérentes aux systèmes d'armes. Cette erreur qui ne peut être compensée par le pointage de l'arme intervient principalement sur les écarts de portée. L'erreur de justesse correspond à des écarts identiques pendant un court intervalle de temps, elle est due aux perturbations atmosphériques et aux erreurs de pointage. Cette erreur qui peut être corrigée par un changement de pointage de l'arme, est caractérisée à la fois par des écarts latéraux et de portée. The deviations between the point of impact of a shell and its target are usually defined in terms of precision and accuracy errors measured in the longitudinal and transverse directions of movement of the shell. The precision error corresponds to random dispersions inherent in weapon systems. This error which cannot be compensated by the aiming of the weapon intervenes mainly on the range deviations. The accuracy error corresponds to identical deviations during a short time interval, it is due to atmospheric disturbances and pointing errors. This error, which can be corrected by a change in the aiming of the weapon, is characterized by both lateral and range deviations.

Cependant, une correction par simple dépointage de l'arme n'est généralement pas suffisante pour compenser les effets de perturbations rencontrées par l'obus. Des solutions à ce problème ont été envisagées mettant en oeuvre par exemple un système de jupe déployable en forme de pétales tel que représenté à la figure 1 ou encore un système à base de canard tel que représenté à la figure 2. Le système de jupe déployable permet de contrôler la trajectoire de l'obus par augmentation de la traînée, en ouvrant les pétales à un instant opportun de la trajectoire. L'inconvénient majeur de ce système réside dans le fait qu'il ne permet d'effectuer une correction que sur l'erreur de portée, les écarts latéraux dus aux vents et aux erreurs de pointage ne sont pas corrigés. Le système à base de canard a l'avantage sur le précédent de corriger les écarts de portée et latéraux par création d'une force dans un plan fixe par des ailettes braquées à l'avant de l'obus et qui sont découplées en rotation. II présente également l'avantage qu'il permet d'exploiter le mouvement relatif du canard par rapport à la fusée pour actionner un générateur de courant électrique pour l'alimentation de circuits électroniques nécessaire à l'actionnement du canard. Un inconvénient majeur du pilotage par canard est qu'il nécessite de placer un empennage calé à l'arrière de l'obus, ce qui rend l'obus incompatible avec les systèmes de chargement dans les canons actuellement existants.However, a correction by simple deflection of the weapon is generally not sufficient to compensate for the effects of disturbances encountered by the shell. Solutions to this problem have been envisaged using, for example, a deployable skirt system in the form of petals as shown in FIG. 1 or a duck-based system as represented in FIG. 2. The deployable skirt system allows to control the trajectory of the shell by increasing the drag, by opening the petals at an opportune moment of the trajectory. The major drawback of this system lies in the fact that it only makes it possible to make a correction on the range error, the lateral deviations due to winds and pointing errors are not corrected. The duck-based system has the advantage over the previous one of correcting the range and lateral deviations by creating a force in a fixed plane by fins deflected at the front of the shell and which are decoupled in rotation. It also has the advantage that it makes it possible to exploit the relative movement of the duck relative to the rocket to actuate an electric current generator for the supply of electronic circuits necessary for actuating the duck. A major drawback of piloting by duck is that it requires placing a stabilized stabilizer at the rear of the shell, which makes the shell incompatible with the loading systems in currently existing guns.

Le but de l'invention est de pallier les inconvénients précités. The object of the invention is to overcome the aforementioned drawbacks.

A cet effet, I'invention a pour objet un dispositif de microgouverne pour la correction de la trajectoire de munition stabilisée par rotation du type comportant une fusée de proximité ayant une ogive mobile en rotation relativement au corps de la munition, caractérisé en ce qu'il comprend un méplat escamotable à la surface de la fusée de proximité pour créer une force aérodynamique transversale normale au plan du méplat lorsque le méplat est découvert et une ailette déployable articulée sur l'ogive pour permettre une stabilisation fixe de l'ogive par rapport à des repères fixes de l'espace. To this end, the subject of the invention is a micro-control device for correcting the trajectory of ammunition stabilized by rotation of the type comprising a proximity rocket having a warhead movable in rotation relative to the body of the ammunition, characterized in that it includes a retractable flat on the surface of the proximity rocket to create an aerodynamic transverse force normal to the flat plane when the flat is uncovered and a deployable fin articulated on the warhead to allow a fixed stabilization of the warhead relative to fixed space markers.

L'invention a pour avantage qu'elle permet d'améliorer à la fois la précision et la justesse des tirs par un contrôle à la fois de la traînée et de la portance de l'obus en modifiant l'obliquité d'équilibre. The invention has the advantage that it makes it possible to improve both the precision and the accuracy of the shots by controlling both the drag and the lift of the shell by modifying the obliquity of balance.

Elle a également pour avantage de pouvoir être appliquée à des obus instables statiquement c'est-à-dire dépourvus d'empennage ce qui les rend compatibles avec les systèmes de chargement des obus dans les canons existants.It also has the advantage of being able to be applied to statically unstable shells, that is to say devoid of tail, which makes them compatible with the systems for loading shells into existing guns.

D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à l'aide de la description qui suit faite en regard des figures annexées qui représentent
- la figure 1, une fusée à jupe déployable selon l'art antérieur,
- la figure 2, une fusée munie de canard selon l'art antérieur,
- la figure 3, un exemple d'architecture de fusée selon l'invention,
- la figure 4, une vue suivant la coupe a de la fusée représentée à la figure 3,
- la figure 5, une topologie montrant d'écoulement de l'air sur l'ogive de la fusée,
- les figures 6a et 6b, le dispositif d'actionnement de la gouverne de la fusée représentée à la figure 3,
- et la figure 7, la position d'équilibre d'un obus équipé d'une fusée selon l'invention. Other characteristics and advantages of the invention will become apparent from the following description given with reference to the appended figures which represent
FIG. 1, a rocket with a deployable skirt according to the prior art,
FIG. 2, a rocket provided with a duck according to the prior art,
FIG. 3, an example of rocket architecture according to the invention,
FIG. 4, a view along section a of the rocket shown in FIG. 3,
- Figure 5, a topology showing air flow on the rocket warhead,
FIGS. 6a and 6b, the device for actuating the control surface of the rocket shown in FIG. 3,
- And Figure 7, the equilibrium position of a shell equipped with a rocket according to the invention.

L'exemple d'architecture de fusée selon l'invention qui est représenté à la figure 3 comprend une ogive 1 de forme tronconique mobile en rotation autour de son axe de symétrie XX' à l'extrémité 2 d'un axe 3 dont l'autre extrémité filetée 4 est engagée à l'avant conique d'un obus 5. La rotation de l'ogive 1 sur l'axe 3 est assurée par un palier à roulement 6. L'ogive 1 renferme un système de positionnement par satellite 7 encore connu sous l'abréviation anglo-saxonne GPS de global positioning system associé éventuellement à un indicateur de verticale ou d'horizontale 8 composé par exemple par une centrale inertielle, et à un système de guidage 9 avec calculateur pour calculer et corriger les erreurs de trajectoire. Un bloc récepteur et/ou transmetteur radio, non représenté, est incorporé au système de guidage 9 pour assurer le transfert des données de vol pendant le tir entre le système de guidage 9 et une station au sol. Pour assurer un fonctionnement correct du système de positionnement par satellite 7 et du bloc radio,
I'enveloppe de l'ogive 1 est réalisée en un matériau transparent aux ondes électromagnétiques.The example of rocket architecture according to the invention which is represented in FIG. 3 comprises a warhead 1 of frustoconical shape movable in rotation around its axis of symmetry XX 'at the end 2 of an axis 3 whose another threaded end 4 is engaged at the conical front of a shell 5. The rotation of the warhead 1 on the axis 3 is ensured by a rolling bearing 6. The warhead 1 contains a satellite positioning system 7 still known by the abbreviation Anglo-Saxon GPS for global positioning system possibly associated with a vertical or horizontal indicator 8 composed for example by an inertial unit, and with a guidance system 9 with calculator to calculate and correct errors of path. A radio receiver and / or transmitter unit, not shown, is incorporated into the guidance system 9 to ensure the transfer of flight data during the firing between the guidance system 9 and a ground station. To ensure correct operation of the satellite positioning system 7 and the radio unit,
The shell of the warhead 1 is made of a material transparent to electromagnetic waves.

La position angulaire de la fusée par rapport aux repères terrestres (horizontale ou verticale) est contrôlée par une ailette 10 articulée le long d'une génératrice du tronc de cône de l'ogive braquée à l'extérieur de l'ogive sous l'action d'un moteur 11 commandé à partir du système de guidage 9. The angular position of the rocket relative to the landmarks (horizontal or vertical) is controlled by a fin 10 articulated along a generator of the truncated cone of the warhead deflected outside the warhead under the action a motor 11 controlled from the guidance system 9.

Selon une deuxième variante de réalisation de l'invention non représentée, le calculateur est disposé non pas dans le système de guidage 9 mais dans la station au sol et les données nécessaires au calcul de correction sont transmises par voie radio entre les éléments 7, 8 et 9 de l'ogive 1 et le calculateur. According to a second alternative embodiment of the invention not shown, the computer is arranged not in the guidance system 9 but in the ground station and the data necessary for the correction calculation are transmitted by radio between the elements 7, 8 and 9 of the warhead 1 and the calculator.

Lors du tir de l'obus, L'ailette 10 est enroulée à la surface du fuselage et est déployée au cours du vol lorsqu'une correction de trajectoire est à effectuer. Un méplat 12 parallèle à l'axe de symétrie
XX' est pratiqué dans le fuselage à l'opposé de l'ailette 10. Le méplat 12 est recouvert par un capot éjectable 13. Il permet lorsque le capot 13 est éjecté de créer une force latérale F capable de modifier l'obliquité de l'obus. Le capot 13 est déverrouillé en cours de vol par un découpeur pyrotechnique 14. Un générateur de courant électrique sous forme d'un alternateur constitué par un stator 15 fixé à I'ogive 1 et d'un rotor 16 fixé à l'extrémité de l'axe 3 permet d'alimenter en électricité l'ensemble des circuits électriques et électroniques de l'ogive 1.When firing the shell, the fin 10 is wound on the surface of the fuselage and is deployed during the flight when a trajectory correction is to be made. A flat 12 parallel to the axis of symmetry
XX 'is practiced in the fuselage opposite the fin 10. The flat 12 is covered by an ejectable cover 13. It allows when the cover 13 is ejected to create a lateral force F capable of modifying the obliquity of the 'shell. The cover 13 is unlocked during flight by a pyrotechnic cutter 14. An electric current generator in the form of an alternator constituted by a stator 15 fixed to the warhead 1 and a rotor 16 fixed to the end of the axis 3 provides electricity to all of the electrical and electronic circuits of the warhead 1.

Le principe de fonctionnement du système consiste à partir d'une cible dont la position connue a priori est transmise par voie radio au système de guidage, à détecter via le système de navigation par satellite 7 ou la centrale inertielle 8 des erreurs de trajectoire suffisamment tôt pour avoir le temps d'intégrer des forces de petites amplitudes. Le calculateur du système de guidage 9 ou de la station au sol donne l'instant de déclenchement du système de correction et le plan de correction. La durée de la correction représente le paramètre qui module l'amplitude de la correction. Le capot 13 est désolidarisé par effet centrifuge de l'ogive 1 à l'instant du déclenchement calculé. II laisse alors place au méplat 12 qui engendre par dissymétrie de l'écoulement de l'air qui en résulte, une force latérale F, comme montré sur la figure 5, ainsi qu'un couple d'amortissement qui freine la rotation de l'ogive relativement au corps de l'obus 5. Un dispositif pyrotechnique, non représenté, dévérouille l'ailette 10 avant l'éjection du capot 13. L'ailette se déplie alors de la peau de la fusée par effet centrifuge autour d'un axe de rotation 17, et se bloque en position déployée dans une position fixe sur cet axe au moyen d'un dispositif de blocage à bille par exemple, non représenté. L'ailette 10 ainsi déployée arrête la rotation de l'ogive 1 et permet de déterminer l'orientation à donner au méplat 12 relativement aux repères terrestres afin d'effectuer la correction de trajectoire. The operating principle of the system consists in starting from a target whose position known a priori is transmitted by radio to the guidance system, to detect via the satellite navigation system 7 or the inertial unit 8 trajectory errors sufficiently early to have time to integrate forces of small amplitudes. The computer of the guidance system 9 or of the ground station gives the instant of triggering of the correction system and the correction plan. The duration of the correction represents the parameter which modulates the amplitude of the correction. The cover 13 is separated by centrifugal effect from the warhead 1 at the instant of the calculated triggering. It then gives way to the flat 12 which generates, by asymmetry of the resulting air flow, a lateral force F, as shown in FIG. 5, as well as a damping torque which slows down the rotation of the warhead relative to the body of the shell 5. A pyrotechnic device, not shown, unlocks the fin 10 before the cover 13 is ejected. The fin then unfolds from the skin of the rocket by centrifugal effect around an axis of rotation 17, and is locked in the deployed position in a fixed position on this axis by means of a ball locking device for example, not shown. The fin 10 thus deployed stops the rotation of the warhead 1 and makes it possible to determine the orientation to be given to the flat 12 relative to the landmarks in order to correct the trajectory.

L'orientation du méplat 12 dans une direction est commandée par l'action de l'ailette 10 en position déployée, qui est mise en rotation par le moteur 11 autour d'un axe 18 normal à la surface du fuselage de l'ogive 1. The orientation of the flat 12 in one direction is controlled by the action of the fin 10 in the deployed position, which is rotated by the motor 11 around an axis 18 normal to the surface of the fuselage of the warhead 1 .

L'efficacité de l'ailette 10 qui agit ainsi à la façon d'une gouverne permet de définir la capacité de correction de l'obus sur sa trajectoire. Cette capacité est aussi directement liée à l'action du méplat 12 qui provoque une dissymétrie dans l'écoulement de l'air en voisinage de l'obus. Dans le cas d'un obus supersonique, par exemple,
I'écoulement au voisinage de la fusée de proximité présente les caractéristiques de la figure 5 avec une onde de choc indicée 2 qui est générée par le plan 19 qui interface la fusée avec le corps de l'obus au niveau du méplat 12. La compression en aval de ce choc crée une force de portance et un couple réduisant la distance ou la marge statique séparant le centre de poussée F des forces aérodynamiques du centre de gravité tel que représenté à la figure 9.The efficiency of the fin 10 which thus acts like a control surface makes it possible to define the capacity of correction of the shell on its trajectory. This capacity is also directly linked to the action of the flat 12 which causes an asymmetry in the air flow in the vicinity of the shell. In the case of a supersonic shell, for example,
The flow in the vicinity of the proximity rocket has the characteristics of FIG. 5 with an indexed shock wave 2 which is generated by the plane 19 which interfaces the rocket with the body of the shell at the level of the flat 12. The compression downstream of this shock creates a lift force and a torque reducing the distance or the static margin separating the center of thrust F from the aerodynamic forces of the center of gravity as shown in FIG. 9.

II est possible suivant ce principe de dimensionner le méplat 12 pour obtenir une force latérale F suffisante pour modifier l'obliquité d'équilibre g d'une valeur semblable à l'obliquité responsable de la dérivation gyroscopique de l'obus. It is possible according to this principle to size the flat 12 to obtain a lateral force F sufficient to modify the equilibrium obliquity g by a value similar to the obliquity responsible for the gyroscopic derivation of the shell.

L'amélioration de la précision en portée est obtenue par
I'augmentation de la traînée induite par les deux ondes de chocs générées par le méplat (onde de choc 2) et l'ailette 10 (onde de choc 3) sur la figure 5. Par exemple, la portée est augmentée si la force latérale
F ainsi créée est verticale et dirigée vers le haut. The improvement in range accuracy is obtained by
The increase in the drag induced by the two shock waves generated by the flat (shock wave 2) and the fin 10 (shock wave 3) in FIG. 5. For example, the range is increased if the lateral force
F thus created is vertical and directed upwards.

Claims

1. Micro-control device for correcting the trajectory of ammunition stabilized by rotation, of the type comprising a proximity rocket having a warhead movable in rotation relative to the body of the ammunition, characterized in that it comprises a retractable flat (12) , on the surface of the proximity rocket, to create a transverse aerodynamic force normal to the plane of the flat (12) when the flat is uncovered and a deployable wing (10), articulated on the warhead (1), to allow stabilization fixed warhead (1) with respect to fixed landmarks.

2. Device according to claim 1 characterized in that it comprises, integrated in the warhead (1), a satellite positioning system (7), a vertical indicator (8) and a guidance system (9) coupled to a computer for calculating the trajectory errors after firing the ammunition and determining the instant of control of the orientation of the flat (12) by displacement of the fin (10) relative to the warhead (1) in order to correct trajectory errors.

3. Device according to claim 2, characterized in that the guidance system (9) comprises a receiver and / or radio transmitter unit for transmitting the flight data between the guidance system and a ground station.

4. Device according to any one of the preceding claims 1 to 3, characterized in that the fin (10) is deployed to allow braking in rotation of the warhead (1) before the flat (12) is uncovered.

5. Device according to claim 4, characterized in that the flat (12) is covered by a cover (13) which is separated from the warhead (1) by centrifugal effect at an instant determined by the guide system (9) .

6. Device according to any one of claims 1 to 5, characterized in that the fin (10) is unfolded from the skin of the warhead (1) under the effect of a pyrotechnic device.