WO2012069711A1 - Système pour piloter autour de ses axes de rotation, d' un mobile mû par réaction, en particulier un missile. - Google Patents

Système pour piloter autour de ses axes de rotation, d' un mobile mû par réaction, en particulier un missile. Download PDF

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    • 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
    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F42B10/66—Steering by varying intensity or direction of thrust
    • F42B10/665—Steering by varying intensity or direction of thrust characterised by using a nozzle provided with at least a deflector mounted within the nozzle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
    • F02K9/90—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using deflectors

Definitions

  • the present invention relates to a system for controlling a mobile driven by reaction, in particular a missile, around its axes of rotation, and a mobile provided with such a steering system.
  • knives act on the output streams of the nozzle or nozzles of the missile in order to control the orientation of the thrust of said missile. It can also be made of steerable nozzles or jet control surfaces at the outlet of a divergent element of the nozzles.
  • the present invention relates to a system for controlling the thrust of a mobile driven by reaction, in particular a missile, which combines compactness, simplicity of realization and reduced costs.
  • said system for driving around its three axes of rotation of a mobile driven by reaction and provided with two nozzles comprising flow deflectors able to act on the flow of output of said nozzles to control the orientation of the thrust of the mobile, and controllable actuating means of said flow deflectors,
  • first flow deflectors one of which is able to act exclusively on the outlet flow of one of said nozzles and the other of which is able to act exclusively on the outlet flow of the other nozzle, these two first flow deflectors cooperating so as to be able to control the moving body along two of its three axes of rotation, preferably the axes of pitch and roll; and
  • a second flux deflector which is able to act on the output streams of the two nozzles, but on one output stream at a time, so as to be able to control the mobile according to the third of its axes of rotation, preferably the yaw axis.
  • a steering system of the thrust orientation type is obtained, which makes it possible to control the trajectory of a moving wheel (driven by reaction) along all of its three axes of rotation ( pitch, roll, yaw).
  • this control system, and in particular said flow deflectors can be made simply and at low cost.
  • this control system according to the invention has a small footprint and is therefore suitable for inexpensive missiles and space-saving.
  • At least some (but preferably all) of said flow deflectors are formed in a manner:
  • said flux deflectors have a curved contour, at least at the level of the parts of these deflectors. flows, intended to act on the output streams.
  • This curved contour makes it possible, in particular, to avoid generating forces of a kind to deflect the mobile propelled along a left trajectory.
  • said first flow deflectors are in the form of a double knife deflector element
  • said second flow deflector is in the form of a single knife deflector element which is arranged between the two nozzles , which makes it possible in particular to realize the flow deflectors in a simple manner and at a reduced cost.
  • said first flow deflectors are formed so as to be displaced in the outlet stream of the respective nozzles:
  • control system further comprises means for controlling said first flow deflectors which control the latter so as to compensate, if necessary, for spurious effects. generated by the action of said second flow deflector.
  • the present invention also relates to a mobile driven by reaction, preferably a missile, which is provided with a steering system such as that described above.
  • the present invention makes it possible to have three control axes of the missile, without resorting to complex and expensive piloting devices such as an aerodynamic control device or a control device. control by steerable nozzles or jet control surfaces.
  • the present invention is therefore particularly suitable for missiles of small size, intended to be implemented in large numbers in the context of land commitments.
  • Figure 1 shows schematically the main elements of a control system according to the invention.
  • Figure 2 is a perspective view of a missile equipped with a control system according to the invention.
  • FIGS. 3 to 5 are views from the rear of a missile according to a first embodiment of the invention, illustrating the positions of the flow deflectors, for controlling the missile respectively along its axes of roll, pitch, and lace.
  • FIG. 6 is a view similar to those of FIGS. 3 to 5, representing the rear of a missile according to a second embodiment of the invention and illustrating the positions of the flow deflectors, for piloting the missile by giving priority to the control on the yaw axis.
  • the system 1 in accordance with the invention and diagrammatically represented in FIG. 1 is intended to aid the piloting of a mobile driven by reaction, in this case a missile M as represented by way of example in FIG. 2, and this around its three axes of rotation (pitch, roll, yaw).
  • a mobile driven by reaction in this case a missile M as represented by way of example in FIG. 2, and this around its three axes of rotation (pitch, roll, yaw).
  • a reference trihedron TR (shown in FIGS. 1 and 3 to 6) is used to facilitate the description.
  • This reference trihedron TR corresponds to the trihedron conventionally used for a missile.
  • the origin O is located at the tip of the nose 2 of the missile M, and the axes OX, OY and OZ of said trihedron are defined as follows:
  • the axis OX is longitudinal relative to the propulsion body of the missile M and is directed towards the front of said missile M;
  • the axis OZ is orthogonal to the longitudinal axis of the missile M and is oriented downwards;
  • the axis OY is defined so as to form a direct trihedron with said axes OX and OZ.
  • Said control system 1 is of the thrust orientation type and comprises, in the usual way:
  • - Usual actuating means 7, 8 and 9 (shown schematically), for example actuators or electric motors working in rotation, which are controlled by a usual control unit 10 (via links 1 1, 12 and 13 respectively ) and which move said flux baffles 3, 4 and 5, as schematically illustrated by arrows 14, 15, and 16 in phantom, according to orders received from said control unit 10 (via said links 1 1 to 13 ).
  • said piloting system 1 is applied to a missile M provided with two nozzles 17 and 18 which are fixed at the rear 20 of said missile M.
  • the axes of the nozzles 17 and 18 are parallel to the longitudinal axis OX of the missile M, and the latter are arranged symmetrically with respect to the plane OXZ.
  • the output streams of the nozzles 17 and 18 are parallel to the longitudinal axis OX of the missile M and are similar.
  • said control system 1 comprises: two flow deflectors 3 and 4 with double knife 3A and 3B, 4A and 4B.
  • the flow deflector 3 is able to act exclusively on the outlet flow of the nozzle 1 7
  • the flow deflector 4 is able to act exclusively on the outlet flow of the nozzle 1 8.
  • these two flux deflectors 3 and 4 cooperate, as specified below, so as to be able to fly the missile M along two of its three axes of rotation, preferably the pitch and roll axes; and
  • a single-knife flow deflector 5A which is able to act on the output streams of the two nozzles 1 7 and 1 8, but on one output stream at a time.
  • This flow deflector 5 is positioned symmetrically between the two nozzles 1 7 and 1 8 and it can intercept the jet of one or other of these two nozzles 1 7 and 1 8 to create a couple in the plane in which includes the geometric axes of the two nozzles 1 7 and 1 8.
  • This flow deflector 5 is intended to control the missile M according to the third of its axes of rotation, preferably the yaw axis.
  • the flow deflectors (or jet interceptors) 3, 4 and 5 thus comprise deflector elements, spoiler or knife type, which intervene in the plane of exit of two fixed nozzles 17 and 18.
  • said flow deflectors 3, 4 and 5 are formed so as to:
  • said flux deflectors 3, 4 and 5 have, at least at the parts of the knives 3A, 3B, 4A, 4B and 5A intended to act on the output streams, a curved contour, as shown for example in Figures 3 to 6.
  • This curved contour allows, in particular, to avoid generating efforts of a kind to deflect the missile M propelled in a left path.
  • the shape of the knives 3A, 3B, 4A, 4B and 5A can be optimized so as to minimize the losses during the deflection of the propulsion jets.
  • the structure of these knives it can in particular be adapted to the temperature conditions at the outlet of the nozzle and the mass allocated to the control system 1.
  • the pitch control torque is generated by the symmetrical introduction of the flow deflectors 3 and 4 into the jet of each nozzle 1 7, 1 8, from the top or the bottom (from the point of view of the missile axes), that is to say each time by the introduction of a knife of said flow deflectors 3 and 4 with double knife 3A and 3B, 4A and 4B;
  • the roll control torque is generated by the antisymmetrical introduction of the flow deflectors 3 and 4 into the jet of each nozzle 17, 18 from the top or the bottom (from the point of view of the missile axes);
  • the yaw control torque is generated by the introduction of the flow deflector 5 (located between the two nozzles 1 7 and 1 8) into the jet of one or other of these two nozzles 1 7 and 1 8 (depending on the desired direction), as shown in Figure 5.
  • the control of the missile M around its three axes of rotation is thus achieved by the combination of the three types of flow deflection movements described above.
  • FIGS. 3 to 5 show the positioning of the flow deflectors 3, 4 and 5 for the generation of pairs around, respectively, the roll axis (rotation illustrated by arrows 21 and 22), pitch axis (rotation illustrated by arrows 23 and 24) and the yaw axis.
  • the arrangement of the two flow deflectors 3 and 4 thus allows biaxial control (pitch / roll) of the missile M according to whether they evolve symmetrically or antisymmetrically with respect to the plane OXZ.
  • These two flux deflectors 3 and 4 are symmetrical with respect to said OXZ plane.
  • the third flow deflector 5 alone allows a yaw control (FIG. 5) by sweeping as necessary the plane of exit of one or the other of the two nozzles 1 7 and 1 8.
  • the originality of the 1 pilot system according to the invention resides, in particular, in the presence of the third flow deflector 5 disposed between the two nozzles 1 7 and 1 8 and allowing alone a yaw control, intervening alternately on the flows of output of the two nozzles 1 7 and 1 8.
  • the arrangement of the nozzles in the vertical plane can be made to be modified according to the type of movement (yaw or pitch) to be preferred.
  • the single-knife flow deflector 5 is intended to carry out a pitch control (by acting on the nozzle outlet flows 17A, 18A), and no longer a yaw control such as in Figure 5.
  • said control system 1 further comprises control means (not shown specifically) which are, for example, integrated in the control unit 1 0. These control means are intended to order said flux deflectors 3 and 4 to act on the output streams of the nozzles 1 7 and 1 8 in order to compensate, if necessary, spurious effects generated by the action of said flow deflector 5.
  • the control system 1 thus makes it possible to control the trajectory of a mobile (driven by reaction), in particular of a missile M, according to all of its three axes of rotation (pitch, roll , lace) .
  • this control system 1 has, in particular, the following advantages:
  • control system 1 does not include a complex and expensive control device such as an aerodynamic control device or a steerable nozzle control device, it is particularly suitable for inexpensive missiles, and space-saving, in particular to missiles that are intended to be implemented in large numbers as part of land-based commitments.

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Abstract

Système pour piloter autour de ses axes de rotation d'un mobile mû par réaction, en particulier un missile. Le système (1) comporte deux premiers déflecteurs de flux ( 3, 4 ), dont l'un ( 3 ) est apte à agir exclusivement sur le flux de sortie de l'une (17) des tuyères du mobile (M) qui est pourvu de deux tuyères (17, 18), et dont l'autre ( 4 ) est apte à agir exclusivement sur le flux de sortie de l'autre tuyère (18) dudit mobile (M), ces deux premiers déflecteurs de flux ( 3, 4 ) coopérant de manière à pouvoir piloter le mobile (M) selon deux de ses trois axes de rotation, et un second déflecteur de flux ( 5 ) qui est apte à agir sur les flux de sortie des deux tuyères (17, 18), mais sur un flux de sortie à la fois, de manière à pouvoir piloter le mobile (M) selon le troisième de ses axes de rotation.

Description

SYSTÈME POUR PILOTER AUTOUR DE SEX AXES DE ROTACION, D'UN MOBILE MÛ PAR RÉACTION, EN PARTICULIER UN MISSILE
La présente invention concerne un système pour le pilotage d'un mobile mû par réaction, en particulier un missile, autour de ses axes de rotation, ainsi qu'un mobile pourvu d'un tel système de pilotage.
On sait qu'il existe trois modes de pilotage différents généralement employés sur les missiles modernes, à savoir :
- un pilotage par dispositifs aérodynamiques (gouvernes, canards) ;
- un pilotage par jets auxiliaires ; et
- un pilotage par orientation de la poussée.
Parmi les dispositifs d'orientation de la poussée, il existe, entre autres, un pilotage par couteaux. Dans ce cas, des couteaux agissent sur les flux de sortie de la ou des tuyères du missile dans le but de contrôler l'orientation de la poussée dudit missile. On peut également citer des tuyères orientables ou des gouvernes de jet en sortie d'un élément divergent des tuyères.
La présente invention concerne un système pour le pilotage par orientation de la poussée d'un mobile mû par réaction, en particulier d'un missile, qui permet de combiner compacité, simplicité de réalisation et coûts réduits.
A cette fin, selon l'invention, ledit système pour le pilotage autour de ses trois axes de rotation d'un mobile mû par réaction et pourvu de deux tuyères, ce système de pilotage comportant des déflecteurs de flux aptes à agir sur les flux de sortie desdites tuyères de manière à contrôler l'orientation de la poussée du mobile, et des moyens d'actionnement commandables desdits déflecteurs de flux,
est remarquable en ce qu'il comporte : - deux premiers déflecteurs de flux, dont l'un est apte à agir exclusivement sur le flux de sortie de l'une desdites tuyères et dont l'autre est apte à agir exclusivement sur le flux de sortie de l'autre tuyère, ces deux premiers déflecteurs de flux coopérant de manière à pouvoir piloter le mobile selon deux de ses trois axes de rotation, de préférence les axes de tangage et de roulis ; et
- un second déflecteur de flux qui est apte à agir sur les flux de sortie des deux tuyères, mais sur un flux de sortie à la fois, de manière à pouvoir piloter le mobile selon le troisième de ses axes de rotation, de préférence l'axe de lacet.
Ainsi, grâce à l'invention, on obtient un système de pilotage du type à orientation de poussée, qui permet de réaliser un contrôle de la trajectoire d'un mobile (mû par réaction) selon l'ensemble de ses trois axes de rotation (tangage, roulis, lacet) . De plus, comme précisé ci- dessous, ce système de pilotage, et notamment lesdits déflecteurs de flux, peuvent être réalisés de façon simple et à coût réduit.
En outre, ce système de pilotage conforme à l'invention présente un encombrement réduit et est donc approprié à des missiles peu onéreux et peu encombrants.
Dans un mode de réalisation préféré, au moins certains (mais de préférence l'ensemble) desdits déflecteurs de flux sont formés de manière :
- à être déplacés par simple rotation ; et
- à réaliser une déviation de la poussée, au niveau de chaque tuyère, dans un cône de demi-ouverture maximale (sensiblement) de l'ordre de 1 2 ° et dont le sommet correspond au centre de poussée de la tuyère correspondante.
En outre, avantageusement, lesdits déflecteurs de flux présentent un contour courbe, au moins au niveau des parties de ces déflecteurs de flux, destinées à agir sur les flux de sortie. Ce contour courbe permet, notamment, d'éviter de générer des efforts de nature à dévier le mobile propulsé selon une trajectoire gauche.
Dans un mode de réalisation préféré, lesdits premiers déflecteurs de flux sont réalisés sous forme d'un élément déflecteur à double couteau, et ledit second déflecteur de flux est réalisé sous forme d'un élément déflecteur à couteau unique qui est agencé entre les deux tuyères, ce qui permet notamment de réaliser les déflecteurs de flux de manière simple et à coût réduit.
En outre, avantageusement, lesdits premiers déflecteurs de flux sont formés de manière à être déplacés, dans le flux de sortie des tuyères respectives :
- de façon symétrique, pour piloter le mobile selon l'un desdits deux axes de rotation (dévolus à ces premiers déflecteurs de flux), de préférence l'axe de tangage ; et
- de façon antisymétrique, pour piloter le mobile selon l'autre desdits deux axes de rotation, de préférence l'axe de roulis.
Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, le système de pilotage conforme à l'invention comprend, de plus, des moyens de commande desdits premiers déflecteurs de flux qui commandent ces derniers pour qu'ils compensent, le cas échéant, des effets parasites générés par l'action dudit second déflecteur de flux.
La présente invention concerne également un mobile mû par réaction, de préférence un missile, qui est pourvu d'un système de pilotage tel celui que décrit ci-dessus.
Dans une application à un missile, la présente invention permet de disposer de trois axes de contrôle du missile, sans pour autant avoir recours à des dispositifs de pilotage complexes et onéreux tels qu'un dispositif de pilotage par gouvernes aérodynamiques ou un dispositif de pilotage par tuyères orientables ou gouvernes de jet. La présente invention est donc particulièrement appropriée à des missiles de faible gabarit, destinés à être mis en œuvre en grands nombres dans le cadre d'engagements terrestres.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.
La figure 1 montre schématiquement les éléments principaux d'un système de pilotage conforme à l'invention.
La figure 2 est une vue en perspective d'un missile équipé d'un système de pilotage conforme à l'invention.
Les figures 3 à 5 sont des vues de l'arrière d'un missile conforme à un premier mode de réalisation de l'invention, illustrant les positions des déflecteurs de flux, pour piloter le missile respectivement selon ses axes de roulis, tangage, et lacet.
La figure 6 est une vue semblable à celles des figures 3 à 5, représentant l'arrière d'un missile conforme à un deuxième mode de réalisation de l'invention et illustrant les positions des déflecteurs de flux, pour piloter le missile en privilégiant le contrôle sur l'axe de lacet.
Le système 1 conforme à l'invention et représenté schématiquement sur la figure 1 est destiné à aider au pilotage d'un mobile mû par réaction, en l'occurrence un missile M tel que représenté à titre d'exemple sur la figure 2, et ceci autour de ses trois axes de rotation (tangage, roulis, lacet) .
Dans la présentation ci-dessous de l'invention, on utilise un trièdre de référence TR (représenté sur les figures 1 et 3 à 6) pour faciliter la description. Ce trièdre de référence TR correspond au trièdre utilisé, de façon usuelle, par convention, pour un missile. Dans ce trièdre de référence TR, comme représenté sur la figure 2, l'origine O est situé à la pointe du nez 2 du missile M, et les axes OX, OY et OZ dudit trièdre sont définis comme suit:
- l'axe OX est longitudinal par rapport au corps propulseur du missile M et est orienté vers l'avant dudit missile M ;
- l'axe OZ est orthogonal à l'axe longitudinal du missile M et est orienté vers le bas ; et
- l'axe OY est défini de manière à former un trièdre direct avec lesdits axes OX et OZ.
Ledit système de pilotage 1 est du type à orientation de poussée et comporte, de façon usuelle :
- des déflecteurs de flux (ou intercepteurs de jet) 3, 4 et 5 qui sont aptes à agir sur les flux (ou jets) de sortie des tuyères fixes 17, 18 du missile M de manière à contrôler l'orientation de la poussée de ce dernier ; et
- des moyens d'actionnement 7, 8 et 9 usuels (représentés schématiquement), par exemple des vérins ou des moteurs électriques travaillant en rotation, qui sont commandés par une unité de commande 10 usuelle (via des liaisons 1 1 , 12 et 13 respectivement) et qui déplacent lesdits déflecteurs de flux 3, 4 et 5, comme illustré schématiquement par des flèches 14, 15, et 16 en traits mixtes, en fonction d'ordres reçus de ladite unité de commande 10 (via lesdites liaisons 1 1 à 13).
Selon l'invention, ledit système pilotage 1 est appliqué à un missile M pourvu de deux tuyères 17 et 18 qui sont fixes à l'arrière 20 dudit missile M. Dans le mode de réalisation représenté sur les figures, les axes des tuyères 17 et 18 sont parallèles à l'axe longitudinal OX du missile M, et ces dernières sont agencées symétriquement par rapport au plan OXZ. Ainsi, en l'absence d'obstacles en sortie, les flux de sortie des tuyères 17 et 18 sont parallèles à l'axe longitudinal OX du missile M et sont similaires.
De plus, selon l'invention, ledit système de pilotage 1 comporte : - deux déflecteurs de flux 3 et 4 à double couteau 3A et 3B, 4A et 4B. Le déflecteur de flux 3 est apte à agir exclusivement sur le flux de sortie de la tuyère 1 7, et le déflecteur de flux 4 est apte à agir exclusivement sur le flux de sortie la tuyère 1 8. De plus, selon l'invention, ces deux déflecteurs de flux 3 et 4 coopèrent, comme précisé ci-dessous, de manière à pouvoir piloter le missile M selon deux de ses trois axes de rotation, de préférence les axes de tangage et de roulis ; et
- un déflecteur de flux 5 à couteau unique 5A, qui est apte à agir sur les flux de sortie des deux tuyères 1 7 et 1 8, mais sur un flux de sortie à la fois. Ce déflecteur de flux 5 est positionné de façon symétrique entre les deux tuyères 1 7 et 1 8 et il peut intercepter le jet de l'une ou l'autre de ces deux tuyères 1 7 et 1 8 pour créer un couple dans le plan dans lequel sont inclus les axes géométriques des deux tuyères 1 7 et 1 8. Ce déflecteur de flux 5 est destiné à piloter le missile M selon le troisième de ses axes de rotation, de préférence l'axe de lacet.
Les déflecteurs de flux (ou intercepteurs de jet) 3, 4 et 5 comprennent donc des éléments déflecteurs, de type spoiler ou couteau, qui interviennent dans le plan de sortie de deux tuyères 1 7 et 1 8 fixes.
Dans un mode de réalisation préféré, lesdits déflecteurs de flux 3, 4 et 5 sont formés de manière :
- à être déplacés par simple rotation, autour de pivots 3C, 4C et 5C usuels respectifs, dont les axes de rotation sont parallèles à l'axe longitudinal OX ; et
- à réaliser une déviation de la poussée, au niveau de chaque tuyère 1 7, 1 8, dans un cône de demi-ouverture maximale de l'ordre de 1 2° . Le sommet de ce cône correspond au centre de poussée de la tuyère correspondante.
En outre, lesdits déflecteurs de flux 3, 4 et 5 présentent, au moins au niveau des parties des couteaux 3A, 3B, 4A, 4B et 5A destinées à agir sur les flux de sortie, un contour courbe, comme représenté par exemple sur les figures 3 à 6. Ce contour courbe permet, notamment, d'éviter de générer des efforts de nature à dévier le missile M propulsé selon une trajectoire gauche.
En outre, la forme des couteaux 3A, 3B, 4A, 4B et 5A peut être optimisée de manière à minimiser les pertes lors de la déviation des jets propulsifs. Quant à la structure de ces couteaux, elle peut notamment être adaptée aux conditions de température en sortie de tuyère et à la masse allouée au système de pilotage 1 .
Par ailleurs, lesdits déflecteurs de flux 3 et 4 sont déplacés, dans les flux de sortie des tuyères 1 7 et 1 8 respectives :
- de manière symétrique, pour piloter le missile M selon l'un desdits deux axes de rotation (dévolus auxdits déflecteurs de flux 3 et 4), de préférence l'axe de tangage, comme représenté sur la figure 4 ; et
- de manière antisymétrique, pour piloter le missile M selon l'axe de roulis, comme représenté sur la figure 3.
Par conséquent, dans l'exemple des figures 3 à 6 :
- le couple de contrôle en tangage est généré par l'introduction symétrique des déflecteurs de flux 3 et 4 dans le jet de chaque tuyère 1 7, 1 8, à partir du haut ou du bas (du point de vue des axes missiles), à savoir à chaque fois par l'introduction d'un couteau desdits déflecteurs de flux 3 et 4 à double couteau 3A et 3B, 4A et 4B ;
- le couple de contrôle en roulis est généré par l'introduction antisymétrique des déflecteurs de flux 3 et 4 dans le jet de chaque tuyère 1 7, 1 8 à partir du haut ou du bas (du point de vue des axes missiles) ; et
- le couple de contrôle en lacet est généré par l'introduction du déflecteur de flux 5 (situé entre les deux tuyères 1 7 et 1 8) dans le jet de l'une ou l'autre de ces deux tuyères 1 7 et 1 8 (en fonction du sens souhaité), comme représenté sur la figure 5. Le contrôle du missile M autour de ses trois axes de rotation est ainsi réalisé par la combinaison des trois types de mouvements déflecteurs de flux décrits ci-dessus.
Sur les figures 3 à 5, on a donc représenté le positionnement des déflecteurs de flux 3, 4 et 5 pour la génération de couples autour, respectivement, de l'axe de roulis (rotation illustrée par des flèches 21 et 22), de l'axe de tangage (rotation illustrée par des flèches 23 et 24) et de l'axe de lacet.
La disposition des deux déflecteurs de flux 3 et 4 permet donc un contrôle biaxe (tangage/roulis) du missile M selon qu'ils évoluent de façon symétrique ou antisymétrique par rapport au plan OXZ. Ces deux déflecteurs de flux 3 et 4 sont symétriques par rapport audit plan OXZ. Le troisième déflecteur de flux 5 permet, à lui seul, un contrôle en lacet (figure 5) en balayant selon le besoin le plan de sortie de l'une ou l'autre des deux tuyères 1 7 et 1 8. L'originalité du système de pilotage 1 conforme à l'invention réside, notamment, dans la présence de ce troisième déflecteur de flux 5 disposé entre les deux tuyères 1 7 et 1 8 et permettant à lui seul un contrôle en lacet, en intervenant alternativement sur les flux de sortie des deux tuyères 1 7 et 1 8.
En variante, la disposition des tuyères dans le plan vertical peut être amenée à être modifiée selon le type de mouvement (lacet ou tangage) à privilégier. Dans l'exemple de la figure 6, le déflecteur de flux 5 à couteau unique est destiné à réaliser un contrôle en tangage (en agissant sur les flux de sortie de tuyères 1 7A, 1 8A), et non plus un contrôle en lacet comme sur la figure 5.
Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, ledit système de pilotage 1 comporte, de plus, des moyens de commande (non représentés spécifiquement) qui sont, par exemple, intégrés dans l'unité de commande 1 0. Ces moyens de commande sont destinés à commander lesdits déflecteurs de flux 3 et 4 pour qu'ils agissent sur les flux de sortie des tuyères 1 7 et 1 8 dans le but de compenser, le cas échéant, des effets parasites générés par l'action dudit déflecteur de flux 5.
Le système de pilotage 1 conforme à l'invention permet donc de réaliser un contrôle de la trajectoire d'un mobile (mû par réaction), notamment d'un missile M, selon l'ensemble de ses trois axes de rotation (tangage, roulis, lacet) . De plus, ce système de pilotage 1 présente, notamment, les avantages suivants :
- il présente un coût réduit, en raison des tuyères fixes et de la simplification possible de l'actionnement des dispositifs mobiles ; et
- il est peu encombrant.
En outre, comme ledit système de pilotage 1 ne comprend pas de dispositif de pilotage complexe et onéreux tel qu'un dispositif de pilotage par gouvernes aérodynamiques ou un dispositif de pilotage par tuyères orientables, il est particulièrement bien approprié à des missiles peu onéreux, et peu encombrants, en particulier à des missiles qui sont destinés à être mis en œuvre en grands nombres dans le cadre d'engagements terrestres.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Système pour le pilotage autour de ses trois axes de rotation (OX, OY, OZ) d'un mobile (M) mû par réaction et pourvu de deux tuyères (1 7, 1 8), ledit système ( 1 ) comportant des déflecteurs de flux (3, 4, 5) aptes à agir sur les flux de sortie desdites tuyères ( 1 7, 1 8) de manière à contrôler l'orientation de la poussée du mobile (M), ainsi que des moyens d'actionnement (7, 8, 9) commandables desdits déflecteurs de flux (3, 4, 5),
caractérisé en ce qu'il comporte :
- deux premiers déflecteurs de flux (3, 4), dont l'un (3) est apte à agir exclusivement sur le flux de sortie de l'une desdites tuyères ( 1 7) et dont l'autre (4) est apte à agir exclusivement sur le flux de sortie de l'autre tuyère ( 1 8), ces deux premiers déflecteurs de flux (3, 4) coopérant de manière à pouvoir piloter le mobile (M) selon deux de ses trois axes de rotation ; et
- un second déflecteur de flux (5) qui est apte à agir sur les flux de sortie des deux tuyères (1 7, 1 8), mais sur un flux de sortie à la fois, de manière à pouvoir piloter le mobile (M) selon le troisième de ses axes de rotation.
2. Système selon la revendication 1 ,
caractérisé en ce qu'au moins certains desdits déflecteurs de flux (3, 4, 5) sont formés de manière à être déplacés en rotation.
3. Système selon l'une des revendications 1 et 2,
caractérisé en ce qu'au moins certains desdits déflecteurs de flux (3, 4, 5) sont formés de manière à réaliser une déviation de la poussée, au niveau de chaque tuyère (1 7, 1 8), dans un cône de demi-ouverture maximale sensiblement de 1 2 ° et dont le sommet correspond au centre de poussée de la tuyère (1 7, 1 8) correspondante.
4. Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'au moins certains desdits déflecteurs de flux (3, 4, 5) présentent un contour courbe, au moins au niveau des parties de ces déflecteurs de flux, destinées à agir sur les flux de sortie.
5. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes,
caractérisé en ce que lesdits premiers déflecteurs de flux (3, 4) sont réalisés sous forme d'un élément déflecteur à double couteau (3A, 3B ; 4A, 4B), et en ce que ledit second déflecteur de flux (5) est réalisé sous forme d'un élément déflecteur à couteau unique (5 A) qui est agencé entre les deux tuyères (17, 18).
6. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes,
caractérisé en ce que lesdits premiers déflecteurs de flux (3, 4, 5) sont formés de manière à être déplacés, dans le flux de sortie des tuyères (17, 18) respectives :
- de façon symétrique, pour piloter le mobile (M) selon l'un des axes de lacet ou de tangage ; et
- de façon antisymétrique, pour piloter le mobile (M) selon l'axe de roulis.
7. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes,
caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, des moyens de commande (10) desdits premiers déflecteurs de flux (3, 4) qui sont formés de manière à commander ces derniers pour qu'ils compensent des effets parasites générés par l'action dudit second déflecteur de flux (5) sur le flux de sortie d'une tuyère (17, 18).
8. Mobile mû par réaction, en particulier missile,
caractérisé en ce qu'il comporte un système (1 ) tel que celui spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 7.
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