WO2015197922A1 - Missile pourvu d'une coiffe de protection séparable - Google Patents

Missile pourvu d'une coiffe de protection séparable Download PDF

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terminal vehicle
terminal
vehicle
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Clément Quertelet
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F42B10/32—Range-reducing or range-increasing arrangements; Fall-retarding means
    • F42B10/38—Range-increasing arrangements
    • F42B10/42—Streamlined projectiles
    • F42B10/46—Streamlined nose cones; Windshields; Radomes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/36—Means for interconnecting rocket-motor and body section; Multi-stage connectors; Disconnecting means

Definitions

  • the present invention relates to a missile provided with a releasable or separable protective cap.
  • the present invention applies to a missile comprising at least one propulsion stage which is intended to propel the missile and which can be separated from the latter, and a terminal vehicle which is arranged at the front of this stage. propulsive and which makes a terminal flight towards a target.
  • a terminal vehicle comprises at least one sensor, for example part of a homing device, which is sensitive to temperature.
  • the present invention applies more particularly to a missile having a flight range remaining in the atmosphere and which has kinematic performance to bring the terminal vehicle at hypersonic speeds. At these high speeds, the surface temperature of the missile can reach several hundred degrees Celsius under the effect of the aerothermal flow, which can be detrimental to the strength and performance of structures, and electronic equipment and sensors present.
  • the missile is generally provided at the front of a protective cap, which generally comprises several individual shells and which is intended to thermally and mechanically protect the vehicle terminal.
  • This protection cap must be removed at the appropriate time, especially to allow the use of the sensor placed on the terminal vehicle in the terminal phase of the flight.
  • a localized protection cap is often provided which is thus relatively light. But it is then necessary to thermally protect directly parts of the terminal vehicle that are not covered by the protective cap.
  • the set is generally lighter but once the terminal vehicle disheveled, its agility is penalized by the mass of these elements of thermal protection.
  • an architecture that provides that the hulls of the protective cover are articulated on the terminal vehicle, generates a large residual mass on the vehicle, due in particular to the mass of hinges or hull joints used for this purpose, and penalizes its performance during the terminal flight.
  • the present invention aims to overcome this disadvantage. It relates to a missile comprising at least one separable propulsion stage and a terminal vehicle which is arranged in front of the propulsion stage, said missile being provided at the front of a separable protective cover (or releasable) comprising at least two individual hulls.
  • said missile comprises a connecting piece linked to said missile, rearward beyond the position of the rear end of the terminal vehicle, and said protective cap, when mounted on the missile, surrounds all said terminal vehicle and is connected by a rear end to the connecting piece by means of articulated connecting elements.
  • a protection cap that is encompassing, that is to say, which completely surrounds the terminal vehicle in normal protection position.
  • Such an encompassing protective cap is certainly larger and therefore heavier than a localized protection cap, but this bounding cap structure which is linked to the missile, rearward beyond the position of the rear end of the terminal vehicle (via the connecting piece), minimizes the residual mass on the terminal vehicle after the separation, as specified below. This minimization of the mass maximizes the performance of the terminal vehicle in the terminal phase (which is the most sensitive).
  • a localized protection cap is lighter than a protective covering cap as mentioned above, but requires to thermally protect all parts of the terminal vehicle that would not be covered by the protective cap.
  • the set is usually more light but, once the terminal vehicle disheveled, his agility is penalized by all the mass of thermal protection become superfluous;
  • said connecting piece has a general shape of a ring.
  • said connecting piece is an intermediate part of the body of the missile, which is arranged between the terminal vehicle and the propulsion stage.
  • this intermediate piece is able to be separated from said terminal vehicle.
  • the protective cap, the connecting piece and the rotary connection elements form a one-piece assembly, the connecting piece being adapted to be fixed on a so-called support part of the missile.
  • this support part is an intermediate part of the body of the missile, which is arranged between the terminal vehicle and the propulsion stage, and which is capable of being separated from said terminal vehicle.
  • the missile comprises at least one unit for regulating the internal pressure.
  • this internal pressure regulating unit comprises at least one valve arranged in at least one channel generating an air passage between the inside of the protective cap and the outside of the missile.
  • said at least one channel is formed in said intermediate piece.
  • the pressure difference between the inside and the outside of the protective cap may be important, the internal pressure regulating unit makes it possible to prevent the cap from deforming in flight and creates an opening allowing the introduction of the aerothermal flow liable to damage structures, equipment and a sensor of the terminal vehicle.
  • said intermediate piece is configured to support the terminal vehicle and comprises ejection elements of the latter.
  • the missile comprises intermediate support elements arranged between the protective cap and the end vehicle, these intermediate support elements being fixed on an inner face of the protective cap and simply being in contact with each other. an outer face of the terminal vehicle.
  • the terminal vehicle also participates in maintaining the protective cap, which ensures a reasonable sizing (sufficiently low mass) of the latter.
  • the missile also comprises at least one shear force recovery system between the shells of the protective cap.
  • the hulls do not have to be too thick (and therefore too mass) to be able to benefit from sufficient stiffness.
  • the missile also comprises means configured to create electrical continuity between adjacent shells, electrically conductive, of the protective cap, which allows in particular to provide electromagnetic protection.
  • FIGS. 1 and 2 show schematically an example of a missile to which the present invention applies, provided with a protective cap which is, respectively, in a position mounted on the missile and in a release or opening position.
  • Figures 3 and 4 schematically show a particular embodiment of the cap according to the present invention, respectively, in a mounting position and in a mounted position.
  • Figures 5 and 6 schematically show an example of means of a shear force recovery system between the shells of the protective cap, respectively, over the entire protective cap and an enlarged portion of the protective cap.
  • the present invention applies to a missile 1 diagrammatically shown in FIGS. 1 and 2, which is provided at the front (in the direction of movement F of said missile 1) with a protective cap 2.
  • This protective cap 2 has a plurality of shells 3 and 4, in this case two shells 3 and 4 in the example of Figures 1 to 4.
  • the X-X longitudinal axis missile 1 comprises at least one releasable propulsion stage (at the rear) and a terminal vehicle 6 which is arranged at the front (in the direction of displacement F) of this propulsion stage 5.
  • such a flying terminal vehicle 6 comprises, in particular, at least one sensor 8 arranged at the front, forming for example part of a homing device and capable of being sensitive to temperature.
  • the propulsion stage 5 and the terminal vehicle 6, which may be of any conventional type, are not described further in the following description.
  • the propulsion stage or stages 5 of such a missile 1 are intended for the propulsion of said missile 1, from the firing until the approach of a target (to be neutralized by the missile 1).
  • the terminal phase of the flight is, in turn, carried out autonomously by the terminal vehicle 6, which uses in particular the information from the onboard sensor 8, for example an optoelectronic sensor intended to assist in the detection of the target.
  • the terminal vehicle 6 includes all the usual means (not further described), which are necessary to achieve this terminal flight.
  • the protective cap 2 is dropped or at least open, after separation of the different shells 3 and 4, by example by pivoting, to release the terminal vehicle 6 (flying) which then separates from the rest of the missile 1.
  • the missile 1 is therefore provided at the front of a separable protection cap 2 which is intended, in particular, to thermally and mechanically protect the terminal vehicle 6.
  • This protective cap 2 must however be able to be removed at the appropriate time, particularly for allow the use of the sensor 8 placed on the terminal vehicle 6 in the terminal phase of the flight.
  • the protective cap 2 is mounted on the missile 1 in an operating position (or protection).
  • the vehicle terminal 6 is mounted inside the protective cap 2 which is shown in thick lines.
  • shells 3 and 4 are being separated, for example by being pivoted via rotary connection elements 7 shown diagrammatically in FIG. 2, as illustrated by arrows a1 and a2, during a phase of opening or release of the protective cap 2.
  • the release of the shells 3 and 4 and the pulse to generate the movements illustrated by the arrows a1 and a2, can be generated by a suitable device 13, for example a pyrotechnic actuator preferably arranged in front of the cap 2 (inside the latter), as shown in Figures 1, 3 and 4.
  • This phase of opening or release of the protective cap 2 allows the release of the terminal vehicle 6, which can for example be ejected out of the missile 1 by means of appropriate ejection means (not shown).
  • the present invention can be applied more particularly to a missile 1 having a flight domain remaining in the atmosphere and which has kinematic performance to bring the vehicle terminal 6 at hypersonic speeds. At these high speeds, the surface temperature of the missile 1 can reach several hundred degrees Celsius under the effect of the aerothermal flow, which requires to provide a protective cap 2 effective to allow the performance and performance of structures, electronic equipment and embedded sensors.
  • said missile 1 comprises a connection piece 10A, 10B linked to the missile 1, towards the rear (in the direction opposite to the direction of movement F) beyond the position P1 of the rear end 11 of the terminal vehicle 6 when mounted on the missile 1.
  • the protective cap 2 when it is mounted on the missile 1, the protective cap 2 surrounds all said terminal vehicle 6 and is connected by a rear end 12 to the connecting piece 10A, 10B via articulated connecting elements 7, in particular hinges or other conventional rotation elements.
  • the protection provided by the protective cap 2 thus benefits not only the sensor 8, but also the entire terminal vehicle 6.
  • the protective cap 2 encompasses the entire vehicle terminal 6 and is removed just before the use of the sensor 8 and the autonomous flight of the terminal vehicle 6.
  • the autonomous flight time of the vehicle terminal 6 (with a use of the sensor 8 ) being short, it can indeed do without thermal protection during the terminal phase of the flight.
  • this protective covering cap 2 which is removed before the autonomous flight of the terminal vehicle 6, the mass linked to the protection function (necessary only before this autonomous flight) is not impinged on the terminal vehicle 6.
  • Said connecting piece 10A has a general shape of ring, whose outer diameter is substantially equal to the diameter of the body of the missile 1 in the part where is provided this connecting piece 10A.
  • the connecting piece 10A is an intermediate piece 15 of the body of the missile 1, which is arranged between the end vehicle 6 and the propulsion stage 5.
  • This intermediate piece 15 is suitable for be separated from said terminal vehicle 6.
  • the shells 3 and 4 of the protective cap 2 are thus articulated on the intermediate part 15 and the associated connecting means, in particular the rotary connection elements 7, are integral with this intermediate part 15. which can separate from the terminal vehicle 6 before the autonomous flight of the latter.
  • the protective cap 2 In a second embodiment (shown in FIGS. 3 and 4), the protective cap 2, the connecting piece 10B (in the form of a ring or ring) and the rotary connection elements 7 form a one-piece assembly 16.
  • this monobloc assembly 16 it is represented:
  • connection piece 10B is fixed on support means 17 of a support portion 18 of the missile 1 via appropriate fastening means 19. Any type of support means 17 and fastening means 19, usual and cooperating, likely to achieve satisfactory attachment of the assembly 16 on the missile 1, may be considered.
  • the support portion 18 is an intermediate part of the body of the missile 1, which is arranged between the terminal vehicle 6 and the propulsion stage 5, for example similarly to the intermediate part 15 of the first embodiment mentioned above.
  • This second embodiment makes it easier to manufacture and integrate the protective cap 2.
  • the connecting piece 10B and possibly the fixing means 19 it is possible to easily adapt the assembly. 16 to different types of existing missile.
  • the missile 1 comprises at least one unit 20 for regulating the internal pressure.
  • this internal pressure regulation unit 20 comprises at least one channel 21 creating an air passage between the inside 22 of the protective cap 2 and the outside 23 of the missile 1, and at least one valve 24 which is arranged in said channel 21.
  • the channel or channels 21 are formed in said intermediate piece 15 as shown in FIG. 1, or in the intermediate piece 18 of FIGS. 3 and 4.
  • the internal pressure regulation unit 20 is arranged far from the aerothermal flow (that is to say far from the nose 27 of the protective cap 2), which makes it possible to increase the efficiency.
  • the valve 24 may, for example, consist of a ball and a return spring thereof, sized so that the internal pressure in the protective cap 2 never exceeds a predetermined threshold (for example a few millibars ).
  • a predetermined threshold for example a few millibars
  • Other usual embodiments of valve architecture can be used.
  • the pressure difference between the inside 22 and the outside 23 of the protection cap 2 may be important, the unit 20 for regulating the internal pressure makes it possible to prevent the protective cap 2 from deforming in flight and creates an opening allowing the aerothermal flow to be introduced, which may damage the structures. , the equipment and in particular the sensor 8 of the terminal vehicle 6.
  • the intermediate part 15 interfaces with the propulsion stage 5 and the junction with the vehicle terminal 6, and serves as a passage for the channel 21 and also a hinge support for the protective cap 2.
  • the intermediate piece 15, 18 is configured to support the terminal vehicle 6, and it is provided with conventional ejection elements (not shown) to eject the latter.
  • the missile 1 comprises intermediate support elements 26 which are arranged between the protective cap 2 and the end vehicle 6 in the mounted position of FIGS. 1 and 4. These intermediate support elements 26 are :
  • the terminal vehicle 6 also participates in maintaining the protective cap 2, which ensures a reasonable dimensioning (sufficiently low mass) of the latter.
  • the terminal vehicle 6 (having in particular a large dimension) does not sag inside the protective cap 2.
  • these intermediate support elements 26 are part of the one-piece assembly 16.
  • the missile 1 also comprises at least one system 28 for taking up shear forces between the shells 3 and 4 of the protective cap 2, as shown in FIGS. 5 and 6.
  • This system 28 makes it possible to take up the shear forces between the shells 3 and 4, which do not have to be thick (and therefore too much mass) to benefit from sufficient stiffness.
  • this system 28 comprises a plurality of connection positions 29 distributed along the junction between the two shells 3 and 4. Each of these positions of Link 29 includes:
  • junctions are possible between the shells 3 and 4 of the protective part 2.
  • an internal covering with edges of cooperating shapes or with a connection of type tenon / mortise, over the entire periphery of the junction or a large part of it.
  • the shells 3 and 4 of the protective cap 2 are electrically conductive, either by being made of an electrically conductive material, or by including electrical conduction means.
  • electrical conduction means such as a metal film or a metal braid which covers a structural part of each of the shells.
  • the missile 1 also comprises means for ensuring electrical continuity between the electrically conductive shells 3 and 4 of the protective cap 2.
  • These means may comprise, as represented by way of example in the figure 6, a seal 32, in particular a charged elastomer or a metal braid, which is arranged at the junction between the two shells 3 and 4 so as to provide electrical continuity.
  • a protective cap 2 which is encompassing, that is to say which completely surrounds the vehicle terminal 6 in normal protection position.
  • a protective covering cap 2 is certainly heavier than a localized protection cap, but it minimizes the residual mass on the terminal vehicle 6 after the separation, since the means 7, 26 for protecting and articulating the shells 3 and 4 are not attached to the vehicle terminal 6 but dropped elements. This minimization of the mass maximizes the performance of the terminal vehicle 6 in the terminal phase (the most sensitive).
  • a possible loss of performance of the missile 1 in the first phase of the launch, with a protection cap 2 encompassing heavier than a localized protection cap, is compensable, including providing one or more powerful propulsion stages 5 .
  • the encompassing architecture of the protective cap 2, as described above, also has (compared to a more localized protective cap), the following advantages:

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Abstract

Le missile (1) comprend au moins un étage propulsif (5) séparable et un véhicule terminal (6) qui est agencé à l'avant de l'étage propulsif (5) séparable, ledit missile (1) étant pourvu à l'avant d'une coiffe de protection (2) séparable comprenant au moins deux coques individuelles (3, 4), et d'une pièce de liaison (10A) liée au missile (1), vers l'arrière au-delà de la position (P1) de l'extrémité arrière (11) du véhicule terminal (6), ladite coiffe de protection (2) étant configurée pour, lorsqu'elle est montée sur le missile (1), entourer tout ledit véhicule terminal (6) et étant liée par une extrémité arrière à la pièce de liaison (10A) par l'intermédiaire d'éléments de liaison articulés (7).

Description

MISSILE OURVU D'UNE COIFFE DE ROTECTION SÉPARABLE
La présente invention concerne un missile pourvu d'une coiffe de protection largable ou séparable.
Plus précisément, la présente invention s'applique à un missile comprenant au moins un étage propulsif qui est destiné à propulser le missile et qui peut être séparé de ce dernier, ainsi qu'un véhicule terminal qui est agencé à l'avant de cet étage propulsif et qui réalise un vol terminal vers une cible. Généralement, un tel véhicule terminal comprend au moins un capteur faisant par exemple partie d'un autodirecteur, qui est sensible à la température.
Bien que non exclusivement, la présente invention s'applique plus particulièrement à un missile présentant un domaine de vol restant dans l'atmosphère et qui dispose de performances cinématiques permettant d'amener le véhicule terminal à des vitesses hypersoniques. A ces hautes vitesses, la température de surface du missile peut atteindre plusieurs centaines de degrés Celsius sous l'effet du flux aérothermique, ce qui peut être préjudiciable pour la tenue et les performances des structures, et des équipements électroniques et capteurs présents.
Aussi, le missile est généralement pourvu à l'avant d'une coiffe de protection, qui comprend en général plusieurs coques individuelles et qui est destinée à protéger thermiquement et mécaniquement le véhicule terminal. Cette coiffe de protection doit pourvoir être enlevée au moment opportun, notamment pour permettre l'utilisation du capteur placé sur le véhicule terminal dans la phase terminale du vol.
On prévoit souvent une coiffe de protection localisée qui est ainsi relativement légère. Mais il est alors nécessaire de protéger thermiquement directement des parties du véhicule terminal qui ne sont pas recouvertes par la coiffe de protection. L'ensemble est généralement plus léger mais une fois le véhicule terminal décoiffé, son agilité est pénalisée par la masse de ces éléments de protection thermique. En particulier, une architecture qui prévoit que les coques de la coiffe de protection sont articulées sur le véhicule terminal, génère une importante masse résiduelle sur le véhicule, due notamment à la masse de charnières ou d'articulations des coques utilisées à cet effet, et pénalise ses performances lors du vol terminal.
La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient. Elle concerne un missile comprenant au moins un étage propulsif séparable et un véhicule terminal qui est agencé à l'avant de l'étage propulsif, ledit missile étant pourvu à l'avant d'une coiffe de protection séparable (ou largable) comprenant au moins deux coques individuelles.
Selon l'invention, ledit missile comprend une pièce de liaison liée audit missile, vers l'arrière au-delà de la position de l'extrémité arrière du véhicule terminal, et ladite coiffe de protection, lorsqu'elle est montée sur le missile, entoure tout ledit véhicule terminal et est liée par une extrémité arrière à la pièce de liaison par l'intermédiaire d'éléments de liaison articulés.
Ainsi, grâce à l'invention, on prévoit une coiffe de protection qui est englobante, c'est-à-dire qui entoure complètement le véhicule terminal en position de protection normale. Une telle coiffe de protection englobante est certes plus grande et donc plus lourde qu'une coiffe de protection localisée, mais cette structure à coiffe englobante qui est liée au missile, vers l'arrière au-delà de la position de l'extrémité arrière du véhicule terminal (via la pièce de liaison), minimise la masse résiduelle sur le véhicule terminal après la séparation, comme précisé ci-dessous. Cette minimisation de la masse maximise les performances du véhicule terminal dans la phase terminale (qui est la plus sensible).
On notera :
- qu'une coiffe de protection localisée est plus légère qu'une coiffe de protection englobante telle que précitée, mais nécessite de protéger thermiquement toutes les parties du véhicule terminal qui ne seraient pas recouvertes par la coiffe de protection. L'ensemble est généralement plus léger mais, une fois le véhicule terminal décoiffé, son agilité est pénalisée par toute la masse de protection thermique devenue superflue ; et
- qu'une éventuelle perte de performance du missile dans la première phase du lancement, avec une coiffe de protection englobante plus lourde qu'une coiffe de protection localisée, est compensable notamment par un ou des étages propulsifs plus performants.
Avantageusement, ladite pièce de liaison présente une forme générale de bague.
Dans un premier mode de réalisation, ladite pièce de liaison est une pièce intermédiaire du corps du missile, qui est agencée entre le véhicule terminal et l'étage propulsif. Avantageusement, cette pièce intermédiaire est apte à être séparée dudit véhicule terminal.
Dans un second mode de réalisation, la coiffe de protection, la pièce de liaison et les éléments de liaison rotatifs (notamment des charnières) forment un ensemble monobloc, la pièce de liaison étant apte à être fixée sur une partie dite de support du missile. De préférence, cette partie de support est une pièce intermédiaire du corps du missile, qui est agencée entre le véhicule terminal et l'étage propulsif, et qui est apte à être séparée dudit véhicule terminal.
Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, le missile comporte au moins une unité de régulation de la pression interne. Avantageusement, cette unité de régulation de la pression interne comprend au moins une valve agencée dans au moins un canal générant un passage d'air entre l'intérieur de la coiffe de protection et l'extérieur du missile. De préférence, ledit au moins un canal est pratiqué dans ladite pièce intermédiaire.
Comme en raison du flux aérothermique (dans le cas de missiles supersoniques par exemple) et de l'altitude de vol, susceptibles d'être rencontrés par le missile, la différence de pression entre l'intérieur et l'extérieur de la coiffe de protection peut être importante, l'unité de régulation de la pression interne permet d'éviter que la coiffe ne se déforme en vol et crée une ouverture laissant s'introduire le flux aérothermique susceptible d'endommager des structures, des équipements et un capteur du véhicule terminal.
En outre, avantageusement, ladite pièce intermédiaire est configurée pour supporter le véhicule terminal et comprend des éléments d'éjection de ce dernier.
Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, le missile comporte des éléments de support intermédiaires agencés entre la coiffe de protection et le véhicule terminal, ces éléments de support intermédiaires étant fixés sur une face interne de la coiffe de protection et étant simplement en contact d'une face externe du véhicule terminal.
Ainsi, grâce à ce mode de réalisation particulier :
- soit, on empêche que le véhicule terminal ne fléchisse à l'intérieur de la coiffe de protection ;
- soit, le véhicule terminal participe également au maintien de la coiffe de protection, ce qui permet de garantir un dimensionnement raisonnable (masse suffisamment faible) de cette dernière.
En outre, avantageusement, le missile comporte également au moins un système de reprise d'efforts de cisaillement entre les coques de la coiffe de protection. Grâce à ce système, les coques n'ont pas à être trop épaisses (et donc trop massiques) pour pouvoir bénéficier d'une raideur suffisante.
De plus, de façon avantageuse, le missile comporte également des moyens configurés pour créer une continuité électrique entre des coques adjacentes, électriquement conductrices, de la coiffe de protection, ce qui permet notamment d'assurer une protection électromagnétique.
Les figures annexées feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.
Les figures 1 et 2 montrent schématiquement un exemple de missile auquel s'applique la présente invention, pourvu d'une coiffe de protection qui est, respectivement, dans une position montée sur le missile et dans une position de largage ou d'ouverture.
Les figures 3 et 4 montrent schématiquement un mode de réalisation particulier de la coiffe selon la présente invention, respectivement, dans une position de montage et dans une position montée.
Les figures 5 et 6 montrent schématiquement un exemple de moyens d'un système de reprise d'efforts de cisaillement entre des coques de la coiffe de protection, respectivement, sur toute la coiffe de protection et sur une partie agrandie de la coiffe de protection.
La présente invention s'applique à un missile 1 représenté schématiquement sur les figures 1 et 2, qui est pourvu à l'avant (dans le sens de déplacement F dudit missile 1) d'une coiffe de protection 2. Cette coiffe de protection 2 comporte une pluralité de coques 3 et 4, en l'occurrence deux coques 3 et 4 sur l'exemple des figures 1 à 4.
Le missile 1 d'axe longitudinal X-X, comprend au moins un étage propulsif 5 largable (à l'arrière) et un véhicule terminal 6 qui est agencé à l'avant (dans le sens de déplacement F) de cet étage propulsif 5.
En général, un tel véhicule terminal 6 volant comprend, notamment, au moins un capteur 8 agencé à l'avant, faisant par exemple partie d'un autodirecteur et susceptible d'être sensible à la température. L'étage propulsif 5 et le véhicule terminal 6 qui peuvent être de tout type usuel, ne sont pas décrits davantage dans la description suivante.
De façon usuelle, le ou les étages propulsifs 5 d'un tel missile 1 sont destinés à la propulsion dudit missile 1 , à partir du tir jusqu'à l'approche d'une cible (devant être neutralisée par le missile 1). La phase terminale du vol est, quant à elle, réalisée de façon autonome par le véhicule terminal 6, qui utilise notamment les informations issues du capteur 8 embarqué, par exemple un capteur optoélectronique destiné à aider à la détection de la cible. Pour ce faire, le véhicule terminal 6 comprend tous les moyens usuels (non décrits davantage), qui sont nécessaires pour réaliser ce vol terminal. Avant de mettre en œuvre la phase terminale, la coiffe de protection 2 est larguée ou tout au moins ouverte, après une séparation des différentes coques 3 et 4, par exemple par pivotement, pour libérer le véhicule terminal 6 (volant) qui se sépare ensuite du reste du missile 1.
Le missile 1 est donc pourvu à l'avant d'une coiffe de protection 2 séparable qui est destinée, notamment, à protéger thermiquement et mécaniquement le véhicule terminal 6. Cette coiffe de protection 2 doit cependant pourvoir être enlevée au moment opportun, notamment pour permettre l'utilisation du capteur 8 placé sur le véhicule terminal 6 dans la phase terminale du vol.
Dans la situation de la figure 1 , la coiffe de protection 2 est montée sur le missile 1 dans une position de fonctionnement (ou de protection). Le véhicule terminal 6 est monté à l'intérieur de la coiffe de protection 2 qui est représentée en trait épais.
En outre, dans la situation de la figure 2, les coques 3 et 4 sont en train de se séparer, par exemple en étant pivotées via des éléments de liaison rotatifs 7 représentés schématiquement sur la figure 2, comme illustré respectivement par des flèches a1 et a2, durant une phase d'ouverture ou de largage de la coiffe de protection 2. La libération des coques 3 et 4 et l'impulsion pour générer les mouvements illustrés par les flèches a1 et a2, peuvent être engendrées par un dispositif approprié 13, par exemple un actionneur pyrotechnique agencé de préférence à l'avant de la coiffe 2 (à l'intérieur de cette dernière), comme représenté sur les figures 1 , 3 et 4. Cette phase d'ouverture ou de largage de la coiffe de protection 2 permet la libération du véhicule terminal 6, qui peut par exemple être éjecté hors du missile 1 à l'aide de moyens d'éjection appropriés (non représentés).
Bien que non exclusivement, la présente invention peut s'appliquer plus particulièrement à un missile 1 présentant un domaine de vol restant dans l'atmosphère et qui dispose de performances cinématiques permettant d'amener le véhicule terminal 6 à des vitesses hypersoniques. A ces hautes vitesses, la température de surface du missile 1 peut atteindre plusieurs centaines de degrés Celsius sous l'effet du flux aérothermique, ce qui nécessite de prévoir une coiffe de protection 2 efficace pour permettre la tenue et les performances des structures, des équipements électroniques et des capteurs embarqués.
Selon l'invention, ledit missile 1 comprend une pièce de liaison 10A, 10B liée au missile 1 , vers l'arrière (dans le sens opposé au sens de déplacement F) au-delà de la position P1 de l'extrémité arrière 11 du véhicule terminal 6 lorsqu'il est monté sur le missile 1.
De plus, selon l'invention, lorsqu'elle est montée sur le missile 1 , la coiffe de protection 2 entoure tout ledit véhicule terminal 6 et est liée par une extrémité arrière 12 à la pièce de liaison 10A, 10B par l'intermédiaire d'éléments de liaison articulés 7, notamment des charnières ou d'autres éléments de rotation usuels.
La protection offerte par la coiffe de protection 2 bénéficie ainsi non seulement au capteur 8, mais également au véhicule terminal 6 tout entier. La coiffe de protection 2 englobe l'ensemble du véhicule terminal 6 et elle est enlevée juste avant l'utilisation du capteur 8 et le vol autonome du véhicule terminal 6. La durée de vol autonome du véhicule terminal 6 (avec une utilisation du capteur 8) étant courte, on peut en effet se passer de protection thermique pendant la phase terminale du vol. Ainsi, grâce à cette coiffe de protection 2 englobante, qui est enlevée avant le vol autonome du véhicule terminal 6, on n'impute pas la masse liée à la fonction de protection (nécessaire uniquement avant ce vol autonome) sur le véhicule terminal 6.
Ladite pièce de liaison 10A présente une forme générale de bague, dont le diamètre externe est sensiblement égal au diamètre du corps du missile 1 dans la partie où est prévue cette pièce de liaison 10A.
Dans un premier mode de réalisation représenté sur la figure 1 , la pièce de liaison 10A est une pièce intermédiaire 15 du corps du missile 1 , qui est agencée entre le véhicule terminal 6 et l'étage propulsif 5. Cette pièce intermédiaire 15 est apte à être séparée dudit véhicule terminal 6.
Les coques 3 et 4 de la coiffe de protection 2 sont ainsi articulées sur la pièce intermédiaire 15 et les moyens de liaison associés, en particulier les éléments de liaison rotatifs 7, sont solidaires de cette pièce intermédiaire 15 qui peut se séparer du véhicule terminal 6 avant le vol autonome de ce dernier.
Ce mode de réalisation permet notamment :
- un découpage industriel entre les différents sous-systèmes (coiffe de protection 2, véhicule terminal 6, pièce intermédiaire 15, et étage(s) propulsif (s) 5) ;
- de supporter le véhicule terminal 6 et d'intégrer des dispositifs d'éjection (non représentés) de ce dernier ; et
- d'intégrer une unité 20 de régulation de pression interne, précisée ci- dessous, loin du flux aérothermique (c'est-à-dire loin du nez 27 de la coiffe de protection 2), pour plus d'efficacité.
Dans un second mode de réalisation (représenté sur les figures 3 et 4), la coiffe de protection 2, la pièce de liaison 10B (réalisée sous forme de bague ou couronne) et les éléments de liaisons rotatifs 7 forment un ensemble monobloc 16. Pour bien préciser cet ensemble monobloc 16, il est représenté :
- dans une position de montage sur la figure 3, l'ensemble 16 étant déplacé vers l'arrière dans le sens E, coaxialement à l'axe X-X, jusqu'à ce que son extrémité arrière 12 arrive dans la bonne position. Il est alors fixé sur le missile 1 ; et
- dans une position montée sur la figure 4. Dans cette position montée, la pièce de liaison 10B est fixée sur des moyens de support 17 d'une partie de support 18 du missile 1 , via des moyens de fixation 19 appropriés. Tout type de moyens de support 17 et de moyens de fixation 19, usuels et coopérant, susceptibles de réaliser une fixation satisfaisante de l'ensemble 16 sur le missile 1 , peut être envisagé.
De préférence, la partie de support 18 est une pièce intermédiaire du corps du missile 1 , qui est agencée entre le véhicule terminal 6 et l'étage propulsif 5, par exemple de façon similaire à la pièce intermédiaire 15 du premier mode de réalisation précité. Ce second mode de réalisation permet de faciliter la fabrication et l'intégration de la coiffe de protection 2. De plus, en adaptant la pièce de liaison 10B et éventuellement les moyens de fixation 19, on est en mesure d'adapter facilement l'ensemble 16 à des types différents de missile existant.
Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, le missile 1 comporte au moins une unité 20 de régulation de la pression interne. Comme représenté schématiquement sur la figure 1 , cette unité 20 de régulation de la pression interne comprend au moins un canal 21 créant un passage d'air entre l'intérieur 22 de la coiffe de protection 2 et l'extérieur 23 du missile 1 , et au moins une valve 24 qui est agencée dans ledit canal 21.
Dans un mode de réalisation particulier, le ou les canaux 21 sont pratiqués dans ladite pièce intermédiaire 15 comme représenté sur la figure 1 , ou dans la pièce intermédiaire 18 des figures 3 et 4. Ainsi, l'unité 20 de régulation de pression interne, est agencée loin du flux aérothermique (c'est- à-dire loin du nez 27 de la coiffe de protection 2), ce qui permet d'augmenter l'efficacité.
La valve 24 peut, par exemple, être constituée d'une bille et d'un ressort de rappel de celle-ci, dimensionné pour que la pression interne dans la coiffe de protection 2 ne dépasse jamais un seuil prédéterminé (par exemple de quelques millibars). D'autres réalisations usuelles d'architecture de valve peuvent être utilisées.
Comme en raison du flux aérothermique (dans le cas de missiles supersoniques par exemple) et de l'altitude de vol, susceptibles d'être rencontrés par le missile 1 , la différence de pression entre l'intérieur 22 et l'extérieur 23 de la coiffe de protection 2 peut être importante, l'unité 20 de régulation de la pression interne permet d'éviter que la coiffe de protection 2 ne se déforme en vol et crée une ouverture laissant s'introduire le flux aérothermique susceptible d'endommager les structures, les équipements et notamment le capteur 8 du véhicule terminal 6.
Par conséquent, dans un tel mode de réalisation, comme représenté sur la figure 1 , la pièce intermédiaire 15 fait l'interface avec l'étage propulsif 5 et la jonction avec le véhicule terminal 6, et sert de passage pour le canal 21 et également de support de charnière pour la coiffe de protection 2.
Dans un mode de réalisation particulier, la pièce intermédiaire 15, 18 est configurée pour supporter le véhicule terminal 6, et elle est pourvue d'éléments d'éjection usuels (non représentés) pour éjecter ce dernier.
Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, le missile 1 comporte des éléments de support intermédiaires 26 qui sont agencés entre la coiffe de protection 2 et le véhicule terminal 6 dans la position montée des figures 1 et 4. Ces éléments de support intermédiaires 26 sont :
- d'une part, fixés (par une extrémité 26A) sur une face interne 2A de la coiffe de protection 2, comme représenté sur la figure 1 ; et
- d'autre part, simplement en contact (par l'autre extrémité 26B) d'une face externe 6A du véhicule terminal 6, par exemple via une semelle ou un patin approprié.
Ainsi, grâce à ce mode de réalisation particulier, le véhicule terminal 6 participe également au maintien de la coiffe de protection 2, ce qui permet de garantir un dimensionnement raisonnable (masse suffisamment faible) de cette dernière.
Avec ce mode de réalisation particulier, dans une variante de réalisation, on peut prévoir une raideur importante de la coiffe de protection 2 de manière à empêcher, à l'aide des éléments de support intermédiaires, que le véhicule terminal 6 (présentant notamment une grande dimension) ne fléchisse à l'intérieur de la coiffe de protection 2.
Dans le second mode de réalisation des figures 3 et 4, ces éléments de support intermédiaires 26 font partie de l'ensemble monobloc 16.
Par ailleurs, le missile 1 comporte également au moins un système 28 de reprise d'efforts de cisaillement entre les coques 3 et 4 de la coiffe de protection 2, comme représenté sur les figures 5 et 6.
Ce système 28 permet de reprendre les efforts de cisaillement entre les coques 3 et 4, qui n'ont ainsi pas à être épaisses (et donc trop massiques) pour bénéficier d'une raideur suffisante. Dans le mode de réalisation particulier (donné à titre d'exemple) des figures 5 et 6, ce système 28 comprend une pluralité de positions de liaison 29 réparties le long de la jonction entre les deux coques 3 et 4. Chacune de ces positions de liaison 29 comprend :
- un évidement oblong 30 pratiqué dans une coque 4 le long de sa paroi ; et - un tenon 31 qui est fixé sur l'autre coque 3, et qui est mobile dans l'évidement oblong 30 le long de la paroi, mais qui empêche un mouvement transversal.
Dans le cadre de la présente invention, d'autres types de jonctions sont possibles entre les coques 3 et 4 de la pièce de protection 2. En particulier, on peut envisager un recouvrement interne, avec des bords de formes coopérantes ou avec une liaison de type tenon/mortaise, sur toute la périphérie de la jonction ou sur une grande partie de cette dernière.
Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, les coques 3 et 4 de la coiffe de protection 2 sont électriquement conductrices, soit en étant réalisées en un matériau électriquement conducteur, soit en comprenant des moyens de conduction électrique. De nombreux moyens différents sont envisageables pour ce faire, tels qu'un film métallique ou une tresse métallique qui recouvre une partie structurelle de chacune des coques.
Dans ce mode de réalisation particulier, le missile 1 comporte également des moyens pour assurer une continuité électrique entre les coques 3 et 4 électriquement conductrices de la coiffe de protection 2. Ces moyens peuvent comporter, comme, représenté à titre d'exemple sur la figure 6, un joint 32, en particulier un élastomère chargé ou une tresse métallique, qui est agencé au niveau de la jonction entre les deux coques 3 et 4 de manière à réaliser une continuité électrique.
Dans le cadre de la présente invention, d'autres variantes de réalisation sont également possibles pour assurer une continuité électrique. En particulier, on peut envisager un élément (ou plaque) électriquement conducteur, qui relie à l'intérieur deux coiffes en recouvrant la jonction. Ce mode de réalisation particulier permet d'éviter la génération d'arcs électriques au niveau de la jonction et d'assurer une protection électromagnétique.
Grâce à l'invention, on prévoit donc une coiffe de protection 2 qui est englobante, c'est-à-dire qui entoure complètement le véhicule terminal 6 en position de protection normale. Une telle coiffe de protection 2 englobante est certes plus lourde qu'une coiffe de protection localisée, mais elle minimise la masse résiduelle sur le véhicule terminal 6 après la séparation, puisque les moyens 7, 26 de protection et d'articulation des coques 3 et 4 sont solidaires non pas du véhicule terminal 6 mais des éléments largués. Cette minimisation de la masse maximise les performances du véhicule terminal 6 dans la phase terminale (la plus sensible).
On notera qu'une éventuelle perte de performances du missile 1 dans la première phase du lancement, avec une coiffe de protection 2 englobante plus lourde qu'une coiffe de protection localisée, est compensable, notamment en prévoyant un ou des étages propulsifs 5 plus performants.
L'architecture englobante de la coiffe de protection 2, telle que décrite ci-dessus, présente également (par rapport à une coiffe de protection plus localisée), les avantages suivants :
- une protection accrue ; et
- une plus grande souplesse aux évolutions de réalisation du véhicule terminal 6 et/ou de l'étage propulsif 5.

Claims

REVENDICATIONS
1. Missile comprenant au moins un étage propulsif (5) séparable et un véhicule terminal (6) qui est agencé à l'avant de l'étage propulsif (5) séparable, ledit missile (1) étant pourvu à l'avant d'une coiffe de protection (2) séparable comprenant au moins deux coques individuelles (3, 4),
caractérisé en ce qu'il comprend une pièce de liaison (10A, 10B) liée au missile (1), vers l'arrière au-delà de la position (P1) de l'extrémité arrière (11) du véhicule terminal (6), et en ce que ladite coiffe de protection (2), lorsqu'elle est montée sur le missile (1), entoure tout ledit véhicule terminal (6) et est liée par une extrémité arrière à la pièce de liaison (10A, 10B) par l'intermédiaire d'éléments de liaison articulés (7).
2. Missile selon la revendication 1 ,
caractérisé en ce que ladite pièce de liaison (10A, 10B) présente une forme générale de bague.
3. Missile selon l'une des revendications 1 et 2,
caractérisé en ce que ladite pièce de liaison (10A) est une pièce intermédiaire
( 5) du corps du missile (1), qui est agencée entre le véhicule terminal (6) et l'étage propulsif (5).
4. Missile selon la revendication 3,
caractérisé en ce que cette pièce intermédiaire (15) est apte à être séparée dudit véhicule terminal (6).
5. Missile selon l'une des revendications 1 et 2,
caractérisé en ce que ladite coiffe de protection (2), ladite pièce de liaison (10B) et lesdits éléments de liaison rotatifs (7) forment un ensemble monobloc
(16) , ladite pièce de liaison (10B) étant apte à être fixée sur une partie dite de support (18) du missile (1).
6. Missile selon la revendication 5,
caractérisé en ce que cette partie de support (18) est une pièce intermédiaire du corps du missile (1), qui est agencée entre le véhicule terminal (6) et l'étage propulsif (5).
7. Missile selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte au moins une unité (20) de régulation de la pression interne.
8. Missile selon la revendication 7,
caractérisé en ce que ladite unité (20) de régulation de la pression interne comprend au moins une valve (24) agencée dans au moins un canal (21) générant un passage d'air entre l'intérieur (22) de la coiffe de protection (2) et l'extérieur (23) du missile (1).
9. Missile selon l'une des revendications 3 et 6, et la revendication 8, caractérisé en ce que ledit au moins un canal (21) est pratiqué dans ladite pièce intermédiaire (15, 18).
10. Missile selon l'une des revendications 3 et 6,
caractérisé en ce que ladite pièce intermédiaire (15, 18) est configurée pour supporter le véhicule terminal (6) et comprend des éléments d'éjection de ce dernier.
11. Missile selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte des éléments de support intermédiaires (26) agencés entre la coiffe de protection (2) et le véhicule terminal (6), lesdits éléments de support intermédiaires (26) étant fixés sur une face interne (2A) de la coiffe de protection (2) et étant en contact d'une face externe (6A) du véhicule terminal (6).
12. Missile selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un système (28) de reprise d'efforts de cisaillement entre les coques (3, 4) de la coiffe de protection (2).
3. Missile selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (32) configurés pour créer une continuité électrique entre des coques (3, 4) adjacentes, électriquement conductrices, de la coiffe de protection (2).
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