BE821961A - TUBULAR PROJECTILES - Google Patents

Description

       

  Projectiles tubulaires. 

  
La présente invention concerne un projectile tubulaire. Elle a trait, d'une manière plus spécifique, à un projectile tubulaire d'un callbre normal ou sous-calibré, conformé de manière à suivre une trajectoire désirée, en établissant des conditions d'écoulement de l'air présélectionnées à l'intérieur du projectile.

  
Les projectiles sont habituellement lancés à partir d'une bouche à feu,d'une rampe de lancement ou d'un dispositif analogue. Ils doivent normalement suivre une trajectoire désirée à partir d'un lieu ou d'un véhicule de lancement vers un objectif ou une zone d'objectif. La trajectoire désirée n'est pas toujours suivie. Ceci peut être dû à des exigences rigoureuses concernant la trajectoire, par exemple une trajectoire présentant une décroissance de vitesse lente vers l'objectif, suivie d'une décroissance de vitesse rapide et d'une instabilité au-delà de l'objectif pour diminuer la portée. Dans une autre situation, il est nécessaire de maximaliser la portée. La déviation de la trajectoire peut également

  
être due à des forces étrangères et disruptives produites soit pendant le lancement, soit au cours du vol libre.

  
On a déjà cherché dans le passé à éviter certaines de ces difficultés. Ainsi, on a déterminé, par exemple, que la portée maximum et la précision de la trajectoire d'un projectile dépendent de facteurs tels qu'une masse élevée, des forces de trainée faibles et une vitesse de lancement élevée. Ces facteurs ne sont cependant pas toujours complémentaires. En effet, quoiqu'une vitesse initiale élevée exige un rapport section:poids important, une portée maximum demande que ce rapport soit petit. On a réussi à éviter cette difficulté en utilisant un projectile sous-calibré soutenu, lors du lancement, par un sabot conçu pour se détacher

  
du projectile à sa sortie du tube de lancement. A ce stade, le lecteur est invité à se référer, par exemple, au brevet américain

  
n[deg.] 2.386.054 accordé le 2 octobre 1945 à W.N.McGee. Le projectile décrit dans ce brevet comprend un corps principal et un culot pouvant s'en séparer lors du lancement. Cette séparation est provoquée

  
par la pression de l'air qui agit sur le culot. Le corps principal du projectile, dans ce brevet, présente un alésage d'un diamètre uniforme et égal approximativement,au cinquième du diamètre du corps cylindrique. Cet alésage traverse le corps du projectile axialement de part en part. L'air qui s'écoule au travers de cet alésage peut donc atténuer toute dépression éventuellement créée à la base du projectile, augmentant ainsi la vitesse et allongeant la distance de vol.

  
Cependant, dans de nombreuses circonstances, d'autres difficultés surgissent car le sabot requis est souvent compliqué et par conséquent onéreux. De plus, la séparation du sabot peut introduire des mouvements de lacet qui produisent des angles d'attaque initiaux trop importants.

  
Des tentatives visant à éviter les difficultés associées à la stabilité d'un projectile ont abouti à la mise au point de moyens visant à faire tourner ce projectile sur lui-même. La rotation du projectile vise à induire des moments gyroscopiques qui sont supérieurs aux moments aérodynamiques permettant à ce projectile de suivre sa trajectoire. Cependant, des dirricultés persistent car la longueur d'un projectile stabilisé par rotation gyroscopique est limitée à un maximum d'environ 5 diamètres. Au-delà de cette proportion, le rapport du moment d'inertie axial au moment d'inertie transversal peut être insuffisant pour procurer la stabilité longitudinale nécessaire.

  
Il peut s'avérer intéressant, pour le lecteur, de se référer au brevet américain n[deg.] 2.638.051 accordé le 12 mai 1953 à C.L. Critchfield. Ce brevet concerne un noyau de projectile comportant un sabot qui se détache facilement du projectile pendant le vol. Toute tendance du noyau à subir des mouvements de lacet ou à dévier de sa trajectoire précise est ainsi contrecarrée sans pour autant diminuer la vitesse du projectile. Pour réaliser ses objectifs, ce brevet procure un projectile qui reste bien centré pendant son trajet dans le tube de lancement ou le canon de

  
la bouche à feu, le rejet du sabot s'effectuant promptement lors du lancement. Selon ce brevet, le sabot est détaché par la pression de l'air et les forces centrifuges produites par la rotation gyroscopique du projectile. Le sabot décrit présente un certain nombre d'entailles qui assurent que tout le sabot se détache du projectile sous l'action des forces centrifuges.

  
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 <EMI ID=2.1> 

  
nécessaire de mettre au point un projectile relativement simple et économique à fabriquer. Le plus important est que ce projectile doit au moins atténuer et de préférence éliminer les difficultés du type mentionné plus haut, qui ont persisté en dépit des efforts visant à les réduire. 

  
L'invention paraît éviter de nombreux inconvénients des constructions connues. Le projectile tubulaire décrit ci-dessous est de calibre normal ou sous-calibré. De plus, la configuration et le profil intérieur d'un projectile tubulaire du type envisagé peuvent être conçus pour satisfaire diverses exigences de trajectoire. D'une manière plus spécifique, l'invention prévoit une augmentation ou une diminution réglable des forces de traînée applicables à un projectile tubulaire en vol libre supersonique,

  
pour amener ce projectile à suivre une trajectoire ou une ligne

  
de vol présélectionnée.

  
Suivant l'invention, il est donc prévu un projectile tubulaire comprenant un corps tubulaire qui comporte un bord d'attaque et un bord de fuite ainsi qu'une ouverture centrale qui s'étend axialement dans le projectile et qui présente une surface interne reliant les bords l'un à l'autre, la surface interne ainsi qu'au moins le bord d'attaque étant conformés de manière à produire, pendant le vol, des caractéristiques d'écoulement de l'air présélectionnées à l'intérieur de l'ouverture centrale, régissant ainsi la résistance aérodynamique, c'est-à-dire la traînée du projectile pour obtenir la ligne de vol désirée. Dans une forme de réalisation, le bord d'attaque et le profil intérieur de l'ouverture centrale sont conformés de manière à créer des champs d'écoulement positif et négatif à l'intérieur de l'ouverture centrale.

   Ces champs d'écoulement réagissent entre eux pour diminuer la traînée de pression et la traînée de culot du projectile. Cette diminution des forces de traînée augmente la portée, c'est-à-dire la distance de vol du projectile.

  
Dans une autre forme d'exécution de l'invention, le bord d'attaque et le profil intérieur de l'ouverture centrale du projectile tubulaire sont conformés de manière à produire une traînée minimum dans une gamme de vitesses prédéterminées allant jusqu'à une vitesse critique à laquelle des conditions d'écoulement aérodynamiques étranglé s'établissent subitement à l'intérieur de l'ouverture centrale. Ces conditions d'écoulement créent une onde de choc normale en avan&#65533; du projectile, pendant son vol libre, et exercent une force de traînée de pression considérablement accrue sur le projectile. Cette force de traînée de pression accrue diminue rapidement la portée du projectile, c'est-à-dire qu'on l'utilise pour limiter cette portée.

  
Une autre forme d'exécution d'un projectile tubulaire du type envisagé par l'invention comporte une surface de support près de son bord de fuite, conformée de manière à recevoir un culot de poussée qui a la forme d'un projectile non tubulaire. Les deux projectiles peuvent être séparés, lors du lancement, par la pression de stagnation importante produite dans l'ouverture centrale.

  
Dans une forme d'exécution préférée d'un projectile tubulaire conforme à l'invention, les bords d'attaque et de fuite comprennent chacun un couteau délimitant le sommet d'un coin annulaire de section conique, considéré radialement par rapport au corps tubulaire. Dans certains cas, le coin annulaire est un coin intérieur propre à faire dévier l'écoulement de l'air dans l'ouverture centrale où le profil de la surface interne et le coin intérieur produisent des champs d'écoulement négatif et positif à l'intérieur de l'ouverture. Ces champs d'écoulement réagissent l'un sur l'autre pour produire des forces de traînée de pression qui agissent sur le projectile pendant son vol libre.

   Dans encore une autre forme d'exécution préférée de l'invention, le coin annulaire, sur le bord ou l'extrémité d'attaque du corps tubulaire, délimite une entrée convergente de l'ouverture centrale, le coin et l'entrée se terminant à une discontinuité aérodynamique disposée

  
à une distance vers l'avant du bord d'attaque comprise entre environ un quart et la moitié de la longueur du projectile. Une autre forme d'exécution préférée du projectile conforme à l'invention présente deux discontinuités aérodynamiques dans l'ouverture centrale, ces discontinuités étant espacées l'une de l'autre dans le sens axial du projectile pour établir les limites ou les extrémités

  
d'un étranglement de section constante. Cet étranglement peut

  
agir dans une gamme prédéterminée de vitesses supersoniques du projectile en vol libre afin de produire des conditions d'écoulement aérodynamique étranglé dans l'ouverture centrale. Ceci produit une onde de choc normale ou détachée du bord d'attaque du projectile et impose,sur le projectile,des forces de traînée de pression* sensiblement accrues qui diminuent la portée du projectile.

  
La brève description qui précède se rapporte à diverses formes d'exécution dans lesquelles les bords d'attaque et de fuite forment chacun un sommet d'un coin annulaire qui peut avoir la forme d'un coin intérieur ou d'un coin composite. Le profil de

  
ces coins est normalement linéaire, cependant un profil courbe pourrait également être utilisé, si on le désire. 

  
 <EMI ID=3.1> 

  
Divers avantages et diverses particularités de l'invention ressortiront clairement de la description détaillée de certaines formes d'exécution préférées donnée ci-après, à titre d'exemple, avec référence aux dessins annexés, dans lesquels :

  
la Fig. 1 est une vue en élévation de côté, en coupe longitudinale, montrant des détails d'une forme simple de projectile tubulaire suivant l'invention;

  
la Fig. 2 est une vue également en élévation de côté, en coupe longitudinale, d'une autre forme d'exécution de l'invention;

  
la Fig. 3 est également une vue en élévation de côté, en coupe longitudinale, d'encore une autre forme d'exécution de l'invention;

  
 <EMI ID=4.1> 

  
trant les parties avec lesquelles une forme d'exécution préférée de l'invention est utilisée, avant leur assemblage en vue du lancement;

  
la Fig. 5 est une vue en élévation de côté, en coupe longitudinale, d'encore une autre forme d'exécution de l'invention;

  
les Fig. 6, 7, 8 et 8a sont des vues schématiques montrant des versions théoriques et pratiques d'un projectile tubulaire conforme à l'invention et indiquant les effets des champs d'écoulement à interaction dans l'ouverture centrale du projectile;

  
la Fig. 9 est une vue schématique montrant la structure des champs d'écoulement supersonique autour d'un projectile tubulaire;

  
les Fig. 10, 11 et 12 sont également des vues schématiques montrant les ondes de choc formées par trois formes d'exécution différentes suivant l'invention et produites à des vitesses
(nombres de Mach) différentes;

  
la Fig. 13 est un graphique représentant la relation entre le coefficient de traînée reporté en regard de la vitesse (nombre de Mach) d'un projectile tubulaire conforme à l'invention, comparée à celui d'un projectile classique;

  
la Fig. 14 est également un graphique montrant les exigences de portée de projectiles classiques et de projectiles tubulaires;

  
les Fig. 15 et 16 sont des images de visualisation par ombres établies pour montrer la structure de l'onde de choc associée à un projectile tubulaire conforme à l'invention et se dépla-çant à différentes vitesses supersoniques, la Fig. 15 montrant un écoulement supersonique non étranglé tandis que la Fig. 16 montre les ondes de choc accompagnant un écoulement étranglé dans un porjectile tubulaire;

  
les Fig. 17 et 17a sont des vues en élévation montrant schématiquement l'effet du contact et de la pénétration d'un objectif par un projectile tubulaire du type conforme à l'invention;

  
la Fig. 18 est un graphique de la pénétration de projectiles tubulaires conformes à l'invention et des fragments qui résultent de cette pénétration, et

  
la Fig. 19 est une vue en élévation de côté schématique de la manière dont une détonation par choc d'un explosif peut être effectuée avec un projectile tubulaire conforme à l'invention.

  
Aux dessins, les Fig. 1 et 7 montrent en 10 une forme de projectile tubulaire selon l'invention. Le projectile 10 comprend un corps tubulaire 12 dont la surface extérieure, dans ce cas-ci,

  
est en général cylindrique. Le corps 12 présente un bord d'attaque 16, à une extrémité, et un bord de fuite 18, à l'autre extré-

  
 <EMI ID=5.1> 

  
bulaire 10 se déplaçant en vol libre, de gauche à droite. L'écoulement de l'air par rapport au projectile 10 s'effectue donc dans

  
le sens opposé, comme l'indique la flèche 20. Dans cette forme d'exécution, le bord d'attaque 16 forme le sommet d'un coin intérieur indiqué en 22. Le coin intérieur est annulaire et sa section

  
a la forme d'un cane qui va en se rétrécissant suivant des trajets en

  
 <EMI ID=6.1> 

  
s'élève donc en pente douce vers l'intérieur vers l'axe central du projectile 10 et se termine à un étranglement 26. Cet étranglement
26 forme une zone planaire de section minimum dans une ouverture cen-

  
 <EMI ID=7.1> 

  
l'étranglement 26 constitue une discontinuité aérodynamique dans

  
 <EMI ID=8.1> 

  
rapport au projectile 10, d'une extrémité à l'autre de celui-ci. En effet, le bord d'attaque 16 et le bord de fuite 18 peuvent être considérés comme formant une entrée et une sortie communiquant avec l'ouverture centrale 28.

  
La forme d'exécution des Fig. 1 et 7 montre le corps tubulaire 12 qui comporte une partie disposée en aval de l'étran-

  
 <EMI ID=9.1>  coin intérieur 30 est également annulaire et comprend une surface intérieure 32. La surface intérieure 32 suit des lignes droites qui vont de l'étranglement 26 à un sommet délimité par le bord

  
de fuite 18. Il ressort de la Fig. 1 que la configuration représentée présente une symétrie spéculaire de-part et d'autre d'un plan parallèle à un plan passant par l'étranglement 26. D'une manière plus spécifique, dans cette forme d'exécution, la symétrie spéculaire se présente de chaque côté d'un plan coïncidant avec l'étranglement 26.

  
Les bords d'attaque et de fuite 16 et 18 ont la forme de couteaux. L'angle inclus entre les surfaces intérieures représen-

  
 <EMI ID=10.1> 

  
12 est petit. Aux fins de l'invention, l'angle contenu au sommet des coins du bords d'attaque et de fuite est inférieur à environ
15[deg.] et est compris de préférence entre 5 et 10[deg.] environ. De plus, le rapport de l'épaisseur de la paroi au diamètre extérieur du corps tubulaire 12 doit être petit. Ceci réduit au minimum la section frontale et la déviation du flux ou de l'écoulement supersonique à travers le projectile 10. Ce rapport est limité par les conditions d'écoulement et par la stabilité longitudinale dynamique du projectile en vol libre. Il faut mentionner à nouveau que

  
le profil et la forme en coupe du coin annulaire formant les extrémités d'attaque et de fuite du projectile 10 peuvent varier. Le coin annulaire aux extrémités d'attaque et/ou de fuite du projectile 10 peut ainsi avoir la forme d'un double coin, d'un coin mixte, d'un coin intérieur ou de variante. Le profil ou la forme peuvent également être courbes, et si on le désire, selon l'application prévue et les contraintes éventuelles quelconques imposées par le lancement. L'extrémité de fuite du projectile 10, par exemple,

  
est habituellement modifiée pour accepter un culot de poussée nécessaire pour le lancement.

  
Après le lancement à partir d'une bouche à feu, d'une rampe de lancement ou d'un dispositif analogue, le projectile tubulaire 10 se déplace en vol libre. Ce projectile 10 doit norma-

  
 <EMI ID=11.1> 

  
prévus pour déterminer une trajectoire désirée avec des caractéristiques de vol prédéterminées. Il est à noter que la forme des coins des bords d'attaque et de fuite de concert avec les surfaces

  
 <EMI ID=12.1> 

  
et de réflexion d'ondes de choc qui existent dans l'ouver- <EMI ID=13.1> 

  
ture centrale 28. Il est à noter que le projectile tubulaire 10 est normalement lancé à des vitesses supersoniques. Des champs d'écoulement supersoniques sont donc associés au projectile tubulaire 10 et ces chanps peuvent avoir deux structures différentes. Dans un cas. le champ d'écoulement peut produire une onde de choc oblique dans laquelle une onde de choc de compression est fixée au bord d'attaque 16, est suivie d'une région de détente,

  
et ensuite d'une onde de choc de recompression fixée au bord de fuite 18. Une telle onde de choc oblique peut apparaître, par exemple, sur les Fig. 9, 10 et 15. Un champ d'écoulement supersonique dans lequel une onde de choc oblique est formée indique des forces de traînée faibles. De plus, il est à noter que la puissante onde de choc oblique fixée au bord de fuite 18 du projectile 10 indique que l'écoulement aérodynamique à l'intérieur du projectile tubulaire est supersonique.

  
Dans le second cas, le champ d'écoulement associé au projectile tubulaire 10 peut présenter une forte onde de choc normale
(ou une onde détachée), c'est-à-dire détachée du bord d'attaque 16 du projectile tubulaire 10. Ceci est clairement indiqué en 17 sur la Fig. 16 et a également été montré schématiquement dans certaines représentations de champs d'écoulement des Fig. 11 et 12.

  
La présence d'une puissante onde de choc normale détachée du bord d'attaque 16 indique que des conditions d'écoulement étranglé existent dans ce projectile. Des conditions d'écoulement étranglé tendent à donner l'impression que le projectile est un cylindre plein et, en tout cas, imposent des forces de traînée importantes sur le projectile.

  
Le phénomène d'étranglement du projectile tubulaire 10 a été établi dans des essais effectués dans une soufflerie aérodynamique au moyen de modèles de 105 mm et à l'aide de techniques de visualisation des champs d'écoulement. Ces essais ont été exécutés

  
à des nombres de Mach de 1,8, 2,25, 3 et 4,25, des angles d'attaque variant de 2 à +18[deg.] et des nombres de Reynolds de vol chaque fois que cela s'est avéré possible. Les résultats de ces essais sont indiqués dans les visualisations des champs d'écoulement des Fig. 10, 11 et 12. D'une manière spécifique, on peut voir que le projectile tubulaire 10 comportant un coin de bord d'attaque ex- <EMI ID=14.1> 

  
née faibles aux quatre nombres de Mach vérifiés. Le projectile tubulaire 10 qui comporte un coin de bord d'attaque composite a été étranglé et accuse des forces de traînée élevées à

  
des nombres de Mach de 3,8 et 2,25, mais il s'est révélé non étranglé, c'est-à-dire qu'il est traversé par un écoulement supersonique, à des nombres de Mach de 3 et

  
 <EMI ID=15.1> 

  
d'attaque intérieur a été étranglé à tous les nombres de Mach vérifiés. L'effet obtenu en modifiant l'angle d'attaque a été de supprimer partiellement l'étranglement dans le projectile tubulaire
10 à des angles allant jusqu'à 18[deg.]. Le projectile 10 comportant le coin de bord d'attaque extérieur ne s'étrangle que lorsqu'on modifie l'angle d'attaque.

  
Il ressort de la description qui précède que les forces de traînée qui peuvent être appliquées à un projectile tubulaire du type envisagé dans le présent mémoire, concernent le profil des coins de bords d'attaque et de fuite et la surface interne de l'ouverture centrale 28. De plus, l'état vif ou mousse des bords d'attaque et de fuite, le rapport épaisseur de paroi:diamètre, le rapport de finesse et le calibre sont également des facteurs qui affectent les forces de traînée. La traînée totale pour un angle d'attaque zéro du projectile 10 est formée d'une traînée de pression, de la traînée de culot et de la traînée de frottement. La traînée de pression est dérivée de la présence et de la forme des ondes de choc produites par le projectile.

   La traînée de culot, par ailleurs, dépend des conditions d'écoulement du culot, de la géométrie et de l'épaisseur du bord de fuite. La traînée de frottement est en rapport avec le nombre de Reynolds et avec l'aire mouillée. La traînée de frottement, par exemple d'un projectile tubulaire, est presque deux fois supérieure à celle d'un projectile à noyau plein classique en raison de la surface interne supplémentaire exposée à l'écoulement de l'agent à travers lequel le projectile se déplace. Cet agent est normalement gazeux mais il peut, dans certains cas, être liquide, par exemple de l'eau. Ceci peut être le cas lorsque le projectile prend la forme d'une torpille lancée par un navire ou d'un projectile analogue.

  
Pour optimaliser la structure d'un projectile tubulaire en vue d'obtenir une traînée aérodynamique minimum, la théorie exige que la déviation de l'écoulement soit faible, c'est-à-dire que l'angle inclus du coin de bord d'attaque soit petit. De

  
plus, la structure d'écoulement doit comprendre des ondes de choc obliques fixées au projectile, l'épaisseur du bord de fuite s'ap-prochant de zéro tandis que le rapport de finesse et le rapport

  
des épaisseurs de paroi doivent correspondre à des valeurs assurant un comportement balistique optimum.

  
Il convient pour l'instant de se référer en particulier à la Fig. 7 et à la Fig. 9 ainsi que de faire une digression momentanée pour expliquer quelque peu le fond. de l'invention. Ainsi, comme mentionné plus haut, les coins de bords d'attaque et de

  
fuite qui agissent de concert avec le profil des surfaces internes 24 et 32 de l'ouverture centrale 28 déterminent le type de déviation de l'écoulement et de réflexion des ondes de choc qui se produit dans cette ouverture. Un petit angle contenu entre la surface externe 14 du projectile 10 et la surface interne 24 établit une ligne de déviation de l'écoulement bien définie. Ainsi, une onde de choc de compression 36 est produite par le bord d'attaque 16. Cette onde de choc de compression 36 accuse une différen-  ce de pression sur une très courte distance et est bien définie, comme indiqué sur les Fig. 9 et 15. La présence d'une discontinuité aérodynamique vive ou déterminée avec précision en 26 est importante pour réaliser l'interaction voulue des champs d'écoule-

  
 <EMI ID=16.1> 

  
de l'ouverture centrale 28.

  
En vue de réduire la traînée de pression qui s'exerce sur le projectile tubulaire 10, il faut que la discontinuité 26 soit disposée et conformée de manière à réfléchir l'onde de choc 36 de la manière représentée sur les Fig. 1 et 7, par la continuation vers l'aval 36' de cette onde de choc de compression. La différence de pression qui se présente dans l'onde de choc de compression
36 agit sur le corps tubulaire 12. Ce faisant, des forces dirigées radialement vers l'extérieur sont exercées sur le corps 12. Ces forces s'annulent cependant automatiquement en étant établies par des paires diamétralement opposées. La différence de pression dans l'onde de choc 36 produit également des composantes axiales. Ces composantes axiales exercent une force de retardement

  
sur le projectile en raison de l'inclinaison de la surface interne
24 par rapport à l'axe central du projectile 10. Ces composantes de forces axiales sont dirigées vers l'arrière et la force de retardement ainsi produite tend à ralentir le projectile.

  
Dans la moitié aval du projectile 10, l'onde de choc de compression réfléchie 36 est également soumise à une différence de pression. Dans ce cas-ci à nouveau, la différence de pression exerce  <EMI ID=17.1> 

  
des composantes de forces dans des sens dirigés à la fois axialement et radialement vers l'extérieur du corps tutulaire 12. Comme décrit plus haut, les composantes de forces dirigées radialement vers l'extérieur s'annulent automatiquement par paires diamétralement opposées. Les composantes axiales sont cependant exercées vers l'avant sur le projectile tubulaire 10 en raison de l'inclinaison de la surface interne 32 dans la partie aval du projectile. Les Fig. 1 et 7 représentent la déviation et la réflexion des ondes de choc de compression dans une situation idéale. Ainsi, si les surfaces internes 24 et 32 sont inclinées de manière égale

  
mais en sens opposés, par rapport à l'axe central du projectile 10, et si l'onde de choc de compression 36 est déviée et réfléchie

  
avec 100% d'efficacité, les composantes de pression orientées axialement, vers l'amont et vers l'aval de la discontinuité 26, s'annulent également automatiquement. Voir Fig. 7A. Dans ces conditions d'écoulement idéales et comme le montrent les Fig. 1 et 7, il existe un champ d'écoulement supersonique sans onde de choc

  
à l'extérieur des limites du projectile.

  
Il est évidemment difficile d'annuler complètement les forces de retardement pour obtenir une traînée de culot et une pression en substance nulles. Comme mentionné plus haut, ceci ne s'applique qu'à un champ d'écoulement idéal. En réalité, on rencontre une interaction de la couche limite de même que des effets de l'angle d'attaque du projectile, des nombres de Mach qui augmentent ou qui diminuent (c'est-à-dire la vitesse du projectile)

  
ou les effets de la géométrie réelle d'un projectile particulier

  
et des systèmes utilisés pour lancer ce projectile.

  
Cependant, en dépit de ces complications, on peut encore obtenir en pratique des réductions appréciables de la traînée du projectile. Ainsi, malgré que les ondes de choc de compression 36 ne soient pas réfléchies au niveau de la discontinuité 26 avec 100% d'efficacité, une reprise de pression adéquate se produit en fait en aval de cette discontinuité afin d'assurer des réductions sensibles des forces de traînée de pression. En fait, des expériences exécutées avec des projectiles prototypes conçus comme sur les Fig. 1 et 7 ont démontré une diminution de la traînée allant jusqu'à 30%, ce qui indique que des forces de pression réduites agissent sur les projectiles. Une diminution de la traînée augmente le rendement du projectile dans la zone de l'objectif et raccourcit le temps de vol.

   Il convient à ce moment de se référer aux Fig. 7 et 7a et de les comparer aux Fig. 8 et 8a. Ces figures représentent schématiquement la déviation de l'écoulement et la réflexion des ondes de choc dans des conditions idéales ainsi que dans la pratique, et elles illustrent schématiquement la nature des forces de pression agissant sur le projectile en vol libre.

  
La Fig. 7a représente la situation dans un cas idéal. Les composantes de forces axiales, à la fois en amont et en aval de la discontinuité aérodynamique 26 accusent des ondes de choc réfléchies avec 100% d'efficacité et une récupération de pression de
100% dans la partie aval du projectile. Les valeurs des forces de pression orientées axialement sont égales mais elles agissent en sens opposés en raison des inclinaisons correspondantes des surfaces internes 24 et 32. La Fig. 8a, d'autre part, représente les conditions obtenues réellement en pratique lorsqu'une récupération de pression incomplète se produit en aval de la discontinuité. Le résultat est une annulation incomplète des forces de pression axiales qui agissent sur le projectile qui est par conséquent retardé par les composantes axiales des forces de pression.

  
Après cette description explicative, on en viendra ci-après à des formes que le projectile tubulaire suivant l'invention peut prendre en pratique. La Fig. 2 montre donc une forme pratique d'un projectile tubulaire 50 conforme à l'invention. Le projectile 50 comprend un corps tubulaire 52 de section circulaire, comportant une

  
 <EMI ID=18.1> 

  
trée 56 qui en fait partie intégrante, une action d'étranglement 58 et une section de sortie 60. Ces diverses sections sont reliées les unes aux autres et, étant tubulaires et circulaires en coupe, elles délimitent une ouverture centrale 62. Cette ouverture 62 s'étend longitudinalement et axialement à partir d'une extrémité du projectile 50 vers l'autre extrémité opposée à la première. Une flèche 64 indique le sens de l'écoulement ou du déplacement du fluide par rapport au projectile 50,lorsque ce dernier est en vol libre.

  
L'entrée 56 a la forme d'un coin annulaire composite présentant un sommet qui délimite un bord d'attaque 66. Les surfaces interne et externe 68 et 69 de ce coin sont inclinées par rapport à l'axe du projectile 50. Il est à noter que l'angle d'inclinaison de chacune des surfaces interne et externe 68 et 69 par rapport à l'axe central du projectile 50, ne doit pas être identique. L'angle d'inclinaison de chaque surface est cependant de  <EMI ID=19.1>  préférence inférieur à environ 15[deg.] pour les mêmes raisons que celles décrites plus haut en ce qui concerne la forme d'exécution des Fig. 1 et 7. En d'autres termes, l'angle contenu entre les surfaces 68 et 69 du coin composite de bord d'attaque est inférieur à environ 30[deg.] au total et de préférence inférieur à environ 15[deg.].

   La surface interne 68 de la section d'entrée 56 détermine une entrée convergente dont la section va en diminuant de manière uniforme à partir du bord d'attaque 66 dans le sens de l'écoulement 64. Cette surface interne 68 converge radialement vers l'intérieur du projectile 50 jusqu'à ce qu'elle rejoigne l'extrémité amont de la section d'étranglement 58. Cette section d'étranglement s'étend approxima- <EMI ID=20.1> 

  
section de l'ouverture centrale 62 reste en substance constante sur toute sa longueur. Dans ce cas particulier, la paroi interne de la section d'étranglement 58 est parallèle à l'axe central du projectile 50.

  
La section de sortie 60 a également la forme d'un coin composite annulaire. La base de ce coin composite rejoint l'extrémité aval de la section d'étranglement 58. Le coin composite du bord de fuite présente une surface interne 71 qui va en s'inclinant vers l'extérieur à partir de l'extrémité aval de la section d'étranglement 58 vers un sommet qui forme un bord de fuite 70. Il est clair que les extrémités amont et aval de la section d'étranglement 58 constituent des discontinuités aérodynamiques dans l'ouverture centrale 62 et sont espacées axialement l'une de l'autre.

  
La surface interne 71 du coin composite du bord de fuite présente un épaulement de plus grand diamètre ou ressaut 72 qui est orienté vers l'aval. Ce ressaut 72 peut recevoir et retenir de manière détachable un culot de poussée représenté en traits pointillés en 74. Le culot de poussée 74 retient les pressions de gaz de façon étanche dans le tube de lancement et transfère au projectile
50 les forces nécessaires au lancement. Le culot de poussée 74 est normalement séparable du projectile 50 immédiatement après le lancement. La séparation est due à des forces de pression de stagnation substantielles dans la cavité centrale 62 du projectile en vol.

  
A coté du ressaut de plus grand diamètre 72, les formes des parties amont et aval du projectile 50 sont en général énantiomorphes. Cette symétrie est établie de part et d'autre d'un plan perpendiculaire à l'axe médian du projectile 50, à la moitié de sa longueur. De plus, il est à noter que, d'une manière semblable à celle de la forme d'exécution des Fig. 1 et 7, la base des coins

  
des bords d'attaque et de fuite est disposée dans le même plan

  
que celui qui contient les discontinuités aérodynamiques aux deux extrémités de la section d'étranglement 58. Le plan passant par chacune des discontinuités aérodynamiques dans l'ouverture centrale 62 est donc parallèle au plan de chaque coté duquel se produit la symétrie. Comme le montrent les Fig. 7, 7a, 8 et 8a, cette symétrie est utile pour assurer la récupération de pression mentionnée plus haut.

  
Il est à noter que le profil et la forme des surfaces internes des coins des bords d'attaque et de fuite, ainsi que de la section d'étranglement 58 sont importants pour déterminer si les forces de traînée pouvant être appliquées au projectile 50 augmentent ou diminuent. Ainsi, on a mentionné plus haut que le rapport épaisseur de paroi:diamètre du projectile doit être petit pour réduire au minimum l'aire frontale et la déviation subie par l'écoulement supersonique de l'agent que le projectile traverse. Le rapport épaisseur de paroi:diamètre dépend naturellement du diamètre de la section d'étranglement 58. De plus, des conditions d'écoulement réglables dans l'ouverture centrale 62 ainsi qu'une stabilité longitudinale dynamique du projectile limitent le rapport longueur-diamètre (c'està-dire le rapport de finesse) du projectile 50.

   Il est nécessaire, par exemple, que l'ouverture centrale 62 ait un diamètre et une section suffisants pour permettre à l'onde détachée formée initialement de se transformer en une onde de choc oblique attachée au bord d'attaque, établissant ainsi un écoulement supersonique à travers l'ouverture centrale, lorsque le culot de poussée se sépare du projectile.

  
Comme mentionné plus haut, l'invention procure un moyen pour régler la trajectoire et la portée du projectile. La description qui précède a indiqué la manière de réduire les forces de traînée afin de maintenir des vitesses du projectile élevées et de diminuer son temps de vol. Il est également possible, conformément

  
à l'invention, d'augmenter considérablement les forces de traînée exercées sur un projectile tubulaire et ce, subitement. Il est donc possible de concevoir un projectile tubulaire d'une manière telle qu'il soit soumis à une traînée minimum pour une portée présélectionnée. Cette portée doit être suivie d'une transition naturelle,

  
à une vitesse limite ou critique prédéterminée (et un nombre de

  
Mach correspondant), vers des conditions d'étranglement de l'écoulement qui imposent des forces de traînée très élevées sur le pro-

  
r jectile et ainsi limitent sa distance de vol.

  
 <EMI ID=21.1> 

  
réelle des projectiles classiques et tubulaires excède fortement celle qui est souvent considérée comme une portée maximum utile.

  
La vitesse de lancement et la forme du bord d'attaque ainsi que la surface interne de l'ouverture centrale du projectile conforme à l'invention peuvent être présélectionnés. Dans un tel cas, on a pu déterminer qu'en raison de la présence des forces de traînée résultant de la récupération de pression qui est inévitablement incomplète en pratique, le projectile tubulaire conforme à l'invention peut être conçu pour ralentir dans les limites d'une portée normale jusqu'à une vitesse de seuil ou vitesse critique et un nombre de Mach correspondant. Il ressort par conséquent de la Fig. 13 qu'à ce nombre de Mach critique, l'écoulement supersonique qui existait précédemment dans l'ouverture centrale s'est étranglé.

   L'écoulement étranglé établit une onde de choc normale détachée en avant du projectile et impose des forces de traînée fortement accrues sur ce projectile. Il faut noter en outre que le passage de forces de traînée faibles à des forces de tramée fortement accrues se produit subitement. On peut calculer le seuil ou le nombre de Mach critique auquel ce passage de l'écoulement supersonique à l'écoulement étranglé se produit. La théorie servant à déterminer ce nombre de Mach critique ne fait cependant pas partie de l'invention et est donc omise.

  
L'utilité de nombreux projectiles peut être fortement améliorée par cette transformation réglable en forces de traînée

  
qui s'exercent sur un projectile tubulaire en vol. Dans le contexte d'une munition pratique, par exemple, il peut être souhaitable ou même nécessaire d'imposer des limitations de portée. Ceci est souvent le cas car les projectiles lancés par des armes modernes peuvent avoir une portée efficace allant jusqu'à 3.000 mètres. Ce qui s'oppose cependant à cela est le fait que la portée maximum pour des vitesses auxquelles ces projectiles sont lancés peut aller jusqu'à 20.000 mètres. L'invention apporte une excellente solution

  
à ce dilemme. De plus, un avantage supplémentaire réside dans le fait qu'un projectile tubulaire conforme à l'invention réduit au minimum de manière efficace et régulière tout ricochet indésirable du projectile au-delà de l'air de l'objectif.

  
Il convient maintenant de se rapporter aux formes d'exécution préférées de l'invention qui sont représentées aux Fig. 4,

  
5 et 6. Cela étant, un projectile tubulaire 80 est représenté et  <EMI ID=22.1> 

  
ce projectile a une section circulaire formée par le corps 82. Le corps 82 comprend des coins de bord d'attaque et de bord de fuite

  
84 et 86 qui en font partie intégrante. Ces coins 84 et 86 sont composites et sont chacun annulaires pour former une entrée et une sortie pour une ouverture centrale 88. De plus, le coin de bord d'attaque 84 a une surface interne 90 qui s'incline en pente douce radialement vers l'intérieur vers l'aval et qui se termine à une extrémité amont d'une section d'étranglement 92. La paroi en forme d'enveloppe du corps 82 est petite de manière à procurer un rapport épaisseur de paroi: diamètre également petit pour le projectile 80. De plus, le coin 84 du bord d'attaque présente un sommet qui dé-

  
 <EMI ID=23.1> 

  
forme d'un coin composite dont la surface externe va en s'inclinant radialement vers l'extérieur à partir du bord d'attaque 94 vers l'extérieur du corps 82. La surface externe de ce coin composite 94 est susceptible de supporter de manière détachable une virole de guidage 96, de préférence en une matière polymère. Cette virole de guidage 96 peut être attachée au projectile 80 avant le lancement et sert à guider le projectile tandis qu'il se trouve dans

  
le tube de lancement ou la bouche à feu. Au moment du lancement,

  
la virole de guidage 96 peut se séparer du projectile 80 à l'intervention des forces de traînée aérodynamiques et/ou par rupture sous l'effet des forces centrifuges qui y sont appliquées par la rotation gyroscopique du projectile 80. La rotation gyroscopique du projectile
80 sera décrite plus en détail plus loin.

  
Le coin de bord de fuite 86 a également la forme d'un coin composite dont le sommet forme un bord de fuite 98. La surface interne du coin de bord de fuite 86 présente des dimensions diamétrales accrues afin da former un siège d'appui 100. Le siège 100 peut supporter de manière détachable un culot de poussée 102 qui sert à transformer la pression des gaz dans le tube de lancement

  
en une force d'entraînement faisant accélérer le projectile pour le lancement. Pour maximaliser l'efficacité de cette transformation d'énergie, un élément d'étanchéité 104 est habituellement prévu et peut être fixé à la périphérie du culot de poussée 102.

  
Pour stabiliser le projectile tubulaire 80 pendant sont vol libre, il convient d'animer ce projectile d'un mouvement de rotation gyroscopique. Le mouvement de rotation est transmis par une ceinture de forcement 106 qui est appliquée sur des parties du culot de poussée 102 et de la surface externe du coin de bord de fuite 86.

  
r La ceinture de forcement 106 est habituellement faite d'une matière plus tendre que celle du tube ou de la bouche à feu de lancement. Des rayures ou des nervures formées à l'intérieur du canon de la bouche à feu viennent effectivement en prise avec la périphérie externe de la ceinture de forcement 106. L'avancement du projectile dans le canon de la bouche à feu s'accompagne d'un mouvement de rotation dérivé de l'engagement de la ceinture de forcement 106 avec ses nervures ou ses cannelures. Ceci est très connu dans le domaine des projectiles et ne doit pas être décrit plus en détail.

  
Il est à noter cependant qu'une forme d'exécution préférée d'un projectile tubulaire envisagé dans l'invention tire profit du mouvement de rotation d'un projectile stabilisé par voie gyroscopique. Cette rotation est utilisée pour empêcher tout ricochet du projectile tubulaire conforme à l'invention au-delà de la zone d'objectif désirée. En prévoyant des rayures adéquates dans le tube ou la bouche à feu de lancement, on lance le projectile tubulaire 80 avec une vitesse de rotation gyroscopique comprise entre environ 30.000 et 60.000 tours par minute et de préférence d'envirron 45.000 tours par minute. Des vitesses de rotation de cette valeur produisent des contraintes dans le corps en forme d'envelop-

  
 <EMI ID=24.1> 

  
tile 80 conforme à l'invention et destiné à être stabilisé par

  
voie gyroscopique, est fait d'une matière soigneusement choisie de manière que la limite d'élasticité de cette matière lui pernette

  
de résister aux contraintes produites par ces vitesses de rotation élevées. Des prototypes du projectile tubulaire 80 éprouvés avec succès ont été fabriqués en acier AISI 4340, un acier allié recuit. Un autre type d'acier acceptable et qui est préféré à cause de son prix moindre, est l'acier AISI 1018. Ce dernier est un acier au carbone ordinaire, trempé par étirage à froid ayant une limite élasti-

  
 <EMI ID=25.1> 

  
l'invention, la limite élastique de la matière dont le projectile tubulaire 80 est fait dépasse légèrement les contraintes calculables imposées sur la surface du projectile tubulaire lancé avec une vitesse de rotation gyroscopique bien établie.

  
Lorsqu'un tel projectile tubulaire stabilisé par voie gyroscopique rencontre un objectif ou un autre objet situé dans la zone d'objectif, des charges et des contraintes supplémentaires dues à l'impact sont exercées sur ce projectile. Le projectile qui tourne a normalement une vitesse d'impact élevée et la contrainte supplémentaire produite par l'impact provoque la rupture du projectile. Cette rupture est due à des contraintes excessives auxquelles la matière du projectile est soumise. Le corps 82 du projectile tubulaire 80 se fissure donc, ces fissures se propageant pour provoquer la rupture du projectile d'une manière en substance semblable à l'épluchage d'une banane. Lorsque

  
le corps 82 se brise de cette façon, une traînée aérodynamique fortement accrue est exercée sur les fragments produits. Cela étant, les fragments ralentissent rapidement et toute tendance à la production d'un ricochet excessif au-delà de la zone de l'objectif est sévèrement freinée et même éventuellement éliminée. Ce qui est plus important, c'est que cette technique permet d'obtenir une fiabilité adéquate dans la suppression de tout ricochet indésirable au-delà de la. zone d'objectif.

  
On décrira ci-après un autre projectile tubulaire conforme à l'invention. Sur la fig. 3, un projectile tubulaire 110 est représenté. Ce projectile 110 est essentiellement le même que celui représenté sur les Fig. 2, 4 et 5. Cependant, la forme d'exécution de la Fig. 3 présente un coin de bord de fuite propre à soutenir un culot de poussée 112, comme dans un projectile non tubulaire classique. Le culot de poussée 112 est façonné de manière à présenter un épaulement radial 114 circonférentiellement par rapport au culot de poussée 112. L'épaulement 114 peut par conséquent venir contre l'épaulement ou le siège d'appui 100 représenté sur la Fig. 5.

   Quoique la Fig. 3 ne le montre pas, le coin de bord de fuite du projectile 110 peut habituellement supporter de manière détachable au moins une ceinture de forcement (non représentée) et de préférence également un disque d'étanchéité. Une telle ceinture de forcement et son disque d'étanchéité fonctionnent de la même manière que celle décrite avec référence à la Fig.

  
4. Une fois que le projectile tubulaire 110 a été lancé, habituellement à une vitesse supersonique, ce projectile produit une onde de choc normale juste en avant de son bord d'attaque. Cela étant, des pressions de stagnation élevées sont établies dans l'ouverture centrale de ce projectile tubulaire 110. Ces pressions de stagnation provoquent la séparation du culot de poussée 112. Comme les forces de traînée exercées sur le projectile classique, c'est-àdire le culot de poussée 112, dépassent les forces exercées sur le projectile tubulaire 110, chaque projectile suit sa propre trajec-toire. Ainsi, les projectiles séparables 110 et 112 peuvent être conçus pour transporter des explosifs, des matières incendiaires ou d'autres matières vers des zones d'objectif distinctes.

  
Une autre particularité de l'invention sera décrite ciaprès avec référence aux Figs. 17, 17a, 18 et 19. Sur la Fig. 17, une version schématique d'un projectile tubulaire du type décrit plus haut est indiquée en 130, juste au moment d'un impact avec un objectif 132. Il est évident que le corps tubulaire produit une série d'ondes de compressicn à l'intérieur de l'objectif 132, au contact de celui-ci. Comme un impact se produit dans une zone annulaire, les ondes de compression représentées en 134 se répartissent radialement vers l'extérieur du point de contact du projectile tubulaire 130 avec l'objectif 132. Cela étant, il n'y a aucune focalisation des ondes de compression le long d'un trajet coïncidant en substance avec l'axe central du projectile tubulaire
130.

   Lorsque la pénétration progresse, un bouchon 134 est éjecté et est reçu à l'intérieur du projectile tubulaire 130. Ceci est indiqué clairement sur la Fig. 17a. A ce moment, les ondes de compression 134 ont été réfléchies par la face de l'objectif 132 opposée à celle où le contact s'est initialement établi. Ces ondes 'fléchies placent la matière de l'objectif 132 sous traction et sont matérialisées en 136 sur la Fig. 17a. A la suite des effets

  
 <EMI ID=26.1> 

  
ce arrière de la cible 132. Pourvu que le projectile tubulaire 130 ait suffisamment d'énergie pour pénétrer complètement dans la cible
132, un gros bouchon de matière 138 est éjecté vers l'arrière à partir de l'objectif 132.

  
La Fig. 18 représente schématiquement le degré de pénétration d'un objectif formé d'une série de plaques de verre époxy, d'aluminium et d'acier disposées les unes par rappçrt aux autres comme indiqué dans la partie supérieure de cette figure. Il est clair que le projectile tubulaire lui-même ou des fragments produits pénètrent dans diverses couches de cet objectif. La pénétration varie selon la vitesse d'impact et dépend du diamètre, de la densité et ainsi de la masse du projectile.

  
La Fig. 19 représente schématiquement un projectile tubulaire 150 qui frappe une charge explosive 152. En raison de la nature relativement incompressible de la charge explosive 152, un impact avec cette charge du projectile tubulaire 150 crée une série d'ondes de compression 154' Ces ondes de compression 154 im-'pliquent une augmentation de la pression et de la température localement pour des raisons qui ne doivent pas être décrites ciaprès. De plus, pour les mêmes raisons applicables à la Fig. 17, on trouve une zone de concentration qui s'étend en substance coaxialement au projextile 150, à l'intérieur de la charge 152, où les ondes de compression 154 sont focalisées et concentrées. Une augmentation soudaine de la pression et de la température se produit dans la zone de concentration et peut provoquer la détonation de la charge explosive 152 .

   Une telle technique de détonation peut être utilisée avantageusement dans des cas où d'autres techniques, comme des mécanismes d'horlogerie ou des dispositifs électroniques, ne peuvent pas être employées.

  
Bien entendu, l'invention n'est en aucune manière limitée aux détails d'exécution décrits auxquels divers changements et modifications peuvent être apportés sans sortir de son cadre.



  Tubular projectiles.

  
The present invention relates to a tubular projectile. It relates, more specifically, to a tubular projectile of a normal or sub-calibrated callbre, shaped to follow a desired trajectory, establishing preselected air flow conditions therein. of the projectile.

  
Projectiles are usually launched from a muzzle, launch pad, or the like. They should normally follow a desired path from a launch location or vehicle to an objective or objective area. The desired trajectory is not always followed. This may be due to stringent trajectory requirements, for example a trajectory with a slow decay in speed towards the goal, followed by a rapid decay in velocity and instability beyond the goal to decrease the speed. scope. In another situation, it is necessary to maximize the range. Deviation from the path may also

  
be due to alien and disruptive forces produced either during launch or during free flight.

  
In the past, attempts have been made to avoid some of these difficulties. Thus, it has been determined, for example, that the maximum range and accuracy of the trajectory of a projectile depend on factors such as high mass, low drag forces, and high launch speed. However, these factors are not always complementary. Indeed, although a high initial speed requires a significant section: weight ratio, a maximum range requires this ratio to be small. This difficulty was avoided by using a sub-calibrated projectile supported, during launch, by a sabot designed to detach.

  
of the projectile as it exits the launch tube. At this point, the reader is invited to refer, for example, to the US patent

  
n [deg.] 2,386,054 granted on October 2, 1945 to W.N. McGee. The projectile described in this patent comprises a main body and a base capable of separating therefrom during launch. This separation is caused

  
by the air pressure acting on the base. The main body of the projectile, in this patent, has a bore of a uniform diameter and approximately equal to one-fifth the diameter of the cylindrical body. This bore passes through the body of the projectile axially right through. The air flowing through this bore can therefore attenuate any depression possibly created at the base of the projectile, thus increasing the speed and lengthening the flight distance.

  
However, in many circumstances other difficulties arise as the required shoe is often complicated and therefore expensive. In addition, the separation of the hoof can introduce yaw movements which produce too large initial angles of attack.

  
Attempts to avoid the difficulties associated with the stability of a projectile have resulted in the development of means to rotate this projectile on itself. The rotation of the projectile aims to induce gyroscopic moments which are greater than the aerodynamic moments allowing this projectile to follow its trajectory. However, dirriculties persist because the length of a projectile stabilized by gyroscopic rotation is limited to a maximum of about 5 diameters. Beyond this proportion, the ratio of the axial moment of inertia to the transverse moment of inertia may be insufficient to provide the necessary longitudinal stability.

  
It may be of interest to the reader to refer to US Patent No. [deg.] 2,638,051 granted May 12, 1953 to C.L. Critchfield. This patent relates to a projectile core comprising a shoe which is easily detached from the projectile during flight. Any tendency of the core to undergo yawing movements or to deviate from its precise trajectory is thus thwarted without reducing the speed of the projectile. To achieve its objectives, this patent provides a projectile which remains well centered during its journey through the launch tube or the gun.

  
the muzzle, the rejection of the shoe taking place promptly during the launch. According to this patent, the sabot is detached by the pressure of the air and the centrifugal forces produced by the gyroscopic rotation of the projectile. The shoe described has a number of notches which ensure that the entire shoe is detached from the projectile under the action of centrifugal forces.

  
 <EMI ID = 1.1>

  
 <EMI ID = 2.1>

  
necessary to develop a projectile relatively simple and economical to manufacture. Most importantly, this projectile should at least mitigate and preferably eliminate difficulties of the type mentioned above, which have persisted despite efforts to reduce them.

  
The invention appears to avoid many drawbacks of known constructions. The tubular projectile described below is of normal or sub-caliber. In addition, the configuration and interior profile of a tubular projectile of the type contemplated can be designed to meet various trajectory requirements. More specifically, the invention provides for an adjustable increase or decrease in the drag forces applicable to a tubular projectile in supersonic free flight,

  
to cause this projectile to follow a trajectory or a line

  
pre-selected flight.

  
According to the invention, there is therefore provided a tubular projectile comprising a tubular body which comprises a leading edge and a trailing edge as well as a central opening which extends axially in the projectile and which has an internal surface connecting the edges to each other, the inner surface as well as at least the leading edge being shaped so as to produce, during flight, preselected air flow characteristics within the central opening, thus regulating the aerodynamic resistance, that is, the drag of the projectile to obtain the desired line of flight. In one embodiment, the leading edge and interior profile of the central opening are shaped to create positive and negative flow fields within the central opening.

   These flow fields react with each other to decrease the pressure drag and the base drag of the projectile. This decrease in drag forces increases the range, that is, the flight distance of the projectile.

  
In another embodiment of the invention, the leading edge and the interior profile of the central opening of the tubular projectile are shaped to produce minimum drag over a range of predetermined speeds up to a speed a critical point at which constricted aerodynamic flow conditions suddenly develop within the central opening. These flow conditions create a normal shock wave in advance. of the projectile, during free flight, and exert a drastically increased pressure drag force on the projectile. This increased pressure drag force rapidly decreases the range of the projectile, that is, it is used to limit that range.

  
Another embodiment of a tubular projectile of the type contemplated by the invention has a support surface near its trailing edge, shaped to receive a thrust base which is in the form of a non-tubular projectile. The two projectiles can be separated, during launch, by the high stagnation pressure produced in the central opening.

  
In a preferred embodiment of a tubular projectile according to the invention, the leading and trailing edges each comprise a knife defining the top of an annular wedge of conical section, considered radially with respect to the tubular body. In some cases, the annular wedge is an interior wedge suitable for deflecting air flow into the central opening where the profile of the interior surface and the interior wedge produce negative and positive flow fields at the center. inside the opening. These flow fields interact with each other to produce pressure drag forces that act on the projectile during free flight.

   In yet another preferred embodiment of the invention, the annular wedge, on the leading edge or end of the tubular body, defines a converging entrance to the central opening, the wedge and the entrance ending to an aerodynamic discontinuity arranged

  
at a distance forward from the leading edge of between about a quarter and a half the length of the projectile. Another preferred embodiment of the projectile according to the invention has two aerodynamic discontinuities in the central opening, these discontinuities being spaced from one another in the axial direction of the projectile to establish the limits or the ends.

  
a constriction of constant section. This constriction can

  
act within a predetermined range of supersonic speeds of the free flight projectile to produce constricted aerodynamic flow conditions in the central opening. This produces a shock wave normal or detached from the leading edge of the projectile and imposes substantially increased pressure drag forces on the projectile * which decrease the range of the projectile.

  
The foregoing brief description relates to various embodiments in which the leading and trailing edges each form a vertex of an annular wedge which may be in the form of an interior wedge or a composite wedge. The profile of

  
these corners are normally linear, however a curved profile could also be used, if desired.

  
 <EMI ID = 3.1>

  
Various advantages and various features of the invention will emerge clearly from the detailed description of certain preferred embodiments given below, by way of example, with reference to the accompanying drawings, in which:

  
Fig. 1 is a side elevational view, in longitudinal section, showing details of a simple form of tubular projectile according to the invention;

  
Fig. 2 is a view also in side elevation, in longitudinal section, of another embodiment of the invention;

  
Fig. 3 is also a side elevational view, in longitudinal section, of a still further embodiment of the invention;

  
 <EMI ID = 4.1>

  
sorting the parts with which a preferred embodiment of the invention is used, before their assembly for launch;

  
Fig. 5 is a side elevational view, in longitudinal section, of a still further embodiment of the invention;

  
Figs. 6, 7, 8 and 8a are schematic views showing theoretical and practical versions of a tubular projectile according to the invention and indicating the effects of interacting flow fields in the central opening of the projectile;

  
Fig. 9 is a schematic view showing the structure of supersonic flow fields around a tubular projectile;

  
Figs. 10, 11 and 12 are also schematic views showing the shock waves formed by three different embodiments according to the invention and produced at speeds
(Mach numbers) different;

  
Fig. 13 is a graph showing the relationship between the drag coefficient reported with respect to the speed (Mach number) of a tubular projectile according to the invention, compared to that of a conventional projectile;

  
Fig. 14 is also a graph showing the range requirements of conventional projectiles and tubular projectiles;

  
Figs. 15 and 16 are shadow visualization images established to show the structure of the shock wave associated with a tubular projectile according to the invention and moving at different supersonic speeds, FIG. 15 showing unthrottled supersonic flow while FIG. 16 shows the shock waves accompanying a constricted flow in a tubular porjectile;

  
Figs. 17 and 17a are elevational views schematically showing the effect of contact and penetration of an objective by a tubular projectile of the type according to the invention;

  
Fig. 18 is a graph of the penetration of tubular projectiles according to the invention and of the fragments which result from this penetration, and

  
Fig. 19 is a schematic side elevational view of how an impact detonation of an explosive can be effected with a tubular projectile according to the invention.

  
In the drawings, Figs. 1 and 7 show at 10 a form of tubular projectile according to the invention. The projectile 10 comprises a tubular body 12 whose outer surface, in this case,

  
is generally cylindrical. Body 12 has a leading edge 16 at one end and a trailing edge 18 at the other end.

  
 <EMI ID = 5.1>

  
bular 10 moving in free flight, from left to right. The air flow relative to the projectile 10 therefore takes place in

  
the opposite direction, as indicated by arrow 20. In this embodiment, the leading edge 16 forms the apex of an inner corner indicated at 22. The inner corner is annular and its section

  
has the shape of a cane which narrows down following paths in

  
 <EMI ID = 6.1>

  
therefore rises gently inward towards the central axis of the projectile 10 and ends at a constriction 26. This constriction
26 forms a planar zone of minimum section in a central opening

  
 <EMI ID = 7.1>

  
the constriction 26 constitutes an aerodynamic discontinuity in

  
 <EMI ID = 8.1>

  
relative to the projectile 10, from one end of the latter to the other. Indeed, the leading edge 16 and the trailing edge 18 can be considered as forming an inlet and an outlet communicating with the central opening 28.

  
The embodiment of Figs. 1 and 7 shows the tubular body 12 which comprises a part disposed downstream of the

  
 <EMI ID = 9.1> inner corner 30 is also annular and includes an inner surface 32. The inner surface 32 follows straight lines which run from the constriction 26 to a vertex delimited by the edge.

  
leakage 18. It can be seen from FIG. 1 that the configuration shown exhibits a specular symmetry on either side of a plane parallel to a plane passing through the constriction 26. More specifically, in this embodiment, the specular symmetry occurs on each side of a plane coinciding with the constriction 26.

  
The leading and trailing edges 16 and 18 have the shape of knives. The included angle between the interior surfaces shown

  
 <EMI ID = 10.1>

  
12 is small. For the purposes of the invention, the angle contained at the apex of the corners of the leading and trailing edges is less than approximately
15 [deg.] And is preferably between 5 and 10 [deg.] Approximately. In addition, the ratio of the wall thickness to the outer diameter of the tubular body 12 should be small. This minimizes the frontal section and deflection of the flow or supersonic flow through the projectile 10. This ratio is limited by the flow conditions and by the dynamic longitudinal stability of the projectile in free flight. It should be mentioned again that

  
the profile and the cross-sectional shape of the annular wedge forming the leading and trailing ends of the projectile 10 may vary. The annular wedge at the leading and / or trailing ends of the projectile 10 can thus have the shape of a double wedge, a mixed wedge, an interior wedge or as a variant. The profile or shape can also be curved, and if desired, depending on the intended application and any constraints imposed by the launch. The trailing end of projectile 10, for example,

  
is usually modified to accept a pellet of thrust required for launch.

  
After launching from a muzzle, launch pad, or the like, the tubular projectile 10 moves in free flight. This projectile 10 should norma-

  
 <EMI ID = 11.1>

  
provided to determine a desired trajectory with predetermined flight characteristics. It should be noted that the shape of the corners of the leading and trailing edges together with the surfaces

  
 <EMI ID = 12.1>

  
and reflection of shock waves that exist in the aperture <EMI ID = 13.1>

  
central ture 28. Note that the tubular projectile 10 is normally launched at supersonic speeds. Supersonic flow fields are therefore associated with the tubular projectile 10 and these chanps can have two different structures. In one case. the flow field can produce an oblique shock wave in which a compressive shock wave is attached to the leading edge 16, is followed by a region of relaxation,

  
and then a recompression shock wave attached to the trailing edge 18. Such an oblique shock wave may appear, for example, in Figs. 9, 10, and 15. A supersonic flow field in which an oblique shock wave is formed indicates low drag forces. Additionally, it should be noted that the powerful oblique shock wave attached to the trailing edge 18 of the projectile 10 indicates that the aerodynamic flow within the tubular projectile is supersonic.

  
In the second case, the flow field associated with the tubular projectile 10 may exhibit a strong normal shock wave.
(or a wave detached), that is to say detached from the leading edge 16 of the tubular projectile 10. This is clearly indicated at 17 in FIG. 16 and has also been shown schematically in certain flow field representations of Figs. 11 and 12.

  
The presence of a strong normal shock wave detached from the leading edge 16 indicates that constricted flow conditions exist in this projectile. Restricted flow conditions tend to give the impression that the projectile is a full cylinder and, in any event, impose significant drag forces on the projectile.

  
The throttling phenomenon of the tubular projectile 10 was established in tests carried out in a wind tunnel using 105 mm models and using flow field visualization techniques. These tests were performed

  
at Mach numbers of 1.8, 2.25, 3 and 4.25, angles of attack ranging from 2 to +18 [deg.] and flight Reynolds numbers whenever it is found possible. The results of these tests are shown in the flow field visualizations of Figs. 10, 11 and 12. Specifically, it can be seen that the tubular projectile 10 having a leading edge wedge ex- <EMI ID = 14.1>

  
born weak to the four verified Mach numbers. The tubular projectile 10 which has a composite leading edge wedge has been throttled and exhibits high drag forces at

  
Mach numbers of 3.8 and 2.25, but it was found not to be throttled, i.e. it is crossed by supersonic flow, at Mach numbers of 3 and

  
 <EMI ID = 15.1>

  
interior attack was strangled to all verified Mach numbers. The effect of changing the angle of attack was to partially remove the throttle in the tubular projectile.
10 at angles up to 18 [deg.]. The projectile 10 with the outer leading edge wedge does not choke until the angle of attack is changed.

  
It is apparent from the foregoing description that the drag forces which can be applied to a tubular projectile of the type contemplated herein relate to the profile of the leading and trailing edge corners and the internal surface of the central opening. 28. In addition, the sharp or blunt condition of the leading and trailing edges, the wall thickness: diameter ratio, the fineness ratio and the gauge are also factors which affect the drag forces. The total drag for a zero angle of attack of projectile 10 is formed by pressure drag, base drag and friction drag. The pressure drag is derived from the presence and shape of the shock waves produced by the projectile.

   The base drag, on the other hand, depends on the flow conditions of the base, the geometry and the thickness of the trailing edge. The friction drag is related to the Reynolds number and to the wetted area. The frictional drag, for example of a tubular projectile, is almost twice that of a conventional solid core projectile due to the additional internal surface exposed to the flow of the agent through which the projectile passes. moves. This agent is normally gaseous but it can in some cases be liquid, for example water. This may be the case when the projectile takes the form of a torpedo launched by a ship or the like.

  
To optimize the structure of a tubular projectile for minimum aerodynamic drag, theory requires that the flow deflection be small, i.e., the included angle of the edge corner of attack be small. Of

  
In addition, the flow structure must include oblique shock waves attached to the projectile, the thickness of the trailing edge approaching zero while the fineness ratio and the ratio

  
wall thicknesses must correspond to values ensuring optimum ballistic behavior.

  
For the moment, reference should be made in particular to FIG. 7 and in FIG. 9 as well as to digress briefly to explain the substance a little. of the invention. Thus, as mentioned above, the corners of leading edges and

  
leakage which act in concert with the profile of the internal surfaces 24 and 32 of central opening 28 determine the type of flow deflection and shock wave reflection that occurs in that opening. A small angle contained between the outer surface 14 of the projectile 10 and the inner surface 24 establishes a well defined deflection line. Thus, a compression shock wave 36 is produced by the leading edge 16. This compression shock wave 36 exhibits a pressure differential over a very short distance and is well defined, as shown in Figs. 9 and 15. The presence of a sharp or precisely determined aerodynamic discontinuity at 26 is important to achieve the desired flow field interaction.

  
 <EMI ID = 16.1>

  
central opening 28.

  
In order to reduce the pressure drag exerted on the tubular projectile 10, the discontinuity 26 must be arranged and shaped to reflect the shock wave 36 in the manner shown in Figs. 1 and 7, by the continuation downstream 36 'of this compression shock wave. The pressure difference that occurs in the compression shock wave
36 acts on the tubular body 12. In doing so, forces directed radially outward are exerted on the body 12. These forces however cancel each other out automatically by being established by diametrically opposed pairs. The pressure difference in shock wave 36 also produces axial components. These axial components exert a retarding force

  
on the projectile due to the inclination of the internal surface
24 with respect to the central axis of the projectile 10. These components of axial forces are directed rearward and the retarding force thus produced tends to slow the projectile.

  
In the downstream half of the projectile 10, the reflected compressive shock wave 36 is also subjected to a pressure difference. In this case again, the pressure difference exerts <EMI ID = 17.1>

  
force components in directions directed both axially and radially outwardly of the parent body 12. As described above, the force components directed radially outward automatically cancel each other out in diametrically opposed pairs. The axial components are, however, exerted forwardly on the tubular projectile 10 due to the inclination of the internal surface 32 in the downstream part of the projectile. Figs. 1 and 7 show the deflection and reflection of compression shock waves in an ideal situation. Thus, if the internal surfaces 24 and 32 are inclined equally

  
but in opposite directions, with respect to the central axis of the projectile 10, and if the compression shock wave 36 is deflected and reflected

  
with 100% efficiency, the pressure components oriented axially, upstream and downstream of the discontinuity 26, also cancel each other automatically. See Fig. 7A. Under these ideal flow conditions and as shown in Figs. 1 and 7, there is a supersonic flow field without shock wave

  
outside the limits of the projectile.

  
It is obviously difficult to completely cancel the retardation forces to achieve substantially zero base drag and pressure. As mentioned above, this only applies to an ideal flow field. In reality, one encounters an interaction of the boundary layer as well as effects of the angle of attack of the projectile, Mach numbers which increase or decrease (i.e. the speed of the projectile)

  
or the effects of the actual geometry of a particular projectile

  
and the systems used to launch this projectile.

  
However, despite these complications, substantial reductions in projectile drag can still be achieved in practice. Thus, although the compression shock waves 36 are not reflected at the discontinuity 26 with 100% efficiency, an adequate pressure recovery actually occurs downstream of this discontinuity in order to ensure significant reductions in pressure drag forces. In fact, experiments performed with prototype projectiles designed as in Figs. 1 and 7 demonstrated a decrease in drag of up to 30%, indicating that reduced pressure forces act on the projectiles. A decrease in drag increases the yield of the projectile in the objective area and shortens the flight time.

   It is advisable at this moment to refer to Figs. 7 and 7a and compare them with Figs. 8 and 8a. These figures schematically represent the deflection of flow and the reflection of shock waves under ideal conditions as well as in practice, and they schematically illustrate the nature of the pressure forces acting on the projectile in free flight.

  
Fig. 7a represents the situation in an ideal case. The axial force components, both upstream and downstream of the aerodynamic discontinuity 26 exhibit reflected shock waves with 100% efficiency and a pressure recovery of
100% in the downstream part of the projectile. The values of the axially oriented pressure forces are equal but they act in opposite directions due to the corresponding inclinations of the internal surfaces 24 and 32. FIG. 8a, on the other hand, shows the conditions actually obtained in practice when incomplete pressure recovery occurs downstream of the discontinuity. The result is incomplete cancellation of the axial compressive forces acting on the projectile which is therefore retarded by the axial components of the compressive forces.

  
After this explanatory description, we will come hereinafter to forms which the tubular projectile according to the invention can take in practice. Fig. 2 therefore shows a practical form of a tubular projectile 50 according to the invention. The projectile 50 comprises a tubular body 52 of circular section, comprising a

  
 <EMI ID = 18.1>

  
trea 56 which is an integral part thereof, a throttling action 58 and an outlet section 60. These various sections are connected to each other and, being tubular and circular in section, they define a central opening 62. This opening 62 s 'extends longitudinally and axially from one end of the projectile 50 towards the other end opposite the first. An arrow 64 indicates the direction of flow or displacement of the fluid relative to the projectile 50, when the latter is in free flight.

  
The entrance 56 is in the form of a composite annular wedge having a vertex which defines a leading edge 66. The inner and outer surfaces 68 and 69 of this wedge are inclined with respect to the axis of the projectile 50. It is It should be noted that the angle of inclination of each of the internal and external surfaces 68 and 69 with respect to the central axis of the projectile 50, must not be identical. The inclination angle of each surface is however <EMI ID = 19.1> preferably less than about 15 [deg.] For the same reasons as those described above with regard to the embodiment of Figs. 1 and 7. In other words, the angle contained between the surfaces 68 and 69 of the composite leading edge wedge is less than about 30 [deg.] In total and preferably less than about 15 [deg.] .

   The inner surface 68 of the inlet section 56 determines a converging inlet whose section decreases uniformly from the leading edge 66 in the direction of flow 64. This inner surface 68 converges radially towards the inside the projectile 50 until it meets the upstream end of the throttle section 58. This throttle section extends approximately <EMI ID = 20.1>

  
section of the central opening 62 remains substantially constant over its entire length. In this particular case, the inner wall of the throttle section 58 is parallel to the central axis of the projectile 50.

  
The outlet section 60 is also in the form of an annular composite wedge. The base of this composite wedge meets the downstream end of the constriction section 58. The composite wedge of the trailing edge has an inner surface 71 which slopes outwardly from the downstream end of the. throttling section 58 towards an apex which forms a trailing edge 70. It is clear that the upstream and downstream ends of the throttle section 58 constitute aerodynamic discontinuities in the central opening 62 and are axially spaced apart from one another. the other.

  
The internal surface 71 of the composite corner of the trailing edge has a shoulder of larger diameter or projection 72 which is oriented downstream. This projection 72 can receive and detachably retain a thrust base shown in dotted lines at 74. The thrust base 74 retains the gas pressures in a sealed manner in the launch tube and transfers to the projectile.
50 the forces required for launch. The thrust base 74 is normally separable from the projectile 50 immediately after launch. The separation is due to substantial stagnant pressure forces in the central cavity 62 of the projectile in flight.

  
Beside the larger diameter projection 72, the shapes of the upstream and downstream parts of the projectile 50 are generally enantiomorphic. This symmetry is established on either side of a plane perpendicular to the median axis of the projectile 50, at half of its length. In addition, it should be noted that, in a manner similar to that of the embodiment of Figs. 1 and 7, the base of the corners

  
leading and trailing edges are arranged in the same plane

  
than that which contains the aerodynamic discontinuities at both ends of the throttling section 58. The plane passing through each of the aerodynamic discontinuities in the central opening 62 is therefore parallel to the plane on each side of which the symmetry occurs. As shown in Figs. 7, 7a, 8 and 8a, this symmetry is useful for ensuring the pressure recovery mentioned above.

  
It should be noted that the profile and shape of the inner surfaces of the corners of the leading and trailing edges, as well as of the throttle section 58 are important in determining whether the drag forces that can be applied to the projectile 50 increase or decrease. Thus, it was mentioned above that the wall thickness: diameter ratio of the projectile must be small to minimize the frontal area and the deflection experienced by the supersonic flow of the agent that the projectile passes through. The wall thickness: diameter ratio naturally depends on the diameter of the throttle section 58. In addition, adjustable flow conditions in the central opening 62 as well as dynamic longitudinal stability of the projectile limit the length-diameter ratio ( i.e. the fineness ratio) of the projectile 50.

   It is necessary, for example, that the central opening 62 be of sufficient diameter and cross section to allow the detached wave initially formed to transform into an oblique shock wave attached to the leading edge, thereby establishing supersonic flow. through the central opening, where the thrust base separates from the projectile.

  
As mentioned above, the invention provides a means for adjusting the trajectory and range of the projectile. The foregoing description has indicated how to reduce the drag forces in order to maintain high projectile velocities and decrease its flight time. It is also possible, in accordance

  
to the invention, to considerably increase the drag forces exerted on a tubular projectile, suddenly. It is therefore possible to design a tubular projectile in such a way that it is subjected to minimum drag for a preselected range. This range must be followed by a natural transition,

  
at a predetermined limit or critical speed (and a number of

  
Mach corresponding), towards flow throttling conditions which impose very high drag forces on the pro-

  
r jectile and thus limit its flight distance.

  
 <EMI ID = 21.1>

  
actual range of conventional and tubular projectiles greatly exceeds that which is often considered to be a maximum useful range.

  
The launch speed and the shape of the leading edge as well as the internal surface of the central opening of the projectile according to the invention can be preselected. In such a case, it has been determined that due to the presence of drag forces resulting from pressure recovery which is inevitably incomplete in practice, the tubular projectile according to the invention can be designed to slow down within the limits of 'a normal range up to a threshold speed or critical speed and a corresponding Mach number. It is therefore apparent from FIG. 13 that at this critical Mach number, the supersonic flow that previously existed in the central opening choked.

   The constricted flow establishes a detached normal shock wave ahead of the projectile and imposes greatly increased drag forces on that projectile. It should further be noted that the change from low drag forces to greatly increased screen forces occurs suddenly. We can calculate the threshold or critical Mach number at which this transition from supersonic flow to constricted flow occurs. The theory for determining this critical Mach number, however, does not form part of the invention and is therefore omitted.

  
The utility of many projectiles can be greatly enhanced by this adjustable transformation into drag forces.

  
exerted on a tubular projectile in flight. In the context of practical ammunition, for example, it may be desirable or even necessary to impose range limitations. This is often the case because projectiles launched by modern weapons can have an effective range of up to 3,000 meters. What precludes this however is the fact that the maximum range for speeds at which these projectiles are launched can be up to 20,000 meters. The invention provides an excellent solution

  
to this dilemma. In addition, an additional advantage lies in the fact that a tubular projectile according to the invention effectively and evenly minimizes any unwanted ricochet of the projectile beyond the air of the objective.

  
Reference should now be made to the preferred embodiments of the invention which are shown in FIGS. 4,

  
5 and 6. However, a tubular projectile 80 is shown and <EMI ID = 22.1>

  
this projectile has a circular section formed by the body 82. The body 82 comprises leading edge and trailing edge corners

  
84 and 86 which are an integral part of it. These wedges 84 and 86 are composite and are each annular to form an inlet and an outlet for a central opening 88. In addition, the leading edge wedge 84 has an inner surface 90 which slopes gently radially toward the bottom. 'inside downstream and terminating at an upstream end of a constriction section 92. The shell-shaped wall of the body 82 is small so as to provide a wall thickness: diameter ratio that is also small for the body. projectile 80. In addition, the corner 84 of the leading edge has a vertex which protrudes.

  
 <EMI ID = 23.1>

  
shape of a composite wedge, the outer surface of which slopes radially outward from the leading edge 94 outwardly of the body 82. The outer surface of this composite wedge 94 is capable of supporting detachable a guide ferrule 96, preferably of a polymeric material. This guide ferrule 96 can be attached to the projectile 80 before launching and serves to guide the projectile while it is in.

  
launch tube or muzzle. At launch time,

  
the guide ferrule 96 can separate from the projectile 80 by the intervention of aerodynamic drag forces and / or by rupture under the effect of the centrifugal forces which are applied thereto by the gyroscopic rotation of the projectile 80. The gyroscopic rotation of the projectile
80 will be described in more detail later.

  
The trailing edge corner 86 is also in the form of a composite wedge, the apex of which forms a trailing edge 98. The inner surface of the trailing edge corner 86 has increased diametral dimensions in order to form a support seat 100. The seat 100 can detachably support a thrust base 102 which serves to transform the gas pressure in the launch tube.

  
into a driving force causing the projectile to accelerate for launch. To maximize the efficiency of this energy transformation, a sealing element 104 is usually provided and can be attached to the periphery of the thrust base 102.

  
To stabilize the tubular projectile 80 during its free flight, it is necessary to animate this projectile with a gyroscopic rotational movement. The rotational movement is transmitted by a forcing belt 106 which is applied to parts of the thrust base 102 and the outer surface of the trailing edge corner 86.

  
The forcing belt 106 is usually made of a softer material than that of the launch tube or muzzle. Stripes or ribs formed inside the muzzle barrel effectively engage the outer periphery of the forcing belt 106. The advancement of the projectile through the muzzle barrel is accompanied by a rotational movement derived from the engagement of the forcing belt 106 with its ribs or grooves. This is well known in the field of projectiles and does not need to be described in more detail.

  
It should be noted, however, that a preferred embodiment of a tubular projectile envisaged in the invention takes advantage of the rotational movement of a projectile stabilized by gyroscopic means. This rotation is used to prevent any ricochet of the tubular projectile according to the invention beyond the desired objective zone. By providing adequate scratches in the launch tube or muzzle, the tubular projectile 80 is launched with a gyroscopic rotational speed of between about 30,000 and 60,000 revolutions per minute and preferably of about 45,000 revolutions per minute. Rotational speeds of this value produce stresses in the envelope-shaped body.

  
 <EMI ID = 24.1>

  
tile 80 according to the invention and intended to be stabilized by

  
gyroscopic path, is made of a material carefully chosen so that the elastic limit of this material allows it

  
to withstand the stresses produced by these high rotational speeds. Successfully proven prototypes of the 80 tubular projectile were fabricated from AISI 4340, an annealed alloy steel. Another type of steel which is acceptable and which is preferred because of its lower cost is AISI 1018 steel. The latter is an ordinary carbon steel, cold-drawn hardened having an elastic limit.

  
 <EMI ID = 25.1>

  
In accordance with the invention, the elastic limit of the material of which the tubular projectile 80 is made slightly exceeds the calculable stresses imposed on the surface of the tubular projectile launched with a well-established gyroscopic rotational speed.

  
When such a gyroscopically stabilized tubular projectile encounters an objective or other object located in the objective area, additional loads and stresses due to the impact are exerted on that projectile. The rotating projectile normally has a high impact velocity and the additional stress produced by the impact causes the projectile to rupture. This rupture is due to excessive stresses to which the material of the projectile is subjected. The body 82 of the tubular projectile 80 therefore cracks, these cracks propagating to cause the projectile to rupture in a manner substantially similar to peeling a banana. When

  
the body 82 breaks in this way, a greatly increased aerodynamic drag is exerted on the fragments produced. However, the fragments slow down quickly and any tendency to produce excessive ricochet beyond the objective area is severely curbed and possibly even eliminated. What is more important is that this technique achieves adequate reliability in the removal of any unwanted ripple beyond. objective area.

  
Another tubular projectile in accordance with the invention will be described below. In fig. 3, a tubular projectile 110 is shown. This projectile 110 is essentially the same as that shown in Figs. 2, 4 and 5. However, the embodiment of FIG. 3 has a trailing edge corner suitable for supporting a thrust base 112, as in a conventional non-tubular projectile. The thrust base 112 is shaped so as to have a radial shoulder 114 circumferentially with the thrust base 112. The shoulder 114 may therefore come against the shoulder or the support seat 100 shown in FIG. 5.

   Although Fig. 3 does not show, the trailing edge corner of projectile 110 can usually releasably support at least one forcing belt (not shown) and preferably also a sealing disc. Such a forcing belt and its sealing disc operate in the same manner as that described with reference to FIG.

  
4. Once the tubular projectile 110 has been launched, usually at supersonic speed, this projectile produces a normal shock wave just ahead of its leading edge. However, high stagnation pressures are established in the central opening of this tubular projectile 110. These stagnation pressures cause the thrust base 112 to separate. Like the drag forces exerted on the conventional projectile, i.e. the thrust base 112, exceed the forces exerted on the tubular projectile 110, each projectile follows its own trajec-tory. Thus, the separable projectiles 110 and 112 can be designed to transport explosives, incendiary material or other material to distinct target areas.

  
Another feature of the invention will be described below with reference to Figs. 17, 17a, 18 and 19. In FIG. 17, a schematic version of a tubular projectile of the type described above is shown at 130, just at the moment of impact with a target 132. It is evident that the tubular body produces a series of compressicn waves. inside the lens 132, in contact with it. As an impact occurs in an annular zone, the compression waves shown at 134 distribute themselves radially outward from the point of contact of the tubular projectile 130 with the objective 132. However, there is no focusing of the waves. compression along a path substantially coincident with the central axis of the tubular projectile
130.

   As the penetration progresses, a plug 134 is ejected and is received within the tubular projectile 130. This is clearly indicated in FIG. 17a. At this time, the compression waves 134 have been reflected from the face of the lens 132 opposite to that where contact was initially made. These flexed waves place the lens material 132 under tension and are shown as 136 in FIG. 17a. Following the effects

  
 <EMI ID = 26.1>

  
the rear of the target 132. Provided that the tubular projectile 130 has sufficient energy to fully penetrate the target
132, a large plug of material 138 is ejected rearwardly from the lens 132.

  
Fig. 18 schematically shows the degree of penetration of a lens formed of a series of epoxy glass, aluminum and steel plates arranged in relation to each other as indicated in the upper part of this figure. It is clear that the tubular projectile itself or fragments produced penetrate various layers of this objective. The penetration varies according to the impact speed and depends on the diameter, the density and thus the mass of the projectile.

  
Fig. 19 schematically shows a tubular projectile 150 which strikes an explosive charge 152. Due to the relatively incompressible nature of the explosive charge 152, impact with this charge of the tubular projectile 150 creates a series of compression waves 154 '. These compression waves 154 involve an increase in pressure and temperature locally for reasons which should not be described below. In addition, for the same reasons applicable to FIG. 17, there is a zone of concentration which extends substantially coaxially with the projection 150, within the load 152, where the compression waves 154 are focused and concentrated. A sudden increase in pressure and temperature occurs in the concentration area and can cause the explosive charge to detonate.

   Such a detonation technique can be used advantageously in cases where other techniques, such as clockwork mechanisms or electronic devices, cannot be employed.

  
Of course, the invention is in no way limited to the details of execution described to which various changes and modifications can be made without departing from its scope.


    

Claims (1)

<EMI ID=27.1> <EMI ID = 27.1> REVENDICATIONS 1.- Projectile dirigé vers un objectif, caractérisé en ce qu'il comprend un corps tubulaire présentant un passage central 1.- Projectile directed towards an objective, characterized in that it comprises a tubular body having a central passage qui le traverse axialement de part en part, le passage ayant un diamètre qui détermine un rapport section:poids important pour le projectile, which crosses it axially right through, the passage having a diameter which determines a section: significant weight ratio for the projectile, une extrémité antérieure et une extrémité postérieure aux deux bouts, du corps tubulaire, le corps tubulaire présentant an anterior end and a posterior end at both ends, of the tubular body, the tubular body having une surface externe qui s'étend circonférentiellement, entre l'extrémité postérieure et un épaulement extérieur tourné radialement vers l'extérieur du corps, cette extrémité postérieure du corps tubulaire pouvant soutenir un culot de poussée pendant le lancement du projectile. an outer surface which extends circumferentially, between the rear end and an outer shoulder turned radially outwardly of the body, this rear end of the tubular body being able to support a thrust base during the launching of the projectile. 2.- Projectile dirigé vers un objectif, caractérisé en ce qu'il comprend : 2.- Projectile directed towards an objective, characterized in that it comprises: un corps tubulaire présentant un passage central qui le traverse axialement de part en part, le passage ayant un diamètre par rapport aux dimensions du corps tubulaire donnant un rapport section:poids important pour le projectile, et a tubular body having a central passage which passes through it axially right through, the passage having a diameter relative to the dimensions of the tubular body giving a section: weight ratio which is important for the projectile, and une extrémité antérieure sur le corps tubulaire comprenant un bord d'attaque et une surface interne et externe près de ce an anterior end on the tubular body including a leading edge and an inner and outer surface near it bord, la surface externe pouvant soutenir une virole de guidage edge, the outer surface capable of supporting a guide ferrule pour stabiliser le projectile pendant le lancement, la virole de guidage pouvant être enlevée après le lancement. to stabilize the projectile during launch, the guide ferrule being removable after launch. 3.- Projectile dirigé vers un objectif suivant la revendication 2, caractérisé en ce que la surface externe va en s'inclinant radialement vers l'extérieur vers l'aval à partir du bord d'attaque, la surface inclinée amenant la virole de guidage à s'aligner d'elle-même pendant le lancement du projectile. 3.- Projectile directed towards a target according to claim 2, characterized in that the outer surface slopes radially outwardly downstream from the leading edge, the inclined surface bringing the guide ferrule to align itself during the launch of the projectile. <EMI ID=28.1> <EMI ID = 28.1> cation 1, caractérisé en ce qu'une ceinture de forcement est prévue, cette ceinture pouvant être positionnée pendant le lancement de manière à recouvrir une partie du culot de poussée et la surface externe du corps tubulaire, la ceinture de forcement pouvant être enlevée du projectile après le lancement. cation 1, characterized in that a forcing belt is provided which belt can be positioned during launch so as to cover part of the thrust base and the outer surface of the tubular body, the forcing belt can be removed from the projectile after launch. 5.- Projectile dirigé vers un objectif suivant la revendi- 5.- Projectile directed towards an objective according to the claim <EMI ID=29.1> <EMI ID = 29.1> longitudinalement par rapport au projectile et sert à supporter une ceinture de forcement cannelée de manière correspondante. longitudinally of the projectile and serves to support a correspondingly fluted forcing belt. 6.- Projectile dirigé vers un objectif suivant la reven-dication 1, 4 ou 5, caractérisé en ce qu'une surface amont* est prévue sur le corps tubulaire, à l'extérieur de celui-ci et dans son sens circonférentiel, la surface amont ayant la forme d'un cône tronqué qui s'étend radialement vers l'extérieur du corps à partir de l'extrémité d'attaque vers la périphérie du corps tubulaire. 6.- Projectile directed towards an objective according to reven-dication 1, 4 or 5, characterized in that an upstream surface * is provided on the tubular body, outside thereof and in its circumferential direction, the upstream surface in the form of a truncated cone which extends radially outwardly of the body from the leading end towards the periphery of the tubular body. Projectile dirigé vers un objectif suivant la revendication 1, 2 ou 3, caractérisé en ce qu'il s'agit d'une munition d'exercice. Projectile directed towards an objective according to claim 1, 2 or 3, characterized in that it is an exercise munition. 8.- Projectile dirigé vers un objectif suivant la revendication 1, 2 ou 3, caractérisé en ce qu'il est stabilisé 8.- Projectile directed towards an objective according to claim 1, 2 or 3, characterized in that it is stabilized par rotation gyroscopique. by gyroscopic rotation. 9.- Projectile dirigé vers un objectif suivant la revendication 1, 2 ou 3, caractérisé en ce qu'il peut être stabilisé en vol par des forces aérodynamiques pouvant être obtenues à partir de la géométrie de son corps tubulaire. 9. A projectile directed towards a target according to claim 1, 2 or 3, characterized in that it can be stabilized in flight by aerodynamic forces obtainable from the geometry of its tubular body. 10.- Projectile dirigé vers un objectif suivant la revendication 2 ou 3, caractérisé en ce que le passage central est conformé de manière à agir de concert avec la surface interne en vue d'établir des conditions d'écoulement désirées à l'intérieur du passage. 10. A projectile directed towards a target according to claim 2 or 3, characterized in that the central passage is shaped so as to act in concert with the internal surface in order to establish the desired flow conditions inside the passage. 11.- Projectile dirigé vers un objectif suivant la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le passage central est délimité par une surface interne, la surface étant façonnée de manière à présenter au moins une discontinuité aérodynamique de sorte que des conditions d'écoulement étranglé et non étranglé peuvent être sélectivement produites dans le passage pour régir la trajectoire de vol du projectile. 11. A projectile directed towards a target according to claim 1 or 2, characterized in that the central passage is delimited by an internal surface, the surface being shaped so as to present at least one aerodynamic discontinuity so that flow conditions throttled and non-throttled can be selectively produced in the passage to govern the flight path of the projectile. 12.- Projectile dirigé vers un objectif suivant la revendication 1, 2 ou 3, caractérisé en ce que l'extrémité antérieure forme un sommet pour un coin de bord d'attaque, le coin étant annulaire et présentant une forme interne lui permettant de produire des conditions d'écoulement désirées dans le passage central. 12. A projectile directed towards a target according to claim 1, 2 or 3, characterized in that the anterior end forms a vertex for a leading edge wedge, the wedge being annular and having an internal shape allowing it to produce desired flow conditions in the central passage.