WO 96/13694 . , , pCTIFR95~01423 SYSTEME DE LANCEMENT ET D'ORIENTATION
D'ENGINS VOLANTS
La présente invention concerne des systèmes de lancement d'engins volants, et notamment des systèmes de lancement et d'orientation de missiles. Elle peut trouver son utilisation pour des missiles de petites ou grandes dimensions, du type "sol-air" ou "air-air" ou "sol-sol".
Tdut système de lancement et d'orientation d'engins volants ta comprend des moyens électroniques de commande et d'alimentation, ainsi que des moyens nécessaires à la mise en oeuvre du lancement et de l'orientation (moyens mécaniques, pyrotechniques,...) sous la commande desdits moyens électroniques.
On cannait un système de lancement et d'orientation de missile ~5 d'après le brevet USA n° 3 286 956, qui comprend des moyens de lancement, des gouvernes aérodynamiques avec leurs dispositifs d'entrainement, ainsi que des moyens d'orientation comprenant essentiellement un générateur de gaz et des tuyères qui lui sont reliées.
Dans ce système, l'arrivée des gaz chauds s'effectue à partir du 2o générateur de gaz qui est situé dans le corps du missile, à travers les axes de rotation des gouvernes, vers des tuyères situées dans la partie arrière des gouvernes et formant des jets réactifs dirigés parallèlement aux plans des gouvernes. Dans le monde, il existe un parc considérable de missiles, nécessitant une modernisation parce que ces missiles ne permettent pas 25 d'assurer une défense omnidirectionnelle (c'est à dire d'intercepter une cible qui apparait subitement de n'importe quelle direction par rapport à l'objectif à
défendre). Théoriquement, il est possible de moderniser un missile à
support de lancement incliné en le dotant du système connu, mentionné ci-dessus.
3o Néanmoins, cela impliquerait de telles modifications dans la conception du missile que cela serait trop onéreux. En outre, le système de lancement et d'orientation considéré n'utilise pas entièrement l'énergie du jet ' réactif, jet Qui est parallèle au plan des gouvernes, ce qui diminue la vitesse angulaire du missile lors de son changement de direction vers la cible.
WO 96/13694 , ~ PGT/FR95/01423 WO 96/13694. ,, pCTIFR95 ~ 01423 LAUNCH AND ORIENTATION SYSTEM
OF FLYING GEAR
The present invention relates to launching systems flying machines, including launch and guidance systems missiles. It can find its use for small missiles or large, of the "ground-air" or "air-air" or "ground-ground" type.
Tdut launching and steering system of flying machines It includes electronic means of control and feeding, as well as that means necessary for the implementation of the launch and the orientation (mechanical means, pyrotechnics, ...) under the command said electronic means.
A missile launch and guidance system could be cannulated ~ 5 according to US Patent No. 3,286,956, which includes means for launching, aerodynamic control surfaces with their devices training, as well as means of orientation including essentially a gas generator and nozzles connected thereto.
In this system, the arrival of hot gases takes place from the 2o gas generator that is located in the body of the missile, through the axes rotation of the control surfaces, towards nozzles located in the rear part control surfaces and forming reactive jets directed parallel to the planes of the governes. In the world, there is a huge fleet of missiles, requiring modernization because these missiles do not allow 25 omnidirectional defense (that is, to intercept an target which suddenly appears from any direction in relation to the objective at defend). Theoretically, it is possible to upgrade a missile to inclined launching support by endowing it with the known system mentioned above.
above.
3o Nevertheless, this would imply such changes in the missile design that it would be too expensive. In addition, the system of launch and orientation considered does not fully utilize the energy of the jet 'reactive, jet which is parallel to the plane of the control surfaces, which decreases the speed angle of the missile as it changes direction towards the target.
WO 96/13694, ~ PGT / FR95 / 01423
2 On connait un système de lancement et d'orientation de missiles (Brevet international WO 94110527) qûi comprend des moyens de lancement, des gouvernes aérodynamiques avec leurs moyens d'entrainement, et des moyens d'orientation comportant des générateurs de gaz ainsi que des tuyères qui leur sont raccordées. Dans certains modes de réalisation, ce système connu comprend un générateur de gaz qui est relié
par l'intermédiaire de conduites de gaz à des couples de tuyères ; chaque couple est formé de deux tuyères identiques, orientées dans des directions opposées dont les orifices d'admission donnent sur l'orifice de sortie de leur 1o conduite de gaz commune, et dont les diamètres sont identiques à celui de l'orifice de sortie de la conduite de gaz.
Ce système connu assure la possibilité d'un virage rapide du missile en direction de la cible, gràce au jet réactif éjecté de chaque couple de tuyères, et perpendiculaire au plan des gouvernes.
~5 Néanmoins, ainsi que dans le cas du système du susdit brevet US, dans ce brevet WO les moyens d'orientation forment un bloc en commun avec les moyens d'entrainement des gouvernes, ce qui est difficile à intëgrer dans la conception des missiles de faibles dimensions sans que cela dégrade leurs propriété aérodynamiques. En outre, cela exclut la 2o possibilité de largage, après le virage du missile dans la direction requise, de la masse inerte que représentent lés moyens d'orientation. Ce système pourrait étre utilisé également pour la modernisation rnentiohnéé ci-dessus des missiles à lancement incliné.
Le système de commande décrit dans l'article de Roger P.Berry, 25 "Development of an orientation cont~ol system of the advanced kinetic energy missile" (ADKEM), AIAA-92-2763, comprend également des moyens de lancement, des gouvernes aérodynamiques avec entrainement, airisi que des moyens d'orientation destinés à ètre implantés dans la partie arrière du missile, et dont la réalisation est baséé sur des générateurs de gaz reliés à
30 des tuyères.
Le système décrit dans cet article peut étre adapté à des missiles à lancement incliné (pour effectuer la modernisation mentionnée ci-déssus) sans modification considérable de cès missiles. Ce système prévoit le largage de la masse inerte des moyens d'orientation après exécution de leur 35 fonction. Néanmoins, la complexité du système, l'encombrement important 21'~992~
W O 96113694 ' ~ ~. ,T. x. ~ . t P~~ggS/01423 two We know a system of launch and orientation of missiles (International Patent WO 94110527) which comprises means for launch, aerodynamic control with their means of training, and orientation means comprising generators of gases and nozzles connected to them. In some modes of realization, this known system includes a gas generator that is connected via gas lines to pairs of nozzles; each torque is formed of two identical nozzles, oriented in directions opposite, the intake ports of which give access to the outlet orifice of their 1o common gas pipe, and whose diameters are identical to that of the outlet port of the gas line.
This known system ensures the possibility of a rapid turn of the missile towards the target, thanks to the reactive jet ejected from each pair of nozzles, and perpendicular to the plane of the control surfaces.
~ 5 Nevertheless, as in the case of the system of the aforesaid patent US, in this patent WO the orientation means form a block in common with the means of training the control surfaces, which is difficult to integrate in the design of missiles of small dimensions without this degrades their aerodynamic properties. In addition, this excludes 2o possibility of release, after the missile turn in the direction required, of the inert mass represented by means of orientation. This system could also be used for the modernization mentioned above launch missiles.
The control system described in Roger P. Berry's article, 25 "Development of an orientation of the system of the advanced kinetic energy missile "(ADKEM), AIAA-92-2763, also includes means launch, aerodynamic control with training, airisi that orientation means intended to be located in the rear part of the missile, and whose realization is based on gas generators connected to 30 of the nozzles.
The system described in this article can be adapted to missiles with pitched pitch (to carry out the modernization mentioned above) without considerable modification of these missiles. This system provides for the release of the inert mass of the orientation means after execution of their 35 function. Nevertheless, the complexity of the system, the large size 21 ~ 992 ~
WO 96113694 '~ ~. T. x. ~. t P ~~ggS / 01423
3 des moyens d'orientation qui sont prvus exclusivement pour l'utilisation de combustibles liquides hautement toxiques (hydrazine), rendent trs difficile la mise en oeuvre de ce systme.
Du faif que lesdits moyens d'orientation sont situs sur le trajet des gaz jects par les tuyres des moteurs de croisire du missile, il est ncessaire de prvoir le largge des moyens d'orientation tout de suite aprs le virage en direction de la cible. Par ailleurs, ce largage, doit tre effectu immdiatement avant l'allumage des moteurs de croisire, c'est dire au-dessus de faire de lancement, ce qui complique l'excution des 1o actions militaires et par ailleurs est dangereux pour l'objectif dfendre.
Aucun des systmes de lancement et d'orientation de missiles mentionns ci-dessus ne permet d'assurer l'interception d'un cible proche dans les conditions difficiles d'un dpart vertical, par exemple partir de l'aire situe dans un massif forestier. Ceci est tout d'abord li la ralisation 1s des moyens de lancement de ces systmes, moyens qui ne permettent pas d'atteindre rapidement une hauteur de l'ordre de 40 m n cessaire pour accomplir parfaitement les manoeuvres d'orientation vers la cible et l'allumage du moteur de croisire.
Le problme principal que doit rsoudre la prsente invention est 2o la ralisation d'un systme universel de lancement et d'orientation du missile, qu'il serait possible d'associer aussi bien des missiles de grandes que de faibles dimensions, permettant le largage de la masse inerte des moyens d'orientation suffisamment loin de l'aire de lancement.
Ce systme doit tre le moins onreux possible et doit pouvoir fre utilis pour tous les 25 missiles dpart inclin, et doit pouvoir assurer une dfense omnidirectionnelle.
Le systme de lancement et d'orientation d'engins volants conforme l'invention comprend des moyens de lancement, des gouvernes arodynamiques avec leur entrainement et des moyens d'orientation, situs 3o dans la partie arrire de l'engin volant et comportant au moins un gnrateur de gaz et des tuyres qui lui sont relies, et ce systme est caractris par le fait qu'il comporte un corps annulaire reli de faon rigide au corps de l'engin volant, les moyens d'orientation tant situs dans le corps annulaire, la surface interne du corps annulaire ayant une forme en tronc de c6ne et 35 tant revtue d'un matriau thermo-isolant, formant une section de tuyre 3 means of guidance which are provided exclusively for the use of highly toxic liquid fuels (hydrazine), very difficult the implementation of this system.
From the fact that said means of orientation are located on the path gases thrown by the thrusters of the cruise engines of the missile, he is necessary to foresee the width of the means of orientation while right now after the turn towards the target. Moreover, this drop, must be carried out immediately before the ignition of the cruise engines, it is say above making launch, which complicates the execution of the 1o military actions and otherwise is dangerous for the purpose defend.
None of the launch and missile guidance systems mentioned above does not ensure the interception of a close target in the difficult conditions of a vertical departure, for example from the area located in a forest. This is first of all li the realization 1s means of launching these systems, means that do not allow not to quickly reach a height of about 40 m not necessary for perform the orientation maneuvers perfectly the target and the ignition of the cruise engine.
The main problem to be solved by the present invention is 2o the realization of a universal system of launch and orientation of missile, that it would be possible to associate both big missiles only small dimensions, allowing the release of the mass inert of means of orientation sufficiently far from the launching area.
This system must be as cheap as possible and must be able to be used for all the 25 missiles departure tilt, and must be able to provide defense omnidirectional.
The launch and steering system of flying machines according to the invention comprises launching means, rudders arodynamics with their training and means of orientation, situs 3o in the rear part of the flying machine and comprising at less a generator of gases and tuyeres connected to it, and this system is caractris by the fact that it comprises an annular body rigidly connected to the body of the flying machinery, the means of orientation both the annular body, the inner surface of the annular body having a shape trunk and 35 covered with a thermo-insulating material, forming a section of tuyre
4 dont le profil est dans la continuité du profil de la tuyère du moteur de croisière de l'engin volant. Le corps annulaire comporte des moyens assurant son éjection par l'engin volant au cours du vol, ce qui permet d'optimiser le bilan énergétique et de larguer entièrement la masse inerte que représentent les moyens d'arientation après leur utilisation, à un instant choisi, en dehors de la zone de l'aire de lancement. De plus, les moyens de lancement sont réalisés par un obturateur de protection ayant une surface latérale tronconique, dont le profil reproduit au moins certaines parties de la surface de la section du tuyère du corps annulaire.
Selon un mode de réalisation, les tuyères des moyens d'orientation. sont situées dans un méme plan, perpendiculaire à l'axe longitudinal de la section de tuyère. Ceci assure une utilisation optimale de l'énergie des jets réactifs lors de I°orientation de l'engin volant, et, par conséquent, permet (°interception de la cible à proximité de l'aire de lancement.
Dans le cas d'un lancement vertical ou incliné, les moyens de lancement sont réalisés sous forme d'un conteneur de lancement avec des couvercles avant et arrière, dont le volume intérieur a une forme cylindrique et est destiné à recevoir l'engin volant, le générateur de pression étant situé
au fond du conteneur, fermé par un couvercle arrière. La partie arrière du corps annulaire comporte un clapet périphérique, dont le diamètre extérieur est égal au diamètre intérieur du conteneur. Le conteneur comporte un support sur lequel sont fixés des élëments fragilisés destinés à la fixation du corps annulaire au-dessus des orifices de sortie du générateur de pression. Ceci assure le lancement de l'engin voient à partir du conteneur de lancement à l'aide du générateur de pression, ce qui permet d°intercepter une cible qui apparaît de façon soudaine â proximité de I°aire de lancement, dans des conditions de lancement difficiles (par exemple, au milieu d'un massif forestier ou sur le pont d'un navire comportant des superstructures élevées).
Selon un mode de réalisation préféré de l'invention,y l'obturateur de protection a une forme convexe orientée vers le moteur de croisière.
Cette réalisation de l'obturateur permet d'assurer, ainsi que décrit ci-dessous, une fiabilité et une efficacité maximales de son fonctionnement dans le système de-lancement.
bi~
R'O 96113694 .:' p : .1 PGTIFR95101423 Le conteneur de lancement peut comporter, dans la partie de fixation du corps annulaire, un orifice d'jection dont les dimensions sont choisies compte tenu du dbit de gaz passant par le jeu qui est form autour du clapet du corps annulaire. Le couvercle avant du conteneur est ralis de s faon a tre fragment pour une pression donne se dveloppant l'intrieur du conteneur. Ces caractristiques assurent une auto-jection en temps voulu du couvercle avant du conteneur de lancement, avec une consommation d'nergie minimale, immdiatement avant le lancement de (engin volant.
~o Dans le premier mode de ralisation de l'invention, le systme de lancement et d'orientation de l'engin volant peut tre dot de tringles fixes sur le corps annulaire. Le gnrateur de gaz est galement annulaire et reli aux tuyres des moyens d'orientation par des conduites de gaz formes dans le corps annulaire, les tuyres tant toutes identiques, groupes par ~s deux dans le mme plan. Les tuyres de chaque couple sont orientes de faons opposes et relies mcaniquement une extrmit de la tringle correspondante, ce qui assure la rpartition du jet de gaz entre elles partir de la conduite de gaz commune du corps annulaire. Chaque tringle est relie par son autre extrmit une gouverne correspondante assurant ainsi 20 la possibilit d'une rotation conjointe. Par consquent la rotation des gouvernes arodynamiques et des moyens d'orientation est commande par un moyen d'entrainement unique.
La prsente invention prvoit deux variantes du premier mode de ralisation du systme de lancement et d'orientation d'engin volant. Selon la 25 premire variante, le systme de commande est dot de manchons annulaires en matriau thermorsistant situs prs de l'extrmit de sortie de chaque conduite de gaz correspondante, ces manchons pouvant se dplacer longitudinalement. Chaque tringle est fixe au corps annulaire dans sa partie mdiane par son axe de rotation. Chaque couple de tuyres 3o est ralis sous forme de conduites coudes avec des extrmits de sortie tronconiques, et des orifices d'admission faisant face l'orifice de sortie de la conduite de gaz commune et dont (es diamtres sont identiques au diamtre intrieur des manchons annulaires n matriau thermorsistant.
Les surfaces de contact de la premire extrmit de chaque tringle et du 3s corps annulaire doivent tre thermo-isoles.
WO 96113694 P~,~S/01423 .
Dans la deuxième variante du premier mode de réalisation du système de lancement et d'orientation d'engins volants de l'invention, chaque couple de tuyères est réalisé dans le corps annulaire sous forme d'un canal rectiligne à embouts tronconiques, le corps annulaire comportant s des orifices radiaux, dont l'axe passe d'un côté par le centre du canal rectiligne correspondant, est perpendiculaire à l'axe de ce dernier et se trouve dans un même plan, et de l'autre côté, est perpendiculaire à l'axe du tuyau de sortie de la conduite de gaz commune correspondante, et se trouve dans un deuxième plan, et enfin l'axe de ces orifices se trouve sur le ~o croisement des deux premiers plans, chaque tringle étant fixée sur le corps annulaire par une de ses extrémités, par l'intermédiaire d'une broche qui est revêtue d'un matériau thermostable composite, et disposée de façon à
assurer la rotation dans l'orifice radial, revëtu d'une couche thermo-isolante ;
la couche de matériau compositè de chaque broche comportant un orifice ~5 d'éjection pour assurer la répartition du jet de gaz entre les tuyère du couple.
Ces deux variantes du prèinier mode de réalisation du s~stème de lancement et d'orientation de l'engin volant sont compactes, ont une technologie équivalente, et sont caractérisées par une grande fiabilité du 2o fonctionnement de matériel d'orientation par fentrainement des gouvernes aérodynamiques.
Dans le deuxième mode de réalisation du système de commande de lancement et d'orientation dé l'engin volant selon l'invention, les moyens d'orientation sont réalisés sous forme de moteurs à réaction par impulsions, 25 sïtués dans le corps annulaire, en rangées régulières, chaque tuyère de moteur à impulsion étant orientée perpendiculairement à l'axe longitudinal de la conduite de gaz du corps annulaire, chaque rangée étant formée par des moteurs à impulsion d'un même type et de mêmes dimensions.
Ce mode de réalisation est caractérisé par la simplicité de 3o montage des moyens d'orientation dans le çorps annulaire et permet d'assurer l'indépendance par rapport au fonctionnement des gouvernes aérodynamiques et des moyens d'orientation, en assurant le contrôle de tangage et de cap.
Dans le deuxième mode de réalisation du système de lancement 3s et d'orientation de l'engin volant, au moins les moteurs à impulsion de plus R'O 96113694 2 I ~ 9 9 2 9 ~ rcr»9s1u14z3 .
faible puissance forment une rangée, les axes des extrémités tronconiques de sortie des tuyères de ces moteurs peuvent être dirigés tangentiellement par rapport au corps annulaire. Ainsi, on peut contrôler le roulis de l'engin volant.
La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillée de plusieurs modes de réalisation, pris à titre d'exemples non limitatifs et illustrés par le dessin annexé, sur lequel - la figure 1 est une vue latérale avec une coupe partielle du système de lancement et d'orientation du missile, illustrant la première to variante du premier mode de réalisation de l'invention ;
- la figure 2, est une coupe transversale du système de commande au niveau des tuyères du dispositif d'orientation, vue dans la coupe II-II, figure 1 ;
- la figure 3, est une vue agrandie de la coupe partielle III de la ~5 figure 2 ;
- la figure 4, est une vue latérale avec une coupe partielle du système de commande, illustrant la deuxième variante du premier mode de réalisation de l'invention ;
- la figure 5, est une vue agrandie de la partie V de la figure 4 ;
20 - la figure 6, est une vue en coupe transversale du corps annulaire du système de commande au niveau de l'axe horizontal des tuyères du matériel d'orientation, selon VI-VI de la figure 4 ;
- la figure 7, est une vue agrandie de la section longitudinale du système de commande dans la partie des tuyères selon VII-VII de la figure 25 6; et -la figure 8, est une vue latérale avec coupe partielle du système de commande, illustrant le deuxième mode de réalisation de l'invention.
L'invention est décrite ci-dessous dans le cas où l'engin volant est un missile, lancé verticalement depuis une aire de lancement au sol ou so depuis un navire, mais il est bien entendu que cet engin volant peut être lancé (horizontalement) depuis un porteur volant, etlou que cet engin volant n'est pas nécessairement un missile, mais peut aussi être un drone, par exemple.
Le système de lancement et d'orientation du missile 1 (figure 1 ) 35 comprend des gouvernes aérodynamiques 2 avec leurs moyens R'O 96/13694 PCTIFIt95/01423 d'entrainement (non représentés) qui sont habituellement disposés à
(intérieur du missile, le corps annulaire 3 et les moyens de lancement (non représentés en figure 1 ). Le corps annulaire 3 comprend des moyens d'orientation comportant un générateur de gaz 4 et des tuyères 5 qui lui sont reliées et qui débouchent à la surface externe du corps annulaire 3 du missile 1. A l'intérieur du corps du missile 1 se trouve le moteur de croisière avec la tuyère 6, coaxial avec le corps annulaire 3. La surface interne du corps annulaire 3 a une forme conique et est recouverte d'un matériau thermo-isolant composite, contenant par exemple du carbone. Elle forme 1o une section de tuyère 7, dont le profil est la continuation du profil de la tuyère 6 du moteur de croisière 6 du missile (comme représenté sur la figure 4).
La conception du corps annulaire 3 permet son éjection du missile 1 en vol, étant donné qu'il est fixé sûr le corps du missile 1 à l'aide de ~s boulons explosifs 8 et de pyro-poussoirs 9 (figure 4).
Les moyens de lancement comprennent un conteneur de lancement 10, un générateur de pression 11 et un obturateur de protection 12 (figure 4). Le conteneur de lancement 10 est doté de couvercles avant et arrière. Son volume intérieur a une forme cylindrique et a des dimensions 2o permettant d'y loger le missile 1 avec les gouvernes 2 repliées (la partie supérieûre du conteneur avec le couvercle avant n'est pas représentée sur le dessin). Le générateur de pression 11 est situé au fond du conteneur de lancement 10, fermé par le couvercle arrière amovible 13. Au fond du conteneur 10 se trouve le support 14, destiné à la fixation du corps 2s annulaire 3, monté avec le missile 1 au-dessus du générateur 11. La fixation du corps annulaire 3 sur le support 14 est assurée par des éléments explosifs, par exemple des boulons explosifs. Afin d'assurer le glissement du corps annulaire 3 le long de la surface intérieure cylindrique de guidage de la cavité du conteneur 10, le corps annulaire 3 a, dans sa partie arrière, un 3o clapet périphérique 15, dont le diamètre extérieur est égal au diamètre intérieur du conteneur 10. L'obturateur de protection 12, destiné à être monté d'une façon étanche (comme un bouchon) dans la section de tuyère 7 du corps annulaire 3, a une forme convéxe et une surface latérale conique, ' dont le profil est le même que celui de la surface intérieure dé la section de 35 tuyère 7 avec laquelle cet obturateur est en contact. La partie convexe de '~17~~~~ . .
l'obturateur 12 se trouve du côté du diamètre inférieur (c'est à dire qu'elle est orientée vers le moteur de croisière du missile). L'obturateur peut ëtre soit métallique, soit en matériau thermo-isolant composite, par exemple en résine époxyde avec un additif au graphite.
s Le conteneur de lancement 10 comporte dans la zone de fixation du corps annulaire 3, face aû clapet 15, un orifice d'éjection de gaz 16 (figure 5). Les dimensions de l'orifice d'éjection 16 sont choisies compte tenu du débit du jet qui passe par l'orifice d'éjection 16. Le couvercle avant du conteneur 10 doit ëtre fragmentable à une pression donnée, produite à
io l'intérieur du conteneur. Pour ce faire, il est fabriqué en polymère fragile, par exemple en mousse de polyuréthane d'épaisseur strictement définie, et ce couvercle est fixé d'une façon hermétique sur le conteneur 10.
On décrit ici deux modes de réalisation de ce système de lancement et d'orientation de missile. Chaque mode a sa propre conception 15 du corps annulaire 3 et son propre procédé de fonctionnement du matériel d'orientation. Dans le premier cas, les tuyères 5 des moyens d'orientation sont situées dans le méme plan, perpendiculairement à l'axe longitudinal de la conduite de gaz 7 du corps annulaire 3 (cf figure 1, figure 4, figure 6 et figure 7), alors que dans le deuxième mode de réalisation, elles sont situées 2o sur plusieurs plans (cf. figure 8). Néanmoins, dans les deux cas, ainsi qu'il s'ensuit de ce qui est exposé ci-dessous, l'orientation du missile 1 est assurée en tangage, en cap et en roulis.
Le premier mode de réalisation du système suppose à son tour deux variantes. La première variante est illustrée par les figures 1, 2 et 3, et 25 la deuxième variante par les figures 4, 6 et 7. Les deux variantes du premier mode de réalisation comportent un générateur de gaz 4 annulaire (par exemple, à combustible solide), se trouvant dans le corps annulaire 3, dans lequel se trouvent les conduites de gaz d'alimentation 17, raccordant le générateur de gaz 4 aux tuyères 5 (cf. figure 1 et figûre 4). Les tuyères 5 3o sont identiques et groupées pas couples, dont les axes sont situés dans un ' mëme plan, chaque couple ayant sa propre arrivée de gaz 17 (cf. figure 2 et figure 6).
Les tuyères 5 de chaque couple sont orientées en opposition l'une par rapport à l'autre et sont raccordées par une extrémité à la tringle 35 correspondante 18. Le nombre de tringles 18 est identique au nombre de R'O 96113694 gouvernes 2, qui peuvent ètre au nombre de quatre. Chaque tringle 18 est fixée sur le corps annulaire 3 et sa deuxième extrémité est reliée à sa gouverne 2 par l'intermédiaire d'une fourchette en forme de "V" 19 (cf. figure 1 et figure 4) fixée par des charnières sur la tringle 18, ceinturant le rebord 6 arrière de la gouverne 2 et poussée vers la gouverne par un ressort (ce dernier n'est pas représenté sur le dessin). Ce ressort assure l'interaction du couple (fourchette 19 - gouverne 2). Ainsi qu'on le verra dans ce qui est exposé ci-dessous, cela assure la possibilité d'une rotation conjointe des tringles 18 avec les gouvernes 2, ce qui entraine la répartition requise du jet 1o de gaz qui est éjecté en permanence de chaque conduite de gaz 17, pour chaque couple de tuyères 5.
Pour la première variante du premier mode de réalisation du système de l'invention, les tringles 18 sont fixées dans leur partie médiane sur le corps annulaire par l'intermédiaire de leurs axes de rotation 20 (cf.
figure 1 ) chaque tringle 18 entre en contact avec le corps annulaire 3 par sa première extrémité, qui comporte le couple des tûyères 5 réalisées sous forme de canaux coudés se terminant par des embouts tronconiques coaxiaux, orientés dans des directions opposées (cf. figure 3). Les orifices d'admission de ces canaux coudés débouchent sur l'orifice de sortie de leurs conduites de gaz communes 17. Dans la zone de ces orifices, le corps annulaire et l'extrémité de la tringle 18, qui est en cohtact avéc celui-ci, sont protégés par des plaquettes thermo=isolantes 21 et 22, en matëriau composite avec un additif au graphite, les plaquettes 21 et 22 sont indispensables pour prévenir l'érosion des surfaces de contact sous l'influence du gaz chaud qui passe par les orifices du couple "tringle 18 -corps annulaire 3". Les plaquettes 21 et 22 assurent cette fonctïbn de protection en combinaison avec des manchons thermostables 23, qui peuvent étre fabriqués à partir du mème matériau composite. Chaque manchon 23 est inséré dans la sectioh de tuyère correspondante 7, avec 3o possibilité d'un déplacement longitudihal, c'est à dire que le diamètre extérieur du manchon 23 est pratiquement égal au diamètre de la conduite de gaz 17. Le diamètre intérieur du manchon 23 doit ètre égal aux diamètres des orifices de réception des tuyë~es à canaux côudés 5. Dans le cas contraire, comme il s'ensuit de ce qui est exposé ci-dessous, le principe de a R'0 96/13694 PG1'/FR95/01423 fonctionnement de ce sous-ensemble ne peut tre assur de faon satisfaisante.
La deuxime variante du premier mode de ralisation du systme de l'invention comporte des rpartiteurs rotatifs qui commandent l'arrive du gaz dans les couples de tuyres 5, situs, ainsi qu'on le voit sur les figures 6 et 7, directement l'intrieur du corps annulaire 3 sous forme de canaux rectilignes avec des mbouts tronconiques orients dans des directions opposes. Les rpartiteurs rotatifs sont raliss de la faon suivante : dans le corps annulaire 3, on perce des orifices radiaux 24 (figure 7), dont les 1o axes passent, d'une part, par le centre du canal rectiligne correspondant des tuyres 5 et qui est perpendiculaire l'axe de ce canal rectiligne et se trouve dans le mme plan, et d'autre part, ils sont perpendiculaires l'axe de la conduite de gaz correspondante 17 et se trouvent dans un deuxime plan. En outre, ces axes se trouvent sur le croisement du premier et du deuxime plans. Dans chaque orifice radial 24 est dispose une broche rotative 25 qui est relie rigidement l'aide, par exemple, d'un boulon 26 (cf.
figure 6) la premire extrmit de la tringle 18 (cf. figure 4). Chaque broche 25, ainsi que la surface de contact de l'orifice radial 24 dans le corps annulaire 3, est recouverte d'une couche thermo-isolante , zo en matriau composite tel que celui mentionn ci-dessus. Le rle fonctionnel des couches thermo-isolantes 27 et 28 est le mme que celui des plaquettes 21 et 22 dans la premire-variante du premier mode de ralisation i , savo r empcher la dtrioration -des surfaces de contact du couple mobile des pices. Sur une partie de la priphrie de la couche 27 de matriau composite, appliqu sur la broche 25, on pratique une saigne 27A dont les dimensions conditionnent la rpartition du jet de gaz partir de la conduite de gaz 17 entre les tuyres 5 de chaque couple. Les dimensions de la saigne 27A sont choisies de faon assurer une modification progressive lors de la rotation de la broche 25 d'une position extrme, pour laquelle Ie 3o gaz peut arriver du canal commun 17 uhiquement vers l'une des tuyres 5, ' vers une position pour laquelle le gaz est quirparti entre les deux tu y res 4 whose profile is in the continuity of the profile of the engine nozzle of cruise of the flying machine. The annular body comprises means ensuring its ejection by the flying machine during the flight, which makes it possible to optimize the balance sheet energy and to completely drop the inert mass represented by means of guidance after their use, at a chosen moment, outside of the area of the launching area. In addition, the launching means are made by a protective shutter having a frustoconical lateral surface, the profile reproduces at least some parts of the surface of the nozzle section of the annular body.
According to one embodiment, the nozzles of the means orientation. are located in the same plane, perpendicular to the axis longitudinal of the nozzle section. This ensures optimal use of the energy of the reactive jets during the orientation of the flying machine, and, by therefore, allows (° interception of the target near the launch.
In the case of a vertical or inclined launch, the means of launch are realized in the form of a launch container with front and rear lids, the internal volume of which has a cylindrical shape and is intended to receive the flying machine, the pressure generator being situated at the bottom of the container, closed by a back cover. The back part of the body annular comprises a peripheral valve, whose outer diameter is equal to the inside diameter of the container. The container has support on which are attached weakened elements for fixing the body annular above the outlet ports of the pressure generator. This ensures launch the craft see from the launch container using the pressure generator, which allows to intercept a target that appears from sudden approach near the launching area, under conditions of difficult launch (for example, in the middle of a forest or on the bridge a vessel with high superstructures).
According to a preferred embodiment of the invention, there is the shutter protector has a convex shape geared towards the cruising engine.
This embodiment of the shutter ensures, as described above, below, maximum reliability and efficiency of its operation in the launching system.
bi ~
R'O 96113694.: 'P: .1 PGTIFR95101423 The launch container may include, in the game of fixing of the annular body, an orifice of jection whose dimensions are chosen given the rate of gas passing through the game that is form around of the valve of the annular body. The front cover of the container is realized s way to be fragment for a given pressure developing inside the container. These features ensure a self-injection in desired time of the front cover of the launch container, with a minimal energy consumption, immediately before launch of (flying craft.
~ o In the first embodiment of the invention, the system of Launch and steering of the flying machine can be dot fixed rods on the annular body. The gas generator is also annular and reli with the means of guidance by means of gas forms in the annular body, the tuyères are all identical, groups by ~ s two in the same plane. The tips of each couple are oriented of Opposites and mechanically linked an end of the rod corresponding, which ensures the distribution of the jet of gas between them leave the common gas line of the annular body. Each rod is connects by its other end a corresponding rulers thus ensuring 20 the possibility of joint rotation. Therefore, rotation of Arodynamic control surfaces and means of orientation is control by a unique training medium.
The present invention provides two variants of the first embodiment of implementation of the machine launching and steering system wheel. According to 25 first variant, the control system is provided with sleeves annulars in thermoresistant material near the end Release each corresponding gas line, these sleeves himself move longitudinally. Each rod is fixed to the body annular in its middle part by its axis of rotation. Each couple of tuyères 3o is carried out in the form of elbow pipes with extrusions Release frustoconical, and intake ports facing the orifice out of the common gas pipe and whose diameters are identical at inner diameter of the annular sleeves n thermistor material.
The contact surfaces of the first end of each rod and 3s annular body must be heat-insulated.
WO 96113694 P ~, ~ S / 01423.
In the second variant of the first embodiment of the launching and steering system of flying machines of the invention, each pair of nozzles is made in the annular body in the form of a rectilinear channel with frustoconical tips, the annular body comprising s radial orifices, whose axis passes on one side through the center of the canal corresponding rectilinear line, is perpendicular to the axis of the latter and located in the same plane, and on the other side, is perpendicular to the axis of outlet pipe of the corresponding common gas pipe, and is located in a second plane, and finally the axis of these orifices is on the ~ o crossing of the first two planes, each rod being fixed on the body ring at one of its ends, via a pin which is coated with a thermostable composite material, and arranged to ensure rotation in the radial orifice, covered with a thermo-insulating layer ;
the layer of composite material of each pin having an orifice ~ 5 ejection to ensure the distribution of the jet of gas between the nozzle of the couple.
These two variants of the first embodiment of the system the launch and steering of the flying machine are compact, have a equivalent technology, and are characterized by high reliability of the 2o operation of guidance equipment by furbishing control surfaces aerodynamic.
In the second embodiment of the control system launching and orientation of the flying machine according to the invention, the means orientation are carried out in the form of pulse reaction engines, 25 in the annular body, in regular rows, each nozzle of pulse motor being oriented perpendicular to the longitudinal axis the gas line of the annular body, each row being formed by impulse motors of the same type and dimensions.
This embodiment is characterized by the simplicity of 3o mounting orientation means in the annular body and allows to ensure independence from the operation of the control surfaces aerodynamic and guidance systems, ensuring control of pitching and heading.
In the second embodiment of the launch system 3s and orientation of the flying machine, at least the impulse motors of more R'O 96113694 2 I ~ 9 9 2 9 ~ rcr »9s1u14z3.
low power form a row, the axes of the frustoconical ends output of the thrusters of these engines can be directed tangentially relative to the annular body. Thus, one can control the roll of the machine wheel.
The present invention will be better understood on reading the detailed description of several embodiments, taken as a non-limiting examples and illustrated by the attached drawing, in which FIG. 1 is a side view with a partial section of the missile launch and guidance system, illustrating the first to variant of the first embodiment of the invention;
- Figure 2, is a cross section of the system of control at the nozzles of the orientation device, seen in the Section II-II, Figure 1;
FIG. 3 is an enlarged view of the partial section III of the ~ 5 Figure 2;
FIG. 4 is a side view with a partial section of the control system, illustrating the second variant of the first mode of embodiment of the invention;
FIG. 5 is an enlarged view of part V of FIG. 4;
Figure 6 is a cross-sectional view of the body ring of the control system at the horizontal axis of the nozzles for orientation equipment, according to VI-VI of Figure 4;
FIG. 7 is an enlarged view of the longitudinal section of the control system in the part of the nozzles according to VII-VII of the figure 6; and FIG 8 is a side view with partial section of the system control, illustrating the second embodiment of the invention.
The invention is described below in the case where the flying machine is a missile, launched vertically from a ground launching area or so from a ship, but it is understood that this flying machine can be launched (horizontally) from a flying carrier, and / or this flying machine is not necessarily a missile, but can also be a drone, by example.
Missile Launch and Orientation System 1 (Figure 1) 35 comprises aerodynamic control surfaces 2 with their means R'O 96/13694 PCTIFIt95 / 01423 (not shown) who are usually willing to (interior of the missile, the annular body 3 and the launching means (no represented in Figure 1). The annular body 3 comprises means of orientation comprising a gas generator 4 and nozzles 5 which are connected and which open to the outer surface of the annular body 3 of the missile 1. Inside the body of missile 1 is the engine of cruise with the nozzle 6, coaxial with the annular body 3. The inner surface of the annular body 3 has a conical shape and is covered with a material thermo-insulating composite, containing for example carbon. It forms 1o a nozzle section 7, whose profile is the continuation of the profile of the 6 missile cruise engine nozzle 6 (as shown in FIG.
4).
The design of the annular body 3 allows its ejection of the missile 1 in flight, since it is secured the body of the missile 1 with the help of explosive bolts 8 and pyro-pushers 9 (Figure 4).
The launching means comprise a container of launch 10, a pressure generator 11 and a protective shutter 12 (Figure 4). The launch container 10 has front covers and back. Its interior volume has a cylindrical shape and has dimensions 2o to accommodate the missile 1 with the control surfaces 2 folded (the part superstructure of the container with the front cover is not shown on the drawing). The pressure generator 11 is located at the bottom of the container of launch 10, closed by the removable rear cover 13. At the bottom of container 10 is the support 14, intended for fixing the body 2s annular 3, mounted with the missile 1 above the generator 11. The fixation of the annular body 3 on the support 14 is provided by elements explosives, for example explosive bolts. In order to ensure the annular body 3 along the inner cylindrical guide surface of the cavity of the container 10, the annular body 3 has, in its rear part, a 3o peripheral valve 15, whose outer diameter is equal to the diameter inside the container 10. The protective shutter 12, intended to be mounted in a sealed manner (like a plug) in the nozzle section 7 of the annular body 3, has a convex shape and a conical lateral surface, whose profile is the same as that of the inner surface of the section of 35 nozzle 7 with which this shutter is in contact. The convex part of '~ 17 ~~~~. .
the shutter 12 is on the side of the lower diameter (ie it is directed towards the cruise engine of the missile). Shutter can be either metal or composite thermo-insulating material, for example in epoxy resin with a graphite additive.
The launch container 10 has in the attachment zone of the annular body 3 facing valve 15, a gas ejection orifice 16 (Figure 5). The dimensions of the ejection orifice 16 are selected given the flow rate of the jet passing through the ejection orifice 16. The front cover container 10 must be fragmentable at a given pressure, produced at inside the container. To do this, it is made of polymer fragile, by example of polyurethane foam of strictly defined thickness, and this lid is hermetically fixed on the container 10.
We describe here two embodiments of this system of launch and missile guidance. Each mode has its own design 15 of the annular body 3 and its own method of operating the equipment orientation. In the first case, the nozzles 5 of the orientation means are located in the same plane, perpendicular to the longitudinal axis of the gas line 7 of the annular body 3 (see FIG. 1, FIG. 4, FIG.
7), whereas in the second embodiment they are located 2o on several levels (see Figure 8). Nevertheless, in both cases, it follows from what is stated below, the orientation of the missile 1 is ensured in pitch, heading and roll.
The first embodiment of the system assumes in turn two variants. The first variant is illustrated by FIGS. 1, 2 and 3, and The second variant in FIGS. 4, 6 and 7. The two variants of the first embodiment comprise an annular gas generator 4 (for example solid fuel), located in the annular body 3, in which are the supply gas lines 17, connecting the gas generator 4 to the nozzles 5 (see Figure 1 and figure 4). The tuyeres 5 3o are identical and grouped not couples, whose axes are located in a same plane, each pair having its own gas supply 17 (see Figure 2 and Figure 6).
The nozzles 5 of each pair are oriented in opposition relative to each other and are connected at one end to the rod The number of rods 18 is identical to the number of R'O 96113694 2 control surfaces, which can be four in number. Each rod 18 is attached to the annular body 3 and its second end is connected to its 2 steering via a fork "V" 19 (see figure 1 and 4) fixed by hinges on the rod 18, encircling the flange 6 rear of the rudder 2 and thrusting towards the rudder by a spring (this last is not represented on the drawing). This spring ensures the interaction of torque (fork 19 - rudder 2). As will be seen in what is explained below, this ensures the possibility of joint rotation of rods 18 with the control surfaces 2, which results in the required distribution of the jet 1o gas that is ejected continuously from each gas pipe 17, for each pair of nozzles 5.
For the first variant of the first embodiment of the system of the invention, the rods 18 are fixed in their middle part on the annular body via their axes of rotation 20 (cf.
1) each rod 18 comes into contact with the annular body 3 by its first end, which includes the couple of 5 fires made under shape of angled channels ending in frustoconical tips coaxial, oriented in opposite directions (see Figure 3). The holes of these bent channels lead to the exit port of 17. In the area of these orifices, the body ring and the end of the rod 18, which is in coherence with this one, are protected by thermo insulating wafers 21 and 22, made of composite with a graphite additive, platelets 21 and 22 are essential to prevent erosion of contact surfaces under the influence of the hot gas that passes through the holes of the pair "rod 18 -annular body 3 ". The plates 21 and 22 provide this function of protection in combination with thermostable sleeves 23, which can be made from the same composite material. Each sleeve 23 is inserted in the corresponding nozzle section 7, with 3o possibility of a longitudinal displacement, that is to say that the diameter outside the sleeve 23 is substantially equal to the diameter of the pipe 17. The inside diameter of the sleeve 23 shall be equal to the diameters receiving ports for coiled channel nozzles 5. In the case of contrary, as follows from what is set out below, the principle of at R'0 96/13694 PG1 '/ FR95 / 01423 functioning of this subassembly can not be ensured satisfactory.
The second variant of the first embodiment of the system of the invention comprises rotary distributors which control the arrival of gas in the pairs of tuyères 5, situs, as we see in figures 6 and 7, directly inside the annular body 3 in form of canals rectilinear lines with frustoconical tips placed in directions opposed. Rotary dividers are realized in a similar way following: in the annular body 3, radial holes 24 are drilled (FIG.
7), whose 1o axes pass, on the one hand, by the center of the rectilinear canal corresponding of the tuyères 5 and which is perpendicular to the axis of this channel rectilinear and found in the same plane, and on the other hand, they are perpendicular axis of the corresponding gas line 17 and are found in a second plan. In addition, these axes are on the crossing of the first and second shots. In each radial orifice 24 is disposed a brooch rotary 25 which is rigidly connected to the aid, for example, a bolt 26 (cf.
Figure 6) the first end of the rod 18 (see figure 4). Each pin 25, as well as the contact surface of the radial orifice 24 in the body ring 3, is covered with a thermo-insulating layer , zo en composite material such as that mentioned above. The role functional thermally insulating layers 27 and 28 is the same as that platelets 21 and 22 in the first variant of the first embodiment i , savo r prevent deterioration of the couple's contact surfaces mobile parts. On part of the periphery of the layer 27 of material composite, applied on the spindle 25, bleeding 27A whose dimensions condition the distribution of the jet of gas driving of gas 17 between the tuyere 5 of each pair. The dimensions of the bleeding 27A are chosen to ensure a progressive during the rotation of the spindle 25 of an extreme position, for which Ie 3o gas can arrive from the common channel 17 uhiquement to one tuyères 5, 'to a position for which the gas is split between both of you there res
5 du couple. Bien entendu, il est ncessaire d'exclure la possibilit d'une coupure simultane du dbit de gaz vers les deux tuyres 5 du couple. La profondeur de cette saigne 27A pratique dans la couche 27 est déterminée par l'épaisseur mihimûm de cette couche thermo-isolante, nécessaire à la protection de la broche 25.
Le deuxième mode de réalisation du système de l'invention, illustré en figure 8, prévoit l'utilisation, eh tant que moyens d'orientation, de .
composants standard : des moteurs à réaction impulsifs fonctionnant avec du combustible solide, réalisés de façon connue en soi. Une grande quantité
de ces moteurs à impulsion (par exemple, plusieurs dizaines) sont disposés à la périphérie du corps annulaire 3, par rangées régulières 29-32, répârties sur sa hauteur. Chaque moteur à impulsion 29k-32k est fixé dans un logement pratiqué dans le corps annulaire 3, sa tuyère étant orientée perpendiculairement à l'axe longitudinal de la section de tuyère 7. Chaque rangée 29-32 est formée par des moteurs à impulsion identiques, c'est-à-dire par des moteurs de mémes dimensions et de méme type dans la rangée considérée. D'une rangée à l'autre, les dimensions et types des moteurs i5 peuvent ètre différents ou bien identiques. Comme décrit ci-dessous, une telle utilisation de moteurs à impulsion standard assure la commande du missile uniquement en tangage et en cap (lacet).
Afin d'assurer la commande du missile 1 en roulis, il est nécessaire de procéder à une petite modification des tuyères des moteurs à
zo impulsion standard. A cet effet, on oriënte les embouts tronconiques de sortie de ces tuyères de telle façon que leurs axes soient dirigés tangentiellement par rapport au corps -annulaire 3. Cette orientation des embouts doit être pratiquée, au minimum, pour les moteurs à impulsion de la rangée de moteurs de plus faible puissance, par exemple la rangée 29. II est z5 évident que dans ce cas Ia moitié des moteurs à impulsion de la rangée 29 doivent avoir leur embout orientë dans le même sens-(par exemple, dans le sens des aiguilles d'une montre autour de l'axe de la section de tuyère 7), alors que la deuxième moitié doit être orientée dans l'autre sens (dans le sens contraire des aiguilles d'une montre). Mais il est possible d'obtenir le 3o méme résultat en orientant tous les embouts d'une rangée dans le sens des aiguilles d'une montre (par exemple de la rangée 29) et en orientant dans le sens contraire des aiguilles d'une montre tous les moteurs à impulsion d'une autre rangée, (par exemple la rangée 30). Dans ce dernier cas, les rangées ' 29 et 30 doivent ëtre composées de moteurs à impulsion du méme type. II
35 est préférable d'utilisë~, pour contrôler le roulis du missile, les moteurs à
W096/13694 , , PCTIFR95101423 impulsion de plus faible puissance. En effet, pour contrôler le roulis du missile 1, il n'est pas nécessaire de créer des forces réactives aussi importantes que celles qui sont nécessaires pour contrôler le tangage et le cap.
Le système de lancement et d'orientation de missile fonctionne de la façon suivante.
Le missile 1, par exemple du type "sol-air" avec le corps annulaire 3, réalisé soit conformément à la figure 1 (voir aussi les figures 2 et 3), soit conformément à la figure 4 (voir aussi les figures 6 et 7), soit conformément 1o à la figure 8, est disposë dans le conteneur de lancement vertical 10, dont le couvercle arrière 13 est démonté (cf. figure 4 et figure 8). Le missile i se trouve alors dans un état de transport (c'est-à-dire avec les gouvernas 2 repliées) alors que l'obturateur de protection 12 est appliqué d'une façon étanche sur la section de tuyère 7 du corps annulaire 3. Le corps annulaire 15 3 est relié au support 14 à l'aide de boulons explosifs, après quoi on dispose dans le conteneur 10 un générateur de pression 11, et on referme le couvercle arrière 13 à l'avant, le conteneur 10 étant fermé hermétiquement avec le couvercle avant. Le système de Pinvention est monté et prét à
fonctionner.
2o Les gaz formés lors de l'inflammation de la charge du générateur de pression 11, créent au fond du conteneur 10 une surpression qui agit sur l'extrémité de la partie arrière du corps 3. L'obturateur 12, de ce fait s'enfonce davantage dans la section de tuyère 7 en protégeant le moteur de croisière du missile des gaz chauds du générateur 11, ce qui évite le risque 25 d'une mise en route spontanée du moteur de croisière. Une partie des gaz est éjectée par l'orifice 16 (cf. figure 5) vers la cavité supérieure hermétique du conteneur 10. Dès que la pression sous le couvercle avant du conteneur atteint un niveau critique, if se produit ûne destruction du couvercle avant et l'éjection des débris vers l'extérieur. Une fois que la pression dans 30 l'espace clos du fond du conteneur atteint la valeur requise, il se produit l'explosion des boulons qui retiennent le missile sur le support 14, et le clapet 15 du missile, en glissant le long de la surface intérieure de guidage cylindrique du conteneur 10 obture l'orifice 16, et le missile s'élance vers le haut et est éjecté à la hauteur requise (qui peut atteindre par exemple 40m), 35 nécessaire à l'éxédution de la manoeuvre pour l'orientation du missile et la VVO 96/13694 ~ PCTIFR95/01423 X1'1 99'9 ,4 mise en route du moteur de croisière dans des conditions difficiles de lancement.
Après que le missile a atteint la haûteur requise, ou bien, si cela est possible, sur la partie montante de la trajectoire du missile, on procède à
l'exécution des manoeuvres pour l'orientation du missile, c'est à dire le contrôle du tangage, du cap et du roulis. L'exécution de ces manoeuvres est effectuée différemment selon la réalisation des moyens d'orientation du corps annulaire 3.
Pour la première variante du premier mode de réalisation (figure ,0 1, figure 3), après l'allumage par le bloc électronique du missile du générateur de gaz annulaire 4, le jet de gaz chaud arrive simultanément par toutes les conduites de gaz 17, applique les manchons annulaires 23 contre les extrémités de la tringle 18 (les manchons 23, de ce fait, "hermétisent"
les jeux du joint amovible), et est éjecté des tuyères 5, en créant des forces ,5 réactives, dirigées tangentiellement par rapport au corps annulaire 3, perpendiculairement à son axe, c'est à dire dans un plan perpendiculaire à
l'axe du missïle 1. La régulation de ces forces de réaction est effèctuée simultanément avec la régulation des forces aérodynamiques à l'aide de fentrainement unique qui commande la rotation des gouvernes 2, liées 2o cinématiquement par les fourchettes en forme de "V" 19 aux tringles 18, qui tournent autour des axes 2D. Dans la position neutre des gouvernes 2, qui est représentée sur la figure 1, le gaz arrive dans toutes les tuyères de tous les couples tuyères 5 en quantités égales et ta résultante des forces de réaction est égale à zéro (cf. figure 3). En cas de déviation d'une des 25 gouvernes 2 selon un angle maximum (25-30 degrés) d'un côté ou de l'autre, la tringle 18 tourne d'environ 10 degrés, et tout le jet du gaz qui émane de la conduite de gaz 17 n'arrive que dans une des tuyères 5 du couple correspondant. Ainsi, la position angulaire des gouvernes 2 commande la position angulairè -de la tringle correspondante 18, et la so répartition du jet de gaz entre les tuyères 5 du couple correspondant s'effectue proportionnellement à la position angulaire de la tringle 18, et crée de ce fait des forces de réacfion de méme signe que dans les. plans aérodynamiques de la gouverne 2, assurant la commande du missile en tangage, cap et roulis.
R'O 96!13694 -. PCT'/FR95101423 Pour la deuxième variante du premier mode de réalisation du corps annulaire 3 (figures 4, 6 et 7), le principe de création des forces de réaction de direction est analogue à celui qui est mentionné ci-dessus. La différence réside uniquement dans le fait que dans la deuxième variante, la 5 rotation de la tringle 18 est commandée par la rotation de la gouverne 2, ce qui provoque la rotation de la Broche 25 (cf. figure 7). La position angulaire de la broche 25 détermine la quantité du gaz qui arrive dans chaque tuyère 5 du couple, et donc la valeur de la résultante des forces de réaction dans le couple de tuyères.
Pour le deuxième mode de réalisation du corps annulaire 3 (figure 8), le principe de création des forces de réaction qui commandent le missile 1 est un peu différent de celui qui est décrit ci-dessus. L'orientation du missile 1 est effectuée sans participation des gouvernes aérodynamiques 2, grâce à la mise en route à un instant donné des moteurs à réaction à
15 impulsion, commandés par exemple directement par le calculateur du bloc électronique du missile. Le basculement du missile en tangage et en cap est assuré par la mise en route des moteurs à impulsion les plus puissants des rangées 31-32, dont les tuyères produisent des forces de réaction orientées d'une façon radiale. La direction du plan de basculement du missile est 2o déterminée par les moteurs à impulsion de faible puissance des rangées 29 et 30, dont les tuyères produisent des forces de réaction tangentes au corps annulaire 3.
A la fin de la manoeuvre d'orientation du missile en direction de la cible, le moteur de croisière du missile se met en route. Les gaz produits lors du fonctionnement du moteur de croisière éjectent facilement l'obturateur de protection 12 (cf. figures 1, 4 et 8) et après cela, sont éjectés librement par la section de tuyère 7 du corps annulaire 3, augmentant la vitesse du missile. Etant donné que le profit de la section de tuyère 7 est en continuité avec le profil de la tuyère 6 du moteur de croisière, le divergent de la tuyère du moteur de croisière est optimisé, ce qui augmente l'impulsion de la force de réaction du moteur de croisière en fonctionnement et compense une perte éventuelle de vitesse, due à la présence de la masse inerte du corps annulaire 3, représentant les moyens d'orientation, qui a déjà rempli son rôle. Ainsi, le missile emporte la masse inerte suffisamment loin de l'aire a5 de lancement sans consommation énergétique supplémentaire et, si '~,~
W096113694 ~ PC1YFR95101423 nécessaire peut l'éjecter du missile à un moment donné et en un lieu donné.
Pour ce faire, il faut procéder à la destruction des boulons explosifs 8 et, à
l'aide des pyro-poussoirs 9 (cf. figüte 4) créer une impulsion initiale, nécessaire à l'éjection hors du missile de la masse inerte du corps annulaire 3 comportant les moyens d'orientation qui ont déjà rempli leur rôle, le moteur de croisière étant alors en fonctionnement;
En conclusion, la présente invention permet, avec un minimum de consommation d'énergie, l'interception d'une cible apparue subitement à
proximité de l'aire de lancement, située dans un envirâhnement difficile, et 1o en mëme temps de réduire à un minimum l'incidence néfaste du lancement du missile sur l'aire de lancement en éliminant la nécessité de l'éjection de la masse inerte des moyens d'orientation après exécution de leur fonction.
L'invention peut étre appliquée aussi bien à des missiles de grandes dimensions que de faibles dimensions. En outre, l'invention permet, ~s moyennant une modification minimale des missiles existants à lancement incliné, de leur conférer toutes les qualités mentionnées ci-dessus. Les trois modifications proposées dans les cas particuliers de réalisation du système de commande de lancement et d'orientation du missile; sont, du point de vue des paramètres qualitatifs, équivalentes. Le choix de l'une ou l'autre est 2o déterminé par la spécificifë du missile qui devra les utiliser. Les moyens ufilisés dans des circonstances dDnnées peuvent ëtre moins appropriés dans d'autres conditions. 5 of the couple. Of course, it is necessary to exclude possibility of simultaneously cutting the gas flow to the two tuyères 5 of the couple. The depth of this bleeds 27A practice in layer 27 is determined by the thickness mihimûm of this thermo-insulating layer, necessary to protect the spindle 25.
The second embodiment of the system of the invention, illustrated in Figure 8, provides the use, as a means of orientation, of.
standard components: impulsive jet engines working with solid fuel, produced in a manner known per se. A large quantity of these pulse motors (for example, several tens) are arranged at the periphery of the annular body 3, in regular rows 29-32, replaces on its height. Each impulse motor 29k-32k is fixed in a housing formed in the annular body 3, its nozzle being oriented perpendicular to the longitudinal axis of the nozzle section 7. Each row 29-32 is formed by identical pulse motors, i.e.
say by motors of the same dimensions and of the same type in the row considered. From one row to another, the dimensions and types of engines i5 may be different or identical. As described below, a such use of standard pulse motors provides control of the missile only in pitch and heading (yaw).
In order to ensure the control of the missile 1 in roll, it is necessary to make a small modification of the nozzles of the engines to zo standard pulse. For this purpose, the truncated tips are out of these nozzles in such a way that their axes are directed tangentially to the annular body.
nozzles should be used, at a minimum, for pulse motors of the row of lower power motors, for example row 29. II is It is obvious that in this case half of the impulse motors of row 29 must have their tip oriented in the same direction- (for example, in the clockwise around the axis of the nozzle section 7), while the second half must be oriented the other way (in the counterclockwise direction). But it is possible to get the 3o same result by orienting all the tips of a row in the direction of the clockwise (for example from row 29) and orienting in the counter clockwise all pulse motors of a other row, (for example row 30). In the latter case, the rows' 29 and 30 must be composed of pulse motors of the same type. II
35 is better used ~ to control the roll of the missile, the engines at W096 / 13694,, PCTIFR95101423 lower power pulse. Indeed, to control the roll of missile 1, it is not necessary to create reactive forces as than those necessary to control the pitch and Cpl.
The missile launch and guidance system works from the following way.
The missile 1, for example of the "ground-air" type with the annular body 3, made according to FIG. 1 (see also FIGS. 2 and 3), is in accordance with Figure 4 (see also Figures 6 and 7), or in accordance with 1o in Figure 8, is disposed in the vertical launch container 10, which the rear cover 13 is removed (see Figure 4 and Figure 8). The missile i is then find in a state of transport (that is to say with the governas 2 folded) while the protective shutter 12 is applied in a manner sealed on the nozzle section 7 of the annular body 3. The annular body 15 is connected to the support 14 by means of explosive bolts, after which has in the container 10 a pressure generator 11, and the rear cover 13 at the front, the container 10 being hermetically sealed with the front cover. The invention system is assembled and ready to function.
2o The gases formed during the ignition of the generator charge pressure 11, create at the bottom of the container 10 an overpressure which acts on the end of the back portion of the body 3. The shutter 12, thereby sinks further into the nozzle section 7 by protecting the engine from cruise the 11 generator hot gas missile, which avoids the risk 25 of a spontaneous startup of the cruise engine. Some of the gases is ejected through the orifice 16 (see Figure 5) to the upper cavity hermetic 10. As soon as the pressure under the front cover of the container reaches a critical level, if destruction of the front cover occurs and ejecting debris outward. Once the pressure in 30 the closed space of the bottom of the container reaches the required value, it occurs the explosion of the bolts holding the missile on the support 14, and the valve 15 of the missile, sliding along the inner guide surface cylindrical container 10 closes the orifice 16, and the missile rushes towards the up and is ejected to the required height (which can reach for example 40m), 35 necessary for the execution of the maneuver for the orientation of the missile and the VVO 96/13694 ~ PCTIFR95 / 01423 X1'1 99'9, 4 commissioning of the cruise engine in difficult conditions of launch.
After the missile has reached the required burnisher, or if that is possible, on the rising part of the trajectory of the missile, one proceeds at the execution of maneuvers for the orientation of the missile, ie the control of pitch, heading and roll. The execution of these maneuvers is carried out differently according to the realization of the means of orientation of the annular body 3.
For the first variant of the first embodiment (FIG.
, 0 1, figure 3), after ignition by the electronic block of the missile of annular gas generator 4, the jet of hot gas arrives simultaneously through all the gas lines 17, applies the annular sleeves 23 against the ends of the rod 18 (the sleeves 23, thus, "hermetize"
the sets of the removable joint), and is ejected from the nozzles 5, creating forces , 5 reactive, directed tangentially with respect to the annular body 3, perpendicularly to its axis, ie in a plane perpendicular to the axis of the missile 1. The regulation of these reaction forces is effected simultaneously with the regulation of aerodynamic forces using unique fentrainement which controls the rotation of the control surfaces 2, linked 2o kinematically by the "V" -shaped forks 19 to the rods 18, which rotate around the 2D axes. In the neutral position of the control surfaces 2, which is shown in Figure 1, the gas arrives in all the nozzles of all the nozzle pairs 5 in equal amounts and the resultant forces of reaction is zero (see Figure 3). In case of deviation from one of 25 control surfaces 2 at a maximum angle (25-30 degrees) of one side or the other, the rod 18 rotates about 10 degrees, and all the jet of gas that from the gas line 17 only arrives in one of the nozzles 5 of the matching couple. Thus, the angular position of the control surfaces 2 controls the angular position of the corresponding rod 18, and the so distribution of the jet of gas between the nozzles 5 of the corresponding couple is proportional to the angular position of the rod 18, and creates as a result, forces of reaction of the same sign as in the. Plans aerodynamics of the rudder 2, ensuring the control of the missile in pitching, heading and roll.
R'O 96! 13694 -. PCT '/ FR95101423 For the second variant of the first embodiment of the 3 (FIGS. 4, 6 and 7), the principle of creating the forces of steering reaction is similar to that mentioned above. The difference lies solely in the fact that in the second variant, the 5 rotation of the rod 18 is controlled by the rotation of the rudder 2, this which causes the rotation of the spindle 25 (see Figure 7). The angular position the pin 25 determines the amount of gas that arrives in each nozzle Of the couple, and therefore the value of the resultant of the reaction forces in the couple of nozzles.
For the second embodiment of the annular body 3 (FIG.
8), the principle of creating the reaction forces that control the missile 1 is a little different from the one described above. The orientation of missile 1 is carried out without the participation of aerodynamic control surfaces 2, thanks to the startup at a given moment of the jet engines to 15 pulse, controlled for example directly by the block calculator missile electronics. The rocking of the missile in pitch and heading is ensured by the start-up of the most powerful pulse motors of rows 31-32, whose nozzles produce oriented reaction forces in a radial way. The direction of the missile's tilting plan is 2o determined by the low-power pulsed motors of rows 29 and 30, whose nozzles produce reaction forces tangent to the body ring 3.
At the end of the missile steering maneuver towards the target, the cruise engine of the missile starts. The gases produced when running the cruise engine eject easily the protective shutter 12 (see Figures 1, 4 and 8) and after that are ejected freely through the nozzle section 7 of the annular body 3, increasing the missile speed. Since the profit of the nozzle section 7 is in continuity with the profile of the nozzle 6 of the cruise engine, the divergent of the engine nozzle of the cruise engine is optimized, which increases the pulse of the reaction force of the cruise engine in operation and offsets a possible loss of speed, due to the presence of the inert mass of annular body 3, representing the means of orientation, which has already filled his role. Thus, the missile carries the inert mass sufficiently far from the area a5 launch without additional energy consumption and, if ~, ~
W096113694 ~ PC1YFR95101423 necessary can eject the missile at a given time and in a given place.
To do this, it is necessary to proceed to the destruction of explosive bolts 8 and, using the pyro-pushers 9 (see fig 4) to create an initial impulse, necessary for the ejection out of the missile of the inert mass of the annular body 3 with the means of orientation which have already fulfilled their role, the engine cruise is then in operation;
In conclusion, the present invention allows, with a minimum of energy consumption, the interception of a target suddenly appeared at near the launch pad, located in a difficult environment, and 1o at the same time to reduce to a minimum the harmful impact of the launch the missile on the launch pad by eliminating the need for ejection of the inert mass of the orientation means after execution of their function.
The invention can be applied to both large missiles dimensions only small dimensions. In addition, the invention allows ~ s with a minimum modification of existing launch missiles tilted, to give them all the qualities mentioned above. The three proposed modifications in the particular cases of system realization missile launch and direction control; are, from the point of view qualitative parameters, equivalent. The choice of one or the other is 2o determined by the specificity of the missile which will have to use them. Ways used in limited circumstances may be less appropriate in other conditions.