EP3392604A1 - Missile pourvu d'une coiffe séparable comprenant au moins une coque éjectable coopérant avec un élément de support - Google Patents

Missile pourvu d'une coiffe séparable comprenant au moins une coque éjectable coopérant avec un élément de support Download PDF

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EP3392604A1
EP3392604A1 EP18290012.6A EP18290012A EP3392604A1 EP 3392604 A1 EP3392604 A1 EP 3392604A1 EP 18290012 A EP18290012 A EP 18290012A EP 3392604 A1 EP3392604 A1 EP 3392604A1
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EP
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longitudinal axis
missile
shell
angle
rear end
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EP18290012.6A
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EP3392604B1 (fr
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Clément Quertelet
Clyde Laheyne
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MBDA France SAS
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MBDA France SAS
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/32—Range-reducing or range-increasing arrangements; Fall-retarding means
    • F42B10/38—Range-increasing arrangements
    • F42B10/42—Streamlined projectiles
    • F42B10/46—Streamlined nose cones; Windshields; Radomes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding

Definitions

  • the present invention relates to a missile provided with at least one ejectable shell forming part of a releasable or separable protective cap.
  • the present invention applies, more particularly, although not exclusively, to a missile comprising at least one propulsion stage which is intended to propel the missile and which can be separated from the latter, as well as a terminal vehicle which is arranged at the same time. before this propulsive stage and which makes a terminal flight towards a target.
  • a terminal vehicle comprises at least one sensor, for example part of a homing device, which is sensitive to temperature.
  • the present invention applies more particularly to a missile having a flight domain remaining in the atmosphere and which has kinematic performance to bring the terminal vehicle to supersonic speeds. At these high speeds, the surface temperature of the missile can reach several hundred degrees Celsius under the effect of the aerothermal flow, which can be detrimental to the strength and performance of structures, and electronic equipment and sensors present. Also, the missile is generally provided at the front of a protective cap, which generally comprises several individual shells and which is intended to thermally and mechanically protect the vehicle terminal.
  • This protective cap, and at least some and preferably all of the shells must be removed at the appropriate time, including to allow the use of the sensor placed on the terminal vehicle in the terminal phase of the flight.
  • the present invention aims to overcome this disadvantage. It relates to a missile provided with a body having a longitudinal axis said main longitudinal axis and at least one separable cap, said cap comprising at least one ejectable shell, said shell being connected by a so-called rear end to a support member of the missile and being defined about a longitudinal axis said secondary longitudinal axis.
  • said flange assembly comprises two arcuate flange sections arranged symmetrically with respect to a longitudinal plane containing the main longitudinal axis, each of said flange sections being configured so that its orthogonal projection on said longitudinal plane has an edge. rectilinear front forming with its rear edge an angle equal to said ejection angle, said trailing edge being orthogonal to said main longitudinal axis.
  • said rear end of the shell comprises, in thickness, a thinned rear portion intended to be housed with contact in said housing, followed forwards by a thickened part forming a shoulder allowing an auxiliary transverse contact. of the hull on the front edge of the flanged assembly in the mounting position.
  • said support member corresponds to a part of the body of the missile.
  • said support member is an insert, adapted to be mounted on the body of the missile.
  • the particular thickness characteristics are formed (preferably machined) directly in the rear end of the shell.
  • said rear end is provided with an interface piece which is attached to the rear of the shell.
  • the missile comprises at least one controllable actuating device capable of generating a force capable of causing a pivoting of the shell from the mounting position to an ejection position in which the secondary longitudinal axis of the hull has an angle equal to the ejection angle with respect to said main longitudinal axis of the missile body.
  • the missile comprises two complementary shells forming said cap, and an annular support piece formed of two identical support elements, each of said shells being connected via its rear end to one of said support elements of the support piece.
  • the present invention applies to a missile 1 diagrammatically represented on the Figures 1 and 2 .
  • the missile 1 is provided with a body 7, at least partly cylindrical, having a longitudinal axis XX said main longitudinal axis.
  • the missile 1 is provided at the front with a protective cap 2.
  • This protective cap 2 (called “cap 2” below) comprises a plurality of shells 3 and 4, in this case two shells 3 and 4 on the examples considered in the description below.
  • the front and back adverbs are defined with respect to the direction of movement F of the missile 1.
  • the missile 1 comprises at least one releasable propellant stage (at the rear) and a terminal vehicle 6 which is arranged at the front (in the direction of displacement F) of this propulsion stage 5.
  • such a flying terminal vehicle 6 comprises, in particular, at least one sensor 8 arranged at the front, forming for example part of a homing device and capable of being sensitive to temperature.
  • the propulsion stage 5 and the terminal vehicle 6, which may be of any conventional type, are not described further in the following description.
  • the propulsion stage or stages 5 of such a missile 1 are intended for the propulsion of said missile 1, from the firing until the approach of a target (to be neutralized by the missile 1).
  • the terminal phase of the flight is, in turn, carried out autonomously by the terminal vehicle 6, which uses in particular the information from the onboard sensor 8, for example an optoelectronic sensor intended to assist in the detection of the target.
  • the terminal vehicle 6 includes all the usual means (not further described), which are necessary to achieve this terminal flight.
  • the cap 2 is released, after separation of the various shells 3 and 4, by pivoting, as specified below, to release the terminal vehicle 6 (flying) which then separates from the rest of the missile 1.
  • the missile 1 is therefore provided at the front with a separable cap 2 (or releasable) which is intended, in particular, to thermally and mechanically protect the vehicle terminal 6.
  • This protective cap 2 must however be removed at the appropriate time, in particular to allow the use of the sensor 8 placed on the vehicle terminal 6 in the terminal phase of the flight.
  • the cap 2 is mounted on the missile 1 in a position called mounting (protection).
  • the terminal vehicle 6 shown in broken lines is mounted inside the cap 2.
  • the shells 3 and 4 are separating, being pivoted, as illustrated respectively by arrows ⁇ 1 and ⁇ 2, during a phase of opening or release of the cap 2.
  • the release (or ejection) of the shells 3 and 4 and the pulse for generating the movements illustrated by the arrows ⁇ 1 and ⁇ 2 can be generated by an appropriate actuating device 9, for example a pyrotechnic actuator arranged preferably at the front of the cap 2 (inside the latter), as shown schematically in dashes on the figure 1 .
  • the present invention is particularly well suited to a missile 1 having a flight domain remaining in the atmosphere and which has kinematic performance to bring the vehicle terminal 6 at hypersonic speeds. At these high speeds, the surface temperature of the missile 1 can reach several hundred degrees Celsius under the effect of the aerothermal flow, which requires the provision of a cap 2 effective to allow the holding and performance of structures, electronic equipment and embedded sensors.
  • the present invention can be applied to a missile evolving in all cases of the flight domain (in and out of the atmosphere) and for speeds ranging from subsonic to supersonic high / hypersonic.
  • the cap 2 is connected by a rear end 2A to a support piece 10 of the missile 1, as shown in FIG. figure 3 .
  • the two shells 3 and 4 are each linked by their rear end 3A and 4A to a support element 11, 12 (FIG. figures 4 and 7 ) forming part of the support piece 10.
  • Each of these shells 3 and 4 is defined around a longitudinal axis, referred to as the secondary longitudinal axis LL, as represented on the figures 4 and 5 especially.
  • the annular support member 10 is formed of two identical support members 11 and 12. Each of the shells 3 and 4 is thus connected via its rear end 3A, 4A to one of said support members 11 and 12.
  • each support element 11, 12 has a circular arc shape centered on the main longitudinal axis XX and arranged in a plane P ( figure 2 ) which is orthogonal to said axis XX.
  • the controllable actuating device 9 is able to generate a force (illustrated by a double arrow E on the figures 2 and 3 ) capable of causing the hulls 3 and 4 to pivot about the mounting position of the figure 1 at an ejection position, in which the secondary longitudinal axis LL of each shell 3, 4 has an angle equal to a so-called ejection angle ⁇ 0 with respect to said main longitudinal axis XX of the body 7 of the missile 1, as illustrated in FIG. the figure 5 for the hull 3 and specified below.
  • each support member 11, 12 is provided with a rim assembly 13 and a crown member 14.
  • the rim assembly 13 and the crown member 14 each have a circular arc shape centered on the main longitudinal axis XX.
  • the ring member 14 is arranged coaxially along the X-X axis, radially inside said flange assembly 13 so as to create between them a housing 15 in the form of a circular arc.
  • the ejection angle ⁇ 0 may in particular be adapted to the missile (type, size, ...) considered and the ejection conditions (altitude, atmosphere, trajectory of the misile, ...) envisaged. This ejection angle ⁇ 0 can be controlled by tests. Although not exclusively, the ejection angle ⁇ 0 can for example be defined in a domain of values of 6 ° to 15 °.
  • said flange assembly 13 for a shell 3 or 4 comprises two flange sections 16 in an arc. These rim sections 16 are arranged symmetrically with respect to a longitudinal plane OXZ containing the main longitudinal axis XX.
  • OXYZ wherein O represents the intersection of the axis XX with the plane P, OX is defined along the axis XX in the direction F, OY is such that the plane OXY substantially corresponds to a plane of separation between the shells 3 and 4, and OZ is such that the OXZ plane substantially forms a plane of symmetry for each of shells 3 and 4.
  • Each of said flange sections 16 is configured so that its orthogonal projection on said longitudinal plane OXZ has a rectilinear front edge 17 forming with its rear edge 18 (rectilinear) an angle ⁇ equal to said ejection angle ⁇ 0, as shown in FIG. figure 11 .
  • the support piece 10 thus comprises two pieces of flange 19 of this type, which are systematically mounted relative to the longitudinal plane OXZ, as shown in FIG. figure 8 .
  • the two pieces of rim 19 are made in a (single) piece in one piece.
  • the support piece 10 comprises two ring elements 14, identical and symmetrical with respect to the OXY plane. These two crown elements 14 form a crown 20 ( figure 7 ) centered on the XX axis.
  • This ring 20 is preferably an insert. It may also correspond to a portion of the outer surface of the terminal vehicle 6 as illustrated in FIG. figure 8 .
  • the rear end 3A of the shell 3 comprises, in thickness, a thinned rear portion 21 (of thickness E1) intended to be housed with contact in said housing 15, followed forwards by a thickened portion 22 (of thickness E2 greater than the thickness E1) forming a shoulder 23 allowing an auxiliary transverse contact C4 of the shell 3 on the front edge 17 of the flange assembly 13 in the mounting position, as shown in FIG. Figure 9B .
  • This shoulder 23 has a shape adapted to that of the front edges 17 of the two associated flange sections 16.
  • the rear end 3A of the shell 3 has no thinned portion but only the thickened portion 22 of thickness E2.
  • the system S makes it possible to hold the shells 3 and 4 as illustrated by arrows G on the figure 8 , and a pivoting of the shells 3 and 4 as illustrated by arrows H on this figure 8 .
  • the pivoting of the shell 3 is made without hinges by simple contact at a zone 25 ( figures 2 , 10A, 10B ) located near the intersection of the axis OZ with the shell 3.
  • the support piece 10 corresponds to a part of the body 7 of the missile 1.
  • the support piece 10 is an insert, adapted to be mounted (and fixed) on the body 7 of the missile 1.
  • the characteristics in particular of thickness (E1 and E2) are formed (preferably machined) directly in the rear end 3A, 4A of the shell 3, 4.
  • the rear end 3A, 4A of each shell 3, 4, having these features is provided with an interface piece which is attached to the rear of the shell 3, 4.
  • the operation of the holding and ejecting system S (with control of the ejection angle), as described above, is as follows, during the ejection.
  • the actuating device 9 is activated to generate forces illustrated by the double arrow E (on the figures 2 and 3 ) in order to rotate the shells 3 and 4 in the directions illustrated by the arrows ⁇ 1 and ⁇ 2 ( figure 2 ). Thanks to the system S, the shells 3 and 4 are held on the support piece 10 until the pivot angles ⁇ 1 and ⁇ 2 reach the value ⁇ 0 of the ejection angle. At this pivoting position, the shells 3 and 4 are no longer held by the support piece 10 and are released from the missile 1, from which they depart, which results in the release of the cap 2.
  • the ejection angle is a paramount parameter that is difficult to master by the usual solutions, depending in particular ejection conditions (altitude, atmosphere, trajectory of the misile, ). With this control, we can ensure that the ejection does not damage the missile and does not disrupt its terminal phase.
  • the S system functions in all cases in the flight range (in and out of atmosphere) of a missile 1 and for speeds ranging from subsonic to supersonic / hypersonic high.

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Abstract

- Missile pourvu d'une coiffe séparable comprenant au moins une coque éjectable coopérant avec un élément de support. - Le missile (1) est pourvu d'un corps (7) présentant un axe longitudinal principal (X-X) et d'une coiffe (2) comprenant au moins une coque (3, 4) liée par une extrémité arrière à un élément de support (10) du missile (1) et définie autour d'un axe longitudinal secondaire, l'élément de support (10) étant pourvu d'un logement, l'extrémité arrière de la coque (3, 4) présentant une épaisseur adaptée audit logement de manière à pouvoir être logée dans ledit logement avec contact, le logement étant configuré de manière à permettre le pivotement de la coque (3, 4) et à conserver ledit contact tant que la coque (3, 4) présente une orientation pour laquelle l'axe longitudinal secondaire présente, par rapport audit axe longitudinal principal (X-X), un angle inférieur à un angle dit d'éjection et à supprimer ledit contact dès que ledit axe longitudinal secondaire (L-L) présente un angle supérieur ou égal audit angle d'éjection de manière à éjecter la coque (3, 4) du missile (1).

Description

  • La présente invention concerne un missile pourvu d'au moins une coque éjectable faisant partie d'une coiffe de protection largable ou séparable.
  • La présente invention s'applique, plus particulièrement bien que non exclusivement, à un missile comprenant au moins un étage propulsif qui est destiné à propulser le missile et qui peut être séparé de ce dernier, ainsi qu'un véhicule terminal qui est agencé à l'avant de cet étage propulsif et qui réalise un vol terminal vers une cible. Généralement, un tel véhicule terminal comprend au moins un capteur faisant par exemple partie d'un autodirecteur, qui est sensible à la température.
  • Bien que non exclusivement, la présente invention s'applique plus particulièrement à un missile présentant un domaine de vol restant dans l'atmosphère et qui dispose de performances cinématiques permettant d'amener le véhicule terminal à des vitesses supersoniques. A ces hautes vitesses, la température de surface du missile peut atteindre plusieurs centaines de degrés Celsius sous l'effet du flux aérothermique, ce qui peut être préjudiciable pour la tenue et les performances des structures, et des équipements électroniques et capteurs présents. Aussi, le missile est généralement pourvu à l'avant d'une coiffe de protection, qui comprend en général plusieurs coques individuelles et qui est destinée à protéger thermiquement et mécaniquement le véhicule terminal.
  • Cette coiffe de protection, et au moins certaines et de préférence l'ensemble des coques, doivent pourvoir être enlevées au moment opportun, notamment pour permettre l'utilisation du capteur placé sur le véhicule terminal dans la phase terminale du vol.
  • En outre, en particulier pour assurer une bonne trajectoire du missile, il convient de maîtriser l'angle d'éjection des coques, c'est-à-dire l'angle à partir duquel les coques de la coiffe ne sont plus liées au corps du missile.
  • On connaît différents systèmes usuels pour éjecter les coques avec les problématiques suivantes. En particulier :
    • sur des missiles subsoniques volant à basse atmosphère, on assure simplement, en général, que les coques de la coiffe ne se referment pas sous l'effet du flux aérodynamique en garantissant un angle minimal d'ouverture. Ceci est incompatible d'une séparation à basse altitude et à vitesse élevée, car les coques auraient alors une vitesse de rotation trop importante et risqueraient de se rabattre violemment sur le corps du missile ;
    • pendant toute la phase de pré-décoiffage (transport logistique, vol, ...), la coiffe est soumise à des facteurs de charge importants susceptibles de la déformer. C'est pourquoi des solutions usuelles d'articulation ne permettent pas de maintenir la base de la coiffe ; et
    • une architecture qui prévoit que les coques de la coiffe de protection sont articulées sur le véhicule terminal, génère une importante masse résiduelle sur le véhicule, due notamment à la masse de charnières ou d'articulations des coques utilisées à cet effet, et pénalise ses performances lors du vol terminal, phase la plus cruciale.
  • Ces solutions usuelles ne sont pas satisfaisantes pour permettre une éjection d'au moins une coque d'une coiffe du missile dans les applications envisagées (par exemple à basse altitude et à vitesse élevée).
  • La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient. Elle concerne un missile pourvu d'un corps présentant un axe longitudinal dit axe longitudinal principal et d'au moins une coiffe séparable, ladite coiffe comprenant au moins une coque éjectable, ladite coque étant liée par une extrémité dite arrière à un élément de support du missile et étant définie autour d'un axe longitudinal dit axe longitudinal secondaire.
  • Selon l'invention, ledit élément de support présente une forme d'arc de cercle centré sur l'axe longitudinal principal et agencé orthogonalement par rapport à ce dernier, ledit élément de support étant pourvu d'un ensemble à rebord et d'un élément de couronne présentant chacun une forme d'arc de cercle centré sur l'axe longitudinal principal, ledit élément de couronne étant agencé coaxialement à l'intérieur dudit ensemble à rebord de manière à créer entre eux un logement, l'extrémité arrière de la coque présentant une épaisseur adaptée audit logement de manière à pouvoir être logée dans ledit logement avec un contact transversal dans le fond du logement, un premier contact longitudinal avec l'ensemble à rebord et un second contact longitudinal avec l'élément de couronne, ledit ensemble à rebord étant configuré de manière à autoriser un pivotement de la coque par rapport au corps du missile à partir d'une position de montage dans laquelle l'axe longitudinal secondaire de la coque est sensiblement parallèle audit axe longitudinal principal (de préférence l'axe longitudinal secondaire de la coque est parallèle en étant confondu audit axe longitudinal principal) vers au moins une position pivotée dans laquelle l'axe longitudinal secondaire présente un angle non nul par rapport audit axe longitudinal principal, ledit ensemble à rebord étant également configuré de manière :
    • à conserver au moins partiellement ledit premier contact longitudinal avec ladite extrémité arrière de la coque, tant que la coque présente une orientation par rapport au corps du missile pour laquelle ledit axe longitudinal secondaire présente par rapport audit axe longitudinal principal un angle inférieur à un angle prédéterminé dit angle d'éjection ; et
    • à supprimer ledit premier contact longitudinal avec ladite extrémité arrière de la coque, dès que ledit axe longitudinal secondaire présente par rapport audit axe longitudinal principal un angle supérieur ou égal audit angle d'éjection.
  • Ainsi, grâce notamment à la configuration dudit élément de support, combinée à celle de l'extrémité arrière de la coque, on est en mesure de prévoir un angle (dit angle d'éjection) à partir duquel l'extrémité arrière de la coque n'est plus en contact radialement vers l'extérieur (contre ledit ensemble à rebord), et la coque ainsi libérée de ce contact (dit premier contact longitudinal) peut être éjectée du missile, comme précisé ci-dessous. Ces configurations et architectures particulières, bien que particulièrement bien adaptées à un missile volant à basse altitude et à vitesse élevée, peuvent être employées sur tout type de missile,quel que soit son domaine de vol.
  • Avantageusement, ledit ensemble à rebord comporte deux tronçons de rebord en arc de cercle, agencés symétriquement par rapport à un plan longitudinal contenant l'axe longitudinal principal, chacun desdits tronçons de rebord étant configuré pour que sa projection orthogonale sur ledit plan longitudinal présente un bord avant rectiligne formant avec son bord arrière un angle égal audit angle d'éjection, ledit bord arrière étant orthogonal audit axe longitudinal principal.
  • De plus, de façon avantageuse, ladite extrémité arrière de la coque comprend, en épaisseur, une partie arrière amincie destinée à se loger avec contact dans ledit logement, suivie vers l'avant d'une partie épaissie formant un épaulement permettant un contact transversal auxiliaire de la coque sur le bord avant de l'ensemble à rebord dans la position de montage.
  • Dans un premier mode de réalisation, ledit élément de support correspond à une partie du corps du missile.
  • En outre, dans un second mode de réalisation, ledit élément de support est une pièce rapportée, apte à être montée sur le corps du missile.
  • De préférence, les caractéristiques notamment d'épaisseur sont formées (de préférence usinées) directement dans l'extrémité arrière de la coque. Toutefois, dans un mode de réalisation particulier, ladite extrémité arrière est pourvue d'une pièce d'interface qui est fixée à l'arrière de la coque.
  • En outre, de façon avantageuse, le missile comporte au moins un dispositif d'actionnement commandable apte à générer une force susceptible d'entraîner un pivotement de la coque de la position de montage à une position d'éjection dans laquelle l'axe longitudinal secondaire de la coque présente un angle égal à l'angle d'éjection par rapport audit axe longitudinal principal du corps du missile.
  • Dans un mode de réalisation préféré, le missile comporte deux coques complémentaires formant ladite coiffe, et une pièce de support annulaire formée de deux éléments de support identiques, chacune desdites coques étant liée via son extrémité arrière à l'un desdits éléments de support de la pièce du support.
  • Les figures annexées feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.
    • Les figures 1 et 2 montrent schématiquement un exemple de missile auquel s'applique la présente invention, pourvu d'une coiffe de protection qui est, respectivement, dans une position montée sur le missile et dans une position d'ouverture.
    • La figure 3 montre la coiffe dans une position d'ouverture.
    • Les figures 4 à 11 représentent différentes vues schématiques montrant le maintien et l'éjection d'une coque de coiffe par rapport au missile, ces figures 4 à 11 permettant de bien mettre en évidence les caractéristiques principales de l'invention.
  • La présente invention s'applique à un missile 1 représenté schématiquement sur les figures 1 et 2. Le missile 1 est pourvu d'un corps 7, au moins en partie cylindrique, présentant un axe longitudinal X-X dit axe longitudinal principal. Le missile 1 est munie à l'avant d'une coiffe de protection 2.
  • Cette coiffe de protection 2 (dite « coiffe 2 » ci-après) comporte une pluralité de coques 3 et 4, en l'occurrence deux coques 3 et 4 sur les exemples considérés dans la description ci-dessous. Les adverbes avant et arrière sont définis par rapport au sens de déplacement F du missile 1.
  • Dans l'exemple particulier représenté sur la figure 1, le missile 1 comprend au moins un étage propulsif 5 largable (à l'arrière) et un véhicule terminal 6 qui est agencé à l'avant (dans le sens de déplacement F) de cet étage propulsif 5.
  • En général, un tel véhicule terminal 6 volant comprend, notamment, au moins un capteur 8 agencé à l'avant, faisant par exemple partie d'un autodirecteur et susceptible d'être sensible à la température. L'étage propulsif 5 et le véhicule terminal 6 qui peuvent être de tout type usuel, ne sont pas décrits davantage dans la description suivante. De façon usuelle, le ou les étages propulsifs 5 d'un tel missile 1 sont destinés à la propulsion dudit missile 1, à partir du tir jusqu'à l'approche d'une cible (devant être neutralisée par le missile 1). La phase terminale du vol est, quant à elle, réalisée de façon autonome par le véhicule terminal 6, qui utilise notamment les informations issues du capteur 8 embarqué, par exemple un capteur optoélectronique destiné à aider à la détection de la cible. Pour ce faire, le véhicule terminal 6 comprend tous les moyens usuels (non décrits davantage), qui sont nécessaires pour réaliser ce vol terminal. Avant de mettre en oeuvre la phase terminale, la coiffe 2 est larguée, après une séparation des différentes coques 3 et 4, par pivotement, comme précisé ci-dessous, pour libérer le véhicule terminal 6 (volant) qui se sépare ensuite du reste du missile 1.
  • Le missile 1 est donc pourvu à l'avant d'une coiffe 2 séparable (ou largable) qui est destinée, notamment, à protéger thermiquement et mécaniquement le véhicule terminal 6. Cette coiffe de protection 2 doit cependant pourvoir être enlevée au moment opportun, notamment pour permettre l'utilisation du capteur 8 placé sur le véhicule terminal 6 dans la phase terminale du vol.
  • Dans la situation de la figure 1, la coiffe 2 est montée sur le missile 1 dans une position dite de montage (de protection). Le véhicule terminal 6 représenté en tirets est monté à l'intérieur de la coiffe 2.
  • En outre, dans la situation des figures 2 et 3, les coques 3 et 4 sont en train de se séparer, en étant pivotées, comme illustré respectivement par des flèches α1 et α2, durant une phase d'ouverture ou de largage de la coiffe 2. La libération (ou éjection) des coques 3 et 4 et l'impulsion pour générer les mouvements illustrés par les flèches α1 et α2 (en s'écartant de l'axe X-X), peuvent être engendrées par un dispositif d'actionnement 9 approprié, par exemple un actionneur pyrotechnique agencé de préférence à l'avant de la coiffe 2 (à l'intérieur de cette dernière), comme représenté schématiquement en tirets sur la figure 1.
  • Bien que non exclusivement, la présente invention est particulièrement bien appropriée à un missile 1 présentant un domaine de vol restant dans l'atmosphère et qui dispose de performances cinématiques permettant d'amener le véhicule terminal 6 à des vitesses hypersoniques. A ces hautes vitesses, la température de surface du missile 1 peut atteindre plusieurs centaines de degrés Celsius sous l'effet du flux aérothermique, ce qui nécessite de prévoir une coiffe 2 efficace pour permettre la tenue et les performances des structures, des équipements électroniques et des capteurs embarqués. Toutefois, la présente invention peut s'appliquer à un missile évoluant dans tous les cas du domaine de vol (en et hors atmosphère) et pour des vitesses allant du subsonique au haut supersonique/hypersonique.
  • Selon l'invention, la coiffe 2 est liée par une extrémité arrière 2A à un pièce de support 10 du missile 1, comme représenté sur la figure 3. Dans l'exemple représenté, les deux coques 3 et 4 sont liées, chacune, par leur extrémité arrière 3A et 4A à un élément de support 11, 12 (figures 4 et 7) faisant partie de la pièce de support 10.
  • Chacune de ces coques 3 et 4 est définie autour d'un axe longitudinal dit axe longitudinal L-L secondaire, comme représenté sur les figures 4 et 5 notamment.
  • Dans le mode de réalisation préféré, la pièce de support 10 annulaire est formée de deux éléments de support 11 et 12 identiques. Chacune des coques 3 et 4 est donc liée via son extrémité arrière 3A, 4A à l'un desdits éléments de support 11 et 12.
  • De plus selon l'invention, chaque élément de support 11, 12 présente une forme d'arc de cercle centré sur l'axe longitudinal principal X-X et agencé dans un plan P (figure 2) qui est orthogonal audit axe X-X.
  • Le dispositif d'actionnement 9 commandable est apte à générer une force (illustrée par une double flèche E sur les figures 2 et 3) susceptible d'entraîner un pivotement des coques 3 et 4 de la position de montage de la figure 1 à une position d'éjection, dans laquelle l'axe longitudinal secondaire L-L de chaque coque 3, 4 présente un angle égal à un angle dit d'éjection α0 par rapport audit axe longitudinal principal X-X du corps 7 du missile 1, comme illustré sur la figure 5 pour la coque 3 et précisé ci-dessous.
  • Comme représenté sur les figures 6 et 7, chaque élément de support 11, 12 est pourvu d'un ensemble à rebord 13 et d'un élément de couronne 14. L'ensemble à rebord 13 et l'élément de couronne 14 présentent, chacun, une forme d'arc de cercle centré sur l'axe longitudinal principal X-X.
  • De plus, l'élément de couronne 14 est agencé coaxialement selon l'axe X-X, radialement à l'intérieur dudit ensemble à rebord 13 de manière à créer entre eux un logement 15 en forme d'arc de cercle.
  • On décrit la réalisation de l'invention ci-après pour la coque 3. La réalisation est identique pour la coque 4.
  • L'extrémité arrière 3A de la coque 3 présente une épaisseur E1 adaptée à l'écartement radial dudit logement 15 de manière à pouvoir être logée dans ledit logement 15. L'extrémité arrière 3A est logée dans le logement 15 (dans la position de montage) avec de préférence un triple contact, comme représenté sur la figure 9B qui est une vue agrandie de la partie V1 de la figure 9A, à savoir :
    • un contact transversal C1 dans le fond 15A du logement 15 ;
    • un premier contact longitudinal C2 (radialement externe) avec l'ensemble à rebord 13 ; et
    • un second contact longitudinal C3 (radialement interne) avec l'élément de couronne 14.
  • Ces contacts permettent un maintien simple et efficace de la coque 3 à sa base (extrémité arrière 3A). Ce maintien est réalisé à partir de l'intégration de la coque jusqu'à son éjection. Les contacts longitudinaux C2 et C3 ne sont toutefois pas toujours simultanés et/ou uniformément répartis sur la coque 3.
  • De plus, l'ensemble à rebord 13 est configuré de manière à autoriser un pivotement de la coque 3 par rapport au corps 7 du missile 1 :
    • à partir d'une position de montage (dans laquelle l'axe longitudinal secondaire L-L de la coque 3 est sensiblement parallèle audit axe longitudinal principal X-X, et de préférence l'axe longitudinal secondaire L-L de la coque 3 est confondu avec l'axe longitudinal principal X-X), comme représenté sur la figure 4 ;
    • vers au moins une position pivotée (dans laquelle l'axe longitudinal secondaire L-L présente un angle non nul par rapport audit axe longitudinal principal X-X), comme représenté sur la figure 5.
  • De plus, l'ensemble à rebord 13 est également configuré de manière :
    • à conserver (au moins partiellement) ledit premier contact longitudinal C2 avec ladite extrémité arrière 3A de la coque 3, tant que la coque 3 présente une orientation par rapport au corps 7 du missile 1 pour laquelle ledit axe longitudinal secondaire L-L présente par rapport audit axe longitudinal principal X-X un angle inférieur audit angle d'éjection α0 prédéterminé ; et
    • à supprimer ledit premier contact longitudinal C2 avec ladite extrémité arrière 3A de la coque 3, dès que ledit axe longitudinal secondaire L-L présente par rapport audit axe longitudinal principal X-X un angle supérieur ou égal audit angle d'éjection α0, comme représenté sur la figure 5.
  • Ainsi, grâce notamment à la configuration dudit élément de support 11, 12 combinée à celle de l'extrémité arrière 3A, 4A de la coque 3, 4, on dispose d'un angle d'éjection α0 à partir duquel l'extrémité arrière 3A, 4A de la coque 3, 4 n'est plus en contact radialement vers l'extérieur (contre ledit ensemble à rebord 13), et la coque 3, 4 ainsi libérée de ce contact (dit premier contact longitudinal C2) peut être éjectée du missile 1.
  • Cette configuration de l'élément de support 11, 12 combinée à celle de l'extrémité arrière 3A, 3B d'une coque 3, 4, ou plus généralement la configuration de la pièce de support 10 combinée à celle de l'extrémité arrière 2A de la coiffe 2, forme un système S de maintien et d'éjection permettant de maintenir la coiffe 2 et permettant son éjection en maîtrisant l'angle d'éjection.
  • L'angle d'éjection α0 peut notamment être adapté au missile (type, taille,...) considérée et aux des conditions d'éjection (altitude, atmosphère, trajectoire du misile,...) envisagées. Cet angle d'éjection α0 peut être afinée par des essais. Bien que non exlusivement, l'angle d'éjection α0 peut par exemple être défini dans un domainde de valeurs de 6° à 15°.
  • Comme représenté sur les figures 8 et 9A notamment, ledit ensemble à rebord 13 destiné à une coque 3 ou 4 comporte deux tronçons de rebord 16 en arc de cercle. Ces tronçons de rebord 16 sont agencés symétriquement par rapport à un plan longitudinal OXZ contenant l'axe longitudinal principal X-X.
  • Sur les figures 9A et 10A notamment, on a représenté un repère OXYZ, dans lequel O représente l'intersection de l'axe X-X avec le plan P, OX est défini selon l'axe X-X dans le sens F, OY est tel que le plan OXY correspond sensiblement à un plan de séparation entre les coques 3 et 4, et OZ est tel que le plan OXZ forme sensiblement un plan de symétrie pour chacune des coques 3 et 4.
  • Chacun desdits tronçons de rebord 16 est configuré pour que sa projection orthogonale sur ledit plan longitudinal OXZ présente un bord avant 17 rectiligne formant avec son bord arrière 18 (rectiligne) un angle β égal audit angle d'éjection α0, comme représenté sur la figure 11.
  • Deux tronçons de rebord 16 dont l'un est destiné à la coque 3 et l'autre à la coque 4 forment à chaque fois une pièce de rebord 19, comme représenté sur la figure 11.
  • La pièce de support 10 comprend donc deux pièces de rebord 19 de ce type, qui sont montées systématiquement par rapport au plan longitudinal OXZ, comme montré sur la figure 8. Dans un mode de réalisation particulier, les deux pièces de rebord 19 sont réalisées dans une (seule) pièce d'un seul tenant.
  • De même, la pièce de support 10 comprend deux éléments de couronne 14, identiques et symétriques par rapport au plan OXY. Ces deux éléments de couronne 14 forment une couronne 20 (figure 7) centrée sur l'axe X-X. Cette couronne 20 est de préférence une pièce rapportée. Elle peut également correspondre à une partie de la surface externe du véhicule terminal 6 comme illustré sur la figure 8.
  • De plus, l'extrémité arrière 3A de la coque 3 comprend, en épaisseur, une partie arrière amincie 21 (d'épaisseur E1) destinée à se loger avec contact dans ledit logement 15, suivie vers l'avant d'une partie épaissie 22 (d'épaisseur E2 supérieure à l'épaisseur E1) formant un épaulement 23 permettant un contact transversal auxiliaire C4 de la coque 3 sur le bord avant 17 de l'ensemble à rebord 13 dans la position de montage, comme représenté sur la figure 9B.
  • Cet épaulement 23 présente une forme adaptée à celle des bords avant 17 des deux tronçons de rebord 16 associés.
  • Ainsi, comme représenté sur les figures 10A et 10B, au niveau de la zone V2 agrandie de la figure 10B correspondant à l'intersection de l'axe OZ avec la coque 3, l'extrémité arrière 3A de la coque 3 ne comporte pas de partie amincie mais uniquement la partie épaissie 22 d'épaisseur E2.
  • Le système S permet un maintien des coques 3 et 4 comme illustré par des flèches G sur la figure 8, et un pivotement des coques 3 et 4 comme illustré par des flèches H sur cette figure 8.
  • De plus, le pivotement de la coque 3 est réalisé sans charnière par simple contact au niveau d'une zone 25 (figures 2, 10A, 10B) située à proximité de l'intersection de l'axe OZ avec la coque 3.
  • Dans un premier mode de réalisation, la pièce de support 10 correspond à une partie du corps 7 du missile 1.
  • En outre, dans un second mode de réalisation, la pièce de support 10 est une pièce rapportée, apte à être montée (et fixée) sur le corps 7 du missile 1.
  • Par ailleurs de préférence, les caractéristiques notamment d'épaisseur (E1 et E2) sont formées (de préférence usinées) directement dans l'extrémité arrière 3A, 4A de la coque 3, 4. Toutefois, dans une variante de réalisation (non représentée), l'extrémité arrière 3A, 4A de chaque coque 3, 4, présentant ces caractéristiques, est pourvue d'une pièce d'interface qui est fixée à l'arrière de la coque 3, 4.
  • Le fonctionnement du système S de maintien et d'éjection (avec maîtrise de l'angle d'éjection), tel que décrit ci-dessus, est le suivant, lors de l'éjection.
  • Lorsque les coques 3, 4 de la coiffe 2 doivent être séparées, le dspositif d'actionnement 9 est activé pour générer des forces illustrées par la double flèche E (sur les figures 2 et 3) afin de faire pivoter les coques 3 et 4 dans les sens illustrés par les flèches α1 et α2 (figure 2). Grâce au système S, les coques 3 et 4 sont maintenues sur la pièce de support 10 jusqu'à ce que les angles de pivotement α1 et α2 atteignent la valeur α0 d'angle d'éjection. A cette position de pivotement, les coques 3 et 4 ne sont plus maintenues par la pièce de support 10 et sont libérées du missile 1, duquel elles s'écartent, ce qui aboutit au largage de la coiffe 2.
  • Les caractéristiques précitées du système S de maintien et d'éjection, et notamment la configuration de la pièce de support 10 et des extrémités arrières 3A, 4A des coques 3, 4, permettent de maîtriser l'angle de séparation des coques 3 et 4 de la coiffe 2. L'angle d'éjection est un paramètre primordial qui est difficile à maîriser par les solutions usuelles, en fonction notamment des conditions d'éjection (altitude, atmosphère, trajectoire du misile,...). Grâce à cette maîtrise, on peut s'assurer que l'éjection n'endommage pas le missile et ne perturbe pas sa phase terminale.
  • Le système S fonctionne dans tous les cas du domaine de vol (en et hors atmosphère) d'un missile 1 et pour des vitesses allant du subsonique au haut supersonique/hypersonique.
  • Le système S présente ainsi de nombreux avantages. En particulier :
    • il est basé sur une architecture purement mécanique, ce qui lui confère une excellente répétabilité ;
    • il est basé sur une solution passive, simple, fiable et robuste, qui est adaptable à tous types de missiles pourvus de coques (de coiffe) éjectables ;
    • la simplicité de la géométrie minimise la masse embarquée sur le missile 1, et garantit sa facilité de fabrication et d'intégration ;
    • en phases de stockage, de transport logistique et de vol avant le décoiffage, le système S permet une reprise des efforts entre les coques 3 et 4 ; et
    • l'architecture du système S est entièrement configurable en fonction du domaine de vol et pour chacune des coques 3 et 4 (avec une asymétrie possible si besoin).

Claims (8)

  1. Missile pourvu d'un corps (7) présentant un axe longitudinal dit axe longitudinal principal (X-X) et d'au moins une coiffe (2) séparable, ladite coiffe (2) comprenant au moins une coque (3, 4) éjectable, ladite coque (3, 4) étant liée par une extrémité (3A, 4A) dite arrière à un élément de support (11, 12) du missile (1) et étant définie autour d'un axe longitudinal dit axe longitudinal secondaire (L-L),
    caractérisé en ce que ledit élément de support (11, 12) présente une forme d'arc de cercle centré sur l'axe longitudinal principal (X-X) et agencé orthogonalement par rapport à ce dernier, ledit élément de support (11, 12) étant pourvu d'un ensemble à rebord (13) et d'un élément de couronne (14) présentant chacun une forme d'arc de cercle centré sur l'axe longitudinal principal (X-X), ledit élément de couronne (14) étant agencé coaxialement à l'intérieur dudit ensemble à rebord (13) de manière à créer entre eux un logement (15), l'extrémité arrière (3A, 4A) de la coque (3, 4) présentant une épaisseur (E1) adaptée audit logement (15) de manière à pouvoir être logée dans ledit logement (15) avec un contact transversal (C1) dans le fond (15A) du logement (15), un premier contact longitudinal (C2) avec l'ensemble à rebord (13) et un second contact longitudinal (C3) avec l'élément de couronne (14), ledit ensemble à rebord (13) étant configuré de manière à autoriser un pivotement de la coque (3, 4) par rapport au corps (7) du missile (1) à partir d'une position dite de montage, dans laquelle l'axe longitudinal secondaire (L-L) de la coque (3, 4) est sensiblement parallèle audit axe longitudinal principal (X-X), vers au moins une position pivotée, dans laquelle l'axe longitudinal secondaire (L-L) présente un angle (α1, α2) non nul par rapport audit axe longitudinal principal (X-X), ledit ensemble à rebord (13) étant également configuré de manière :
    - à conserver au moins partiellement ledit premier contact longitudinal (C2) avec ladite extrémité arrière (3A, 4A) de la coque (3, 4), tant que la coque (3, 4) présente une orientation par rapport au corps (7) du missile (1) pour laquelle ledit axe longitudinal secondaire (L-L) présente par rapport audit axe longitudinal principal (X-X) un angle inférieur à un angle prédéterminé dit angle d'éjection (α0) ; et
    - à supprimer ledit premier contact longitudinal (C2) avec ladite extrémité arrière (3A, 4A) de la coque (3, 4), dès que ledit axe longitudinal secondaire (L-L) présente par rapport audit axe longitudinal principal (X-X) un angle supérieur ou égal audit angle d'éjection (α0).
  2. Missile selon la revendication 1,
    caractérisé en ce que ledit ensemble à rebord (13) comporte deux tronçons de rebord (16) en arc de cercle, agencés symétriquement par rapport à un plan longitudinal (OXZ) contenant l'axe longitudinal principal (X-X), chacun desdits tronçons de rebord (16) étant configuré pour que sa projection orthogonale sur ledit plan longitudinal (OXZ) présente un bord avant (17) rectiligne formant avec son bord arrière (18) un angle (β) égal audit angle d'éjection (α0), ledit bord arrière (18) étant orthogonal audit axe longitudinal principal (X-X).
  3. Missile selon l'une des revendications 1 et 2,
    caractérisé en ce que ladite extrémité arrière (3A, 4A) de la coque (3, 4) comprend, en épaisseur, une partie arrière amincie (21) destinée à se loger avec contact dans ledit logement (15), suivie vers l'avant d'une partie épaissie (22) formant un épaulement (23), ledit épaulement (23) permettant un contact transversal auxiliaire (C4) de la coque (2) sur le bord avant (17) de l'ensemble à rebord (13) dans la position de montage.
  4. Missile selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ledit élément de support (11, 12) correspond à une partie du corps (7) du missile (1).
  5. Missile selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce ledit élément de support (11, 12) est une pièce rapportée, apte à être montée sur le corps (7) du missile (1).
  6. Missile selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite extrémité arrière est pourvue d'une pièce d'interface qui est fixée à la coque.
  7. Missile selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un dispositif d'actionnement (9) commandable apte à générer une force (F) susceptible d'entraîner un pivotement de la coque (3, 4) de la position de montage à une position d'éjection, dans laquelle l'axe longitudinal secondaire (L-L) de la coque (3, 4) présente un angle égal à l'angle d'éjection (α0) par rapport audit axe longitudinal principal (X-X) du corps (7) du missile (1).
  8. Missile selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte deux coques (3, 4) complémentaires formant ladite coiffe (2), et une pièce de support (10) annulaire formée de deux éléments de support (11, 12) identiques, chacune desdites coques (3, 4) étant liée via son extrémité arrière (3A, 4A) à l'un desdits éléments de support (11, 12) de la pièce de support (10).
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