WO2016169760A1 - Dispositif de correction de trajectoire d'un projectile et procede de correction de trajectoire - Google Patents

Dispositif de correction de trajectoire d'un projectile et procede de correction de trajectoire Download PDF

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WO2016169760A1
WO2016169760A1 PCT/EP2016/057400 EP2016057400W WO2016169760A1 WO 2016169760 A1 WO2016169760 A1 WO 2016169760A1 EP 2016057400 W EP2016057400 W EP 2016057400W WO 2016169760 A1 WO2016169760 A1 WO 2016169760A1
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projectile
trajectory
correction
sequence
impeller
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PCT/EP2016/057400
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André PFIFFER
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Roxel France
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    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/32—Range-reducing or range-increasing arrangements; Fall-retarding means
    • F42B10/48—Range-reducing, destabilising or braking arrangements, e.g. impact-braking arrangements; Fall-retarding means, e.g. balloons, rockets for braking or fall-retarding
    • F42B10/50—Brake flaps, e.g. inflatable
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
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    • F41G7/30—Command link guidance systems
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    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F42B10/66—Steering by varying intensity or direction of thrust
    • F42B10/661—Steering by varying intensity or direction of thrust using several transversally acting rocket motors, each motor containing an individual propellant charge, e.g. solid charge

Definitions

  • the present invention is in the field of artillery rockets and relates to a device for correcting the trajectory of a projectile.
  • the invention also relates to a method for correcting the trajectory of a projectile.
  • the invention is described with a rocket ground-ground, that is to say a rocket launched from the ground and whose position of the impact is on the ground, but it can be applied from the same way to an air-ground rocket, launched from an aircraft, or a sea-ground, sea-sea or sea-sea rocket, launched from or to a ship. More generally, the invention applies to any non-guided projectile.
  • An artillery rocket is propelled by means of a thruster.
  • developments in rocket propellents have significantly increased their range. Indeed, thanks to a new motorization, that is to say by means of a contribution of more energy at the level of the engines, the range of a rocket could be multiplied by two, making it pass approximately from 20 km to 40 km.
  • a rocket being a non-guided projectile, there are dispersions on impact. In other words, when launching the rocket, a nominal trajectory (and therefore desired) is planned. But in practice, the actual trajectory of the rocket differs from the nominal trajectory. This results in dispersion on impact, that is, the impact of the rocket is not the impact initially desired.
  • the rocket has an explosive head, a dispersion on impact can cause many collateral damage. And this impact dispersion is even more important than the rocket range is.
  • the aim of the invention is to overcome all or some of the problems mentioned above by proposing a device for correcting the trajectory by application to the projectile on the one hand of a succession of discrete corrections and, on the other hand, the deployment of an aerodynamic brake during its trajectory, after finding at the beginning of the trajectory of a difference between the nominal trajectory and the real trajectory of the projectile.
  • the subject of the invention is a device for correcting a real trajectory of a projectile intended to travel a nominal trajectory, characterized in that it comprises:
  • An impeller positioned on the projectile and intended to provide a lateral correction to the actual trajectory of the projectile
  • An aerodynamic brake positioned on the projectile and intended to provide an axial correction to the actual trajectory of the projectile
  • the device comprises a modular block and the modular block may comprise the trajectory correction means and the impeller.
  • the launch module comprises the actual trajectory measuring means, the calculation means and the transmission means.
  • the projectile consisting of a head and a thruster configured to be removably attached to one another, the modular block is positioned between the head and the thruster.
  • the aerodynamic brake is positioned on the thruster.
  • the modular block further comprises the aerodynamic brake.
  • the correction means comprises:
  • An information storage means for recording the sequence of at least one correction
  • a device for determining the roll position of the projectile • an activation unit for the impeller and the aerodynamic brake.
  • the invention also relates to a method for correcting a real trajectory of a projectile intended to travel a nominal trajectory, implementing the correction device, comprising the following successive steps:
  • the real trajectory of the projectile comprising a first phase during which the correction means is able to communicate with the transmission means and a second phase during which the correction means is autonomous, the measurement of the real trajectory of the projectile, the determination of the sequence of at least one correction and the transmission of the sequence to the correction means are made during the first phase, and the activation of the impeller and the aerodynamic brake is done during the second phase.
  • the correction provided by the impeller is discrete.
  • the correction provided by the aerodynamic brake is discrete.
  • FIG. 1 schematically represents a condition in which the invention can be implemented
  • FIG. 2 diagrammatically represents a first embodiment of the device according to the invention
  • FIG. 3 schematically represents a launch module from which the projectile can be launched
  • FIGS. 4 and 5 schematically represent a projectile comprising a correction device according to the invention, according to a second and a third embodiment
  • FIG. 6 schematically represents a correction means of the correction device according to the invention
  • FIG. 7 illustrates the steps of the method of correcting a real trajectory of a projectile intended to travel a nominal trajectory, according to the invention
  • FIG. 8 is a schematic representation of a nominal trajectory and a real trajectory of a projectile.
  • FIG 1 schematically shows a condition in which the invention can be implemented.
  • a rocket is propelled from a launcher 10 which most often consists of a cylindrical hollow tube.
  • the launcher 10 is positioned on the shoulder of a man.
  • the launcher can also be positioned on a stabilized truck or not, or on a fixed carriage on a ship.
  • the conditions under which the propulsion of such a projectile is made are a source of dispersion in the trajectory of the projectile. It is easily understood that from a support such as a man not completely immobile or a non-stabilized vehicle, it will be difficult to obtain a real trajectory that is the desired nominal trajectory since the positioning of the projectile deviations can have place from the launch.
  • the aerological conditions are also a source of dispersion in the trajectory of the projectile.
  • the trajectory of the projectile is also sensitive to variations in pressure, temperature, local turbulence, particularly related to the wind. These external conditions are difficult to control and generate a dispersion at the impact of the projectile.
  • the rotor of the helicopter will disrupt the trajectory of the rocket at the beginning of the launch phase.
  • propellant characteristics can also play a role in impact dispersions.
  • the Probable Error Circle (known by its CEP abbreviation) makes it possible to quantify the contribution of the different sources of dispersion of the projectile. It has been found that the main causes of dispersion, about 80% of the CEP, are concentrated on the first tenth of the trajectory. In other words, the vast majority of dispersions in the trajectory of the projectile originate from the launching of the projectile and the beginning of the firing phase. In order to correspond to the desired nominal trajectory, any real trajectory must therefore potentially be corrected, radially and / or axially.
  • FIG. 2 diagrammatically represents a first embodiment of a device 1 1 according to the invention.
  • a projectile 12 is intended to travel a nominal trajectory.
  • the correction device 1 1 of a real trajectory according to the invention comprises an impeller 13 positioned on the projectile 12 and intended to provide a lateral correction to the actual trajectory of the projectile 12. It comprises an aerodynamic brake 14 positioned on the projectile 12 and intended to provide an axial correction to the actual trajectory of the projectile.
  • the correction device 1 1 comprises a trajectory correction means 15 embarked on the projectile 12, able to activate the impeller 13 and the aerodynamic brake 14. More precisely, the trajectory correction means 15 is a means for controlling the devices trajectory correction.
  • the correction means 15 is able to drive the impeller 13 and trigger the aerodynamic brake 14.
  • the correction device 1 1 comprises a means of measurement 1 6 of the actual trajectory of the projectile 12, for determining a deviation between the trajectory real and the nominal trajectory.
  • the correction device 11 comprises a calculation means 17 intended to determine a sequence of at least one correction. according to the deviometry.
  • the correction device 1 1 comprises a transmission means 18 of the sequence of the calculation means 17 towards the trajectory correction means 15.
  • the correction device 1 1 may comprise a modular block
  • the modular block 19 and the modular block 19 may comprise the trajectory correction means 15 and the impeller 13.
  • FIG. 3 schematically shows a launch module 20 from which the projectile 12 can be launched.
  • the launch module
  • the 20 may comprise the measurement means 1 6 of the real trajectory, the calculation means 17 and the transmission means 18.
  • Figures 4 and 5 show schematically the projectile 12 comprising a correction device 1 1 according to the invention, according to a second and a third embodiments.
  • the projectile 12 consists of a head 21 and a thruster 22 configured to be removably attached to one another.
  • the modular block 19 can be positioned between the head 21 and the thruster 22. This configuration is particularly advantageous. Indeed, in addition to being compact, it has the advantage of being compatible with existing hardware. It is therefore possible to use a head 21 and a pre-existing thruster 22 and to intercalate between the head 21 and the thruster 22 the modular block 19.
  • the aerodynamic brake 14 can be positioned on the thruster 14 or at the level of the head 21.
  • the aerodynamic brake 14 can be positioned at any position on the thruster 14. In particular, it can be positioned at the rear of the thruster 14 at the level of the stabilizer.
  • the aerodynamic brake 14, once actuated, increases the drag of the projectile 12, which then reduces the distance traveled by the projectile 12.
  • the aerodynamic brake 14 will thus allow an axial correction of the trajectory the actual projectile 12.
  • the modular block 19 may further comprise the aerodynamic brake 14. In other words, in such a configuration, the impeller 13 and the aerodynamic brake 14 are integrated in the modular block 19.
  • FIG. 6 schematically represents a correction means 15 of the correction device 1 1 according to the invention.
  • the correction means 15 may comprise an antenna 23 intended to allow communication with the launch module 20, an information storage means 24 intended to record the sequence of at least one correction, an electrical energy storage means 25 for supplying the correction means 15, a stopwatch 26, a roll position determination device 27 of the projectile 12, an activation unit 28 of the impeller 13 and the aerodynamic brake 14.
  • the stopwatch 26 allows the measurement the elapsed time and will allow the correction means 15 to determine when to activate the impeller 13 and / or the aerodynamic brake 14.
  • the roll position determining device 27 will allow the correction means 15 to accurately determine when to activate a impeller 13.
  • the rolling position determining device 27 may be for example a magnetometer or a gyroscopic system.
  • FIG. 7 illustrates the steps of the method of correcting a real trajectory of a projectile 12 intended to travel a nominal trajectory, according to the invention.
  • the correction method comprises the following successive steps:
  • the actual trajectory of the projectile 12 can be split into two phases.
  • the actual trajectory of the projectile 12 then comprises a first phase during which the correction means 15 is able to communicate with the transmission means 18 and a second phase during which the correction means 15 is autonomous.
  • the measurement of the real trajectory of the projectile 12, the determination of the sequence of at least one correction and the transmission of the sequence to the correction means 15 take place during the first phase.
  • the activation of the impeller 13 and the aerodynamic brake 14 is done during the second phase.
  • FIG. 8 is a schematic representation of a nominal trajectory 30 and of a real trajectory 31 of a projectile 12. Initiating a projectile firing 12, it is desired that this projectile 12 follow a nominal trajectory 30. For the reasons explained previously, disturbances will generate dispersions in the real trajectory 31 of the projectile. These disturbances occur essentially during the first phase 33 of the trajectory.
  • the trajectory correction method is implemented. Firstly, after about 10% of the trajectory, the means for measuring the true trajectory of the projectile 12 determines a difference between the real trajectory 31 and the nominal trajectory of the projectile 12.
  • the measuring means 1 6 can be a short-range conventional trajectory radar, since intervening in the first phase 33 of the trajectory, the projectile is still at a short distance from the measuring means 1 6.
  • the calculation means 17 determines a sequence of at least one correction according to the differenceometry determined in the previous step.
  • the calculation means 17 can therefore determine a sequence of one or more necessary corrections as a function of the deviation.
  • the calculation means 17 can be any software specific and using a trajectory with six degrees of freedom.
  • the calculation means 17 is implanted on the measuring means 1 6 of the real trajectory 31. But it can also be distinct.
  • the transmission means 18 is generally based on the ground (or in the aircraft or even on a ship in the case, respectively, of rocket air-ground or sea-ground) and dialoguing in wired communication with the means of calculation 17.
  • the transmission means 18 dialogue with the correction means 15 positioned on the projectile 12 by radio frequency.
  • This may be for example a short-range radiofrequency communication transmission means. More generally, it can be any other transmission means allowing the transmission of information between the calculation means 17 and the correction means 15.
  • the transmission of information between the transmission means 18 and the projectile 12 is done during the first phase 33 of the trajectory during which the correction means 15 is able to communicate with the transmission means 18, that is to say when the projectile 12 is not yet too far from its module 20.
  • This configuration has the advantage of collecting all the computing power (measurement means 1 6, calculation means 17, transmission means 18) and keep it on the ground. In other words, once the projectile 12 fired, the computing power does not start with the projectile 12. It is kept and can be used again for another shot.
  • the correction means 15 begins the second phase 34 during which the correction means 15 is autonomous.
  • the transmission means 18 has transmitted the correction sequence (s) to the correction means 15 positioned on the projectile 12, the correction means 15 then activates the impeller 13 and the aerodynamic brake 14 according to the sequence transmitted to make the corrections. necessary so that the the actual trajectory of the projectile 12 corresponds to the nominal trajectory initially desired.
  • the correction device 11 can comprise several impellers. Each impeller 13 generates by triggering a calibrated lateral thrust. In general, 4 to 10 impellers 13 needed. This choice represents a good compromise between efficiency and embedded mass.
  • the triggering of an impeller 13 is determined according to the calculated correction sequence.
  • the rolling position determination device 27 of the projectile 12 and the stopwatch 26 will determine when the activation unit 28 will activate the impeller 13. Moreover, for the correct course of the sequence of corrections, it is necessary to ensure the compatibility between the rotation speed of the projectile 12, the tripping time and any dispersion of the tripping.
  • Each impeller 13 provides a discrete radial correction to the trajectory of the projectile 12.
  • the triggering of the aerodynamic brake 14 is also determined by the sequence of corrections.
  • the correction device may comprise a plurality of aerodynamic brakes, but generally only one brake is sufficient. Indeed, the aerodynamic brake 14 provides a discrete axial correction to the trajectory of the projectile 12. It is then sufficient to make sure to have a trajectory whose impact would be further axially than desired and to activate once the aerodynamic brake. 14.
  • the projectile 12 follows a corrected real trajectory 35 whose impact corresponds to that of the nominal trajectory 30.
  • the correction device 1 1 allows a gain in accuracy of about a factor of 5 to 10. This gain of precision is of paramount importance since the projectile can be provided with a unitary explosive head and any gain in precision can then result in a reduction of collateral damage and / or an improvement in the impact efficiency of the 'armed.
  • the correction device according to the invention has many other advantages. Indeed, it is inexpensive, independent of satellite geolocation systems, modular and compatible with existing equipment.

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Abstract

L'invention se situe dans le domaine des roquettes d'artillerie et concerne un dispositif de correction (11) d'une trajectoire réelle d'un projectile (12) destiné à parcourir une trajectoire nominale. Selon l'invention, le dispositif (11) comprend : · un impulseur positionné sur le projectile (12) et destiné à apporter une correction latérale à la trajectoire réelle du projectile (12), · un frein aérodynamique (14) positionné sur le projectile (12) et destiné à apporter une correction axiale à la trajectoire réelle du projectile (12), · un moyen de correction de trajectoire embarqué sur le projectile (12), apte à activer l'impulseur et le frein aérodynamique (14), · un moyen de mesure (16) de la trajectoire réelle du projectile (12), destiné à déterminer une écartométrie entre la trajectoire réelle et la trajectoire nominale, · un moyen de calcul (17) destiné à déterminer une séquence d'au moins une correction en fonction de l'écartométrie, · un moyen de transmission (18) de la séquence du moyen de calcul (17) vers le moyen de correction de trajectoire.

Description

DISPOSITIF DE CORRECTION DE TRAJECTOIRE D'UN PROJECTILE ET PROCEDE DE CORRECTION DE TRAJECTOIRE
La présente invention se situe dans le domaine des roquettes d'artillerie et concerne un dispositif de correction de trajectoire d'un projectile. L'invention concerne également un procédé de correction de trajectoire d'un projectile.
Dans la présente demande, l'invention est décrite avec une roquette sol-sol, c'est-à-dire une roquette lancée depuis le sol et dont la position de l'impact se trouve au sol, mais elle peut s'appliquer de la même manière à une roquette air-sol, lancée depuis un aéronef, ou à une roquette mer-sol, mer-mer ou sol-mer, lancée depuis ou vers un navire. Plus généralement, l'invention s'applique à tout projectile non-guidé.
Une roquette d'artillerie est propulsée au moyen d'un propulseur. Lors des dernières années, des évolutions apportées aux propulseurs de roquettes ont permis d'accroître considérablement leur portée. En effet, grâce à une nouvelle motorisation, c'est-à-dire par le biais d'un apport de plus d'énergie au niveau des moteurs, la portée d'une roquette a pu être multipliée par deux, la faisant passer approximativement de 20 km à 40 km. Une roquette étant un projectile non-guidé, il existe des dispersions à l'impact. Autrement dit, lors du lancement de la roquette, une trajectoire nominale (et donc souhaitée) est prévue. Mais en pratique, la trajectoire réelle de la roquette diffère de la trajectoire nominale. Il en résulte une dispersion à l'impact, c'est-à-dire que l'impact de la roquette n'est pas l'impact initialement souhaité. La roquette disposant d'une tête explosive, une dispersion à l'impact peut engendrer de nombreux dégâts collatéraux. Et cette dispersion à l'impact est d'autant plus importante que la portée de la roquette l'est aussi.
Pour améliorer la performance des roquettes d'artillerie, il faut donc à la fois une augmentation de leur portée grâce à l'amélioration de la performance des propulseurs et aussi une minimisation de la dispersion à l'impact.
Il existe plusieurs possibilités de minimisation de la dispersion. Tout d'abord, il est possible de transformer la roquette (projectile non guidé) en missile (projectile guidé). Cette transformation est complexe et coûteuse. En effet, elle nécessite l'intégration de système d'identification continue de la position du projectile et d'un système de pilotage continu sur la totalité de la trajectoire. Il existe aussi des dispositifs de corrections avec système de géolocalisation par satellite (connu sous l'abréviation GPS pour son acronyme anglo-saxon Global Positioning System). Ce type de dispositif, en plus d'être assez coûteux, est limitatif pour son utilisateur car il contraint ce dernier à obtenir des droits nécessaires à l'utilisation du réseau satellitaire concerné. Par ailleurs, les corrections de trajectoire sont effectuées au moyen d'impulseurs latéraux. Les impulseurs sont certes très efficaces pour réaliser des corrections latérales de trajectoire, mais ils sont peu efficaces pour réaliser une correction longitudinale. De ce fait, il est nécessaire d'embarquer un grand nombre d'impulseurs, ce qui signifie un encombrement et une masse bien plus importants de l'ensemble ayant pour conséquence une restriction de la portée et nécessitant aussi potentiellement d'adapter les lanceurs.
L'invention vise à pallier tout ou partie des problèmes cités plus haut en proposant un dispositif de correction de trajectoire par application au projectile d'une part d'une succession de corrections discrètes et d'autre part le déployement d'un frein aérodynamique pendant sa trajectoire, après constatation en début de trajectoire d'un écart entre la trajectoire nominale et la trajectoire réelle du projectile. A cet effet, l'invention a pour objet un dispositif de correction d'une trajectoire réelle d'un projectile destiné à parcourir une trajectoire nominale, caractérisé en ce qu'il comprend :
• un impulseur positionné sur le projectile et destiné à apporter une correction latérale à la trajectoire réelle du projectile,
· un frein aérodynamique positionné sur le projectile et destiné à apporter une correction axiale à la trajectoire réelle du projectile,
et en ce qu'il comprend :
• un moyen de correction de trajectoire embarqué sur le projectile, apte à activer l'impulseur et le frein aérodynamique, • un moyen de mesure de la trajectoire réelle du projectile, destiné à déterminer une écartométrie entre la trajectoire réelle et la trajectoire nominale,
• un moyen de calcul destiné à déterminer une séquence d'au moins une correction en fonction de l'écartométrie,
• un moyen de transmission de la séquence du moyen de calcul vers le moyen de correction de trajectoire.
Selon un mode de réalisation, le dispositif comprend un bloc modulaire et le bloc modulaire peut comprendre le moyen de correction de trajectoire et l'impulseur.
Selon un autre mode de réalisation, le projectile étant lancé à partir d'un module de lancement, le module de lancement comprend le moyen de mesure de la trajectoire réelle, le moyen de calcul et le moyen de transmission.
Avantageusement, le projectile étant constitué d'une tête et d'un propulseur configurés pour être fixés de façon démontable l'un à l'autre, le bloc modulaire est positionné entre la tête et le propulseur.
Avantageusement, le frein aérodynamique est positionné sur le propulseur. Avantageusement, bloc modulaire comprend en outre le frein aérodynamique.
Avantageusement, le projectile étant lancé à partir d'un module de lancement, le moyen de correction comprend :
· une antenne destinée à permettre la communication avec le module de lancement,
• un moyen de stockage d'information destiné à enregistrer la séquence d'au moins une correction,
• un moyen de stockage d'énergie électrique destinée à alimenter le moyen de correction,
• un chronomètre,
• un dispositif de détermination de position en roulis du projectile, • une unité d'activation de l'impulseur et du frein aérodynamique.
L'invention a aussi pour objet un procédé de correction d'une trajectoire réelle d'un projectile destiné à parcourir une trajectoire nominale, mettant en œuvre le dispositif de correction, comportant les étapes successives suivantes :
• mesure de la trajectoire réelle du projectile par le moyen de mesure et détermination de l'écartométrie entre la trajectoire réelle et la trajectoire nominale,
• détermination par le moyen de calcul de la séquence d'au moins une correction en fonction de l'écartométrie,
• transmission de la séquence du moyen de calcul vers le moyen de correction de trajectoire,
· activation par le moyen de correction de l'impulseur et du frein aérodynamique selon la séquence transmise.
Avantageusement, la trajectoire réelle du projectile comprenant une première phase pendant laquelle le moyen de correction est apte à communiquer avec le moyen de transmission et une seconde phase pendant laquelle le moyen de correction est autonome, la mesure de la trajectoire réelle du projectile, la détermination de la séquence d'au moins une correction et la transmission de la séquence vers le moyen de correction se font pendant la première phase, et l'activation de l'impulseur et du frein aérodynamique se fait pendant la seconde phase.
Avantageusement, la correction apportée par l'impulseur est discrète. Avantageusement, la correction apportée par le frein aérodynamique est discrète.
L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée d'un mode de réalisation donné à titre d'exemple, description illustrée par le dessin joint dans lequel : - la figure 1 représente schématiquement une condition dans laquelle l'invention peut être mise en œuvre,
- la figure 2 représente schématiquement un premier mode de réalisation du dispositif selon l'invention,
- la figure 3 représente schématiquement un module de lancement à partir duquel le projectile peut être lancé,
- les figures 4 et 5 représentent schématiquement un projectile comprenant un dispositif de correction selon l'invention, selon un deuxième et un troisième modes de réalisation,
- la figure 6 représente schématiquement un moyen de correction du dispositif de correction selon l'invention,
- la figure 7 illustre les étapes du procédé de correction d'une trajectoire réelle d'un projectile destiné à parcourir une trajectoire nominale, selon l'invention,
- la figure 8 est une représentation schématique d'une trajectoire nominale et d'une trajectoire réelle d'un projectile.
Par souci de clarté, les mêmes éléments porteront les mêmes repères dans les différentes figures. Pour une meilleure visibilité et dans un souci de compréhension accrue, les éléments ne sont pas toujours représentés à l'échelle.
La figure 1 représente schématiquement une condition dans laquelle l'invention peut être mise en œuvre. Une roquette est propulsée à partir d'un lanceur 10 qui consiste le plus souvent en un tube creux de forme cylindrique. Sur la figure 1 , le lanceur 10 est positionné sur l'épaule d'un homme. Le lanceur peut également être positionné sur un camion stabilisé ou non ou sur un affût fixe sur navire. Les conditions dans lesquelles la propulsion d'un tel projectile se fait sont une source de dispersion dans la trajectoire du projectile. On comprend aisément qu'à partir d'un support tel qu'un homme non complètement immobile ou un véhicule non stabilisé, il va être difficile d'obtenir une trajectoire réelle qui soit la trajectoire nominale souhaitée puisque des écarts de positionnement du projectile peuvent avoir lieu dès le lancement. De plus, proche du sol ou de la mer, les conditions aérologiques sont aussi une source de dispersion dans la trajectoire du projectile. En effet, la trajectoire du projectile est aussi sensible aux variations de pression, température, turbulences locales notamment liées au vent. Ces conditions extérieures sont difficilement maîtrisables et génèrent une dispersion à l'impact du projectile. De même, dans le cas d'une roquette air-sol lancée par exemple depuis un hélicoptère, le souffle du rotor de l'hélicoptère va perturber la trajectoire de la roquette en début de la phase de lancement.
Enfin, les caractéristiques du propulseur peuvent également jouer un rôle sur les dispersions à l'impact.
Le Cercle d'Erreur Probable (connu sous son abréviation CEP) permet de quantifier la contribution des différentes sources de dispersion du projectile. Il a été constaté que les principales causes de dispersion, soit environ 80% du CEP, se concentrent sur le premier dixième de la trajectoire. Autrement dit, la grande majorité des dispersions dans la trajectoire du projectile est issue du lancement du projectile et du début de la phase de tir. Afin de correspondre à la trajectoire nominale souhaitée, toute trajectoire réelle doit donc potentiellement être corrigée, radialement et/ou axialement.
La figure 2 représente schématiquement un premier mode de réalisation d'un dispositif 1 1 selon l'invention. Un projectile 12 est destiné à parcourir une trajectoire nominale. Le dispositif de correction 1 1 d'une trajectoire réelle, selon l'invention comprend un impulseur 13 positionné sur le projectile 12 et destiné à apporter une correction latérale à la trajectoire réelle du projectile 12. Il comprend un frein aérodynamique 14 positionné sur le projectile 12 et destiné à apporter une correction axiale à la trajectoire réelle du projectile. Le dispositif de correction 1 1 comprend un moyen de correction de trajectoire 15 embarqué sur le projectile 12, apte à activer l'impulseur 13 et le frein aérodynamique 14. Plus précisément, le moyen de correction de trajectoire 15 est un moyen de pilotage des dispositifs de correction de trajectoire. Le moyen de correction 15 est apte à piloter l'impulseur 13 et à déclencher le frein aérodynamique 14. Le dispositif de correction 1 1 comprend un moyen de mesure 1 6 de la trajectoire réelle du projectile 12, destiné à déterminer une écartométrie entre la trajectoire réelle et la trajectoire nominale. Le dispositif de correction 1 1 comprend un moyen de calcul 17 destiné à déterminer une séquence d'au moins une correction en fonction de l'écartométrie. Le dispositif de correction 1 1 comprend un moyen de transmission 18 de la séquence du moyen de calcul 17 vers le moyen de correction de trajectoire 15. Le dispositif de correction 1 1 peut comprendre un bloc modulaire
19 et le bloc modulaire 19 peut comprendre le moyen de correction de trajectoire 15 et l'impulseur 13.
La figure 3 représente schématiquement un module de lancement 20 à partir duquel le projectile 12 peut être lancé. Le module de lancement
20 peut comprendre le moyen de mesure 1 6 de la trajectoire réelle, le moyen de calcul 17 et le moyen de transmission 18.
Les figures 4 et 5 représentent schématiquement le projectile 12 comprenant un dispositif de correction 1 1 selon l'invention, selon un deuxième et un troisième modes de réalisation. Le projectile 12 est constitué d'une tête 21 et d'un propulseur 22 configurés pour être fixés de façon démontable l'un à l'autre. Selon l'invention, et comme représenté sur la figure 4, le bloc modulaire 19 peut être positionné entre la tête 21 et le propulseur 22. Cette configuration est particulièrement avantageuse. En effet, en plus d'être compacte, elle présente l'avantage d'être compatible avec le matériel existant. Il est donc possible d'utiliser une tête 21 et un propulseur 22 préexistants et d'intercaler entre la tête 21 et le propulseur 22 le bloc modulaire 19.
Comme représenté sur la figure 5, le frein aérodynamique 14 peut être positionné sur le propulseur 14 ou au niveau de la tête 21 . Le frein aérodynamique 14 peut être positionné à n'importe quelle position sur le propulseur 14. Notamment, il peut être positionné à l'arrière du propulseur 14 au niveau du stabilisateur. Le frein aérodynamique 14, une fois actionné, augmente la traînée du projectile 12, ce qui permet alors de diminuer la distance parcourue par le projectile 12. Comme déjà mentionné ci-dessus, le frein aérodynamique 14 va permettre ainsi une correction axiale de la trajectoire réelle du projectile 12. Alternativement, le bloc modulaire 19 peut comprendre en outre le frein aérodynamique 14. Autrement dit, dans une telle configuration, l'impulseur 13 et le frein aérodynamique 14 sont intégrés au bloc modulaire 19.
La figure 6 représente schématiquement un moyen de correction 15 du dispositif de correction 1 1 selon l'invention. Le moyen de correction 15 peut comprendre une antenne 23 destinée à permettre la communication avec le module de lancement 20, un moyen de stockage d'information 24 destiné à enregistrer la séquence d'au moins une correction, un moyen de stockage d'énergie électrique 25 destinée à alimenter le moyen de correction 15, un chronomètre 26, un dispositif de détermination de position en roulis 27 du projectile 12, une unité d'activation 28 de l'impulseur 13 et du frein aérodynamique 14. Le chronomètre 26 permet la mesure du temps écoulé et va permettre au moyen de correction 15 de déterminer quand activer l'impulseur 13 et/ou le frein aérodynamique 14. Le dispositif de détermination de position en roulis 27 va permettre au moyen de correction 15 de déterminer avec précision quand activer un impulseur 13. En effet, puisque l'impulseur apporte une correction latérale, et le projectile 12 étant en rotation sur lui-même pendant sa trajectoire, il est important que l'impulseur 13 se déclenche au bon moment quand le projectile 12 est dans la bonne position de roulis. Autrement dit, le moyen de correction 15, à partir de la séquence de correction, sait qu'à partir d'un moment donné, il faut déclencher un impulseur 13 quand le projectile 12 a le roulis adéquat. Le dispositif de détermination de position en roulis 27 peut être par exemple un magnétomètre ou un système gyroscopique.
La figure 7 illustre les étapes du procédé de correction d'une trajectoire réelle d'un projectile 12 destiné à parcourir une trajectoire nominale, selon l'invention. Le procédé de correction comporte les étapes successives suivantes :
• mesure de la trajectoire réelle du projectile 12 par le moyen de mesure 1 6 et détermination de l'écartométrie entre la trajectoire réelle et la trajectoire nominale, • détermination par le moyen de calcul 17 de la séquence d'au moins une correction en fonction de l'écartométrie,
• transmission de la séquence du moyen de calcul 17 vers le moyen de correction 15 de trajectoire,
· activation par le moyen de correction 15 de l'impulseur 13 et du frein aérodynamique 14 selon la séquence transmise.
La trajectoire réelle du projectile 12 peut être scindée en deux phases. La trajectoire réelle du projectile 12 comprend alors une première phase pendant laquelle le moyen de correction 15 est apte à communiquer avec le moyen de transmission 18 et une seconde phase pendant laquelle le moyen de correction 15 est autonome. La mesure de la trajectoire réelle du projectile 12, la détermination de la séquence d'au moins une correction et la transmission de la séquence vers le moyen de correction 15 se font pendant la première phase. L'activation de l'impulseur 13 et du frein aérodynamique 14 se fait pendant la seconde phase.
La figure 8 est une représentation schématique d'une trajectoire nominale 30 et d'une trajectoire réelle 31 d'un projectile 12. En initiant un tir de projectile 12, on souhaite que ce projectile 12 suive une trajectoire nominale 30. Pour les raisons expliquées précédemment, des perturbations vont générer des dispersions au niveau de la trajectoire réelle 31 du projectile. Ces perturbations se produisent essentiellement lors de la première phase 33 de la trajectoire. Une fois le projectile 12 lancé, le procédé de correction de la trajectoire est mis en œuvre. Tout d'abord, après environ 10% de la trajectoire, le moyen de mesure 1 6 de la trajectoire réelle du projectile 12 détermine une écartométrie entre la trajectoire réelle 31 et la trajectoire nominale 30 du projectile 12. Le moyen de mesure 1 6 peut être un radar classique de trajectographie de courte portée, puisqu'intervenant dans la première phase 33 de la trajectoire, le projectile est encore à faible distance du moyen de mesure 1 6. Le moyen de calcul 17 détermine une séquence d'au moins une correction en fonction de l'écartométrie déterminée à l'étape précédente. Le moyen de calcul 17 peut donc déterminer une séquence d'une ou plusieurs corrections nécessaires en fonction de l'écartométrie. Le moyen de calcul 17 peut être n'importe quel logiciel spécifique et utilisant une trajectographie à six degrés de liberté. Avantageusement, le moyen de calcul 17 est implanté sur le moyen de mesure 1 6 de la trajectoire réelle 31 . Mais il peut également en être distinct. Une fois la séquence de correction(s) déterminée, celle-ci est transmise au moyen de correction de trajectoire 15 par le moyen de transmission 18 de la séquence du moyen de calcul 17. Le moyen de transmission 18 est généralement basé au sol (ou dans l'aéronef ou même sur un navire dans le cas, respectivement, de roquette air-sol ou mer-sol) et dialoguant en communication filaire avec le moyen de calcul 17. On peut également imaginer un mode de communication différent entre le moyen de calcul 17 et le moyen de transmission 18, par exemple un mode de communication sans fil. Le moyen de transmission 18 dialogue avec le moyen de correction 15 positionné sur le projectile 12 par radiofréquence. Il peut s'agir par exemple d'un moyen de transmission par communication radiofréquence à courte- portée. De manière plus générale, il peut s'agir de tout autre moyen de transmission permettant la transmission d'information entre le moyen de calcul 17 et le moyen de correction 15. La transmission d'information entre le moyen de transmission 18 et le projectile 12 se fait lors de la première phase 33 de la trajectoire pendant laquelle le moyen de correction 15 est apte à communiquer avec le moyen de transmission 18, c'est-à-dire quand le projectile 12 n'est pas encore trop éloigné de son module de lancement 20. Cette configuration présente l'avantage de rassembler toute la puissance de calcul (moyen de mesure 1 6, moyen de calcul 17, moyen de transmission 18) et de la conserver au sol. Autrement dit, une fois le projectile 12 tiré, la puissance de calcul ne part pas avec le projectile 12. Elle est conservée et peut être utilisée de nouveau pour un autre tir.
Débute alors la seconde phase 34 pendant laquelle le moyen de correction 15 est autonome. Autrement dit, dès qu'il entre dans la seconde phase 34 de sa trajectoire, le projectile 12 est trop éloigné du moyen de transmission 18 pour recevoir toute autre information. Comme le moyen de transmission 18 a transmis la séquence de correction(s) au moyen de correction 15 positionné sur le projectile 12, le moyen de correction 15 active alors l'impulseur 13 et le frein aérodynamique 14 selon la séquence transmise pour effectuer les corrections nécessaires de façon à ce que la trajectoire réelle du projectile 12 corresponde à la trajectoire nominale initialement souhaitée.
Le dispositif de correction 1 1 peut comprendre plusieurs impulseurs. Chaque impulseur 13 génère en se déclenchant une poussée latérale calibrée. De manière générale, 4 à 10 impulseurs 13 nécessaires. Ce choix représente un bon compromis entre l'efficacité et la masse embarquée. Le déclenchement d'un impulseur 13 est déterminé selon la séquence de corrections calculée. Le dispositif de détermination de position en roulis 27 du projectile 12 et le chronomètre 26 vont déterminer à quel moment l'unité d'activation 28 va activer l'impulseur 13. Par ailleurs, pour le bon déroulement de la séquence de corrections, il faut s'assurer de la compatibilité entre la vitesse de rotation du projectile 12, le temps de déclenchement et les éventuelles dispersions du déclenchement. Chaque impulseur 13 apporte une correction radiale discrète à la trajectoire du projectile 12.
Le déclenchement du frein aérodynamique 14 est aussi déterminé par la séquence de corrections. Le dispositif de correction peut comprendre plusieurs freins aérodynamiques, mais généralement un seul frein suffit. En effet, le frein aérodynamique 14 apporte une correction axiale discrète à la trajectoire du projectile 12. Il suffit alors de faire en sorte d'avoir une trajectoire dont l'impact serait plus éloigné axialement que souhaité et d'activer une fois le frein aérodynamique 14.
Au final, le projectile 12 suit une trajectoire réelle corrigée 35 dont l'impact correspond à celui de la trajectoire nominale 30. De façon générale, le dispositif de correction 1 1 permet un gain de précision d'environ un facteur 5 à 10. Ce gain de précision est d'une importance capitale puisque le projectile peut être muni d'une tête explosive unitaire et tout gain de précision peut alors se traduire par une réduction des dégâts collatéraux et/ou une amélioration de l'efficacité d'impact de l'arme. Par ailleurs, le dispositif de correction selon l'invention présente de nombreux autres avantages. En effet, il est peu coûteux, indépendant des systèmes de géolocalisation par satellite, modulaire et compatible du matériel déjà existant.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Dispositif de correction (1 1 ) d'une trajectoire réelle d'un projectile (12) destiné à parcourir une trajectoire nominale, comprenant :
• un impulseur (13) positionné sur le projectile (12) et destiné à apporter une correction latérale à la trajectoire réelle du projectile (12),
« un frein aérodynamique (14) positionné sur le projectile (12) et destiné à apporter une correction axiale à la trajectoire réelle du projectile (12),
• un moyen de correction (15) de trajectoire embarqué sur le projectile (12), apte à activer l'impulseur (13) et le frein aérodynamique (14), caractérisé en ce qu'il comprend :
« un moyen de mesure (1 6) de la trajectoire réelle du projectile (12), destiné à déterminer une écartométrie entre la trajectoire réelle et la trajectoire nominale,
• un moyen de calcul (17) destiné à déterminer une séquence d'au moins une correction en fonction de l'écartométhe,
· un moyen de transmission (18) de la séquence du moyen de calcul (17) vers le moyen de correction (15) de trajectoire,
en ce qu'il comprend un bloc modulaire (19) comprenant le moyen de correction (15) de trajectoire et l'impulseur (13), et en ce que le bloc modulaire (19) est positionné entre la tête (21 ) et le propulseur (22)..
2. Dispositif (1 1 ) selon la revendication précédente, le projectile (12) étant lancé à partir d'un module de lancement (20), caractérisé en ce que le module de lancement (20) comprend le moyen de mesure (1 6) de la trajectoire réelle, le moyen de calcul (17) et le moyen de transmission (18).
3. Dispositif (1 1 ) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le frein aérodynamique (14) est positionné sur le propulseur (22).
4. Dispositif (1 1 ) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le bloc modulaire (19) comprend en outre le frein aérodynamique (14).
5. Dispositif (1 1 ) selon l'une des revendications précédentes, le projectile (12) étant lancé à partir d'un module de lancement (20), caractérisé en ce que le moyen de correction (15) comprend :
• une antenne (23) destinée à permettre la communication avec le module de lancement (20),
• un moyen de stockage (24) d'information destiné à enregistrer la séquence d'au moins une correction,
• un moyen de stockage d'énergie électrique (25) destinée à alimenter le moyen de correction (15),
· un chronomètre (26),
• un dispositif de détermination de position (27) en roulis du projectile (12),
• une unité d'activation (28) de l'impulseur (13) et du frein aérodynamique (14).
6. Procédé de correction d'une trajectoire réelle d'un projectile (12) destiné à parcourir une trajectoire nominale, mettant en œuvre un dispositif de correction (1 1 ) selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'il comporte les étapes successives suivantes :
• mesure de la trajectoire réelle du projectile (12) par le moyen de mesure (1 6) et détermination de l'écartométrie entre la trajectoire réelle et la trajectoire nominale (étape 100),
• détermination par le moyen de calcul (17) de la séquence d'au moins une correction en fonction de l'écartométrie (étape 101 ),
• transmission de la séquence du moyen de calcul (17) vers le moyen de correction (15) de trajectoire (étape 102),
• activation par le moyen de correction (15) de l'impulseur (13) et du frein aérodynamique (14) selon la séquence transmise (étape 103).
7. Procédé de correction selon la revendication précédente, la trajectoire réelle du projectile (12) comprenant une première phase (33) pendant laquelle le moyen de correction (15) est apte à communiquer avec le moyen de transmission (18) et une seconde phase (34) pendant laquelle le moyen de correction (15) est autonome, caractérisé en ce que la mesure de la trajectoire réelle du projectile (12) (étape 100), la détermination de la séquence d'au moins une correction (étape 101 ) et la transmission de la séquence vers le moyen de correction (15) (étape 102) se font pendant la première phase (33), et en ce que l'activation de l'impulseur (13) et du frein aérodynamique (14) (étape 103) se fait pendant la seconde phase (34).
8. Procédé de correction selon l'une des revendications 6 ou 7, caractérisé en ce que la correction apportée par l'impulseur (13) est discrète.
9. Procédé de correction selon l'une des revendications 6 à 8, caractérisé en ce que la correction apportée par le frein aérodynamique (14) est discrète.
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