Brevet FR2666786A1 — publié le 19920320

La présente invention concerne des fuselages per- fectionnés d'aéronefs et de missiles et se rapporte plus particulièrement aux missiles guidés. Pendant le vol à tous les angles d'incidence et même aux plus faibles, le flux de vent relatif se sépare sur le côté sous le vent des corps effilés et forme des tourbillons Cet écoulement tourbillonnaire peut être symétrique mais il est généralement asymétrique, ce qui se traduit par la formation d'une force latérale (et d'un moment10 de lacet) en plus de la force normale sur le corps dans le plan de tangage Cette force "hors plan" est indésirable dans les missiles guidés du fait qu'elle complique la commande des évolutions. On a proposé différents moyens pour réduire ou éliminer cette force hors plan, avec un succès limité Une première classe de solutions consiste à modifier la zone du nez, par exemple en le munissant d'ailettes pour fixer les tourbillons et leur développement Un ensemble de deux ailettes de ce type s'est révélé avantageux mais seulement20 en ce qui concerne une orientation en roulis du corps, c'est- à-dire que les ailettes doivent être sensiblement symétriques par rapport au plan de tangage L'utilisation d'une pluralité de corps ou d'ailettes, d'anneaux ou de bandes de transi- tion, disposés autour de là zone du nez, a été discutée25 dans le document de AIAA 72/968 de 1972 intitulé "Occurence and inhibition of large yawing moments during high incidence flight of slender missile configurations" (formation et inhi- bition des moments de lacet importants pendant les configu- rations de vol à incidence élevée de missiles effilés) par30 William H Clark et al Ces solutions n'ont pas été entière- ment satisfaisantes non plus et, de toutes façons, elles entraînent des défauts indésirables en ce qui concerne la trainée. Une autre classe de solutions est "d'étaler" les asymétries, par exemple au moyen d'une partie du nez en rota- tion continue; cette étude, qui est décrite dans le rapport technique de NEAR Inc N O 212 de décembre 1979, intitulé "Active Control of Asymmetric Vortex Effects" (contrôle actif des effets tourbillonnaires asymétriques) par John E Fidler, a le mérite de s'appliquer à toutes les orientations en rou- lis mais ne s'est pas révélée intéressante pour réduire la5 grandeur des forces hors plan. La présente invention vise donc des moyens disposés sur un fuselage tel que celui d'un missile guidé qui réduisent la grandeur des forces hors plan et s'appliquent à toutes les orientations en roulis sans nuire de manière importante en10 ce qui concerne la traînée et autres nuisances. Conformément à la présente invention, un fuselage comporte sur son nez un ensemble de deux ailettes similaires -en un faisceau symétrique dans le sens latéral et monté à rotation autour de l'axe longitudinal du fuselage afin de contrôler l'écoulement tourbillonnaire autour du fuselage lors d'un vol avec incidence. Le fuselage peut comporter un corps de nez monté à rotation libre et porteur des ailettes partant de préfé- rence de l'extrémité avant du nez Le corps de nez peut être un cône, en particulier ogival en projection plane Le corps de nez est de préférence réalisé aussi léger que possible et, à cet effet, il peut être constitué d'une matière plasti- que renforcée par des fibres, par exemple des fibres de car- bone Les ailettes ne doivent se prolonger vers l'arrière25 que sur une distance n'excédant pas un diamètre de fuselage environ et leur "envergure" peut être comprise entre 5 et % du diamètre local du fuselage Les ailettes peuvent effectivement être calées suivant un dièdre, c'est-à-dire que leurs extrémités peuvent présenter un dièdre de 5 à 40 ,30 tandis que le plan effectif de chaque ailette peut être situé dans un plan radial du fuselage ou être décalé par rapport à ce dernier. Les ailettes sont de préférence à arête aiguë et elles peuvent être simplement planes De façon typique, leur projection plane est celle d'un delta à arêtes droites ou d'une ogive. Suivant une variante, pour permettre au corps de nez de tourner librement, on peut prévoir des organes de commande De tels organes de commande peuvent comprendre un détecteur d'attitude et un moteur destiné à faire tour- ner le corps suivant une configuration désirée La présence de tels moyens de commande fournit l'avantage supplémen- taire de pouvoir disposer d'un organe d'entrée de commande, moyennant quoi le corps de nez peut être réglé à un angle tel que la force latérale peut effectivement être engendrée et utilisée pour commander l'attitude et la direction du fuselage. En particulier, pour des fuselages effilés longs, on peut prévoir un ensemble identique additionnel en retrait le long du fuselage, cet ensemble additionnel comprenant deux ailettes similaires disposées symétriquement en posi- tion latérale et à rotation sur le fuselage autour de l'axe longitudinal de ce dernier L'anneau peut être à rotation libre ou bien ilpeut être muni de moyens de commande d'atti- tude comme décrit ci-dessus en ce qui concerne le corps de nez Les ailettes peuvent présenter un dièdre effectif ou bien être simplement planes avec une forme en projection telle que décrite ci-dessus en ce qui concerne les ailettes de nez. L'invention convient particulièrement pour son application aux fuselages de missiles guidés devant évoluer dans des conditions subsoniques>à haute maniabilité Elle peut cependant être intéressante aux vitesses supersoniques et même conférer des avantages considérables sur certains fuselages d'avions. D'autres caractéristiques et avantages de l'inven- tion ressortiront mieux de la description qui va suivre, faite en regard des dessins annexés sur lesquels: la figure 1 représente une vue en perspective de la partie avant d'un missile guidé, la figure 2 représente une vue de face en élévation du missile illustré sur la figure 1, la figure 3 représente un schéma d'un cône de nez de missile avec des moyens de commande, la figure 4 représente une vue schématique d'une portion d'un fuselage de missile muni d'un ensemble addi- tionnel, la figure 5 représente un graphique de la variation de la force latérale avec l'incidence, la figure 6 représente un graphique de la variation de la force latérale avec le roulis à une incidence donnée, et la figure 7 représente un graphique de la variation de la force latérale avec la rotation du nez à une inci- dence donnée. Le missile guidé représenté sur les figures 1 et 2 comporte un fuselage 10 muni d'un cône de nez 11 à rota- tion libre autour de son axe longitudinal Le cône de nez porte un ensemble de deux ailettes semblables 12 à arête aiguë, ayant comme point de départ le point d'attaque du nez et disposées selon un faisceau présentant un angle de dièdre Y Lors du vol d'un tel missile, le cône de nez 11 forme girouette de sorte que les ailettes 12 sont symétri- ques par rapport à la composante instantanée de vitesse d'écoulement transversal de l'air, c'est-à-dire 1 = moyennant quoi des tourbillons semblables et disposés symétriquement sont formées par lesdites ailettes. Selon un exemple particulier de l-'invention, le cône de nez 11 présente une longueur de 100 % du diamètre maximum du missile et porte des ailettes 12 ayant une envergure de % du diamètre local du missile et un dièdre V = 20 . Le fuselage de missile illustré sur la figure 3 comporte un cône de nez 30 portant des ailettes 31, selon une disposition semblable à celle décrite en regard des figures 1 et 2, sauf que le cône de nez 30 n'est pas monté à rotation libre autour du fuselage Une unité de contrôle comprenant un détecteur d'attitude et un ensemble de commande 32 ainsi qu'un moteur 33 est associée au cône en relation de mouvement. L'unité de contrôle est typiquement destinée à entrer en jeu lorsque l'angle d'incidence du fuselage est supérieur à l'angle inscrit du cône de nez, c'est-à-dire lorsque des champs d'écoulement tourbillonnaires sont engendrés, et il présente deux modes de fonctionnement. Le premier mode est de faire tourner le cône de nez 30 selon une configuration telle ( 1 = 62) que toute force latérale indésirable et tout moment de lacet formé par un déséquili- bre de champ tourbillonnaire sont contrebalancés et atténuis. L'autre mode est de régler le cône de nez 30 à une configu- ration telle ( + 2) qu'un déséquilibre tourbillonnaire et par conséquent une force latérale et un moment de lacet soient engendrés. La portion de fuselage de missile illustrée sur la figure 4 est dirigée vers l'arrière d'un corps particu- lièrement effilé et elle comprend un ensemble additionnel de contrôle de tourbillon Cet ensemble comprend un man- chon 41 portant des ailettes 42 et pouvant tourner autour de portées 43 autour du fuselage Les ailettes 42 sont mon- tées sous forme d'une paire symétrique et avec un dièdre par rapport au fuselage. Lorsque le missile est en fonctionnement à un angle d'incidence tel que des tourbillons sont formés autour du fuselage, l'ensemble additionnel 40 tourne suivant une con- figuration symétrique par rapport à la composante de vitesse d'écoulement transversal' de l'air et fixe les tourbillons autour de cette dernière en les maintenant symétriques. Les figures 5, 6 et 7 sont relatives à des essais en soufflerie sur un modèle cylindro-conique comportant un nez conique de demi-angle au sommet de 10 , relié au diamètre du corps par un profil en arc circulaire La lon- gueur du nez est de 3,33 calibres (le calibre étant le dia- mètre du corps cylindrique pris comme unité) et la longueur totale du modèle est de 7,625 calibres Les essais sont -réalisés à Mach 0,3 et à la pression atmosphérique, donnant un nombre de Reynolds basé sur le diamètre du cylindre du 6 modèle ( 0,297 m) de 2 x 10 Une partie du nez du corps de 1,04 calibre de longueur est libre en rotation sur un arbre et le nez est muni d'une ailette d'angle d'ouverture totale de 400 (en projection plane), avec une emplanture de 0,81 calibre et un angle de dièdre de 20 de chaque côté. On a trouvé pendant les essais que la partie de nez du modèle formait girouette selon une attitude symétriaue par rapport au plan d'écoulement transversal, quelle que soit l'orientation en roulis du corps, comme prévu. La figure 5 établit une comparaison de la force latérale obtenue sur le corps sans ailettes Sur le corps avec ailettes, l'angle d'incidence auquel la force latérale commence à se développer est augmenté, et la grandeur de la force latérale développée par la suite est réduite pour la gamme d'incidences couverte allant jusqu'à 38 . La figure 6 montre la variation de la force laté- rale avec l'angle de roulis pour un angle d'incidence de 36 Sur le corps sans ailettes, il intervient des inversions rapides du signe de la force latérale avec le roulis du corps, tandis que sur le corps avec ailettes, la force latérale reste à un niveau faible et est pratiquement uniforme.20 La figure 7 montre le potentiel d'un nez à ailettes en tant que dispositif de commande, et qui peut être entraîné à un angle de roulis désiré par rapport au corps principal. Pour le corps à un angle d'incidence de 360 (et maintenu à une attitude fixe en roulis), le fait de commander la portion de nez sur un angle de roulis de + 20 par rapport au corps donne une faible variation de la force latérale à partir d'un niveau positif d'un côté vers un niveau négatif sur l'autre côté. Selon une variante de forme de réalisation de l'invention, on peut ajouter aux ailettes une ailette auxi- liaire d'envergure et de surface supérieures à celles de chaque ailette et disposées selon un faisceau sans dièdre, c'est-à- dire sur le côté opposé de l'élément porteur d'ai- lettes que ce soit un anneau ou un corps de nez, etc -35 par rapport aux ailettes auxiliaires. REVENDICATIONS 1 Fuselage d'aéronef, en particulier de missile, caractérisé par le fait qu'il comprend un ensemble de deux ailettes similaires ( 12,31) selon un faisceau symétrique latéralement sur le nez dudit missile et disposé en rotation autour de l'axe longitudinal du fuselage afin de contrôler l'écoulement tourbillonnaire autour du fuselage lors d'un vol avec incidence. 2 Fuselage selon la revendication 1, caractérisé par le fait qu'il comprend un ensemble additionnel situé vers l'arrière, ledit ensemble additionnel comprenant deux ailettes similaires selon un faisceau symétrique latérale- ment et pouvant tourner sur le fuselage autour de l'axe longitudinal de ce dernier. 3 Fuselage selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé par le fait qu'il comprend des moyens de commande ( 32, 33) pour la commande de configuration des ailettes ( 12,31,42).