Brevet FR2846081A1 — publié le 20040423

La présente invention concerne notamment le domaine des dispositions pour le guidage ou le pilotage des projectiles autopropulsés ou non ou des missiles et concerne un procédé, ainsi qu'un dispositif associé, de pilotage d'un projectile tel, par exemple, qu'un obus, une balle ou un missile. Le pilotage d'un engin volant dans l'atmosphère peut notamment être effectué par le déploiement de surfaces portantes ou par le fonctionnement d'un dispositif pyrotechnique, par exemple. L'inconvénient principal des surfaces portantes se situe au niveau de leur déploiement qui nécessite des efforts importants, d'autant plus important que la 10 vitesse de l'engin l'est aussi, et une résistance du dispositif à de très fortes pressions rencontrées à vitesses supersoniques. En outre, ce type de pilotage nécessite un temps long de réaction qui peut être un inconvénient majeur si l'engin est stabilisé par rotation. Le principal inconvénient du pilotage d'un engin volant par le fonctionnement 15 d'un dispositif pyrotechnique est qu'il ne peut fonctionner qu'une seule fois. Le but de l'invention est de résoudre ces inconvénients en proposant un procédé de pilotage d'un projectile hypervéloce, c'est-à-dire dont la vitesse est supérieure à la vitesse du son, ne présentant aucune pièce en mouvement et pouvant être mis en oeuvre autant de fois que nécessaire. La solution apportée est un procédé de pilotage d'un projectile hypervéloce, tel, par exemple, qu'un obus, une balle ou un missile, comportant un nez, généralement en forme de cône, présentant une extrémité plus ou moins pointue et caractérisé en ce qu'il consiste à procéder à une décharge plasma à proximité de ladite extrémité et sur un secteur limité de la surface externe du nez. Selon une caractéristique particulière l'invention concerne un procédé pour dévier selon une direction Y un projectile hypervéloce, tel, par exemple, qu'un obus, une balle ou un missile, comportant un nez, généralement en forme de cône, présentant une extrémité plus ou moins pointue, caractérisé en ce qu'il consiste à procéder à une décharge plasma à proximité de ladite extrémité, sur un secteur 30 limité de la surface externe du nez et du côté de la direction Y. L'invention concerne aussi un dispositif de pilotage d'un projectile hypervéloce, tel, par exemple, qu'un obus, une balle ou un missile, comportant un nez, généralement en forme de cône, présentant une extrémité plus ou moins pointue et caractérisé en ce qu'il comporte des moyens aptes à émettre une décharge plasma à proximité de ladite extrémité et sur un secteur limité de la surface externe du nez. Selon une caractéristique particulière, les moyens aptes à émettre une décharge plasma comportent un éclateur déclenché, deux électrodes et un générateur de haute tension. Selon une autre caractéristique, lesdits moyens comportent au moins un couple d'électrodes. En effet, lesdits moyens comportent au moins un couple d'électrodes si le projectile est en rotation ou plusieurs couples d'électrodes s'il n'est pas en rotation. D'autres avantages et caractéristiques apparaîtront dans la description de modes particuliers de réalisation de l'invention au regard des figures annexées parmi lesquelles: - la figure 1 montre un schéma des ondes de choc engendrées par un projectile supersonique, - La figure 2 montre le résultat d'une simulation numérique du même engin évoluant dans les mêmes conditions de vol supersonique que précédemment auquel est appliquée une décharge plasma, - La figure 3 montre la dissymétrie de la distribution de la masse volumique de l'air environnant sur la moitié de la surface du projectile et dans le plan de symétrie 20 de l'écoulement pour l'exemple choisi. - la figure 4 présente un schéma d'un dispositif selon un mode de réalisation de l'invention, - la figure 5 montre un exemple d'implantation de quatre couples d'électrodes disposées à ir/2 Radians les uns des autres. Dans le cas d'un engin hypervéloce, une onde de choc se produit à l'amont de son nez. Lorsque l'engin vole sur une trajectoire rectiligne les pressions réparties sur sa surface sont équilibrées et l'onde de choc présente des symétries suivant la forme de l'engin. Dans le cas d'un projectile constitué d'un nez conique, l'onde est attachée à la pointe du cône et de forme conique. La figure 1 présente le résultat d'une simulation numérique d'un engin volant à une vitesse supersonique dans le sens de la flèche. Elle montre intégralement un engin 1 et la moitié de deux autres surfaces 2 et 3. L'engin comporte une partie avant 4 conique et une partie arrière 5 cylindrique. Lesdites surfaces 2 et 3 caractérisent une pression constante dans l'écoulement. La surface 2 attachée à la 35 pointe de l'engin représente la surface de l'onde de choc conique tandis que la surface 3 attachée à la discontinuité de la surface de l'engin (jonction cône-cylindre) caractérise une onde de détente. L'invention appliquée à un tel projectile consiste à déséquilibrer l'écoulement 5 autour du nez de l'engin en produisant une décharge plasma vers l'extrémité du nez au plus près de la pointe, afin de réaliser une mise en incidence de l'engin. Cette décharge plasma réalisée sur un secteur angulaire limité modifie la couche limite qui entoure la surface de l'engin. L'objectif consiste donc à produire une décharge telle que le déséquilibre des grandeurs thermodynamiques soit assez important pour 10 provoquer la déviation de l'engin par rapport à sa trajectoire rectiligne. L'absence de pièces en mouvement et la répétitivité des décharges constituent les principaux avantages de cette technique. En effet, le contrôle de l'engin sur sa trajectoire peut être réalisé par des décharges répétitives actionnées à la demande en fonction de la trajectoire désirée. La figure 2 montre le résultat d'une simulation numérique du même engin évoluant dans les mêmes conditions de vol supersonique que précédemment auquel est appliquée une décharge plasma près de la pointe. Chacune des deux surfaces 7, 3 qui y est représentée, caractérise une pression constante dans l'écoulement. On constate qu'à la pointe de l'engin 1, l'onde de choc 7 est déviée sous 20 l'action de la décharge plasma 6. La figure 3 montre la dissymétrie de la distribution de la masse volumique de l'air environnant sur la moitié de la surface du projectile et dans le plan de symétrie de l'écoulement pour l'exemple choisi. Cette masse volumique est sensiblement constante et égale à 1 kg/m3 entre les points A et B situés à l'opposé de la décharge 25 plasma 6 et en aval, par rapport à la direction Z du projectile, de la décharge plasma (zone C) , tandis qu'elle est très faible ( de l'ordre de 2,710-2kg/m3) au niveau de la peau E du projectile en amont de la décharge plasma 6. Par contre elle est maximale, de l'ordre de 3kg/m', au point D au niveau de la décharge plasma 6. La figure 4 présente un schéma d'une partie d'un dispositif selon un mode de 30 réalisation de l'invention. Cette partie comporte un nez 4 en forme de cône d'un projectile hypervéloce. A proximité de l'extrémité du nez, est représentée une décharge plasma 6. Pour dévier le projectile selon une direction Y qui lui est perpendiculaire, il est procédé à une décharge plasma 6 sur un secteur limité 8 de la surface externe du 35 nez et du côté de la direction Y. La figure 5 montre un exemple d'implantation de quatre couples d'électrodes disposés à n12 Radians les uns des autres et à proximité de l'extrémité du nez du projectile. Ces électrodes sont reliées à un circuit apte à générer une énergie entre les électrodes composant lesdits couples qui est suffisante à l'amorçage du plasma. 5 Ce circuit comporte un dispositif de commande 12, un déclencheur multiplicateur répartiteur de tension 11. Ainsi, le dispositif de commande 12 commande via le déclencheur multiplicateur répartiteur 11 d'une part la génération de la différence de tension adéquate et d'autre part la délivrance de la tension générée au(x) couple(s) 10 correspondant à la direction de déviation voulue. La traînée de l'engin, la force et le moment de pilotage peuvent être déterminés par le calcul. Même dans le cas o les efforts seraient faibles, ce dispositif est intéressant car en agissant près de la pointe de l'engin, une petite dissymétrie de l'écoulement déstabilise le projectile et permet son pilotage. L'utilisation du même 15 dispositif, ou d'un autre dispositif selon l'invention placé à un autre endroit sur le projectile, peut servir à stabiliser à nouveau le projectile sur sa trajectoire. Par ailleurs ce dispositif peut être associé à des moyens permettant son contrôle, tel, par exemple, un système GPS, un système du type autodirecteur, un système de commande à distance, ou tout autre système permettant de connaître la 20 position en roulis de l'engin. A titre d'exemple, pour un projectile de calibre 20 mm volant au ras du sol dans des conditions normales à une vitesse correspondant à un nombre de Mach de 3,2 et dont l'avant est constitué d'un cône de 200 d'angle au sommet et d'une partie cylindrique ne comportant pas de surface portante, une décharge de plasma, dont la 25 température est d'environ 15000K, est réalisée sur une surface de 9 mm2 à proximité de la pointe du projectile ce qui nécessite une quantité de mouvement correspondant à un débit massique d'une substance explosible d'environ 15 10 4 kg/s correspondant à une puissance d'environ 3 kVA. La durée de la décharge comprise entre 2 et 4 ms correspondant à une énergie électrique de l'ordre d'une dizaine de Joules. L'intensité de la décharge peut être modulée en agissant sur les paramètres thermodynamiques tels que la température dans la décharge et la quantité de mouvement associée. Le plasma est généré par décharge(s) à haute tension. Cette (ces) décharge(s) est (sont) obtenue(s) par un déclencheur multiplicateur de tension, qui, à partir d'un signal électrique ou optique de faible niveau, délivre une énergie suffisante à l'amorçage du plasma. La conception permet d'optimiser l'énergie électrique stockée avant le déclenchement et l'impulsion de tension appropriée aux conditions de la décharge plasma. L'incidence sur les effets aérodynamiques est intéressante. Les effets aérodynamiques sont d'abord évalués par la simulation numérique dans le cas du projectile non piloté évoluant sur une trajectoire rectiligne à incidence nulle. Les coefficients aérodynamiques sont calculés uniquement pour l'avant corps du projectile, le sillage n'étant donc pas pris en compte: Le coefficient de traînée vaut Cx = 0,1157. Le coefficient de portance Cz et le coefficient de moment Cm calculé à la pointe du projectile sont bien évidemment nuis. Les coefficients aérodynamiques sont maintenant déterminés pour le projectile évoluant sur la trajectoire rectiligne à incidence nulle et piloté par une 15 décharge plasma modélisée dans les conditions énoncées auparavant: Le coefficient de traînée vaut Cx = 0,0949. Le coefficient de portance vaut Cz = 0,0268 ce qui correspond à une force de 6 N orientée dans la direction d'action de la décharge. Le coefficient de moment calculé à la pointe du projectile vaut Cm = -0,0356 ce qui correspond à un moment de 0, 1609 mN orienté de manière à 20 accompagner les effets de la force de portance. L'analyse des résultats de cette simulation montre Une réduction de la traînée du projectile lors de la décharge plasma d'environ 18 % ce qui est très important; que la force de pilotage agit dans la direction de la décharge; que le moment de tangage contribue d'une façon bénéfique à la force de pilotage pour rendre le projectile manoeuvrant. Bien évidemment de nombreuses modifications peuvent être réalisées sans sortir du cadre de l'invention. Ainsi, la forme du nez peut être quelconque et pas forcément de révolu. REVENDICATIONS 1 Procédé pour dévier selon une direction Y un projectile hypervéloce, tel, par exemple, qu'un obus, une balle ou un missile, comportant un nez, généralement en 5 forme de cône présentant une extrémité plus ou moins pointue, caractérisé en ce qu'il consiste à procéder à une décharge plasma sur un secteur limité de la surface externe du nez et du côté de la direction Y. 2 Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il consiste à procéder à une décharge plasma à proximité de ladite extrémité, sur un secteur limité de la 10 surface externe du nez et du côté de la direction Y. 3 Procédé de pilotage d'un projectile hypervéloce, tel, par exemple, qu'un obus, une balle ou un missile, comportant un nez, généralement en forme de cône, présentant une extrémité plus ou moins pointue et caractérisé en ce qu'il consiste à procéder, pour chaque modification de la trajectoire du projectile, à des décharges 15 plasma à proximité de ladite extrémité et sur un secteur limité de la surface externe du nez. 4 Procédé de pilotage selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il consiste à procéder, pour chaque modification de la trajectoire du projectile, à des décharges plasma à proximité de ladite extrémité et sur un secteur limité de la surface externe 20 du nez. Dispositif de pilotage d'un projectile hypervéloce, tel, par exemple, qu'un obus, une balle ou un missile, comportant un nez, généralement en forme de cône présentant une extrémité plus ou moins pointue et caractérisé en ce qu'il comporte des moyens aptes à émettre une décharge plasma à proximité de ladite extrémité et 25 sur un secteur limité de la surface externe du nez. 6. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que les moyens aptes à émettre une décharge plasma comportent un éclateur déclenché, deux électrodes et un générateur de haute tension. 7. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 5 et 6, caractérisé en 30 ce que lesdits moyens comportent au moins un couple d'électrodes.