Brevet FR2935477A1 — publié le 20100305

Arrière-plan de l'invention 1. Domaine de l'invention La présente invention concerne des dispositifs de séparation pour missiles, et plus particulièrement un dispositif qui sépare un système de propulsion d'un missile. 10 2. Description de l'état de la technique antérieure Un missile est fabriqué afin d'être séparé en plusieurs étages pour un vol efficace en direction d'un point désigné. On a développé toute une variété de dispositifs de séparation pour séparer les étages du missile. 15 En particulier, un système de missile avec un lanceur exige une séparation d'un système d'accouplement destiné à relier le missile quand le missile est éjecté dans sa direction de lancement. Les mécanismes de séparation typiques utilisés de façon commune 20 incluent un mécanisme dans lequel deux étages d'un missile sont couplés par des boulons et des explosifs montés dans les boulons sont amenés à exploser à un instant préétabli, pour rompre ainsi les boulons en vue de la séparation (brevets US 4,648,321 ou 5,400,713), des boulons explosifs adaptés pour la découpe de bandes (brevet 25 US 4,719,858), et similaires. De tels dispositifs pyrotechniques explosifs sont bien connus comme exécutant de façon opportune la séparation des étages du missile lors de l'opération de lancement d'un missile. 30 Cependant, il peut se produire un impact considérable lors de l'opération de découpe et par conséquent une charge d'impact élevée pourrait être appliquée aux composants à proximité du dispositif pyrotechniques, et c'est pourquoi il existe une probabilité de provoquer des problèmes vitaux dans des composants de précision ou des 35 systèmes optiques. À titre d'exemple, un écran contre les interférences5 électromagnétiques est exigé pour empêcher la détonation d'une arme qui serait due aux ondes électromagnétiques générées au moment de l'explosion. Également, même si le dispositif pyrotechnique est très fiable, il est difficile d'exécuter un test électrique d'un système dans lequel le dispositif pyrotechnique est installé, en raison du danger des signaux électriques ou électromagnétiques qui pourraient amener le dispositif pyrotechnique se déclencher. Ensuite, afin de recevoir la puissance requise pour la détonation du dispositif pyrotechnique, il pourrait se produire une surcharge dans une batterie, ou bien on devrait augmenter la capacité de la batterie. En outre, on recherche une solution technique pour protéger suffisamment les dispositifs pyrotechniques vis-à-vis d'un environnement aisément corrosif, par exemple vis-à-vis de l'humidité. Afin de surmonter ces inconvénients, on a proposé divers schémas ou divers dispositifs, y compris un procédé utilisant un générateur de gaz (brevet US 4,171,663 ou 5,253,587), une structure à parallélogramme (brevet US 4,291,931), un dispositif utilisant un fil ou un film métallique à titre de fusible électrique (brevet US 5,046,426), un dispositif utilisant un mécanisme chauffant et un câble complexe (brevet US 6,439,122) et similaires. Cependant, de tels schémas et de tels dispositifs devraient être réalisés avec un équipement séparé, et cela même augmente l'aire de section minimum d'un missile, avec pour résultat la génération d'une traînée, provoquant une dégradation des performances d'un missile ou une augmentation des coûts de fabrication. En outre, un système utilisant un fil ou un film métallique devrait être configuré de telle façon que tous les fils et tous les films métalliques soient connectés à un circuit électrique, respectivement, ce qui rend la structure compliquée, en abaissant ainsi la productivité et la fiabilité du système. Brève description de l'invention Afin de surmonter les inconvénients, un objectif de la présente invention est de proposer un mécanisme de déblocage (séparation) capable d'assurer une conception simplifiée et un assemblage aisé d'un missile, et améliorant les performances du missile en minimisant le nombre d'éléments additionnels pour séparer le missile. Un autre objectif de la présente invention est de proposer un procédé efficace capable de surmonter les inconvénients qui peuvent probablement se produire lors de l'utilisation du dispositif pyrotechnique de la technique concernée, et d'abaisser les coûts de fabrication en adaptant un mécanisme de déblocage (séparation). Un autre objectif de la présente invention est de permettre d'appliquer un tel mécanisme de déblocage à des dispositifs de séparation et d'accouplement de divers systèmes, en addition aux missiles de recherche et aux missiles d'attaque. Pour atteindre ces avantages, ainsi que d'autres, et en accord avec les buts de la présente invention, comme incorporée et largement décrite ici, on propose un dispositif de déblocage (séparation) pour un système de propulsion d'un missile, qui inclut : une unité de blocage configurée pour fixer un système de propulsion sur un missile ; un cordon disposé de manière à croiser une portion postérieure du système de propulsion afin d'être rompu par la chaleur du système de propulsion ; et une unité de déblocage configurée pour débloquer le missile par le cordon rompu. Dans un aspect de la présente invention, l'unité de blocage et l'unité de déblocage sont formées en tant que paires sur les deux côtés du système de propulsion, et chaque unité de déblocage est reliée par le cordon. Dans un aspect de la présente invention, l'unité de blocage inclut un cadre de fixation de missile formé à une portion postérieure du missile, un cadre de fixation de système de propulsion formé sur le système de propulsion, une goupille de fixation configurée pour coupler le cadre de fixation de missile sur le cadre de fixation de système de propulsion, et un premier ressort supporté entre le missile et le système de propulsion, et disposer pour appliquer une force élastique dans une direction pour débloquer le système de propulsion. Selon un aspect de la présente invention, la goupille de fixation est disposée de façon à être perpendiculaire au cordon. Selon un aspect de la présente invention, le cadre de fixation de missile et le cadre de fixation de système de propulsion sont configurés pour se chevaucher mutuellement, et des trous de goupille, dans lesquels est introduite la goupille de fixation, sont formés respectivement dans les tronçons correspondants en chevauchement entre le cadre de fixation de missile et le cadre de fixation de système de propulsion. Selon un aspect de la présente invention, les trous de goupille sont configurés comme des trous allongés qui s'étendent dans une direction dans laquelle est disposé le cordon. Selon un aspect de la présente invention, le cordon est formé en métal ou en matière plastique ayant un point de fusion aussi élevé qu'il est capable d'être amené en fusion par la chaleur du système de propulsion. Selon un aspect de la présente invention, l'unité de déblocage inclut un verrou de libération ayant un côté relié au cordon, et installé de manière à se déplacer par rapport au missile, de sorte que la goupille de fixation va coulisser hors des trous de goupille quand le cordon est rompu, et un second ressort supporté entre le missile et le verrou de libération, et configuré pour appliquer une force élastique au verrou de libération dans la direction pour séparer la goupille de fixation. Selon un aspect de la présente invention, un arbre de rotation du verrou de libération est configuré pour être perpendiculaire au cordon et à la goupille de fixation, respectivement. Selon un aspect de la présente invention, la goupille de fixation présente un corps de goupille et une portion de tête ayant un diamètre supérieur à celui du corps de goupille, et des rainures de clavette pour restreindre la goupille de fixation dans une direction de déplacement du verrou de libération sont formées dans le corps de goupille. Dans un aspect de la présente invention, le verrou de libération comprend un trou ouvert, formé sous la forme d'un "c", de manière à être engagé avec les rainures de clavette de la goupille de fixation. Brève description des dessins La figure 1 est une vue en perspective d'un état accouplé entre un missile et un système de propulsion en accord avec la présente 15 invention ; la figure 2 est une vue agrandie d'une partie A de la figure 1 la figure 3 est une vue désassemblée d'une unité de blocage pour fixer le missile et le système de propulsion l'un à l'autre la figure 4 est une vue en perspective qui montre uniquement une unité 20 de déblocage en accord avec la présente invention ; les figures 5A à 5C sont des vues montrant plusieurs états du fonctionnement de l'unité de déblocage, en accord avec la présente invention ; et les figures 6A et 6B sont des vues montrant plusieurs états du 25 fonctionnement après rupture d'un ressort et pendant la séparation du système de propulsion, en accord avec la présente invention. Description détaillée de l'invention 30 Dans ce qui suit, on va donner en détail une description d'un dispositif de séparation de missile selon la présente invention, en se référant aux dessins ci-joints.10 La figure 1 est une vue en perspective d'un état accouplé entre un missile et un système de propulsion selon la présente invention, et la figure 2 est une vue agrandie de la partie A de la figure 1. Comme montré dans la figure 1, un missile 10 est couplé à un système de propulsion 20 pour fournir une puissance pour le vol du missile, et destiné à être séparé à un moment donné. Le système de propulsion 20 sert à éjecter un missile depuis un lanceur, comme un tube de lancement ou une plate-forme de lancement, ou bien à séparer des étages d'un missile à étages multiples. Quand le missile 10 est séparé du système de propulsion 20, un organe de propulsion principal monté dans le missile 10 est mis en fonctionnement de façon à propulser le missile 10 vers sa cible. Des ensembles 30, qui incluent une unité de blocage pour fixer le système de propulsion 20 sur le missile 10 et une unité de déblocage pour débloquer le missile, sont couplés sur les deux côtés du système de propulsion 20 par un cordon 31. Le cordon 31 croise une portion postérieure du système de propulsion 20 de manière à être rompu par la chaleur du système de propulsion 20. Le cordon 31 peut être formé en métal ou en matière plastique ayant un point de fusion aussi élevé qu'il est capable d'être mis en fusion par la chaleur du système de propulsion 20. Le cordon 31 peut aussi être configuré sous la forme d'un câble, d'un ruban, ou de toute autre forme dont une certaine partie est plus mince. Quand le cordon 31 est mis en fusion par la chaleur du système de propulsion 20, l'unité de déblocage est actionnée, de telle façon que le système de propulsion 20 soit séparé du missile 10. La figure 3 montre une vue désassemblée de l'unité de blocage destinée à fixer le missile et le système de propulsion l'un à l'autre. L'unité de blocage est configurée sous la forme d'une paire, des deux côtés du système de propulsion 20. Chaque unité de blocage 40 peut inclure un cadre de fixation de missile 11 formé à une portion postérieure du missile 10, un cadre de fixation de système de propulsion 21 formé sur le système de propulsion 20, une goupille de fixation 41 pour coupler le cadre de fixation de missile 11 sur le cadre de fixation de système de propulsion 21, et un premier ressort 22 supporté entre le missile 10 et le système de propulsion 20, et disposé de manière à appliquer une force élastique dans une direction pour séparer le système de propulsion 20. Le cadre de fixation de missile 11 et le cadre de fixation de système de propulsion 21 sont configurés pour se chevaucher mutuellement. Des trous de goupille 1la et 21a, dans lesquels la goupille de fixation 41 est introduite, sont formés respectivement au niveau des tronçons correspondants en chevauchement entre le cadre de fixation de missile 11 et le cadre de fixation de système de propulsion 21. La goupille de fixation 41 comprend un corps de goupille 41a et une portion de tête 41b qui présente un diamètre supérieur à celui du corps de goupille 4-1a. Le corps de goupille 41a est introduit dans le trou de goupille 21a du cadre de fixation de système de propulsion 21 et le trou de goupille 1 la du cadre de fixation de missile 11, de manière à restreindre le système de propulsion 20. La goupille de fixation 41 peut être disposée approximativement perpendiculaire au cordon 31. De même, la goupille de fixation 41 est mise en rotation par un verrou de libération 51, qui sera expliqué plus loin, pour libérer l'accouplement entre le cadre de fixation de missile 11 et le cadre de fixation de système de propulsion 21. Comme montré dans la figure 3, les trous de goupille 1 la et 21a sont configurés comme des trous allongés qui s'étendent dans une direction dans laquelle le cordon 31 est disposé, de manière à ne pas interférer avec le mouvement de la goupille de fixation 41. Le premier ressort 22 est mis sous contrainte quand le cadre de fixation de missile 11 et le cadre de fixation de système de propulsion 21 sont couplés par la goupille de fixation 41. Ensuite, quand la goupille de fixation 41 est séparée (en coulissant vers l'extérieur), le premier ressort 22 applique une force élastique au cadre de fixation de système de propulsion 21 dans une direction destinée à séparer le système de propulsion 20. Comme montré dans la figure 3, le premier ressort 22 est configuré, par exemple, comme un ressort de compression. Ici, le premier ressort 22 peut être réalisé sous des formes variées, comme un ressort de tension, un ressort à lame, etc., pour appliquer une force élastique dans la même direction. La figure 4 est une vue en perspective qui montre seulement l'unité de déblocage selon la présente invention. Comme montré dans la figure 4, l'unité de déblocage 50 peut inclure un verrou de libération 51 ayant un côté relié au cordon 31 et un second ressort 52 pour appliquer une force élastique au verrou de libération 51. Le verrou de libération 51 est installé de manière à se déplacer par rapport au missile 10, de manière à séparer la goupille de fixation 41 hors des trous de goupille 1la et 21a quand le cordon 31 est rompu. Un arbre de rotation du verrou de libération 51 peut être configuré perpendiculaire au cordon 31 et à la goupille de fixation 41, respectivement. Le second ressort 52 est supporté entre le missile 10 et le verrou de libération 51, et il est installé de manière à appliquer une force élastique au verrou de libération 51 dans une direction pour séparer la goupille de fixation 41. Comme montré dans la figure 4, le second ressort 52 est configuré à titre d'exemple comme un ressort de traction. Ici, le second ressort 52 peut être réalisé sous diverses formes, comme un ressort de traction, un ressort à lame, etc., pour appliquer une force élastique dans la même direction. Cependant, en se référant à nouveau à la figure 3, des rainures de clavette 42 peuvent être ménagées dans le corps de goupille 41a, de telle façon que la goupille de fixation 41 peut être restreinte dans une direction de déplacement du verrou de libération 51. Comme montré dans la figure 4, le verrou de libération 51 peut comporter un trou ouvert 51a, en forme de "c", de manière à s'engager avec les rainures de clavette 42 de la goupille de fixation 41. Ainsi, la goupille de fixation 41 ne pourra pas éventuellement coulisser hors des trous de clavette 11 a et 21a du cadre de fixation de missile 11 et du cadre de fixation du système de propulsion 21 lorsqu'on manipule le missile 10. Les figures 5A à 5C sont des vues qui montrent des états de fonctionnement de l'unité de déblocage selon la présente invention. Comme montré dans la figure 5A, pendant la suspension du missile 10, le cordon 31 et le second ressort 52 conservent leur équilibre de forces. Ainsi, la goupille de fixation 41 maintient l'état accouplé entre le cadre de fixation de missile 11 et le cadre de fixation de système de propulsion 21. Comme montré dans les figures 5B et 5C, quand le cordon 31 est rompu par la chaleur du système de propulsion 20, le verrou de libération 51 est déplacé uniquement par la force élastique du second ressort 52, de manière à appliquer une force vers la goupille de fixation 41 pour la faire coulisser vers l'extérieur. Pendant ce processus, la goupille de fixation 41 peut être déplacée en coulissement vers l'extérieur, et les trous de goupille 11 a et 21a, configurés sous forme de trous allongés, assistent la séparation de la goupille de fixation 41. En variante, une portion du verrou de libération 51 qui vient en contact avec la portion de tête 41b de la goupille de fixation 41 peut être formée sous forme circulaire, de façon à permettre de soulever la goupille de fixation 41 de façon rectiligne le long de sa direction d'accouplement. Les figures 6A et 6B sont des vues qui montrent des états fonctionnels après la rupture du cordon et pendant la séparation du système de propulsion, selon la présente invention. Quand le cordon 31 est rompu par la chaleur du système de propulsion 20, les verrous de libération 51 sur les deux côtés sont déplacés par la force élastique du second ressort 52, de façon à séparer la goupille de fixation 41 hors des trous de goupille l l a et 21a. Après la sortie de la goupille de fixation 41, le cadre de fixation de système de propulsion 12 est désassemblé vis-à-vis du cadre de fixation de missile 11, et le système de propulsion 20 est alors séparé vis-à-vis du missile 10 par la force élastique du premier ressort 22.35 Comme mentionné ci-dessus, le dispositif de séparation de missile selon la présente invention est capable de libérer un système de propulsion bloqué en utilisant un cordon qui est rompu par la chaleur du système de propulsion, grâce à quoi le nombre de composants additionnels d'un système de déblocage peut être réduit autant que possible, ce qui simplifie la configuration de l'appareil, en garantissant ainsi une amélioration des performances du missile, un assemblage aisé du missile, et une réduction des coûts de fabrication. Dans un autre aspect, à la différence d'un dispositif pyrotechnique utilisé dans un appareil de déblocage de la technique apparentée, le système de propulsion est débloqué par sa propre chaleur. Ainsi, il n'est pas possible de provoquer un problème dû à un environnement fonctionnel, comme l'éventualité de l'apparition d'un choc important pendant le fonctionnement, et on peut également réduire dès l'origine les coûts de fabrication séparée. De plus, à la différence de l'utilisation d'un moteur séparé pour générer une force de séparation dans les dispositifs de déblocage existants, le dispositif de déblocage pour le système de propulsion de missile selon la présente invention peut utiliser le système de propulsion existant pour son déclenchement, et il peut par conséquent générer une force de séparation en utilisant un mécanisme mécanique, avec pour résultat une réduction des coûts et une augmentation de l'efficacité. Un tel dispositif de déblocage pour le système de propulsion de missile peut être appliqué à des dispositifs de séparation et des dispositifs d'accouplement de divers systèmes, en plus des missiles de recherche et des missiles d'attaque. Comme mentionné ci-dessus, le dispositif de séparation de missile selon la présente invention a été décrit en se référant aux dessins ci-joints. Cependant, l'invention peut ne pas être limitée aux modes de réalisation préférés et à ces dessins. Ainsi, au moins un ou plusieurs des modes de réalisation préférés pourront être combinés, et des variantes et des modifications pourront être dérivées par les hommes de métier dans la portée de la présente invention. Revendications1. Dispositif de séparation de missile, caractérisé en ce qu'il comprend : une unité de blocage (40) configurée pour fixer un système de propulsion (20) sur un missile (10) ; un cordon (31) disposé de manière à croiser une portion postérieure du système de propulsion pour être rompu par la chaleur du système de propulsion ; et une unité de déblocage configurée pour débloquer le missile par le cordon rompu. 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'ensemble (30) formant l'unité de blocage et l'unité de déblocage est agencé en tant que paires sur les deux côtés du système de propulsion, et les unités de déblocage sont reliées par le cordon (31). 3. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'unité de blocage comprend : un cadre de fixation de missile (11) formé à une portion postérieure du missile ; un cadre de fixation de système de propulsion (21) formé sur le système de propulsion ; une goupille de fixation (41) configurée pour coupler le cadre de fixation de missile au cadre de fixation de système de propulsion ; et un premier ressort (22) supporté entre le missile et le système de propulsion et disposé pour appliquer une force élastique dans une direction pour débloquer le système de propulsion. 4. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce que la goupille de fixation (41) est disposée de manière à être perpendiculaire au cordon. 5. Dispositif selon la revendication 4, caractérisé en ce que le cadre de fixation de missile (11) et le cadre de fixation de système de propulsion (21) sont configurés pour se chevaucher mutuellement, et en ce que des trous de goupille, dans lesquels la goupille de fixation est introduite, sont formés respectivement dans les tronçons en chevauchement correspondants entre le cadre de fixation de missile et le cadre de fixation de système de propulsion. 6. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que les trous de goupille (11a, 21a) sont configurés comme des trous allongés s'étendant dans une direction dans laquelle est disposé le cordon. 7. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que le cordon (21) est formé en métal ou en matière plastique ayant un point de fusion aussi élevé qu'il est capable d'être mis en fusion par la chaleur du système de propulsion. 8. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que l'unité de déblocage comprend : un verrou de libération (51) ayant un côté relié au cordon, et installé de manière à se déplacer par rapport au missile, de sorte que la goupille de fixation (41) coulisse hors des trous de goupille quand le cordon est rompu ; et un second ressort (52) supporté entre le missile et le verrou de libération, et configuré pour appliquer une force élastique au verrou de libération dans la direction pour séparer la goupille de fixation. 9. Dispositif selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'un arbre de rotation du verrou de libération (51) est configuré pour être perpendiculaire au cordon (31) et à la goupille de fixation (41), respectivement. 10. Dispositif selon la revendication 9, caractérisé en ce que la goupille de fixation (41) comprend un corps de goupille (41a) et une portion de tête (4 lb) ayant un diamètre supérieur à celui du corps de goupille, et des rainures de clavette (42) pour restreindre la goupille de fixationdans une direction de mouvement du verrou de libération sont formées dans le corps de goupille. 11. Dispositif selon la revendication 10, caractérisé en ce que le verrou de libération (51) comprend un trou ouvert (5la) formé sous la forme d'un "c" de manière à être engagé avec les rainures de clavette (42) de la goupille de fixation.