Brevet FR3047557A1 — publié le 20170811

DESCRIPTION La prolifération continue d'armes de destruction massive et de leurs moyens de support volants balistiques et aérodynamiques nécessite toujours plus de défense aérienne et de boucliers anti-missiles. Il doit par conséquent être fourni aux forces armées des moyens qui protègent efficacement contre de telles menaces. ETAT ACTUEL DE LA TECHNIQUE : Les systèmes de missiles aériens et terrestres destinés à se défendre contre les avions, les engins atmosphériques, les missiles balistiques tactiques ou autres corps volants revêtent par conséquent une importance croissante. Ainsi, il a été conçu par exemple le missile téléguidé PAC-3 pour lutter contre les missiles balistiques les plus développés, lequel est toutefois également utilisé pour les cibles aériennes conventionnelles. Le missile téléguidé PAC-3 est destiné à détruire les missiles primaires hostiles par un impact direct (« Hit-toKill ») dans la mesure où un tel impact permet de garantir une destruction sûre de l'ogive. Le missile téléguidé PAC-3 permet également de garantir une destruction de la cible (« Kill ») à l'aide d'une ogive à éclats avec fusée détonnatrice de proximité et ce, même lors de survols très courts. Il s'agit ici d'une ogive relativement petite, également appelée « Lethality Enhancer ». Cette dernière doit garantir avant tout l'effet d'un impact direct, par exemple au niveau de cibles importantes (porte-avions) ou de cibles fortement structurées (par exemple agencement de réservoirs contenant des substances chimiques ou biologiques). Lors d'un survol, l'effet reste faible. Pour garantir la précision nécessaire d'une manoeuvre d'interception directe, il a été intégré une tête chercheuse active à radar Doppler à impulsions ainsi que des tuyères de poussée transversale. Sur des missiles de ce type, le système ACS également utilisé dans la langue allemande (pour « Attitude-Control-System », ou en français « Système de Contrôle d'Attitude »), joue un rôle important. Il s'agit là d'une désignation courante dans l'aéronautique pour désigner le système de contrôle d'attitude d'un engin spatial. Un tel système se compose habituellement de capteurs, par exemple de capteurs solaires ou de capteurs d'étoiles, de l'ordinateur de contrôle d'attitude ainsi que d'actionneurs, notamment par exemple des roues à réaction 3047557 2 ou des propulseurs. Il peut également être ajouté des récepteurs GPS ou des systèmes de navigation embarqués. Les systèmes de contrôle de trajectoire sont désignés par la notion de « Divert Control System » (DCS) également utilisée dans la langue allemande, en 5 français « Système de Contrôle de Déroutement ». En conséquence, les systèmes de contrôle de trajectoire et d'attitude sont désignés par l'expression Divert and Attitude Control System (DACS), ou « Système de Contrôle d'Attitude et de Déroutement » en français. Les systèmes ACS et les propulseurs de fusées sont décrits dans les 10 brevets US 5 098 041 A, US 8 242 422 B2, US 8 113 468 B2 ou WO 2008/048702 A2. Sur les systèmes de missiles téléguidés, comme par exemple le PAC-3, il est réparti sur le pourtour du missile plusieurs petites cartouches de combustible avec comme condition la possibilité d'allumage individuel et avec des missiles en 15 roulis. Il est supposé un missile en roulis de sorte que les cartouches pouvant encore être allumées se trouvent temporairement dans la bonne fenêtre angulaire. Cela aboutit à des exigences particulières au niveau de la commande et aux vibrations inhérentes de la cellule du missile ainsi qu'à des restrictions quant au choix de la tête chercheuse (« Seeker »). Les missiles en roulis génèrent une 20 rotation de l'image du paysage de la zone visée ou de la cible sur le détecteur d'une tête chercheuse. Un procédé pour diriger de manière autonome un missile, qui tourne autour de son axe longitudinal ou axe de roulis, est décrit dans la publication DE 39 41 389 A1. On connaît également dans l'état actuel de la technique les systèmes 25 d'armes appelés « Terminal High Altitude Area Defense » (THAAD) (ou « défense anti-missile à haute altitude » en français) qui, en liaison avec les systèmes « Divert and Attitude-Control » (DACS) constituent l'organe de destruction (Kill Vehicle) endo-atmosphérique (ogive cinétique) avec combustible liquide. Ces systèmes d'armes sont destinés en particulier à lutter contre des missiles 30 balistiques à courte et moyenne portée et doivent par conséquent servir à détruire ces missiles à une distance considérable de l'objectif et à une altitude élevée. Le système DACS (Système de Contrôle d'Attitude et de Déroutement) fonctionnant en continu utilisé à cette occasion prévoit une propulsion plus rapide capable de commander le missile THAAD et son véhicule tueur de sorte qu'il puisse 3047557 3 intercepter l'objet attaquant. Le système DACS prévoit pour ce faire deux types de propulsion, à savoir une propulsion pour ledit contrôle d'attitude et l'autre pour le contrôle de trajectoire de l'agent actif (l'organe de destruction « Kill Vehicle »). On connaît également les systèmes porteurs maritimes des missiles SM- 5 3 (Standard Missile 3) qui utilisent une ogive exo-atmosphérique (« Kill Vehicle ») avec système DACS fonctionnant en continu et avec un combustible solide. Les missiles prévus en particulier pour les interceptions en altitude comprennent souvent deux ou plusieurs étages et comprennent habituellement un étage de propulsion et un étage d'agent actif, également appelé organe de 10 destruction (ou « Kill Vehicle »). Après séparation du propulseur, l'organe de destruction est guidé avec des tuyères de poussée transversale (DACS pour « Divert and Attitude-Control-System », en français, « Système de Contrôle d'Attitude et de Déroutement ») sur l'objet visé. Un système DACS avec tuyères de poussée transversale est souvent composé de quatre tuyères au niveau du 15 centre de gravité du missile, lesquelles tuyères appliquent l'accélération transversale nécessaire. En outre, au moins quatre tuyères sont régulièrement disposées à l'arrière ou également à la tête de l'organe de destruction « Kill Vehicle » pour contrôler la position de l'organe de destruction « Kill Vehicle ». Les systèmes DACS sont donc utilisés pour guider un missile sur une cible lors d'une 20 phase terminale (Endgame). Sur le missile téléguidé sol-air désigné Aster, il est utilisé quatre tuyères aux extrémités des ailes avec effet continu en direction du centre de gravité et un propergol solide. La stabilisation se fait ici de façon aérodynamique. Les systèmes ACS et DACS sont utilisés dans l'état actuel de la 25 technique pour soutenir la commande aérodynamique des missiles, en particulier lorsque l'effet aérodynamique des surfaces de contrôle est réduit. Cela peut se produire par exemple à très hautes altitudes ou à des vitesses faibles. On utilise également les systèmes ACS et DACS lorsqu'il n'est prévu aucune surface de contrôle aérodynamique, par exemple lors d'un vol exo30 atmosphérique ou lorsque l'agilité du missile est trop faible, par exemple en phase terminale pour les impacts directs (Endgame). Dans la phase dite terminale (Endgame), il faut procéder à des changements de trajectoire rapides qui nécessitent d'importantes forces de poussée transversale. On différencie deux types de forces de poussée 3047557 4 transversale : En premier lieu, on peut utiliser la poussée par le centre de gravité du missile pour opérer un changement de trajectoire direct. Ensuite, on peut utiliser la poussée en-dehors du centre de gravité pour modifier la position du missile en vue 5 de favoriser les forces aérodynamiques. Suivant l'état actuel de la technique, on utilise les systèmes susmentionnés aussi bien comme systèmes discrets que comme systèmes à fonctionnement continu. Il est supposé en partie, comme représenté, un missile en roulis, de sorte 10 que les cartouches pouvant encore être allumées passent par la bonne fenêtre angulaire. Cela a des conséquences sur la conception des cartouches au niveau de l'impulsion et de la durée de combustion, ainsi que sur la logique de guidage du missile. Cela entraîne en outre certaines exigences au niveau de la commande en ce qui concerne le comportement d'oscillation de la cellule du missile, ainsi que 15 des restrictions quant au choix du viseur. Les systèmes développés jusqu'ici dans l'état de la technique sont adaptés à des missiles et à des générateurs de gaz bien spécifiques ou sont directement associés à ces derniers, et ne peuvent pas être utilisés dans tous les systèmes. On a besoin en partie de générateurs de gaz à propergol solide, 20 comme dans le système Aster. D'autres systèmes fonctionnent avec des générateurs de gaz à propergol liquide, comme dans le système d'organe de destruction « Kill Vehicule » THAAD endo-, exo-atmosphérique avec DACS. Les systèmes connus sont en partie équipés de nombreux petits propulseurs à impulsions solides, parmi lesquels en règle générale plusieurs sont 25 allumés en même temps ou les uns après les autres avec une orientation azimutale adaptée pour produire une impulsion transversalement à l'axe du missile, par exemple dans le système ACS (Attitude Control System) PAC 3 mentionné. D'autres configurations sont équipées d'un générateur de gaz-solide et 30 d'un ensemble de soupapes qui répartit le gaz en continu sur les tuyères de poussée conformément aux exigences de poussée, et produit ainsi une impulsion, par exemple sur les systèmes DCS (Divert Control System) : Aster ; sur les systèmes DACS (Divert-and Attitude Control System) : Standard Missiles SM-3. D'autres configurations encore présentent des générateurs de gaz 3047557 5 fonctionnant avec un combustible liquide (hydrazine ou MMH) qui produisent du gaz pour les tuyères de poussée transversale avec les soupapes, comme par exemple le DCS dans THAAD. Il est également utilisé des systèmes de propulsion avec des propulseurs 5 à une ou deux substances (hydrazine, tétroxyde d'azote, mélanges d'oxyde d'azote, acide nitrique) connus de par la technique de commande satellite. Inconvénients de l'état actuel de la technique et objectifs de l'invention : L'état actuel de la technique présente de nombreux inconvénients. D'une part, les systèmes comprenant de nombreux petits propulseurs à 10 impulsions se caractérisent par un très mauvais rapport de la masse de combustible et de l'impulsion globale par rapport à la masse totale et au volume total. On ne dispose alors que d'une poussée globale maximale très limitée en fonction du nombre de propulseurs situés dans le même azimut. Une poussée de type impulsion peut alors entraîner des oscillations au niveau du missile. De telles 15 configurations nécessitent des missiles en roulis. La capacité limitée à influencer la production de gaz (et donc la poussée et le recours à la marche à vide) en utilisant la dépendance de la pression sur la vitesse de combustion du propergol solide est également un inconvénient. Une large plage de réglage d'un générateur de gaz à propergol solide 20 impose une pression de travail maximale très élevée, et par conséquent une capacité élevée de la chambre de combustion et du système de commande de soupapes. Le fait que la vitesse de combustion et donc la vitesse de production de gaz soient fortement dépendantes de la température est également préjudiciable. 25 Sur de longs brûleurs frontaux, on obtient une surface de combustion conique, en particulier par apport de chaleur sur les parois latérales pour une durée de combustion longue. Les agencements utilisant les générateurs de gaz à propergol solide susmentionnés ne sont pas stables, en particulier sur une durée de 30 fonctionnement totale de plus de 10 secondes environ. Sur une longue durée de combustion et avec des exigences de poussée variant fortement, on a besoin en règle générale de plusieurs charges de propulsion ou de plusieurs cartouches de charge propulsive, ce qui suppose des interfaces supplémentaires qui, de leur côté, augmentent la complexité. 3047557 6 Elles présupposent en outre une isolation thermique considérable et augmentent la masse à transporter qui, de ce fait, diminue la maniabilité du missile. Les propergols liquides qui s'écoulent en cas d'avarie, s'évaporent 5 légèrement et produisent avec l'air des mélanges hautement inflammables, ce qui donne lieu en règle générale à une combustion violente. Les restes de propergol qui n'ont pas brûlés doivent en outre être éliminés de façon assez coûteuse. Les propergols liquides sont très toxiques, cancérigènes, mutagènes et ne peuvent être manipulés qu'en prenant des précautions particulières. 10 En principe, la même chose s'applique aux oxydants qui, en plus, doivent être séparés minutieusement des propergols. Les oxydants des systèmes à combustion interne, N204, H2NO3 et les mélanges de N204 et NO sont des substances critiques à manipuler et à utiliser. Les propergols liquides sont par conséquent dangereux pour 15 l'environnement ; cela vaut en particulier pour l'hydrazine classée à de multiples reprises comme substance critique, et les dérivés de cette dernière. Les propergols liquides engendrent en outre des exigences considérables en termes d'étanchéité des joints et des raccords. Les mélanges de combustible utilisés jusqu'ici, du fait de leur 20 composition chimique agressive, ne sont pas compatibles avec bon nombre de matériaux. En partant de ces inconvénients de l'état actuel de la technique, il se pose par conséquent, entre autres, les problèmes suivants : L'invention a pour objet de mettre en place un dispositif et un système en 25 utilisant des combustibles respectueux de l'environnement, en particulier en utilisant un combustible qui pourrait remplacer l'hydrazine, classée comme substance critique suivant REACh, et les dérivés de cette dernière, sans perte de performance. Le combustible à utiliser doit permettre un stockage du dispositif sur de 30 longues périodes tout en entraînant le moins d'exigences possible quant à l'étanchéité des joints et des raccords. Le combustible doit en outre être compatible avec de nombreux matériaux. En outre, on doit pouvoir obtenir, via une large plage de pression de 3047557 7 combustion du combustible à utiliser, et en choisissant des composants et une configuration constructive de ces derniers, une commande qui est largement indépendante du débit massique du combustible et de la pression de la chambre de combustion et qui peut fournir un degré de réglage de poussée, ce qui va bien 5 au-delà des possibilités offertes par l'état actuel de la technique. L'efficacité du système doit en outre rester élevée par une utilisation optimale du combustible. L'efficacité volumétrique au niveau du système doit être améliorée par rapport au niveau de performance de l'état actuel de la technique. 10 On vise en outre un déploiement en douceur de la poussée. L'installation doit être nettement supérieure aux systèmes utilisés dans l'état actuel de la technique, en particulier sur une durée de fonctionnement de plus de 10 secondes environ. L'invention a également pour objet d'obtenir des avantages techniques et 15 de performances, en particulier au niveau des systèmes de commande de trajectoire et/ou d'attitude pour les missiles par rapport à l'état actuel de la technique. Les systèmes de commande de trajectoire et/ou d'attitude sont principalement activés par les missiles lorsque la commande aérodynamique ne produit pas de forces suffisamment élevées, par exemple au repos ou à faible 20 vitesse, en vol à une altitude élevée à basse pression ou en-dehors de l'atmosphère, ou lors de manoeuvres très rapides qui nécessitent des puissances très élevées. Il en va de même lorsque la commande aérodynamique agit trop lentement, par exemple en cas d'exigence élevée en termes d'agilité, dans le cas où des impacts directs doivent être opérés sur des petites cibles ou nécessitant 25 des manoeuvres, ou lorsqu'elle n'est tout simplement pas possible dans la mesure où les surfaces de commande aérodynamiques ne peuvent pas être intégrées ou sont indésirables. Le contrôle de trajectoire se rapporte, pour exprimer les choses simplement, à la trajectoire de vol réelle du missile, tandis que le contrôle 30 d'attitude, pour dire les choses simplement, doit respecter ou viser une position particulière du missile ou des organes de destruction (« Kill Vehicles ») dans l'espace. Les perturbations à compenser peuvent provenir de l'extérieur, ou bien de l'effet du DCS. L'invention doit tout particulièrement pouvoir être utilisée pour un 3047557 8 système de poussée transversale, comme le système ACS (« Attitude Control System », en français « Système de Contrôle d'Attitude ») ou le DACS (« Divert and Attitude-Control-System », en français « Système de Contrôle d'Attitude et Déroutement »), avec et sans organe de destruction, pour un système de contrôle 5 de trajectoire, un système de contrôle d'attitude et la combinaison de ces derniers à faibles ou grandes altitudes, à faibles ou grandes vitesses du missile, avec une réactivité rapide dans la phase terminale (Endgame). La conception thermique du groupe propulseur doit être améliorée. L'invention a également pour objectif de réduire la masse nécessaire 10 pour une isolation thermique par rapport aux générateurs de gaz à propergol solide. La forme des principaux organes d'entraînement du réservoir et de la chambre de combustion doit pouvoir être choisie librement et ne doit par conséquent, contrairement à l'état actuel de la technique, pas être déterminée 15 pour les générateurs de gaz à combustible solide par les propriétés du combustible ni par la géométrie du propergol. Les composants des chambres de combustion, des systèmes de tuyères, du réservoir et du système de pressurisation nécessaires aux satellites, engins spatiaux, missiles et avions, doivent pouvoir en général, en particulier sur 20 le ACS/DACS, être agencés librement suivant les exigences du système. Un autre problème résulte du fait que la technologie utilisée dans l'aviation et dans l'aéronautique est caractérisée par une orientation très ciblée sur les projets individuels, ce qui entraîne un éclatement des solutions techniques utilisées, avec pour conséquence qu'on ne dispose pas, de façon générale, d'une 25 technique compatible avec plusieurs systèmes. Cela tient aux différentes exigences et conditions que l'on trouve dans l'aviation et dans l'aéronautique. Les satellites et autres engins spatiaux sont soumis à d'autres conditions de fonctionnement que les missiles et avions. 30 L'utilisation la plus répandue de systèmes de contrôle de trajectoire et d'attitude intervient dans le domaine aéronautique, que ce soit sur les satellites ou autres engins spatiaux. Les systèmes établis dans le domaine spatial se distinguent par les caractéristiques suivantes : 3047557 9 - très souvent une très petite poussée dans la plage de 0,5 à 20 N pour le contrôle d'attitude ; - faible poussée de 200 à 400 N pour le contrôle de trajectoire ; - utilisation de propulseurs liquides à une seule substance qui sont 5 utilisés avec de l'hydrazine ou des dérivés de cette dernière ; pour les propulseurs à partir d'une poussée de 10 N, on utilise aussi des propulseurs à deux substances qui utilisent de préférence comme oxydant N204 ; l'efficacité spécifique de propulseur mise ici à disposition, c'est-à-dire l'impulsion spécifique à la masse, est supérieure, le système à deux substances étant de ce fait plus 10 complexe que le système à une seule substance ; - les propulseurs de contrôle d'attitude doivent produire sur de nombreuses années de très nombreuses petites impulsions ; les systèmes à une seule substance fonctionnent avec une décomposition catalytique de l'hydrazine, les propulseurs à deux substances fonctionnent, eux, en mode hypergolique, 15 c'est-à-dire à combustion interne ; - le réglage de la poussée s'effectue la plupart du temps par la longueur d'impulsions à une poussée nominale, dans certains systèmes, la poussée nominale diminuant à mesure que la réserve de combustible diminue en raison de la chute de pression dans le réservoir de combustible / d'oxydant. 20 Pour les missiles, les conditions d'utilisation sont toutes autres. Pour les missiles, dont le contrôle aérodynamique suffit à la fois pour la stabilisation, le contrôle d'attitude et le contrôle de trajectoire dans de nombreux domaines, il peut s'avérer nécessaire, dans la dernière partie d'une rencontre avec un objet volant, en règle générale au cours des dernières secondes, de procéder à une correction 25 de trajectoire, légère mais très rapide, pour obtenir un impact direct. Les principales caractéristiques de ces systèmes sont : - une poussée très élevée, dans le cas où l'effet de poussée passe par le centre de gravité du missile ; - effet direct sur la trajectoire de vol sans utilisation de forces 30 aérodynamiques, à l'exception des forces aérodynamiques induites par l'interaction entre le faisceau de commande et le débit incident ; - poussée modérée à élevée pour une modification rapide de la position du missile, pour que les forces aérodynamiques puissent faire effet plus rapidement ; la force pour la modification de trajectoire est produite de façon 3047557 10 aérodynamique. Sur les missiles on utilise à la fois des systèmes à fonctionnement continu et des agencements de propulseurs d'impulsion à courtes impulsions : - Un système utilise un générateur de gaz à combustible solide, dont le 5 gaz est réparti sur quatre tuyères ; en cas de courte durée de fonctionnement, de l'ordre de quelques secondes, la production de gaz peut rester constante, la consommation d'énergie réactive étant négligeable rapportée à la simplicité du système ; la poussée obtenue est produite par différents niveaux de poussée des différentes tuyères ; 10 - THAAD utilise un système avec un combustible liquide issu de la technologie aéronautique ; un générateur de gaz central alimente quatre tuyères de poussée ; de petits propulseurs agencés en périphérie issus de la technologie aéronautique règlent la position de l'étage supérieur ; - Le système PAC 3 déjà mentionné utilise une pluralité de petits 15 propulseurs agencés sur le pourtour qui peuvent être allumés si besoin lorsque le propulseur est orienté dans le sens inverse du vecteur de poussée souhaité ; pour pouvoir utiliser le plus grand nombre possible de propulseurs, le missile doit rouler ; suivant la vitesse de roulis, la durée de combustion doit par conséquent être de l'ordre de 10 ms de sorte que l'angle d'azimut balayé pendant la 20 combustion reste limité ; cela entraîne une très forte augmentation et diminution de la poussée, ce qui peut entraîner des oscillations du missile et par conséquent altérer le contrôle. Les engins volants, qui possèdent à la fois des propriétés des missiles et des engins spatiaux, sont des organes de destruction par collision, également 25 appelés « Kill Vehicles », qui rencontrent en atmosphère élevée ou en-dehors de l'atmosphère des ogives balistiques et doivent les détruire. Selon la conception du système, en particulier l'étendue des surfaces à protéger, la durée de fonctionnement requise est de l'ordre de - 10 secondes pour des opérations d'interception dans les couches 30 atmosphériques profondes ( REVENDICATIONS1. Dispositif pour contrôler la trajectoire et/ou l'attitude d'un missile (99) comprenant un générateur de gaz réglable (109, 200), avec une vanne de régulation de débit de combustible (124, 213), une tête d'injecteur (112, 202), une chambre de combustion (111) et au moins une tuyère d'écoulement (103, 204) ou au moins un étrangleur. 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que le dispositif est conçu de sorte à pouvoir fonctionner avec un combustible en gel (125). 3. Dispositif selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le dispositif comprend un système de réservoir (121, 209, 210) qui est agencé séparé de la chambre de combustion (111). 4. Dispositif selon une ou plusieurs des revendications précédentes, caractérisé en ce que la tête d'injecteur (112, 202) présente des injecteurs (215) 15 variables. 5. Dispositif selon une ou plusieurs des revendications précédentes, caractérisé en ce que la tête d'injecteur (112, 202) présente des injecteurs (215) pouvant être activés et désactivés. 6. Dispositif selon une ou plusieurs des revendications précédentes, 20 caractérisé en ce que les éléments d'injecteur de la tête d'injecteur (112, 202) sont conçus sous la forme d'un injecteur à percussion. 7. Dispositif selon une ou plusieurs des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il présente un ou plusieurs éléments d'injecteur. 8. Dispositif selon une ou plusieurs des revendications précédentes, 25 caractérisé en ce que la au moins une tuyère d'écoulement (103, 204) présente une section transversale de col de tuyère variable (115). 9. Dispositif selon une ou plusieurs des revendications précédentes, caractérisé en ce que la au moins une tuyère d'écoulement (103, 204) présente une section transversale de col de tuyère (115) réglable de façon progressive. 30 10. Dispositif selon une ou plusieurs des revendications précédentes, caractérisé en ce que la chambre de combustion (111) est conçue comme une chambre de combustion métallique à partir d'au moins un alliage à haut point de fusion. 3047557 52 11. Dispositif selon une ou plusieurs des revendications précédentes, caractérisé en ce que la chambre de combustion (111) est conçue comme une chambre de combustion céramique. 12. Dispositif selon la revendication 11, caractérisé en ce que la chambre 5 de combustion céramique est conçue en matériau céramique composite renforcé par des fibres, sans bouclier thermique intérieur. 13. Dispositif selon une ou plusieurs des revendications précédentes, caractérisé en ce que la chambre de combustion (111) présente un bouclier thermique en matériau céramique ou ablatif. 10 14. Dispositif selon la revendication 8, caractérisé en ce que la section transversale la plus étroite de la section transversale du col de tuyère variable (105) peut passer d'une ouverture maximale à une ouverture minimale ou être totalement fermée. 15. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'étrangleur présente une section transversale variable. 16. Dispositif selon la revendication, caractérisé en ce que l'étrangleur présente une section transversale réglable de façon progressive. 17. Dispositif selon une ou plusieurs des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il présente un dispositif pour contrôler et réguler le débit 20 massique de combustible, la pression de la chambre de combustion et la section transversale de sortie de la tuyère. 18. Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'il présente un dispositif pour pressuriser le réservoir. 19. Système de contrôle de trajectoire et/ou de contrôle d'attitude d'un 25 missile (99) comprenant un dispositif avec un générateur de gaz réglable (109, 200), une vanne de régulation de débit de combustible (124, 213), une tête d'injecteur (112, 202), une chambre de combustion (111) et au moins une tuyère d'écoulement (103, 204) ou au moins un étrangleur ainsi qu'un système de réservoir (121) qui est agencé séparé de la chambre de combustion (111), et un 30 combustible en gel comme fluide d'entraînement. 20. Système selon la revendication 19, caractérisé en ce que le dispositif est conçu modulaire et/ou évolutif. 21. Système selon la revendication 19 ou 20, caractérisé en ce que le dispositif ou les parties de ce dernier peuvent être agencés librement suivant les 3047557 53 exigences du système ACS (Attitude Control System) et/ou du système DCAS (Divert and Attitude Control System). 22. Système selon la revendication 19, caractérisé en ce que le dispositif et le combustible en gel peuvent être utilisés avec un dispositif pour désactiver et 5 réactiver le générateur de gaz (109, 200). 23. Système selon la revendication 22, caractérisé en ce que le système dispose d'un système de poussée transversale supplémentaire et d'un contrôle de vecteur de poussée. 24. Système selon la revendication 20, caractérisé en ce que le 10 générateur de gaz est conçu en outre pour pressuriser des dispositifs ou pour actionner des actionneurs, des turbines, des moteurs ou autres machines de travail avec un dispositif de désactivation et de rallumage.