FR 2559256 A1 19850809 FR 8501467 A 19850201 1 2559256 MISSILE MUNI D'UN EMPENNAGE PLACE A L'EXTREMITE ARRIERE DE SON FUSELAGE. L'invention se rapporte à un missile muni d'un empennage qui est placé à l'extrémité arrière de son fuse- lage et qui comporte des volets stabilisateurs se déployant latéralement pendant le vol et tournant autour de l'axe de fuselage en même temps que ce dernier ou relativement à celui-ci. Des empennages de missiles guides et non guidés sont dotés d'au moins trois, de préférence quatre, mais souvent aussi de plus de quatre volets stabilisateurs se déployant latéralement. Les volets stabilisateurs sont régulièrement répartis à l'arrière du missile et disposés à égales distances angulaires les uns des autres afin que l'effet stabilisant de l'empennage varie aussi peu que possible avec la position angulaire du missile. Pour com- penser les dissymétries qui peuvent par exemple être provo- quées par une répartition irrégulière de la poussée du propulseur ou par une répartition irrégulière.des masses du missile, il est connu de faire tourner celui-ci autour de son axe longitudinal pendant le vol. Cette rotation est obtenue en disposant légèrement obliquement les volets stabilisateurs déployés latéralement de façon que l'air les balayant fasse tourner l'empennage et avec lui l'ensemble du missile. Pour compenser ces dissymétries, il suffit en général de 2 à 3 t/s. La vitesse de rotation maximale est quelquefois aussi choisie plus élevée, par exemple 16 t/s attendu qu'il est entre autres nécessaire de garantir une rotation suffisante sur toute la plage des vitesses d'une fusée. Pour finir, il est connu de monter l'empennage sur le fuselage du missile de façon qu'il puisse tourner autour de l'axe longitudinal, le fuselage tournant par rapport à l'empennage. 2 2559256 La mise en place de plusieurs volets stabilisa- teurs sur le missile entraîne une augmentation des frais de production et de montage. Par suite des sévères exigences imposées en ce qui concerne la résistance, le façonnage aérodynamique, le respect des cotes et analogues, les volets stabilisateurs ne peuvent pas être fabriqués sous forme de produits de série bon marché. Bien au contraire, leur fabri- cation est compliquée et coûteuse en raison de la haute qualité exigée. L'invention a pour objet de mettre au point un missile du type précité dont les frais de fabrication puis- sent être réduits sans diminuer pour autant les performances du missile. Ce résultat est atteint selon l'invention par le fait qu'il est prévu au maximum deux volets stabilisateurs et que la vitesse de rotation est sensiblement plus grande que les fréquences de tangage ou de lacet dues à l'inertie et provoquées par la dissymétrie de rotation. A la place des trois ou quatre volets stabili- sateurs usuels, le missile selon l'invention n'en comporte plus que deux au maximum. Par rapport à un empennage à quatre volets stabilisateurs, cela signifie qu'il ne subsiste plus que deux volets opposés l'un à l'autre et agrandis en conséquence. L'effet stabilisant de l'empennage est ainsi augmenté dans un sens, mais supprimé dans le sens perpendiculaire à ce dernier. En choisissant judicieusement la vitesse de rotation autour de l'axe de symétrie du missile, on arrive à ce que ce dernier vole de façon stable étant donné que la rotation est suffisamment rapide pour que les variations de stabilité ne puissent pas se faire sentir dans la mécanique de vol. Il subsiste une stabilité moyenne. On a constaté de façon surprenante qu'un missile comportant moins de trois volets présente la stabilité de vol requise bien que sur au moins un axe aucune stabilisa- 3 2559256 tion ne soit assurée par des volets. La condition préalable est que la fréquence de la variation de stabilité soit supérieure à la fréquence de tangage ou de lacet du missile et par conséquent que le missile soit trop inerte autour des axes transversaux pour réagir par aérodynamisme et/ou par mécanique de vol à la variation momentanée de stabilité. Des essais pratiques ont démontré que ce principe fonctionne parfaitement et qu'il permet d'économiser deux volets stabi- lisateurs (ou au moins un volet stabilisateur). Dans le mode de réalisation préféré, exactement deux volets stabilisateurs sont placés l'un en face de l'autre. Ces volets doivent être respectivement identiques en ce qui concerne leur répartition massique de façon qu'aucun balourd ne se produise lors de la rotation du missile. Les volets sont placés dans un plan commun passant par l'axe longitudinal du missile et assurent une stabili- sation transversalement à ce plan. Comme la vitesse de rotation de ce plan est sensiblement supérieure à la fré- quence des instabilités qui dépendent de l'inertie du missile, ces instabilités ne peuvent pas provoquer un changement de cap du missile. L'invention sera mieux comprise à l'aide de la description de modes de réalisation pris comme exemple, mais non limitatifs, et illustrés par le dessin annexé, sur lequel: - la figure 1 est une vue latérale d'un premier mode de réalisation du missile; - la figure 2 est une vue en élévation de l'em- pennage d'un second mode de réalisation; - la figure 3 est une vue en élévation de l'em- pennage dans le sens de la flèche III de la figure 2. Le missile représenté sur la figure 1 comporte un fuselage cylindrique allongé 10 qui forme le carter- moteur et à l'avant duquel se raccorde une ogive 101. A l'extrémité arrière du fuselage 10 se rattache la tuyère 12 4 2559256 dont la section transversale interne s'agrandit vers l'arrière. La tuyère 12 est entourée par l'empennage 11 qui est également fixé à l'extrémité arrière du fuselage 10. L'empennage 11 comprend deux volets stabilisateurs 13, 14 qui s'étendent dans des directions opposées et qui sont montés pivotables sur des axes longitudinaux 15. Les extré- mités avant des axes de pivotement 15 sont fixées sur le fuselage 10, les extrémités arrière sur un anneau 21 entou- rant la tuyère 12. Les volets stabilisateurs 13 et 14 sont constitués par des segments qui peuvent être rabattus par rotation autour des axes longitudinaux 15. Ils comprennent respectivement un élément de construction rigide (interne) sur lequel est rivée une tôle élastique (externe) de façon que les volets à l'état rabattu ne fassent pas saillie en dehors du contour du fuselage 10. Cela permet le tir du missile à partir d'un tube de lancement cylindrique. A la sortie du tube de lancement, les volets 13, 14 sous l'action des ressorts de compression/torsion combinés 16 qui entourent les axes longitudinaux respectifs 15 sont déployés latéra- lement et arrêtés vers l'arrière. A l'état déployé, les volets 13, 14 selon la figure 1 font saillie en-dehors du contour du fuselage 10 dans des directions opposées. Les deux volets stabilisateurs 13, 14 sont décalés de 180 l'un par rapport à l'autre. Par rapport au sens longitu- dinal du missile 10, les volets sont disposés obliquement de façon connue de la valeur d'un petit angle (angle d'inci- dence) de façon que le missile lors de son vol exécute une rotation autour de son axe longitudinal. La vitesse de rotation dépend de l'inertie de masse et de l'importance des instabilités se produisant. Elle se situe de préférence dans une plage de 15 à 30 Hz. Dans l'exemple de réalisation des figures 2 et 3, les deux volets stabilisateurs 13 et 14 sont courbés de façon connue conformément à la courbure périphérique du fuselage, de façon qu'à l'état replié (dans le tube de lancement) ils s'adaptent au contour du fuselage. -2559256 Chacun des volets stabilisateurs 13, 14 est raccordé par un axe 17 à un bras-18 dont l'autre extrémité s'articule sur l'axe longitudinal 15. Les bras 18 sont pré-tendus par des ressorts de torsion 16 reposant sur les axes longitudinaux 15 de façon qu'à la sortie du tube de lancement, ils s'écartent à peu près radialement, les volets 13, 14 étant pivotés par les ressorts de torsion 19 reposant sur les axes 17 jusqu'à ce qu'ils soient arrêtés par une butée (non représentée). Pendant le vol, les volets 13, 14 se trouvent à l'état représenté sur les figu- res 2 et 3 dans lequel - à la position horizontale du missile représenté sur la figure 3 -, l'un des volets 13 est bombé vers le bas, tandis que l'autre volet 14 est bombé vers le haut. Par suite de l'angle d'incidence des volets, le missile tourne autour de son axe longitudinal dans le sens de la flèche 20 de la figure 3. Selon la configuration de la zone arrière du missile et les conditions de stabilité imposées à l'empen- nage à deux volets stabilisateurs, les volets 14 et les bras 18 peuvent former une seule et même unité, si bien que les axes 17 et les ressorts de torsion 19 peuvent être supprimes. De ce fait, il faut - en cas d'un mode de réali- sation rigide-, soit diminuer les segments 13 et 14 en forme de parties de cylindre, soit augmenter la courbure des segments. 6 2559256 REVENDICATIONS 1. Missile muni d'un empennage qui est placé à l'extrémité arrière de son fuselage et qui comporte des volets stabilisateurs se déployant latéralement pendant le vol et tournant autour de l'axe du fuselage en même temps que ce dernier ou relativement à celui-ci, caractérisé par le fait qu'il est prévu au maximum deux volets stabilisa- teurs (13, 14) et que la vitesse de rotation est sensible- ment plus grande que les fréquences de tangage ou de lacet dues à l'inertie et provoquées par la dissymétrie de rotation. 2. Missile selon la revendication 1, caractérisé par le fait qu'exactement deux volets stabilisateurs (13, 14) sont placés l'un en face de l'autre. 3. Missile selon la revendication 1 ou 2, carac- térisé par le fait que les volets stabilisateurs (13, 14) pour provoquer une rotation commune du fuselage (10) et de l'empennage (11) sont disposés obliquement par rapport au sens du vol. 4. Missile selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à 3, caractérisé par le fait que les volets stabi- lisateurs (13, 14) peuvent pivoter par rapport au fuse- lage (10).