FR 2578665 A1 19860912 FR 8111088 A 19810604 La présente invention concerne un procédé de pilotage d'un missile à faible vitesse, un système d'arme et un missile pour la mise en oeuvre du procédé. Elle s'applique tout particulièrement aux systèmes d'arme d'infanterie du type "fardeau", c'est-à-dire portable et pouvant être mis en oeuvre par un seul homme. Les missiles correspondants sont destinés à la neutralisation d'objectifs terrestres blindés, mobiles ou non, en particulier des chars. Les charges utiles à emporter par-les projectiles sont essentiellement constituées par des charges militaires. Ces charges, qui doivent être efficaces contre les blindages nouveaux, ont des masses et des calibres importants. Les systèmes d'arme concernés doivent être capables du tir à partir d'espaces confinés (abris, caves, immeubles, etc. ) avec portée minimale très faible de quelques dizaines de mètres, tandis que, selon diverses variantes de réalisation, les portées maximales peuvent être choisies de quelques 6 à 700 mètres..DTD: jusqu'a environ 2000 mètres. L'emploi des armes d'infanterie antichar au-delà de 300 mètres implique, indépendamment des questions de dispersion au départ du projectile et de dispersion due au vent, l'introduction de corrections de trajectoire du projectile, pour tenir compte, en particulier, de l'effet de la pesanteur et du défilement de la cible. Pour des raisons d'ergonomie et de masse il est exclu d'obtenir, à la bouche de l'arme, des vitesses suffisamment élevées pour parcourir les trajets nécessaires en un temps de l'ordre de la seconde. Deux modes de correction sont possibles -une correction de guidage en boucle ouverte, qui revient d'une part à corriger la pesanteur et d'autre part à mesurer le mouvement de défilement de la cible avant de tirer et d'en déduire un "programme" de correction, qui doit être élaboré et affiché dans l'arme avant le tir. Une telle procédure implique, dans la séquence de tir, de mesurer les caractéristique du mouvement de la cible et d'admettre que, pendant la durée de vol du projectile, ces caractéristiques ne vont pas varier de façon significative; -une correction en boucle fermée o le système tend à annuler l'écart du missile par rapport à l'axe poste de tir-cible jusqu'à la fin du vol. La correction de guidage en boucle ouverte exige que la durée de vol soit faible, puisqu'on extrapole le mouvement de la cible, et implique, entre autres, pour le projectile, une vitesse initiale importante pour s'affranchir le mieux possible des effets du vent. La correction de guidage en boucle fermée est seule compatib avec un projectile animé d'une faible vitesse initiale. On a couramment recours à une vitesse initiale importante pour obtenir une manoeuvrabilité aérodynamique suffisante du missile à la sortie du tube. Quel que soit d'ailleurs le système de lancement (générateur de gaz, accélérateur, etc....), cette solution exige une charge de poudre importan apportant des contraintes de poids, d'encombrement, d'effet de souffle, de flamme, de bruit, d'émanation de gaz, incompatibles avec le tir en ambiance confinée et la discrétion de tir. L'aptitude au tir en ambiance confinée demande l'utilisation au départ d'une faible charge de poudre. Les dispositifs correspondants peuvent être de types bien connus, tels que accélérateurs à fusée, systèmes d'éjection du genre canon ou canon sans recul à très faible vitesse d'éjection, etc... Le tireur y gagne en confort car le bruit est nettement atténué, la discrétion au départ du coup assurée et la réaction de l'arme sur le tireur peut être quasi nulle; en revanche, le missile sort de l'arme à faible vitesse. Il en résulte que le pilotage aérodynamique classique par prise d'incidence engendrant des couples est inopérant, les forces aérodynamiques étant trop faibles. Seul le pilotage en force, c'est-àdire au moyen de forces de manoeuvre passant par le centre de gravité, permet, dès le départ du coup, d'assurer une bonne manoeuvrabilité et un temps de réponse rapide du missile alors capable de contrer les effets de la pesanteur, ceux du vent et d'attaquer les objectifs évoluant à faible distance. Avec un tel pilotage en force, il n'y a pas ou peu de prise d'incidence aérodynamique, mais déplacement direct du centre de gravité. Dans le cas d'un projectile à faible vitesse, de telles forces de manoeuvre ne peuvent être que d'origine propulsive. Comme le maintien du pilotage en force nécessite le maintien de l'application des forces de manoeuvre sur le centre de gravité du projectile, il en résulte que la consommation de poudre propulsive engendrant ces forces est importante, ce qui pénalise la masse de l'arme. De plus, les réglages de centrage sont délicats à obtenir, puisque la force de manoeuvre doit passer avec précision par le centre de gravité d'ensemble pendant tout le vol. La présente invention a pour objet de remédier à cet incon- vénient. Elle permet d'obtenir un système d'arme léger, dont les missiles à faible vitesse peuvent être parfaitement guidés sans nécessiter de réglages délicats. A cette fin, selon l'invention, le procédé de pilotage d'un missile lancé à faible vitesse à partir d'un tube et équipé d'un-système propulseur du type à charge propulsive-combus- tible est remarquable en ce que l'on détermine et on agence ledit système propulseur pour qu'il puisse fournir au missile à la fois la poussée propulsive axiale et des forces de manoeuvre de pilotage en force et que la variation de position du centre de gravité du missile sur l'axe de celui-ci en fonction de la combustion de la charge propulsivE soit telle que, à la sortie du tube, le centre de gravité passe par la ligne d'action desdites forces de manoeuvre et que, pendant le vol, elle permette l'apparition de couples générateurs d'incidences aérodynamiques produisant des forces de manoeuvre s'ajoutant à celles du pilotage en force. Ainsi, la présente invention consiste en une association du pilotage en force du missile dès sa sortie du tube de lancement avec un agencement particulier du propulseur de vol dans ledit missile permettant d'obtenir un pilotage en force pur au départ du missile, efficace à faible vitesse initiale, puis par une évolution du centre de gravité, un pilotage mixte (combinaison du pilotage en force et du pilotage aérodynamique) quand la vitesse de vol s'est accrue suffisamment. Avantageusement, comme on le verra par la suite, on fait en sorte que, pendant le vol, le centre de gravité du missile recule le long de l'axe de celui-ci. De préférence, un système d'arme destiné à la mise en oeuvre du procédé selon.l'invention et comportant un tube de lancement et un missile, ce dernier étant pourvu d'un système propulseur et de moyens de commande de celui-ci est remarquable en ce que ledit système propulseur comporte, d'une part, au moins un accélérateur intégré dont la combustion est terminée avant la sortie du tube et qui est capable de communiquer au missile, à la sortie du tube, une faible vitesse initiale, et, d'autre part, au moins un propulseur de vol pourvu de moyens latéraux de pilotage en force. Le missile est éjecté hors de son tube par l'accélérateur intégré qui, communique au missile une accélération longi- tudinale et assure éventuellement la mise en rotation du missile, ceci sans réaction appréciable sur le poste de tir. La combustion de la charge ou des accélérateurs est complète à l'intérieur du tube de lancement et le missile sort dudit tube de lancement avec une vitesse longitudinale de l'ordre de 20m/s et une éventuelle vitesse d'autorotation d'environ 5 tours par seconde. Les moyens de pilotage en force sont de préférence constitués par des tuyères latérales du propulseur de vol. Ces tuyères du propulseur de vol sont allumées après que le missile soit sorti du tube. Leur disposition latérale dégage l'arrière du missile, alors plus discret en vol, et facilite les liaisons infrarouges, électromagnétiques, etc... éventuellement nécessaires entre le poste de tir et ledit missile. Les tuyères font un angle par rapport à l'axe du missile afin que leur poussée suivant l'axe de celle-ci ait une composante axiale contribuant à la poussée longitudinale. Les gouvernes sont constituées de dispositifs connus susceptibles de dévier le jet propulsif tel que tuyères mobiles, déviateurs, intercepteurs de jet, etc... par exemple des types mentionnés dans les brevets français 1 099 901 et 1 602 885. Un autre dispositif connu, de complexité intermédiaire, fait appel à une jupe mobile en sortie de tuyère. La déviation du jet provoque la déviation du vecteur poussée lié à la tuyère et contribue à la force de manoeuvre. L'amplitude des déviations par dispositifs simples est relativement faible et la force de manoeuvre est faible par rapport à la composante axiale de la poussée. La force de manoeuvre, au départ du missile, doit contrer la pesanteur et permettre une bonne manoeuvrabilité de celui-ci, ce qui conduit à un facteur de charge transversal de l'ordre de 2 et implique pour le propulseur de vol une importante composante axiale de la poussée. Le missile est continûment accélérC. La vitesse du missile croît le long de l'ensemble de la trajectoire depuis environ 20 m/s en sortie de tube, jusqu'à une valeur subsonique élevée en fin de vol. Des stabilisateurs placés à l'arrière du missile et déployables en sortie de tube assurent la stabilité aérodynamique même à faible vitesse, puis contribuent à la portance dans la phase du pilotage mixte. La loi de poussée des propulseurs peut être programmée en fonction du temps de vol par la définition du profil de combustion de la charge propulsive ou de la nature de la poudre (bloc bicomposition, par exemple). Ainsi, une plus grande surface de combustion de cette charge au début du vol peut donner au missile une disponibilité en facteur de charge plus grande lui permettant de compenser, dès la sortie du tube, la pesanteur, l'action du vent et de prendre à partie des cibles mobiles évoluant à courte portée. L'optimisation de la loi de combustion pour le reste du vol permet de définir une masse minimale pour la charge propulsive. Selon l'invention, on met à profit le fait que le centre de gravité peut évoluer au cours du vol, à partir de la position imposée au départ. On prend des dispositions particulières concernant l'installation des différents sous-ensembles constituant le missile, de telle sorte que cette évolution du centre de gravité, induisant des forces aérodynamiques, se fasse dans un sens permettant les performances recherchées. En particulier,-on peut disposer le propulseur de vol à l'avant du missile et la charge militaire en un seul élément à l'arrière ou répartie en deux ou plusieurs éléments de part et d'autre du propulseur, de telle sorte que le centre de gravité du missile recule pendant le vol (délestage) produisant ainsi l'effet de pilotage mixte. En même temps, cette disposition est particulièrement favorable à l'action de la charge creuse (simple ou multiple) équipant le missile, notamment par l'augmentation de la distance d'attaque (distance de la charge au blindage au moment de la détonation). L'invention est expliquée ci-après au moyen de la description donnée à titre non limitatif et à l'appui des dessins annexes. Cette description concerne un système d'arme de lutte antichars à courte portée. Sur ces dessins: la figure 1 représente une vue schématique en coupe axiale d'un système d'arme selon l'invention comportant un missile dans son tube de lancement, ce système utilisant un pilotage en force pur au départ, mais présentant une loi de délestage liée à la disparition des produits consommables augmentant de par les effets aérodynamiques, la manoeuvrabilité du missile en fin de vol. La figure 2 montre, à titre de comparaison une vue schématique semblable d'un missile dans son tube de lancement utilisart un pilotage en force pur durant tout le vol, le centre de gravité du missile restant fixe. La figure 3 montre, également à titre de comparaison, une vue schématique semblable pour un missile utilisant un pilotage en force pur au départ, mais dont la loi de délestage liée à la disparition des produits consommables introduit finalement une réduction de la manoeuvrabilité en fin de vol. La figure 4 représente des courbes caractérisant les lois de variations de position du centre de gravité durant le vol du missile, respectivement pour les types de missiles précités, montrés par les figures 1,2 et 3 et dont la silhouette est schématiquement rappelée. Ces courbes sont données pour permettre une comparaison qualitative, et non pas quantitative. La figure 5 représente des courbes illustrant l'évolution de la manoeuvrabilité dans le temps respectivement pour les missiles des figures 1,2 et 3 et dont la silhouette est rappelée par des schémas. Ces courbes sont données pour permettre une comparaison qualitative et non quantitative. La figure 6 représente les courbes d'évolution de la vitesse et de la distance parcourue en fonction du temps, pour le missile de la figure 1. La figure 7a représente, pour une charge militaire du type charge creuse, l'influence de la distance d'action (a) sur l'efficacité caractérisée par la pénétration obtenue (b) dans une plaque d'acier semi-infinie, tandis que la figure 7b met en évidence les caractéristiques respectives de pénétration pour des missiles selon les figures 1 et 3. Les figures 8a et 8b représentent schématiquement, en l'absence d'ordre de pilotage, la décomposition des vecteurs poussée des tuyères du missile de la figure 1, respectivement en vue de l'arrière et du dessus. Les figures 9a,9b et 9c représentent schématiquement, en présence d'un ordre de pilotage, la décomposition des vecteurs poussée des tuyères du missile de la figure 1, respectivement en vue de l'arrière, du dessus et de côté. Les missiles antichars I, II et III des figures 1, 2 et 3 comportent: a) deux accélérateurs la et lb disposés à l'arrière et destinés à communiquer aux missiles une vitesse à la sortie du tube de lancement 7 de par exemple 20 m/s. Les accélérateurs la et lb sont du type à charge combustible et la combustion de cette charge propulsive s'effectue entièrement à l'intérieur du tube de lancement 7, afin de ne pas-gêner le tireur. Un tel faible gain de vitesse est acquis par la combustion d'une masse de poudre également faible, compatible avec le tir en ambiance confinée; b) un propulseur de vol 2, allumé quelques mètres après la sortie du tube 7, pour ne pas gêner le tireur et être alors en dehors de l'espace confiné. Ce propulseur 2 comporte deux tuyères 3a et 3b identiques, fixes coplanaires et symétriques par rapport à l'axe longitudinal L-L des missiles. Les axes desdites tuyères 3a et 3b concourent sur l'axe longitudinal du missile correspondant et sont inclinés symétriquement sur cet axe. En l'absence de tout ordre de pilotage (voir les figures 8a et 8b): -la composante axiale R = Q1 + QZ des poussées F1 et F2 des deux tuyères 3a et 3b permet le vol du missile; -l'effet sur le missile des composantes P1 et P2 des poussées F1 et F2 des tuyères 3a et 3b, dans le plan des tuyères, est nul par symétrie. En regard de chacune des tuyères 3a et 3b, la peau du missile comporte une ouverture 8 pour le passage des gaz. Chaque tuyère 3a ou 3b est munie d'un système d'inter- ception oU de déviation de jet (connu et non représenté) qui permet, sur un ordre de pilotage, de dévier simul- tanément et dans le même sens, les jets des deux tuyères 3a et 3b engendrant ainsi une composante transversale de poussée M = M1 + M2, orthogonale au plan des deux tuyères 3a et 3b (voir les figures 9a, 9b et 9c). Cette composante transversale de poussée M permet la manoeuvre du missile; c) une charge militaire 4, du type charge creuse; d) un bloc d'équipement 5, disposé dans la partie arrière du missile et comportant les moyens nécessaires au guidage et au pilotage de celui-ci; ee) des empennages repliables 6 qui assurent la stabilité aérodynamique; f) un tube de stockage 7, qui sert de rampe de lancement Lorsque le missile I, II ou III sort du tube 7 sous l'action des deux propulseurs la et lb, la combustion de ceux-ci - est terminée et le centre de gravité G du missile se trouve alors dans le plan contenant la composante transversale M de la poussée du propulseur de croisière 2. Le missile est' alors piloté uniquement en force. Dans le cas du missile II de la figure 2, la charge 4 se trouve à l'avant et le propulseur principal 2 est subdivisé en deux propulseurs 2a et 2b, disposés de part et d'autre du centre de gravité G et se consommant de façon identique, de sorte que pendant la durée du vol le centre de gravité G reste fixe. Ceci est illustré par le schéma B de la figure 4, sur laquelle on a représenté les variations-de la distance 1 séparant l'avant du missile I, II ou III de son centre de gravité G, en fonction du temps T (sur la figure 4, on a supposé l'axe des temps orienté de la droite vers la gauche). Dans le missile III de la figure 3, la charge 4 se trouve à l'avant comme dans la figure 2 mais le propulseur 2 est unitaire et opposé de la charge 4 par rapport au centre de gravité G. Aussi, au fur et à mesure que la charge du propulseur 2 se consume, le centre de gravité G se déplace vers l'avant du missile III, la distance 1 diminuant. Ceci est illustré par la courbe C de la figure 4. En revanche, dans le missile I conforme à l'invention (voir figure 1), le propulseur de vol 2 se trouve à l'avant tandis que la charge 4 est subdivisée en une charge principale 4b disposée à l'arrière et une charge auxiliaire 4a (pouvant ne pas exister) disposée à l'avant. Il en résulte que, au fur et à mesure de la combustion de la poudre du propulseur de vol 2, le centre de gravité G du missile I recule (délestage), la vitesse axiale augmente et à chaque ordre de manoeuvre commandé la composante transversale M de la poussée du propulseur 2 crée un couple qui engrendre une incidence, donc une portance. La composante transversale M et la portance ainsi créées produisent chacune des effets de manoeuvre qui s'ajoutent. Sur la figure 4, la courbe A illustre l'augmentation de la distance 1 avec la durée de vol. Sur la figure 5, on a illustré par les courbes D, E et F la manoeuvrabilité des missiles I,II,III en fonction du temps de vol. Pour cela on a porté en ordonnées le facteur de charge n et en abscisses le temps T. Cette figure montre que la manoeuvrabilité du missile selon l'invention subit une augmentation avec le temps, alors que le missile III de la figure 3 devient de moins en moins bien manoeuvrable. Pour le missile II de la figure 2, on obtient une légère augmentation de manoeuvrabilité due au délestage en charge propulsive (la droite H représente le cas fictif d'un délestage nul). La figure 6 montre la vitesse V (en m/s) du missile I et la distance X (en m) parcourue par celui-ci en fonction du temps T (en s). On remarquera que la division d'une charge militaire de type charge creuse en deux éléments dont l'un 4a est à l'avant du propulseur et l'autre 4b à l'arrière de celui-ci est avantageuse. En effet, cette disposition permet, pour une même longueur de missile d'avoir une distance d'action (distance a entre la charge et le blindage au moment de la détonation) de la charge principale arrière 4b, nettement plus grande que dans une conception classique avec charge principale à l'avant (voir les figures 2 et 3) ce qui est très favorable à l'efficacité de la charge, c'est-à-dire à la pénétration b dans une plaque de blindage (voir la figure 7a. La courbe J de la figure 7b montre que la distance de pénétration b passe par un maximum en fonction du rapport a o a est la distance d'action définie ci-dessus et d le diamètre du missile (figure 7a). Sur la courbe J, le missile I selon l'invention correspond à un point K plus avantageux que le point N correspondant au missile III de la figure 3. Ci-dessus, on a décrit un exemple de missile entraîné en autorotation autour de son axe L-L, de sorte que deux tuyères de pilotage en force sont suffisantes. Si le mis- sile était stabilisé en roulis, il devrait comporter au moins quatre moyens latéraux de pilotage en force. Comme on peut le voir sur la figure 1, le tube 7 peut présenter vers l'avant un diamètre supérieur à celui de sa partie arrière et la partie avant du missile, également de plus faible diamètre que la partie arrière de celui-ci, est maintenue par une cale annulaire 9. REVENDICATIONS 1.- Procédé de pilotage d'un missile lancé à faible vitesse à partir d'un tube et équipé d'un système propulseur du type à charge propulsive combustible, caractérisé en ce que l'on détermine et on agence ledit système propulseur (la,lb, 2) pour qu'il puisse fournir au missile I à la fois la poussée propulsive axiale R et des forces M de manoeuvre de pilotage en force et que la variation de position du centre de gravité G du missile I sur l'axe L-L de celui-ci en fonction de la combustion de la charge propulsive soit telle que, à la sortie du tube 7, le centre de gravité G passe par la ligne d'action desdites forces de manoeuvre M et que, pendant le vol, elle permette l'apparition de couples générateurs d'incidences aéro- dynamiques produisant des forces de manoeuvre s'ajoutant à celles du pilotage en force. 2.- Procédé de pilotage selon la revendication 1, caractérisé en ce que, pendant le vol, le centre de gravité G du missile I recule le long de l'axe L-L. 3.- Système d'arme destiné à la mise en oeuvre du procédé selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2 et compor- tant un tube de lancement (7) et un missile (1), ce dernier étant pourvu d'un système propulseur (la,lb,2) et de moyens de commande (5) de celuici, caractérisé en ce que ledit système propulseur comporte, d'une part, au moins un accélérateur intégré (la,lb) dont la combustion est terminée avant la sortie du tube 7 et qui est capable de communiquer au missile I, à la sortie du tube 7 une faible vitesse initiale et, d'autre part, au moins un propulseur de vol 2 pourvu de moyens latéraux 3a, 3b de pilotage en force. 4.- Système d'arme selon la revendication 3, caractérisé en ce que le missile est stabilisé en roulis et comporte au moins quatre moyens latéraux de pilotage en force. 5.- Système d'arme selon la revendication 3, caractérisé en ce que le missile est entraîné en autorota- tion autour de son axe L-L et comporte seulement deux moyens latéraux 3a,3b de pilotage en force. 6.- Système d'arme selon l'une quelconque des revendi- cations 3 à 5, caractérisé en ce que les moyens de pilotage en force latéraux 3a,3b sont constitués par des tuyères mobiles à débit constant ou des tuyères fixes à débit variable. 7.- Système d'arme selon l'une quelconque des revendi- cations 3 à 5, caractérisé en ce que les moyens de pilotage en force latéraux 3a,3b sont constitués par des tuyères fixes comportant des dispositifs déviateurs de jet. 8.- Système d'arme selon l'une quelconque des revendi- cations 3 à 7, caractérisé en ce que le propulseur de vol 2 brûle symétri- quement par rapport à l'axe L-L du missile. 9.- Système d'arme selon l'une quelconque des revendications 3 à 8, comportant une charge militaire (4), caractérisé en ce que le propulseur de vol 2 se trouve à l'avant du missile I et la charge militaire (4) à l'arrière. 10.- Système d'arme selon l'une quelconque des revendi- cations 3 à 8, caractérisé en ce que cette charge est subdivisée en une charge principale 4b disposée à l'arrière du missile et une charge auxiliaire 4a disposée à l'avant de celui-ci. 11.-Système d'arme selon l'une des revendications 9 ou 10, caractérisé en ce que la charge militaire unique ou principale 4b se trouve juste devant les accélérateurs intégrés (la,lb) et en ce que l'éventuelle charge auxiliaire 4a se trouve juste devant le propulseur de vol 2. 12.- Missile destiné au système d'arme spécifié sous l'une quelconque des revendications 3 à 11.