FR 2590662 A1 19870529 FR 8616655 A 19861128 Dispositif de guidage biaxiaL d'un missile. L'invention concerne un dispositif de guidage biaxial d'un missile, notamment d'un missile de largage de sous-munitions. On décrit dans le brevet allemand 30 24 908 un dispositif de guidage permettant de diriger le missile autour d'un axe. On prévoit des gouvernes dont les arbres peuvent être réglés au moyen d'un moteur. Une telle struc- ture est onéreuse. Pour permettre le guidage autour de deux axes, il faudrait un autre moteur avec une autre paire de surfaces de commande. Le but de l'invention est de proposer un dispo- sitif de guidage avec lequel on peut régler la position en vol du missile de largage autour de son axe de tangage et de son axe de lacet au moyen d'un seul corps de commande. Ce but est atteint conformément à l'invention par le fait qu'on monte à l'arrière du missile, sur un dispositif de guidage, un corps de commande symétrique par rapport à l'axe de vol, le corps de commande peut être déplacé axialement (premier sens de déplacement), radiale- ment par rapport à l'axe de vol, au moyen du dispositif de guidage, le corps de commande peut tourner, au moyen du dispositif de guidage, autour de l'axe de vol ou d'un axe parallèle à celui-ci (second sens de déplacement), et le dispositif de guidage déplace avec un moteur le corps 2 2590662 de commande, d'abord dans l'un des sens de déplacement, puis dans l'autre sens, dans une position de commande dans laquelle il dépasse du contour du missile excentriquement par rapport à l'axe de vol. Tant que le corps de commande se trouve dans sa position centrale, il n'influence pas la position de vol. Si on souhaite un déplacement, on fait sortir le corps de commande à l'emplacement approprié au delà du contour du missile. Le corps de commande peut sortir à tout empla- cement de la périphérie du missile. Pour celà, un seul moteur suffit. Si on doit faire sortir le corps de commande à un emplacement déterminé de la périphérie, ou bien le corps de commande est d'abord poussé radialement et il peut être arrêté dans cette position, par exemple au moyen d'une butée; ensuite, le moteur continuant à fonctionner provoque un pivotement le long de la périphérie du missile. Ou bien on fait tourner le dispositif de guidage d'abord dans la position périphérique du corps de commande nécessaire pour influencer l'orientation, puis, après avoir arrêté le mouvement de rotation concentrique, le moteur continuant à tourner conduit à un déplacement radial du corps de commande dans sa position excentrique efficace. Dans une réalisation préférée de l'invention, le corps de commande est constitué par un tronc de cône qui va en s'amincissant en direction du missile et qui dépasse, également dans sa position centrale, par sa surface latérale conique au delà du contour du missile. Ce tronc de cône, dans sa position centrale, a un effet stabilisant sur la position en vol. Il freine la vitesse de vol de la façon souhaitée. D'autres réalisations avantageuses de l'invention apparaîtront dans la description ci-après d'un exemple de réalisation représenté schématiquement sur le dessin, sur lequel: 3 2590662 la figure 1 représente schématiquement un missile; la figure 2 est une vue du missile dans le sens de la flèche II de la figure 1; et la figure 3 est une vue en perspective du dis- positif de guidage du missile. On monte sur unmissile 1, àl'arrière, un corps de commande 2 en forme de tronc de cône. Son petit diamètre correspond à celui du fuselage du missile; le corps de commande en forme de tronc de cône 2 se rétrécit donc en direction du missile 1. En position centrale (voir fig. 1), il dépasse radialement par sa surface latérale conique, symétriquement par rapport à l'axe, au delà du fuselage du missile. Le corps de commande 2 peut être déplacé radialement par rapport à l'axe de vol A dans le sens de la flèche R, et, dans le plan de sa section transversale, il est monté sur un dispositif de guidage 3 de façon à pouvoir tourner dans le sens de la flèche D (voir fig. 2). Ceci est montré sur la fig. 3. Sur le missile 1 (voir fig. 3), une bague 4 est montée de façon à pouvoir tourner autour de l'axe de vol A par l'intermédiaire d'un roulement à billes 5. La bague 4 comporte une barre transversale 6. Sur celle-ci est monté un coulisseau 7. Celui-ci comporte deux blocs de coulisse- ment 9, 10 reliés par une tige 8. A chaque bloc 9, 10 est associée une butée 11 sur la bague 4. Au moyen de deux ressorts de pression 12, 13, les blocs de coulissement 9, s'appuient sur une partie de surface 14 de la barre transversale 6. Les ressorts de pression 12, 13 maintien- nent le coulisseau 7 en position centrale. On prévoit dans le missile 1 un moteur 15 pour actionner le dispositif de guidage. Son arbre de moteur 16 traverse librement la barre transversale 6. A son extrémité est fixé un organe d'entraînement excentrique 17 qui entoure par une fente 18 un tourillon 19 disposé sur la tige 8. 4 2590662 Le corps de commande 2 est fixé aux blocs de coulissement 9 et 10. Le mode de fonctionnement du dispositif décrit est le suivant: lorsque le moteur 15 tourne, l'organe d'entratnement 17 pivote et les blocs de coulissement 9, 10 sont déplacés sur la barre transversale 6 jusqu'à la butée 11. Le corps de commande 2 dépasse maintenant radialement au delà du contour du missile (voir fig. 1 position représentée en tirets, et fig. 2). Si le moteur 15 continue à tourner, la bague 4 est contrainte de tourner avec lui. Le corps de commande 2 tourne alors dans le sens de la flèche D jusqu'à ce qu'il se trouve à l'emplacement souhaité sur la périphérie du missile. Dans cette position le corps de commande 2 est bloqué par des moyens non représentés. Le moteur 15 peut alors être arrêté. En fonction de la position asymétrique du corps de commande, le missile 1 pivote autour de son axe de tangage ou de son axe de lacet. Si on supprime le blocage du corps de commande 2, les ressorts de pression 12, 13 ramènent l'organe 17 et avec lui le corps de commande 2 en position centrale ou de repos. La rotation effectuée n'a donc pas besoin d'être annulée. En ce qui concerne ce qui vient d'être dit, on part du fait que les ressorts de pression 12, 13 sont suffisamment faibles pour ne pas gêner le déplacement du coulisseau 7. Toutefois, on peut également calculer les ressorts de pression 12 et 13 avec une force telle que, lors de l'actionnement du moteur 15, c'est d'abord la bague 4 qui est entratnée en rotation. Le corps de commande 2 ne sort donc pas encore radialement. Une fois que le coulisseau 7 se trouve dans la position périphérique angu- laire souhaitée, la bague 4 est alors bloquée par un dispo- sitif non représente, par exemple un frein électromécanique. Le moteur 15 continuant à tourner, les blocs de coulissement 9 et 10 se déplacent du fait du pivotement de l'organe 17, 2590662 grace à quoi le corps de commande 2 sort maintenant radia- lement jusqu'à la butée. La commande du moteur 15 peut être calculée de telle sorte qu'il ne tourne que dans un sens. Mais elle peut également être conçue de telle sorte que le moteur 15 puisse tourner dans les deux sens. Dans ce dernier cas, les angles de rotation nécessaires pour atteindre la posi- tion en rotation souhaitée sont plus petits, c'est-à-dire qu'on peut agir plus rapidement sur la position en vol du moment. 6 2590662 REVENDICATIONS 1. Dispositif de guidage biaxial d'un missile, caractérisé en ce qu'on monte à l'arrière du missile (1), sur un dispositif de guidage (3), un corps de commande (2) symétrique par rapport à l'axe de vol (A), le corps de commande (2) peut être déplacé radialement par rapport à l'axe de vol (A) au moyen du dispositif de guidage (3), (premier sens de déplacement R) , le corps de commande (2) peut tourner au moyen du dispo- sitif de guidage (3) autour de l'axe de vol (A) ou d'un axe parallèle à celui-ci (second sens de déplacement D), et le dispositif de guidage (3) déplace avec un moteur (15) le corps de commande (2), d'abord dans l'un des sens de déplacement, puis ensuite dans l'autre sens de déplacement, jusqu'à une position de commande dans la- quelle il dépasse, excentriquement par rapport à l'axe de vol (A), le contour du missile (1). 2. Dispositif de guidage selon la revendication 1, caractérisé en ce que le dispositif de guidage (3) déplace le corps de commande (2) radialement d'abord jusqu'à une butée (11), puis le fait ensuite tourner dans le plan de section transversale. 3. Dispositif de guidage selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le corps de commande (2) peut être déplacé au choix dans les deux directions à partir de sa position centrale, au moyen du dispositif de guidage (3). 4. Dispositif de guidage selon l'une des revendica- tions précédentes, caractérisé en ce que le corps de com- mande (2) peut tourner au choix dans les deux sens au moyen du dispositif de guidage (3). 5. Dispositif de guidage selon l'une des revendica- tions précédentes, caractérisé en ce que le dispositif de guidage (3) comporte une bague (4) montée à rotation, sur laquelle un coulisseau (7) pour le corps de commande (2) peut se déplacer radialement. 6. Dispositif de guidage selon l'une des revendi- cations précédentes, caractérisé en ce que le moteur (15) agit sur le coulisseau (7) au moyen d'un organe d'entrai- nement (17) pouvant tourner autour de l'axe de vol (A). 7. Dispositif de guidage selon l'une des revendi- cations précédentes, caractérisé en ce que des ressorts de rappel (12, 13) sont disposés entre le coulisseau (7) et la bague (4). 8. Dispositif de guidage selon l'une des revendi- cations précédentes, caractérisé en ce que le corps de commande est constitué par un tronc de cône (2) qui se rétrécit en direction du missile (1) et dont la surface latérale conique dépasse, également en position centrale, au delà du contour du missile.