FR 2872270 A1 20051230 FR 0203852 A 20020327 PERFECTIONNEMENTS RELATIFS AUX LANCEMENTS DE MISSILES La présente invention concerne les perfectionnements dans les procédés et les dispositifs pour lancer des missiles et des projectiles et plus particulièrement, mais non exclusivement, au lancement vertical desdits missiles et desdits projectiles. Le concept du missile lancé verticalement a été employé par les concepteurs et les fabricants de systèmes d'armes pour faciliter préférentiellement le lancement de missiles terrestres et de missiles lancés à partir de bateaux. L'état actuel de l'art concernant les systèmes et les dispositifs utilisés pour le lancement vertical de missiles est généralement divisé en deux catégories, à savoir le lancement dur ("hard") et le lancé à froid ("cold"). Dans un système de lancement dur ("hard"), le moteur du missile est mis à feu tandis que le missile se trouve dans le canon de lancement. Cette approche exige une gestion significative des flux de gaz dus aux forces et aux débris produits en raison de la possibilité de mise à feu du moteur primaire de lancement de missile dans le tube de lancement. Dans un tel système de lancement, le missile accélère rapidement et effectue des basculements grâce un composant à vitesse verticale élevée. Les problèmes associés à l'état de l'art de tels systèmes de lancement dur ("hard") sont relatifs dans la plupart des cas aux effets du flux de gaz de missile sur le tube de lancement et la structure environnante. En termes de conception de tube de lancement, dans un système de lancement dur ("hard"), le canon entourant le missile est conçu pour contenir de façon sécurisée une situation de "départ de feu". Dans une telle situation, un lanceur de missile peut avoir été mis à feu, mais pour des raisons techniques, le missile n'est pas capable de quitter le canon. Le moteur du missile continue ainsi à brûler pendant la durée de sa charge de carburant tout en étant encore dans le canon. Dans le but d'éviter les dommages causés à la structure environnante ou aux missiles adjacents si le missile est contenu dans un système de lancement de missiles multiples, les canons de lancement due ("hard") sont en conséquence généralement d'une haute résistance et correspondent à des conceptions de matière élevée. En plus de la masse exigée en raison de la résistance de la structure du lanceur, les armes à lancement dur ("hard") nécessitent un moteur à propulsion pour mettre à feu le lancement de l'arme dans le canon, en conséquence de quoi on ajoute une masse et une longueur au système de lancement combiné et à l'assemblage de l'arme. En outre, dans un système de lancement dur ("hard") qui comprend une conception à canons multiples, des masses significatives additionnelles sont exigées pour gérer les charges thermiques générées dans chacun des canons. La gestion de ces charges thermiques est nécessaire pour assurer qu'aucune interférence ne soit causée entre les canons en raison de la présence de plusieurs flux de gaz provenant des missiles qui pourrait affecter défavorablement le lancement rapide de plusieurs armes. D'autres inconvénients des systèmes de lancement dur ("hard") consiste en l'identification facile de la position du lancement de missiles et la génération de flux de gaz et des débris lancés avec la possibilité d'endommager ou d'obscurcir les fenêtres de capteurs pendant la phase de lancement. Dans un système de lancement à froid ("cold"), la fusée missile est mise à feu seulement après qu'elle a été "poussée" en dehors du canon et dans certains cas orientée en direction de son trajet de vol prévu. Un exemple d'un tel système pourrait être le SA-N-6 qui équipa la marine Russe à la fin des années 80 à bord des croiseurs de classe Kirkov et Slava. Les inconvénients associés aux systèmes de lancement à froid ("cold") consistent en l'obligation pour le tube de lancement de contenir un appareil nécessaire pour éjecter le missile, ajoutant ainsi à la masse et à la complexité du canon et de l'assemblage du missile. Le tube de lancement utilisé dans l'état de l'art des systèmes de lancement à froid ("cold") emploie généralement une charge explosive prévue pour éjecter le missile du canon, nécessitant de plus que le tube retienne un élément de gestion du flux de gaz. En outre, à cause de l'utilisation d'un lanceur à éjection de charge, des débris sont toujours produits qui peuvent entraîner une identification non souhaitée du site du lancement de missiles et la possibilité de dommages due à une interférence non désirée avec les fenêtres de capteurs de missiles. L'invention décrite ci-après est une alternative aux systèmes de lancement dur ("hard") et à froid ("cold") et permet d'obtenir des améliorations techniques significatives en relation avec les logistiques de lancement de missiles, une sécurité du système d'arme et une efficacité opérationnelle. En conséquence, il est proposé un dispositif de lancement de missiles comprenant au moins un canon, chaque canon comprenant en outre un tube avec une ouverture pour recevoir un missile, et un moyen de piston, ledit moyen de piston comprenant en outre un moyen de propulsion, chaque canon comprenant en outre un moyen d'arrêt du piston. Dans un mode d'exécution de l'invention, le générateur gaz/moteur de la fusée (RMGG) termine sa combustion au moment du choc du piston et le piston est arrêté, permettant que le missile puisse continuer sa trajectoire balistique. Le piston obstrue le tube de lancement en réduisant la signature du lancement. Dans un second mode d'exécution, le piston et le RMGG sont attachés au missile permettant un système d'éjection efficace, mais continuent à propulser le missile pendant la majeure partie de son vol libre. Des libérations de gaz provenant du RMGG peuvent aussi être utilisées pour fournir de la puissance à la réaction latérale du système de contrôle pour diriger, de façon avancée, le missile. À la mise à feu du moteur principal du missile selon une altitude et une orientation exigées, le piston est éjecté et tombe de côté. Dans un troisième mode d'exécution, plusieurs RMGGs sont incrustés ou fixés au piston et peuvent être activés, de façon unique ou à plusieurs en même temps, pour permettre des lancements ajustés de missiles. En outre, il est proposé un procédé de lancement d'un missile, comprenant l'utilisation d'un appareil lanceur de missiles comprenant au moins un canon, 2872270 5 chaque canon comprenant en outre un tube avec une ouverture pour recevoir un missile et chaque canon comprenant en outre un moyen de piston, ledit moyen de piston comprenant en outre un moyen de propulsion, chaque canon comprenant également un moyen d'arrêt du piston. L'invention décrit un procédé de lancement apparenté à un lancement à froid ("cold"), en ce que le moteur de fusée de missile est mis à feu après qu'il est sorti du canon. Cependant, l'éjection du missile est plus précisément contrôlée de telle manière que le missile soit sujet à des charges plus faibles et nécessite moins d'énergie pour accomplir le lancement et la séquence de basculement. La construction d'un système plus simple et présentant un faible poids est en conséquence possible. La technique permet également la possibilité de programmation des caractéristiques d'éjection du missile. Le missile est éjecté du tube de lancement par un piston dirigé grâce à du gaz chaud ou froid, similaire à un siège éjectable. L'invention utilise une nouvelle approche du piston thermique qui permet que l'éjection du missile soit contrôlée plus précisément afin que le missile soit sujet à des charges de lancement plus faible et nécessite moins d'énergie pour accomplir l'action de lancement. Le piston est pris et retardé avant qu'il ne quitte le canon afin d'empêcher des débris de lancement non désirés. En contraste avec les systèmes de lancement vertical conventionnels, l'invention propose une mise à feu du moteur de fusée après que le missile a été lancé et dirigé en direction de la cible. Cette caractéristique permet le lancement d'un missile depuis un canon d'une manière contrôlé sans les problèmes associés aux moteurs à propulsion conventionnels et aux moteurs de lancement, comportant des accélérations élevées, des dispersions importantes, une gestion et une révélation des flux de gaz provenant des missiles. L'invention est unique en ce que le piston thermique, qui est arrêté dans le tube à la fin da la mise à feu, est effectivement une partie du missile rendant la production du tube exempte d'explosifs. Le contrôle de la mise à feu g est possible avec le procédé conduisant à une constante g très faible étant considérée par le missile tout au long de la durée de la mise à feu, et donc la plate-forme, pendant le lancement. Une amélioration supplémentaire consiste en ce que la technique d'éjection est efficace en ce qu'elle emploie une combinaison d'une augmentation de poussée et une éjection de pression, de ce fait des pressions plus faibles sont ainsi possibles avec cette technique. Avec des pressions dans le canon aussi faibles que 3 bars, les temps de lancement et les rapidités d'éjection sont tels que des améliorations significatives peuvent être obtenues par rapport à des techniques de lancement conventionnelles. La pression faible permet également l'utilisation de matériau à faible poids et des nouvelles formes pour les canons de lancement. L'invention offre beaucoup d'avantages significatifs par rapport aux procédés de lancement vertical conventionnels, comprenant, une portée maximum plus longue pour une masse donnée si l'on compare avec les procédés de lancement vertical dur ("hard") et aucune obligation pour les impératifs de gestion des flux de gaz provenant des missiles dus au contrôle du mécanisme de la propulsion d'éjection dans le canon et en conséquence, aucun débris de lancement non désiré. En utilisant un système de lancement selon l'invention, il ne peut y avoir aucun risque d'une situation de "départ de feu", et en conséquence, les systèmes de lancement peuvent ainsi être fabriqués avec une construction simple, à faible poids. De tels systèmes nécessiteront également une maintenance réduite (c'est-à- dire aucun besoin de réparation ablative) et peuvent être conçus comme des systèmes à un seul coup (c'est-à-dire des "packs" éjectés / lâchés), ou comme des systèmes réutilisables. En outre, l'invention offre la possibilité de réductions ajustées dans les charges d'éjection de lancement (c'est-à-dire une optimisation des caractéristiques d'éjection pour des types de magasin connus d'un lanceur unique) et pour une capacité de portée minimum améliorée en raison d'une trajectoire mieux ajustée et d'un basculement de trajectoire plus direct qui peut permettre l'acquisition de la cible de façon plus rapide par le chercheur/localisateur du missile. D'autres avantages et améliorations sont possibles grâce à l'utilisation du système de lancement selon l'invention comprenant une réduction dans la probabilité de perception de la position du lancement en raison de la réduction des traces de fumée et de la chaleur du lancement, la capacité à lancer une variété de types de missiles et de contre-mesures (c'est-àdire que les caractéristiques d'éjection du canon peuvent être ajustées pour être appropriées à une large gamme de produits) et l'utilisation du système pour adapter les armes de lancement horizontal existantes au lancement vertical. On comprendra mieux l'invention à l'aide de la description, faite ciaprès à titre purement explicatif, d'un exemple d'un système de lancement d'arme, en référence aux figures annexées: - la figure 1 illustre un missile logé dans un canon de lancement selon l'invention, et - la figure 2 représente un diagramme de la trajectoire initiale d'un missile lancé par un système selon l'invention. La figure 1 représente un missile 2 et un pack d'enfoncement 12 contenus dans le canon 4, le cône de la queue du missile est représenté situé dans une alcôve dans un piston 14. Un couvercle de transition 6 est représenté pour protéger la sortie du tube du missile, et un couvercle frangible 8 est disposé de telle manière que le missile peut être maintenu dans un environnement fermé hermétiquement, afin de minimiser tout effet environnemental probable qui pourrait affecter de façon défavorable la fiabilité du système de lancement ou le fonctionnement du missile. Le missile 2 est supporté radialement et axialement pendant le transport grâce à la localisation du cône de la queue avec le piston 14 et à l'extrémité opposée du canon de lancement par le dispositif d'arrêt du piston. Le support offert au missile 2 aide à assurer que le piston 14 ne tourne pas et ne se coince pas pendant la phase de lancement. Le dispositif d'arrêt du piston 18 est conçu pour former un support latéral pour le missile, sans empêcher le passage des empennages du missile 20 ou des ailes 10 pendant le lancement. Le dispositif d'arrêt 18 fonctionne comme une extrémité d'arrêt non résiliente 14, absorbant son énergie cinétique et permettant que le piston 14 soit amené en position d'arrêt afin de maximiser le choc effectif du piston 14. Un générateur moteur/gaz de fusée (RMGG) 16 est incrusté dans ou fixé au piston 14 et fourni des forces motrices en générant à la fois de la pression et de la poussée. Cette disposition permet de contrôler la combustion du carburant, afin d'augmenter l'efficacité des gaz utilisés et minimiser les obligations de gestion des flux de gaz. Quand la commande de lancement du missile est enclenchée, le RMGG 16 est activé et génère un niveau prédéfini de poussée, forçant le piston 14 et le missile 2 à être accéléré jusqu'au sommet du tube du canon 4. Comme le missile est dirigé jusqu'au canon 4, la pointe du missile 2 perce le couvercle frangible 8 et, guidé par le dispositif d'arrêt du piston 18, le missile sort du canon de lancement 4. Le piston 14 est dirigé par le RMGG 16 jusqu'à ce qu'il rencontre le dispositif d'arrêt du piston 18, à chaque point où le piston 14 est mécaniquement amené à un arrêt, afin de fermer hermétiquement les flux de gaz provenant du RMMG dans le corps du canon de lancement 4. Le système d'éjection est conçu pour conférer au missile une vitesse de sortie suffisante pour lui permettre d'atteindre une altitude optimum de basculement dans un temps exigé tandis qu'il contient tous les effets d'éjection à l'intérieur du canon. La séquence représentée sur la figure 2 montre qu'un missile 2, quittant un "pack" de lancement vertical multiple 22 et étant tourné 2a, 2b, 2c en direction d'une cible prédéfinie, se situe à certaines positions grâce à un carburant solide, une fusée thermique, un propulseur 12. Le "pack" de propulsion 12 fournit un contrôle latéral au lancement, en embardée et en roulement et une fois le basculement effectué, le moteur principal de propulsion du missile est mis à feu 2d. L'invention décrit un basculement significativement plus doux et un missile significativement plus contrôlable, permettant une acquisition rapide de la cible par le chercheur en offrant ainsi des améliorations par rapport aux systèmes existant pour des interventions de portées minimum. Cette approche globale élimine le besoin pour un système de gestion complexe des flux de gaz provenant des missiles et permet qu'un lanceur plus simple, de faible poids puisse être utilisé. Ceci minimise les restrictions quant aux sites de lancement ou dues à la proximité de troupes au sol et permet que les déploiements dans des zones urbaines ne soient limités que par les nécessités des dispositifs de surveillance et d'alerte. Le système de lancement comprend au moins un tube avec des interfaces électriques pour le fonctionnement et le test ainsi qu'un mécanisme d'éjection. L'invention permettra le développement d'une conception unifiée de systèmes de lancement, utilisant des dimensions choisies qui peuvent permettre que le système soit configuré pour fournir des conteneurs de lancement multiples. 11 REVENDICATIONS 1. Dispositif de lancement de missiles comprenant au moins un canon, chaque canon comprenant en outre un tube avec une ouverture pour recevoir un missile, et un moyen de piston, ledit moyen de piston comprenant en outre un moyen de propulsion, chaque canon comprenant en outre un moyen d'arrêt du piston. 2. Procédé de lancement de missiles, comprenant l'utilisation d'un appareil lanceur de missiles comprenant au moins un canon, chaque canon comprenant en outre un tube avec une ouverture pour recevoir un missile et un moyen de piston, ledit moyen de piston comprenant en outre un moyen de propulsion, chaque canon comprenant également un moyen d'arrêt du piston. 3. Dispositif de lancement de missiles, substantiellement comme décrit précédemment avec référence aux dessins en annexe. 4. Procédé de lancement de missiles, substantiellement comme décrit précédemment avec référence aux dessins en annexe.