FR 2684723 A1 19930611 FR 9115271 A 19911210 PROPULSEUR A PROPERGOL SOLIDE A POUSSEE MODULABLE ET MISSILE EQUIPE L'invention se situe dans le domaine du guidage des missiles à propergol solide en particulier des missiles tactiques. On sait, par exemple, par les brevets Thomson Brandt nO EP O 064 433, EP 0 063 979 ou FR 2 588 372 qu'il est possible de guider un missile au moyen de jets latéraux de gaz propulsifs. Les jets latéraux sont fournis par des groupes propulsifs autonomes qui débitent en permanence. Lorsqu'aucun changement de direction n'est nécessaire, le ou les groupes propulsifs de direction débitent dans des tuyères latérales opposées deux à deux de part et d'autre de l'axe du missile. Lorsqu'un changement de direction est nécessaire, une ou plusieurs tuyères sont fermées par des moyens d'obturation commandés de façon à créer une dissymétrie. Le point d'application des forces créées par les jets sortant des tuyères latérales peut-être appliqué au centre de gravité du missile auquel cas il y a changement de direction par composition de forces.Il peut être appliqué en avant ou en arrière du centre de gravité auquel cas il y a changement de direction, par application d'un couple à la force constituée par le jet du propulseur principal. Les modes d'action décrits ci-dessus ne changent pas la vitesse axiale du missile. Un changement de direction angulaire nécessite pour une valeur d'angle donnée une poussée qui croît, en première approximation avec le carré de la vitesse axiale du missile. Une meilleure manoeuvrabilité d'un missile peut donc être obtenue par une modulation de la poussée d'un propulseur équipant le missile. La défense anti-aérienne moderne, basée principalement sur des missiles guidés, doit faire face à des menaces variées : avions, missiles, bombes guidées, hélicoptères, drones... Les caractéristiques très différentes de ces menaces imposent au missile chargé de I'interception des performances diverses, parfois contradictoires. Par exemple, une attaque de plusieurs missiles rapides et furtifs, donc détectés tardivement, doit être contrée par des missiles défenseurs euxmêmes très rapides, alors que des hélicoptères dissimulés derrière des obstacles doivent être interceptés par des missiles plus lents capables de contourner ces obstacles. II importe donc, pour contrer ces différentes menaces, de disposer d'un missile dont la vitesse instantanée est modulable en fonction des besoins opérationnels.Une telle modulation est également intéressante pour des missiles stockés et lancés verticalement, car leur tir s'accompagne très souvent d'un virage serré qui ne peut être réalisé qu'à faible vitesse. Le problème est que la propulsion des missiles surface-air est généralement assurée par des propulseurs anaérobies à propergol solide dont le régime est fixé lors de leur conception. II en résulte qu'on ne peut maîtriser la vitesse de tels missiles pendant leur utilisation. Les actions sur la vitesse obtenue par exemple au moyen d'aérofreins manquent d'efficacité en particulier pendant la phase d'accélération du missile. De même les dispositifs d'arrêt de poussée utilisés sur les lanceurs spatiaux sont d'une utilisation très limitée car il s'agit de dispositifs destinés à éteindre le propulseur de manière irréversible et qui conduisent en environnement atmosphérique à une décroissance de la vitesse. Pour augmenter la manoeuvrabilité et moduler à volonté la vitesse d'un missile propulsé par un propulseur à propergol solide, il est prévu selon l'invention d'équiper ce dernier en plus de la tuyère principale, de conduits d'échappement débouchant latéralement. L'entrée de ces conduits est placée en amont du col de la tuyère. La section transversale minimum de ces conduits est suffisamment petite pour que leur ouverture ne conduise pas à une extinction du propulseur mais seulement à un changement du point du fonctionnement par changement du coefficient de serrage du bloc propulsif. Aussi, I'invention est-elle relative à un propulseur à propergol solide destiné à produire une poussée dite propulsive selon un axe xx', le propulseur comportant une chambre haute pression recevant les gaz de combustion du propergol, au moins une tuyère assurant la poussée propulsive, caractérisé en ce qu'il comporte en outre, des conduits obturables comportant une entrée et une sortie, L'entrée étant située dans la chambre haute pression et dont la sortie est orientée selon une direction sensiblement perpendiculaire à l'axe xx'. II est dit "sensiblement" perpendiculaire car il n'est pas indispensable que l'axe des tuyères latérales soit strictement perpendiculaire à l'axe du missile. En particulier il peut être intéressant tant pour la manoeuvre du missile et pour la réduction de poussée, que la poussée des tuyères latérales fasse avec l'axe du missile un angle légèrement inférieur à 900 de façon à créer une composante de freinage. Lorsque tous les conduits sont obturés, le coefficient de serrage du propergol est maximum et le propulseur fournit sa poussée maximum. Pour diminuer la poussée sans modifier les directions, il est prévu selon l'invention d'ouvrir des conduits de façon simultanée. Les conduits ouverts ainsi de façon simultanée sont disposés de tel sorte que la résultante de leurs poussées latérales s'annule. A cette fin, les sorties des conduits peuvent être disposés par paires, une paire étant constituée de deux conduits symétriques par rapport à l'axe du missile. Ils peuvent aussi être disposés en groupe au sommet de un ou plusieurs polygones réguliers. Les axes de poussées des jets de gaz sortant des conduits convergeant vers l'axe du missile. Lorsque toutes les paires, ou tous les groupes de conduits sont ouverts, le serrage du propergol est fortement diminué et le point de fonctionnement du propulseur est déplacé de telle sorte que la vitesse de combustion de la poudre est diminuée. De la sorte, la poussée est diminuée en raison d'un double phénomène, d'une part, la vitesse de combustion diminuant, le débit massique du propulseur est diminué et d'autre part, une part moindre de ce débit est utilisé pour la propulsion puisqu'une partie des gaz s'échappe latéralement. Pour imprimer au missile un changement de direction, il suffit de façon connue d'ouvrir les conduits de façon dissymétrique. Des explications sur le fonctionnement du propulseur selon l'invention seront ci-après, données en référence à la figure 1. Des exemples de réalisation seront ensuite décrits en références aux autres dessins annexés dans lesquels - la figure 2 est une coupe longitudinale d'un propulseur réalisé selon l'invention, - la figure 3 est une coupe transversale de ce propulseur, - la figure 4 représente un missile équipé d'un propulseur selon l'invention, la figure illustrant le fonctionnement selon un mode dit à poussée maximale, - la figure 5 illustre le fonctionnement du même missile selon un mode dit à poussée réduite, - la figure 6 illustre le fonctionnement du même missile selon un mode dit manoeuvre, - la figure 7 est un schéma illustrant la disposition des conduits par groupe au sommet de polygones, - la figure 8 est un schéma illustrant la disposition des conduits selon des paires dont les éléments sont diamétralement opposés l'un à l'autre. Les figures la et lb sont destinées à expliquer le mode de fonctionnement d'un propulseur selon l'invention. La figure la représente un propulseur M équipé d'un bloc de propergol solide B. La surface de combustion de ce bloc est S. On s'attache en général à conserver constante la surface S tout au long de la combustion du bloc. Le propulseur est équipé d'une tuyère T dont le col a une surface At. Le coefficient S/At est appelé coefficient de serrage du propergol. Ce coefficient détermine la pression P à l'intérieur de la chambre haute pression H du propulseur d'une façon qui sera explicitée en référence à la figure lb. Cette figure représente un système d'axes de coordonnées où les pressions P à l'intérieur de la chambre H sont portées en abscisse et les vitesses de combustion en ordonnée. La courbe C est une courbe montrant comment varie la vitesse de combustion d'un propergol en fonction de la pression externe qui s'exerce sur le front de combustion. On admet en général que la vitesse d'éjection des gaz à travers la tuyère est proportionnelle à la pression à l'intérieur de la chambre H. Cette vitesse d'éjection est donc représentable par des droites D1 D2... passant par l'origine. Ces droites sont appelées droite de serrage car leur pente est une fonction pour un propergol du seul coefficient de serrage. Pour un serrage donné représenté par exemple par la droite D1, le point de fonctionnement du propulseur est déterminé par le point A intersection de C et de D1. Au point A, les gaz sont éjectés par la tuyère aussi vite qu'ils sont produits. Si l'on diminue le serrage par exemple par ouverture d'une ou plusieurs tuyères annexes, le nouveau serrage est représenté par la droite D2 qui coupe la courbe C au point B. En ce point B, la pression P est plus faible et donc en général la vitesse de combustion v est également plus faible. II en résulte que le débit massique des gaz et donc la poussée sont plus faibles. Si, de plus, I'ouverture des tuyères annexes conduit les gaz sortant par ces tuyères à exercer sur le missile une poussée latérale et non plus axiale, la poussée axiale est encore diminuée de ce fait. La figure 2 représente une coupe longitudinale d'un propulseur équipé pour fonctionner de la façon ci-dessus décrite. Elle représente un propulseur 1 équipé d'un bloc de poudre 2 qui dans le cas de la réalisation comporte un canal central. Ce bloc 2 est situé dans une chambre haute pression 3, constituée par le volume laissé libre entre l'enveloppe 4 du propulseur 1 et le bloc de poudre 2. Dans le cas de la réalisation le propulseur comporte une rallonge de tuyère 5, terminée par un col de tuyère 6 et une tuyère 7. Disposés symétriquement par rapport à l'axe xx' du propulseur 1, deux conduits obturables 8 (81 et 82) ayant une entrée 10 (101 102) et terminés par un divergent 9 (91 et 92) permettent, lorsqu'ils sont ouverts, de diriger une partie des gaz de combustion perpendiculairement a l'axe xx' du propulseur.L'ouverture est commandée par des lames rétractables 12 (121 et 122) actionnées par des servocommandes 11(111 et 1 12) Ces servocommandes 1 1 reçoivent leurs ordres d'ouverture et fermeture d'un calculateur de guidage non représenté. Les organes de commandes Il, et les lames rétractables 12 sont logés autour de la rallonge de tuyère derrière l'enveloppe 4 du propulseur 1. L'alimentation en énergie provient d'autres équipements du missile. Les orifices de sortie 9 des conduits 8 sont disposés entre les éléments de voilure arrière du missile sur lequel le propulseur est monté, non représentés sur cette figure. La figure 3 représente une coupe transversale d'un missile 14 comportant le propulseur représenté figure 2 et réalisée au niveau de l'axe yy' de la figure 2. Cet axe passe par les centres des tuyères latérales 9. Cette figure est destinée à montrer l'implantation des conduits 8 dans l'architecture du missile. Dans le cas de la réalisation, les conduits sont au nombre de 4, disposés à 900 les uns des autres autour de l'axe xx' du missile qui dans le cas de la réalisation est confondu avec celui du propulseur. Les conduits débouchent symétriquement entre les éléments de voilure 13 (131 à 134) qui dans le cas de la réalisation est une voilure cruciforme. Trois modes de fonctionnement sont distingués et représentés sur les figures 4 à 6. - le mode poussée maximale, dans lequel les conduits 8 sont tous obturés représente figure 4. Dans ce mode, tous les gaz sont éjectés par la tuyère 7. Les tuyères 9 situées entre les éléments de voilures 13 d'un missile 14 ne sont pas alimentées. - le mode poussée réduite représenté figure 5. Dans ce mode, les conduits 8 sont partiellement ou totalement ouverts de façon identique. Les conduits présentant une symétrie de révolution par rapport à l'axe xx' du missile, il en résulte qu'aucun couple à manoeuvrer n'est exercé sur le missile. Comme expliqué plus haut, la poussée est réduite du fait de la diminution du débit de gaz et de la réduction de la proportion de ceux qui sont employés pour la poussée axiale. - enfin, le mode manoeuvre représenté figure 6. Dans ce mode, certains conduits 8 sont partiellement ou totalement ouverts, de façon dissymétrique de façon à créer un couple de manoeuvre. Les figures 7 et 8 sont des coupes transversales de propulseur effectuées au niveau d'axes de tuyères latérales et sont destinées à illustrer d'autres modes d'implantation possibles des conduits 8. La figure 7 illustre une forme de réalisation où les sorties 9 sont situées par rapport à la périphérie du missile au sommet de polygones réguliers. Dans le cas de la figure 7, les polygones sont constitués par deux triangles équilatéraux ; un premier jeu de sorties 91 à 93 est situé à la hauteur du plan de coupe, un second jeu 94 à 96 est situé en arrière du plan de coupe. La figure 8 illustre un autre mode possible d'implantation. Dans un but de simplification seuls les axes des orifices de sorties 9 ont été représentés. Dans le cas de la figure 8, les orifices sont constitués de quatre trios identiques situés à 900 les uns des autres. Chacun des orifices a un orifice qui lui est diamétralement opposé. Sur la figure 8, les orifices opposés ont des indices dont la somme est égale à 13 par exemple 91 912 95 98--- REVENDICATIONS 1. Propulseur (1) à propergol (2) solide destiné à produire une poussée dite propulsive selon un axe xx', le propulseur comportant une chambre haute pression (3) recevant les gaz de combustion du propergol, au moins une tuyère (7) assurant la poussée propulsive, caractérisé en ce qu'il comporte en outre, des conduits obturables (8) comportant une entrée (10) et une sortie (9), l'entrée étant située dans la chambre haute pression (3) et dont la sortie (9) est orientée selon une direction sensiblement perpendiculaire à l'axe xx'. 2. Propulseur selon la revendication 1, caractérisé en ce que les sorties (9) des conduits obturables sont réparties autour de l'axe xx' selon les sommets d'un polygone régulier. 3. Propulseur selon la revendication 1, caractérisé en ce que les conduits 8 sont disposés par paires, une paire étant constituée de deux conduits (8) dont les sorties (9) sont symétriques l'une de l'autre par rapport à l'axe xx'. 4. Propulseur selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que les conduits (8) sont obturables par des palets (12) mobiles commandables individuellement. 5. Propulseur selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'ouverture de l'ensemble des conduits provoque une réduction sensible de la vitesse de combustion du propergol. 6. Propulseur selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comporte en outre en arrière de la chambre haute pression (3) et en amont de la tuyère (7) une rallonge de tuyère (5) autour de laquelle sont logées des organes (11) de commande des palets (12) d'obturation des conduits latéraux (8). 7. Missile équipé d'un propulseur selon l'une des revendications 1 à 6. 8. Missile selon la revendication 7 caractérisé en ce que les sorties (9) des conduits latéraux (8) sont disposées au niveau de plans de section transversale différents.