FR 2785381 A1 20000505 FR 9913457 A 19991027 La présente invention concerne d'une manière générale le domaine de la commande de manoeuvres d'un véhicule se déplaçant dans un environnement fluide et plus particulièrement une stratégie de manoeuvre pour améliorer des capacités d'exécuter des virages rapides. La figure 1, annexée à la présente demande, représente un véhicule classique 50 apte à se déplacer dans un milieu fluide, par exemple l'air, l'eau et un plasma. La forme de réalisation particulière du véhicule 50 est celle d'un système de missile conçu pour se déplacer dans l'air. Bien que l'invention soit décrite ici principalement dans le contexte d'un système de missile, on comprendra que l'invention n'est pas limitée à celui-ci. L'invention est décrite dans le contexte d'un système de missile pour la clarté de l'explication et pour faciliter la compréhension de l'invention. Les spécialistes de la technique, disposant de la présente description, constateront que les enseignements fournis ici peuvent tre extrapolés à d'autres véhicules aptes à se déplacer dans d'autres fluides, par exemple une torpille se déplaçant dans un volume d'eau. Le système de missile 50 représenté sur la figure 1 peut tre décrit comme étant un corps allongé 100 qui se déplace dans un milieu fluide, de façon typique l'atmosphère terrestre. Le missile 100 possède une section avant 102 et une section arrière 104 séparées par le centre de gravité 105 du corps 100 du missile, la section avant 102 possédant un dispositif de commande 110. Les dispositifs de commande de missiles peuvent tre fondamentalement classés comme étant du type aérodynamique avant, par exemple du type canards ; du type à propulsion avant, par exemple une unité de poussée ; du type aérodynamique arrière, par exemple des ailettes ; et du type à propulsion arrière, par exemple une unité de commande de vecteur de poussée. Par conséquent il apparaitra aux spécialistes de la technique, disposant de la présente description, que d'autres dispositifs de commande, différents de ceux représentés sur la figure 1, sont possibles et peuvent mme tre souhaitables en fonction de l'application particulière du système de missile 50. Par exemple, le dispositif de commande avant 110, un ensemble d'unités de poussée dans la forme de réalisation représentée, peut tre réalisé au lieu de cela, avec des systèmes canards. Des dispositifs de commande peuvent tre également utilisés en tandem. Certains aspects de la manoeuvrabilité d'un missile sont exprimés de façon typique en termes d'angles. La figure 2, annexée à la présente demande, indique la nomenclature des angles utilisée de façon typique par les spécialistes de la technique pour décrire la manoeuvrabilité d'un missile. Cette nomenclature est fréquemment définie en rapport avec un système de coordonnées inertiel, qui est fixe par rapport à la terre. Un axe dans le système de coordonnées est un"axe inertiel". Pour simplifier, un seul plan de tangage est utilisé pour définir la nomenclature, bien que les spécialistes de la technique constateront que plusieurs plans peuvent tre judicieux dans certains cas. L'angle 200 entre le nez 215 du système de missile 50 et l'axe inertiel 205 est désigné comme étant l'angle de tangage. L'angle 210 entre le nez 215 du missile 50 et le vecteur vitesse du missile 220 est désigné comme étant l'angle d'attaque. L'angle 225 entre le vecteur de vitesse 220, c'est-à-dire l'amplitude et la direction de déplacement du missile et l'axe inertiel 205 est désigné comme étant l'angle de la trajectoire de vol. Ainsi, comme représenté sur la figure 2, pour des manoeuvres dans le plan de tangage, l'angle de tangage 200 est la somme de l'angle d'attaque 210 et de l'angle de 225 de la trajectoire de vol 225. De façon typique, des missiles sont dirigés vers une cible. Cette cible peut se présenter sous la forme d'un ensemble de coordonnées inertielles ou d'un objet physique ou d'une combinaison des deux. Si le missile est fixe au lancement, l'angle initial 225 de cette trajectoire de vol est aligné avec le nez du missile ou est égal à son angle de tangage 200. Si le missile est lancé dans l'air, l'angle initial de la trajectoire de vol du missile est fourni par l'angle de la trajectoire de vol de l'avion porteur et de la dynamique imposée par le lanceur. De façon typique l'angle initial 225 de la trajectoire de vol n'est pas égal à l'angle de la trajectoire de vol désiré pour atteindre la cible. Le missile doit manoeuvrer pour modifier l'angle actuel 225 de sa trajectoire de vol pour passer à l'angle désiré de sa trajectoire de vol. De façon typique la manoeuvre d'un système de missile est basée sur une force aérodynamique. Dans l'atmo- sphère l'intensité de la force, que le système de missile peut recevoir de systèmes aérodynamiques, dépasse l'intensité de la force latérale de commande qui peut tre supportée par le missile à des altitudes inférieures à environ 20 km. De ce fait, le rôle principal de mécanismes de commande est de produire un couple pour faire tourner le nez du missile de manière à obtenir l'angle d'attaque 210. A son tour l'angle d'attaque 210 produit une accélération perpendiculaire au corps du missile, ce qui conduit à une rotation de l'angle 225 de la trajectoire de vol du missile. Le maintien d'une vitesse adéquate du missile pour obtenir les forces et couples aérodynamiques nécessaires est requis pour manoeuvrer de la manière classique. Plus particulièrement et en se référant à nouveau à la figure 1, une force produite par un dispositif de commande, tel que le dispositif de commande avant 110, applique un moment ou un couple au corps 100 du missile autour du centre de gravité 105 de ce corps. Au-dessous d'une altitude d'environ 20 km, une source principale d'accélération transversale du système du missile est la force aérodynamique qui résulte de l'angle d'attaque du corps 100 du missile. Des dispositifs de commande de vol, par exemple des unités de poussée avant 110, sont commandés par des processus de commande codés dans et exécutés par des dispositifs de calcul portés par le système de missile pour produire des couples et des forces et obtenir cet angle d'attaque. La figure 3, annexée à la présente demande, est un schéma-bloc fonctionnel d'un système 301 de commande du système classique de missile 50 de la figure 1. Le bloc 330 représente le système physique, c'est-à-dire le missile, et comprend des descriptions de tous les sous-systèmes du véhicule y compris par exemple des systèmes d'actionnement de commande, de propulsion et de mesure inertielle ainsi que la configuration aérodynamique. La logique 310 de guidage du missile détermine une trajectoire cinématique désirée par commande d'une réponse dynamique qui conduit à une variation de la trajectoire de vol du missile. La réponse dynamique mesurée du véhicule est représentée sous la forme d'un signal de réaction 305. Ce signal code par exemple une mesure des vitesses de rotation, des vitesses de translation, des accélérations et de l'orientation inertielle du missile. En termes généraux, le dispositif de commande 325 du système de pilotage automatique est un processus de commande qui utilise la différence entre des réponses désirées du missile, par exemple des vitesses, des accélérations ou des attitudes, et les réponses mesurées pour définir un ensemble de signaux d'erreur 320, que le dispositif de commande utilise pour coder des organes de commande 330 pour un dispositif d'actionnement de commande, par exemple un niveau de l'unité de poussée, qui fait partie de la dynamique et de la cinématique 300 du véhicule. L'énergie nécessaire pour faire fonctionner un dispositif de commande de vol est très précise du point de vue opérationnel. Un système de missile peut porter seulement une quantité limitée d'énergie, par exemple une énergie stockée sous la forme de carburant de fusée, de batteries, etc. Du point de vue stratégique, une modification de la quantité d'énergie, qui peut tre prévue, peut modifier la portée du système de missile et sa performance à l'encontre d'une cible. Du point de vue tactique l'énergie est conservée autant que cela est possible de sorte que le système de missile peut conserver sa capacité de manoeuvre depuis l'instant où il est déployé jusqu'au moment où il atteint la cible. Par conséquent l'énergie nécessaire pour faire fonctionner le dispositif de commande de vol est un paramètre important à la fois pour la structure physique du système de missile et pour son fonctionnement. Des missiles lancés d'un avion sont montés de façon typique en étant orientés dans une direction tournée vers l'avant, le nez du missile étant aligné avec le nez de l'avion porteur. Un missile apte à inverser la direction de sa trajectoire de vol, par exemple avec un virage à 180 , est à mme de pouvoir détruire un avion se rapprochant par l'arrière, étant donné que ces missiles sont à mme de se trouver à portée de tir de l'avion porteur. Un avantage pour le combat est également obtenu dans le cas d'un scénario de vol côte-à-côte, dans lequel un avion ennemi est à côté de l'avion porteur en se déplaçant dans la direction opposée. Si le missile peut effectuer un virage suffisamment rapide, l'avion ennemi ne peut pas échapper et est détruit. C'est pourquoi l'intervalle de temps que requiert la manoeuvre, la vitesse du missile après la manoeuvre et le rayon de virage ou la distance, sur laquelle le missile est dévié de sa trajectoire de vol désirée, sont critiques pour la nature"vie et mort"de l'engagement. Par conséquent, une application présentant une nécessité immédiate pour une efficacité améliorée dans la manoeuvre est un missile d'interception lancé dans l'air. La solution intuitive d'une inversion de la trajectoire de vol d'un missile d'interception lancé d'un avion, sur la base d'une commande de manoeuvres classique est un virage serré à accélération élevée. Le système de missile applique une force de commande pour faire tourner le nez du système de missile pour aboutir à un angle d'attaque désiré afin d'obtenir une force aérodynamique normale fournissant une composante latérale d'accélération pour faire tourner le vecteur vitesse du système de missile et par conséquent pour modifier l'angle de sa trajectoire de vol. Pendant la manoeuvre intuitive, une vitesse d'avance est nécessaire pour produire une force aérodynamique et maintenir un angle d'attaque. De façon typique l'angle d'attaque est limité afin de réduire les effets parasites de forces axiales aérodynamiques, pour maintenir la stabilité du véhicule pendant la manoeuvre qui se poursuit, et pour limiter une contrainte aérodynamique en la maintenant au-dessous de la limite structurelle du corps du missile. La figure 4, annexée à la présente demande, représente les 1,25 premières secondes d'une trajectoire prise à titre d'exemple du système de missile 50 de la figure 1 exécutant une manoeuvre soutenue dans le plan vertical. L'orientation inertielle du système de missile 50 est représentée à des intervalles de 0,25 seconde pendant la manoeuvre. Comme cela ressort à l'évidence de la figure 4, cette manoeuvre requiert un grand diamètre de virage. La figure 5, annexée à la présente demande, représente sous la forme d'un graphique la vitesse du missile en fonction de l'axe inertiel x ou de la progression de descente pendant les cinq premières secondes du vol lors de la manoeuvre de la figure 4, en montrant l'énergie dépensée en sens opposé de la direction de manoeuvre désirée. Un système de missile développé spécifiquement pour de telles manoeuvres exigeantes est le système dit Python 4 fabriqué par la société dite Rafael Industries et commercialisé par le gouvernement israélien et dont un dessin schématique est représenté sur la figure 6, annexée à la présente demande. Le système Python 4 comprend vingtet-unes (21) surfaces de vol pour obtenir cette performance -un nombre inhabituellement élevé de surfaces de vol pour un système de missile, qui font que ce dispositif est coûteux à fabriquer et que sa maintenance est difficile. Une raison de la complexité du système du Python 4 réside dans l'exigence de réaliser la solution intuitive pour la réorientation du missile décrite précédemment et représentée sur la figure 4. Le système de missile dit "Russian AA-11, représenté sur la figure 7, annexée à la présente demande, met en oeuvre de façon analogue cette solution intuitive pour réorienter le système de missile 10 pour effectuer un virage à 180 . La présente invention a pour but d'améliorer la performance et d'éliminer ou tout au moins de réduire les effets liés à un ou plusieurs des problèmes mentionnés précédemment. Selon un premier aspect, l'invention utilise des forces aérodynamiques de poussée et des forces aérodynami- ques axiales appliquées par et sur le système de missile, en tant que mécanisme principal pour modifier la trajectoire de vol du système du missile contrairement à la force normale aérodynamique du système du missile. Conformément à ce premier aspect, une première forme de mise en oeuvre est un procédé pour modifier la direction de déplacement d'un véhicule se déplaçant dans un milieu fluide dans une direction désirée de déplacement mesurée dans le cadre inertiel de référence du véhicule, le véhicule comprenant un corps comportant un nez, un dispositif de commande de production de couple et un dispositif de propulsion axiale. Ce procédé consiste à : actionner le dispositif de commande de production de couple pour aligner le nez sensiblement dans la direction désirée de déplacement ; et activer le dispositif de propulsion axiale en tant que mécanisme principal pour réorienter la vitesse du véhicule dans la direction désirée de déplacement. Selon un second aspect, l'invention fournit un véhicule pour la mise en oeuvre du premier aspect de l'invention et qui est apte à se déplacer dans un fluide, caractérisé en ce qu'il comporte : un corps comprenant un nez ; un dispositif de commande de production de couple ; un dispositif de propulsion axiale ; et un système de commande comprenant un système de pilotage automatique apte à modifier la direction de déplacement du véhicule pour l'amener dans une direction désirée de déplacement mesurée dans le cadre inertiel de référence du véhicule, le système de pilotage automatique mettant en oeuvre un procédé consistant à : actionner le dispositif de commande de production de couple pour aligner le nez sensiblement dans la direction désirée de déplacement ; et activer le dispositif de propulsion axiale en tant que mécanisme principal pour réorienter la vitesse du véhicule dans la direction désirée de déplacement. L'invention fournit également un véhicule apte à se déplacer dans un fluide, caractérisé en ce qu'il comporte : un corps comprenant un nez ; des moyens pour produire un couple ; des moyens pour déplacer axialement le véhicule ; et des moyens pour modifier la direction de déplacement du véhicule dans une direction de déplacement désirée, mesurée dans le cadre inertiel de référence du véhicule, les moyens permettant de modifier la direction de déplacement mettant en oeuvre un procédé consistant à : actionner le dispositif de production de couple pour aligner le nez sensiblement dans la direction désirée de déplacement ; et activer le dispositif de propulsion axiale en des véhicules pour réorienter la vitesse du véhicule dans la direction désirée de déplacement. Selon un troisième aspect, l'invention fournit un système de commande de missile qui permet une simulation logicielle et met en oeuvre le premier aspect de l'inven- tion et qui est constitué par un support pouvant tre lu par ordinateur destiné à tre utilisé dans un véhicule se déplaçant dans un fluide, et codé avec une instruction qui, lorsqu'elle est exécutée par un ordinateur, simule la commande du véhicule se déplaçant dans un fluide, le véhicule comprenant un corps possédant un nez, un système de pilotage automatique, un dispositif de commande de production de couple et un dispositif de propulsion axiale, pour mettre en oeuvre un procédé pour modifier la direction du véhicule pour l'amener dans une direction désirée de déplacement mesurée dans le cadre inertiel de référence du véhicule, le procédé consistant à actionner le dispositif de commande de production de couple pour aligner le nez sensiblement dans la direction désirée de déplacement ; et activer le dispositif de propulsion axiale en tant que mécanisme principal pour réorienter la vitesse du véhicule dans la direction désirée de déplacement. L'invention concerne également un support pouvant tre lu par ordinateur et destiné à tre utilisé dans un véhicule se déplaçant dans un fluide, le véhicule comprenant un corps possédant un nez, un système de pilotage automatique, un dispositif de commande de production de couple et un dispositif de propulsion axiale, pour modifier la direction du véhicule pour l'amener dans une direction désirée de déplacement mesurée dans le cadre inertiel de référence du véhicule, caractérisé en ce que le système de pilotage automatique exécute un procédé consistant à : actionner le dispositif de commande de production de couple pour aligner le nez sensiblement dans la direction désirée de déplacement ; et activer le dispositif de propulsion axiale en tant que mécanisme principal pour réorienter la vitesse du véhicule dans la direction désirée de déplacement. Selon une autre caractéristique de l'invention, le véhicule est choisi à partir du groupe comprenant un missile et une torpille. Selon une autre caractéristique de l'invention, le fluide est choisi à partir du groupe comprenant l'atmosphère terrestre, une étendue d'eau et un plasma. Selon une autre caractéristique de l'invention, le dispositif de commande de production de couple est choisi à partir du groupe comprenant un dispositif de commande aérodynamique avant, un dispositif de commande de propulsion avant, un dispositif de commande aérodynamique arrière et un dispositif propulseur arrière. Selon une autre caractéristique de l'invention, l'actionnement du dispositif de commande de production de couple comprend l'actionnement d'un système de commande d'une unité de propulsion. Selon une autre caractéristique de l'invention, l'activation du dispositif de propulsion axiale inclut l'activation d'un moteur de fusée. Selon une autre caractéristique de l'invention, l'activation d'un dispositif de propulsion axiale inclut le retardement de l'allumage de ce dispositif jusqu'à ce que le corps soit entraîné partiellement en rotation. Selon une autre caractéristique de l'invention, le retardement d'allumage du dispositif de propulsion axiale inclut en outre le retardement de l'allumage jusqu'à ce que le corps soit entraîné complètement en rotation. Selon une autre caractéristique de l'invention, l'alignement du nez est facilité par le couple de rotation aérodynamique du missile. Selon une autre caractéristique de l'invention, l'alignement du nez est facilité par une variation lente du déplacement du centre de pression aérodynamique en fonction de l'angle d'attaque du véhicule. Selon une autre caractéristique de l'invention, l'alignement du nez est facilité par une lente variation du déplacement du centre de pression aérodynamique en fonction du nombre de Mach du véhicule. Selon une autre caractéristique de l'invention, l'activation du dispositif de propulsion axiale pour réorienter la vitesse du véhicule est facilitée par une force aérodynamique axiale. Selon une autre caractéristique de l'invention, l'actionnement du dispositif de production de couple inclut le déclenchement de l'alignement substantiel du nez avec la direction désirée de déplacement à l'aide d'un dispositif propulseur. Selon une autre caractéristique de l'invention, l'activation du dispositif de commande de production de couple pour aligner le nez essentiellement dans la direction désirée de déplacement inclut l'amortissement de la réorientation avec un dispositif propulseur. D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description donnée ci-après prise en référence aux dessins annexés, sur lesquels : -les figures 1 et 2, dont il a déjà été fait mention, représentent plusieurs concepts associés à la commande de l'orientation d'un système de missile dans un cadre de référence inertiel ; -la figure 3, dont il a déjà été fait mention, représente un système de commande de missile classique pour le système de missile de la figure 1, du type pouvant tre utilisé pour commander un véhicule pour Inexécution d'une manoeuvre classique à accélération élevée sur la figure 4 annexée à la présente demande ; -la figure 4 représente la trajectoire relative à une manoeuvre classique soutenue à accélération élevée pour réorienter un système de missile comme par exemple celui représenté sur les figures 1 à 3 ; -la figure 5, dont il a déjà été fait mention, représente un graphique de la vitesse du système de missile de la figure 4 dans un espace inertiel ; -les figures 6 et 7, dont il a déjà été fait mention, représentent des systèmes de missiles de l'art antérieur qui utilisent la manoeuvre classique à accélération élevée illustrée sur la figure 4 ; -la figure 8 représente la trajectoire d'un système de missile fonctionnant conformément à un mode de mise en oeuvre d'un premier aspect de la présente invention ; -les figures 9A à 9E comparent graphiquement la manoeuvre illustrée sur la figure 8 à la manoeuvre de la figure 4 et plus particulièrement : -la figure 9A représente la variation d'altitude de la trajectoire en fonction de la distance utilisée pour effectuer cette modification ; -la figure 9B compare les trajectoires pour la manoeuvre classique et la manoeuvre selon l'invention pour les cinq premières secondes du vol ; -la figure 9C illustre l'amplitude de vitesse totale en fonction de la distance de descente pendant les cinq premières secondes du vol ; -la figure 9D représente les composantes de vitesse pour chaque procédé de manoeuvre ; et -la figure 9E représente la force aérodynamique axiale pour faciliter positivement le blocage de la vitesse initiale du véhicule ; -la figure 10 illustre une comparaison de la poussée fournie par le dispositif de commande selon la présente invention, en fonction de la durée utilisée pour les manoeuvres sur les figures 4 et 8, pendant l'intervalle de temps nécessaire pour que le missile revienne au plan vertical de manoeuvre ; -la figure 11 représente une forme de réalisation particulière d'un système de missile, à l'aide duquel la présente invention peut tre mise en oeuvre ; -les figures 12A-12C représentent respectivement un angle d'attaque en fonction de l'emplacement longitudinal du centre de pression et l'emplacement longitudinal du centre de gravité et en fonction du nombre de Mach du missile, la commande de l'unité de poussée en fonction de l'angle d'attaque, et le couple aérodynamique en fonction de l'angle d'attaque, pour le système de missile de la figure 11 ; -la figure 13 représente un système de pilotage automatique du type pouvant tre utilisé pour commander un véhicule hautement manoeuvrable pour l'exécution de la manoeuvre de la figure 8 selon un second aspect de l'invention ; -la figure 14 représente un système de pilotage automatique du type pouvant tre utilisé par le système de missile des figures 1 à 3, mais qui peut tre également utilisé pour exécuter la manoeuvre de la figure 8 ; et -les figures 15A-15D fournissent respectivement une comparaison de différents paramètres pour la manoeuvre de la figure 8 aux paramètres utilisés pour la manoeuvre de la figure 4, et plus particulièrement : -la figure 15A compare les historiques de l'angle d'atta que pendant les 3,5 premières secondes du vol ; -la figure 15B compare le facteur de charge d'accélération subi par un missile exécutant les manoeuvres respectives pendant les 3,5 premières secondes de vol ; -la figure 15C compare la valeur vitesse totale en fonction de l'orientation de tangage du missile pour les manoeuvres respectives pendant les 5 premières secondes du vol ; et -la figure 15D compare la valeur de la vitesse inertielle horizontale en fonction de la distance de descente parcourue pour la manoeuvre respective. Bien que différentes variantes et d'autres formes de réalisation de l'invention soient possibles, on a représenté à titre d'exemple sur les dessins et on va décrire ici de façon détaillée des formes de réalisation spécifiques de l'invention. Cependant on comprendra que la description donnée ici de la forme de réalisation spécifique n'est pas censée limiter l'invention aux formes particulières décrites et qu'au contraire l'invention est censée englober toutes les modifications, tous les équivalents et toutes les variantes possibles. On va décrire ci-après des formes de réalisation de l'invention à titre d'illustration. Pour la clarté des explications, toutes les caractéristiques d'une réalisation effective ne sont pas indiquées dans la présente description. Naturellement on notera que lors du dévelop- pement d'une telle forme de réalisation réelle, il faut prendre de nombreuses décisions spécifiques du point de vue réalisation pour atteindre les objectifs spécifiques des concepteurs, comme par exemple en rapport avec des contraintes liées au système et de type commercial, qui varient d'une réalisation à l'autre. En outre on notera qu'un tel effort de développement, mme s'il est compliqué et prend du temps, serait une routine suivie par les spécialistes ordinaires de la technique, ayant connaissance de la présente description. Selon un aspect, l'invention concerne un procédé pour commander l'orientation d'un véhicule se déplaçant dans un milieu fluide. Comme cela a été indiqué précédemment, l'invention est décrite dans le complexe d'un système de missile, mais ne s'y trouve pas limitée. Plus particulièrement dans une forme de mise en oeuvre, l'invention concerne un procédé pour modifier la direction de déplacement d'un véhicule se déplaçant dans un milieu fluide pour l'amener dans une direction désirée de déplacement mesurée dans le cadre inertiel de référence du véhicule, le véhicule comprenant un corps comportant un nez, un dispositif de commande de production de couple et un dispositif de propulsion axiale. Le procédé comprend l'actionnement du dispositif de commande de production de couple pour aligner le nez sensiblement avec la direction désirée de déplacement ; et l'activation du dispositif de propulsion axiale en tant que mécanisme principal pour réorienter la vitesse du véhicule de manière à l'amener dans la direction désirée de déplacement. Telle qu'elle est utilisée ici l'expression "direction désirée de déplacement"désigne la direction définie par l'angle de la trajectoire de vol désiré pour atteindre une cible choisie. Les caractéristiques du procédé selon l'invention peuvent tre aisément distinguées pour des modifications de l'angle de la trajectoire de vol ayant des valeurs supérieures à 60. Par conséquent les expressions"changement de la direction de déplacement"et "alignement sur une direction désirée de déplacement" concernent les manoeuvres requises pour une différence entre l'angle désiré de la trajectoire de vol et l'angle actuel de la trajectoire de vol de 60 ou plus. Ces manoeuvres peuvent tre distinguées de"corrections de trajectoire"une fois que l'angle désiré de la trajectoire de vol a été atteint. De façon similaire l'expression "alignement substantiel du nez du véhicule dans la direction de déplacement désirée"désigne le fait d'amener le nez du véhicule à pointer dans la direction désirée de déplacement indépendamment de la direction actuelle de déplacement. Le terme"sensiblement"dans ce contexte concerne l'obtention d'angles se situant à moins de 20 % de l'angle désiré de la trajectoire de vol. En outre le"nez" du véhicule tel qu'il est utilisé ici se réfère à la partie du véhicule qui doit finalement tre alignée dans la direction désirée de déplacement. Ainsi le"nez"du véhicule ne peut pas, dans toutes les formes de réalisation, tre ce qu'on pourrait sinon identifier l'expression, prise intuitivement, comme étant le nez. L'expression"mécanisme principal"telle qu'elle est utilisée ici se réfère au système qui contribue au maximum de la manière la plus si couple commandé peut inclure l'affaiblissement de la réorientation avec un dispositif propulseur et/ou le déclenchement de l'orientation avec un dispositif propulseur. La figure 8 représente une forme de réalisation particulière de cet aspect de l'invention, dans lequel le véhicule est un missile et le milieu fluide est l'atmosphère terrestre. Cet aspect de l'invention utilise la force aérodynamique de poussée et les forces aérodynamiques axiales produites par et appliquées au système du missile en tant que mécanismes principaux de modification de la trajectoire de vol du système du missile par rapport à la force aérodynamique normale du système du missile. La force de commande fait tourner rapidement le nez du système de missile en l'amenant sensiblement dans la direction de la trajectoire de vol désirée, tandis que la quantité de poussée appliquée à la direction de déplacement devient maximale. La figure 8 représente le vecteur vitesse du système de missile exécutant une manoeuvre dans un plan vertical, en rapport avec l'invention. Comme le reconnaitront les spécialistes de la technique, qui disposent de la présente description, la manoeuvre peut tre exécutée dans n'importe quel plan et pas uniquement dans le plan vertical représenté dans ces résultats de simulation. Les figures 9A à 9E fournissent une comparaison de différents aspects du procédé selon l'invention, dont la trajectoire est représentée sur la figure 8, à ceux du procédé classique de la figure 4. Plus particulièrement : -la figure 9A compare les 1,25 premières secondes des deux trajectoires pour le mme missile effectuant un virage à 180, en illustrant les avantages de l'invention qui sont reliés à l'allure dans le temps et au rayon en virage ; -la figure 9B compare les trajectoires d'une manoeuvre classique et d'une manoeuvre selon l'invention pendant les 5 premières secondes de vol et montre, au moyen de la courbe représentée par une ligne en trait plein, l'avantage de l'invention par rapport à la solution classique en termes de distance de descente, de rayon de virage plus serré et de l'altitude initiale en direction d'une trajectoire courbe ; -la figure 9C illustre l'avantage obtenu pour une valeur de vitesse totale en fonction de la distance de descente pendant les 5 premières secondes du vol et par conséquent l'utilisation améliorée de l'énergie disponible obtenue par application de forces de poussée essentiellement dans la direction de manoeuvre désirée ; -la figure 9D représente des composantes de vitesse pour chaque procédé de manoeuvre pour illustrer l'utilisation avantageuse plus efficace du vecteur vitesse du missile vers la direction désirée de déplacement ; et -la figure 9E représente la force aérodynamique axiale aidant efficacement à bloquer la vitesse initiale du véhicule contrairement à l'effet parasite que présente habituellement la traînée. Pendant la manoeuvre, la valeur de la vitesse du véhicule devient faible. Ceci ne s'effectue pas au détriment de la performance de manoeuvre dans la présente invention, contrairement à des solutions classiques. En raison de l'utilisation du profil de poussée du moteur de fusée dans la mise en oeuvre de l'invention, l'efficacité de la manoeuvre de virage peut tre en outre améliorée par le retardement de l'allumage du moteur de fusée jusqu'à ce qu'une certaine rotation du système du missile ait déjà été effectuée. C'est pourquoi toute l'énergie dépensée dans une direction à partir de la direction de manoeuvre désirée doit tre surmontée. Dans un second aspect, la présente invention fournit un véhicule à l'aide duquel la manoeuvre de la figure 8 peut tre exécutée. La figure 11 illustre une forme de réalisation particulière d'un système de missile 1100, avec lequel la présente invention peut tre mise en oeuvre dans ses différents aspects. Le système de missile 1100 possède un centre de gravité 1105 et comprend un corps 1110 comportant un nez 1115, un dispositif de commande de couple 1120 et un dispositif de propulsion axiale 1125. La manoeuvre de la figure 8 modifie la direction de déplacement du système de missile 1100 par déplacement dans un milieu fluide dans une direction désirée de déplacement mesurée dans le cadre inertiel de référence du système du missile. Plus particulièrement la manoeuvre de la figure 8 dans cette forme de réalisation comprend l'actionnement d'un dispositif de commande de production de couple 1120 pour aligner le nez 115 essentiellement avec la direction de déplacement désirée et appliquer le dispositif de propulsion axiale 1125 en tant que mécanisme principal pour réorienter la vitesse du système de missile dans la direction désirée de déplacement. Des variantes de cette forme de réalisation particulière sont aisément extrapolées à partir de la discussion précédente. Par exemple le dispositif de commande de production de couple 1120 est un système de commande d'une unité de poussée pour la propulsion, mais dans d'autres formes de réalisation, il peut tre constitué par réimporte lequel d'un dispositif de commande aérodynamique avant, d'un dispositif de commande propulsive avant, d'un dispositif de commande aérodynamique arrière et d'un dispositif propulseur arrière. Le système de commande de l'unité de propulsion n'est par conséquent que l'un des moyens à titre d'exemple pour la production d'un couple. De façon similaire, le dispositif de propulsion axiale 1125 illustré sur la figure 11 comprend un moteur fusée et est un moyen pris à titre d'exemple de déplacer axialement le véhicule 1100. A partir de la présente description on peut également aisément extrapoler des variations concernant la performance de la manoeuvre illustrée sur la figure 8 avec le système de missile 1100 de la figure 11. L'actionnement du dispositif de commande de production de couple 1120 peut actionner un système de commande d'une unité de propulsion en déclenchant l'alignement substantiel du nez 1115 dans la direction désirée de déplacement avec un dispositif de propulsion et/ou d'amortir la réorientation avec un dispositif de propulsion. L'application du dispositif de propulsion axiale 1125 peut inclure le fonctionnement d'un moteur fusée et, dans certaines variantes, le retardement de son allumage jusqu'à ce que le corps 1100 soit partiellement ou totalement en rotation. L'alignement du nez 1115 peut tre facilité par le tangage et/ou le mouvement de lacet aérodynamique du système de missile, une variation lente du déplacement du centre de pression aérodynamique en fonction de l'angle d'attaque du système de missile, et/ou une lente variation du déplacement du centre de pression aérodynamique en fonction du nombre de Mach du système de missile. L'application du dispositif de propulsion axiale 1125 en tant que mécanisme principal pour réorienter la vitesse du système du missile peut tre également facilitée par la force axiale aérodynamique. Dans une variante de ce mode de mise en oeuvre particulier, le système de missile 1100 comprend un corps 1110 d'un diamètre de 20 cm et d'une longueur de 3,66 m, avec la caractéristique du centre de pression aérodynamique et la caractéristique du centre de gravité indiquées ciaprès. Le véhicule 1100 sans cette variante particulière pèse 140 kilogrammes lors du lancement. Un profil de poussée complet de 5443 kilogrammes de poussée pendant 2,5 secondes est utilisé pour des caractéristiques usuelles de moteurs fusées. Le missile 1100 est lancé à une altitude de 6100 mètres avec une vitesse inertielle initiale de 285 mètres par seconde, soit Mach 0,90, qui est typique pour un scénario dans lequel l'invention peut tre utilisée. Le profil de poussée nlest pas optimisé. La performance peut tre améliorée avec un profil de poussée plus idéal, et l'utilisation de l'invention n'est pas limitée à un type de profil de poussée spécifique, par exemple suralimentation complète, suralimentation soutenue, commande puisée, etc. La solution selon l'invention utilise une énergie de commande disponible d'une manière plus efficace. La figure 10 représente le graphique de la poussée délivrée par le dispositif de commande en fonction du temps pour la solution selon l'invention, à savoir la courbe représentée par une ligne en trait plein, et pour la solution classique (la courbe représentée par une ligne formée de tirets), pendant la durée nécessaire au missile pour se retourner dans le plan de manoeuvre vertical. Pour un agent de propulsion d'une unité de poussée caractérisé par une impulsion spécifique de 251 secondes, la solution selon l'invention consomme 1,41 kilogramme de combustible propulsif de poussée, et la solution classique consomme 5,32 kilogrammes d'agent propulseur de poussée. Etant donné qu'une manoeuvre réalisée conformément à l'invention fait passer par des vitesses de faible valeur, le dispositif de commande propulseur peut tre utilisé avantageusement pour mettre en oeuvre le procédé. Le dispositif propulseur peut tre situé dans la position avant du missile, en tant qu'unités de poussée de déviation, ou bien dans la partie arrière du missile en tant qu'unités de poussée de commande du vecteur de poussée ou de déviation, dans différentes formes de réalisation. Pour la forme de réalisation représentée, le dispositif propulseur est un dispositif de commande d'unités de poussée situées en avant. Etant donné qu'une quantité limitée de force de commande peut tre logée dans le véhicule, il est utile de concevoir des surfaces aérodynamiques de manière à réduire la quantité de la force de commande requise. Par conséquent, une surface d'ailette peut tre située vers le milieu du véhicule, ce qui a pour effet global de réduire la distance entre le point au niveau duquel les forces aérodynamiques cumulées agissent, point connu comme étant le centre de pression, et le point autour duquel le missile tourne, connu comme étant le centre de gravité. Il est souhaitable que la variation de l'emplacement axial du centre de gravité soit faible étant donné que le missile est soumis à différents nombres de Mach et à différents angles d'attaque au cours de son vol et pendant la manoeuvre. On peut considérer une configuration dans laquelle on a une faible variation du centre de pression si le déplacement du centre de pression pour l'angle d'attaque initial de 90'est inférieur à une distance égale à trois calibres ou diamètres du corps. Le système de missile de la figure 11 atteint cet objectif théorique en réglant l'emplacement du centre de pression aérodynamique en fonction de l'angle d'attaque du missile et du nombre de Mach et des emplacements du centre de gravité pour le lancement et dans le cas de l'épuisement ou de"l'extinction"du moteur fusée. Un type agencé de façon analogue réduit la quantité du couple aérodynamique que le dispositif de commande doit vaincre pendant les premiers 90 de rotation de la manoeuvre, ce qui conduit à une faible valeur du bras de couple aérodynamique. La figure 12A illustre de quelle manière les couples aérodynamiques non linéaires associés avec un agencement de configuration de ce type peuvent faciliter la manoeuvre en fournissant des couples aérodynamiques dans la partie de départ de la manoeuvre pour faciliter l'accroissement de la vitesse de rotation (considérée habituellement comme instable) et fournir des couples aérodynamiques à la fin de la manoeuvre pour faciliter l'amortissement ou la"maitri- se"de la manoeuvre. La figure 12B illustre de quelle manière le signal de commande fourni par le dispositif de pilotage automatique mettant en oeuvre l'invention commande une poussée essentiellement dans une direction permettant de"maîtriser"la rotation pour des angles d'attaque supérieurs à 90. La figure 12C illustre également de quelle manière les couples aérodynamiques non linéaires associés à un agencement de configuration de ce type peuvent faciliter la manoeuvre en fournissant des moments aérodynamiques au point de départ de la manoeuvre pour faciliter l'accroissement de la vitesse de rotation (habituellement considérée comme instable) et fournir des couples aérodynamiques à la fin de la manoeuvre pour faciliter l'amortissement de la manoeuvre. La figure 13 représente un système de pilotage automatique du type pouvant tre utilisé pour commander un véhicule conformément à la présente invention, par exemple pour exécuter la manoeuvre illustrée sur la figure 8. Le dispositif de commande du système de pilotage automatique reçoit un signal de commande de la part du système de commande de guidage représentant l'amplitude et la direction d'un angle désiré de la trajectoire de vol. Ce signal est converti en un signal de commande de l'unité de poussée avant, qui utilise la logique de commande représentée sur la figure 13. Comme le constateront les spécialistes ordinaires de la technique, qui ont l'avantage de connaître la présente description, les gains dans ce système de commande peuvent tre réglés de manière à modifier le comportement du dispositif de commande. Les gains pour le système de commande selon l'invention sont choisis de manière à obtenir rapidement une orientation du missile qui est sensiblement similaire à l'angle désiré de la trajectoire de vol. Ce critère ignore les limites des contraintes imposées de façon classique du point de vue de l'angle d'attaque et de la stabilité. A titre de comparaison, on considère un dispositif de commande développé pour la solution classique pour le virage d'un missile. Le dispositif de commande du système de pilotage automatique reçoit un signal de commande de la part du système de commande de guidage, qui représente l'amplitude et la direction d'un angle désiré de la trajectoire de vol. Ce signal est converti en un signal de commande de poussée avant utilisant la logique de commande représentée sur la figure 14. Comme cela est connu des spécialistes de la technique, les gains de cette unité de commande peuvent tre réglés de manière à modifier le comportement du dispositif de commande. Une solution pour un système de pilotage automatique classique convertit l'angle désiré de la trajectoire de vol en une commande de l'angle d'attaque. De façon typique la commande de l'angle d'attaque est limitée à la réduction des effets de la traînée parasite et au maintien de la stabilité du missile. Lors du déclenchement de la manoeuvre, à la fois le système de pilotage automatique classique de la figure 14 et le système de pilotage automatique selon l'invention de la figure 13 reçoivent une commande reproduisant une trajectoire de vol désirée dans la direction opposée à la trajectoire de vol initiale. Chaque système de pilotage automatique répond en fonction du comportement désiré pour lequel il a été conçu. Les deux systèmes de pilotage automatique appliquent une force de commande et un couple résultant pour faire tourner le missile afin de réduire l'angle entre la trajectoire de vol initiale et la trajectoire de vol désirée. Le système de pilotage automatique classique limite l'angle entre le nez du missile et le vecteur de vitesse du missile pour maintenir la source d'une force aérodynamique latérale pour le virage, réduire l'effet de la traînée et maintenir la stabilité. La figure 15A représente l'historique dans le temps de l'angle d'attaque de la solution selon l'invention, au moyen de la courbe représentée par une ligne en trait plein, et de la solution classique, par une courbe représentée par une ligne formée de tirets, illustrant les régimes de vol radicalement différents dans les deux solutions. Dans la solution selon l'invention, le vol s'effectue essentiellement en sens arrière pendant un bref intervalle de temps, pendant lequel la force axiale aérodynamique et la poussée sont utilisées pour bloquer et inverser la valeur de vitesse du missile. La solution classique réalise un virage essentiellement stationnaire tout en maintenant la vitesse et la charge aérodynamiques du missile. Une caractéristique distinctive de la présente invention est que l'on peut obtenir des angles d'attaque supérieurs à 90 pour des engagements de l'hémisphère arrière. La figure 15B représente le facteur de charge d'accélération transversale pour chacun des deux procédés de manoeuvre, en montrant que la valeur et la durée de la charge sont plus faibles que pour la solution selon l'invention. Une caractéristique de performance remarquable est l'utilisation plus efficace de l'énergie dans la direction de déplacement. La manoeuvre classique consomme de l'énergie en raison de la traînée et du temps passé à la manoeuvre. La figure 20 représente la vitesse de la solution classique et de la solution selon l'invention en fonction de l'attitude de tangage, et montre que la manoeuvre selon l'invention ne modifie pas de façon substantielle la vitesse du missile jusqu'à ce qu'il soit dirigé pour l'essentiel dans la direction désirée de déplacement, tandis que la solution classique consomme de l'énergie pour augmenter la vitesse du missile dans une direction s'écartant de la direction de manoeuvre désirée. Etant donné que la vitesse du missile est un bon indicateur de l'énergie du missile ou du rendement d'utili- sation du dispositif de propulsion axiale, la valeur de la vitesse horizontale est représentée sur la figure 15D en fonction du déplacement de descente dans l'exemple où le missile selon l'invention effectue un virage et dans lequel le missile exécute un virage en utilisant la solution classique, pendant les 5 premières secondes de vol. Simultanément, la vitesse supérieure et le déplacement de descente obtenus au moyen de la solution selon l'invention présentent un net avantage par rapport à la solution classique. Le missile manoeuvrant de façon classique se déplace en descendant de 2086 mètres dans les cinq premières secondes de vol et possède une valeur de vitesse totale de 687 mètres par seconde à cet instant. La solution selon l'invention permet au missile d'exécuter un mouvement de descente de 2492 mètres pendant les cinq premières secondes de vol et le missile possède une vitesse totale de 802 mètres par seconde à cet instant. C'est un facteur 1,19 d'amélioration du déplacement de descente et un facteur 1,17 d'amélioration de la vitesse totale atteinte dans l'intervalle de temps représenté. Selon un troisième aspect, il est également envisagé de pouvoir utiliser l'invention pour simuler le fonctionnement d'un véhicule manoeuvrant conformément aux premier et second aspects indiqués précédemment. Il est parfaitement connu, dans la technique, de simuler le fonctionnement de systèmes de missiles classiques tels que le système de missile 100 de la figure 1, sous une forme logicielle. Plus particulièrement, le logiciel modélise le système de commande du véhicule et son fonctionnement. Le modèle comprend un certain nombre d'instructions codées sur un support pouvant tre lu par ordinateur, par exemple un dispositif de mémoire, une disquette ou un disque dur, qui simule le fonctionnement du système de commande lorsque ceci est exécuté par un ordinateur, par exemple un ordinateur personnel ou un ordinateur principal à temps partagé. Selon cet aspect de l'invention, un tel modèle du logiciel représente un modèle d'un système de commande du véhicule tel que décrit précédemment en référence aux premier et second aspects de l'invention. Cette stratégie de manoeuvre dans de nombreux modes de mise en oeuvre a de nombreux avantages par rapport à des techniques classiques, incluant : -le véhicule possède une énergie améliorée lorsque la cible est atteinte, en particulier dans des engagements de l'hémisphère arrière ; -un rayon réduit de courbure pour la manoeuvre ; -une ligne de temps améliorée pour des engagements lors d'un combat ; -une ligne de temps améliorée pour"l'observation"dans la direction d'une cible ; -permet des interceptions lors d'un combat, qu'une manoeuvre classique ne permet pas ; -permet une utilisation plus efficace de l'énergie de commande et de l'énergie de propulsion axiale ; -l'utilisation de la traînée en tant que force efficace et non en tant que force parasite ; et -une portée améliorée pour des engagements dans l'hémi- sphère arrière. Ces avantages et d'autres avantages peuvent apparaître d'une manière évidente aux spécialistes de la technique ayant connaissance de la présente description. Les formes de réalisation particulières décrites ci-dessus sont données uniquement à titre illustratif étant donné que l'invention peut tre modifiée et mise en oeuvre de différentes manières, qui sont cependant équivalentes et qui apparaîtront à l'évidence aux spécialistes de la technique ayant la connaissance des enseignements indiqués ici. En outre aucune limitation n'affecte les détails de construction ou de conception indiqués ici. Il est évident que les formes de réalisation particulières décrites précé- demment peuvent tre changées ou modifiées et que toutes les variantes de cette sorte entrent dans le cadre de l'invention. REVENDICATIONS 1. Procédé pour modifier la direction de déplacement d'un véhicule (1100) se déplaçant dans un milieu fluide dans une direction désirée de déplacement mesurée dans le cadre inertiel de référence du véhicule, le véhicule comprenant un corps comprenant un nez (1115), un dispositif de commande de production de couple (1120) et un dispositif de propulsion axiale (1125), caractérisé en ce que le procédé consiste à : actionner le dispositif de commande de production de couple (1120) pour aligner le nez sensiblement dans la direction désirée de déplacement ; et activer le dispositif de propulsion axiale (1125) en tant que mécanisme principal pour réorienter la vitesse du véhicule dans la direction désirée de déplacement. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que le véhicule est choisi à partir du groupe comprenant un missile et une torpille. 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que le fluide est choisi à partir du groupe comprenant l'atmosphère terrestre, une étendue d'eau et un plasma. 4. Procédé selon la revendication 1, selon lequel le dispositif de commande de production de couple (1120) est choisi à partir du groupe comprenant un dispositif de commande aérodynamique avant, un dispositif de commande de propulsion avant, un dispositif de commande aérodynamique arrière et un dispositif propulseur arrière. 5. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'actionnement du dispositif de commande de production de couple (1120) comprend l'actionnement d'un système de commande d'une unité de propulsion. 6. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'activation du dispositif de propulsion axiale (1125) inclut l'activation d'un moteur de fusée. 7. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'activation d'un dispositif de propulsion axiale (1125) inclut le retardement de l'allumage de ce dispositif jusqu'à ce que le corps soit entraîné partiellement en rotation. 8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que le retardement d'allumage du dispositif de propulsion axiale (1125) inclut en outre le retardement de l'allumage jusqu'à ce que le corps soit entraîné complètement en rotation. 9. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'alignement du nez (1115) est facilité par le couple de rotation aérodynamique du missile. 10. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'alignement du nez (1115) est facilité par une variation faible du déplacement du centre de pression aérodynamique en fonction de l'angle d'attaque du véhicule. 11. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'alignement du nez (1115) est facilité par une faible variation du déplacement du centre de pression aérodynamique en fonction du nombre de Mach du véhicule. 12. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'activation du dispositif de propulsion axiale (1125) pour réorienter la vitesse du véhicule est facilitée par une force aérodynamique axiale. 13. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'actionnement du dispositif de production de couple (1120) inclut le déclenchement de l'alignement substantiel du nez dans la direction désirée de déplacement à l'aide d'un dispositif propulseur. 14. Procédé selon la revendication 13, caractérisé en ce que l'activation du dispositif de commande de production de couple (1120) pour aligner le nez essentiellement avec la direction désirée de déplacement inclut l'amortissement de la réorientation avec un dispositif propulseur. 15. Véhicule apte à se déplacer dans un fluide, caractérisé en ce qu'vil comporte : un corps (1110) comprenant un nez (1115) ; un dispositif de commande de production de couple (1120) ; un dispositif de propulsion axiale (1125) ; et un système de commande comprenant un système de pilotage automatique apte à modifier la direction de déplacement du véhicule pour l'amener dans une direction désirée de déplacement mesurée dans le cadre inertiel de référence du véhicule, le système de pilotage automatique mettant en oeuvre un procédé consistant à : actionner le dispositif de commande de production de couple (1120) pour aligner le nez sensiblement dans la direction désirée de déplacement ; et activer le dispositif de propulsion axiale (1125) en tant que mécanisme principal pour réorienter la vitesse du véhicule dans la direction désirée de déplacement. 16. Véhicule selon la revendication 15, caractérisé en ce que le véhicule est choisi à partir du groupe comprenant un missile et une torpille. 17. Véhicule selon la revendication 16, caractérisé en ce que le fluide est choisi à partir du groupe comprenant l'atmosphère terrestre, une étendue d'eau et un plasma. 18. Véhicule selon la revendication 15, caractérisé en ce que le dispositif de commande de production de couple (1120) est choisi à partir du groupe comprenant un dispositif de commande aérodynamique avant, un dispositif de commande de propulsion avant, un dispositif de commande aérodynamique arrière et un dispositif propulseur arrière. 19. Véhicule selon la revendication 15, caractérisé en ce que le dispositif de commande de production de couple inclut un système de commande d'une unité de propulsion. 20. Véhicule selon la revendication 15, caractérisé en ce que le dispositif de propulsion axiale (1125) comprend un moteur de fusée. 21. Véhicule selon la revendication 15, caractérisé en ce que l'actionnement du dispositif de propulsion axiale (1125) dans le procédé mis en oeuvre inclut le retardement de l'allumage de ce dispositif jusqu'à ce que le corps soit partiellement entraîné en rotation. 22. Véhicule selon la revendication 21, caractérisé en ce que le retardement de l'allumage du dispositif de propulsion axiale (1125) dans le procédé mis en oeuvre inclut en outre le retardement de l'allumage jusqu'à ce que le corps soit complètement entraîné en rotation. 23. Véhicule selon la revendication 15, caractérisé en ce que l'alignement du nez (1115) dans le procédé mis en oeuvre est facilité par le couple de rotation aérodynamique du missile du véhicule. 24. Véhicule selon la revendication 15, caractérisé en ce que l'alignement du nez (1115) dans le procédé mis en oeuvre est facilité par une faible variation du déplacement du centre de pression aérodynamique en fonction de l'angle d'attaque du véhicule. 25. Véhicule selon la revendication 15, caractérisé en ce que l'alignement du nez (1115) dans le procédé mis en oeuvre est facilité par une faible variation du déplacement du centre de pression aérodynamique en fonction du nombre de Mach du véhicule. 26. Véhicule selon la revendication 15, caractérisé en ce que l'activation du dispositif de propulsion axiale (1125) pour réorienter la vitesse du véhicule dans le procédé mis en oeuvre est facilitée par une force aérodynamique axiale. 27. Véhicule selon la revendication 15, caractérisé en ce que l'actionnement du dispositif de production de couple (1120) dans le procédé mis en oeuvre inclut le déclenchement de l'alignement substantiel du nez dans la direction désirée de déplacement avec un dispositif propulseur. 28. Véhicule selon la revendication 27, caractérisé en ce que l'actionnement du dispositif de commande de production de couple (1120) pour aligner le nez (1115) essentiellement dans la direction désirée de déplacement dans le procédé mis en oeuvre inclut l'amortissement de la réorientation avec un dispositif propulseur. 29. Véhicule apte à se déplacer dans un fluide, caractérisé en ce qu'vil comporte : un corps (1110) comprenant un nez (1115) ; des moyens (1120) pour produire un couple ; des moyens (1125) pour déplacer axialement le véhicule ; et des moyens pour modifier la direction de déplacement du véhicule dans une direction de déplacement désirée, mesurée dans le cadre inertiel de référence du véhicule, les moyens permettant de modifier la direction de déplacement mettant en oeuvre un procédé consistant à : actionner le dispositif de production de couple (1120) pour aligner le nez sensiblement dans la direction désirée de déplacement ; et activer le dispositif de propulsion axiale (1125) du véhicule pour réorienter la vitesse du véhicule dans la direction désirée de déplacement. 30. Véhicule selon la revendication 29, caractérisé en ce que le véhicule est choisi à partir du groupe comprenant un missile et une torpille. 31. Véhicule selon la revendication 30, caractérisé en ce que le fluide est choisi à partir du groupe comprenant l'atmosphère terrestre, une étendue d'eau et un plasma. 32. Véhicule selon la revendication 29, caractérisé en ce que le dispositif de commande de production de couple (1120) est choisi à partir du groupe comprenant un dispositif de commande aérodynamique avant, un dispositif de commande de propulsion avant, un dispositif de commande aérodynamique arrière et un dispositif propulseur arrière. 33. Véhicule selon la revendication 29, caractérisé en ce que l'activation du dispositif de propulsion axiale (1125) inclut l'activation d'un moteur de fusée. 34. Véhicule selon la revendication 29, caractérisé en ce que les moyens de propulsion axiale (1125) du véhicule incluent un moteur de fusée. 35. Véhicule selon la revendication 29, caractérisé en ce que l'actionnement des moyens de propulsion axiale (1125) du véhicule dans le procédé mis en oeuvre inclut le retardement de l'allumage de ces moyens jusqu'à ce que le corps soit entraîné partiellement en rotation. 36. Véhicule selon la revendication 35, caractérisé en ce que l'actionnement des moyens de propulsion axiale (1125) du véhicule dans le procédé mis en oeuvre inclut le retardement de l'allumage de ces moyens jusqu'à ce que le corps soit entraîné totalement en rotation. 37. Véhicule selon la revendication 29, caractérisé en ce que l'alignement du nez (1115) dans le procédé mis en oeuvre est facilité par le mouvement de rotation aérodynamique du missile du véhicule. 38. Véhicule selon la revendication 29, caractérisé en ce que l'alignement du nez (1115) dans le procédé mis en oeuvre est facilité par une faible variation du déplacement du centre de pression aérodynamique en fonction de l'angle d'attaque du véhicule. 39. Véhicule selon la revendication 29, caracté- risé en ce que l'alignement du nez (1115) dans le procédé mis en oeuvre est facilité par une faible variation du déplacement du centre de pression aérodynamique en fonction de l'angle d'attaque du véhicule. 40. Véhicule selon la revendication 29, caractérisé en ce que l'activation du dispositif de propulsion axiale (1125) pour réorienter la vitesse du véhicule dans le procédé mis en oeuvre est facilitée par une force aérodynamique axiale. 41. Véhicule selon la revendication 29, caractérisé en ce que l'actionnement du dispositif de protection de couple (1120) dans le procédé mis en oeuvre inclut le déclenchement de l'alignement substantiel du nez (1115) dans la direction désirée de déplacement avec un dispositif propulseur. 42. Véhicule selon la revendication 41, caractérisé en ce que l'actionnement du dispositif de production de couple (1120) pour aligner le nez (1115) essentiellement dans la direction désirée de déplacement dans le procédé mis en oeuvre inclut l'amortissement de la réorientation avec un dispositif propulseur. 43. Support pouvant tre lu par un ordinateur, destiné à tre utilisé dans un véhicule se déplaçant dans un fluide, et codé avec une instruction qui, lorsqu'elle est exécutée par un ordinateur, simule la commande du véhicule se déplaçant dans un fluide, le véhicule comprenant un corps (1110) possédant un nez (1115), un système de pilotage automatique, un dispositif de commande de production de couple (1120) et un dispositif de propulsion axiale (1125), pour mettre en oeuvre un procédé pour modifier la direction du véhicule pour l'amener dans une direction désirée de déplacement mesurée dans le cadre inertiel de référence du véhicule, le procédé consistant à actionner le dispositif de commande de production de couple (1120) pour aligner le nez sensiblement dans la direction désirée de déplacement ; et activer le dispositif de propulsion axiale (1125) en tant que mécanisme principal pour réorienter la vitesse du véhicule dans la direction désirée de déplacement. 44. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 43, caractérisé en ce que le véhicule est choisi à partir du groupe comprenant un missile et une torpille. 45. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 44, caractérisé en ce que le fluide est choisi à partir du groupe comprenant l'atmosphère terrestre, une étendue d'eau et un plasma. 46. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 43, caractérisé en ce que le dispositif de commande de production de couple (1120) est choisi à partir du groupe comprenant un dispositif de commande aérodynamique avant, un dispositif de commande de propulsion avant, un dispositif de commande aérodynamique arrière et un dispositif propulseur arrière. 47. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 43, caractérisé en ce que l'actionnement du dispositif de commande de production de couple (1120) utilisé dans le procédé inclut l'activation d'un système de commande d'une unité de propulsion. 48. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 43, caractérisé en ce que l'activation du dispositif de propulsion axiale (1125) dans le procédé inclut l'actionnement d'un moteur de fusée. 49. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 43, caractérisé en ce que l'activation du dispositif de propulsion axiale (1125) selon le procédé inclut le retardement de son allumage jusqu'à ce que le corps soit entraîné partiellement en rotation. 50. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 49, caractérisé en ce que l'actionnement des moyens de propulsion axiale (1125) du véhicule dans le procédé mis en oeuvre inclut le retardement de l'allumage de ces moyens jusqu'à ce que le corps soit complètement entraîné en rotation. 51. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 43, caractérisé en ce que l'alignement du nez (1115) dans le procédé est facilité par le couple de rotation aérodynamique du missile du véhicule. 52. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 43, caractérisé en ce que l'alignement du nez (1115) dans le procédé est facilité par une variation faible du déplacement du centre de pression aérodynamique en fonction de l'angle d'attaque du véhicule. 53. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 43, caractérisé en ce que l'alignement du nez (1115) selon le procédé est facilité par une faible variation du déplacement du centre de pression aérodynamique en fonction du nombre de Mach du véhicule. 54. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 43, caractérisé en ce que l'activation du dispositif de propulsion axiale (1125) pour réorienter la vitesse du véhicule dans le procédé est facilitée par une force axiale aérodynamique. 55. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 43, caractérisé en ce que l'activation du dispositif de production de couple (1120) dans le procédé inclut le déclenchement de l'alignement substantiel du nez (1115) avec la direction désirée de déplacement avec un dispositif propulseur. 56. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 35, caractérisé en ce que l'activation du dispositif de commande de production de déplacement pour aligner le nez essentiellement dans la direction désirée de déplacement dans le procédé inclut l'atténuation de la réorientation avec un dispositif propulseur. 57. Support pouvant tre lu par ordinateur et destiné à tre utilisé dans un véhicule se déplaçant dans un fluide, le véhicule comprenant un corps (1110) possédant un nez (1115), un système de pilotage automatique, un dispositif de commande de production de couple (1120) et un dispositif de propulsion axiale (1125), pour modifier la direction du véhicule pour l'amener dans une direction désirée de déplacement mesurée dans le cadre inertiel de référence du véhicule, caractérisé en ce que le système de pilotage automatique exécute un procédé consistant à actionner le dispositif de commande de production de couple (1120) pour aligner le nez sensiblement dans la direction désirée de déplacement ; et activer le dispositif de propulsion axiale (1125) en tant que mécanisme principal pour réorienter la vitesse du véhicule dans la direction désirée de déplacement. 58. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 57, caractérisé en ce que le véhicule est choisi à partir du groupe comprenant un missile et une torpille. 59. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 58, caractérisé en ce que le fluide est choisi à partir du groupe comprenant l'atmosphère terrestre, une étendue d'eau et un plasma. 60. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 58, caractérisé en ce que le dispositif de commande de production de couple (1120) est choisi à partir du groupe comprenant un dispositif de commande aérodynamique avant, un dispositif de commande de propulsion avant, un dispositif de commande aérodynamique arrière et un dispositif propulseur arrière. 61. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 57, caractérisé en ce que le dispositif de commande de production de couple (1120) utilisé dans le procédé inclut l'activation d'un système de commande d'une unité de propulsion. 62. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 57, caractérisé en ce que l'activation du dispositif de propulsion axiale (1125) dans le procédé inclut l'actionnement d'un moteur de fusée. 63. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 57, caractérisé en ce que l'activation du dispositif de propulsion axiale (1125) selon le procédé inclut le retardement de son allumage jusqu'à ce que le corps soit entraîné partiellement en rotation. 64. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 63, caractérisé en ce que l'actionnement des moyens de propulsion axiale (1125) du véhicule dans le procédé mis en oeuvre inclut le retardement de l'allumage de ces moyens jusqu'à ce que le corps soit complètement entraîné en rotation. 65. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 57, caractérisé en ce que l'alignement du nez (1115) dans le procédé est facilité par le couple de rotation aérodynamique du missile du véhicule. 66. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 57, caractérisé en ce que l'alignement du nez (1115) dans le procédé est facilité par une variation faible du déplacement du centre de pression aérodynamique en fonction de l'angle d'attaque du véhicule. 67. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 57, caractérisé en ce que l'alignement du nez (1115) selon le procédé est facilité par une faible variation du déplacement du centre de pression aérodynamique en fonction du nombre de Mach du véhicule. 68. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 57, caractérisé en ce que l'activation du dispositif de propulsion axiale (1125) pour réorienter la vitesse du véhicule dans le procédé est facilitée par une force axiale aérodynamique. 69. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 57, caractérisé en ce que l'activation du dispositif de protection de couple (1120) dans le procédé inclut le déclenchement de l'alignement substantiel du nez dans la direction désirée de déplacement avec un dispositif propulseur. 70. Support pouvant tre lu par ordinateur selon la revendication 69, caractérisé en ce que l'activation du dispositif de commande de production de déplacement pour aligner le nez essentiellement dans la direction désirée de déplacement dans le procédé inclut l'atténuation de la réorientation avec un dispositif propulseur.