FR 2784444 A1 20000414 FR 9812959 A 19981013 PROCEDE ET DISPOSITIF DE COMMANDE DE VANNES DE VANNAGE DE GAZ CHAUDS NOTAMMENT POUR LE PILOTAGE ET/OU LA PROPULSION D'UN MISSILE La présente invention a trait au vannage de gaz chauds en particulier pour le pilotage et/ou la propulsion de missiles. Parmi les différents systèmes pour piloter et/ou propulser des missiles, on connaît celui consistant à équiper les flancs du missile d'un ensemble de petits propulseurs alimentés soit sélectivement pour modifier brusquement la trajectoire du missile, soit simultanément pour assurer la propulsion. A cet effet, chaque propulseur est constitué d'une tuyère alimentée à partir des gaz de combustion d'un générateur, sous la commande d'une vanne, commandée à l'ouverture généralement de manière séquentielle et pendant une durée adaptée au besoin de pilotage pour imprimer, au flanc du missile, une force déterminée qui peut tre appliquée suivant un axe quelconque pouvant tre également I'axe du missile. L'invention s'applique plus particulièrement aux propulseurs latéraux du genre ci-dessus à commande par vanne du type à obturateur formé d'un piston fibre dont la face tournée vers le siège d'obturation de la vanne est en permanence sollicitée par les gaz issus du générateur. Pour commander à la fermeture une telle vanne, il faut en effet disposer d'une pression exercée sur la face opposée dudit piston libre supérieure à celle appliquée sur ladite face tournée vers le siège d'obturation. Une solution évidente est bien entendu de prévoir une source auxiliaire de fluide à la pression désirée, mais ceci grève sensiblement 1'ensemble embarqué, en coût et en poids, de manière inacceptable. La présente invention vise précisément à pallier les inconvénients d'une telle solution. A cet effet, l'invention a pour objet un procédé de commande d'au moins une vanne de vannage de gaz chauds notamment pour le pilotage et/ou la propulsion d'un missile, la vanne étant du type à obturateur formé d'un piston libre dont la face tournée vers le siège d'obturation est en permanence soumise à la pression desdits gaz à vanner, caractérisé en ce qu'il consiste à détendre des gaz issus de la combustion d'un générateur embarqué, en vue de les amener d'une première pression à une seconde pression, inférieure, lesdits gaz détendus constituant lesdits gaz à vanner et à utiliser ladite première pression pour commander à la fermeture ledit obturateur. L'invention a également pour objet un dispositif pour la mise en oeuvre du procédé ci-dessus, caractérisé en ce qu'il est constitué d'une première chambre constituant la chambre de combustion du générateur embarqué dans le missile, d'une seconde chambre, dite de détente, communiquant, d'une part, avec ladite première chambre, d'autre part, avec au moins une vanne de vannage et de moyens propres à commander sélectivement l'application de la pression dans la première chambre sur la face de l'obturateur opposée à la face tournée vers le siège d'obturation de l'une au moins desdites vannes. Suivant un mode de réalisation, lesdits moyens de commande des vannes sont constitués, pour chaque vanne, d'un distributeur à tiroir commandé par un électro-aimant, ledit distributeur étant relié par des passages ou conduits, d'une part, à ladite première chambre, d'autre part à une chambre de commande de fermeture de la vanne et, enfin, au milieu ambiant. L'invention peut tre mise en oeuvre suivant différentes applications. Le missile peut ne comporter qu'un seul générateur de gaz sous pression alimentant un jeu de vannes disposées sur le flanc du missile, à la manière connue, et dont I'axe des tuyères est incliné vers l'arrière du missile. Les vannes servent ainsi, à la fois, à la propulsion du missile, à la modification éventuelle de sa trajectoire, et également éventuellement à l'application d'un mouvement de roulis audit missile. Les gaz issus du générateur peuvent également, selon une variante, tre utilisés à la propulsion, par des moyens conventionnels à l'arrière du missile, une partie de ces gaz étant prélevée, le cas échéant, pour alimenter les vannes latérales qui sont alors utilisées, momentanément, uniquement pour la correction de trajectoire et éventuellement I'application d'un mouvement de roulis au missile. Enfin, la source de gaz à vanner peut bien entendu tre un générateur auxiliaire embarqué, indépendant du générateur de propulsion. La solution proposée par l'invention est particulièrement intéressante dans le cas où la source de gaz alimentant les vannes du missile est le générateur de propulsion de celui-ci, puisque la commande desdites vannes ne nécessite pas la prévision d'une source auxiliaire de fluide à la pression désirée, les gaz issus du seul générateur embarqué étant utilisés à cet effet. D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui va suivre de modes de mise en oeuvre du procédé de l'invention, description donnée à titre d'exemple uniquement et en regard des dessins annexés sur lesquels : -Figure 1 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'un générateur de propulsion d'un missile équipé de tuyères latérales commandées conformément à l'invention ; -Figure 2 représente le dispositif de la figure 1 en position de commande de fermeture des vannes, et -Figure 3 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'un générateur de propulsion d'un missile équipé de tuyères latérales de propulsion et de correction de trajectoire. Sur les figures 1 et 2, on a représenté très partiellement et schématiquement en 1 un générateur de propulsion d'un missile dont I'axe longitudinal est représenté en 2. En 3 est représenté partiellement un bloc de propergol solide enfermé dans une enveloppe 4 définissant, à une extrémité, une première chambre 5 dite de combustion du propergol 3. La chambre de combustion 5 communique par un divergent 6 à col, avec une seconde chambre 7 attenante, dite chambre de détente. La chambre de détente 7 est prolongée par une section de pilotage 8 comprenant, à la manière connue, une pluralité de vannes 9 d'alimentation de tuyères latérales 10. Ces tuyères 10 sont rayonnantes et leur axe, représenté en 11 coupe ou non I'axe 2 et forme avec ce dernier un angle égale ou non à 90 , les axes 11 pouvant tre inclinés vers l'arrière ou vers l'avant du missile. Un seul ensemble vanne 9-tuyère 10 est représenté sur le dessin. Généralement, quatre ensembles sont prévus, disposés suivant les quatre points cardinaux par rapport à l'axe 2. Dans le mode de réalisation illustré par les figures 1 et 2, on va considérer, à titre d'exemple, qu'il existe quatre ensembles 9-10 dont les axes de poussée 11 coupent I'axe 2 à angle droit, lesdits ensembles servant essentiellement à la correction de trajectoire du missile. La section 8 est par exemple formée d'un bloc usiné de façon à recevoir les ensembles vanne-tuyère, et à canaliser les divers flux gazeux. Les vannes 9 sont du type à obturateur 12 formé d'un piston libre coulissant dans un chambrage cylindrique usiné dans un corps de vanne ménageant, côté tuyère 10, une chambre de passage 13 faisant communiquer (figure 1) la tuyère 10 avec la chambre de détente 7, via un passage 14 et une chambre annulaire de distribution 15. Ledit chambrage dans lequel coulisse le piston-obturateur 12 définit, sur l'autre face de ce dernier, une chambre 16 (figure 2), dite de commande de fermeture de la vanne, communiquant avec un distributeur à tiroir 17, externe au bloc 8, via un passage 18 ménagé dans le bloc. Chaque ensemble vanne 9-tuyère 10 comporte son distributeur 17, commandé par un électro-aimant 19, ou tout autre moyen, l'ensemble des distributeurs 17 étant relié par une canalisation 20 à la chambre de combustion 5. Le tiroir 21 du distributeur 17 est susceptible, dans une première position (figure 1) correspondant à l'excitation de l'électro-aimant 19, de mettre en communication le passage 18 avec l'atmosphère (flèches 22), le conduit 20 étant isolé. Dans une seconde position (figure 2) correspondant à la non-excitation de l'électro-aimant 19 (position de repos du système de pilotage), le tiroir 21 met en communication le conduit 20 avec le passage 18, la mise à l'atmosphère étant interrompue. Enfin, la section de pilotage 8 est traversée par le passage, symbolisé en 23, d'écoulement des gaz de propulsion (flèches 24) du missile, en direction du système d'éjection et propulsion (non représenté), à l'arrière du missile. La combustion du propergol 3 génère dans la chambre 5 des gaz à température élevée, typiquement de l'ordre de 2 000 C et à une pression P, de l'ordre de 70 bars et sensiblement constante, durant toute la combustion du propergol. La pression P2 dans la chambre 7 varie par exemple de 35 à 50 bars, selon que les tuyères 10 sont en service ou non. La pression P2 est appliquée en permanence sur une partie de la face du piston 12 tournée vers la tuyère 10, quelle que soit la position dudit piston. En position d'ouverture de vanne (figure 1), le tiroir 21 met en communication le passage 18 avec le milieu ambiant (qui peut tre à la limite le vide) et le piston 12 est plaqué dans le fond de son logement par les gaz chauds sous pression P2 qui traversent la chambre 13 et sont éjectés par la tuyère 10. Pour fermer la vanne 9, il suffit d'actionner le distributeur 17 pour le mettre en position illustrée par la figure 2. Du gaz à pression P, est envoyé, via le conduit 20 et le passage 18, dans la chambre 16, dans laquelle règne alors une pression supérieure à celle (P2) régnant dans la chambre opposée 13, ce qui provoque I'application du piston 12 contre le siège d'obturation 25 de la vanne ménagé en regard du piston sur la tuyère 10. Une très faible partie des gaz issus de la combustion du propergol 3 est utilisée pour alimenter les tuyères 10 et les commandes (17). Le principe de la vanne 9 est connu en lui-mme et il n'est pas nécessaire de donner plus de défaits sur sa structure et son fonctionnement. La structure de la vanne 9 peut bien entendu varier dans la mesure où elle comporte un obturateur flottant soumis aux mmes conditions de déplacement et où elle peut résister aux températures en jeu. Un ou plusieurs des ensembles vanne 9-tuyère 10 peuvent fonctionner en mme temps. Les vannes 9 sont habituellement commandées séquentiellement, c'est à dire avec un cycle d'ouverture-fermeture à une fréquence qui peut varier en cours de fonctionnement des vannes et pour des durées de fonctionnement également variables, en fonction des besoins du pilotage. Le dimensionnement des chambres 5,7, du col du divergent 6 et des sections de passage (14,23) est déterminé en sorte d'obtenir la plage de pressions P2 appropriée, au bon fonctionnement à la fois du système de pilotage en force et du système propulseur du missile. II est à noter que les vannes 9 peuvent tre disposées de façon que les axes de poussée 11 n'intersectent pas I'axe 2 du missile en sorte de pouvoir éventuellement imprimer au missile un couple de rotation (roulis) d'amplitude appropriée. La figure 3 illustre un mode de mise en oeuvre de l'invention dans lequel la totalité des gaz issus de la combustion du propergol 3 est utilisée pour l'alimentation des vannes 9, le générateur 1 étant le générateur de propulsion du missile, ou bien un générateur auxiliaire. Sur la figure 3, les éléments homologues de ceux de la figure 1 portent les mmes références numériques. Le dispositif de la figure 3 diffère de celui de la figure 1 en ce que I'axe de poussée 11 des vannes 9, lesquelles sont par exemple au nombre de quatre et également distribuées angulairement sur le flanc du missile, intersecte I'axe 2 et est incliné vers l'arrière du missile. Par souci de clarté, une seule vanne 9 est représentée sur la figure 3. Le fonctionnement des vannes 9 est strictement identique à celui des figures 1 et 2. Lorsque toutes les vannes 9 sont actionnées, la résultante des poussées des vannes est une composante de propulsion selon I'axe 2 du missile. II en est de mme si deux vannes opposées sont en service. Dans tous les autres cas d'actionnement des vannes 9, on obtient une poussée latérale servant à la correction de trajectoire du missile. Pour que le différentiel de pression entre les chambres 5 et 7 soit satisfaisant, les sections de col des tuyères 10 et du col 6 seront déterminées de façon qu'en fonctionnement la somme des sections des tuyères ouvertes soit toujours supérieure à la section du col 6. II est à noter que les axes 11 pourraient ne pas intersecter I'axe 2, en sorte de communiquer de surcroît un mouvement de roulis au missile. II est également à noter que les axes 11 peuvent tre à la limite inclinées vers l'arrière jusqu'à tre parallèles à I'axe 2, les vannes 9 n'étant plus latérales au missile mais dans I'axe et à l'arrière du missile. Dans ce cas, le nombre de vannes peut mme tre réduit à un, la vanne 9 unique coaxiale au missile servant uniquement à sa propulsion. On notera également que dans les modes de mise en oeuvre des figures 1 à 3, les axes 11 des tuyères des vannes 9 peuvent éventuellement tre inclinés vers I'avant du missile à des fins de décélération de ce dernier, conjuguée ou non à une modification de trajectoire. Le procédé de l'invention peut s'appliquer d'une manière générale à tout vannage de gaz chauds, quelle que soit sa destination et en particulier sur tout aéronef. L'invention n'est évidemment pas limitée au mode de mise en oeuvre représenté et décrit ci-dessus, mais en couvre au contraire toutes les variantes, notamment en ce qui concerne les formes et dimensions des chambres 5,7, des conduits ou passages de circulation de fluide, la nature du moyen (distributeur 17) de commande du déplacement de l'obturateur flottant 12, les nature, formes et dimensions de ce dernier. C'est ainsi que le distributeur 17 pourrait tre intégré dans le bloc 8. REVENDICATIONS 1. Procédé de commande d'au moins une vanne (9) de vannage de gaz chauds notamment pour le pilotage et/ou la propulsion d'un missile, la vanne étant du type à obturateur formé d'un piston libre (12) dont la face tournée vers le siège d'obturation (25) est en permanence soumise à la pression (P2) desdits gaz à vanner, caractérisé en ce qu'il consiste à détendre des gaz issus de la combustion d'un générateur embarqué, en vue de les amener d'une première pression (P,) à une seconde pression, inférieure (P2), lesdits gaz détendus constituant lesdits gaz à vanner et à utiliser ladite première pression (P,) pour commander à la fermeture ledit obturateur (12). 2. Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé suivant la revendication 1, caractérisé en ce qu'il est constitué d'une première chambre (5) constituant la chambre de combustion du générateur embarqué dans le missile, d'une seconde chambre (7), dite de détente, communiquant, d'une part, avec ladite première chambre (5), d'autre part, avec au moins une vanne de vannage (9) et de moyens (17) propres à commander sélectivement l'application de la pression (P,) dans la première chambre (5) sur la face de l'obturateur (12) opposée à la face tournée vers le siège d'obturation (25) de l'une au moins desdites vannes (9). 3. Dispositif suivant la revendication 2, caractérisé en ce que ledit générateur est le générateur de propulsion du missile, tout ou partie des gaz de combustion dudit générateur alimentant une pluralité de vannes disposées latéralement au missile, I'axe des tuyères des vannes intersectant ou non I'axe du missile et formant avec de dernier axe un angle quelconque. 4. Dispositif suivant la revendication 2, caractérisé en ce que ledit générateur est le générateur de propulsion du missile la totalité des gaz de combustion dudit générateur alimentant au moins une vanne d'axe parallèle à celui du missile. 5. Dispositif suivant la revendication 2, caractérisé en ce que ledit générateur est un générateur auxiliaire indépendant du générateur de propulsion du missile. 6. Dispositif suivant lune des revendications 2 à 5, caractérisé en ce que lesdits moyens de commande des vannes sont constitués, pour chaque vanne (9), d'un distributeur à tiroir (17) commandé par un moyen approprié (19), ledit distributeur étant relié par des passages ou conduits (18,20), d'une part, à ladite première chambre (5), d'autre part à une chambre (16) de commande de fermeture de la vanne (9) et, enfin, au milieu ambiant (22). 7. Dispositif suivant lune des revendications 2 à 6, caractérisé en ce que les première (5) et seconde (7) chambres communiquent par un divergent à col (6).