FR 2897151 A1 20070810 FR 9011975 A 19900928 1 ENGIN A USAGE DE LEURRE POUR LA DEFENSE D'UN AERONEF VIS-A-VIS D'UN MISSILE ANTI AERIEN. L'invention concerne un engin à usage de leurre pour la défense d'un aéronef vis-à-vis d'un missile anti-aérien à système autodirecteur optique du type infrarouge ou vidéo. Les systèmes autodirecteurs de ces missiles sont conçus essentiellement pour repérer et identifier le jet de propulsion d'un aéronef et sont susceptibles de discrimination spatiale, portant notamment sur la reconnaissance de formes, la distribution des luminances et les caractéristiques spectrales du jet moteur de l'aéronef. Les systèmes de contre-mesure dont seront pourvus les avions de combat comprendront des leurres larguables qui, pour tromper ces systèmes autodirecteurs, devront pouvoir reproduire à peu près le jet moteur d'un tel avion et se déplacer un certain temps à une vitesse et sur une trajectoire comparables à celles d'un avion, pour éviter la discrimination spatiale. Or, les leurres actuels du type larguables en chapelet sont quasi-statiques et incapables de simuler spatialement le jet de propulsion d'un avion et le déplacement de ce jet. L'invention a pour objet un leurre auto- propulsé capable de répondre à ce besoin. Elle propose un engin à usage de leurre pour la défense d'un aéronef vis-à-vis d'un missile antiaérien à système autodirecteur optique du type infra- rouge ou vidéo, caractérisé en ce qu'il comprend un propulseur à poudre associé à des moyens de dilution, par mélange avec de l'air extérieur, des gaz de combustion émis par le propulseur, pour former en sortie de ces moyens un jet de propulsion dont la conformation géométrique et la distribution de luminances simulent celles du jet moteur de l'aéronef. L'utilisation d'un propulseur à poudre permet, 2 d'une part, de déplacer le leurre un certain temps à une vitesse et sur une trajectoire comparables à celles de l'aéronef menacé et, d'autre part, de simuler de façon vraisemblable le jet de propulsion de l'aéronef grâce au fait que les gaz de combustion produits par ce propulseur à poudre sont beaucoup plus chauds que les gaz du jet moteur de l'aéronef et que leur dilution par de l'air extérieur permet simultanément de les refroidir et d'augmenter la longueur du jet de propulsion du leurre. Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, les moyens de dilution précités comprennent une structure tubulaire de mélange, dont l'extrémité avant est solidaire du propulseur et comporte une entrée d'air extérieur coaxiale ou concentrique au propulseur, cette structure tubulaire ayant une longueur suffisante pour assurer, d'une part, le refroidissement des gaz de combustion du propulseur et, d'autre part, une longueur de jet de plusieurs mètres en sortie de la tuyère. Le dimensionnement précis de cette structure accrochée au propulseur permet une simulation réaliste du jet moteur de l'aéronef. Selon une autre caractéristique de l'invention, cette structure tubulaire est axialement déployable entre une position de stockage où elle a une longueur de l'ordre de 15 à 20 cm, et une position de service où elle a une longueur de l'ordre du mètre. L'engin selon l'invention a ainsi des dimensions réduites facilitant d'une part son stockage et d'autre part son éjection par l'aéronef au moyen d'un système compatible avec le volume d'un lance-cartouches standard. Avantageusement, la structure tubulaire est formée d'une bande hélicoïdale enroulée sur elle-même à spires sensiblement jointives. Pour réduire encore l'encombrement en condition de stockage, l'invention prévoit que 3 l'extrémité avant de cette bande hélicoïdale est reliée au propulseur par des bras inclinables, assurant un diamètre minimal de la structure autour du propulseur en position de stockage. L'invention prévoit également que l'extrémité arrière de la structure tubulaire porte des ailettes de stabilisation, qui sont de préférence radialement déployables pour réduire l'encombrement en position de stockage. Par ailleurs, le propulseur est lui-même équipé d'une tuyère de sortie de gaz de combustion, qui est logée en position de service à l'intérieur de la structure tubulaire et qui est avantageusement du type axialement déployable à partir d'une position de stockage. Il en résulte la possibilité d'augmenter la charge du propulseur, pour un encombrement donné, et donc sa durée de fonctionnement. L'invention sera mieux comprise et d'autres caractéristiques, détails et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui suit, faite à titre d'exemple en référence aux dessins annexés, dans lesquels : la figure 1 est une vue schématique en coupe 25 axiale d'un engin selon l'invention, représenté en position de stockage; la figure 2 est une vue schématique en coupe axiale de cet engin, représenté en position de service; la figure 3 est une vue schématique partielle 30 de côté représentant la liaison entre le propulseur et la structure tubulaire en position de stockage; la figure 4 est une vue schématique d'extrémité de l'engin, représentant les ailettes de stabilisation en position déployée. 35 L'engin représenté schématiquement dans les dessins est destiné à être éjecté d'un aéronef, en 4 général un avion de combat, pour tromper un missile lancé contre cet avion et comprenant un système autodirecteur optique du type à infra-rouge ou à vidéo, capable de discrimination spatiale portant sur la géométrie et la cinématique du jet moteur de l'avion, ses luminances locales et son intensité d'émission spectrale et/ou globale, qui traduisent la distribution des températures et la présence d'espèces chimiques dans le jet moteur. L'engin selon l'invention doit donc être capable de simuler le jet moteur de l'avion de façon vraisemblable. Il doit par ailleurs présenter de préférence un encombrement réduit, au moins en position de stockage, de façon à pouvoir être éjecté au moyen d'un dispositif dont l'encombrement correspond à celui d'un lance-cartouches, et de façon également à ce que plusieurs engins de ce type puissent être embarqués sur un avion de combat. L'engin selon l'invention, dont un mode de réalisation préféré est représenté schématiquement, comprend essentiellement un propulseur à poudre 10 associé à une structure tubulaire 12 de dilution des gaz de combustion éjectés par le propulseur 10, cette structure 12 étant télescopique ou axialement rétractable, sa position de stockage étant représentée en figure 1 et sa position de service en figure 2. La structure 12 peut donc être constituée d'un certain nombre de tronçons de tubes cylindriques 14 de diamètres successifs croissants, qui sont emboîtés les uns sur les autres dans la position de stockage de l'engin, et déployés axialement, par exemple par effet de ressort, dans la position de service. En variante, la structure 12 peut être constituée d'une bande hélicoïdale continue enroulée sur elle-même à spires sensiblement jointives, ces spires étant enroulées les unes sur les autres dans la position de stockage de l'engin, et les unes à la suite des autres dans la position de service. Le propulseur 10 comprend une partie avant ou nez 16 en forme d'ogive et un corps cylindrique 18 dans 5 lequel est logée une charge de propulsion. L'extrémité arrière du corps 18 comprend un orifice 20 d'éjection des gaz de combustion, débouchant dans une tuyère d'éjection 22 en forme de tronc de cône divergent ayant une longueur relativement faible. De préférence, cette tuyère d'éjection 22 est télescopique ou axialement déployable, et est repliée à l'arrière du corps cylindrique 10, quand elle est dans la position de stockage représentée en figure 1. Le corps 18 du propulseur 10 est relié au tronçon 14 le plus interne de la structure 12 par des bras radiaux 24, qui sont rigides lorsque la structure 12 est composée de tronçons de tubes emboîtables les uns sur les autres, et qui sont de préférence inclinables lorsque cette structure est constituée d'une bande hélicoïdale enroulée sur elle-même à spires jointives. Les bras 24 sont alors des biellettes articulées à leurs extrémités sur le corps 18 du propulseur et sur l'extrémité avant de la structure 12. Dans la position de stockage de la structure 12, ils sont inclinés par rapport à un rayon et ils ont, grâce à un effet de ressort, une action d'auto-serrage sur cette structure. Pour faciliter le déploiement de cette structure, on peut prévoir un faible mouvement initial des bras 24 dans le sens augmentant leur inclinaison. L'inclinaison des bras 24 comme représenté schématiquement en figure 3, permet en position de stockage de réduire le diamètre de la partie radialement interne 14 de la structure 12, et donc de réduire l'encombrement radial global de l'engin selon l'invention dans cette position. La structure 12 est destinée à assurer la 6 dilution ou le mélange des gaz de combustion produits par le propulseur 10 avec de l'air extérieur, de telle sorte que le jet sortant de la structure 12 en position de service ait une longueur et des luminances comparables à celles du jet moteur d'un avion de combat. La température génératrice des gaz de combustion produits par le propulseur 10 étant de l'ordre de 3000 à 3600 K, et celle des gaz du jet moteur d'un avion de combat étant de l'ordre de 750 K, il faut prévoir un facteur de dilution de l'ordre de 4, pour obtenir une température de l'ordre de 750 à 900 K dans le jet dilué sortant de la structure 12. Cela conduit à un dimensionnement de cette structure tel que sa longueur soit d'environ 5 à 7 fois son diamètre, ce diamètre étant lui-même dans un rapport 3 environ avec le diamètre de l'orifice d'éjection des gaz du propulseur. Lorsque le diamètre de la structure 12 doit être de l'ordre de 15 cm, pour être compatible avec l'encombrement d'un lance-cartouches standard, la longueur de la structure 12 est de l'ordre de 0,7-1m et le diamètre de l'éjection des gaz sur le propulseur est de 5cm. Dans ces conditions, la longueur du jet dilué peut atteindre 5m environ, au lieu de 20 cm environ sans structure de dilution. En vol subsonique, la structure 12 a également un effet de trompe, réalisant ainsi une aspiration de l'air extérieur, et permettant une réduction du diamètre hors-tout de l'engin. La stabilité aérodynamique de l'engin en vol est assurée par des ailettes 26 portées par l'extrémité arrière de la structure 12. Avantageusement, ces ailettes sont radialement déployables par effet de ressort et elles sont en position de stockage enroulées sur l'extrémité arrière de la structure 12. Leur forme approximativement semi-circulaire facilite cet enroulement. En variante, le segment d'extrémité arrière de 7 la structure 12 pourrait être formé d'un tronc de cône divergent pour assurer la stabilité aérodynamique en vol supersonique. La propulsion de l'engin selon l'invention est destinée à compenser sa traînée aérodynamique lorsqu'il est éjecté d'un avion pour servir de leurre. Il se déplace alors à une vitesse sensiblement égale à celle de l'avion pendant une durée de quelques secondes, suffisante pour que l'avion puisse effectuer une manoeuvre de dégagement pendant que le missile est attiré par le leurre. Le fonctionnement de l'engin selon l'invention découle à l'évidence de ce qui précède: ces engins sont embarqués à bord d'un avion en position de stockage pour être éjectés au moyen d'un système spécifique, compatible avec le volume d'un lance-cartouches standard. L'engin est éjecté dans une direction perpendiculaire à celle de l'avion, pour s'écarter de celui-ci jusqu'à une distance de sécurité. Le déploiement de la structure 12 et l'allumage du propulseur 10 à pleine puissance doivent être réalisés en un temps très bref inférieur à une seconde. La durée de propulsion de l'engin, permettant de le déplacer à une vitesse sensiblement égale à celle de l'avion, est d'au moins 3 à 6 secondes. Il est bien entendu possible d'utiliser plusieurs engins selon l'invention, successivement ou simultanément, pour tenter de saturer les capacités du système autodirecteur d'un missile anti-aérien.30 REVENDICATIONS 1. Engin à usage de leurre pour la défense d'un aéronef vis-à-vis d'un missile anti-aérien à système autodirecteur optique du type infra-rouge ou vidéo, caractérisé en ce qu'il comprend un propulseur à poudre (10) associé à des moyens (12) de dilution, par mélange avec de l'air extérieur, des gaz de combustion éjectés par le propulseur (10) pour former en sortie de ces moyens (12) un jet de propulsion dont la conformation géométrique et la distribution des luminances simulent celles du jet moteur de l'aéronef. 2. Engin selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens de dilution comprennent une structure tubulaire (12) dont l'extrémité avant est solidaire du propulseur (10) et comporte une entrée d'air extérieur coaxiale ou concentrique au propulseur, cette structure tubulaire (12) ayant une longueur suffisante pour assurer, d'une part, le refroidissement des gaz de combustion du propulseur à des températures permettant de simuler celles du jet moteur de l'aéronef et, d'autre part, une longueur de jet de plusieurs mètres en sortie de cette structure, comparable à celle du jet moteur de l'aéronef. 3. Engin selon la revendication 2, caractérisé 25 en ce que la longueur de la structure tubulaire (12) est d'environ 5 à 7 fois son diamètre. 4. Engin selon la revendication 2 ou 3, caractérisé en ce que la structure tubulaire (12) est axialement déployable entre une position de stockage où 30 elle a une longueur de 15 à 20 cm, et une position de service où elle a une longueur de l'ordre du mètre. 5. Engin selon la revendication 4, caractérisé en ce que la structure tubulaire (12) est formée d'une bande hélicoïdale enroulée sur elle-même à spires 35 sensiblement jointives. 6. Engin selon la revendication 5, caractériséen ce que l'extrémité avant de la structure tubulaire (12) est reliée au propulseur (10) par des bras inclinables (24), permettant une réduction de l'encombrement radial de ladite structure (12) enroulée autour du propulseur (10) en position de stockage. 7. Engin selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'extrémité arrière de la structure tubulaire (12) est formée d'un tronçon de cône divergent. 8. Engin selon l'une des revendications 2 à 6, caractérisé en ce que l'extrémité arrière de la structure tubulaire (12) porte des ailettes de stabilisation (26). 9. Engin selon la revendication 8, caractérisé 15 en ce que les ailettes de stabilisation (26) sont radialement déployables. 10. Engin selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le propulseur est équipé d'une tuyère (22) de sortie de gaz de combustion, 20 qui s'étend en position de service à l'intérieur de la structure tubulaire (12), et qui est elle-même du type axialement déployable à partir d'une position de stockage.