Validation de la mise à l'équilibre d'un projectile gyrostabilisé doté d'un actionneur à effet constant

par Laurène Muller

Projet de thèse en Énergétique

Sous la direction de Yannick Bailly et de Jean-Claude Roy.

Thèses en préparation à Bourgogne Franche-Comté , dans le cadre de SPIM - Sciences Physiques pour l'Ingénieur et Microtechniques , en partenariat avec FEMTO-ST Franche Comté Electronique Mécanique Thermique et Optique - Sciences et Technologies (laboratoire) et de Département Énergie (equipe de recherche) depuis le 02-10-2017 .


  • Résumé

    La nécessité d'améliorer les performances en termes de pilotage et d'efficacité aérodynamique des munitions d'anciennes et de nouvelles générations conduit à l'examen de nouveaux concepts de contrôle aérodynamique basés sur des actuateurs miniaturisés. Par rapport aux actuateurs classiques, ces nouveaux concepts présentent un gain en encombrement et pourraient permettre, s'ils sont maîtrisés, non seulement un gain de performances en termes de manœuvrabilité et de portée, mais également un élargissement des missions pour certaines munitions en passant de cibles fixes à des cibles plus mobiles. L'objectif de ce projet est l'étude de l'amélioration de la manœuvrabilité des munitions de 155 mm gyrostabilisés ou faiblement spinnés grâce à des micro- actuateurs bas coût. Le concept d'étude est un dispositif actif basé sur l'utilisation d'un spoiler isolé de petite dimension, monté à l'arrière du centre de gravité et contrôlé en roulis. Outre l'aspect innovant et prometteur de ce dispositif, l'évaluation préliminaire des performances qui a été effectuée montre que ce système offre une excellente capacité de correction 2D pour un temps de déploiement tardif situé dans la phase descendante, voire terminale, de la trajectoire si le contrôle de position en roulis de cet actuateur est possible. Enfin, il est important de souligner que ce dispositif pourrait aussi convenir à la correction 2D des projectiles aérostabilisés. Dans le cadre de cette thèse, l'étude sera portée sur la phase transitoire qui s'étend depuis l'extraction des dispositifs de contrôle jusqu'à l'atteinte de l'équilibre du point de vol. Lorsque l'actionneur qui applique un effet constant sur le corps du projectile est déployé, le mouvement initial du nez du projectile est perpendiculaire au plan de charge en raison de l'effet gyroscopique. Comme cette attitude de vol a comme conséquence de modifier l'incidence de l'ogive, des efforts aérodynamiques supplémentaires sont appliqués sur l'avant de l'engin. Le projectile se met donc à décrire un mouvement instationnaire complexe comportant à la fois de la nutation et de la précession jusqu'à ce son orientation d'équilibre pour laquelle pour laquelle le moment résultant est nul soit trouvée naturellement. La compréhension du comportement du projectile dans cette phase du vol transitoire est essentielle parce qu'elle risque d'engendrer de multiples complications, telles qu'une déviation non souhaitée de sa trajectoire de vol mais aussi la déstabilisation de l'engin à proprement parler. L'étude en elle- même comportera deux approches complémentaires, à savoir la simulation numérique couplée à un code de simulation de trajectoire à 6 degrés de liberté (6-DOF) et les essais dans la soufflerie trisonique de l'ISL avec une maquette libre en rotation. Comme les mesures sont réalisées sur des modèles à échelle réduite, des conditions de similitude avec le projectile réel de calibre 155 mm (sur le moment cinétique et sur le régime d'écoulement) rendent impossible le fait de reproduire expérimentalement les conditions réelles du vol. Dans un premier temps il est donc nécessaire de savoir prédire numériquement le mouvement du projectile lorsque celui-ci est soumis aux conditions expérimentales de l'écoulement en soufflerie. Cette phase de validation sur plusieurs régimes de vol est donc essentielle pour pouvoir extrapoler les calculs aux conditions rencontrées en vol réel.

  • Titre traduit

    Validation of the balancing of a spin-stabilized projectile with a constant effect actuator


  • Résumé

    Today there is a need to improve performance of existing ammunitions both in terms of control and aerodynamic efficiency. This leads to the investigation of new concepts based on small-scale actuators for enhancing capabilities of the ammunition. Compared to conventional actuators, these concepts are smaller hence leading to the possibility of increasing the size of the payload. When controlled, such concept could not only improve performance in terms of maneuverability and range, but would also decrease the dispersion at impact both for fixed and moving targets. The objective of this project aims at improving the manoeuvrability of a 155 mm spin-stabilized (or weakly spinned) projectile thanks to low-cost micro-actuators. The concept is an active device based on the use of a small roll-controlled isolated spoiler, mounted at the rear of the projectile's center of gravity. In addition to the innovative and promising aspect of this device, if the roll position control of this actuator is possible, the preliminary performance evaluation which has been carried out shows that this system offers an excellent 2D correction capability (for a late deployment time located even in the descending or in the terminal phase of its trajectory).Finally, it is important to emphasize that this device could also be suitable for a 2D course correction of fin-stabilized projectiles. In this thesis, the study focuses on the transitional phase that extends from the deployment of the control device up to the state for which the balanced flight point is reached. Due to the gyroscopic effect, when the actuator that applies a constant effect to the body of the projectile is deployed, the initial displacement of the projectile's nose is perpendicular to the load plane. As this flight attitude results in modifying the warhead angle of attack, additional aerodynamic forces are applied to the front of the vehicle. Therefore, the projectile describes a complex movement composed of both nutation and precession until its equilibrium orientation, for which the resulting moment is equal to zero at the center of gravity. Understanding the behavior of the projectile in this transient flight regime is essential because it may cause multiple complications such as undesirable deviation or a destabilization of the ammunition itself. The study will involve two complementary approaches, namely computational fluid dynamics (CFD) coupled with a 6 degrees of freedom (6-DOF) flight simulation code and experiments in the ISL trisonic wind-tunnel based on a rotation-free model. Since measurements are carried out on scaled- down models, similarity conditions with the 155 mm caliber projectile (on angular momentum and flow regime) make it impossible to reproduce the real flight conditions experimentally speaking. Therefore, in a first step, it is necessary to be able to predict the projectile's attitude when it is subjected to experimental conditions in the wind tunnel. This validation procedure on several flight regimes is essential for extrapolating the calculations to the real flight conditions.