• Langue : Français
• Discipline : Mécanique, Energétique, Sciences des matériaux
• Identifiant : 2015LIL10057
• Type de thèse : Doctorat
• Date de soutenance : 08/07/2015

Résumé en langue originale

Afin d'améliorer les performances des systèmes d'armes, les industriels de l'armement envisagent la mise en service de projectiles intégrant une capacité de correction de trajectoires. Le principal objectif consiste à proposer de nouveaux dispositifs de correction permettant de réduire l'erreur de dispersion de l'engin. Dans le cadre de projectiles aérostabilisés, le contrôle de leurs trajectoires est assuré à l'aide de surfaces portantes, technologie éprouvée depuis de nombreuses décennies. Néanmoins, le contrôle de la trajectoire d'un projectile gyrostabilisé s'avère plus délicat. En effet, les conditions extérieures de ce dernier varient du régime haut subsonique au régime supersonique. Le dispositif de contrôle doit par conséquent être adapté à tous les régimes de vol. De plus, une vitesse de rotation est inculquée au projectile afin de le stabiliser au cours de son vol. Cette rotation représente une énorme contrainte puisque le dispositif doit agir dans une direction azimutale donnée afin de générer une déviation significative. Il doit en plus être facilement implémentable et conserver un coût raisonnable. Ces travaux se proposent par conséquent d'évaluer un dispositif de contrôle prometteur et adapté aux contraintes décrites précédemment : l'effet Coanda. Des simulations RANS et URANS ont été initialement réalisées afin d'évaluer les efforts aérodynamiques générés par cet effet. Des simulations de mécanique du vol ont ensuite été conduites afin de déterminer les déviations engendrables par ce dispositif. Une simulation des grandes échelles d'une configuration simplifiée contrôlée par effet Coanda est finalement proposée afin d'améliorer notre compréhension des mécanismes physiques induits par l'utilisation d'un tel dispositif.

Résumé traduit

In order to increase weapons performances, manufacturers consider to produce projectiles incorporating a trajectory correction capability. The main goal is also to reduce the projectile scattering error. For aero-stabilized munitions, the control of the projectile path is carried out via airfoil surfaces, technologies mastered for decades. However, the control of a spin-stabilized projectiles is much more complex. Indeed, the flight conditions of a 155 mm spin-stabilized projectile range from high subsonic to supersonic velocities so the control device has to be adapted to all flight regimes. Moreover, the projectile has to spin to insure its stability during the flight. Then, the control devices have to be actuated at the projectile spin rate to create a significant deviation. These devices need to be low-cost and easily installed in the projectile too. This work also focuses on a promising fluidic control adapted to the previous constraints: the Coanda effect. RANS and URANS computations are performed to evaluate the aerodynamic forces generated by the Coanda effect for respectively a spinning and a non-spinning projectile. Then, 6-dof flight mechanics simulations are realized to assess the downrange and crossrange deviation of the controlled projectile. Finally, a large-eddy simulation of a simplified geometry has been conducted in order to improve our understanding of the physical mechanisms induced by the control device.