La présente invention concerne un dispositif de détection d'impact, en particulier pour un missile.

La détection de l'impact d'un missile sur une cible, permet d'activer une chaîne de létalité du missile. Il est nécessaire, pour cela, de connaître précisément l'instant de l'impact de la pointe avant du missile sur la cible, afin de pouvoir déclencher la chaîne de létalité au moment optimal.

Pour ce faire, le missile doit être pourvu d'un dispositif de détection d'impact (ou capteur d'impact), répondant à des conditions très strictes. En particulier :

- le capteur d'impact ne doit pas être détruit avant d'avoir envoyé l'information d'impact à un système de déclenchement de la (des) charge(s) militaire(s) ;

- la probabilité de bon fonctionnement du capteur d'impact doit être maximale ;

- la probabilité de fausse alarme conduisant à un déclenchement intempestif de la charge doit être minimale ; et

- la datation du moment de l'impact doit être très précise.

Généralement, le capteur d'impact doit également être configuré pour tenir compte de la présence d'un autodirecteur dans la pointe avant du missile. La plupart des missiles à autodirecteurs intègrent des capteurs de détection de la cible. Ces capteurs peuvent être des capteurs de proximité (« fusées de proximité ») quand le besoin est de déclencher la charge à proximité de la cible.

Dans le cas où le besoin est la détection de l'impact de la pointe avant sur la cible, on utilise fréquemment un dispositif conçu pour détecter l'ouverture (rupture) d'une boucle de conducteur électrique. Toutefois, la fiabilité d'une telle boucle de conducteur électrique n'est pas optimale. Il existe en effet un risque que la boucle électrique se referme, même de manière très brève, pendant le choc. En outre, dans certaines configurations, l'utilisation d'un dispositif électrique peut poser des problèmes de sécurité vis-à-vis de la charge militaire qui peut être installée à proximité, ce qui nécessite la mise en place d'un blindage électromagnétique (augmentant la masse de l'ensemble).

Pour remédier en partie à ces inconvénients, on connaît par le document FR-2 549 595, un capteur d'impact pour un projectile susceptible d'arriver au contact d'un objectif en une zone quelconque d'une enveloppe. L'enveloppe se limite à une coiffe recouvrant une partie avant de la structure du projectile. Le capteur d'impact comprend un guide diélectrique d'ondes optiques, qui est solidaire de l'enveloppe dans toutes les zones pouvant venir au contact à l'impact et qui transmet un flux lumineux d'un émetteur à un récepteur. Le guide diélectrique est constitué d'une fibre optique ou d'un faisceau de fibres optiques qui sont suffisamment souples pour suivre un trajet sinueux sur l'enveloppe. La fibre optique est embobinée en hélice à pas fixe ou variable, en étant fixée à l'extérieur ou à l'intérieur de la coiffe.

Toutefois, ce capteur d'impact usuel à guide diélectrique d'ondes optiques n'est pas optimal. En particulier, son montage est difficile, il n'est pas aisément reproductible et son mode de rupture n'est pas prédictif.

La présente invention a pour objet de remédier à au moins certains de ces inconvénients. Elle concerne un dispositif de détection d'impact, en particulier pour un missile, ledit dispositif comprenant au moins un guide d'onde pourvu à chacune de ses deux extrémités d'un connecteur.

Selon l'invention, ledit dispositif comporte un anneau de contour externe courbe, ledit anneau formant une pièce indépendante à surfaces radiales planes, et ledit guide d'onde est intégré dans l'épaisseur de l'anneau autour de cet anneau, les deux extrémités du guide d'onde étant agencées à l'extérieur de l'anneau. Ainsi, grâce à l'intégration du guide d'onde dans le matériau (précisé ci-après) de l'anneau, le mode de rupture de la liaison formée par le guide d'onde devient prédictif, comme précisé ci-dessous. De plus, le dispositif de détection d'impact comprend ainsi une pièce en forme d'anneau qui peut être reproduite facilement et montée aisément, et ceci sur divers types de missile.

Avantageusement :

- ledit anneau est réalisé dans l'un des matériaux suivants : un matériau plastique, un matériau composite, un matériau amorphe, un matériau cristallin ; et/ou

- ledit guide d'onde correspond à l'un des éléments suivants : une fibre optique, une structure de guide d'onde.

Dans un mode de réalisation particulier, la pièce comporte un enrésinage au niveau d'une zone de sortie hors de l'anneau, de deux parties du guide d'onde, ledit guide d'onde correspondant à une fibre optique.

En outre, avantageusement, au moins une partie d'au moins un tronçon d'extrémité du guide d'onde, agencé à l'extérieur de l'anneau, est pourvue d'une gaine de protection mécanique.

Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier :

- ledit anneau comprend au moins une zone de fragilisation formée d'un retrait de matière ;

- la zone de fragilisation est agencée à proximité d'une zone de fixation destinée à la fixation de l'anneau.

La présente invention concerne également un système de détection d'impact. Selon l'invention, ce système comporte un dispositif de détection d'impact tel que précité, ainsi qu'une unité de traitement de signaux. L'unité de traitement de signaux comprend au moins un élément d'émission d'un faisceau optique, un élément de détection d'un faisceau optique et un élément de traitement de données lié auxdits éléments d'émission et de détection. L'unité de traitement de signaux est liée au guide d'onde du dispositif de détection d'impact de sorte que l'élément d'émission est apte à émettre un faisceau optique à l'entrée d'une des deux extrémités du guide d'onde et l'élément de détection est apte à détecter un tel faisceau optique à sa sortie de l'autre des extrémités du guide d'onde.

La présente invention concerne, en outre, un missile comprenant un corps et à l'extrémité avant dans le sens de déplacement dudit missile une ogive, l'ogive étant fixée à l'avant du corps via une interface de fixation, ledit missile comportant :

- un dispositif de détection d'impact tel que précité, qui est agencé entre le corps cylindrique et l'ogive au niveau de l'interface de fixation ; et/ou

- un système de détection d'impact tel que décrit ci-dessus.

Dans un mode de réalisation particulier, l'anneau du dispositif de détection d'impact comporte une section correspondant à la section du missile au niveau de l'interface de fixation.

La présente invention concerne, par ailleurs, un procédé de fabrication d'un dispositif de détection d'impact comprenant de préférence une fibre optique comme guide d'onde. Selon l'invention, ledit procédé comprend au moins la suite d'étapes successives suivantes, consistant :

- à former au moins une couche de matériau ;

- à pratiquer une rainure circulaire dans la couche de matériau, cette rainure circulaire étant destinée à servir de logement ;

- à monter la fibre optique dans le logement formé par ladite rainure circulaire, en prévoyant que les deux extrémités de la fibre optique sortent du matériau ;

- à agencer au moins une couche supplémentaire de matériau sur ladite couche de matériau et ladite rainure circulaire, de manière à former un ensemble monobloc dont le logement est fermé ; et - à découper un anneau dans ledit ensemble monobloc autour dudit logement de manière à former ladite pièce indépendante.

Avantageusement, ledit procédé comporte une étape supplémentaire consistant à réaliser un enrésinage au niveau d'une zone de sortie des deux extrémités de la fibre optique.

Les figures annexées feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.

Les figures 1 et 2 montrent très schématiquement une partie avant d'un missile auquel s'applique la présente invention.

La figure 3 est un schéma synoptique d'un système de détection d'impact.

Les figures 4 et 5 montrent schématiquement des modes de réalisation particuliers d'un dispositif de détection d'impact.

Les figures 6 et 7 montrent schématiquement des tronçons d'un anneau d'un dispositif de détection d'impact, selon deux variantes de réalisation différentes.

La figure 8 est une vue schématique montrant une partie d'un guide d'onde intégré dans l'épaisseur d'une partie d'une pièce en anneau.

Les figures 9 à 1 1 montrent schématiquement différentes positions successives lors de l'impact d'un missile pourvu d'un dispositif de détection d'impact, sur une cible.

La présente invention s'applique à un missile 1 représenté schématiquement et partiellement sur les figures 1 et 2, qui comprend un corps cylindrique 2 d'axe longitudinal X-X pourvu à l'avant (dans le sens de déplacement F dudit missile 1 ) d'une ogive 3.

Le missile 1 comprend également des moyens usuels (non représentés) pour son guidage, tels que des gouvernes, et des éléments intégrés notamment un autodirecteur et une charge (également non représentés). L'ogive 3 est fixée à l'avant du corps 2 via une interface de fixation (non représentée spécifiquement).

Le missile 1 comporte également un système de détection d'impact (ci-après « système 9 »). Ce système 9 embarqué comprend, comme représenté par exemple sur la figure 3 :

- un dispositif de détection d'impact (ci-après « dispositif 4 »), qui est agencé entre le corps cylindrique 2 et l'ogive 3 au niveau de l'interface de fixation ; et

- une unité 5 de traitement de signaux.

Le dispositif 4 (de détection d'impact) comprend au moins un guide d'onde 6 pourvu, à chacune de ses deux extrémités 7 et 8, d'un connecteur 1 9 usuel (figures 4 et 5).

Comme représenté sur la figure 3, l'unité 5 de traitement de signaux comprend un élément 1 0 d'émission d'un faisceau optique, qui est lié par un élément de connexion coopérant au connecteur 1 9 de l'extrémité 7 et qui émet un faisceau optique dans le guide d'onde 6 à cette extrémité 7. Ce faisceau optique circule dans le guide d'onde 6, comme illustré par des flèches E sur les figures 2 et 3. L'unité 5 de traitement de signaux comprend également un élément 1 1 de détection d'un faisceau optique, qui est lié par un élément de connexion coopérant au connecteur 1 9 de l'extrémité 8 du guide d'onde 6 et qui reçoit le faisceau optique émis par l'élément 10 après son passage dans le guide d'onde 6, et un élément 1 2 de traitement de données lié auxdits éléments 1 0 et 1 1 d'émission et de détection.

L'unité 5 de traitement de signaux est donc liée au guide d'onde 6 du dispositif 4 de sorte que l'élément d'émission 10 est apte à émettre un faisceau optique à l'entrée de l'extrémité 7 du guide d'onde 6 et l'élément de détection 1 1 est apte à détecter un tel faisceau optique à sa sortie à l'autre extrémité 8 du guide d'onde 6. En cas d'impact du missile 1 sur une cible, le guide d'onde 6 du dispositif 4 est rompu de sorte qu'un faisceau optique émis par l'élément d'émission 1 0 n'arrive pas à l'élément de détection 1 1 et n'est donc pas détecté par cet élément de détection 1 1 . L'unité 5 peut alors informer de cette rupture, via des liaisons 1 3, des moyens embarqués, et en particulier un système de déclenchement d'une charge militaire embarquée qui peut alors déclencher cette charge militaire.

Selon l'invention, comme représenté notamment sur les figures 4 et 5 :

- le dispositif 4 comporte un anneau 1 5 de contour externe courbe ;

- l'anneau 1 5 forme une pièce 1 6 indépendante à surfaces radiales 1 6A et 1 6B planes (figures 6 et 7) ;

- ledit guide d'onde 6 est intégré dans l'épaisseur de l'anneau 1 5 (pourvu d'un matériau 1 7), comme représenté sur la figure 8, et il est agencé le long (à savoir autour) de cet anneau 1 5, comme visible sur les figures 6, 7 et 8 ; et

- les extrémités 7 et 8 du guide d'onde 6 sont agencées à l'extérieur de l'anneau 1 5.

Grâce à l'intégration du guide d'onde 6 dans le matériau 1 7 de l'anneau 1 5, le mode de rupture de la liaison formée par le guide d'onde 6 devient prédictif, comme précisé ci-dessous. De plus, le dispositif 4 comprend ainsi une pièce 1 6 en forme d'anneau qui peut être reproduite facilement et montée aisément, et ceci sur divers types de missile.

Dans le cadre de la présente invention, ledit anneau 1 5 peut être réalisé dans différents matériaux et notamment dans un matériau plastique, un matériau amorphe, ou un matériau cristallin. De préférence, il est réalisé dans un matériau composite.

A titre d'illustration, dans l'exemple de la figure 8, le guide d'onde 6 est stratifié dans un matériau 1 7 composite ou plastique, dont on voit des couches superposées 18. Dans le cadre de la présente invention, ledit guide d'onde 6 correspond à l'un des éléments suivants : une fibre optique, comme dans l'exemple des figures 4 et 5 notamment, ou une structure de guide d'onde, par exemple en polymère, formée directement dans le matériau 1 7.

De préférence, l'anneau 1 5 est monté sur le missile 1 en étant centré par rapport à l'axe X-X dudit missile 1 , par exemple en étant coaxial à l'axe X-X en cas d'anneau de section ronde.

Dans un mode de réalisation particulier, la pièce 1 6 comporte, comme représenté sur la figure 5, un enrésinage 20 au niveau d'une zone de sortie 21 hors de l'anneau 1 5, de deux parties 24 et 25 (d'extrémités libres respectives 7 et 8) du guide d'onde 6 (figure 4). Le guide d'onde 6 correspond à une fibre optique dans cet exemple. En outre, dans un mode de réalisation particulier, au moins une partie des tronçons (ou parties) d'extrémité 24 et 25 du guide d'onde 6, agencés à l'extérieur de l'anneau 1 5, sont pourvus d'une gaine 22 de protection mécanique, comme représenté sur la figure 5.

Par ailleurs, dans un mode de réalisation préféré, ledit anneau 1 5 comprend des zones de fragilisation 23A, 23B, comme représenté sur les figures 6 et 7. Ces zones de fragilisation 23A, 23B sont formées d'un retrait de matière dans l'épaisseur de l'anneau 1 5.

Le retrait de matière peut correspondre à une suite de perçages 14A, traversant ou non, suivant une ligne définissant une ligne de fragilisation (zone de fragilisation 23A) pour localiser et faciliter une rupture, comme représenté sur la figure 6. De tels perçages 1 4A peuvent être réalisés facilement, par exemple par usinage ou par laser.

Le retrait de matière pour localiser et faciliter une rupture peut également correspondre à une ou des découpes 14B réalisées dans l'anneau 1 5 (zone de fragilisation 23B), par exemple en biseau, comme représenté sur la figure 7. De plus, la ou les zones de fragilisation 23A et 23B sont agencées à proximité d'une ou de plusieurs zones (ou points) de fixation 26 (à savoir un trou pour la fixation sur l'exemple des figures 6 et 7) destinées à la fixation de l'anneau 1 5 sur le missile 1 , via des moyens de fixation usuels, par exemple des vis 27 (figure 10). Les moyens de fixation peuvent également être d'un autre type, tel qu'un adhésif structurel par exemple. Cette proximité entre une ou plusieurs zones de fragilisation 23A, 23B et une ou plusieurs zones de fixation 26 permet de localiser et faciliter la rupture de l'anneau 1 5 à au moins une zone de fragilisation et ainsi la rupture du guide d'onde 6 lors d'un impact.

Lors d'un choc du missile 1 contre une cible C (figures 9 à 1 1 ), la déformation mécanique vient ouvrir (rompre) le circuit optique comprenant le guide d'onde 6. Ce principe fonctionne quelle que soit la vitesse de déplacement opérationnelle du missile 1 et quel que soit l'angle d'incidence du missile 1 sur la cible C. La rupture de liaison optique est parfaitement prévisible, car sa structure porteuse est composée d'une matière, par exemple composite ou plastique, dont le comportement dynamique en choc est maîtrisé. L'utilisation de fixations mécaniques, ainsi que de trous ou découpes de fragilisation, permettent de concentrer les efforts dans des zones bien délimitées et ainsi de prédire le moment de rupture de la liaison. Le nombre, la forme et la position des fixations mécaniques peuvent être variables. Le moment de rupture d'un mode de réalisation particulier du dispositif monté sur un missile particulier lors d'un impact est déterminé de façon empirique (calcul théorique et essais) et est donc identique pour des couples dispositif/missile similaires.

Par ailleurs, la forme de l'anneau 1 5 du dispositif 4 peut également être variable (ronde, carrée, oblongue,...) en fonction de la forme de la section du missile 1 à laquelle elle est adaptée. En outre, à titre d'illustration, l'anneau 1 5 peut présenter entre 0,5 cm et 5 cm de largeur L et entre 0,5 mm et 5 mm d'épaisseur E (figure 8). Par ailleurs, la nature du guide d'onde peut être diverse (fibre optique, guide d'onde 6, guide d'onde en polymère,...).

Les figures 9, 10 et 1 1 montrent schématiquement différentes positions successives de l'avant 3 du missile 1 équipé du dispositif 4 lors de son impact sur une cible C, par exemple une partie d'un engin mobile ou d'un bâtiment. Plus précisément :

- la figure 9 montre l'approche du missile 1 de la cible C ;

- la figure 10 illustre le contact du missile 1 avec la cible C entraînant une déformation de l'avant 3 du missile 1 ; et

- la figure 1 1 montre le transfert de l'effort mécanique (illustré par des flèches G) de la cible C vers le dispositif 4 entraînant la rupture guide d'onde 6 intégré dans l'anneau 1 5.

La configuration mécanique du dispositif 4 sur son châssis mécanique permet de prédire avec précision le moment de rupture du guide d'onde 6 et ainsi de calibrer le déclenchement de la chaîne de létalité avec une grande précision.

Le dispositif 4, tel que décrit ci-dessus, repose donc sur la rupture d'un guide d'onde optique 6, stratifié dans un matériau composite ou plastique ou intégré dans un matériau amorphe ou cristallin. L'intégration du dispositif 4 dans une structure mécanique permet de rendre le mode de rupture prédictif. De plus, les caractéristiques précitées du dispositif 4 garantissent une ouverture franche et définitive. En outre, le comportement mécanique du dispositif 4 améliore la précision et permet une excellente reproductibilité.

Le dispositif 4 peut s'appliquer à l'ensemble des gammes de vitesse de missiles existants (subsonique/supersonique).

La précision du système de mise à feu de la charge militaire se trouve ainsi grandement améliorée par des liaisons fortes entre le guide d'onde et le matériau (matrice plastique/composite notamment). Par ailleurs, le dispositif 4 offre de meilleures performances qu'un système électrique. En effet, il supprime le risque de re-fermeture lors d'un impact à vitesse élevée, grâce au faible diamètre du guide d'onde 6 de l'ordre de quelques pm. De plus, l'encombrement est réduit, et le dispositif 4 présente une masse moins importante qu'un système électrique.

On décrit ci-après un procédé de fabrication d'un dispositif 4 tel que décrit ci-dessus, qui est pourvu d'une fibre optique comme guide d'onde. Ce procédé comprend la suite d'étapes successives suivantes : E1 / former au moins une couche de matériau, par exemple composite ; E2/ pratiquer une rainure circulaire dans la couche de matériau, cette rainure circulaire étant destinée à servir de logement ;

E3/ monter une fibre optique dans le logement formé par ladite rainure circulaire, en prévoyant que les deux extrémités de la fibre optique sortent du matériau ;

E4/ agencer au moins une couche supplémentaire de matériau sur ladite couche de matériau et ladite rainure circulaire, de manière à former un ensemble monobloc dont le logement est fermé ; et

E5/ découper un anneau dans ledit ensemble monobloc, autour dudit logement, de manière à former ladite pièce 1 6 indépendante, comme représenté sur la figure 4.

Ledit procédé comporte également une étape supplémentaire E6/ consistant à réaliser un enrésinage 20 (figure 5) au niveau d'une zone de sortie 21 des deux extrémités de la fibre optique 6, et une étape supplémentaire consistant à fixer des connecteurs 1 9 à ces extrémités.

Par conséquent, le dispositif 4 présente notamment les avantages principaux suivants :

- l'utilisation d'un guide d'onde optique 6, de préférence stratifié dans un matériau composite ou plastique, permet de rendre le mode de rupture de cette liaison prédictif sur l'ensemble des gammes de vitesse des missiles existants (subsonique/supersonique) ;

il - la partie optique du système 9 est insensible aux ondes électromagnétiques (conduit/rayonné) ;

- le dispositif 4 permet d'éviter des risques de fausses alertes ou de refermeture ; et

- la masse du dispositif 4 peut être réduite de manière significative par suppression totale de matériau métallique (30 % ou plus).