Dispositif pour imprimer une trajectoire infléchie latéralement à un projectile lancé à partir d'un engin aérien

Description

[0001] La présente invention concerne le lancement d'un projectile à partir d'un engin aérien, dans la direction de sa trajectoire. Elle concerne plus particulièrement un dispositif pour infléchir latéralement la trajectoire du projectile par rapport à la direction du tir.

[0002] L'invention s'applique notamment au lancement d'un projectile auto-propulsé, telle qu'une roquette leurre, à partir d'un avion. La mission d'une telle roquette est de protéger, au moyen d'un leurre embarqué, un avion volant à très basse altitude lors de la phase finale d'attaque d'un objectif défendu par des systèmes solair. Bien entendu, la confrontation à des moyens de détection et de traitement d'informations aptes à faire la distinction entre des signatures différentes impose que la roquette, pour être crédible, évolue dans des limites dont l'avion est capable. Ceci implique, entre autres, que la roquette soit lancée selon la trajectoire de l'avion, et qu'après lancement, sa vitesse relative par rapport à celui-ci reste faible, en pratique de l'ordre de 20 m/s. Dans ces conditions, l'écart entre la roquette et l'avion ne croit pas rapidement, et si ce dernier suit une trajectoire rectiligne comme c'est généralement le cas, cet écart reste insuffisant pour éviter le risque d'interception par des missiles arrivant de face.

[0003] La solution à ce problème consiste à imprimer à la roquette leurre une trajectoire infléchie latéralement pour attirer la menace à une distance suffisante de l'avion à protéger. Acet effet, on a actuellement recours à des techniques de programmation de trajectoire qui présentent l'inconvénient de nécessiter un matériel coûteux, à base de capteurs et de moyens de traitement d'informations complexes.

[0004] L'invention a pour objet un dispositif pour imprimer à un projectile une trajectoire infléchie latéralement de façon contrôlée après le tir, et comprenant des moyens qui ont l'avantage d'être simples, et donc peu coûteux, et d'être facilement applicables au lancement d'une roquette leurre.

[0005] Un dispositif selon l'invention est défini dans la revendication 1. Le préambule correspond à un état de la technique connu.

[0006] Dans le cas d'un projectile auto-propulsé tel qu'une roquette leurre devant effectuer un vol sensiblement horizontal, la voilure de portance est alors calculée de telle façon que pour la vitesse de croisière du projectile, la composante verticale du facteur de charge annule la pesanteur.

[0007] L'invention sera mieux comprise à l'aide des explications qui vont suivre et des dessins annexés, dans lesquels :

la Fig. 1 est une vue schématique en plan d'une roquette leurre faisant partie d'un système conforme à l'invention,

les Figs. 2 et 3 sont respectivement une vue en coupe transversale et une vue partielle en coupe longitudinale de la roquette de la Fig. 1, illustrant schématiquement une forme de réalisation préférée de sa voilure de portance,

la Fig. 4 est une demi-vue en coupe longitudinale de l'arrière de la roquette, illustrant une forme de réalisation préférée de l'empennage de queue, la Fig. 5 est un diagramme représentant les composantes verticale et transversale du facteur de charge sur la voilure de portance lorsque celle-ci est inclinée transversalement à 45°, la Fig. 6 est un diagramme semblable à celui de la Fig. 5, pour le cas où la voilure de portance est inclinée transversalement à 60°,

la Fig. 7 est un graphique sur lequel apparaissent les trajectoires de l'avion et de la roquette, suite au lancement de cette dernière,

la Fig. 8 est une demi-vue en coupe axiale représentant schématiquement un dispositif de détection de roulis,

la Fig. 9 est une demi-vue en coupe latérale selon la ligne IX-IX de la Fig. 8, et

les Figs. 10 et 11 sont des vues schématiques illustrant sous deux formes de réalisation différentes des moyens de correction de roulis complémentaires d'un dispositif de détection de roulis tel que celui des Figs. 8 et 9.

[0008] Le projectile représenté dans les dessins est une roquette leurre destinée à être lancée à partir d'un avion, sensiblement dans la direction de son vecteur vitesse lorsqu'il est en vol horizontal.

[0009] La roquette comprend un tronçon avant 1 contenant le leurre (lequel peut être d'un type quelconque, par exemple électromagnétique, pyrotechnique ou thermique), un tronçon intermédiaire 2 au niveau duquel se trouve la voilure de portance composée de deux ailes 4, et un tronçon arrière ou partie propulsive 3. Sur le tronçon 3, est implanté un empennage de queue formé d'une pluralité d'ailettes 5.

[0010] De préférence, les ailettes 5, de même que les ailes 4 formant la voilure de portance, sont déployables, ce qui permet d'avoir tous les éléments de la roquette inclus dans son calibre et de réduire les contraintes aérodynamiques en vol avant le lancement.

[0011] Les Figs. 2 et 3 représentent schématiquement un système simple de voilure de portance déploya- ble, lequel assure une conjugaison d'ouverture des deux ailes 4. Celles-ci sont articulées de manière à pouvoir être rentrées complètement à l'intérieur du tronçon 2, dans la position représentée en traits tirets à la Fig. 3, et elles comportent des pignons 6 engrenés avec les deux côtés formant crémaillère d'une tige plate 7. Le déplacement longitudinal de la tige 7 nécessaire pour l'ouverture conjuguée des ailes 4 est assuré, par exemple, par des moyens à ressort et verrou libéré au moment du lancement de la roquette.

[0012] Dans la forme de réalisation montrée, le tronçon de propulsion 3 comprend deux parties distinctes : soit un étage de décollage avec la charge 8 et les tuyères périphériques 9, lequel étage doit procurer l'accélération nécessaire au lancement, et un second étage de croisière avec la charge 10 et la tuyère centrale 11, qui a pour fonction de maintenir la roquette à une vitesse prédéterminée sensiblement constante, postérieurement au lancement.

[0013] La roquette prend place sur une rampe de lancement de l'avion, dirigée vers l'avant et orientée de manière à être parallèle au vecteur vitesse lorsque l'avion est en vol horizontal. La rampe peut être un rail, ou bien un tube lorsque la voilure de portance et l'empennage de la roquette sont déployables, et inclus dans son calibre en position repliée. A noter que dans ce second cas, le tube peut être un canon, le propulseur de décollage 8,9 n'ayant plus alors raison d'être.

[0014] Des moyens sont prévus pour assurer la mise en place de la roquette sur la rampe dans une position de rotation déterminée autour de son axe longitudinal, et pour assurer également le maintien de cette position tout au long de la rampe au moment du lancement. Dans le cas d'un tube de lancement, ces moyens comprennent, parexemple, un doigt solidaire de la roquette, engageable dans une gorge de guidage ménagée dans la paroi intérieure du tube.

[0015] Selon l'invention, la position en rotation de la roquette sur la rampe de lancement définit un angle déterminé a d'inclinaison transversale de sa voilure de portance (ailes de l'avion en position horizontale). D'autre part, ladite voilure de portance est calculée pour que dans ces conditions d'inclinaison transversale, et pour une vitesse V légèrement supérieure à la vitesse préconisée de l'avion au moment du tir, le facteur de charge résultant de la portance et de la composante de poussée du propulseur de croisière soit orienté perpendiculairement à l'axe de la roquette et ait une composante verticale qui annule la pesanteur. La poussée engendrée par le propulseur de croisière 10, 11 est approximativement égale à la traînée de la roquette, de manière à ce que cette vitesse V soit maintenue constante, ou légèrement croissante.

[0016] La Fig. 5 représente le facteur de charge f sur un graphique (Oy, Oz) pour un angle d'inclinaison transversale a égal à 45°. Les projections fy et f_z sont alors égales à g, ce qui implique pour f la valeur g√2.

[0017] Dans ces conditions, et dans la mesure où l'angle a reste constant, la roquette suit postérieurement au lancement une trajectoire horizontale circulaire de rayon R = V²/g. Cette trajectoire est représentée sur le graphique (Ox, Oy) de la Fig. 7, C étant le centre de la trajectoire, l'origine 0 représentant la position de l'avion à l'instant du lancement et Ox la direction de la trajectoire de celui-ci.

[0018] Au bout d'un temps T, la roquette parvient en L tandis que l'avion qui a suivi une trajectoire rectiligne arrive en A. On a alors :

(0 étant la valeur en radian de l'angle (CO, CL)) d'où:

et



(M étant la projection de L sur Oy)

[0019] En prenant les valeurs suivantes à titre d'exemple :

Va (vitesse avion) = 300 m/s

V (vitesse roquette) = 320 m/s

T=10s,

on déduit :

θ = 17,5°

OA ₌ V_aT ₌ 3 000m

ML = 3 180 m

OM = 487 m

[0020] La valeur de l'angle d'inclinaison transversale a peut être choisie dans une plage limitée inférieurement par la nécessité d'obtenir un écart latéral suffisant, et supérieurement par la crédibilité d'évolution de la roquette et par l'augmentation excessive du facteur de charge f. A titre indicatif, la Fig.6 illustre celui-ci pour un angle d'inclinaison transversale a de 60° : f_z = g implique alors f = 2g et fy = 1,7g. En pratique, comme le calcul précédent le montre, la valeur de 45°, outre sa simplicité géométrique, représente un compromis intéressant.

[0021] En réalité, l'inclinaison transversale de la voilure de portance ne reste pas constante, du fait que la roquette est généralement sujette à un entraînement en roulis qu'il y a lieu de réduire le plus possible, ou de corriger selon les applications.

[0022] Dans les cas où le temps de propulsion et, par conséquent, la portée de la roquette sont faibles, la variation aléatoire de l'angle a d'inclinaison transversale peut entraîner un écart acceptable par rapport à la trajectoire estimée. Il n'est alors pas nécessaire d'introduire une correction.

[0023] Le calcul simplifié suivant permet d'évaluer une limite supérieure de l'altération de trajectoire : si l'angle a s'écarte dès le départ de la valeur nominale 45° (₁t/4) d'un accroissement algébrique da supposé constant, l'accélération verticale appliquée à la roquette devient :

(da étant exprimé en radian) d'où

Pour

(0,017 radian) et t = 5 s, on trouve :

[0024] On voit que pour une variation de a ne dépassant pas quelques degrés, la variation résultante d'altitude reste acceptable. Le critère est le risque que la roquette touche le sol trop tôt car, en pratique, ce type de projectile est lancé à très basse altitude, de l'ordre de 30 m.

[0025] L'altération latérale (suivant Oy à la Fig. 7) a moins d'importance puisqu'on ne cherche pas une trajectoire précise, mais seulement une évasive qui simule de façon crédible celle de l'avion tireur. Cette altération se traduirait par une variation maximale d'environ 2 m pour da = 1 °, t = 5 s et V = 320 m/s.

[0026] Cet exemple permet d'estimer l'ordre de grandeur des altérations attendues. En réalité, l'hypothèse selon laquelle da est constant est pénalisante car a varie suivant une loi plus ou moins alternative dans la mesure où les dissymétries de forme ont été réduites par la qualité de fabrication et où l'on prévoit un empennage libre en rotation autour de la roquette, car c'est lui qui est responsable pour la plus grande part de l'entraînement en roulis.

[0027] La Fig. 4 illustre un tel arrangement, dans lequel le tronçon de propulsion 3 comprend une partie 3a jointe au tronçon intermédiaire 2 et logeant le propulseur de croisière 10, 11, et une partie 3b sous la forme d'un bloc cylindrique monté libre en rotation, par l'intermédiaire de roulements 12, autour de la partie 3a. La partie 3b comprend le propulseur de décollage 8,9, ainsi que des moyens d'implantation de l'empennage, soit dans l'exemple montré des pattes 13 sur lesquelles sont articulées les ailettes 5. En variante, seul l'empennage est monté sur roulement autour du tronçon 3.

[0028] Si les écarts de l'angle a et leur conséquence sur la trajectoire sont inacceptables, ce qui peut être le cas lorsque le temps de propulsion est relativement long, il devient nécessaire de prévoir des moyens de correction de roulis. Un exemple de réalisation simple et, par conséquent, peu coûteux de tels moyens est montré aux Figs. 8 à 11. Un volant 14 est monté libre en rotation autour de l'axe de la roquette, de manière à ne pas être entraîné par les écarts en roulis de cette dernière. Les frottements pourront être considérés négligeables dans la mesure où les sollicitations seront alternatives. En pratique, on favorise cette tendance, au détriment de sollicitations se répétant dans le même sens, en prévoyant un empennage libre en rotation tel que décrit précédemment.

[0029] Le volant 14, en restant immobile en rotation, sert de référence pour apprécier les écarts en roulis de la roquette. Les Figs. 8 et 9 illustrent des moyens par lesquels des signaux sont produits lorsque ces écarts atteignent une valeur déterminée du dans l'un ou l'autre sens. Sur le volant 14, ces moyens consistent en un canal traversant 15, situé dans un plan radial r, à une distance d de l'axe.

[0030] Solidaires du corps de la roquette, deux ensembles comprennent chacun une source lumineuse 16 d'un côté du volant 14, et une cellule photoélectrique 17 de l'autre côté. Comme on le voit à la Fig. 9, ces deux ensembles sont situés également à une distance d de l'axe, et sont écartés angulairement de la valeur da par rapport au plan de symétrie longitudinal de la voilure de portance formée des ailes 4. En outre, un moyen est nécessaire pour amener le plan radial r du volant 14 en coïncidence avec ce plan de symétrie, entre les deux ensembles, Fig. 9. Le volant 14 est retenu dans cette position par un verrou libéré au lancement.

[0031] L'écartement angulaire da des ensembles par rapport audit plan de symétrie correspond à l'écart d'angle de roulis maximum que l'on tolère. Lorsque cet écart maximum est atteint d'un côté ou de l'autre, comme l'illustre la Fig. 8, la cellule photoélectrique correspondante reçoit la lumière de sa source lumineuse et produit un signal exploitable pour commander un dispositif de correction de roulis dont deux formes de réalisation sont montrées à titre d'exemple aux Figs 10 et 11.

[0032] A la Fig. 10, une réserve de gaz sous pression 18 est reliée par des conduits 19 à des gicleurs périphériques 20. Ils sont, de préférence, associés par paires dont chacune est apte à produire des impulsions de contre-roulis dans un sens, suite à l'ouverture sélective et contrôlée dans le temps d'électrovannes 21.

[0033] Le dispositif de la Fig. 11 est constitué quant à lui de petits canons 22, également associés par paires, de préférence. En lançant des projectiles, ces canons produisent des efforts de recul exploitables en tant qu'impulsions de contre-roulis.

[0034] Lorsque les procédés décrits ci-dessus deviennent insuffisants parce qu'on recherche une précision plus élevée, ou qu'on travaille sur un temps plus long, ou pour une cause autre, il faut faire appel à des composants plus sophistiqués tels qu'une centrale inertielle, mais qui sont évidemment beaucoup plus coûteux.

[0035] Le domaine d'utilisation de l'invention ne se limite pas au lancement de roquettes leurres qui vient d'être décrit. Entre autres applications intéressantes, on peut citer le tir en dépointage dans la mesure où une grande précision n'est pas requise : soit par exemple pour un traitement de zone par salves de roquettes, l'avantage étant que l'avion peut opérer à basse altitude sans devoir passer au-dessus de l'objectif. Dans cette application, en cas d'horizontalité de trajectoire requise, les plages de valeurs possibles pour la vitesse V et l'angle a d'inclinaison transversale de la voilure de portance sont évidemment beaucoup plus importantes que pour le cas d'une roquette leurre.

Revendications

1. Projectile ayant un axe longitudinal, du type comportant une voilure de portance (4), un empennage de queue (5), un propulseur de croisière (10,11), et destiné à être largué à partir d'un engin aérien porteur, l'emploi du projectile comportant une phase de vol porté sur l'engin porteur, une phase de lancement et une phase de vol autonome à partir du largage, caractérisé en ce qu'il comporte :

- des moyens de maintien du projectile dans une position de roulis inclinée d'un angle a par rapport à l'horizontal au cours de la phase de vol porté et de la phase de lancement, ces moyens étant destinés à coopérer dans ce but avec des moyens correspondants de l'engin porteur ;

- des moyens de maintien du projectile dans une position de roulis inclinée par rapport à l'horizontale au cours de la phase de vol autonome.

2. Projectile selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens de maintien du projectile dans une position de roulis inclinée au cours de la phase de vol autonome comportent des moyens de détection d'un écart d a prédéterminé entre la valeur réelle de l'angle d'inclinaison de la voilure et la valeur prévue a et des moyens de correction de cet écart commandés par les moyens de détection.

3. Projectile selon la revendication 2, caractérisé en ce que les moyens de détection d'écart sont constitués par un volant (14) comportant deux faces et ayant pour axe, l'axe du projectile, le volant comportant un trou traversant (15) situé dans un plan radial r à une distance d de l'axe;

- deux sources lumineuses (16) solidaires du projectile éclairant une première face du volant les deux sources étant à une distance d de l'axe du projectile et dans des plans radiaux faisant entre eux un angle égal au double de la valeur prédéterminée d ;

- deux cellules photoélectriques (17) symétriques des sources lumineuses par rapport au volant;

- des moyens de maintien rétractables du volant, dans une position ou le plan radial rdu trou traversant (15) fait un angle d avec chacun des plan radiaux passant par les cellules photoélectriques (17) et les sources lumineuses (16).

4. Projectile selon la revendication 2, caractérisé en ce que les moyens de correction de roulis sont constitués par une réserve de gaz sous pression (18) reliée par des conduits (19) à des gicleurs périphériques (20) l'ouverture et la fermeture de la réserve étant commandée par au moins une électrovanne (21).

5. Projectile selon la revendication 2, caractérisé en ce que les moyens de correction de roulis sont constitués par de petits canons (22) apte à produire en cas de tir des efforts de recul exploitables en tant qu'impulsion de contre-roulis.

6. Projectile selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un propulseur de décollage (8, 9).

7. Projectile selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que l'empennage de queue (5) est monté libre en rotation autour de son axe longitudinal.

8. Projectile selon la revendication 6, caractérisé en ce que l'empennage de queue (5) et le propulseur de décollage (8, 9) forment un ensemble monté libre en rotation autour de l'axe longitudinal du projectile.

9. Projectile selon l'une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que la voilure de portance (4) et l'empennage de queue (5) sont déployables.

10. Projectile selon l'une des revendication 1 à 9, caractérisé en ce que le propulseur de croisière est destiné à maintenir le projectile à une vitesse prédéterminée V et en ce que à cette vitesse V, la composante (fz) du facteur de charge f appliqué au projectile incliné de l'angle en roulis annule le poids du projectile.

11. Projectile selon l'une des revendications 1 à 10, caractérisé en ce qu'il porte des leurres électromagnétiques ou infrarouges.

12. Projectile selon la revendication 11, caractérisé en ce qu'il est organisé en trois tronçons un tronçon avant (1) contenant les leurres, un tronçon intermédiaire (2) comportant la voilure de portance (4) et un tronçon arrière (3) comportant la partie propulsive et l'empennage de queue.

Ansprüche

1. Projektil mit einer Längsachse vom Typ mit einem Tragwerk (4), einem Schwanzleitwerk (5) und einem Flugtriebwerk (10, 11), welches Projektil dazu bestimmt ist, von einer Luftträgerrakete abgeworfen zu werden, wobei der Einsatz des Projektils eine Flugphase, in der es von der Trägerrakete getragen wird, eine Abschußphase und eine autonome Flugphase ab dem Abwurf umfaßt, dadurch gekennzeichnet, daß sie folgendes enthält:

- Mittel zum Halten des Projektils in einer um einen Winkel a gegenüber der Horizontalen geneigten Rollstellung im Verlauf der Tragphase und derAbschußphase, wobei diese Mittel dazu bestimmt sind, zu diesem Zweck mit entsprechenden Mitteln der Trägerrakete zusammenzuwirken; und

- Mittel zum Halten des Projektils in einer gegenüber der Horizontalen geneigten Rollstellung im Verlauf der autonomen Flugphase.

2. Projektil nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel zum Halten des Projektils in einer geneigten Rollstellung im Verlauf der autonomen Flugphase Mittel zum Erfassen einervorbestimmten Abweichung da zwischen dem tatsächlichen Wert des Neigungswinkels des Tragwerks und dem vorgesehenen Wert a und Mittel für eine Korrektur dieser Abweichung enthalten, die von den Erfassungsmitteln gesteuert werden.

3. Projektil nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel zum Erfassen einer Abweichung durch ein Schwungrad (14) gebildet sind, das zwei Seiten besitzt und als Achse die Achse des Projektils aufweist, wobei das Schwungrad ein in einer Radialebene r in einem Abstand d von der Achse angeordnetes Durchgangsloch (15) enthält; durch

- zwei fest mit dem Projektil verbundene Lichtquellen (16), die eine erste Seite des Schwungrades beleuchten und in einem Abstand d von der Achse des Projektils sowie in Radialebenen angeordnet sind, die zwischen sich einen Winkel bilden, der gleich dem doppelten des vorbestimmten Werts d ist;

- zwei Photozellen (17), die zu den Lichtquellen bezüglich des Schwungrades symmetrisch vorgesehen sind; und

- zurückziehbare Mittel zum Halten des Schwungrades in einer Stellung, in der die Radialebene r des Durchgangsloches (15) einen Winkel d mit jeder der durch die Photozellen (17) und die Lichtquellen (16) hindurchgehenden Radialebenen bildet.

4. Projektil nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Rollkorrekturmittel durch einen Druckgasvorrat (18) gebildet sind, der durch Leitungen (19) mit Umfangsdüsen (20) verbunden ist, wobei das Öffnen und das Schließen des Vorrats durch wenigstens ein Elektroventil (21) gesteuert ist.

5. Projektil nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Rollkorrekturmittel durch kleine Kanonen (22) gebildet sind, die imstande sind, im Fall eines Zündens Rückstoßkräfte zu erzeugen, die als Gegenrollimpuls nutzbar sind.

6. Projektil nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß es überdies ein Starttriebwerk (8, 9) enthält.

7. Projektil nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Schwanzleitwerk (5) frei um seine Längsachse drehbar angebracht ist.

8. Projektil nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Schwanzleitwerk (5) und das Starttriebwerk (8, 9) eine Einheit bilden, die frei um die Längsachse des Projektils drehbar angebracht ist.

9. Projektil nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß das Tragwerk (4) und das Schwanzleitwerk (5) ausfahrbar sind.

10. Projektil nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß das Flugtriebwerk dazu bestimmt ist, das Projektil bei einer vorbestimmten Geschwindigkeit V zu halten, und daß bei dieser Geschwindigkeit V die Komponente (fz) des dem um den Rollwinkel geneigten Projektil auferlegten Lastvielfachen das Gewicht des Projektils aufhebt.

11. Projektil nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß es elektromagnetische oder Infrarot-Ablenkmittel enthält.

12. Projektil nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß es aus drei Abschnitten aufgebaut ist, einem die Ablenkmittel enthaltenden Vorderabschnitt (1), einem das Tragwerk (4) enthaltenden mittleren Abschnitt (2) und einem den Antriebsteil und das Schwanzleitwerk enthaltenden hinteren Abschnitt (3).

Claims

1. Projectile having a longitudinal axis, of the type including a lift aerofoil (4), a tail empennage (5), a cruise motor (10, 11), and intended to be released from a carrying airborne vehicle, the use of the projectile including a phase of flight carried on the carrying vehicle, a launch phase and a phase of independent flight as from the release, characterized in that it includes:

- means of keeping the projectile in a roll position inclined by an angle a with respect to the horizontal in the course of the carried flight phase and of the launch phase, these means being intended to cooperate for this purpose with corresponding means of the carrying vehicle;

- means of keeping the projectile in a roll position inclined with respect to the horizontal in the course of the independent flight phase.

2. Projectile according to Claim 1, characterized in that the means of keeping the projectile in an inclined roll position in the course of the independent flight phase include means of detecting a predetermined offset d a between the real value of the angle of inclination of the aerofoil and the anticipated value a and means of correcting this offset which are controlled by the detection means.

3. Projectile according to Claim 2, characterized in that the offset detection means consist of a wheel (14) including two faces and having, as its axis, the axis of the projectile, the wheel including a through hole (15) situated in a radial plane r at a distance d from the axis;

- two light sources (16) integral with the projectile illuminating a first face of the wheel, the two sources being at a distance d from the axis of the projectile and in radial planes forming an angle between them equal to twice the predetermined value d;

- two photoelectric cells (17) symmetric with the light sources with respect to the wheel;

- retractable means of keeping the wheel in a position in which the radial plane r of the through hole (15) forms an angle d with each of the radial planes passing through the photoelectric cells (17) and the light sources (16).

4. Projectile according to Claim 2, characterized in that the roll correction means consist of a store of pressurized gas (18) linked by ducts (19) to peripheral nozzles (20), the opening and the closing of the store being controlled by at least one solenoid valve (21).

5. Projectile according to Claim 2, characterized in that the roll correction means consist of small guns (22) able to produce, in the event of firing, recoil forces which can be made use of as an anti- roll impulse.

6. Projectile according to one of Claims 1 to 5, characterized in that it further includes a take-off motor (8, 9).

7. Projectile according to one of Claims 1 to 5, characterized in that the tail empennage (5) is mounted free in rotation about its longitudinal axis.

8. Projectile according to Claim 6, characterized in that the tail empennage (5) and the take-off motor (8, 9) form an assembly mounted free in rotation about the longitudinal axis of the projectile.

9. Projectile according to one of Claims 1 to 8, characterized in that the lift aerofoil (4) and the tail empennage (5) are deployable.

10. Projectile according to one of Claims 1 to 9, characterized in that the cruise motor is intended to keep the projectile at a predetermined speed V and in that at this speed V the component (fz) of the load factor f applied to the projectile inclined by the roll angle cancels the weight of the projectile.

11. Projectile according to one of Claims 1 to 10, characterized in that it carries electromagnetic or infrared decoys.

12. Projectile according to Claim 11, characterized in that it is organized into three segments, a front segment (1) containing the decoys, an intermediate segment (2) including the lift aerofoil (4), and a rear segment (3) including the propulsive part and the tail empennage.

Dessins