EP0628783B2 - Système d'actionnement pour gouverne aérodynamique et systèmes pour le pilotage d'aéronefs - Google Patents

Système d'actionnement pour gouverne aérodynamique et systèmes pour le pilotage d'aéronefs Download PDF

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EP0628783B2
EP0628783B2 EP19940401101 EP94401101A EP0628783B2 EP 0628783 B2 EP0628783 B2 EP 0628783B2 EP 19940401101 EP19940401101 EP 19940401101 EP 94401101 A EP94401101 A EP 94401101A EP 0628783 B2 EP0628783 B2 EP 0628783B2
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EP
European Patent Office
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steering
aerodynamic control
control surfaces
airborne vehicle
positions
Prior art date
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EP19940401101
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English (en)
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EP0628783A1 (fr
EP0628783B1 (fr
Inventor
Jean-Baptiste Ansaldi
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Aerospatiale Matra
Original Assignee
Aerospatiale Matra
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Application filed by Aerospatiale Matra filed Critical Aerospatiale Matra
Publication of EP0628783A1 publication Critical patent/EP0628783A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP0628783B1 publication Critical patent/EP0628783B1/fr
Publication of EP0628783B2 publication Critical patent/EP0628783B2/fr
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F42B10/62—Steering by movement of flight surfaces
    • F42B10/64—Steering by movement of flight surfaces of fins

Definitions

  • the present invention relates to an actuation system for aerodynamic control systems, as well as systems for piloting aircraft piloted in pairs by aerodynamic control surfaces, comprising at least such an actuation system.
  • the object of the present invention is to provide an actuation system simple, inexpensive and very slightly aging, which is susceptible meet the requirements mentioned above.
  • the switching of the aerodynamic control surface from one of its stable active positions to the other is obtained simply by activating said electromagnetic coils, which causes a displacement of the movable pallet causing the switching of said aerodynamic control surface.
  • document GB-A-1 057 863 describes a system actuation to bring an aerodynamic control surface into either of two active and stable positions, said aerodynamic control surface being rotatably mounted on a fixed support and said system comprising a single electromagnetic coil associated with said control surface, arranged on said fixed support and acting directly on said rudder (without interposition of pallet) to make it turn against the action of a spring, so that said control surface can take (exclusively, without neutral position) either of two extreme positions.
  • the elements constituting said actuation system according to the present invention are few and of a limited cost. Therefore, on the one hand the manufacturing price of the system actuation according to the invention is low and, on the other hand, the volume of the actuation system is extremely small, which is very advantageous for its use on small aircraft, for example example of light missiles.
  • said movable element consists of a shaft rotary.
  • said actuation system according to the invention has high torque and response time.
  • the present invention also relates to a system for piloting an aircraft piloted in pairs by at least two aerodynamic control surfaces, said control system comprising at least one system such as that described above.
  • the invention relates, more particularly, to a control system of an aircraft in autorotation comprising two aerodynamic control surfaces arranged symmetrically with respect to the body of the latter.
  • This piloting system can in particular be used on multi-mission missiles and light anti-mites, which are characterized by high speed and low mass after launch. Efficient torque steering does not requires only small aerodynamic control surfaces.
  • Each of said aerodynamic control surfaces can be actuated by an individual actuation system according to the invention and said aerodynamic control surfaces are controlled, synchronously, symmetrically with respect to the body of the aircraft, by simultaneous activation of a coil of each of said individual actuation systems.
  • control surfaces are actuated by a common actuation system, said system common actuation comprising a movable element additional identical to said mobile and integral element of said pallet in a symmetrical position by relative to that of said movable member, said movable member bearing one of said aerodynamic control surfaces and said additional movable member carrying the other said aerodynamic control surfaces.
  • This control system is particularly suitable very small aircraft, in particular mini missiles, whose reduced volume does not allow the arrangement of several actuation systems, el including aerodynamic control surfaces of restricted surface are subject to relatively small forces and can therefore be operated by a single system actuating.
  • Pilot systems with one or two systems actuators, such as those described above, and comprising two aerodynamic control surfaces with two stable positions each, symmetrically operated synchronously, are likely to take one either of two riding positions, depending on the common stable position in which are located said aerodynamic control surfaces.
  • the desired steering force is easily obtained and this simply by putting the system of piloting, for respective durations more or less long, in either of these riding positions.
  • F1 control value 2f / ⁇
  • the previous switching mode has a downside when looking for strength very low steering.
  • the actuation system allowing switching has a time threshold, corresponding to its response time. Therefore, it is impossible to obtain a corresponding 2S angle at a duration below this time threshold.
  • the present invention also relates to a system piloting an aircraft with four control surfaces aerodynamics arranged around said aircraft evenly spaced.
  • such a control system which is particularly suitable for a large air-to-ground missile or a planing bomb with limited maneuver is remarkable in that the opposing gouvemes are identical and in that each of them is actuated by a compliant individual actuation system to the invention.
  • Figure 1 is a partial perspective view of a actuation system according to the invention.
  • Figure 2 schematically shows the system piloting an aircraft, comprising two control surfaces aerodynamics powered by two systems separate actuators.
  • Figure 3 schematically shows the system piloting an aircraft, comprising two control surfaces aerodynamics powered by the same system actuating.
  • Figure 4 illustrates the generation of a lateral force piloting, according to a first piloting principle.
  • Figure 5 illustrates the generation of a lateral force piloting, according to a second piloting principle.
  • Figure 6 is the block diagram of the system piloting an aircraft with four control surfaces aerodynamic.
  • the actuation system 1 is intended to operate an aerodynamic control surface G partially shown and schematically in this figure.
  • said actuation system 1 has two electromagnetic coils identical A and B arranged opposite each other on a fixed support 2, which can be fixed on the body of a aircraft (not shown). Said coils A and B are can be activated independently, via a control system (not shown).
  • Said actuation system 1 also comprises a movable pallet P fixed elastically by one of its ends 4 on the fixed support 2, via a leaf spring 5 secured to both of said end 4 and of said support 2.
  • said blade of spring 5 is embedded by its opposite ends, at both in said fixed support 2 and in the end 4 of the P pallet.
  • the other (free) end 6 of the P pallet is disposed between said coils A and B.
  • a mobile element in this case a rotary shaft 7, is secured laterally to said pallet P at the end 4 of the latter, coaxially to the X-X axis.
  • Said rotary shaft 7 carries the aerodynamic control surface G arranged parallel to the pallet P and shown in solid lines in its neutral position in Figure 1.
  • control surface G is integral with the displacement of the free end 6 of the pallet P between coils A and B.
  • the actuation system 1 can be used in a control system 12 of a aircraft 14 in autorotation around its Y-Y axis, of which is shown in Figure 2, partially and so schematically, the body 13.
  • Said aircraft 14 is piloted in torque by two aerodynamic control surfaces G1 and G2 identical, arranged symmetrically with respect to to the Y-Y axis.
  • Each of said aerodynamic control surfaces G1 and G2 is actuated by an actuation system 1 individual, and this synchronously, from so that said control surfaces are always in the same piloting plan.
  • the coils A of each of the two actuation systems 1 are activated at the same time.
  • coils B is true for coils B.
  • control system 12 Depending on whether the control system 12 is located in either of these driving positions, it generates two steering forces of the same module, directed in the same direction Z-Z (perpendicular to the directions X-X and Y-Y) but in opposite directions.
  • control system 20 comprises a single actuation system 1 for actuating the two aerodynamic control surfaces G1 and G2.
  • the piloting of the aircraft 14 in autorotation is carried out in the same way for the two piloting systems 12 and 20 described above.
  • the piloting system 12 or 20 is successively switched to its two piloting positions, thus generating at all times a piloting force of module f , of direction ZZ, and whose direction depends, at a given time, from the steering position used at that time.
  • the control system 12 or 20 is kept in a first position of piloting for a period corresponding to an angle 2S of a circle C, representing the duration of a rotation turn of the aircraft and then is switched to the other position piloting for the rest of the duration of the said lap of rotation.
  • Said first piloting position generates, at successive instants, on the circle C, along the circular arc defined by the angle 2S, radial forces of the same module f (as represented at points 21), while that the second piloting position generates piloting forces of the same module f but of opposite direction (as shown at points 22).
  • this driving force F1 always remains greater than a minimum force.
  • the control system 12 or 20 is switched in the same riding position for two durations corresponding respectively at two angles 2S1 and 2S2 on circle C and defined so these angles 2S1 and 2S2 are opposite and have the same L-L bisector.
  • This second steering principle is particularly suitable for obtaining module driving forces F2 restricted, since it is possible to make the difference IsinS1-sinS2
  • the actuation system 1 can also be used in a control system 25, as shown diagrammatically in FIG. 6, to fly relatively heavy aircraft, for example a large air-to-ground missile or a maneuvering bomb limited, through four control surfaces aerodynamics G3, G4, G5 and G6.
  • Said aerodynamic control surfaces G3, G4, G5 and G6, each actuated by an actuation system 1 individual, are arranged around the aircraft (not shown), being each time removed from 90 °, so that, on the one hand, the aerodynamic control surfaces G3 and G5 which are identical and, on the other hand, the aerodynamic control surfaces G4 and G6 which are identical, are arranged symmetrically with respect to to the axis of said aircraft.
  • the piloting of said aircraft is carried out by modifying activation of the electromagnetic coils A and B of different actuation systems 1, and therefore the position corresponding aerodynamic control surfaces.

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Description

La présente invention concerne un système d'actionnement pour gouverne aérodynamique, ainsi que des systèmes pour le pilotage d'aéronefs pilotés en couple par des gouvernes aérodynamiques, comportant au moins un tel système d'actionnement.
On sait que le pilotage d'aéronefs, en particulier des bombes guidées ou des missiles, par l'intermédiaire de gouvernes aérodynamiques suppose, pour être précis, que les systèmes d'actionnement de ces gouvernes aérodynamiques présentent des propriétés bien définies. La fiabilité de ces systèmes d'actionnement, notamment, doit être extrêmement élevée, en particulier lorsqu'ils sont destinés à des applications militaires où toute imprécision dans le pilotage risque d'avoir des conséquences irrémédiables. A cet effet, lesdits systèmes d'actionnement doivent, en particulier, atteindre des performances en couple et en temps de réponse très élevées.
La présente invention a pour objet de fournir un système d'actionnement simple, peu coûteux et à très faible vieillissement, qui est susceptible de satisfaire les exigences mentionnées précédemment.
A cette fin, selon l'invention, le système d'actionnement pour amener une gouverne aérodynamique dans l'une ou l'autre de deux positions actives, stables et opposées l'une de l'autre par rapport à une position neutre, ladite gouverne aérodynamique étant montée rotative sur un support fixe, ledit système d'actionnement comportant deux bobines électromagnétiques agencées sur ledit support fixe, l'une en regard de l'autre, pour faire tourner ladite gouverne aérodynamique à l'encontre de l'action de moyens élastiques, est remarquable en ce que ledit système d'actionnement comporte de plus :
  • une palette mobile, dont l'une des extrémités est fixée élastiquement audit support fixe par l'intermédiaire d'une lame de ressort de sorte que, en position neutre de la gouverne, ladite palette mobile et ladite lame de ressort sont orthogonales, et dont l'autre extrémité est disposée entre lesdites bobines et est susceptible d'être attirée par chacune desdites bobines ; et
  • un élément mobile solidaire de ladite palette et portant ladite gouverne aérodynamique.
Ainsi, grâce à l'invention, la commutation de la gouverne aérodynamique de l'une de ses positions actives stables à l'autre est obtenue simplement par l'activation desdites bobines électromagnétiques, ce qui provoque un déplacement de la palette mobile entraínant la commutation de ladite gouverne aérodynamique.
On notera que le document GB-A-1 057 863 dont l'exposé forme la base du préambule de la revendication indépendante 1, décrit un système d'actionnement pour amener une gouverne aérodynamique dans l'une ou l'autre de deux positions actives et stables, ladite gouverne aérodynamique étant montée rotative sur un support fixe et ledit système comportant une seule bobine électromagnétique associée à ladite gouverne, agencée sur ledit support fixe et agissant directement sur ladite gouverne (sans interposition de palette) pour la faire tourner à l'encontre de l'action d'un ressort, de façon que ladite gouverne puisse prendre (exclusivement, sans position neutre) l'une ou l'autre de deux positions extrêmes.
On remarquera que les éléments constituant ledit système d'actionnement conforme à la présente invention sont peu nombreux et d'un coût restreint. De ce fait, d'une part le prix de fabrication du système d'actionnement conforme à l'invention est faible et, d'autre part, le volume du système d'actionnement est extrêmement réduit, ce qui est très avantageux pour son utilisation sur des aéronefs de petite taille, par exemple des missiles légers.
De façon avantageuse, ledit élément mobile est constitué d'un arbre rotatif.
On remarquera de plus que, grâce à l'utilisation de ladite lame de ressort et desdites bobines électromagnétiques, ledit système d'actionnement selon l'invention présente des performances élevées en couple et en temps de réponse.
La présente invention concerne également un système pour le pilotage d'un aéronef piloté en couple par au moins deux gouvernes aérodynamiques, ledit système de pilotage comportant au moins un système d'actionnement tel que celui décrit précédemment.
L'invention concerne, plus particulièrement, un système de pilotage d'un aéronef en autorotation comportant deux gouvernes aérodynamiques agencées symétriquement par rapport au corps de ce dernier. Ce système de pilotage peut notamment être utilisé sur des missiles multimissions et antiariens légers, qui se caractérisent par une grande vitesse et une faible masse après le lancement. Un pilotage en couple efficace ne nécessite alors que des gouvernes aérodynamiques de taille réduite.
Chacune desdites gouvernes aérodynamiques peut être actionnée par un système d'actionnement individuel conforme à l'invention et lesdites gouvernes aérodynamiques sont commandées, de façon synchrone, symétriquement par rapport au corps de l'aéronef, par l'activation simultanée d'une bobine de chacun desdits systèmes d'actionnement individuels.
En variante, lesdites gouvernes sont actionnées par un système d'actionnement commun, ledit système d'actionnement commun comportant un élément mobile supplémentaire identique audit élément mobile et solidaire de ladite palette dans une position symétrique par rapport à celle dudit élément mobile, ledit élément mobile portant l'une desdites gouvernes aérodynamiques et ledit élément mobile supplémentaire portant l'autre desdites gouvernes aérodynamiques.
Ce système de pilotage est particulièrement approprié à des aéronefs de très faible taille, en particulier des mini missiles, dont le volume réduit ne permet pas l'agencement de plusieurs systèmes d'actionnement, el dont les gouvernes aérodynamiques de surface restreinte sont soumises à des forces relativement faibles et peuvent ainsi être actionnées par un seul système d'actionnement.
Les systèmes de pilotage, à un ou deux systèmes d'actionnement, tels que ceux décrits précédemment, et comportant deux gouvernes aérodynamiques à deux positions stables chacune, actionnées symétriquement de façon synchrone, sont susceptibles de prendre l'une ou l'autre de deux positions de pilotage, en fonction de la position stable commune dans laquelle se trouvent lesdites gouvernes aérodynamiques.
Selon l'invention, lorsque le module de la force de pilotage est égal à f dans chacune desdites deux positions de pilotage, ledit système de pilotage est remarquable en ce que, pour obtenir sur un tour de rotation de l'aéronef une force moyenne de pilotage de module F1 dirigée selon une direction définie, il est successivement commuté :
  • dans l'une desdites positions de pilotage pendant une durée correspondant à un angle 2S d'un cercle représentant la durée d'un tour de rotation de l'aéronef ; et
  • dans l'autre position de pilotage pendant le reste dudit tour de rotation, l'angle 2S vérifiant la relation |sinS|=(π/2f).F1 et comportant comme bissectrice ladite direction définie.
Ainsi, on obtient facilement la force de pilotage recherchée et ceci simplement en mettant le système de pilotage, pendant des durées respectives plus ou moins longues, dans l'une ou l'autre desdites positions de pilotage. Par exemple, pour obtenir une force moyenne de pilotage F1 maximale de valeur 2f/π, il suffit de mettre ledit système, pendant un demi-tour de rotation, dans l'une desdites positions de pilotage, et pendant l'autre demi-tour de rotation, dans l'autre position de pilotage, de sorte que S=π/2.
Toutefois, le mode de commutation précédent présente un inconvénient lorsque l'on recherche une force de pilotage très faible. En effet, le système d'actionnement permettant la commutation présente un seuil temporel, correspondant à son temps de réponse. Par conséquent, il est impossible d'obtenir un angle 2S correspondant à une durée inférieure à ce seuil temporel.
De façon avantageuse, afin de remédier à cet inconvénient et pour obtenir, sur un tour de rotation de l'aéronef, une force moyenne de pilotage de module F2 dirigée selon une direction définie, ledit système de pilotage est successivement commuté :
  • dans l'une desdites positions de pilotage pendant deux périodes non successives correspondant respectivement à deux angles 2S1 et 2S2 d'un cercle représentant la durée d'un tour de rotation de l'aéronef ; et
  • dans l'autre position de pilotage pendant le reste dudit tour de rotation, lesdits angles S1 et S2 étant opposés, comportant comme même bissectrice ladite direction définie et vérifiant la relation IsinS1-sinS2I=(π/2f).F2.
Ainsi, il est possible d'obtenir des forces de pilotage de module aussi faible que souhaité, en minimisant la différence entre les angles S1 et S2. Ce système de pilotage permet, par conséquent, d'obtenir aussi bien des forces de pilotage très faibles que des forces de pilotage importantes, et est particulièrement bien adapté aux missiles multimissions.
La présente invention concerne également un système de pilotage d'un aéronef comportant quatre gouvernes aérodynamiques agencées autour dudit aéronef de façon uniformément espacée.
Selon l'invention, un tel système de pilotage, qui est particulièrement adapté à un gros missile air-sol ou à une bombe planante à manoeuvre limitée, est remarquable en ce que les gouvemes à chaque fois opposées sont identiques et en ce que chacune d'elles est actionnée par un système d'actionnement individuel conforme à l'invention.
De façon avantageuse, ledit système de pilotage est muni d'un dispositif de commande destiné à commander l'activation des bobines électromagnétiques des différents systèmes d'actionnement individuels, comportant:
  • un système de guidage, déterminant les ordres de roulis, tangage et lacet ; et
  • un calculateur, recevant lesdits ordres, et déterminant l'activation des différentes bobines électromagnétiques.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.
La figure 1 est une vue partielle en perspective d'un système d'actionnement conforme à l'invention.
La figure 2 montre, de façon schématique, le système de pilotage d'un aéronef, comportant deux gouvernes aérodynamiques actionnées par deux systèmes d'actionnement séparés.
La figure 3 montre, de façon schématique, le système de pilotage d'un aéronef, comportant deux gouvernes aérodynamiques actionnées par le même système d'actionnement.
La figure 4 illustre la génération d'une force latérale de pilotage, selon un premier principe de pilotage.
La figure 5 illustre la génération d'une force latérale de pilotage, selon un second principe de pilotage.
La figure 6 est le schéma synoptique du système de pilotage d'un aéronef comportant quatre gouvernes aérodynamiques.
On remarquera que, sur les figures 1, 2, 3 et 6, les gouvernes sont représentées schématiquement sous la forme de palettes.
Le système d'actionnement 1, conforme à l'invention et représenté sur la figure 1, est destiné à actionner une gouverne aérodynamique G représentée partiellement et schématiquement sur cette figure.
Conformément à l'invention, ledit système d'actionnement 1 comporte deux bobines électromagnétiques identiques A et B agencées l'une en regard de l'autre sur un support fixe 2, pouvant être fixé sur le corps d'un aéronef (non représenté). Lesdites bobines A et B sont activables indépendamment, par l'intermédiaire d'un système de commande (non représenté).
Ledit système d'actionnement 1 comporte également une palette mobile P fixée élastiquement par l'une de ses extrémités 4 sur le support fixe 2, par l'intermédiaire d'une lame de ressort 5 solidaire à la fois de ladite extrémité 4 et dudit support 2. A cet effet, ladite lame de ressort 5 est encastrée par ses extrémités opposées, à la fois dans ledit support fixe 2 et dans l'extrémité 4 de la palette P. L'autre extrémité (libre) 6 de la palette P est disposée entre lesdites bobines A et B. Lorsque les bobines A et B ne sont pas activées, la palette mobile P se trouve dans un plan médian π, partiellement représenté en traits mixtes sur la figure 1, équidistant desdites bobines A et B, parallèle aux faces internes respectives 8 et 9 de ces dernières et orthogonale à la lame de ressort 5.
L'activation de l'une ou l'autre desdites bobines provoque le déplacement de la palette P, par rotation autour d'un axe X-X défini par l'intersection du plan médian n et de la lame de ressort 5, de sorte que l'extrémité libre 6 de la palette P vient au contact de la bobine qui est activée et reste dans cette position tant que cette bobine est activée.
Par ailleurs, un élément mobile, en l'occurrence un arbre rotatif 7, est solidaire latéralement à ladite palette P au niveau de l'extrémité 4 de cette dernière, coaxialement à l'axe X-X.
Ledit arbre rotatif 7 porte la gouverne aérodynamique G agencée parallèlement à la palette P et représentée en traits pleins dans sa position neutre sur la figure 1.
Par conséquent, ladite gouverne G est solidaire du déplacement de l'extrémité libre 6 de la palette P entre les bobines A et B.
Ainsi, conformément à l'invention, ladite gouverne aérodynamique G peut être amenée dans l'une de deux positions actives, stables et opposées 10 et 11, partiellement représentées en traits interrompus sur la figure 1, à savoir :
  • dans la position active stable 10 qui fait un angle +Θ par rapport à la position neutre, lorsque la bobine A est activée et que l'extrémité libre 6 de la palette P se trouve au contact de celle-ci ; et
  • dans la position active stable 11 qui fait un angle -Θ par rapport à la position neutre, lorsque la bobine B est activée et que l'extrémité libre 6 se trouve au contact de cette dernière.
La commutation de la gouverne aérodynamique G de l'une de ses positions actives stables à l'autre est donc obtenue par l'inversion de l'activation des bobines.
Le système d'actionnement 1 conforme à l'invention peut être utilisé dans un système de pilotage 12 d'un aéronef 14 en autorotation autour de son axe Y-Y, dont on a représenté sur la figure 2, partiellement et de façon schématique, le corps 13. Ledit aéronef 14 est piloté en couple par deux gouvernes aérodynamiques G1 et G2 identiques, agencées de façon symétrique par rapport à l'axe Y-Y. Chacune desdites gouvernes aérodynamiques G1 et G2 est actionnée par un système d'actionnement 1 individuel, et ceci de manière synchrone, de sorte que lesdites gouvernes se trouvent toujours dans un même plan de pilotage. A cet effet, les bobines A de chacun des deux systèmes d'actionnement 1 sont activées en même temps. Il en est de même des bobines B.
Ainsi, le système de pilotage 12 peut prendre deux positions de pilotage différentes, à savoir :
  • une première position de pilotage, lorsque les palettes P sont au contact des bobines A et qu'alors les gouvernes aérodynamiques G1 et G2 se trouvent respectivement dans des positions 15 et 16 partiellement représentées en traits interrompus sur la figure 2 et faisant un angle +Θ avec la position médiane représentée ; et
  • une seconde position de pilotage, lorsque les palettes P sont au contact des bobines B et qu'alors les gouvernes aérodynamiques G1 et G2 se trouvent respectivement dans des positions 17 et 18 partiellement représentées en traits interrompus et faisant un angle -Θ avec la position médiane représentée.
Selon que le système de pilotage 12 se trouve dans l'une ou l'autre desdites positions de pilotage, il engendre deux forces de pilotage de même module, dirigées selon une même direction Z-Z (perpendiculaire aux directions X-X et Y-Y) mais de sens opposé.
Dans un autre mode de réalisation, tel que représenté sur la figure 3, le système de pilotage 20 comporte un seul système d'actionnement 1 pour actionner les deux gouvernes aérodynamiques G1 et G2.
A cet effet, le système d'actionnement 1 comporte deux arbres 7 opposés, agencés latéralement sur la palette P, de part et d'autre de la lame de ressort 5, suivant la direction X-X, et portant respectivement lesdites gouvernes aérodynamiques G 1 et G2. De même que le système de pilotage 12 de la figure 2, le système de pilotage 20 peut prendre deux positions de pilotage différentes :
  • une première position de pilotage, lorsque la palette P est au contact de la bobine A et que les gouvernes aérodynamiques G1 et G2 se trouvent respectivement dans les positions 15 et 16; et
  • une seconde position de pilotage, lorsque la palette P est au contact de la bobine B et que les gouvernes aérodynamiques G1 et G2 se trouvent alors respectivement dans les positions 17 et 18.
Le pilotage de l'aéronef 14 en autorotation est effectué de la même manière pour les deux systèmes de pilotage 12 et 20 décrits précédemment. A cet effet, sur un tour de rotation, le système de pilotage 12 ou 20 est successivement commuté dans ses deux positions de pilotage, engendrant ainsi à tout instant une force de pilotage de module f, de direction Z-Z, et dont le sens dépend, à un instant donné, de la position de pilotage utilisée à cet instant.
Selon un premier principe de pilotage, tel qu'illustré schématiquement sur la figure 4, le système de pilotage 12 ou 20 est maintenu dans une première position de pilotage pendant une durée correspondant à un angle 2S d'un cercle C, représentant la durée d'un tour de rotation de l'aéronef, puis est commuté dans l'autre position de pilotage pendant le reste de la durée dudit tour de rotation.
Ladite première position de pilotage engendre, à des instants successifs, sur le cercle C, le long de l'arc de cercle défini par l'angle 2S, des forces radiales de même module f (telles que représentées en des points 21), tandis que la seconde position de pilotage engendre des forces de pilotage de même module f mais de sens opposé (telles que représentées en des points 22).
Toutefois, comme l'aéronef tourne sur lui-même, ces forces de sens opposé engendrées pendant la rotation présentent sur un tour des effets additionnels de sorte que l'on obtient, pour un tour de rotation, une force moyenne de pilotage F1 de module F1=(2/π).f.|sinS| dirigée selon la bissectrice Ox de l'angle 2S.
On remarquera, toutefois, que cette force de pilotage F1 reste toujours supérieure à une force minimale. En effet, le système d'actionnement présente un seuil temporel correspondant à son temps de réponse qui dépend, en particulier, de la raideur de la lame de ressort 5, de la résistance et de l'inductance des bobines A et B et de l'inertie du système d'actionnement. Par conséquent, l'angle S est toujours supérieur à un angle Smin, tel que Smin=τ/2 où  représente la vitesse de rotation de l'aéronef et τ le seuil temporel du système d'actionnement, et donc la force de pilotage F1 est toujours supérieure à une force minimale Fmin=(2/π).f.lsin(Smin)|.
Selon un second principe de pilotage, tel qu'illustré schématiquement sur la figure 5, le système de pilotage 12 ou 20 est commuté dans une même position de pilotage pendant deux durées correspondant respectivement à deux angles 2S1 et 2S2 sur le cercle C et définies de sorte que ces angles 2S1 et 2S2 sont opposés et présentent la même bissectrice L-L. Le reste de la rotation, correspondant à deux angles α et β identiques, le système de pilotage est commuté dans l'autre position de pilotage.
Les forces de pilotage engendrées sur les angles 2S1 et 2S2, dans une position de pilotage identique, mais pour deux positions opposées de l'aéronef autour de son axe Y-Y, présentent des effets contraires. Il en est de même des effets produits sur les angles α et β. Toutefois, comme lesdits angles α et β sont identiques, les effets produits le long de leur bissectrice commune (non représentée) s'annulent, ce qui n'est pas le cas pour les angles 2S1 et 2S2 (lorsqu'ils sont différents, tel que représenté). Ainsi, on obtient, sur un tour de rotation de l'aéronef, une force moyenne de pilotage F2, ne dépendant que des angles S1 et S2, de module F2=(2/π). f.|sinS1-sinS2|, dirigée le long de la bissectrice commune L-L des angles 2S1 et 2S2.
Ce second principe de pilotage est particulièrement approprié pour obtenir des forces de pilotage F2 de module restreint, puisqu'il est possible de rendre la différence IsinS1-sinS2| aussi faible que souhaité, en utilisant des angles S1 et S2 proches l'un de l'autre.
Le système d'actionnement 1 conforme à l'invention peut également être utilisé dans un système de pilotage 25, tel que représenté schématiquement sur la figure 6, pour piloter des aéronefs relativement lourds, par exemple un gros missile air-sol ou une bombe planante à manoeuvre limitée, par l'intermédiaire de quatre gouvernes aérodynamiques G3, G4, G5 et G6.
Lesdites gouvernes aérodynamiques G3, G4, G5 et G6, actionnées chacune par un système d'actionnement 1 individuel, sont agencées autour de l'aéronef (non représenté), en étant à chaque fois écartées de 90°, de sorte que, d'une part les gouvernes aérodynamiques G3 et G5 qui sont identiques et, d'autre part, les gouvernes aérodynamiques G4 et G6 qui sont identiques, sont disposées de façon symétrique par rapport à l'axe dudit aéronef.
Le pilotage dudit aéronef est effectué en modifiant l'activation des bobines électromagnétiques A et B des différents systèmes d'actionnement 1, et donc la position des gouvernes aérodynamiques correspondantes.
A cet effet, ledit système de pilotage 25 est muni d'un dispositif de commande embarqué 26, comportant :
  • un système de guidage 27 déterminant les ordres de roulis, de tangage et de lacet ; et
  • un calculateur 28, recevant lesdits ordres par l'intermédiaire d'une liaison 29, déterminant l'activation des bobines électromagnétiques A et B des systèmes d'actionnement 1 associés à chacune des gouvernes aérodynamiques G3, G4, G5 et G6, et commandant lesdites bobines A et B par l'intermédiaire de liaisons 30 à 33.

Claims (9)

  1. Système d'actionnement (1) pour amener une gouverne aérodynamique (G) dans l'une ou l'autre de deux positions actives, stables et opposées l'une de l'autre par rapport à une position neutre, ladite gouverne aérodynamique (G) étant montée rotative sur un support fixe (2), ledit système d'actionnement (1) comportant deux bobines électromagnétiques (A, B) agencées sur ledit support fixe (2), l'une en regard de l'autre, pour faire tourner ladite gouverne aérodynamique à l'encontre de l'action de moyens élastiques,
    caractérisé en ce que ledit système d'actionnement (1) comporte de plus :
    une palette mobile (P), dont l'une (4) des extrémités est fixée élastiquement audit support fixe (2) par l'intermédiaire d'une lame de ressort (5) de sorte que, en position neutre de la gouverne, ladite palette mobile (P) et ladite lame de ressort (5) sont orthogonales, et dont l'autre extrémité (6) est disposée entre lesdites bobines (A, B) et est susceptible d'être attirée par chacune desdites bobines ; et
    un élément mobile (7) solidaire de ladite palette (P) et portant ladite gouverne aérodynamique (G).
  2. Système selon la revendication 1,
    caractérisé en ce que ledit élément mobile est constitué d'un arbre rotatif (7).
  3. Système pour le pilotage d'un aéronef piloté en couple par au moins deux gouvernes aérodynamiques (G1, G2, G3, G4, G5, G6),
    caractérisé en ce qu'il comporte au moins un système d'actionnement (1) selon l'une des revendications 1 et 2.
  4. Système pour le pilotage d'un aéronef en autorotation, comportant deux gouvernes aérodynamiques identiques (G1, G2) agencées symétriquement par rapport au corps de ce dernier, selon la revendication 3,
    caractérisé en ce que chacune desdites gouvernes aérodynamiques (G1, G2) est actionnée par un système d'actionnement (1) individuel et en ce que lesdites gouvernes aérodynamiques (G1, G2) sont commandées, de façon synchrone, symétriquement par rapport au corps de l'aéronef, par l'activation simultanée d'une bobine de chacun desdits systèmes d'actionnement individuels.
  5. Système pour le pilotage d'un aéronef en autorotation, comportant deux gouvernes aérodynamiques identiques (G1, G2) agencées symétriquement par rapport au corps de ce dernier, selon la revendication 3,
    caractérisé en ce que lesdites gouvernes (G1, G2) sont actionnées par un système d'actionnement (1) commun, ledit système d'actionnement (1) commun comportant un élément mobile supplémentaire (7) identique audit élément mobile (7) et solidaire de ladite palette dans une position symétrique par rapport à celle dudit élément mobile, ledit élément mobile portant l'une desdites gouvernes aérodynamiques et ledit élément mobile supplémentaire portant l'autre desdites gouvernes aérodynamiques.
  6. Système selon l'une des revendications 4 ou 5, pour le pilotage d'un aéronef, comportant deux gouvernes aérodynamiques, à deux positions actives stables chacune, actionnées symétriquement de façon synchrone et mettant, en fonction de la position stable commune dans laquelle elles se trouvent, ledit système de pilotage dans l'une de deux positions de pilotage, le module de la force pilotage étant égal à f dans chacune desdites positions de pilotage,
    caractérisé en ce que, pour obtenir sur un tour de rotation de l'aéronef une force moyenne de pilotage de module F1 dirigée selon une direction définie (Ox), il est successivement commuté :
    dans l'une desdites positions de pilotage pendant une durée correspondant à un angle 2S d'un cercle (C) représentant la durée d'un tour de rotation de l'aéronef ; et
    dans l'autre position de pilotage pendant le reste dudit tour de rotation, l'angle 2S vérifiant la relation |sinS| = (π/2f).F1 et comportant comme bissectrice ladite direction définie (Ox).
  7. Système selon l'une des revendications 4 ou 5, pour le pilotage d'un aéronef, comportant deux gouvernes aérodynamiques à deux positions actives stables chacune, actionnées symétriquement de façon synchrone, et mettant, en fonction de la position stable dans laquelle elles se trouvent, ledit système dans l'une de deux positions de pilotage, le module de la force de pilotage étant égal à f dans chacune desdites positions de pilotage,
    caractérisé en ce que, pour obtenir sur un tour de rotation de l'aéronef une force moyenne de pilotage de module F2 dirigée selon une direction définie (L-L), il est successivement commuté :
    dans l'une desdites positions de pilotage pendant deux périodes non successives correspondant respectivement à deux angles 2S1 et 2S2 d'un cercle (C) représentant la durée d'un tour de rotation de l'aéronef ; et
    dans l'autre position de pilotage pendant le reste dudit tour de rotation, lesdits angles S1 et S2 étant opposés, comportant comme même bissectrice ladite direction définie (L-L) et vérifiant la relation | sinS1-sinS2| = (π/2f).F2.
  8. Système selon la revendication 3, pour le pilotage d'un aéronef, comportant quatre gouvernes aérodynamiques (G3, G4, G5, G6) agencées de façon uniformément espacée autour dudit aéronef,
    caractérisé en ce que les gouvernes à chaque fois opposées sont identiques et en ce que chacune desdites gouvernes est actionnée par un système d'actionnement (1) individuel.
  9. Système pour le pilotage d'un aéronef selon la revendication 8,
    caractérisé en ce qu'il est muni d'un dispositif de commande (26) destiné à commander l'activation des bobines électromagnétiques (A, B) des différents systèmes d'actionnement individuels, comportant :
    un système de guidage (27), déterminant les ordres de roulis, tangage et lacet ; et
    un calculateur (28), recevant lesdits ordres, et déterminant l'activation des différentes bobines électromagnétiques.
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US3204894A (en) * 1962-06-29 1965-09-07 Bofors Ab Roll stabilizing system for an airborne device
DE1298912B (de) * 1965-12-10 1969-07-03 Messerschmitt Boelkow Blohm Schubvektorsteuerung fuer einen raketengetriebenen Flugkoerper mit mindestens einem Strahlablenker
SE408323B (sv) * 1976-06-08 1979-06-05 Bofors Ab Styranordning for en ballistisk enhet
US4274610A (en) * 1978-07-14 1981-06-23 General Dynamics, Pomona Division Jet tab control mechanism for thrust vector control
DE3606835C2 (de) * 1986-03-03 1997-03-27 Diehl Gmbh & Co Lenkeinrichtung für Projektile

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