DE69412366T3 - Operating system for an aerodynamic rudder and aircraft guidance system - Google Patents

Operating system for an aerodynamic rudder and aircraft guidance system Download PDF

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    • F42B10/60—Steering arrangements
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Description

Diese Erfindung bezieht sich auf ein Betätigungssystem für ein aerodynamisches Ruder sowie auf Systeme zur Führung von Luftfahrzeugen, die durch aerodynamische Ruder drehmomentgeführt werden und mit mindestens einem derartigen Betätigungssystem versehen sind.This invention relates to an actuation system for a aerodynamic rudder as well as systems for guiding aircraft through aerodynamic rudders are torque controlled and with at least such an actuation system are provided.

Bekanntlich setzt die Führung von Luftfahrzeugen, insbesondere von gelenkten Bomben oder Raketen, durch aerodynamische Ruder, wenn sie genau sein soll, voraus, dass die Betätigungssysteme dieser aerodynamischen Ruder genau bestimmte Eigenschaften aufweisen. Die Zuverlässigkeit dieser Betätigungssysteme muss vor allem dann außerordentlich hoch sein, wenn diese für militärische Zwecke bestimmt sind, bei denen jede Ungenauigkeit der Führung zu irreparablen Folgen führen kann. Dazu müssen die Betätigungssysteme insbesondere hinsichtlich Drehmoment und Reaktionszeit sehr hohe Leistungen erreichen.As is well known, the leadership of Aircraft, in particular guided bombs or missiles, through aerodynamic rudders, if it is to be precise, ahead of that the actuation systems of this aerodynamic rudders have exactly certain properties. The reliability of these actuation systems especially then must be high if this for military Purposes are intended for which any inaccuracy of guidance lead to irreparable consequences can. To do this the actuation systems very high performance, especially with regard to torque and response time to reach.

Gegenstand dieser Erfindung ist ein einfaches, kostengünstiges Betätigungssystem mit sehr geringer Alterung, das den obigen Anforderungen gerecht werden kann.The subject of this invention is a simple, inexpensive actuating system with very little aging, which meets the above requirements can be.

Zu diesem Zweck ist das Betätigungssystem, durch das ein aerodynamisches Ruder in die eine oder andere von zwei stabilen Wirkstellungen, die in Bezug auf eine neutrale Position einander gegenüber liegen, versetzt werden kann, wobei das aerodynamische Ruder drehbar an einem festen Halter angebracht ist und das System zwei am festen Halter einander gegenüber angebrachte elektromagnetischen Spulen hat, durch die das aerodynamische Ruder entgegen der Wirkung elastischer Mittel gedreht werden kann, erfindungsgemäß dadurch bemerkenswert, dass es weiterhin umfasst:For this purpose, the actuation system through which an aerodynamic rudder into one or the other of two stable positions of action in relation to a neutral position towards each other lie, can be moved, the aerodynamic rudder rotatable is attached to a fixed holder and the system two to the fixed Holders facing each other has attached electromagnetic coils through which the aerodynamic rudder can be rotated against the action of elastic means, according to the invention remarkable that it continues to include:

  • – einen beweglichen Anker, der mit einem Ende mittels eines Federblatts elastisch am festen Halter angebracht ist, sodass der bewegliche Anker und das Federblatt in der neutralen Stellung des Ruders rechtwinklig sind, und dessen anderes Ende zwischen den Spulen angeordnet ist und von jeder Spule angezogen werden kann; und- one movable anchor, which has one end by means of a spring leaf is attached elastically to the fixed holder so that the movable Anchor and the spring leaf in the neutral position of the rudder at right angles are, and the other end is arranged between the coils and can be attracted to any coil; and
  • – ein bewegliches Element, das mit dem Anker verbunden ist und an dem sich das aerodynamische Ruder befindet.- on movable element which is connected to the anchor and on which the aerodynamic rudder is located.

Erfindungsgemäß wird die Umschaltung des aerodynamischen Ruders aus der einen in die andere stabile Wirkstellung einfach durch die Aktivierung der elektromagnetischen Spulen erreicht, die eine Bewegung des beweglichen Ankers und dadurch die Umschaltung des aerodynamischen Ruders zur Folge hat.According to the invention, the switching of the aerodynamic Rudder from one stable position to the other simple achieved by activating the electromagnetic coils that a movement of the movable armature and thereby switching of the aerodynamic rudder.

Es ist festzustellen, dass in Dokument GB-A-1 057 863, dessen Zusammenfassung die Grundlage der Präambel des unabhängigen Anspruchs 1 bildet, ein Betätigungssystem beschrieben wird, mit dem ein aerodynamisches Ruder in die eine oder andere von zwei stabilen Wirkstellungen versetzt werden kann, wobei das aerodynamische Ruder drehbar an einem festen Halter angeordnet ist und das System eine einzige elektromagnetische Spule für das Ruder hat, die am festen Halter angeordnet ist und direkt (ohne zwischengeschalteten Anker) auf das Ruder einwirkt, um dieses gegen die Wirkung einer Feder zu drehen, sodass das Ruder (ausschließlich, ohne neutrale Stellung) die eine oder andere von zwei äußersten Stellungen einnehmen kann.It should be noted that in document GB-A-1 057 863, the summary of which forms the basis of the preamble of independent Claim 1 forms an actuation system is described with which an aerodynamic rudder in one or another can be moved from two stable positions, whereby the aerodynamic rudder rotatably arranged on a fixed holder and the system is a single electromagnetic coil for the rudder has, which is arranged on the fixed holder and directly (without intermediate Anchor) acts on the rudder to counteract the action of a Turn the spring so that the rudder (exclusively, without neutral position) one or the other of two outermost Can take positions.

Es ist zu bemerken, dass die Bestandteile des erfindungsgemäßen Betätigungssystemszahlenmäßig gering sind und begrenzte Kosten verursachen. Zum einen ist deshalb der Herstellungspreis des erfindungsgemäßen Betätigungssystems niedrig, und zum anderen sind die Abmessungen des Betätigungssystems außerordentlich gering, sodass es besonders vorteilhaft an kleinen Luftfahrzeugen, zum Beispiel an leichten Raketen, eingesetzt werden kann.It should be noted that the components of the Actuation system according to the invention small in number are and cause limited costs. For one, that's why Manufacturing price of the actuation system according to the invention low, and on the other hand, the dimensions of the actuation system are extraordinary low, making it particularly beneficial on small aircraft, for example on light rockets.

Es ist günstig, wenn das bewegliche Element aus einer Drehwelle besteht.It is convenient if the movable Element consists of a rotating shaft.

Außerdem ist zu bemerken, dass das erfindungsgemäße Betätigungssystem durch die Verwendung des Federblatts und der elektromagnetischen Spulen hohe Leistungen hinsichtlich Drehmoment und Reaktionszeit aufweist.It should also be noted that the actuation system according to the invention through the use of the spring leaf and the electromagnetic coils has high performance in terms of torque and response time.

Diese Erfindung betrifft auch ein System zur Führung eines Luftfahrzeugs, das von mindestens zwei aerodynamischen Rudem drehmomentgeführt wird, wobei das Führungssystem mindestens ein Betätigungssystem wie oben beschrieben umfasst.This invention also relates to a Leadership system of an aircraft which is composed of at least two aerodynamic rougheners torque is carried being the guidance system at least one actuation system as described above.

Die Erfindung bezieht sich insbesondere auf ein System zur Führung eines Luftfahrzeugs mit Eigendrehung mit zwei aerodynamischen Rudem, die symmetrisch zu dessen Körper angeordnet sind. Dieses Führungssystem kann besonders an Mehrzweck- und leichten Luftabwehrraketen angewendet werden, die sich durch eine hohe Geschwindigkeit und eine niedrige Masse nach dem Start auszeichnen. Eine wirksame Drehmomentführung macht dann nur kleine aerodynamische Ruder erforderlich.The invention relates in particular on a system of leadership a self-rotating aircraft with two aerodynamic rudder, which are symmetrical to its body are arranged. This guidance system can be used especially on multi-purpose and light anti-aircraft missiles, characterized by high speed and low mass mark after the start. Effective torque control then makes only small aerodynamic rudders required.

Jedes aerodynamische Ruder kann durch ein individuelles erfindungsgemäßes Betätigungssystem betätigt werden. Die aerodynamischen Ruder werden synchron symmetrisch am Körper des Luftfahrzeugs durch die gleichzeitige Aktivierung einer Spule jedes einzelnen Betätigungssystems gesteuert.Each aerodynamic rudder can be controlled by one individual actuation system according to the invention actuated become. The aerodynamic rudders are synchronously symmetrical on the body of the aircraft by the simultaneous activation of a coil every single actuation system controlled.

In einer Variante werden die Ruder durch ein gemeinsames Betätigungssystem betätigt, wobei das gemeinsame Betätigungssystem ein zusätzliches bewegliches Element hat, das mit dem beweglichen Element identisch ist und mit dem Anker in einer symmetrischen Stellung zu der des beweglichen Elements verbunden ist, wobei am beweglichen Element eines der aerodynamischen Ruder angebracht ist, während sich das andere aerodynamische Ruder am zusätzlichen beweglichen Element befindet.In a variant, the oars through a common actuation system actuated, being the common actuation system an additional movable element that is identical to the movable element is and with the anchor in a symmetrical position to that of the movable element is connected, being on the movable element one of the aerodynamic rudders is attached while up the other aerodynamic rudder on the additional movable element located.

Dieses Führungssystem ist besonders gut für sehr kleine Luftfahrzeuge, insbesondere für Miniraketen, geeignet, an denen aufgrund ihres geringen Umfangs nicht mehrere Betätigungssysteme angebracht werden können und deren kleinflächige aerodynamische Ruder verhältnismäßig geringen Kräften ausgesetzt sind, die so von einem einzigen Betätigungssystem betätigt werden können.This guidance system is special good for very small aircraft, particularly suitable for mini rockets which, due to their small size, do not have multiple actuation systems can be attached and their small area aerodynamic rudder relatively low Exposed to forces are operated by a single actuation system can.

Die Führungssysteme mit einem oder zwei Betätigungssystemen, wie sie oben beschrieben wurden, und mit zwei aerodynamischen Rudem mit jeweils zwei stabilen Stellungen, die symmetrsch synchron betätigt werden, können die eine oder die andere von zwei Führungsstellungen entsprechend der gemeinsamen stabilen Stellung, in der sich die aerodynamischen Ruder befinden, einnehmen.The guidance systems with one or two actuation systems, as described above, and with two aerodynamic riders with two stable positions each, which are operated symmetrically and synchronously, can one or the other of two leadership positions corresponding to the common stable position in which the aerodynamic rudder are taking.

Efindungsgemäß ist das Führungssystem, wenn der Modul der Führungskraft in jeder der beiden Führungsstellungen gleich f ist, dadurch bemerkenswert, dass es zum Erhalt einer mittleren Führungskraft mit dem Modul F1 in einer bestimmten Richtung je Umdrehung des Luftfahrzeugs nacheinander wie folgt geschaltet wird:According to the invention, the guidance system, when the module of the manager is equal to f in each of the two leadership positions, is remarkable in that it is switched in succession with the module F1 in a certain direction per revolution of the aircraft in order to obtain a middle manager:

  • – in die eine Führungsstellung während einer Dauer, die einem Winkel 2S eines Kreises entspricht, der die Dauer einer Umdrehung des Luftfahrzeugs darstellt; und- in a leadership position for a period of time that is an angle 2S corresponds to a circle representing the duration of one revolution of the aircraft; and
  • – in die andere Führungsstellung während der restlichen Umdrehung, wobei der Winkel 2S die Beziehung |sinS| = (π/2f). F1 erfüllt und die Winkelhalbierende die festgelegte Richtung ist.- In the other guide position during the remaining rotation, the angle 2S the relationship | sinS | = ( π / 2f). F1 is satisfied and the bisector is the specified direction.

Die gewünschte Führungskraft lässt sich somit leicht erzielen, indem das Führungssystem während einer mehr oder minder langen Dauer in die eine oder andere Führungsstellung geschaltet wird. Um eine mittlere Führungskraft F1 mit einem maximalen Wert 2f/π zu erhalten, braucht das System während einer halben Umdrehung nur in die eine Führungsstellung und während der anderen halben Umdrehung in die andere Führungsstellung versetzt zu werden, so dass S = π/2.The desired manager can thus be easily achieved by switching the management system to one or the other management position for a more or less long period. In order to obtain an average guide force F1 with a maximum value of 2f / π , the system only needs to be moved to one guide position during half a revolution and to the other guide position during the other half revolution, so that S = π / 2.

Das obige Schaltverfahren hat jedoch einen Nachteil, wenn eine sehr niedrige Führungskraft erforderlich ist, da das Betätigungssystem, das die Umschaltung ermöglicht, eine Zeitschwelle hat, die seiner Reaktionszeit entspricht. Ein Winkel 2S lässt sich demzufolge nicht erreichen, wenn dieser einer Dauer unter dieser Zeitschwelle entspricht.However, the above shifting method has a disadvantage when a very low manager is required because the actuation system that enables the changeover has a time threshold that corresponds to its response time. An angle 2S can therefore not be achieved if this corresponds to a duration below this time threshold.

Um diesen Nachteil zu beseitigen und um während einer Umdrehung des Luftfahrzeugs eine mittlere Führungskraft mit dem Modul F2 in einer bestimmten Richtung zu erzielen, wird das Führungssystem vorteilhafter Weise nacheinander wie folgt geschaltet:To eliminate this disadvantage and around during one turn of the aircraft a middle manager to achieve with the module F2 in a certain direction the guidance system advantageously switched in succession as follows:

  • – in die eine Führungsstellung während zweier nicht aufeinanderfolgender Zeiträume, die jeweils zwei Winkeln 2S1 und 2S2 eines Kreises entsprechen, der die Dauer einer Umdrehung des Luftfahrzeugs darstellt; und- in one leadership position during two non-consecutive periods, each at two angles 2S1 and 2S2 correspond to a circle representing the duration of one revolution of the aircraft; and
  • – in die andere Führungsstellung während der restlichen Umdrehung, wobei die Winkel S1 und S2 einander entgegengesetzt sind und als gleiche Winkelhalbierende die festgelegte Richtung haben und die Beziehung |sinS1 – sinS2| = (π/2f).F2 erfüllen.- In the other guide position during the rest of the rotation, the angle S1 and S2 are opposite to each other and have the specified direction as equal bisectors and the relationship | sinS1 - sinS2 | = ( π /2f).F2.

Damit ist es möglich, durch Minimierung der Differenz zwischen den Winkeln S1 und S2 Führungskräfte mit dem gewünschten kleinen Modul zu erzielen. Dieses Führungssystem ermöglicht folglich sowohl den Erhalt sehr niedriger als auch hoher Führungskräfte und ist besonders für Mehrzweckraketen geeignet.This makes it possible to minimize the difference between the angles S1 and S2 To achieve executives with the desired small module. This guidance system therefore enables both very low and high executives to be retained and is particularly suitable for multi-purpose missiles.

Die Erfindung bezieht sich auch auf ein Luftfahrzeugführungssystem mit vier aerodynamischen Rudem, die in gleichförmigem Abstand um das Luftfahrzeug herum angeordnet sind.The invention also relates to an aircraft guidance system with four aerodynamic riders that are evenly spaced around the aircraft are arranged around.

Nach der Erfindung ist ein derartiges Führungssystem, das besonders für eine große Luft-Bodenrakete oder eine begrenzt manövrierfähige Gleitbombe geeignet ist, dadurch bemerkenswert, dass die sich jeweils gegenüberliegenden Ruder identisch sind, und dass jedes von ihnen durch ein individuelles erfindungsgemäßes Betätigungssystem betätigt wird.According to the invention, such is one Guidance system especially for a big Air-to-surface missile or a limited-maneuverable sliding bomb is suitable, remarkable in that the opposite one another Oars are identical, and that each of them is through an individual Actuation system according to the invention is operated.

Vorteilhafter Weise hat das Führungssystem eine Steuervorrichtung, durch das die Aktivierung der elektromagnetischen Spulen der verschiedenen individuellen Betätigungssysteme gesteuert werden kann und das umfasst:The guidance system advantageously has one Control device by which the activation of the electromagnetic Coils of the various individual actuation systems can be controlled and that includes:

  • – ein Lenksystem zur Bestimmung der Roll-, Nick- und Gierbefehle; und- on Steering system for determining roll, pitch and yaw commands; and
  • – einen Rechner, an den die Befehle gelangen und der die Aktivierung der verschiedenen elektromagnetischen Spulen festlegt.- one Computer to which the commands arrive and which activates the different electromagnetic coils.

Die Figuren der beigefügten Zeichnung erleichtern das Verständnis dafür, wie die Erfindung ausgeführt werden kann. In diesen Figuren werden gleiche Elemente mit identischen Bezugszahlen bezeichnet.The figures in the accompanying drawing facilitate understanding for this, how the invention outlined can be. In these figures the same elements are identified with identical ones Reference numbers designated.

1 ist eine perspektivische Teilansicht eines erfindungsgemäßen Betätigungssystems. 1 is a partial perspective view of an actuation system according to the invention.

2 zeigt schematisch das Führungssystem eines Luftfahrzeugs mit zwei aerodynamischen Rudern, die von zwei getrennten Betätigungssystemen betätigt werden. 2 shows schematically the guidance system of an aircraft with two aerodynamic rudders, which are actuated by two separate actuation systems.

3 zeigt schematisch das Führungssystem eines Luftfahrzeugs mit zwei aerodynamischen Rudem, die vom gleichen Betätigungssystem betätigt werden. 3 shows schematically the guidance system of an aircraft with two aerodynamic rowers, which are actuated by the same actuation system.

4 veranschaulicht die Erzeugung einer seitlichen Führungskraft nach einem ersten Führungsprinzip. 4 illustrates the creation of a lateral manager according to a first management principle.

5 veranschaulicht die Erzeugung einer seitlichen Führungskraft nach einem zweiten Führungsprinzip. 5 illustrates the creation of a lateral manager according to a second management principle.

6 ist das Blockschaltbild des Führungssystems eines Luftfahrzeugs mit vier aerodynamischen Rudern. 6 is the block diagram of the guidance system of an aircraft with four aerodynami oars.

In den 1, 2, 3 und 6 ist festzustellen, dass die Ruder schematisch in Form von Platten dargestellt sind.In the 1 . 2 . 3 and 6 it should be noted that the rudders are shown schematically in the form of plates.

Das in 1 dargestellte erfindungsgemäße Betätigungssystem 1 dient zur Betätigung eines aerodynamischen Ruders G, das teilweise schematisch in dieser Figur dargestellt ist.This in 1 shown actuation system according to the invention 1 is used to operate an aerodynamic rudder G which is shown partially schematically in this figure.

Erfindungsgemäß hat das Betätigungssystem 1 zwei identische elektromagnetische Spulen A und B, die einander gegenüberliegend an einem festen Halter 2 angeordnet sind, der am (nicht dargestellten) Körper eines Luftfahrzeugs angebracht werden kann. Die Spulen A und B können unabhängig voneinander durch ein (nicht dargestelltes) Steuersystem aktiviert werden.According to the actuation system 1 two identical electromagnetic coils A and B facing each other on a fixed holder 2 are arranged, which can be attached to the body (not shown) of an aircraft. The spools A and B can be activated independently of one another by a control system (not shown).

Das Betätigungssystem 1 hat ebenfalls einen beweglichen Anker P, der mit einem seiner Enden 4 über ein Federblatt 5, das sowohl mit dem Ende 4 als auch mit dem Halter 2 verbunden ist, elastisch am festen Halter 2 befestigt ist. Dazu ist das Federblatt 5 mit seinen einander entgegensetzten Enden in den festen Halter 2 und in das Ende 4 von Anker P eingesetzt. Das andere (freie) Ende 6 von Anker P ist zwischen den Spulen A und B angeordnet. Sind die Spulen A und B nicht aktiviert, befindet sich der bewegliche Anker P in einer mittleren Ebene π, die in 1 teilweise gestrichelt dargestellt ist, in gleichem Abstand von den Spulen A und B parallel zu deren jeweiligen Innenseiten 8 und 9 und senkrecht zu Federblatt 5.The actuation system 1 also has a movable anchor P with one of its ends 4 via a spring leaf 5 that both with the end 4 as well as with the holder 2 is connected, elastically on the fixed holder 2 is attached. This is the spring leaf 5 with its opposite ends in the fixed holder 2 and in the end 4 used by Anker P. The other (free) end 6 from anchor P is between the coils A and B arranged. Are the coils A and B the movable anchor is not activated P in a middle plane π that in 1 is partially shown in dashed lines, at the same distance from the coils A and B parallel to their respective insides 8th and 9 and perpendicular to the spring leaf 5 ,

Die Aktivierung der einen oder anderen Spule bewirkt durch Drehung um eine aus dem Schnittpunkt der mittleren Ebene n mit dem Federblatt 5 gebildete Achse X-X die Bewegung von Anker P, so dass das freie Ende 6 von Anker P mit der aktivierten Spule in Kontakt gelangt und so lange in dieser Stellung verbleibt wie diese Spule aktiviert ist.The activation of one or the other coil causes by rotation about one from the intersection of the middle plane n with the spring leaf 5 Axis XX formed the movement of the anchor P so that the free end 6 from anchor P comes into contact with the activated coil and remains in this position as long as this coil is activated.

Außerdem ist ein bewegliches Element, in diesem Fall eine Drehwelle 7, seitlich mit dem Anker P in Höhe von dessen Ende 4 koaxial zur X-X-Achse verbunden.There is also a movable element, in this case a rotating shaft 7 , laterally with the anchor P at the end of it 4 connected coaxially to the XX axis.

Auf der Drehwelle 7 befindet sich das aerodynamische Ruder G, das parallel zum Anker P angeordnet ist und in 1 in seiner neutralen Stellung mit Vollstrich dargestellt ist.On the rotating shaft 7 is the aerodynamic rudder G that is parallel to the anchor P is arranged and in 1 is shown in its neutral position with a full line.

Das Ruder G ist folglich mit der Bewegung des freien Endes 6 von Anker P zwischen den Spulen A und B gekoppelt.The rudder G is consequently with the movement of the free end 6 from anchor P between the coils A and B coupled.

Entsprechend der Erfindung kann das aerodynamische Ruder G somit in eine von zwei stabilen, einander entgegengesetzten Wirkstellungen 10 und 11 versetzt werden, die in 1 teilweise gestrichelt dargestellt sind, d. h.:According to the invention, the aerodynamic rudder G thus in one of two stable, opposite working positions 10 and 11 to be put in 1 are partially shown in dashed lines, ie:

  • – in die stabile Wirkstellung 10, die mit der neutralen Stellung einen Winkel +Θ bildet, wenn die Spule A aktiviert ist und das freie Ende 6 von Anker P an dieser anliegt; und- in the stable active position 10 , which forms an angle + Θ with the neutral position when the coil A is activated and the free end 6 from anchor P on this; and
  • – in die stabile Wirkstellung 11, die mit der neutralen Stellung einen Winkel –Θ bildet, wenn die Spule B aktiviert ist und das freie Ende 6 von Anker P an dieser anliegt.- in the stable active position 11 which forms an angle –Θ with the neutral position when the coil B is activated and the free end 6 from anchor P on this.

Die Umschaltung des aerodynamischen Ruders G von der einen in die andere stabile Wirkstellung wird also durch die Umkehr der Spulenaktivierung erreicht.Switching the aerodynamic rudder G from one to the other stable active position is achieved by reversing the coil activation.

Das erfindungsgemäße Betätigungssystem 1 kann in einem System 12 zur Führung eines Luftfahrzeugs 14 mit Eigendrehung um seine Y-Y-Achse eingesetzt werden, dessen Körper 13 in 2 teilweise schematisch dargestellt ist. Das Luftfahrzeug 14 wird durch zwei identische aerodynamische Ruder G1 und G2, die symmetrisch zur Y-Y-Achse angeordnet sind, drehmomentgeführt. Jedes aerodynamische Ruder G1 und G2 wird durch ein getrenntes Betätigungssystem 1 synchron betätigt, so dass sich die Ruder stets in der gleichen Führungsebene befinden. Dazu werden die Spulen A jedes der beiden Betätigungssysteme 1 gleichzeitig aktiviert. Das gleiche geschieht bei den Spulen B.The actuation system according to the invention 1 can in one system 12 to guide an aircraft 14 with its own rotation around its YY axis, its body 13 in 2 is shown partially schematically. The aircraft 14 is controlled by two identical aerodynamic rudders G1 and G2 , which are arranged symmetrically to the YY axis, torque-guided. Any aerodynamic rudder G1 and G2 is through a separate actuation system 1 Operated synchronously so that the rudders are always on the same management level. To do this, the coils A each of the two actuation systems 1 activated at the same time. The same thing happens with the coils B ,

Das Führungssystem 12 kann damit zwei unterschiedliche Führungsstellungen einnehmen:The guidance system 12 can take two different leadership positions:

  • – eine erste Führungsstellung, wenn die Anker P an den Spulen A anliegen und sich die aerodynamischen Ruder G1 und G2 in der Stellung 15 bzw. 16 befinden, die in 2 teilweise gestrichelt dargestellt sind und mit der dargestellten mittleren Stellung einen Winkel +Θ bilden; und- A first guide position when the armatures P abut the coils A and the aerodynamic rudders G1 and G2 in the position 15 respectively. 16 located in 2 are partially shown in broken lines and form an angle + Θ with the middle position shown; and
  • – eine zweite Führungsstellung, wenn die Anker P an den Spulen B anliegen und sich die aerodynamischen Ruder G1 und G2 in der Stellung 17 bzw. 18 befinden, die teilweise gestrichelt dargestellt sind und mit der dargestellten mittleren Stellung einen Winkel -Θ bilden.- a second leadership position when the anchor P on the coils B and the aerodynamic rudders G1 and G2 in the position 17 respectively. 18 are located, which are partially shown in broken lines and form an angle -Θ with the middle position shown.

Je nachdem, ob sich das Führungssystem 12 in der einen oder anderen Führungsstellung befindet, erzeugt es zwei Führungskräfte mit gleichem Modul, die in die gleiche Richtung Z-Z (senkrecht zur X-X- und Y-Y-Richtung) gerichtet sind, jedoch einen entgegengesetzten Verlauf haben.Depending on whether the management system 12 in one or the other leadership position, it creates two managers with the same module, who are directed in the same direction ZZ (perpendicular to the XX and YY directions), but have an opposite course.

In einer anderen Ausführungsart, die in 3 dargestellt ist, hat das Führungssystem 20 ein einziges Betätigungssystem 1 für die Betätigung der beiden aerodynamischen Ruder G1 und G2.In another embodiment, which in 3 is shown, has the management system 20 a single actuation system 1 for the operation of the two aerodynamic rudders G1 and G2 ,

Dazu hat das Betätigungssystem 1 zwei einander entgegengesetzte Wellen 7, die seitlich am Anker P beiderseits des Federblatts 5 in der Richtung X-X angeordnet sind und an denen sich die aerodynamischen Ruder G1 und G2 befinden. Ebenso wie das Führungssystem 12 von 2 kann das Führungssystem 20 zwei unterschiedliche Führungsstellungen einnehmen:For this, the actuation system 1 two opposing waves 7 that are at the side of the anchor P on both sides of the spring leaf 5 are arranged in the direction XX and on which the aerodynamic rudders G1 and G2 are located. Just like the guidance system 12 of 2 can the guidance system 20 assume two different management positions:

  • – eine erste Führungsstellung, wenn der Anker P an der Spule A anliegt und sich die aerodynamischen Ruder G1 und G2 in der Stellung 15 bzw. 16 befinden; und- a first leadership position when the anchor P on the coil A rests and the aerodynamic rudder G1 and G2 in the position 15 respectively. 16 are located; and
  • – eine zweite Führungsstellung, wenn der Anker P an der Spule B anliegt und sich die aerodynamischen Ruder G1 und G2 dann in der Stellung 17 bzw. 18 befinden.- a second leadership position when the anchor P on the coil B fits and the aerodynami oars G1 and G2 then in the position 17 respectively. 18 are located.

Die Führung des Luftfahrzeugs 14 mit Eigendrehung erfolgt für die beiden oben beschriebenen Führungssysteme 12 und 20 auf die gleiche Weise. Dazu wird das Führungssystem 12 oder 20 während einer Umdrehung nacheinander in seine beiden Führungsstellungen geschaltet, so dass zu jedem Zeitpunkt eine Führungskraft mit dem Modul f und der Richtung Z-Z erzeugt wird, deren Verlauf zu einem gegebenen Zeitpunkt von der zu diesem Zeitpunkt eingenommenen Führungsstellung abhängt.The leadership of the aircraft 14 with self-rotation takes place for the two guide systems described above 12 and 20 in the same way. This is the management system 12 or 20 switched in succession to its two leadership positions during one revolution, so that a leader is generated at all times with the module f and the direction ZZ, the course of which at a given time depends on the leadership position assumed at that time.

Nach einem ersten Führungsprinzip, das schematisch in 4 dargestellt ist, wird das Führungssystem 12 oder 20 während einer Dauer, die einem Winkel 2S eines Kreises C entspricht, der die Dauer einer Umdrehung des Luftfahrzeugs darstellt, in einer ersten Führungsstellung gehalten und dann während der restlichen Dauer der Umdrehung in die andere Führungsstellung geschaltet.According to a first management principle, which is shown schematically in 4 is shown, the guidance system 12 or 20 held in a first guide position for a period corresponding to an angle 2S of a circle C, which represents the duration of one revolution of the aircraft, and then switched to the other guide position for the remaining period of the revolution.

Die erste Führungsstellung erzeugt nacheinander am Kreis C längs des durch den Winkel 2S beschriebenen Kreisbogens radiale Kräfte mit dem gleichen Modul f (durch die Punkte 21 dargestellt), während die zweite Führungsstellung Führungskräfte mit dem gleichen Modul f, allerdings mit entgegengesetztem Verlauf (durch die Punkte 22 dargestellt) erzeugt.The first guide position successively generates radial forces on the circle C along the circular arc described by the angle 2S with the same module f (through the points 21 shown), while the second leadership position executives with the same module f , but with an opposite course (by the points 22 shown).

Da sich das Luftfahrzeug um sich selbst dreht, addieren sich diese während der Umdrehung erzeugten entgegengesetzt verlaufenden Kräfte jedoch, so dass während einer Umdrehung eine mittlere Führungskraft F1 mit dem Modul F1 = (2/π).f.|sinS| erzielt wird, die nach der Winkelhalbierenden Ox von Winkel 2S gerichtet ist.However, since the aircraft revolves around itself, these opposing forces generated during the rotation add up, so that during one revolution an average leader F1 with the module F1 = (2 / π ) .f. | SinS | is achieved, which is directed to the bisector Ox of angle 2S.

Es ist jedoch zu bemerken, dass diese Führungskraft F1 stets größer als eine Mindestkraft bleibt, da das Betätigungssystem eine Zeitschwelle aufweist, die seiner Reaktionszeit entspricht, die insbesondere von der Starrheit des Federblatts 5, dem Widerstand und der Induktivität der Spulen A und B und von der Trägheit des Betätigungssystems abhängt. Folglich ist der Winkel S stets größer als ein Winkel Smin, wie Smin=ϕτ/2, in dem ? die Drehgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs und r die Zeitschwelle des Betätigungssystems darstellt, und damit die Führungskraft F1 stets größer als eine Mindestkraft Fmin=(2/π).f.|sin(Smin)|.However, it should be noted that this guide force F1 always remains greater than a minimum force, since the actuation system has a time threshold which corresponds to its reaction time, which is particularly due to the rigidity of the spring leaf 5 , the resistance and inductance of coils A and B and the inertia of the actuation system. Consequently, the angle S is always larger than an angle Smin, like Smin = ϕτ / 2, in which? represents the speed of rotation of the aircraft and r the time threshold of the actuation system, and therefore the manager F1 always greater than a minimum force Fmin = (2 / π ) .f. | sin (Smin) |.

Nach einem zweiten Führungsprinzip, das schematisch in 5 veranschaulicht ist, wird das Führungssystem 12 oder 20 während zweier Zeiträume, die zwei Winkeln 2S1 bzw. 2S2 des Kreises C entsprechen und so bestimmt sind, dass diese Winkel 2S1 und 2S2 entgegengesetzt gerichtet sind und die gleiche Winkelhalbierende L-L haben, in eine erste Führungsstellung geschaltet. Während der restlichen Umdrehung, die zwei identischen Winkeln α und β entspricht, wird das Führungssystem in die andere Führungsstellung geschaltet.According to a second management principle, which is shown schematically in 5 is illustrated, the management system 12 or 20 switched into a first guide position during two time periods which correspond to two angles 2S1 and 2S2 of the circle C and are determined such that these angles 2S1 and 2S2 are directed in opposite directions and have the same bisector LL. During the remaining revolution, which corresponds to two identical angles α and β, the guide system is switched to the other guide position.

Die an den Winkeln 2S1 und 2S2 in der gleichen Führungsstellung, jedoch in zwei entgegengesetzten Stellungen des Luftfahrzeugs an seiner Y-Y-Achse erzeugten Führungskräfte haben entgegengesetzte Wirkungen. Dies trifft auch auf die Wirkungen an den Winkeln α und β zu. Da die Winkel α und β jedoch identisch sind, heben sich die Wirkungen an ihrer gemeinsamen Winkelhalbierenden (nicht dargestellt) jedoch auf. Das ist bei den Winkeln 2S1 und 2S2 nicht der Fall (wenn sie, wie dargestellt, unterschiedlich sind). Damit ergibt sich während einer Umdrehung des Luftfahrzeugs eine lediglich von den Winkeln S1 und S2 abhängige mittlere Führungskraft F2 mit dem Modul F2=(2/π).f.|sinS1 – sinS2| in Richtung der gemeinsamen Winkelhalbierenden L-L der Winkel 2S1 und 2S2.The executives created at angles 2S1 and 2S2 in the same guidance position but in two opposite positions of the aircraft on its YY axis have opposite effects. This also applies to the effects at the angles α and β. However, since the angles α and β are identical, the effects on their common bisector (not shown) cancel each other out. This is not the case with angles 2S1 and 2S2 (if, as shown, they are different). This results in an average guide force F2, which is dependent only on the angles S1 and S2, with the module F2 = (2 / π ) .f. | SinS1 - sinS2 | during one revolution of the aircraft in the direction of the common bisector LL of angles 2S1 and 2S2.

Dieses zweite Führungsprinzip ist besonders für Führungskräfte F2 mit begrenztem Modul geeignet, da die Differenz |sinS1 – sinS2| durch die Verwendung von einander angenäherten Winkeln S1 und S2 so klein wie gewünscht gehalten werden kann.This second leadership principle is particularly common for F2 executives limited module because the difference | sinS1 - sinS2 | through the use of approximated angles S1 and S2 so small as desired can be held.

Das erfindungsgemäße Betätigungssystem 1 kann ebenfalls in einem Führungssystem 25, wie es schematisch in 6 dargestellt ist, zur Steuerung von verhältnismäßig schweren Luftfahrzeugen, beispielsweise einer großen Luft-Bodenrakete oder einer begrenzt manövrierfähigen Gleitbombe, mit Hilfe von vier aerodynamischen Rudern G3, G4, G5 und G6 eingesetzt werden.The actuation system according to the invention 1 can also be used in a management system 25 as it is shown schematically in 6 is shown, for the control of relatively heavy aircraft, for example a large air-to-ground missile or a limitedly maneuverable sliding bomb, can be used with the aid of four aerodynamic rudders G3, G4, G5 and G6.

Die aerodynamischen Ruder G3, G4, G5 und G6, die jeweils durch ein individuelles Betätigungssystem 1 betätigt werden, sind um das Luftfahrzeug herum in einem Abstand von 90° angeordnet (nicht dargestellt), so dass einerseits die identischen aerodynamischen Ruder G3 und G5 und andererseits die identischen aerodynamischen Ruder G4 und G6 symmetrisch zur Achse des Luftfahrzeugs angebracht sind.The aerodynamic rudders G3 . G4 . G5 and G6 , each through an individual actuation system 1 are operated, are arranged around the aircraft at a distance of 90 ° (not shown), so that on the one hand the identical aerodynamic rudders G3 and G5 and on the other hand the identical aerodynamic rudders G4 and G6 are mounted symmetrically to the axis of the aircraft.

Die Führung des Luftfahrzeugs erfolgt durch Änderung der Aktivierung der elektromagnetischen Spulen A und B der einzelnen Betätigungssysteme 1 und damit der Stellung der entsprechenden aerodynamischen Ruder.The aircraft is guided by changing the activation of the electromagnetic coils A and B of the individual actuation systems 1 and thus the position of the corresponding aerodynamic rudders.

Zu diesem Zweck ist das Führungssystem 25 mit einer Bordsteuervorrichtung 26 versehen, die umfasst:The guidance system is for this purpose 25 with an on-board control device 26 provided, which includes:

  • – ein Lenksystem 27 zur Bestimmung der Roll-, Nick- und Gierbefehle; und- a steering system 27 to determine the roll, pitch and yaw commands; and
  • – einen Rechner 28, an den die Befehle über eine Verbindung 29 gelangen, der die Aktivierung der elektromagnetischen Spulen A und B der Betätigungssysteme 1 jedes der aerodynamischen Ruder G3, G4, G5 und G6 bestimmt und die Spulen A und B über Verbindungen 30 bis 33 steuert.- a calculator 28 to which the commands are connected 29 get to the activation of the electromagnetic coils A and B of the actuation systems 1 each of the aerodynamic rudders G3 . G4 . G5 and G6 determined and the coils A and B about connections 30 to 33 controls.

Claims (9)

Betätigungssystem (1), durch das ein aerodynamisches Ruder (G) in die eine oder andere von zwei stabilen Wirkstellungen, die in Bezug auf eine neutrale Position einander gegenüber liegen, versetzt werden kann, wobei das aerodynamische Ruder (G) drehbar an einem festen Halter (2) angebracht ist und das System zwei am festen Halter (2) einander gegenüber angebrachte elektromagnetische Spulen (A, B) hat, durch die das aerodynamische Ruder entgegen der Wirkung elastischer Mittel gedreht werden kann, dadurch gekennzeichnet, dass das Betätigungssystem (1) Folgendes umfasst: – einen beweglichen Anker (P), der mit einem Ende (4) mittels eines Federblatts (5) elastisch am festen Halter (2) angebracht ist, sodass der bewegliche Anker (P) und das Federblatt (5) in der neutralen Stellung des Ruders rechtwinklig sind, und dessen anderes Ende (6) zwischen den Spulen (A, B) angeordnet ist und von jeder Spule angezogen werden kann; und – ein bewegliches Element (7), das mit dem Anker (P) verbunden ist und an dem sich das aerodynamische Ruder (G) befindet.Actuation system ( 1 ), through which an aerodynamic rudder ( G ) in one or the other of two stable operative positions, which are opposite each other in relation to a neutral position, whereby the aerodynamic rudder ( G ) rotatable on a fixed holder ( 2 ) is attached and the system two on the fixed holder ( 2 ) electromagnetic coils placed opposite each other ( A . B ), by means of which the aerodynamic rudder can be turned against the action of elastic means, characterized in that the actuation system ( 1 ) Includes: - a movable anchor ( P ) with one end ( 4 ) by means of a spring leaf ( 5 ) elastic on the fixed holder ( 2 ) is attached so that the movable anchor ( P ) and the spring leaf ( 5 ) are rectangular in the neutral position of the rudder, and the other end ( 6 ) between the coils ( A . B ) is arranged and can be attracted by any coil; and - a movable element ( 7 ) with the anchor ( P ) and on which the aerodynamic rudder ( G ) is located. Betätigungssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das bewegliche Element aus einer Drehwelle (7) besteht.Actuating system according to claim 1, characterized in that the movable element consists of a rotary shaft ( 7 ) consists. System zur Führung eines drehmomentgeführten Luftfahrzeugs mit mindestens zwei aerodynamischen Rudern (G1, G2, G3, G4, G5, G6), dadurch gekennzeichnet, dass es mindestens ein Betätigungssystem (1) nach einem der Ansprüche 1 und 2 hat.System for guiding a torque-guided aircraft with at least two aerodynamic rudders ( G1 . G2 . G3 . G4 . G5 . G6 ), characterized in that there is at least one actuation system ( 1 ) according to one of claims 1 and 2. System zur Führung eines Luftfahrzeugs mit Eigendrehung mit zwei identischen aerodynamischen Ruder (G1, G2), die symmetrisch an dessen Körper angeordnet sind, gemäß Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass jedes aerodynamische Ruder (G1, G2) durch ein individuelles Betätigungssystem (1) betätigt wird, und dadurch, dass die aerodynamischen Ruder (G1,G2) synchron symmetrisch zum Körper des Luftfahrzeugs durch die gleichzeitige Aktivierung. einer Spule jedes der getrennten Betätigungssysteme gesteuert werden.System for guiding an aircraft with self-rotation with two identical aerodynamic rudders ( G1 . G2 ), which are arranged symmetrically on its body, according to claim 3, characterized in that each aerodynamic rudder ( G1 . G2 ) through an individual actuation system ( 1 ) is actuated, and in that the aerodynamic rudders (G1, G2) synchronously symmetrical to the body of the aircraft by the simultaneous activation. a coil of each of the separate actuation systems can be controlled. System zur Führung eines Luftfahrzeugs mit Eigendrehung mit zwei identischen aerodynamischen Rudern (G1, G2), die symmetrisch zu dessen Körper angeordnet sind, gemäß Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Ruder (G1, G2) durch ein gemeinsames Betätigungssystem (1) betätigt werden, wobei das gemeinsame Betätigungssystem (1) ein zusätzliches bewegliches Element (7) hat, das mit dem beweglichen Element (7) identisch ist, und mit dem Anker in einer zu der des beweglichen Elements symmetrischen Stellung verbunden ist, wobei sich am beweglichen Element ein aerodynamisches Ruder und am zusätzlichen beweglichen Element das andere aerodynamische Ruder befindet.System for guiding an aircraft with self-rotation with two identical aerodynamic rudders ( G1 . G2 ), which are arranged symmetrically to the body thereof, according to claim 3, characterized in that the oars ( G1 . G2 ) through a common actuation system ( 1 ) are actuated, whereby the common actuation system ( 1 ) an additional movable element ( 7 ) with the movable element ( 7 ) is identical, and is connected to the armature in a position symmetrical to that of the movable element, with an aerodynamic rudder on the movable element and the other aerodynamic rudder on the additional movable element. System nach einem der Ansprüche 4 oder 5 zur Führung eines Luftfahrzeugs mit zwei aerodynamischen Rudern mit jeweils zwei stabilen Wirkstellungen, die symmetrisch synchron betätigt werden und das Führungssystem entsprechend der gemeinsamen stabilen Stellung, in der sie sich befinden, in eine von zwei Führungsstellungen versetzen, wobei der Modul der Führungskraft in jeder Führungsstellung gleich f ist, dadurch gekennzeichnet, dass dieses, um während einer Umdrehung des Luftfahrzeugs eine mittlere Führungskraft mit dem Modul F1 nach einer bestimmten Richtung (Ox) zu erhalten, nacheinander wie folgt geschaltet wird: – in die eine Führungsstellung während einer Zeit, die einem Winkel 2S eines Kreises (C) entspricht, der die Dauer einer Umdrehung des Luftfahrzeugs darstellt; und – in die andere Führungsstellung während der restlichen Umdrehung, wobei der Winkel 2S die Beziehung |sinS| = (π/2f).F1 erfüllt und als Winkelhalbierende die bestimmte Richtung (Ox) hat.System according to one of claims 4 or 5 for guiding an aircraft with two aerodynamic rudders, each with two stable operating positions, which are actuated symmetrically and synchronously and which move the guiding system into one of two guiding positions in accordance with the common stable position in which they are located, wherein the module of the manager is equal to f in each guide position, characterized in that, in order to obtain a middle manager with the module F1 in one direction (Ox) during one revolution of the aircraft, it is switched in succession as follows: - in one Leadership during a time that is an angle 2S a circle ( C ) which represents the duration of one revolution of the aircraft; and - in the other guide position during the remaining rotation, the angle 2S the relationship | sinS | = ( π /2f).F1 fulfilled and has the defined direction (Ox) as bisector. System nach einem der Ansprüche 4 oder 5 zur Führung eines Luftfahrzeugs mit zwei aerodynamischen Rudern mit jeweils zwei stabilen Wirkstellungen, die symmetrisch synchron betätigt werden und das System entsprechend der stabilen Stellung, in der sie sich befinden, in eine von zwei Führungsstellungen versetzen, wobei der Modul der Führungskraft in jeder Führungsstellung gleich f ist, dadurch gekennzeichnet, dass dieses, um während einer Umdrehung des Luftfahrzeugs eine mittlere Führungskraft mit dem Modul F2 nach einer bestimmten Richtung (L-L) zu erzielen, nacheinander wie folgt geschaltet wird: – in die eine Führungsstellung während zwei nicht aufeinanderfolgender Zeiträume, die jeweils den beiden Winkeln 2S1 und 2S2 eines Kreises (C) entsprechen, der die Dauer einer Umdrehung des Luftfahrzeugs darstellt; und – in die andere Führungsstellung während der restlichen Umdrehung, wobei die Winkel S1 und S2 einander entgegengesetzt sind, als Winkelhalbierende die bestimmte Richtung (L-L) haben und die Beziehung |sinS1 – sinS2| = (π/2f).F2 erfüllen.System according to one of claims 4 or 5 for guiding an aircraft with two aerodynamic rudders, each with two stable operating positions, which are actuated symmetrically synchronously and the system according to the stable position in which they are in one of two guide positions, the The module of the manager is equal to f in each guide position, characterized in that, in order to achieve a middle manager with the module F2 in one direction (LL) during one revolution of the aircraft, it is switched in succession as follows: - In one guide position during two non-consecutive periods, each of the two angles 2S1 and 2S2 of a circle ( C ) corresponding to the duration of one revolution of the aircraft; and - in the other guide position during the remaining revolution, the angles S1 and S2 being opposite to one another, the angle (bisector) having the specific direction (LL) and the relationship | sinS1 - sinS2 | = ( π /2f).F2. System nach Anspruch 3 zur Führung eines Luftfahrzeugs mit vier aerodynamischen Rudem (G3, G4, G5, G6), die in einheitlichem Abstand zueinander um das Luftfahrzeug herum angeordnet sind, dadurch gekennzeichnet, dass die jeweils einander entgegengesetzten Ruder identisch sind und dass jedes der Ruder durch ein individuelles Betätigungssystem (1) betätigt wird.System according to claim 3 for guiding an aircraft with four aerodynamic rowers ( G3 . G4 . G5 . G6 ), which are arranged at a uniform distance from one another around the aircraft, characterized in that the mutually opposite rudders are identical and in that each of the rudders is controlled by an individual actuation system ( 1 ) is operated. System zur Führung eines Luftfahrzeugs nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass es mit einer Steuervorrichtung (26) zur Steuerung der Aktivierung der elektromagnetischen Spulen (A, B) der einzelnen individuellen Betätigungssysteme versehen ist, das umfasst: – ein Lenksystem (27) zur Bestimmung der Roll-, Nick- und Gierbefehle; und – einen Rechner (28), an den die Befehle gelangen und der die Aktivierung der einzelnen elektromagnetischen Spulen bestimmt.System for guiding an aircraft according to claim 8, characterized in that it is equipped with a control device ( 26 ) to control the activation of the electromagnetic coils ( A . B ) of the individual individual actuation systems that includes: - a steering system ( 27 ) to determine the roll, pitch and yaw commands; and - a calculator ( 28 ) to which the commands arrive and which determines the activation of the individual electromagnetic coils.
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