EP0628783B1 - 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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EP0628783B1
EP0628783B1 EP94401101A EP94401101A EP0628783B1 EP 0628783 B1 EP0628783 B1 EP 0628783B1 EP 94401101 A EP94401101 A EP 94401101A EP 94401101 A EP94401101 A EP 94401101A EP 0628783 B1 EP0628783 B1 EP 0628783B1
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EP
European Patent Office
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steering
control surfaces
aerodynamic control
airborne vehicle
positions
Prior art date
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EP94401101A
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German (de)
English (en)
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EP0628783A1 (fr
EP0628783B2 (fr
Inventor
Jean-Baptiste Ansaldi
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Aerospatiale Matra
Original Assignee
Airbus Group SAS
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Publication date
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Application filed by Airbus Group SAS filed Critical Airbus Group SAS
Publication of EP0628783A1 publication Critical patent/EP0628783A1/fr
Application granted granted Critical
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Publication of EP0628783B2 publication Critical patent/EP0628783B2/fr
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Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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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, as well as systems for the piloting of aircraft piloted in couple by control surfaces aerodynamic, comprising at least one such actuation system.
  • the object of the present invention is to provide a system simple to operate, inexpensive and with very low aging, who is likely to meet the requirements previously mentioned.
  • the switching of the control surface aerodynamics of one of its stable active positions at the other is obtained simply by activating said electromagnetic coils, causing displacement of the movable pallet causing the switching of said aerodynamic control.
  • the 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 coil electromagnetic 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 position neutral) either of two extreme positions.
  • the elements constituting said system actuation according to the present invention are few numerous and of limited cost. Therefore, on the one hand the manufacturing price of the actuation system in accordance with the invention is small and, on the other hand, the volume of the actuation system is extremely small, which is very advantageous for its use on aircraft of small size, for example light missiles.
  • said movable element is constituted a rotating shaft and said movable pallet is fixed to the support by means of a spring leaf.
  • said actuation system according to the invention has high performance in terms of torque and response time.
  • the neutral position of the control surface corresponds at the middle position of said pallet between said electromagnetic coils and this middle position of the pallet is defined by the rest position of said blade spring.
  • this middle position of the pallet the appropriate rigidity, it is advantageous that, in neutral position of the control surface, said movable pallet and said leaf spring are orthogonal.
  • the present invention also relates to a system for piloting of an aircraft piloted in couple by at least two aerodynamic control surfaces, said control system comprising at least one actuation system like the one described previously.
  • the invention relates, more particularly, to a system for piloting an aircraft in autorotation comprising two aerodynamic control surfaces arranged symmetrically with respect to to the body of the latter.
  • This steering system can in particular be used on multi-mission and anti-aircraft missiles light, characterized by high speed and a low mass after launch. Steering in efficient torque only requires control surfaces aerodynamics of reduced size.
  • Each of said aerodynamic control surfaces can be actuated by an individual actuation system in accordance with the invention and said aerodynamic control surfaces are controlled, synchronously, symmetrically with respect to to the body of the aircraft, by the simultaneous activation of a coil of each of said individual actuation systems.
  • said control surfaces are actuated by a common actuation system, said actuation system common with identical additional mobile element said movable and integral element of said pallet in a symmetrical position with respect to that of said element mobile, said mobile element carrying one of said aerodynamic control surfaces and said additional mobile element carrying the other of said aerodynamic control surfaces.
  • This control system is particularly suitable for very small aircraft, especially mini missiles, whose reduced volume does not allow the arrangement several actuation systems, including control surfaces aerodynamics of restricted surface are subjected to relatively low forces and can thus be operated by a single actuation system.
  • Control systems with one or two actuation systems, such as those described above, and comprising two aerodynamic control surfaces with two stable positions each, actuated symmetrically synchronously, are susceptible to take either of two positions of steering, depending on the common stable position in which are said aerodynamic control surfaces.
  • the desired steering force is easily obtained and this simply by putting the steering system, for respective periods of varying length, in either of said driving positions.
  • the previous switching mode has a disadvantage when looking for a driving force very weak.
  • the actuation system allowing the switching has a time threshold, corresponding to its response time. Therefore, it is impossible obtain a 2S angle corresponding to a duration less than this time threshold.
  • the present invention also relates to a system for piloting an aircraft with four aerodynamic control surfaces arranged uniformly around said aircraft 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 that the opposite control surfaces are identical and in that each of them is actuated by a system individual actuation according to the invention.
  • Figure 1 is a partial perspective view of a actuation system according to the invention.
  • Figure 2 shows, schematically, the piloting an aircraft, comprising two aerodynamic control surfaces operated by two separate actuation systems.
  • Figure 3 shows, schematically, the piloting an aircraft, comprising two aerodynamic control surfaces operated by the same actuation system.
  • Figure 4 illustrates the generation of a lateral force of piloting, according to a first piloting principle.
  • Figure 5 illustrates the generation of a lateral force of piloting, according to a second piloting principle.
  • Figure 6 is the block diagram of the control system of an aircraft comprising four aerodynamic control surfaces.
  • control surfaces are represented schematically in the form of pallets.
  • the actuation system 1 is intended to actuate a aerodynamic control surface G partially shown and schematically in this figure.
  • said actuation system 1 has two identical electromagnetic coils A and B arranged one opposite the other on a fixed support 2, which can be attached to the body of an aircraft (not shown). Said coils A and B can be activated independently, via a control system (not shown).
  • Said actuation system 1 also includes a movable pallet P fixed elastically by one of its ends 4 on the fixed support 2, via a spring leaf 5 integral with both said end 4 and of said support 2.
  • said blade of spring 5 is embedded by its opposite ends, at the times in said fixed support 2 and in the end 4 of the pallet P.
  • the other (free) end 6 of pallet P is disposed between said coils A and B.
  • a mobile element in this case a tree rotary 7, is secured laterally to said pallet P at level of the end 4 of the latter, coaxially with 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 the coils A and B.
  • the actuation system 1 can be used in a piloting system 12 of an aircraft 14 in autorotation around its Y-Y axis, which is shown on Figure 2, partially and schematically, the body 13.
  • Said aircraft 14 is piloted in pairs by two control surfaces aerodynamics G1 and G2 identical, arranged so symmetrical about the Y-Y axis.
  • Each of said control surfaces aerodynamic G1 and G2 is powered by a system actuation 1 individual, and this synchronously, so that said control surfaces are always in a same piloting plan.
  • the coils A of each of the two actuation systems 1 are activated at the same time time. The same is true for coils B.
  • control system 12 Depending on whether the control system 12 is in one or the other of said riding positions, it generates two piloting forces of the same module, directed according to the same Z-Z direction (perpendicular to X-X and Y-Y directions) but in the opposite direction.
  • control system 20 comprises a single system actuation 1 to actuate 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 control system 12 or 20 is successively switched into its two control positions, thus generating at any time a control 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 maintained in a first piloting position for a period corresponding to an angle 2S of a circle C, representing the duration of one rotation of the aircraft, then is switched to the other driving position for the rest of the duration of said rotation.
  • Said first piloting position generates, at successive instants, on the circle C, along the arc of the circle 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 represented at points 22).
  • this F1 driving force always remains greater than a minimum force.
  • the control system 12 or 20 is switched to the same driving position for two durations corresponding respectively to two angles 2S1 and 2S2 on circle C and defined so that these angles 2S1 and 2S2 are opposite and have the same bisector L-L.
  • This second steering principle is particularly appropriate to obtain module driving forces F2 restricted, since it is possible to make the difference
  • the actuation system 1 can also be used in a control system 25, such as shown schematically in Figure 6, to control relatively heavy aircraft, such as a large one air-to-ground missile or a maneuvering planar bomb, through four G3 aerodynamic control surfaces, G4, G5 and G6.
  • relatively heavy aircraft such as a large one air-to-ground missile or a maneuvering planar bomb
  • Said aerodynamic control surfaces G3, G4, G5 and G6, actuated each by an individual actuation system 1 are arranged around the aircraft (not shown), being each time separated by 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 the axis of said aircraft.
  • the piloting of said aircraft is carried out by modifying the activation electromagnetic coils A and B of the different actuation systems 1, and therefore the position of the control surfaces corresponding aerodynamics.

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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 irremédiables. 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 et stables, ladite gouverne aérodynamique étant montée rotative sur un support fixe et ledit système comportant une bobine électromagnétique agencée sur ledit support fixe pour faire tourner ladite gouverne aérodynamique à l'encontre de l'action de moyens élastiques, est caractérisé en ce qu'il comporte :
  • une bobine électromagnétique supplémentaire agencée sur ledit support fixe, en regard de ladite bobine électromagnétique citée en premier ;
  • une palette mobile dont l'une des extrémités est fixée élastiquement audit support fixe, et dont l'autre extrémité est disposée entre lesdites bobines et est susceptible d'être attirée par chacune desdites bobines, de sorte que les deux positions actives et stables sont opposées l'une de l'autre par rapport à une position neutre ; 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 et ladite palette mobile est fixée au support par l'intermédiaire d'une lame de ressort.
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.
De préférence, la position neutre de la gouverne correspond à la position médiane de ladite palette entre lesdites bobines électromagnétiques et cette position médiane de la palette est définie par la position de repos de ladite lame de ressort. Pour communiquer à cette position médiane de la palette, la rigidité appropriée, il est avantageux que, en position neutre de la gouverne, ladite palette mobile et ladite lame de ressort soient orthogonales.
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 antiaériens 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, et 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 |sinS1-sinS2|=(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 gouvernes 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 G1 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.|sin(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 |sinS1-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 (11)

  1. Système d'actionnement (1) pour amener une gouverne aérodynamique (G) dans l'une ou l'autre de deux positions actives et stables, ladite gouverne aérodynamique (G) étant montée rotative sur un support fixe (2) et ledit système comportant une bobine électromagnétique (A ou B) agencée sur ledit support fixe (2) pour faire tourner ladite gouverne aérodynamique à l'encontre de l'action de moyens élastiques, caractérisé en ce qu'il comporte :
    une bobine électromagnétique (B ou A) supplémentaire agencée sur ledit support fixe (2), en regard de ladite bobine électromagnétique (A ou B) citée en premier ;
    une palette mobile (P) dont l'une (4) des extrémités est fixée élastiquement audit support fixe (2), et dont l'autre extrémité (6) est disposée entre lesdites bobines (A,B) et est susceptible d'être attirée par chacune desdites bobines, de sorte que les deux positions actives et stables sont opposées l'une de l'autre par rapport à une position neutre ; et
    un élément mobile (7) solidaire de ladite palette (P) et portant ladite gouverne aérodynamique (G).
  2. Système d'actionnement selon la revendication 1,
    caractérisé en ce que ledit élément mobile est constitué d'un arbre rotatif (7).
  3. Système d'actionnement selon l'une des revendications 1 ou 2,
    caractérisé en ce que ladite palette mobile (P) est fixée élastiquement audit support par l'intermédiaire d'une lame de ressort (5).
  4. Système d'actionnement selon la revendication 3,
    caractérisé en ce que, en position neutre de la gouverne, ladite palette mobile (P) et ladite lame de ressort (5) sont orthogonales.
  5. 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 à 4.
  6. 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 5,
    caractérisé en ce que chacune desdits 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.
  7. 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 5,
    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.
  8. Système selon l'une des revendications 6 ou 7, 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 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 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).
  9. Système selon l'une des revendications 6 ou 7, 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.
  10. Système selon la revendication 5, 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.
  11. Système pour le pilotage d'un aéronef selon la revendication 10,
    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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