EP0762531B1 - Antenne filaire pour engin - Google Patents

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EP0762531B1
EP0762531B1 EP19960401759 EP96401759A EP0762531B1 EP 0762531 B1 EP0762531 B1 EP 0762531B1 EP 19960401759 EP19960401759 EP 19960401759 EP 96401759 A EP96401759 A EP 96401759A EP 0762531 B1 EP0762531 B1 EP 0762531B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
wire
antenna
hull
craft
antenna according
Prior art date
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Expired - Lifetime
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EP19960401759
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German (de)
English (en)
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EP0762531A2 (fr
EP0762531A3 (fr
Inventor
Alain Biolley
Patrick Daugy
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Sagem SA
Original Assignee
Sagem SA
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Publication date
Application filed by Sagem SA filed Critical Sagem SA
Publication of EP0762531A2 publication Critical patent/EP0762531A2/fr
Publication of EP0762531A3 publication Critical patent/EP0762531A3/fr
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Publication of EP0762531B1 publication Critical patent/EP0762531B1/fr
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Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q1/00—Details of, or arrangements associated with, antennas
    • H01Q1/27—Adaptation for use in or on movable bodies
    • H01Q1/28—Adaptation for use in or on aircraft, missiles, satellites, or balloons
    • H01Q1/285—Aircraft wire antennas
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q1/00—Details of, or arrangements associated with, antennas
    • H01Q1/08—Means for collapsing antennas or parts thereof

Definitions

  • the present invention relates to an antenna wired intended in particular to be embedded in a craft such as aircraft.
  • the aircraft may be a reconnaissance aircraft or drone in which antenna is used for interference of waves radioelectric.
  • Such an antenna is generally of the type dipole with a large span of a few meters.
  • the two antenna strands are fixed respectively laterally in front of the fuselage of the aircraft, in front of the wings of the aircraft, and symmetrically by relative to the longitudinal axis of the machine.
  • the strands When taking off or catapulting the craft, the strands are at a first position at which it are arranged along the fuselage of the spacecraft. In cruising regime of the craft, the strands are suddenly deployed to a second position at which they extend perpendicular to the plane horizontal axial of the aircraft. One of the strands extends laterally to the fuselage up, and the other strand extends laterally down the fuselage.
  • This antenna considerably increases the drag of the aircraft up to about 50%, and requires aircraft engine power significantly higher than that required for propulsion of the aircraft without antenna.
  • the arrangement of the antenna strands and their trail disrupt the effectiveness of the control surfaces of the craft, particularly that of the rudder also called yaw control.
  • the present invention aims to remedy the aforementioned drawbacks, and more specifically to provide an antenna whose line increases only by a few percent, that is to say so negligible, the drag of the mobile machine.
  • the wire antenna includes a strand and is characterized in that it includes a hull free rotation mounted around the antenna strand. Thanks to this free rotation assembly, the hull is always positioned at zero incidence. The presence of this free hull in rotation brings a gain considerable on the drag of a vehicle carrying the streamlined antenna, compared to the train of this machine with a non-ttled antenna. The gain can reach around 50 to 80%.
  • the hull includes rigid pads cross and spacers between the platelets.
  • the antenna strand slides across the pads and freely the spacers in order to decrease the friction of the hull on the strand.
  • the pads and spacers are extremely light to reduce the inertia of the hull.
  • the spacers can consist of two symmetrical molded half-spacers having faces glued together in a plane longitudinal to the strand.
  • the hull is translatable with clearance along the antenna strand between a stop attached to one free end of the antenna strand and another stop to which is fixed the antenna strand which forms the root of the hull relative to the fuselage of a mobile machine.
  • the aerodynamics of the hull is chosen in such a way so that it has an airplane wing profile transversely to the strand.
  • Profile preferably a cord substantially between a quarter and a fifth of the thickness of the profile.
  • the axis of the strand antenna can be located between a leading edge of the hull and an aerodynamic focus of the hull.
  • the invention is particularly directed towards an antenna on board a machine mobile such as aircraft.
  • the strand has a end fixed in the machine and extends in a plane substantially longitudinal to the machine.
  • the antenna can comprise two symmetrical strands by relative to a longitudinal axis of the machine and developed perpendicular to the plane of lift formed by the wings of the craft.
  • each strand extends substantially in a longitudinal rudder plane of the craft.
  • each strand forms an arrow, preferably between 15 ° and 45 ° approximately, with a plane perpendicular to the longitudinal axis of the machine.
  • the aerodynamic focus of the hull is preferably located near the center of gravity of the craft.
  • the means set out below relating to a strand are identical to means relating to the other strand and arranged symmetrically with respect to the axis longitudinal of the machine.
  • a related means the machine deploys the antenna strand only after takeoff from a first position at which the antenna strand is folded substantially against the machine, towards a second position at which the strand antenna forms an acute angle with an axis longitudinal of the machine.
  • the strand has a free and bendable portion between a attachment point of the strand linked to the machine and a strand holder to which the antenna strand is attached and forming root of the hull.
  • the free portion of the strand is flexed to said first position and substantially linear at said second position.
  • the strand holder turns around a center located in an obtuse sector in front the strand and delimited by the strand in the second position and the longitudinal axis of the machine.
  • the means for deploying may include a guide in the shape of an obtuse circular segment, preferably of the order of 120 °, fixed to the body of the machine.
  • the mobile strand holder then substantially forms a sector circular covering substantially half of the guide and is slidably mounted in the guide for turn from a forward position corresponding to the first position of the antenna strand at a position rear corresponding to the second position of the strand antenna.
  • Motor means can be provided to activate the means to deploy in order to move the strand antenna from the first position to the second position after takeoff of the craft.
  • This driving force can also be provided to move the strand antenna from second position to first position before landing of the machine.
  • the antenna includes a strand holder to which the antenna strand is fixed and sliding in a circular slide, and a pull strap having one end attached to a strand holder and another end linked to a means reel, preferably through a return means located substantially along the slide, by example at the rear end of the slide.
  • the antenna includes a strand holder to which the antenna strand is fixed and sliding in a circular slide, and a threaded rod having one end cooperating with a toothing along a circular edge of said strand holder and another end driven in rotation by motor means.
  • the antenna includes a strand holder to which the antenna strand is fixed and sliding in a circular slide, and a threaded rod having a first end cooperating with a nut linked to said strand holder and a other end driven by a motor means of preferably through a bevel gear located substantially along the slide.
  • the antenna is made up of two fine metal strands cylindrical 1S and 1I protruding from the nose NE of aircraft A in front of wings AI thereof.
  • the strands are always arranged in an axial plane longitudinal of the aircraft, preferably vertical, that is to say in a plane perpendicular to the wings AI aircraft according to the illustrated embodiments, and symmetrically with respect to the longitudinal axis XX of the aircraft.
  • the strands 1S and 1I are at a first position, called folded position PR, and are arranged along the aircraft fuselage FU, as shown in Figures 1 and 2. Free ends 10S and 10I of the strands are arranged towards the rear of the machine. Extremities 11S and 11I of the strands mounted so as to pivot flexible "in the structure of the aircraft are arranged towards the front of the aircraft. One of the 1S strands are arranged above the aircraft and the other strand 1I is located below the aircraft.
  • the strands are deployed at a second position, called the deployed position PD, by 4S and 4I deployment means which will be described later.
  • the deployed position PD the strands 1S and 1I are perpendicular to the longitudinal axis XX of the aircraft, or according to the embodiments described below, form an arrow FL of the order of 15 ° to 45 ° with a transverse plane of the aircraft, as shown in Figures 3 and 4.
  • the portion of each of the strands of the antenna external to the aircraft includes a very light aerodynamic hull in airplane wing shape to reduce drag antenna strands. Knowing that the strands are identical, we will refer in the following to the strand higher 1S for example.
  • the transverse profile of the hull 2S of the strand 1S includes a substantially ogival leading edge 20, a body 21 narrowing in the form of a bevel from the leading edge 20 toward a trailing edge 22 to the back of the hull.
  • the hull structure is composed of several plastic plates 23 distributed almost regularly along the strand 1S antenna and having the transverse profile described above and shown in Figure 7. Platelets form wing reinforcement ribs and have circular holes 231 traversed by sliding by the antenna strand 1S. Between these plates, foam sections, for example foam reinforced rigid or semi-rigid polyurethane, form light spacers 24 also having the profile transverse external shown in figure 7.
  • each spacer in foam 24 is obtained by means of a mold for molding one of two identical half-spacers which are glued against each other in a plane longitudinal mediator 21P of the hull 2S.
  • the mold includes a punch and a die.
  • Hallmark 241 has a flat internal surface 242 which corresponds in the median plane of the hull 21P.
  • a protuberance semi-cylindrical 243 projects on the surface 242 and is complementary to half of the cylindrical duct longitudinal 244 in a spacer crossed by the strand 1S.
  • the matrix 245 has an internal face 246 which reproduces the transverse external half-profile of the hull.
  • the 1S strand In order to minimize the friction of the hull 2S on the strand 1S and therefore all risk of blocking in rotation of the hull which would make the aircraft ungovernable, the 1S strand would cross freely the cylindrical conduits 244 formed at the front of the foam spacers 24, wider than the plate holes 231.
  • the friction metal on plastic of strand 35 in the platelets 23 can be further decreased by wrapping the strand in a plastic sheath such as Teflon. Under these conditions, the hull 24 may freely rotate around the carrier strand 1S 2S hull, almost without friction, and so position themselves freely at zero incidence in order to stay in the wind bed as well when deployment of antenna strands only during the regime of aircraft cruise with antenna strands deployed.
  • the hull 2S is also mounted in free translation on a short distance, that is to say with a large clearance, the along the carrying strand 1S.
  • a plug 12 which forms a first stop limiting the sliding of the hull 25 outwards.
  • the translation of the 2S hull is limited by a second stop formed by a movable profiled strand holder 3S constituting a hull root independent of the displacement of the hull in rotation and translation.
  • the 3S strand holder is mounted at perpendicular rotation to strand 1S in the structure of the aircraft.
  • an antenna according to the invention to scramble waves electromagnetic in the metric and decimetric is composed of strands 1S and 1I having each a length between a quarter wave and about half a wave.
  • thickness E of hulls 2S and 2I is between a quarter and a fifth of the chord C of the hulls, i.e. the width of the hulls.
  • the length L of the hull 2S, 2I of each strand is about 1.5 m
  • the cord C of the hull is 74 mm
  • the thickness E of the hull is 18 mm
  • the diameter of the strand 1S, 1I and the holes 231 in the plates 23 is 17 mm
  • the axis of the insert holes 231 and spacer holes 244 is located 14 mm from the front of the leading edge 20.
  • the influence of the antenna on the control surfaces of the aircraft is related to the distance between the focus FA aerodynamics of the hull and center of gravity G of the aircraft. So that the antenna does not destabilize the aircraft, and in particular does not intervene predominantly on the effects of control surfaces of the aircraft, in particular of the control surface direction GD of the aircraft, the aerodynamic focus FA hull 2 is provided in front, from the center of aircraft gravity G, as shown in Figure 5.
  • the aerodynamic focus FA is located at the vicinity of the aircraft center of gravity G. It is indeed imperative to have hull root 3S, 3I as far back as possible on the FU fuselage so that the shrouded strands do not disturb not the effects of the control surfaces as well during the deployment of the antenna in cruise mode the aircraft.
  • the strands deployed have an arrow FL which can be chosen between 15 ° and 45 °, preferably around 30 ° depending on the illustrated realization, to move back the AF foci of hulls.
  • the axis of rotation formed by the strand antenna 1S, 1I is located in front of the focal point FA of the hull, i.e. between the focal point FA and the edge hull 20, as shown in the figure 7.
  • the distance, called "static margin" between the axis of the strand 1S, 1I and the aerodynamic focus FA of the hull is around 5% of the cord C of the hull 2S, 2I.
  • Deployment means to deploy simultaneously the shrouded strands 1S and 1I are identical and symmetrical about the axis longitudinal XX of the aircraft. As a result, one of them relative to the upper strand 1S is described in detail with reference to Figures 10 to 12.
  • the means of deployment 4S of the upper strand 1S includes a guide 40 for the respective strand holder 3S.
  • the guide 40 has a circular segment shape and extends perpendicular to the FU fuselage, in a vertical axial plane of the aircraft A. It is fixed to the structure of the aircraft by two 4C consoles.
  • Guide 40 has a transverse slot 41 in segment circular which is approximately 120 ° depending on the illustrated realization.
  • the rope of the slit segment opens out appreciably at the surface of the fuselage and can be protected at the front by a cover aerodynamics attached to the FU fuselage.
  • Singing circular 42 of the guide through which the slot opens 41 inside the aircraft is surrounded by two circular rails 43 with L-profile concentric with segment and attached to the structure of the aircraft.
  • the 3S strand holder forming the root of the hull has a circular edge on which is fixed a rigid U-shaped profile 31 which is slidably mounted between edge 42 of guide 40 and rails 43, which form a circular slide 42-43 for guide the 3S strand holder with slot 41.
  • the strand holder 3S has the sensitive shape of a circular sector relative to an angle PB substantially equal to half of that FE relating to the circular segment defining the slot 41 in the guide 40. Under these conditions, at the folded position PR shown in FIG.
  • the strand holder 3S occupies substantially the half segment relative to the guide slot 41 and located towards the front of the aircraft, and in the deployed position PD shown at Figure 11, the 3S strand holder occupies substantially the other half segment relating to the guide slot 41 and located towards the rear of the aircraft.
  • the strand 1S is fixed, for example by gluing, in a short duct internal practiced in the top 32 of the strand holder substantially in extension of the leading edge 20 of the 2S hull. Then a portion 13 of the strand 1S crosses freely a front slot 33 of the 3S strand holder, particularly in the folded position PR ( Figure 10), and the slot 41 of the guide 40 up to a connector 14 attached to the structure of the aircraft.
  • the connector connects the 1S strand to a 15S coaxial power cable coming out of a 16S power amplifier from a interference source installed in the NE nose of the aircraft.
  • the 16S amplifier is separated by a central cooling plate 17 from another 16I amplifier powered by a 15I coaxial cable the other antenna strand 1I.
  • the attachment point of the strand 1S materialized by connector 14 is substantially on the axis of the strand and the strand is substantially straight.
  • the portion 13 of strand 1S is bent with a curvature whose radius is large enough to avoid any bending or breaking of the strand, particularly on exit from the duct to the top 32 of the strand holder.
  • the fictitious rotation CR corresponding to the slide circular composed by the edge of strand holder 42 and by the rails 43 and the circular edge 31 of the strand holder sliding in the slide is located in a obtuse front angular sector formed between the body of fuselage FU of the aircraft, and therefore the longitudinal axis XX, and the strand 1S in the deployed position PD.
  • the portion of the strand 1S fixed in the top 32 of the 3S strand holder does not pass by the CR center of rotation in order to avoid any strand crack.
  • the arrangement of the elements component the means of deployment is symmetrical relative to the longitudinal axis XX of the aircraft, as are the antenna strands 1S and 1I and the strand guides 3S and 3I, and a motor means central to deploy the antenna strands is common to the two deployment means 4S and 4I.
  • the activation of the motor means is simultaneous with unlocking devices ES and EI snap fastening ends free 10S and 10I of the hulls against the fuselage FU of the aircraft, as shown in Figure 2.
  • each deployment means 4Sa, 4Ia includes a traction strap 5Sa, 5Ia.
  • the end front of the strap is attached to the rear end of the circular edge 31 of the respective mobile strand holder 3S by means of a captive nut 51Sa, 51Ia.
  • the rear end of the strap is connected to a motor means consisting of a strap winder compression spring 6a.
  • the strap is applied against the small co-circular wings of the rails slide 43 from the captive nut 51Sa, 51Ia up to a deflection pulley 52Sa, 52Ia mounted mad at the rear end of the respective guide 40.
  • the spring of compression is compressed, i.e. the retractor is armed before takeoff or catapult of the aircraft, and the traction straps 5Sa and 5Ia are unwound.
  • a mechanical timer means or electromechanical or such a timer means remote control after takeoff or catapulting of the aircraft, release of the spring compressed in the reel 6a so as to wind the 5Sa and 5Ia straps which then pull the strand holders 3S and 31 backwards.
  • the strands slide in the respective guides 40 in the opposite direction until reaching the deployed position PD.
  • a means of 4Sb, 4Ib deployment according to the second embodiment includes a wheel and worm system.
  • the opinion endless is a threaded rod 5Sb, 5Ib rigid in nylon extending longitudinally in the aircraft.
  • one front end of the rod meshes with a corresponding toothing provided on the circular edge 31 of the strand holder respective 3S, 3I.
  • a rear end of the rod meshes with a bevel gear 52Sb, 52Ib linked to a respective end of the shaft of a electric motor 6b.
  • the electric motor is activated to turn the threaded rods 5Sb in opposite directions and 5Ib so that the strands 3S and 3I turn towards the rear by sliding in the respective guides 40.
  • At least one limit switch 7Db deployment is arranged at the rear end of one of the guide rails 42-43 to be actuated by a stop on the rear end of the strand holder respective 3S in order to cut the power to the motor 6b.
  • a 4Ss, 4Ic deployment means depending on the third embodiment shown in Figure 15 includes also a wheel and worm system.
  • the worm is a threaded rod flexible 5Sc, 5Ic which is developed substantially parallel to the rear circular half-edge of the respective slide 42-43.
  • the front end of the 5Sc, 5Ic rod meshes with a 51Sc, 51Ic nut fixed to the rear end of the circular edge 31 of the strand holder respective 3S, 3I.
  • a bevel gear 52Sc, 52Ic connects the rear end of the slide respective to a respective end of a motor electric 6c.
  • the electric motor 6b, 6c can reverse direction of rod rotation threaded so that the strand holders pass from the antenna position extended PD to position antenna folded PR, before landing the aircraft, and the free ends 10S and 10I of the hulls fit into the devices ES and EI locking mechanism.
  • at least one fold-out limit switch 7Rb, 7Rc is provided at the front end of one of the slides guide 41-42 to be actuated by stopper the front end of the respective strand holder for cutting the power supply to the motor 6b, 6c.
  • strands with their means of deployment are positioned in a horizontal plane, i.e. are parallel to the wings and elevators of the aircraft.

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Description

La présente invention concerne une antenne filaire destinée notamment à être embarquée dans un engin tel qu'aéronef. En particulier, l'aéronef peut être un avion ou un drone de reconnaissance dans lequel l'antenne sert au brouillage d'ondes radioélectriques.
Une telle antenne est généralement du type dipôle ayant une grande envergure de quelques mètres. Les deux brins de l'antenne sont respectivement fixés latéralement à l'avant du fuselage de l'aéronef, devant les ailes de l'aéronef, et symétriquement par rapport à l'axe longitudinal de l'engin.
Lors du décollage ou du catapultage de l'engin, les brins sont à une première position à laquelle il sont disposés le long du fuselage de l'engin. En régime de croisière de l'engin, les brins sont déployés brusquement à une seconde position à laquelle ils s'étendent perpendiculairement au plan horizontal axial de l'aéronef. L'un des brins s'étend latéralement au fuselage vers le haut, et l'autre brin s'étend latéralement au fuselage vers le bas.
Cette antenne augmente considérablement la traínée de l'aéronef jusqu'à 50 % environ, et nécessite une puissance motrice de l'aéronef nettement plus élevée que celle nécessaire à la propulsion de l'aéronef sans antenne. Corollairement, la disposition des brins d'antenne et leur traínée perturbent l'efficacité des gouvernes de l'engin, particulièrement celle de la gouverne de direction dite également gouverne de lacet.
La présente invention vise à remédier aux inconvénients précités, et plus précisément à fournir une antenne dont la traínée n'augmente que de quelques pour-cent, c'est-à-dire de manière négligeable, la traínée de l'engin mobile.
A cette fin, l'antenne filaire comprend un brin et est caractérisé en ce qu'elle comprend une carène montée à rotation libre autour du brin d'antenne. Grâce à ce montage à rotation libre, la carène est toujours positionnée à incidence nulle. La présence de cette carène libre en rotation apporte un gain considérable sur la traínée d'un engin portant l'antenne carénée, comparativement à la traínée de cet engin avec une antenne non carénée. Le gain peut atteindre 50 à 80 % environ.
La carène comprend des plaquettes rigides transversales et des entretoises entre les plaquettes. Le brin d'antenne traverse à glissement les plaquettes et librement les entretoises afin de diminuer le frottement de la carène sur le brin. Les plaquettes et les entretoises sont extrêmement légères pour diminuer l'inertie de la carène.
Les entretoises peuvent être constituées de deux demi-entretoises moulées symétriques ayant des faces collées l'une contre l'autre dans un plan longitudinal au brin.
De préférence, la carène est translatable avec jeu le long du brin d'antenne entre une butée fixée à une extrémité libre du brin d'antenne et une autre butée à laquelle est fixé le brin d'antenne qui forme l'emplanture de la carène relativement au fuselage d'un engin mobile.
L'aérodynamisme de la carène est choisi de telle manière qu'elle présente un profil d'aile d'avion transversalement au brin. Le profil a de préférence une corde sensiblement comprise entre un quart et un cinquième de l'épaisseur du profil. L'axe du brin d'antenne peut être situé entre un bord d'attaque de la carène et un foyer aérodynamique de la carène.
Comme déjà dit, l'invention est particulièrement dirigée vers une antenne embarquée dans un engin mobile tel qu'aéronef. Dans ce cas, le brin a une extrémité fixée dans l'engin et s'étend dans un plan sensiblement longitudinal à l'engin. En particulier, l'antenne peut comprendre deux brins symétriques par rapport à un axe longitudinal de l'engin et développés perpendiculairement au plan de sustentation formée par les ailes de l'engin. En d'autres termes, chaque brin s'étend sensiblement dans un plan longitudinal de gouverne de direction de l'engin.
Afin de diminuer l'effet de l'antenne sur les gouvernes de l'engin, particulièrement lorsque l'emplanture des brins est située à l'avant de l'aéronef, chaque brin forme une flèche, de préférence comprise entre 15° et 45° environ, avec un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal de l'engin. Le foyer aérodynamique de la carène est de préférence situé à proximité du centre de gravité de l'engin.
Les moyens énoncés ci-dessous relatifs à un brin sont identiques à des moyens relatifs à l'autre brin et disposés symétriquement par rapport à l'axe longitudinal de l'engin.
De manière à ne pas augmenter la poussée lors du décollage ou du catapultage de l'engin, un moyen lié à l'engin déploie le brin d'antenne seulement après le décollage depuis une première position à laquelle le brin d'antenne est replié sensiblement contre l'engin, vers une seconde position à laquelle le brin d'antenne forme un angle aigu avec un axe longitudinal de l'engin.
Selon une réalisation particulière, le brin comporte une portion libre et fléchissable entre un point de fixation du brin lié à l'engin et un porte-brin auquel le brin d'antenne est fixé et formant emplanture de la carène. La portion libre du brin est fléchie à ladite première position et sensiblement linéaire à ladite seconde position. De manière à éviter toute cassure du brin, le porte-brin tourne autour d'un centre situé dans un secteur obtus devant le brin et délimité par le brin à la seconde position et l'axe longitudinal de l'engin.
Le moyen pour déployer peut comprendre un guide en forme de segment circulaire obtus, de préférence de l'ordre de 120°, fixé au corps de l'engin. Le porte-brin mobile forme alors sensiblement un secteur circulaire couvrant sensiblement la moitié du guide et est monté à coulissement dans le guide pour tourner d'une position avant correspondant à la première position du brin d'antenne à une position arrière correspondant à la seconde position du brin d'antenne.
Un moyen moteur peut être prévu pour activer le moyen pour déployer afin de déplacer le brin d'antenne depuis la première position vers la seconde position après décollage de l'engin. Ce moyen moteur peut être également prévu pour déplacer le brin d'antenne depuis la seconde position vers la première position avant atterrissage de l'engin.
Selon une première réalisation, l'antenne comprend un porte-brin auquel le brin d'antenne est fixé et coulissant dans une glissière circulaire, et une sangle de traction ayant une extrémité fixée à un porte-brin et une autre extrémité liée à un moyen enrouleur, de préférence à travers un moyen de renvoi situé sensiblement le long de la glissière, par exemple à l'extrémité arrière de la glissière.
Selon une seconde réalisation, l'antenne comprend un porte-brin auquel le brin d'antenne est fixé et coulissant dans une glissière circulaire, et une tige filetée ayant une extrémité coopérant avec une denture le long d'un chant circulaire dudit porte-brin et une autre extrémité entraínée en rotation par un moyen moteur.
Selon une troisième réalisation, l'antenne comprend un porte-brin auquel le brin d'antenne est fixé et coulissant dans une glissière circulaire, et une tige filetée ayant une première extrémité coopérant avec un écrou lié audit porte-brin et une autre extrémité entraínée par un moyen moteur de préférence à travers un moyen de renvoi d'angle situé sensiblement le long de la glissière.
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaítront plus clairement à la lecture de la description suivante de plusieurs réalisations préférées de l'invention en référence aux dessins annexés correspondants dans lesquels :
  • les figures 1 et 2 sont des vues schématiques de face et de côté vertical d'un aéronef supportant deux brins d'antenne selon l'invention en position repliée ;
  • les figures 3 et 4 sont des vues schématiques de face et de côté vertical d'un aéronef supportant deux brins d'antenne selon l'invention en position déployée ;
  • la figure 5 est une vue schématique de dessus de l'aéronef ;
  • la figure 6 est une vue de dessus d'une carène d'un brin de l'antenne ;
  • la figure 7 est une vue de côté d'une plaquette de renfort de la carène ;
  • la figure 8 est une vue en coupe de la carène le long de l'axe longitudinal du brin ;
  • la figure 9 est une vue schématique transversale explosée d'un moule pour entretoise de la carène ;
  • la figure 10 est une vue en perspective d'un guide du porte-brin d'un brin de l'antenne en position repliée ;
  • la figure 11 est une vue en perspective du guide du porte-brin de la figure 10 en position déployée ;
  • la figure 12 est un diagramme en coupe transversale schématique à travers la fente du guide montrant le passage d'une position rectiligne à une position fléchie d'une portion de brin d'antenne située entre le porte-brin et un connecteur de câble dans la structure de l'aéronef ;
  • la figure 13 est une vue schématique longitudinale verticale, partiellement en coupe en partie supérieure, des moyens de déploiement en position d'antenne repliée selon une première réalisation ;
  • la figure 14 est une vue schématique longitudinale verticale, partiellement en coupe en partie supérieure, des moyens de déploiement en position d'antenne repliée selon une seconde réalisation ; et
  • la figure 14 est une vue schématique longitudinale verticale, partiellement en coupe en partie supérieure, des moyens de déploiement en position d'antenne repliée selon une troisième réalisation.
Les réalisations décrites ci-après sont relatives à une antenne filaire de type dipôle montée sur un engin mobile, tel qu'un aéronef A du type drone à embarquer sur un avion-navette et à catapulter depuis celui-ci.
Comme montré schématiquement aux figures 1 à 5, l'antenne est composée de deux brins métalliques fins cylindriques 1S et 1I qui saillent au niveau du nez NE de l'aéronef A devant les ailes AI de celui-ci. Les brins sont toujours disposés dans un plan axial longitudinal de l'aéronef, de préférence vertical, c'est-à-dire dans un plan perpendiculaire aux ailes d'aéronef AI selon les réalisations illustrées, et symétriquement par rapport à l'axe longitudinal XX de l'aéronef.
Au repos, et lors du catapultage de l'aéronef, les brins 1S et 1I sont à une première position, dite position repliée PR, et sont disposés le long du fuselage FU de l'aéronef, comme montré aux figures 1 et 2. Des extrémités libres 10S et 10I des brins sont disposées vers l'arrière de l'engin. Des extrémités 11S et 11I des brins montées à "pivotement de manière flexible" dans la structure de l'aéronef sont disposées vers l'avant de l'aéronef. L'un 1S des brins est disposé dessus l'aéronef et l'autre brin 1I est disposé dessous l'aéronef.
Après catapultage, les brins sont déployés à une seconde position, dite position déployée PD, par des moyens de déploiement 4S et 4I qui seront décrits ultérieurement. A cette position déployée, les brins 1S et 1I sont perpendiculaires à l'axe longitudinal XX de l'aéronef, ou selon les réalisations décrites ci-après, forment une flèche FL de l'ordre de 15° à 45° avec un plan transversal de l'aéronef, comme montré aux figures 3 et 4.
En référence aux figures 6 à 8, la portion de chacun des brins de l'antenne externe à l'aéronef comprend une carène aérodynamique très légère en forme d'aile d'avion de manière à diminuer la traínée des brins d'antenne. Sachant que les brins sont identiques, on se réfèrera dans la suite au brin supérieur 1S par exemple.
Comme montré particulièrement à la figure 7, le profil transversal de la carène 2S du brin 1S comprend un bord d'attaque sensiblement ogival 20, un corps 21 se rétrécissant en forme de biseau depuis le bord d'attaque 20 vers un bord de fuite 22 à l'arrière de la carène.
Selon la réalisation illustrée aux figures 6 à 8, la structure de la carène est composée de plusieurs plaquettes 23 en matière plastique réparties quasi-régulièrement le long du brin d'antenne 1S et ayant le profil transversal décrit ci-dessus et montré à la figure 7. Les plaquettes forment des nervures de renfort d'aile et présentent des trous circulaires 231 traversés à glissement par le brin d'antenne 1S. Entre ces plaquettes, des tronçons en mousse, par exemple en mousse de polyuréthane rigide ou semi-rigide renforcée, forment des entretoises légères 24 ayant également le profil externe transversal montré à la figure 7.
Comme montré à la figure 9, chaque entretoise en mousse 24 est obtenue au moyen d'un moule pour mouler l'une de deux demi-entretoises identiques qui sont collées l'une contre l'autre suivant un plan longitudinal médiateur 21P de la carène 2S. Le moule comprend un poinçon et une matrice. Le poinçon 241 présente une surface interne plane 242 qui correspond au plan médiateur de carène 21P. Une protubérance semi-cylindrique 243 saille sur la surface 242 et est complémentaire de la moitié du conduit cylindrique longitudinal 244 dans une entretoise traversé par le brin 1S. La matrice 245 a une face interne 246 qui reproduit le demi-profil externe transversal de la carène.
Afin de limiter au maximum les frottements de la carène 2S sur le brin 1S et par conséquent tout risque de blocage en rotation de la carène qui rendrait ingouvernable l'aéronef, le brin 1S traverse librement les conduits cylindriques 244 ménagés à l'avant des entretoises en mousse 24, plus larges que les trous de plaquette 231. En outre, le frottement métal sur matière plastique du brin 35 dans les plaquettes 23 peut être encore diminué en enveloppant le brin dans une gaine en matière plastique telle que Téflon. Dans ces conditions, la carène 24 peut tourner librement autour du brin d'antenne 1S porteur de la carène 2S, quasiment sans frottement, et ainsi se positionner librement à incidence nulle afin de rester dans le lit du vent aussi bien lors du déploiement des brins d'antenne que pendant le régime de croisière de l'aéronef avec les brins d'antenne déployés.
Comme montré en détail à la figure 8, la carène 2S est également montée à translation libre sur une faible distance, c'est-à-dire avec un grand jeu, le long du brin porteur 1S. A l'extrémité libre 10S du brin 1S est vissé un bouchon 12 qui forme une première butée limitant le glissement de la carène 25 vers l'extérieur. Du côté de l'autre extrémité 11S du brin 1S pénétrant dans le fuselage FU de l'aéronef, la translation de la carène 2S est limitée par une seconde butée formée par un porte-brin profilé mobile 3S constituant une emplanture de la carène indépendante des déplacements de la carène en rotation et translation. Comme on le verra ci-après, le porte-brin 3S est monté à rotation perpendiculaire au brin 1S dans la structure de l'aéronef.
Afin de fixer les idées, une antenne selon l'invention pour brouiller des ondes électromagnétiques dans les gammes métrique et décimétrique est composée de brins 1S et 1I ayant chacun une longueur comprise entre un quart d'onde et une demi-onde environ. Pour obtenir une traínée de l'antenne carénée de l'ordre de 5 % de la traínée de l'aéronef sans antenne et donc une portance faible des brins carénés, l'épaisseur E des carènes 2S et 2I est comprise entre un quart et un cinquième de la corde C des carènes, c'est-à-dire la largeur des carènes. Par exemple, la longueur L de la carène 2S, 2I de chaque brin est de 1,5 m environ, la corde C de la carène est de 74 mm, l'épaisseur E de la carène est de 18 mm, le diamètre du brin 1S, 1I et des trous 231 dans les plaquettes 23 est de 17 mm, et l'axe des trous de plaquette 231 et des trous d'entretoise 244 est situé à 14 mm de l'avant du bord d'attaque 20.
Grâce à des mesures en soufflerie, il a été montré que l'influence de l'antenne sur les gouvernes de l'aéronef est liée à la distance entre le foyer aérodynamique FA de la carène et le centre de gravité G de l'aéronef. Pour que l'antenne ne déstabilise pas l'aéronef, et particulièrement n'intervienne pas d'une manière prépondérante sur les effets des gouvernes de l'aéronef, notamment de la gouverne de direction GD de l'aéronef, le foyer aérodynamique FA de la carène 2 est prévu en avant, du centre de gravité G de l'aéronef, comme montré à la figure 5. De préférence, le foyer aérodynamique FA est situé au voisinage du centre de gravité G de l'aéronef. Il est en effet impératif d'avoir des emplantures de carène 3S, 3I le plus en arrière possible sur le fuselage FU de manière à ce que les brins carénés ne perturbent pas les effets des gouvernes aussi bien pendant le déploiement de l'antenne qu'en régime de croisière de l'aéronef.
Lorsque les emplantures 3S et 3I des brins carénés 1S et 1I sont relativement en avant du centre de gravité de l'aéronef à cause d'implantation d'autres éléments notamment de sustentation sur l'arrière du fuselage FU, les brins déployés présentent une flèche FL pouvant être choisie entre 15° et 45°, de préférence 30° environ selon la réalisation illustrée, pour reculer les foyers FA des carènes.
Pour obtenir la stabilité de chacune des carènes 2S et 2I lorsque l'aéronef est en régime de croisière, l'axe de rotation constitué par le brin d'antenne 1S, 1I est situé en avant du foyer FA de la carène, c'est-à-dire entre le foyer FA et le bord d'attaque 20 de la carène, comme montré à la figure 7. Typiquement, la distance, dite "marge statique", entre l'axe du brin 1S, 1I et le foyer aérodynamique FA de la carène est de l'ordre de 5 % de la corde C de la carène 2S, 2I.
Les moyens de déploiement pour déployer simultanément les brins carénés 1S et 1I sont identiques et symétriques par rapport à l'axe longitudinal XX de l'aéronef. En conséquence, l'un d'eux relatif au brin supérieur 1S est décrit en détail en référence aux figures 10 à 12.
Le moyen de déploiement 4S du brin supérieur 1S comprend un guide 40 pour le porte-brin respectif 3S. Le guide 40 a une forme en segment circulaire et s'étend perpendiculairement au fuselage FU, dans un plan axial vertical de l'aéronef A. Il est fixé à la structure de l'aéronef par deux consoles 4C. Le guide 40 présente une fente traversière 41 en segment circulaire qui est sensiblement de 120° selon la réalisation illustrée. La corde du segment de fente débouche sensiblement à la surface du fuselage et peut être protégée à l'avant par un cache aérodynamique fixé au fuselage FU. Le chant circulaire 42 du guide par lequel débouche la fente 41 à l'intérieur de l'aéronef est entouré de deux rails circulaires 43 à profil en L concentriques au segment et fixés à la structure de l'aéronef.
Le porte-brin 3S formant emplanture de la carène présente un chant circulaire sur lequel est fixé un profilé rigide en U 31 qui est monté à glissement entre le chant 42 du guide 40 et les rails 43, lesquels forment une glissière circulaire 42-43 pour guider avec la fente 41 le porte-brin 3S. Comme cela apparaít en comparant les figures 10 et 11 et comme indiqué schématiquement à la figure 12, le porte-brin 3S a la forme sensible d'un secteur circulaire relatif à un angle PB sensiblement égal à la moitié de celui FE relatif au segment circulaire définissant la fente 41 dans le guide 40. Dans ces conditions, à la position repliée PR montrée à la figure 10, le porte-brin 3S occupe sensiblement le demi-segment relatif à la fente de guide 41 et situé vers l'avant de l'aéronef, et à la position déployée PD montrée à la figure 11, le porte-brin 3S occupe sensiblement l'autre demi-segment relatif à la fente de guide 41 et situé vers l'arrière de l'aéronef.
Comme montré schématiquement à la figure 12, après avoir traversé la carène 2S, le brin 1S est fixé, par exemple par collage, dans un court conduit interne pratiqué dans le sommet 32 du porte-brin sensiblement en prolongement du bord d'attaque 20 de la carène 2S. Puis une portion 13 du brin 1S traverse librement une fente avant 33 du porte-brin 3S, particulièrement en position repliée PR (figure 10), et la fente 41 du guide 40 jusqu'à un connecteur 14 fixé à la structure de l'aéronef. Le connecteur relie le brin 1S à un câble coaxial d'alimentation 15S sortant d'un amplificateur de puissance 16S d'une source de brouillage installée dans le nez NE de l'aéronef. L'amplificateur 16S est séparé par une plaque de refroidissement centrale 17 d'un autre amplificateur 16I alimentant par un câble coaxial 15I l'autre brin d'antenne 1I.
En position déployée PD, le point de fixation du brin 1S matérialisé par le connecteur 14 est sensiblement sur l'axe du brin et le brin est sensiblement rectiligne. En position repliée PR, la portion 13 du brin 1S est fléchie avec une courbure dont le rayon est assez grand pour éviter toute pliure ou cassure du brin, particulièrement en sortie du conduit au sommet 32 du porte-brin.
Pour satisfaire cette condition, le centre de rotation fictif CR correspondant à la glissière circulaire composée par le chant de porte-brin 42 et par les rails 43 et au chant circulaire 31 du porte-brin coulissant dans la glissière est situé dans un secteur angulaire obtus avant formé entre le corps de fuselage FU de l'aéronef, et donc l'axe longitudinal XX, et le brin 1S à la position déployée PD. Comme cela apparaít à la figure 12, la portion du brin 1S fixée dans le sommet 32 du porte-brin 3S ne passe pas par le centre de rotation CR afin d'éviter toute fêlure du brin.
Dans les trois réalisations de la partie motrice des moyens de déploiement des brins d'antenne décrites ci-après, la disposition des éléments composant les moyens de déploiement est symétrique par rapport à l'axe longitudinal XX de l'aéronef, comme le sont les brins d'antenne 1S et 1I et les guides de porte-brin 3S et 3I, et un moyen moteur central pour déployer les brins de l'antenne est commun aux deux moyens de déploiement 4S et 4I. Dans ces trois réalisations, lorsque les brins 1S, 1I doivent être déployés, l'activation du moyen moteur est simultanée au déverrouillage de dispositifs d'encliquetage ES et EI maintenant les extrémités libres 10S et 10I des carènes contre le fuselage FU de l'aéronef, comme montré à la figure 2.
Selon la première réalisation montrée à la figure 13, chaque moyen de déploiement 4Sa, 4Ia comprend une sangle de traction 5Sa, 5Ia. L'extrémité avant de la sangle est fixée à l'extrémité arrière du chant circulaire 31 du porte-brin respectif mobile 3S par l'intermédiaire d'un écrou prisonnier 51Sa, 51Ia. L'extrémité arrière de la sangle est reliée à un moyen moteur constitué par un enrouleur de sangle à ressort de compression 6a. La sangle est appliquée contre les petites ailes co-circulaires des rails de glissière 43 depuis l'écrou prisonnier 51Sa, 51Ia jusqu'à une poulie de renvoi 52Sa, 52Ia montée folle à l'extrémité arrière du guide respectif 40.
En position repliée PR, le ressort de compression est comprimé, c'est-à-dire l'enrouleur est armé avant décollage ou catapultage de l'aéronef, et les sangles de traction 5Sa et 5Ia sont déroulées.
Un moyen temporisateur mécanique ou électromécanique ou un tel moyen temporisateur télécommandé commande, après le décollage ou catapultage de l'aéronef, la libération du ressort comprimé dans l'enrouleur 6a de manière à enrouler les sangles 5Sa et 5Ia qui tractent alors les porte-brin 3S et 31 vers l'arrière. Les porte-brin glissent dans les guides respectifs 40 en sens contraire jusqu'à atteindre en butée la position déployée PD.
En référence à la figure 14, un moyen de déploiement 4Sb, 4Ib selon la seconde réalisation comprend un système de roue et vis sans fin. La vis sans fin est une tige filetée 5Sb, 5Ib rigide en nylon s'étendant longitudinalement dans l'aéronef. Au niveau d'un palier de vis 51Sb, 51Ib sous le milieu de la glissière respective 42-43, une extrémité avant de la tige engrène avec une denture correspondante prévue sur le chant circulaire 31 du porte-brin respectif 3S, 3I. Une extrémité arrière de la tige engrène avec un engrenage de renvoi d'angle 52Sb, 52Ib lié à une extrémité respective de l'arbre d'un moteur électrique 6b.
Sous la commande d'un temporisateur armé préalablement avant décollage ou catapultage, ou télécommandé, le moteur électrique est activé pour tourner en sens contraire les tiges filetées 5Sb et 5Ib afin que les porte-brin 3S et 3I tournent vers l'arrière en glissant dans les guides respectifs 40. Au moins un interrupteur de fin de course de déploiement 7Db est disposé à l'extrémité arrière de l'une des glissières de guidage 42-43 pour être actionné par butée de l'extrémité arrière du porte-brin respectif 3S afin de couper l'alimentation du moteur 6b.
Un moyen de déploiement 4Ss, 4Ic selon la troisième réalisation montrée à la figure 15 comprend également un système de roue et vis sans fin. Cependant, la vis sans fin est une tige filetée flexible 5Sc, 5Ic qui est développée sensiblement parallèlement au demi-chant circulaire arrière de la glissière respective 42-43. L'extrémité avant de la tige 5Sc, 5Ic engrène avec un écrou 51Sc, 51Ic fixé à l'extrémité arrière du chant circulaire 31 du porte-brin respectif 3S, 3I. Un engrenage de renvoi d'angle 52Sc, 52Ic relie l'extrémité arrière de la glissière respective à une extrémité respective d'un moteur électrique 6c.
Lorsque le moteur 6c est actionné, la rotation de la tige 5Sc, 5Ic est vissée dans l'écrou 51Sc, 51Ic, qui passe entre les rails respectifs 43 en direction de l'engrenage de renvoi d'angle respectif 52Sc, 52Ic. Un interrupteur de fin de course de déploiement 7Dc est également prévu à l'extrémité arrière de l'une des glissières de guidage 42-43.
De préférence, dans les deuxième et troisième réalisations, le moteur électrique 6b, 6c peut commander en sens inverse la rotation des tiges filetées afin que les porte-brin passent de la position d'antenne déployée PD à la position d'antenne repliée PR, avant l'atterrissage de l'aéronef, et les extrémités libres 10S et 10I des carènes s'emboítent dans les dispositifs d'encliquetage ES et EI. Dans ce cas, au moins un interrupteur de fin de course de repliement 7Rb, 7Rc est prévu à l'extrémité avant de l'une des glissières de guidage 41-42 pour être actionné par butée de l'extrémité avant du porte-brin respectif pour couper l'alimentation du moteur 6b, 6c.
Selon d'autres réalisations, et en fonction du type d'aéronef et particulièrement de ses ailes, les brins avec leurs moyens de déploiement sont positionnés dans un plan horizontal, c'est-à-dire sont parallèles aux ailes et gouvernes de profondeur de l'aéronef.

Claims (19)

  1. Antenne filaire comprenant un brin (1S), caractérisé en ce qu'elle comprend une carène (2S) montée à rotation libre autour du brin d'antenne (1S).
  2. Antenne conforme à la revendication 1, caractérisée en ce que la carène comprend des plaquettes rigides transversales (23) et des entretoises (24) entre les plaquettes, le brin d'antenne (1S) traversant à glissement les plaquettes (23) et librement les entretoises (24).
  3. Antenne conforme à la revendication 2, caractérisée en ce que les entretoises (24) sont constituées de deux demi-entretoises moulées symétriques ayant des faces (21F) collées l'une contre l'autre dans un plan longitudinal au brin.
  4. Antenne conforme à l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que la carène est translatable avec jeu le long du brin d'antenne entre une butée (12) fixée à une extrémité libre du brin d'antenne (1S) et une autre butée (3S) à laquelle est fixé le brin d'antenne, de préférence formant emplanture de la carène.
  5. Antenne conforme à l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que la carène (2S) a un profil d'aile d'avion transversalement au brin (1S), le profil ayant de préférence une corde (C) sensiblement comprise entre un quart et un cinquième de l'épaisseur (E) du profil.
  6. Antenne conforme à la revendication 5, caractérisée en ce que l'axe du brin d'antenne est situé entre un bord d'attaque (20) de la carène et un foyer aérodynamique (FA) de la carène.
  7. Antenne conforme à l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisée en ce que ledit brin (1S) a une extrémité (14) fixée dans un engin (A) et s'étend dans un plan sensiblement longitudinal à l'engin.
  8. Antenne conforme à la revendication 7, caractérisée en ce que le brin (3S) s'étend sensiblement dans un plan longitudinal de gouverne de direction (GD) de l'engin (A).
  9. Antenne conforme à la revendication 7 ou 8, caractérisée en ce que le brin forme une flèche (FL), de préférence comprise entre 15° et 45° environ, avec un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal (XX) de l'engin (A).
  10. Antenne conforme à l'une quelconque des revendications 7 à 9, caractérisée en ce qu'un foyer aérodynamique (FA) de la carène (1S) est situé à proximité du centre de gravité (G) de l'engin (A).
  11. Antenne conforme à l'une quelconque des revendications 7 à 10, comprenant un moyen (4S) lié à l'engin (A) pour déployer le brin d'antenne (1S) depuis une première position (PR) à laquelle le brin d'antenne est replié sensiblement contre l'engin, vers une seconde position (PD) à laquelle le brin d'antenne forme un angle aigu avec un axe longitudinal (XX) de l'engin.
  12. Antenne conforme à la revendication 11, caractérisée en ce que le brin (1S) comporte une portion libre et fléchissable (13) entre un point de fixation (14) du brin lié à l'engin (A) et un porte-brin (3S) auquel le brin d'antenne (1S) est fixé et formant emplanture de la carène (2S), ladite portion libre dudit brin étant fléchie à ladite première position (PR) et sensiblement linéaire à ladite seconde position (PD).
  13. Antenne conforme à la revendication 12, caractérisée en ce que le porte-brin (3S) tourne autour d'un centre (CR) situé dans un secteur obtus devant le brin (1S) et délimité par le brin à la seconde position (PD) et l'axe longitudinal (XX) de l'engin.
  14. Antenne conforme à la revendication 12 ou 13, caractérisée en ce que le moyen pour déployer comprend un guide (40) en forme de segment circulaire obtus, de préférence de l'ordre de 120°, fixé au corps de l'engin, ledit porte-brin mobile formant sensiblement un secteur circulaire couvrant sensiblement la moitié du guide (40) et étant monté à coulissement dans le guide pour tourner d'une position avant correspondant à ladite première position (PR) du brin d'antenne à une position arrière correspondant à ladite seconde position (PD) du brin d'antenne.
  15. Antenne conforme à l'une quelconque des revendications 11 à 14, comprenant un moyen moteur (6a, 6b, 6c) pour activer le moyen pour déployer (4Sa, 4Sb, 4Sc) afin de déplacer le brin d'antenne depuis ladite première position (PR) vers ladite seconde position (PD) après décollage de l'engin, et de préférence depuis ladite seconde position (PD) vers ladite première position (PR) avant atterrissage de l'engin.
  16. Antenne conforme à l'une quelconque des revendications 7 à 15, comprenant un porte-brin (3S) auquel le brin d'antenne (1S) est fixé et coulissant dans une glissière circulaire (42-43), et une sangle de traction (5Sa) ayant une extrémité (51Sa) fixée à un porte-brin (3S) et une autre extrémité liée à un moyen enrouleur (6a), de préférence à travers un moyen de renvoi (52Sa) situé sensiblement le long de ladite glissière (42-43).
  17. Antenne conforme à l'une quelconque des revendications 7 à 15, comprenant un porte-brin (3S) auquel le brin d'antenne (1S) est fixé et coulissant dans une glissière circulaire (42-43), et une tige filetée (5Sb) ayant une extrémité coopérant avec une denture le long d'un chant circulaire (31) dudit porte-brin (3S) et une autre extrémité (52Sb) entraínée en rotation par un moyen moteur (6b).
  18. Antenne conforme à l'une quelconque des revendications 7 à 15, comprenant un porte-brin (3S) auquel le brin d'antenne (1S) est fixé et coulissant dans une glissière circulaire (42-43), et une tige filetée (5Sc) ayant une première extrémité coopérant avec un écrou (51Sc) lié audit porte-brin (3S) et une autre extrémité entraínée par un moyen moteur (6c) de préférence à travers un moyen de renvoi d'angle (52Sc) situé sensiblement le long de la glissière (42-43).
  19. Antenne conforme à l'une quelconque des revendications 1 à 18, comprenant un autre brin (1I) autour duquel une autre carène (2I) est montée à rotation libre, les brins (1S, 1I) étant disposés symétriquement par rapport à un axe longitudinal (XX) d'un engin (A) supportant l'antenne.
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