FR2615938A1 - Dispositif de commande de gouvernes pour un missile guide - Google Patents
Dispositif de commande de gouvernes pour un missile guide Download PDFInfo
- Publication number
- FR2615938A1 FR2615938A1 FR8806672A FR8806672A FR2615938A1 FR 2615938 A1 FR2615938 A1 FR 2615938A1 FR 8806672 A FR8806672 A FR 8806672A FR 8806672 A FR8806672 A FR 8806672A FR 2615938 A1 FR2615938 A1 FR 2615938A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- control
- effected
- control surfaces
- disk
- electromagnets
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- 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
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
L'invention concerne un dispositif de commande de gouvernes pour des missiles, dans lequel toutes les gouvernes 4a, 4b, 4c, 4d sont manoeuvrées à l'aide d'un disque de commande annulaire 1 immobilisé en rotation, entraîné radialement à l'aide d'au moins deux moyens de manoeuvre 5a, 5b, 5c, 5d actionnables électriquement ou électromagnétiquement, par exemple des aimants. Application : notamment aux missiles animés d'un mouvement de rotation autour de leur axe.
Description
Dispositif de commande de gouvernes pour un missile guidé 1 La présente
invention concerne un dispositif de commande de gouvernes pour un. missile guidé comprenant des gouvernes aérodynamiques montées mobiles en rotation, les gouvernes étant couplées mécaniquement à l'aide d'une pièce de couplage annulaire manoeuvrée à l'aide
de moyens d'entraînement à action électromécanique.
D'après le brevet US 4 512 537, il est connu de coupler rigidement à l'aide d'une pièce de couplage annulaire, deux gouvernes-canard opposées, placées sur la pointe
du fuselage d'un missile guidé. La déviation des gou-
vernes-canard est réalisée par le fait que des tiges de palpeur fixées sur la pièce de couplage explorent le profil d'une came-disque rotative et que la pièce
de couplage est ainsi déviée de manière appropriée.
Du point de vue de la conception, cela présente plusieurs inconvénients. D'une part, la construction complexe du point de vue mécanique qui devient gênante lorsque deux paires de gouvernes ayant des axes perpendiculaires
l'un par rapport à l'autre doivent être manoeuvrées.
D'autre part, il est défavorable que l'exploration du profil entraîne des temps de réaction longs et une consommation importante de courant. Les forces de rappel aérodynamiques apparaissant sur les gouvernes ne sont en outre pas utilisées. Un autre inconvénient ,du dispositif réside pour finir dans le fait que, dans le cas d'une commande des gouvernes à deux axes, l'espace intérieur du missile est entièrement occupé par la mécanique d'entraînement et ne peut être utilisé pour un dispositif qui pourrait augmenter l'efficacité
-de l'arme.
L'invention a par conséquent pour objet de réaliser une commande de gouvernes qui évite les inconvénients 1 cités. ci-dessus, c'est-à-dire qui soit peu encombrante, réagisse rapidement et fonctionne en consommant peu d'énergie. Selon l'invention, cet objectif est réalisé par la combinaison des caractéristiques suivantes: a) un disque annulaire de commande comprenant des supports radialement opposés et décalés respectivement d'un angle " = 360 /n (n...nombre des gouvernes), dans lesquels les extrémités libres des leviers des
gouvernes sont montées sans jeu en direction circon-
férentielle; b) l'entraînement du disque annulaire de commande s'effectue à l'aide d'au moins deux moyens de manoeuvre actionnables électriquement ou électromagnétiquement qui sont placés de telle sorte qu'ils engendrent chacun un mouvement du disque de commande en direction radiale, la superposition des mouvements qu'ils impriment au disque de commande permettant un déplacement du disque de commande dans toutes les directions dans le plan perpendiculaire à la direction de vol; c) le montage du disque de commande s'effectue à l'aide d'un dispositif à ressort immobilisé en rotation qui est composé d'un support central à peu près annulaire
sur lequel quatre bras à ressort sont fixés tangentiel-
lement, les extrémités libres d'une paire de bras à ressort opposés étant montées sur le corps du missile et les extrémités libres de l'autre paire de bras
à ressort sur ie disque de commande à l'aide de goupil-
les. Selon d'autres développements avantageux de l'invention: l'entraînement du disque de commande s'effectue à l'aide de deux électroaimants décalés l'un par rapport à l'autre de 900 et agissant par traction ou par poussée; - l'entraînement du disque de commande s'effectue 1 à l'aide de trois électro-aimants décalés respectivement de 120 et agissant par traction ou par poussée; - l'entraînement du disque de commande s'effectue à l'aide de quatre électro-aimants décalés respectivement de 90 et agissant par traction ou par traction/poussée. La solution selon l'invention présente toute une série d'avantages. Citons tout d'abord le nombre de pièces réduit à un minimum et la propriété de la cinématique qui fait que tous les axes de gouvernes devant être
commandés sont manoeuvrés en continu de la même manière.
Ce type de commande de gouvernes est en outre insensible aux accélérations transversales et de Coriolis et peut être aussi bien utilisé pour les gouvernes-canard que pour les gouvernes arrière, étant donné que l'espace
central du missile ne comporte pas de pièces du disposi-
tif de commande de gouvernes. Il convient en outre de
souligner qu'une commande de gouvernes de ce type présen-
te un bilan énergétique favorable, étant donné que les
forces de rappel aérodynamiques apparaissant dans la di-
rection d'un axe sont partiellement transmises par l'in-
termédiaire du disque de commande à l'autre axe de gou-
vernes devant être commandé. En cas d'utilisation
d'électro-aimants, le ressort immobilisé en rotation li-
néarise les caractéristiques magnétiques de telle sorte que la commande des électro-aimants peut être réalisée de manière simple sous forme de régulation de courant ce qui
réduit considérablement l'électronique de commande.
Il convient à présent d'expliquer plus en détails un exemple de mise en oeuvre de l'invention représenté sur les dessins, sur lesquels: La figure 1 représente une vue éclatée simplifiée d'une commande de gouvernes comprenant quatre électro-aimants; la figure 2 représente un schéma d'une commande de gouvernes comprenant deux électro-aimants; la figure 3 représente un schéma d'une commande de
gouvernes comprenant trois électro-aimants.
La figure 1 représente la structure d'un exemple de
réalisation de la commande de gouvernes selon l'inven-
tion comportant une déviation à couplage forcé de deux paires de gouvernes perpendiculaires l'une par rapport à l'autre. Un disque de commande 1 à peu près I0 annulaire présente à quatre endroits opposés par paire des supports d'articulation sans jeu 2a, 2b, 2c, 2d destinés aux leviers 3a, 3b, 3c, 3d des gouvernes 4a, 4b, 4c, 4d et réalisés ici sous forme de billes montées
dans des trous oblongs.
L'entrainement du disque 1 s'effectue par l'intermédiaire de quatre électro-aimants 5a, 5b, 5c, 5d répartis régulièrement sur le pourtour du disque et fonctionnant par traction ou par poussée. Lors de l'excitation
d'un aimant, le disque de commande se déplace en direc-
tion radiale vers l'intérieur ou l'extérieur. Par la superposition des directions de déplacement des deux paires d'électro-aimants Sa, 5c et 5b, 5d, le disque de commande peut être déplacé dans toutes les
directions dans le plan YZ du système de coodonnées.
Le montage du disque de commande pose un problème; en effet, avec le type mentionné d'articulation des leviers 3a, 3b, 3c, 3d des gouvernes, il faut éviter tout mouvement de rotation du disque de commande autour de l'axe des X, afin de ne pas produire des moments de roulis supplémentaires. Ce problème est résolu d'une manière particulièrement simple à l'aide de la suspension au dispositif à ressort immobilisé en rotation 6. Ce dispositif à ressort est composé d'une bague annulaire de support 7 qui a la même taille 1 que l'ouverture centrale subsistant dans le disque de commande 1, si bien que l'espace central peut être utilisé pour des dispositifs destinés à améliorer l'efficacité du missile. Quatre lames de ressort 8a, 8b, 8c, 8d qui présentent des manchons de montage 9a, 9b, 9c, 9d à leurs extrémités libres, sont fixées tangentiellement sur la bague de support 7. Une paire de ces manchons de montage 9a, 9c opposés est montée sur le disque de commande 1 à l'aide de goupilles lla, llb et l'autre paire est fixée sur la cellule lOa, lob du missile. Le disque de commande 1 est ainsi solidaire en rotation dans la zone de la déviation nécessaire de 2 mm de tous les c8tés et est monté
mobile dans toutes les directions dans le plan YZ.
Les figures 2 et 3 représentent deux autres variantes de réalisation. La figure 2 représente la forme la
plus simple de la cinématique des gouvernes avec seule-
ment deux électro-aimants 12a, 12b qui, dans le disposi-
tif représenté, permettent. une commande dans toutes
les directions.
La figure 3 représente un entraînement du disque de commande 1 à l'aide de trois électro-aimants 13a, 13b,
13c décalés respectivement de 120 . Cette figure montre-
également que la commande de gouvernes selon l'invention peut également permettre de commander des gouvernes d'une autre configuration, telles qu'ici trois gouvernes
décalées respectivement de 120 .
Dans le cas. d'un missile animé d'un mouvement de rotation autour de son axe, chaque paire de gouvernes doit, dans un agencement selon la figure 1 et en cas d'ordre de guidage constant, modifier le sens de déviation apres un angle de rotation de 180 , de sorte que les différentes gouvernes soient déviées sous la forme d'une oscillation harmonique. En cas d'ordre de guidage
2615 9 3 8
1 constant, le centre du disque de commande 1 reste ainsi toujours au même endroit. On peut en déduire que le vecteur de force produit par les électro-aimants et le vecteur de force aérodynamique résultant agissant sur les gouvernes sont indépendants de l'angle de rotation. Les forces d'inertie agissant sur les gouvernes en cas d'accélérations transversales du missile peuvent être largement compensées par la force d'inertie du O10 disque de commande, étant donné que leurs moments s'équilibrent par rapport à l'axe transversal. Cela
vaut également pour n'importe quelle inclinaison trans-
versale. Lorsque les gouvernes sont manoeuvrées, l'échange de l'énergie cinétique a lieu entre les deux paires de gouvernes par l'intermédiaire du disque de commande
et sa somme est constante. C'est pourquoi il est pos-
sible, avec une commande de gouvernes de ce type, d'obtenir un bilan énergétique favorable lors des
opérations de commande.
7?
Claims (4)
1 1. Dispositif de commande de gouvernes pour un missile guidé comprenant des gouvernes aérodynamiques montées mobiles en rotation, les gouvernes étant couplées mécaniquement à l'aide d'une pièce de couplage annulaire manoeuvrée à l'aide de moyens d'entraînement à action électromécanique, caractérisé par la combinaison des
caractéristiques suivantes: -
a) un disque annulaire de commande (1) comprenant des supports (2a, 2b, 2c, 2d) radialement opposés
et décalés respectivement d'un angle d= 360 /n (n...nom-
bre des gouvernes), dans lesquels les extrémités libres des leviers (3a, 3b, 3c, 3d) des gouvernes sont montées sans jeu en direction circonférentielle; b) l'entraînement du disque annulaire de commande (1) s'effectue à l'aide d'au moins deux moyens de manoeuvre (5a, 5b, 5c, 5d) actionnables électriquement ou électromagnétiquement qui sont placés de telle sorte qu'ils engendrent chacun un mouvement du disque de commande (1) en direction radiale, la superposition des mouvements qu'ils impriment au disque de commande permettant un déplacement du disque de commande dans toutes les directions dans le plan (Y, Z) perpendiculaire
à la direction de vol; -
c) le montage du disque de commande (1) s'effectue à l'aide d'un dispositif à ressort (6) immobilisé en rotation qui est composé d'un support central (7) à peu près annulaire sur lequel quatre bras à ressort (8a, 8b, 8c, 8d) sont fixés tangentiellement, les extrémités libres (9b, 9d) d'une paire de bras à ressort opposés (8b, 8d) étant montées sur le corps (10a, lob) du missile et les extrémités libres (9a, 9c) de l'autre paire de bras à ressort (8a, 8c) sur le 1 disque de commande (1) à l'aide de goupilles (lla, l1b).
2. Dispositif de commande de gouvernes selon la revendi-
cation 1, caractérisé en ce que l'entraînement du disque de commande (1) s'effectue à l'aide de deux électro-aimants (12a, 12b) décalés l'un par rapport
à l'autre de 90 et agissant par traction ou par poussée.
3. Dispositif de commande de gouvernes selon -la revendi-
cation 1, caractérisé en ce que l'entraînement du disque de commande (1) s'effectue à l'aide de trois électro-aimants (13a, 13b, 13c) décalés respectivement
de 120 et agissant par traction ou par poussée.
4. Dispositif de commande de gouvernes selon la revendi-
cation 1, caractérisé en ce que l'entraînement du disque de commande (1) s'effectue à l'aide de quatre électro-aimants (5a, 5b, 5c, 5d) décalés respectivement
de 90 et agissant par traction ou par traction/poussée.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE3717688A DE3717688C1 (en) | 1987-05-26 | 1987-05-26 | Rotating device for aerodynamically acting control surfaces which are mounted such that they can rotate |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2615938A1 true FR2615938A1 (fr) | 1988-12-02 |
| FR2615938B1 FR2615938B1 (fr) | 1991-10-25 |
Family
ID=6328430
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR888806672A Expired - Lifetime FR2615938B1 (fr) | 1987-05-26 | 1988-05-18 | Dispositif de commande de gouvernes pour un missile guide |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| DE (1) | DE3717688C1 (fr) |
| FR (1) | FR2615938B1 (fr) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114295014A (zh) * | 2021-12-30 | 2022-04-08 | 宁波天擎航天科技有限公司 | 一种外置式舵系统的火箭 |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6247666B1 (en) * | 1998-07-06 | 2001-06-19 | Lockheed Martin Corporation | Method and apparatus for non-propulsive fin control in an air or sea vehicle using planar actuation |
| FR2995074A1 (fr) * | 2012-08-31 | 2014-03-07 | Nexter Munitions | Projectile a gouvernes orientables et procede de commande des gouvernes d'un tel projectile |
| US12092436B2 (en) * | 2021-09-03 | 2024-09-17 | Raytheon Company | Control surface restraining system for tactical flight vehicles |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE694533C (de) * | 1930-03-04 | 1940-08-03 | Siemens App | Einrichtung zur Steuerung von Raketen, insbesondere Raketengeschossen |
| US3603532A (en) * | 1969-04-28 | 1971-09-07 | Nasa | Apparatus for automatically stabilizing the attitude of a nonguided vehicle |
| FR2226641A1 (fr) * | 1973-04-17 | 1974-11-15 | France Etat | |
| US4210298A (en) * | 1978-08-01 | 1980-07-01 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Electro-mechanical guidance actuator for a missile |
| US4431147A (en) * | 1981-12-24 | 1984-02-14 | The Bendix Corporation | Steerable artillery projectile |
| EP0238717A1 (fr) * | 1986-02-27 | 1987-09-30 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm Gesellschaft mit beschränkter Haftung | Missile dirigible |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4512537A (en) * | 1973-08-10 | 1985-04-23 | Sanders Associates, Inc. | Canard control assembly for a projectile |
-
1987
- 1987-05-26 DE DE3717688A patent/DE3717688C1/de not_active Expired
-
1988
- 1988-05-18 FR FR888806672A patent/FR2615938B1/fr not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE694533C (de) * | 1930-03-04 | 1940-08-03 | Siemens App | Einrichtung zur Steuerung von Raketen, insbesondere Raketengeschossen |
| US3603532A (en) * | 1969-04-28 | 1971-09-07 | Nasa | Apparatus for automatically stabilizing the attitude of a nonguided vehicle |
| FR2226641A1 (fr) * | 1973-04-17 | 1974-11-15 | France Etat | |
| US4210298A (en) * | 1978-08-01 | 1980-07-01 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Electro-mechanical guidance actuator for a missile |
| US4431147A (en) * | 1981-12-24 | 1984-02-14 | The Bendix Corporation | Steerable artillery projectile |
| EP0238717A1 (fr) * | 1986-02-27 | 1987-09-30 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm Gesellschaft mit beschränkter Haftung | Missile dirigible |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114295014A (zh) * | 2021-12-30 | 2022-04-08 | 宁波天擎航天科技有限公司 | 一种外置式舵系统的火箭 |
| CN114295014B (zh) * | 2021-12-30 | 2024-03-19 | 宁波天擎航天科技有限公司 | 一种外置式舵系统的火箭 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE3717688C1 (en) | 1988-06-09 |
| FR2615938B1 (fr) | 1991-10-25 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP0113267B1 (fr) | Convertisseur électromécanique à plusieurs degrés de liberté | |
| EP0616665B1 (fr) | Dispositif a palier magnetique et a butee mecanique pour le positionnement d'un corps tournant par rapport a un corps statorique | |
| EP1484247B1 (fr) | Actionneur gyroscopique, notamment pour dispositif de pilotage de l'attitude d'un satellite | |
| EP0519038B1 (fr) | Procede de controle d'attitude en tangage d'un satellite grace a la pression de radiation solaire et satellite adapte a sa mise en uvre | |
| CN108528759A (zh) | 用于使用可变推进器控制提供在轨服务的服务卫星 | |
| EP3144228A1 (fr) | Actionneur gyroscopique a double guidage cardan, element de suspension et element de butee | |
| EP0435708A2 (fr) | Procédé de contrôle d'attitude en roulis et en lacet d'un satellite | |
| CA2865018C (fr) | Actionneur inertiel magnetohydrodynamique | |
| EP3652069B1 (fr) | Dispositif de commande directe de pale par actionneur électromécanique | |
| FR2797478A1 (fr) | Palier magnetique de centrage a commande en basculement de grande amplitude | |
| FR2615938A1 (fr) | Dispositif de commande de gouvernes pour un missile guide | |
| EP2990375B1 (fr) | Dispositif micromécanique à actionnement électromagnétique | |
| WO2012156642A1 (fr) | Systeme pour le pilotage en force et le controle d'attitude en vol d'un vehicule et engin comportant un tel systeme | |
| EP3213999B1 (fr) | Dispositif de deploiement et de pointage | |
| CA3129980C (fr) | Dispositif de propulsion pour aerodyne a voilure tournante et a decollage et atterrissage verticaux, et aerodyne comprenant au moins un tel dispositif de propulsion | |
| EP3045396B1 (fr) | Ensemble de pointage d'un instrument | |
| WO2015150439A2 (fr) | Dispositif de commande passif magnétique | |
| EP4370423A1 (fr) | Dispositif de contrôle de vitesse angulaire d'un engin spatial et engin spatial correspondant | |
| EP4127858B1 (fr) | Interface homme-machine | |
| WO2018087273A1 (fr) | Engin spatial comprenant des moyens de contrôle actif d'attitude et des moyens de contrôle passif d'attitude | |
| FR2894341A1 (fr) | Dispositif electromecanique comportant un element pouvant tourner autour d'au moins un premier et un deuxieme axe de rotation | |
| FR2911676A1 (fr) | Systeme de tuyeres pour le controle de la trajectoire d'un mobile. | |
| FR3032570A1 (fr) | Moteur electrique pivotant | |
| FR2686858A1 (fr) | Procede pour commander la position relative entre deux engins se deplacant au voisinage l'un de l'autre, en particulier entre deux satellites, et systeme de mise en óoeuvre. | |
| FR2937124A1 (fr) | Procede de stabilisation d'un mobile roulant,notamment un robot mono-roue et dispositif associe. |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ST | Notification of lapse |