FR2743877A1 - Engin volant comportant des surfaces d'empennages pivotantes - Google Patents
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- F42B10/62—Steering by movement of flight surfaces
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Abstract
Engin volant en particulier missile téléguidé comprenant des surfaces d'empennage ou des surfaces portantes pivotantes par l'intermédiaire d'unités de manoeuvre comprenant des mécanismes de manoeuvre et des commandes de manoeuvre. Les unités de manoeuvre (3) associées à chacune des gouvernes (2) comprennent des mécanismes de manoeuvre (3') dont les éléments (16, 14) coopèrent mutuellement à la manière d'un guidage hélicoïdal au moyen d'un organe de manoeuvre (26) de la commande de manoeuvre (3") et d'organes d'engagement communs (31, 31') et de guides (22, 23); (les éléments de mécanisme (16, 14) et l'organe de manoeuvre (26) de la commande de manoeuvre (3") sont disposés en position concentrique et sont reçus à pivotement avec la surface de gouverne (2) par un palier de rotation (2) sur le missile (1).
Description
Engin volant comportant des surfaces d'empennage pivotantes La présente
invention est relative à des engins volants, en particulier des missiles téléguidés, comprenant des surfaces d'empennage ou des surfaces portantes, pivotantes par l'intermédiaire d'unités de manoeuvre comprenant des mécanismes de manoeuvre et des
commandes de manoeuvre.
La nécessité de rendre rabattables par pivotement des surfaces de gouverne ou de stabilisation ressort de considérations liées à la réduction de la trainée aérodynamique, l'accessibilité du missile par rapport à l'avion porteur, la garde au sol de l'avion porteur lors de la phase de décollage, mais également des considérations de place disponible par exemple lorsque de tels missiles doivent être lancés à
partir de conteneurs.
La possibilité de pivotement des surfaces de gouverne ou de stabilisation contribue à la réduction de la consommation de carburant, en fonction du type de système utilisé, aussi bien pour l'avion porteur que pour le missile avec un accroissement correspondant du rayon d'action. Les dispositifs de pivotement pour de telles gouvernes de constructions connues jusqu'à présent provoquent cependant des chocs importants sur la stucture lorsque les gouvernes parviennent dans leur position pivotée sortie finale, ce qui a une influence néfaste notable sur la sécurité de fonctionnement du mécanisme de pivotement mais également sur la cellule du missile. En outre les mécanismes de manoeuvre connus et les commandes de manoeuvre associées pour les surfaces de gouverne nécessitent une place importante et contribuent à
augmenter le poids et la tratnée aérodynamique du missile.
La présente invention à pour objet de réaliser un empennage pivotant pour des missiles du type rappelé en préambule de telle manière qu'il présente des dimensions aussi faibles que possible, fonctionne de manière sûr avec une construction simple et possède un
poids aussi faible que possible permettant d'accrottre la charge utile.
Selon l'invention le mécanisme de manoeuvre présente des éléments mobiles l'un par rapport à l'autre et munis de guides hélicoïdaux, dont
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l'un porte l'axe de pivotement, et l'organe de manoeuvre de la commande de manoeuvre est déplacable en direction de l'axe de pivotement et
s'engage dans les guides hélicoïdaux des éléments de mécanisme.
Selon des caractéristiques avantageuses de l'invention il est prévu que le mécanisme de manoeuvre présente des éléments mobiles l'un par rapport à l'autre et munis de guides hélicoïdaux, dont l'un porte l'axe de pivotement, et que l'organe de manoeuvre de la commande de manoeuvre est déplacable en direction de l'axe de pivotement et s'engage dans les guides hélicoïdaux des éléments de mécanisme; l'un des éléments de mécanisme est fixe et que l'éléments portant l'axe de pivotement est rotatif, les éléments de mécanisme et l'organe de manoeuvre de la commande de manoeuvre étant disposés concentriquement les uns par rapport aux autres et respectivement par rapport à l'axe de pivotement; l'élément fixe présente des gorges ou des fentes de guidages s'étendant en ligne droite en direction de l'axe de pivotement et l'élément rotatif présente des fentes ayant un profil un hélicoïdal dans la direction de l'axe, et que l'organe de manoeuvre mobile axialement de la commande de manoeuvre présente des éléments d'engagement et respectivement pour un engagement simultané dans les deux guides; le guide hélicoïdal présente un profil régulier; le guide hélicoïdal possède, dans la zone de l'une ou de ses deux extrémités en sens axial, une pente de profil plus aplatie que dans les autres zones; une unité de manoeuvre est associée à chacune de plusieurs surfaces d'empennage; la surface d'empennage avec l'unité de manoeuvre correspondante formée du mécanisme de manoeuvre et de la commande de manoeuvre est reçue sous forme d'un tout par une partie de support, et, en vue de permettre des manoeuvres de braquage autour de son palier de rotation est réalisée pivotante avec l'axe de palier par rapport au missile; la partie de support est raccordée à un dispositif de commande; chacune des surfaces de gouverne présente un verrouillage pour le blocage des surfaces en position pivotée sortie; le verrouillage, au moyen d'une gorge de verrouillage et d'organes d'engagement chargés par ressort et s'engageant dans la gorge, bloque automatiquement dans la position pivotée sortie la surface par rapport à la partie de support fixe; la commande de manoeuvre est formée par un dispositif pyrotechnique agissant sur le mécanisme de manoeuvre par
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l'intermédiaire d'un générateur de gaz comprimé et d'un organe de manoeuvre susceptible d'être actionné par le gaz comprimé; les surface de gouverne avec leurs unités de manoeuvre sont disposées de manière à s'étendre, dans leurs positions pivotées rentrées au niveau de la partie de queue de l'engin à l'intérieur de la section de silhouette du missile; les axes de pivotement permettent à chaque fois un recouvrement de deux surfaces de gouverne dans leur position pivotée rentrée. Les unités de manoeuvre réalisées selon l'invention présentent d'une part l'avantage d'un mouvement de pivotement en douceur, pratiquement sans à-coups, des gouvernes par suite du trajet de déplacement relativement long des éléments de commande des unités de manoeuvre par rapport au mouvement de pivotement des gouvernes et
d'autre part l'avantage d'une exigence de place extrêmement limitée.
L'agencement des unités de manoeuvre avec la disposition des éléments de mécanisme et de l'organe d'actionnement de la commande de manoeuvre concentrique par rapport à l'axe de pivotement des surfaces de gouverne permet la réalisation des unités de manoeuvre avec des
dimensions extrêmement limitées par rapport à leur surface de section.
Ainsi la traînée aérodynamique produite par l'unité de manoeuvre peut
être maintenue dans des limites extrêmement faibles.
En conséquence du fait que dans l'une ou dans les deux zones d'extrémité du guidage hélicoïdal des éléments de mécanisme du mécanisme de manoeuvre la pente est plus faible que dans les zones se trouvant entre elles, il est possible d'obtenir par le trajet de déplacement de l'élément de manoeuvre de la commande de manoeuvre dans ses zones d'extrémité un mouvement de début et respectivement de fin de pivotement des surfaces de gouverne ayant une allure plus douce que le
reste du mouvement de pivotement.
Grace aux éléments coopérant à la manière d'un mécanisme à vis et respectivement grâce à la réalisation particulière du profil de pente on évite une contrainte dommageable sur la structure du missile et respectivement les surfaces de gouverne et leurs unités de manoeuvre et on réduit notablement la possibilité d'apparition de défauts de
fonctionnement.
Par suite de la disposition d'un palier de rotation portant Is unités de manoeuvre pour le mouvement de pivotement des gouvernes les surfaces de gouverne peuvent se déplacer après réalisation du blocage à partir de la position pivotée sortie définie en vue d'obtenir des déplacements de manoeuvrede braquage. A cet effet le palier de rotation peut être raccordé à un organe de commande manuelle, une télécommande
ou un mécanisme de pilotage automatique.
L'agencement particulier des axes de pivotement des unités de manoeuvre pour les surfaces de gouverne permet une réduction notable de
la tramnée aérodynamique provoquée par le missile.
Le dessin annexé illustre un exemple de mise en oeuvre de
l'invention qui va maintenant être décrit plus en détail.
Dans ce dessin: La figure 1 est une coupe longitudinale réalisée dans la partie de queue d'un missile téléguidé comprenant l'une de plusieurs surfaces de gouverne ou de stabilisation réparties à la périphérie en liaison avec des unités de manoeuvre correspondantes, La figure 2 est une vue du missile à partir de l'arrière avec les surfaces de gouverne en position pivotée sortie, La figure 3 est une vue du missile à partir de l'avant avec les surfaces de gouverne en position pivotée rentrée, La figure 4 est un diagramme représentant un détail du mécanisme de déplacement et respectivement le profil du mouvement de déplacement, La figure 5 est une coupe partielle selon V/V de la figure 1, La figure 6 est une coupe partielle selon VI/VI dans la figure 1, Dans le dessin on a désigné par 1 la partie de queue du missile, par 2 l'une parmi plusieurs surfaces de gouverne disposées à la périphérie de la partie arrière du corps de missile et par 3 une unité
de manoeuvre associée à chacune des surfaces de gouverne 2.
Chacune des unités de manoeuvre 3 présente pour le mouvement de pivotement des gouvernes, un mécanisme de manoeuvre 3' et une commande de manoeuvre 3" coopérant avec celle-ci. En outre il est prévu un palier de pivotement 4 qui reçoit l'unité de manoeuvre 3 avec la surface de gouverne 3 pour les déplacements de braquage des gouvernes lorsque la surface de gouverne 2 se trouve dans la position pivotée sortie et est bloquée dans cette position. Le palier de pivotement - comprend une partie de palier 6 liée à la structure du missile 6 pour reçevoir un axe de palier sur lequel est reçu une partie de support 8 qui s'appuie par l'intermédiaire d'une bride 7 sur la cellule du missile. Cette partie de support 8 forme avec un élément 16 du mécanisme de manoeuvre 3' s'étendant en direction longitudinale du missile une unité et reçoit l'axe de pivotement 14' de la surface de gouverne 2. La surface de gouverne 2 est réunie à un longeron porteur et est montée de manière entrainable en rotation sur l'axe de pivotement 14' au moyen de sa partie de palier 15' ainsi que d'un boulon 13'. La partie de support 8 présente des saillies en forme de fourche 12 sur laquelle des trous de montage 13 servent à la réception à rotation de l'élément 14 et respectivement de son axe de pivotement 13'. L'élément 16 du mécanisme de manoeuvre 3' forment un tout avec la partie de support 8 et, s'étendant en direction de l'axe longitudinal
du missile, présente une forme tubulaire et un support longitudinal 17.
Le trou longitudinal 20 de l'élément 16 sert à reçevoir le deuxième
élément 14 du mécanisme de manoeuvre 3'.
L'élément de mécanisme 14 se compose de l'axe de pivotement 14' et d'une section en forme de douille coaxiale par rapport à celui-ci et
qui est montée à rotation dans l'élément fixe 16.
A l'intérieur de l'alésage cylindrique 25 de l'élément de mécanisme 14, le piston 16 de la commande de manoeuvre 3" est guidé de manière concentrique au moyen d'une garniture de piston 26' de façon à
être déplaçable axialement dans la direction de l'axe longitudinal 14.
Dans les éléments de mécanisme 14, et respectivement 16, sont usinées des fentes 22, et respectivement 23 s'étendant dans la direction de l'axe de pivotement 14', la fente 22 de l'élément de mécanisme fixe 16 présentant une forme droite dans la direction de l'axe de pivotement 14' et la fente 23 de l'élément de mécanisme tournant 14' présentant un profil en forme de spirale dans la direction longitudinale. Les parois latérales des fentes 22, et respectivement 23, forment des surfaces de guidage 32, et respectivement 32', pour
l'appui d'organes de guidage comme cela sera expliqué plus loin.
Le piston de manoeuvre 26 de la commande de manoeuvre 3' monté de manière à être déplaçable axialement dans l'élément de mécanisme 14 du mécanisme de manoeuvre 3' porte un goujon de guidage 30 sur lequel sont montés à rotation des organes d'engagement sous forme de corps cylindriques 31, et respectivement 31', pour l'engagement dans les fentes 22 et 23 en vue de l'appui sur les surfaces de guidage 32, et respectivement 32'. L'engagement des organes 31, et respectivement 31', s'effectue simultanément dans les fentes 22, et respectivement 23, des
deux éléments de mécanisme 14, et respectivement 16.
L'alésage 25 de l'élément de mécanisme 16 sert de chambre cylindrique 24 pour la commande de manoeuvre 3" qui est formée par un dispositif 27 à fonctionnement pyrotechnique. Le dispositif 27 comporte une charge propulsive avec un dispositif d'amorçage associé, ainsi qu'un dispositif d'actionnement de type connu, les détails de construction du mécanisme à fonctionnement pyrotechnique n'étant
cependant ni décrits ni représentés dans un but de simplification.
Comme on le voit dans les figures 2 et 3 les axes de pivotement 14' pour les surfaces de gouverne 2 sont répartis à la périphérie du missile 1 de telle manière qu'à chaque fois deux surfaces de gouverne 2 voisines se trouvent, dans la position pivotée rentrée, en position de
recouvrement mutuel.
Les axes de pivotement 14', vus depuis le centre du missile sont décalés vers l'extérieur de telle manière que dans la position pivotée rentrée ni les surfaces de gouverne ni leurs paliers, et respectivement leurs unités de manoeuvre, ne dépassent vers l'extérieur du contour de
section du missile rapporté à sa plus grande dimension.
Le fonctionnement de la réalisation décrite va maintenant être expliqué. En partant de la position pivotée rentrée de la gouverne 2 on provoque la mise à feu de la charge propulsive de la commande de manoeuvre 3" à fonctionnement pyrotechnique pour provoquer le mouvement de pivotement vers l'extérieur de la gouverne. Par suite de la pression de gaz se créant devant le piston 26 de chacune des unités de manoeuvre 3 le piston 26 se déplace de la position de repos figurée en pointillé dans le dessin de la figure 1 en cisaillant la goupille de sécurité 28 en direction de la position pivotée sortie d'extrémité représentée en trait plein. Lors de ce mouvement de déplacement du piston 26 ses organes d'engagement 31 s'appuient sur les surfaces latérales 32' de la fente longitudinale à profil droit 22 de l'élément de mécanisme trxe 16 et l'élément de mécanisme 14 reçoit, par l'engagement simultané de l'organe d'engagement 31' du piston 26 dans la fente longitudinale en
forme de spirale 23 de l'élément 14, un mouvement de rotation.
Grâce à l'axe de pivotement 14' de l'élément de mécanisme 14 et la partie de palier 15', et respectivement la partie de support 15 solidaire de l'axe, la gouverne 2 constituant un tout avec ces parties, est déplacée de la position pivotée rentrée selon la figure 3 dans la
position pivotée sortie selon la figure 2.
Lorsque la position pivotée sortie d'extrémité est atteinte la gouverne 2 engage la came 40 sur la partie de palier 15' de la gouverne 2 dans la gorge 41 de l'organe de verrouillage 43 fixe sous l'effet du ressort de compression 42. A partir de la position pivotée sortie bloquée les gouvernes 2 peuvent réaliser des mouvements de manoeuvre à
l'aide des paliers de rotation 4.
Claims (12)
1. Engin volant, en particulier missile téléguidé comprenant des surfaces d'empennage ou des surfaces portantes, pivotantes par l'intermédiaire d'unités de manoeuvre comprenant des mécanismes de manoeuvre et des commandes de manoeuvre, caractérisé par le fait que le mécanisme de manoeuvre (3') présente des éléments (14 et respectivement 16) mobiles l'un par rapport à l'autre et munis de guides hélicoïdaux (22 et respectivement 23), dont l'un porte l'axe de pivotement (14'), et que l'organe de manoeuvre (26) de la commande de manoeuvre (3") est déplacable en direction de l'axe de pivotement (14') et s'engage dans les guides hélicoïdaux (22 et respectivement 23) des éléments de
mécanisme (14 et respectivement 16).
2. Engin volant selon la revendication 1 caractérisé par le fait que l'un des éléments de mécanisme (16) est fixe et que l'élément (14) portant l'axe de pivotement (14') est rotatif, les éléments de mécanisme (14 et respectivement 16) et l'organe de manoeuvre (26) de la commande de manoeuvre (33) étant disposés concentriquement les uns par rapport aux autres et respectivement par rapport à l'axe de pivotement
(14').
3. Engin volant selon la revendication 1 ou 2 caractérisé par le fait que l'élément fixe (16) présente des gorges ou des fentes de guidage (22) s'étendant en ligne droite en direction de l'axe de pivotement et l'élément rotatif (14) présente des fentes (23) ayant un profil hélicoïdal dans la direction de l'axe (14'), et que l'organe de manoeuvre (26) mobile axialement de la commande de manoeuvre (3") présente des éléments d'engagement (31) et respectivement (31') pour un
engagement simultané dans les deux guides (22, 23).
4. Engin volant selon l'une quelconque des revendications 1 à 3,
caractérisé par le fait que le guide hélicoïdal (23) présente un profil régulier.
5. Engin volant selon l'une quelconque des revendications 1 à 4,
caractérisé par le fait que le guide hélicoïdal (23) possède, dans la zone de l'une ou de ses deux extrémités en sens axial, une pente de
profil plus aplatie que dans les autres zones.
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6. Engin volant selon l'une quelconque des revendications T'a -a--
caractérisé par le fait qu'une unité de manoeuvre (3) est associée à
chacune de plusieurs surfaces d'empennage (2).
7. Engin volant selon l'une quelconque des revendications 1 à 6,
caractérisé par le fait que la surface d'empennage (2) avec l'unité de manoeuvre correspondante (3) formée du mécanisme de manoeuvre (3') et de la commande de manoeuvre (3") est recue sous forme d'un tout par une partie de support (8), et, en vue de permettre des manoeuvres de braquage autour de son palier de rotation (6) est réalisée pivotante
avec l'axe de palier (5) par rapport au missile (1).
8. Engin volant selon l'une quelconque des revendications 1 à 7,
caractérisé par le fait que la partie de support (8) est raccordée à un
dispositif de commande.
9. Engin volant selon l'une quelconque des revendications 1 à 8,
caractérisé par le fait que chacune des surfaces de gouverne (2) présente un verrouillage (39; 40; 41; 42; 43) pour le blocage des
surfaces en position pivotée sortie.
10. Engin volant selon l'une quelconque des revendications 1 à 9,
caractérisé par le fait que le verrouillage (39), au moyen d'une gorge de verrouillage (41) et d'organes d'engagement (42, 43) chargés par ressort et s'engageant dans la gorge, bloque automatiquement dans la position pivotée sortie la surface (2) par rapport à la partie de
support fixe (8).
il. Engin volant selon l'une quelconque des revendications 1 à 10,
caractérisé par le fait que la commande de manoeuvre (3") est formée par un dispositif pyrotechnique (27) agissant sur le mécanisme de manoeuvre (3') par l'intermédiaire d'un générateur de gaz comprimé et d'un organe de manoeuvre (26) susceptible d'être actionné par le gaz comprimé.
12. Engin volant selon l'une quelconque des revendications 1 à 11,
caractérisé par le fait que les surfaces de gouverne (2) avec leurs unités de manoeuvre (3) sont disposées de manière à s'étendre, dans leurs positions pivotées rentrées au niveau de la partie de queue de
l'engin à l'intérieur de la section de silhouette du missile (1).
13. Engin volant selon l'une quelconque des revendications 1 à 12,
caractérisé par le fait que les axes de pivotement (14') permettent à chaque fois un recouvrement de deux surfaces de gouverne (2) dans leur
position pivotée rentrée.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19863613539 DE3613539C1 (de) | 1986-04-22 | 1986-04-22 | Stelleinrichtung für aerodynamisch wirkende Flächen |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2743877A1 true FR2743877A1 (fr) | 1997-07-25 |
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Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR8705602A Withdrawn FR2743877A1 (fr) | 1986-04-22 | 1987-04-21 | Engin volant comportant des surfaces d'empennages pivotantes |
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|---|---|---|---|---|
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|---|---|---|---|---|
| DE3410666C2 (de) * | 1984-03-23 | 1986-03-06 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Stellantrieb |
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