WO1999022197A1 - Surface de controle orientable pour engin aerien - Google Patents

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WO1999022197A1
WO1999022197A1 PCT/FR1997/001898 FR9701898W WO9922197A1 WO 1999022197 A1 WO1999022197 A1 WO 1999022197A1 FR 9701898 W FR9701898 W FR 9701898W WO 9922197 A1 WO9922197 A1 WO 9922197A1
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WO
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orientable
fixed
fuselage
surface element
axis
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PCT/FR1997/001898
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English (en)
Inventor
Olivier Fourt
Pascal Denis
Original Assignee
Onera (Office National D'etudes Et De Recherches Aerospatiales)
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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/06—Fins
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F42B10/62—Steering by movement of flight surfaces
    • F42B10/64—Steering by movement of flight surfaces of fins

Definitions

  • the invention relates generally to the orientable control surfaces of all piloted air vehicles, such as missiles, planes, drones, space launchers, and relates more particularly, although not exclusively, to ducks, daggerboards and control surfaces. missile control. It is well known to control the trajectory of aerial vehicles by the maneuver, by means of actuators housed in their fuselage, of orientable control surfaces.
  • the first solution of the prior art consists in employing orientable control surfaces comprising two elements which are movable relative to one another, one of which is internal, adjacent to the fuselage and fixed, while the other , outside the fixed element, is a mobile element (called an extension), pivotally mounted around an axis of rotation which passes through the fixed internal element, to connect it to its actuator housed in the fuselage.
  • an extension a mobile element
  • the second solution of the state of the art consists in dividing the bearing surfaces of the machine: - into surfaces used for piloting which will be made up of monoblock control surfaces and entirely orientable, and
  • stabilizers - on surfaces ensuring exclusively the stability of the machine (called stabilizers), as described in FR-A-2 669 995.
  • the drag is increased due to the increase in the number of bearing surfaces (stabilizers and orientable control surfaces). Due to the interaction of the bearing surfaces with the fuselage and the fractionation thereof, their dimensions will be greater for the same lift; moreover, the installation of stabilizers may cause a loss of efficiency on the orientable control surfaces and the stabilizers may not always be effective in the range of selected incidences,
  • the objective of the invention is to remedy the drawbacks linked to the two known solutions presented above, by proposing a new architecture of a simple, orientable control surface, which minimizes the moments of embedding on the actuators so that the latter are the lightest and / or least bulky possible, and which, compared to previous solutions, limits the drag of the machine as well as the excess mass.
  • the proposed invention is therefore a steerable control surface comprising two surface elements movable relative to one another, and which is characterized in that one of the surface elements is orientable relative to the spacecraft, and comprises, laterally with respect to the fuselage of the spacecraft, one end in the interior position, adjacent to said fuselage, and another end in the exterior position, adjacent to the other surface element, which is located at the outside relative to the fuselage and remains fixed relative to the latter.
  • the lever arm is weak and the moment of embedding reduced.
  • the aerodynamic efficiency of the orientable element is better due to this proximity to the fuselage; the drag is lower and the mass less important than in the aforementioned solutions with extension or stabilizer.
  • Structural problems are also less delicate than those encountered with extenders.
  • the orientable surface element can be mounted pivoting about a geometric axis of rotation, transverse with respect to the fuselage, and preferably substantially perpendicular to the longitudinal axis of the fuselage of the spacecraft, and moved by an actuator.
  • the orientable surface element can also be mounted upstream of the fixed surface element, with respect to the direction of the air flow on the moving vehicle, in order to obtain better control efficiency.
  • the fixed surface element also comprises at least one part located downstream of the element. orientable surface, with respect to the direction of the air flow, and which thus constitutes a support mast for the external part of the fixed surface element.
  • the orientable surface element is mounted directly above the fixed surface element, with respect to the direction of the air flow.
  • the fixed surface element is only constituted by said external part.
  • the fixed surface element can be fixed to the external part of a support axis, projecting laterally with respect to the fuselage, and around which pivots a tube forming axis of rotation of the orientable surface element; the fixed surface element can be fixed to the fuselage by two parallel fixed axes, projecting laterally with respect to the fuselage and each passing through, with play in circumferential direction, one respectively of two holes concentric with the axis of rotation of the orientable surface element;
  • the orientable surface element is integral with an axis, rotatably mounted between two profiled external masts which support the fixed surface element and fix it to the fuselage.
  • FIG. 1 schematically shows a missile equipped with orientable control surfaces according to one invention
  • FIG. 1 shows schematically, partly in side elevation and partly in section and on a larger scale, the steerable control surface of the missile of Figure 1;
  • - Figure 3 is a schematic section along III-
  • - Figure 4 is a view similar to Figure 2 of a first variant of the orientable control surface; - Figure 5 is a section along V-V of the figure
  • Figure 6 is a view similar to Figure 2 of a second variant of the steerable control surface
  • FIG. 7 is a section along VII-VII of Figure 6;
  • Figure 8 is a view similar to Figure 2 of a third variant of the steerable control surface.
  • Figure 9 is a section along IX-IX of Figure 8.
  • FIG. 1 represents an air vehicle of the piloted missile type which comprises a fuselage 1 provided with stabilizers 2 (for example four in number) and orientable control surfaces 3 (also four in number), mounted projecting laterally to the rear of the fuselage 1, therefore behind the stabilizers 2, and regularly distributed circumferentially.
  • stabilizers 2 for example four in number
  • orientable control surfaces 3 also four in number
  • each orientable control surface 3 comprises a surface element 4 movable relative to the fuselage 1 and a surface element 5 fixed relative to the latter.
  • the movable element 4 constitutes the inner part, adjacent to the fuselage 1, with respect to which the element 4 is orientable by pivoting around a geometric axis of rotation A which passes through the element 4 in its middle part and is perpendicular to the longitudinal axis XX of the machine.
  • the pivoting of the mobile element 4 is controlled by an actuator 6 such as a jack, housed in the fuselage.
  • the movable element 4 In lateral elevation (fig 2), the movable element 4 has the shape of a rectangular trapezoid adjacent by its large base to the fuselage 1, and whose leading edge 7 is inclined in an arrow backwards, while the trailing edge 8 is substantially perpendicular to the axis XX.
  • the movable element 4 has a substantially flattened diamond section between its leading edge 7 and its trailing edge 8 (fig 3).
  • the fixed element 5 consists of an external part
  • the outer part 9 has a rectangular trapezoid shape adjacent inwards (towards the fuselage 1) on the side of its large base, to the small base of the movable inner part 4, and also has in section a flattened diamond shape between its leading edge 11, arrowed backwards in the extension of the leading edge 7 of the movable inner part 4, and its trailing edge 12 parallel to the trailing edge 8 of the movable inner part 4.
  • the part rear 10 has in lateral elevation a rectangular shape and, in section, a diamond shape (fig 3) between its leading edge 13, immediately behind and parallel to the trailing edge 8 of the movable inner part 4, and its trailing edge 12 coincides with that of the outer part 9.
  • the fixed rear part 10 constitutes a mast which supports the fixed external part 9 by connecting it to the fuselage 1.
  • the pivoting mounting of the movable interior element 4, upstream of the flow with respect to the exterior and fixed downstream element 5, can be, for example, produced as shown in FIG. 2, fixed to an axis 14 which passes through it and is mounted in rotation by its laterally inner end 14b in a bearing (not shown) fixed in the fuselage 1, coaxial with the geometric axis of rotation A, in order to obtain excellent control efficiency.
  • the axis 14 is also maneuvered in rotation in any known manner (not shown) by the actuator 6, for example an actuating cylinder positioned longitudinally in the fuselage 1 so as to minimize the embedding moments and hinge of the orientable element 4.
  • the variant of the orientable control surface 23 of FIGS. 4 and 5 differs mainly from the example of FIGS. 1 to 3 in that the fixed surface element 25 consists only of the external part 29, in the shape of a rectangular trapezoid. and of flattened diamond section like the inner part constituting the movable surface element 24, and so that the leading edge 31 and the trailing edge 32 of the fixed outer part 29 are in the extension respectively of the edge of attack 27 (backward arrow) and trailing edge 28 (perpendicular to axis XX) of the movable inner part 24, the fixed outer part 29 being adjacent along its large base to the small base of the movable inner part 24.
  • the fixing of the fixed external part 29 to the fuselage 1 is ensured by a fixed axis 30, projecting laterally with respect to the fuselage 1, forming a support passing through the mobile internal part 24 in its median zone, anchored by its laterally external ends 30a and inner 30b respectively in the fixed outer part 29 and in the fuselage 1.
  • the movable inner part 24 is integral with a tube 34, crossed by the central support axis 30, and at least the two ends of the tube 34 constitute the outer bearing 34a and the inner bearing 34b.
  • the inner bearing 34b extends inside the fuselage 1 to be driven in rotation by an actuator (not shown) as in the previous example.
  • the variant of the orientable control surface 23 ′ of FIGS. 6 and 7 has its movable interior element 24 ′ which is a joint with an axis of rotation 34 ′ which is pivoted by its laterally inner end 34 ′ b, in a bearing (not shown ) fixed in the fuselage 1 and by its laterally external end 34 ′ a in a bearing 35 in the fixed external element 25 ′.
  • the fixed external element 25 ′ is in the form of a rectangular trapezoid and of flattened diamond section like the movable internal element 24 ′, and its leading edges 31 ′ and trailing edges 32 ′ respectively extend the leading edge 27 ′ (arrowed backwards) and the trailing edge 28 '(perpendicular to the axis XX) of the movable inner element 24'.
  • the fixed external element 25 ′ is fixed to the fuselage 1 by two parallel fixed axes 30 ′ a and 30 ′ b, which project laterally with respect to the fuselage 1 and perpendicular to the axis XX, one 30 ′ a to the front and the other 30 'b behind the axis of rotation 34'.
  • Each of the axes 30 'a and 30' b is anchored by its laterally outer ends and interior respectively in the fixed external element 25 ′ and in the fuselage 1, and each of the axes 30 ′ a and 30 ′ b passes through one of the two lumens (for example in a bean or in a semicircle) 36a and 36b formed in the movable inner element 24 ', symmetrically in front of and behind the axis 34'.
  • the two slots 36a and 36b are concentric with the axis of rotation 34 'and crossed by the fixed axes 30' a and 30 'b with play in the circumferential direction.
  • the masts 30 "a and 30" b delimit with the movable inner element 24 "four slots 37, the widths of which vary when the movable inner member 24" pivots.
  • the latter is driven, as in the previous examples, by an actuator housed in the fuselage 1 and driving in rotation the inner end of the axis 34 ".
  • the drag of the machine is greater than that of the previous examples, because of these four slots 37 and the greater thickness of the swiveling control surface, while nevertheless remaining less than that which would be obtained with an extension solution of the prior art.

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Abstract

La surface de contrôle orientable (3) comprend deux éléments de surface (4, 5) mobiles l'un par rapport à l'autre dont l'un (5) est fixe par apport au fuselage (1) de l'engin. L'un (4) des éléments a une partie en position intérieure adjacente au fuselage (1), par rapport à une autre partie en position extérieure adjacente à l'autre élément (5). L'élément orientable peut être fixé à un axe de rotation (14). la partie extérieure (9) de l'élément fixe (5) peur comprendre une partie arrière (10) lui servant de mât support sur la fuselage (1). Application aux surfaces de contrôle orientables de missiles.

Description

"SURFACE DE CONTRÔLE ORIENTABLE POUR ENGIN AERIEN"
L'invention concerne d'une manière générale les surfaces de contrôle orientables de tous les engins aériens pilotés, tels que missiles, avions, drones, lanceurs spatiaux, et se rapporte plus particulièrement, bien que non exclusivement, aux canards, dérives et gouvernes de contrôle de missiles. II est bien connu de piloter la trajectoire d'engins aériens par la manoeuvre, au moyen d ' actionneurs logés dans leur fuselage, de surfaces de contrôle orientables.
Lors de la définition aérodynamique d'un engin tel qu'un missile, on cherche généralement à obtenir qu'il soit stable, longitudinalement et latéralement.
Pour obtenir cette stabilité, il est connu d'équiper les missiles de surfaces de contrôle orientables (gouvernes ou dérives) ayant de grandes dimensions, ce qui engendre des moments d'encastrement et de charnière importants sur les actionneurs (ou vérins de manoeuvre), lesquels sont donc lourds et encombrants .
On constate généralement, à l'occasion de la définition aérodynamique d'un missile, que les problèmes relatifs à la stabilité du missile et ceux relatifs aux moments appliqués sur les actionneurs sont liés.
En effet, dans le cas d'engins pilotés par des surfaces de contrôle orientables, il faut que leur surface puisse à la fois rendre ces engins stables, et permettre leur pilotage par des actionneurs de dimensions et de poids raisonnables.
Il est bien connu qu'une surface portante de fort allongement (c'est-à-dire présentant un rapport élevé du carré de sa hauteur, mesurée perpendiculairement au fuselage, à sa surface) est nécessaire pour assurer la stabilité d'un engin aux faibles nombres de Mach, tandis que pour les vols à Mach plus élevé, il est préférable d'avoir une surface portante de faible allongement ; mais comme les phases de vol délicates se situent généralement aux faibles nombres de Mach, les engins tels que les missiles sont souvent équipés de surfaces portantes de fort allongement. Par conséquent, comme le point d'application des efforts sur ces surfaces portantes est généralement situé à leur mi- hauteur, les surfaces portantes de fort allongement engendrent des moments d'encastrement importants sur leurs actionneurs . Pour pallier ces inconvénients, l'état de la technique propose deux solutions.
La première solution de l'état de la technique consiste à employer des surfaces de contrôle orientables comprenant deux éléments mobiles l'un par rapport à l'autre, dont l'un est intérieur, adjacent au fuselage et fixe, tandis que l'autre, à l'extérieur de l'élément fixe, est un élément mobile (appelé prolongateur), monté pivotant autour d'un axe de rotation qui traverse l'élément intérieur fixe, pour le relier à son actionneur logé dans le fuselage. Dans cette réalisation connue, par exemple par
FR-A-2 430 884, seul l'élément extérieur de la surface est orientable ; les moments d'encastrement sur les actionneurs sont diminués.
Toutefois, si cette solution permet d'obtenir des surfaces de contrôle orientables compatibles avec la stabilité requise compte tenu des moments maximaux admissibles par les actionneurs, elle conduit :
- à augmenter sensiblement l'épaisseur des surfaces portantes, et donc la traînée d'onde de l'engin ; - à augmenter sensiblement la traînée de 1 ' engin ;
- à établir des liaisons rigides au niveau des guidages de l'axe de rotation du prolongateur, afin d'éviter que cet axe flambe et induise des couples qui soient préjudiciables à 1 'actionneur . II en est de même pour l'élément intérieur fixe qui doit être suffisamment rigide, ce qui entraîne l'ajout de masses qui peuvent être importantes et, éventuellement, situées très à l'arrière du centre de gravité du missile.
La seconde solution de l'état de la technique consiste à fractionner les surfaces portantes de l'engin : - en surfaces servant au pilotage qui seront constituées de surfaces de contrôle monoblocs et orientables en totalité, et
- en surfaces assurant exclusivement la stabilité de l'engin (appelées stabilisateurs), comme décrit dans FR-A-2 669 995.
Dans ce cas, les dimensions des surfaces de contrôle orientables sont réduites, entraînant des moments d'encastrement réduits sur leurs actionneurs ; il faut cependant trouver des emplacements pour implanter les stabilisateurs. Cette seconde solution présente les inconvénients suivants :
- au plan aérodynamique : la traînée est augmentée en raison de 1 ' augmentation du nombre des surfaces portantes (stabilisateurs et surfaces de contrôle orientables). Du fait de 1 ' interaction des surfaces portantes avec le fuselage et du fractionnement de celles-ci, leurs dimensions seront plus importantes pour une même portance ; de plus, la mise en place de stabilisateurs peut entraîner une perte d'efficacité sur les surfaces de contrôle orientables et les stabilisateurs peuvent ne pas être toujours efficaces dans la gamme d'incidences choisies,
- au plan mécanique : il faut prévoir des attaches sur le fuselage pour les stabilisateurs, ce qui peut être délicat et conduit à une augmentation de masse en arrière du centre de gravité de l'engin qui est préjudiciable à l'obtention de la stabilité requise.
L'objectif de l'invention est de remédier aux inconvénients liés aux deux solutions connues présentées ci- dessus, en proposant une nouvelle architecture de surface de contrôle orientable, simple, qui minimise les moments d'encastrement sur les actionneurs afin que ces derniers soient les plus légers et/ou moins volumineux possibles, et qui, comparativement aux solutions antérieures, limite la traînée de l'engin ainsi que le surplus de masse.
A cet effet, l'invention proposée est donc une surface de contrôle orientable comprenant deux éléments de surface mobiles l'un par rapport à l'autre, et qui se caractérise en ce que l'un des éléments de surface est orientable par rapport à l'engin, et comprend, latéralement par rapport au fuselage de l'engin, une extrémité en position intérieure, adjacente audit fuselage, et une autre extrémité en position extérieure, adjacente à l'autre élément de surface, qui est situé à l'extérieur par rapport au fuselage et reste fixe par rapport à ce dernier.
Comme 1 ' élément orientable se trouve proche du fuselage et donc des actionneurs, le bras de levier est faible et le moment d'encastrement réduit.
Par ailleurs, l'efficacité aérodynamique de l'élément orientable est meilleure du fait de cette proximité du fuselage ; la traînée est plus faible et la masse moins importante que dans les solutions précitées avec prolongateur ou stabilisateur.
Les problèmes de structure sont également moins délicats que ceux rencontrés avec les prolongateurs.
Comme dans les réalisations connues, l'élément de surface orientable peut être monté pivotant autour d'un axe géométrique de rotation, transversal par rapport au fuselage, et de préférence sensiblement perpendiculaire à l'axe longitudinal du fuselage de l'engin, et mû par un actionneur. Selon un des modes de réalisation propres à l'invention, l'élément de surface orientable peut être également monté en amont de l'élément de surface fixe, par rapport au sens de l'écoulement d'air sur l'engin en déplacement, afin d'obtenir une meilleure efficacité de contrôle. Dans ce cas, il est avantageux que l'élément de surface fixe comprenne également au moins une partie située en aval de 1 ' élément de surface orientable, par rapport au sens de l'écoulement d'air, et qui constitue ainsi un mât support pour la partie extérieure de l'élément de surface fixe.
En variante, il est également possible que l'élément de surface orientable soit monté à l'aplomb de l'élément de surface fixe, par rapport au sens de l'écoulement d'air. Dans ce cas, selon une réalisation avantageusement simple, l'élément de surface fixe est uniquement constitué par ladite partie extérieure. Dans ce cas, selon trois modes différents de réalisation :
- l'élément de surface fixe peut être fixé à la partie extérieure d'un axe support, en saillie latéralement par rapport au fuselage, et autour duquel pivote un tube formant axe de rotation de l'élément de surface orientable; l'élément de surface fixe peut être fixé au fuselage par deux axes fixes parallèles, en saillie latéralement par rapport au fuselage et chacun traversant, avec du jeu en direction circonférentielle, l'une respectivement de deux lumières concentriques à l'axe de rotation de l'élément de surface orientable ;
- l'élément de surface orientable est solidaire d'un axe, monté rotatif entre deux mâts externes profilés qui supportent l'élément de surface fixe et le fixent au fusela- ge.
Les calculs effectués par le Demandeur montrent qu'une surface de contrôle orientable selon l'invention, montée sur un missile, diminue notablement le moment d'encastrement et permet l'installation d'un actionneur plus compact, avec une meilleure valeur des traînées (traînée d'onde, traînée induite, traînée de frottement) du missile que les solutions antérieures ( à prolongateur ou par fractionnement des surfaces portantes) pour un même équilibrage par rapport à son centre de gravité. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention découleront de la description donnée ci-dessous, à titre non limitatif, d'exemples de réalisation décrits en référence aux dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 montre schématiquement un missile équipé de surfaces de contrôle orientables conformes à 1 ' invention ;
- la figure 2 représente schématiquement, en partie en élévation latérale et en partie en coupe et à plus grande échelle, la surface de contrôle orientable du missile de la figure 1; - la figure 3 est une coupe schématique selon III-
III de la figure 2;
- la figure 4 est une vue analogue à la figure 2 d'une première variante de la surface de contrôle orientable; - la figure 5 est une coupe selon V-V de la figure
4;
- la figure 6 est une vue analogue à la figure 2 d'une seconde variante de la surface de contrôle orientable;
- la figure 7 est une coupe selon VII-VII de la figure 6;
- la figure 8 est une vue analogue à la figure 2 d'une troisième variante de la surface de contrôle orientable; et
- la figure 9 est une coupe selon IX-IX de la figure 8.
La figure 1 représente un engin aérien du type missile piloté qui comporte un fuselage 1 muni de stabilisateurs 2 (par exemple au nombre de quatre) et de surfaces de contrôle orientables 3 (également au nombre de quatre), montées en saillie latéralement à l'arrière du fuselage 1, donc à l'arrière des stabilisateurs 2, et régulièrement réparties circonférentiellement .
Comme montré sur la figure 2, chaque surface de contrôle orientable 3 comprend un élément de surface 4 mobile par rapport au fuselage 1 et un élément de surface 5 fixe par rapport à ce dernier. Latéralement, par rapport au fuselage 1, l'élément mobile 4 constitue la partie intérieure, adjacente au fuselage 1, par rapport auquel l'élément 4 est orientable par pivotement autour d ' un axe géométrique de rotation A qui traverse 1 ' élément 4 dans sa partie médiane et est perpendiculaire à l'axe longitudinal X-X de l'engin.
Le pivotement de l'élément mobile 4 est commandé par un actionneur 6 tel qu'un vérin, logé dans le fuselage.
En élévation latérale ( fig 2), l'élément mobile 4 a la forme d'un trapèze rectangle adjacent par sa grande base au fuselage 1, et dont le bord d'attaque 7 est incliné en flèche vers l'arrière, tandis que le bord de fuite 8 est sensiblement perpendiculaire à l'axe X-X.
En coupe selon III-III, l'élément mobile 4 présente une section sensiblement en losange aplati entre son bord d'attaque 7 et son bord de fuite 8 ( fig 3).
Cette section peut être non 1imitâtivement : losangée, bi-losangée, convexe, profilée, ou prendre toute forme aérodynamiquement usitée. L'élément fixe 5 se compose d'une partie extérieure
9 et d'une partie arrière 10, qui sont directement adjacentes à l'élément mobile 4, respectivement latéralement à l'extérieur, par rapport au fuselage 1, et à l'aval de cet élément mobile 4, par rapport au sens de l'écoulement d'air sur l'engin en déplacement.
La partie extérieure 9 présente une forme en trapèze rectangle adjacent vers l'intérieur (vers le fuselage 1) du côté de sa grande base, à la petite base de la partie intérieure mobile 4, et présente également en section une forme en losange aplati entre son bord d'attaque 11, en flèche vers l'arrière dans le prolongement du bord d'attaque 7 de la partie intérieure mobile 4, et son bord de fuite 12 parallèle au bord de fuite 8 de la partie intérieure mobile 4. La partie arrière 10 présente en élévation latérale une forme rectangulaire et, en section, une forme en losange ( fig 3) entre son bord d'attaque 13, immédiatement derrière et parallèle au bord de fuite 8 de la partie intérieure mobile 4, et son bord de fuite 12 confondu avec celui de la partie extérieure 9.
La partie arrière fixe 10 constitue un mât qui supporte la partie extérieure fixe 9 en la reliant au fuselage 1.
Le montage pivotant de l'élément intérieur mobile 4, en amont de 1 ' écoulement par rapport à 1 ' élément extérieur et aval fixe 5, peut être, à titre d'exemple, réalisé comme représenté sur la figure 2, fixé à un axe 14 qui le traverse et est monté en rotation par son extrémité latéralement intérieure 14b dans un palier (non représenté) fixé dans le fuselage 1, coaxial à l'axe géométrique de rotation A, afin d'obtenir une excellente efficacité de contrôle. Par son extrémité intérieure 14b, l'axe 14 est également manoeuvré en rotation de toute manière connue ( non représentée) par l' actionneur 6, par exemple un vérin de manoeuvre positionné longitudinalement dans le fuselage 1 de façon à minimiser les moments d ' encastrement et de charnière de l'élément 4 orientable.
Toutefois, si les efforts se trouvaient être trop importants, il serait envisageable de monter un palier (non représenté) dans la partie extérieure fixe 9 afin d'y loger l'extrémité de l'axe mobile 14. Ce lien entre les deux surfaces permettrait une meilleure répartition des charges sans être toutefois surdimensionnant pour la surface fixe.
La variante de la surface de contrôle orientable 23 des figures 4 et 5 diffère principalement de l'exemple des figures 1 à 3 par le fait que l'élément de surface fixe 25 est constitué uniquement par la partie extérieure 29, en forme de trapèze rectangle et de section en losange aplati comme la partie intérieure constituant l'élément de surface mobile 24, et de sorte que le bord d'attaque 31 et le bord de fuite 32 de la partie extérieure fixe 29 soient dans le prolongement respectivement du bord d'attaque 27 (en flèche vers l'arrière) et du bord de fuite 28 (perpendiculaire à l'axe X-X) de la partie intérieure mobile 24, la partie extérieure fixe 29 étant adjacente le long de sa grande base à la petite base de la partie intérieure mobile 24.
La fixation de la partie extérieure fixe 29 au fuselage 1 est assurée par un axe fixe 30, en saillie latéralement par rapport au fuselage 1, formant un support traversant la partie intérieure mobile 24 dans sa zone médiane, ancré par ses extrémités latéralement extérieure 30a et intérieure 30b respectivement dans la partie exté- rieure fixe 29 et dans le fuselage 1. La partie intérieure mobile 24 est solidaire d'un tube 34, traversé par l'axe support central 30, et au moins les deux extrémités du tube 34 constituent le palier extérieur 34a et le palier intérieur 34b. Le palier intérieur 34b se prolonge à l'intérieur du fuselage 1 pour être entraîné en rotation par un actionneur (non représenté) comme dans l'exemple précédent.
La variante de la surface de contrôle orientable 23 ' des figures 6 et 7 a son élément intérieur mobile 24'soli- daire d'un axe de rotation 34' monté tourillonnant par son extrémité latéralement intérieure 34 'b, dans un palier (non représenté) fixé dans le fuselage 1 et par son extrémité latéralement extérieure 34 'a dans un palier 35 dans l'élément extérieur fixe 25'. L'élément extérieur fixe 25' est en forme de trapèze rectangle et de section en losange aplati comme l'élément interne mobile 24', et ses bords d'attaque 31 ' et de fuite 32 ' prolongent respectivement le bord d'attaque 27' (en flèche vers l'arrière) et le bord de fuite 28' (perpendiculaire à l'axe X-X) de l'élément intérieur mobile 24' .
L'élément extérieur fixe 25' est fixé au fuselage 1 par deux axes fixes parallèles 30 'a et 30 'b, qui sont en saillie latéralement par rapport au fuselage 1 et perpendiculaires à l'axe X-X, l'un 30 ' a à l'avant et l'autre 30 ' b à l'arrière de l'axe de rotation 34'. Chacun des axes 30 ' a et 30 'b est ancré par ses extrémités latéralement extérieure et intérieure respectivement dans l'élément extérieur fixe 25' et dans le fuselage 1, et chacun des axes 30 'a et 30 'b traverse une des deux lumières ( par exemple en haricot ou en arc-de-cercle) 36a et 36b ménagées dans l'élément intérieur mobile 24', symétriquement à l'avant et à l'arrière de l'axe 34'. Les deux lumières 36a et 36b sont concentriques avec l'axe de rotation 34' et traversées par les axes fixes 30 ' a et 30 'b avec du jeu en direction circonférentielle.
La variante de la gouverne orientable 23" des figures 8 et 9, dont les caractéristiques géométriques sont semblables aux gouvernes 23 et 23', diffère de celles-ci par le maintien de son élément extérieur fixe 25" sur le fuselage 1 assuré par deux mâts supports extérieurs et latéraux 30"a et 30"b, qui sont parallèles 1 ' un à l'autre et à l'axe de rotation 34" dont l'élément intérieur mobile 24" est solidaire.
Ces deux mâts 30"a et 30"b s'insèrent dans deux évidements latéraux ménagés dans les parties de l'élément intérieur mobile 24" ( fig 9). Du fait des évidements latéraux logeant les mâts extérieurs profilés 30"a et 30"b, la section transversale de l'élément intérieur mobile 24" a la forme d'un double losange, l'axe de rotation 34" tourillonnant par son extrémité intérieure dans le fuselage 1, tandis que chacun des deux mâts 30"a et 30"b est ancré par son extrémité extérieure dans l'élément extérieur fixe 25", et par son extrémité intérieure dans le fuselage 1. Dans les évidements qui les logent, les mâts 30"a et 30"b délimitent avec l'élément intérieur mobile 24" quatre fentes 37, dont les largeurs varient lorsque l'élément intérieur mobile 24" pivote. Ce dernier est entraîné, comme dans les exemples précédents, par un actionneur logé dans le fuselage 1 et entraînant en rotation l'extrémié intérieure de l'axe 34".
Dans cet exemple, la traînée de l'engin est supé- rieure à celle des exemples précédents, du fait de ces quatre fentes 37 et de l'épaisseur plus importante de la surface de contrôle orientable, tout en restant néanmoins inférieure à celle que l'on obtiendrait avec une solution à prolongateur de l'état de la technique.

Claims

REVENDICATIONS 1. Surface de contrôle orientable (3, 23, 23', 23"), telle que canard, dérive ou gouverne pour engin aérien piloté tel qu'un missile, et du type comprenant deux éléments de surface (4, 5 ; 24, 25 ; 24', 25' ; 24", 25") mobiles l'un par rapport à l'autre, caractérisée en ce que l'un des éléments de surface (4, 24, 24', 24") est orientable par rapport à l'engin, et comprend, latéralement par rapport au fuselage (1) de l'engin, une extrémité en position intérieure, adjacente audit fuselage (1), et une autre extrémité en position extérieure, adjacente à l'autre élément de surface (5, 25, 25', 25"), qui est situé à l'extérieur par rapport au fuselage (1) et reste fixe par rapport à ce dernier.
2. Surface de contrôle orientable selon la revendication 1, caractérisée en ce que ledit élément de surface orientable (4) est monté en amont dudit élément de surface fixe (5), par rapport au sens de l'écoulement d'air.
3. Surface de contrôle orientable selon la revendi- cation 1, caractérisée en ce que ledit élément de surface orientable (24, 24', 24") est monté à l'aplomb dudit élément de surface fixe (25, 25', 25") par rapport au sens de l'écoulement d'air.
4. Surface de contrôle orientable selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que ledit élément de surface orientable (4, 24, 24', 24") est monté pivotant autour d'un axe géométrique de rotation (A), transversal par rapport au fuselage ( 1 ) , et mû par un actionneur ( 6 ) .
5. Surface de contrôle orientable selon la revendi- cation 4, caractérisée en ce que l'axe géométrique de rotation (A) est sensiblement perpendiculaire à l'axe longitudinal (X-X) du fuselage (1).
6. Surface de contrôle orientable selon l'une quelconque des revendications 1, 2, 4 et 5, caractérisée en ce que l'élément de surface fixe (5) comprend également au moins une partie ( 10 ) , située en aval de 1 ' élément de surface orientable ( 4 ) , par rapport au sens de 1 ' écoulement d'air, et qui constitue un mât support de la partie extérieure ( 9 ) dudit élément de surface fixe ( 5 ) .
7. Surface de contrôle orientable selon l'une quelconque des revendications 1 et 3 à 5, caractérisée en ce que l'élément de surface fixe (25, 25', 25") est uniquement constitué par ladite partie extérieure.
8. Surface de contrôle orientable selon la revendication 7, caractérisée en ce que l'élément de surface fixe (25) est fixé à la partie extérieure (30a) d'un axe support (30), en saillie latéralement par rapport au fuselage ( 1 ) et autour duquel pivote un tube (34) formant axe de rotation de l'élément de surface orientable (24).
9. Surface de contrôle orientable selon la revendi- cation 7, caractérisée en ce que l'élément de surface fixe
(25' ) est fixé au fuselage (1) par deux axes fixes ( 30 ' a et 30'b) parallèles, en saillie latéralement par rapport au fuselage (1) et traversant chacun, avec du jeu en direction circonférentielle, l'une respectivement de deux lumières (36a, 36b) concentriques à l'axe géométrique de rotation (A) de l'élément de surface orientable (24').
10. Surface de contrôle orientable selon la revendication 7, caractérisée en ce que l'élément de surface orientable (24") est solidaire d'un axe (34"), monté rotatif entre deux mâts externes profilés (30"a, 30"b) qui supportent l'élément de surface fixe (25") et le fixent au fuselage ( 1 ) .
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2313800A (en) * 1940-03-27 1943-03-16 Jr Richard H Burroughs Aircraft control
US2584826A (en) * 1946-05-31 1952-02-05 Gulf Research Development Co Aerodynamic surface for dirigible bombs
FR2430884A1 (fr) 1978-07-15 1980-02-08 Messerschmitt Boelkow Blohm Gouvernes pour avion
FR2669995A1 (fr) 1982-05-18 1992-06-05 Onera (Off Nat Aerospatiale) Gouverne a efficacite variable pour missiles, notamment supersoniques.

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