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Dokumentenidentifikation DE69412366T2 04.03.1999
EP-Veröffentlichungsnummer 0628783
Titel Betätigungssystem für einen aerodynamischen Ruder und Luftfahrzeugführungssystem
Anmelder Aérospatiale Société Nationale Industrielle, Paris, FR
Erfinder Ansaldi, Jean-Baptiste, F-91400 Orsay, FR
Vertreter P. Meissner und Kollegen, 14199 Berlin
DE-Aktenzeichen 69412366
Vertragsstaaten BE, CH, DE, ES, GB, IT, LI, NL, PT, SE
Sprache des Dokument Fr
EP-Anmeldetag 18.05.1994
EP-Aktenzeichen 944011014
EP-Offenlegungsdatum 14.12.1994
EP date of grant 12.08.1998
Veröffentlichungstag im Patentblatt 04.03.1999
IPC-Hauptklasse F42B 10/64

Beschreibung[de]

Diese Erfindung bezieht sich auf ein Betätigungssystem für ein aerodynamisches Ruder sowie auf Systeme zur Führung von Luftfahrzeugen, die durch aerodynamische Ruder drehmomentgeführt werden und mit mindestens einem derartigen Betätigungssystem versehen sind.

Bekanntlich setzt die Führung von Luftfahrzeugen, insbesondere von gelenkten Bomben oder Raketen, durch aerodynamische Ruder, wenn sie genau sein soll, voraus, daß die Betätigungssysteme dieser aerodynamischen Ruder genau bestimmte Eigenschaften aufweisen. Die Zuverlässigkeit dieser Betätigungssysteme muß vor allem dann außerordentlich hoch sein, wenn diese für militärische Zwecke bestimmt sind, bei denen jede Ungenauigkeit der Führung zu irreparablen Folgen führen kann. Dazu müssen die Betätigungssysteme insbesondere hinsichtlich Drehmoment und Reaktionszeit sehr hohe Leistungen erreichen.

Gegenstand dieser Erfindung ist ein einfaches, kostengünstiges Betätigungssystem mit sehr geringer Alterung, das den obigen Anforderungen gerecht werden kann.

Zu diesem Zweck ist das Betätigungssystem, durch das ein aerodynamisches Ruder in die eine oder andere von zwei stabilen Wirkstellungen versetzt werden kann, wobei das aerodynamische Ruder drehbar an einem festen Halter angebracht ist und das System eine am festen Halter angebrachte elektromagnetische Spule hat, durch die das aerodynamische Ruder entgegen der Wirkung elastischer Mittel gedreht werden kann, erfindungsgemäß, dadurch bemerkenswert, daß es umfaßt:

- eine zusätzliche elektromagnetische Spüle, die gegenüber der ersten elektromagnetischen Spule am festen Halter angeordnet ist;

- einen beweglichen Anker, der mit einem Ende elastisch am festen Halter angebracht ist und dessen anderes Ende zwischen den Spulen angeordnet ist und von jeder Spule angezogen werden kann, so daß die beiden stabilen Wirkstellungen bezogen auf eine neutrale Stellung einander gegenüberliegen; und

- ein bewegliches Element, das mit dem Anker verbunden ist und an dem sich das aerodynamische Ruder befindet.

Erfindungsgemäß wird die Umschaltung des aerodynamischen Ruders aus der einen in die andere stabile Wirkstellung einfach durch die Aktivierung der elektromagnetischen Spulen erreicht, die eine Bewegung des beweglichen Ankers und dadurch die Umschaltung des aerodynamischen Ruders zur Folge hat.

Es ist festzustellen, daß in Dokument GB-A-1 057 863, dessen Zusammenfassung die. Grundlage der Präambel des unabhängigen Anspruchs 1 bildet, ein Betätigungssystem beschrieben wird, mit dem ein aerodynamisches Ruder in die eine oder ändere von zwei stabilen Wirkstellungen versetzt werden kann, wobei das aerodynamische Ruder drehbar an einem festen Halter angeordnet ist und das System eine einzige elektromagnetische Spule für das Ruder hat, die am festen Halter angeordnet, ist und direkt (ohne zwischengeschalteten Anker) auf das Ruder einwirkt, um dieses gegen die Wirkung einer Feder zu drehen, so daß das Ruder (ausschließlich, ohne neutrale Stellung) die eine oder andere von zwei äußersten Stellungen einnehmen kann.

Es ist zu bemerken, daß die Bestandteile des erfindungsgemäßen Betätigungssystem zahlenmäßig gering sind und begrenzte, Kosten verursachen. Zum einen ist deshalb der Herstellungspreis des erfindungsgemäßen Betätigungssystems niedrig, und zum anderen sind die Abmessungen des Betätigungssystems außerordentlich gering, so daß es besonders vorteilhaft an kleinen Luftfahrzeugen, zum Beispiel an leichten Raketen, eingesetzt werden kann.

Es ist günstig, wenn das bewegliche Element aus einer Drehwelle besteht und der bewegliche Anker am Halter mit Hilfe eines Federblatts angeordnet ist.

Außerdem ist zu bemerken, daß das erfindungsgemäße Betätigungssystem durch die Verwendung des Federblatts und der elektromagnetischen Spulen hohe Leistungen hinsichtlich Drehmoment und Reaktionszeit aufweist.

Die neutrale Ruderstellung entspricht vorzugsweise der Mittelstellung des Ankers zwischen den elektromagnetischen Spulen. Diese Mittelstellung des Ankers wird als Ruhestellung des Federblatts definiert. Damit diese Mittelstellung des Ankers ausreichend starr ist, ist es vorteilhaft, wenn der bewegliche Anker und das Federblatt in der neutralen Ruderstellung senkrecht zueinander angeordnet sind.

Diese Erfindung betrifft auch ein System zur Führung eines Luftfahrzeugs, das von mindestens zwei aerodynamischen Rudern drehmomentgeführt wird, wobei das Führungssystem mindestens ein Betätigungssystem wie oben beschrieben umfaßt.

Die Erfindung bezieht sich insbesondere auf ein System zur Führung eines Luftfahrzeugs mit Eigendrehung mit zwei aerodynamischen Rudern, die symmetrisch zu dessen Körper angeordnet sind. Dieses Führungssystem kann besonders an Mehrzweck- und leichten Luftabwehrraketen angewendet werden, die sich durch eine hohe Geschwindigkeit und eine niedrige Masse nach dem Start auszeichnen. Eine wirksame Drehmomentführung macht dann nur kleine aerodynamische/ Ruder erforderlich.

Jedes aerodynamische Ruder kann durch ein individuelles erfindungsgemäßes Betätigungssystem betätigt werden. Die aerodynamischen Ruder werden synchron symmetrisch am Körper des Luftfahrzeugs durch die gleichzeitige Aktivierung einer Spule jedes einzelnen Betätigungssystems gesteuert.

In einer Variante werden die Ruder durch ein gemeinsames Betätigungssystem betätigt, wobei das gemeinsame Betätigungssystem ein zusätzliches bewegliches Element hat, das mit dem beweglichen Element identisch ist und mit dem Anker in einer symmetrischen Stellung zu der des beweglichen Elements verbunden ist, wobei am beweglichen Element eins der aerodynamischen Ruder angebracht ist, während sich das andere aerodynamische Ruder am zusätzlichen beweglichen Element befindet.

Dieses Führungssystem ist besonders gut für sehr kleine Luftfahrzeuge, insbesondere für Miniraketen, geeignet, an denen aufgrund ihres geringen Umfangs, nicht mehrere Betätigungssysteme angebracht werden können und deren kleinflächige aerodynamische Ruder verhältnismäßig geringen Kräften ausgesetzt sind, die so von einem einzigen Betätigungssystem betätigt werden können.

Die Führungssysteme mit einem oder zwei Betätigungssystemen, wie sie oben beschrieben wurden, und mit zwei aerodynamischen Rudern mit jeweils zwei stabilen Stellungen, die symmetrisch synchron betätigt werden, können die eine oder die andere von zwei Führungsstellungen entsprechend der gemeinsamen stabilen Stellung, in der sich die aerodynamischen Ruder befinden, einnehmen.

Erfindungsgemäß ist das Führungssystem, wenn der Modul der Führungskraft in jeder der beiden Führungsstellungen gleich ist, dadurch bemerkenswert, daß es zum Erhalt einer mittleren Führungskraft mit dem Modul F1 in einer bestimmten Richtung je Umdrehung des Luftfahrzeugs nacheinander wie folgt geschaltet wird:

- in die eine Führungsstellung während einer Dauer, die einem Winkel 2S eines Kreises entspricht, der die Dauer einer Umdrehung des Luftfahrzeugs darstellt; und

- in die andere Führungsstellung während der restlichen Umdrehung, wobei der Winkel 2S die Beziehung sinS = (π/2f) · F1 erfüllt und die Winkelhalbierende die festgelegte Richtung ist.

Die gewünschte Führungskraft läßt sich somit leicht erzielen, indem das Führungssystem während einer mehr oder minder langen Dauer in die eine oder andere Führungsstellung geschaltet wird. Um eine mittlere Führungskraft F1 mit einem maximalen Wert 2f/π zu erhalten, braucht das System während einer halben Umdrehung nur in die eine Führungsstellung und während der anderen halben Umdrehung in die andere Führungsstellung versetzt zu werden, so daß S = π/2.

Das obige Schaltverfahren hat jedoch einen Nachteil, wenn eine sehr niedrige Führungskraft erforderlich ist, da das Betätigungssystem, das die Umschaltung ermöglicht, eine Zeitschwelle hat, die seiner Reaktionszeit entspricht. Ein Winkel 2S läßt sich demzufolge nicht erreichen, wenn dieser einer Dauer, unter dieser Zeitschwelle entspricht.

Um diesen Nachteil zu beseitigen und um während einer Umdrehung des Luftfahrzeugs eine mittlere Führungskraft mit dem Modul F2 in einer bestimmten Richtung zu erzielen, wird das Führungssystem vorteilhafterweise nacheinander wie folgt geschaltet:

- in die eine, Führungsstellung während zweier nicht aufeinanderfolgender Zeiträume, die jeweils zwei Winkeln 2S1 und 2S2 eines Kreises entsprechen, der die Dauer einer Umdrehung des Luftfahrzeugs darstellt; und

- in die andere Führungsstellung während der restlichen Umdrehung, wobei die Winkel S1 und S2 einander entgegengesetzt sind und als gleiche Winkelhalbierende die festgelegte Richtung haben und die Beziehung sinS1-sinS2 = (π/2f) · F2 erfüllen.

Damit ist es möglich, durch Minimierung der Differenz zwischen den Winkeln S1 und S2 Führungskräfte mit dem gewünschten kleinen Modul zu erzielen. Dieses Führungssystem ermöglicht folglich sowohl den Erhalt sehr niedriger als auch hoher Führungskräfte und ist besonders für Mehrzweckraketen geeignet.

Die Erfindung bezieht sich auch auf ein Luftfahrzeugführungssystem mit vier aerodynamischen Rudern, die in gleichförmigem Abstand um das Luftfahrzeug herum angeordnet sind.

Nach der Erfindung ist ein derartiges Führungssystem, das besonders für eine große Luft-Bodenrakete oder eine begrenzt manövrierfähige Gleitbombe geeignet ist, dadurch bemerkenswert, daß die sich jeweils gegenüberliegenden Ruder identisch sind, und daß jedes von ihnen durch ein individuelles erfindungsgemäßes Betätigungssystem betätigt wird.

Vorteilhafterweise hat das Führungssystem eine Steuervorrichtung, durch das die Aktivierung der elektromagnetischen Spulen der verschiedenen individuellen Betätigungssysteme gesteuert werden kann und, das umfaßt:

- ein Lenksystem zur Bestimmung der Roll-, Nick- und Gierbefehle; und

- einen Rechner, an den die Befehle gelangen und der die Aktivierung der verschiedenen elektromagnetischen Spulen festlegt.

Die Figuren der beigefügten Zeichnung erleichtern das Verständnis · dafür, wie die Erfindung ausgeführt werden kann. In diesen Figuren werden gleiche Elemente mit identischen Bezugszahlen bezeichnet.

Fig. 1 ist eine perspektivische Teilansicht eines erfindungsgemäßen Betätigungssystems.

Fig. 2 zeigt schematisch das Führungssystem eines Luftfahrzeugs mit zwei aerodynamischen Rudern, die von zwei getrennten Betätigungssystemen betätigt werden.

Fig. 3 zeigt schematisch das Führungssystem eines Luftfahrzeugs mit zwei aerodynamischen Rudern, die vom gleichen Betätigungssystem betätigt werden.

Fig. 4 veranschaulicht die Erzeugung einer seitlichen Führungskraft nach einem ersten Führungsprinzip.

Fig. 5 veranschaulicht die Erzeugung einer seitlichen Führungskraft nach einem zweiten Führungsprinzip.

Fig. 6 ist das Blockschaltbild des Führungssystems eines Luftfahrzeugs mit vier aerodynamischen Rudern.

In den Fig. 1, 2, 3 und 6 ist festzustellen, daß die Ruder schematisch in Form von Platten dargestellt sind.

Das in Fig. 1 dargestellte erfindungsgemäße Betätigungssystem 1 dient zur Betätigung eines aerodynamischen Ruders G, das teilweise schematisch in dieser Figur dargestellt ist.

Erfindungsgemäß hat das Betätigungssystem 1 zwei identische elektromagnetische Spulen A und B, die einander gegenüberliegend an einem festen Halter 2 angeordnet sind, der am (nicht dargestellten) Körper eines Luftfahrzeugs angebracht werden kann. Die Spulen A und B können unabhängig voneinander durch, ein (nicht dargestelltes) Steuersystem aktiviert werden.

Das Betätigungssystem 1 hat ebenfalls einen beweglichen Anker P, der mit einem seiner Enden 4 über ein Federblatt 5, das sowohl mit dem Ende 4 als auch mit dem Halter 2 verbunden ist, elastisch am festen Halter 2 befestigt ist. Dazu ist das Federblatt 5 mit seinen einander entgegensetzten Enden in den festen Halter 2 und in das Ende 4 von Anker P eingesetzt. Das ändere (freie) Ende 6 von Anker P ist zwischen den Spulen A und B angeordnet. Sind die Spulen A und B nicht aktiviert, befindet sich der bewegliche Anker P in einer mittleren Ebene π, die in Fig. 1 teilweise gestrichelt dargestellt ist, in gleichem. Abstand von den Spulen A und B parallel zu deren jeweiligen Innenseiten 8 und 9 und senkrecht zu Federblatt 5.

Die Aktivierung der einen oder anderen Spule bewirkt durch Drehung um eine aus dem Schnittpunkt der mittleren Ebene π mit dem Federblatt 5 gebildete Achse X-X die Bewegung von Anker P, so daß das freie Ende 6 von Anker P mit der aktivierten Spule in Kontakt gelangt und so lange in dieser Stellung verbleibt wie diese Spüle aktiviert ist.

Außerdem ist ein bewegliches Element, in diesem Fall eine Drehwelle 7, seitlich mit dem Anker P in Höhe von dessen Ende 4 koaxial zur X-X-Achse verbunden.

Auf der Drehwelle 7 befindet sich das aerodynamische Ruder G, das parallel zum Anker P angeordnet ist und in Fig. 1 in seiner neutralen Stellung mit Vollstrich dargestellt ist.

Das Ruder G ist folglich mit der Bewegung des freien Endes 6 von Anker P zwischen den Spulen A und B gekoppelt.

Entsprechend der Erfindung kann das aerodynamische Ruder G somit in eine von zwei stabilen, einander entgegengesetzten Wirkstellungen 10 und 11 versetzt werden, die in Fig. 1 teilweise gestrichelt dargestellt sind, d. h. :

- in die stabile Wirkstellung 10, die mit der neutralen Stellung einen Winkel +θ bildet, wenn die Spule A aktiviert ist und das freie Ende 6 von Anker P an dieser anliegt; und

- in die stabile Wirkstellung 11, die, mit der neutralen Stellung einen Winkel -θ bildet, wenn die Spule B aktiviert ist und das freie Ende 16 von Anker P an dieser anliegt.

Die Umschaltung des aerodynamischen Ruders G von der einen in die andere stabile Wirkstellung wird also durch die Umkehr der Spulenaktivierung erreicht.

Das erfindungsgemäße Betätigungssystem 1 kann in einem System 12 zur Führung eines Luftfahrzeugs 14 mit Eigendrehung um seine Y-Y- Achse eingesetzt werden, dessen Körper 13 in Fig. 2 teilweise schematisch dargestellt ist. Das Luftfahrzeug 14 wird durch zwei identische aerodynamische Ruder G1 und G2, die symmetrisch zur Y- Y-Achse angeordnet sind, drehmomentgeführt. Jedes aerodynamische Ruder G1 und G2 wird durch ein getrenntes Betätigungssystem 1 synchron betätigt, so daß sich die Ruder stets in der gleichen Führungsebene befinden. Dazu werden die Spulen A jedes der beiden Betätigungssysteme 1 gleichzeitig aktiviert. Das gleiche geschieht bei den Spulen B.

Das Führungssystem 12 kann damit zwei unterschiedliche Führungsstellungen einnehmen:

- eine erste Führungsstellung, wenn die Anker P an den Spulen A anliegen und sich die aerodynamischen Ruder G1 und G2 in der Stellung 15 bzw. 16 befinden, die in Fig. 2 teilweise gestrichelt dargestellt sind und mit der dargestellten mittleren Stellung einen Winkel +θ bilden; und

- eine zweite Führungsstellung, wenn die Anker P an den Spulen B anliegen und sich die aerodynamischen Ruder G1 und G2 in der Stellung 17 bzw. 18 befinden, die teilweise gestrichelt dargestellt sind und mit der dargestellten mittleren Stellung einen Winkel -θ bilden.

Je nachdem, ob sich das Führungssystem 12 in der einen oder anderen Führungsstellung befindet, erzeugt es zwei Führungskräfte mit gleichem Modul, die in die gleiche Richtung Z-Z (senkrecht zur X- X- und Y-Y-Richtung) gerichtet sind, jedoch einen entgegengesetzten Verlauf haben.

In einer anderen Ausführungsart, die in Fig. 3 dargestellt ist, hat das Führungssystem 20 ein einziges Betätigungssystem 1 für die Betätigung der beiden aerodynamischen Ruder G1 und G2.

Dazu hat das Betätigungssystem 1 zwei einander entgegengesetzte Wellen 7, die seitlich am Anker P beiderseits des Federblatts 5 in der Richtung X-X angeordnet sind und an denen sich die aerodynamischen Ruder G1 und G2 befinden. Ebenso wie das Führungssystem 12 von Fig. 2 kann das Führungssystem 20 zwei unterschiedliche Führungsstellungen einnehmen:

- eine erste Führungsstellung, wenn der Anker P an der Spule A anliegt und sich die aerodynamischen Ruder G1 und G2 in der Stellung 15 bzw. 16 befinden; und

- eine zweite Führungsstellung, wenn der Anker P an der Spule B anliegt und sich die aerodynamischen Ruder G1 und G2 dann in der Stellung 17 bzw. 18 befinden.

Die Führung des Luftfahrzeugs 14 mit Eigendrehung erfolgt für die beiden oben beschriebenen Führungssysteme 12 und 20 auf die gleiche Weise. Dazu wird das Führungssystem 12 oder 20 während einer Umdrehung nacheinander in seine beiden Führungsstellungen geschaltet, so daß zu jedem Zeitpunkt eine Führungskraft mit dem Modul und der Richtung Z-Z erzeugt wird, deren Verlauf zu einem gegebenen Zeitpunkt von der zu diesem Zeitpunkt eingenommenen Führungsstellung abhängt.

Nach einem ersten Führungsprinzip, das schematisch in Fig. 4 dargestellt ist, wird das Führungssystem 12 oder 20 während einer Dauer, die einem Winkel 25 eines Kreises C entspricht, der die Dauer einer Umdrehung des Luftfahrzeugs darstellt, in einer ersten Führungsstellung gehalten und dann während der restlichen Dauer der Umdrehung in die andere Führungsstellung geschaltet.

Die erste Führungsstellung erzeugt nach einander am Kreis C längs des durch den Winkel 25 beschriebenen Kreisbogens radiale Kräfte mit dem gleichen Modul (durch die Punkte 21 dargestellt), während die zweite Führungsstellung Führungskräfte mit dem gleichen Modul , allerdings mit entgegengesetztem Verlauf (durch die Punkte 22 dargestellt) erzeugt.

Da sich das Luftfahrzeug um sich selbst, dreht, additionieren sich diese während der Umdrehung erzeugten entgegengesetzt verlaufenden Kräfte jedoch, so daß während einer Umdrehung eine mittlere Führungskraft F1 mit dem Modul F1 = (2/π) · f · sinS erzielt wird, die nach der Winkelhalbierenden Ox von Winkel 25 gerichtet ist.

Es ist jedoch zu bemerken, daß diese Führungskraft F1 stets größer als eine Mindestkraft bleibt, da das Betätigungssystem eine Zeitschwelle aufweist, die seiner Reaktionszeit entspricht, die insbesondere von der Starrheit des Federblatts 5, dem Widerstand und der Induktivität der Spulen A und B und von der Trägheit des Betätigungssystems abhängt. Folglich ist der Winkel S stets größer als ein Winkel Smin, wie Smin = φτ/2, in dem φ die Drehgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs und τ die Zeitschwelle des Betätigungssystems darstellt, und damit die Führungskraft F1 stets größer als eine Mindestkraft Fmin = (2/π) · f · sin(Smin) .

Nach einem zweiten Führungsprinzip, das schematisch in Fig. 5 veranschaulicht ist, wird das Führungssystem 12 oder 20 während zweier Zeiträume, die zwei Winkeln 2S1 bzw. 2S2 des Kreises C entsprechen und so bestimmt sind, daß diese Winkel 2S1 und 2S2 entgegengesetzt gerichtet sind und die gleiche Winkelhalbierende L-L haben, in eine erste Führungsstellung geschaltet. Während der restlichen Umdrehung, die zwei identischen Winkeln α und β entspricht, wird das Führungssystem in die andere. Führungsstellung geschaltet.

Die an den Winkeln 2S1 und 2S2 in der gleichen Führungsstellung, jedoch in zwei entgegengesetzten Stellungen des Luftfahrzeugs an seiner Y-Y-Achse erzeugten Führungskräfte haben entgegengesetzte Wirkungen. Dies trifft, auch auf die Wirkungen an den Winkeln α und β zu. Da die Winkel α und β jedoch identisch sind, heben sich die Wirkungen an ihrer gemeinsamen Winkelhalbierenden (nicht dargestellt) jedoch auf. Das ist bei den Winkeln 2S1 und 2S2 nicht der Fall (wenn sie, wie dargestellt, unterschiedlich sind). Damit ergibt sich während einer Umdrehung des Luftfahrzeugs eine lediglich von den Winkeln S1 und S2 abhängige mittlere Führungskraft F2 mit dem Modul F2 = (2/π) · f · sinS1-sinS2 in Richtung der gemeinsamen Winkelhalbierenden L-L der Winkel 2S1 und 2S2.

Dieses zweite Führungsprinzip ist besonders für Führungskräfte F2 mit begrenztem Modul geeignet, da die Differenz sinS1-sinS2 durch die Verwendung von einander angenäherten Winkeln S1 und S2 so klein wie gewünscht gehalten weiden kann.

Das erfindungsgemäße Betätigungssystem kann ebenfalls in einem Führungssystem 25, wie es schematisch in Fig. 6 dargestellt ist, zur Steuerung von verhältnismäßig schweren Luftfahrzeugen, beispielsweise einer großen Luft-Bodenrakete oder einer begrenzt manövrierfähigen Gleitbombe, mit Hilfe von vier aerodynamischen Rudern G3, G4, G5 und G6 eingesetzt werden.

Die aerodynamischen Ruder G3, G4, G5 und G6, die jeweils durch ein individuelles Betätigungssystem 1 betätigt werden, sind um das Luftfahrzeug herum in einem Abstand von 90º angeordnet (nicht dargestellt), so daß einerseits die identischen aerodynamischen Ruder G3 und G5 und andererseits die identischen aerodynamischen Ruder G4 und G6 symmetrisch zur Achse des Luftfahrzeugs angebracht sind.

Die Führung des Luftfahrzeugs erfolgt durch Änderung der Aktivierung der elektromagnetischen Spulen A und B der einzelnen Betätigungssysteme 1 und damit der Stellung der entsprechenden aerodynamischen Ruder.

Zu diesem Zweck ist das Führungssystem 25 mit einer Bordsteuervorrichtung 26 versehen, die umfaßt:

- ein Lenksystem 27 zur Bestimmung der Roll-, Nick- und Gierbefehle; und

- einen Rechner 28, an den die Befehle über eine Verbindung 29 gelangen, der die Aktivierung der elektromagnetischen Spulen A und B der Betätigungssysteme 1 jedes der aerodynamischen Ruder G3, G4, G5 und G6 bestimmt und die Spulen A und B über Verbindungen 30 bis 33 steuert.


Anspruch[de]

1. Betätigungssystem (1), durch das ein aerodynamisches Ruder (G) in die eine oder andere von zwei stabilen Wirkstellungen versetzt werden kann, wobei das aerodynamische Ruder (G) drehbar an einem festen Halter (2) angebracht ist und das System eine elektromagnetische Spule (A oder B) hat, die am festen Halter (2) angeordnet ist und das aerodynamische Ruder entgegen der Wirkung elastischer Mittel verdrehen kann, dadurch gekennzeichnet, daß es umfaßt:

- eine zusätzliche elektromagnetische Spule (B oder A), die am festen Halter (2) gegenüber der ersten elektromagnetischen Spule (A oder B) angeordnet ist;

- einen beweglichen Anker(P), der mit einem Ende (4) elastisch am festen Halter (2) angebracht ist und dessen anderes Ende (6) zwischen den Spulen (A, B) angeordnet ist und von jeder Spule angezogen werden kann, so daß die beiden stabilen Wirkstellungen bezogen auf eine neutrale Stellung einander gegenüberliegen; und

- ein bewegliches Element (7), das mit dem Anker (P) verbunden ist und an dem sich das aerodynamische Ruder (G) befindet.

2. Betätigungssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das bewegliche Element aus einer Drehwelle (7) besteht.

3. Betätigungssystem nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der bewegliche Anker (P) elastisch mittels eines Federblatts (5) am Halter angebracht ist.

4. Betätigungssystem nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der bewegliche Anker (P) und das Federblatt (5) in der neutralen Ruderstellung senkrecht zueinander angeordnet sind.

5. System zur Führung eines drehmomentgeführten Luftfahrzeugs mit mindestens zwei aerodynamischen Rudern (G1, G2, G3, G4, G5, G6), dadurch gekennzeichnet, daß es mindestens ein Betätigungssystem (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 4 hat.

6. System zur Führung eines Luftfahrzeugs mit Eigendrehung mit zwei identischen aerodynamischen Ruder (G1, G2), die symmetrisch an dessen Körper angeordnet sind, gemäß Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß jedes aerodynamische Ruder (G1, G2) durch ein individuelles Betätigungssystem (1) betätigt wird, und dadurch, daß die aerodynamischen Ruder (G1, G2) synchron symmetrisch zum Körper des Luftfahrzeugs durch die gleichzeitige Aktivierung einer Spule jedes der getrennten Betätigungssysteme gesteuert werden.

7. System zur Führung eines Luftfahrzeugs mit Eigendrehung mit zwei identischen aerodynamischen Rudern (G1, G2), die symmetrisch zu dessen Körper angeordnet sind, gemäß Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet; daß die Ruder (G1, G2) durch ein gemeinsames Betätigungssystem (1) betätigt werden, wobei das gemeinsame Betätigungssystem (1) ein zusätzliches bewegliches. Element (7) hat, das mit dem beweglichen Element (7) identisch ist, und mit dem Anker in einer zu der des beweglichen Elements symmetrischen Stellung verbunden ist, wobei sich am beweglichen Element ein aerodynamisches Ruder und am zusätzlichen beweglichen Element das andere aerodynamische Ruder befindet.

8. System nach einem der Ansprüche 6 oder 7 zur Führung eines Luftfahrzeugs mit zwei aerodynamischen Rudern mit jeweils zwei stabilen Wirkstellungen, die symmetrisch synchron betätigt werden und das Führungssystem entsprechend der gemeinsamen stabilen Stellung, in der sie sich befinden, in eine von zwei Führungsstellungen versetzen, wobei der Modul der Führungskraft in jeder Führungsstellung gleich ist, dadurch gekennzeichnet, daß dieses, um während einer Umdrehung des Luftfahrzeugs eine mittlere Führungskraft mit dem Modul F1 nach einer bestimmten Richtung (Ox) zu erhalten, nacheinander wie folgt geschaltet wird:

- in die eine Führungsstellung während einer Zeit, die einem Winkel 25 eines Kreises (C) entspricht, der die Dauer einer Umdrehung des Luftfahrzeugs darstellt; und

- in die andere Führungsstellung während der restlichen Umdrehung, wobei der Winkel 25 die Beziehung sinS = (π/2f) · F1 erfüllt und als Winkelhalbierende die bestimmte Richtung (Ox) hat.

9. System nach einem der Ansprüche 6 oder 7 zur Führung eines Luftfahrzeugs mit zwei aerodynamischen Rudern mit jeweils zwei stabilen Wirkstellungen, die symmetrisch synchron betätigt werden und das System entsprechend der stabilen Stellung, in der sie sich befinden, in eine von zwei Führungsstellungen versetzen, wobei der Modul der Führungskraft in jeder Führungsstellung gleich ist, dadurch gekennzeichnet, daß dieses, um während einer Umdrehung des Luftfahrzeugs eine mittlere Führungskraft mit dem Modul F2 nach einer bestimmten Richtung (L-L) zu erzielen; nacheinander wie folgt geschaltet wird:

- in die eine Führungsstellung während zwei nicht aufeinanderfolgender Zeiträume, die jeweils den beiden Winkeln 2S1 und 2S2 eines Kreises (C) entsprechen, der die Dauer einer Umdrehung des Luftfahrzeugs darstellt; und

- in die andere Führungsstellung während der restlichen Umdrehung, wobei die Winkel S1 und S2 einander entgegengesetzt sind, als Winkelhalbierende die bestimmte Richtung (L-L) haben und die Beziehung sinS1-sinS2 = (π/2f).F2 erfüllen.

10. System nach Anspruch 5 zur Führung eines Luftfahrzeugs mit vier aerodynamischen Rudern (G3, G4, G5, G6), die in einheitlichem Abstand zueinander um das Luftfahrzeug herum angeordnet sind, dadurch gekennzeichnet, daß die jeweils einander entgegengesetzten Rüder identisch sind und daß jedes der Ruder durch ein individuelles Betätigungssystem (1) betätigt wird.

11. System zur Führung eines Luftfahrzeugs nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß es mit einer Steuervorrichtung (26) zur Steuerung der Aktivierung der elektromagnetischen Spulen (A, B) der einzelnen individuellen Betätigungssysteme versehen ist, das umfaßt:

- ein Lenksystem (27) zur Bestimmung der Roll-, Nick- und Gierbefehle; und

- einen Rechner (28), an den die Befehle gelangen und der die Aktivierung der einzelnen elektromagnetischen Spulen bestimmt.







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