FR 2747773 A1 19971024 FR 9513790 A 19951121 "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. I1 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. I1 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 mihauteur, 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 l'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 l'actionneur. I1 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, entrainant 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 l'augmentation du nombre des surfaces portantes (stabilisateurs et surfaces de contrôle orientables). Du fait de l'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 cidessus, 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, qui comprend une extrémité en position intérieure adjacente au fuselage de l'engin et une autre extrémité en position extérieure adjacente à l'autre élément de surface, est orientable par rapport à l'engin, tandis que l'autre élément de surface situé à l'extérieur par rapport au fuselage reste fixe. Comme l'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 engin, et mû par un actionneur. Selon un des modes de réalisation propres à l'invention, l'élément de surface fixe peut comprendre également au moins une partie située en aval de l'élément de surface orientable, 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 fixe soit uniquement constitué par la 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 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 par rapport au fuselage et chacun traversant, avec du jeu en direction circonférentielle l'une respectivement de deux lumières concentriques à l'axe géométrique 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 fuselage. 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 (å 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 l'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 Vil-Vil 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 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. L'élément mobile 4 en constitue la partie intérieure, adjacente au fuselage 1, par rapport auquel il est orientable par pivotement autour d'un axe géométrique de rotation A qui le traverse 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 limitativement 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 à l'extérieur et à l'aval de cet élément mobile 4, par rapport au fuselage 1 et au sens de déplacement de l'engin. La partie extérieure 9 présente une forme en trapèze rectangle adjacent vers l'intérieur (vers le fuselage 1) du coté 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 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 intérieure 14b dans un palier (non représenté) fixé dans le fuselage 1, coaxial à l'axe géométrique de rotation A. Par son extrémité intérieure 14b, l'axe 14 est également manoeuvré en rotation de toute manière connue (non représentée) par l'actionneur 6. 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 par rapport au fuselage 1, formant un support traversant la partie intérieure mobile 24 dans sa zone médiane, ancré par ses extrémités extérieure 30a et intérieure 30b respectivement dans la partie extérieure 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). La variante de la surface de contrôle orientable 23' des figures 6 et 7 a son élément intérieur mobile 24'solidaire d'un axe de rotation 34' monté tourillonnant par son extrémité intérieure 34'b, dans un palier (non représenté) fixé dans le fuselage 1 et par son extrémité 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 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 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 l'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. Dans cet exemple, la traînée de l'engin est supérieure 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. 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"), qui comprend une extrémité en position intérieure adjacente au fuselage (1) de l'engin et une autre extrémité en position extérieure adjacente à l'autre élément de surface (5, 25, 25', 25"), est orientable par rapport à l'engin, tandis que l'autre élément de surface (5, 25, 25', 25") situé à l'extérieur par rapport au fuselage (1) reste fixe. 2. Surface de contrôle orientable selon la revendication 1, 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). 3. Surface de contrôle orientable selon la revendication 2, caractérisée en ce que l'axe géométrique de rotation (A) est sensiblement perpendiculaire à l'axe longitudinal (X-X) du fuselage (1). 4. Surface de contrôle orientable selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que l'élément de surface fixe (5) comprend également au moins une partie (10), située en aval (par rapport au sens de déplacement de l'engin) de l'élément de surface orientable (4), et qui constitue un mât support de la partie extérieure (9) dudit élément de surface fixe (5). 5. Surface de contrôle orientable selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que l'élément de surface fixe (25, 25', 25") est uniquement constitué par la partie extérieure. 6. Surface de contrôle orientable selon la revendication 5, caractérisée en ce que l'élément de surface fixe (25) est fixé à la partie extérieure (30a) d'un axe support (30), en saillie par rapport au fuselage (1) et autour duquel pivote un tube (34) formant axe de rotation de l'élément de surface orientable (24). 7. Surface de contrôle orientable selon la revendication 5, 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 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'). 8. Surface de contrôle orientable selon la revendication 5, 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).