BE478679A - - Google Patents

Description

   <Desc/Clms Page number 1> 
 



  "Dispositif de pilotage automatique   perfectionné"   
La présente invention a.trait à un dispositif de pilotage automatique destiné à l'emploi sur des engins di- rigeables, et qui peut être appliqué au pilotage ou à la direction automatique des engins de navigation aussi bien aérienne que maritime, 
Différents systèmes et dispositifs ont déjà été pro- posés dans ce but, mais tous ces systèmes et dispositifs présentent certaines caractéristiques indésirables, Par   -exemple   lorsqu'un signal de déviation pour le   contr8le   de gouvernail de direction est dérivé d'un gyroscope direction- nel ce signal est sujet aux erreurs du fait que le gyroscope ne conserve pas de façon permanente sa position de réglage déterminée.

   Cette tendance du gyroscope de dévier de sa po- 

 <Desc/Clms Page number 2> 

 sition de réglage ou de calage donnée peut résulter par exem- ple du fait des frottements dans les paliers, etc. En consé- quence, divers moyens de recalage ou de réglage du gyroscope sur un cap donné ont du être prévus imposant à l'opérateur ou au pilote humain l'obligation de vérifier, à des   interval-   les de temps régulier, la position de son gyroscope direction- nel par rapport au compas magnétique afin de déterminer si le gyroscope n'est pas dévié de sa position. Si une déviation se produit, l'opérateur doit manipuler le dispositif de recala ge pour ramener le gyroscope au cap désiré. 



   D'autre part, les systèmes connus de pilotage automa- tique utilisent généralement comme agent moteur pour action- ner les servo-moteurs, la pression pneumatique ou hydrauli- que soit le. combinaison de ces deux pressions. Les altitu- des très variables qui conditionnent l'emploi des engins mo- dernes de navigation aérienne et les changements importants de la densité de l'air qui en résultent affectent la sécurité des systèmes pneumatiques tandis que les variations extrêmes de température provoquent des répercussions préjudiciables sur le fonctionnement de systèmes hydrauliques. De plus, de nombreux conduits qui sont nécessaires dans de tels systèmes à pression hydraulique ou pneumatique sont particulièrement vulnérables aux balles et aux éclats des armes à feu, dans le cas d'emploi de pilotes automatiques sur des avions mili- taires. 



   La présente invention a par conséquent pour objet un nouveau dispositif perfectionné de pilotage automatique permettant d'obvier aux désavantages et aux inconvénients des systèmes de pilotage automatique antérieurs et notamment ceux mentionnés ci-dessus. 



   L'invention a plus particulièrement pour objet un nouveau dispositif de pilotage automatique à fonctionnement 

 <Desc/Clms Page number 3> 

 .entièrement électrique pour engins de navigation aérienne, et notamment pour avions de toutes dimensions et de tous types, tels qu'avions privés ou de transport de passagers, avions de transport de fret, avions militaires, etc. et qui permet d'obtenir une   manoeuvrabilté   complète et une facilité de contrôle remarquable. Les avantages que présente un dispositif de pilotage automatique entièrement électrique apparaissent Immédiatement. Par exemple, les grandes altitudes et les atmos phères chargées de poussière n'affectent pas le fonctionne- ment d'un tel système.

   De plus, les divers ensembles élec- triques sont dans une certaine mesure auto-chauffants, de sorte que leur fonctionnement aux basses températures ne rencontre pas de difficultés. 



     -L'invention   a également pour objet un nouveau dispo- sitif de pilotage automatique dans lequel le signal de dévias tion pour chacun des axes de contrôle est dérivé à partir d'un instrument électrique approprié et sert pour actionner un servo-moteur électrique de la surface de contrôle corres- pondante, en sorte que l'on obtient des réactions rapides de la part de toutes les surfaces de contrôle utilisées. 



   L'invention a encore pour objet un nouveau dispositif de pilotage automatique du genre ci-dessus, dans lequel les divers signaux de déviation peuvent être facilement addition- nés algébriquement, rendant ainsi possible l'emploi aisé de dérivés et de facteurs de contrôle superposés suivant les besoins. 



   L'invention a d'autre part pour objet un nouveau dis- positif de pilotage automatique utilisant comme appareils de contrôle des instruments indicateurs électriques standards de navigation, formant un groupe de vol symétrique et com- pact de dimensions uniformes et qui peut être installé faci- lement sur le tableau de bord et fonctionner indépendant du 

 <Desc/Clms Page number 4> 

 -fait que le dispositif de pilotage automatique soit installé ou non. 



   L'invention a encore pour objet un nouveau dispositif de pilotage automatique utilisant un nouvel appareil de ré- férence directionnel qui se présente sous la forme d'un dis- positif de   détectibn.   de direction du champ magnétique ter- restre et qui combine la précision d'un compas répétiteur à distance avec l'absence d'erreurs   d'accélération,   telles qu'elles se produisent généralement lorsqu'on utilise comme appareil de référence de direction un gyroscope directionnel. 



  Cette caractéristique du système proposé   prêsante   un avantage important qui consiste en ce qu'un cap magnétique donné est maintenu indéfiniment sans nécessiter aucune intervention du pilote humain pour le réglage ou le recalage de l'appareil. 



  Il est bien entendu, cependant, que les autres caractéris- tiques de l'invention s'appliquent aussi   bien   aux disposi- tifs de pilotage automatique utilisant d'autres appareils de référence directionnelle. 



   L'invention a en outre pour objet un nouveau disposi- tif de pilotage automatique entièrement électrique, pour engins de navigation aérienne, mettant à profit la propriété de signaux électriques de ne présenter aucun retard de   brans-   mission et une faible inertie des parties tournantes des servo-moteurs pour rendre les mouvements des surfaces de con- trôle an fonction de signaux produits par les appareils de référence, extrêmement rapides et pratiquement instantanés. 



  L'importance de cette caractéristique réside dans le fait que les signaux de déviation déterminent un angle de braquage de la gouverne plutôt que la vitesse du mouvement de celle-ci de sorte qu'une fois que les rapports des mouvements ont été fixés à des valeurs optimum pour les caractéristiques d'un a- vion donné, ces valeurs restent satisfaisantes pour toutes les conditions de   charge,   de vitesse par rapport à l'air et de 

 <Desc/Clms Page number 5> 

 l'état de l'atmosphère. 



   L'invention a également pour objet un nouveau sys- tème de pilotage automatique ne comportant pas de conduits hydrauliques ou pneumatiques, d'interconnexions mécaniques entre les éléments du système et de câbles d'asservissement, en sorte qu'il peut être facilement et rapidement installé. 



  De plus, les servo-moteurs sont pourvus d'arbres de sortie tournants plutôt que d'organes coulissants, ce qui fait qu' ils peuvent être installés dans toutes les positions voulues et reliés aux gouvernes correspondantes de toute manière appropriée. 



   L'invention a encore pour objet un nouveau système de pilotage automatique entièrement électrique pour engins dirigeables, fonctionnant à courant alternatif sans aucun contact. 



   L'invention a par ailleurs pour objet un nouveau dispositif de pilotage automatique dans lequel un signal proportionnel à l'angle de déviation et un signal proportion- nel à la vitesse de déviation peuvent être combinés algé- briquement pour contrôler une surface de gouverne, et dans lequel un signal de retour ou d'asservissement est pro- duit lors du mouvement de la gouverne et superposé aux signaux de l'angle et de la vitesse de déviation pour mo- difier l'effet de ces deux signaux, 
L'invention a également pour objet un nouveau dis- positif perfectionné de pilotage automatique à fonctionne- ment entièrement électrique pour les trois axes de contrôle   d'un   avion ou d'un engin de navigation aérienne. 



   L'invention a encore pour objet un nouveau système de direction ou de commande automatique d'engins dirigeables      dans lequel un fonctionnement synchrone entre le ou les ap-   -pareils   donnant les directions de référence et les surfaces 

 <Desc/Clms Page number 6> 

 de gouverne correspondantes, est assuré à chaque instant sans emploi de connexions mécaniques d'asservissement entre le ou les dits appareils de référence et les surfaces de gou- verne, des connexions d'asservissement électrique étant asso- ciées dans ce but avec les surfaces de gouverne. 



   L'invention a enfin pour objet un dispositif de pilo- tage automatique pour engins dirigeables dans lequel un servo-moteur est commandé en fonction d'un signal produit par suite d'une déviation de l'engin d'un cap prescrit et déterminé, pour actionner un gou-vernail, un signal de re- tour ou d'asservissement est produit par suite du mouve- ment du servo-moteur pour modifier le fonctionnement du dit moteur en fonction de ce signal et un signal de vitesse de déviation proportionnel à la vitesse angulaire de dévia- tion de l'engin à partir de son cap prescrit est produit et additionné au signal de déviation pour s'opposer au signal d'asservissement en sorte que le gouvernail est déplacé plus rapidement dans le sens de braquage que dans le sens de re- tour,

   ce déplacement se produisant jusqu'au moment où le signal de retour devient égal et opposé à la somme des si- gnaux de déviation et de la vitesse de déviation pour arrê- ter le mpuvement du servo-moteur et du gouvernail. A par- tir de cet instant l'engin commence à revenir vers le cap prescrit et lors de ce retour, le signal de vitesse est inversé pour s'opposer au signal de déviation et s'addition- ner au signal de retour ou d'asservissement grâce à quoi 1' engin est   empêché   de dépasser la position correspondant au cap prescrit, une fois qu'il   l'atteint,,   un braquage du gouvernail dans le sens opposé étant produit avant que l'en- gin n'arrive dans cette position, exercant ainsi sur l'en- gin une action de freinage. 



   Les objets, caractéristiques et-avantages de l'in- 

 <Desc/Clms Page number 7> 

 yention mentionnée ci-dessus ainsi que d'autres, apparat- tront clairement de la description qui suit et des dessins y annexés représentant une forme de réalisation de l'in- vention. Il est bien entendu, cependant, que ces dessins ne sont donnés qu'à titre d'exemple nullement limitatif, destiné à faciliter la compréhension de l'invention. 



   Sur ces dessins où les mêmes références désignent les mêmes parties sur les diverses figures: 
Figure 1 est une représentation schématique montrant la disposition générale des diverses parties composantes de l'appareil formant l'objet de la présente invention; 
Figure 2 est une représentation schématique du dis- positif de commande du gouvernail de direction suivant l'invention; 
Figure 3 est une vue similaire à celle de la Figure 2 montrant les dispositifs de commande des ailerons et du gouvernail de profondeur; 
Figure 4 est un schéma de connexions d'un nouveau dispositif amplificateur utilisé dans la présente invention. 



   Avant de décrire en détail le nouveau dispositif de pilotage automatique suivant l'invention, il semble utile de donner une description générale de l'ensemble avec l'indication de la disposition possible des différents éléments composant le système sur un engin tel qu'un avion pris comme exemple. On se servira dans ce but de la Figure 1 qui montre d'une façon schématique un exemple d'installa- tion des diverses parties du dispositif de pilotage suivant l'invention. 



   En ce qui concerne la commande du gouvernail de direction, le signal de déviation directionnel est dérivé dans le cas présent à partir d'un   dispositi   de détection de la direction de champ magnétique se présentant sous la 

 <Desc/Clms Page number 8> 

 forme   d'un.   compas statique à induction stabilisé par un gyroscope et enfermé dans un boîtier 10 qui peur être monté dans la partie arrière du fuselage de l'avion ou dans une- des ailes de celui-ci afin   d'être   à l'abri de toute erreur due à des perturbations magnétiques pouvant se produire sur l'avion   lui-même.   En plus du signal directionnel,

   un signal proportionnel à la vitesse de l'embardée est dérivé à partir d'un gyroscope indicateur de vitesse de virage 11 qui peut être constitué par un indicateur de virage conventionnel monté sur le tableau de bord 12 des   Instruments,  le signal produit par ce gyroscope étant utilisé pour modifier le con- trôle effectué par le signal de l'angle de l'embardée. Pour les commandes des ailerons et du gouvernail de profondeur, des signaux des pertes longitudinale et latérale sont dérivés à partir d'un gyroscope-horizon artificiel 13 également mon- té sur le tableau de bord des instruments en sorte que le gyroscope-horizon et le gyroscope indicateur de virage agis- sent en même temps comme contrôleurs de pilotage automatique et comme indicateurs visuels conventionnels de l'attitude de l'avion.

   Sur le tableau des  a instruments   est également monté un indicateur de direction dit indicateur principal ou maitre-indicateur 14 qui est relié au moyen de câbles appro- priés 15 et 17 avec le dispositif de détection du champ magné tique 10 ainsi qu'avec un amplificateur à tube à vide con- ventionnel 16. Cet indicateur est également connecté au moy- en d'un câble 19 à 'un amplificateur de commande de servo-mo-   teurs   18.

   Un dispositif 20 de réglage ou d'adaptation de ser- vo-moteurs est connecté à la sortie de l'amplificateur de cora mande 18 et comporte troissorties connectées respectivement au servo-moteur de direction 21 relié d'une façon appropriée au gouvernail de direction 22, au servo-moteur de commande latérale 23 reliés d'une façon appropriée aux ailerons 24 et 

 <Desc/Clms Page number 9> 

   ¯au   servo-moteur de profondeur relié d'une façon appropriée au gouvernail de profondeur 26.      



   L'indicateur de virage 11 ainsi que le gyroscope- horizon artificiel 13 sont interconnectés par   l'intermé-   diaire d'un nouveau tableau de contrôle 27 prévu sur le tableau de bord 12 avec le servo-amplificateur 18 par l'in- termédiaire d'une boite de relais 28, cette dernière étant connectée à une batterie d'accumulateurs appropriés 29 et un alternateur 30. 



   Commande du gouvernail de direction 
Cette commande est représentée en   détail   sur la Fi- gure 2, et comme indiqué sur cette Figure, l'appareil détec- teur du champ magnétique terrestre stabilisé gyroscopique. ment est enfermé dans le boitier 10 et comprend un élément triangulaire 31 ayant trois noyaux laminés 32, 33 et 34 dont chacun porte deux bobines d'excitation 35, 36 connec- tées en série et en opposition l'une par rapport à l'autre aux bornes d'une source appropriée de courant alternatif tel que l'alternateur 30.

   Le secondaire de l'élément 31 com- prend un enroulement 37 connecté en triangle et ayant trois prises de connexion 38, 39 et 40 qui sont reliées par l'in- termédiaire de conducteurs appropriés 41 avec les trois phases de l'enroulement du stator 42 d'un dispositif de cou- plage inductif 43 monté dans l'indicateur principal ou maitre-indicateur 14. 



   La théorie et le fonctionnement du dispositif de dé- tection du champ magnétique ou compas à induction terrestre ci-dessus sont décrits dans la demande séparée de la Deman- deresse N 518.632. Pour la clarté de la présente   descrip-   tion, il est suffisant d'indiquer que chacun des noyaux 32, 33 et 34 de ce dispositif se trouve saturé et désaturé deux 

 <Desc/Clms Page number 10> 

 .fols par chaque période du courant d'excitation traversant les bobines primaires 35, 36, en sorte que le flux dûau champ magnétique terrestre traversant axialement chauun de ces noyaux est supprimé et rétabli dans ceux-ci deux fois par pé- riode du courant d'excitation.

   Etant donné que les bobines primaires 35, 36 de chacun des noyaux sont enroulées en série et en opposition l'une par rapport à   l'autre,   aucun effet n'est induit dans l'enroulement secondaire 37 par le   courat   d'excitation lui-même. A l'exception des moments où le courant d'excitation a atteint une certaine valeur maximum, soit positive soit négative, le flux du champ magnétique terrestre peut s'établir dans chacun des noyaux et de ce fait des tensions sont   Induites   entre les trois points de connexion 38, 39 et 40 de l'enroulement secondaire 37,

   ces tensions étant différentes les unes des autres et dépendant en amplitude de l'orientation du dispositif détecteur par rapport à la 
 EMI10.1 
 direction du champ magnétiqueterrestrso 
Le dispositif détecteur de champ magnétique fonction- ne par conséquent comme un compas à induction terrestre, étant donné que pour chaque déviation par rapport à un cap prescrit aussi petite qu'elle soit, les tensions induites entre les trois prises de l'enroulement secondaire 37 subissent des variations proportionnelles à cette déviation. 



   Afin de réaliser un compas dans lequel les erreurs de virages et d'accélérations soient pratiquement éliminées, en sorte que toutes tendances du compas à osciller ou à donner des indications incorrectes soient   supprimées,   l'é- lément détecteur 31 est fixé de façon immobile sur le boi- tier 44 du rotor d'un gyroscope à trois degrés de liberté à axe de référence vertical.

   Ce gyroscope peut comporter un rotor non représenté,   entrainé   électriquement autour -d'un axe vertical et monté à l'intérieur du boitier 44 

 <Desc/Clms Page number 11> 

 monté de façon pivotante autour d'un premier axe horizontal à l'intérieur d'un anneau à cardan 45 au moyen de tourillons 46, cet anneau à cardan étant à son tour monté de façon os- cillante autour d'un second axe horizontal perpendiculaire à l'axe des tourillons 46, à l'intérieur d'un support ri- gide défini par l'organe 10 au moyen de tourillons 47, Un dispositif approprié d'érection du gyroscope peut être prévu pour maintenir l'axe de rotation du gyroscope dans la posi- tion verticale, De même un dispositif de redressement et de blocage mécanique peut être prévu pour bloquer ou débloquer le gyroscope suivant les besoins, 
Dans les conditions d'équilibre,

   c'est-à-dire avec l'avion volant au cap prescrit, les tensions induites dans les trois phases de l'enroulement du stator 42 du dispositif de couplage 43 correspondant aux tensions existantes entre les trois prises de connexion de l'enroulement secondaire   37   du dispositif détecteur. A ce moment, l'enroulement d'un ro- tor 49 couplé inductivement à l'enroulement du stator 42 et porté par unaarbre 50 tourillonné de façon appropriée à l'in- térieur du maitre-indicateur 14, occupe une position angulai- re dans laquelle son axe' électrique est normal au champ   ma-   gnétique résultant produit par les   tois   phases de l'enroule- ment du stator 42, en sorte que dans cette position, les ten- sions des trois phases de cet enroulement n'ont pas d'effet inductif sur l'enroulement du rotor.

   Cependant, dès que l'a- vion dévie du cap prescrit, les tensions entre les trois pri- ses de l'enroulement secondaire 37 changent de valeur, et déterminent une variation dans les tensions de chacune des phases de l'enroulement du stator 42. Cette variation des tensions des phases de l'enroulement du stator du dispositif à induction 43 détermine un déplacement angulaire de son c champ magnétique résultant, ce qui fait que l'axe électrique de l'enroulement du rotor dà ce dispositif n'est plus per- pendiculaire à ce champ, 

 <Desc/Clms Page number 12> 

 qt par conséquent, un signal est induit dans l'enroulement du rotor 49 dont la valeur est proportionnelle à l'angle de déviation de l'avion à partir du cap prescrit. 



   Le signal électrique   Induit   dans l'enroulement du rotor 49 est transmis au moyen de conducteurs appropriés 50 à l'amplificateur 16 et de là au moyen de conducteurs 52 à l'enroulement d'une des phases 53 d'un moteur à induction bi-phasé 54, dont l'enroulement de la deuxième phase 55 est excité d'une façon continue à partir de l'alternateur 30. 



  Cette excitation se fait par l'intermédiaire d'un doubleur de fréquence 56, puisque la fréquence des courants induits dans l'enroulement secondaire 37 du dispositif détecteur du champ magnétique est double de la fréquence de son cou- rant d'excitation et qu'il est nécessaire que les deux phases du moteur à induction soient excitées par des cou- rants de même fréquence. De plus, un montage produisant un déplacement ou décalage de phase est incorporé dans le doubleur de fréquence de façon à ce que les courants d'ex- citation des deux phases du moteur à induction soient déca- lées dans le temps l'une par rapport à l'autre de 90 . 



   L'excitation de l'enroulement de la phase 55 du moteur à induction détermine la rotation du rotor 57 de ce moteur qui actionne un arbre 58 portant un pignon 59 entrai- nant par l'intermédiaire d'un réducteur 60 un pignon 61, fixé sur l'arbre 50 du rotor 49 du dispositif à induction 43 pour ramener ce rotor dans la position zéro ou neutre, c'est-à-dire la position dans laquelle l'axe électriquede son enroulement est normal à la nouvelle direction du champ magnétique résultant produit au stator, auquel moment le signal induit dans l'enroulement devient nul et   l'enroule-   ment de phase 53 de ce moteur à induction 54 se trouve dé- sexcité déterminant l'arrêt de l'ensemble. 

 <Desc/Clms Page number 13> 

 



   Un cadran indicateur 62 est prévu pour indiquer les changements de position du rotor 49 ou de l'angle de dévia- tion de l'avion par rapport au cap prescrit où ce cadran est monté sur un arbre 63 tourillonné dans l'indicateur princi- pal 14 et mobile angulairement par rapport à un indàx de ré- férence fixe 64. Le mouvement angulaire est imprimé au cadran indicateur 62 à partir de l'arbre 50 du rotor 49 par l'inter- médiaire d'un pignon 65 fixé sur cet arbre et d'une roue dentée 66 en prise avec ce pignon et solidaire d'un arbre creux 67 entourant l'arbre 63 du dit cadran. L'arbre creux 67 est muni d'un bras 68 qui porte une roue tangente 69 en ; prise avec une vis sans fin 70 fixée sur l'arbre 63 ou faite d'une seule pièce avec celui-ci.

   La roue tangente 69 tourne normalement d'une seule pièce avec la vis sans fin 70, de sotte que le mouvement angulaire de l'arbre 50 imprime la même rotation à l'arbre 63 et au cadran 62 porté par celui-ci 
Par suite de la présence à bord de l'avion de masses de fer et d'autres masses métalliques, l'appareil décrit ci- dessus ne peut pas donner une indication de cap magnétique vraie.

   Pour compenser cette erreur, on a recours à un élément élastique annulaire 71 placé derrière le cadran indicateur 63 et associé avec une série de vis 62' distribuées   uniformes   ment sur tout son pourtour à des intervalles de 10 ou 15  et qui,une fois réglées individuellement, donnent à cet organe élastique la forme d'un chemin de roulement à contour varia- ble tenant compte de la distorsion du champ magnétique ter- restre aux différents caps sur un tour complet de l'avion par suite de la présence des masses métalliques de l'avion. A la suite d'une compensation effectuée aux différents caps sur un tour complet de l'avion de 360 , l'organe élastique 71 au- ra   un   contour variable au droit de différentes vis de méglage 72.

   Un galet suiveur soixante treize, 73, 

 <Desc/Clms Page number 14> 

 prévu pour   coopér@r   avec l'une des faces de l'élément élastique 61 est porté par un bras 74 fixé à l'axe de la roue tangente 69. Le mouvement du cadran 62 résultant simplement du mouvement angulaire de l'arbre de rotor 50 ne donne que l'indication du cap apparent. Cependant, la rotation de la vis   70   s'accompagne du déplacement du galet suiveur 73 le long de l'élément 61 de contour variable. Il en résulte que si le galet suiveur passe dans une dépression par e- xemple, et la roue tangente 69 subit une rotation dans la direction du mouvement des aiguilles d'une montre, un an- gle de rotation supplémentaire est imprimé à l'arbre 63 grâce à quoi le cadran 62 indique le cap   magnétique   vrai au lieu du cap apparent.

   Il est évident que si le galet suiveur passe sur une partie relevée de l'élément 71, la roue tangente 69 reçoit une rotation dans le sens contraire au mouvement des aiguilles d'une montre pour réduire d'un an- gle covrespondant le mouvement de rotation total imprimé à l'arbre 63 et le cadran 62 par l'arbre de rotor 50. Ce dispositif de compensation   fait   l'objet d'un brevet séparé de la Demanderesse. 



   Il résulte de ce qui précède qu'en   définitive.,   la rotation de l'arbre 63 est ainsi corrigée pour l'erreur de déviation et si on le désire, l'indication du cap magné- tique vrai peut-être reproduite à distance en un ou plu- sieurs points au moyen d'un dispositif électro-magnétique 75 comprenant un stator muni d'un enroulement unique 76 pour- vu de conducteurs d'alimentation reliés à une source de courant alternatif tel que 1'alternateur 30 par exemple et de deux conducteurs de sortie 77 et 78 et un rotor à aimant parmanent 79 accouplé inductivement avec ce stator ce rotor étant monté sur un arbre muni d'une roue dentée 80 engrenant avec un pignon 81 fixé sur l'extrémité libre de 1' arbre 63.

   Le déplacement angulaire de l'arbre 63 est ainsi 

 <Desc/Clms Page number 15> 

 reproduit en des points éloignés par le mouvement du rotor magnétique 79 tournant avec cet arbre 63 et qui crée entre les conducteurs 77 et 78 une distribution de tensions qui est reproduite au point éloigné à l'intérieur de l'enrou- lement d'un stator similaire couplé inductivement avec un rotor à aimant permanent actionnant un indicateur approprié. 



  Ce système de répétition à distance de mouvement angulaire forme l'objet d'un autre brevet séparé de la Demanderesse. 



   Le signal électrique produit par le dispositif dé- tecteur de champ magnétique lors d'une déviation de l'avion à partir d'un cap déterminé est utilisé suivant l'invention pour actionner le gouvernail de direction 22 de l'avion pour ramener celui-ci à un cap prescrit. Danq ce but, on utilise un dispositif de transmission à distance à induction comportant un stator 82 muni d'un enroulement tri-phasé relié aux fins d'excitation à l'alternateur 30 de façon à produire un champ   alternatifde   direction fixe et couplé in- ductivement à un enroulement de rotor 83. Ce rotor 83 est porté par un arbre 84 tourillonné d'une façon appropriée à l'intérieur de l'indicateur principal 14 et disposé de pré- férence en alignement avec l'arbre de rotor 50.

   Les arbres 84 et 50 étant séparés l'un de l'autre, un nouveau disposi- tif d'embrayage magnétique est prévu pour interconnecter ces arbres de façon à ce que le mouvement angulaire du rotor 49 et de son arbre 50 imprime un mouvement correspondant au ro- tor 83. 



   Le nouveau dispositif d'embrayage magnétique comprend une bobine appropriée 85 entourant deux organes d'embrayage 86 et 87 faits en matière magnétique, l'un de ces éléments étant relié par l'intermédiaire d'un accouplement élastique 88 à l'arbre de rotor 50, tandis que l'autre élément de cet em- brayage est fixé sur l'arbre 84. La bobine 85 est mise à la masse à l'une de ses extrémités, tandis que son autre extré- 

 <Desc/Clms Page number 16> 

 
 EMI16.1 
 à la batter e /r' mité est cormecté/ 9 par l'intermédiaire d'un conducteur ap- proprié 90, des contacts 91, d'un Interrupteur de débrayage de   servo-moteurs   92 qui   svra.   décrit plus en détail par la suite et des contacts 93 d'un interrupteur général 94.

   Ainsi, lorsque les interrupteurs 94 et 92 sont dans leur position mar- quée "marche" arec leurs contacts respectifs 93 et 91 fermés, la bobine 85 est excitée et déplacé axialement l'organe d'em- brayage 86 par rapport à l'arbre 50, en engagement 'avec l'or- gane d'embrayage opposé 87 contre l'action élastique de l'ac- couple-ment 88. La connexion d'entrainement mécanique s'éta- blit ainsi entre les deux arbres 50 et 84, ce qui fait que lorsque le rotor 49 est amené dans sa position Zéro, l'en ou-   lément   du rotor 83 est dévié par rapport au champ magnétique résultant du stator   82,   et un signal électrique est induit dans l'enroulement 83 correspondant à la déviation de l'avion par rapport au cap prescrit. 



   Si pour une raison quelconque le dispositif de pilo- tage automatique est déconnecté et le pilote humain a recoure à la commande manuelle, l'interrupteur 92 est ouvert et la   bo-   bine 85 est désexcitée, grâce à quoi l'organe d'embrayage 86 est ramené en arrière dans sa position neutre éloignée de l'organe d'embrayage 87 sous l'action de rappel de l'accou- plement élastique 88.

   Cependant avec la construction décrite si au moment de la déconnexion du dispositif de pilotage auto- matique, le rotor transmetteur 83 se trouvait dans une   posi   tion déviée par rapport au stator   82,   ce rotor conserverait sa position et continuerait à produire un signal, étant donné que de lui-même ce rotor ne peut pas revenir dans sa position de zéro électrique, c'est-à-dire la position dans laquelle son axe électrique est normal au champ magnétique résultant du stator 82. Du fait de l'existence d'un tel signala l'en- clenchement subséquent du pilote automatique aurait pour effet 

 <Desc/Clms Page number 17> 

 de créer une condition de non concordance entre le signal de déviation directionnelle et le gouvernail 22.

   En conséquence, de nouveaux moyens sont prévus pour ramener l'enroulement du rotor 83 dans sa position de zéro électrique chaque fois que le pilote automatique est déconnecté. Ces moyens com- prennent deux leviers 95 et 97 articulés sur un même axe 96 à l'une de leurs extrémités et reliés l'un à l'autre à leurs extrémités opposées par un organe élastique tel qu'un res- sort 98. Un bras 99 est fixé à l'arbre 84 du rotor 83 et porte à son extrémité un doigt 100 venant s'engager entre les leviers 95 et 97.

   Lors du mouvement de rotation de 1' arbre   84   dans le sens du mouvement des aiguilles d'une montre sous l'action d'un couple appliqué à cet arbre, le doigt 100 fait dévier le bras 95 vers l'extérieur contre l'action du ressort 98, ce ressort ramenant ce doigt dans sa position le couple n'est plus appliqué sur l'arbre 84.c-à-d lorsque neutre   lorsque/l'embrayage   est déconnecté. Inversement, lors du mouvement de l'arbre 84 dans le sens contraire au mou- vement des aiguilles d'une mpntre, le doigt 100 fait dévier vers l'extérieur le levier 97, ce levier ramenant le doigt 100 dans la position neutre sous l'action du ressort 98 lorsque le couple sur l'arbre 84 est supprimé.

   De cette fa- çon, le rotor 83 du dispositif transmetteur à induction se   tr&uve   toujours dans sa position neutre au moment de l'en- clenchement ou de la mise en oeuvre du dispositif de pilo- tage automatique. Cette construction aide à réaliser une synchronisation automatique entre le dispositif de pilotage automatique et les commandes des gouvernes afin d'empêcher des à-coups et d'autres effets préjudiciables au moment de la mise   en.marche   du dispositif de pilotage automatique. 



  Cette construction forme l'objet d'une demande séparée de la Demanderesse N  - 
Le signal induit dans l'enroulement du rotor 83 

 <Desc/Clms Page number 18> 

 ¯du dispositif à induction 82 servant de transmetteur est transmis par des conducteurs appropriés 101 à l'amplificateur de commande servo-moteurs 18 et de là par l'intermédiaire d'un adaptateur de commande de servo-moteurs 20 à une phase d'un moteur à induction   bi-phasé   102 constituant le servo- moteur du gouvernail de direction 21 qui sera décrit en détail par la   suite.   Les conducteurs 101 servant à la transmission du signal de direction sont connectés aux bornes d'une résis- tance   103   de   l'amplificateur   de commande à tubes à vide 18 représenté en détail sur la Figure 4,

   cette résistance étant connectée à son tour à la grille 104 d'un tube à vide appro- 
106 du tube prié 105. L'anode ou la plaque/105 est connecté par l'inter- médiaire de deux circuits en parallèle définis par les conduc- teurs 107 et 108 avec les grilles 109 et 110 de deux tubes 111 et 112 dont les plaques 113 et 114 sont connectées par l'intermédiaire des conducteurs 115 et 116 avec un enroule- ment secondaire 117 à point central mis à la masse d'un transformateur approprié dont l'enroulement primaire 118 est connecté à une source appropriée de courant   alternatif   tel que l'alternateur 30 au moyen des conducteurs 119 et 120. 



   Des réactances magnétiques désignées généralement par 121 et 122 sont prévues entre chacune des plaques 113 et 114 et les connexions correspondantes de celles-ci avec l'enroulement secondaire 117. Chacune des réactances 121 et 122 comprend un noyau en fer portant les enroulements primai- res 123 et 124 connectés en série aux bornes de la source de courant alternatif par l'intermédiaire de conducteurs 125 et 126 qui peuvent être reliés dans ce but aux Conducteurs de distribution 119 et 120. De plus, chacune des réactances est pourvue d'un enroulement secondaire 127 et 128 qui sont connectés en série et en opposition l'un par rapport à   l'au-   ¯tre dans le but qui apparaitra   immédiatement   et qui sont 

 <Desc/Clms Page number 19> 

 ..reliés aux conducteurs de sortie 129 et 130.

   En plus des enroulements primaire et secondaire, chacune des réactances comporte un enroulement de saturation 131 et 132, respecti- vement insérés dans les conducteurs 115 et 116. Lorsque l'avion est au cap prescrit, c'est-à-dire lorsqu'il ne su- bit aucune déviation apparente par rapport à une direction fixe, les grilles 109 et 110 des tubes 111 et 112 ne reçoi- vent aucun signal et le circuit est en équilibre; aucun cou- rant ne traverse dans celas les conducteurs de sortie 129 et 130 des secondaires 127 et 128, étant donné que ces secondai- res   sont?   connectés en série et en opposition l'un par rap- port à l'autre en sorte que les courants induits dans l'un d'eux équilibrent les courants induits dans l'autre.

   Suppo- sons maintenant que l'avion subisse une déviation et que le sens de cette déviation soit tel que le signal produit et appliqué aux grilles 109 et 110 des tubes 111 et 112 porte la tension de polarisation de ces grilles du zéro à une valeur positive maximum. Si l'on admet qu'à cet instant, le courant de la plaque 113 du tube 111 passe du zéro à une va- leur positive maximum, le uourant de la plaque 114 du tube 112 va passer du zéro à une valeur négative maximum, de sor- te qu'aucun courant ne sera présent dans le conducteur 116. 



  Cependant, un courant de nature pulsatoire va passer dans le conducteur 115 et par conséquent dans l'enroulement de satu- ration 131. Par suite du passage d'un tel courant, le noyau de la réactance 121 devient saturé en sorte que les courants induits dans l'enroulement secondaire 127 seront réduits, pro- duisant un déséquilibre dans le circuit et déterminant le pas- sage d'un courant dans les conducteurs de sortie 129 et 130 dans un sens donné. 



   Si l'avion dévie du cap prescrit dans un sens oppo- sé à celui indiqué ci-dessus, le sens du signal appliqué aux grilleé 109 et 110 sera tel que la tension de ces grilles 

 <Desc/Clms Page number 20> 

 va passer du zéro à une valeur maximum négative, en sorte qu'au cun courant ne passera dans le circuit de la plaque 113, tandis qu'un courant sera établi dans le circuit de la plaque 114, et le. conducteur 116. Dans ce cas, le noyau de réactance 122 deviendra saturé et réduira les courants induits dans l'en- roulement secondaire 128, produisant ainsi de nouveau un déséquilibre du circuit provoquant le passage d'un courant dans les conducteurs de sortie 129 et 130 dans le sens opposé. 



  La construction décrite constitue ainsi un montage discrimina- teur qui détermine le sens de rotation du servo-moteur du gouvernail de direction suivant le sens de déviation de l'a- vion. 



   Les conducteurs de sortie 129 et 130 sont connectés par l'intermédiaire d'un commutateur Inverseur 133 logé dans le dispositif de réglage et d'adaptation de servo-moteurs 20 avec l'enroulement d'une phase 154(Figure 2) d'un moteur bi- phasé à induction 102 dont l'enroulement de l'autre phase 135 est constamment excité à partir de la source de courant alter- natif de bord tel que l'alternateur 30.Le moteur 102 constitue le servo-moteur d'entraînement du gouvernail de direction 23 et il comporte   unarbre   136 portant un pignon 157 destiné à en- grener avec la roue dentée 138, laquelle engrène à son tour avec un pignon 139 fixé sur un   arbe   140, cet arbre étant mon- té de façon à pouvoir se déplacer longitudinalement par rap- port au pignon 139.

   L'arbre 140 est associé à un solénoïde 141 ayant un noyau approprié 142 qui s'engage avec l'extré- mité libre de cet arbre.  L'enroulement   du solenoîde est mis à la masse à: l'une de ses extrémités au moyen d'un conducteur 143 et est connecté à son autre extrémité à l'interrupteur de débrayage de serve-moteurs 92 par l'intermédiaire d'un con- ducteur 144.

   Lorsque l'interrupteur 92 est placé dans la posi- tion de marche,le   solenoïde   141 est excité et détermine le 

 <Desc/Clms Page number 21> 

 ,le déplacement vers l'extérieur du noyau 142 contre la résis- tance d'un ressort 145 interposé entre le pignon 139 et une partie élargie de l'arbre 140, pour déplacer cet arbre vers l'extérieur.d'une seule pièce avec un organe d'accouplement 146 fixé sur ledit arbre et s'engageant avec un organe d'ac- couplement correspondant 147 pour établir ainsi une connexion d'entraînement entre le moteur 102 et ledit organe d'accouple- ment 147. Ce dernier organe est monté sur un arbre 148 qui porte à son axtrémité libre un pignon 149 engrènant avec une grande roue dentée 150 portée par un arbre 151. 



   Cette grande roue dentée 150 entraine un dispositif réducteur comprenant une roue planétaire 152 portée par l'ar- bre 151 et engrènant avec deux satellites 153 et 154 qui à leu.r tour engrènent avec une denture intérieure 155   d'un   boi- tier relativement immobile 156 du servo-moteur. Les satelli- tes 153 et 154 portent, par l'intermédiaire de leurs axes 157 et 158, une cage 159 qui supporte un arbre 160 pourvu d'une deuxième roue planétaire 161. Cette dernière est également en prise avec deux satellites 162 et 163 qui engrènent de la même façon que les précédents avec une deuxième denture inté- rieure 164 prévus dans le boitier du servo-moteur 156. De plus, les satellites 162 et 163 portent une deuxième cage 165 par l'intermédiaire de leurs axes 166 et 167.

   Bien que des étages réducteurs supplémentaires puissent être facilement ajoutés, sur les dessins, la cage 165 est solidaire d'un ar- bre de commande 168 destiné à actionner le gouvernail de direction 22 par l'intermédiaire de liaisons appropriées, tel- les que les câbles 169. 



   De nouveaux moyens sont prévus d'après la présente invention pour produire un signal de retour ou d'asservisse- ment lorsque le moteur   102'est   excité pour déplacer le gou- ,vernail, le but de ce signal étant de modifier le fonction- nement du servo-moteur et réaliser ainsi une liaison d'asser- 

 <Desc/Clms Page number 22> 

 vissement électrique entre le gouvernail et le dispositif dé- tecteur du champ magnétique.

   Dans ce but on utilise un dispo- sitif inducteur d'asservissement 171 ayant un stator   172   muni   d'un   enroulement   tri-phasé   connecté pour être excité à partir de l'alternateur 30 de façon à produire un champ alternatif de direction fixe et un rotor portant un enroulaient 173 cou- plé inductivement avec le stator et solidaire d'un arbre 174: portant un pignon 175.L'enroulement du rotor 173 est déplacé angulairement par rapport au stator proportionnellement au déplacement du moteur 102 sous l'action d'un dispositif réduc- teur à engrenages désigné dans son ensemble par la référence 176, ce réducteur étant interposé entre le pignon 139 et le pi gnon 175 du rotor 173.

   Normalement, l'enroulement du rotor 173 est maintenu dans la position zéro, c'est-à-dire la posi- tion dans laquelle son axe électrique est normal au champ mé- gnétique résultant du stator. La déviation du rotor de cette position en fonction du mouvement du moteur 102 provoque l'in- ducticn dans ce rotor d'un signal qui est transmis à l'entrée de l'amplificateur de commande 18 appliqué à la grille 104 du tube 105 pour être superposé sur le signal de déviation produit par le dispositif détecteur du champ magnétique, par l'intermédiaire des conducteurs appropriés 177   d'une   résis- tance 178(Figure 4) disposée à l'intérieur du dispositif de ré   glage   et d'adaptation de   servô-moteurs   20 et   ayant une     extr.é-   mité mise à la masse,

   d'un   ccntact   réglable 179, d'un conduc- teur 180, d'une deuxième résistance 181, dont le but apparai- tra immédiatement, d'un deuxième contact réglable 182 et d'un conducteur 183. Le signal produit dans l'enroulement du ro- tor 173 agit dans le sens opposé à celui du signal de déviati on et augmente avec le braquage du gouvernail par suite de la rotation continue du moteur 102 jusqu'au moment où   le signal   induit dans le rotor 173 devient exactement égal et opposé au . signal de déviation ou   autrement   dit jusqu'au moment où le signal d'asservissement annule le signal de déviation, auquel 
 EMI22.1 
 ,, r:ma'n 

 <Desc/Clms Page number 23> 

 l'excitation du moteur 102 cesse et le gouvernail se trouve braqué d'un angle proportionnel. au signal de déviation directionnelle. 



   Le gouvernail étant ainsi braqué et le moteur 102 désexcité, l'avion commence à revenir vers sa position d'équi- libre correspondant au cap ou direction prescrite ; en ce fai- sant, le signal de direction produit par le dispositif détec- teur du champ magnétique commence à décrottre tandis que le signal d'asservissement produit par le rotor   173   étant à sa valeur maximum devient prépondérant et excite le moteur 102 dans le sens inverse pour déterminer le commencement du retour du gouvernail vers sa position neutre, le renversement de mar- che du moteur étant déterminé par le.passage du courant dans celui des enroulements de saturation 131 ou 132 qui n'était pas parcouru par le courant au moment de la déviaition de l'a- vion de so cap.

   Lors du mouvement de retour du moteur 102, le signal induit dans le rotor   173   diminue progressivement jusqu'au moment où le rotor atteint sa position nulle, pour laquelle, à moins qu'un autre signal de déviation direction- nel ne soit produit par le dispositif détecteur de champ ma- gnétique, le gouvernail et le dispositif générateur du signal de direction se trouvent en concordance. Cette condition de concordance de position est obtenue avantageusement sans l'em- ploi de liaisons mécaniques d'asservissements tels que de câ- bles par exemple entre le gouvernail et le dispositif détec- teur de champ magnétique.

   Cette daractéristique du système proposé est basée sur l'emploi d'un dispositif d'asservisse- ment à induction 171 placé de même c8té que le moteur 102 par rapport au dispositif de débrayage du servo-moteur et qui est actionné directement par ledit moteur indépendemment de la position dugouvernail, 

 <Desc/Clms Page number 24> 

   -L'emploi     d'un   seul signal de déviation directionnelle pour la commande du gouvernail conduit inévitablement à des oscil- lations de l'avion puisque celui-ci en revenant dans sa po- sition d'équilibre correspondant à un cap déterminé tend à dé passer cette position pour n'être actionné que dans le sens opposé, et dépasser de nouveau sa position d'équilibre.

   Il est vrai,que ces oscillations diminuent graduellement   d'amplitude   de,sorte qu'en définitif, l'avion oscille constamment de part et d'autre de son cap au lieu de garder sa position correcte continuellement. 



   En superposant sur le signal de déviation direction- nelle un autre signal qui est dépendant de la vitesse angu- laire ou de la vitesse de déviation de l'avion, il devient Immédiatement possible de contrôler les oscillations de l'avion de telle sorte que l'on peut obtenir un amortissement complet de ces oscillations et une stabilité parfaite dans toutes les conditions de vol.

   Dans ce but, on utilise un gyroscope indicateur de vitesse de virage qui est constitué par un rotor 184 à entrainement électrique (Figure 2) ayant un axe de ro- tation normalement horizontal et monté au moyen de tourillons intérieurs appropriés 185 dans un anneau oscillant 186, ce der- nier étant monté au moyen de tourillons   187   et 188 dans un sup- port approprié pour osciller autour d'un deuxième axe   horizon-   tal perpendiculaire à l'axe de rotation du rotor. Des moyens élastiques appropriés tels que des ressorts 189, par exemple, sont reliés aux tourillons 187 pour s'opposer élastiquement à la précession du gyroscope et rendre la déviation de celui-ci proportionnelle à la vitesse de virage de l'avion de la façon donnée dans la technique. 



   Pour produire un signal proportionnel à la vitesse de virage ou de dévia tion de l'avion telle que déterminée par le gyroscope indicateur de virageon utilise un dispositif 

 <Desc/Clms Page number 25> 

 -inductif de transmission 190 comprenant un stator 191 por- tant un enroulement tri-phasé et un rotor 192 muni d'un enroulement monophasé couplés inductivement avec le stator et connectés par des conducteurs 193 à la source de courant alternatif de bord, telle que l'alternateur 30. Par ailleurs, le rotor 192 est monté sur le tourillon 168 pour tourner avec celui-ci; ce tourillon étant muni d'autre part d'un secteur denté 194 se trouvant en prise avec un pignon 195 porté par un axe 196 portant fixée à extrémité extérieure, une aiguille 187 coopérant avec un cadran 198 pour indiquer la vitesse de virage de l'avion. 



   Le rotor 192, étant excité par la source de courant alternatif de bord et étant accouplé inductivement avec le stator 191, induit dans chacun des trois enroulements dece stator une tension proportionnelle respectivement à la po- sition angulaire relative de chacun'de ces enroulements par rapport au rotor 192. Ces enroulements du stator 191 sont connectés symétriquement au moyen de conducteurs 199 aux trois phases de l'enroulement du stator 200 d'un dispositif récepteur à induction 201 ayant un rotor 202 muni d'ur   enrou-   lement couplé inductivement avec celui dudit stator et porté par un arbre 203 mobile angulairement. 



   Le rotor 192 du dispositif transmetteur 190 se trou- vant dans sa position neutre, c'est-à-dire celle correspondant au vol de l'avion en ligne droite, l'axe électrique du rotor 
202du récepteur sera normal au champ magnétique résultant du stator 200, aux enroulements duquel sont appliquées les tensions produites au stator 191 du transmetteur 190, en sorte qu'aucun signal n'est induit dans l'enroulement du rotor 202. Cependant, dès qu'il se produit une embardée ou une déviation de l'avion de son cap et que celui-ci acquiert -une certaine vitesse angulaire, le rotor 192 est déplacé 

 <Desc/Clms Page number 26> 

 angulairement par rapport au stator 191, ce qui détermine une modification dans les tensions Induites dans les enroulements de ce stator.

   Ces tensions modifiées sont transmises aux en- roulements du stator 200 et déterminent dans celui-ci un   dépla-   cement angulaire du champ magnétique résultant, par rapport au rotor 202, ce qui fait qu'un signal est induit dans l'enroule- ment de ce dernier, signal qui est proportionnel à la vitesse de déviation de l'avion par rapport à son cap. 



   Le signal produit dans l'enroulement du rotor 202 est transmis par des conducteurs   204   au dispositif de réglage et d'adaptation de servo-moteurs   20(Figure4)   et est appliqué à une résistance 181 pour être superposé sur le signal de retour ou   d'asservissement   provenant de l'enroulement du rotor 173 du dis positif générateur de signal d'asservissement 171 et appliqué avec celui-ci au moyen de conducteurs 183 à la. grille 104 du tube 105 de   l'amplificateur   de commande 18.

   Ainsi les trois signaux, c'est-à-dire celui de l'angle de déviation, de la vi- tesse de déviation et de retour ou d'asservissement, sont mé- langés ou additionnés algébriquement sur la grille 104 et agis- sent pour contrôler le fonctionnement du moteur à induction 102 Avec le système ci-dessus et durant le déplacement Initial de l'avion à partir du cap prescrit, le signal de vitesse de dévie tion s'ajoute au signal de l'angle de déviation et s'oppose au signal de retour ou d'asservissement, en sorte que le   gouver   nail est braqué plus rapidement qu'il ne serait braqué s'il était contrôlé par le signal proportionnel à l'angle de dévia- tion seulement;

   durant le retour de l'avion vers, le cap pres-   crit,,   le signal de vitesse de déviation (le signal de la. vites- se angulaire de l'avion étant dirigé maintenant dans le sens inverse) s'oppose au signal de l'angle de déviation, mais s'a- joute au signal d'asservissement en sorte que l'avion est empê- ché 

 <Desc/Clms Page number 27> 

 de dépasser sa position d'équilibre correspondant au cap pres- crit en revenant à cette position. L'action du signal de vi- tesse de déviation se traduit ainsi par une sorte d'effetd'an-   ticipation   agissant pour imprimer au gouvernail, lorsque l'avion se rapproche de son cap, un léger braquage dans le sens opposé appliquant à l'avion un moment de freinage le retenant sur le cap prescrit.

   Il apparait ainsi que la posi- tion statique du gouvernail dans le système suggéré est ren- due proportionnelle à la somme algébrique des signaux de 1' angle et de la vitesse de déviation. 



   En réglant la position du contact 179 (Figure 4 ) sur la résistance 178 du dispositif de réglage et d'adaptation de servo-moteurs, il est possible de réaliser tout rapport voulu convenable entre l'angle de braquage du gouvernail et la tension de signal de contrôle. De plus, la grandeur du signal de la vitesse de déviation utilisé peut-être réglée à toute valeur désirée en ajustant le contact 182 sur la ré- sistance 181. Tous les réglages sont ainsi logés dans le dis- positif de réglage et d'adaptation de servo-moteurs 20 et ont pour but   @'adapter   les performances du dispositif de pi- lotage automatique aux caractéristiques dynamiques d'un avion ou de tout engin de type et de grandeur donnés, afin d'obte- nir un amortissement optimum de l'engin et du dispositif de commande automatique. 



   Commande des ailerons et du gouvernail de profondeur. 



   Les signaux pour la commande de l'avion autour de ses deux autres axes, c'est-à-dire les axes de pente latérale et de profondeur sont dérivés des dispositifs de prise d'indica- tion ou de mouvement appropriés, associés avec un horizon gyroscopique. L'horizon gyroscopique utilisé dans ce but com- prend comme indiqué sur la figure 3 un   roor   20 5 à axe ver- 

 <Desc/Clms Page number 28> 

 tioal entraîné électriquement et monté à l'intérieur   d'un   boi- tier approprié 206 qui à son tour est monté au moyen de tou- rillons 207 pour pivoter librement autour d'un axe horizontal ce dernier étant monté au moyen d'autres tourillons 209   à l'intérieur   d'un anneau à cardan   20 = pour   osciller librement autour d'un deuxième axe horizontal perpendiculaire au premier. 



  Cet instrument est disposé de façon à ce que les tourillons extérieurs 209 soient parallèles à l'axe longitudinal de l'aw vion afin de définirl'axe de pente latérale ou de roulis,et ses tourillons intérieurs 207 soient placés parallèlement à l'axe transversal de l'avion pour définir l'axe de pente lon-   gitudinale   ou de tangage. Cet appareil peut être utilisé com- me un horizon artificiel conventionnel et dans ce but il est muni d'une barre d'horizon 201 se déplaçant vers le haut et vers le bas devant un écran 211 relié de façon appropriée à l'axe de pente latérale défini par les tourillons 209.

   Cette barre d'horizon 20 est solidaire d'un bras 212 pivoté en 213 et pourvu d'une rainure allongée 215 dans laquelle s'engage un doigt 225 porté par un autre bras 216 monté pour se déplacer angulairement avec les tourillons 207 de l'axe de tangage. 



   Dans le but de produire un signal électrique destiné à   contrôler   les ailerons   24   proportionnellement à l'angle d'in clinaison latérale de   l'avion,     un   dispositif transmetteur à induction 217 est associé avec l'axe de roulis du gyroscope. 



  Ce dispositif comprend un stator 218 muni d'un enroulement tri- phasé et un rotor 219 muni   d'un   enroulement monophasé couplé indu.ctivement avec le dit stator et fixé sur le tourillon 209 du gyroscope. L'enroulement du rotor 219 est connecté à la source de courant alternatif de bord, telle que l'alternateur 30, en sorte que dans les conditions normales de vol, l'a- vion se trouvant dans la position horizontale,des tensions de valeurs déterminées sont induites dans les enroulements du 

 <Desc/Clms Page number 29> 

 stator 218 suivant la position angulaire relative de chacun de ces enroulements; par rapport au rotor.

   Le stator du dispo- sitif transmetteur 218 est connecté par des conducteurs appro- priés 220 au trois points de l'enroulement tri-phasé du sta- tor 221 d'un dispositif récepteur induction 222 comportant un rotor 223 muni d'un enroulement monophasé couplé inductive- ment avec celui dudit stator. Le rotor 223 est monté sur un arbre 224 de position angulaire réglable. 



   Dans le cas où l'avion ne subit pas d'inclinaison la- térale, la position normale de l'enroulement du rotor 223 du dispositif récepteur 222 est telle que son axe électrique est perpendiculaire au champ magnétique résultant du stator. 



   Cependant, dès que l'avion s'incline, le rotor 219 du du dis- positif transmetteur est déplacé angulairement avec le touril- lon 209 et provoque un changement dans les tensions induites    dans le stator 218 ; tensions modifiées étant communiquées   au stator du récepteur 221 déterminent dans celui-ci un dépla- cement angulaire correspondant du champ magnétique résultant, grâce à quoi le signal proportionnel à l'angle de l'inclinai- son latérale est induit dans l'enroulement du rotor 223. Ce signal est transmis au moyen de conducteurs appropriés 226 aux bornes d'une résistance 227 (Figure 4) de l'amplificateur de commande 18 et appliqué'à la grille 228 d'un tube à vide 
229.

   La plaque 230 de ce tube à vide est-reliée par l'inter- médiaire de deux conducteurs en parallèle avec les grilles 231 et 232 de deux tubes 233 et 234 dont les plaques 235 et   236   sont   coectées   bar l'intermédiaire de conducteurs 237 et les conducteurs 115 et 116 aux extrémités opposées de l'enroule- ment secondaire   117,   à une prise centrale de mise à la masse, du transformateur de modulation déjà mentionné précédemment. 



   Dans chacun   des,'circuits   de plaque des tubes 233 et   . 234   sont insérées des réactances magnétiques 238 et 239 dont 

 <Desc/Clms Page number 30> 

 chacune comprend un noyau en fer doux( non représenté) por- tant deux enroulements primaires 240 et 241 connectées en sé- rie   l'un   avec l'autre et avec le source de courant alternatif du bord 30 au moyen de conducteurs 242 branchés sur les con- ducteurs   119   et 120.

   Ces réactances magnétiques comportent éga-   lement   des enroulements secondaires 243 et 244 qui sont connec- tés en série et en opposition l'un par rapport à l'autre entre les conducteurs de sortie 245 relié par l'intermédiaire d'un commutateur inverseur 246 disposé à l'intérieur du dispositif de réglage et d'adaptation de servo-moteurs 20, avec l'enroule- ment d'une phase 247 d'un moteur à induction bi-phasé 248 (Fi- guce 3) prévu pour constituer le servo-moteur des ailerons. 



   Des enroulements de saturation 249 et 250 sont en ou- tre prévus pour les réactances 238, 239 (Figure 4  dont le rôle est de déterminer la direction de rotation du moteur 248. 



  Comme il a été décrit en relation avec la disposition similai- re utilisée pour la commande du gouvernail de direction, le signal de pente latérale produit un courant pulsatoire   dans 1'   un cu dans l'autre des enroulements de saturation   249   et 250 suivent le sens de   l'inclinaison   de   l'avion,     en.   sorte que les courants induits dans l'un ou dans l'autre des enroulements secondaires 243 et   244   diminuent et un courant passe dans un ou dans   l'autre   sens dans les conducteurs de sortie 245 pour exciter la phase 247 du moteur 248, la deuxième phase 250 de ce moteur étant excitée continuellement à partir de la source de courant alternatif de bord. 



   Comme dans le cas de la commande du gouvernail de 
 EMI30.1 
 directions, un dispositif d'accouplement débraye-bip 252 est pré- vu pour établir la connexion d'entraînement   entre le   moteur 248 et un arbre de commande des ailerons 253, ce dernier étant connecté aux ailerons 24 par tout moyen approprié tel Que dés 

 <Desc/Clms Page number 31> 

   .câbles   255. Le dispositif d'accouplement 252 comprend deux organes d'accouplement 256 et 257 dont un a une connexion d'en- trainement avec l'arbre de commande des ailerons 253 par l'in- termédiaire d'un dispositif réducteur à engrenages 258 du genre déjà décrit en relation avec la commande du gouvernail de direction, ce réducteur étant logé à l'intérieur d'un boi- tier fixe du servo-moteur 259.

   L'organe d'accouplement opposé est porté par un arbre 260 monté pour pouvoir être déplacé axialement par rapport à un pignon 261 monté sur cet arbre pour pouvoir tourner avec lui. Cet accouplement est contrôlé par .un solénoïde 262 dont une ¯extrémité est mise à la masse au moyen d'un conducteur 263 dont l'autre extrémité est con- nectée par l'intermédiaire d'un conducteur 264 à l'interrup- teur 92,

   ce   solénode   étant excité lorsque cet interrupteur est placé dans la position de   "marche".   L'excitation du so-   lénoide   262 provoque l'attraction du noyau 265 contre l'action de moyens élastiques.266 interposés entre le pignon 261 et une partie élargie de l'arbre 260 pour engager et déplacer l'arbre 260 vers l'extérieur afin de mettre en prise l'organe d'accouplement 256 avec l'organe d'accouplement opposé. 



   Dans le but d'amortir le mouvement des ailerons, un dispositif d'asservissement à induction 267 est prévu en liai- son avec le dispositif servo-moteur de commande des ailerons Ce dispositif comprend un stator 268 portant un enroulement tri-phase connecté de façon appropriée à la source de courant alternatif de bord pour produire un champ alternatif de posi- tion fixe.et un rotor 269 muni d'un enroulement monophasé cou- plé   inductivem ent   avec celui dudit stator.

   Le rotor 269 est solidaire d'un arbre 270 portant un pignon 271 en prise avec un dispositif réducteur à engrenages, interposé entre ce pi- gnon et le pignon 261, grâce à quoi lors du mouvement du mo- 

 <Desc/Clms Page number 32> 

 leur 248, l'enroulement du rotor 269 est dévié de sa position neutre,ce qui détermine l'induction d'un signal dans   l'enroule-   ment d.udit rotor. 



   Le signal électrique induit d.ans le rotor 269 en fonc- tion du mouvement du servo-moteur 248 est appliqué au moyen de conducteurs appropriés 273 aux bornes d'une résistance 274 (Figu re 4 ) montée à l'intérieur du dispositif de réglage et d'adapta. tion de servo-mcteurs, cette résistance étant mise à la masse d'un côté et ayant un contact réglable   275,   ce dernier étant con' necté par l'intermédiaire d'un conducteur 276 à la grille 228 du tube   229,   en sorte que le signal d'asservissement est super- posé au signal de pente latérale appliqué à la grille   228.   De cette façon;, le déplacement du moteur 248 est proportionnel à la somme algébrique des signaux de pente latérale et d'asservis- sement.

   En réglant le contact 275 sur la résistance 274, on peut fixer à toute valeur voulue le rapport entre l'angle de braquage des ailerons et la va.leur de la tension de signal de contrôle fonction de l'angle de l'inclinaison latérale de l'avion. L'in-   terrupteur   inverseur 246 prévu entre la sortie des enroulements secondaires des deux réactances magnétiques et   lE.   phase variable du moteur 248 a pour but d'établir un sens de rotation correcte du servo-moteur.   L'interrupteur   inverseur 133 prévu dans le dispositif de commande du gouvernail de direction sert au même but en relation avec le servo-moteur de gouvernail de   direc-   tion 102. 



   Dans le but de produire à partir de l'horizon gyrosco- pique un signal électrique proportionnel à l'angle de pente longitudinal, un dispositif à induction   277est   associé avec   l'axe   de tangage dudit gyroscope. Ce dispositif comprend un sta- tor 278 portant deux enroulements 279 et 280 branchés en série et en opposition l'un par rapport à   l'autre,   ces enroulements :étant munis de trois prises 281,282 et 283 qui sont connectées à la source de courant alternatif de bord.

   Un rotor 284 ayant 

 <Desc/Clms Page number 33> 

 ,la forme d'une vanne en fer doux est porté par le tourillon 207 du boitier intérieur du gyroscope et occupe normalement par rapport aux enroulements du stator une position telle que des tensions induites dans les enroulements du. stator sont égales et opposées de sorte que le système reste en équilibre. 



  Cependant, dès que l'avion subit une inclinaison autour de son axe transversal, le rotor 284 se déplace angulairement par rapport au stator et provoque un déséquilibre des tensions entre les deux enroulements de ce dernier, ce qui fait qu'un signal de phase opposé est induit dans le stator suivant le sens de l'inclinaison de l'avion par rapport à la position ho-   rizontale.   



   Un dispositif récepteur approprié à induction 285 est prévu en liaison avec le stator du transmetteur du signal de pente longitudinale. Ce dispositif comprend un stator 286 mu- ni   d'un   enroulement triphasé dont les trois phases sont re- liées au stator du dispositif transmetteur 278 au moyen des conducteurs 281,282 et 283. Un enroulement de rotor 287 est accouplé inductivement avec le stator récepteur et peut être déplacé angulairement par rapport à ce dernier par l'intermé- diaire de   l'arbre   288. Lors= de l'inclinaison de l'avion autour de son axe transversal, le rotor 284 est déplacé par rapport au stator 278 déterminant dans celui-ci un déséquilibre des tensions entre les enroulements 279 et 280.

   Ce déséquilibre des tensions est reproduit au stator récepteur 286 et se tra- duit par le déplacement angulaire du champ magnétique résultant produit dans ce dernier par rapport à l'enroulement du rotor 287 dont l'axe électrique n'est plus ainsi normal à ce champ. 



  Il en résulte qu'un signal est induit dans cet enroulement de rotor et que l'intensité de ce signal est proportionnelle à l'angle de pente longitudinale de l'avion. 



   Le signal électrique ainsi produit est transmis au 

 <Desc/Clms Page number 34> 

 moyen de conducteurs 290 à une résistance 291 de l'amplifica-   teur de   commande 18 (Figure 4) et se trouve appliqué de ce fait à la grille 292   d'un   tube à vide 293, dont la plaque 294 est connectée au moyen de deux conducteurs en parallèle avec les grilles 295 et 296 de deux tubes 297 et 298.

   Les pla- ques 2P9 et 300 de ces derniers tubes sont connectées au moy- en   -le   conducteurs 301 et les   conducteurs     115-116   aux extrémi- tés opposées de l'enroulement secondaire 117 mis à la masse en 60.Comme dans le cas des deux dispositifs de commande pré- cédemment décrits, des réactances magnétiques   502   et 303 sont insérées dans chacun des circuits de plaque des   tubes     298 et   297, ces réactances   magnétiques   comprenant des noyaux de fer doux (non représentés)

   portent deux enroulements primaires 03 et   soi   connectés en série l'un avec l'autre et avec la source de courant alternatif de bord par l'intermédiaire de conducteurs  306   branchés sur les conducteurs 119 et  120   du primaire du transformateur 118.

   Ces   réactances   magnétiques comportent également des enroulements secondaires 307 et   308   qui sont connectés en série et en opposition   l'un   par rapport à l'autre entre les conducteurs de sortie 309 qui sont bran- chés par l'intermédiaire   d'un   commutateur inverseur 310 monté dans le dispositif de réglage et d'adaptation de   servo-moteurs   avec l'enroulement   d'une   phase 311 d'un moteur à induction   bi-phasé   312 prévu pour contrôler le gouvernail de   profon-   deur 26 (Figure 3). Les   réactances   magnétiques comportent d'autre part des enroulementsde saturation 313 et 314 (Figure 4) dont   le   rôle est de déterminer le sens de rotation du mo- teur 312.

   Comme il a été décrit en relation avec les commandes du gouvernail de direction et des ailerons, le signal de pen- te longitudinale suivant qu'il s'agit d'un mouvement de cabré ou de piqué, produit un courant pulsatoire dans   l'un   ou l'au- tre des enroulements de saturation 313, 314, en sorte que des courants induits dans un des enroulements secondaires 307 et 308 se trouvent réduits et un courant est 

 <Desc/Clms Page number 35> 

 .établi dans un sens ou dans un autre dans les conducteurs de sortie 309 pour exciter la phase 311 du moteur 312, la deuxième phase 315 de ce moteur étant continuellement excitée à partir de la source de courant alternatif de bord. 



   Ainsi que dans le cas des dispositifs de commande du gouvernail de profondeur et des'ailerons, un dispositif d'accoup plement débrayable 316 est prévu pour établir une connexion d'entrainement entre le moteur 312 et   l'arbre   de commande du gouvernail de profondeur 317, ce dernier arbre étant connec- té mécaniquement aux surfaces de gouvernail de profondeur 26 au moyen de câbles   appropriés.

   319,   L'accouplement 316 comprend deux organes d'accouplement 320 et 321 dont un a une liaison d'entraînement avec l'arbre de commande du gouvernail de pro- fondeur 317 par l'intermédiaire d'un réducteur à engrenages approprié 322 similaire à ceux déjà, décrits et   utiliàés   dans les dispositifsde commande des deux autres axes, ce disposi- tif de réduction étant logé à l'intérieur dit boitier fixe du servo-moteur 323. Le deuxième organe d'accouplement 320 est porté par un arbre 324 monté pour pouvoir étre déplacé axia- lement par rapport au pignon 325 monté sur cet arbre afin de tourner avec lui.

   Le dispositif d'accouplement décrit est contrôlé par un solenoïde 326 dont une extrémité est mise à la masse par un conducteur 327 et l'autre extrémité est re- liée à l'interrupteur de débrayage de servo-moteurs 92 au moyen d'un conducteur 328. Lorsque cet interrupteur est placé dans la position de "marche", le solénoide est excité et déplacé le noyau 329 vers l'extérieur contre la résistance de moyens élastiques tels que le ressort 330 interposé entre le pignon 
325 et une partie élargie de l'arbre 324.

   Ce mouvement de noyau 329 détermine le déplacement de l'arbre 324 vers l'ex- térieur et amène l'organe d'accouplement 320 en prise avec   ,l'organe   d'accouplement opposé 321 

 <Desc/Clms Page number 36> 

 Afin de réaliser un'amortissement.voulu du mouvement du gou- vernail de profondeur, un dispositif à induction générateur de signal d'asservissement 331 est prévu en liaison avec le serfo-moteur de commande du gouvernail de profondeur.Ce dis- positif est constitué par un stator 332 muni d'un enroulement tri-phasé connecté à la source de courant alternatif de bord pour produire un champ alternatif de direction fixe et un ro- tor 333 muni d'un enroulement couplé inductivement avec celui dudit stator.

   Ce rotor est monté sur un arbre 334 muni d'un pignon 335 en prise avec un dispositif réducteur à engrenanes 336,   Interposé   entre ce pignon et le pignon 325 commandé par le servo-moteur. Grâce à cette disposition et similairement au cas de commande des doux autres axes, la rotation du ser- vo-moteur 312 amène l'enroulement de rotor 333 à quitter sa position neutre par rapport au stator,en sorte qu'un signal est induit dans   l'enroulement   du rotor proportionnellement à l'angle de mouvement du servo-moteur, 
Le signal électrique d'asservissement ainsi induit dans l'enroulement du rotor 333 est transmis au moyen de con- ducteurs 337 à une résistance 338 (Figure 4) montée dans le dispositif de réglage et d'adaptation de servo-moteurs de la façon similaire aux dispositifs de commande des deux autres axes.

   Cette résistance est mise à la masse à l'une de ses extrémités et est pourvue   d'un   contact réglable 339 qui est connecté au moyen d'un conducteur 340 à la grille 292 du tube amplificateur 293 recevant par ailleurs le signal proportion- nel à l'angle de pente longitudinal. Ainsi le signal d'asser- vissement contrôlé par le mouvement du servo-moteur de com- mande du gouvernail dë profondeur est superposé sur la gril- le 292 au signal proportionnel à l'angle de pente longitudi- nale. En réglant la position du contact 339 sur la résistance 338, on peut obtenir tout rapport voulu entre l'angle de bra- 

 <Desc/Clms Page number 37> 

 ,   ,quage   du gouvernail de profondeur et de la  valeur/de   signal de contrôle proportionnel à l'angle de pente longitudinale.

   Le commutateur inverseur 310 entre la sortie des enroulements se- condaires de deux réactances magnétiques et la phase variable du moteur 312 est prévu pour fixer initialement le sens cor- rect de rotation du servo-moteur. Il résulte de la   descrip-   tion précédente qu'aucun signal de vitesse angulaire n'est superposé aux signaux de pente longitudinale et transversale ceci n'étant pas nécessaire puisque le système tel que décrit est auto-amortisseur.

   Cependant pour le cas où il serait néces. saire d'utiliser des signaux proportionnels à la vitesse de déviation de l'avion autour de ses deux axes horizontaux des prises auxiliaires   341-342   (voir Figure 4) sont prévues dans l'amplificateur de commande dans le but d'appliquer de tels signaux sur les grilles 228 et 292 des tubes 229 et 293 des dispositifs de commande des ailerons et du gouvernail de pro- fondeur. De plus, une prise auxiliaire 343 peut être également prévue dans le circuit de commande du gouvernail de direction pour être utilisée si on le désire afin d'appliquer à ce cir- cuit de commande un signal de direction dérivé d'un radio compas, ce qui pourrait permettre de contrôler le gouvernail de direction soit à partir d'un dispositif magnétique soit à partir d'un radio compas.

   Une telle substitution d'un signal directionnel par un autre ne nécessite aucun changement méca- nique dans le système de pilotage, mais se réduit simplement à la déconnexion du dispositif magnétique et la connexion du circuit venant du radio compas, grâce à quoi le signal pro- duit par ce dernier peut être appliqué directement sur la grille 104 du-tube 105 
Fonctionnement 
Supposons que l'avion équipé du dispositif de pilo- tage automatique décrit vole en ligne droite et en palier 

 <Desc/Clms Page number 38> 

 suivant un cap déterminé sons le contrôle manuel d'un pilote humain et que ce dernier désire placer l'avion sous le con- trôle du dispositif de pilotage automatique pour que l'avion puisse continuer son vol suivant le cap prescrit sous l'action de ce dispositif. 



   Si l'interrupteur d'alimentation 94 ne se trouve pas déjà dans la position marquée "marche", il est amené dans cet- te position. De même l'interrupteur de commande des disposi- tifs d'accouplement des servo-moteurs 92 est amené dans la position marquée "marche".La bobine 85 de   l'embrayage   ma- gnétique prévue entre le   dispositif   de couplage induction 43 et le dispositif transmetteur à induction 82 est excitée pour amener en prise les organes d'embrayage 86 et 87. A par- tir de cet instant, tout mouvement de l'arbre de rotor 50 est transmis à l'arbre de rotor 84.

   Simultanément les solenoïdes des dispositifs d'accouplement débrayables de servo-moteurs 141, 262 et 326 sont excités et établissent des liaisons d' entraînement mécanique entre les moteurs à induction   102,   248 et 312 et les surfaces de gouverne correspondantes, c'est   à-dire   le gouvernail de direction 22, les ailerons 24 et le gouvernail de profondeur 26. 



   Si pour une raison quelconque, l'avion dévie de son cap les tensions   Induites   dans la bobine secondaire 37 du dispositif détecteur du champ magnétique sont modifiées pro- portionnellement à   l'angle   de déviation de l'avion par rap- port au cap prescrit et ces tensions modifiées sont reprodui- tes à l'intérieur du stator 42 du dispositif de couplage à induction 43.

   Ce changement de la distribution des tensions dans les enroulements du stator du dispositif 43 détermine un déplacement angulaire du champ magnétique résultant,de ce stator, ce qui se traduit par l'induction d'un signal élec- -trique dans l'enroulement du rotor 49 de ce dispositif, ce 

 <Desc/Clms Page number 39> 

 signal est transmis par l'intermédiaire de conducteurs 51 à un amplificateur à, tube à vide 16 dans lequel ce signal est amplifié et transmis   en::

  vite   au moyen de conducteurs 52 à le. phase variable 53 du moteur à induction   54.   La phase va- riable du moteur à induction 54 étant excitée, ce moteur se met   en.   marche pour ramener l'enroulement du rotor 49 dans une nouvelle position neutre par l'intermédiaire du ré- ducteur 60 et lorsque cette position est atteinte, le si- gnal du rotor 49   disparaît   et le moteur 54 étant désexcité s'arrête. 



   Le mouvement angulaire imprimé à l'enroulement du rotor 49 à partir de sa position neutre originale jusqu'à sa nouvelle position neutre est transmis au rotor 83 du dispo- sitif   transmetteur   à induction 82. Ce rotor vient occuper par rapport à ce stator une nouvelle position angulaire lors- que l'enroulement du rotor 49 a atteint sa nouvelle position neutre. L'enroulement du rotor 83 étant ainsi déplacé par rapport à sa position neutre un courant proportionnel à l'an- gle de   déplacement   de l'enroulement est induit dans celui- ci et est transmis à l'amplificateur de commande 18,   d'où   il est transmis à travers le dispositif de réglage et d'adapta tion de servo-moteurs pour exciter la phase variable 134 du servo-moteur à induction 102.

   Ce moteur entraine le gouver- nail de direction 22 dans le sens de braquage et déplace   si%   multanément l'enroulement du rotor   173   du dispositif d'asser- vissement à induction   171   par rapport à son stator 172 grâce à quoi un signal électrique dtasservissement est produit dans l'enroulement du rotor et est transmis à l'amplificateur 18 pour être superposé au signal de direction. Dès que le si- gnal d'asservissement superposé au signal de déviation devient égal à ce   derhier,   le moteur à induction 102 s'arrête avec le gouvernail de direction braqué sous un angle 'déterminé par rap port à l'avion.

   Lorsque l'avion commence son mouvement de 

 <Desc/Clms Page number 40> 

 retour vers le cap prescrit, la grandeur du signal de direc- tion diminue et le signal d'asservissement devient   prédomin     nant.   Sous l'action prédominante de ce dernier signal,le moteur 102 se met en marche dans le sens opposé pour réduire le braquage du gouvernail 22 et le ramener dans sa position neutre. Simultanément, l'enroulement du rotor 173 du dispo- sitif d'asservissement à induction est ramené dans sa position neutre par rapport à son stator et lorsque cette position est atteinte, l'excitation du moteur 102 est supprimée et son mo- teur   s'arrête.   



   Lorsque l'avion dévie de son cap prescrit, le gy- roscope indicateur de vitesse de virage 184   précessionne   en comprimant les organes élastiques 189 pour déplacer angulai- rement l'enroulement du rotor 192 du dispositif transmetteur à induction 190, ce qui détermine une modification des tenM sions dans les enroulements du stator   190   de ce dispositif. 



  Cette modification des tensions est transmise aux enroule- ments du stator 200 du dispositif récepteur 201 et se tra- duit par l'induction d'un signal dans l'enroulement du ro- tor 202. Ce signal est proportionnel à la vitesse de virage de l'avion et est transmis à l'amplificateur 18 où il est su- perposé au signal de déviation directionnelle de façon à s'ad- ditionner à ce dernier et opposer le signal d'asservissement, grâce à quoi le gouvernail de direction est actionné dans le sens de braquage plus rapidement qu'il n'est actionné dans le sens inverse. Le moteur 102 agit pour augmenter l'angle de braquage du gouvernail jusqu'au moment où le signal d'as- servissement devient égal à la somme des signaux de direction et de la vitesse de déviation, auquel moment l'excitation du moteur 102 cesse.

   Le mouvement de déviation de l'avion s'ar rête momentanément et le signal de vitesse de virage tombe à zéro, A l'instant suivant, l'avion commence son mouvement de retour vers le cap prescrit et ledit signal de déviation directionnelle diminue, ce qui fait que le signal   dtasser-        

 <Desc/Clms Page number 41> 

 vissement devient prédominant et renverse le sens de rotation du moteur, grâce à quoi le gouvernail de direction est ac- tionné vers sa position neutre. L'avion en revenant sur le cap prescrit développe une certaine vitesse angulaire dans le sens inverse et le signal de vitesse de déviation pro- duit à la suite de ce mouvement s'ajoute maintenant au si- gnal d'asservissement pour s'opposer au signal de direction pour accélérer le retour du gouvernail à la position neutre. 



   Le gouvernail peut atteindre sa position neutre déterminant l'annulation du signal d'asservissement avant que l'avion ne revienne réellement dans la position correspon- dant à son cap prescrit. Si l'avion possède encore une cer- taine vitesse angulaire dans le sens de retour vers sa posi- tion d'équilibre, le moteur 102 continue à marcher seulement sous l'influence du signal de vitesse de déviation. Cependant en même temps, l'enroulement du rotor 173 du dispositif d'as- servissement 171 est déplacé de sa position neutre dans le sens opposé, grâce à quoi un signal d'asservissement est pro- duit qui s'oppose maintenant au signal de vitesse de dévia- tion.

   De cette façon, un braquage de sens opposé est impri- mé au gouvernail avant que l'avion n'atteigne sa position d'équilibre, ce qui fait que le gouvernail agit ainsi pour freiner ou amortir le mouvement de l'avion et empêcher ce- lui-ci de dépasser sa position d'équilibre en revenant vers cette position. Lorsque le signal de la vitesse du mouvement disparait, le signal d'asservissement agit seul pour action- ner le gouvernail dans le sens inverse et le   rameher   dans la position neutre, auquel moment, ce signal s'annule et une concordance complète est maintenue antre le dispositif géné- rateur de signal de déviation et le gpuvernail sans qu'aucune connexion mécanique d'asservissement soit prévue entre eux. 



   Un fonctionnement sensiblement le même a lieu en ce qui concerne les commandes du gouvernail de profondeur. 

 <Desc/Clms Page number 42> 

 



  Ainsi lorsque l'avion dévie de sa position d'équilibre qu' il soit horizontal ou incliné, un signal proportionnel à l'angle de déviation est produit dans les enroulements de stator 279 et 280, et est reproduit dans le rotor 287 du dispositif récepteur. Ce signal est transmis alors à l'am- plificateur pour provoquer le fonctionnement du moteur de commande 312 du gouvernail de profondeur pour braquer pro- portionnellement ce gouvernail. Le moteur 312 étant mis en marche l'enroulement du rotor 333 du dispositif d'asservis- sement à induction 331 est déplacé angulairement par rapport à son stator, grâce à quoi un signal d'asservissement est produit dans le rotor 333 et superposé sur le signal de pen- te longitudinale.

   Le fonctionnement du moteur 312 continue jusqu'à ce que le signal d'asservissement devienne égal au signal de pente longitudinale, auquel moment l'excitation du moteur est supprimée et ce moteur s'arrête. Lorsque l'avion   commence son   mouvement de retour vers sa position   d'équilibre,   un signal de pente longitudinale diminue et le signal d'asservissement devient   prédominant],   déterminant le   renversement   du sens de marche du moteur 312, qui, sous l'influence de ce signal, ramène le gouvernail de   profon-   deur 26 dans la position neutre. Ce signal tombe à zéro quand le gouvernail atteint cette position. 



     Au   cas où l'avion s'incline   latéralement,   le rotor 
219 du dispositif à induction 217 est déplacé angulairement par rapport à son stator, ce qui détermine l'induction   d'un   signal dans   l'enroulement   du rotor 223 du récepteur correspondant, ce signal étant proportionnel à   l'angle   de   l'inclinaison   latérale de l'avion. Le signal ainsi produit est appliqué à   l'amplificateur   18 et de là par le   disposi-   tif adaptateur de   servo-moteurs   décrit, à la phase variable du moteur à induction 248 qui provoque le braquage des 

 <Desc/Clms Page number 43> 

 ailerons 24 dans un ou dans l'autre sens suivant le sens de l'inclinaison de l'avion.

   Dès que le. moteur 48 se met en marche, l'enroulement du rotor 269 du dispositif d'asservis- sement 267 est déplacé angulairement par rapport à son sta- tor grâce à quoi le signal d'asservissement est induit dans ce rotor et est superposé sur le signal de pente latérale pour modifier le fonctionnement du moteur 248 et éventuelle- ment supprimer l'excitation de celui-ci, lorsque le signal d'asservissement devient devient égal et opposé au signal de pente latérale. Lorsque le mouvement de déviation de l'avion s'arrête et que l'avion commence à revenir vers sa position d'équilibre, le signal de pente latérale diminue et le signal d'asservissement prédominant inverse le sens de rotation du moteur 248 pour ramener les ailerons dans la position neu- tre.

   Lorsque les ailerons s'approchent ainsi de leur positi- on neutre, le signal d'asservissement tombe à zéro et le moteur 248 se trouve désexcité. Comme dans le cas de la cota- mande du gouvernail de direction, un synchronisme parfait est maintenu entre les éléments de production de signaux de pentes longitudinale et latérale et respectivement le gou- vernail de profondeur et les ailerons sans aucune conne- xion d'asservissement mécanique directe entre ces dispositifs. 



   Si on\(désire, un interrupteur de secours 400 comman- dé par le pilote humain peut être prévu sur le 'volant de commande du pilote de façon à ce que ce dernier puisse couper 
 EMI43.1 
 l'excit,.l.ion du dispositif d'accouplement de se1-vo-moteurs simplement en appuyant sur un bouton 401. ce bouton permet de mettre à la masse la bobine 402 pour provoquer l'excitati- on de celle-ci et déterminer le déplacement d'un noyau 43 vers   llextérieur   pour ouvrir l'interrupteur 92 de commande des dispositifs d'accouplement des servo-moteurs, Dès que l'interrupteur 92 est ainsi coupé, la bobine 402 se trouve désexcitée, mais ne provoque pas la fermeture de l'inter- 

 <Desc/Clms Page number 44> 

 
 EMI44.1 
 rupteur 92 Se. ""I.1ii.n.a" celle-ci ne pouvant être produite que par l'actionnement direct de cet interrupteur. 



   L'invention fournit ainsi un nouveau dispositif de pilotage automatique qui permet de maintenir l'avion sans recalage ou réglage à tout cap magnétique désiré, le ramène rapidement à ce cap après toute   déuiation,   sans oscillation, et maintient en même temps l'avion en équilibre par rapport à ses axes longitudinal et transversal. L'extrême sensibili- té du dispositif de pilotage automatique suivant la présen- te invention ainsi que la rapidité de la réaction aux dé- placements très faible rend inutile tout angle de braquage important de gouverne.En même temps, par suite de l'absen- ce de toute tendance à oscilles autour du cap prescrit, le dispositif de pilotage automatique suivant l'invention est capable de maintenir l'avion stable dans les conditions atmosphériques très variables et ceci sans réglage. 



   Bien qu'une seule forme de réalisation de l'in- vention ait été décrite et représentée en détail dans son application à un avion autour de trois axes, il est enten- du que liinvention n'y est pas limitée. Diverses modifica- tions et changements peuvent y être apportés dans la for- me et la disposition des parties sans   s'écarter   de l'esprit ou sortir du domaine de l'invention, comme il apparaitra à tout homme de   l'art,    par   exemple au lieu d'employer un horizon gyroscopique séparé comme instrument de contrôle de signaux de pentes longitudinale et latérale, l'horizon artificiel utilisé pour la stabilisation du détecteur du champ magnétique direct peut être employé pour produire ces   signaux.  

Claims (1)

1. REVENDICATIONS -------------- 1.- Dispositif de pilotage automatique d'engins di- rigeables et plus particulièrement d'engins de navigation aérienne, tels qu'avions par exemple, dans lequel la commande automatique d'une gouverne est assurée par un dispositif de commande électrique réalisant un fonctionnement synchrone entre l'appareil de référence correspondant et cette gouverne sans l'utilisation d'une connexion mécanique d'asservissement entre cette gouverne et cet appareil de référence.

   2.- Dispositif de pilotage automatique d'engins diri- geables et plus particulièrement d'engins de navigation aé- rienne, tels qu'avions, dans lequel le dispositif de commande d'une gouverne comprend un servo-nioteur destiné à actionner cette gouverne, un appareil de référence produisant un signal de commande pour le dit servo-moteur et un dispositif généra- -beur de signal actionné par le dit servo-moteur et produisant un deuxième signal dit d'asservissement, ces signaux étant notamment dans un même circuit combinés/pour commander le servo-moteur.

   3.- Dispositif de pilotage automatique d'engins di- rigeables et plus particulièrement d'engins de navigation aérienne tels qu'avions par exemple, dans lequel le dispositif de commande automatique d'une gouverne, pouvant être commandée par ailleurs manuellement, comprend un servo-moteur connecté à la gouverne à commander par un dispositif d'accouplement commandé, un appareil de référence produisant un signal élec- trique de commande pour ce servo-moteur etun dispositif géné- rateur de signal actionné par le dit servo-moteur etproduisant un deuxième signal électrique dit d'asservissement se combinant notmmentdans un même circuit avec le premier/pour commander e servo-moteur, ce générateur <Desc/Clms Page number 46> EMI46.1 d3 signal étant a.

   elles de façon à réaliser un. a3se':V:Î.sse. ¯ent direct de la gouverne 8. 1 ',: w.o:: il de C1>jl"e:.H3, ('¯:2:::::'i0- la .'ou- verne st reliée au :3sr;Tj-:':'2tsL1.::7, et un L3ssr'TiC:iSs .crt indirect ria dit 32JVO-:.lot;'Slr à. 1s gouverne lorsque la liaison entre cette ;'CtLve.)r1..e et le sEt"7c#.itù.t s't 1"oit±ti.'om"'àGo lift .::.1: - Dicpo.'-.'.iti;:' ['.6 :,:;.10 ::-L'e r.ll;o¯¯¯¯¯7':'L'C ;¯tû ."1S cri- "'i'ê1àles e"i g>1-us 'Clc..'ûlCU.l1 t'C .3nt ètel'->l1;; de 2.1a-;ri'ë:.tic11 é1é- risnne tels CJ.1¯i.. ,7 i- o i). .pz.i e,.,,. '.'?lc, C.:&118 s a 2 c- 18 disYC2.,tif de coi.;Fian6:e d'une gouverne CC:¯':,'¯'c CL ul :C'r:

   -::iOï,C-L'.i' électrique !an ',:C,;Uc.'.:'eil (le référence engendrant L1.n Sl! nal électrique f'C21C- tion de la déviation de l'engin d'une position ou d'une condi- tien .,.e vol tsl"',lil16e, nour contrôler ne se'\JO-::(lC'0eur et Lln dis- positif d'asservissement actionné par le dit l 6'C-rv.^.-¯;i;eL?r et en- 2i,-i 1"c,.-¯-¯'G un deuxième sir.i:a;1 électrique se combinant é#u-ec le notassent dans un mêf!16 circuit premier/peur siod-ifier l'action de ce ï:10'teU.r en fonction du dé- "li .Cc¯:vxi't du dit riioteur, es dispositif ras8ervis e. nt ayant une connexion permanente avec le sctvoi.ic'leL1r, tandis qu'un ac- coü¯;le::ïel1.t débrayable est prévu entre cet erlse o13 et li surface c !"OL1VSl'ne" 5m- Dispositif ".ià )ilo'baS6 .,¯;:Cu:..i't1L'-U.e suivant les re- ve c- C, ;2, tÉ ou 4, dans lequel 1s dispositif (' lesser- Vi.¯S8.:ïlSllt est connecté :¯;

   .1 serve-acteur de cC::.::lé,.llG.8 d'une gou- verne par un aécanisaie de transmission C;Ê:lu1't7.:=ll.Ca't8ul" tan- dis qu'un accouplement ':.J CO;.Gl2i.'(Ld6 est prévu entre la gouverne et le dit servc-noteur ou un élément du dit uécanisme.

   6.- Dispositif de pilotage autcaatique suivant les ra- vendications l, â, 3 ou 4, dans lequel le dispositif de co,'lDEmc1e EMI46.2 d'une gouverne comprend plusieurs appareils de référence produi- EMI46.3 sant pour la cOî8.nde du 8erVO-::1O"t;eur correspondant des signaux EMI46.4 électriques. indépendants et un dispositif actionné parle dit EMI46.5 servo-moteur et produisant un signal électrique cr 1 asservisse:.lent <Desc/Clms Page number 47> notamment dans un même circumt ces divers signaux électriques étant combinés/de façon à pro- duire un signal résultant servant à commander et plus particu- EMI47.1 lièrement exciter le dit servo-rioteur.

   7 .- Dispositif de pilotage automatique suivantles re- vendications 1, 2, 3 ou 4, dans lequel le dispositif de comman- de d'une surface de gouverne, et notamment du gouvernail de di- rection, comprend un servo-moteur électrique destiné à action- ner la gouverne, un appareil de référence produisant un signal électrique en fonction de l'angle de déviation de l'engin d'une position ou d'une condition de vol déterminée pour la comman- de du serve-moteur, un dispositif générateur de signal d'as- servisse--lent connecté au serve-moteur et produisant un deuxième, signal électrique, fonction de l'angle de mouvement de ce moteur,

   et un appareil produisant un troisième signal électrique en fonc- tion de la vitesse angulaire de déviation de l'engin de la dite position ou condition de vol déterminée, ces trois signaux étant notamment dans un même circuit combinés/de façon à produire un signal résultant servant à ex- citer le servo-moteur de commande.

   8. - Dispositif de pilotage automatique suivant les re- vendications 1, 2, 3 ou 4, dans lequel la commande d'une sur- face de gouverne et notamment du gouvernail de direction, uti- lise les signaux de l'angle et.de la vitesse de déviation de l'engin d'une position ou d'une condition de'vol donnée, ainsi que le signal de l'angle de mouvement du servo-moteur, ces si- notamment dans un même circuit gnaux étant combinés/de façon à s'additionner algébriquement, le signal proportionnel à la vitesse de déviation de l'engin s'ajoutant au signal proportionnel à l'angle de déviation et s'opposant au signal d'asservissement lors du mouvement dans le sens de l'embardée de l'engin et s'opposant au signal de l'angle de déviation et s'ajoutant au signal d'asservissement lorsque l'engin revient vers sa position d'équilibre. <Desc/Clms Page number 48>

   9'.- Dispositif de pilotage automatique d'engins di- rigeables et plus particulièrement d'engins de navigation aé- rienne tels qu'avions par exemple, dans lequel la commande du gouvernail de direction est assurée suivant l'une quel- conque des revendications précédentes par un signal de comman- de dérivé à partir d'un dispositif détecteur de champ magnéti- que terrestre porté par l'engin et produisant un signal élec- trique en fonction des déplacements relatifsde ce détecteur par rapport au champ terrestre,

   ce signal de commande étant combiné avec un signal électrique d'asservissement produit par un dispositif entraîné par le servo-moteur du gouvernail de di- rection pour donner lieu à un signal résultant utilisé pour ex- citer le dit servo-moteur.

   10.- Dispositif de pilotage automatique d'engins diri- geables et plus particulièrement d'engins de navigation aé- rienne, tels qu'avions par exemple, dans lequel les commandes des ailerons etdu gouvernail de profondeur sont produites, suivant l'une quelconque des revendications précédentes, à par- tir d'un horizon artificiel gyroscopique muni de générateurs de signaux de penteslongitudinale etlatérale contrôlantdes servo-moteurs correspondants actionnant ces surfaces, ces ser- vo-moteurs étant associés aux dispositifs générateurs de si- gnaur électriques d'asservissement, fonctions des déplacements des dits servo-moteurs,

   ces 'signaux étant combinés respectivement @ avec ceux des angles de poetes longitudinale et latérale pour assurer l'asservissement de position entre les dits générateurs de signaux derentes longitudinale etlatérale et les dits ser- vo-meteurs.

   11.- Dispositif de pilotage automatique suivant .'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la valeur du signal' d'asservissement de la commande d'une gouverne est ré- glable par des moyensderéglage prévus à cet effet. <Desc/Clms Page number 49>

   12.- Dispositif de pilotage automatique suivant l'une quelconque des revendications précédentes, danslequel la valeur du signal fonction de la vitesse angulaire de dé- viation de l'engin d'une position ou d'une condition d'équili- bre est réglable par des moyens appropriés prévus à cet effet.

   13.- Dispositif de pilotage automatique suivant l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les si- gnaux de commande de gouvernes provenant du ou des appareils de référence sont produits par des transmetteurs ou générateurs de signaux électriques, à induction, actionnés par les dits ap- pareils de référence.

   14.- Dispositif de pilotage automatique suivant l'une quelconque ou l'ensemble des revendications précédentes, dans lequel les dispositifs générateurs de signaux '-'.'asservissement sont constitues par des dispositifs à induction variable.

   15. - Dispositif de pilotage automatique suivant l'une quelconque ou l'ensemble des revendications précédentes, dans lequel les dispositifs générateurs de signaux d'asservissement comprennent chacun un stator et un rotor couplésinductivement et dont le dernier est mobile angulairement par rapport au pre- mier, .ce roor étant entraîné par le servo-moteur correspondant et servant d'induit ou d'inducteur par rapport àu stator.

   16. - Les signaux de commande et/ou d'asservissement se présentent sous la forme de tensions à courant alternatif de phase et d'amplitude variables suivant le sens,et la grandeur de la déviation des appareils de référence et/ou du dispositif d'asservissement.

   17.- Dispositif de pilotage automatique suivant l'une quelconque ou l'ensemble des revendications précédentes, dans lequel les servo-moteurs de commande des gouvernes sont cons- titués par des moteurs à induction. <Desc/Clms Page number 50> EMI50.1

   18.- Dispositif de j?ilota6e au'boma4-i:ue suivaret l'une QuelconQue ou l'ensemble des revendications DrécédeD.-üC-S, dans lequel les servo-moteurs de cor:1i2ande des Bouvernes sont des moteurs à induction biphasés den une phase est constanment ex- citées.. partir d'une source locale de courant alternatif et l'au-br-- phase est ecitée par le siGa1 électrique ampli- fié résultant de la co:;¯bi-¯:Ziscn ces si-,,naux du ou des zpparei-ls c,.e rf::rence et cu dispositif (Ltasserv-iss8u.ellt co:rrss"]onclHnt.

   19.- Disg>ositif de ])ilota&:e auto.mztinue suiiant l'une ('uelcor-oue des l'e-"sndic2.tj.O:'s dans lequel le ou le sig.ns,L:r de d'un- 1=oaiicrne et le si snal d, 9 2 use¯r= i s- serûent, sont ap)licués pour être cor--,bilic-s à. un ap:a.-:ci1 t1¯1er- tùionique, dont le .sigTlal sortie sert à COîCacznT.C-1 2t nota;J.lent e=citer le servo-cteur.

   20.- DisDositif de lotase a>,ato#ns,1:iqL1c suivant l'une queloonque #es revendioations proédentes, caract:risé ar 1 i>."iî- licatiDll clt(.'¯-:,;.'.}lifict:3UTS tl1..c.li811iqU8S c covipinc:r les si.- ['lJ)3.U (Le Co .>.;aJ,n 1, et ':: n.SSel"dlC:>'.¯e1lt des ;"OlIVEY'ïl..S s r i s=.¯. e e 'i 1 %-e les siC"lal1.c 168Qlt8.nts 6.e sCJ7tie des dits anll:lCB.'G2i11':; c^,. .SL1-' rb.ll t; l t c::ci ta tiol1.

   Cic^.. x>1..,;o-,;o.tà<.ir.s corr' 3: :.,C11G,llltS 21.- Dis90litif;Je y:LlotE\¯e auto--.dtique l'une \'-Ç lcojJ.c:.:"'8 s 1¯ * V'3:::.c.i C i t ÍOfL '.:X' v Ce,dei-lt8 S, Déll::.' Je C; :-le l le ou 185 (i3-:0;:i-bi's 'jEl.llSI.-,le'Gteurs s >1 e x s 1 j.. ; i é; u¯#i (;.2 CO:1C:j.l<3 -3'G .t <f, tas- se-vi r:: .sSC:J.Ilt !OL.r le r::: ":'ïTO- '¯LO t3 Uj e c O:..C:.llce, ..¯" '.'.i:e1' tens:LJllS GOIo¯t ?1 tC¯:'i::..¯¯ IJ t .--:l>l¯tLll:3 :r1<.'JC ::1 :c11ctic;11 d3S Gb12Ce3!2 !1C-S s :1 1, t ::.¯'::I'i:s C' nt 18 1)hS3 -\7" rie r:<:-.:' 1"8. ',:'-;".)ort à Lln2 . sn si.C11 ::.+ t61":'U: t i -v-e .e ¯..¯¯;.rC,:IC., eJ1 j2nC .!,jÍ,on du S(3n::;

   (;-38 dits lf-I!18.C2-..'-;ll.!L'S, CES te1slo111S ,té..nt c<>-.lOirL:368 'de f2Qorl "Jro(uire Ull:3 .'-36:L:sj.on Z-lt2L",-1...tivé ::-'s::-,ulta.1J.t2 G. f tL1 .e et de phase variables dpendant de la position relative e du ou des' av¯'xre-i1s e référence et de la gouverne. <Desc/Clms Page number 51>

   22.- Dispositif de pilotage automatique suivant l'une quelconque des revendications 1 à 20, dans lequel un dispositif électrique de commande contrôlé par la tension résultante ob- tenue suivant le paragraphe 21 est prévu pour commander le ser- vo-moteur correspondant de façon à actionner la gouverne dans une direction déterminée par la phase de la dite tension ré- sultante et à une vitesse variable en fonction de l'amplitude de cette tension.

   23.- Dispositif de pilotage automatique suivant la revendication 21, dans lequel le ou les dispositifs transmet- teurs de signaux de commande d'une gouverne et le dispositif générateur de signal d'asservissement correspondant ontdes enroulements primaires excités à partir d'une source commune de courant alternatif, et des enroulsments secondaires connec- tés pour appliquer leurs signaux en série et en opposition de phase à l'entrée d'un amplificateur différentiel produisant un signal résultant amplifié de phase et d'amplitude variables dépendant de la tension du signal différentiel appliqué à son circuit d'entrée, ce signal résultant étant utilisé pour con- trôler et notamment exciter le servo-moteur de commande.

   24.- Dispositif de pilotage automatique suivant la revendication 23 dans lequel des moyens sont prévus pour per- mettre le réglage de-la-valeur relative des tensions secondai- res de sortie des dispositifstransmetteurs des signaux de commande et d' asservissement pour régler la sensibilité du système.

   25.- Dispositif de pilotage automatique suivant l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel Lui dispositif discriminateur de commande électrique excité de fa- çon symétrique à partir d'une source.de courant alternatif locale et de façon différentielle par la sortie d'un ampli- ficateur thermionique suivant les revendications 19, 20 ou 23 <Desc/Clms Page number 52> est interposé entre le dit amplificateur et le servo-moteur, âe façon à appliquer au serve-.moteur une tension d'excitation amplifiée de phase et d'amplitude variables dépendant de la pha- se et de 1'amplitude de la tension de signal résultant , appli- qué à l'entrée du dit amplificateur.

   26.- Dispositif de pilotage automatique d'engins di- rigeables et plus particulière ent d'engins de navigation aé- rienne tels qu'avions par exemple, dans lequel la commande du gouvernail de direction est assurée suivant l'une quelconque ou l'ensemble des revendications précédentes par un signal dé- rivé d'un dispositif détecteur à induction du champ magnétique terrestre comportant un noyau magnétique perméable soumis à l'action du flux de champ terrestre et portant un enroulement inducteur excité par la source locale d'énergieet un enroule- EMI52.1 ment d'induit connectés un dispositif ré JétiteL1r actionnant un générateur de signal r,

   ro6.uis8:-:.t le signal de cO#!18,nde du ser- vo-noteur du 1#ou.vernail de direction. a37.- Dis9Vi tif de pilotage automatique suivant la revendication 26, dans lequel le dispositif répétiteur c om- prend un dispositif à induction ayant un enroulement inducteur de stator relié à l'enroulement induit du dispositif détecteur de champ terrestre et un enroulement induit de rotor actionné EMI52.2 :3.écaniqueNent vers 83 Ttosition de #éro électl'icl1lG ner "('enDort notai,ment au dit enroule:::.eet de stator, ;-::

   ar un dispositif/à couple arc.- plifié, contrôlé par la tension induite dans le dit rotor par EMI52.3 le dit stator, ce dernier dispositif entraînpnt en ier: temps le dispositif générateur de signal tour la cO¯lr:3.nde du servo- moteur du t¯"OL?'9'Sx'37c.i1 de direction.

   28.- Dispositif de 1.Jjlota"oe autociaticue suivait la re- vendication 27, dans lequel le dispositifactionnant le rotor du dispositif à induction du répétiteur, est contrôlé par le , notamment électroniaue' EMI52.4 si88.l de sortie d'un amplificateurtrecevant le signal induit . ; dans le dit rotor. <Desc/Clms Page number 53>

   29. - Dispositif de pilotage automatique suivant la @ revendication 28, caractérisé par l'utilisation pour l'entrai- nement du rotor du dispositif à induction du répétiteur, d'un moteur à induction biphasé ayant une phase alimentée de façon permanente à partir d'une source locale de courant alternatif notamment et dont l'autre phase est' excitée par un signal amplifié/élec- troniquement, fonction du signal induit dans le rotor du dit dispositif à induction, ce rotor étant relié mécaniquement au rotor du dit moteur.

   @ 30.- Dispositif de pilotage automatique suivant les revendications 26, 27, 28 ou 29, dans lequel la commande du gouvernail de direction est produite à partir d'un dispositif détecteur du champ terrestre stabilisé par un gyroscope et notamment un gyroscope à axe vertical sur lequel le dit dis- positif est monté de façon rigide.

   31.- Dispositif de pilotage automatique suivant les revendications 26, 27, 28 ou 29, danlequel le dispositif détecteur de champ terrestre est constitué par un noyau magné- tique multipolaire muni d'un enroulement d'excitation monophasé i et d'un enroulement induit .polyphasé, ce dispositif étant asso- cié avec un dispositif à induction répétiteur ayant un enrou- lement inducteur polyphasé de stator connecté à l'enroulement induit du dit dispositif détecteur et un enroulement induit monophasé de rotor dont la tension induite contrôle le dispo- sitif d'entrainement en ramenant ce rotor dans la position de zéro électrique par rapport au champ du dit enroulement de sta- tor.