<Desc/Clms Page number 1>
EMI1.1
"Perfectionnements aux disosi ii de pilotage automatique"} r"'"
EMI1.2
Société dite 3r':DI ß 'JITT¯CiT CORPORATION 30>Rookefoll'ar Plaza, New-York, Etats-Unis d'Amérique.
Ayant fait l'objet d'une demande de brevet aux Etats-Unis en date du 31 décembre 1943, N 516.489.
La présente invention concerne en général des sys- tèmes de pilotage ou de commande automatiques de mobiles, diri- geables ou analogues et plus particulièrement des systèmes de pilotage automatique comprenant un dispositif nouveau permettant de faire exécuter au mobile des virages automa- tiques.
,
Toutes les fois que l'on envisageait jusqu'ici l'utilisation d'un dispositif de commande de virage automati- que dans les systèmes de pilotage ou de commande automatiques
EMI1.3
de mobiles, les fonctions de chanrement de direction, de vites- se de changement de direction et de changement d'attitude du mo- bile étaient imposées directement aux instruments de commande principaux qui, de leur côté, produisaient des signaux servant à actionner des sur aces de commande ou gouvernes appropriées du mobile. De cotte raanière , de charges s e, x a g é r é e s
<Desc/Clms Page number 2>
étaient imposées aux instruments, affectant ainsi de façon appréciable leur sensibilité et leur sûreté de fonctionnement.
Il est évident qu'il est désirable de pouvoir amener un mobi- le dirigeable dans un virage automatique sans avoir recours aux instruments principaux pour amorcer le virage., de façon à laisser les instruments libres de réagir exclusivement sur les fonctions de changement de direction, de vitesse de changement de direction et de changement d'attitude pour les- quelles ils ont été construits.
L'un des buts de la présente invention consiste à créer un nouveau système de pilotage et/ ou de commande au- tomatique perfectionné pour un mobile dirigeable permettant de supprimer les inconvénients signalés des dispositifs connus du genre spécifié.
Un autre but de la présente invention consiste à créer un dispositif perfectionné de pilotage automatique pour mobi- les dirigeables comprenant un nouveau mécanisme de virage automatique.
Ayant ces buts en vue,, la présente invention a pour objet un nouveau dispositif de commande de virage automatique grâce auquel les surfaces de commande du mobile tel qu'un avion par exemple peuvent être immédiatement déviées et ame- nées à la position voulue pour amorcer le virage désiré,de façon complètement indépendante des instruments principaux, ces derniers ne réagissent que sur des évolutions de l'avion pour informer le pilote humain de l'attitude instantanée de l'avion une fois que celui-ci s'est engagé dans un virage .
L'invention a d'autre part pour objet un nouvel appareil de pilotage automatique permettant de faire exécuter au mobile automatiquement et à toute vitesse désirée, des virages sous angle d'inclinaison latérale correcte-
<Desc/Clms Page number 3>
Un autre objet de l'invention consiste en un nouvel appareil de pilotage automatique grâce auduel un angle d'in- clinaison latérale correct et la correction nécessaire de l'assiette du mobile en profondeur sont obtenus automatique- ment pour toute vitesse de virage désirée pouvant être établie automatiquement par le pilote humain-
L'invention a également pour objet un nouvel appa- reil de pilotage automatique comprenant un mécanisme de commande de virage automatique -qui, lorsqu'il est actionné,
sépare du gouvernail l'instrument de commande de direction et met ce gouvernail sous l'influence du mécanisme de commande de virage., l'instrument indicateur de la vitesse de virage restant dans sa position normalement verticale lorsque le mécanisme de commande de virage commence à fonctionner-
L'invention a encore pour objet un nouvel appareil de pilotage automatique pour un mobile dirigeable comprenant un mécanisme de commande de virage automatique grâce auquel un mouvement de virage désiré quelconque peut être imprimé auto- matiquement au mobile et, si quelque ralentissement se produit dans le virage., il est automatiquement compensé par un braqua- ge du gouvernail,
tandis que toute tendance du mobile à virer plus vite qu'à la vitesse déterminée d'avance entraine automa- tiquement un mouvement inverse du gouvernail-
L'invention a d'autre part pour objet un nouveau mécanisme de commande de virage automatique pour des appareils de pilotage automatique agencés pour commander automa.tiquement un mobile dirigeable, mécanisme qui., lorsqu'il est actionné pour amorcer un virage du mobile, sépare l'instrument de commande de direction du serve-moteur du gouvernail, et assure le contrôle principal de celui-ci et qui., lorsqu'il est actionné pour arrêter le virage, rétablir immédiatement la liaison entre l'instrument de commande de direction et le
<Desc/Clms Page number 4>
servo-moteur du gouvernail, ce qui fait que le mobile à partir decet instant est maintenu automatiquement sur sa nouvelle route.
L'invention consiste encore en un appareil de pilotage automatique perfectionné comprenant un nouveau mécanisme de commande de virage automatique capable de manoeuvrer l'avion en vue d'un virage automatique avec un angle d'inclinaison latérale correct pour un virage désiré et qui comporte un dis- tenant compte positif de réglage/de lavitesse relative permettant d'assurer des angles d'inclinaison latérale corrects pour des vitesses relatives très différentes-
L'invention a d'autre part pour objet un appareil de pilotage automatique perfectionné pour mobiles dirigeables et notamment des avions comprenant un nouveau mécanisme de commande de virage automatique du genre spécifié ainsi qu'un nouveau tableau de commande pour actionner le mécanisme,
ce tableau présentant une construction relativement simple et compacte n'ayant que le minimum d'élémentsde commande.
L'invention a également pour objet un nouveau tableau de commande compact destiné à un appareil de pilotage automa- tique plus particulièrement pour avions comprenant un nouveau m'écanisme de commande de virage automatique du type spécifié pour le contrôle de la. direction et la position d'un mobile, ce tableau étant muni de boutons de réglage de l'assiette du mobile autour de ses axes transversal et longitudinal permet- tant de régler facilement la position des surfaces du gouver- nail de profondeur et d'ailerons comme cela est indispensable pendant le vol en ligne droite.
En actionnant le bouton de réglage de l'assiette en profondeur, on peut faire en sorte que l'avion monte ou descend et qu'il continue à monter ou à sous un angle correspondant au réglage du bouton de l'assiette en pr6fondeur jusau'à ce que celui-ci soit ramené
<Desc/Clms Page number 5>
à une position centrale.
En outre, le tableau porte un bouton unique de commande de virage, ce bouton permettant de faire virer l'avion à toute vitesse désirée, l'angle d'inéli- naison latérale correct pour ce virage, aussi bien que le réglage nécessaire de la position du stabilisateur de profon- deur pour ce virage étant introduite simultanément par la ma- noeuvre du bouton de commande du virage-
Les buts, caractéristiques et avantages ci-dessus,ainsi que d'autres de la présente invention apparaîtront plus com- , plètement de la description détaillée qui va suivre et des dessins y annexés montrant un mode de réalisation de l'in- vention, étant bien entendu que ces dessins ne sont donnés qu'à titre d'exemple nullement limitatif.
Dans ces dessins, ou les mêmes numéros de référence désignent les mêmes parties sur toutes les figures-
La figure 1 est une vue schématique d'un système de commande automatique pour un mobile dirigeable, tel qu'un avion, comprenant le nouveau mécanisme de virage automatique conforme à la présente invention-
La figure 2 est une élévation de face d'un nouveau tableau de commande pour la manoeuvre du mécanisme de virage automatique de la présente invention-
La figure 3 est une coupe passant sensiblement par la ligne 3-3 de la figure 2.
La figure 4 est une coupe passant sensiblement par la ligne 4-4 de la figure 2.
La figure 5 est une vue d'arrière du tableau de com- mande de la figure 2, le couvercle étant enlevé.
La figure 6 est un plan, vue en dessous, de l'appareil de la figure 1-
La figure 7 est une élévation de face de l'appareil de la figure 2, le panneau avant étant enlevé*
La figure 8 est une coupe passant sensiblement par la
<Desc/Clms Page number 6>
ligne 8-8 de la figure 7.
La figure 9 est une coupe passant sensiblement par la ligne 9-9 de la figure 7, et
La figure 10 est une vue de détail d'une partie de l'appareil de la figure 4.
Pour décrire la présente invention en détail, on se référera maintenant aux dessins ci-joints et notamment à la figure 1, dans laquelle l'invention est représentée appliquée à un appareil de pilotage automatique entièrement électrique pour trois axes de commande, appareil qui fait l'objet d'une
EMI6.1
cap demande séparée de la demanderesse M e 1 , L1JlI:!? dë-os6c. k 24 çléer.v2e I.
L'appareil de pilotage automatique représenté comprend un dispositif détecteur de champ magnétique désigné par le numéro de référence 10 et constitué par un compas statique à induction terrestre, stabilisé par un gyroscope et produi- sant un signal électrique lorsque l'avion s'écarte d'une route prescrite, ce signal étant proportionnel à l'amplitude de la déviation, pour exciter un dispositif servo-moteur 11 actionnant un gouvernail 12. Un gyroscope 13 réagissant sur la vitesse de virage produit un signal électrique proportion- nel à la vitesse de virage qui est superposé au signal de direction pour modifier l'excitation du dispositif à servo- moteur actionnant le gouvernail.
Enfin un gyroscope d'hori- zon artificiel 14 muni de prises d'inclinaison latérale et longitudinale 15 et 16 servant à produire des signaux uropor- tionnels à l'inclinaison latérale et longitudinale de l'avion contrôle des dispositifs servo-moteurs 17 et 18 actionnant respectivement des surfaces d'ailerons et d'un gouvernail de profondeur 19 et 20.
Comme l'appareil de pilotage automatique a été décrit en soi complètement dans la demande séparée mentionnée ci-
<Desc/Clms Page number 7>
dessus, on n'en décrira ici que ce qui est nécessaire pour mieux comprendre les principes et le fonctionnement de la présente invention.
Le détecteur de champ magnétique servant à produire un signal électrique proportionnel à l'amplitude de la dévia- tion de l'avion par rapport à un cap prescrit est constitué par un élément triangulaire 21 ayant trois branches ou jambes feuilletées portant chacune deux enroulementsd'excitation 22, 25 reliés entre eux en série et en opposition aux bornes d'une source appropriée de courant alternatif (non représen tée) au moyen des conducteurs 24 et 25. Un enroulement 26 ayant trois bobines connectées en triangle et pouvant être appelé l'enroulement secondaire du dispositif est monté en relation inductive avec les premières bobines, qui peuvent être considérées comme étant les bobines d'un enroulement primaire du dispositif.
L'enroulement 26 port'3 trois prises pour 'être relié, par des conducteurs 27,à l'enrou- lement triphasé 28 du stator d'un dispositif de couplage à induction 29 convenablement monté dans un indicateur prin- cipal 30.
Le dispositif de couplage 29 est muni d'un enroule- ment de rotor à mouvement angulaire 31 coopérant inductive- ment avec les enroulements 28 du stator et porté par un ar- bre 32 en vue de pouvoir effectuer un mouvement angulaire par rapport à ces enroulements. L'enroul ement 31 est relié au circuit d'entrée d'un amplificateur à tube à vide ap- proprié 33 au moyen de conducteurs 34, le circuit de sortie de cet amplificateur alimentant au moyen de conducteurs 35 un enroul ement de phase 36 d'un moteur biphasé à induction 37 dont l'enroulement 38 de la deuxième phase est relié à la source de courant alternatif par un doubleur de fréquence d'un type approprié39, ce dernier étant également muni
<Desc/Clms Page number 8>
d'un montage déphaseur usuel, grâce auquel les voltages des deux enroulements de phases sont maintenus décalés sensiblement de 90 ,
de la façon connue dans l'utilisation des moteurs de ce genre-
Le moteur 37 possède un rotor approprié 40 porté par un arbre 41 muni, à son extrémitéextérieure, d'un pignon 42 pouvant entraîner, par l'intermédiaire d'un réducteur de vitesse 43, une roue dentée 44 fixée à l'arbre 32 du rotor.
Une roue dentée 45 montée sur l'extrémité libre de l'arbre 32 engrène avec une roue dentée 46 à laquelle est relié, ou avec laquelle fait corps un arbre creux 47 portant, par l'intermédiaire d'un bras 48 l'arbre d'une roue tangente 49 engrenant avec une vis sans fin 50 taillée sur, ou portée par un arbre 51 passant dans l'ar- bre creux 47. Un compensateur annulaire 52 portant une série de vis de réglage 53 en prise avec lui est en contact avec un suiveur 54 porté par un bras 55 fixé sur l'arbre de la roue tangente 49.
De cette façon, en plus de tout mouvement imprimé par l'arbre 32 du rotor à l'arbre 51 de la vis sans fin, un petit mouvement angulaire est encore imprimé ?et ce dernier arbre dans un sens ou dans l'autre suivant le contour de l' élé- ment 52 en contact avec le suiveur 54.
Un cadran indicateur approprié 56 est montésur une extrémité de L'arbre 51 de la vis sans fin pour coopérer avec un index fixe 57, tandis que l'extrémité opposée de cet arbre porte une roue dentée 58 engrenant avec une roue dentée 59 portée par un arbre 60, sur lequel est monté un rotor magnéti- que 61 accouplé inductivement avec un enroulement de stator 62 d'un transmetteur électro-magnétique, ce dernier étant agencé de façon à pouvoir être relié à un dispositif semblable servant de récepteur et monté en un point éloigné pour reproduire l'in- dication de cap.
L'extrémité libre de l'arbre 32 du rotor porte, au moyen d'un organe de support élastique 63, un élément 64 d'un accou-
<Desc/Clms Page number 9>
plument magnétique. L'élément connue 65 de l'accouplement est supporté par un arbre 66 convenablement tourillonne,,' les deux éléments 64, 65 de l'accouplement étant en matières magné- tiques.
Une bobine appropriée 67 entoure les deux éléments de l'accouplement et l'une de ses extrémités est mise à la terre en 68,- tandis que son autre extrémité est reliée à une batterie 69 au moyen d'un commutateur de commande, normalement fermé, sur le dispositif de contrôle de virage qui va être décrit, d'un conducteur 70, de contacts 71 d'un commutateur 72 d'accouplement de servo-moteurs et de contrôle 73 d'un comrrutateur de puissance 74.
Lorsque les commutateurs 74 et 72 sont fermés et lorsque le commutateur de commande est sur le mécanisme de virage, la bobine 67 est excitée et les deux éléments 64 et 65 de l'accou- plement sont mis en prise, ce qui fait 'que tout mouvement de l'arbre 32 est immédiatement transmis à l'arbre 66, sur lequel est également monté, de façon à effectuer un mouvement angulaire avec lui, un enroulement de rotor 75 associé inductivement à un stator 76, enroulé en triphasé, d'un dispositif transmetteur à induction 77.
Pour obtenir la synchronisation automatique des comman- des., deux bras de levier 78 et 79 sont montés à l'intérieur de l'indicateur principal, articulés sur des chevilles fixes 80 et 81 et reliés entre eux par un organe élastique tel que le ressort 83 fixé à ces deux bras un peu au-dessous 'des deux chevilles 80 et 81 servant de pivots.
Une applique 83 est fixée à l'arbre 66 et porte une cheville 84 qui se trouve entre les deux bras 78 et 79, de sorte que, lorsque l'arbre 66 tourne par exemple dans le sens du mouvement des aiguilles d'une montre, la cheville 84 déplace le bras 78 vers l'extérieur, un couple agissant sur l'arbre 66, et lé ressort 82 ramenant le bras et
<Desc/Clms Page number 10>
la cheville, ainsi que l'arbre 66, à leur position neutre, lorsque le couple cesse d'être appliqué,, c'est à dire lors- que l'accouplement est débrayé, tandis que lorsque l'arbre 66 tourne en sens inverse du mouvement des aiguilles d'une montre, la cheville 84 tend à déplacer le bras 79 vers l'ex- térieur, ce bras ramenant la cheville 84 et l'arbre 66 à leur position neutre sous l'action du ressort 82,
lorsque le couple qui a provoqué la rotation cesse d'être appliqué.
Le dispositif de synchronisation ci-dessus forme l'ob-
EMI10.1
jet d'une demande séparée de la Demanderesse ? 3jl.9j 5déposéE ? 1e 26-cemn 9p et y est décrit avec plus de détails. Il résulte de cette disposition que l'enroulement 75 du rotor du transmetteur 77 sera toujours sollicité vers un zéro élec- trique et maintenu à ce zéro avant 1-'entrée en prise du sys- tème de gouverne automatique.
Cela signifie que, quel qu'ait été le changement de cap de l'avion., une fois que celui-ci est placé sur un cap désiré et que l'appareil de pilotage automatique a été mis en action, l'enroulement 75 du rotor ne sera le siège que d'un signal dont l'amplitude sera propor- tionnelle à l' angl e de déviation de l'avion par rapport @u cap désiré* L'élément 21 du dispositif détecteur de champ magné- tique est stabilisé et maintenu dans un plan horizontal avec son enroulement primaire et son enroulement secondaire au moyen d'un gyroscope de stabilisation ou gyroscope vertical, désigné d'une façon générale par le numéro de référence 85, de sorte que l'on dispose d'une boussole dans la.quel le,
pour toutes les applications pratiques, les erreurs de virage et d'accélération sont supprimées.
Ainsi que cela est décrit avec plus de détails dans la demande séparée de la demanderesse déposée le 24 Décembre
EMI10.2
194} sous le P1 lorsqu5un avion s'écarte d'une route
<Desc/Clms Page number 11>
prescrite, les tensions induites dans 1''enroulement 26 du dispositif détecteur sont modifiées de façon à faire varier les voltages appliques au stator 28 du dispositif d'accouple- ment, ce qui fait qu'un signal est induit dans l'enroulement 31 du rotor,ce signal étant proportionnel l'amplitude de la déviation de l'avion de son cap et amplifié par l'amplifica- teur 33 pour exciter 1'enroulement de phase 36 du moteur 37, la deuxième phase étant continuellement excitée par la source de courant alternatif.
Le rotor 40 du moteur 37 ramène l'arbre 32 et l'enroulement 31 du rotor à une position neutre, c'est à dire une position dans laquelle l'axe électrique de l'enroule- ment du rotor est perpendiculaire au champ magnétique résultant des enroulements du stator, après quoi le signal induit tombe à zéro et le moteur 37 cesse d'être excité- En même temps, si l'on suppose que les éléments 64, 65 de l'accouplement sont en prise, l'enroulement 75 du rotor du dispositif transmet- teur 77 effectue un mouvement angulaire par rapport aux en- -roulements 76 du stator et un signal y est induit,
ce signal étant proportionnel à l'amplitude de la déviation de l'avion par rapport à son cap prescrit-
Le signal él eetri que ainsi engendré dans l'enroulement 75 du rotor est transmis par des conducteurs appropriés 86 au circuit d'entrée d'un amplificateur de puissance approprié 87, à tubes à vide, et il en sort par des conducteurs de sortie 88 et par un dispositif adapteur de servo-moteurs pour exciter un enroulement de phase 90 d'un moteur à induction 91 dont le deuxième enroulement de phase 92 est excité continuellement par la source de courant alternatif de l'avion.
une liaison d'entraînement est établie entre le moteur 91 et le gouvernail 12 au moyen d'un accouplement débrayable comprenant un organe d'accouplement 93 monté sur un arbre 94 portant un pignon 95 engrenant avec un train d'engrenages 96
<Desc/Clms Page number 12>
formant réducteur de vitesse et monté à l'intérieur du carter 97 relativement fixe du servo-moteur, pour entraîner un arbre de gouvernail 98 relié par des câbles 99 au gouvernail 12, et un deuxième organe d'accouplement 100 fixé sur un arbre 101 claveté sur une roue dentée 102 mais mouvant se mouvoir longitudinalement par rapport à celle-ci,
cette roue 102 engrenant avec un pignon 103 du moteur 91 nar l'intermédiaire d'une roue dentée folle 104. L'extrémité libre de l'arbre 101 possède une partie élargie servant de butée pour une extrémité d'un organe à ressort 105 dont l'autre extrémité s'appuie sur la roue dentée 102.
Le dispositif de manoeuvre servant à déplacer l'arbre 101 axialement vers la droite pour amener impérativement l'or- gane d'accouplement 100 en prise d'entraînement avec l'organe d'accouplement 93 comprend un solénolde 106 misà la terre à une extrémité par un conducteur 107 et relié à l'un des con- tacts 71 du commutateur 72 de l'accouplement, débrayable bar un conducteur 108. Lorsque lecommutateur 72 est fermé, un noyav 109 du solénoïde est déplacé vers la,'droite en surmontant l'action d'un ressort 105 pour entraîner l'arbre 101 axiale- ment afin d'assurer l'embrayage des deux organes d'accouple- ment, pour que le moteur 91 actionne le gouvernail 12.
En actionnant la roue dentée 102, le moteur 91 imnrime aussi un mouvement angulaire à un enroulement de rotor 110 d'un dispositif d'asservissement à induction comprenant en outre un stator 111 à enroulement tri@hasé, le rotor étant monté sur un arbre 112 portant un pignon 113 en relation d'en- traînement avec la roue dentée 102 par l'intermédiaire d'un train d'engrenages approprié 114 formant réducteur de vitesse, Le déplacement de l'enroulement 110 du rotor par rapport aux enroulements111 du stator pendant le fonctionnement du moteur 91 engendre un signal électrique de retour ou d'asservissement
<Desc/Clms Page number 13>
qui est envoyé par des conducteurs 115 à l'amplificateur 87,
par le servo-adapteur 89 pour être appliqué au signal de di- rection dans l'amplificateur, afin de modifier le fonction- nement du moteur. Le signal de retour s'oppose au signal de direction et au moment où le signal de retour est égal et opposé au signal de direction, le moteur 91 cesse d'être excité.
Lorsque l'avion s'écarte de son cap prescrit, il dé- veloppe une vitesse angulaire d'une certaine amplitude dont il est également tenu compte dans la commande du gouvernail 12. A cet effet, l'installation comprend un gyroscope de vitesse 13 -qui est constitué par un rotor 116 ayant un axe de rotation normalement horizontal supporté par des touril- lons intérieurs 117 à l'intérieur d'un anneau de cardan 118 monté dans un support rigide au moyen de tourillons 119 et 120,de façon à pouvoir osciller autour d'un deuxième axe horizontal perpendiculaire à l'axe de rotation. Des organes élastiques 121 fixés au tourillon 119 restreignent élastique'-- ment la précession du gyroscope, pendant le virage, à une fonction de vitesse de virage.
Le tourillon 120 du gyroscope 13 porte un secteur denté 122 engrenànt avec un pignon 123 monté sur un arbre à fusée 124 portant un indicateur 125 pouvant coopérer avec une échelle appropriée 126, ainsi au'un enroulement de rotor 127 coopérant inductivement avec un sta- tor 128, à enroulement triphasé, d'un dispositif à induction, le rotor étant relié, en vue de l'excitation, à la source de courant alternatif de l'avion*
Les enroulements du stator 128 sont reliés par des conducteurs 129 à un stator 130, à enroulement triphasé, d'un dispositif récepteur à induction 131 également muni d'un enrou- lement de rotor 132 relié'à l'adapteur 89 par des conducteurs 133 pour y être superposé au signal d'asservissement,
afin de
<Desc/Clms Page number 14>
modifier le fonctionnement du moteur 91 encore davantage lorsque l'avion s'écarte d'une route déterminée d'avance. Par suite de cette déviation les voltages induits dans le stator 128 varient et provoquent un changement correspondant des voltages des en- roulements 130 du stator, après quoi un signal proportionnel % la vitesse de virage est engendré dans l'enroulement 132 du rotor pour s'ajouter algébriquement au signal de direction et au signal d'asservissement excitant l'enroulement de phase 90 du mot eur 91.
Avec le dispositif ci-dessus, lorsque l'avion commence à s'écarter d'un cap prescrite le signal de vitesse s'ajoute au signal de direction et s'oppose au signal d'asservissement pour accélérer le mouvement du gouvernail 12 vers l'extérieur.
Le gouvernail est actionné jusqu'à ce que le signal d'asservis- sement soit égal et opposé au signal de vitesse et au signal de direction, après quoi le moteur cesse d'être excité et le gouvernail a atteint une position de braquage déterminée. Le gouvernail ainsi actionné arrête l'avion et le ramène à son cap prescrit; en même temps le signal de vitesse tombe à zéro, puis il se rétabli!* dans le sens opposé pour s'opposer au signal de direction, qui diminue maintenant, mais il s'ajoute a.u signal d'asservissement jusqu'à ce que le gouvernail ait été ramené à sa position neutre; à ce moment l'enroulement 110 du rotor du dispositif asservi est ramené à zéro et le signal d'asservis- sement tombe à zéro.
Sauf l'absence du signal de vitesse.; une action sensible- ment identique se produit sur les deux autres axes de commande de l'avion. A cet effet, le gyroscope vertical 14 comprend un indicateur d'horizon artificiel constitué par une barre d'horizon 135 montée de façon à pouvoir se déplacer vers le haut ou vers le bas par rapport à un écran 136 pour indiquer la pente longitu-
<Desc/Clms Page number 15>
dinale de l'avion, cet écran étant agencé., de son coté, de façon à pouvoir effectuer un mouvement angulaire par rapport à la barre pour indiquer l'inclinaison latérale de l'avion* Le gyroscope vertical comprend un rotor 137 actionné électri- quement et dont l'axe de rotation, qui est normalement vertical, est monté à l'intérieur d'un bâti porte rotor 138 muni de tourillons intérieurs 139 par lesquels le rotor et le bâti sont,
montés dans un anneau de cardan 140 afin de pouvoir osciller autour d'un premier axe horizontal, cet anneau portant un tou- rillon extérieur 141 par lequel il est monté de façon à pouvoir osciller autour d'un deuxième axe horizontal perpendiculaire au premier.
Le détecteur d'inclinaison latérale comprend un disposi- tif transmetteur à induction 142 ayant un enroulement de rotor 143 porté par un tourillon extérieur 141 et extité à partir de la source de courant alternatif de l'avion, le rotor 143 coopérant inductivement avec un stator 144 à enroulement triphasé relié par des conducteurs 145 à un stator 146 à en- roulement triphasé d'un dispositif récepteur à induction 147 ayant un enroulement de rotor 148 couplé inductivement avec lui; de façon que tout changement de tension produit dans le stator 144 par suite d'un mouvement angulairede l'enroulement 143 du rotor,crée un cha.ngement semblable dans les tensions du stator 146, ce qui induit dans l'enroulement 148 du rotor un signal proportionnel à l'amplitude de l'inclinaison de l'avion sur l'aile.
Le signal électrique induit dans l'enroulement 148 du rotor est envoyé à l'amplificateur 87 par des conducteurs 149 et il en sort par le servo-adapteur 89 et par les conducteurs de sortie 150, qui l'envoient à un enroulement d.e pase 151 d'un moteur biphasé à induction 152, dont l'enroulement 153 de la deuxième phase est excité continuellement par la.
source
<Desc/Clms Page number 16>
de courant alternatif de l'avion- Le moteur 152 fait partie du système servo-moteur 17 des ailerons et une liaison d' entrai ne- ment est établie entre lui et les ailerons 19 par un accou- pl em ent débrayableactionne par un solénolde et comprenant deux organes d'accouplement 154 et 155 dont le dernier est porté par un arbre 156 portant un pignon 157 pour entrainer l'arbre 158 qui actionne les ailerons,
cet entraîneront étant effectué par l'intermédiaire d'un train d'engrenage -159 formant réducteur de vitesse et monté à l'intérieur d'un carter 160 relativement fixe tandis que l'organe d'accouplement 154 est portépar un arbre 161 sur lequel est clavetée une roue dentée 162 relative- ment à laquelle cet arbre peut toutefois effectuer un mouvement axial. La roue dentée 162 est actionnée par le moteur 152 par l'intermédiaire d'une roue folle 163 engrenant avec un pignon 164 porté par un arbre moteur 165.
Les organes d'accouplement 154 et 155 sont maintenus normalement débrayés par un ressort 166 s'apouyant sur la roue dentée 162 à une de ses extrémités et sur une partie élargie de l'arbre 161 à son autre extrémité pour tendre à déplacer ce der- nier arbre vers la gauche. Le dispositif de commande servant à déplacer l'a.rbre 161 axialement vers la droite, afin d'amener l'organe 154 en prise avec l'organe 155 comprend un solénoïde 167 relié au conducteur 107 à une de ses extrémités et mis à la terre, et, par son autre extrémité, au contact 71 du commu- ta,teur 72 par un conducteur 108. Lorsque le commutateur 72 est fermée c'est à dire lorsque les contacts 71 sont en prise,
la bobine 167 est excitée de façon à déplacer un noyau 168 vers la droite en surmontant Inaction du ressort 166, après quoi l'arbre 161 est déplacé vers la droite pour amener les deux organes d'accouplement 154 et 155 en prise, ce qui établit une liaison d'entrainement entre le moteur 152 et les ailerons 19.
En actionnant la roue dentée 162 le moteur 152 imprime
<Desc/Clms Page number 17>
aussi un déplacement angulaire à un enroulement de rotor 170 d'un dispositif d'asservissement à induction ayant un stator 171 à enroulement triphasé, l'enroulement du rotor étant ac- couplé inductivement avec le stator et porté par un arbre 172 portant un pignon 173 en liaison d'entrainement avec la roue dentée 162 par un train d'engrenages approprié 174 formant réducteur de vitesse.
Le déplacement de l'enroulement du moteur pa.r rapport au stator 171 pendant le fonctionnement du moteur 152 engendre un signal électrique d'asservissement qui est envoyé par des conducteurs 175 à l'amplificateur 87 par l'intermédiaire du servo-adapteur 89, pour être appliqué au signal d'inclinaison à l'intérieur de l'amplificateur, afin de modifier le fonctionnement- du moteur 152.
Le signal d'a.s- servissement s'oppose au signal d'inclinaison et lorsque le signal d'asservissement devient égal et opposé au signal d'inclinaison, le moteur 152 cesse d'être excité-
Le détecteur d'inclinaison longitudinale 16 comprend un dispositif transmetteur à induction ayant des enroulements de stator 176 pourvus de trois prises et excités par la source de courant alternatif de l'avion par les fils 177. Un rotor 178 en forme de palette magnétique est associé inductivement au stator et fixé à un tourillon intérieur 139 afin de pouvoir effectuer un mouvement angulaire par rapport aux enroulements du stator.
Les enroulements 176 du stator sont reliés par des fils 179 à un stator 180 à enroulement triphasé d'un dispositif récepteur à induction ayant un enroulement de rotor 181 coo- pérant inductivement avec lui, de façon .que tout changement de tension provoqué à l'intérieur des enroulements 176 du sta.tor par suite d'un mouvement angulaire du rotor 174 crée un changement semblable dans les voltages du stator 180,
ce qui induit dans le rotor 181 un signal proportionnel à l'am- plitude de 1'inclinaison longitudinale de l'avion-
<Desc/Clms Page number 18>
Le signal induit à 1.'intérieur de l'enroulement 181 du rotor est envoyé par des conducteurs 182 à l'amplificateur 87 dont il sort par le servo-adapteur 89 et par des fils de sortie 183 qui l'envoient à un enroulement de phase 184 d'un moteur biphasé à induction 185, dont le deuxième enroulement de phase 186 est excité continuellement par la source de courant alternatif de l'avion.
Le moteur 185 fait partie d'un système servo-moteur de gouvernail de profondeur 18 et une liaison d'entrainement est établie entre ce moteur et les surfaces 20 de ce gouver- nail par un accouplement débrayable actionné par un solénoi- de et comprena.nt deux organes d'accouplement 187 et 188,dont le dernier est porté par un arbre 189 portant un pignon 190 afin d'entrainer l'arbre 191 qui actionne les surfaces de gouverne, cet entrainement étant effectué par l'intermédiaire d'un train d'engrenages 192 formant réducteur de vitesse et monté à l'intérieur d'un carter 193 relativement fixe,
tandis que l'organe d'accouplement 187 est porté par un arbre 194 sur lequel est clavetée une roue dentée 195 relativement à laquelle cet arbre peut toutefois effectuer un mouvement axial- La roue dentée 195 est actionnée par le moteur 185 par l'intermédiaire d'une roue folle 196 engrenant avec un pignon 197 porté par un arbre moteur 198.
Les organes d'accouplement 187 et 188 sont maintenus normalement débrayée par un ressort 199 qui s'appuie sur la roue dentée 195 par une des extrémités et, par son autre extrémité, sur une partie élargie de l'arbre 194 afin de tendre à déplacer cet arbre vers la droite. La partie élargie de l'arbre 194 est engagée par un noyau 200 d'un solénoide dont la bobine 201 est mise à la terre à 1-'une de ses extré- mités par sa connexion avec une prise du conducteur 107,tan-
<Desc/Clms Page number 19>
dis qu'elle est reliée, à son autre extrémité, par le conclue- teur 108 à l'un des contacts 71 du commutateur 72.
Lorsque le commutateur est fermé, c'est à dire lorsque les contacts 71 sont en prise., la bobine 201 est excitée de façon à déplacer le noyau 200 vers la droite, ce qui fait que l'arbre 194 est déplacé vers la droite pour amener l'organe d'accouplement 187 en prise avec l'organe d'accouplement 188, ce qui établit une liaison d'entraînement entre le moteur 185 et les stabili- ; seurs 20.
En actionnant la roue dentée 195, le moteur 185 imprime , également un mouvement angulaire à un enroulement de rotor 205 d'un dispositif d'asservi'ssement à induction comprenant un stator 206 à enroulement triphasée le rotor coopérant inducti- venent avec ce stator et monté sur un arbre 207 portant un pignon@208 en liaison d'entraînement avec la roue dentée 195 par l'intermédiaire d'un train d'engrena.ges approprié 209 formant réducteur de vitesse.
Le déplacement de 1'enroulement 205 du rotor pendant le fonctionnement du moteur 185 engendre un signal électrique d'asservissement que des conducteurs 210 envoient à l'amplificateur 87 par le servo-adapteur 89 pour être appliqué au signal d'inclinaison longitudinale à l'inté- rieur de l'amplificateur, afin de modifier le fonctionnement du moteur 185. La signal d'asservissement s'oppose au signal d'inclinaison et lorsque ce signal d'asservissement est égal et opposé au signal d'inclinaison, le moteur 185 cesse de fonctionner.
Lorsque le commutateur 72 de commande d.es accouplements débrayables de servo-moteurs est ouvert, même si le commutateur de puissance 74 est fermé., la bobine 67 de l'accouplement ma- gnétique qui se trouve à l'intérieur de l'indicateur principal 30 cesse d'être excitée, de sorte que l'organe d'accouplement 64 est débrayé et écarté de l'organe d'accouplement 65 et.,en même temps, que les bobines des solénoïdes 106, 167 et 201 des servo-moteurs du gouvernail de direction, des ailerons
<Desc/Clms Page number 20>
et du gouvernail de profondeur cessent également dure exci- tés,ce qui fait que les moteurs 91,
152 et 185 sont débra- yés et séparés de leurs surfaces de commande respectives et que la commande subséquente des surfaces du gouvernail de direction, des ailerons et des gouvernes de profondeur peut être effectuée à la main de la façon habituelle.
On considérera maintenant le nouveau mécanisme de com- mande automatique des virages qui fait !-objet de la présente invention. Ce mécanisme est représenté schématiquement dans la figure 1; il est logé dans un carter 215 et il comprend en principedes dispositifsrécepteurs à induction de signaux de vitesse de virage d'inclinaison latérale et d'inclinaison longitudinale*
Le stator 146 du dispositifrécepteur à induction pour l'inclinaison latérale est monté de façon à pouvoir effectuer un mouvement angulaire par rapport à son rotor 148 au moyen d'un arbre 216 relié par un train d'engrenages approprié 217 à un arbre 218 portant un bouton 219 de réglage d'assiette de l'avion pour l'inclinaison latérale.
L'enroulement 148 du rotor de ce dispositif est montée de son côté, de façon à pouvoir effectuer un mouvement angulaire par rapport au stator 146 par un arbre 220 à l'une des extrémités duquel est fixée une applique 221 portant une cheville 222 qui s'engage dans une fente 223 d'un levier 224, 1.'autre extrémité de cet arbre portant un organe 225 formant came et coopérant avec un levier 226 dont le but sera expliqué plus loin,
ainsi qu'une roue dentée 227 engrenant avec une autre roue dentée 228 fixée à un arbre 229 portant un bouton tournant 230 à son extrémité libre- L'arbre 229 porte également -ores de la roue dentée 228 une roue dentée 231 présentant une encoche dans laquelle est engagé normalement un bras 232 portant un contact 233 qui est normalement en prise avec un deuxième
<Desc/Clms Page number 21>
contact 234, l'un de ces contacts étant relié à la bobine 67 de l'accouplement magnétique de l'indicateur principal, tandisque l'autre est relié au conducteur 70, de sorte que la bobine 67 est montée dans un circuit fermé avec la batte- rie 69.
Le stator 130 du dispositif à induction, récepteur du signal de vitesse de virage est fixe, mais son rotor 132 est monté de façon à pouvoir effectuer un mouvement angulaire par rapport au stator au moyen d'un arbre 235 portant une applique 236 munie d'une cheville 237 qui s'engage dans une deuxième fente 238 du levier 224.
Le levier lui-mme est supporté par une applique 239 fixée à une crémaillère 240 -engrenant avec un pignon 241 porté par un arbre 242 portant, à son extrémité libre, un bouton 243 de réglage de la vitesse relative de l'avion*
Le rotor 181 du dispositif à induction récepteur du ,signal d'inclinaison longitudinale est monté de façon à pou- voir effectuer un mouvement angulaire par rapport au stator 180 au moyen d'un arbre 244 fixé au levier 226, ce qui fait que le mouvement de la came 225 a pour effet de faire tourner le levier 226 dans le sens du mouvement des aiguilles d'une montre de façon à faire mouvoir l'arbre 244 et le rotor 181- D'autre part,
le stator 180 est monté de façon à pouvoir effee tuer un mouvement angulaire par rapport au rotor 181 au moyen d'un arbre 245 relié par un réducteur de vitesse 246 à un bou- ton 247 de réglage d'assiette en profondeur porté par un arbre 248.
Pour des conditions de charge inégales, ou lorsque pour une raison ou pour une autre, l'état d'équilibre a été détruit entre le dispositif transmetteur à induction 142 du détecteur d'inclinaison latérale et le dispositif récepteur à induction 147, on peut actionner le bouton de réglage d'assiet- te pour l'inclinaison latérale 219 pour imprimer un mouvement
<Desc/Clms Page number 22>
angulaire au stator 146 dans un sens ou dans l'autre par rapport au rotor 148,jusqu'à ce que l'état d'équilibre ait été rétabli -
Lorsque l'appareil de pilotage automatique est en action, on peut faire monter 1.'avion en actionnant le bouton 247 de réglage d'assiette en profondeur, ce qui a pour effet de déplacer le stator 180 par rapport à son rotor 181,
et il restera maintenu dans cette position correspondant à la mon- tée jusqu'à ce que le bouton 247 soit ramené à sa position neutre. Pour faire piquer l'avion, on actionne le bouton 247 en sens inverse pour renverser le mouvement du stator 180, ce qui fait que le signal induit dans le rotor 181 est renversé, de sorte que le système servo-moteur 18 du gouvernail de profondeur fonctionne également en sens inverse.
Si l'on désire changer de route pendant un vol en ligne droite, l'appareil de pilotage automatique étant en action, le pilote n'a qu'à faire tourner le bouton de virage 230 suivant un angle proportionnel au taux de virage désiré* La manoeuvre du bouton 230 fait tourner la roue 231 de façon que le bras 232 soit déplacé vers l'extérieur et retiré de l'encoche de la roue et que les contacts 233 et 234 soient séparés, ce qui a pour effet de couper le circuit de la bobine 67 de l'accouplement magnétique de l'indicateur nrin- cipal pour couper l'excitation de la bobine 67,le dispositif transmetteur à induction 77 étant séparé du dispositif de couplage à induction 29,
de façon que le signal de direction cesse d'agir pour exciter le moteur 91 du système servo- moteur du gouvernail de direction* En même temps la roue dentée 228 tourne avec le bouton 230 et, comme elle engrène avec la roue dentée @27, elle déplace le rotor 148 par rap- port au. stator 146, créant ainsi un état de déséquilibre électrique entre le stator et le rotor, ce qui engendre un signal d'inclinaison latérale dans le rtor 148,même si, à
<Desc/Clms Page number 23>
ce moment, l'horizon artificiel n'indique aucune inclinaison latérale et si le détecteur d'inclinaison latérale 15 se trouve dans une position neutre.
Le mouvem,ent du rotor 148 provoque en même temps un mouvement angulaire de l'applique 221 et de la cheville 222 qui, étant engagée dans la fente 223, fait tourner le levier 224 autour de la cheville portée par l'applique de support 239. Le mouvement du levier 224 déplace également la cheville 237, ce qui a pour résultat un mouvement angu- laire de la pa.rt du rotor 132 par rapport à son stator 130, ce mouvement créant un déséquilibre électrique à la suite duquel un signal de vitesse de virage désirée est engendré dans le rotor 132, bien qu'à ce moment l'avion vole en ligne droite et que le gyroscope indicateur de vitesse de virage 13 aussi bien que le transmetteur du signal de vitesse de virage soient dans une position neutre.
Lorsque le bouton de virage 230 déplace le rotor 148, il imprime .également un mouvement angulaire à la came 225, qui fait tourner le levier 226 afin d'imprimer un déplacement angulaire à l'enroulement 181 du rotor par rapport à son sta- tor 180. Un déséquilibre électrique est ainsi créé entre les deux, ce qui engendre un signal d'inclinaison longitudinale dans le rotor 181, même si l'avion est de nivea.u à ce moment de sorte que le transmetteur d'inclinaison longitudinale16 est dans une position neutre. Que le virage désiré soit pro- duit à droite ou à gauche d'une route donnée, le rotor 181 sera déplacé .dans un sens de façon à produire un signal entrai- nant un mouvement de montée des surfaces de profondeur dans un cas ou dans l'autre, pour vaincre la tendance de l'avion à piquer lorsqu'il commence son virage.
On conçoit maintenant .que si l'on actionne le bouton de virage 230, les conditions nécessaires pour un virage
<Desc/Clms Page number 24>
désiré sont établies automatiquement sans charger ou faire intervenir le gyroscope indicateur de vitesse de virage ou l'horizon artificiel pour commander le virage et, en outre, que le dispositif de maintien de la. route est débrayé et séparé du système servo-moteur du gouvernail de direction.
Les signaux désirés établispar le bouton 230, c'est à dire le signal d'inclinaison latérale dans le rotor 148, le signal de vitesse de virage dans le rotor 132 et le signal d'incli- naison longitudinale dans le rotor 171, sont transmis à leurs réseaux respectifs pour commander les surfaces conjuguées,
afin d'amener l'avion dans un virage désiré avec l'angle voulu d'inclinaison latérale et un braquage nécessaire vers le haut des surfaces de gouverne de profondeur-
Le virage automatique est effectué et maintenu aussi longtemps qu'on le désire grâce au fait que le signal de vi- tesse de virage engendré dans le rotor 132 est transmis par les conducteurs 133 et l'adapteur 89 au circuit de contrôle de gouvernail de l'amplificateur 87 et qu'il en sort par les conducteurs 88 pour exciter l'enroulement de phase 90 du mo- teur 91.
Le gouvernail 12 est actionné par le moteur 91 et simultanément le rotor 110 du dispositif d'asservissement à induction du gouvernail effectue un mouvement angulaire par rapport au stator Il.}., ce qui a pour effet d'engendrer un signal d'asservissement qui est transmis par les conducteurs 115 de façon à être superposé au signal de vitesse de virage dans le circuit de Contrôle de gouvernail de l'amplificateur.
Le gouvernail 12 est dévié jusqu'à ce que le signal d'asser- vissement soit égal et opposé au signal de vitesse de virage, et à ce moment le moteur 91 cesse d'être excité.
En même temps, le signal d'inclinaison latérale en- gendré dans le rotor 148 est transnis par les conducteurs 149 au circuit de contrôle d'ailerons de l'amplificateur 87,
<Desc/Clms Page number 25>
d'où il passe par l'adapteur 89 et par les conducteurs 149 pour arriver à l'enroulement de phase 151 du moteur 152. Les ailerons 19 sont actionnés par le moteur 152 et simultanément le rotor 170 du dispositif d'asservissement à induction des ailerons effectue par rapport à son stator 171 un mouvement angulaire par lequel un signal, d'asservissement est engendré et transmis par les conducteurs 175 de façon à être superposé au signal d'inclinaison latérale dans le circuit de contr8le des ailerons de l'amplificateur.
Les ailerons 19 sont ac- tionnés dans le sens de braquage jusqu'à ce que le signal d'asservissement soit égal et opposé au signal d'inclinaison latérale; à ce moment le moteur 152 cesse d'être excité.
La même opération se répète à la suite du signal d'inclinaison longitudinale engendre dans le rotor 181. Le signal ainsi engendré est transmis au circuit de contrôle du gouvernail de profondeur de l'amplificateur 87 par les con- ducteurs 182 et il en sort par les conducteurs 183 pour exci- ter l'enroulement de phase 184 du moteur 185. Le gouvernail de profondeur 20 est actionné par le moteur 185 et, en même temps, le rotor 205 du dispositif d'asservissement à induc- tion correspondant est déplacé par rapport au stator 206.,ce qui a pour effet d'engendrer un signal d'asservissement qui est transmis par les conducteurs 210 de façon à être super- posé au signal d'inclinaison longitudinale dans le circuit de contrôle du gouvernail de profondeur de l'amplificateur.
Le gouvernail de profondeur 20 est actionné dans le sens de braquage jusqu'à ce que le signal d'asservissement soit égal et opposé au signal d'inclinaison longitudinale;à ce moment le moteur 185 cesse d'être excité-
Le mode de fonctionnement qui vient d'être décrit est tel que le virage désiré soit imposé à l'avion, le gouvernail de direction, les ailerons et le gouvernail de profondeur
<Desc/Clms Page number 26>
étant déplacés de la façon décrite- Toutes les attitudes de l'avion quant à la direction, 3. la vitesse de changement de route et à l'inclinai son latérale sont maintenant enregis- trées par le cadran 56 de l'indicateur principal, le gyros- cope indicateur de la vitesse de virage 13 et l'horizon artificiel 14.
Les déplacements résultants du rotor 127 par rapport au stator 128 du transmetteur de signal de vitesse de virage et du rotor 143 par rapport au stator 144 du trans- metteur du signal d'inclinaison latérale rétablissent la posi- tion de l'équilibre électrique avec les dispositifs à indue- tion correspondant à la vitesse de virage et l'inclinaison latérale sur le tableau de commande, en sorte que le signal de vitesse disparait dans le rotor 132, et que le signal d'in- clinaison latérale disparait également dans le rotor 148.
Comme les deux rotors 110 et 170 des dispositifs d'asservis- sement à induction des systèmes servo-moteurs du gouvernail et des ailerons sont déplacés à ce moment et écartés de leurs positions neutres, leurs signaux agissent dans les circuits de contrôle de gouvernail et d'ailerons de l'amplificateur 87 pour renverser le mouvement des moteurs 91 et 152 afin d'amener le gouvernail 12 et les ailerons 19 leurs posi- tions neutres* Ainsi, lorsque l'avion effectue le virage vou- lu avec l'angle voulu d'inclinaison latérale, les surfaces de gouvernail et des ailerons auront été ramenées à leur position neutre.
Il est maintenant évident que si l'avion virait à des vitesses inférieures ou supérieures aux vitesses choisies, le gyroscope de vitesse 13 aurait une action prédo- minente pour braquer le gouvernail à droite ou à gauche,sui- vant le cas,, afin de régler la vitesse de virage et de la maintenir à la valeur choisie d'avance-
Lorsque l'avion se rapproche de son nouveau cap, on peut terminer levirage en tournant lebouton devirage 230
<Desc/Clms Page number 27>
en arrière pour le ramener à sa position neutre.
Cette action crée de nouveau, dans les rotors 132, 148 et 181 des récepteurs à induction du tableau de commande., des signaux dont le sens est opposé à celui des signaux engendrés lorsque le virage a commencé, ces signaux commandant les surfaces du gouvernail de direction, des ailerons et du gouvernail de profondeur dans-le sens voulu pour remettre l'avion dans la position horizontale.
Aussit8t que l'avion est dans la position hori- zontale, l'état d'équilibre électrique est rétabli entre les transmetteurs de vitesse de virage, d'inclinaison latérale et d'inclinai son longitudinale et leurs dispositifsrécep- teurs à induction conjuguée sur le tableau de commande, de sorte que les signaux de vitesse de virage et d'inclinaison, latérale et longitudinale, dans les rotors de ces derniers dispositifs, signaux qui ont été établis au moment où le bouton de virage 230 est revenu à sa position neutre, dispa- raissent et que les signaux de retour des dispositifs d'asser- vissement à induction du gouvernail,
des ailerons et du gouvernail de profondeur ramènent l'es surfaces de commande correspondantes à leur position neutre-
Aussitôt que le bouton de virage 230 a été ramené dans sa position neutre, le bras 232 retombe dans l'encoche ,de la roue 231 et met le contact 234 en prise avec le contact 233, ce qui a pour effet de fermer le circuit de la bobine 67 de l'accouplement magnétique de l'indicateur principal et d'embra- yer les organes d'accouplement 64 et 65, en sorte que tout écart par rapport au nouveau cap a pour résultat d'actionner le gouvernail de direction de façon à ramener l'avion et à le maintenir sur le nouveau cap.
Le bouton 243 de réglage de la viresse relative de l'avion par rapport à l'air est réglé normalement pour une vitesse de croisière et le mécanisme automatique de virage
<Desc/Clms Page number 28>
fonctionne de la façon désirée lorsque le réglage est ainsi , établi. Toutefois, si la vitesse de l'avion changeait notable- ment, la constante de proportionnalité entre l'angle d'inclinai- son latérale et la vitesse de virage devrait nécessairement être changée. On obtient ce résultat en tournant le bouton 243, ce qui fait mouvoir la crémaillère 240 de façon que le point de pivotement du levier 224 soit déplacé par rapport aux chevilles 222 et 237 des dispositifs récepteurs à induction correspondant à l'inclinaison laterale et à la vitesse de virage déterminant ainsi un changement de la longueur des bras de levier de chacun de ces dispositifs.
Les divers circuits de l'amplificateur 87 et le raccorde- ment de l'adapteur 89 n'ont été décrits que d'une façon générale dans leur rapport avec les divers signaux de commande. Pour une description plus détaillée des circuits électriques de l'appareil de pilotage automatique, on se rapportera à la demande antérieure de la demanderesse ? 371.945du 24 Dècembret 194},déjà mentionnée.
On se réfèrera maintenant aux figures 2 à 10 inclusive- ment. Ces figures représentent un mode de réalisation pratioue d'un nouveau tableau de commande pour actionner le nouveau mé- canisme de virage automatique représenté schématiquement dans la figure 1 et décrit ci-dessus. Comme le montrent les figures 2 et 3' le tableau de commande 300 est convenablement fixé nar des moyens tels que des vis 301 , un carter de support 302 pour lequel il existe un boîtier 303.
Le tableau porte extérieure- ment un bouton 304 de réglage d'assiette de l'avion autour de son axe longitudinal, un bouton 305 de commande de l'inclinaison longitudinale associé avec un bouton 306 de commande du virage automatique qui lui est superposée ainsi qu'un bouton à ver- nier 307 de réglage d'assiette de l'avion en profondeur.
<Desc/Clms Page number 29>
Le tableau porte également un commutateur de puissance 308, un commutateur de débrayage 309, un indicateur d'assiette longitudinale 310 et un bouton 311 de réglage de la vitesse relative., .bouton pour lequel il existe un organe de verrouil- lage 311a.
Le bouton 304 d'assiette latérale est fixé à un arbre 312 (fig. 3) convenablement tourillonné à l'intérieur du carter 302 et portant un pignon 313 engrenant avec un secteur denté 314 fixé au carter d'un dispositif récepteur à induction 315 monté à rotation dans une partie du carter 302 et dans lequel est monté un stator à enroulement triphasé (semblable au stator 146 de la figure 1)La manoeuvre du bouton 304 imprime un mouvement angulaire au carter du disposi- tif 315 et à son stator par rapport au rotor (comme à l' enrou- lement de rotor 148 de la figure 1)
. ce qui crée entre les deux un déséquilibre électrique engendrant un signal électrique dans le rotor du dispositif 315 indépendamment du transmetteur du signal d'inclinaison latérale monté sur l'hori.zon artificiel auquel le dispositif récepteur à induction est relié. De cette façon, l'amplitude voulue du déplacement des ailerons est dérivée de la manière décrite précédemment relativement à la figure 1-
Le bouton 305 de commande de l'inclinaison longitudina. le est fixé à un manchon, comme on le verra le mieux dans la figure 3, un pignon 317 fixé à ce manchon ou faisant corpsavec lui engrenant avec une grande roue dentée 318 représentée en traits mixtes dans la figure 7 et engrenant à son tour avec un pignon 319 (fig. 4) porté par un manchon 320 monté sur un arbre creux 321 portant un pignon 322 à son extrémité libre.
Ce pi- gnon entraine une roue dentée 328 portée par un deuxième arbre 324 portant également un pignon 325 engrenant avec une deuxième roue dentée 326 goupillée sur un arbre 327 monté à l'intérieur
<Desc/Clms Page number 30>
de l'arbre creux 321. Le réducteur de vitesse est représenté plusclairement dans la figure 10.
L'arbre intérieur 327 porte, à une de ses extrémités, à l'extérieur du tableau, un indicateur 310 d'assiette longi- tudinale et., à son autre extrémité, une roue dentée 328 fixée sur cet arbre pour entraîner un secteur denté 329 fixé au carter d'un dispositif récepteur à induction 330 monté à rota- tion dans une partie du carter 302 et contenant un stator à enroulement triphasé (semblable au stator 180 de la figure 1) .
La manoeuvre du bouton 305 de commande de l'inclinai son longitu dinale imprime un mouvement angulaire au carter du dispositif 330 et à son stator relativement au rotor (comme pour l'enrou- laient de rotor 181 de la figure 1), ce qui crée entre les deux un déséquilibre électrique engendrant un signal électri- que dans le rotor du dispositif 330 indépendamment du trans- metteur d'inclinaison longitudinale monté sur l'horizon artifi. ciel auquel le dispositif récepteur à induction est relié- Ainsi, l'amplitude voulue du braquage du gouvernail de pro- fondeur est dérivée de façon à faire monter ou tiquer l'avion de la façon décrite plus haut relativement à la figure 1.
Pour les réglages de précision désirés pendant les conditions de charge non équilibrée, un bouton 307 d'assiette longitu- dinale peut venir en prise avec le bouton 305 de commande de l'inclinaison longitudinale par 1''intermédiaire d'un réducteur de vitesse approprié (non représenté). L'indicateur d'assiet- te longitudinale 310 indique au pilote humain si le gouvernail de profondeur est ou non dans sa position neutre.
En actionnant un seul bouton, par exemple le bouton de virage 306, on peut provoquer le virage automatique de l'avion et maintenir celui-ci dans la position de virage jusqu'à. ce que le bouton soit ramené à sa position neutre- Comme le montre la figure 3, le bouton 306 est fixé à un arbre 331
<Desc/Clms Page number 31>
qui traverse le manchon 316 et porte près de son extrémité libre une roue dentée 332 qui entraîne une roue dentée 333 par un pignon 334 qui est mieux représenté dans la figure 5.
La roue dentée 333 est emmanchée ou pincée sur un arbre 335 du rotor du dispositif à. induction 315, en sorte que le mouvement du bouton 306 imprime au rotor un déplacement angu- laire par rapport à son stator, ce qui engendre un signal d'inclinaison latérale dans le rotor, même si le transmetteur d'inclinaison latérale de l'horizon artificiel se trouve dans la position neutre- En même temps, le déplacement du rotor du dispositif315 provoque simultanément un déplacement an- gulaire du rotor du dispositif récepteur du signal de vitesse de vira.ge 336 (figure 7) dont le carter, qui supporte la partie formant le stator est également monté à l'intérieur d'une partie du carter 302 et provoque aussi un déplacement du rotor du dispositif 330.
Ce résultat est obtenu au moyen d'une applique 337 qui se trouve à l'extrémité opposée de l'arbre 335 du rotor et qui porte une cheville 338 (figure 8) coopérant avec une fente 339 d'un levier 340 articulé sur une cheville 341 por- tée par une a.pplique 342 elle-même portée par un chariot 343.
Le levier 340 est pourvu d'une deuxième fente 344 avec la- quelle coopère une cheville 345 portée par une applique 346 fixée sur un arbre 347 du rotor du dispositif 336. Un ressort 348 fixé à une extrémité d'une partie du carter 302 est relié à son autre extrémité au levier 340 pour absorber le jeu pouvant exister dans le système- Ainsi, un mouvement effectué par l'arbre 335 du rotor provoque un mouvement an- gulaire de l'arbre 347 du rotor du dispositif 336, ce qui a pour effet d'engendrer un signal de vitesse dans le rotor du dispositif 336 même si à ce moment aucun signal n'est produit par le dispositif gyroscopique détecteur de la vites- se de virage.
<Desc/Clms Page number 32>
Comme le montre'plus clairement la figure 5, l'extré- mité de l'arbre 335 portant les roues dentées 314 et 333 porte également deux cames espacées 349 et 350 dont on peut régler la position vers l'extérieur ou vers l'intérieur l'une par rapport à l'autre au moyen de vis 351 (voir la figure 8).
Un levier 352 est en prise avec les cames et un ressort 354 est fixé à ce levier, en 353, l'extrémité opposée de ce ressort étant fixée au carter 302. L'extrémité opposée du levier 352 porte une applique 355 qui est fixée à un arbre 356 du rotor du dispositif 330, ce qui fait que le mouvement du levier 352 imprime un mouvement angulaire au rotor par rapport à son stator de façon à engendrer un signal électrique dans le rotor du dispositif 330, même si à ce moment aucun signal n'est produit par le transmetteur d'inclinaison longitudinale de 1-*horizon artificiel.
A son extrémité, l'arbre 331 du bouton de virage porte une roue 360, figure 7, pourvue, sur son pourtour extérieur, d'une encoche unique dans laquelle repose normalement un doigt 361 articulé en 362 et portant un organe de manoeuvre 363 qui vient buter contre l'un de deux contacts(comme pour le contact 233 de la figure 1) montés dans une boite de commutateur apnro- priée 364.
De cette façon, immédiatement après la manoeuvre du bouton de virage 306, les contacts (non représentés) qui sont à l'intérieur de la boite de commutateur 364 sont ouverts (voir la figure 1) pour couper l'excitation de la bobine 67 de l'accouplement magnétique, coupant ainsi la connexion de commande entre le dispositif détecteur du champ magnétique et le moteur 91 du système servo-moteur du gouvernail de direction, en sorte que le moteur à induction 91 n'est plus commandé que par le signal de vitesse, comme on l'a expliqué plus haut.
Le commutateur de puissance 30 8 du tableau actionne
<Desc/Clms Page number 33>
des contacts (non représentés) disposés dans une boite de commutateur 363 (figure 6). Ce commutateur est semblable au commutateur 74 de la figure 1 et son fonctionnement résulte de la description donnée relativement à la figure 1. Lors- qu'on fait passer le commutateur 308 de sa position d'ouverti re à sa position de fermeture, on ferme les contacts 73 de la figure 1 et on place l'un des contacts 71 du commutateur 72 de débrayage des servo-moteurs aux bornes de la batterie 69.
Le commutateur 309 monté sur le tableau 300 de la figure 2 actionne d'une façon analogue une paire de contacts disposés à l'intérieur d'une boite de commutateur appropriée 309a montée à l'arrière du tableau,les contacts étant dési- gnés par 71 dans la figure 1. Lorsqu'on fait passer le com- muta.teur de débrayage 309 de sa, position d'ouverture à sa position de fermeture, les contacts 71 de la figure 1 sont fermés,en sorte que les bobines des servo-solénoïdes 106 168 et 201 sont excitées de façon à relier les moteurs de commande à induction à leurs surfaces respectives et, en mtm-e temps, la bobine 67 de l'accouplement magnétique est excitée de façon à établir une liaison d'entraînement entre le dispositif de couplage à induction 29 de l'indicateur principal et le dispositif transmetteur à induction 77,
si l'on suppose que le bouton de virage 306 du tableau est dans sa position neutre. La manoeuvre du commutateur 309 pour l'amener à sa position d'ouverture coupe l'excitation des solénoïdes aussi bien que celle de la bobine 67.
Le commutateur 309 étant ferméet le commutateur de puissance 308 étant également fermé, la manoeuvre du bouton de virage 306 coupe l'excitation de la bobina 67 et supnri- me la. liai son d' entrainement entre le mot eur 91 du gouver- nail et le dispositif détecteur de champ magnétique, mais
<Desc/Clms Page number 34>
les solénoïdes des serve-commandes du gouvernail de direction, des ailerons et du gouvernail de profondeur restent excités*
Le bouton 311 de réglage de la vitesse relative de l'avion est fixé à un arbre 380 qui oorte un pignon 381 (figure 7) engrenant avec une crémaillère 382 fixée au cha- riot 343.
La manoeuvre du bouton 311 dans un sens ou dans l'autre fait mouvoir le chariot 343 en même tempsque l'ap- plique 342 dans un sens ou dans l'autre de façon à actionner le levier 340 dans un sens ou dans l'autre par rapport aux chevilles 338 et 345. Ce mouvement relatif fait varier la longueur du bras de levier du levier 340, en sorte qu'un mouvement angulaire donné du rotor du dispositif 315 pro- duira, dans une position, un mouvement angulaire donné du rotor du dispositif 336, tandis que dans une autre position, le même mouvement angulaire du rotor du dispositif 315 impri- mera un mouvement différent au rotor du dispositif 336, et qu'un signal différent sera engendré dans ce dernier rotor pour augmenter ou réduire la valeur du signal de vitesse angulaire réglé pour compenser des vitesses relatives variant entre de larges limites.
Si on le désire, le pilote peut aussi disposer d'un commutateur de coupure 400, qui peut 'être montésur le volant du pilote, de façon que s'il désire couper l'excita- tion du dispositif d'accouplement des servo-moteurs, le pilote n'a qu'à presser sur un bouton 401 qui met à la masse une bobine 402 dont l'excitation provoque le déplace- ment d'un noyau 403 vers l'extérieur pour ouvrir le commu- tateur 72 de commande desditsdispositifs d'accouplement.
Dès que le commutateur 72 est ouvert, la bobine 402 cesse d'tre excitée, mais elle ne ferme pas le comnutateur 72, celui-ci exigeant pour sa fermeture une manoeuvre directe.
<Desc/Clms Page number 35>
Le nouveau mécanisme de virage automatique qui vient d'être décrit est de nature telle qu'il assure une souplesse de commande extrême au moyen de l'appareil de pilotage auto- matique, ce qui permet d'exécuter des manoeuvres en action- nant des boutons de commandes appropriées prévues sur le ta- bleau' On peut faire des virages à forte inclinaison la.té- rale en actionnant le bouton de virage, l'avion reprenant immédiatement le vol en ligne droite lorsque le bouton est ramené à sa position centrale. On peut faire monter ou faire piquer l'avion d'une façon abrupte en actionnant le bouton d'assiette longitudinale.
On peut d'ailleurs effectuer aussi une combinaison de virages et de montres ou de virages et de piqué ou faire passer l'avion d'un virage à inclinaison con- venable dans un sens à un virage à inclinaison convenable dans le sens opposé.
Bien que l'on n'ait représenté et décrit en détail qu'un seul exemple de réalisation de l'invention, il est bien entendu que l'invention n'est pas limitée à cet exemple.
Diverses modifications peuvent aussi être apportées à la construction et à la disposition des pièces sans qu'on s'écar- te du principe de l'invention telle qu'elle sera comprise maintenant de tout homme de l'art.