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"Perfectionnements aux dispositifs de commande de moteurs d'engins aériens dirigeables notamment en vue de leur atterrissage automatique"
Ayant fait l'objet d'une demande de brevet aux Etats-Unis en date du 18 avril 1947, N 742. 439.
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Cette invention se rapporte aux systèmes d'at- terrissage automatique pour engins aériens dirigeables et notamment pour avions, et plus particulièrement à un sys- tème d'atterrissage à correction altimétrique destiné à contrôler la vitesse par rapport à l'air d'un engin aé- rien et notamment d'un avion lors de son approche d'at- terrissage et à synchroniser les vitesses des moteurs sur un engin aérien multimoteur.
Cette invention constitue un développement ou perfectionnement de l'invention faisant l'objet de la demande principale N 3 14 564 déposée le 16 avril 1948
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Dans un dispositif d'atterrissage automatique, deux faisceaux radioélectriques de signaux modulés sont émis à partir de l'aérodrome en vue de l'atterrissage des avions équipés d'une façon appropriée de l'indispen- équipement sablerécepteur radio, du calculateur, et des commandes des gouvernes. Un faisceau du dispositif d'atterrissage généralement connu sous le nom de faisceau localiseur amène à l'aide de ses signaux l'avion sur une ligne de vol particulière. L'autre faisceau connu sous le nom de fais- ceau de trajectoire de descente amène l'avion jusqu'à la piste d'atterrissage choisie.
Un tel système est complète- ment décrit dans la demande de brevet N 543.740 déposée le 25 Octobre 1947.
Dans le brevet auquel se rattache la présente , invention, il a été décrit un système de contrôle de mo- teur dans lequel la vitesse du moteur d'un avion est con- trôlée par les signaux du faisceau de trajectoire de des- cente et dans lequel, dans le cas d'un avion multimoteur, les vitesses des moteurs sont synchronisées. Comme il est bien connu de l'homme de l'art, la vitesse du moteur d'un avion est réduite lorsqu'une approche est effectuée en vue de l'atterrissage. Le système décrit dans le bre- vet auquel se rattache la présente invention réduit la vi- tesse de fonctionnement du moteur suivant les signaux éma- nant d'un calculateur, les moteurs étant maintenus constam- ment en synchronisme.
Le système décrit dans le brevet auquel se rat- tache la présente invention fonctionne. convenablement lorsque les avions ainsi équipés suivent des parcours dans lesquels les divers aérodromes d'escale sont à peu près à la même altitude, comme par exemple, les lignes desservant la côte Est de l'Amérique du Nord et de l'Amérique du Sud.
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Dans le cas des parcours transcontinentaux, il s'est avéré nécessaire d'apporter une correction d'altitude afin de per- mettre les atterrissages sur des aérodromes d'altitudes va- riées tels que les aérodromes de New-York ou de Washington qui sont approximativement au niveau de la mer, et ceux de Denver, de Colorado ou de¯Mexico, où l'altitude est bien supérieure à 5. 000 pieds (1. 500 mètres environ)
Comme cela fut défini précédemment, le faisceau de trajectoire de descente est utilisé pour faire descendre l'avion sur une piste particulière par la commande du gou- vernail de profondeur et par la réduction du couple des moteurs.
Cependant la même réduction de vitesse propre, partir de (300 mètres environ) à/1000 pieds/au-dessus d'une aire d'atterrissage située à Washington et au-dessus d'une aire d'atterrissage située à Mexico, peut se montrer désastreuse en égard à la diffé- rence de densité de l'air à ces altitudes. Afin de main- tenir le contrôle du vol en descendant à partir d'environ (300 mètres environ) 1000 pieds/ au-dessus de México, la position du levier de commande du papillon doit être modifiée de façon à procurer une plus grande entrée d'air qu'en descendant au-dessus de l'aéroport de Washington.
Par conséquent, un objet de la présente invention est de réaliser un circuit de commande à correction altimé- trique destiné à contrôler le couple du moteur d'un avion suivant les signaux de tension développés par un calcula- teur associé à la voie contrôlée par le faisceau de trajec- toire de descente d'un système de contrôle d'atterrissage.
Un autre objet de cette invention est de réaliser un circuit de commande à correction altimétrique pour un avion multimoteur,destiné à contrôler le couple des moteurs
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de trajectoire de descente suivant les signaux transmis par le faisceau/et à synchro- différences de niser les moteurs par un signal sensible aux/vitesses.des dits moteurs.
Un autre objet de cette invention est de réaliser ,un système de-commande à correction altimétrique et de synchronisation de moteurs, hautement perfectionné et de for- me ramassée dont le fonctionnement est entièrement automa- tique, et d'action certaine, dont la fabrication est rela- tivement peu coûteuse, qui présente un vaste champ d'applica- tions et dont l'utilisation est à la fois très pratique et très efficace.
Ces objets et caractéristiques et d'autres encore de la présente invention ressortiront plus clairement de la description détaillée qui suit ainsi que des dessins y an- nexés, étant bien entendu que ceux-ci ne sont donnés qu'à titre d'exemples nullement limitatif s.
La figure 1 est une vue schématique d'un circuit de commande à correction altimétrique destiné à contrôler le couple du moteur d'un avion suivant des signaux de ten- sion, tandis que
Lafigure 2 est une vue schématique d'un système de commande à correction altimétrique destiné à contrôler le couple des moteurs et à synchroniser ceux-ci dans un avion multimoteur.
En se référant maintenant à la figure 1, le symbole 10 désigne un circuit de commande suivant l'invention des- tiné à contrôler le coupled'un moteur 11 ayant un levier de commande de papillon 12 destiné à faire varier la vitesse de fonctionnement du moteur. Le circuit 10 interconnecte une source de signaux de tension 13 constituée par les bor- nes de sortie d'un calculateur (non représenté) associé
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à la voie contrôlée par le faisceau de trajectoire de des- cente d'un système de commande d'atterrissage,,avec un moteur biphasé à induction 14 destiné à déplacer le levier de com- mande 12.
Le moteur à induction 14 comporte une phase fixe 15 branchée à une source de tension convenable 16, une phase vaiahle 17 branchée à la sortie d'un amplificateur 18 et du rotor 19. Le rotor 19 est accouplé d'une manière appropriée, comme cela est indiqué par la ligne en traits interrompus 20, au levier de commande 12 afin de déplacer celui-ci lors- que le rotor vient à tourner.
Le moteur à induction est accouplé en outre, com- me représenté par 21, à un moteur autosynchrone, récepteur, ou transformateur tournant 22. Le récepteur 22 comprend un rotor 23 accouplé au rotor 19 et branché à la source de ten- sion 16, et un enroulement stator 24 dont une extrémité est reliée par un conducteur 25 à une borne de la source de signaux 13. L'autre extrémité de l'enroulement est reliée par un conducteur 26 à une borne d'entrée de l'amplificateur 18. L'autre borne de l'amplificateur est reliée par un conducteur 27 à la seconde borne de la source de signaux.
Le signal de tension de la source 13 est équilibré et par la tension induite dans l'enroulement stator 24 engendrée de par la position du rotor récepteur 23. De ce fait,ahcune tension n'est appliquée à l'entrée de l'amplificateur 18.
Le moteur à induction est ainsi à l'arrêt. Au moment d'une variation désignai de tension, le circuit décrit est déséqui- libré et de ce fait le moteur à induction 14 est actionné.
La rotation du rotor 19 place le rotor récepteur 23 de façon à ce que l'équilibre du circuit soit rétabli et ;en. même temps déplace le levier de commande 12 pour l'amener à une nouvelle
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position qui dépend du signal de tension, afin de diminuer (ou d'augmenter)le couple produit par le moteur.
Un moyen est en outre prévu pour introduire dans le cir- cuit de commande décrit un signal de tension proportionnel à l'altitude de l'avion dans lequel le présent système est installé.
A cet effet, il a été prévu une capsule anéroïde 30, dont l'extérieur est soumis à la pression atmosphérique.
Une tige 31 solidaire de la dite capsule est reliée à son extrémité libre avec un bras 32 susceptible de pivoter sur celle-ci. L'autre extrémité du bras 32 est clavetée sur un arbre 33 qui est fixé à un secteur denté 34. Les dents du secteur denté engrènent avec les dents d'un pignon 35 porté par un arbre 36. Un générateur autosynchrone, trans- metteur ou transformateur tournant 37 est accouplé à cet arbre d'une manière appropriée.
Le transmetteur 37 comporte un enroulement stator 38 inséré dans le conducteur 27 de la source de signaux 13, et un enroulement rotor 39 susceptible de déplacements an- gulaires occasionnés par l'arbre 36 et branché à la source de tension 16. L'expansion et la contraction de l'anéroïde 30 déplacentle rotor transmetteur 39. La tension induite dans l'enroulemeht stator 38 par le rotor 39 varie suivant les variations d'altitude de l'avion.
La tension induite dans l'enroulement stator 38 se trouve en série avec les signaux de tension de la source 13.
Ainsi, un signal de tension représentant l'altitude de l'avion est ajouté dans le circuit de commande et est équi- transmetteur libre par la tension engendrée par le 22. Une va- riation soit du signal de tension de la source 13, soit
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du signal de tension du transmetteur d'altitude 37, déséqui- libre le circuit de commande et il en résulte un déplacement angulaire du rotor du récepteur 23. Le levier de commande 12 est en conséquence déplacer en rétablissant l'équilibre du circuit,afin de réaliser une vitesse du moteur qui soit conforme aux signaux du dit faisceau et d'altitude de l'avion.
En se référant maintenant à la figure 2, on y voit un système à correction altimétrique pour avions multimoteur, le moteur 11 et son système de correction altimétrique étant incorporés dans ce qu'on nomme le moteur principal, et le moteur 41 est celui qui par la suite sera désigné comme étant le moteur asservi.
Le moteur asservi 41 comporte un levier de commande du papillon 42 destiné à contrôler sa vitesse. Un moteur à induction 44 comprenant une phase fixe 45 et une phase variable 47 branchée à la sortie d'un amplificateur 48 et un rotor 49,accouplé comme représenté par 50, au levier de commande 42. Le rotor 49 est en outre adapté pour entraîner, par un accouplement 42, un récepteur 52.
Le récepteur 52 possède un enroulement rotor 53 qui est branché à la source de tension 16 et un enroulement stator 54 relié par un conducteur 55 au conducteur 25 de la source de signaux 13. L'autre extrémité de l'enroulement sta- tor est reliée par un conducteur 56 à une borne d'entrée de l'amplificateur 48 et par un conducteur 57 au conducteur d'entrée 27 de l'amplificateur 18.
Les deux circuits de commande des moteurs 11 et 41 sont ainsi branchés en parallèle sur la source de signaux 13 et sur la source de signaux d'altitude (stator 38). Un dé- séquilibre des circuits créé par les variations du signal de
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tension du faisceau ou par le signal de tension d'altitude actionne les moteurs 14 et 44 de la façon qui a été décrite précédemment, afin de rééquilibrer les circuits et de contrô- ler les vitesses des moteurs suivant les signaux engendrés par le dit faisceau et le dispositif à correction altimétrique.
Des moyens sont en outre prévus pour amener la vi- tesse du moteur 41 en synchronisme absolu avec celle du moteur 11.
A cet effet, les moteurs 11 et 41 comportent chacun un générateur autosynchrone ou transmetteur 50 ayant un rotor 51 qui est branché à la source de tension 16 et accou- plé à l'arbre d'hélice comme cela est indiqué par la ligne en traits interrompus 52; et un enroulement stator triphasé 53.
Un moteur différentiel 54 est aussi prévu, lequel possède res- pectivement des ehroulements triphasés stator et rotor 55 et 56.
L'enroulement stator 55 est relié par des conducteurs 57 à l'enroulement du stator du moteur asservi, tandis que l'enroulement rotor 56 est relié par des conducteurs 58 à l'enroulement du stator du moteur principal.
Le mouvement des rotors 51 crée par leur arbre d'hélice respectif induit une tension dans les enroulements stators, d'où il résulte un champ magnétique tournant dans le stator dont la vitesse est fonction de la vitesse du moteur. Une différence dans les vitesses des moteurs 11 et 41 provoque une différence dans les vitesses de rota- tion des champs magnétiques des enroulements stator et rotor du moteur différentiel 54.
Il en résulte pour l'enrou- lement rotor 56 un mouvement de rotation qui s'effectue à une vitesse proportionnelle à la différence des vitesses des moteurs,
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Un générateur autosynchrone, transmetteur, ou trans- formateur tournant 60 est prévu pour produire un signal de tension proportionnel à la différence des vitesses des moteurs, qui est appliqué sur le circuit du moteur asservi afin d'ame- ner celui-ci en synchronisme.
Le transmetteur 60 comprend un enroulement rotor 61 qui est branché à la source de tension 16 et accouplé au rotor différentiel 56, comme représenté par 62, et un enroulement stator 63. L'enroulement 63 est inséré dans le conducteur 57 en série avec la source de signaux 13 et la source de signaux d'altitude (stator 38).
Une différence quelconque de vitesse entre les moteurs 11 et 41 provoque le déplacement du rotor 61 lequel induit un signal de tension dans l'enroulement 63. Ce signal déséquilibre le circuit de commande du moteur asservi ce qui actionne le moteur 44 de façon à rééquilibrer le circuit et à modifier la vitesse du moteur 41 afin que celle-ci cor- responde à celle du moteur 11, comme cela est pleinement dé- crit dans le brevet auquel se rattache la présente invention.
Il est évident pour tout homme de l'art que les dispositifs inductifs 22, 37, 52 et 60 peuvent être aisément remplacés par d'autres sources de tension variable, ou par des dispositifsdestinés à faire varier l'amplitude des si- gnaux de tension de la source 13.
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"Improvements in airship engine control devices, in particular with a view to their automatic landing"
Having been the subject of a patent application in the United States dated April 18, 1947, No. 742. 439.
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This invention relates to automatic landing systems for airship airships and in particular for airplanes, and more particularly to an altimetrically corrected landing system intended to control the speed with respect to the air of a craft. aircraft and in particular of an airplane during its approach to landing and to synchronize the speeds of the engines on a multi-engine aerial vehicle.
This invention constitutes a development or improvement of the invention which is the subject of main application No. 3 14 564 filed April 16, 1948.
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In an automatic landing device, two radioelectric beams of modulated signals are emitted from the aerodrome for the landing of airplanes suitably equipped with the necessary equipment, radio receiver, computer, and control surfaces. A landing device beam, generally known as a locator beam, uses its signals to bring the airplane to a particular flight line. The other beam known as the glide path beam takes the aircraft to the chosen landing runway.
Such a system is fully described in patent application No. 543,740 filed October 25, 1947.
In the patent to which the present invention relates, an engine control system has been described in which the engine speed of an airplane is controlled by signals from the descent path beam and in. which, in the case of a multi-engine airplane, the engine speeds are synchronized. As is well known to those skilled in the art, the engine speed of an airplane is reduced when an approach is made for landing. The system described in the patent to which the present invention relates reduces the operating speed of the engine according to the signals emanating from a computer, the engines being kept constantly in synchronism.
The system described in the patent to which the present invention relates works. suitably when the airplanes thus equipped follow routes in which the various stopover aerodromes are at approximately the same altitude, such as, for example, the lines serving the east coast of North America and South America.
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In the case of transcontinental routes, it has been found necessary to make an altitude correction in order to allow landings at aerodromes of different altitudes such as the aerodromes of New York or Washington which are approximately at sea level, and those of Denver, Colorado or Mexico, where the altitude is well above 5,000 feet (approximately 1,500 meters)
As previously defined, the glide path beam is used to descend the aircraft on a particular runway by control of the elevator and by reducing engine torque.
However, the same reduction in actual speed, from (300 meters approximately) to / 1000 feet / above a landing pad in Washington and over a landing pad in Mexico City, can be observed. show disastrous in view of the difference in air density at these altitudes. In order to maintain flight control when descending from approximately (300 meters) 1000 feet / above México, the position of the throttle control lever must be altered to provide greater input d. air only when descending over Washington Airport.
Consequently, an object of the present invention is to provide an altimeter-corrected control circuit intended to control the torque of the engine of an airplane according to the voltage signals developed by a computer associated with the track controlled by the aircraft. descent path beam of a landing control system.
Another object of this invention is to provide an altimetric correction control circuit for a multi-engine airplane, intended to control the torque of the engines.
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of descent path following the signals transmitted by the beam / and to synchronize the motors by a signal sensitive to the / speeds of said motors.
Another object of this invention is to provide a control system with altimetric correction and synchronization of motors, highly perfected and of compact form, the operation of which is entirely automatic, and of certain action, the manufacture of which. is relatively inexpensive, has a wide range of applications and is both very practical and efficient to use.
These objects and characteristics and others of the present invention will emerge more clearly from the detailed description which follows as well as from the accompanying drawings, it being understood that these are given only by way of non-limiting examples. s.
FIG. 1 is a schematic view of an altimeter corrected control circuit for controlling the torque of an aircraft engine according to voltage signals, while
Figure 2 is a schematic view of an altimeter-corrected control system for controlling engine torque and synchronizing them in a multi-engine airplane.
Referring now to Figure 1, symbol 10 denotes a control circuit according to the invention for controlling the coupling of an engine 11 having a throttle control lever 12 for varying the operating speed of the engine. . Circuit 10 interconnects a source of voltage signals 13 formed by the output terminals of an associated computer (not shown).
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to the track controlled by the descent path beam of a landing control system, with a two-phase induction motor 14 intended to move the control lever 12.
The induction motor 14 has a fixed phase 15 connected to a suitable voltage source 16, a vaiahle phase 17 connected to the output of an amplifier 18 and the rotor 19. The rotor 19 is mated in a suitable manner, like this. is indicated by the dashed line 20, to the control lever 12 in order to move the latter when the rotor turns.
The induction motor is further coupled, as represented by 21, to a self-synchronous motor, receiver, or rotating transformer 22. Receiver 22 comprises a rotor 23 coupled to rotor 19 and connected to voltage source 16, and a stator winding 24, one end of which is connected by a conductor 25 to a terminal of the signal source 13. The other end of the winding is connected by a conductor 26 to an input terminal of the amplifier 18. The other terminal of the amplifier is connected by a conductor 27 to the second terminal of the signal source.
The voltage signal from the source 13 is balanced and by the voltage induced in the stator winding 24 generated by the position of the receiving rotor 23. Therefore, no voltage is applied to the input of the amplifier 18. .
The induction motor is thus stopped. At the time of a designated voltage change, the circuit described is unbalanced and thereby the induction motor 14 is actuated.
The rotation of the rotor 19 places the receiving rotor 23 so that the circuit equilibrium is re-established and; at the same time moves the control lever 12 to bring it to a new
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position which depends on the voltage signal, in order to decrease (or increase) the torque produced by the motor.
Means are furthermore provided for introducing into the described control circuit a voltage signal proportional to the altitude of the aircraft in which the present system is installed.
For this purpose, an aneroid capsule 30 has been provided, the exterior of which is subjected to atmospheric pressure.
A rod 31 integral with said capsule is connected at its free end with an arm 32 capable of pivoting on the latter. The other end of the arm 32 is keyed to a shaft 33 which is fixed to a toothed sector 34. The teeth of the toothed sector mesh with the teeth of a pinion 35 carried by a shaft 36. An autosynchronous generator, transmitter or rotary transformer 37 is coupled to this shaft in a suitable manner.
The transmitter 37 comprises a stator winding 38 inserted in the conductor 27 of the signal source 13, and a rotor winding 39 capable of angular displacements caused by the shaft 36 and connected to the voltage source 16. The expansion and the contraction of the aneroid 30 displaces the transmitter rotor 39. The voltage induced in the stator winding 38 by the rotor 39 varies according to the variations in altitude of the aircraft.
The voltage induced in the stator winding 38 is in series with the voltage signals from source 13.
Thus, a voltage signal representing the altitude of the airplane is added in the control circuit and is free equi-transmitter by the voltage generated by the 22. A variation either of the voltage signal from the source 13, or
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of the voltage signal of the altitude transmitter 37, unbalances the control circuit and this results in an angular displacement of the rotor of the receiver 23. The control lever 12 is consequently moved, restoring the equilibrium of the circuit, in order to achieve an engine speed which conforms to the signals of said beam and the altitude of the aircraft.
Referring now to Figure 2, there is seen an altimetric correction system for multi-engine airplanes, the engine 11 and its altimetric correction system being incorporated in what is called the main engine, and the engine 41 is the one which par the rest will be referred to as the servo motor.
The slave motor 41 includes a throttle control lever 42 intended to control its speed. An induction motor 44 comprising a fixed phase 45 and a variable phase 47 connected to the output of an amplifier 48 and a rotor 49, coupled as shown by 50, to the control lever 42. The rotor 49 is further adapted to drive , by a coupling 42, a receiver 52.
Receiver 52 has a rotor winding 53 which is connected to the voltage source 16 and a stator winding 54 connected by a conductor 55 to the conductor 25 of the signal source 13. The other end of the stator winding is connected. by a conductor 56 to an input terminal of the amplifier 48 and by a conductor 57 to the input conductor 27 of the amplifier 18.
The two control circuits of the motors 11 and 41 are thus connected in parallel to the signal source 13 and to the altitude signal source (stator 38). An imbalance of the circuits created by the variations of the
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beam voltage or by the altitude voltage signal actuates the motors 14 and 44 in the manner which has been described previously, in order to rebalance the circuits and to control the speeds of the motors according to the signals generated by said beam and the altimetric correction device.
Means are also provided for bringing the speed of the motor 41 into absolute synchronism with that of the motor 11.
For this purpose, the motors 11 and 41 each comprise a self-synchronous generator or transmitter 50 having a rotor 51 which is connected to the voltage source 16 and coupled to the propeller shaft as indicated by the dashed line. interrupted 52; and a three-phase stator winding 53.
A differential motor 54 is also provided, which has three-phase stator and rotor windings 55 and 56, respectively.
The stator winding 55 is connected by conductors 57 to the stator winding of the slave motor, while the rotor winding 56 is connected by conductors 58 to the stator winding of the main motor.
The movement of the rotors 51 created by their respective propeller shaft induces a voltage in the stator windings, resulting in a rotating magnetic field in the stator, the speed of which is a function of the speed of the motor. A difference in the speeds of the motors 11 and 41 causes a difference in the rotational speeds of the magnetic fields of the stator and rotor windings of the differential motor 54.
This results in a rotational movement for the rotor winding 56 which takes place at a speed proportional to the difference in the speeds of the motors,
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A rotating autosynchronous generator, transmitter, or transformer 60 is provided to produce a voltage signal proportional to the difference in motor speeds, which is applied to the servo motor circuit to bring it into synchronism.
The transmitter 60 includes a rotor winding 61 which is connected to the voltage source 16 and mated to the differential rotor 56, as shown by 62, and a stator winding 63. The winding 63 is inserted into the conductor 57 in series with the source. signal 13 and the altitude signal source (stator 38).
Any difference in speed between the motors 11 and 41 causes the displacement of the rotor 61 which induces a voltage signal in the winding 63. This signal unbalances the control circuit of the servo motor which actuates the motor 44 so as to rebalance the motor. circuit and to modify the speed of the motor 41 so that it corresponds to that of the motor 11, as is fully described in the patent to which the present invention relates.
It is obvious to any person skilled in the art that the inductive devices 22, 37, 52 and 60 can easily be replaced by other sources of variable voltage, or by devices intended to vary the amplitude of the voltage signals. from source 13.