BE481894A - - Google Patents

Description

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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.

Claims (1)

1. RESUME ----------- La présente invention a trait à des perfectionne- ments à la commande d'engins aériens dirigeables et en par- ticulier d'avions.

   Elle a notamment pour objet : 1.- Un dispositif de commande d'un engin aérien dirigeables., notamment en vue de permettre son atterrissage automatique comprenant des moyens permettant de régler sa vitesse propre en fonction des signaux de commande voulus et des moyens permettant de faire varier ces signaux en fonc- tion de l'altitude.

   2.- Un dispositif de commande d'un engin aérien dirigeable notamment en vue de permettre son atterrissage automatique, comprenant des moyens permettant de régler le couple ou vitesse du moteur de propulsion de l'engin en fonc- tion des signaux de commande voulus et des moyens permettant de faire varierces signaux en fonction de l'altitude.

   3. - Un dispositif de commande suivant les paragra- phes 1 ou 2, comprenant des moyens d'entrainement ou moteurs, agissant sur des moyens de réglage de la vitesse propre de l'engin et notamment un organe de réglage du couple du moteur de propulsion de l'engin, une source de signaux électriques de commande pour les dits dispositifs d'entrainement et un dis- positif de correction altimétrique agissant pour faire varier les dits signaux de commande en fonction de l'altitude.

   4.- Un dispositif de commande suivant le paragra- phe 3, comprenant comme dispositif de correction altimétrique un générateur produisant des signaux électriques proportion- nels à l'altitude de l'engin. <Desc/Clms Page number 11>

   5. - Un dispositif de commande suivant le paragra- phe 4, dans lequel la source de signaux de commande et la source de signaux en fonction de l'altitude sont branchées en série dans le circuit de commande des dits moyens d'entrai- nement.

   6. - Un dispositif de commande suivant les paragra- phes 4 ou 5 comportant une troisième source de signaux, dits d'asservissement dépendants du mouvement des dits moyens d'entrainement ou moteurs, les signaux de cette source agis- sant en opposition à ceux de la source de commande.

   7. - Un dispositif de commande de couple de moteurs d'un engin aérien dirigeable multimoteur, notamment en vue de régler la vitesse de l'engin par rapport à l'air, lors d'un atterrissage automatique, comportant application des disposi- tions des paragraphes précédents et dans lequel les organes de réglage de chaque moteur sont actionnés par des dispositifs d'entrainements ou moteurs individuels commandés en parallèle en fonction des signaux de commande corrigés par le disposi- tif altimétrique.

   8.- Un dispositif de commande suivant le paragra- phe 7 dans lequel le circuit de commande des dispositifs d'entrainement agissant sur les organes de réglage des moteurs respectifs sont branchés en parallèle sur un circuit de commande comportant branchées en série la source des signaux de commande et la source des signaux dépendants de l'altitude.

   9.-Un dispositif de commande suivant les paragra- phes 7 ou 8 dans lequel le circuit de commande de chacun des dispositifs d'entraînement agissant sur les organes de réglage des moteurs respectifs comprend branchés en série un dispositif récepteur de signaux de commande tel qu'un amplificateur assu- rant l'excitation du.. dispositifs d'entrainement et un généra- teur de signaux d'asservissement actionné en fonction du mou- vement du, dit, dispositif, d'entrainement. <Desc/Clms Page number 12>

   10.- Un dispositif de commande suivant les paragra- phes 7, 8 ou 9, dans lequel des moyens sont prévus pour synchroniser la vitesse de rotation des divers moteurs de l'engin.

   11.- Un dispositif de commande suivant le paragra- phe 10, dans lequel la synchronisation des moteurs de l'engin est assurée en synchronisant les divers moteurs avec un seul pris comme référence et cela en utilisant les dispositifs décrits au brevet principal, en sorte que le circuit de com- mande de chaque moteur de l'engin asservi à un moteur de référence comporte branché en série un dispositif générateur de signaux proportionnels à la différence des vitesses en- tre le dit moteur asservi et le moteur de référence.

   12. - Mode de réalisation d'un dispositif de commande suivant l'un quelconque des paragraphes précédents, dans lequel le dispositif de correction altimétrique est constitué par un générateur de signaux de tension et un dispositif de mesure d'altitude notamment un élément anéroïde agencé pour actionner l'organe mobile du dit générateur.

   13. - Mode de réalisation d'un dispositif de commande, suivant les paragraphes précédents, dans lequel les généra- teurs de signaux d'altitude et/ou d'asservissement sont cons- titués par des dispositifs à induction variable et notamment des transformateurs tournants comportant deux éléments mobiles l'un par rapport à l'autre et portant des enroulements dont un est excité à partir d'une source de tension locale et l'autre se rt d' enroulement de sortie.

   14. - Mode de réalisation d'un dispositif de com- mande suivant les paragraphes précédents, dans lequel les dis- positifs d'entraînement agissant sur les organes de réglage des moteurs de l'engin sont constitués par des moteurs à induc- <Desc/Clms Page number 13> tion et notamment de moteurs biphasés ayant un rotor et un stator, ce dernier étant muni d'une phase fixe alimentée par une source de courant d'excitation et l'autre phase alimentée en fonction des signaux de commande d'altitude et d'asservisse- ment.

   15. - Application des dispositions suivant les pa- ragraphes précédents à la réalisation d'une commande d'atter- rissage automatique d'engins dirigeables et notamment d'avions sous l'action des moyens à énergie radiante définissant dans l'espace en direction et en altitude une trajectoire de descente que l'engin doit suivre pour effectuer un tel atter- rissage, les signaux de commande pour un tel dispositif étant fournis par le dispositif récepteur du faisceau d'énergie radiante définissant la trajectoire d'atterrissage.

   16. - Application des dispositions des paragraphes 1 à 14 à la réalisation d'une commande de vitesse propre d'un engin dirigeable tel qu'un avion ou de couple ou vitesse de moteurs d'un tel engin, notamment en vue de son atterrissage, à partir d'un dispositif de commande réglable, ce dispositif étant constitué par un générateur de signal de tension tel qu'un transmetteur autosynchrone ayant un enroulement stator branché aux bornes d'entrée de la commande et un enroulement de rotor branché à la source d'excitation, pouvant être ac- tionné soit manuellement soit par une commande à distance.