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Perfectionnements aux systèmes de commande du vol actionnés par la puissance hydraulique
Cette invention se rapporte à des systèmes perfectionnés de commande du vol actionnes par la puissance hydraulique pour avions ou aéronefs. Un avantage reconnu des systèmes actionnés par la puissance réside dans la possibilité d'éliminer toutes les formes de dispositifs équilibrés de gouvernes aérodynamiques, aveo l'économie de poids et la simplification résultantes, Ceci est possible dn fait que l'élément de servo-puissance, s'il est placé près de la gouverne actionnée,peut agir comme élément irréversible.
L'expression "irréversible" n'est pas employée ioi dans le sens que l'élément de puissance ne peut pas être améné à agir dans des directions opposées,mais dans le sens qu'on évite le "battement" ou transmission au pilote de tout accroissement ou inversion de charge appliqué subitement.
Dans certains systèmes de commande, la disposition est telle que le pilote est en mesure d'obtenir la commande manuelle si la puissance hydraulique fait défaut ou est supprimée délibérément, et la présente invention concerne des systèmes de ce genre,et en particulier,de tels systèmes dans lesquels le vérin normal ou autre organe d'aotionnement est déoonneoté mécaniquement du système.
On verra qu'avec de tels systèmes,dans l'état de débraya- ge ou;de puissance supprimée,la servo-puissance ne peut plus .agir comme élément irréversible,et l'un des objets de la présen-
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te invention est de réalisme un système ayant une source substi- tuée d'irréversibilité.
D'après la présente invention,le système de commande du vol actionné par la puissance hydraulique pour gouverne d'avion ou aéronef possède u4 bis, tage disposé normalement pour actionner la gouverne au moyen d'un @@@ élément tel qu'tn vérin actionné par la pression hydraulique,cet élément étant disposé pour faire partie d'une liaison mécanique entre la commande du pilote et la gouverne ou être remplacé opératoirement par cette liaison,pour l'actionnement manuel de cette gouverne,par exemple lorsque la pression hydraulique n'agit pas,système dans lequel est prévu un élément hydraulique irréversible indépendant disposé de telle sorte que quand la pression hydraulique n'agit pas,cet élément n'intervient pas dans la commande manuelle de la gouverne par le pilote,
mais résiste à toute action inverse de la gouverne sur cette commande manuelle du pilote,indépendamment du sens du mouve- ment de celle-ci.
L'élément irréversible peut comprendre un vérin hydraulique ayant un piston et un cylindre,dont l'un est fixé à l'avion ou aéronef et l'autre est relié à la gouverne,une soupape distribu- trio reliée opératoirement à la commande du pilot et une soupape de bye-pass ou dérivation maintenue normalement ouverte pour per- mettre la communication du fluide entre les faces opposées du piston et rendre ainsi inactif le vérin de l'élément irréversible tant que la pression hydraulique de l'avion est appliquée.
La soupape distributrice et la soupape de bye-pass peuvent être placées à l'extérieur du cylindre de vérin.
Comme variante,l'élément irréversible peut comprendre un vé- rin hydraulique ayant un piston et un cylindre,dont l'un est fixé à l'avion et l'autre est relié à la gouverne,et une soupape d'ac- tionnement disposée à l'intérieur du vérin et reliée opératoire- ment à la commande du pilote.
, L'un ou l'autre élément irréversible peut être actionné par
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un dispositif à mouvement perdu ménagé dans le biéletage relié à la commande du pilote.
Des formes de réalisation de l'invention seront décrites avec référence aux dessins annexés dans lesquels :
La Fig.l est une élévation latérale d'une partie du sys- tème de commande,
La Fig.2 est un plan schématique en coupe de cette partie,
Les Fig.3,4 et 5 sont des élévations latérales sohémati- ques partielles avec des parties ré-arrangées pour la clarté et partiellement en coupe,
La Fig.6 est une élévation en coupe d'un servo- déclencheur ,
La Fig.7 est une coupe longitudinale d'une variante de construction,représentée arrêtée dans la position neutre,
La Fig.8 est une élévation latérale de la même construc- tion, avec cassure pour montrer la soupape actionnée pour le retrait,
et
La Fig.9 est une vue partielle en perspective d'un biéle- tage comprenant la variante de construction.
Une forme de système de commande auquel l'invention peut être appliquée sera décrite avec référence aux Fig.l à 6. Deux leviers,désignés "levier de vérin" 10 et "levier de soupape* 11 respectivement pour des raisons qui apparaîtront plus loin, sont montés sur un pivot commun 12 disposé sur le bâti de l'avion ou aéronef,lequel est indiqué pour la commodité par la barre 13 en Fig.l. Le levier de vérin 10 est muni d'un bouton 14 qui passe dans une courte fente arquée 15 ménagée dans le levier de soupape 11,la disposition étant telle que le levier de vérin 10 peut se déplacer d'un petit angle dans l'un ou l'autre sens indépendamment du levier de soupape Il,après quoi le bouton 14 frappe contre l'une ou l'autre des extrémités de la fente 15,
et les leviers 10 et 11 se meuvent alors comme un seul. Le levier de soupape 11 est ainsi libre d'avoir un
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certain mouvement perdu par rapport au levier de vérin 10.
Un biéletage de commande 16 partant de la commande du pilote est relié à l'extrémité libre du levier de soupape 11,et un biéletage 17,18 destiné à actionner la gouverne 19 à commander est relié à l'extrémité libre du levier de vérin 10.
L'élément irréversible comprend un vérin hydraulique dont le piston 21 est articulé en 22 à une partie du bâti de l'avion, et le corps 20 est articulé en 23 au levier de vérin 10 près de l'extrémité libre de celui-ci.Le vérin est commandé par une sou- pape distributrice 24 ayant un piston-tiroir 25 articulé au leviez de soupape 11 en 36,au même rayon que le pivot 23 du corps de vérin 20 articulé au levier de vérin 10.
La Fig.l montre ce pivot 26 au rayon réel,mais en Fig.3,4 et 5 il est déplacé de telle sorte que la représentation schématique du vérin en plan en coupe peut comprendre le biéletage. La soupape 24 et ses lumières 27, 28 sont disposées pour constituer un circuit hydraulique fermé indépendant afin de permettre au fluide de s'écouler,au choix, de chaque extrémité du cylindre 20 à l'autre extrémité,mais non simultanément dans l'autre sens. a cet effet,des soupapes de non- retour 27a,28apoussées par ressorts sont disposées à côté des lumières 27,28 et la tige de piston 25a du piston 25 comporte un passage de transfert 25b ayant des lumières 25c en communion- tion avec l'intérieur de la chambre de la soupape 24.
Les extrémités du cylindre de vérin 20 sur les faces oppo- sées du piston de vérin 21 sont aussi reliées ensemble par un conduit 29 dans lequel se trouve une soupape de bye-pass 30 main- tenue normalement ouverte pour permettre la communication entre ces extrémités. La soupape 30 (voir Fig.2) consiste en un piston- tiroir 31 ooulissable dans un corps de soupape 38,le piston-tiroir étant poussé par un ressert de compression 33 qui tend à fermer le bye-pass,et à la pression du ressort s'oppose,sur l'autre face du piston-tiroir 31,la pression hydraulique venant du circuit hydraulique normal de l'avion,auquel le corps de la soupape de bye-pass est relié par un.conduit 34.
Ainsi,tant que la pression A
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hydraulique normale s'exerce, la soupape de bye-pass est mainte- nue ouverte,mais lorsque cette pression ne s'exerce pas,soit par déficience, seit par suppression intentionnelle,la spupape de bye-pass 30 est fernée par le ressort:3
Le piston 21 possède une tige creuse 21a qui oontient un piston récupérateur 21b poussé par un ressort de récupérateur 21c, l'intérieur creux de la tige 21a comportant un passage 21d dirigé radialement jusqu'à la périphérie du piston 21.
Comme le vérin 20 et ses organes associés constituent un circuit hydrau- est lique fermé,il nécessaire de prévoir des moyens pour compenser l'augmentation et la diminution volumétriques du contenu de liquide,déterminées par des variations de température, le res- sort de récupérateur 21c exerce une charge sur le piston récupé- rateur 21b qui transmet la charge à la oolonne de fluide à l'in- térieur de la tige creuse ±la qui est en communication avec une gorge annulaire 21e du piston 21 à travers le passage 21d.
L'augmentation de température fait que la pression du flu- ide dans le vérin irréversible 20 dépasse la pression exercée sur le fluide récupérateur sous l'influence du ressort 21c. Le fluide s'écoulera donc du vérin 20dans la tige creuse 21a jus- qu'à ce que la pression du vérin et la pression du ressort de récupérateur s'équilibrent.
Sous l'influence d'une diminution de température la pres- sion du fluide dans le vérin 20 devient moindre que la pression du fluide dans le récupérateur ±la et le fluide s'écoulera du récupérateur 21a dans le vérin 20 par infiltration de la gorge 21e, entre le piston 21 et la paroi du vérin,vers les chambres du vérin 20.
De l'autre coté du levier de vérin 10 et du levier de soupape 11 se trouve un vérin de puissance 35 disposé normale- ment pour, actionner la gouverne. Le corps 36 du vérin de puis- sance est articulé au levier de vérin 10 en 83,au même rayon que le vérin 20 de l'élément irréversible,tandis que la soupape )*\ distributrice 37 du vérin de puissanoe 35 est articulée au
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levier de soupape par une tige 38 au pivot 39 au même rayon que ir le pivot 26 de la soupape 24 du vérin 20 de l'élément réversible.
Le piston 40 du vérin de puissance possède une tige de piston 41 comportant une encoche 48.l'extrémité externe de la tige 41 étant montée à coulisse clans un élément servo-déclencheur 43qui sera décrit ci-après,et cet élément est articulé,en un point 44 situé sur l'axe de la tige de piston 41 du vérin de puissance, à une extrémité d'an levier 45 désigné "levier de sensation arrière" qui est articulé, en un point 46 de sa longueur,eu bâti de l'avion indiqué à titre d'exemple par la barre 13.
L'astre extrémité du levier de sensation arrière 45 est reliée en 47 à une biellette 48 qui,à son tour,est reliée en 49à l'extrémité libre d'un pro- longement du levier de soupape 11 sur le coté du support 12 de celui-ci éloigné de l'extrémité libre à laquelle est relié le biéletage de oommande 16 du pilote.
Le servo-déolenoheur 43 (voir Fig.6) consiste en un corps 50 comportant un passage 51 pour recevoir à coulisse la tige de piston 41 du vérin de puissance 35. Dans un évidement 52 du corps 50 et à côté du passage 51 est monté à pivot un organe à deux bras conformé de manière semblable à un levier coudé dont un bras 53 est à peu près parallèle au passage 51 et porte à son extrémité libre un beo saillant 64 disposé pour pénétrer dans l'encoche 42 de la tige de piston 41 du vérin de puissance et verrouiller cette tige par rapport au corps 50 du servo-déolen- oheur lorsque ce bec se trouve dans l'enooohe 42.
L'autre bras possède une tête arrondie 55 qui est embrassée par un pis- ton 56 ooulissable dans un passage 57 s'étendant en dedans du corps 50 et parallèle au Passage 51 qui reçoit la tige de piston 41 du vérin de puissance.
Un ressort de compression 58 est dispos dans ce second passage 67 et prévu pour pousser le piston 56 pour déplacer les bras 53,55 autour du pivot 59 de manière à déplacer le bec saillant 54 hors de l'encoche 42 de la tige de piston 41 du vérin de puissance 35,tandis qu'à l'autre extremité @
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du passage 57 se trouve une tubulure 60 disposée pour être reliée par un conduit 61 à la source de pression de l'avion pour fournir le fluide sous pression à appliquer contre le pis- ton 56 du servo-déclencheur 43 et pousser le bec 54 dans l'enoo- che 42 contre la pression du ressort 58.
Ainsi, tant que la pres- sion hydraulique du système principal agit, le beo 54 est mainte- nu dans l'encoche 42 et la tige de piston 41 est tenue verrouil- lée par rapport au corps 50 du servo-déclencheur.
Pendant le fonctionnement normal, Fig.2 et 3,lorsque la pression hydraulique du système principal de l'avion agit, la soupape de bye-pass 30 est maintenue ouverte,et le fluide hydrau- lique peut donc passer librement d'une faoe à l'antre du piston 21 du vérin de l'élément irréversible. Cet élément est donc inao- tif et n'exerce aucune influence sur le système dans son ensemble Le mouvement communiqué au biéletage de commande 16 du piston déplace ie levier de soupape 11,d'abord indépendamment du levier de véri 10,et pendant ce premier mouvement indépendant la sou- @ pape distributrice 37 du vérin de puissance 35 est aotionnée pour admettre au vérin le fluide sous pression.
Puisque le servo- déclencheur 43 maintient verrouillée la tige 41 du vérin de puissance 35,ce vérin actionne le levier de sensation arrière 45, la biellette 48,le levier de soupape 11,le levier de vérin 10 (qui se déplace à ce moment d'une pièce avec le levier de soupape et le biéletage de commande 17,18 de la gouverne 19 à actionner, produisant en même temps une "sensation" sur le biéletage de commande du pilote.
Si la pression hydraulique du système principal fait défani ou est supprimée intentionnellement,la soupape de bye-pass 30 est aussitôt fermée et le servo-déclencheur 43 est alors actionné par son ressort 58 pour dégager la tige de piston 41 du vérin de puissance par rapport au corps 50 du servo-déolenoheur.Le vérin de puissance 35 est ainsi non seulement inaotif,mais encore cou- lissable librement comme un ensemble,et n'exerce donc plus d'in-
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finança sur le système .
Lorsque le biéletage de commande 16 du pilote est actionné, il agit sur le levier de soupape 11,et après que le mouvement perdu du bouton 14 et de la fente 15 a été rattrapé.sur le levier de vérin 10 et,par suite,sur le biéletage de commande 17,18 allant à la gouverne 19 qui est ainsi actionnée de manière pure- ment mécanique et manuelle.
Par suite du mouvement perdu,le mou- vement @@ du levier de soupape 11 par le biéletage de commande 16 du pilote actionne la soupape 24 du vérin 20 de l'élément é irréversible pour permettre au cylindre de ce vérin d'être déplace sans résister à l'actionnement de la gouverne,le fluide passant, par exemple,de l'extrémité gauche du corps de vérin 20 par la lumière 37,la lumière adjacente 251,le Passage de transfert 25b, en retour à travers la soupape de non-retour 28a dans l'extrémi- té droite du corps de vérin 20,les lumières d'extrémité 25c étant prévues pour empêcher le fluide d'être emprisonné derrière les parties pleines d'extrémité du piston-tiroir.
En même temps, cependant,il y a résistance à toute action inverse produite par la gouverne 19 sur le biéletage 17,18,puisque se trouve fermée celle des lumières @@ soupape 87,88 du vérin de l'élément orré- versible propre à l'écoulement dans l'autre sens,arrêtant ainsi le vérin 20 contre toute tendance de la gouverne 19 à actionner le biéletage de commande 16 du pilote.
Ce fonctionnement s'effectue indépendamment du sens dans lequel est déplacé le biéletage de commande 16 du pilote.
Dans la variante représentée dans les Fig.7,8 et 9,la soupape distributrice pour le vérin de l'élément irréversible est disposée au centre, c'est-à-dire à l'intérieur du piston da vérin.
Le corps de vérin 62 estbarticulé en 22 au bâti de l'avion et porte en dedans un piston 63 comportant des passages 64,65 ménagés de chaque coté de celui-ci. Le piston 63 est solidaire d'une tige de piston creuse 66 articulée en 67 au levier de vérin 10,et à l'intérieur de la tige de piston 66 coulisse une
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tige de soupape 68 articulée en 69 au levier de soupape 11.
La tige de soupape 68 est faite solidaire d'un piston- tiroir 70 fisposé à l'intérieur du piston creux 63,et les pistons 63,70 possèdent des tiges correspondantes 66a, 58a respectivement sur l'autre faoe,la tige de piston 66a étant ooulissable dans une partie réduite 62a du corps de vérin 62 et le tige de piston 68a coulissable dans la tige de piston 66a.
Le piston-tiroir 70 comporte des passages 71 qui oommuni- quent aveo une galerie annulaire 72 ayant des trous de décharge 73 qui communiquent avec l'intérieur creux 74 de la tige de pistez 68,un piston récupérateur 75 et un ressort de récupérateur 76 étant disposés à l'intérieur de cette tige de piston dans un but analogue à ce qui a été décrit aveo référence à la Fig.2
L'extérieur des tiges de piston 66,66a est muni de oollets 77,77a, qui servent de butées pour des ressorts 78,78a poussant des soupapes de non-retour 79,79a contre des passages 80,80a..
Dans la position représentée en Fig.7.le vérin 62 et les soupapes annexes sont arrêtés à la position neutre et le fluide ne peut pas s'écouler d'une faoe à l'autre du piston 63. Sous l'influence d'un changeaient de température, cependant,le fluide peut s'écouler dans ou hors de la ohambre de récupérateur 74 par infiltration à travers les parties pleines des soupapes jusqu'à de que la pression du vérin et la pression du récupérateur s'équi- librent.
La Fig.8 montre les soupapes actionnées pour faire revenir le vérin 62,en raison du mouvement perdu entre le levier de sou- pape 11 et le levier de vérin 10. Le (fluide peut passer de l'ex- trémité droite du vérin par les passages 65,72,71,80 et la soupape de non-retour 79,permettant au piston 63 d'être déplacé vers la droite.
Il est à remarquer que le système conforme à la présente invention évite les inconvénients qu'on rencontrerait si l'élément irréversible était combiné aveo le vérin de puissance normal.
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Ainsi,comme le fluide pourrait s'échapper du vérin de puissance si le système principal faisait défaut,son arrêt à fluide serait oompromis. En outre,comme le vérin de puissance est complètement déconnecte mécaniquement dunsystème, une sauvegarde est réalisée contre la saisie du vérin. Un autre inconvénient dans l'utilisa- tion du vérin de puissance principal comme élément irréversible est que la section des lumières devrait être considérablement accrue afin d'avoir une résistance de fluide suffisamment faible pendant l'actionnèrent manuel.
L'invention peut être appliquée à d'autres types de sys- tèmes de commande. Par exemple,elle peut être appliquée au sys- tème décrit dans la demande de brevet anglaise en instance N 8392/1946 du 24 Janvier 1946 complétée le 24 Décembre 1946 aux noms ae The Fairey Aviation Co. Ltd. et de C. R. Churn.
REVENDICATIONS
1- Un système de commande du vol actionné par la puissance hydraulique pour gouverne d'avion ou aéronef ayant un biéletage disposé normalement pour actionner la gouverne au moyen d'un élément tel qu'un vérin actionné par la pression hydraulique,cet élément étant disposé pour faire partie d'une liaison mécanique entre la commande du pilote et la gouverne ou être remplacé opé- ratoirement par cette liaison pour l'actionnement manuel de cette gouverne,par exemple lorsque la pression hydraulique n'agit pas, système dans lequel est prévu un élément hydraulique irréversible indépendant disposé de telle sorte que quand la pression hydrau- lique n'agit pas,cet élément n'intervient pas dans la commande manuelle de la gouverne par le pilote,
mais résiste 4 toute action inverse de la gouverne sur cette commande manuelle du pilote,in- dépendamment du sens du mouvement de celle-ci.
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Hydraulic Power Operated Flight Control Systems Enhancements
This invention relates to improved hydraulic power actuated flight control systems for airplanes or aircraft. A recognized advantage of power-actuated systems is the possibility of eliminating all forms of balanced aerodynamic control devices, with the resultant weight saving and simplification. This is possible because the servo-power element , if placed near the actuated rudder, may act as an irreversible element.
The expression "irreversible" is not used in the sense that the power element cannot be made to act in opposite directions, but in the sense that the "flapping" or transmission to the pilot of the pilot is avoided. any sudden increase or reversal of load.
In some control systems the arrangement is such that the pilot is able to obtain manual control if hydraulic power is lacking or is deliberately removed, and the present invention relates to such systems, and in particular, to such systems. systems in which the normal actuator or other aoteration member is mechanically de-donated from the system.
It will be seen that with such systems, in the state of disengagement or of suppressed power, the servo-power can no longer act as an irreversible element, and one of the objects of the present
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The invention is realistically a system having a substituted source of irreversibility.
In accordance with the present invention, the hydraulic power actuated flight control system for aircraft or aircraft rudder has a stage normally disposed for operating the rudder by means of a member such as a cylinder. actuated by hydraulic pressure, this element being arranged to form part of a mechanical connection between the pilot's control and the rudder or to be replaced operatively by this connection, for manual actuation of this rudder, for example when the hydraulic pressure n '' does not act, system in which is provided an independent irreversible hydraulic element arranged so that when the hydraulic pressure does not act, this element does not intervene in the manual control of the rudder by the pilot,
but resists any reverse action of the rudder on this manual pilot control, regardless of the direction of movement of the latter.
The irreversible element may comprise a hydraulic cylinder having a piston and a cylinder, one of which is attached to the airplane or aircraft and the other is connected to the rudder, a distribution valve operatively connected to the pilot's control and a bypass or bypass valve kept normally open to allow fluid communication between opposing faces of the piston and thereby render the member cylinder inactive as long as aircraft hydraulic pressure is applied.
The distributor valve and the bypass valve can be placed outside the ram cylinder.
Alternatively, the irreversible element may comprise a hydraulic cylinder having a piston and a cylinder, one of which is attached to the aircraft and the other is connected to the rudder, and an actuating valve arranged. inside the cylinder and operatively connected to the pilot control.
, Either irreversible element can be actuated by
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a lost motion device arranged in the connecting rods connected to the pilot's control.
Embodiments of the invention will be described with reference to the accompanying drawings in which:
Fig. 1 is a side elevation of part of the control system,
Fig. 2 is a schematic sectional plan of this part,
Figs. 3,4 and 5 are partial blood side elevations with portions rearranged for clarity and partially in section,
Fig. 6 is a sectional elevation of a servo actuator,
Fig. 7 is a longitudinal section of an alternative construction, shown stopped in the neutral position,
Fig. 8 is a side elevation of the same construction, broken away to show the valve actuated for removal,
and
Fig. 9 is a partial perspective view of a joint comprising the alternative construction.
One form of control system to which the invention can be applied will be described with reference to Figs. 1 to 6. Two levers, designated "cylinder lever" 10 and "valve lever * 11 respectively for reasons which will become apparent later, are mounted on a common pivot 12 disposed on the frame of the aircraft or aircraft, which is indicated for convenience by the bar 13 in Fig.l. The jack lever 10 is provided with a button 14 which passes through a short arcuate slot 15 in the valve lever 11, the arrangement being such that the cylinder lever 10 can move a small angle in either direction independent of the valve lever II, after which the button 14 strikes against one or the other of the ends of the slot 15,
and levers 10 and 11 then move as one. The valve lever 11 is thus free to have a
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some movement lost with respect to the jack lever 10.
A control rod 16 from the pilot control is connected to the free end of the valve lever 11, and a rod 17,18 intended to actuate the rudder 19 to be controlled is connected to the free end of the cylinder lever 10 .
The irreversible element comprises a hydraulic cylinder, the piston 21 of which is hinged at 22 to a part of the frame of the aircraft, and the body 20 is hinged at 23 to the cylinder lever 10 near the free end thereof. The actuator is controlled by a distribution valve 24 having a slide piston 25 articulated to the valve lever 11 at 36, at the same radius as the pivot 23 of the actuator body 20 articulated to the actuator lever 10.
Fig.l shows this pivot 26 at the actual radius, but in Fig.3,4 and 5 it is moved so that the schematic representation of the cylinder in sectional plan can include the connecting rods. The valve 24 and its slots 27, 28 are arranged to constitute an independent closed hydraulic circuit in order to allow the fluid to flow, as desired, from each end of the cylinder 20 to the other end, but not simultaneously into the other. meaning. for this purpose, spring-loaded non-return valves 27a, 28 are arranged adjacent to the ports 27,28 and the piston rod 25a of the piston 25 has a transfer passage 25b having ports 25c in communion with the port. inside the valve chamber 24.
The ends of the ram cylinder 20 on the opposite faces of the ram piston 21 are also joined together by a conduit 29 in which is a bypass valve 30 held normally open to allow communication between these ends. The valve 30 (see Fig. 2) consists of a piston-slide 31 which can be slid into a valve body 38, the piston-slide being pushed by a compression spring 33 which tends to close the bypass, and at the pressure of the valve. spring opposes, on the other face of the piston-slide 31, the hydraulic pressure coming from the normal hydraulic circuit of the airplane, to which the body of the bypass valve is connected by a pipe 34.
Thus, as long as the pressure A
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normal hydraulic pressure is exerted, the bypass valve is kept open, but when this pressure is not exerted, either by deficiency or by intentional suppression, the bypass valve 30 is closed by the spring: 3
The piston 21 has a hollow rod 21a which contains a recuperator piston 21b pushed by a recuperator spring 21c, the hollow interior of the rod 21a comprising a passage 21d directed radially to the periphery of the piston 21.
As the jack 20 and its associated members constitute a closed hydraulic circuit, it is necessary to provide means to compensate for the volumetric increase and decrease in the liquid content, determined by variations in temperature, the recuperator spring. 21c exerts a load on the recovery piston 21b which transmits the load to the column of fluid within the hollow rod ± 1a which is in communication with an annular groove 21e of the piston 21 through the passage 21d.
The increase in temperature causes the pressure of the fluid in the irreversible cylinder 20 to exceed the pressure exerted on the recovery fluid under the influence of the spring 21c. The fluid will therefore flow from the cylinder 20 into the hollow rod 21a until the pressure of the cylinder and the pressure of the recuperator spring are balanced.
Under the influence of a decrease in temperature the pressure of the fluid in the cylinder 20 becomes less than the pressure of the fluid in the recuperator ± 1a and the fluid will flow from the recuperator 21a into the cylinder 20 by infiltration of the groove 21st, between the piston 21 and the wall of the cylinder, towards the chambers of the cylinder 20.
On the other side of the cylinder lever 10 and the valve lever 11 is a power cylinder 35 normally arranged to operate the rudder. The body 36 of the power jack is articulated to the jack lever 10 at 83, at the same radius as the jack 20 of the irreversible element, while the distributor valve 37 of the power jack 35 is hinged to the
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valve lever by a rod 38 to the pivot 39 at the same radius as ir the pivot 26 of the valve 24 of the cylinder 20 of the reversible element.
The piston 40 of the power jack has a piston rod 41 comprising a notch 48. The outer end of the rod 41 being slidably mounted in a servo-actuator element 43 which will be described below, and this element is articulated, in a point 44 located on the axis of the piston rod 41 of the power cylinder, at one end of a lever 45 designated "rear feeling lever" which is articulated, at a point 46 of its length, on the frame of the aircraft indicated by bar 13 as an example.
The star end of the rear feel lever 45 is connected at 47 to a link 48 which, in turn, is connected at 49 to the free end of an extension of the valve lever 11 on the side of the support 12 of the latter remote from the free end to which is connected the pilot control rod 16.
The servo-deolenoheur 43 (see Fig.6) consists of a body 50 comprising a passage 51 for slidingly receiving the piston rod 41 of the power cylinder 35. In a recess 52 of the body 50 and next to the passage 51 is mounted with a pivot a member with two arms shaped in a manner similar to an angled lever, one arm 53 of which is approximately parallel to the passage 51 and carries at its free end a protruding beo 64 arranged to penetrate into the notch 42 of the piston rod 41 of the power cylinder and lock this rod relative to the body 50 of the servo-winder when this nozzle is located in the enooohe 42.
The other arm has a rounded head 55 which is embraced by a piston 56 which can be slid into a passage 57 extending inside the body 50 and parallel to the passage 51 which receives the piston rod 41 of the power cylinder.
A compression spring 58 is disposed in this second passage 67 and provided to push the piston 56 to move the arms 53,55 around the pivot 59 so as to move the protruding nose 54 out of the notch 42 of the piston rod 41 of the power cylinder 35, while at the other end @
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from the passage 57 is a tubing 60 arranged to be connected by a conduit 61 to the pressure source of the aircraft to supply the pressurized fluid to be applied against the piston 56 of the servo-trigger 43 and to push the nozzle 54 in. the notch 42 against the pressure of the spring 58.
Thus, as long as the hydraulic pressure of the main system acts, the beo 54 is held in the notch 42 and the piston rod 41 is held locked with respect to the body 50 of the servo-trigger.
During normal operation, Figs. 2 and 3, when the hydraulic pressure of the main aircraft system is acting, the bypass valve 30 is kept open, and the hydraulic fluid can therefore pass freely from one faoe to the next. the cavity of the piston 21 of the cylinder of the irreversible element. This element is therefore inactive and does not exert any influence on the system as a whole. The movement imparted to the control rod 16 of the piston moves the valve lever 11, initially independently of the control lever 10, and during this first independent movement the distributor valve 37 of the power cylinder 35 is aotée to admit the pressurized fluid to the cylinder.
Since the servo actuator 43 keeps the rod 41 of the power cylinder 35 locked, this cylinder actuates the rear feeling lever 45, the link 48, the valve lever 11, the cylinder lever 10 (which is moving at this time d One piece with the valve lever and control rod 17,18 of the rudder 19 to be actuated, at the same time producing a "feel" on the pilot control rod.
If the hydraulic pressure of the main system is defied or is intentionally removed, the bypass valve 30 is immediately closed and the servo-actuator 43 is then actuated by its spring 58 to disengage the piston rod 41 of the relative power cylinder. to the body 50 of the servo-winder. The power cylinder 35 is thus not only inactive, but also slidable freely as a set, and therefore no longer exerts any influence.
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financed on the system.
When the pilot control rod 16 is actuated, it acts on the valve lever 11, and after the lost movement of the button 14 and the slot 15 has been caught, on the cylinder lever 10 and, consequently, on the control rod 17, 18 going to the rudder 19 which is thus actuated in a purely mechanical and manual manner.
As a result of the lost movement, the movement of the valve lever 11 by the pilot control rod 16 actuates the valve 24 of the cylinder 20 of the irreversible element to allow the cylinder of this cylinder to be moved without moving. resist actuation of the rudder, with fluid passing, for example, from the left end of cylinder body 20 through lumen 37, adjacent lumen 251, transfer passage 25b, back through the no valve return 28a to the right end of the cylinder body 20, the end openings 25c being provided to prevent fluid from being trapped behind the solid end portions of the slide piston.
At the same time, however, there is resistance to any reverse action produced by the control surface 19 on the connecting rods 17,18, since that of the valve ports 87,88 of the cylinder of the reversible element specific to the valve is closed. flow in the other direction, thus stopping the cylinder 20 against any tendency of the rudder 19 to actuate the control rod 16 of the pilot.
This operation takes place independently of the direction in which the control rod 16 of the pilot is moved.
In the variant shown in Fig.7,8 and 9, the distributor valve for the cylinder of the irreversible element is arranged in the center, that is to say inside the piston da cylinder.
The actuator body 62 is articulated at 22 to the frame of the aircraft and carries within it a piston 63 comprising passages 64, 65 formed on each side thereof. The piston 63 is integral with a hollow piston rod 66 articulated at 67 to the cylinder lever 10, and inside the piston rod 66 slides a
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valve stem 68 articulated at 69 to the valve lever 11.
The valve rod 68 is made integral with a piston-slide 70 placed inside the hollow piston 63, and the pistons 63,70 have corresponding rods 66a, 58a respectively on the other side, the piston rod 66a being slidable in a reduced part 62a of the cylinder body 62 and the piston rod 68a slidable in the piston rod 66a.
The slide piston 70 has passages 71 which communicate with an annular gallery 72 having relief holes 73 which communicate with the hollow interior 74 of the piston rod 68, a recuperator piston 75 and a recuperator spring 76 being. arranged inside this piston rod for a purpose similar to what has been described with reference to Fig. 2
The exterior of the piston rods 66,66a is provided with eyelets 77,77a, which act as stops for springs 78,78a urging non-return valves 79,79a against passages 80,80a.
In the position shown in Fig.7, the cylinder 62 and the auxiliary valves are stopped in the neutral position and the fluid cannot flow from one side of the piston 63 to the other. change in temperature, however, fluid can flow into or out of recuperator chamber 74 by seeping through the solid portions of the valves until the cylinder pressure and recuperator pressure equalize.
Fig. 8 shows the valves actuated to return cylinder 62, due to lost movement between valve lever 11 and cylinder lever 10. Fluid may pass from the right end of the cylinder through the passages 65,72,71,80 and the non-return valve 79, allowing the piston 63 to be moved to the right.
It should be noted that the system according to the present invention avoids the drawbacks which would be encountered if the irreversible element were combined with the normal power jack.
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Thus, since fluid could escape from the power cylinder if the main system failed, its fluid shutdown would be compromised. In addition, as the power cylinder is completely mechanically disconnected from a system, a safeguard is made against seizure of the cylinder. Another disadvantage in using the main power cylinder as an irreversible element is that the section of the lumens would have to be considerably increased in order to have a sufficiently low fluid resistance during manual operation.
The invention can be applied to other types of control systems. For example, it can be applied to the system described in pending English patent application No. 8392/1946 of January 24, 1946, completed December 24, 1946 to The Fairey Aviation Co. Ltd. and C. R. Churn.
CLAIMS
1- A flight control system actuated by hydraulic power for an airplane or aircraft rudder having a connecting rod normally arranged to actuate the rudder by means of an element such as a cylinder actuated by hydraulic pressure, this element being arranged to form part of a mechanical link between the pilot's control and the rudder or to be replaced operatively by this link for manual actuation of this rudder, for example when the hydraulic pressure is not acting, a system in which is provided an independent irreversible hydraulic element arranged so that when the hydraulic pressure does not act, this element does not intervene in the manual control of the rudder by the pilot,
but resist any reverse action of the rudder on this manual pilot control, regardless of the direction of movement of the latter.