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"Moyens perfectionnés pour corriger le moment de pivotement des surfaces de commande des avions".
L'invention vise à réduire l'inconvénient considérable résultant de la variation, en cours de vol, du coefficient du moment de pivotement des surfaces de commande des avions, autour de leurs axes de rotation, qui est due à des causes telles que la formation de glace sur les bords d'attaque des ailes, sur les plans stabili- sateurs ou sur des surfaces fixes analogues, ou à l'altération, par effets de compressibilité, des pressions développées sur les surfaces de commande, à la non-linéarité de base existant entre les courbes du moment de pivotement et l'angle de commande variable ou la posi- tion variable de l'appareil.
Jusqu'à présent, le procédé courant
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pour surmonter ces difficultés consistait à réaliser des caracté- ristiques normales du moment de pivotement telles, que même dans les plus mauvaises conditions de formation de glace, de compressi- bilité, d'angle de commande ou de position de vol de l'avion, le moment de pivotement résiduel était toujours appréciable et négatif, mais cet expédient est lui-même désavantageux pour la raison qu'il complique davantage le modèle (par exemple à cause des nouveaux changements d'équilibrage résultant des manoeuvres, de la force de collage par g aux positions avant du centre de gravité, et analo- gues), et peut nécessiter l'emploi de volets à ressort, l'actionne- ment mécanique des commandes, ou des dispositifs d'interconnexion, avec, comme conséquences, l'accroissement du poids,
la complication de la structure et des mécanismes et le manque de sûreté.
En vue de fournir un dispositif perfectionné pour pallier les conditions désavantageuses mentionnées ci-dessus, la présente invention propose un dispositif aérodynamique commandé automatique- ment ou à la main et destiné à corriger de telle façon le moment de pivotement de la surface de commande que dans toutes conditions contraires prédéterminées, tel un changement donné du coefficient du moment de pivotement, la formation nuisible de glace, ou le fait d'atteindre un nombre de Mach donné, les caractéristiques de moment de pivotement négatif de la surface de commande seront augmentées numériquement, soit par un seul changement, soit par un changement progressif, proportionnel ou approprié à un coefficient de moment de pivotement de base progressivement changeant de la surface de commande.
L'invention peut être réalisée à l'aide d'un dispositif correcteur ou "spoiler", de petite dimension de corde, monté dans le sens de l'envergure immédiatement en avant de la surface de com- mande, sur l'une ou l'autre des surfaces supérieure et/ou inférieure de celle-ci, et disposé de façon à pouvoir être soulevé d'une posi- tion normalement en retrait pour venir dans le courant d'air, de
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manière à augmenter la caractéristique de moment de pivotement né- gatif de la surface de commande, et ce à un point croissant progres- sivement avec le degré d'extension du spoiler vers l'extérieur.
Suivant une variante, le dispositif correcteur du moment de pivote- ment prévu par l'invention peut être constitué par le blindage d'une surface de commande, par exemple d'un gouvernail de profondeur, le- quel blindage peut être ajusté au point de vue de sa position angu- laire par rapport à la surface fixe sur laquelle pivote la surface de commande, ce qui a pour résultat d'augmenter de façon appropriée le moment de pivotement négatif autour de l'axe de rotation de la surface de commande.
Plusieurs formes de réalisation de l'invention sont dé- crites ci-après avec référence aux illustrations schématiques con- tenues dans les dessins ci-annexés.' Sur les dessins, les figures 1 et 2 sont respectivement une coupe et une vue en perspective d'un correcteur du type à spoiler actionné à la main, et la figure 3 est une vue similaire à la figure 2, montrant une forme modifiée de spoiler,
La figure 4 est un schéma en coupe d'un correcteur dans lequel le spoiler est actionné par un vérin actionné automatiquement lorsqu'une formation de glace sur le bord d'attaque d'une aile né- cessite une augmentation du moment de pivotement de la surface de commande. La figure 5 est une vue similaire illustrant une variante, dans laquelle le spoiler est remplacé par des blindages mobiles.
La figure 6 représente en coupe une disposition de correcteur du type à spoiler, sensible à un compteur de Mach.
Les figures 7 et 8 illustrent deux positions d'un correc- teur du type à blindage, dans lequel le blindage est accouplé avec un volet monté sur la surface de commande.
Dans la disposition représentée aux figures 1 à 3, le nu- méro de référence 10 désigne la partie arrière de l'aile d'un aéro- plane,et 11 un aileron articulé à celle-ci en vue d'exécuter un mou- vement pivotant autour de l'axe 12. Il est prévu à l'intérieur de
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l'aile 10, dans le voisinage immédiat de la fente 13 entourant le bord d'entrée de l'aileron, des deux côtés de l'aile, un dispositif correcteur ou spoiler 14 monté de façon à pouvoir être repoussé d'une position rentrée jusqu'à venir s'étendre dans le courant d'air.
A la figure 1, le spoiler supérieur 14 est montré en position acti- ve et le spoiler inférieur 14 maintenu en position rentrée. Chaque spoiler 14 est agencé pour être actionné par un vérin à fluide sous pression 15 qui est commandé à la main par le pilote, à l'interven- tion de liaisons 16. La sortie d'un spoiler 14 a pour effet d'aug- menter la caractéristique du moment de pivotement négatif de la sur- face de commande 11, le degré d'une telle augmentation de la carac- téristique du moment étant proportionnelle au degré de déplacement vers l'extérieur du spoiler.
La variante de correcteur illustrée à la figure 3 com- porte un spoiler 141 de forme diminuée, de telle sorte que la dimen- sion d'envergure effective du spoiler peut être modifiée en réglant le degré d'extension du spoiler dans le courant d'air.
Dans la forme de réalisation de l'invention qui est illus- trée à la figure 4, un spolier 14 est actionné par un soufflet 17, qui est amorcé par la pression d'air vive régnant dans le canal 18 formé dans le nez 101 de l'aile, et qui est normalement ouvert à l'effet de refoulement de l'avion. Ledit canal 18 est relié au soufflet 17 par une tuyauterie 19, et un léger ressort de tension 20 est prévu pour agir contre l'extension du soufflet. On compren- dra que, lorsque l'effet de refoulement dans le canal 18 est maxi- mum, la pression d'airvive agissant par la tuyauterie 19 détend le soufflet 17 et maintient le spoiler 14 à l'état rentré dans son lo- gement, en position inactive.
Si, cependant, le canal 18 vient à être obstrué par une formation de glace sur le bord d'attaque de l'aile, la réduction résultant de la pression vive à l'endroit du soufflet 17 permettra au ressort 20 de pousser le spoiler 14 dans le courant d'air, ce qui produit une modification dans le sens dé- siré de la caractéristique du moment de pivotement de la surface 11.
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Par suite du grand effet aérodynamique du spoiler 14, son envergure ne doit pas être grande.
Au lieu d'employer un soufflet dans la réalisation auto- matique de la figure 4, un vérin hydraulique 21 (figure 6) peut être utilisé pour actionner le spoiler, ledit vérin étant gouverné par une soupape de commande 22 qui est sensible à l'action d'un organe intermédiaire 23 recevant des signaux déterminants par les liaisons 24, à partir d'un compteur de Mach logé dans l'avion et destiné à lancer un signal causant la sortie du spoiler 14 lorsqu'un nombre de Mach prédéterminé est atteint. Une telle disposition permet à la réduction du moment de pivotement négatif, qui autrement résulte de la formation d'ondes de choc sur l'avion, d'être surmontée auto- matiquement.
Dans un type modifié de dispositif correcteur du moment de pivotement selon cette invention, et dont une réalisation est représentée à la figure 5, les blindages de la surface de commande sont actionnés, aux moments appropriés, de manière à produire une augmentation requise du moment de pivotement négatif de la surface de commande autour de son axe de rotation. Dans ladite réalisation de la figure 5, les blindages 25 et 26 du gouvernail de profondeur 11 sont reliés au moyen de tringles articulées 27, 28 à la tige de piston 29 d'un vérin hydraulique 30.
Le vérin est avantageusement monté en liaison avec un mécanisme d'actionnement, au poste du pi- lote, d'où, dans le cas où il devient nécessaire de corriger le mo- ment de pivotement du gouvernail de profondeur 11 autour de son axe 12, le vérin peut être commandé pour repousser vers l'extérieur les blindages 25, 26 dans la position indiquée en traits de chaînette.
Si on le désire, les blindages peuvent être accouplés par tringlage, comme on l'a représenté aux figures 7 et 8, avec un volet 31 monté sur le gouvernail 11, de telle sorte qu'ils prnt la position in- clinée montrée à la figure $ lorsque le gouvernail de profondeur 11 est soulevé.
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Il est évident que l'invention est susceptible de pouvoir être réalisée de nombreuses manières différentes ; exemple, le dispositif correcteur du moment de pivotement peut être actionné conjointement avec un appareil d'abaissement d'aileron, ou avec des moyens sensibles à une modification de la force motrice, ou par des moyens sensibles à l'apparition de conditions de vibration données.
REVENDICATIONS.
1. Dans un aéronef plus lourd que l'air, des moyens com- mandés automatiquement ou à la main, grâce auxquels,dans toutes conditions contraires prédéterminées, le moment de pivotement né- gatif d'une surface de commande pivotante est augmenté-:.