Installation de commande de virage pour un engin aérien La présente invention a pour objet une installa tion. de commande de virage pour un engin aérien, permettant de contrôler le virage de l'engin pour passer d'un, cap à un autre.
Lors de la commande du virage d'un engin, tel qu'un avion par exemple, il est habituellement dési rable de coordonner ce virage. En d'autres termes, il est désirable de contrôler le virage de l'avion de façon telle qu'il fasse un angle égal à zéro avec la verticale apparente et qu'il soit empêché en même temps, de subir un: glissement vers le centre d'un virage désiré ou un glissement centrifuge. On entend. par angle formé avec la verticale apparente l'angle compris entre le vecteur représentant la ver ticale apparente et l'axe vertical réel de l'avion.
Pour parvenir à cette condition, l'avion: est incliné généra lement sur l'aile lorsqu'il commence à virer, et l'on compte sur le système de commande de virage pour fournir une corrélation appropriée entre l'angle d'in clinaison sur l'aile, la vitesse propre réelle de l'avion et la vitesse de virage de celui-ci.
On a déjà proposé, pour la commande d'un avion en vue d'effectuer des virages coordonnés comme indiqué précédemment, différentes installa tions. Certaines: de ces, installations, mesurent directe ment le glissement transversal ou glissement sur l'aile, ou bien elles le déterminent approximative ment, et elles utilisent cette mesure directe ou ap proximative pour déterminer ou contrôler un ou plu sieurs des facteurs précédents devant présenter une corrélation.
On peut obtenir dans certains cas une mesure directe de ce glissement transversal ou glissement sur l'aile à partir d'une ailette sensible à l'action du vent ou girouette, montée de façon appropriée sur l'avion. Toutefois, la turbulence de l'air et les courants d'air asymétriques rencontrés aux vitesses, de vol actuelles, de même que la traînée. engendrée par les montures de cette ailette ou girouette ont rendu extrêmement difficile l'obtention, de résultats satisfaisants par ce moyen.
On a également déjà suggéré d'obtenir une mesure directe de ce glissement transversal au moyen d'un pendule monté à pivotement autour de l'axe antéro-postérieur de l'avion, ou d'un dispositif analogue approprié réagissant aux accélérations transversales, étant donné qu'on a longtemps pensé que ce glissement transversal au cours de virages est toujours réduit sensiblement à une valeur nulle quand l'angle formé avec la verticale apparente est sensi blement nul, c'est-à-dire quand le vecteur représen tant la verticale apparente est perpendiculaire au plancher de l'avion.
Toutefois, il n'est pas nécessai rement exact, pendant un virage, que ,le glissement transversal et l'angle formé avec la verticale appa rente prennent tous. deux en même temps une valeur nulle. En, d'autres. termes, on peut obtenir un glisse ment transversal ou sur l'aile considérable, même si l'angle formé avec la verticale apparente est sensible ment nul. Des, recherches ont montré que le degré de glis sement sur l'aile se produisant au cours d'un virage est en réalité fonction à la fois de l'angle formé par l'avion, avec la verticale apparente et du degré de déport du gouvernail de direction par rapport à sa position, d'alignement ou d'effacement.
La relation qui existe dans un avion entre l'angle a formé avec la verticale apparente, le degré de glissement sur l'aile (1 et l'angle formé par le gouvernail de direc tion & ,., est la suivante a = Cl(3 -f- Czs., dans laquelle Cl et C. sont des, variables dont les valeurs dépendent des conditions <B>de</B> vol comme l'al titude, la vitesse propre de l'avion et la charge.
Tou tefois, malgré leur nature variable, on a constaté que Cl et CZ peuvent recevoir des valeurs moyennes pour le calcul d'une valeur nulle de (3 à partir de 6 et de 8,.., avec une précision qui est tout à fait suffisante pour ce calcul. Par suite, si a est nul, il s'ensuit que (3 est proportionnel à â,...
En conséquence, pour obtenir une mesure vraie du glissement sur l'aile à partir d'un dispositif indi quant l'angle formé avec la verticale apparente, il est nécessaire de modifier cette indication d'une quantité proportionnelle à l'angle formé par le gou vernail de direction.. On a donc cherché une installa tion assurant cette opération:
, afin de fournir une mesure meilleure du glissement sur l'aile vrai, en, vue d'assurer la correction d'un. virage pour tout défaut de coordination se présentant dans l'exécution de ce virage.
L'installation, faisant l'objet<B>de</B> l'invention est caractérisée en ce qu'elle comprend un dispositif d'inclinaison sur l'aile agencé pour donner à l'engin une inclinaison sur l'aile déterminée, une gouverne agencée de manière à modifier le cap de cet engin lors de son déport par rapport à une position don née, des organes définissant un cap de référence va riable, un dispositif déterminant ce déport en fonc tion de la différence entre le cap réel de l'avion et le cap de référence variable, un:
dispositif sensible à l'accélération fournissant une mesure de l'angle formé avec la. verticale apparente, des organes modifiant cette mesure en fonction du déport de cette gou verne, et un.
dispositif servant à faire varier ce cap de référence variable à une vitesse qui est fonction de cette mesure modifiée de l'angle formé avec la verticale apparente.
Le dessin annexé représente, à titre d'exemple, deux formes d'exécution de l'installation selon. l'in vention.
Les fig. 1 et 2 sont respectivement des: schémas de ces, formes d'exécution.
L'installation de commande représentée sur les dessins est étudiée, à titre d'exemple, pour assurer la commande d'un avion équipé d'un, appareil usuel assurant sa stabilisation autour de ses axes de roulis et de lacet. Si 170n se reporte à la fig. 1, la partie de cet appareil assurant la stabilisation autour de l'axe de roulis comprend deux ailerons.
1 reliés à la sortie d'un servomécanisme 2 de type connu, commandé en fonction des écarts de l'avion par rapport à une position de roulis de référence qui est normalement la position de niveau. Dans ce cas, le servoméca nisme 2 comprend un, amplificateur connecté à des conducteurs 3 et 43, de manière à recevoir un signal dè roulis provenant d'un rotor 4 d'un organe analo gue à un Selsyn. et qui est un transformateur de com mande à autosynchronisation 5,
monté en opposition avec un générateur à autosynchronisation 6 lui même monté à la manière d'un contrôleur sur l'axe de roulis d'un gyroscope vertical 7. Le signal de rou lis est de préférence accordé, à l'intérieur du. servo- mécanisme 2, sur un signal de répétition de position, d'une manière connue, afin que le déplacement com muniqué aux ailerons soit, avec certitude, fonction du signal de roulis.
La partie de l'appareil de stabilisation de l'avion assurant la stabilisation, par rapport à l'axe de lacet comprend un gouvernail de direction. 8, relié à la sortie d'un. servomécanisme 9 sensiblement identi que au servomécanisme 2, mais, commandé en, fonc tion, des écarts ou déports de l'avion, par rapport à une position de lacet de référence ou à un cap, donné.
A cet égard, le servomécanisme 9 est connecté à des conducteurs, 10 et 33, de manière à recevoir un signal de cap fourni par le, rotor 11 d'un dispositif analogue à un Selsyn et qui est un, transformateur de commande à autosynchronisation 12 monté en oppo sition.
avec un transmetteur 13 comportant un enrou lement de type analogue et constituant le transmet teur d'un dispositif de référence directionnelle ou compas 14 de type usuel, comme, par exemple, un gyroscope directionnel asservi magnétiquement. Le signal de cap est accordé de, préférence, à l'intérieur du servomécanisme 9, sur un signal de répétition de position, d'une manière connue, afin que le déplacement communiqué au gouvernail de direction corresponde au signal de cap.
Avec cet agencement, l'avion peut être contrôlé afin de prendre et de conserver une position d'incli naison. sur l'aile différente de sa position normale de niveau, simplement par un déplacement angulaire du rotor 4 du dispositif à autosynchron:
isation. 5 à partir de sa position normale par rapport au stator de ce dispositif. Ce déplacement modifie 1a position d'inclinaison sur l'aile de référence initiale ou nor male et, par suite, l'état de l'appareil de stabilisation qui, au cours de son fonctionnement pour comman der et stabiliser l'avion selon la position de référence qui prévaut, commande l'avion, afin d'assurer son vol suivant la nouvelle position d'inclinaison sur l'aile.
D'une façon analogue, l'avion peut être com mandé de manière à prendre un cap différent sim plement par un déplacement angulaire du rotor 11 du transformateur à autosynchronisation 12 par rap port à sa position normale relativement au stator du dispositif à autosynchronisation. Ce déplacement mo difie la position de cap de référence ou initiale. Par suite, l'appareil de stabilisation amène dans ce cas l'avion sur le nouveau cap, décalé par rapport au cap, initial.
Un bouton à commande manuelle 15, dénommé ci-après bouton, de commande de virage, permet d'amener un, curseur 16 dans une position détermi née le long, d'un potentiomètre 17 à point milieu, connecté à un conducteur de sortie 18 reliant ce cur seur et ce, point milieu à l'entrée d'un amplificateur de type usuel 19 capable de mélanger et d'amplifier des entrées formées par des signaux en courant alter natif.
Le potentiomètre 17 est excité à partir d'une source appropriée, de courant alternatif, de sorte qu'un signal d'amplitude et de phase correspondant au déplacement du: curseur 16 à partir du point milieu est appliqué à ],'amplificateur 19. Un moteur 20 est excité par le signal amplifié, et il assure la commande d'un générateur du type tachymétrique 21 et d'un train réducteur 50, la sortie de ce dernier étant reliée desmodromiquemen.t au rotor d'un trans formateur rotatif 22 du type Selsyn et au rotor 4 du dispositif à autosynchronisation 5.
Le générateur 21 peut être du type à sortie en: courant alternatif, et il fournit une sortie dont l'amplitude est fonction de sa vitesse d'entraînement. Cette sortie fonction de la vitesse est appliquée de façon réactive ou asservie par un conducteur 23, à l'entrée de l'amplificateur 19, de sorte que le moteur 20 est entraîné à une vitesse proportionnelle à l'amplitude du signal appli qué au conducteur 18. Le. rotor du transformateur 22 est excité à partir d'une, source de courant alternatif, de manière à induire dans le stator associé un cou rant ayant une phase et une amplitude correspondant à la direction et au, déplacement angulaire qui est la conséquence de son entraînement.
Un conducteur 24 partant du transformateur 22 applique ce signal d'une façon réactive à l'entrée de l'amplificateur<B>19,</B> de sorte que le moteur 20 est entraîné sur une distance angulaire. qui est fonction. du signal d'entrée appli qué au conducteur 18. Par suite, le moteur 20 est commandé de manière à assurer l'entraînement du rotor 4 du dispositif à autosynchronisation 5 à la fois à une vitesse et sur une distance angulaire qui dépendent du déplacement communiqué au bouton de commande de virage 15, de manière à incliner ainsi progressivement l'avion jusqu'à un angle d'in clinaison choisi sur l'aile à une vitesse également choisie.
Le signal. asservi d'inclinaison sur L'aile induit dans le stator du transformateur 22 est également appliqué par un conducteur 25 au rotor 26 d'un transformateur rotatif 27 du type Selsyn. Lors de cette excitation, ce rotor 2:6 induit un courant pro portionnel dans le stator associé, qui est connecté à des conducteurs 28, 51, 52 et 53, de manière à appliquer ce signal, en combinaison avec d'autres signaux qui seront décrits plus: loin, à l'entrée d'un amplificateur 29 qui est d'une façon générale ana logue à l'amplificateur 19.
Un, moteur 30 est excité en fonction du signal amplifié, et il est relié par un mécanisme à un générateur 31, en vue d'assurer son entraînement (ce générateur 31 étant sensiblement identique au générateur 21) et au train réducteur 54, la sortie de ce- dernier étant reliée desmodromi- quement au rotor 11 du transformateur à auto- synchronisation 12.
La sortie du. générateur 31, for mée par des signaux fonction de la vitesse, est appli- quée d'une façon réactive par un conducteur 32 à l'amplificateur 29, de sorte que le rotor 11 est entrainé à une vitesse qui est fonction de l'entrée de l'amplificateur, et le décalage transmis ainsi à la réfé rence de cap, varie en conséquence à la même vitesse.
Toutefois, à l'encontre du degré de décalage choisi communiqué à la référence d'inclinaison sur l'aile, le degré de décalage de la référence de cap est soumis, au cours d'une manoeuvre de virage, à une variation continue par suite de la suppression de l'asservisse ment de déplacement dans la boucle dans laquelle est incorporé le moteur 30.
En conséquence, le sys tème de stabilisation, de l'avion pendant cette varia tion de la référence de cap, assure la variation du cap de, l'avion à la même vitesse que la variation de la référence, et si cette vitesse diffère de celle néces saire à la coordination, il se produit un glissement sur l'aile et il est nécessaire de maintenir le gouver nail de direction dans une position d'actionnement ou de déport déterminée et constante.
Le signal d'erreur de cap appliqué au servo mécanisme 9 par l'intermédiaire des conducteurs 10 et 33 est également appliqué, par les conducteurs 53, 28, 51 et 52, à l'amplificateur 29, de manière à modifier simultanément la vitesse d'entraînement du moteur 30 de décalage de référence dans le sens nécessaire pour réduire ce glissement sur l'aile.
La vitesse d'entraînement et l'erreur de cap atteignent alors toutes deux de nouvelles valeurs constantes, qui sont plus voisines des, valeurs requises pour la coordination, mais qui sont encore telles qu'il en résulte un glissement sur l'aile, un, déport du gouver nail de direction et un, angle trop élevé avec la verti cale apparente.
Par suite, pour obtenir une coordination totale, il est prévu un dispositif auxiliaire ou coordinateur servant à faire varier la vitesse d'entraînement du moteur 30 de décalage de la référence jusqu'à ce que le déport du gouvernail de direction, et l'angle formé avec la verticale apparente soient sensiblement rame nés à une valeur nulle, de sorte que le glissement sur l'aile est sensiblement annulé.
Ce dispositif com prend un pendule 34, monté à pivotement autour de l'axe antéro-postérieur de l'avion. au voisinage de son centre de gravité et étudié de manière à déplacer, par l'intermédiaire d'organes de liaison mécaniques, le rotor 35 d'un transformateur rotatif 36 du type Selsyn excité par un. courant alternatif, afin de l'écar ter d'une position zéro en réponse à des accéléra-- tio:ns latérales communiquées à l'avion.
On. entend par accélération latérale les accélérations qui sont dirigées en totalité dans la direction de l'axe trans versal de l'avion, c'est-à-dire parallèlement à une ligne joignant des points: correspondants des extré mités des ailes de l'avion, ou dont au moins certai nes composantes présentent cette direction. Un signal proportionnel à cette accélération latérale est engen dré dans le stator du transformateur 36 et est appli qué, par un conducteur 37 et des enroulements se condaires 55, 56 en, série;
d'une paire de transforma- teurs 57, 58,à un. .inverseur de phase 45, actionné mécaniquement en fonction du sens du virage et con necté par un organe de liaison 46 à l'arbre du trans formateur rotatif 22, comme cela sera décrit plus en détail ci-après.
Les transformateurs 57, 58 sont destinés à mé langer deux signaux additionnels au signas pendu laire du transformateur rotatif 36.A cet effet, le pri- maire du transformateur 58 est connecté aux con- ducteurs 33 et 10, de manière à être excité par le signal d'erreur de cap engendré dans le transforma teur à autosynchronisation:
12, tandis -que le primaire du transformateur 57 est excité par un signal de polarisation dont l'origine et le rôle seront décrits en détail plus loin.
Ainsi, l'inverseur de phase 45 reçoit en réalité un signal composite proportionnel à la somme algébrique des signaux individuels: représen tant l'oscillation du pendule et l'erreur de cap.
Etant donné que l'oscillation du pendule constitue une me sure de l'ange formé avec la verticale apparente et que l'erreur de cap, constitue une mesure de l'angle de déport du gouvernail de direction, le signal com posite précité forme en, conséquence une mesure du glissement sur l'aile, comme cela apparaît à l'exa men des, équations précédentes intéressant un avion.
Le signal composite ou signal de glissement sur l'aile est appliqué par un conducteur 59,à partir du dispositif 45,à un amplificateur 38 qui est d'une façon générale analogue aux amplificateurs 19 et 29.
La sortie de l'amplificateur 38 est appliquée à un moteur 39, qui est relié cinématiquement à un, géné rateur 40 de type tachymétrique (sensiblement iden tique aux générateurs 21 et 30) et au train réducteur 60, la sortie de<B>ce</B> dernier étant appliquée desmodro- miquement au rotor 26 du transformateur rotatif 27.
Le générateur 40 est relié par un conducteur 41 à l'amplificateur 38, afin d'appliquer sa sortie (formée par un signal fonction de la vitesse) de façon réactive à cet amplificateur 38, de. sorte que le moteur 39 entraîne le rotor 26 à une vitesse qui est proportion- nelle à la somme algébrique des signaux d'entrée de l'amplificateur ou au glissement sur l'aile de l'avion.
De cette manière, le signal fonction de l'inclinaison sur l'aile provenant du transformateur rotatif 22, qui est appliqué à l'amplificateur fonction du mouve ment de lacet 29 par l'intermédiaire du transforma teur rotatif 27 en.
vue d'obtenir une vitesse de virage arbitraire, est modifié lorsqu'il se produit un glisse ment sur l'aile, d'une quantité qui est proportionnelle à l'intégrale de temps, de la grandeur de ce glisse ment sur l'aile, de façon telle que l'entrée de l'am plificateur 29 soit réellement proportionnelle à la fois à l'angle d'inclinaison sur l'aile et à ladite inté- grale de temps.
Comme le rotor 26 est entraîné par le moteur 39, la vitesse du moteur 30 assurant le décalage de la référence de cap, est déterminée de manière à se rapprocher de la vitesse appropriée à la coordina tion. En conséquence, le glissement sur l'aile, l'angle de déport du gouvernail de direction et l'angle formé avec la verticale apparente sont réduits simultané ment. Le rotor 26 atteint bientôt une position dans laquelle le moteur 30 parvient à cette vitesse de co ordination.
Cette position est ensuite maintenue pen dant la durée du virage tant que l'angle d'inclinaison sur l'aile et la vitesse propre de l'avion demeurent inchangés, étant donné que, lorsqu'on atteint la coordination, le moteur 39 ne reçoit plus l'excita tion qui était dérivée antérieurement du transforma teur 36 actionné par un pendule et du transforma teur à autosynchronisation d'erreur de lacet 12,
puis que l'ange formé avec la verticale apparente et l'ange de déport du gouvernail de direction pren nent une valeur sensiblement nulle. Etant donné l'excitation en courant alternatif du transformateur 27 à partir du dispositif fonction de l'inclinaison sur l'aile 22 et l'inversion de phase qui se produit quand on passe d'un virage vers la gauche à un, virage vers la droite, et inversement,
et étant donné que la phase de référence commune non réver sible est utilisée pour les excitations respectives du transformateur 36 alimenté par le pendule, du trans formateur à autosynchronisation d'erreur de cap 12 et du primaire du transformateur de polarisation. 57, il est nécessaire, afin d'obtenir toujours le sens de phase correct pour le signal appliqué à l'amplifica teur fonction du mouvement de lacet 29, d'inverser la phase de ce signal lorsqu'on passe d'un sens de virage (ou d'un type d'inclinaison sur l'aile) à l'au tre.
En conséquence, l'inverseur de phase 45 coopère avec les organes déterminant le sens de l'inclinaison sur l'aile de l'avion par l'intermédiaire de la liaison mécanique 46 partant de l'arbre du rotor du dispo sitif fonction du roulis. 22. L'inverseur de phase 45 peut se présenter sous diverses formes, dont l'une est représentée sur la fil. 2 et sera décrite en détail plus loin.
Avant qu'un virage ne soit déclenché, le rotor 26 du transformateur rotatif 27 est, de préférence, dé placé angulairement jusqu'à une position initiale située entre l'une de ses positions d'accouplement maximum et une position zéro qui est voisine de celle-ci.
La position intermédiaire exacte est une question de choix, mais afin: de réduire le temps nécessaire pour obtenir cette coordination jusqu'à un minimum absolu, il semble que la position choisie doive être celle obtenue pour un,
virage coordonné correspondant à la combinaison de l'angle d7incli- naison sur l'aile choisi et de la vitesse propre réelle de l'avion la plus fréquemment utilisée. Après avoir été amené dans cette position:
, le rotor 26 peut être entraîné par le moteur intégrateur de coordination 39 sur au moins 40 d'un côté ou de l'autre de sa position. initiale, sans supprimer la composante d'ange sur l'aile dans l'entrée de l'am- plificateur de mouvement de lacet 29. Cette gamme de déplacements rotatifs est considérablement supé rieure à la, gamme de travail envisagée pour le rotor 26 pendant un virage. La rotation du rotor 26 jusqu'à sa position ini tiale peut être assurée à la main ou de façon auto matique.
Il semble préférable d'effectuer ce réglage de façon automatique, et un. agencement particulier a été représenté sur la fig. 2 pour obtenir ce résultat, comme décrit plus loin.
On sait que la plupart des avions, en amorçant ou en sortant d'un virage, subissent dans certains cas, par suite de leurs caractéristiques particulières propres, un mouvement de lacet opposé, et dans d'autres cas un mouvement de lacet favorisant la commande. Cela signifie, par exemple, en cas d'un mouvement de lacet opposé, que la commande des gouvernes de l'avion pour tourner vers la gauche engendre une réaction initiale de l'avion, qui amorce un mouvement de lacet vers la droite, pour déclen cher peu. après le virage vers la gauche, qui est forte, tion de la commande.
Dans le cas d'un mouvement de lacet favorable, l'avion réagit initialement dans la direction correspondant à la commande, mais à une vitesse supérieure à celle qui se présente peu après et qui correspond à cette commande. Dans les deux cas; l'uniformité du virage est modifiée à un degré inadmissible. Il semble par suite préférable d'incorporer au dispositif un, organe permettant de surmonter cette réaction, de lacet indésirable. A cet égard, le: signal de vitesse prélevé au générateur de vitesse d'inclinaison sur l'aile 2.1 est appliqué non seulement à l'amplificateur 19, mais aussi par les conducteurs 51, 28 et 53, 52, à l'entrée de l'ampli ficateur de mouvement de lacet 29.
Ainsi, selon la valeur choisie pour le signal de vitesse d'inclinaison sur l'aile par rapport aux autres composantes de l'entrée appliquée à l'amplificateur, la vitesse de virage. au début et à la fin du virage- (alors que les angles, d'inclinaison sur l'aile sont en cours<B>de</B> modi fication) est rendue plus élevée ou plus faible, afin de correspondre à la réaction de lacet initiale de l'avion. Il est évident qu'une vitesse de virage plus élevée est désirable en, cas d'une réaction de lacet opposée, et inversement qu'une vitesse de virage plus faible est désirable dans le cas, d'un mouvement de lacet favorable.
Un autre organe est incorporé au dispositif pour équilibrer l'avion dans une position d'inclinaison sur l'aile stable telle que celle qui serait, par exemple, nécessaire pour maintenir un, glissement sur l'aile nul dans le cas où un moteur situé à l'extérieur par rapport à la cellule de l'avion est arrêté, et pour appliquer en.
même temps une correction de polari sation, au signal fourni par le pendule, afin de déca ler effectivement sa valeur nulle pour qu'elle corres ponde à la position d'équilibrage de l'avion, suppri mant le glissement sur l'aile. On prévoit à cet effet un générateur de signaux d'équilibrage 42 formé par un potentiomètre excité en courant alternatif et commandé par un bouton, sensiblement identique au dispositif à potentiomètre de commande de virage 15-17, mais monté de façon telle que son signal en courant alternatif soit appliqué par des conducteurs 61 et 43 à l'entrée du servomécanisme 2 de com mande des ailerons,
et par un conducteur 44 à l'en roulement primaire du transformateur 57. Grâce à la commande du générateur d'équilibrage 42, qui est amené d'une quantité désirée à l'écart de la position correspondant à une sortie nulle, l'avion peut être amené, par l'intermédiaire du signal appliqué, au conducteur 43, à la position d'inclinaison sur l'aile nécessaire pour obtenir l'équilibrage de cet avion correspondant à un glissement sur l'aile nul dans le cas de conditions de poussée ou de charge asymétri que, tandis que,
le signal appliqué au conducteur 44 sert effectivement à décaler la position de sortie nulle du transformateur à pendule 36 jusqu'à une position correspondant à cet angle d'inclinaison sur l'aile, de sorte que les virages de l'avion sont coordonnés sur les nouvelles conditions, d'équilibrage.
Quand l'avion sort d'un virage ou se redresse après un virage, le pilote de cet avion observe un indicateur de cap, comme pour les: systèmes de com mande de virage de la technique antérieure, jusqu'à ce que le cap de l'avion corresponde sensiblement au cap désiré, après quoi il commence à redresser l'avion. Ce mouvement de redressement est d6clen- ché dans le dispositif décrit en, ramenant le bouton de commande de virage 15 à sa position médiane.
De cette façon, le moteur 20 est actionné afin, de décaler progressivement et uniformément la réfé rence<B>de</B> position de roulis pour la ramenei à sa valeur initiale, après quoi l'appareil de stabilisation en roulis ramène l'avion dans, une position de niveau.
Simultanément, par suite de la réduction du signal de commande de virage appliqué au conducteur 25, la vitesse de décalage de la référence de cap est ramenée progressivement à une valeur nulle. En conséquence, un signal d'erreur de cap apparaît sur les conducteurs 10, 33, de manière à déplacer le gouvernail de direction 8 dans le sens nécessaire pour interrompre le mouvement de virage de l'avion, et la commande, par l'intégrale de glissement sur l'aile calculé,
de la vitesse du décalage de la réfé rence de capa continue à maintenir la coordination pendant la totalité du processus, de redressement de l'avion.. Le nouveau cap de l'avion diffère de son cap. initial d'une valeur angulaire équivalente au dé calage total appliqué par le moteur 30- à la référence de cap.
Dans la description die cette première forme d'exécution. de l'installation, on. a limité l'étude, pour plus de simplicité, à l'agencement particulier (fig. 1) utilisé entre le moment où un virage est amorcé et celui où l'avion sort du virage.
Toutefois, pour d'au tres conditions de vol, il semble préférable de modi fier l'agencement à certains égards, qui diffèrent selon, que les ailerons et le gouvernail de direction sont attaqués ou, non positivement par les servo mécanismes, correspondants, pendant l'excitation du système.
La seconde forme d'exécution. (fig. 2) comprend le même agencement que montre la fig. 1, auquel on a ajouté un certain nombre de relais et de con nexions associées, ainsi que des organes grâce aux quels les circuits qui viennent d'être décrits, peuvent être combinés d'une façon avantageuse pendant les périodes où ils ne servent pas à la commande d'un virage de l'avion.
Sur la fig. 2, on, a représenté le système dans l'état dans lequel il se trouve quand les servomécanismes des ailerons et du gouvernail de direction, sont au travail et quand le bouton de virage 15 est écarté de sa position de repos, en vue d'exécuter un virage vers la gauche.
L'inverseur 45 servant à inverser la phase du signal d'entrée appliqué au. conducteur 59 lorsqu'on passe d'un sens de virage ou d'inclinaison sur l'aile à l'autre comprend un commutateur inverseur bi polaire à deux positions.
62, disposé dans le conduc teur 59 et appartenant à un, relais 63 qui est excité à partir d'une batterie 64 par ]!entraînement d'un curseur rotatif 65, assuré grâce à la liaison, d'asser vissement de roulis 46, pour l'amener sur le secteur de contact de droite d'un commutateur à contact coulissant 66 lors de la commande d'un virage vers la droite.
Quand on ramène le bouton de virage 15 à sa position. de repos, une liaison mécanique 67, disposée entre ce bouton et un, commutateur 68, ferme ce dernier en vue d'assurer l'excitation, d'un relais 69 par l'intermédiaire d'une batterie 70. Un organe à retard 71, disposé dans le circuit du commutateur, fournit un retard prédéterminé suffisant entre le retour du bouton 15 à sa position de repos et l'exci tation du relais. 69, afin, de permettre à l'avion de se redresser en quittant le virage, pour des raisons, qui apparaîtront plus loin.
L'organe à retard 71 peut être, par exemple du type thermique usuel, et il sem ble judicieux d'utiliser dans la pratique un retard ou une temporisation. voisine de 8 secondes.
Le relais 69 comporte six jeux de commutateurs unipolaires à deux positions 72 à 77. Lors de l'ex citation de ce relais, le commutateur 72 est actionné de manière à supprimer l'application des signaux d'entrée du pendule, d'équilibrage et d'erreur de lacet à l'amplificateur intégrateur de coordination 38, en vus de leur substituer une tension.
d'entrée prédéterminée et constante prélevée à un, potentio- mètre 79, qui est connecté aux bornes d'un enrou lement secondaire 80a d'un transformateur 80 ex cité à partir d'une source de courant alternatif à potentiel de crête constant.
Le commutateur 73 est actionné de manière à connecter d'une façon réactive le stator du transformateur intégrateur 27 à l'ampli ficateur 38, tandis que le commutateur 74 supprime l'excitation que le rotor 26 du transformateur 27 reçoit du stator du transformateur rotatif 22, pour lui substituer uns source d'excitation. en courant alternatif à potentiel de crête constant, prélevé à un autre enroulement secondaire 80b du transformateur 80.
Les commutateurs; 75, 76 sont actionnés de manière à supprimer l'application des sorties. du transforma teur à autosynchronisation d'erreur de lacet 12, du transformateur die coordination 27 et du tachymètre de roulis 21 à l'entrée de l'amplificateur de mouve ment de lacet, tandis que le commutateur 77 est actionné pour court-circuiter l'enroulement de com mande du moteur de mouvement de lacet 30.
La connexion de roulis 46 entraîne le curseur 65 du secteur de contact du commutateur 66 correspon dent à un virage vers la gauche jusqu'à une position d'ouverture du circuit correspondant à une position médiane, située entre les: secteurs de gauche et de droite. Grâce au fo:n,ctio@nnoment du commutateur 66, un relais 78 est alors séparé de la batterie 64, afin de fermer un commutateur unipolaire à deux positions 81 monté en série avec un. commutateur à curseur 82.
Ce dernier comporte un curseur mobile entraîné par une liaison cinématique provenant de l'arbre du rotor du transformateur de coordination 27, de façon que le commutateur soit ouvert pour une position. quelconque du rotor différente de sa position de rétablissement ou de présélection initiale.
Quand les: commutateurs 81, 82 sont tous deux fer més, ils: servent à court-circuiter l'enroulement de commande du moiteur intégrateur de coordination 39, pour empêcher celui-ci de déplacer le rotor 26. Par suite, le moteur 39 n'est mis; au repos qu'après qu'il a été utilisé judicieusement pour l'entraînement du rotor 26 jusqu'à sa position de présélection ini tiale.
La largeur de la partie située entre les secteurs du commutateur 66 et correspondant à une ouverture du circuit est choisie de manière à limiter le fonc tionnement des relais de virage 63, 78 aux angles d'inclinaison, sur l'aile désirés dépassant une valeur donnée, qui est de préférence voisine de 20.
Sensiblement, la même succession d'opérations est déclenchée de nouveau par le commutateur 66 lorsque l'avion sort d'un virage vers la droite et se redresse. Le curseur 65 est entraîné vers. le centre depuis une position: dans: laquelle il était appliqué sur le secteur de contact du commutateur 66 correspon dant à un virage vers la droite. Le relais de virage vers la droite 63 est, par suite, désexcité afin d'ou vrir un commutateur unipolaire à deux positions 84 en circuit avec une batterie 85 et un enroulement du relais de virage. vers la gauche 78.
Par suite, le relais 78 est désexcité afin de fermer le commuta teur 81, en permettant ainsi la mise au repos ulté rieure du moteur 39 comme précédemment lors du retour du rotor 26 à sa position, prédéterminée.
Grâce à l'agencement ainsi décrit, après un inter valle prédéterminé suivant le rétablissement du bou ton de virage 15 à sa position médiane sur le poten tiomètre 17, le moteur intégrateur de coordination 39 est commandé par un signal d'entrée prélevé au potentiomètre 79 et par un signal d'asservissement prélevé à l'enroulement 80-b, afin de ramener le rotor 26 du transformateur rotatif 27 à une position initiale prédéterminée, située entre les positions maxima et zéro voisines.. Après, ce rétablissement, le fonctionnement du. moteur 39 est interrompu par les commutateurs 80, 82.
Par ailleurs, le signal d'erreur de lacet ou de cap, le signal de commande du taux de roulis et le signal formé par l'intégrale du glisse ment sur l'aile sont supprimés de l'entrée de l'ampli ficateur de mouvement de lacet, et la sortie de cet amplificateur est court-circuitée pour empêcher tout entraînement possible du moteur de mouvement de lacet 30 tant que le gouvernail de direction et les ailerons sont reliés cinématiquement aux servoméca nismes correspondants. Par suite, le rotor 11 entraîné par un moteur du dispositif à autosynchronisation d'erreur de cap est empêché de modifier de nouveau le cap de référence,
et l'appareil de stabilisation de lacet de l'avion maintient l'avion sur un cap de réfé rence invariable, c'est-à-dire dans une position cor respondant à un vol rectiligne. Par ailleurs, étant donné que le signal d'entrée appliqué à l'amplifica teur de roulis, 19 est nul, l'appareil de stabilisation de l'avion, en roulis maintient cet avion dans une position de niveau (en:
supposant qu'aucun signal d'équilibrage n'est appliqué au conducteur 43) étant donné que le rotor 4 du transformateur à autosyn- chronisation de référence de roulis 5 est entraîné et est maintenu dans la position de référence de niveau par la connexion. réactive réalisée entre le transfor mateur de roulis 22 .et l'amplificateur 19.
Pour pouvoir séparer le gouvernail de direction 8 de la sortie du servomécanisme 9 ou assurer l'ac couplement entre ces deux éléments, on interpose entre eux un embrayage 47 à commande électro magnétique, et cet embrayage est connecté électri quement d'une manière connue par un conducteur 86,à une batterie 87, par L'intermédiaire d'un com mutateur unipolaire à deux positions à commande manuelle 88. Les. ailerons 1 sont de même séparés du servomécanisme 2 ou. lui sont accouplés par l'in termédiaire d'un embrayage 89 interposé entre eux et qui est sensiblement identique à l'embrayage 47, en étant actionné par le. même commutateur et la même batterie.
La batterie 87 et le commutateur 88 excitent également, quand ce commutateur est dans sa position de travail ou de fermeture du circuit, un relais 90 comportant quatre jeux de contacteurs uni polaires à deux positions, 91 à 94. Quand, on sépare les servomécanismes des gouvernes par l'ouverture du commutateur 88, le contacteur 91 est actionné afin de supprimer le court-circuit de l'enroulement de commande du moteur de mouvement de lacet 30. En. même temps, le contacteur 92 est actionné de manière à connecter l'enroulement du rotor 11 du dispositif à autosynchronisation. 12 d'erreur de cap à l'entrée de l'amplificateur de mouvement de lacet 29.
Le contacteur <B>93</B> est actionné de manière à séparer l'enroulement de stator du transformateur de roulis 22 de l'entrée de l'amplificateur de roulis 19, et le contacteur 94 est actionné afin de séparer le rotor 4 du dispositif à autosynchronisation 5 de référence de roulis de l'entrée du servomécanisme 2 de commande des ailerons, afin de relier ce rotor à l'entrée de l'amplificateur de roulis 19.
Grâce à cet agencement, et si les gouvernes sont séparées des servomécanismes associés, le rotor 11 est entraîné par le moteur 30 afin de conserver une sortie nulle, c'est-à-dire que ce rotor 11 est synchro nisé avec le cap, de l'avion, de façon, qu'un signal d'erreur de cap, sensiblement nul soit présent au moment oÙ les embrayages 47, 89 sont actionnés pour la mise en service des servomécanismes. De même,
le rotor 4 du transformateur à autosynchroni- satio@n 5 de référence de roulis est synchronisé avec la position de roulis de l'avion, de façon qu'un signal d'erreur de roulis sensiblement nul soit présent au moment de la mise en service des servomécanismes. On comprendra par ailleurs, par suite de cet agence ment et de la commande obtenue quand les servo mécanismes sont au travail, que si l'avion occupe une position d'inclinaison sur l'aile qui n'est pas une position de niveau au.
moment de la mise en service des servomécanismes, cet avion est ramené automa tiquement à une position de niveau, puis est ensuite stabilisé afin de conserver cette. position. Il est évi dent que si le potentiomètre d'équilibrage 42 est actionné, l'avion va au contraire être ramené à la position d'équilibrage définie par ce potentiomètre.