Appareil de commande de la position de tangage d'un avion La présente invention a pour objet un appareil de commande de la position. de tangage d'un avion, comprenant un servomoteur pour le gouvernail de profondeur, un générateur de signaux réglable à la main et destiné à fournir un, signal de commande pri maire à partir d'une valeur nulle, un dispositif de référence de tangage destiné à fournir un signal selon la déviation de tangage de l'avion à partir d'un tan gage de référence,
un altimètre réglable pour four nir un signal selon la déviation en. altitude de l'avion à partir d'une altitude déterminée par un réglage effectué sur l'altimètre, et un, dispositif moteur exci table pour fournir un réglage continu de l'altimètre à une vitesse dépendant de l'entrée au dispositif moteur de façon à produire un réglage d'altitude variant continuellement.
L'appareil de commande suivant l'invention con vient, en particulier, dans un avion dont les, vitesses de croisière normales sont voisines du seuil de la gamme transonique. Cet appareil est caractérisé par des moyens pour dériver et appliquer à l'entrée du dispositif moteur de l'altimètre en vue de l'exciter, une mesure de l'intégrale du signal de commande primaire, le servomoteur du gouvernail de profon deur étant actionné sous la commande d'une mesure de l'intégrale du signal de commande primaire,
de la sortie de l'altimètre et du signal de déviation de tangage.
Une forme d'exécution de l'appareil comprend un sélecteur de mode, par lequel il peut être amené à un état lui permettant d'assurer la commande de l'avion afin de maintenir l'une quelconque des condi tions suivantes 1. Une vitesse ascensionnelle déterminée. 2. Une altitude à laquelle l'avion a été amené. 3. Un nombre de Mach atteint par l'avion.
4. Une vitesse propre atteinte par l'avion, et 5. une position de tangage de référence.
La vitesse ascensionnelle désirée suivant le mode 1 précité est déterminée par la commande manuelle d'un dispositif contrôleur générateur de signaux, qui détermine simultanément une vitesse de variation de la position de tangage.
La commande de la vitesse de variation de la position de tangage provoque une modification de la position de tangage de l'avion, à une vitesse qui est fonction de la sortie d'un dispo sitif contrôleur, tandis que la commande de vitesse ascensionnelle fournit une position de tangage qui maintient la vitesse ascensionnelle à la valeur déter minée par commande. Quand on constate que la vitesse ascensionnelle désirée va être atteinte, le dis positif contrôleur est ramené à la main sur une posi tion correspondant à un signal nul.
Cette opération supprime la commande de la vitesse de variation de la position de tangage, mais une mémoire du système retient la commande de vitesse ascensionnelle, de sorte que cette vitesse ascensionnelle désirée est maintenue tant que le système travaille sur le mode 1 et qu'aucune autre commande du dispositif con trôleur n'est assurée.
Le dispositif contrôleur peut être constitué par un bouton de commande de tangage de type usuel soumis à la sollicitation d'un, ressort, ou par un élé ment sensible à l'action d'un, effort, fixé sur le man che à balai.
Le détecteur d'effort est étudié de ma nière à réagir à des forces appliquées, au manche à balai dans la direction qui sert normalement à assurer le déplacement à la. main du gouvernail de profon deur.
La commande de vitesse de variation de la posi tion de tangage doit être, de préférence, limitée selon une fonction inverse de la vitesse au sol de l'avion, afin de limiter les, forces d'accélération résultantes agissant sur cet avion, pour les maintenir à des valeurs de sécurité. Toutefois, on sait que cette vitesse par rapport au sol est difficile à déterminer lorsque l'avion est en vol.
Par suite, cette commande est limitée en raison inverse du nombre de Mach de l'avion, étant donné que la relation entre la vitesse au sol et les. forces d'accélération est virtuellement la même que celle existant entre le nombre de Mach et les forces d'accélération. Ainsi, par exemple, plus le nombre de Mach est élevé, plus la commande de la vitesse de variation de la position de tangage va être réduite pour une sortie donnée du dispositif de commande.
Si la commande de la vitesse de variation de la position de tangage est prélevée à un détecteur sensible à l'effort exercé sur le manche à balai, il en résulte une sensibilisation artificielle du manche à balai, correspondant à une force constante par g .
Le même dispositif contrôleur que celui utilisé selon le mode 1 pour commander les vitesses de variation de la position de tangage et la vitesse ascen sionnelle est utilisé, suivant le mode 5, pour manoeu- vrer l'avion en tangage à des vitesses compensées selon le nombre de Mach. La mémoire qui agit dans le mode 1 est sans effet au cours du mode 5.
Un dispositif contrôleur séparé est utilisé sélecti vement pour les modes 3 et 4, afin de déterminer les variations désirées du nombre de Mach de l'avion et de sa vitesse propre, respectivement.
Toutes les commandes, qu'il s'agisse de la vitesse de variation de la position de tangage seule, de la vitesse de variation de cette position de tangage con sidérée conjointement à la vitesse ascensionnelle, du nombre de Mach ou de la vitesse propre de l'avion, sont engendrées de manière à produire une transi tion progressive entre l'état existant et l'état défini par la commande.
Un dispositif sensible à la pression, intégré de façon nouvelle, est utilisé pour fournir les signaux de commande nécessaires pour les modes 1 à 4, et pour fournir des signaux de commande de paramètres compensateurs pour la commande de la vitesse de variation de la position de tangage.
Les signaux de commande dérivés de la pression sont mélangés à un signal de commande de la position de tangage, à rai son d'un à la fois, selon celui des modes 1 à 4 qui est séleeté, de façon à déterminer les écarts, à partir de la position de tangage de référence, qui sont né cessaires pour maintenir la vitesse ascensionnelle, l'altitude, le nombre de Mach ou la vitesse propre désirée,
selon le cas. Un servomécanisme relié des modromiquement au gouvernail de profondeur de l'avion répond aux ordres qui lui sont fournis par les signaux mélangés. La position de tangage de référence est déterminée de préférence principalement par un gyroscope ver tical équipé d'un générateur de signaux fournissant un signal en fonction des variations de la position de tangage.
Ce signal est combiné à des composantes de signaux présentes dans la. sortie d'un intégrateur, afin. de constituer le signal de commande de la posi tion de tangage, avec lequel les signaux de commande du mode sont mélangés.
Selon les modes 1 à 4, le signal provenant d'un accéléromètre linéaire sensible aux accélérations nor males à un plan contenant les axes longitudinal et transversal de l'avion, c'est-à-dire normal au plancher de l'avion, est appliqué à l'entrée d'un intégrateur, afin de fournir dans la sortie de cet intégrateur une composante de signaux équivalents au signal de tan gage obtenu par voie gyroscopique.
Cette compo sants d'accélération intégrée est destinée à renforcer le signal de tangage, de manière à éviter une insta bilité de commande à longue période telle que celle qui pourrait autrement résulter de la limitation d'am plitude inhérente appliquée au signal de tangage. Cette limitation du signal de tangage est due au fait que des signaux de tangage d'amplitude excessive peuvent provoquer une instabilité transitoire ou à courte période.
En outre, selon les modes 1 à 4, le signal de commande de mode dérivé de la pression, qui se mélange au signal de commande de la position de tangage, est également appliqué par un trajet séparé à l'entrée de l'intégrateur, afin de fournir, dans la sortie de cet intégrateur, une composante de signal qui est fonction de l'erreur entretenue si celle-ci est présente dans le signal de commande de mode. De cette manière, le dispositif sensible à la pression n'a pas besoin de fournir une sortie d'erreur entretenue pour assurer la commande de l'avion selon les modes 1 à4.
Une troisième composante de signal obtenue dans la sortie de l'intégrateur fait intervenir la vitesse de variation de la position de tangage qui est détermi née par la manipulation du dispositif contrôleur de vitesse de variation de la position de tangage men tionné précédemment. A cet égard, l'entrée de l'inté grateur est disposée de manière à recevoir la sortie du générateur de signaux actionné par le dispositif contrôleur.
Suivant le mode 5, le servomécanisme du gou vernail de profondeur réagit simplement aux signaux de commande de la position de tangage, les signaux de commande de mode dérivés de la pression n'y étant pas appliqués. Les entrées de l'accéléromètre et du dispositif de commande de mode appliquées à l'intégrateur sont également supprimées selon le mode 5, de sorte que le signal de commande de la position de tangage est formé par le signal de tangage obtenu par voie gyroscopique et par les composantes d'accé lération et d'erreur intégrées qui existent au moment où l'on assure la mise en service selon le mode 5.
La rétention des valeurs fixes de ces composantes aide le gyroscope vertical pour conserver la position de tangage de référence selon le mode 5.
Le dessin représente, à titre d'exemple, une forme d'exécution de l'objet de l'invention.
La fig. 1 est une représentation schématique d'un mixte de réalisation de l'invention.
La fig. 2 est une représentation schématique d'un calculateur fournissant l'inverse du nombre de Mach, utilisable dans le mode de réalisation que montre la fig. 1.
Le dispositif sensible à la pression fournissant les signaux de commande nécessaires pour maintenir, sui vant les besoins, une vitesse ascensionnelle détermi née, une altitude à laquelle l'avion a été amené, un nombre de Mach atteint par l'avion, ou une vitesse propre atteinte par cet avion, sera décrit en regard de la fig. 1.
Fondamentalement, le dispositif sensible à la pres sion est formé par un, premier appareil sensible à l'effet de la pression statique p de l'atmosphère au voisinage de l'avion, et par un second appareil sensi ble à la pression dynamique q exercée par l'atmo sphère sur l'avion au cours de son déplacement. Cha que appareil est, de préférence, du type comportant un. élément de commande monté à pivotement, soumis à l'effet de deux couples opposés prélevés respective ment à un élément barométrique et à un élément élastique.
L'appareil déterminant la pression statique com prend une cellule ou un soufflet 6 dans lequel on a fait un vide partiel, dont la base est fixe par rapport à l'avion et dont l'extrémité mobile est reliée à un bras de commande pour exercer sur ce bras un cou ple qui est fonction de la pression statique. Ce couple agit en opposition avec un couple prélevé à une barre de torsion 8 montée à pivotement et sur laquelle le bras 7 est fixé transversalement.
Le couple agissant en opposition avec le précédent est fourni par une contrainte de pivotement exercée sur la barre de tor sion par liaison de cette barre à un côté d'une trans mission irréversible dont l'autre côté est relié à l'arbre d'entraînement 9 d'un moteur 10.
Quand le moteur 10 n'est pas excité, les expan sions et les contractions du soufflet 6, en réponse à des variations de la pression statique déplacent le bras 7 et soumettent par suite la barre 8 à une tor sion. Le déplacement du bras 7 est détecté par un contrôleur 11 en forme de E, dont l'armature et le noyau sont fixés respectivement sur le bras 7 et sur l'avion.
Ainsi, si l'armature du contrôleur 11 occupe une position zéro ou position centrée pour une pres sion statique donnée, le signal de sortie fourni par ce contrôleur est proportionnel aux variations de la pression statique à partir de cette valeur donnée,-et sa phase est fonction du sens de cette variation. Ce signal de sortie est appliqué par un conducteur 12 au bras mobile d'un commutateur 13 à cinq plots. Les plots Nos 3, 4 et 5 du commutateur 13 sont connectés par un conducteur 14 à l'entrée d'un ampli ficateur 15, qui est monté de manière à exciter le moteur 10.
Quand le bras mobile du commutateur 13 se trouve sur l'un de ces plots, le moteur 10 as sure un entraînement d'une façon asservie, par l'inter médiaire d'une transmission irréversible interposée entre ce moteur et la barre de torsion 8, jusqu'à ce que cette barre 8 ait subi une torsion suffisante pour équilibrer le couple de déséquilibre dû à la pression, agissant sur elle et tendant à créer un déséquilibre électrique du contrôleur 10.
Un signal de contre réaction de vitesse est fourni à l'amplificateur 15, par l'intermédiaire des plots Nos 3, 4 et 5 d'un commu tateur 16 identique au commutateur 13, par un géné rateur du type tachymétrique 17 relié cinématique- ment au moteur 10.
La transmission irréversible qui accouple le moteur 10 à la barre de torsion 8 comprend un train réducteur à deux vitesses 18, commandé par un solé noïde, dont l'entrée est reliée à l'arbre 9 du moteur. L'arbre de sortie 19 du réducteur 18 est relié à une vis. sans fin 20, qui engrène avec une roue à denture hélicoïdale 21, afin de fournir la caractéristique irré versible de la transmission.
L'arbre de sortie de la roue à denture hélicoïdale 21 est relié à l'une de deux cames logarithmiques 22 et 23 astreintes à tour ner dans une position telle que leurs surfaces soient en contact, l'autre came de la paire étant reliée à un pignon 24 engrenant avec une roue dentée 25 calée sur l'une des extrémités de la barre de torsion 8.
Par suite de la présence des cames logarithmiques 22 et 23, les arbres du moteur 10 et du train réduc teur 18 sont amenés dans des. positions qui sont fonc tion du logarithme de la pression statique (log p) qui agit quand le contrôleur 11 est amené dans une posi tion nulle, soit par la manaeuvre de l'avion, soit à partir du moteur 10, quand le bras mobile du com mutateur 13 est amené sur les plots Nos 3, 4 ou 5.
Grâce à la présence du réducteur à deux vitesses 18 à commande par solénoïde, qui peut être consti tué par une combinaison usuelle de trains planétaires et d'accouplement, la réduction de vitesse obtenue entre le moteur 10 et la barre de torsion 8 peut être choisie de façon à obtenir une forte réduction (faible vitesse) ou une faible réduction (grande vitesse). Le solénoïde de commande 26 est branché en série avec une batterie 27 quand le bras mobile d'un commu tateur 28 identique aux commutateurs 13, 16 est amené sur son plot No 3. Quand il est excité de cette manière, le solénoïde amène le réducteur 18 à la con dition correspondant à une faible vitesse.
Pour toutes les autres positions du commutateur 28, le solénoïde 26 n'est pas excité, de sorte que le réducteur 18 est amené à la condition correspondant à sa vitesse la plus élevée.
Les commutateurs identiques 13, 16 et 28 et d'autres encore, qui seront décrits plus loin et qui sont du même type, sont de préférence jumelés grâce à une liaison commune 29 réalisée avec leurs bras mobiles respectifs. Un bouton sélecteur 30 à com mande manuelle est conjugué à la liaison 29, et il actionne de façon simultanée la totalité des commu tateurs jumelés pour les amener sur des positions de contact correspondantes.
En plus de sa liaison avec l'entrée du train réduc teur 18 sur le trajet aboutissant à la barre de torsion 8, l'arbre 9 du moteur est relié par un train réducteur 31 au rotor excité en courant alternatif d'un généra teur de synchronisation 32, qui est monté en opposi tion avec un transformateur de commande de syn chronisation 33, afin de fournir un signal égal à (log p - log q) à l'appareil de pression dynamique, qui est ainsi asservi, comme décrit plus loin.
De même que les plots Nos 3, 4 et 5, le plot No 2 du commutateur 16 est connecté à l'entrée de l'am plificateur 15, de sorte que le signal provenant du générateur de vitesse 17 est appliqué à l'amplifica- teur et transmis par le commutateur 16 pour toutes les positions de ce commutateur, sauf pour celle dans laquelle le bras mobile se trouve sur le plot No 1, qui est un plot mort.
La connexion établie entre le générateur de vitesse 17 et le commutateur 16 est conjuguée à un conduc teur 34, qui applique le signal de vitesse à un mé langeur 35 dans lequel il est combiné soustractive- ment au signal de sortie d'un générateur de signaux 36 du type à potentiomètre, dont le curseur est entraîné par un moteur 37 par l'intermédiaire d'un train réducteur 38.
Le moiteur 37 est excité par un amplificateur 39 en réponse à un signal obtenu sur un conducteur d'entrée 40 de l'amplificateur, à partir d'un calculateur 41, qui modifie un signal de com mande appliqué au calculateur à partir d'un généra teur de signaux 99 actionné par le déplacement à la main du manche à balai 100 de commande du tan gage. Le générateur de signaux 99 est de préférence du type formant détecteur d'effort appliqué au man che à balai.
En conséquence, le générateur ou détec teur 99 fournit au calculateur 41 un signal qui est fonction du sens et de l'amplitude de l'effort exercé par le pilote sur le manche à balai 100. Le calcula teur règle le niveau du signal, pour une force donnée, en fonction de l'inverse ou de la réciproque du nom bre de Mach, et le réglage est effectué en vue de l'utilisation de ce signal, comme décrit plus loin, pour la détermination d'une vitesse de variation de la posi tion de tangage.
Les détails d'un mode de réalisation approprié de calculateur 41 seront décrits également en regard de la fig. 2.
Une contre-réaction de vitesse appliquée à l'am plificateur 39 est fournie par un générateur 42 du type tachymétrique, entraîné par le moteur 37. La sortie du mélangeur 35, qui est proportionnelle à la différence entre les signaux provenant du générateur de vitesse 34 et du potentiomètre 36, est appliquée par un conducteur 43 au bras mobile d'un commuta teur à cinq plots 44 monté dans la liaison jumelée prévue entre les autres commutateurs à cinq plots.
Le plot No 1 du commutateur 44 est connecté, par un conducteur 45, à l'entrée de l'amplificateur 15, et les plots Nos 2, 3, 4 et 5 sont connectés, par un conducteur 46, à l'entrée de l'amplificateur 39. Ainsi, quand les commutateurs 44, 16 sont amenés sur l'un de leurs plots Nos 2, 3, 4 et 5, et en l'absence de signal appliqué sur le conducteur 40, le moteur 37 est commandé de façon asservie afin d'entraîner le potentiomètre 36 pour maintenir la sortie de ce potentiomètre à une valeur égale à celle de la sortie du générateur de vitesse 17.
Toutefois, quand les commutateurs 44, 16 sont placés sur le plot No 1, l'effet obtenu est inverse, c'est-à-dire que le moteur 10 est alors commandé d'une façon asservie afin d'entraîner le générateur de vitesse 17 pour mainte nir la sortie de ce générateur de vitesse 17 à une valeur égale à la sortie du potentiomètre 36. Donc, si un signal apparaît sur le conducteur 40 par suite du déplacement du manche à balai 100, le moteur 10 soumet la barre de torsion 8 à une contrainte angulaire, à une vitesse qui dépend de la distance dont le moteur 37 s'est déplacé en réponse à cette commande du manche à balai, cette distance étant proportionnelle à l'intégrale du signal transmis par le conducteur 40, étant donné que le moteur 37 tra vaille alors à la façon d'un intégrateur.
Le signal appliqué au conducteur 12 par suite de la contrainte angulaire appliquée à la barre de tor sion 8 par le moteur est transmis au plot No 1 d'un commutateur à cinq plots 47, par l'intermédiaire d'un conducteur 48 reliant ce plot au plot No 1 du com mutateur 13. Outre cette connexion des plots No 1 des commutateurs 13 et 47, le conducteur 48 relie également les plots No 2 desdits commutateurs.
Le bras mobile du commutateur 47 est couplé mécani quement à la liaison de jumelage 29, et il est relié électriquement par un conducteur 49 à l'entrée d'un servomécanisme 50 sensible aux signaux, qui peut être d'un type fournissant une réaction de position en soi bien connu, et qui comporte une biellette de sortie 51 reliée positivement au gouvernail de pro fondeur 52 de l'avion. Ainsi, quand les commuta teurs jumelés sont amenés dans des positions. corres pondant à l'un ou l'autre de leurs plots respectifs Nos 1 et 2, le signal provenant du contrôleur 11 est appliqué au servomoteur 50 du gouvernail de pro fondeur.
Quand les commutateurs jumelés sont ame nés sur le plot No 1, l'avion doit, afin de maintenir la sortie du contrôleur 11 appliqué au servo-méca- nisme du gouvernail de profondeur 50 à une valeur sensiblement nulle, effectuer un vol ascensionnel en fonction de la vitesse à laquelle la barre de torsion 8 est entraînée par le moteur 10 en réponse au signal de commande provenant du potentiomètre 36.
Par suite, la position du bouton 30, qui amène tous les bras mobiles des commutateurs sur leurs plots res pectifs NI, 1, est dénommée position de vitesse ascen sionnelle (R/Q. Par ailleurs, quand les commuta teurs jumelés sont amenés sur les plots No 2, l'avion doit, afin de maintenir à une valeur sensiblement nulle la sortie appliquée du contrôleur au servo mécanisme 50 du gouvernail de profondeur, demeu rer à l'altitude qui a alors été atteinte par l'avion.
Par suite, la position du bouton 30 qui amène tonus les bras mobiles des, commutateurs sur leurs plots respectifs No 2 est dénommée position de maintien d'altitude (ALT).
Si l'on considère maintenant l'appareil de mesure de la pression dynamique prévu dans le système détecteur de pression, on voit que cet appareil est identique, à un grand nombre d'égards, à l'appareil de mesure de la pression statique qui vient d'être décrit, c'est-à-dire qu'un amplificateur 55 analogue à l'amplificateur 15 est prévu pour exciter un moteur 56 analogue au moteur 10. Un générateur 57 analo gue au générateur 17 est entraîné par le moteur 56 afin de fournir une contre-réaction de vitesse 56 entre le générateur et l'amplificateur 55, par une connexion 58.
Toutefois, cette connexion 58 ne com porte aucun commutateur comparable au commuta teur 16, et il n'existe pas non plus dans ce cas de connexion à prise intermédiaire entre le générateur 57 et un dispositif comparable au système 35-45 déterminant la vitesse ascensionnelle de l'avion.
L'arbre de sortie 59 du moteur 56 est relié au côté entrée d'une transmission irréversible, dont le côté sortie est relié à une extrémité d'une barre de torsion 60 analogue à la barre 8. Un bras de com mande analogue au bras 7 est fixé transversalement sur le bras 61, de manière à en dériver un couple élastique agissant en opposition avec un couple fourni par la pression dynamique et prélevé à l'extrémité mobile d'une cellule 62 formée par un soufflet.
Par opposition au soufflet 6, le soufflet 62 présente dans sa base fixe un orifice par lequel la pression dynami que de l'atmosphère, reçue par un tube de Pitot 63, est transmise à l'intérieur du soufflet. Un boitier 64 entoure et supporte le soufflet 62, tandis qu'un tube statique 65 fournit une pression statique au boitier, à l'extérieur du soufflet.
La transmission irréversible conjuguée à l'appa reil de pression dynamique correspond, élément pour élément, à la transmission irréversible de l'appareil mesurant la pression statique. A cet égard, l'arbre 59 du moteur est relié à l'entrée d'un train réducteur à deux vitesses 66, commandé par solénoïde, dont la sortie entraîne la barre de torsion 60 par l'intermé diaire d'une vis sans fin et d'une roue à denture héli coïdale 67, d'une paire de cames 68 à profil loga rithmique et d'un engrenage 69.
Un commutateur à cinq plots. 70, dont la position peut être déterminée par la liaison de jumelage 29, est monté d'une façon analogue au commutateur 27, de façon que seule la position correspondant à son plot No 3 applique une batterie 71 en série avec le solénoïde de commande 72 du dispositif 66, de manière à écarter ainsi ce dis positif de sa position correspondant à une vitesse élevée (plots.
Nos 1, 2, 4 et 5) pour l'amener à la position correspondant à une faible vitesse. Comme dans le cas du contrôleur 11, un contrô leur 73 à noyau en E comporte une armature fixée sur le bras. de commande 61, et fournit un signal d'amplitude variable et de phase réversible dans son conducteur de sortie 74, selon le déséquilibre entre les couples opposés (pression dynamique et couple élastique) agissant sur le bras.
Le conducteur 74 est connecté aux plots Nos 1, 2 et 5 d'un commutateur à cinq plots 75, et aux plots Nos 3 et 4 d'un commu tateur à cinq plots 76.
Le bras mobile du commuta teur 75 est connecté par un interrupteur 75' au con ducteur d'entrée 77 de l'amplificateur 55, et le bras mobile du commutateur 76 est connecté électrique ment par un conducteur 78 aux plots Nos 3 et 4 du commutateur 47, les deux bras mobiles étant reliés mécaniquement à la liaison de jumelage 29 en vue de leur commande.
Le rotor du transformateur de commande de syn chronisation 33 est relié cinématiquement à l'arbre 59 du moteur par un train réducteur 79. Le signal induit dans le rotor du transformateur de commande est appliqué au plot No 3 du commutateur 75 par une connexion 80. Le plot No 4 du commutateur 75 est un plot mort, et il en est de même pour les plots Nos 1, 2 et 5 du commutateur 76 et pour le plot N 5 du commutateur 47.
Par suite de la présence de cames à profil loga rithmique 68 dans la transmission irréversible, les arbres du moteur 56, du transformateur de com mande de synchronisation 33 et du réducteur 66 occupent des positions angulaires qui sont fonction du logarithme de la pression dynamique (log q) quand le contrôleur 73 est amené à une position nulle, soit par le moteur 56, soit par suite de la ma noeuvre de l'avion.
Le moteur 56 est commandé par les commutateurs 75, 76 afin de ramener le contrô leur 73 à zéro- quand les bras mobiles de ces com mutateurs sont amenés sur leurs plots respectifs Nos 1,2ou5.
Quand le bouton 30 est amené sur les plots Nos 1 ou 2, il est évident que l'appareil de mesure de la pression dynamique est commandé de manière à être asservi à la pression dynamique q, tandis que les signaux de vitesse ascensionnelle ou de commande d'altitude sont appliqués. par les conducteurs 48, 49 au servomécanisme 50 du gouvernail de profondeur.
Quand les plots No 5 sont en circuit, l'appareil de mesure de la pression dynamique et l'appareil de mesure de la pression statique sont tous deux asser vis aux pressions respectives q et p, et étant donné que le plot No 5 du commutateur 47 est un plot mort, aucun signal provenant du système détecteur de pression n'est appliqué par le conducteur 49 au servomécanisme 50 du gouvernail de profondeur.
Ce gouvernail de profondeur 52 est alors actionné simplement en réponse aux composantes des signaux appliqués à ce servomécanisme 50 par un autre con ducteur d'entrée 80, afin. de maintenir une position de tangage de référence déterminée par ce signal ; comme décrit plus loin plus en détail. En censé- quence, la position du plot No 5 à laquelle le bouton 30 peut être réglé est dénommée position de tan gage .
Quand les plots No 4 sont en circuit, le moteur 56 est désexcité, et la sortie du contrôleur 73, qui est proportionnelle à des variations de la pression dyna mique q par rapport à celle qui est obtenue pour la vitesse propre de l'avion existant juste avant la mise en circuit de ces plots No 4, est appliquée par des conducteurs 74, 78, 49 au servomécanisme du gou- vernail de profondeur. Ainsi,
le gouvernail de pro fondeur 52 est amené à une position dans laquelle il s'oppose aux variations de vitesse propre qui produi sent les variations de pression dynamique. En consé quence, la position du plot No 4 à laquelle le bouton 30 peut être réglé est désignée par position de maintien de la vitesse propre (A/S). Dans cette position du bouton 30, l'appareil de mesure de la pression statique est commandé par le commutateur 13, afin d'être asservi à la pression statique p.
Le nombre de Mach est une fonction directe du rapport q/p et, par suite, également une fonction directe de (log q - log p). En conséquence, un écart de (log<I>q -</I> log <I>p)</I> par rapport à une valeur donnée correspond à un écart par rapport à un nombre de Mach donné.
Etant donné que les rotors des dispositifs de syn chronisation 32 et 33 sont amenés respectivement dans des positions qui sont fonction de log p et de log q, le signal engendré dans le rotor du dispositif de synchronisation 33 et dans la connexion 80 est proportionnel à (log q - log p).
Dans la position du bouton 30 correspondant au plot N 3, qui est la position à laquelle le bouton a été amené sur la fig. 1, l'appareil mesurant la pres sion statique est asservi à la pression statique p. Tou tefois, dans l'appareil mesurant la pression dynami que, la position du commutateur 75 correspondant au plot No 3 applique le signal (log<I>q</I> - log <I>p)</I> du rotor du dispositif de synchronisation 33 à l'entrée de l'amplificateur 55, tandis que les commutateurs 76, 47 appliquent le signal du contrôleur 73 au servo mécanisme 50 du gouvernail de profondeur.
Donc, avant toute variation d'altitude, le moteur 56 amène le rotor du dispositif de synchronisation 33 dans une position corespondant à une sortie nulle, ce qui peut exiger une rotation du rotor atteignant 1800.
Mais, lors de l'entraînement du rotor du dispositif de syn chronisation 33 sur un angle atteignant 1800, le moteur 56 déplace simplement l'armature du contrô leur 73 à l'écart de sa position correspondant à une sortie nulle, c'est-à-dire que la réduction de vitesse dans la transmission irréversible prévue entre le moteur 56 et la barre de torsion 60 est plus élevée que celle obtenue entre le moteur 56 et le rotor du dispositif de synchronisation 33, même si le train réducteur 65 est actionné à sa vitesse la plus élevée, dans une mesure telle que, pour toutes les applica tions pratiques, le nombre de Mach présent quand les commutateurs sont amenés pour la première fois sur leur plot NI,
3 soit le même que celui qui existe après que le rotor du dispositif de synchronisation 33 a été entraîné initialement pour être amené à sa position zéro la plus voisine. De même, la réduction de vitesse dans la transmission irréversible entre le moteur 10 et la barre de torsion 8 est un grand nom bre de fois supérieure à la réduction de vitesse four nie par le train réducteur 31 monté entre le moteur 10 et le rotor du dispositif de synchronisation 32, même si le train réducteur 18 travaille à sa vitesse la plus élevée.
Par suite, dans la position des commutateurs jumelés correspondant au plot N 3, si l'altitude de l'avion change, l'effet d'asservissement du dispositif de mesure de la pression statique entraîne le rotor du dispositif de synchronisation 32 en fonction des variations résultantes exprimées en log p. Quand le rotor du dispositif de synchronisation 32 est déplacé angulairement, le signal de déséquilibre alors déve loppé dans le rotor du dispositif de synchronisation 33 excite le moteur 56, afin que ce rotor du disposi tif de synchronisation 33 tourne exactement en syn chronisme avec le rotor du dispositif de synchronisa tion 32.
De cette manière, le rotor du dispositif de synchronisation 33 peut être entraîné sur plusieurs tours en suivant le rotor du dispositif de synchroni sation 32. Tandis que le rotor du dispositif de syn chronisation 33 est entraîné par le moteur 56, la barre de torsion 60 est également soumise à une tor sion par ce moteur 56.
La variation résultant de l'ap plication du couple élastique au bras de commande 61 est telle que le soufflet 62 s'oppose complètement à cette variation par un couple dû à la pression dyna mique si la vitesse propre est modifiée de manière à fournir une pression dynamique dont le logarithme est représenté par la position angulaire. du rotor du dispositif de synchronisation 33 quand la sortie de ce rotor est annulée. La variation requise de la vi tesse propre est produite par la réponse du gouver nail de profondeur 52 au signal provenant du con trôleur 73.
Ainsi, une fois que les plots No 3 ont été mis en circuit, si l'altitude de l'avion change, sa vitesse propre est modifiée par la commande du gou vernail de profondeur, afin de maintenir sensiblement le nombre de Mach existant au moment de la mise en circuit de ces plots No 3. En conséquence, la posi tion correspondant au plot No 3, à laquelle le bouton 30 peut être réglé, est désignée par position de maintien du nombre de Mach .
Comme indiqué précédemment, la position des commutateurs jumelés correspondant au plot No 3 amène les trains réducteurs 18, 66 dans leur condi tion de travail correspondant à la vitesse la plus fai ble, tandis que toutes les autres positions des com mutateurs correspondent à une condition de travail à vitesse élevée de ces réducteurs. La raison en est que des variations de l'altitude et de la vitesse propre peuvent se produire beaucoup plus rapidement, quand le système ne se trouve pas au mode de commande correspondant au maintien du nombre de Mach.
Par suite, des vitesses de transmission plus élevées sont alors nécessaires dans les boucles d'asservissement respectives, afin de maintenir un fonctionnement ou une synchronisation d'asservissement suffisamment précis pour qu'aucun signal de commande par paliers n'apparaisse dans le conducteur d'entrée 49 du servo mécanisme, en produisant une commande transitoire quand on passe d'un mode de travail à un autre au moyen du bouton 30.
L'interrupteur 75' est un, interrupteur à deux posi tions, qui est placé normalement de manière à con necter le bras mobile du commutateur 75 au con ducteur d'entrée 77 de l'amplificateur 55. Si, toute fois, une variation du nombre de Mach est désirée alors que le bouton sélecteur 30 se trouve sur le plot N 3, l'interrupteur 75' est amené à sa seconde posi tion, qui déconnecte le conducteur 77 de l'amplifica teur du commutateur 75 et qui connecte ce conduc teur 77 à la sortie à phase inversée d'un générateur de signaux réglable 81 (dispositif de commande d'in version) comprenant un bouton de réglage 82.
Une liaison 82' relie de préférence le bouton 82 à l'inter rupteur 75', de façon telle que celui-ci soit actionné pour exciter l'amplificateur 55 à partir du générateur de signaux 81 chaque fois que le bouton est écarté d'une position correspondant à une sortie nulle. Tant que le bouton 82 est déplacé, le signal provenant du générateur de signaux 81 ralentit le moteur 56, afin de faire subir à la barre de torsion 60 une torsion lente, pour la commande d'une variation de la vitesse propre de l'avion.
Quand le nombre de Mach désiré est atteint, le bouton est ramené à sa position d'en clenchement, en rétablissant la liaison entre le rotor du dispositif de synchronisation 33 et l'amplificateur 55. Le rotor du dispositif de synchronisation 33, qui a été entraîné rapidement par rapport à la barre de torsion, est ensuite entraîné encore sur une courte distance, jusqu'à sa position zéro la plus voisine (ro tation. du rotor ne dépassant pas 180 ), l'avion étant ensuite commandé pour conserver cette position zéro.
Par suite, le nouveau nombre de Mach désiré est maintenu comme dans le cas où les commutateurs ont été amenés pour la première fois sur les plots No 3.
Le générateur de signaux 81 peut également être utilisé pour modifier de façon désirée la vitesse pro pre maintenue, alors que le bouton sélecteur 30 se trouve sur le plot No 4. Il est alors actionné exacte ment comme pour le maintien du nombre de Mach, sauf que son: déplacement à partir d'une position correspondant à une sortie nulle n'est assuré que pendant le temps requis: pour provoquer une modi fication de la torsion appliquée à la barre de torsion ou du couple élastique nécessaire pour que le con trôleur 73 provoque l'obtention. d'une nouvelle vitesse propre.
La description telle qu'elle a été donnée jusqu'ici concerne principalement le dispositif détecteur de pression intégrée qui fournit des signaux de com mande au servomécanisme 50 afin que l'avion s'écarte de la position de tangage de référence de la façon nécessaire pour maintenir au choix une vitesse ascensionnelle donnée, une altitude donnée, un nom bre de Mach donné ou une vitesse propre également donnée.
On décrira maintenant le système détermi nant la position de tangage de référence, y compris les organes prévus pour obtenir une vitesse désirée de variation de la position, de tangage, la commande étant automatiquement compensée en raison inverse du nombre de Mach.
La position de tangage de référence est définie principalement par un gyroscope vertical 83, conjugué au contrôleur habituel monté sur son axe de tangage, afin de fournir un signal qui est fonction des écarts de l'avion par rapport à une position de tangage de référence.
Le signal provenant du contrôleur de tan gage du gyroscope 83 est appliqué par un conducteur 84 à un mélangeur 85 dans lequel il est mélangé à des composantes de signaux appliqués à ce mélan geur par un conducteur 86 et fournis par un généra teur de signaux 87 entraîné mécaniquement. La sor tie du mélangeur 85 est appliquée par un conducteur 80 au servomécanisme 50 du gouvernail de profon deur.
Le générateur de signaux 87 fournit un signal qui est fonction de la distance sur laquelle il est entraîné, et il constitue à cet égard l'élément de sortie d'un appareil intégrateur. Outre le générateur 87, l'appa reil intégrateur comprend un amplificateur 88, dont la sortie est appliquée par un conducteur 89 à un moteur 90 qui est relié mécaniquement à la fois à l'arbre d'entraînement d'un générateur 91 de type tachymétrique, et par un train réducteur 92 à l'arbre d'entraînement du générateur de signaux 87.
Le signal de sortie ou signal de vitesse du générateur 91 est appliqué en contre-réaction à l'amplificateur 88.
Trois signaux sont intégrés par l'appareil inté grateur en vue de produire les composantes des signaux appliqués au conducteur 86, qui sont mélan gés dans le mélangeur 85 aux signaux de tangage obtenus par voie gyroscopique sur le conducteur 84.
L'un de ces signaux est appliqué à l'amplificateur intégrateur 88 par un conducteur 93 et les plots Nos 1, 2, 3 et 4 d'un commutateur à cinq plots 94 prévu dans le système de commutateurs jumelés, à partir d'un accéléromètre linéaire générateur de si gnaux 94', monté dâns l'avion de façon telle que son signal soit proportionnel aux accélérations normales à l'axe longitudinal de l'avion. Le plot No 5 du com mutateur 94 est un, plot mort.
Un autre signal est fourni à l'amplificateur intégrateur 88 par un con ducteur 95,à partir du bras mobile du commutateur 47. Le troisième signal est fourni à l'amplificateur intégrateur 88 par un conducteur 96 et par un com mutateur à deux positions 97,à partir de la sortie du calculateur 4.1 qui, comme indiqué précédemment, modifie un signal de commande appliqué au calcu lateur à partir du détecteur mesurant l'effort exercé sur le manche à balai ou générateur de signaux 99,
actionné par un actionnement manuel du manche à balai 100, pour commander la position de tangage de l'avion. En conséquence, le générateur .ou détec teur 99 fournit au calculateur 41 un signal qui dépend de la direction et de l'amplitude de l'effort exercé par le pilote sur le manche à balai 100.
Le calcula teur 41 règle, au cours de la transmission de ce signal à l'amplificateur 88, le niveau du signal pour une force donnée, en raison inverse du nombre de Mach de l'avion, comme cela sera décrit maintenant en regard de la fig. 2.
Sur la fig. 2, le calculateur 41 comprend, comme montré, trois potentiomètres 101, 102 et 103, munis d'enroulements formés respectivement par les résis- tances R1, R2 et R3.
Les curseurs des potentiomètres 101 et 102 sont déplacés, mécaniquement en fonction du logarithme de la pression statique p par une trin- glerie 104 reliée -à l'arbre de sortie 19 (fig. 1) du train réducteur à deux vitesses 18. Le curseur du potentiomètre 103 est déplacé mécaniquement en fonction du logarithme de la pression dynamique q par une tringlerie 105 reliée à l'arbre de sortie (fig. 1) du réducteur à deux vitesses 66.
Les enroulements R2 et R3 sont montés en série, et un côté de la combinaison en série est connecté par un conducteur 106 à une borne d'entrée 107 du calculateur. L'autre côté est connecté au bras. mobile du potentiomètre 101.
L'autre borne d'entrée 108 du calculateur est connectée par un conducteur 109 à un côté de RI, l'autre côté de RI étant libre. La sortie du calcula teur 41 est prélevée entre les curseurs des potentio mètres 102 et 103 par une paire de conducteurs 110 et 111.
Les valeurs des résistances R1, R2 et R3 sont choisies de façon telle que la sortie (esertie) appliquée aux conducteurs 110 et 111 soit égale à
EMI0008.0046
dans laquelle e entrée est l'entrée appliquée aux con ducteurs 107, 109, et K désigne une constante dont la valeur est déterminée de façon empirique. On obtient, grâce à cet agencement, une approximation relative
EMI0008.0052
dans laquelle M désigne le nombre de Mach de l'avion.
Ainsi, pour un effort donné exercé sur le manche à balai 100, le signal apparaissant sur le con ducteur d'entrée 96 de l'amplificateur-intégrateur 88 a une amplitude qui est inversement proportionnelle au nombre de Mach de l'avion.
Une liaison mécanique 112 (fig. 1) est établie entre un point du manche à balai 100 situé au dessous de l'axe de pivotement 113 du dispositif de montage du manche à balai et le gouvernail de pro fondeur 52, ce qui permet de régler à la main la posi tion de ce gouvernail de profondeur quand le servo mécanisme 50 est rendu sans effet, par exemple par suite de la séparation du servo=mécanisme et du gou- vernail de profondeur par un accouplement de type usuel (non représenté).
Quand le gouvernail de pro fondeur est soumis à une commande manuelle, le commutateur à deux positions 97 est écarté par le pilote de la position, représentée. Ainsi, la sortie du mélangeur appliquée au conducteur 80 est transmise par un conducteur 114 au conducteur d'entrée 96 de l'amplificateur-intégrateur 88, de sorte que le géné rateur de signaux 87 est entrainé d'une façon asser vie, afin de produire un signal qui annule, dans le mélangeur 85, le signal obtenu par voie gyroscopi que et appliqué au conducteur d'entrée 84 du mélan geur.
La liaison d'asservissement 114 est interrompue quand le commutateur 97 est amené par l'opérateur à la position représentée, et simultanément le con ducteur d'entrée 96 de l'amplificateur-intégrateur 88 est connecté à la sortie du calculateur 41. Le com mutateur 97 est amené sur l'autre position (non re présentée) quand le gouvernail de profondeur 52 est placé sous l'effet d'une commande de pilotage auto matique, c'est-à-dire quand le servomécanisme 50 est mis en service.
Ainsi, par suite de l'effet d'asser vissement de l'intégrateur, quand le commutateur 97 est amené sur cette autre position, le déplacement ultérieur de ce commutateur jusqu'à la position repré sentée ne produit pas de variation instantanée en forme de gradin dans le conducteur d'entrée 80 du servomécanisme, et il n'en résulte par suite aucune variation transitoire de la commande.
L'intégration qui fournit le signal dérivé de l'ac- céléromètre sur le conducteur 93, alors que le gou vernail de profondeur 52 est placé sous la commande de l'un des signaux provenant du détecteur de pres sion, a pour but de produire une composante de signaux équivalents au signal obtenu par voie gyro scopique, et qui renforce ce dernier pour empêcher une instabilité de la commande, qui pourrait autre ment se produire par suite du dépassement possible du signal fourni par le gyroscope, qui est limité in trinsèquement, par les signaux dérivés de la pression.
Cette composante, une fois engendrée, est sensible ment réduite à une valeur nulle par la réponse de l'avion. Toutefois, selon le mode de travail en tan gage, les signaux dérivés de la pression ne sont pas appliqués au conducteur 49 et, par suite, la compo sante d'accélération intégrée n'est pas nécessaire. En conséquence, l'accéléromètre 94' est déconnecté de l'amplificateur-intégrateur 88 à travers le plot mort Ne 5 du commutateur 94 quand le système est amené à un mode de travail en tangage.
L'intégration qui fournit les signaux appliqués au conducteur 95 à partir du système sensible à la pres sion a pour but de fournir, sur le conducteur 86, une composante de signaux qui remplace les parties des signaux transmises par le conducteur 95 qui doivent être entretenues de façon prolongée pour fournir la vitesse ascensionnelle, l'altitude, le nombre de Mach ou la vitesse propre désirée, selon le cas.
La valeur de cette composante de signaux, qui est présente juste avant la sélection du mode de travail en tan gage, est, par suite, conservée à cause de l'aide inhé rente qu'elle apporte, en ce sens qu'elle tend à dé charger le gyroscope vertical qui, autrement, devrait fournir une sortie entretenue afin de maintenir l'avion dans la position de tangage de référence.
Enfin, l'intégration qui fournit le signal de com mande compensé selon le nombre de Mach, obtenu à partir du détecteur 99 de l'effort exercé sur le man che à balai, a pour but de donner sur le conducteur 86 une composante de signaux qui fournit une vitesse de variation de la position de tangage proportionnelle à l'effort exercé à la main. sur le manche à balai<B>100</B> de l'avion. La nature inverse de la compensation en fonction du nombre de Mach fournit avec certitude une vitesse. de tangage plus faible, pour un effort donné exercé sur le manche à balai, quand l'avion vole à un nombre de Mach plus élevé, et inverse ment.
Le même signal qui est appliqué à partir du détecteur 99, par l'intermédiaire du calculateur 41, au conducteur d'entrée 96 de l'amplificateur-intégra- teur 88, est appliqué également au conducteur d'entrée 40 de l'amplificateur 39 de commande de la vitesse ascensionnelle, comme décrit précédemment. Ainsi quand le bouton sélecteur de mode 30 est amené sur le plot Np 1,
un actionnement du manche à balai 100 fournit une vitesse de variation de la position de tangage, simultanément à la détermination d'une vitesse ascensionnelle. Quand l'opérateur constate que l'avion a atteint la vitesse ascensionnelle désirée, il relâche le manche à balai 100, afin que le détec teur 99 soit ramené à une condition correspondant à une sortie nulle.
Ceci interrompt l'entraînement du générateur de signaux 87 en réponse à l'intégrale de la sortie du détecteur, et empêche par suite toute autre variation de la position de tangage de l'avion en réponse à cette intégrale. Toutefois, à ce moment, le potentiomètre 36 a été entraîné jusqu'à une posi tion dans laquelle sa sortie commande la barre de torsion 8 à une vitesse telle que le contrôleur 11 fournisse la vitesse ascensionnelle désirée. Le poten tiomètre 36 conserve cette position étant donné qu'il retient par mémoire la vitesse ascensionnelle com mandée, bien que le pilote ait relâché le manche à balai 100.
Le rappel du potentiomètre 36 à une position correspondant à une sortie nulle est assuré quand le système est amené d'un mode R/C à un autre mode quelconque, étant donné que le moteur 37 est alors asservi à la sortie du potentiomètre 36.
Bien que les commandes de la vitesse de varia tion de la position de tangage selon le mode de tra vail en tangage et les commandes de la vitesse de variation de la position de tangage ainsi que les com mandes de la vitesse ascensionnelle selon le mode R/C soient déclenchées en réponse à la sortie du détecteur 99 de l'effort exercé sur le manche à balai, on comprendra qu'un générateur de signaux autre qu'un détecteur d'effort conjugué au manche à balai peut être utilisé pour fournir les signaux appliqués par les conducteurs 96, 40 aux amplificateurs 88, 39, c'est-à-dire qu'un générateur de signaux de type simple réglable à la main,
présentant une sortie à phase réversible, peut tout aussi bien être utilisé. En fait, ce générateur de signaux serait compatible avec le détecteur 99 monté sur le manche à balai, de sorte que les deux dispositifs pourraient aisément être utili sés en parallèle, si cela était désirable.