<B>A</B> P-pareil de contrôle de la position de tangage d'un avion La présente invention a pour objet un appareil de contrôle de la position. de tangage d'un avion, comprenant un servo-moteur agencé de façon<B>à dé-</B> placer le gouvernail de profondeur de l'avion et des moyens de commande pour produire un signal de commande résultant en, vue d'actionner le servo moteur, ces moyens comprenant un organe réglable <B>à</B> la main pour produire une première composante du signal de commande résultant qui dépend du réglage dudit organe.
<B>Il</B> a<B>déjà</B> été proposé de fournir un appareil de contrôle automatique pour avion dans lequel le gou vernail de profondeur est commandé par un servo moteur qui est excité selon un signal de commande résultant ayant comme composante un, signal de déviation de tangage dérivé de moyens automatiques, tels qu'un.
gyroscope vertical et étant conforme<B>à</B> la déviation de tangage de l'avion<B>à</B> partir d'un point de repère défini par le gyroscope vertical et ayant égale ment comme composante un signal dépendant du ré glage d'un organe réglable<B>à</B> la main et dans lequel un détecteur de perte de vitesse produit un signal d'aver tissement lorsque l'avion s'approche d'une condition de perte de vitesse qui met hors service le servo moteur de la commande par le signal de commande résultant et est substitué<B>à</B> ce signal pour exciter le servo-moteur. <B>Il</B> en résulte que l'avion est obligé de voler en s'écartant de la condition de perte de vitesse.
Dans l'appareil selon l'invention, il n'est pas nécessaire de déconnecter le signal de commande résultant de la commande du servo-moteur.
Cet appareil est caractérisé en ce que les moyens de commande comprennent également un détecteur de perte de vitesse capable de fournir un signal d'avertissement lorsque l'avion s'approche d'une con dition de perte de vitesse, et des moyens, pour répon dre<B>à</B> un signal d'avertissement et agir en consé quence lors de l'apparition de ce signal en vue de produire une seconde composante, du signal de com mande résultant aussi longtemps que le signal d'aver tissement persiste, cette seconde composante aug mentant continuellement et étant toujours dans le sens obligeant le servo-moteur <B>à</B> produire une dévia tion vers le bas du gowVernail de profondeur.
Le dessin représente,<B>à</B> titre d7exemple, une forme d'exécution de l'appareil faisant l'objet de la présente invention.
La fig. <B>1</B> est une représentation schématique, conjuguée<B>à</B> un schéma de connexions électriques, de cet appareil.
La fig. 2 est une vue partielle analogue<B>à</B> la fig. <B>1,</B> montrant une variante de détail.
<B>.</B> Si l'on se reporte,<B>à</B> la fig. <B>1,</B> l'avion, dont la trajectoire de vol est commandée par l'appareil représenté, comprend un fuselage<B>10,</B> une aile<B>11</B> et une gouverne 12, qui peut être un gouvernail de profondeur. Un dispositif<B>de</B> pilotage automatique agit de manière usuelle, afin de stabiliser l'avion autour de son axe de tangage, et il agit en consé quence par l'intermédiaire du gouvernail de profon deur 12.
Les éléments du dispositif de pilotage auto matique représenté sur la fig. <B>1</B> comprennent un ins- t.rument <B>13,</B> fournissant une référence verticale, représenté ici sous la forme eun gyroscope vertical conjugué<B>à</B> un anneau<B>de</B> suspension universelle 14 de type usuel et<B>à</B> un boitier de rotor<B>15.</B> Comme montré sur le dessin par la flèche, qui correspond<B>à</B> l'axe antéro-postérieur de l'avion,
l'anneau 14 de l'instrument de référence est monté dans l'avion de façon telle que son axe soit parallèle<B>à</B> raxe antéro- postérieur de l'avion, ou coïncide avec celui-ci. L'axe secondaire<B>16</B> de l'instrument de référence<B>13,</B> ou axe du boîtier<B>15,</B> qui est perpendiculaire<B>à</B> l'axe de l'anneau 14, est en conséquence normalement hori zontal et parallèle<B>à</B> l'axe de, tangage de l'avion, ou coïncide avec celui-ci. L'instrument de référence<B>13</B> comprend en outre un contrôleur de tangage<B>17,</B> dont le rotor bobiné est rendu solidaire du boîtier <B>15</B> et dont le stator bobiné est fixé sur ranneau 14.
Le rotor<B>du</B> contrôleur est excité<B>à</B> partir d'une source d'énergie électrique en courant alternatif. Les éléments du contrôleur<B>17</B> sont étudiés<B>de</B> manière<B>à</B> fournir un signal<B>de</B> sortie électrique dont l'ampli tude dépend de la valeur<B>de</B> la déviation angulaire de l'avion par rapport<B>à</B> une position de référence définie par l'instrument<B>13</B> (fournissant une réfé rence verticale) autour<B>de</B> son axe de tangage, et dont la phase est fonction du sens de cette déviation.
Un autre élément<B>du</B> dispositif de, pilotage auto matique représenté est constitué par un détecteur de phase approprié, conjugué<B>à</B> un amplificateur<B>18.</B> La sortie du contrôleur de référence<B>17,</B> appliquée, par l'intermédiaire du conducteur<B>19 à</B> Pamplificateur <B>18,</B> agit de manière<B>à</B> commander le fonctionnement (fun servo-moteur 20, qui actionne la gouverne 12 reliée cinématiquement <B>à</B> ce servo-moteur. Comme autres éléments du dispositif de pilotage automatique représenté, on peut citer encore un générateur de signaux de réaction,
représenté sous la forme d'un contrôleur ou dispositif<B>de</B> synchronisation 21 analo gue au contrôleur<B>17,</B> dont le ilotor excité est relié positivement<B>à</B> l'arbre reliant<B>le</B> moteur 20 et la gou verne 12, par l'intermédiaire d!un train réducteur approprié.
La sortie du contrôleur 21 est appliquée <B>à</B> l'amplificateur<B>18</B> par le conducteur 22, en oppo sition avec l'entrée appliquée<B>à</B> l'amplificateur depuis le contrôleur<B>17.</B> Le générateur de signaux<B>de</B> com mande du dispositif de pilotage automatique est indi qué en<B>23.</B> Ce dispositif introduit un signal dans le dispositif de pilotage automatique, ce signal modi fiant effectivement la valeur nulle fournie par l'ins trument<B>13</B> et agissant pour modifier la position de l'avion autour de son axe. Dans le cas présent, le générateur de signaux agit, par suite du fonctionne ment du dispositif de pilotage automatique et du gouvernail de profondeur 12, afin<B>de</B> man#uvrer l'avion autour de son axe<B>de</B> tangage.
Les moyens <B>23</B> peuvent être munis d'un dispositif<B>de</B> synchroni sation, un contrôleur, ou un générateur<B>de</B> signaux, conjugué<B>à</B> un élément mobile ou rotor et<B>à</B> un<B>élé-</B> ment relativement fixe. Comme montré, le généra teur de signaux de commande est constitué par un potentiomètre fixe 24 conjugué<B>à</B> un curseur ou<B>élé-</B> ment mobile<B>25.</B> Le potentiomètre 24 est alimenté<B>à</B> partir d'une source électrique de courant alternatif, par l'intermédiaire d'un transformateur<B>26</B> dont le secondaire présente un point milieu relié<B>à</B> un con ducteur qui est mis<B>à</B> la masse. Les conducteurs<B>27</B> et<B>28</B> connectent l'enroulement secondaire du trans formateur<B>26</B> au potentiomètre 24.
L'agencement décrit fournit une sortie analogue<B>à</B> celle du contrô leur<B>17,</B> et un signal nul quand le curseur<B>25</B> se trouve au centre du potentiomètre 24. Afin de pou voir diriger l'avion par l'intermédiaire du dispositif de pilotage automatique, pour que cet avion prenne une position de cabrage, ou de piqué, le pilote exer çait jusqu'ici une commande directe sur le curseur <B>25</B> ou sur l'élément équivalent, par l'intermédiaire d'un organe de réglage manuel ou bouton de com mande du type indiqué en<B>29.</B> Le, générateur de signaux<B>23</B> représenté sur la fig. <B>1</B> est monté en série avec le contrôleur<B>17,</B> le conducteur<B>30</B> reliant le curseur<B>25</B> au stator du contrôleur<B>17.</B> Quand un signal d'entrée de commande,
est introduit dans le dispositif<B>de</B> pilotage automatique, l'amplificateur<B>18</B> fournit une sortie correspondante, qui actionne le servo-moteur 20, lequel provoque<B>à</B> son tour le<B>dé-</B> placement<B>de</B> la gouverne 12 afin qu'elle se déplace dans le sens approprié pour satisfaire aux comman des.
Quand la position de l'avion change sous l'effet de l'influence de la gouverne 12, le contrôleur de réaction 21 introduit un signal d!entrée dans l'am plificateur<B>18,</B> ce signal équilibrant les signaux d'en trée appliqués<B>à</B> celui-ci<B>à</B> partir du générateur de signaux<B>de</B> commande<B>23</B> et du contrôleur<B>17.</B> Le servo-moteur 20 s'arrête alors, et l'avion continue de voler dans la position de cabrage ou de piqué choisie, jusqu'à ce que le pilote, règle de nouveau la position du curseur<B>25</B> pour le ramener<B>à</B> son point milieu sur le potentiomètre 24.
Dans<B>le</B> cas d'une entrée de commande nulle, le dispositif de pilotage automatique fonctionne sous la commande des con- trôleurs,17 et 21, afin d'actionner le servo-moteur 20 pour amener la gouverne 12 dans une position qui ramène l'avion sur une trajectoire de vol recti ligne et en palier.
L'élément<B>à</B> réglage manuel du mécanisme ou bouton de commande<B>de</B> tangage<B>29</B> est représenté ici sous forme d'un élément qui est monté<B>à</B> rotation dans un boîtier approprié<B>31,</B> indiqué sur la fig. <B>1,</B> ce boitier étant disposé sur le tableau de bord de l'avion, dans une position telle que les deux boutons exposés<B>29</B> portés par un arbre commun<B>32</B> soient accessibles pour le pilote.
Dans l'agencement repré senté sur la fig. <B>1,</B> la sortie d'un différentiel<B>33</B> monté dans le boîtier<B>31</B> commande l'élément mobile ou curseur<B>25</B> du générateur de signaux de commande <B>23.</B> La liaison positive entre ces éléments est repré sentée sur la fig. <B>1 ;</B> elle comprend un pignon 34 et des arbres.<B>35.</B> Une entrée est fournie au différentiel <B>33</B> par une liaison d'entrée comprenant le bouton <B>29,</B> l'arbre<B>32,</B> le couple conique<B>36,</B> et une transmis sion ou liaison irréversible comprenant une vis sans fin<B>37</B> et une, roue<B>à</B> denture hélicoïdale<B>38,</B> dont l'arbre<B>39</B> est relié directement au différentiel.
Dans l'agencement représenté, le réglage du bouton<B>29</B> par le pilote provoque la transmission d'un déplacement, par l'intermédiaire de cette liaison irréversible, au différentiel<B>33</B> et, en conséquence, au curseur<B>25</B> du dispositif générateur de signaux. Par suite de l'incor poration de la liaison irréversible dans le mécanisme prévu entre le bouton de commande<B>29</B> du pilote et le différentiel<B>33,</B> les commandes prévues ici sont incapables de provoquer le déplacement du bouton <B>29,</B> qui est placé uniquement sous la commande du pilote.
Le dispositif directeur agit de manière<B>à</B> com mander le générateur<B>de</B> signaux<B>23</B> par l'intermé diaire d'une seconde entrée appliquée au différentiel <B>33.</B> Comme montré, cette seconde entrée est fournie au différentiel par une liaison comprenant un dispo sitif d'entreinement se présentant sous la forme d'un moteur électrique 40.
Les liaisons mécaniques éta blies entre le différentiel<B>33</B> et le moteur 40 com prennent un arbre d'entrée 41, un train réducteur 42, un dispositif de transmission irréversible com prenant une vis sans fin 43, et une roue<B>à</B> denture hélicoïdale 44, des pignons coniques 45, un arbre 46 aboutissant aux pignons 45, un embrayage électro magnétique normalement ouvert 47, conjugué<B>à</B> un enroulement de commande 48, un arbre 49, et un engrenage<B>50</B> interposé entre cet arbre 49 et l'arbre du moteur électrique 40.
Le dispositif directeur com prend, en outre, un relais<B>51</B> conjugué<B>à</B> un enrou lement de commande<B>52</B> et<B>à</B> des armatures jumelées <B>53,</B> 54 et<B>55.</B> Comme montré, ces armatures<B>53,</B> 54 et<B>55</B> forment des contacts appartenant<B>à</B> trois con tacteurs normalement ouverts<B>56, 57</B> et<B>58,</B> qui sont formés quand l'enroulement<B>52</B> du relais est excité.
Le moteur 40 peut être constitué par un moteur électrique<B>à</B> courant alternatif de type usuel, qui est connecté<B>à</B> une source d'alimentation appropriée lors de la fermeture des contacteurs<B>57</B> et<B>58.</B> Le circuit d'excitation représenté sur la fig. <B>1</B> comprend un conducteur<B>59</B> aboutissant<B>à</B> la source de courant, le contacteur fermé<B>58, le</B> conducteur<B>60</B> aboutissant au moteur 40, ce moteur 40, le conducteur<B>61</B> par tant du moteur 40, le contacteur fermé<B>57,</B> et le con ducteur de retour<B>62</B> aboutissant<B>à</B> la source de cou rant. Le contacteur<B>56</B> du relais<B>51</B> agit en même temps pour fermer un circuit qui excite l'enroulement 48 de l'accouplement 47,<B>de</B> manière<B>à</B> embrayer en conséquence cet accouplement normalement ouvert.
Le circuit représenté sur<B>le</B> dessin pour assurer l'em brayage de l'accouplement 47 comprend la batterie <B>63,</B> le conducteur 64, la lampe<B>65,</B> le conducteur<B>66</B> aboutissant<B>à</B> l'enroulement 48 de commande de l'ac couplement, le conducteur<B>67</B> partant de l'enroule ment 48 et aboutissant au contacteur fermé<B>56,</B> et le conducteur de retour<B>68</B> aboutissant<B>à</B> la batterie<B>63.</B> La lampe<B>65 de</B> ce circuit normalement ouvert est allumée quand le circuit est fermé, et elle fournit un avertissement visuel au pilote, ce qui indique que<B>le</B> dispositif directeur est au travail. La lampe<B>65</B> est montée dans le boitier de commande<B>31</B> du tableau de bord<B>de</B> l'avion, dans une position permettant son observation aisée par le, pilote.
Le, dispositif direc teur agit de manière<B>à</B> embrayer l'accouplement 47 et<B>à</B> exciter le moteur électrique 40. La seconde liai son d'entrée aboutissant au différentiel<B>33</B> est entraî née par le moteur excité 40, par l'intermédiaire des pignons<B>50,</B> de l'accouplement embrayé 47, de la transmission ou liaison irréversible comprenant la vis sans fin 43 et la roue,<B>à</B> denture hélicoïdale 44, et<B>du</B> train réducteur 42 aboutissant<B>à</B> l'arbre d'entrée 41 du différentiel.
Cette entré-- fournit,<B>à</B> partir du dif férentiel, une sortie qui agit de manière<B>à</B> comman der automatiquement<B>le</B> dispositif<B>de</B> pilotage auto matique par l'intermédiaire du dispositif générateur de signaux de commande<B>23.</B> Quand la lampe<B>65</B> est allumée, l'agencement est tel que le pilote interpré tant la condition de vol<B>de</B> l'avion puisse participer <B>à</B> l'action du moteur de commande 40 par un dépla cement approprié du bouton<B>29.</B> Quand il est excité, le moteur 40 peut toujours fournir une entrée cor rectrice appropriée au différentiel, cette entrée étant supérieure<B>à</B> celle pouvant être fournie par le pilote par l'intermédiaire du bouton<B>29</B> dans un sens incor rect.
Le curseur<B>25</B> est en conséquence déplacé de manière<B>à</B> assurer la man#uvre automatique de l'avion par l'intermédiaire du dispositif de pilotage automatique, dans le sens correct.
Le dispositif directeur ou de commande repré senté sur la fig. <B>1</B> comprend un dispositif détecteur indiquant que l'avion se rapproche d7une condition <B>de</B> perte<B>de</B> vitesse.<B>Le,</B> relais<B>51</B> constitue, le dispo sitif réagissant<B>à</B> l'action des moyens sensibles, afin d'assurer la mise en service<B>à</B> la fois du moteur 40 et de l'embrayage 47.
La gouverne 12 est formée par le gouvernail<B>de</B> profondeur de l'avion, et<B>le</B> dis positif<B>à</B> réglage manuel comprend le ou les boutons <B>29</B> de commande de, tangage, portés par le bditier <B>31.</B> Le générateur de signaux de commande<B>23</B> agit, par l'intermédiaire du dispositif de pilotage automa tique, pour modifier la position de l'avion autour de son axe de tangage. L'en#trée appliquée au différen tiel<B>33 à</B> partir<B>du</B> moteur d'entreinement. 40 actionne le curseur<B>25</B> dans<B>le</B> sens approprié, afin d'écarter automatiquement l'avion de la condition<B>de</B> perte de vitesse décelé-- par<B>le</B> dispositif détecteur.
Des organes comprenant des moyens de mesure de poussée ascensionnelle<B>69</B> ou un détecteur<B>70</B> de la direction de la force, aérodynamique constituent des détecteurs de mise en perte de vitesse<B>à</B> effet alterné, l'un<B>de</B> ces détecteurs pouvant être incorporé aux circuits par l'intermédiaire d'un sélecteur bi polaire<B>à</B> trois positions<B>71.</B> Le dispositif de mesure <B>de</B> la poussée ascensionnelle conjugué au dispositif directeur est mis en service quand<B>le</B> sélecteur<B>71</B> est fermé dans sa position de droite en regardant la fig. <B>1.</B> Comme montré, les moyens de mesure de poussée ascensionnelle comprennent deux volets<B>72</B> et<B>73,</B> qui sont interposés dans les filets d!air entou rant l'avion.
Ces volets sont montés<B>à</B> pivotement et sont soumis,<B>à</B> la sollicitation<B>de</B> ressorts, afin de com mander respectivement la fermeture,<B>de</B> contacteurs normalement ouverts 74 et<B>75.</B> Les volets occupent des positions différentes le long de la corde, d'une aile de l'avion, et ils agissent<B>de</B> manière<B>à</B> détecter rap proche d'une, condition de mise en perte de vitesse. Quand l'angle d'attaque de l'avion croit,<B>le</B> point de stagnation du diagramme d'écoulement de l'air se déplace vers l'arrière en regaxdant la fig. <B>1,</B> le long de la section droite de l'aile<B>de</B> l'avion. Plus ce point de stagnation se déplace vers l'arrière, plus l'avion se rapproche. d'une condition<B>de</B> perte de vitesse.
En conséquence, la position des volets sur la section droite de l'aile dépend de l'avion particulier dans lequel l'appareil est utilisé et<B>de</B> la gamme de travail dans laquelle on désire obtenir la sécurité requise. Lors du fonctionnement, le volet avant<B>72</B> agit tout d'abord pour fermer le contacteur 74.
Cet actionne- ment ferme un circuit comprenant le conducteur<B>76,</B> le sélecteur<B>71,</B> le conducteur<B>77,</B> l'enroulement<B>78,</B> le relais<B>80, le</B> conducteur<B>81,</B> le sélecteur<B>71,</B> le conducteur<B>82,</B> la batterie<B>83,</B> la résistance 84 et le conducteur de retour<B>85.</B> Etant donné l'incorpora tion de la résistance 84 au circuit décrit, le courant traversant ce circuit est insuffisant pour provoquer ractionnement du relais normalement ouvert<B>80.</B> Comme, montré,
le relais<B>80</B> commande le fonction nement d'une armature<B>86</B> étudiée<B>de</B> manière<B>à</B> for mer un contacteur<B>87</B> et un circuit servant<B>à</B> exciter l'enroulement<B>52</B> du dispositif directeur. Ce circuit comprend le contacteur<B>87, le</B> conducteur<B>88,</B> une batterie<B>89,</B> le conducteur<B>90</B> aboutissant<B>à</B> Ferirou- lement <B>52,</B> et le conducteur de retour<B>91</B> aboutissant au contacteur.
Quand ravion se rapproche d'une condition de mise en perte<B>de</B> vitesse, le, point de stagnation se déplace vers l'arrière par rapport<B>à</B> la section droite de l'aile, et provoque Factionnement du volet<B>73,</B> qui ferme, le contacteur conjugué<B>75.</B> Le conducteur<B>92</B> aboutissant au conducteur<B>85</B> et le conducteur<B>93</B> aboutissant<B>à</B> la batterie<B>83</B> ferment le circuit décrit ci-avant, la résistance 84 étant mise en court-circuit. En conséquence, le courant transmis par le circuit est maintenant suffisant pour actionner le relais<B>80,</B> afin de fermer<B>le</B> contacteur<B>87</B> et de provoquer l'excitation du relais<B>51.</B> Le dispositif directeur normalement au repos est en conséquence mis en service.
Le fonctionnement du moteur 41 entrdine, par l'intermédiaire de l'accouplement em- bray6 47, le différentiel<B>33</B> et le curseur<B>25,</B> afin d'écarter automatiquement l'avion de cette condition de perte de vitesse. Quand le point de stagnation se déplace de nouveau vers l'avant par suite du fonc tionnement du dispositif directeur, le contacteur<B>75</B> s'ouvre tout d'abord, et la résistance 84 est<B>de</B> nou veau interposée dans le circuit<B>de</B> commande. Le relais<B>80</B> demeure toutefois fermé par suite du pas sage d#un faible courant, jusqu'à ce que l'avion soit parvenu<B>à</B> une position dans laquelle le point de stag nation se trouve en avant du volet<B>72.
A</B> ce moment, les deux contacteurs 74 et<B>75</B> sont ouverts, et le cir cuit aboutissant au relais<B>80</B> est interrompu. Le dis positif directeur cesse alors<B>de</B> fonctionner, la lampe <B>65</B> s'éteint et le moteur 40 et l'accouplement 47 re viennent<B>à</B> leur position de repos normale.
Le mécanisme de contrôle du dispositif directeur est constitué par un indicateur d'angle d'attaque, comprenant un détecteur<B>70 de</B> la direction des filets d'air et un circuit en pont conjugué<B>à</B> un bouton de réglage gradué, qui détermine l'angle d'attaque pour lequel l'effet compensateur va être déclenché. Le détecteur<B>70</B> représenté sur la fig. <B>1</B> est constitué par une sonde rotative 94,<B>de</B> forme généralement cylin drique, faisant saillie horizontalement par rapport au fuselage<B>10</B> de l'avion et pénétrant dans les filets d'air qui entourent l'avion. La sonde 94 présente deux fentes longitudinales parallèles, qui sont soumises<B>à</B> l'action des filets d'air.
Ces fentes sont symétriques par rapport<B>à</B> un plan passant par le centre<B>de</B> rota tion de la sonde et qui correspond<B>à</B> la bissectrice de l'angle formé entre les fentes. Le détecteur détermine la variation de l'angle d'attaque de l'avion par suite de la modification de la direction locale des filets d'air au voisinage de la sonde. Comme montré, cette sonde 94 actionne les curseurs<B>95, 96</B> des potentio mètres<B>97, 98.</B> Dans l'agencement représenté, ces potentiomètres<B>97</B> et<B>98</B> sont montés dans un circuit en pont avec les potentiomètres<B>99</B> et<B>100</B> conjugués <B>à</B> des curseurs<B>101</B> et 102.
Ces curseurs<B>101</B> et 102 sont réglés au moyen d'un, bouton sélecteur d'angle d'attaque<B>103.</B> Une batterie<B>106</B> fournit un courant continu aux potentiomètres du pont, cette source étant montée entre les, curseurs<B>101</B> et 102. Lorsque le bouton<B>103</B> est tourné dans un sens, les curseurs <B>101,</B> 102 tournent simultanément dans le même sens.
La sortie du pont est utilisée pour commander<B>le</B> relais<B>80 à</B> l'aide du conducteur de sortie 104 abou tissant au curseur<B>95</B> et du conducteur de sortie<B>106</B> aboutissant au curseur<B>96,</B> ces conducteurs étant con nectés respectivement aux conducteurs<B>81</B> et<B>77</B> quand le sélecteur<B>71</B> est fermé, dans sa position de gauche en regardant la fîg. <B>1.</B> Le bouton<B>103</B> est réglé par rapport<B>à</B> une graduation appropriée<B>à</B> l'avion particulier considéré, de façon telle que la sor tie du circuit de pont soit suffisante Pour faire agir le relais<B>80</B> et<B>le</B> dispositif directeur pour un angle d'attaque auquel l'avion se rapproche d7une condi tion de mise en perte de vitesse.
L'appareil demeure au travail, le moteur 40 étant excité et le curseur<B>25</B> du générateur de signaux se déplaçant afin de pro voquer une modification<B>de</B> la position de tangage de l'avion, jusqu'au moment où la sortie du pont est insuffisante pour actionner le relais<B>80</B> et, en consé quence, le relais,<B>51.</B> Uexcitation du moteur 40 n'a pas pour conséquence un déplacement du bouton de commande de tangage par suite de la présence de la liaison d'entrée irréversible<B>37.</B> L'entrée fournie<B>à</B> partir du bouton<B>29</B> n'entraîne pas non plus une modification quelconque de la position de la seconde entrée du différentiel<B>33, à</B> cause<B>de</B> la liaison d'entrée irréversible 43.
La position du curseur<B>25</B> du géné rateur de signaux de commande,<B>23</B> est compatible <B>de</B> façon permanente avec la position de l'avion, que le fonctionnement soit déclenché au moyen du bou ton<B>29,</B> du moteur 40, ou de ces deux éléments. Quand l'avion vole dans une position non horizon tale, mais toutefois avec une certaine marge<B>de</B> sécu rité, le pilote peut le ramener<B>à</B> une condition de vol rectiligne en palier par manipulation du bouton<B>29,</B> la commande du générateur de signaux<B>23</B> fournis sant alors une valeur nulle.
On a représenté sux la fig. 2 une variante de détail dans laquelle un dispositif avertisseur<B>à</B> effet tactile est incorporé au dispositif directeur de l'appa reil. Ce dispositif<U>agit</U> de façon<B>à</B> coopérer par fric tion avec le bouton<B>29 de</B> la combinaison, afin de limiter l'actionnement de celui-ci par le pilote.
En conséquence, quand le pilote commande un nouveau déplacement vers le haut du gouvernail de profon deur, au-delà des limites<B>de</B> sécurité déterminées dans l'appareil, il ressent cetté condition par suite de la contrainte de friction appliquée au bouton<B>29.</B> Le dispositif directeur comprend suivant cette variante, <B>à</B> l'intérieur du bditier <B>31,</B> un dispositif d'arrêt de déplacement, ou frein<B>à</B> friction., qui peut être cons titué par un embrayage automatique additionnel<B>109.</B> L'enroulement de cet accouplement normalement ouvert<B>109</B> est indiqué en<B>110.</B> L'enroulement<B>110</B> est monté comme indiqué en série dans le circuit con tenant l'enroulement 48 commandant le fonctionne ment de l'accouplement 47.
Avec cet agencement, le conducteur<B>68</B> partant du contacteur<B>56</B> est connecté <B>à</B> une extrémité de l'enroulement<B>110,</B> et son autre extrémité est connectée<B>à</B> la batterie<B>63.</B> Un élément non rotatif<B>111</B> de l'accouplement<B>109</B> est monté<B>à</B> coulissement dans le boitier <B>31</B> de l'ensemble.
Le dispositif ou la liaison d'entrée aboutissant au diffé rentiel<B>33 (à</B> partir du bouton<B>29)</B> comprend dans cet agencement un engrenage 112 conjugué<B>à</B> un pignon d'entraînement<B>113</B> et<B>à</B> un arbre 114. Uélément rotatif<B>115</B> de l'accouplement<B>109</B> est entraîné par un arbre et un pignon<B>116,</B> qui engrène avec le pignon d'entraînement<B>113.</B> L'accouplement<B>109</B> sert ici de dispositif de transmission irréversible dans la liaison d'entrée établie entre le bouton<B>29</B> et le diffé rentiel<B>33,</B> comme montré sur la fig. <B>1.</B>
Lors du fonctionnement du dispositif directeur, l'accouplement<B>109</B> et l'accouplement 47 sont fermés simultanément. Les faces coopérant par friction de l'accouplement<B>109</B> appliquent une contrainte<B>à</B> la liaison d'entrée du différentiel<B>33,</B> afin de fournir un avertissement tactile au pilote, ce qui indique le fonc tionnement du dispositif directeur.
Les faces en con tact de l'accouplement<B>109</B> constituent en outre un frein<B>à</B> friction qui limite toute entrée appliquée au différentiel<B>33 à</B> partir du bouton<B>29.</B> L'entrée appli quée au différentiel<B>33 à</B> partir du moteur 40, qui est excité au moment<B>de</B> l'embrayage des accouplements <B>109</B> et 47, agit de manière<B>à</B> actionner le générateur de signaux<B>23,</B> étant donné que le bouton<B>29</B> relié au différentiel est arrêté ou. retenu<B>à</B> ce moment par l'accouplement<B>109.</B> L'appareil décrit agit indépendamment de la con dition de vol<B>de</B> l'avion afin d#écarter automatique ment cet avion d'une position dans laquelle son angle d'attaque est dangereusement élevé.
Uavion est, en conséquence, déplacé autour<B>de</B> son axe, afin<B>de</B> s'écarter de cette condition<B>de</B> mise en perte de vitesse.
L'appareil décrit permet en outre de supprimer l'incorporation d'éléments de centrage ou de rappel. <B>Il</B> n'introduit pas d'erreurs permanentes dans<B>le</B> dis positif de pilotage automatique quand celui-ci exige un réglage en vue d'une correction, l'appareil étant capable de fonctionner une ou plusieurs fois sans réglage intermédiaire.