Instrument pour faciliter la conduite d'un avion La présente invention a pour objet un instrument pour faciliter la conduite d'un avion.
Il devient de plus en plus nécessaire de pourvoir les avions modernes très rapides d'instruments conçus spé cialement pour certaines manoeuvres de vol critiques et qui fournissent au pilote des indications sur les opé rations qu'il doit effectuer.
L'une de ces manoeuvres cri tiques est celle de l'envol, au cours duquel l'avion dit être conduit avec précision, afin que sa trajectoire sur monte nettement les obstacles du sol, mais ne soit en aucun moment si raide, que l'avion ne puisse atteindre une vitesse suffisante pour voler en toute sécurité.
Des considérations d'ordre économique, surtout dans 1e cas d'avions à réaction, ne permettent pas d'amples marges de sécurité durant l'envol. Actuellement, de pilote ne peut compter que sur ses indicateurs de vitesse aéro dynamique et d'assiettes dans ,sa difficile tâche de suivre la trajectoire qui convient.
Cette tâche est rendue encore plus malaisée en cas de perte de puissance ou d'autres circonstances critiques.
On connaît un instrument d'avion pouvant aider un pilote à suivre une trajectoire convenable, principale ment dors du décollage, qui comprend, d'une façon générale, un dispositif fournissant un signal dépendant de d'accélération vers l'avant de l'avion, un dispositif fournissant un ;
signal dépendant de la vitesse de varia tion de l'angle d'inclinaison de l'avion et un dispositif répondant à ces deux signaux, de manière à fournir une indication qui dépend de la différence entre la vitesse de variation de l'angle d'inclinaison et une fonction dé pendant de l'accélération,
afin d e fournir au moins une indication du sens de cette différence.
Dans une forme particulière de cet instrument, la fonction dépendant de l'accélération est simplement le produit de cette accélération .par une constante,
l'instru- ment fou rrûssant ainsi une indication de la vitesse de variation de l'angle d'mclinaison selon l'équation où 0/dt = K dV/dt (1) est l'angle d'inclinaison de l'avion, V la vitesse vers l'avant de l'avion, K une constante, et t le temps, dft/dt et dV/dt étant respectivement la vitesse de variation de l'angle d'inclinaison et l'accélération vers l'avant de l'avion.
On a constaté que, si l'équation (1) est utilisée comme loi directrice durant 1e décollage, c'est-à-dire que, si la vitesse de variation de l'angle d'inclinaison de l'avion est maintenue en rapport constant avec l'accé lération le long de la trajectoire d'envol, on obtient une trajectoire qui satisfait bien aux conditions de sécurité et opérationnelles.
Cette équation a été confirmée, no tamment, par des calculs tenant compte de variations de divers facteurs, tels que le poids total de l'avion au décollage et la poussée de propulsion disponible. Dans le cas des calculs concernant un avion de transport à plusieurs moteurs, par exemple, on a tenu compte de combinaisons de circonstances qui se présentent lorsque le poids total est de 50 ou de 80 tonnes et lorsque tous les moteurs fonctionnent ou que l'un d'eux est en panne.
Dans chacun de ces cas, l'équation fournit une trajec toire satisfaisante, avec une vitesse vers l'avant con venable, une marge d'arrêt suffisante et un degré d'accé lération normal à la trajectoire également satisfaisant, si l'on admet une valeur de 0,003 ou 0,004 pour la cons tante K, le taux d# & /dt étant dans ce cas exprimé en radians par seconde et l'accélération dV/dt en pieds par seconde. De meilleures vitesses ou marges de vitesse sont obtenues, mais au dépens d'une trajectoire moins montante, avec une constante K de 0,003, plutôt que de 0,004.
Une valeur inférieure à 0,003 donne lieu à une trajectoire trop basse dans le cas où l'un des moteurs est en panne et le poids total est de 80 t, tandis que dans ces mêmes conditions une valeur supérieure à 0,004 n'offre pas une marge de vitesse suffisante. Les limites acceptables pour la constante K, dans le cas de l'avion en question, sont ainsi établies et peuvent également l'être pour un autre avion.
Un but de l'invention est de réaliser un instrument pour faciliter la conduite d'un avion qui constitue un développement de l'instrument dont il vient d'être ques tion et qui soit utilisable lorsqu'il est nécessaire d'obtenir un résultat particulier durant la manoeuvre de l'avion.
L'instrument faisant l'objet de l'invention est carac térisé en ce qu'il comprend un dispositif agencé pour fournir un signal dépendant de l'accélération vers l'avant de l'avion, un dispositif agencé pour fournir un signal dépendant de la vitesse de variation de l'angle d'incli naison de l'avion et un dispositif agencé pour fournir, en réponse à ces deux signaux un signal de sortie dé pendant de la différence entre cette vitesse de variation de l'angle d'inclinaison et une fonction qui comprend,
en sus d'un premier terme dépendant de l'accélération vers l'avant, au moins un second terme dépendant d'une valeur déterminée de l'accélération vers l'avant ou d'une autre variable déterminée du vol, de façon que ledit signal de sortie dépendant de ladite différence dépende du premier et du second terme.
Le dessin annexé représente, à titre d'exemple, deux formes d'exécution de l'objet de l'invention.
Les fig. 1, 2 et 3 représentent ensemble le schéma électrique de la première forme d'exécution.
La fig.4 indique comment les fig. 1, 2 et 3 doivent être disposées les unes par rapport aux autres; et la fig. 5 est le schéma électrique d'une partie de la seconde forme d'exécution.
L'emploi du second des termes, en sus du premier qui dépend de l'accélération vers l'avant, donne lieu à une loi directrice qui est nettement plus complexe que celle découlant de l'équation (1), mais cela permet d'ob tenir un résultat désiré, par exemple de tenir compte des exigences d'un avion particulier durant le décollage, qui doit se faire tout en maintenant un facteur de sé curité adéquat.
Ainsi, par exemple, un grand avion à turboréacteurs modernes exige un redressement d'en viron dix degrés durant le décollage pour pouvoir voler, ce redressement devant être complètement effectué du rant les quelques dernières secondes du roulement et ne pouvant pas commencer à une vitesse vers l'avant trop faible, étant donné qu'il faut une faible traction pour une distance de roulement minimale. En conséquence, on a constaté que la phase de rotation durant le roule ment, c'est-à-dire la phase au cours de laquelle le re dressement de l'avion est amené à celui nécessaire pour le décollage, exige une vitesse de variation de l'angle d'inclinaison de 2,5 à 3,0 degrés par seconde, par exem ple.
Si l'avion est lourdement chargé et si un moteur tombe en panne avant le décollage, l'accélération vers l'avant à la fin de la distance de roulement sera très faible, de sorte que, si la simple loi directrice de l'équa tion (1) est appliquée, le taux de modification de l'as siette longitudinale exigé, de 0,5 degré par seconde, peut être insuffisant pour achever en toute sécurité la ma noeuvre de rotation exigée pour le décollage.
Cette difficulté peut toutefois être surmontée, si l'on considère que la loi directrice de l'équation (1) est celle applicable ù des manoeuvres sûres de l'avion en vol, et qu'en réalité des taux de modification de l'assiette longi tudinale beaucoup plus élevés que selon cette loi sont sans danger, immédiatement avant le décollage, durant la phase de rotation.
Dans ces conditions, on peut faire usage d'un instrument d'avion qui comprend un dis positif fournissant un signal dépendant de l'attitude de tangage de l'avion, et l'arrangement peut être prévu de façon que, selon ce signal, jusqu'à ce que ,l'angle d'inclinaison de l'avion atteigne une valeur déterminée, cette fonction dépend de l'importance de l'écart entre l'angle d'inclinaison et cette valeur déterminée.
L'angle d'inclinaison déterminé est de préférence ce lui qui doit être atteint au décollage, en prévoyant que durant le roulement de l'avion l'écart entre l'angle d'inclinaison déterminé et l'angle réel de l'avion produit une composante de la demande de vitesse de variation de cet angle, composante qui demande une augmenta tion de cette vitesse, lorsque l'angle de l'avion est in férieur à l'angle déterminé et qui est d'autant plus forte que l'écart entre ces angles est plus grand.
Dans ce cas, l'écart entre l'angle réel de l'avion et l'angle requis pour le décollage sert par conséquent à créer une composante de demande d'augmentation de la vitesse de variation de l'angle d'inclinaison durant le roulement, au cours duquel de fortes vitesses de variation sont sans danger.
La loi directrice de l'équation (1), lorsqu'elle est appliquée pour la manoeuvre de décollage, conduit à une vitesse vers l'avant finale continue pour l'ascension, c'est-à-dire pour la phase du décollage qui suit l'envol (normalement un envol sensiblement exponentiel) de la piste et pour lequel l'inclinaison de la trajectoire par rapport à la piste est sensiblement constante. Cette vi tesse finale peut, toutefois, ne pas être nécessairement la vitesse recommandable pour une ascension particu lière.
En outre, si le pilote n'a pas donné suite aux demandes du directeur indiquées par l'instrument, du rant tout Q'envol, il en résulterait en tout cas une vitesse ascentionnelle différente. Dans ce cas, la difficulté peut être surmontée en utilisant un instrument d'avion qui comprend un dispositif fournissant un signal dépendant de la vitesse vers l'avant de l'avion, l'arrangement étant tel que cette fonction dépende de l'importance de l'écart entre la vitesse vers l'avant de l'avion et une valeur de vitesse vers l'avant déterminée.
La vitesse déterminée est de préférence celle qui doit être atteinte pour l'ascension, en prévoyant que l'écart entre la vitesse de l'avion et la vitesse déterminée est une composante de la demande de vitesse de variation de l'angle d'inclinaison, lorsque 1a vitesse vers l'avant dépasse la vitesse déterminée et qui est d'autant plus forte que l'écart entre elles est plus grand. Dans ce cas, il en résulte une composante de demande d'augmenta tion de vitesse de variation de l'angle d'inclinaison qui indique par conséquent au pilote d'utiliser une meilleure vitesse déterminée pour l'ascension.
Une vitesse vers l'avant finale constante pour l'as cension est normalement requise dans le cas d'avions de transport modernes utilisant des techniques de décollage conventionnelles, mais elle peut toutefois ne pas être requise dans le cas où il s'agit, par exemple, d'utiliser une technique de décollage court, de sorte que des modi fications dans la configuration de l'avion doivent inter venir au cours de l'ascension.
Dans ce dernier cas, on a proposé que l'avion ait une accélération sensiblement constante le long de la trajectoire de vol, au moins au début (par exemple jusqu'à une hauteur de 180 mètres) de la phase ascensionnelle. Dans de telles circonstances, le pilote peut être assisté pour obtenir l'accélération en même temps qu'une trajectoire de vol acceptable, en utilisant un instrument dans lequel ladite variable déter minée est l'accélération vers l'avant et cette fonction dépend de l'écart entre l'accélération vers l'avant réelle de l'avion et une valeur déterminée, de façon que,
lors que l'accélération réelle tend vers la valeur déterminée, la différence entre la vitesse de variation de l'angle d'in clinaison et ladite fonction tende vers zéro.
La valeur déterminée de l'accélération peut être celle qui doit être atteinte pour l'ascension et ladite fonction peut être simplement le produit d'une constante par l'écart entre la valeur effective et la valeur déterminée de l'accélération, l'instrument fournissant une indication du sens et, de préférence, également de l'importance de la différence entre la vitesse de variation de l'angle d'inclinaison et ladite fonction, de façon à demander une modification de la vitesse de variation, afin d'ame ner l'accélération le long de la trajectoire de vol à la valeur déterminée.
En se référant aux fig. 1, 2 et 3, un gyroscope de tangage émet un signal de courant électrique alternatif représentant la vitesse angulaire q de l'avion autour de son axe de tangage et ce signal est fourni à l'un des deux enroulements statoriques d'un synchro-dépha- seur 2. Un signal de courant électrique alternatif repré sentant la vitesse angulaire r autour de l'axe de lacet et qui est émis par un gyroscope de taux de lacet 3 est fourni à l'autre enroulement statorique du déphaseur 2.
Ce déphaseur fait partie d'un gyroscope de roulis 4 et son rotor est accouplé à un arbre 5 qui tourne con formément à l'angle i# de l'avion autour de son axe de roulis, cela étant mesuré par un gyroscope de roulis (non représenté) dans le dispositif 4. Le signal résultant qui est induit dans l'enroulement rotorique du dépha- seur 2 représente (q cos & - r sin îâ), cela étant consi déré comme une mesure de la vitesse de variation de l'angle d'inclinaison di#/dt de l'avion, mesuré par rap port aux axes de gravité.
Le signal représentant 0/dt est appliqué, par une paire de conducteurs 6 et une résistance 7, à l'entrée d'un amplificateur 8 qui reçoit également, par une résis tance 9, un autre signal de courant alternatif dépendant, entre autres, de l'accélération vers l'avant dV/dt de l'avion. Ce dernier signal, qui est fourni à l'amplifica teur 8 par un limiteur 10, provient essentiellement d'un accéléromètre 11.
Cet accéléromètre, qui peut avoir la forme d'un pendule monté pour déplacement angulaire autour d'un axe parallèle à l'axe de tangage de l'avion émet un signal de courant électrique alternatif, repré sentant (dV/dt -f- g sin a), où g sin a est une compo sante gravitationnelle indésirable mesurée par l'accéléro- mètre 11. Le signal de courant alternatif provenant de l'accéléromètre 11 est fourni à un démodulateur 12, de façon à émettre un signal correspondant en courant continu, qui est appliqué à un amplificateur 13, par l'intermédiaire d'une résistance 14.
Afin d'obtenir du .signal fourni par l'accéléromètre 11 à l'amplificateur 13 un signal représentant la compo sante d'accélération dV/dt et sensiblement indépendant de la composante gravitationnelle g sin - & , il est fait usage d'un signal fourni par un synchro-transmetteur de contrôle 15 d'un gyroscope de tangage 16.
L'enroule ment rotorique de ce transmetteur 15 est excité par du courant alternatif d'amplitude constante et est tourné, par rapport aux enroulements statoriques triphasés de ce transmetteur, conformément à un angle & g qui est la mesure de l'angle d'inclinaison de l'avion, cet angle étant indiqué par un gyroscope de tangage (non repré senté) du dispositif 16. L'angle g dépasse l'angle d'incli naison vrai & d'un angle d'erreur & e, ce qui provient de l'accélération dV/dt de l'avion et de brèves erreurs d'érection résultantes dans le gyroscope de tangage.
L'angle d'erreur a, est normalement petit et atteint sa valeur maximale de trois degrés, par exemple, à l'ins tant du décollage ou juste après. Il diminue ensuite lente ment vers zéro.
Un signal qui apparaît entre deux phases des en roulements statoriques du transmetteur 15 représente (- sin, & g). C'est ce signal qui est fourni à une paire de conducteurs 18 servant à supprimer la composante de gravité indésirable g sin a du signal fourni par l'accé- léromètre 11. Ce signal est donc considéré comme re présentant -(sin , -f- - & e) avec un bon degré d'approxi mation.
Une compensation pour la composante introduite par ce signal est obtenue en utilisant un si gnal de courant continu synthétisé pour représenter l'angle d'erreur ae et qui est fourni à l'amplificateur 13 par l'intermédiaire d'une résistance 19, où: il est ajouté comme composante g fte un signal provenant de l'accé- léromètre 11.
Le signal fourni à l'amplificateur 13, par l'inter médiaire de la résistance 19, est synthétisé à l'aide d'un circuit comprenant un condensateur 20 prévu de façon à être déchargé par un jeu de contacts d'inversion 21. Dans une première position (comme représenté) des con tacts 21, le condensateur 20 est relié directement aux bornes 22 d'une source de courant continu, tandis qu'à la seconde position le condensateur 20 est déchargé par une résistance 23.
Les contacts 21 sont commandés, comme cela est représenté par une liaison mécanique 24, par une came 25 qui, comme cela est expliqué plus loin, maintient les contacts 21 dans la première position jus qu'à ce que l'avion ait atteint une vitesse d'avancement approchant celle prévue pour la phase de rotation du décollage, puis cette came commute ces contacts dans la seconde position. Le signal apparaissant aux bornes du condensateur 20 et appliqué à l'amplificateur 13 par l'intermédiaire de la résistance 19,a ainsi une grandeur qui est constante jusqu'à ce que la phase de rotation du décollage soit atteinte, puis qui diminue vers zéro.
Le signal de sortie en courant continu de l'ampli ficateur 13, qui représente (dV/dt -f- g sin & -I- g,#e), est fourni à un modulateur 25, qui émet un signal cor respondant en courant alternatif. Ce signal de courant alternatif est appliqué à un amplificateur 29, par l'inter médiaire d'une paire de conducteurs 27 et d'une résis tance 28.
L'amplificateur 29 reçoit également un signal représentant -g(sin 1# -I- fie) et provenant, par l'inter médiaire d'une résistance 30, du signal fourni par le synchro-transmetteur de commande 15, par l'inter médiaire des conducteurs 18. L'effet combiné des deux signaux fournis respectivement par l'intermédiaire des résistances 28 et 30 est d'appliquer une composante d'entrée à l'amplificateur 29, représentant l'accélération vers l'avant dV/dt.
Dans le cas considéré, l'amplificateur 29 est alimenté par une composante d'entrée venant s'ajouter à la com posante qui représente l'accélération vers l'avant dV/dt. Ce signal additionnel, qui est appliqué à l'amplifica teur 29 par l'intermédiaire d'une paire de conduc teurs 31, représente v (v-VF)/Tv où VF est la valeur finale prédéterminée de la vitesse vers l'avant V requise pour l'ascension, Tv une constante, et v défini. comme (T-D)/W, T étant la poussée pro pulsive totale de l'avion, Dr la résistance à l'avancement de l'avion et W le poids de charge de l'avion.
La façon dont ce signal est produit est décrite en détail plus loin. Pour l'instant, il suffit de dire qu'il est émis conformément à une représentation de la vitesse V fournie par un calculateur 32 (ou autre capteur de la vitesse aérodynamique), ainsi que par la position d'un bouton de commande 33 qui permet au pilote de l'avion de choisir la valeur VR de la vitesse vers l'avant à partir de laquelle la phase de rotation doit commencer, et également conformément au signal représentant (dV/dt -i- g sin 1#) fourni par le démodulateur 12.
Le signal de sortie de l'amplificateur 29 est fourni, par l'intermédiaire d'une résistance 34 réglée, de façon à être combiné à l'entrée d'un amplificateur 35 avec un signal qui apparaît à un conducteur 36, selon la position des contacts d'inversion Yl d'un relais Y, et réprésente <B>- la</B> g )/é où ,?L est une valeur prédéterminée de l'angle a de l'axe de tangage requis pour le décollage, et T$ une constante.
Le signal reçu par le condensateur 36 provient d'un signal représentant ( & L - , & g ), qui provient lui-même de la somme d'un signal fourni par l'enroulement secon daire d'un transformateur 37 et du signal fourni aux conducteurs 18 par le synchro-transmetteur de com mande 15.
Le transformateur 37 possède un enroule ment primaire qui est excité par du courant alternatif d'amplitude constante et dont le rapport de spires est tel, que le signal fourni par son enroulement secondaire, par l'intermédiaire d'une résistance 38, représente la valeur appropriée pour & L. A ce signal vient s'ajouter, par une résistance 39, le signal représentant (-sine) fourni par le transmetteur 15 et qui est considéré comme étant une approximation suffisamment bonne de Le signal combiné est appliqué aux contacts d'inver sion Yl,
qui ne peuvent le transmettre, par une résis tance 40 préréglée, au conducteur 36 que lorsque le re lais Y est excité. (Les contacts Yl sont représentés à la fig. 1 dans la position qui est adoptée lorsque le relais Y n'est pas excité et pour laquelle aucun signal n'appa raît dans le conducteur 36.) Comme cela est expliqué plus loin, le relais Y n'est normalement excité durant une manaeuvre de décollage que jusqu'au moment de l'envol, de sorte que le signal combiné d'entrée appli qué à l'amplificateur 35 représente, avant l'envol K [dV/dt -f- v(V-VF)
Tv] -f- (# & L-# & g)/T (2) tandis qu'après l'envol il représente K [dV/dt +,v (V -VF)/Tv] (3) Les valeurs des constantes K et T° dépendent de l'ajus tement des résistances 34 et 40, respectivement.
Le signal de sortie de l'amplificateur 35 est fourni au limiteur 10 qui l'applique à l'amplificateur 8, par la résistance 9. Ce signal est appliqué à l'amplificateur 8 sous forme de demande calculée pour la vitesse de va riation de l'angle d'inclinaison 0/dt de l'avion et est limité par le limiteur 10 de façon que la demande ne puisse pas dépasser une valeur maximale sûre, de trois degrés par seconde, par exemple.
En réponse à ce signal de demande et au signal représentant la vitesse de va riation d, & /dt fourni par l'intermédiaire de la résistance 7, l'amplificateur 8 fournit un signal de sortie représentant en grandeur et en sens tout écart entre le taux effectif et la vitesse demandée de la variation de l'angle d'in clinaison. Ce signal de sortie est appliqué aux bornes d'un potentiomètre 41 et la proportion fractionnaire de ce signal, qui est tirée de la prise préréglée 42 de ce potentiomètre, est appliquée à deux dispositifs indica teurs identiques (dont un seul est représenté).
Dans chacun de ces dispositifs indicateurs, le signal provenant de la prise 42 est appliqué, par l'intermédiaire d'une résistance 45, à un servo-amplificateur 46 qui commande l'excitation de la phase de commande 47 d'un servomoteur 48. Ce moteur entraîne un arbre 49 auquel un alternateur tachymétrique 50 est accouplé. Cet alternateur alimente l'amplificateur 46, par une résis tance 51, et sous forme d'une réaction dégénérative, un signal dépendant du taux de rotation de l'arbre 49.
Cet arbre est tourné par le moteur 48 à une vitesse et dans un sens qui dépendent de la valeur et du sens, respec tivement, de l'écart représenté par le signal de sortie de l'amplificateur 8.
L'arbre 49 de chaque dispositif indicateur entraîne, par un train d'engrenages 52, un cylindre 53 qui tourne autour de son axe longitudinal et qui porte une bande hélicoïdale 54, optiquement distincte, à sa surface ex térieure (ce qui rend le cylindre 53 comparable à une enseigne de barbier). Les cylindres 53 des deux dis positifs indicateurs sont montés de part et d'autre du pilote de l'avion, dans la périphérie de son champ visuel et parallèlement à sa ligne de vision, lorsqu'il regarde vers le nez de l'avion, à travers le pare-prise.
La rotation des cylindres 53 (comme dans le cas des cylindres correspondants, décrits dans les brevets suisses Nos 363243 et 373647 fournit au pilote un effet op tique de mouvement par stimulation parafovéale, ce qui lui indique les opérations à effectuer pour régler l'as siette longitudinale de l'aéronef. Les deux cylindrse 53 tournent l'un et l'autre dans le même sens, un sens de rotation indiquant qu'il faut relever l'assiette longitudi nale, l'autre qu'il faut l'abaisser.
La vitesse de rotation dans chaque sens indique la valeur de la modification demandée et, de ce fait, les deux dispositifs indicateurs fournissent au pilote des informations relatives à la valeur et au sens de la modification de l'angle d'incli naison qu'il faut pour réduire le signal de sortie de l'amplificateur à zéro. Le pilote est ainsi avisé de manoeuvrer l'avion de façon à maintenir la vitesse de modification réelle dû/dt égale à la vitesse demandée, celle-ci étant donnée par l'expression (2) ou (3), selon le cas, et étant limitée par l'action du limiteur 10.
Chaque cylindre 53 est normalement rendu invisible par son propre volet 55 à ressort. Ce volet n'est écarté pour rendre visible le cylindre 53 que peu avant le dé but de la phase de rotation de la manoeuvre de décol lage. Le mouvement d'écartement du volet est obtenu par un servomoteur 57 et un train d'engrenages 56, le moteur ayant une phase de commande 58 qui n'est excitée que lorsque le contact Zl d'un relais Z est fer mé.
(A la fig. 2, ce contact Zl est représenté en position ouverte.) Le contact Zl du relais n'est fermé, de sorte que les cylindres 53 sont visibles, que lorsque le relais est excité, cette excitation étant commandée en fonction de d'ajustement du bouton de commande 33 et d'un commutateur 59 qui peut être manipulé par le pilote.
Le commutateur 59 a deux positions, l'une OFF et l'autre T/O (qui signifie take-off , c'est-à-dire <B>dé-</B> collage<B> ).</B> Lorsque ce commutateur est en position OFF (comme représenté), il permet l'excitation du relais Y, tandis que lorsqu'il est en position T/O, il permet l'ex citation du relais Z.
Dans les deux cas, le courant d'ex citation provient des bornes 60 d'une source de courant continu et les circuits d'excitation des relais Y et Z comprennent respectivement deux jeux de contacts 61 et 62, qui sont commandés, comme représenté par une liaison mécanique 24, par la came 25, de sorte que les contacts 61 demeurent fermés et les contacts 62 ouverts, jusqu'à ce que l'avion atteigne une vitesse vers l'avant approchant de la valeur VR ajustée par le bouton 33 pour le début de la phase de rotation.
Avant le début d'une manoeuvre de décollage, le commutateur 59 est amené en position OFF, ce qui établit un chemin par les contacts 61 (fermés à ce mo ment-là) pour exciter le relais Y. L'excitation de ce re lais, en sus de la commutation des contacts Yl (ren dant ainsi effectif dans l'amplificateur 35 le signal com biné provenant de la jonction des résistances 38 et 39), provoque la fermeture des contacts Y2, normalement ouverts, ce qui maintient l'excitation du relais Y, quelle que soit la modification de la position du commuta teur 59.
Un jeu de contacts Xl d'un relais X est égale ment en position de fermeture à ce moment-là et fournit un chemin en parallèle avec :les contacts 61. Ainsi, tant que le relais X est excité, le relais Y est maintenu ex cité par les contacts Xl et Y2, quelle que soit la modi fication de position du commutateur 59 et l'ouverture des contacts 61 au début de la phase de rotation.
L'excitation du relais X est commandée par un cir cuit de bascule 63 qui est sensible au signal apparaissant à la jonction des résistances 38 et 39, afin de faire une distinction entre les deux conditions où la valeur de l'angle ag. est inférieure ou au moins égale à la valeur de l'angle & L. Lorsque c'est la première de ces condi tions qui existe, c'est-à-dire avant que l'angle d'envol ' & L soit atteint, le circuit de bascule 63 maintient le relais X excité, tandis que lorsque c'est l'autre condition qui existe, le relais X est désexcité.
Ainsi donc, durant toute la phase de rotation, jusqu'à ce que l'angle d'envol aL désiré soit atteint, les contacts Xl demeurent fermés, ce qui maintient le relais Y excité et maintient de ce fait le signal dans le conducteur 36 agissant dans l'ampli ficateur 35. A cause des contacts de maintien Y2, cela a lieu malgré le fait qu'en pratique normale le commu tateur 59 est dans sa position T/O durant le décollage.
Le pilote amène le commutateur 59 en position T/O avant de commencer la phase de roulement et le relais Z demeure désexcité jusqu'à ce que les contacts 62 se ferment par commande de la came 25. Lorsque les con tacts 62 se ferment, le relais Z est excité, ce qui pro voque l'ouverture des volets 55 pour le début de la phase de rotation.
La came 25 qui commande les jeux de contacts 21, 61 et 62 tourne conformément à l'écart entre da vitesse vers l'avant réelle V de l'avion et la valeur VR choi sie en ajustant le bouton 33 pour le début de la phase de rotation. L'ajustement du bouton 33 est transmis à une entrée d'un différentiel 64, par l'intermédiaire d'un arbre 65, et la came 25 est accouplée de façon à être entraînée par la sortie du différentiel, par l'intermédiaire d'un arbre 66.
Un arbre 67, qui est tourné dans une position représentant la vitesse V de l'avion, mesurée par de calculateur de vitesse aérodynamique 32, est accouplé à une seconde entrée du différentiel 64, de façon que la position rotationnelle de l'arbre 66, con formément à l'écart des positions angulaires des arbres 65 et 67, représente l'écart (V - VR ).
La came 25 est montée sur l'arbre 66 et son profil est prévu de manière à effectuer la commutation des contacts 21, 61 et 12 hors de leurs positions normales, lorsque cet écart a été ramené à une faible valeur constante VE. Cette faible valeur constante VE a pour effet que la came 25 ac tionne les contacts 21, 61 et 62 peu avant que ne soit atteinte la vitesse VR ajustée pour le début de la phase de rotation. Cela permet de tenir compte du temps de réaction du pilote, lorsque les volets 55 sont ouverts en réponse à la fermeture des contacts 62 et assure que le pilote réagisse aux instructions données par les cy lindres tournants 53, à partir du début de la phase de rotation.
Le profit de la came 25 (non représentée avec précision à la fig. 3) est tel, que les contacts 21, 61 et 62 demeurent dans leurs positions commutées jusqu'à ce que la vitesse V représentée par la position de l'arbre 67 soit égale ou supérieure à (VR, - VE ).
L'arbre 67 est positionné conformément à la vitesse V mesurée par le calculateur 32, par commande d'un servo- système qui comprend un synchro-transformateur de commande 68, dont le rotor est accouplé à l'arbre 67. L'enroulement statorique triphasé de ce transformateur est excité par un signal représentant la vitesse V et qui est fourni par le stator d'un synchro-transmetteur de commande 69 dans le calculateur 32.
Le rotor de ce transmetteur est excité par du courant alternatif d'ampli tude constante et est positionné angulairement par un arbre 70 conformément à la mesure de la vitesse V four nie de la façon normale par le calculateur 32.
Du fait du signal provenant du synchro-transmetteur de commande 69, un signal représentant l'erreur de posi tion angulaire de l'arbre 67 est induit dans le rotor du synchro-transformateur de commande 68. Ce signal d'erreur est appliqué à un servo-amplificateur 71, qui commande l'excitation de -la phase de commande 72 d'un servomoteur 73. Celui-ci est accouplé par un train d'engrenages 74 à l'arbre 67 et, conformément à l'ex citation de la phase de commande 72, tend à ramener le signal d'erreur à zéro et à maintenir ainsi la position angulaire de l'arbre 67 vraiment représentante de la vi tesse V.
Le rotor d'un synchro-transformateur de commande 75 est accouplé de façon à tourner avec l'arbre 67 et à être excité par un signal triphasé provenant du stator d'un synchro-transmetteur 76. Le rotor de ce trans metteur est excité par du courant alternatif d'amplitude constante et est positionné angulairement conformément à l'ajustement du bouton 33, le rotor étant accouplé à l'arbre 65 par un train d'engrenages 77, qui fournit un entraînement non linéaire entre l'arbre 65 et le rotor du transmetteur 76, de sorte que la position du rotor correspond à la vitesse ascensionnelle VF,
cette vitesse appropriée à l'avion dans les circonstances présentes étant en relation par une fonction non linéaire avec la vitesse VR choisie pour le début de la phase de rotation. (Il va de soi qu'au lieu de prévoir le train d'engre nages 77, on peut faire en sorte que la position du rotor soit ajustée comme il convient par le pilote.) Le signal appliqué au synchro -transformateur de commande 75 par le synchro-transmetteur de com mande 76 représente la vitesse ascensionnelle appro priée Vr et, en conséquence;
un signal représentant l'écart (V- VF) est fourni par le rotor du transforma teur 75. Ce dernier signal est appliqué, par l'intermé diaire des conducteurs 76, à un circuit multiplicateur 79, dans le but d'obtenir le signal qui est appliqué à l'ampli ficateur 29, par l'intermédiaire des conducteurs 31, comme mentionné précédemment. Le circuit multipli cateur 79 reçoit également, par l'intermédiaire d'une diode 80, le signal fourni par le démodulateur 12.
Ce signal est considéré dans le cas en question comme in diquant une mesure de la valeur du facteur v, et la diode 80 sert à limiter ce facteur à des valeurs positives. Le signal de sortie du circuit multiplicateur 79 est fourni par l'intermédiaire d'une résistance préréglée 81, aux conducteurs 31. Ce signal représente v (V-VF )/Tv la valeur de la constante Tv dépendant de l'ajustement de la résistance 81.
Lorsque l'avion a atteint, par le fonctionnement de l'instrument, la valeur de vitesse vers l'avant VR pour le début de la phase de rotation, et que les volets 55 se sont par conséquent ouverts, le pilote est avisé, par les mouvements des cylindres 53, de maintenir une vi tesse de variation de l'angle d'inclinaison d, & /dt comme indiqué par la demande exprimée par la fonction (2).
Cette fonction comprend la composante qui dépend de (@L-@?@) et qui s'ajoute, durant toute la phase de rota tion, aux autres composantes de la demande de vitesse de variation, jusqu'à ce que l'angle d'envol & L soit atteint. Une vitesse de variation élevée est admissible et est même souvent nécessaire, comme cela a déjà été men tionné, durant la phase de rotation.
Lorsque l'angle d'envol aL a été atteint, les relais X et Y sont désexcités. Les contacts Yl s'écartent et la fonction de commande (3) se substitue à la fonction (2), le terme dépendant de (@L-@@.) étant omis. Ce terme ne peut pas être réintroduit avant que le commutateur 59 soit remis en position OFF à la fin de la manoeuvre de décollage.
Après l'envol, les instructions données au pilote pour maintenir la vitesse de variation d#â/dt, conformément à la demande exprimée par la fonction (3), sont telles que, s'il en tient compte, il en résulte une trajectoire de vol acceptable et une vitesse ascensionnelle VF. Ainsi donc, le présent instrument non seulement donne au pilote les instructions nécessaires pour obtenir rapidement l'angle d'envol déterminé & L,
mais également des instructions pour obtenir la vitesse vers l'avant déterminée VF pour l'ascension. (Il va de soi que l'une ou l'autre de ces aides peut n'être pas utilisée, simplement en faisant en sorte que le signal composant correspondant soit omis de la demande de vitesse de variation de l'angle d'incli naison.
Avec cet instrument, la mesure de la vitesse de va riation da/dt, calculée sous la forme (q cos & -r sin a), est en relation avec les axes de gravité, quel que soit le roulis de l'avion, mais il est évident que, lorsque l'atti tude de roulis est maintenue pendant tout le décollage, la mesure de la vitesse de variation dff/dt peut être ob tenue directement par le signal fourni par le gyroscope de taux de tangage 1 et qui représente la vitesse angu- laire q.
Par contre, lorsque l'attitude de roulis n'est pas maintenue, il existe toute une série d'alternatives à la méthode décrite ci-dessus pour obtenir la mesure de la vitesse de variation 0/dt en relation convenable avec les axes de gravité. Une mesure de la vitesse de varia tion d, & /dt peut être obtenue, par exemple, sous forme de différentielle de l'angle de tangage ,9 mesuré, par exemple, par le gyroscope de tangage 17.
Toutefois, dans ce cas, il se peut que le niveau de bruit du signal qui fournit la mesure de ,l'angle & soit trop élevé pour ob tenir une mesure satisfaisante de la vitesse di#/dt, de sorte qu'il serait alors préférable de combiner la diffé- rentiation des signaux d'attitude de tangage (, & ) et de vitesse de variation (q), en utilisant des techniques de filtrage complémentaires, la mesure de la vitesse O/dt étant calculée dans ce cas sous la forme [D/ (1-f- iD)
] [ î# -I- -cq ] où -r est une constante de temps et D l'opérateur dif férentiel représentant la différentiation par rapport au temps.
Pour certaines applications, où l'on utilise une tech nique de décollage court, il peut être désirable que l'avion ait une accélération vers l'avant sensiblement constante, plutôt qu'une vitesse constante, durant au moins une partie initiale de la phase ascensionnelle. Une forme d'instrument qui peut servir à assister le pilote pour réaliser cela est décrite ci-après, en se référant à la fig. 5. Seules les parties de l'instrument qui diffèrent nettement des parties correspondantes de l'instrument selon les fig. 1, 2 et 3, sont représentées à la fig. 5.
Cette autre forme d'instrument comprend donc: des disposi tifs correspondant au gyroscope de taux de tangage 1, au gyroscope de lacet 3 et au gyroscope de roulis 4, pour fournir aux conducteurs 6 un signal représentant la vitesse réelle de variation da/dt : un dispositif corres pondant au gyroscope de tangage 16, pour fournir aux conducteurs 18 un signal représentant -(sin & +, & e) ;
et un dispositif correspondant à l'accéléromètre 11 et à ses circuits, comprenant le condensateur 20 et la résis tance 23, pour fournir aux conducteurs 27 un signal re présentant (dV/dt -I- g sin ft -I- g & e <B>)-</B> En se référant à la fig. 5, le signal représentant la vitesse de variation d, & /dt est fourni par les conduc teurs 6 et par une résistance 90 à l'entrée d'un amplifi cateur 91.
Cet amplificateur reçoit, par une résistance 92, un signal qui provient d'un limiteur 93 et qui représente la fonction K [ dV/dt - (dV/dt) d ] (5) où (dV/dt)d est la valeur déterminée de l'accélération vers l'avant requise pour d'ascension. Ce signal est fourni au limiteur 93 par un amplificateur 94, qui reçoit, par les résistances 95 et 96 respectivement, les signaux des conducteurs 18 et 27, et reçoit également, par une paire de conducteurs 97, un signal représentant l'accélération donnée (dV/dt)d .
Ce dernier signal est fourni aux con ducteurs 97 par l'intermédiaire d'une résistance 98 et d'un interrupteur 99, par un dispositif d'accélération donnée 100, qui sert simplement à fournir un signal de courant alternatif d'amplitude sensiblement constante. Le niveau d'amplitude de ce signal, et par conséquent la valeur de l'accélération donnée (dV/dt)d, peuvent être modifiés sélectivement par l'actionnement d'une commande appropriée (non représentée) du dispositif 100, cette commande étant ajustée par le pilote avant le décollage.
Le dispositif 100 peut comporter un syn- chro-transmetteur de commande (non représenté), dont le rotor est excité par du courant alternatif d'amplitude constante, la position angulaire du rotor, par rapport au stator, étant ajustée au moyen d'un bouton par le pilote.
Dans ce cas, le signal qui apparaît entre deux phases du stator triphasé et dont le niveau d'amplitude dépend de l'ajustement du bouton en question, peut être con sidéré comme étant le signal de sortie du dispositif 100 à appliquer, par l'interrupteur 99 et la résistance 98, aux conducteurs 97.
(La commande du niveau d'ampli tude du signal de sortie du dispositif 100 peut être auto matique, plutôt que manuelle, et peut, en fait, être modifiée au cours de la man#uvre de décollage, pour tenir compte de circonstances qui varient.) En admettant que l'interrupteur 99 soit dans la posi tion de fermeture, comme représenté, l'amplificateur 94 fournit, en réponse aux trois signaux qu'il reçoit, un signal représentant la fonction (5), la valeur de la cons tante K dépendant de l'ajustement d'une résistance pré réglée 101, qui est reliée entre l'entrée et la sortie de l'amplificateur 94.
Ce signal, qui représente dans ce cas la demande de vitesse de variation de l'angle d'inclinai son, est limité par le limiteur 93 à un niveau correspon dant à un taux d'environ trois degrés par seconde.
Le signal fourni par l'amplificateur 91, en réponse aux signaux qu'il reçoit des conducteurs 6 et du limi teur 93, représente l'écart entre la vitesse de variation réelle da/dt et la vitesse de variation demandée. Ce signal est appliqué aux bornes d'un potentiomètre 102 et le signal fourni par une prise préréglée 103 de ce potentiomètre est appliqué à des dispositifs indicateurs (non représentés) qui sont tous deux analogues à ceux représentés à la fig. 2.
Le pilote reçoit ainsi des instruc tions qui, s'il en tient compte, permettent d'obtenir une trajectoire de vol satisfaisante, tout en assurant que, durant l'ascension, lorsque le taux de modification d1#/dt est nul, l'accélération vers l'avant dV/dt de l'avion a la valeur donnée requise (dV/dt)d.
Bien que la composante d'accélération donnée (dV/dt)d de la demande de variation de l'angle d'incli naison soit décrite, dans le cas de cet instrument, comme provenant d'un dispositif spécial 100, cette composante peut provenir d'un ajustement de bascule de l'axe de donnée du dispositif accélérométrique (correspondant à l'accéléromètre 11 de la fig. 1) par rapport à l'axe de tangage donné de l'avion, ou d'une manipulation de la donnée zéro du signal de sortie de l'accéléromètre.
Dans le cas en question, la loi directrice comprenant la com posante (dV/dt)a n'a besoin d'être utilisée que pour des manoeuvres de décollage court et l'instrument peut ser vir simplement pour fonctionner selon la loi directrice fondamentale de l'équation (1), quand il s'agit d'une manoeuvre conventionnelle de décollage. La commuta tion à la loi fondamentale s'opère dans ce cas en ouvrant simplement l'interrupteur 99.
(Au besoin, l'interrupteur 99 peut être supprimé, en prévoyant par exemple, dans ce cas, que la commande qui détermine la valeur de la composante de l'accélération donnée est remise à zéro lorsqu'il faut appliquer la loi fondamentale.) Il va de soi que l'instrument décrit ci-dessus en se référant à la fig. 5 peut être au besoin modifié pour fonctionner de la même façon que l'instrument décrit en se référant aux fig. 1, 2 et 3, :lorsque l'interrupteur 99 est ouvert.
Dans l'un et l'autre des instruments décrits, l'arran gement indicateur, plutôt que de comprendre un servo- dispositif (42 à 52) et un cylindre (53) comme repré senté à la fig. 2, peut comprendre un indicateur de zéro central, d'un type conventionnel par exemple. Cepen dant, au lieu d'utiliser un signal provenant des instru ment décrits ci-dessus pour assurer directement une indication visuelle, ce signal peut être utilisé dans des arrangements plus complexes. Par exemple, dans le cas d'un dispositif entièrement automatique ou semi-auto matique de décollage, le signal peut être utilisé plus directement dans la commande de l'avion.