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Pefectionnements relatifs aux surfaces de contrôle ou plans auxiliaires d'orientation des aéroplanes".
La présente invention a pour objectif de réaliser un ap- pareil permettant d'exercer sur les aéroplanes le contrôle de leur orientation à de nombreuses amplitudes d'angles d'envolée, y compris les plus grands angles d'incidence auxquels, dans les conditions ordinaires, l'avion serait livré à l'inertie et n'obéirait plus à aucune commande
L'invention comporte l'emploi de surfaces régulatrices ou de contrôle (que, pour plus de simplicité nous dénommerons "contrôleuses" dans le texte qui va suivre) dont la position angulaire peut être réglée par rapport à des axes latéraux et qui sont placées à l'air libre de façon à ne pas être solidai- res des surfaces d'ailes.
Les axes de ces contrôleuses se trou- vent en arrière du centre de poussée de la surface sustentatrice totale des ailes, et ces contrôleuses sont équipées de moyens permettant non seulement le réglage mutuel de leur position angulaire , mais en outre une mise au point différentielle de leurs inclinaisons relatives.
Grâce à l'adaptation libre de ces contrôleuses, qui n'ont donc à suivre aucune surface fi- @ xée, ainsi qu'à la possibilité de régler leurs inclinaisons
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soit collectivement pour les deux sont différentiellement pour l'une et l'autre ces contrôleuses peuvent maintenir les angles du vol à une amplitude effective, et elles se prêtent au ré- glage soit par rapport aux ailes principales, soit par rapport l'une à l'autre , afin que l'équilibrage et le contrôle de 1' avion prissent toujours avoir lieu quelque soit l'angle d'at- taque dans l'air qui pourra exister, à n'importe quel moment, pour les plans principaux ou grandes ailes de l' aéroplane.
Cette invention est particulièrement susceptible d'appli- cation aux types d'aéroplanes dont les ailes principales sont ramenées en arrière et de préférence à force décroissante avec incidence atténuée vers les bouts d'ailes. Ce type d'avion ne comporte aucun plan de queue ou élévateur derrière le corps, qui de préférence a peu de longueur. En adoptant cette atténu- ation d'incidence vers les bouts d'ailes et en ramenantcelles -ci en arrière, on a pour but de réduire autant que possible le déplacement du centre de poussée de la ou des ailes princi- pales.
La section d'aile peut, elle aussi , être variée dans le sens de la portée , et l'on vise à réduire le déplacement du centre de poussée afin que les angles de vol que doivent avoir les contrôleuses pour réaliser l'équilibrage, soient aussi petits que possible en laissant ainsi la plus grande latitude possible au mouvement des dites contrôleuses pour opérer leur fonction, qui consiste à commander l'avion. Toutefois, plutôt que d'adapter des plats ou ailerons devant suivre les extrémi- tés extérieures des ailes principales dans le but de permettre un tel contrôle, on préfère employer des contrôleuses s'éten- dant latéralement au-delà des dites ailes.
Par suite de ce que les plans principaux ont été ramenés en arrière , ces contrôleuses se trouvent derrière le centre de gravité de l'avion, et toute variation quelconque dans la somme des levées respectivement exercées sur les deux contrô- leuses donnera lieu à un couple de forces agissant autour d'un
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axe transversal passant par le centre de gravité, d'où résul- tera un tangage de l'avion. D'autre part toute différence en- tre les efforts de levée aux deux contrôleuses donnera lieu à un couple de forces agissant autour d'un axe longitudinal dans le sens de la trajectoire du vol, ce qui provoquera plutôt un roulis de l'aéroplane .
Les changements de levée nécessaires pour opérer le con- trôle du piquage ou tangage s'obtiennent en faisant tourner les deux contrôleuses simultanément, tandis que les différen- ces de levée nécessaires pour opérer le contrôle du roulis peuvent être obtenues, soit en faisant tourner les deux contrô- leuses simultanément et en sens inverses l'un de l'autre,soit en faisant tourner en sens mutuellement inverses des pans de rallonge adaptés à charnière au dos de ces contrôleuses.
Comme ces contrôleuses se trouvent au-delà des ailes prin -cipales de l'avion, elles peuvent fonctionner dans une ambi- ance d'air relativement libre , et ne subir que très peu d'in- fluence de l'air passant sur ces ailes; par conséquent, du fait que les contrôleuses ne sont jamais réduites à l'inertie , on peut les faire servir pour commander le vol de l'avion même lorsque les grandes ailes de celui-ci sont réduites à cette inaction et lorsque des ailerons rattachés aux champs arrière des dites ailes y sont eux-mêmes réduits .
L'axe de rotation de chacune des contrôleuses est légère- ment en avance par rapport au point occupé par le centre de poussée lorsque les dites contrôleuses traversent l'atmosphère à raison d'angles de vol ayant une amplitude effective .
Le moyen employé pour donner à ces contrôleuses la mise an point angulaire qui est indispensable , peut consister soit en l'emploi de deux agents de commande distincts, soit en la combinaison de l'un et l'autre, telle que la barre dite "manche à balai" (jpy-stick) que l'on peut par exemple mouvoir de façon à ce que , avancée ou reculée , elle provoque respec-
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tivement une inclinaison de haut en bas ou de bas en haut en même temps chez l'une et l'autre des contrôleuses , tandis que poussée du côté droit ou du côté gauche , donc mue latéralement elle donne à ces contrôleuses une mise au point différentielle en ce sens qu'elle change la position d'une des contrôleuses de bas en haut et change celle de l'autre de haut en bas, ou invers ement
Les gouvernails de l'avion,
pour lesquels on adoptera de préférence le type à simple effet, peuvent être montés plus bas que les ailes fixées, et le plus loin du centre de l'avion qu'il sera pratiquement possible ; si les moyens mécaniques disponibles le permettent, ils pourront être montés sur les contrôleuses mêmes afin d'augmenter encore leur éloignement du centre de l'avion- Les opérations de réglage des angles de gouvernails ont lieu dans le sens extérieur à leurs champs ex- trêmes; de préférence , ces gouvernails seront pourvus d'une charge plus ou moins équilibrante , en ce sens qu'on reportera leur point de pivotement suffisamment loin derrière le champ de tête.
Ces gouvernails peuvent être , ou bien actionnés un seul à la fois, dans le but de déterminer pour l'aéroplane un moment de rotation , ou bien l'être ensemble , de façon à faire office de freins dans l' air.
L'on peut d'ailleurs adjoindre des freins d'air ou des surfaces de résistance à chaque aile , en sus des gouvernails, ce qui aura pour effet de répartir entre ceux-ci et les freins la double fonction de freiner et diriger, au lieu d'avoir les deux actions combinées dans un agencement comme c'est le cas pour le système décrit ici en particulier.
L'on a proposé déjà dans le cas d'avions monoplans ayant des ailes étendues latéralement dans le sens perpendiculaire à l'axe longitudinal, d'adapter à pivotement soit des ailerons simples soit des ailerons bi-plans aux bouts des dites ailes, l'axe étant le même aux deux côtés; seulement, dans les dis-
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positifs que l'on a produises jusqu'ici, les axes des ailerons à pivotement n'ont pas été placés derrière le centre de poussée ou en tout cas ils ne l'ont pas été à une distance suffisante derrière ce centre de poussée pour aboutir à la production d' un couple de tangage par leur mise au point collective dans la même direction.
On a également recouru à des ailerons ou pans rabattables adaptés à charnières aux champs postérieurs des grandes ailes derrière le centre de poussée de la surface sustentatrice totale des dites ailes; bien qu'on les eût choisis de façon à être ré -glables ensemble et dans des directions opposées, tous ces systèmes d'ailerons ou pans étaient immédiatement solidaires des surfaces d'ailes fixées, ce qui les rendait inopérants au cas où les grandes ailes étaient réduites à l'inertie, en sorte de'ne pouvoir opérer un contrôle sur les mouvements de roulis ou de tangage.
La présente invention va être maintenant décrite en réfé- rence aux dessins annexés, qui représentent un mode de construc- tion d'un avion monoplan ou glisseur construit de conformité avec la dite invention. Il va sans dire que l'on peut adaptera cet avion un moteur et des hélices.
Dans ces dessins, la figure 1 donne la vue en élévation de face et la figure 2 une vue en plan de l'avion ; lafigure 3 est une vue d'extrémité de l'assemblage de la grande aile et de l'agencement de contrôle , tandis que la figure 4 est un schéma représentant un moyen applicable pour actionner les con -trôleuses. La figure 5 est une élévation latérale de l'avion; la figure 6 en est une vue en plan qui montre les gouvernails ainsi que les moyens dans le fout d'actionner ceux-ci; la fi- gure 7 montre un détail relatif aux moyens servant à régler la position de la barre de gouvernail.
La figure 8 est une vue en coupe et la figure 9 une vue en plan d'une de ces contrôleuses équipée d'un pan tournant qui peut être actionné indépendamment
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de toute autre partie, tandis que la figure 10 fait voir une contrôleuse dans deux positions qu'elle peut occuper, adjointe d'un système de relai pour son actionnement. La figure 11 est une vue en plan de la contrôleuse équipée de ce relai. Enfin, les figures 12 et 13 sont analogues aux figures 10 et 11, mais elles se rapportent au cas où le relai est rattaché directement à la contrôleuse , pour en former partie .
Dans l'exemple de construction ici représenté , les gran- des ailes A et B sont disposées de façon à s'étendre respecti- vement à bâbord et à tribord relativement à un fuselage' ou corps central C, le tout formant une aile d'une venue les par- ties A et B sont ramenées en arrière et vont quelque peu en diminuant. Aux bouts des ailes A et B, on adapte à pivotement des contrôleuses de bâbord et de tribord D et E, tournant autour des axes D' et E', autour desquels elles peuvent être tournées ensemble dans la même direction de réglage angulaire ou bien dans des directions opposées, selon la nécessité qui se pré- sente . les contrôleuses D et E peuvent, selon les figures , être prolongées par des extensions D' et D2 à charge équilibran- te , en sorte de coopérer à l'équilibrage des dites contrôleuses D et E.
L'inclinaison de celles-ci est régla.ble au moyen d'une barre F dite "manche à balai" (joy stick) montée sur un joint universel F' et portant au bas un joint à charnière F2 où se rattache le bout avant d'une bielle F3. Le bout arrière de celle ci est assemblé à charnière avec un levier coudé ou sonnette G pourvu d'une tête entretoisée G' à son bout arrière, et pivo- tant lui-même sur un joint universel G2. Ce mécanisme provoque les mouvements en avant et en arrière du manche à balai F ainsi que l'abaissement de la tête entretoisée G', tandis que, aux mouvements de balancement de cette barre F dans le sens de bâ- bord et de tribord, la tête entretoisêe est elle-même basculée en sorte que ses bouts sont déplacés verticalement dans des sens
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inverses.
L'extrémité de cette tête G' qui est tournée à bâbord est reliée par une bielle H à un levier coudé ou sonnetteH' dont l'autre bras se rattache par une bielle H2 à un levier coudé eu sonnette H3 dont l'autre bras se rattache par une bielle H4 avec un 'bras H5 qui est, solidaire de la contrôleuse D à laquelle il se rattache .
Il existe la même succession de pièces articulées pour l'extrémité de la tête G' qui est tournée à tribord, c'est à dire , la série d'organes J, J', J2, J3, J4 et J5 reliant cete extrémité de tribord avec la contrôleuse de tribord EW
C'est par le jeu des liaisons sus-exposées que les mouve- ments en arrière et en 'avant de la barre de manoeuvre F forceront les contrôleuses D et E à tourner simultanément dans le même sens pour aboutir à la levée ou à l'abaissement de leurs champs ar- rière, tandis que , si cette barre F est bougée par un mouvement latéral basculant soit à bâbord, soit à tribord, les contrôleuses devront tourner simultanément dans des sens opposés :
autrement dit, quand l'un des champs arrière de l'une des contrôleuses sera relevé , le champ arrière de l'autre contrôleuse sera abaissé
Il est nécessaire pour aboutir à un fonctionnement efficace de ces contrôleuses D et E. que celles-ci aient une surface plus grande que ce n'est généralement le cas pour les ailerons adjoints aux aéroplanes ordinaires.. Naturellement, l'efficacité du con- trôle latéral est d'autant plus grande qu'il y a plus d'écarte- ment entre le mécanisme et l'axe longitudinal de l'avion et, pour autant que les expérimentations l'aient démontré jusqu'ici, ces contrôleuses devront avoir une surface non inférieure à un di- xième de la superficie des grandes ailes fixées.
En outre , on donnera de préférence à ces contrôleuses une surface et une por- tée qui les rendront capables de neutraliser absolument ou pres- qu'absolument l'effet du maximum de couple auto rotatoire insta- ble venant de la ou des grandes ailes, toujours possible au- delà du point auquel elles sont livrées à l'inertie. Ce couple
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et par conséquent la dimension nécessaire pour les contrôleuses dépendra des caractéristiques des sections qu'auront les ailes adaptées le long de leur portée.
Si l'on considère plus particulièrement les figures 5,6 et 7, on y verra que les gouvernails K K sont montés sur des axes k' K" en dessous des parties A B des ailes se trouvant res -pectivement à bâbord et à tribord, et qu'ils sont espacés le plus possible du centre de l'aéroplane. Les axes K' K' se trou- vent à quelque distance derrière les champs directeurs des gou- vernails K K et contribuent au balancement des dits gouvernails dans une certaine mesure .
Les gouvernails K K sont actionnés et contrôlés par la barre timonière L reliée par les bielles L' à des bras saillants L2 fixés aux dits gouvernails, cette barre timonière L étant supportée sur un pivot central G susceptible d'être avancé lors- que c'est nécessaire.
Le pivot M de la barre timonière peut, selon la figure 7, être supporté par un levier à deux bras M'ayant son pivotement en M2 sur la charpente ou ossature de l'avion, et reliépar une bielle M3 avec un levier à main M4,
Lorsqu'il s'agit d'actionner les gouvernails K K, soit pour diriger l'avion soit pour le faire virer, on fait prendre à la barre timonière un mouvement angulaire autour de son pivot M; mais lorsqu'on veut plutôt faire agir les gouvernails comme des freins d'air, on manoeuvre le levier à main M4 qui, par 1' intermédiaire de la bielle M4 et du levier M32 provoque l'avan- cement de la barre timonière; alors par l'action des raccords L'et L2 les deux gouvernails sont tournés en même temps vers l'extérieur, ainsi qu'on l'a indiqué en traits pointillés à la figure 6 ;
et, quand les pièces occupent cette position, l'on peut opérer le contrôle en imprimant à la barre timonière des mouvements angulaires comme précédemment, l'angle d'inclinaison
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d'un des gouvernails étant diminué à mesure que celui de l'au- tre gouvernail est augmenté. Quand les gouvernails faisant of- fice de freins d'air sont tournés tous deux complètement à l' extérieur, ce contrôle ne peut plus demeurer exerçable sur eux, qu'à condition de diminuer l'angle pour l'un d'eux.
Si l'on consulte à présent plus particulièrement les fi- gures 7 et 8, on y verra que N désigne un pan rabattable as- semblé à charnière avec la partie de la contrôleuse la plus en arrière, et actionné par un levier séparé. Cette séparation des pans rabattables, en indépendance de fonctionnement des contrôleuses, permet un réglage du mouvement de roulis sans que l'on doive nécessairement régler les contrôleuses elles- mêmes. le pan N est actionné par un bras N' relié avec une bielle N2, pour effectuer le réglage de contrôleuses d'aussi grandes dimensions, il peut être avantageux d'interposer un relai, tel, ,par exemple, qu'un champ entraîné auxiliaire pour chaque con- trôleuse, ce qui offre l'avantage de soulager le pilote d'un travail superflu dans cette opération.
les figures 10 et Il donnent des exemples de relais de ce genre. Dans ces dispositions, les contrôleuses sont montées de façon à tourner librement Sur leurs axes, et elles ont leur position angulaire réglée au moyen de relais 0, dont chacun, dans l'exemple représenté aux figures 10 et 11, est supporté à l'extrémité d'un boute-hors O', ces relais ayant leur incli- naison contrôlée à l'aide de bras 02 et de bielles 03. les deux positions représentées dans la figure 10 font voir comment, en imprimant un mouvement angulaire au relai 0 par la manoeuvre de son bras 02 et de la bielle 03, la contrôleuse est amenée à tourner sur son axe et à changer Son orientation, le tout ayant lieu sans nécessité de recourir à des leviers de contrôle
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séparée.
Bien entendu, les relais pourraient aussi s'employer purement et simplement pour parfaire l'actionnement direct des contrôleuses.
Les figures 12 et 13 représentent des relais analogues, qui, toutefois, sont rattachés directement aux contrôleuses.
Bien que la présente invention ait été décrite en tant qu'appliquée à un avion du type non équipé d'une queue, il est évident quelle est tout aussi susceptible d'application à des aéroplanes avec plan de queues, pourvu que l'entièreté de la surface horizontale de queue puisse être tournée suivant des angles plus grande que ceux généralement pratiqués, afin de 1' empêcher de succomber à l'inertie et de devenir par conséquent inefficace comme organe de contrôle.
Grâce au fonctionnement des machines construites selon la présente invention, comme il est possible d'effectuer à pe- tite vitesse une descente en pente raide sans perdre le con- trôle sur les organes, il devient également possible d'effec- tuer les atterrissages dans des espaces très restreints; et, comme l'angle de descente ne peut pas être sensiblement modifié immédiatement avant l'atterrissage, il pourra être nécessaire dans certaines circonstances, de recourir à des trains de roues porteurs capables d'absorber la oomposante verticale de la vitesse de 1'.avion quel que puisse être l'angle de descente.
Bien que l'on ait représenté ici les axes des contrôleu- ses comme suivant l'inclinaison d'ailes ramenées en arrière, ces contrôleuses peuvent être coaxiales, ou bien inclinées suivant n'importe quel angle intermédiaire ou avoir n'importe quelle obliquité par rapport à l'axe longitudinal de l'avion.
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Improvements relating to control surfaces or auxiliary planes for orientation of airplanes ".
The object of the present invention is to provide an apparatus making it possible to exercise on airplanes the control of their orientation at numerous amplitudes of angles of flight, including the greatest angles of incidence at which, under ordinary conditions , the aircraft would be left to inertia and would no longer obey any command
The invention involves the use of regulating or control surfaces (which, for the sake of simplicity we will call "controllers" in the text which follows), the angular position of which can be adjusted with respect to lateral axes and which are placed at in the open air so as not to be integral with the wing surfaces.
The axes of these controllers are located behind the center of thrust of the total lift surface of the wings, and these controllers are equipped with means allowing not only the mutual adjustment of their angular position, but also a differential focusing of their relative inclinations.
Thanks to the free adaptation of these controllers, which therefore do not have to follow any fixed surface, as well as the possibility of adjusting their inclinations
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either collectively for the two are differentially for the one and the other these controllers can maintain the angles of the flight at an effective amplitude, and they lend themselves to the adjustment either with respect to the main wings, or with respect to each other. the other, so that the balancing and the control of the plane always take place whatever the angle of attack in the air which may exist, at any time, for the main planes or. large wings of the airplane.
This invention is particularly susceptible of application to types of airplanes whose main wings are brought back and preferably at decreasing force with reduced incidence towards the wing tips. This type of airplane does not have any tail plane or riser behind the body, which preferably has little length. By adopting this attenuation of incidence towards the wing tips and by bringing them backwards, the aim is to reduce as much as possible the displacement of the center of thrust of the main wing or wings.
The wing section can also be varied in the direction of the range, and the aim is to reduce the displacement of the center of thrust so that the flight angles that the controllers must have to achieve balancing are as small as possible, thus leaving the greatest possible latitude for the movement of said controllers to operate their function, which consists of controlling the aircraft. However, rather than adapting flats or ailerons to follow the outer ends of the main wings for the purpose of allowing such control, it is preferred to employ controllers extending laterally beyond said wings.
As a result of the main planes being pulled back, these controllers are behind the aircraft's center of gravity, and any variation in the sum of the lifts exerted on the two controllers respectively will result in torque. of forces acting around a
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transverse axis passing through the center of gravity, which will cause the airplane to pitch. On the other hand, any difference between the lifting forces at the two controllers will give rise to a couple of forces acting around a longitudinal axis in the direction of the flight path, which will rather cause the aircraft to roll.
The changes in lift necessary to operate the nose down or pitch control are obtained by rotating both controllers simultaneously, while the differences in lift necessary to operate the roll control can be obtained by either rotating the controllers. two controllers simultaneously and in opposite directions to each other, or by rotating in mutually opposite directions extension panels adapted to hinge on the back of these controllers.
As these controllers are located beyond the main wings of the aircraft, they can operate in a relatively free air environment, with very little influence from the air passing over them. wings; therefore, since the controllers are never reduced to inertia, they can be used to control the flight of the aircraft even when the large wings of the latter are reduced to this inaction and when ailerons attached to the aircraft. rear fields of said wings are themselves reduced there.
The axis of rotation of each of the controllers is slightly in advance with respect to the point occupied by the center of thrust when said controllers cross the atmosphere at the rate of angles of flight having an effective amplitude.
The means employed to give these controllers the angular focus which is essential, can consist either in the use of two distinct control agents, or in the combination of both, such as the so-called bar " broomstick "(jpy-stick) that we can for example move so that, forward or backward, it causes respect.
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tilting up and down or down and up at the same time in both controllers, while pushing to the right or left side, so shifting laterally it gives these controllers differential focus in the sense that it changes the position of one of the controllers from bottom to top and changes that of the other from top to bottom, or vice versa
The rudders of the plane,
for which the single-acting type will preferably be adopted, can be mounted lower than the fixed wings, and as far from the center of the airplane as is practically possible; if the mechanical means available allow it, they can be mounted on the controllers themselves in order to further increase their distance from the center of the airplane. The operations for adjusting the rudder angles take place in the direction outside their extreme fields ; preferably, these rudders will be provided with a more or less balancing load, in the sense that their pivot point will be transferred sufficiently far behind the head field.
These rudders can either be actuated only one at a time, in order to determine a torque for the airplane, or else be actuated together, so as to act as brakes in the air.
It is also possible to add air brakes or resistance surfaces to each wing, in addition to the rudders, which will have the effect of distributing between them and the brakes the dual function of braking and steering. instead of having the two actions combined in one arrangement as is the case for the system described here in particular.
It has already been proposed in the case of monoplane airplanes having wings extended laterally in the direction perpendicular to the longitudinal axis, to adapt to pivoting either single ailerons or bi-plane ailerons at the tips of said wings, 'axis being the same on both sides; only, in the dis-
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positive results that we have produced so far, the axes of the pivoting ailerons have not been placed behind the center of thrust or in any case they have not been at a sufficient distance behind this center of thrust to achieve to producing a pitch torque by their collective focus in the same direction.
We also have recourse to folding fins or flaps adapted to hinge on the posterior fields of the large wings behind the center of thrust of the total support surface of said wings; although they had been chosen so as to be adjustable together and in opposite directions, all these aileron systems or sections were immediately integral with the fixed wing surfaces, which made them inoperative in case the large wings were reduced to inertia, so as to be able to operate a control on the movements of roll or pitch.
The present invention will now be described with reference to the accompanying drawings, which show one embodiment of a monoplane or glider aircraft constructed in accordance with said invention. It goes without saying that we can adapt this plane an engine and propellers.
In these drawings, Figure 1 is the front elevational view and Figure 2 is a plan view of the aircraft; Figure 3 is an end view of the large wing assembly and control arrangement, while Figure 4 is a diagram showing applicable means for actuating the control units. Figure 5 is a side elevation of the aircraft; FIG. 6 is a plan view thereof which shows the rudders as well as the means in the yoke for actuating them; Figure 7 shows a detail relating to the means for adjusting the position of the rudder bar.
Figure 8 is a sectional view and Figure 9 a plan view of one of these controllers equipped with a rotating pan which can be operated independently
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from any other part, while FIG. 10 shows a controller in two positions that it can occupy, together with a relay system for its actuation. FIG. 11 is a plan view of the controller equipped with this relay. Finally, Figures 12 and 13 are similar to Figures 10 and 11, but they relate to the case where the relay is attached directly to the controller, to form part of it.
In the construction example shown here, the large wings A and B are arranged so as to extend respectively to port and starboard relative to a fuselage or central body C, the whole forming a wing of A coming the parts A and B are brought back and go somewhat decreasing. At the ends of wings A and B, port and starboard controllers D and E are adapted to pivot, rotating around axes D 'and E', around which they can be rotated together in the same direction of angular adjustment or else in in opposite directions, according to the need that arises. the controllers D and E can, according to the figures, be extended by extensions D 'and D2 with load balancing, so as to cooperate in the balancing of said controllers D and E.
The inclination of these is adjustable by means of a bar F called a "joy stick" mounted on a universal joint F 'and carrying at the bottom a hinged joint F2 where the front end is attached. a connecting rod F3. The rear end of this is hinged with an elbow lever or bell G provided with a braced head G 'at its rear end, and itself pivoting on a universal joint G2. This mechanism causes the forward and backward movements of the joystick F as well as the lowering of the braced head G ', while, with the rocking movements of this bar F in the direction of port and starboard, the braced head is itself tilted so that its ends are moved vertically in one direction
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inverse.
The end of this head G 'which is turned to port is connected by a connecting rod H to an angled lever or bell H' whose other arm is attached by a connecting rod H2 to an angled lever to the bell H3 whose other arm is attached. attached by a connecting rod H4 with an 'H5 arm which is integral with the controller D to which it is attached.
There is the same succession of articulated parts for the end of the head G 'which is turned to starboard, that is to say, the series of members J, J', J2, J3, J4 and J5 connecting this end of starboard with the EW starboard controller
It is by the play of the above-mentioned links that the backward and forward movements of the maneuvering bar F will force the controllers D and E to turn simultaneously in the same direction to result in the lifting or the lifting. lowering of their rear fields, while, if this bar F is moved by a lateral tilting movement either to port or to starboard, the controllers will have to turn simultaneously in opposite directions:
in other words, when one of the back fields of one of the controllers is raised, the back field of the other controller will be lowered
It is necessary to achieve efficient operation of these controllers D and E. that they have a larger surface area than is generally the case for the ailerons attached to ordinary airplanes. Naturally, the efficiency of the controller. The greater the distance between the mechanism and the longitudinal axis of the airplane, the greater the distance between the mechanism and, as far as experiments have shown so far, these controllers must have an area not less than one tenth of the area of the large attached wings.
Furthermore, these controllers will preferably be given a surface area and a range which will make them capable of neutralizing absolutely or almost absolutely the effect of the maximum unstable self-rotating torque coming from the large wing (s), always possible beyond the point at which they are given over to inertia. This couple
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and therefore the size required for the controllers will depend on the characteristics of the sections that the wings will have adapted along their span.
If we consider more particularly Figures 5, 6 and 7, it will be seen that the rudders KK are mounted on axes k 'K "below the parts AB of the wings located respectively to port and starboard, and that they are spaced as far as possible from the center of the airplane. The K 'K' axes lie some distance behind the directing fields of the KK rudders and contribute to the sway of said rudders to a certain extent.
The KK rudders are actuated and controlled by the wheel bar L connected by the connecting rods L 'to projecting arms L2 fixed to the said rudders, this beam bar L being supported on a central pivot G capable of being moved forward when it is necessary. necessary.
The pivot M of the tiller bar can, according to figure 7, be supported by a lever with two arms M having its pivoting in M2 on the frame or frame of the aircraft, and connected by a connecting rod M3 with a hand lever M4 ,
When it comes to actuating the rudders K K, either to steer the airplane or to make it turn, the wheel bar is made to take an angular movement around its pivot M; but when it is more desirable to make the rudders act as air brakes, the hand lever M4 is operated, which, by means of the connecting rod M4 and the lever M32, causes the drawbar to advance; then by the action of the connectors L'and L2 the two rudders are turned outwards at the same time, as indicated in dotted lines in FIG. 6;
and, when the pieces occupy this position, the control can be carried out by imparting angular movements to the wheel bar as before, the angle of inclination
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of one rudder being decreased as that of the other rudder is increased. When the rudders acting as air brakes are both turned completely outward, this control can no longer be exercised over them, unless the angle is reduced for one of them.
If we now look more particularly at Figures 7 and 8, we will see that N denotes a hinged flap assembled with the rearmost part of the controller, and actuated by a separate lever. This separation of the hinged panels, independent of the operation of the controllers, allows adjustment of the rolling movement without necessarily having to adjust the controllers themselves. the pan N is actuated by an arm N 'connected with a connecting rod N2, to adjust controllers of such large dimensions, it may be advantageous to interpose a relay, such as, for example, an auxiliary driven field for each controller, which offers the advantage of relieving the pilot of unnecessary work in this operation.
Figures 10 and II give examples of relays of this kind. In these arrangements, the controllers are mounted so as to rotate freely On their axes, and they have their angular position adjusted by means of relays 0, each of which, in the example shown in Figures 10 and 11, is supported at the end of a bottle-out O ', these relays having their inclination controlled by means of arms 02 and rods 03. the two positions represented in figure 10 show how, by imparting an angular movement to relay 0 by the maneuver of its arm 02 and the connecting rod 03, the controller is made to turn on its axis and to change its orientation, all taking place without the need to resort to control levers
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separate.
Of course, the relays could also be used purely and simply to improve the direct actuation of the controllers.
Figures 12 and 13 show similar relays, which, however, are attached directly to the controllers.
Although the present invention has been described as applied to an aircraft of the type not fitted with a tail, it is obvious that it is equally susceptible of application to airplanes with a tail plane, provided that the whole of the horizontal tail surface can be rotated at angles greater than those generally practiced, in order to prevent it from succumbing to inertia and therefore becoming ineffective as a control member.
Thanks to the operation of the machines constructed according to the present invention, since it is possible to carry out a steep descent at low speed without losing control over the components, it also becomes possible to make landings in very small spaces; and, as the angle of descent cannot be substantially altered immediately before landing, it may be necessary in certain circumstances to resort to carrier wheelsets capable of absorbing the vertical component of the 1 'speed. plane whatever the angle of descent.
Although the axes of the controllers have been represented here as following the inclination of the wings brought back, these controllers can be coaxial, or else inclined at any intermediate angle or have any obliquity by relative to the longitudinal axis of the airplane.