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Construction d'aileron pour avions et aéronefs.
Cette invention a trait aux aéronefs,et plus par- ticulièrement à des perfectionnements apportés aux aile- rons et à leur dispositif de commande.
Une difficulté qu'on éprouve dans la construction des ailerons d'avion des types couramment employés est que, lorsque les ailes sont placées suivant un angle d'in- cidence élevé, les ailerons sont protégés et se meuvent dans des courants d'air turbulents et que, si le manche ou organe de manoeuvre occupe sa position médiane, les- dits ailerons ne sont pas situés dans la direction géné- rale des filets d'air à leurs extrémités. En pareil cas, on perd une grande proportion de l'effet décommande or- dinaire d'ailerons de ce genre.
Un objet important de la présente invention est d'établir un aileron perfectionné qui évite les diffi-
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ouïtes de ce genre. %'invention a en outre pour objet un aileron à l'aide auquel la commande d'un avion par les ailerons s'effectue d'une façon perfectionnée. Elle a en outre pour objet un aileron flottant/composé, et un dispo- sitif pour la commande de cet aileron,grâce auxquels une action très efficace est réalisme.
Dans la mise en pratique de l'invention, on peut prévoir aux extrémités des ailes ou à d'autres endroits de l'avion des ailerons flottants composés qui compren- nent chacun une partie principale ou aileron principal, et une partie auxiliaire ou aileron auxiliaire, attendant vers l'arrière, les positions qu'occupent lesdites par- ties, lorsque l'organe de manoeuvre occupe sa position neutre, étant déterminées par la direction des filets d'air se mouvant au contact des extrémités des ailes ou à un autre endroit de l'avion. Cette disposition assure une action efficace des 'ailerons lorsqu'on écarte l'organe de manoeuvre de sa position neutre, quels que soient les angles d'incidence des ailes.
Le dispositif de commando des ailerons peut être tel que le mouvement latéral com- muniqué au tanche ou organe de manoeuvre pour modifier l'inclinaison de la partie auxiliaire ou arrière des ai- lerons composés verrouille la partie principale dans la position qu'elle occupait sous l'influence des courants d'air et que, pendant la continuation du mouvement du manche, la partie principale des ailerons est immobilisée par rapport aux ailes, tandis que l'inclinaison de la partie auxiliaire par rapport à la partie principale aug- mente. De préférence, les pitiés principales des doux ailerons situés de/part et d'autre de l'avion sont reliées entre elles de telle sorte qu'elles pivotent conjointe- ment et simultanément vers le haut et vers le bas.
Sui- vant un autre mode de réalisation de l'invention, la mou- vement latéral du manche, s'il est poussa aqsez loin, a pour effet de faire pivoter la partie principale des
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ailerons en même temps que la partie auxiliaire, ce qui produit un effet plus grand que celui qui serait obtenu par cette dernière seule.
D.autres buts et avantages de l'invention ressor- tiront de ce qui suit :
Dans les dessins annexes : La. fig. 1 est la vue de face d'un avion établi suivant l'invention, cet avion étant supposé voler hori- zontalement et sur le point de virer, les parties auxiliai. res ou arrière des deux ailerons opposée étant inclinées d'angles différents. Dans ce mode de réalisation, les ai- lerons sont situés à l'extrémité des ailes.
La fig. 2 est une vue de coté, certaines parties étant représentées en pointillé.
La fig, 3 est une vue en plan, le profil du fuse- lage au-dessous des ailes et le dispositif de commande des parties mobiles prévues à l'extrémité des ailes étant indiqués en pointillé.
La fige 4 est une vue perspective fragmentaire représentant les ailerons flottants composés et le manche à balai ou-organe de manoeuvre, cette figure représentant aussi schématiquement les transmissions à l'aide desquel- les ledit organe détermine les positions des ailerons auxiliaires.
La fig. 5 est une vue fragmentaire analogue repré- sentant schématiquement une partie des liaisons prévues entre les deux ailerons principaux/et gfâce auxquelles ces ailerons sont contraints à se mouvoir conjointement vers le haut et vers le bas.
La fig. 6 est une coupe fragmentaire prise sui- vant un plan vertical contenant l'axe longitudinal du fuselage.
La fig. 7 est une vue de face fragmentaire avec coupe verticale suivant 7-7 (fig. 6).
La fig. 8 est une vue en plan fragmentaire avec
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coupe horizontale partielle suivant 8-8 (fig. 6).
:La fige 9 est une vue de coté (le l'aileron flottant composé situé à droite de l'avion, en regardant du coté interne de l'aileron, et représente dans positions diffé- rentes de l'aileron (l'une en trait plein, l'autre en traits misses) pour montrer que lorsque le manche a été amené à la position voulue pour relever l'aileron auxiliai- re, cet aileron est maintenu à la même inclinaison par rapport à l'aileron principale quelle que soit l'inclinai- son de l'aileron principal.
La fig. 10 est une vue analogue à la fig. 9, mais représente l'aileron auxiliaire incliné vers le bas par rapport à l'aileron principal.
:La fig. 11 est une vue analogue à la fige 8, mais dans laquelle certaines pièces ont été supprimées pour faire ressortir plus clairement la liaison entre le man- che et les ailerons auxiliaires.
La fig. 12 est une coupe suivant la-la (fig. 13).
La fig. 13 est une vue en plan de 1'extrémité ex- terne de l'aile de droite et de l'aileron flottant compo- sé correspondant, une partie de la construction étant bri- sée pour représenter les liaisons internes.
:La fig. 14 est une vue de face de la construction de la fig. 13, une partie du bottier étant brisée pour re- présenter les liaisons de commande interne.
La fig. 15 est une vue perspective analogue à la fig, 5, mais représentant un dispositif permettant de verrouiller les ailerons principaux, ou parties prinicpa- les des ailerons flottants composés, de façon à leur per- mettre de se mouvoir entièrement indépdamment l'un de l'autre pour venir occuper les positions dans lesquelles ils sont appelés à être verrouilles.
La. fig. 16 est une vue en plan d'un dispositif de commande applicable en/combinaison avec des crémaillères reliées aux ailerons flottants composés de la fig. 15,
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ce dispositif de commande étant tel que le mouvement du manche à partir de sa position centrale verrouille les crémaillères) et que la continuation du mouvement du man- ohe au-delà de certaines positions prédéterminées déplace les crémaillères pour permettre le pivotement des ailerons principaux.
La fig. 17 est une vue de face de la construction de la fig. 16, mais dans laquelle la crémaillère avant et le dispositif de guidage et (le commande de cette crémail- lère ntont pas été représentés.
La fig. 18 est une coupe suivant 18-18 ( fig. 16).
La. fig. 19 est une coupe suivant 19-19 (fig. 16) en regardant dans le sens des flèches.
La fig. 20 est une coupe suivant la marne ligne que la fige 19, mais en regardant dans le sens opposé.
Dans les dessins, 1 désigne chacune des ailes de support de l'avion et 8 chacun des ailerons flottants com- posés prévus aux extrémités externes desdites ailes. Cha- que aileron composé 8 comprend une partie principale ou aileron principal 3,et une partie auxiliaire ou aileron auxiliaire 4 pivotant sur l'extrémité arrière de la par- tie principale. Chaque aileron principal 3 est supporté de façon pivotante, près de son bord avant, par un dis- positif convenable tel qu'un arbre 5 monté pour tourner dans l'aile adjacente 1. et l'aileron auxiliaire 4 pivote par son bord avant sur le bord arrière de l'aileron prin- cipal 3 autour d'un arbre 6 qui est fixé rigidement à l'aileron auxiliaire de façon qu'il puisse être employé pour faire pivoter cet aileron.
Il est bien entendu que l'ensemble de chacun des ailerons composés est équilibré statiquement et aérodynamiquement autour de son axe de rotation principal.
Chaque aile 1 présente à son extrémité externe une feuillure ou partie découpée (fige. 3 et 13) s'étendant de son bord avant un point situé à l'arrière de l'arbre
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de commando 6 de l'aileron auxiliaire, et cet espace est occupé par un bottier 7 fixé à l'aile, lequel bottier s'étend au-dessus et au-dessous des surfaces supérieure et inférieure de l'extrémité de l'aile,et est destiné à recevoir une partie du dispositif de commande de l'aile- ron auxiliaire 4 et de l'aileron principal correspondant.
L'arbre 6 s'étend vers l'intérieur à travers une fente 8 (fig. 12) de la paroi externe du boîtier, laquelle fente présente la forme d'un arc de cercle décrit de l'axe de l'arbre 5 comme centre, .de sorte que l'arbre 6 peut se mouvoir librement dans ladite fente sans gêner les mouve- ments de pivotement de l'aileron principal 3 entre les limites déterminées par la longueur de la fente.
. La commande des ailerons auxiliaires est effec- tuée par l'intermédiaire dtun manche ou levier de manoeu- vre 9 placé centralement à l'intérieur du fuselage, devant le siège du pilote. Comme représenté, le levier 9 est mon- té pour effectuer un mouvement dans la direction avant- arrière grâce à un pivot transversal 10 (fige, 6 et 7) qui le relie à une pièce 11, et un mouvement latéral de ce levier est rendu possible par l'assemblage de l'extrémi- té inférieure de la pièce 11 avec un support fixa 12 grâ- ce à un axe 13 s'étendant dans la direction avant-arrière.
Le mouvement du levier 9 dans la direction avant-arrière peut effectuer, par/l'entremise d'un organe d'assemblage convenable 14, la commande d'un dispositif tel qu'un gouvernail de profondeur prévu à l'extrémité arrière du fuselage, mais la présente invention ne concerne que la commande effectuée par le mouvement latéral du levier 9. sur le levier 9 est monté, au-dessus du pivot 10, un organe 15 s'étendant transversalement au levier et dont les extrémités sont reliées aux extrémités d'un câ- ble 16.
De chacun de ces points d'attache, le câble s'é- tend vers l'extérieur jusque côté correspondant du fu- selage (fige. 5 6, 7 et 8) où il passe en partie autour
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d'une poulie 17, puis vers l'arrière jusqu'à un point situé au-dessous du nivaau des arbres 5, endroit où il pas- se autour d'une poulie 18 et monte jusqu'à un point ad- jacent au niveau des arbres 5, passant alors autour d'une poulie 19, pints vers l'extérieur jusqu'au côté interne du bottier correspondant 7 où il passe autour d'une poulie
20 (figs. 4, 13 et 14) montée dans une fente longitudina- le 21 de l'arbre correspondant 5, la longueur restante du câble 16 étant disposée à l'état tendu entre les poulies 20.
Chaque poulie 20 est assujettie à une roue dentée 22 (faisant de préférence corps avec elle) qui est aussi mon- tée dans la fente 21. Chaque roue dentée 22 engrène avec une denture de crémaillère 23 constituée sur une barre 24 qui s'étend vers l'arrière et pivote sur l'extrémité in- férieure d'un bras 25 fixé rigidement à l'extrémité inter- ne de l'arbre 6 commandant l'aileron auxiliaire corres- pondant 4. On voit que, grâce au dispositif de commande qui vient d'être décrit, l'élément auxiliaire et l'élé- ment principal de chaque aileron flottant composé reste- ront dans les mêmes positions relatives tant que le levier de manoeuvre n'aura pas été déplacé vers un côté ou vers l'autre, comme indiqué par les lignes enraits mixtes de la fig. 7.
Si l'on se reporte à la fig. 4, on voit que le déplacement du levier 9 vers la gauche de l'avion, comme indiqué par la flèche correspondante, a pour effet de dé- placer le câble 16 dans le sens des flèches s'y rapportant.
Ce mouvement du câble a lui-même pour effet de faire avan- cer la barre 24 située à droite de l'avion, et de faire pivoter vers le bas l'aileron auxiliaire correspondant , tandis que les parties situées à gauche de l'avion se dé- placent de telle sorte que l'aileron correspondant pivote vers le haut. Bien entendu, le moument du levier 9 vers l'autre cote de sa position médiane aurait l'effet opposé, c'est-à-dire ferait pivoter vers le haut l'aileron auxiliau-
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re 4 situé à droite de l'avion et vers le bas l'aileron auxiliaire 4 situé à gauche de l'avion.
Suivant un mode (le réalisation de l'invention, les parties principales 3 des ailerons sont reliées de telle sorte que lorsque l'une d'elles pivote vers le bas autour de l'axe de l'arbre correspondant 5, l'antre est contrain- te à pivoter aussi vers le bas, et vice versa.
A cet effet, il est prévu un dispositif qui peut comprendre (fige 5) un organe longitudinalement mobile 26 (représenté dans cette figure sous forme d'une crémaillère pour des raisons qui ressortiront de ce qui suit) et des câbles 27 relias aux extrémités dudit organe et s'étendant vers l'extérieur jusque des poulies 28 (voir aussi les figs. 6, 7 et 8), puis vers l'arrière juqu'à des poulies 29, puis vers le haut jusqutà des poulies 30, ces câbles passant ensuite vers l'extérieur à trravers les/ailes 1 pour aboutir à des poulies 31 (figs. 5, 13 et 14) montées dans les extrémités externes des ailes.
En quittant les poulies 31, les câbles 27 s'étendent vers l'extérieur et vers le bas pour pas- ser sur des poulies 38 montres dans les bottiers 7 et re- monter alors à des goupilles 33 faisant saillie sur les ailerons principaux 3.
Comme représenté dans la fig. 5, la goupille-33 de l'aileron principal 3 situé: à droite de l'avion, goupille à laquelle est relié le câble 27, est située à l'avant de l'arbre correspondait 5, et la goupille 33 de l'aileron principal de gauche, goupille à laquelle ce même câble est relié, est située à l'arrière de l'arbre correspondant 5.
Grâce aux liaisons qui viennent d'être décrites, le mouvement de l'aileron principal 3 situé à droite de l'a- vion vers le bas a pour effet qu'une traction est trans- mise par l'intermédiaire des câbles 27 et de la crémaillère 26 à la goupille 33 située à l'arrière de l'arbre 5 et à gauche de 1'arien, cette traotion agissant de façon à tirer égaiement vers le bas l'aileron principal de gauohe
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3.
Four que le mouvement vers le haut de l'aileron prin- cipal de droite 3 produise le même mouvement de l'aileron principal de gauche 3, le premier aileron peut lire muni d'une goupille semblable 33 qui s'étend vers l'intérieur en un point situé à l'arrière de l'arbre correspondant 5 et qui est reliée, par un dispositif analogue au disposi- tif de liaison qui vient d'être déorit, à une goupille 33 faisant saillie vers l'intérieur sur l'aileron principal de gauche 3 et placée à l'avant de l'arbre correspondant
5.
On remarquera que les goupilles 33 traversent des fen- tes arquées de la paroi prévue à l'extrémité externe du bottier 7 (fig. 12). les crémaillères 26 sont destinées à être employées pour verrouiller les ailerons principaux 3 dans les posi- tions dans lesquelles ils se trouvent au moment où l'on fait pivoter le levier 9 vers l'un ou l'autre des cotés pour faire pivoter les ailerons auxiliaires 4.
Ce ver- rouillage s'effectue en abaissant les crémaillères de fa- çon que les dents tournées vers le bas coopèrent avec les dents tournées vers le haut d'une crémaillère fixe 34 ( figs. 6, 7 et 8) située juste à l'avant du support 12. rabaissement des crémaillères peut être effectué à l'aide de leviers 35 pivotant sur des oreilles latérales oppo- sées 36 de la pièce 11, cas leviers étant munis à leurs extrémités internes respectives de doigts 37 s'étendant vers le bas et destinés à entrer en contact avec les cô- tés de la pièce 11 pour limiter le mouvement de descente des extrémités externes des leviers.
Toutefois, lesdites extrémités externes résistent à une pression vers le haut, cette résistance étant due à l'action d'un ressort 38 qui relie les doigts 37, et dont la force est telle qu'il main- tient normalement les doigts contre les oôtés de la pièce
11. Les leviers 35 sont munis à leur extrémité externe de goupilles 39 qui s'étendent vers l'avant et sur les- quelles sont montés des galets 40 suffisamment longs pour
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s'étendre en travers des deux crémaillères 26 Lorsqu'on fait pivoter le levier 9 vers un des cotés, 'le galet 40 qui se trouve de ce côté entre en contact avec les cré- maillères 26 et les pousse vers le bas contre la orémail-. lère fixe 34,
et si l'on continue à pousser le levier dans le même sens, le ressort 38 cède et permet ce mouve- ment.
Les crémaillères 26 sont supportées et guidées par une tringlerie à mouvements parallèles comprenant deux leviers coudés 41 (figs. 6, 7 et 8) pivotant en 42 sur des bras de support fixes 43, et une biellette 44 re- liée aux bras inférieurs desdits leviers coudés par des pivots 45. Les bras horizontaux des leviers coudas 41 sont munis de goupilles 46 traversant des fontes 47 des crémaillères 26. et ces dernières sont convenable ment maintenues sur losidtes goupilles par des moyens convena- bles tels que des têtes 48 prévues à l'extrémité avant desdites goupilles.
Les crémaillères 86 sont sollicitées, par un ressort 49 relié par un bout à la biellette 44 et par l'autre bout à une goupille fixe 50, vers leurs posi- tions supérieures déterminées par une goupille ou arrêt 51 s'étendant vars l'avant à partir du bras de support 43 situé à gaucho du fuselage, le rôle de oette goupille étant de limiter le mouvement du bras inférieur du levier coudé correspondant 41 vers la gauche.
On voit que, aussi longtemps que le levier 9 sera maintenu dans sa position neutre pendant le vol, les aile- rons flottants composés 3 s'adapteront à la direction des filets d'air passant près de leurs bords d'attaque, auto- matiquement et indépendamment de l'angle d'incidence des ailes, Toutefois, aussitôt que le pilote fait mouvoir la- téralement le levier de manoeuvre, un des galets de pous- sée 40 entre en contact avec le bord supérieur des cré- maillères 26 et pousse oes crémaillères vers la bas pour ,les faire engrener avec la crémaillère fixe 34.
les
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ailerons principaux 3 sont ainsi verrouillés de telle sorte qu'ils ne peuvent plus tourner par rapport aux ai- les 1, et les ailerons auxiliaires 4 peuvent être amenés par pivotement à toutes positions angulaires désirées par rapport aux ailerons principaux 3, les ailerons auxi- liaires restant en tout temps sous le contrôle du levier de manoeuvre.
Dans la commando d'un aéronef ou avion muni de ce mode de réalisation de l'invention, le pilote n'a plus besoin de s'occuper de régler la position des ailerons par rapport à la direction des filets d'air. Lorsque cha- que aileron principal 8 est tourné directement vers le courant d'air et que l'aileron auxiliaire fait un certain angle avec l'aileron principal, on obtient une "aéro- feuille" cambrée très puissante qui assure un grand mo- ment de roulement. Il est par conséquent possible de faire usage d'ailerons de surface plus petite et de réa- liser ainsi une économie dans le poids des ailerons et clos ailes.
Le mode de réalisation décrit jusqu'ici est desti- né au vol normal ordinaire ou, en d'autres termes, au vol effectué dans des conditions telles que la direction gé- nérale des filets d'air est approximativement la même aux deux ailerons.
11 est toutefois désirable, dans certains cas, par exemple comme dans les vols d'acrobatie, spécialement la descente en vrille, lorsque la direction relative que possèdent les filets d'air à l'un dos ailerons est très différente de celle qu'ils possèdent à l'autre aileron, de permettre à chacun des ailerons de s'adapter aux fi- lets d'air indépendamment da l'autre. C'est pourquoi on a prévu un second mode de réalisation représenté dans les figs. 15 à 20.
Comme représenté schématiquement dans la fig. 15, les ailerons principaux 3 s'adaptent chacun aux filets
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d'air indépendamment de l'autre. Dans ce mode de réali- sation, les goupilles 33 de l'un ou l'autre des ailerons principaux 3 ne sont pas reliées aux extrémités opposées de la même. crémaillère, mais sont reliées aux extrémités de différentes crémaillères 26, ce qui constitue deux appareils indépendants.
Par exemple, la goupille avant 33 prévue sur l'aileron principal de droite 3 est reliée à l'extrémité de droite d'une crémaillère 26 (dans ce cas/celle des deux crémaillères qui se trouve à barrière) par un câble 52 qui/s'étend vers le bas à partir de ladite goupille, passe au-dessous de la poulie correspondante 32, puis vers le haut et vers l'intérieur pour passer sur les poulies 31 et 50, puis vers le bas et au-dessous de la poulie 29, puis vers levant jusqu'à la poulie 28, d'où il passe à l'extrémité adjacente de la crémaillère arriè- re 26.
La goupille arrière 33 de l'aileron principal 3 est reliée à l'extrémité de gauche de la crémaillère ar- rière 26 par un câble 53 passant, alternativement dans un sens et en sens inverse, autour de poulies 32, 31 et 30, descendant ensuite à une poulie 54 et passant de là à une poulie 55 située à gauche du fuselage. En quittant la poulie 55, le câble 53 passe vers l'avant à une poulie 28 et autour de cette poulie pour aboutir à l'extrémité gauche de la crémaillère arrière 26. La. crémaillère avant 26 est reliée d'une manière analogue à l'aileron princi- pal de gauche 3.
Entre les limites ordinaires du mouve- ment latéral du levier 9, ce mouvement, quel qu'en soit le sens, a pour effet de verrouiller les ailerons princi- paux 3 par l'abaissement des crémaillères 26 et leur en- grènement avec la crémaillère fixe 24. Toutefois, suivant le présent mode de réalisation, un dispositif est prévu grâce auquel le mouvement des ailerons principaux 3 peut être produit positivement par un mouvement latéral du levier au-delà des limites ordinaires de son mouvement.
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Un mécanisme permettant de réaliser l'effet désiré est représenté dans les figs. 16 à 20 inclus. Dans ce mé- oanisme, chaque crémaillère 26 est supportée par sa pro- pre tringlerie à mouvements parallèles comprenant des le- viers coudés 41 et une biellette d'accouplement 44 sou- mise à l'action d'un ressort 49 dont le rôle est de main- tenir une crémaillère correspondante dans la position élevée.
'Dans cette construction,la pièce 11 sur laquelle pivote le levier de commande 9 est munie de pattes laté- rales 36 sur lesquelles pivotent des leviers coudés 35 dont les bras externes sont sollicités vers le bas par un ressort 38 reliant entre eux les bras ou doigts internes 47. Les bras externes des leviers sont aussi munis de goupilles 39 qui s'étendent vers l'avant et vers l'ar- rière suffisamment pour recouvrir les deux crémaillères
26 et qui portent des galets 40 destinés à entrer en con- tact avec le bord supérieur desdites crémaillères 26.
Lorsque le levier 9 est déplacé latéralement dans l'un quelconque des deux sens, les galets correspondants
40 s'abaissent s ur le bord supérieur des crémaillères 26 et poussent celles-ci contre les crémaillères normalement fixes 34a de façon à les faire entrer en prise avec ces dernières.
Ces crémaillères 34a sont destinées à être dé- placées sous certaines conditions et sont reliées à cet effet par un assemblage à pas de vis à des vis 56 s'é- tendant dans la direction longitudinale des crémaillères et tourillonnant dans des pièces fixes 57 de telle ma- nière qu'elles sont empêchées de se mouvoir longitudina- lement. La rotation de la vis avant 56 (vis de pas à gauche) dans le but de déplacer la crémaillère correspon- dante 34a peut être effectuée à l'aide d'un pignon 58 situé à gauche du fuselage (à droite de la fig. 1 6) et d'un secteur denté 59 engrenant avec ce pignon et monté sur un pivot 60 supporté par une colonne fixe 61.
Comme représenté dans les figs. 16,19 et 20, le
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secteur denté 59 est relié, en un point situé à l'avant du pivot 60, à un organe flexible d'un câble qui s'étend vers le bas, au-dessous d'une poulie 63 montre pour tour- ner autour de l'axe fixe d'un pivot 64, puis vers l'inté- rieur, et aboutit à un coulisseau 65 auquel il est assu- jetti.A carrière du pivot 60, un prolongement du secteur denté 59 est relié à un câble 66 qui s'étend vers le bas au-dessous dtune poulie 67, puis vers l'avant et vers l'autre coté du fuselagejusqu'au moment où il atteint une poulie 68 montée pour tourner autour d'un axe vertical et oppose à l'extrémité de droite du coulisseau 65.
Le câble 66 passa autour de la poulie 68 et est fixé à l'extrémité de droite du coulisseau 65. Ce dernier est normalement maintenu dans sa position centrale (fig. 16) par deux bras 69 montés par leur extrémité avant sur des pivots verti- caux 70 et sollicitas par un ressort 71 les reliant l'un à l'autre de façon qu'ils entrent en prise avec les côtés opposés d'une patte fixe 72. Le coulisseau 65 est muni d'une patte 73 qui s'étend vers l'avant et dont la largeur est telle qu'elle s'adapte entre les extrémités arrière des bras 69 lorsque ceux-ci sont en contact avec les cô- tés opposés de la patte fixe 72.
Sur son coté arrière, le coulisseau 65 est muni de deux pattes 74 qui sont placées, par rapport à une saillie avant d'une goupille 75 montée dans un prolongement inférieur de la pièce lla, de façon qu'elles puissent être actionnées par ladite goupille si le levier 9 recoit un mouvement de pivotement latéral d'am- plitude suffisante dans l'un quelconque des deux sens.
La vis arrière 56 est une vis de pas à gauche et porte à droite au fuselage un pignon 58 qui peut rece- voir un mouvement de rotation d'un secteur denté 59 engre- nant avec lui sur son côté avant et monté à l'aide d'un pivot 60 sur une pièce fixe ou colonne 61. Le secteur dent4 de droite 59 est commet par un second coulisser 65 monté à l'arrière de la pièce 11a et muni de pattes 74
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qui attendant vers l'avant et qui sont destinées à être actionnes par une partie de la goupille 75 faisant sail- lie vers l'arritère. L'extrémité dentée du secteur de droi- te est reliée à l'extrémité de droite du coulisseau ar- rière 65 par un câble 62a passant au-dessous d'une poulie 63a.
Loutre extrémité ou extrémité avant de ce secteur est reliée à l'extrémité de gauche du coulisseau arrière 65 par un câble 66a passant au-dessous d'une poulie 67a puis, vers la gauche et vers l'arrière, jusqu'à un point opposé à l'extrémité de gauche du coulisseau arrière 65.
En ce point, le câble 66a/passes autour d'une poulie 68a dont la position est telle que la partie comprise entre cette poulie et le coulisseau est parallèle au chemin dé- crit par le coulisseau. le fonctionnement de l'appareil représenté dans les fige. 15 à 20 inclus est essentiellement le suivant : Dans le mouvement de l'avion à travers l'air, lorsque le levier 9 occupe sa position médiane, les doux ailerons flottants composés 2 s'adaptent, indépendamment l'un de l'autre et de l'angle d'incidence des ailes, à la direc- tion des filets d'air qui s'écoulent à leurs bords d'at- taque.
Si l'on fait alors pivoter le levier 9 vers la gauche pour abaisser l'aileron auxiliaire 4 situé à droite de l'avion et élever l'aileron auxiliaire 4 situé à gauche dudit avion, les ailerons principaux 3 seront verrouillés dans les positions qu'ils occupaient à l'instant envisagé, ce verrouillage résultant de l'abaissement des orémaillè- res 26 et de leur engrènement avec les crémaillères norma- lement fixes 34a sous la poussée des galets 40 portés par les leviers 35, qui peuvent être actionnés par le levier
9 de la même manière que dans le premier mode de réalisa- tion de l'invention.
Lorsque ce verrouillage des crémaillères 26 est effectua la continuation du mouvement du levier dans le même sens a uniquement pour effet de modifier la direc-
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tion des ailerons auxiliaires 4 par rapport aux ailerons principaux correspondants 3 jusqu'au moment où les extré- mités de la goupille 75 entrent en contact crec les pat- tes 74 prévues aux extrémités de droite respectives des coulisseaux 65. la. continuation du mouvement du levier vers la gauche a non seulement pour effet de continuer le mouvement de pivotement des ailerons auxiliaires 4 dans le même sans, mais aussi de déplacer les crémaillères normalement fixes 34 et de produire ainsi le pivotement des deux ailerons principaux 3 par 1''intermédiaire des cê- bles 52 et 53.
Le mouvement du/coulisseau arrière 65 détermine, par l'intermédiaire des oâbles 6 et 66a, un mouvement d'abaissement de l'extrémité avant du secteur denté 59 et un mouvement d'élévation de l'extrémité arrière den- tée dudit secteur pour faire tourner la vis arrière 56 (de pas à gauche) dans le sens propre à faire mouvoir la crémaillère correspondante 34a vers la droite, ce qui abaisse la partie arrière de l'aileron principal de droite 3 pendant que l'aileron auxiliaire correspondant est en cours d'abaissement et produit ainsi un effet plus grand que celui qui pourrait être obtenu par l'aileron auxiliaire seul.
Le mouvement du coulisseau avant 65 vers la droite a pour effet ,de faire tourner la vis avant 56, de pas à gauche, dans le sens propre à faire mouvoir la crémaillère avant pour élever l'aileron principal de gauche 3 pendant que l'aileron auxiliaire correspondant 4 est en cours d'élévation, ce qui augmente l'effet ob- tenu par l'aileron auxiliaire.
Il y a lieu de noter ici ** et ceci est facile à comprendre pour l'homme du métier - que les principes de la présente invention peuvent aussi être appliqués à des surfaces de commande autres que les ailerons composés, par exemple à des gouvernails horizontaux et verticaux, Dans un gouvernail horizontal, la partie avant ou stabi:
. lisateur et la partie arrière ou, gouvernail de profondeur,
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seraient reliées entre elles de façon pivotante et l'en- semble des deux parties serait monté, conformément aux principes de la présente invention, de telle manière qu'il flotte normalement en s'adaptant au courant d'air, le stabilisateur devenant fixe lorsque le pilote incline le gouvernail de profondeur, de telle sorte qu'on obtient une action plus efficace. Il est en outre évident que bien que les dessins ne représentent l'application de l'invention qu'aux aéroplanes, l'invention peut facile- ment être appliquée aux dirigeables et à tous genres d'aéronefs lorsqu'une commande latérale efficace est dé- sirable.
On a représenté et décrit en détail certains mo- des de réalisation de l'invention, maisil est bien enten- du que les constructions décrites et représentées sont susceptibles de recevoir un grand nombre de modifications sans s'écarter de l'esprit de l'invention.
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H37EUDICATIONS.-
1.- Dans un aéronef, la oombinaison, avec un aile- ron composé flottant normalement, d'un dispositif permet- tant de commander cet aileron.
2.- Dans un aéronef, la combinaison d'un aileron flottant composé comprenant une partie principale et une partie auxiliaire relativement mobile et portée par la partie principale à l'arrière de cette partie, d'un orga- ne de manoeuvre, d'un dispositif susceptible d'être ac- tionné par cet organe pourpre mouvoir la partie auxiliai- re par rapport à la partie principale,et d'un dispositif susceptible d'être actionné par l'organe de manoeuvre pour commander la partie principale.
**ATTENTION** fin du champ DESC peut contenir debut de CLMS **.
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Fin construction for airplanes and aircrafts.
This invention relates to aircraft, and more particularly to improvements made to the ailerons and their control device.
One difficulty encountered in the construction of airplane ailerons of the types commonly employed is that when the wings are placed at a high angle of incidence the ailerons are protected and move in turbulent air currents. and that, if the handle or operating member occupies its middle position, said fins are not situated in the general direction of the air streams at their ends. In such a case, a large proportion of the normal control effect of such ailerons is lost.
An important object of the present invention is to provide an improved fin which avoids the difficulties.
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gills of this kind. The invention further relates to an aileron with the aid of which the control of an airplane by the ailerons is effected in an improved manner. It further relates to a floating / compound fin, and a device for controlling this fin, thanks to which a very efficient action is realism.
In the practice of the invention, it is possible to provide at the ends of the wings or at other places of the airplane composite floating ailerons which each comprise a main part or main aileron, and an auxiliary part or auxiliary aileron. , waiting towards the rear, the positions occupied by said parts, when the maneuvering member occupies its neutral position, being determined by the direction of the air streams moving in contact with the ends of the wings or at another location of the plane. This arrangement ensures efficient action of the ailerons when the maneuvering member is moved away from its neutral position, whatever the angles of incidence of the wings.
The aileron control device may be such that the lateral movement communicated to the tench or actuator to modify the inclination of the auxiliary or rear part of the compound ailerons locks the main part in the position it occupied under. the influence of air currents and that, during the continuation of the movement of the stick, the main part of the ailerons is immobilized in relation to the wings, while the inclination of the auxiliary part in relation to the main part increases. Preferably, the main parts of the soft ailerons located on either side of the airplane are interconnected so that they pivot jointly and simultaneously up and down.
Following a further embodiment of the invention, the lateral movement of the handle, if pushed far enough, has the effect of rotating the main part of the handle.
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fins at the same time as the auxiliary part, which produces a greater effect than that which would be obtained by the latter alone.
Other objects and advantages of the invention will emerge from the following:
In the accompanying drawings: Fig. 1 is the front view of an airplane built according to the invention, this airplane being supposed to fly horizontally and about to turn, the auxiliary parts. res or rear of the two opposing ailerons being inclined at different angles. In this embodiment, the ailerons are located at the end of the wings.
Fig. 2 is a side view, certain parts being shown in dotted lines.
FIG. 3 is a plan view, the profile of the fuselage below the wings and the control device for the movable parts provided at the end of the wings being indicated in dotted lines.
Fig. 4 is a fragmentary perspective view showing the composite floating ailerons and the joystick or maneuvering member, this figure also schematically showing the transmissions with the aid of which said member determines the positions of the auxiliary ailerons.
Fig. 5 is a similar fragmentary view schematically showing a part of the connections provided between the two main ailerons / and g by which these ailerons are forced to move jointly upwards and downwards.
Fig. 6 is a fragmentary section taken along a vertical plane containing the longitudinal axis of the fuselage.
Fig. 7 is a fragmentary front view with vertical section on 7-7 (fig. 6).
Fig. 8 is a fragmentary plan view with
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partial horizontal section along 8-8 (fig. 6).
: Figure 9 is a side view (the compound floating aileron located to the right of the airplane, looking from the internal side of the aileron, and represents in different positions of the aileron (the one in solid line, the other in misses) to show that when the stick has been brought to the desired position to raise the auxiliary aileron, this aileron is kept at the same inclination with respect to the main aileron whatever the inclination of the main aileron.
Fig. 10 is a view similar to FIG. 9, but represents the auxiliary aileron tilted downward from the main aileron.
: Fig. 11 is a view similar to figure 8, but in which certain parts have been omitted to bring out more clearly the connection between the handle and the auxiliary fins.
Fig. 12 is a section on la-la (Fig. 13).
Fig. 13 is a plan view of the outer end of the right wing and corresponding composite floating aileron with part of the construction broken up to show the internal links.
: Fig. 14 is a front view of the construction of FIG. 13, part of the casing being broken to represent the internal control links.
Fig. 15 is a perspective view similar to FIG. 5, but showing a device making it possible to lock the main ailerons, or main parts of the composite floating ailerons, so as to allow them to move entirely independently of one of the ailerons. other to come and occupy the positions in which they are called to be locked.
Fig. 16 is a plan view of a control device applicable in / combination with racks connected to the floating fins composed of FIG. 15,
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this control device being such that the movement of the handle from its central position locks the racks) and that the continuation of the movement of the handle beyond certain predetermined positions moves the racks to allow the pivoting of the main ailerons.
Fig. 17 is a front view of the construction of FIG. 16, but in which the front rack and the guide device and (the control of this rack have not been shown.
Fig. 18 is a section on 18-18 (fig. 16).
Fig. 19 is a section on 19-19 (fig. 16) looking in the direction of the arrows.
Fig. 20 is a section following the marl line that the rod 19, but looking in the opposite direction.
In the drawings, 1 designates each of the support wings of the airplane and 8 each of the composite floating ailerons provided at the outer ends of said wings. Each compound fin 8 comprises a main part or main fin 3, and an auxiliary part or auxiliary fin 4 pivoting on the rear end of the main part. Each main aileron 3 is pivotally supported, near its leading edge, by a suitable device such as a shaft 5 mounted to rotate in the adjacent wing 1. and the auxiliary aileron 4 is pivoted by its leading edge on the rear edge of the main fin 3 around a shaft 6 which is rigidly attached to the auxiliary fin so that it can be used to rotate this fin.
It is understood that the assembly of each of the compound fins is statically and aerodynamically balanced around its main axis of rotation.
Each wing 1 has at its outer end a rebate or cutout part (fig. 3 and 13) extending from its front edge to a point located at the rear of the shaft.
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commando control unit 6 of the auxiliary aileron, and this space is occupied by a casing 7 fixed to the wing, which casing extends above and below the upper and lower surfaces of the end of the wing, and is intended to receive part of the control device for the auxiliary aileron 4 and the corresponding main aileron.
The shaft 6 extends inwardly through a slot 8 (fig. 12) in the outer wall of the housing, which slot has the shape of an arc of a circle described from the axis of the shaft 5 as center, so that the shaft 6 can move freely in said slot without hindering the pivoting movements of the main fin 3 between the limits determined by the length of the slot.
. The auxiliary ailerons are controlled by means of a control stick or lever 9 placed centrally inside the fuselage, in front of the pilot's seat. As shown, the lever 9 is mounted to effect a movement in the forward-backward direction by means of a transverse pivot 10 (pin, 6 and 7) which connects it to a part 11, and a lateral movement of this lever is made. possible by assembling the lower end of the part 11 with a fixed support 12 through a pin 13 extending in the front-rear direction.
The movement of the lever 9 in the forward-aft direction can effect, by / through a suitable connecting member 14, the control of a device such as an elevator provided at the aft end of the fuselage. , but the present invention relates only to the control effected by the lateral movement of the lever 9. on the lever 9 is mounted, above the pivot 10, a member 15 extending transversely to the lever and the ends of which are connected to the ends a cable 16.
From each of these attachment points, the cable extends outwards to the corresponding side of the fuselage (fig. 5 6, 7 and 8) where it passes partly around
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pulley 17, then back to a point below tree level 5, where it passes around a pulley 18 and rises to a point adjacent to the level shafts 5, then passing around a pulley 19, pinted outwards to the internal side of the corresponding casing 7 where it passes around a pulley
20 (figs. 4, 13 and 14) mounted in a longitudinal slot 21 of the corresponding shaft 5, the remaining length of the cable 16 being arranged in the tensioned state between the pulleys 20.
Each pulley 20 is secured to a toothed wheel 22 (preferably integral with it) which is also mounted in the slot 21. Each toothed wheel 22 meshes with a toothed rack 23 formed on a bar 24 which extends towards rear and pivots on the lower end of an arm 25 rigidly fixed to the internal end of the shaft 6 controlling the corresponding auxiliary fin 4. It can be seen that, thanks to the control device which has just been described, the auxiliary element and the main element of each composite floating fin will remain in the same relative positions as long as the operating lever has not been moved to one side or to the side. other, as indicated by the mixed lines in fig. 7.
If we refer to fig. 4, it can be seen that the movement of the lever 9 towards the left of the aircraft, as indicated by the corresponding arrow, has the effect of moving the cable 16 in the direction of the arrows relating thereto.
This movement of the cable itself has the effect of moving the bar 24 located to the right of the airplane forward, and of causing the corresponding auxiliary aileron to pivot downwards, while the parts located to the left of the airplane move so that the corresponding aileron swings upwards. Of course, the movement of the lever 9 towards the other side of its middle position would have the opposite effect, that is to say would make the auxiliary aileron pivot upwards.
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re 4 located to the right of the airplane and down the auxiliary aileron 4 located to the left of the airplane.
According to one embodiment (the embodiment of the invention, the main parts 3 of the ailerons are connected so that when one of them pivots downwards around the axis of the corresponding shaft 5, the antrum is forces it to pivot downwards as well, and vice versa.
For this purpose, a device is provided which can comprise (freezes 5) a longitudinally movable member 26 (shown in this figure in the form of a rack for reasons which will emerge from what follows) and cables 27 connected to the ends of said member and extending outwards as far as pulleys 28 (see also figs. 6, 7 and 8), then rearwards up to pulleys 29, then upwards to pulleys 30, these cables passing through then outwards through the / wings 1 to end in pulleys 31 (figs. 5, 13 and 14) mounted in the outer ends of the wings.
Leaving the pulleys 31, the cables 27 extend outwards and downwards to pass over pulleys 38 in the casings 7 and then go back up to pins 33 protruding on the main fins 3.
As shown in fig. 5, the pin-33 of the main aileron 3 located: to the right of the aircraft, pin to which the cable 27 is connected, is located at the front of the shaft corresponded 5, and the pin 33 of the Left main aileron, pin to which this same cable is connected, is located at the rear of the corresponding shaft 5.
Thanks to the connections which have just been described, the movement of the main aileron 3 situated to the right of the airplane downwards has the effect that traction is transmitted via the cables 27 and the rack 26 to the pin 33 located at the rear of the shaft 5 and to the left of the airway, this traotion acting in such a way as to also pull down the main aileron of the left
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3.
If the upward movement of the right main aileron 3 produces the same movement of the left main aileron 3, the first aileron can read with a similar pin 33 which extends inward. at a point located at the rear of the corresponding shaft 5 and which is connected, by a device similar to the connecting device which has just been deorit, to a pin 33 projecting inwardly on the fin main left 3 and placed in front of the corresponding shaft
5.
It will be noted that the pins 33 pass through arcuate windows in the wall provided at the outer end of the casing 7 (fig. 12). the racks 26 are intended to be used to lock the main ailerons 3 in the positions they are in when the lever 9 is rotated to either side to rotate the ailerons auxiliaries 4.
This locking is effected by lowering the racks so that the downward facing teeth cooperate with the upward facing teeth of a fixed rack 34 (figs. 6, 7 and 8) located just at the end. front of the support 12. Lowering of the racks can be effected by means of levers 35 pivoting on opposite side lugs 36 of the part 11, where the levers are provided at their respective inner ends with fingers 37 extending downwardly. and intended to come into contact with the sides of the part 11 to limit the downward movement of the outer ends of the levers.
However, said outer ends resist upward pressure, this resistance being due to the action of a spring 38 which connects the fingers 37, and the force of which is such that it normally holds the fingers against the sides. of the room
11. The levers 35 are provided at their outer end with pins 39 which extend forwards and on which are mounted rollers 40 long enough to accommodate.
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extend across the two racks 26 When the lever 9 is rotated towards one of the sides, the roller 40 which is on this side comes into contact with the racks 26 and pushes them down against the enamel -. 1st fixed 34,
and if one continues to push the lever in the same direction, the spring 38 gives way and allows this movement.
The racks 26 are supported and guided by a linkage with parallel movements comprising two bent levers 41 (figs. 6, 7 and 8) pivoting at 42 on fixed support arms 43, and a link 44 connected to the lower arms of said levers bent by pivots 45. The horizontal arms of the coudas levers 41 are provided with pins 46 passing through the castings 47 of the racks 26. and the latter are suitably held on the pins by suitable means such as heads 48 provided in the front end of said pins.
The racks 86 are biased, by a spring 49 connected at one end to the link 44 and at the other end to a fixed pin 50, towards their upper positions determined by a pin or stop 51 extending through the front. from the support arm 43 located to the left of the fuselage, the role of the pin being to limit the movement of the lower arm of the corresponding elbow lever 41 to the left.
It can be seen that, as long as the lever 9 is maintained in its neutral position during flight, the floating ailerons compound 3 will automatically adapt to the direction of the air streams passing near their leading edges, automatically. and regardless of the angle of incidence of the wings. However, as soon as the pilot moves the operating lever laterally, one of the thrust rollers 40 contacts the upper edge of the racks 26 and pushes oes racks downwards to mesh with the fixed rack 34.
the
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main ailerons 3 are thus locked in such a way that they can no longer rotate relative to the wings 1, and the auxiliary ailerons 4 can be brought by pivoting to any desired angular position relative to the main ailerons 3, the auxiliary ailerons liaries remaining under the control of the operating lever at all times.
In the commando of an aircraft or airplane provided with this embodiment of the invention, the pilot no longer needs to be concerned with adjusting the position of the ailerons with respect to the direction of the air streams. When each main aileron 8 is turned directly towards the air stream and the auxiliary aileron makes a certain angle with the main aileron, a very powerful arched "airfoil" is obtained which provides great momentum. bearing. It is therefore possible to make use of ailerons with a smaller surface area and thus achieve a saving in the weight of the ailerons and wings.
The embodiment described so far is intended for ordinary normal flight or, in other words, for flight performed under conditions such that the general direction of the air streams is approximately the same for both ailerons.
It is, however, desirable in certain cases, for example as in acrobatic flights, especially the descent in a spin, when the relative direction of the air streams to the aileron is very different from that which they have. have the other fin, to allow each of the fins to adapt to the air streams independently of the other. This is why a second embodiment shown in FIGS. 15 to 20.
As shown schematically in fig. 15, 3 main fins each fit the nets
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air independently of each other. In this embodiment, the pins 33 of one or the other of the main fins 3 are not connected to the opposite ends of the same. rack, but are connected to the ends of different racks 26, which constitutes two independent devices.
For example, the front pin 33 provided on the main right wing 3 is connected to the right end of a rack 26 (in this case / that of the two racks which is at a barrier) by a cable 52 which / extends downward from said pin, passes below the corresponding pulley 32, then up and inward to pass over pulleys 31 and 50, then down and below the pulley 29, then upwards to pulley 28, from where it passes to the adjacent end of rear rack 26.
The rear pin 33 of the main spoiler 3 is connected to the left end of the rear rack 26 by a cable 53 passing, alternately in one direction and in the opposite direction, around pulleys 32, 31 and 30, descending then to a pulley 54 and passing from there to a pulley 55 located to the left of the fuselage. Leaving pulley 55, cable 53 passes forward to pulley 28 and around this pulley to terminate at the left end of rear rack 26. Front rack 26 is connected in a similar fashion to left main aileron 3.
Between the ordinary limits of the lateral movement of the lever 9, this movement, whatever the direction, has the effect of locking the main ailerons 3 by the lowering of the racks 26 and their engagement with the rack. fixed 24. However, according to the present embodiment, a device is provided whereby the movement of the main ailerons 3 can be positively produced by a lateral movement of the lever beyond the ordinary limits of its movement.
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A mechanism for achieving the desired effect is shown in Figs. 16 to 20 inclusive. In this mechanism, each rack 26 is supported by its own parallel movement linkage comprising bent levers 41 and a coupling rod 44 subjected to the action of a spring 49, the role of which is to keep a corresponding rack in the raised position.
'In this construction, the part 11 on which the control lever 9 pivots is provided with side legs 36 on which pivot angled levers 35, the outer arms of which are urged downwards by a spring 38 interconnecting the arms or inner fingers 47. The outer arms of the levers are also provided with pins 39 which extend forward and backward enough to cover both racks.
26 and which carry rollers 40 intended to come into contact with the upper edge of said racks 26.
When the lever 9 is moved laterally in any of the two directions, the corresponding rollers
40 lower over the upper edge of the racks 26 and push them against the normally fixed racks 34a so as to engage them therewith.
These racks 34a are intended to be moved under certain conditions and are connected for this purpose by a threaded assembly to screws 56 extending in the longitudinal direction of the racks and journaling in fixed parts 57 of such so that they are prevented from moving longitudinally. The rotation of the front screw 56 (left-hand thread) in order to move the corresponding rack 34a can be done using a pinion 58 located to the left of the fuselage (to the right of fig. 1). 6) and a toothed sector 59 meshing with this pinion and mounted on a pivot 60 supported by a fixed column 61.
As shown in figs. 16,19 and 20, the
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toothed sector 59 is connected, at a point situated in front of the pivot 60, to a flexible member of a cable which extends downwards, below a pulley 63 shown to turn around the 'fixed axis of a pivot 64, then inward, and ends in a slide 65 to which it is attached. A career of the pivot 60, an extension of the toothed sector 59 is connected to a cable 66 which s 'extends down below a pulley 67, then forward and out to the other side of the fuselage until it reaches a pulley 68 mounted to rotate around a vertical axis and opposed to the end of the right of slide 65.
The cable 66 passed around the pulley 68 and is fixed at the right end of the slider 65. The latter is normally held in its central position (fig. 16) by two arms 69 mounted at their front end on vertical pivots. wedges 70 and biased by a spring 71 connecting them to each other so that they engage the opposite sides of a fixed leg 72. The slider 65 is provided with a leg 73 which extends forward and whose width is such that it fits between the rear ends of the arms 69 when the latter are in contact with the opposite sides of the fixed leg 72.
On its rear side, the slide 65 is provided with two tabs 74 which are placed, relative to a front projection of a pin 75 mounted in a lower extension of the part 11a, so that they can be actuated by said pin if the lever 9 receives a lateral pivoting movement of sufficient amplitude in either of the two directions.
The rear screw 56 is a left-hand screw and carries on the right to the fuselage a pinion 58 which can receive a rotational movement of a toothed sector 59 engaging with it on its front side and mounted using a pivot 60 on a fixed part or column 61. The right tooth4 sector 59 is made by a second slide 65 mounted at the rear of the part 11a and provided with tabs 74
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which waits forward and which are intended to be actuated by a part of the pin 75 projecting towards the rear. The toothed end of the right sector is connected to the right end of the rear slide 65 by a cable 62a passing under a pulley 63a.
The otter end or front end of this sector is connected to the left end of the rear slide 65 by a cable 66a passing below a pulley 67a then, to the left and to the rear, to an opposite point at the left end of the rear slide 65.
At this point, the cable 66a / passes around a pulley 68a, the position of which is such that the part between this pulley and the slide is parallel to the path described by the slide. the operation of the apparatus shown in the figs. 15 to 20 inclusive is basically the following: In the movement of the aircraft through the air, when the lever 9 occupies its middle position, the soft floating ailerons 2 compounds adapt, independently of each other and from the angle of incidence of the wings, to the direction of the air streams flowing at their leading edges.
If the lever 9 is then rotated to the left to lower the auxiliary aileron 4 located to the right of the aircraft and raise the auxiliary aileron 4 located to the left of said aircraft, the main ailerons 3 will be locked in the positions that 'they occupied, at the time envisaged, this locking resulting from the lowering of the pinholes 26 and their engagement with the normally fixed racks 34a under the thrust of the rollers 40 carried by the levers 35, which can be actuated by the lever
9 in the same manner as in the first embodiment of the invention.
When this locking of the racks 26 is effected, the continued movement of the lever in the same direction only has the effect of modifying the direction.
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tion of the auxiliary ailerons 4 with respect to the corresponding main ailerons 3 until the moment when the ends of the pin 75 come into contact with the tabs 74 provided at the respective right ends of the sliders 65. 1a. Continuation of the movement of the lever to the left not only has the effect of continuing the pivoting movement of the auxiliary ailerons 4 in the same without, but also of moving the normally fixed racks 34 and thus producing the pivoting of the two main ailerons 3 by 1 '' intermediate cables 52 and 53.
The movement of the rear slider 65 determines, via the cables 6 and 66a, a lowering movement of the front end of the toothed sector 59 and an upward movement of the rear toothed end of said sector to. rotate the rear screw 56 (left-hand) in the proper direction to move the corresponding rack 34a to the right, which lowers the rear part of the right main spoiler 3 while the corresponding auxiliary spoiler is in position during lowering and thus produces a greater effect than could be achieved by the auxiliary fin alone.
The movement of the front slider 65 to the right has the effect of rotating the front screw 56, in a counterclockwise direction, in the proper direction to move the front rack to raise the left main aileron 3 while the aileron corresponding auxiliary 4 is being raised, which increases the effect obtained by the auxiliary aileron.
It should be noted here ** and this is easy to understand for those skilled in the art - that the principles of the present invention can also be applied to control surfaces other than compound ailerons, for example to horizontal rudders. and vertical, In a horizontal rudder, the front part or stabi:
. liser and the aft part or, elevator,
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would be pivotally connected and the assembly of the two parts would be mounted, in accordance with the principles of the present invention, in such a way that it floats normally adapting to the air current, the stabilizer becoming fixed when the pilot tilts the elevator, so that a more efficient action is obtained. It is further evident that although the drawings show the application of the invention only to airplanes, the invention can readily be applied to airships and to all types of aircraft when effective lateral control is required. - sirable.
Certain embodiments of the invention have been shown and described in detail, but it is understood that the constructions described and shown are capable of accommodating a large number of modifications without departing from the spirit of the art. invention.
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H37EUDICATIONS.-
1.- In an aircraft, the combination, with a normally floating compound fin, of a device allowing this fin to be controlled.
2.- In an aircraft, the combination of a composite floating fin comprising a main part and an auxiliary part relatively mobile and carried by the main part at the rear of this part, of a maneuvering device, of a device capable of being actuated by this purple member to move the auxiliary part relative to the main part, and of a device capable of being actuated by the operating member to control the main part.
** ATTENTION ** end of DESC field can contain start of CLMS **.