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Perfectionnement à la conduite en direction automatique des aéronefs. la présente invention se rapporte au réglage de la conduite en direction automatique des aéronefs. On a considéré jusqu'à présent qu'il était nécessaire de prévoir un dispositif tel qu'un gyroscope de direction, sensible aux virages de l'aéronef en azimut (c'est-à-dire la rotation autour d'un axe vertical) et d'exercer une commande suivant le degré auquel ce dispositif répond à ce virage. De cette
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façon, c-ans le système usuel du reglage de la conduite en direction automatique, le gouveranil est mis en action suivant les déviations d'un gyroscope de airectiun pour maintenir l'aéronef au cap désiré.
La présente invention a pour objet de supprimer la nécessité de ces dispositifs et de simplifier ainsi J.e s;ystème de commande automatique.
La présente invention est fondée sur le fait qu'un peut aéronef ne/pas tourner en azimut et ne peut par conséquent pas changer son cap par rapport à l'air sans s'incliner ou sans glisser sur l'aile, et, pour ce motif, si l'on empêche le glissement sur l'aile, un aéronef suivra son cap aussi longtemps que l'intégrale de l'angle d'inclinaison (c'est- à-dire la déviation autour d'un axe longitudinal.) en fonction du temps est réduite à zéro.
Conformément à la présente invention, on a conçu un aéronef possédant des organes de commande du roulis, tels que les ailerons, dans le quel la stabilisation de la conduite en direction ou du cap est effectuée en faisant fonctionner automatiquement les organes de commande du roulis suivant l'intégrale de l'angle d'inclinaison ue l'aerone@ en fonction du temps.
On a constaté à présent que, grâce à cette commande de la conduite, l'aéronef oscille autour de son cap et que certains moyens doivent être employés pour l'avance ae la phase des mouvements des organes de commande au roulis, si l'on veut réaliser un amortissement. Conformément à une autre caractéristique de l'invention, un moyen de réaliser cet amortissement consiste à faire fonctionner automatiquement les organes de commande du roulis suivant l'angle d'inclinaison transversale.
On peut éviter le glissement sur l'aile sans faire fonctionner le gouvernail, grâce à la stabilité inhérente à l'aéronef, à condition, que ce gouvernail soit ajuste convena- @
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blement, ou on peut éviter ce glissement sur 1'aile par la mise en action du gouvernail par la main ou bien encore, conformément à une autre caractéristique de l'invention, par le réglage automatique du gouvernail, par des moyens qui décèlent l'accélération latérale ou glissement sur l'aile, pour ajuster le gouvernail de manière à réduire cette accélération latérale du ce glissement sur l'aile.
Conformément à un mode de construction de l'appareil, objet de l'invention, le moyen qui commande les ailerons comprend un gyroscope dont le rotor a son axe de rotation disposé transversalement, un servo-moteur commandé par le gyroscope, un organe asservi sollicité vers sa position normale centrale par des moyens élastiques et une liaison "visqueuse" entre le servo-moteur et le châssis asservi.
Le dessin représente schématiquement une disposition donnée à titre d'exemple. Sur ce dessin, les figures 1 et sont des vues prises respectivement à angle droit d'un appareil de commande gyroscopique pour ailerons.
La figure 3 montre le moyen de commande du gouvernail en vue de s'opposer au glissement sur l'aile et
La figure 4 représente un aéroplane pourvu de l'appareil de commande que montrent les figures 1, 2 et 3.
On voit sur les figures 1 et 2 que le gyroscope compop te un rotor 1 dont l'axe de rotation 2 est horizontal et est disposé en travers de l'aéronef. Le rotor est supporte par un anneau intérieur vertical à la Cardan 3 dont le plan se trouve également en travers de l'aéronef. L'anneau intérieur à la Cardan 3 est monte sur des pivots verticaux 4 dans un anneau extérieur à la Cardan 5 dont le plan est normalement orthogonal par rapport à l'anneau intérieur à la Cardan 3 et est vertical également.
L'anneau extérieur à la Cardan 5 est supporté par des pivots horizontaux 6 dirigés d'avant en arrière suivant l'axe de roulis dans l'aéronef, à l'intérieur d'un cadre asservi 7 qui est monté sur des paliers'ordinaires 8 (se trouvant également dans l'axe du roulis) sur une piè- ce coulée principale ou plaque de base 9 qui est fixée sur/ @
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l'aéronef.
Sur l'anneau exterieur à la Cardan 5 est fixe rigidement un poids 10 qu'il porte au-dessus de lui,de sorte que le centrede gravité du système gyroscopique se trouve au-dessous de l'axe avant-atrière de suspension 6 de l'anneau extérieur à la Cardan. La fonction du poids en conjonction avec celles des autres parties décrites ciaprès est de permettre au gyroscope de définir une ligne horizontale à la façon qui sera expliquee plus loin.
Une valve à piston 13 qui se trouve dans un cylindre de valve 11 attachée à un prolongement 12 de l'anneau extérieur à la Cardan 5 est sensible au mouvement relatif entre les anneaux à la Cardan extérieur et intérieur et sert à déceler ce mouvement relatif. La valve à piston 13 est reliée par une bielle 14 à l'anneau interieur à la Cardan 3 et un mouvement relatif entre les anneaux à la Cardan intérieur et extérieur forcent la valve à piston 13 à admettre de l'air comprimé par l'un ou l'autre des conduits 15 et 16 à un moteur de précession 17.
Le moteur de précession 17, qui est monte sur le prolongement 12 de l'anneau extérieur à la Cardan 5 renferme un piston de precession 18 qui est relié par une bielle 19 au châssis asservi 7. Le piston de precession 18 est disposé de façon qu'il soit capable d'appliquer un couple autour de l'axe avant-arrière6 de l'anneau extérieur à la Cardan, entre l'anneau extérieur à la Cardan et le châssis asservi 7. Ce couple est commandé en grandeur et en signe par le fonctionnement de la valve à piston 13.
Un ressort fourchu 20 monté sur le prolongement 12 de l'anneau extérieur à la Cardan 5 vient en prise avec une butée que présente la valve à piston 13 et est susceptible d'appliquer la réaction d'un couple de rétablissement entre les anneaux à la Cardan lorsque l'anneau intérieur à la Cardan est déplacé de sa position normale, orthogonale part
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rapport à l'anneau extérieur à la Cardan.
Grâce au mécanisme qui vient d'être décrit, l'anneau extérieur à la Cardan 5 est maintenu dans le plan vertical, d'une façon qui sera décrite plus loin.
Le système gyroscopique est employé pour commander les ailerons de l'aéronef en reliant l'anneau extérieur à la Cardan 5, au moyen d'une bielle 21, à une valve à pis- ton 22 qui fonctionne dans un cylindre de valve 23 fixé rigidement au châssis asservi 7. Un mouvement relatif en- tre la valve à piston 22 et le cylindre 23 de la valve a de pour effet que/l'air comprimé qui est amené au cylindre de la valve par un conduit flexible 24, est admis par l'un ou par l'autre de deux conduits flexibles 25 et 26 à l'extré- mité appropriée d'un cylindre 27 de servo-moteur, cylindre qui est fixé sur l'aéronef et qui contient un piston agis sant dans les deux sens. La tige de piston 28 du servo-mo- teur est reliée d'une façon appropriée quelconque aux aile- rons, comme le montre la figure 4.
Dans le fonctionnement du dispositif, un mouvement relatif autour de l'axe avant-arriè- re 6 entre l'aéronef et le système gyroscopique a pour effet que la valve 22 admet de l'air comprimé à l'une des extré- mités ou à l'autre extrémité du cylindre du servo-moteur, de façon à appliquer des mouvements de correction à l'aéro- nef et de commander les mouvements de roulis de l'aéronef.
Pour obtenir un effet d'asservissement suivant lequel les mouvements des ailerons sont commandés quantitativement par le déplacement de l'anneau extérieur à la cardan par rapport à l'aéronef, on a relié la tige 28 du servo-moeur par une bielle 33, qui sera décrite plus loin, à un levier coudé 29 dont l'articulation se trouve sur l'aéronef et qui, d'autre part, est relié au châssis asservi 7, de façon que le mouvement de la tige de piston 28 produise une rotation du châssis asservi autour de ses paliers avant-arrière 8.
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En considérant l'emploi du mécanisme décrit ci-aessus au cours d'un vol rectiligne sans accélération, on supposera que l'anneau extérieur à la Carda:. 5, sur lequel un oias agit à la façon d'un pendule, s'écarte du plan vertical. Le poids précité 10 produit alors un couple, dû à la pesanteur, autour de l'axe avant-arrière 6 de l'anneau extérieur à la Cardan, et ce couple a pour effet une précession en azimut du rotor gyroscopic ue en même temps que l'agneau intérieur à la Cardan.
La précession de l'anneau intérieur a la -ardan 3 en azimut par rapport à l'anneau intérieur à la C@rdan 5 fui fonctionner la valve à piston 13 et amène ainsi le piston de précession 18 à appliquer une reaction par couple entre le châssis asservi 7 et l'anneau extérieur à la Cardan 5 dansun sens tel qu'elle s'oppose au couple par pesanteur en raisons du poids 10 jouant le rôle de pendule. La precession azimutale relative de l'anneau intérieur à la Cardan 3 est ainsi limitée au faible angle pour lequel le replacement des organes 11 et 13 de la valve suffit p@@r amener le piston de précession 18 à appliquer la réaction convenable, ainsi qu'il a été dit plus haut.
Outre la succession d'opérations décrites au paragraphe précédent, la précession de l'anneau intérieur à la Cardan 3 en azimut a pour effet que le mécanisme à ressort 20 applique un faible couple ae rétablissement autour de l'axe vertical 4 de l'anneau intérieur à la Cardan. Ce couple produit une précession de l'anneau extérieur à la Cardan 5 autour de son axe avant-arrière 6 et ramène par conséquent au plan vertical l'anneau extérieur à la @ardan et le poids faisant office de pendule. Par conséquent, si l'anneau extérieur à la Cardan se déplace dans l'un ou dans l'autre sens, il reviendra graduellement au plan vertical.
Dans le cas des forces agissant sur le poids 10, fai-
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sant office de pendule, pendant un vol continu incurvé, on voit qu'outre la force de la pesanteur, il y a aussi une force centrifuge qui exerce un couple autour de l'axe avant-arrière 6 de l'anneau extérieur à la Cardan. Ce couple qui est proportionnel à la vitesse d'avancement et au degré de virage de l'aéronef a pour effet une précession du rotor gyroscopique 1 et de l'anneau intérieur à la Cardan 3 en azimut.
Le rapport entre le moment du poids, le moment angu- laire du rotor gyroscopique et la vitesse d'avancement de l'aéronef peut, pour ce motif, être choisi d'une façon ap- propriée de façon que le degré de précession, de l'anneau in- térieur à la Cardan 3, dû à l'action de la force centrifuge sur le poids 10, sera égal au degré de virage de l'aéronef et, par conséquent, il ne se produira pas de déplacement relatif. Par conséquent si l'anneau extérieur à la Cardan 5 se trouve dans le plan vertical, il né sera pas déplacé de ce plan par l'action de la force centrifuge au cours d'un virage .
Le mécanisme décrit jusqu'à présent concorde avec le brevet belge n 403.254 et maintient l'aéronef dqns une posi- tion sensiblement horizontale autour de l'axe avant-arrière au cours d'un vol rectiligne ou d'un vol incurvé.
Pour atteindre le but de la présente invention, on centrale sollicite le châssis asservi vers sa position/ normale au moyen de ressorts 30 et 31 et on le relie à l'un des bras d'un levier coudé 29 dont l'angle se trouve sur l'aéronef.
L'autre bras du levier 29 est relié en 32 par une liaison "visqueuse" 33 à la tige da piston 28 du servo-moteur, la liaison étant capable de changer de longueur sous l'action des ressorts 30 et 31 et étant constituée par exemple par un piston et un cylindre rempli d'un liquide, tandis qu'un passage restreint relie les extrémités opposées du cylindre.
Les ressorts 30 et 31, qui prennent appui à leurs extrémités intérieures sur le châssis asservi 7, sont logés dans un
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coulisseau 34 @ deplagable dans un support 35 fixé sur l'enveloppe, et la conduite en direction de l'aeronef est effectuée par déplacement du coulisseau 34 au moyen d'unetige de commande 36 pour déplacer le m@canisme asservi afin d'imposer l'angle d'inclinaison transversale désiré. On peut cependant employer d'autres moyens pour déplacer à cet effet le mécanisme asservi Par ces moyens, le piston du servo-moteur et, par conséquent, les ailerons sont deplacés d'une quantite égale à a# + b # dt, a et b étant des constantes et 0 l'angle d'inclinaison transversale.
Pour empêcher un glissement sur l'aile, on commande le gouvernail par des moyens qui décèlent l'accélération latérale ou glissement sur l'aile de l'aéronef. On voit sur la figure 3 que deux tubes de Pitot 37 et 38 inclines res- pectivement à gauche et à droite de l'axe de l'aéronef sont reliés à différents compartiments d'une chambre 39 formée par des diaphragmes flexibles 40 et 41, écartés l'un de l'autre dans la chambre, l'espace compris entre les diaphragmes étant ouverts à l'air libre. Les diaphragmes sont relies par une bielle 42 accouplée par un levier 43 à une valve a piston 44 qui se déplace dans un cylindre 45 d'une valve et règle l'amenée d'air comprimé à l'extrémité appropriée du cylindre 46 du servo-moteur .
La tige de piston 47 du servo-moteur est reliée d'une façon convenable quelconque au gouvernail de l'aéronef, comme on l'a représenté sur la figure 4, et un système asservi est réalisé en reliant la tige de piston directement au cylindre 45 de la valve. Par conséquent, s'il se produit un glissement sur l'aile, une difference de pression est engendrée dans les .tubes de Pitot 37 et 38, ce qui a pour résultat la commande du gouvernail, commande qui est disposée dans le sens convenable pour s'opposer au glis- sement sur l'aile. Au lieu des tubes de Pitot 37 et 38, on peut employer d'autres moyens tels qu'un pendule pour deceler l'accélération latérale ou glissement sur l'aile et pour
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commander en conséquence le gouvernail.
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1.- Un aéronef possédant des organes de commande du roulis, tels que les ailerons, dans lequel la stabilisa- tion de la conduite en direction ou du cap est effectuée en faisant fonctionner automatiquement les organes de commande du roulis suivant l'intégrale de l'angle d'inclinaison trans- versale de l'aéronef, en fonction du temps.
2. - La disposition suivant laquelle les organes de commande du roulis sont également mis en action automatiquement, suivant l'angle d'inclinaison transversale, afin d'améliorer la régularité du maintien du cap.
3. - La disposition suivant laquelle le gouvernail est commandé automatiquement par des moyens qui décèlent l'accé- lération'latérale ou glissement sur l'aile, de manière à ajuster le gouvernail pour réduire l'accélération latérale ou glissement sur l'aile.
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Further training in automatic steering of aircraft. the present invention relates to the control of the conduct in automatic steering of aircraft. Until now, it has been considered necessary to provide a device such as a steering gyroscope, sensitive to the turns of the aircraft in azimuth (that is to say the rotation around a vertical axis) and to exert control according to the degree to which this device responds to that turn. Of this
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way, c-years the usual system for adjusting the conduct in automatic steering, the rudder is put into action following the deviations of a gyroscope of airectiun to keep the aircraft at the desired heading.
The object of the present invention is to eliminate the need for these devices and thus to simplify the automatic control s; ystème.
The present invention is based on the fact that an aircraft cannot turn in azimuth and therefore cannot change its heading relative to the air without tilting or without sliding on the wing, and, for this reason, Therefore, if gliding on the wing is prevented, an aircraft will follow its heading as long as the integral of the bank angle (i.e. the deviation about a longitudinal axis.) as a function of time is reduced to zero.
In accordance with the present invention, an aircraft has been designed having roll control members, such as ailerons, in which the stabilization of the steering or heading is achieved by automatically operating the following roll control members. the integral of the angle of inclination ue the aerone @ as a function of time.
It has now been observed that, thanks to this control of the control, the aircraft oscillates around its heading and that certain means must be employed for the advance of the phase of the movements of the roll control members, if one wants to achieve depreciation. According to another characteristic of the invention, one means of achieving this damping consists in automatically operating the roll control members according to the angle of transverse inclination.
Sliding on the wing can be avoided without operating the rudder, thanks to the stability inherent in the aircraft, provided that the rudder is adjusted suitably.
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easily, or this sliding on the wing can be avoided by actuating the rudder by hand or, in accordance with another characteristic of the invention, by automatic adjustment of the rudder, by means which detect the rudder. lateral acceleration or glide on the wing, to adjust the rudder so as to reduce this lateral acceleration of this glide on the wing.
According to a method of construction of the apparatus, object of the invention, the means which controls the ailerons comprises a gyroscope whose rotor has its axis of rotation arranged transversely, a servomotor controlled by the gyroscope, a servo-controlled member. towards its normal central position by elastic means and a "viscous" connection between the servomotor and the slave frame.
The drawing schematically shows an exemplary arrangement. In this drawing, Figures 1 and are views taken respectively at right angles of a gyroscopic control device for ailerons.
Figure 3 shows the rudder control means to oppose sliding on the wing and
Figure 4 shows an airplane provided with the control device shown in Figures 1, 2 and 3.
It can be seen in FIGS. 1 and 2 that the gyroscope comprises a rotor 1, the axis of rotation 2 of which is horizontal and is arranged across the aircraft. The rotor is supported by a vertical internal ring to the Cardan 3, the plane of which is also located across the aircraft. The inner ring to the Cardan 3 is mounted on vertical pivots 4 in an outer ring to the Cardan 5, the plane of which is normally orthogonal to the inner ring to the Cardan 3 and is also vertical.
The ring outside the Cardan 5 is supported by horizontal pivots 6 directed back and forth along the roll axis in the aircraft, inside a servo frame 7 which is mounted on ordinary bearings. 8 (also lying in the roll axis) on a main casting or base plate 9 which is attached to / @
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the aircraft.
On the outer ring to the Cardan 5 is rigidly fixed a weight 10 which it carries above it, so that the center of gravity of the gyroscopic system is below the front-to-rear suspension axis 6 of the outer ring to the Cardan. The function of the weight in conjunction with those of the other parts described below is to allow the gyroscope to define a horizontal line in the manner which will be explained later.
A piston valve 13 which resides in a valve cylinder 11 attached to an extension 12 of the outer gimbal ring 5 is sensitive to relative movement between the outer and inner gimbal rings and serves to detect this relative movement. The piston valve 13 is connected by a connecting rod 14 to the inner ring to the Cardan 3 and relative movement between the inner and outer Cardan rings forces the piston valve 13 to admit compressed air by one. either of the conduits 15 and 16 to a precession motor 17.
The precession motor 17, which is mounted on the extension 12 of the ring external to the Cardan joint 5 contains a precession piston 18 which is connected by a connecting rod 19 to the slave frame 7. The precession piston 18 is arranged so that 'it is capable of applying a torque around the front-rear axis6 of the outer ring to the Cardan, between the outer ring to the Cardan and the servo chassis 7. This torque is commanded in magnitude and in sign by the operation of the piston valve 13.
A forked spring 20 mounted on the extension 12 of the ring external to the Cardan 5 engages a stop which the piston valve 13 presents and is capable of applying the reaction of a recovery torque between the rings to the Gimbal when the inner ring to the Gimbal is moved from its normal, orthogonal position
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compared to the outer ring to the Cardan.
By virtue of the mechanism which has just been described, the ring external to the Cardan 5 is maintained in the vertical plane, in a manner which will be described later.
The gyroscopic system is used to control the ailerons of the aircraft by connecting the outer ring to the Cardan 5, by means of a connecting rod 21, to a piston valve 22 which operates in a rigidly fixed valve cylinder 23. to the slave frame 7. A relative movement between the piston valve 22 and the cylinder 23 of the valve has the effect that the compressed air which is supplied to the cylinder of the valve by a flexible duct 24 is admitted by one or the other of two flexible conduits 25 and 26 at the appropriate end of a cylinder 27 of the servomotor, which cylinder is fixed to the aircraft and which contains a piston acting in both meaning. The servomotor piston rod 28 is connected in some suitable way to the ailerons, as shown in Figure 4.
In the operation of the device, a relative movement around the front-rear axis 6 between the aircraft and the gyroscopic system results in the valve 22 admitting compressed air at one of the ends or at the other end of the cylinder of the servomotor, so as to apply corrective movements to the aircraft and to control the roll movements of the aircraft.
To obtain a slaving effect according to which the movements of the ailerons are controlled quantitatively by the displacement of the ring outside the gimbal relative to the aircraft, the rod 28 of the servomotor has been connected by a connecting rod 33, which will be described later, to an elbow lever 29 whose articulation is on the aircraft and which, on the other hand, is connected to the slave frame 7, so that the movement of the piston rod 28 produces a rotation of the servo-controlled chassis around its front-rear bearings 8.
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Considering the use of the mechanism described above during straight flight without acceleration, it will be assumed that the ring outside the Carda :. 5, on which an oias acts like a pendulum, deviates from the vertical plane. The aforementioned weight 10 then produces a torque, due to gravity, around the front-rear axis 6 of the outer ring to the Cardan, and this torque has the effect of a precession in azimuth of the gyroscopic rotor at the same time as the inner lamb a la Cardan.
The precession of the inner ring at -ardan 3 in azimuth with respect to the inner ring at C @ rdan 5 prevents the piston valve 13 to operate and thus causes the precession piston 18 to apply a torque reaction between the servo chassis 7 and the outer ring to the Cardan 5 in a direction such that it opposes the torque by gravity because of the weight 10 playing the role of pendulum. The relative azimuthal precession of the inner ring to the Cardan 3 is thus limited to the small angle at which the replacement of the members 11 and 13 of the valve is sufficient to cause the precession piston 18 to apply the suitable reaction, as well as 'it was said above.
In addition to the succession of operations described in the previous paragraph, the precession of the inner ring to the Cardan 3 in azimuth has the effect that the spring mechanism 20 applies a low torque ae reestablishment around the vertical axis 4 of the ring interior to the Cardan. This couple produces a precession of the outer ring to the Cardan 5 around its front-rear axis 6 and consequently brings back to the vertical plane the outer ring to the @ardan and the weight acting as a pendulum. Therefore, if the outer gimbal ring moves in either direction, it will gradually return to the vertical plane.
In the case of the forces acting on the weight 10, make
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As a pendulum, during a continuous curved flight, we see that in addition to the force of gravity, there is also a centrifugal force which exerts a torque around the front-rear axis 6 of the outer ring to the Cardan . This torque, which is proportional to the forward speed and to the degree of turn of the aircraft, has the effect of precession of the gyroscopic rotor 1 and of the inner ring to the Cardan shaft 3 in azimuth.
The ratio between the moment of weight, the angular moment of the gyroscopic rotor and the forward speed of the aircraft may, for this reason, be chosen in an appropriate manner so that the degree of precession, of the inner ring of the Cardan 3, due to the action of the centrifugal force on the weight 10, will be equal to the degree of turn of the aircraft and, therefore, there will be no relative displacement. Therefore if the outer ring to the Cardan 5 is in the vertical plane, it will not be displaced from this plane by the action of centrifugal force during a turn.
The mechanism described so far is consistent with Belgian Patent No. 403,254 and maintains the aircraft in a substantially horizontal position about the fore-aft axis during straight or curved flight.
To achieve the object of the present invention, one central urges the servo-controlled frame towards its / normal position by means of springs 30 and 31 and it is connected to one of the arms of an angled lever 29, the angle of which is on the aircraft.
The other arm of the lever 29 is connected at 32 by a "viscous" connection 33 to the piston rod 28 of the servomotor, the connection being capable of changing length under the action of the springs 30 and 31 and being constituted by example by a piston and a cylinder filled with a liquid, while a restricted passage connects the opposite ends of the cylinder.
The springs 30 and 31, which bear at their inner ends on the slave frame 7, are housed in a
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slide 34 @ movable in a support 35 fixed to the casing, and the driving in the direction of the aircraft is effected by moving the slide 34 by means of a control rod 36 to move the slave mechanism in order to impose the desired transverse tilt angle. However, other means can be used to move the slave mechanism for this purpose.By these means, the piston of the servo motor and therefore the ailerons are moved by an amount equal to a # + b # dt, a and b being constants and 0 the angle of transverse inclination.
To prevent sliding on the wing, the rudder is controlled by means which detect lateral acceleration or slip on the wing of the aircraft. It can be seen in FIG. 3 that two Pitot tubes 37 and 38 inclined respectively to the left and to the right of the axis of the aircraft are connected to different compartments of a chamber 39 formed by flexible diaphragms 40 and 41, spaced apart in the chamber, the space between the diaphragms being open to the air. The diaphragms are connected by a connecting rod 42 coupled by a lever 43 to a piston valve 44 which moves in a cylinder 45 of a valve and regulates the supply of compressed air to the appropriate end of the cylinder 46 of the servo. engine.
The servo motor piston rod 47 is connected in some suitable way to the rudder of the aircraft, as shown in Figure 4, and a servo system is achieved by connecting the piston rod directly to the cylinder. 45 of the valve. Therefore, if a glide occurs on the wing, a pressure differential is generated in the Pitot tubes 37 and 38, which results in the rudder control, which control is disposed in the proper direction for oppose sliding on the wing. Instead of Pitot tubes 37 and 38, other means such as a pendulum can be used to detect lateral acceleration or gliding on the wing and to
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order the rudder accordingly.
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R e v e, n d 1 c a t 1 o n s.
1.- An aircraft having roll control devices, such as ailerons, in which the stabilization of the steering or heading is achieved by automatically operating the roll control devices according to the integral of the line. the angle of transverse inclination of the aircraft, as a function of time.
2. - The arrangement according to which the roll control members are also put into action automatically, according to the angle of transverse inclination, in order to improve the regularity of the course.
3. - The arrangement according to which the rudder is automatically controlled by means which detect lateral acceleration or slip on the wing, so as to adjust the rudder to reduce lateral acceleration or slip on the wing.
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