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BELL AIRCRAFT CORPORATION, résidant à WHEATFIELD ( E. U.A. ).
DISPOSITIF DE STABILISATION POUR HELICOPTERE.
La présente invention est relative aux avions à voilure tour- nante et plus particulièrement aux moyens permettant de transformer un hé- licoptère, appareil par essence instable en vol, en appareil stable.
Inexpérience a montré que lors du vol horizontal,, avec le manche à balai bloqué ou maintenu sans précaution par le pilote, la plupart des hé- licoptères tendent à faire des' oscillations phygoldaless on dit souvent à ce propos qu'"ils font le veau" (porpoising).Si le pilote n'empêche pas de telles oscillations, en agissant judicieusement sur les Commandes, ces os- cillations augmentent automatiquement en amplitude et en violence, l'avion s'écarte de sa trajectoire prévue, et il peut en résulter facilement des conditions de vol dangereusement instables.
Le principal but de la présente invention est de munir les hélicoptères ou appareils analogues de moyens au- tomatiques amortissant les dites oscillations de fagon à ramener l'avion à une trajectoire rectiligne après tout écart de cette trajectoire, sans re- quérir l'attention du pilote et de conférer ainsi à l'appareil des carac- téristiques de stabilité inhérentes.
D'autres buts,caractéristiques et avantages résulteront de la description qui va suivre.
Au dessin annexé, donné uniquement à titre d'exemple.
Fig. 1 est une vue schématique et partielle d'un exemple d'ap- plication de la présente invention à un hélicoptère du type à un seul rotor;
Fig. 2 est une vue en coupe, à échelle agrandie, selon la ligne II-II de la Fig. 1;
Fig. 3 est un graphique représentant trois différentes trajec-
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'boires de vol d'un hélicoptère, auquel on se référera dans le texte pour ex- pliquer l'utilité de la présente invention et son effet, et,
Fig. 4 est une vue partielle schématique en élévation d'un agen- cement des commandes de rotor selon la présente invention, appliqué à un hé- licoptère du type à rotors en tandem.
L'invention se propose principalement de munir l'avion d'un dis- positif à inertie réagissant à l'accélération verticale, combiné avec un sys- tène de commande cyclique du pas des pales du rotor, de façon à réagir aux accélérations verticales en introduisant dans le dit système de commande des mouvements de correction du pas avant le plein développement des effets de l'oscillation phygoïdale, produits par une perturbation.
Etant bien entendu que le dispositif de commande automatique se- lon la présente invention est applicable avec la même facilité à tous les hélicoptères du type courant ou autres appareils du type à voilure rotative ou analogues, l'invention est représentée à titre d'exemple dans la Fig.l comme s'appliquant à un hélicoptère du type à un seul rotor, dont le mât ou arbre d'entraînement 10 comporte un moyeu 12, portant une paire de pales de rotor diamétralement opposées et disposées radialement comme indiqué en 14 (Fig. 2). Le moyeu 12 est monté orientable en tous sens sur l'arbre 10, au moyen de tout dispositif convenable, tel qu'un anneau de cardan 13, tout en étant claveté sur l'arbre 10 de façon à tourner avec celui-ci sous l'action de la force appliquée à l'arbre par le moteur (non représenté).
Les pales de rotor 14-14 sont reliées au moyeu 12 à l'aide d'un palier 15 permettant aux pales de tourner par rapport au moyeu 12 autour des axes longitudinaux des pales, pour changer leur pas. Un bras de réglage du pas des pales 16 part de chacune des pales et est articulé sur un élé- ment de connexion 18, qui, à son tour, est connecté dans chaque cas à une extrémité d'un bras oscillant 20. Les bras oscillants 20-20 sont articulés comme indiqué en 21 sur l'extrémité supérieure d'un manchon 22, monté à can- nelures sur l'arbre 10 et qui par conséquent tourne avec cet arbre, tout en pouvant coulisser verticalement sur celui-ci.
Comme représenté, l'extrémi- té extérieure des bras oscillants est articulée en 26, pour la commande cyclique du pas des pales et, partant, pour la commande longitudinale et latérale de l'appareil, à une biellette 27 partant du chemin de roulement extérieur 28 d'un dispositif à plateau chavirant, comprenant des roulements 29 et un chemin de roulement intérieur 30.
Le chemin de roulement intérieur 30 a la forme d'une bague ayant une surface intérieure ayant la forme d'un segment sphérique, qui complète un élément de portée en forme de segment sphérique 32 monté sur l'extrémité supérieure d'un manchon 34 solidaire de la structure fixe de l'hélicoptère et qui entoure l'ensemble 10-22 de l'arbre d'entraînement et du manchon.
Un élément de connexion 36 est relié au chemin de roulement intérieur 30 du dispositif à plateau chavirant, traverse, plus bas, le corps de hélicoptère, puis est articulé en 37 sur une extrémité d'un levier coudé 38 monté oscil- lant sur la structure fixe de l'hélicoptère et dont l'autre extrémité est articulée sur un élément de commande 40. Dans le dessin, le dispositif à plateau chavirant est monté sur l'arbre 10 au moyen d'un joint à rotule, mais il est entendu qu'on peut employer tous autres moyens de montage conve- nables, tels que par exemple un dispositif à cardan, ou analogue.
Bien que l'autre extrémité de l'élément 40 puisse être connectée au manche à balai 42 du pilote pour la commande longitudinale de l'hélicop- tère, le dispositif à inertie faisant l'objet de l'invention lui étant ac- couplé d'une façon appropriée quelconque, dans le mode de réalisation re- - présenté, l'élément 40 est monté articulé en 44 sur un levier compensateur 45, à son tour articulé en 46 sur un bras coudé 48. Celui-ci est monté oscil- lant sur la structure fixe de l'avion, comme indiqué en 49, alors que l'au- tre extrémité du levier compensateur 45 est articulée en 50 sur un élément de commande ou tige 52 dont l'autre extrémité est articulée en 53 sur le
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manche à balai 42 du pilote qui a son point d'articulation en 56.
Le bras 48 comporte une partie horizontale 58 portant un poids
60 en un point qui est à la fois en avant du centre de gravité générale de l'hélicoptère et en dehors de l'alignement vertical de l'articulation 49 du bras coudé 48 sur le corps de l'appareil. Ainsi, comme le montre le des- sin, le poids 60 tend à faire tourner le bras coudé dans le sens inverse des aiguilles d'une montre, comme montré sur la Fig. 1, autour de l'aritcu- lation 49, mais un dispositif à ressort 62 faisant contrepoids, relié au bras coudé 48 maintient normalement l'ensemble bras coudé et poids 60 dans la position représentée.
Il est, de préférence, prévu un câble tendeur 64, fixéau ressort, qui passe autour des poulies 65-66, et rejoint un disposi- tif d'ajustement à vis 68, de fagon que le pilote puisse facilement ajuster la vis 68 pour faire varier la tension exercée par le ressort 62 sur le bras 48, en réglant ainsi l'effet de contrepoids du ressort s'opposant à l'action du poids 60. Ce' système tend aussi à "centrer" le manche à balai du pilote et améliore la "sensibilité" du système de commande, caractéristique dési- rable, comme on sait.
Un autre dispositif de connexion (non représenté) peut bien entendu être prévu pour réagir aux mouvements latéraux du manche à balai 42 et couplé au plateau chavirant 28 de façon à faire basculer laté- ralement celui-ci pour les manoeuvres de commande latérale correspondante de l'appareil, chose également connue. Gomme indiqué en 70, un servo-mécanis- me peut être ajouté à l'élément 40, si on le désire, pour renforcer l'effi- cacité du système contrôlé par le pilote.
On voit donc que le poids 60 et le ressort 62 étant choisis et mutuellement ajustés de façon à équilibrer normalement le système de conne- xion de la commande dans la position représentée à la Fig. 1, toutes les manoeuvres du manche à balai 42 effectuées par le pilote font osciller le levier intermédiaire 45 autour de son articulation 46. Ce mouvement est transmis par l'élément 40 et le levier 38 à la tige 36, et fait ainsi bas- culer le plateau chavirant 28 sur son palier 32 par rapport à la structure fixe de l'hélicoptère.
A son tour, ce basculement du plateau 28 provoque le pivotement du bras 20 correspondant autour de son articulation sur le man- chon 22, ce qui fait agir la tige correspondante 18 sur le bras correspon- dant de commande du pas des pales du rotor, et fait tourner cycliquement les pales de rotor dans leurs paliers de changement de pas, lorsque le ro- tor tourne autour de l'axe vertical de l'arbre 10. Le rotor sera ainsi ré- glé pour assurer divers angles d'incidence effectifs des pales respectives, lorsque celles-ci tournent cycliquement autour de l'arbre du rotor.
On voit donc que l'inclusion du mécanisme faisant l'objet de la présente invention en combinaison avec le système classique des comman- des, n'empêche pas les manoeuvres de ce système par le pilote; en outre, à tout moment, sans intervention du pilote, le poids 60 réagit automatique- ment à toute accélération verticale de l'hélicoptère et agit automatique- ment de fagon à ajuster le système de commande cyclique du pas des pales du rotor pour s'opposer au mouvement d'accélération de l'hélicoptère.
Par exem- ple, en supposant que l'appareil s'avance en vol selon une trajectoire sen- siblement horizontale, et que subitement, par suite d'une rafale de vent ou d'un phénomène analogue, il se dresse vers le haut, le poids 60 tarde à suivre le "saut" vertical de l'avion, à cause de l'inertie du poids.Ce re- tard du poids fera automatiquement tourner le levier 48 autour du pivot 49, dans le sens inverse des aiguilles d'une montre, en transmettant ainsi, par la tige 40, un mouvement tendant à faire basculer le plateau 28, puisque le manche à balai tend à rester fixe dans sa position antérieure par rapport au châssis de l'avion.
Dans ce but, le mouvement du manche à balai comporte de préférence une faible résistance de frottement et/ou des ressorts de cen- trage réglables (non représentés), connus par ailleurs. Le système de comman- de est ainsi conçu et agencé qu'un tel mouvement de commande transmis au dis- positif à plateau chavirant fait basculer celui-ci de façon à actionner le
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dispositif de commande cyclique du pas des pales du rotor de manière à incli- ner le rotor vers le bas,
en réduisant ou en annulant le mouvement ascension- nel de l'hélicoptère.De mimes tous les troubles atmosphériques tendant à faire piquer l'hélicoptère s'accompagnent automatiquement d'un pivotement du bras coudé 48 vers le haut ou dans le sens des aiguilles d'une montre ayant pour conséquence un ajustement correspondant du dispositif à plateau chavirant, en supposant aux tendances oscillatoires de l'hélicoptère.
On remarquera que le ressort 62 et le poids 60 de la Fig. 1 se- ront préalablement choisis de façon à présenter des caractéristiques donnant une réaction relativement sensible à toutes les tendances d'accélération verticale. De préférence, l'action du poids 60 réagissant à l'accélération sera amortie, par exemple, par un dispositif à frottement convenable, indi- qué en 72, connecté par l'élément 73 avec le bras coudé 48.
Pour le régla- ge "collectif" du pas des pales de rotor, un bras de réglage 74 est accou- plé au manchon 22 par une portion rainurée du collier 34'
Il est évidemment essentiel que cet effet de réglage s'opposant à l'accélération soit temporisé de façon à exercer une action d'amortisse- ment à 1-'encontre des oscillations phgoïdales se produisant normalement à la suite des rafales de vent et phénomène analogues, et non à s'y ajouter.
La Fig. 3 illustre graphiquement l'effet de la présente inven- tion. La courbe 75 montre les écarts par rapport à une trajectoire de vol qu'un hélicoptère ou appareil analogue classique, ayant des caractéristi- ques de stabilité neutres, pourrait subir à la suite d'une rafale. Ainsi, comme le montre la Fig. 3, chaque fois que l'hélicoptère subit une rafale ou phénomène analogue survenant au point A de la courbe, le rotor bascule vers le haut, et ce mouvement estsuivi par le fuselage qui se dresse vers le haut. La trajectoire de vol s'infléchit alors vers le haut, passe par un sommet en B, puis commence à descendre, comme indiqué en C, et continue en- suite à osciller avec une vitesse et des amplitudes sensiblement constantes au-dessus et au-dessous de la trajectoire horizontale initiale.
Par contre, comme le montre la courbe 76, lorsqu'un hélicoptère doté de la présente in- vention rencontre en vol une rafale et se dresse vers le haut, le disposi- tif de réglage sensible à l'accélération, faisant l'objet de l'invention, entre automatiquement en action, par exemple dans la position indiquée en D sur la courbe 76, pour prévenir les forces produisant normalement une os- cillation phygoïdale de la trajectoire de vol, et s'y opposer.
La caractéristique essentielle du fonctionnement dudit disposi- tif est la temporisation (timing) de son action, prévue de façon à préve- nir les mouvements de l'hélicoptère. Si le poids 60 était placé, par exem- ple, au centre de gravité de l'hélicoptère, l'effet maximum se serait pro- duit au point B de la courbe 75 ou un peu derrière ce point. Si le poids 60 est placé en avant du centre de gravité de l'hélicoptère, les accélérations de l'inclinaison du fuselage agiront également, et l'effet maximum se pro- duira un peu avant le point B, soit au point D de la courbe 75 par exemple.
Cette relation de phase entre l'action du dispositif et les oscillations est essentielle pour le fonctionnement approprié du dispositif. On voit donc que le mécanisme de commande faisant l'objet de la présente invention supprime la tendance de l'hélicoptère à osciller sur sa trajectoire comme indiqué par la courbe 75, et a pour effet d'amortir les tendances à l'oscillation tant au-dessus qu'au-dessous du plan de la trajectoire horizontale initiale, de sorte que la trajectoire tend finalement à devenir rectiligne, comme on le voit dans la partie finale de la courbe 76 (à droite sur le dessin).
Le fonctionnement selon l'invention se distingue donc nettement de celui des hélicoptères du type classique, lesquels sont essentiellement instables, et qui, par conséquent, sauf réglage par le pilote, tendent à vo- ler avec des oscillations à amplitude croissante, comme indiqué par exemple par la courbe 77. Cette courbe montre comment les oscillations d'un hélicop- tère essentiellement instable tendent à augmenter constamment en vitesse et
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amplitude, ce qui exige par conséquent des manoeuvres exactes et expertes du pilote, pour éviter des accidents, en l'absence d'un dispositif conforme à la présente invention.
Il est bien entendu que, alors que la réalisation illustrée dans le dessin annexé prévoit l'emplacement du dit dispositif en avant du centre de gravité de l'hélicoptère, ce qui assure l'effet maximum avant que l'hélicoptère n'atteigne le point B de la Fig. 3, on pourrait., suivant les caractéristiques de vol naturelles de l'hélicoptère considéré, placer avantageusement le dispositif au centre de gravité ou mime en ar- rière de celui-ci.
La Fig. 4 représente l'application de l'invention à un hélicop- tère du type à rotors en tandem, dans lequel le système des rotors de l'hé- licoptère représenté comprend des mâts avant et arrière 80-82 respective- ment, chacun d'eux portant des rotors indiqués d'une façon générale en 84-
86, agencés comme celui de la Fig. 1. Le pas des pales des rotors est régla- ble au moyen de tiges 87-88 reliées à des leviers 90-92, articulés sur des manchons 94-96, mobiles verticalement et manoeuvrables au moyen de biel- lettes 97-98.
Ces dernières sont montées sur les chemins de roulement exté- rieurs 99-100 des dispositifs à plateau chavirant 102-104, montés orienta- bles en tous sens par rapport aux mats des rotors,par exemple au moyen des dispositifs à rotule 106-108 portés par des manchons 109-110 entourant les arbres de commande des rotors 80-82.
L'inclinaison des plateaux chavirants 102-104 est à son tour ré- glée par rapport aux mâts PO-82 au moyen de tiges 112-114, qui sont reliées au moyen de leviers coudés 116-118 à une tige commune 120. Celle-ci est ar- ticulée en 122 sur la partie centrale d'un levier compensateur 124 articulé en 126 sur un bras coudé 128, à son tour articulé sur la structure fixe de l'hélicoptère, comme indiqué en 129. L'extrémité libre du levier compensa- teur 124 est articulée sur un élément 130, qui est articulé à son tour en 131, pour la commande longitudinale de l'hélicoptère, sur un manche à balai 132 destiné à la commande cyclique du pas, et qui est articulé sur la struc- ture de l'hélicoptère comme indiqué en 133.
La partie 134 du bras coudé 128 porte un poids 135;un ressort 138 est fixé au bras 134 et à la structure fixe de l'hélicoptère de façon à faire contrepoids au poids 135 en vue de maintenir normalement le bras coudé 128 dans la position représentée à la Fig. 4. Un dispositif d'amortissement 139 est de préférence accouplé au bras 128 pour amortir son mouvement, comme il a été décrit au sujet du dis- positif d'amortissement 72 de la Fig. 1.
Dans cette disposition de rotors en tandem, un système de com- mande collective du pas des pales des rotors est illustré par le levier de commande du pilote 140, pivotant en 141 sur la structure fixe de l'hélicop- tère et relié à un élément 142 qui relie entre eux deux leviers coudés 144 qui à leur tour actionnent des tiges 146-148 articulées en 149-150 sur des leviers 151-152. Ces leviers sont montés oscillants en 153-154 sur des biel- lettes 155-156, reliés à des leviers coudés 157-158, agencés de fagon à être actionnés par un élément 160 qui à son tour est actionné par un levier 162 monté oscillant par sa partie centrale sur le châssis de l'hélicoptère et articulé en 164 sur l'élément 120 ci-dessus mentionné.
Il est à observer cependant que le levier coudé et les éléments de connexion 157, 158 et 160 sont reliés entre eux de façon à assurer un fonctionnement de type différentiel des leviers coudés 157-158 en réponse au mouvement de Isolément 160 et de ce fait les leviers coudés oscillent simultanément mais en sens inverse lors du mouvement de l'élément 160. Par exemple, le mouvement de l'élément 160 de gauche à droite (en regardant la Fig. 4) fait tourner le levier 157 dans le sens inverse des aiguilles d'une montre et le levier 158 dans le sens des aiguilles d'une montre.
Inverse- ment, en poussant la tige 160 de droite à gauche (sur la Fig. 4), on fait tourner le levier 157 dans le sens des aiguilles d'une montre et le levier 158 dans le sens inverse des aiguilles d'une montre.
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L'extrémité libre du levier oscillant 151 est articulée en 166 sur un élément ou tige 168 qui est monté oscillant sur une broche ou ergot 169 en une seule pièce avec le manchon 94 coulissant verticalement dont elle fait saillie; la broche 169 traverse le manchon externe 109 par une fente verticale. De même, le levier oscillant 152 est articulé en 172 à un élément 174 qui est à son tour monté oscillant sur une broche 176 en une seule pièce avec le manchon interne 96 coulissant verticalement dont elle fait saillie en traversant une fente verticale du manchon externe 110.
On voit donc que, lorsqu'on titre le levier 140 de commande col- lective du pas vers le haut et vers l'arrière, par exemple, l'élément 142 se déplacera de droite à gauche (sur la Fig. 4) en faisant ainsi tourner dans le sens des aiguilles d'une montre les leviers coudés 144-144, ce qui soulèvera les manchons 94-96 de commande collective du pas par suite des connexions indiquées ci-dessus;les points d'articulation 153-154 fonction- nant comme points d'appui des leviers 151=152.
Ainsi, en agissant sur le levier 140, le pilote commande simul- tanément l'angle efficace d'incidence des pales des deux rotors, pour la commande du vol horizontal et pour la commande verticale (mouvement ascen- sionnel et de descente) de l'hélicoptère; le réglage collectif du pas des pales des deux rotors étant dans ces conditions de même amplitude et de mê- me direction.
Cependant, grâce au système de connexion comprenant le levier 162 qui est relié de manière oscillante à l'élément 160 et de là aux le- viers coudés 157-158 et au mécanisme "différentiel" de commande collecti- ve du pas,chaque fois qu'on procède à un réglage cyclique du pas, comme par exemple par la manipulation par le pilote du levier de commande 132, les dispositifs de commande collective du pas des pales de chacun des rotors sont simultanément affectés "différentiellement". L'agencement est tel que, chaque fois que le pilote appuie en avant sur le levier de contrôle 132 pour la commande cyclique des rotors, afin d'obtenir une composante de propul- sion dans le système des forces de sustentation,
le système de commande col- lective du pas des pales des rotors est simultanément réglé de façon à di- minuer légèrement les réglables de pas de toutes les pales du rotor avant, et en augmentant simultanément les réglages de pas de toutes les pales du rotor arrière. Ceci établit immédiatement un couple d'inclinaison vers l'a- vant et vers le bas agissant sur l'hélicoptère, en le faisant piquer du nez et dresser la queue.Puis, lorsque le pilote pousse en arrière le levier de contrôle cyclique 132, par exemple pour arrêter la progression de l'héli- coptère vers l'avant, les pales des rotors sont réglés cycliquement quant à leur pas de façon à ramener les deux rotors à une attitude horizontale pour le simple mouvement horizontal de l'hélicoptère.
En même temps, le mécanis- me de commande "différentiel" opère de façon à ajuster les dispositifs de commande collective du pas des rotors de façon à égaliser les réglages de pas collectif des pales des rotors respectifs, de sorte que l'hélicoptère retourne à une position de vol horizontal.
De mime, tous les ajustements automatiques du mécanisme de com- mande du rotor, pouvant s'effectuer au cours du vol, grâce au fonctionnement du dispositif faisant l'objet de la présente invention, sous l'effet des mouvements relatifs - provoqués par l'accélération - du poids 135 par rap- port à la coque de l'hélicoptère, se manifesteront dans les deux mécanismes de commande, cyclique et collective,décrits ci-dessus,pour l'ajustement coordonné et simultané des mécanismes de commande cyclique et collective du pas des rotors avant et arrière.
Au lieu du système combiné de commande cyclique et collective du pas, décrit ci-dessus, pour des hélicoptères du type à rotor en tandem, on prévoit que le dispositif réagissant à l'accélération, faisant l'objet de l'invention, peut être employé dans un hélicoptère du type à rotor en tandem pour régler seulement le dispositif de commande collective du pas
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de l'un ou l'autre des rotors,, Par exemple, le dispositif peut être relié uniquement au système de commande collective du pas du rotor avant, et dans ce cas,lorsque l'avant de l'hélicoptère se redresse, le dispositif réagis- sant à l'accélération intervient automatiquement pour réduire le pas des pales du rotor avant, en contrecarrant ainsi ce mouvement ou bien encore,
ce dispositif peut être relié au système de commande collective du pas du ro- tor arrière, pour augmenter le pas du rotor arrière, lorsque l' avant- de l'hé- licoptère se redresse pour contrecarrer la tendance à "faire le veau" de
1' appareil
Bien que l'invention ait été illustrée et décrite uniquement en conjonction avec un mécanisme de rotor du type "Young", décrit par exemple dans le brevet U.S. 2.368.698 déposé le 10 mars 1943, il est entendu que l'in- vention est applicable avec la même facilité à tout autre type de rotor ou de voilure rotative d'hélicoptère.
Par exemple, l'invention est également appli- cable aux hélicoptères dans lesquels le moyeu du rotor est rigidement fixé au mât de rotor ou arbre de commande, et dans lequel les pales de rotor sont individuellement articulées au moyeu du rotor au moyen de dispositifs d'arti- culation permettant le mouvement des pales par rapport au moyeu.
Dans tous les cas, les pas des pales de rotor seront individuellement réglables par rap- port à la structure du moyeu et les pales agencées comme décrit ci-dessus aus- si bien pour la commande cyclique du pas que pour la commande collective, et accouplés tant aux commandes classiques du pilote qu'au mécanisme réagissant au mouvement d'accélération verticale décrit dans la présente invention.Ain- si, toute tendance de l'hélicoptère de s'écarter de la trajectoire de vol pré- vue,sera automatiquement et instantanément prévenue et contrecarrée par l'ac- tion automatique du mécanisme de réglage réagissant à l'accélération décrite dans la présente invention.
On notera que le poids 60 (fig. l) ou 135 (Fig.4) peut avoir toute forme appropriée, et peut consister en un poids utile par ailleurs,, comme par exemple la batterie d'accumulateurs de l'hélicoptère, ou toute autre pièce. On notera également que le poids peut être relié aux sys- tèmes de réglage cyclique du pas et de réglage différentiel collectif du pas de toute autre manière voulue, en fixant par exemple le poids directement sur le levier de réglage du pilote, à condition, bien entendu, d'être en dehors de l'alignement vertical de l'articulation du levier, peur réagir à l'accé- lération verticale de l'hélicoptère,.
Il est également entendu que, bien qu'à la Fige 1 le poids réagissant à l'accélération soit représenté comme étant relié seulement au système de commande cyclique, il peut être de mime relié seulement au système de commande collective aboutissant à l'élément 74 de la Fige 1, ou combiné avec celui-ci et avec le système de commande cyclique.
Ainsi, il doit être entendu que, bien que seulement quelques-unes des formes de l'invention aient été illustrées et décrites ci-dessus, les spécialistes se rendront compte que l'invention n'est pas ainsi limitée, mais que diver- ses variantes peuvent y 'être apportées, sans s'écarter de son cadre ou de son esprit.