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Les avions, aérodynes et engins volants munis de propulseurs à turbo-machines,notamment de propulseurs à réaction qui permettent un décollage à des vitesses très faibles, voire nulles, sont soumis à des effets gyroscopiques provenant des mobiles tournants de la turbo-machine,
Ces effets gyroscopiques peuvent perturber.l'action des gou- vernes habituelles en provoquant des rotations parasites autour d'axes différents de ceux autour desquels on veut faire tourner l'avion en agis- sant sur les gouvernes..
La présente invention a pour objet un dispositif de compen- sation de ces effets gyroscopiques perturbateurs, dans lequel des gouver- nes situées dans deux plans sont combinées entre elles de manière que la manoeuvre des gouvernes d'ur. plan s'accompagne d'une action correctrice des gouvernes de l'autre pla@.
Selon un mode de réalisation de ce dispositif on prévoit, en plus des gouvernes habituelles de l'avion, des gouvernes correctrices dont les axes sont convenablement orientés par rapport à ceux des gouvernes habituelles, compte tenu de l'effet gyroscopique à compenser. Ces gouver- nes correctrices peuvent être liées mécaniquement aux gouvernes ordinaires, de manière à être actionnées en même temps que celles-ci dans le sens vou- lu ou bien être sous la dépendance d'un indicateur de virage, par exemple, du type à gyroscope (gyromètre).
Dans un autre mode de réalisation de l'invention, ce sont les gouvernes ordinaires qui sont utilisées pour la correction, de sorte que par exemple la gouverne de direction agit pour corriger l'effet gyrosco- pique qui se manifeste quand on agit sur la gouverne de profondeur et réciproquement.
Dans un tel mode de réalisation, il est particulièrement avan- tageux de commander l'action correctrice par des indicateurs de virage à gyroscope (gyromètre) et, de préférence, les organes sont liés entre eux électriquement.
Selon une réalisation avantageuse, le gyromètre ou indicateur de virage actionne non seulement les gouvernes correctrices de l'effet gyroscopique intéressant l'axe perpendiculaire à l'axe autour duquel se fpnt les évolutions dont ce gyromètre détecte la vitesse angulaire, mais aussi les gouvernes de ce dernier axe, de manière à créer sur ces gouver- nes un couple compensateur opposé au couple que leur a transmis le pilote et proportionnel) à la vitesse angulaire de l'évolution. Ce contre-couple tend à amortir les oscillations qui se produiraient si le pilote ne dispo- sait que de la commande à main.
Un autre perfectionnement, qui peut être utilisé avec avanta- ge en combinaispn avec le précédent, permet de doter l'avion d'un couple de rappel. Il consiste à munir le dispositif d'un gyroscope détectant l'écart entre la direction instantanée de l'axe de l'avion et une direction déterminée pour agir sur les gouvernes en vue de compenser cet écart.
La description qui va suivre en regard du dessin annexé, donné à titre d'exemple non limitatif, fera bien comprendre comment l'invention peut être réalisée, les particularités qui ressortent tant du dessin que du texte faisant, bien entendu, partie de ladite invention.
La fig. 1 est destinée à faire comprendre le but poursuivi par l'invention, elle représente en perspective un avion propulsé par turbo- réacteur.
Les fig. 2,3,4 et 6 sont des vues schématiques en perspective de quatre modes de réalisation différents d'une dispositif compensateur selon l'invention.
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Les figures 5 et 7 sont des schémas partiels relatifs respec- tivement aux dispositifs des figures 4 et 6 et destinées à faire compren- dre le fonctionnement de,ces dispositifs.
La fig. 8 est un. schéma fonctionnel d'une variante du dispo- sitif représenté sur les figures 6 et 7.
La fig. 9 montre une réalisation pratique de ce schéma.
La fig. 10 est un schéma fonctionnel d'une variante.
La fig. Il montre une réalisation de cette variante.
La fig. 12 est un schéma fonctionnel d'un dispositif à sta- bilisateur gyroscopique.
La fig. 13 montre une réalisation pratique de ce dispositif.
L'avion représenté sur la fig. 1, est supposé voler horizon- talement. Il est propulsé par un turbo-réacteur @ont on voit la tuyère d'éjection en 1 et dont les mobiles (rotors de compresseur et de la turbine) tournent autour d'un axe parallèle à l'axe longitudinal de l'avion, cette rotation étant représentée par le vecteur x avec les conventions ha- bituelles, c'est-à-dire qu'un observateur dirigé selon ce vecteur verrait les mobiles tourner dans le sens des aiguilles d'une montre.
Si l'on agit par exemple sur la commande deprofondeur de manière à produire, autour de l'axe transversal de l'avion, une rotation représen- tée par le vecteur y, l'effet gyroscopique des mobiles de la turbo-machine aura pour effet de tendre à rapprocher x et ;;, et, par conséquent, de donner à l'avion une rotation autour de l'axe vertical, représentée par le vecteur z. L'avion vire vers la gauche. De tels déplacements parasites sont d'autant plus importants que la vitesse de vol de l'avion est plus faible et que le rapport entre le moment d'inertie de l'avion autour de l'axe transversal y'-y et le moment cinétique des mobiles de la turbo-machine(produit du moment d'inertie de ces mobiles par leur vitesse de rotation) est plus petit.
Sur la figure 2, on a représenté schématiquement en perspec- tive un dispositif de commande des gouvernes de profondeur et de direction, dans lequel un levier 2 peut pivoter en tous sens autour du centre d'une rotule 3. Par la coulisse 4' perpendiculaire à l'axe de l'avion, la trin- glerie 4 et le levier 5. ce levier détermine le pivotement de l'axe hori- zontal 6 solidairedes gouvernes de profondeur 7. Le pivotement de l'axe 6 est transmis par le levier 8 et la fourchette 9 à l'axe vertical 10 por- tant la gouverne compensatrice 11.
Si l'on suppose une rotation des mobiles des turbo-machines correspondant au vecteur x (fig.l), on voit qu'un déplacement du levier 2 dans le sens de la flèche! par exemple, de manière à faire piquer l'avion vers le sol sous l'action des gouvernes 7 et provoquant par conséquent par l'effet gyroscopique un virage de l'avion vers la gauche (rotation z) s'accompagne d'un pivotement de la gouverne correctrice 11 dans le sens de la flèche f1, la gouverne 11 ainsi déviée ayant tendance à ramener l'avion vers la droite et corrigeant par coiïséquent l'effet gyroscopique.
De même,le levier 2 commande par ses pivotements à gauche et à droite le déplacement de la coulisse 4'a parallèle à l'axe de l'avion.
Ge déplacement se transmet par la tringlerie 4a au levier 5a en détermi- nant le pivotement de l'axe vertical 5b solidaire de la gouverne de direc- tion 7a
Par la tringlerie 4'la le déplacement de la coulisse 4'a déter- mine également le pivotement des axes horizontaux 10a portant les gouvernes compensatrices 11 a@,
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Si par exemple, on déplace le levier 2 vers la gauche pour fai- re pivoter la gouverne 7a dans le sens de la flèche fa et produire ainsi un virage de l'avion vers la gauche, l'effet gyroscopique tend à faire monter l'avion. Mais le déplacement du levier 2 vers la gauche produit aussi, par la tringlerie 4"a, un pivotement des gouvernes correctrices horizontales 11 a dans le sens des flèches f'a, qui combat cette tendance de l'avion à mon- ter.
Le mode de réalisation de la fig. 3 plus perfectionné permet d'obtenir une compensation variable suivant la vitesse du vol et suivant la vitesse de rotation de la turbo-machine. ,.
Pour plus de simplicité, on a représenté seulement sur cette figure les gouvernes de profondeur 7 et la gouverne correctrice correspon- dante 11,mais il va.de soi que des dispositifs analoguesà ceux qui vont être décrits peuvent aussi être appliqués à la gouverne de direction, com- me dans le cas de la figure 2. La fourchette 9 au lieu d'être fixe sur l'a- xe 10 de la gouverne compensatrice 11 peut se déplacer à guidage coulissant sur cet axe, de sorte que selon la position de cette fourchette le long du dit axe, les déplacements du levier de commande 2, transmis par la tringle
4 et le levier 5 à l'axe 6 et au levier 8 coopérant avec la fourchette 9, se trouvent multipliés par un facteur variable sur la fourchette 9 et la gouverne 11.
Autrement dit, le déplacement de la fourchette 9 le long de l'axe 10 permet de modifier le déplacement angulaire de la gouverne 11 pour un même déplacement angulaire du levier 2. Ce coulissement de la four- chette 9 sur l'axe 10 est commandé en fonction de la vitesse de vol par un tube de Pitot 12 ou par tout autre organe prmettant de déceler cette vites- se par l'intermédiaire d'un dispositif approprié, par exemple par un vérin à piston 12a que l'on a dessiné à action directe, mais qui pourrait aussi être asservi indirectement à la pression donnée par le tube de Pitot, par exemple par l'intermédiaire d'un distributeur hydraulique ou électrique.
D'autre part, le levier 8 est de même monté à guidage coulissant sur l'axe 6, de sorte que selon la position dudit-levier le long dudit axe, on obtient encore une'variation du pivotement de la fourchette 9 et de la gouverne 11 pour un même angle de déplacement de levier 2. Le déplacement du levier 8 sur l'axe 6 est commandé en fonction de la vitesse de rotation de la turbo-machine, par exemple par un régulateur centrifuge 13 entraîné par cette machine.
Le mode de réalisation des fig. 4 et 5 est encore plus complet que les précédents, car il permet de réaliser une compensation qui est fonction de la vitesse instantanée du mouvement angulaire. L'axe 6 portant le levier 8 qui agit par la fourchette 9 sur la gouverne compensatrice 11 n'est plus lié mécaniquement au levier 7 commandant la rotation des gouvernes de profondeur 7, l'axe 7b de ces gouve@nes etant distinct et indépendant de l'axe 6.
Le pivotement de l'axe 6 est déterminé par une servo-commande qui, dans l'exemple figuré, comporte un vérin à vis 14 agissant sur le levier 6a solidaire de l'axe 6 et entraîné par un moteur électrique 15 pouvant tourner dans un sens ou dans l'autre. L'inducteur 15a de ce moteur (fig. 5) est alimenté à cet eff@t par l'intermédiaire d'un inverseur 16 dont la palette mobile 16 a est solidaire le l'armature d'un relais polarisé. La bobine 17 de ce relais est disposée dans la diagonale d'un pont de Wheatstone comportant les deux potentiomètres 18 et 19. Les curseurs 18a - 19a de ces potentiomètres reliés aux bornes de la bobine 17 du relais polarisé sont commandés respectivement par un gyroscope 20 et par le levier 6a (cette commande du curseur 19a réalisant ainsi un asservissement).
Le gyroscope 20 est monté de manière à être sensible aux évolutions en profondeur de l' avion. Son axe de rotation 21 est'donc horizontal et parallèle à celui de l'avion. L'anneau vertical 22, qui porte cet axe et peut pivoter autour d'un-axe vertical 23 par rapport à un support fixe 24 lié à l'avion est maintenu par des ressorts 25 dans,la position moyenne çorrespondant au
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parallélisme de l'axe de rotation 21 du gyroscope et de l'axe de l'avion.
Cet anneau 22 est solidaire d'un bras 26 portant lui-même le curseur 18a du rhéostat 18. Lors des rotations de l'avion, autour de l'axe y-y'(fig.1) sous l'effet des gouvernes 7 commandées par le levier 2, le pivotement de l'axe 21 du gyroscope autour de l'axe 23 dans un sens ou dans l'autre selon le sens des rotations verticales de l'avion, détermine un déplacement du curseur 18a d'un côté ou de l'autre du potentiomètre 18 et par suite, un déséquilibre du pont de Wheatstone dans un sens ou dans l'autre. Selon le sens du courant de déséquilibre qui parcourt la bobine 17, la palette 16 oscille d'un côté ou de l'autre, faisant tourner le moteur 15 dans un sens ou dans l'autre. De la sorte,le vérin 14 actionné par ce moteur fait pivoter la gouverne compensatrice 11 jusqu'à ce que le déplacement du cur- seur 19.La rétablisse l'équilibre du pont.
Bien entendu, le sens de rotation du gyroscope 20 et les autres facteurs sont convenablement choisis pour que la gouverne correctrice Il tende à produire un virage à gauche de l'avion quand on commande sa montée par la gouverne 7 et inversement. La commande de.La gouverne compensatrice 11 par des impulsions reçues du vérin 14 est en outre asservie à la vitesse de vol e à la vitesse de rotation de la turbo-machine par des dispositions analogues à celles décrites ci- dessus en regard de la fig.3.
Dans le mode de réalisation des figures 6 et 7, les gouvernes correctrices spéciales sont supprimées, l'effet gyroscopique qui se mani- feste quand on agit sur les gouvernes de profondeur 7, par exemple,étant compensé par une action sur la gouverne de direction 7a et réciproquement.
A cet effet, les gouvernes de profondeur 7 et de direction 7a sont comman- dées non seulement par une action manuelle sur le levier 2, mais également par des gyroscopes indicateurs de virage (gyromètres), un tel gyromètre étant associé à chacun des systèmes de gouverne. Ainsi, les gouvernes de profondeur 7 sont actionnées quand on déplace le levier de commande 2 en avant ou en arrière, c'est-à-dire, parallèlement au plan verticalde symétrie de l'avion, en même temps que la gouverne de direction 7a se trouve action- née dans le sens voulu, pour compenser l'effet gyroscopique de la turbo-ma- chine par le gyromètre 30 a, monté de manière à indiquer les évolutions en profondeur c'est-à-dire,
dont l'anneau de suspension 31a peut pivoter autour d'un axe vertical 32a (le montage de ce gyromètre étant analogue à celui décrit en regard de la fig. 4 pour le gyromètre 20).
De même, la gouverne de direction 7a est actionnée manuellement par le levier 2 quand on déplace ce levier vers la gauche ou vers la droite de l'avion, tandis que la gouverne de profondeur 7 se trouve alors action- née par la gyromètre 30 indiquant les virages en direction, c'est-à-dire, dont l'anneau de suspension 31 peut pivoter autour d'un axe horizontal 32 disposé transversalement à l'avion.
Les liaisons entre les divers organes sont électriques. Pour la clarté du dessin, les organes relatifs à la commande de la gouverne de profondeur 7 sont désignés sur le dessin par des nombres de référence sans indice, tandis que les organes relatifs à la commande de la gouverne de direction 7a sont désignés par les mêmes nombres de référence affectés de '}-'indice a.
Le circuit de commande des gouvernes de profondeur 7 est repré- santé schématiquement sur la fige 7, le circuit commandant 1a gouverne de direction 7a étant analogue. Le déplacement du levier 2 en avant ou en arrière c'est-à-dire,parallèlement au plan de symétrie de l'avion entraîne le déplacement, le long d'un potentiomètre 40, d'un curseur 41 relié au levier 2. Le potentiomètre 40 ,, un autre potentiomètre 42 sont montés dans un pont de whea stone. La diagonale de ce pont, reliée au curseur 41 du potentiomètre 40 et au curseur 43 du potentiomètre 42, contient une bobine 44 de relais polarisé dont l'armature agit sur la palette mobile 45 d'un commutateur.
Cette palette coopère avec les plots fixes 46 reliés respec- tivement aux extrémités de deux inducteurs 47 d'un moteur électrique 48,
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de sorte que ce moteur ne tourne pas si la palette 45 est dans sa posi- tion de repos où elle ne touche aucun des plots 46, mais tourne dans un sens ou dans l'autre suivant que la palette 45 est déplacée d'un côté ou de l'autre et touche l'un ou l'autre des plots 46, selon le sens du courant de déséquilibre qui parcourt la bobine 44
Le moteur 48 commande dans sa rotation un vérin à vis ou ana- logue 49 qui agit par les leviers 50 et la tringle 51 sur la gouverne de profondeur 7. Le curseur 43 du potentiomètre 42 est déplacé par le moteur 49 en même temps que les leviers 50 et réalise ainsi l'asservissement de la commande.
En effet,quand on déséquilibre le pont en déplaçant par le levier 2,le curseur 41, le courant de déséquilibre excite la bobine 44 et déplace la palette 45 d'un côté ou de l'autre selon le sens du 'Courant ... de déséquilibre, c'est-à-dire selon le sens de déplacement du levier 2.
Le moteur 48 tourne alors dans le sens donnant aux gouvernes de profondeur 7 une inclinaison correspondant à celle du levier 2, jusqu'à ce que le curseur 43, se déplaçant sur le potentiomètre 42, rétablisse l'équi- libre du pont, la bobine 44 désexcitée laissant alors la palette 45 revenir dans sa position de repos.
Un deuxième pont-de Wheatstone comporte la résistance fixe 52 et le potentiomètre 53, dont le curseur 54 suit le pivoteinent de l'axe horizontal 32, sur lequel est monté l'anneau de suspension 31 du gyromètre 30 indiquant les virages horizontaux de l'avion.
La diagonale de ce deuxième pont est reliée à un point fixe convenablement choisi de la résistance 52 (.généralement le point milieu) et au curseur 54 du potentiomètre 53. Cette diagonale comporte une deuxiè- m@ bobine 55 de relais polarisé pouvant agir comme la bobine 44 sur la palette mobile 45.
Il existe deux autres ponts de Wheatstone agencés comme les deux ponts qui viennent d'être décrits et dont les organes portent les mêmes nombres de référence affectés de l'indice a. L'un de ces ponts 40a-42a agit sur la bobine de relais polarisé 44a qui détermine par la palette 45.La la rotation dans un sens ou dans l'autre du moteur 48a actionnant la gouverne de direction 7a ; l'autre 52 a,, 53a a son curseur de potentiomètre 54a actionné par le gyromètre 30a indiquant les évolutions en profondeur.
Il résulte de ce qui précède que lorsqu'on agit sur les gouvernes de profondeur 7 par le levier 2 pour commander une évolution en profondeur, le gyromètre 30 a sensible à la vitesse angulaire de cette évolution agit sur la gouverne de direction 7a,les divers paramètres étant choisis de manière que cette action place la gouverne 7a dans la position correspondant à la compensation de l'effet gyroscopique des mobiles de la turbo-machine.
Réciproquement, quand on déplace le levier 2 latéralement pour commander une évolution en direction par le moteur 48a et la gouverne 7a, le gyromètre 30, sensible à la vitesse angulaire des évolutions horizontales, agit sur les gouvernes de profondeur 7 par le potentiomètre 53-54 @ et la bobine 55 pour obtenir l'action correctrice des gouvernes de profon- deur-
Lés diveis montages en ponts peuvent être agencés de manière que la sensibilité des réponses à une commande manuelle ou gyroscopique soit adaptée selon les besoins.
Dans l'exemple des figures 6 et 7, le pont qui correspond à la commande directe à la main des évolutions en profondeur comporte ueux petits potentiomètres symétriques 56 dont les curseurs 57 sont déplacés en fonction de la vitesse de la turbo-machine par le régulateur centrifuge 13 entraîné par cette machine. De même, le pont 52-53 de la commande
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de compensation comporte deux petits potentiomètres symétriques 58 dont les curseurs 59 sont déplacés en fonction de la vitesse de vol, au moyen de la capsule manométrique 60 reliée au tube de Pitot 12.
On pourrait naturellement faire l'inverse, o'est-à-dire, prévoir l'action du tube de Pitot sur le pont de commande directe à main 40-42 et l'action de la vitesse de rotation de la turbo-machine sur le pont 52-53 de la commande de compensation. L'action du tube de Pitot et du régulateur centrifuge pourrait être aussi combinée pour agir sur les deux ponts. ,
Les montages électriques ci-dessus décrits convenant à une alimentation en courant continu pourraient être adaptés à une alimenta- tion en alternatif.
Sur la fig.8 que schématise les fonctions des organes décrits en regard des figures 6 et 7, l'organe de commande 2 à le disposition du pilote agit de deux façons'sur l'avion m. Il peut, soit actionner le vérin 49 (avec une amplification convenable déterminant la sensibilité de la commande) qui déplace les gouvernes de profondeur 7 pour faire pivoter l'avion autour de son axe transversal horizontal y, soit actionner le vé- rin 49aqui déplace les gouvernes de direction 7a pour faire tourner l'avion autour de l'axe z perpendiculaire à l'axe y et à l'axe longitudi- nal. En agissant sur le vérin 49a des gouvernes de direction, le gyromètre 30a sensible à la vitesse ¯angulaire des évolutions en profondeur autour de l'axe y corrige l'effet gyroscopique perturbateur qui se produit quand le pilote amorce une évolution en profondeur.
Réciproquement le gyromètre 30 sensible aux évolutions en direction autour de l'axe corrige l'effet gyroscopique perturbateur, en agissant sur le vérin 49 des gouvernes de profondeur.
Comme, cependant le couple gyroscopique perturbateur n'a une action importante qu'aux faibles vitesses de vôl (cas d'un avion venant de décollez verticalement) où la stabilité de -l'avion est petite, toute commande donnée par le pilote tend à poursuivre son effet, de sorte que l'évolution tend à dépasser l'amplitude que l'on voulait obtenir et que le pilote est obligé de corriger par une commande inverse, ce qui entraî- ne une série d'oscillations de l'avion.
Afin d'éviter cet inconvénient, on peut disposer chacun des gyromètres de manière qu'il agisse non seulement sur les gouvernes de l'axe perpendiculaire à celui autour duquel l'évolution est commandée, mais également sur les gouvernes de ce dernier axe pour les ramener en arrière en créer ainsi un contre-couple d'amortissement.
Sur la fig.8, cette nouvelle fonction des gyromètres a été schématisée par les lignes en pointillés f et la. Lors d'une commande d'une évolution en profondeur autour de l'axe y, le gyromètre 30a agit non seu- lement sur le vérin 49a des gouvernes de direction pour corriger l'effet gyroscopique perturbateur, mais aussi sur le vérin 49 des gouvernes de profondeur pour ramener ces gouvernes en arrière, quand elles ont atteint la position commandée par le pilote.
La fig. 9 est une reproduction de la fig. 6, sur laquelle on a Pepsine en traits fins les organes et circuits déjà décrits et en traits forts les circuits et organes ajoutés pour cette nouvelle fonction des gyromètres.
Le gyromètre 30a comporte un deuxième curseur 61 coopérant avec un potentiomètre 62. Celui-ci est monté en pont de Wheatstone avec une résistance 63. La diagonale de ce pont, qui relie le curseur 61 à un point fixe convenablement choisi de la résistance 63, comporte une bobine 64 qui peut agir, comme la bobine 44, sur la palette 45 du relais polarisé associé au moteur 48 du vérin de commande 49 des gouvernes de profondeur.
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Il s'ensuit qu'une- action en profondeur du pilote sur le levier de commande 2 donne d'abord, par le mécanisme déjà décrit, l'inclinaison désirée des gouvernes de profondeur 7, produisant une évolution en profon- deur de l'aérodyne. Le gyromètre 30a sensible aux évolutions en profondeur agit par le potentiomètre 53a, pour déplacer les gouvernes de direction 7a et corriger l'effet gyroscopique perturbateur. En outre, le mouvement du gyromètre 30a qui entraîne le déséquilibre du pont 62-63 produit dans la diagonale de ce pont et par suite dans la bobine 64, un courant dont le sens dépend du sens de l'évolution en profondeur et dont l'intensité est fonction de la vitesse angulaire de cette évolution.
La bobine 64 est disposée de manière que l'action de ce courant sur la palette 45 place cette palette sur celui des contacts 46 qui produit une rotation du moteur 48,en sens inverse de la rotation précédente de ce moteur qui a été commandée par le pilote au moyen du levier 2 pour effec- tuer l'évolution. Les gouvernes 7 reviennent donc en arrière en produisant ainsi sur l'avion un couple d'amortissement.
Un circuit semblable agissant sur le moteur 38a des gouvernes de direction est combiné avec le gyromètre 30 sensible aux évolutions en direction.
Le mode de réalisation de la figure 10 comporte une combinaison différente dans laquelle le levier de manoeuvre 2 à la disposition du pilote agit non plus directement sur les gouvernes, mais sur l'un ou l'autre des gyromètres de manière à modifier son point d'équilibre correspondant, à une vitesse angulaire déterminée autour de l'axe correspondant, de sorte que le gyromètre contrôle l'obtention de cette vitesse angulaire et exer- ce en même temps une action correctrice de l'effet gyroscopique en actionnant les gouvernes de l'autre axe.
La fig. Il représente un schéma partiel d'une réalisation de ce genre, 40 est le potentiomètre déjà décrit fig. 6, et dont le curseur 41 est actionné quand le pilote déplace en profondeur le levier de commande 2. Ce potentiomètre est monté en pont de Wheatstone avec un potentiomètre 65 dont le curseur 66 est lié au gyromètre 30a sensible aux évolutions en profondeur. La diagonale de ce pont est reliée aux curseurs 41 et 66 et comporte la bobine 44 du relais polarisé agissant sur le moteur 48 de la gouverne de profondeur.
Quand on agit sur le levier 2 pour commander une évolution en profondeur, l'équilibre du pont se trouve modifié et un courant d'un certain sens (selon le sens dans lequel on a déplacé le levier 2) vient alimenter la bobine 44, la gouverne de profondeur étant ainsi actionnée pour produire l'évolution désirée. Le gyromètre 30a sensible à la vitesse angulaire de cette évolution, se déplace autour de son axe en tirant sur l'un de ses ressorts de manière à rétablir l'équilibre du pont pour lequel l'action sur la commande cesse. Si la vitesse angulaire de l'évolution dépasse la valeur désirée, le gyromètre dépasse cette position et produit un déséquilibre du pont, inverse du précédent, de sorte que la bobine 44 alimentée par un courant de sens inverse détermine un retour en arrière de la gouverne de profondeur.
Pour corriger l'effet gyroscopique perturbateur, le gyromètre 30a porte un deuxième curseur, non figuré, analogue au curseur 54a, montré sur la figure 6 et agissant sur un potentiomètre 53a relié aux gouvernes de direction.
Un dispositif analogue est naturellement prévu pour les évolutions en direction.
Pour avoir une bonne stabilisation, il est avantageux de doter l'avion d'un couple de rappel. On peut y parvenir au moyen d'un gyroscope détectant l'écart instantané entre l'axe de l'avion et une direction déterminée.
La fig. 12.représente un schéma fonctionnel analogue à celui de la fig. 8 mais comportant en outre deux gyroscopes 65 - 65a agissant.
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respectivement sur les gouvernes de profondeur et sur les gouvernes de direction pour créer sur ces gouvernes un couple de rappel quand elles ont été écartées de leur position neutre.
On peut aussi prévoir un gyroscope unique ayant son axe de rotation parallèle ^. celui de l'avion et dont les cadres agissent respectivement sur .Le:... gouvernes de profondeur et sur les gouvernes de direction.
La fig. 13 est un schéma d'un mode de réalisation analogue à celui de la fig.9 mais comportant de plus le gyroscope 65 dont l'axede rotation 66 est parallèle à l'axe de l'avion. L'axe de pivotement @, du caure extérieur 68 de ce gyroscope est parallèle à l'axe transversal - de l'avion et porté par les paliers fixes 80. Un curseur 69 solidaire de cet -axe 67 coopère avec un potentiomètre 70 monté en pont de Wheatstone avec une résistance fixe 71. La diagonale de c@ pont qui relie le curseur 69 au point ' milieu de la résistance 71 comprend une bobine 72 pouvant agir sur la palette 45 du relais polarisé qui contrôle le moteur 48 des gouvernes de profondeur 7.
Lors d'une évolution en profondeur de l'avion le gyroscope tend ainsi à incliner les gouvernes de profondeur 7, de manière à ramener l'axe de l'avion dans son orientation primitive. En déplaçant le poten- tiomètre 70 autour de l'axe 67 par un dispositif de réglage facile à concevoir, on peut modifier le point d'équilibre du gyroscope et par conséquent la direction en profondeur que le gyroscope tend à stabiliser.
Pareillement, le cadre intérieur 73 qui porte l'axe 66 du gyroscope pore un curseur 69a coopérant avec un potentiomètre 70a monté en pont de Wheatstone avec une résistance fixe 71 a. La diagonale de ce pont comprend la bobine 72a agissant sur la palette 45a du relais polarisé qui contrôle le moteur 48a des gouvernes de direction 7a. Le gyroscope stabilise ainsi la direction.
En variante, on pourrait aussi utiliser le gyroscope de la manière qui a été décrite pour les gyromètres en regard de la fig. ]le c'est-à-dire monter les potentiomètres 70 et 70a du gyroscope en pont de Wheatstone respectivement avec les potentiomètres 40 et 40a associés au levier de commande 2. Dans le schéma fonctionnel de la fig. 12, ceci revient à supprimer les connexions 75-75a et à les remplacer par les connexions 76-76a tracées en pointillés.
Dans les réalisations décrites, on peut naturellement ajouter à chaque boucle d'asservissement des liaisons électriques, un réseau correcteur servant à éliminer les retards des organes électriques et des gouvernes. De tels réseaux sont bien connus dans la technique de la régulation.
Il va d'ailleurs de soi que des modifications peuvent être apportées au mode de réalisation qui vient d'être décrit, notamment par substitution de moyens techniques équivalents, sans que l'on sorte pour cela du cadre de la présente invention.
REVENDICATIONS
1.- Dispositif de compensation des effets gyroscopiques particulièrement destiné au avions, aérodynes et autres engins munis de propulseurs rotatifs, tels que des turbo-machines, caractérisé en ce que des gouvernes, correspondant aux évolutions de l'aérodyne dans deux plans, sont combinées entre elles de manière que la manoeuvre des gouvernes d'un plan s'accompagne d'une action correctrice des gouvernes de l'autre plan.
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Airplanes, aerodynes and flying machines fitted with turbo-machine thrusters, in particular jet thrusters which allow take-off at very low or even zero speeds, are subjected to gyroscopic effects originating from the rotating parts of the turbo-machine,
These gyroscopic effects can disrupt the action of the usual rudders by causing parasitic rotations around axes different from those around which the airplane is to be rotated by acting on the rudders.
The object of the present invention is a device for compensating for these disturbing gyroscopic effects, in which control surfaces situated in two planes are combined with one another so that the operation of the control surfaces. plan is accompanied by corrective action by the control surfaces of the other pla @.
According to one embodiment of this device, in addition to the usual aircraft control surfaces, corrective control surfaces are provided, the axes of which are suitably oriented with respect to those of the usual control surfaces, taking into account the gyroscopic effect to be compensated for. These corrective rudders can be mechanically linked to the ordinary rudders, so as to be actuated at the same time as the latter in the desired direction or else be under the control of a turn indicator, for example, of the type to. gyroscope (gyrometer).
In another embodiment of the invention, it is the ordinary control surfaces which are used for the correction, so that, for example, the rudder acts to correct the gyroscopic effect which manifests itself when acting on the rudder. depth and vice versa.
In such an embodiment, it is particularly advantageous to control the corrective action by gyroscope turn indicators (gyrometer) and, preferably, the members are electrically linked together.
According to an advantageous embodiment, the gyrometer or turn indicator actuates not only the control surfaces correcting the gyroscopic effect concerning the axis perpendicular to the axis around which the movements of which this gyrometer detects the angular speed are fpnt, but also the control surfaces. this last axis, so as to create on these control surfaces a compensating torque opposite to the torque transmitted to them by the pilot and proportional) to the angular speed of the evolution. This counter-torque tends to dampen the oscillations which would occur if the pilot had only the hand control.
Another improvement, which can be used with advantage in combination with the previous one, makes it possible to provide the airplane with a return torque. It consists in providing the device with a gyroscope detecting the difference between the instantaneous direction of the axis of the aircraft and a determined direction to act on the control surfaces in order to compensate for this difference.
The description which will follow with regard to the appended drawing, given by way of non-limiting example, will make it clear how the invention can be implemented, the particularities which emerge both from the drawing and from the text forming, of course, part of said invention. .
Fig. 1 is intended to provide an understanding of the object pursued by the invention, it represents in perspective an airplane propelled by a turbojet.
Figs. 2, 3, 4 and 6 are schematic perspective views of four different embodiments of a compensating device according to the invention.
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FIGS. 5 and 7 are partial diagrams relating respectively to the devices of FIGS. 4 and 6 and intended to provide an understanding of the operation of these devices.
Fig. 8 is a. functional diagram of a variant of the device shown in Figures 6 and 7.
Fig. 9 shows a practical embodiment of this diagram.
Fig. 10 is a block diagram of a variant.
Fig. It shows an embodiment of this variant.
Fig. 12 is a block diagram of a gyroscopic stabilizer device.
Fig. 13 shows a practical embodiment of this device.
The airplane shown in FIG. 1, is supposed to fly horizontally. It is propelled by a turbo-reactor @ which we see the ejection nozzle in 1 and whose moving parts (compressor and turbine rotors) rotate around an axis parallel to the longitudinal axis of the aircraft, this rotation being represented by the vector x with the usual conventions, that is to say that an observer directed according to this vector would see the mobiles turning in the direction of clockwise.
If, for example, we act on the depth control so as to produce, around the transverse axis of the airplane, a rotation represented by the vector y, the gyroscopic effect of the moving parts of the turbo-machine will have for effect of tending to bring x and ;; closer together, and, consequently, to give the plane a rotation around the vertical axis, represented by the vector z. The plane veers to the left. Such parasitic displacements are all the more important as the flight speed of the airplane is lower and the ratio between the moment of inertia of the airplane around the transverse axis y'-y and the angular momentum of the moving parts of the turbo-machine (product of the moment of inertia of these moving parts by their speed of rotation) is smaller.
In FIG. 2, there is schematically shown in perspective a device for controlling the elevator and rudder, in which a lever 2 can pivot in all directions around the center of a ball joint 3. Via the perpendicular slide 4 '. to the axis of the airplane, the linkage 4 and the lever 5. this lever determines the pivoting of the horizontal axis 6 integral with the elevators 7. The pivoting of the axis 6 is transmitted by the lever 8 and the fork 9 to the vertical axis 10 carrying the trim tab 11.
If we assume a rotation of the moving parts of the turbo-machines corresponding to the vector x (fig.l), we see that a movement of the lever 2 in the direction of the arrow! for example, so as to cause the airplane to nose down towards the ground under the action of the control surfaces 7 and consequently causing by the gyroscopic effect a turn of the airplane to the left (rotation z) is accompanied by a pivoting of the corrective rudder 11 in the direction of arrow f1, the rudder 11 thus deflected having a tendency to bring the airplane back to the right and thereby correcting the gyroscopic effect.
Likewise, the lever 2 controls by its pivoting to the left and to the right the movement of the slide 4'a parallel to the axis of the airplane.
This movement is transmitted by the linkage 4a to the lever 5a by determining the pivoting of the vertical axis 5b integral with the rudder 7a
By the linkage 4'la the movement of the slide 4'a also determines the pivoting of the horizontal axes 10a carrying the trim tabs 11a @,
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If, for example, the lever 2 is moved to the left to rotate the rudder 7a in the direction of the arrow fa and thus produce a turn of the airplane to the left, the gyroscopic effect tends to raise the airfoil. plane. But the movement of the lever 2 to the left also produces, by the linkage 4 "a, a pivoting of the horizontal corrective control surfaces 11 a in the direction of the arrows f'a, which combats this tendency of the aircraft to climb.
The embodiment of FIG. 3 more sophisticated makes it possible to obtain a variable compensation according to the speed of the flight and according to the speed of rotation of the turbo-machine. ,.
For the sake of simplicity, only the elevators 7 and the corresponding corrective rudder 11 have been shown in this figure, but it goes without saying that devices similar to those which will be described can also be applied to the rudder. , as in the case of figure 2. The fork 9 instead of being fixed on the axis 10 of the compensating governor 11 can move with sliding guide on this axis, so that depending on the position of this fork along said axis, the movements of the control lever 2, transmitted by the rod
4 and the lever 5 to the axis 6 and to the lever 8 cooperating with the fork 9, are multiplied by a variable factor on the fork 9 and the rudder 11.
In other words, the displacement of the fork 9 along the axis 10 makes it possible to modify the angular displacement of the control surface 11 for the same angular displacement of the lever 2. This sliding of the fork 9 on the axis 10 is controlled. as a function of the flight speed by a Pitot tube 12 or by any other device making it possible to detect this speed by means of an appropriate device, for example by a piston cylinder 12a which has been drawn in direct action, but which could also be controlled indirectly by the pressure given by the Pitot tube, for example by means of a hydraulic or electric distributor.
On the other hand, the lever 8 is likewise mounted with a sliding guide on the axis 6, so that depending on the position of said lever along said axis, one still obtains a variation of the pivoting of the fork 9 and of the rudder 11 for the same angle of movement of lever 2. The movement of lever 8 on axis 6 is controlled as a function of the speed of rotation of the turbo-machine, for example by a centrifugal governor 13 driven by this machine.
The embodiment of FIGS. 4 and 5 is even more complete than the previous ones, because it makes it possible to achieve a compensation which is a function of the instantaneous speed of the angular movement. The axis 6 carrying the lever 8 which acts by the fork 9 on the compensating rudder 11 is no longer mechanically linked to the lever 7 controlling the rotation of the elevators 7, the axis 7b of these rudders being separate and independent of axis 6.
The pivoting of the axis 6 is determined by a servo-control which, in the example shown, comprises a screw jack 14 acting on the lever 6a integral with the axis 6 and driven by an electric motor 15 which can rotate in a one way or the other. The inductor 15a of this motor (FIG. 5) is supplied for this eff @ t via an inverter 16 whose movable paddle 16a is integral with the armature of a polarized relay. The coil 17 of this relay is arranged in the diagonal of a Wheatstone bridge comprising the two potentiometers 18 and 19. The sliders 18a - 19a of these potentiometers connected to the terminals of the coil 17 of the polarized relay are respectively controlled by a gyroscope 20 and by the lever 6a (this control of the cursor 19a thus providing a servo-control).
The gyroscope 20 is mounted so as to be sensitive to changes in depth of the airplane. Its axis of rotation 21 is therefore horizontal and parallel to that of the airplane. The vertical ring 22, which carries this axis and can pivot about a vertical axis 23 relative to a fixed support 24 linked to the aircraft is held by springs 25 in, the mean position corresponding to the
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parallelism of the axis of rotation 21 of the gyroscope and of the axis of the aircraft.
This ring 22 is integral with an arm 26 itself carrying the cursor 18a of the rheostat 18. During the rotations of the airplane, around the axis y-y '(fig.1) under the effect of the control surfaces 7 controlled by the lever 2, the pivoting of the axis 21 of the gyroscope around the axis 23 in one direction or the other according to the direction of the vertical rotations of the aircraft, determines a displacement of the cursor 18a on one side either of the potentiometer 18 and consequently, an imbalance of the Wheatstone bridge in one direction or the other. Depending on the direction of the unbalance current flowing through the coil 17, the vane 16 oscillates to one side or the other, causing the motor 15 to turn in one direction or the other. In this way, the jack 14 actuated by this motor causes the trim tab 11 to pivot until the movement of the slider 19 restores the balance of the bridge.
Of course, the direction of rotation of the gyroscope 20 and the other factors are suitably chosen so that the corrective control surface II tends to produce a left turn of the airplane when its climb is controlled by the control surface 7 and vice versa. The control of the trim tab 11 by pulses received from the jack 14 is also slaved to the flight speed e to the speed of rotation of the turbo-machine by arrangements similar to those described above with reference to FIG. .3.
In the embodiment of FIGS. 6 and 7, the special corrective rudders are omitted, the gyroscopic effect which manifests itself when acting on the elevators 7, for example, being compensated by an action on the rudder. 7a and vice versa.
For this purpose, the elevator 7 and rudder 7a are controlled not only by manual action on the lever 2, but also by turn indicator gyroscopes (gyrometers), such a gyrometer being associated with each of the control systems. governs. Thus, the elevators 7 are actuated when the control lever 2 is moved forward or backward, that is to say, parallel to the vertical plane of symmetry of the airplane, at the same time as the rudder 7a is actuated in the desired direction, to compensate for the gyroscopic effect of the turbo-machine by the gyrometer 30 a, mounted so as to indicate changes in depth, that is to say,
the suspension ring 31a of which can pivot around a vertical axis 32a (the mounting of this gyrometer being similar to that described with regard to FIG. 4 for the gyrometer 20).
Likewise, the rudder 7a is actuated manually by the lever 2 when this lever is moved to the left or to the right of the airplane, while the elevator 7 is then actuated by the gyrometer 30 indicating bends in direction, that is to say, the suspension ring 31 of which can pivot about a horizontal axis 32 arranged transversely to the aircraft.
The connections between the various organs are electrical. For clarity of the drawing, the members relating to the control of the elevator 7 are designated in the drawing by reference numbers without index, while the members relating to the control of the rudder 7a are designated by the same reference numbers assigned with '} -' index a.
The elevator control circuit 7 is shown schematically in figure 7, the circuit controlling the rudder 7a being similar. The movement of the lever 2 forwards or backwards, that is to say, parallel to the plane of symmetry of the airplane, causes the movement, along a potentiometer 40, of a cursor 41 connected to the lever 2. The potentiometer 40 ,, another potentiometer 42 are mounted in a whea stone bridge. The diagonal of this bridge, connected to the cursor 41 of the potentiometer 40 and to the cursor 43 of the potentiometer 42, contains a polarized relay coil 44, the armature of which acts on the movable paddle 45 of a switch.
This pallet cooperates with the fixed studs 46 connected respectively to the ends of two inductors 47 of an electric motor 48,
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so that this motor does not turn if the pallet 45 is in its rest position where it does not touch any of the pads 46, but turns in one direction or the other depending on whether the pallet 45 is moved to one side or the other and touches one or the other of the pads 46, depending on the direction of the unbalance current flowing through the coil 44
The motor 48 controls in its rotation a screw jack or the like 49 which acts by the levers 50 and the rod 51 on the elevator 7. The cursor 43 of the potentiometer 42 is moved by the motor 49 at the same time as the screws. levers 50 and thus performs the slaving of the control.
Indeed, when the bridge is unbalanced by moving the cursor 41 by lever 2, the unbalance current excites the coil 44 and moves the paddle 45 to one side or the other depending on the direction of the 'Current ... imbalance, that is to say according to the direction of movement of lever 2.
The motor 48 then rotates in the direction giving the elevators 7 an inclination corresponding to that of the lever 2, until the cursor 43, moving on the potentiometer 42, restores the balance of the bridge, the coil 44 de-energized then leaving the pallet 45 to return to its rest position.
A second Wheatstone bridge comprises the fixed resistor 52 and the potentiometer 53, the cursor 54 of which follows the pivot of the horizontal axis 32, on which is mounted the suspension ring 31 of the gyrometer 30 indicating the horizontal bends of the plane.
The diagonal of this second bridge is connected to a suitably chosen fixed point of resistor 52 (generally the midpoint) and to cursor 54 of potentiometer 53. This diagonal comprises a second polarized relay coil 55 which can act as the coil 44 on the movable pallet 45.
There are two other Wheatstone bridges arranged like the two bridges which have just been described and whose members bear the same reference numbers assigned the index a. One of these bridges 40a-42a acts on the polarized relay coil 44a which determines by the paddle 45.La the rotation in one direction or the other of the motor 48a actuating the rudder 7a; the other 52a, 53a has its potentiometer cursor 54a actuated by the gyrometer 30a indicating the changes in depth.
It follows from the foregoing that when one acts on the elevators 7 by the lever 2 to control an elevation change, the gyrometer 30 a sensitive to the angular speed of this change acts on the rudder 7a, the various parameters being chosen so that this action places the control surface 7a in the position corresponding to the compensation for the gyroscopic effect of the moving parts of the turbo-machine.
Conversely, when the lever 2 is moved laterally to control an evolution in direction by the motor 48a and the rudder 7a, the gyrometer 30, sensitive to the angular speed of the horizontal evolutions, acts on the elevators 7 by the potentiometer 53-54 @ and coil 55 to obtain the corrective action of the elevator control surfaces.
The various bridge assemblies can be arranged so that the sensitivity of the responses to manual or gyroscopic control is adapted as required.
In the example of Figures 6 and 7, the bridge which corresponds to the direct control by hand of the changes in depth comprises two small symmetrical potentiometers 56 whose sliders 57 are moved according to the speed of the turbo-machine by the regulator centrifuge 13 driven by this machine. Likewise, bridge 52-53 of the command
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compensation comprises two small symmetrical potentiometers 58, the cursors 59 of which are moved according to the flight speed, by means of the manometric capsule 60 connected to the Pitot tube 12.
One could of course do the reverse, that is to say, predict the action of the Pitot tube on the direct hand control bridge 40-42 and the action of the speed of rotation of the turbo-machine on the bridge 52-53 of the compensation command. The action of the Pitot tube and the centrifugal regulator could also be combined to act on the two bridges. ,
The above-described electrical arrangements suitable for a direct current supply could be adapted for an alternating supply.
In FIG. 8, which is a diagram of the functions of the components described with reference to FIGS. 6 and 7, the control unit 2 available to the pilot acts in two ways on the airplane m. It can either actuate the jack 49 (with a suitable amplification determining the sensitivity of the control) which moves the elevators 7 to make the airplane pivot about its horizontal transverse axis y, or actuate the jack 49 which moves the elevators. rudders 7a for rotating the airplane around the z axis perpendicular to the y axis and to the longitudi- nal axis. By acting on the rudder jack 49a, the gyrometer 30a sensitive to the angular speed of changes in depth around the axis y corrects the disturbing gyroscopic effect which occurs when the pilot initiates a change in depth.
Reciprocally, the gyrometer 30 sensitive to changes in direction around the axis corrects the disturbing gyroscopic effect, by acting on the actuator 49 of the elevators.
As, however, the disturbing gyroscopic torque has an important action only at low flight speeds (in the case of an airplane coming from take off vertically) where the stability of the airplane is small, any command given by the pilot tends to continue its effect, so that the evolution tends to exceed the amplitude that one wanted to obtain and that the pilot is obliged to correct by a reverse command, which causes a series of oscillations of the airplane.
In order to avoid this drawback, each of the gyrometers can be arranged so that it acts not only on the control surfaces of the axis perpendicular to the one around which the evolution is controlled, but also on the control surfaces of this last axis for the bring back and create a damping counter-torque.
In fig. 8, this new function of the gyrometers has been shown schematically by the dotted lines f and la. When controlling an in-depth movement around the y axis, the gyrometer 30a acts not only on the actuator 49a of the rudders to correct the disturbing gyroscopic effect, but also on the actuator 49 of the rudders. elevator to bring these control surfaces back when they have reached the position commanded by the pilot.
Fig. 9 is a reproduction of FIG. 6, on which we have Pepsin in fine lines the components and circuits already described and in strong lines the circuits and components added for this new function of gyrometers.
The gyrometer 30a includes a second cursor 61 cooperating with a potentiometer 62. This is mounted as a Wheatstone bridge with a resistor 63. The diagonal of this bridge, which connects the cursor 61 to a suitably chosen fixed point of the resistor 63, comprises a coil 64 which can act, like the coil 44, on the pallet 45 of the polarized relay associated with the motor 48 of the control cylinder 49 of the elevators.
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It follows that an in-depth action of the pilot on the control lever 2 firstly gives, by the mechanism already described, the desired inclination of the elevators 7, producing an in-depth evolution of the aerodyne. The gyrometer 30a sensitive to changes in depth acts by the potentiometer 53a, to move the rudders 7a and correct the disturbing gyroscopic effect. In addition, the movement of the gyrometer 30a which causes the imbalance of the bridge 62-63 produces in the diagonal of this bridge and consequently in the coil 64, a current whose direction depends on the direction of the evolution in depth and of which the intensity is a function of the angular speed of this evolution.
The coil 64 is arranged so that the action of this current on the pallet 45 places this pallet on that of the contacts 46 which produces a rotation of the motor 48, in the opposite direction to the previous rotation of this motor which was commanded by the pilot by means of lever 2 to carry out the shift. The control surfaces 7 therefore move backwards, thus producing a damping torque on the airplane.
A similar circuit acting on the rudder motor 38a is combined with the gyrometer 30 sensitive to changes in direction.
The embodiment of FIG. 10 comprises a different combination in which the maneuvering lever 2 available to the pilot no longer acts directly on the control surfaces, but on one or the other of the gyrometers so as to modify its point of. 'corresponding equilibrium, at an angular speed determined around the corresponding axis, so that the gyrometer controls the achievement of this angular speed and at the same time exerts a corrective action for the gyroscopic effect by actuating the control surfaces of the other axis.
Fig. It represents a partial diagram of an embodiment of this kind, 40 is the potentiometer already described in FIG. 6, and the cursor 41 of which is actuated when the pilot moves the control lever 2 in depth. This potentiometer is mounted as a Wheatstone bridge with a potentiometer 65 whose cursor 66 is linked to the gyrometer 30a which is sensitive to changes in depth. The diagonal of this bridge is connected to the sliders 41 and 66 and comprises the coil 44 of the polarized relay acting on the motor 48 of the elevator.
When we act on the lever 2 to control an in-depth evolution, the balance of the bridge is modified and a current of a certain direction (according to the direction in which we moved the lever 2) comes to feed the coil 44, the elevator being thus actuated to produce the desired course. The gyrometer 30a, sensitive to the angular speed of this evolution, moves around its axis by pulling on one of its springs so as to restore the balance of the bridge for which the action on the control ceases. If the angular speed of the evolution exceeds the desired value, the gyrometer exceeds this position and produces an imbalance of the bridge, the opposite of the previous one, so that the coil 44 supplied with a current in the opposite direction determines a backward movement of the rudder. depth.
To correct the disturbing gyroscopic effect, the gyrometer 30a carries a second cursor, not shown, similar to the cursor 54a, shown in FIG. 6 and acting on a potentiometer 53a connected to the rudders.
A similar device is naturally provided for changes in direction.
To have good stabilization, it is advantageous to provide the aircraft with a return torque. This can be achieved by means of a gyroscope detecting the instantaneous deviation between the axis of the aircraft and a given direction.
Fig. 12. represents a functional diagram similar to that of FIG. 8 but further comprising two gyroscopes 65 - 65a acting.
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respectively on the elevators and on the rudders to create a return torque on these rudders when they have been removed from their neutral position.
It is also possible to provide a single gyroscope having its axis of rotation parallel ^. that of the airplane and whose frames act respectively on .The: ... elevator and rudders.
Fig. 13 is a diagram of an embodiment similar to that of FIG. 9 but further comprising the gyroscope 65 whose axis of rotation 66 is parallel to the axis of the aircraft. The pivot axis @, of the outer casing 68 of this gyroscope is parallel to the transverse axis - of the airplane and carried by the fixed bearings 80. A cursor 69 integral with this -axis 67 cooperates with a potentiometer 70 mounted in Wheatstone bridge with a fixed resistance 71. The diagonal of c @ bridge which connects the cursor 69 to the midpoint of the resistor 71 comprises a coil 72 which can act on the pallet 45 of the polarized relay which controls the motor 48 of the elevators 7.
During an in-depth movement of the airplane, the gyroscope thus tends to tilt the elevators 7, so as to bring the axis of the airplane back to its original orientation. By moving the potentiometer 70 around the axis 67 by an easily conceivable adjustment device, the equilibrium point of the gyroscope and therefore the depth direction which the gyroscope tends to stabilize can be changed.
Similarly, the inner frame 73 which carries the axis 66 of the gyroscope pores a cursor 69a cooperating with a potentiometer 70a mounted as a Wheatstone bridge with a fixed resistor 71a. The diagonal of this bridge comprises the coil 72a acting on the pallet 45a of the polarized relay which controls the motor 48a of the rudders 7a. The gyroscope thus stabilizes the steering.
As a variant, the gyroscope could also be used in the manner which has been described for the gyrometers with reference to FIG. ] le, that is to say mount the potentiometers 70 and 70a of the Wheatstone bridge gyroscope respectively with the potentiometers 40 and 40a associated with the control lever 2. In the functional diagram of FIG. 12, this amounts to deleting connections 75-75a and replacing them with connections 76-76a drawn in dotted lines.
In the embodiments described, it is naturally possible to add to each control loop of the electrical connections, a correction network serving to eliminate the delays of the electrical components and of the control surfaces. Such networks are well known in the art of regulation.
It goes without saying that modifications can be made to the embodiment which has just been described, in particular by substituting equivalent technical means, without going beyond the scope of the present invention.
CLAIMS
1.- Device for compensating gyroscopic effects particularly intended for airplanes, aerodynes and other vehicles equipped with rotary propellants, such as turbo-machines, characterized in that the control surfaces, corresponding to the evolutions of the aerodyne in two planes, are combined between them so that the maneuvering of the control surfaces of one plane is accompanied by a corrective action of the control surfaces of the other plane.