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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.