Appareil de commande de la position de tangage d'un avion La présente invention a pour objet un appareil de commande de la position. de tangage d'un avion, comprenant un servomoteur pour le gouvernail de profondeur, un générateur de signaux réglable à la main et destiné à fournir un, signal de commande pri maire à partir d'une valeur nulle, un dispositif de référence de tangage destiné à fournir un signal selon la déviation de tangage de l'avion à partir d'un tan gage de référence,
un altimètre réglable pour four nir un signal selon la déviation en. altitude de l'avion à partir d'une altitude déterminée par un réglage effectué sur l'altimètre, et un, dispositif moteur exci table pour fournir un réglage continu de l'altimètre à une vitesse dépendant de l'entrée au dispositif moteur de façon à produire un réglage d'altitude variant continuellement.
L'appareil de commande suivant l'invention con vient, en particulier, dans un avion dont les, vitesses de croisière normales sont voisines du seuil de la gamme transonique. Cet appareil est caractérisé par des moyens pour dériver et appliquer à l'entrée du dispositif moteur de l'altimètre en vue de l'exciter, une mesure de l'intégrale du signal de commande primaire, le servomoteur du gouvernail de profon deur étant actionné sous la commande d'une mesure de l'intégrale du signal de commande primaire,
de la sortie de l'altimètre et du signal de déviation de tangage.
Une forme d'exécution de l'appareil comprend un sélecteur de mode, par lequel il peut être amené à un état lui permettant d'assurer la commande de l'avion afin de maintenir l'une quelconque des condi tions suivantes 1. Une vitesse ascensionnelle déterminée. 2. Une altitude à laquelle l'avion a été amené. 3. Un nombre de Mach atteint par l'avion.
4. Une vitesse propre atteinte par l'avion, et 5. une position de tangage de référence.
La vitesse ascensionnelle désirée suivant le mode 1 précité est déterminée par la commande manuelle d'un dispositif contrôleur générateur de signaux, qui détermine simultanément une vitesse de variation de la position de tangage.
La commande de la vitesse de variation de la position de tangage provoque une modification de la position de tangage de l'avion, à une vitesse qui est fonction de la sortie d'un dispo sitif contrôleur, tandis que la commande de vitesse ascensionnelle fournit une position de tangage qui maintient la vitesse ascensionnelle à la valeur déter minée par commande. Quand on constate que la vitesse ascensionnelle désirée va être atteinte, le dis positif contrôleur est ramené à la main sur une posi tion correspondant à un signal nul.
Cette opération supprime la commande de la vitesse de variation de la position de tangage, mais une mémoire du système retient la commande de vitesse ascensionnelle, de sorte que cette vitesse ascensionnelle désirée est maintenue tant que le système travaille sur le mode 1 et qu'aucune autre commande du dispositif con trôleur n'est assurée.
Le dispositif contrôleur peut être constitué par un bouton de commande de tangage de type usuel soumis à la sollicitation d'un, ressort, ou par un élé ment sensible à l'action d'un, effort, fixé sur le man che à balai.
Le détecteur d'effort est étudié de ma nière à réagir à des forces appliquées, au manche à balai dans la direction qui sert normalement à assurer le déplacement à la. main du gouvernail de profon deur.
La commande de vitesse de variation de la posi tion de tangage doit être, de préférence, limitée selon une fonction inverse de la vitesse au sol de l'avion, afin de limiter les, forces d'accélération résultantes agissant sur cet avion, pour les maintenir à des valeurs de sécurité. Toutefois, on sait que cette vitesse par rapport au sol est difficile à déterminer lorsque l'avion est en vol.
Par suite, cette commande est limitée en raison inverse du nombre de Mach de l'avion, étant donné que la relation entre la vitesse au sol et les. forces d'accélération est virtuellement la même que celle existant entre le nombre de Mach et les forces d'accélération. Ainsi, par exemple, plus le nombre de Mach est élevé, plus la commande de la vitesse de variation de la position de tangage va être réduite pour une sortie donnée du dispositif de commande.
Si la commande de la vitesse de variation de la position de tangage est prélevée à un détecteur sensible à l'effort exercé sur le manche à balai, il en résulte une sensibilisation artificielle du manche à balai, correspondant à une force constante par g .
Le même dispositif contrôleur que celui utilisé selon le mode 1 pour commander les vitesses de variation de la position de tangage et la vitesse ascen sionnelle est utilisé, suivant le mode 5, pour manoeu- vrer l'avion en tangage à des vitesses compensées selon le nombre de Mach. La mémoire qui agit dans le mode 1 est sans effet au cours du mode 5.
Un dispositif contrôleur séparé est utilisé sélecti vement pour les modes 3 et 4, afin de déterminer les variations désirées du nombre de Mach de l'avion et de sa vitesse propre, respectivement.
Toutes les commandes, qu'il s'agisse de la vitesse de variation de la position de tangage seule, de la vitesse de variation de cette position de tangage con sidérée conjointement à la vitesse ascensionnelle, du nombre de Mach ou de la vitesse propre de l'avion, sont engendrées de manière à produire une transi tion progressive entre l'état existant et l'état défini par la commande.
Un dispositif sensible à la pression, intégré de façon nouvelle, est utilisé pour fournir les signaux de commande nécessaires pour les modes 1 à 4, et pour fournir des signaux de commande de paramètres compensateurs pour la commande de la vitesse de variation de la position de tangage.
Les signaux de commande dérivés de la pression sont mélangés à un signal de commande de la position de tangage, à rai son d'un à la fois, selon celui des modes 1 à 4 qui est séleeté, de façon à déterminer les écarts, à partir de la position de tangage de référence, qui sont né cessaires pour maintenir la vitesse ascensionnelle, l'altitude, le nombre de Mach ou la vitesse propre désirée,
selon le cas. Un servomécanisme relié des modromiquement au gouvernail de profondeur de l'avion répond aux ordres qui lui sont fournis par les signaux mélangés. La position de tangage de référence est déterminée de préférence principalement par un gyroscope ver tical équipé d'un générateur de signaux fournissant un signal en fonction des variations de la position de tangage.
Ce signal est combiné à des composantes de signaux présentes dans la. sortie d'un intégrateur, afin. de constituer le signal de commande de la posi tion de tangage, avec lequel les signaux de commande du mode sont mélangés.
Selon les modes 1 à 4, le signal provenant d'un accéléromètre linéaire sensible aux accélérations nor males à un plan contenant les axes longitudinal et transversal de l'avion, c'est-à-dire normal au plancher de l'avion, est appliqué à l'entrée d'un intégrateur, afin de fournir dans la sortie de cet intégrateur une composante de signaux équivalents au signal de tan gage obtenu par voie gyroscopique.
Cette compo sants d'accélération intégrée est destinée à renforcer le signal de tangage, de manière à éviter une insta bilité de commande à longue période telle que celle qui pourrait autrement résulter de la limitation d'am plitude inhérente appliquée au signal de tangage. Cette limitation du signal de tangage est due au fait que des signaux de tangage d'amplitude excessive peuvent provoquer une instabilité transitoire ou à courte période.
En outre, selon les modes 1 à 4, le signal de commande de mode dérivé de la pression, qui se mélange au signal de commande de la position de tangage, est également appliqué par un trajet séparé à l'entrée de l'intégrateur, afin de fournir, dans la sortie de cet intégrateur, une composante de signal qui est fonction de l'erreur entretenue si celle-ci est présente dans le signal de commande de mode. De cette manière, le dispositif sensible à la pression n'a pas besoin de fournir une sortie d'erreur entretenue pour assurer la commande de l'avion selon les modes 1 à4.
Une troisième composante de signal obtenue dans la sortie de l'intégrateur fait intervenir la vitesse de variation de la position de tangage qui est détermi née par la manipulation du dispositif contrôleur de vitesse de variation de la position de tangage men tionné précédemment. A cet égard, l'entrée de l'inté grateur est disposée de manière à recevoir la sortie du générateur de signaux actionné par le dispositif contrôleur.
Suivant le mode 5, le servomécanisme du gou vernail de profondeur réagit simplement aux signaux de commande de la position de tangage, les signaux de commande de mode dérivés de la pression n'y étant pas appliqués. Les entrées de l'accéléromètre et du dispositif de commande de mode appliquées à l'intégrateur sont également supprimées selon le mode 5, de sorte que le signal de commande de la position de tangage est formé par le signal de tangage obtenu par voie gyroscopique et par les composantes d'accé lération et d'erreur intégrées qui existent au moment où l'on assure la mise en service selon le mode 5.
La rétention des valeurs fixes de ces composantes aide le gyroscope vertical pour conserver la position de tangage de référence selon le mode 5.
Le dessin représente, à titre d'exemple, une forme d'exécution de l'objet de l'invention.
La fig. 1 est une représentation schématique d'un mixte de réalisation de l'invention.
La fig. 2 est une représentation schématique d'un calculateur fournissant l'inverse du nombre de Mach, utilisable dans le mode de réalisation que montre la fig. 1.
Le dispositif sensible à la pression fournissant les signaux de commande nécessaires pour maintenir, sui vant les besoins, une vitesse ascensionnelle détermi née, une altitude à laquelle l'avion a été amené, un nombre de Mach atteint par l'avion, ou une vitesse propre atteinte par cet avion, sera décrit en regard de la fig. 1.
Fondamentalement, le dispositif sensible à la pres sion est formé par un, premier appareil sensible à l'effet de la pression statique p de l'atmosphère au voisinage de l'avion, et par un second appareil sensi ble à la pression dynamique q exercée par l'atmo sphère sur l'avion au cours de son déplacement. Cha que appareil est, de préférence, du type comportant un. élément de commande monté à pivotement, soumis à l'effet de deux couples opposés prélevés respective ment à un élément barométrique et à un élément élastique.
L'appareil déterminant la pression statique com prend une cellule ou un soufflet 6 dans lequel on a fait un vide partiel, dont la base est fixe par rapport à l'avion et dont l'extrémité mobile est reliée à un bras de commande pour exercer sur ce bras un cou ple qui est fonction de la pression statique. Ce couple agit en opposition avec un couple prélevé à une barre de torsion 8 montée à pivotement et sur laquelle le bras 7 est fixé transversalement.
Le couple agissant en opposition avec le précédent est fourni par une contrainte de pivotement exercée sur la barre de tor sion par liaison de cette barre à un côté d'une trans mission irréversible dont l'autre côté est relié à l'arbre d'entraînement 9 d'un moteur 10.
Quand le moteur 10 n'est pas excité, les expan sions et les contractions du soufflet 6, en réponse à des variations de la pression statique déplacent le bras 7 et soumettent par suite la barre 8 à une tor sion. Le déplacement du bras 7 est détecté par un contrôleur 11 en forme de E, dont l'armature et le noyau sont fixés respectivement sur le bras 7 et sur l'avion.
Ainsi, si l'armature du contrôleur 11 occupe une position zéro ou position centrée pour une pres sion statique donnée, le signal de sortie fourni par ce contrôleur est proportionnel aux variations de la pression statique à partir de cette valeur donnée,-et sa phase est fonction du sens de cette variation. Ce signal de sortie est appliqué par un conducteur 12 au bras mobile d'un commutateur 13 à cinq plots. Les plots Nos 3, 4 et 5 du commutateur 13 sont connectés par un conducteur 14 à l'entrée d'un ampli ficateur 15, qui est monté de manière à exciter le moteur 10.
Quand le bras mobile du commutateur 13 se trouve sur l'un de ces plots, le moteur 10 as sure un entraînement d'une façon asservie, par l'inter médiaire d'une transmission irréversible interposée entre ce moteur et la barre de torsion 8, jusqu'à ce que cette barre 8 ait subi une torsion suffisante pour équilibrer le couple de déséquilibre dû à la pression, agissant sur elle et tendant à créer un déséquilibre électrique du contrôleur 10.
Un signal de contre réaction de vitesse est fourni à l'amplificateur 15, par l'intermédiaire des plots Nos 3, 4 et 5 d'un commu tateur 16 identique au commutateur 13, par un géné rateur du type tachymétrique 17 relié cinématique- ment au moteur 10.
La transmission irréversible qui accouple le moteur 10 à la barre de torsion 8 comprend un train réducteur à deux vitesses 18, commandé par un solé noïde, dont l'entrée est reliée à l'arbre 9 du moteur. L'arbre de sortie 19 du réducteur 18 est relié à une vis. sans fin 20, qui engrène avec une roue à denture hélicoïdale 21, afin de fournir la caractéristique irré versible de la transmission.
L'arbre de sortie de la roue à denture hélicoïdale 21 est relié à l'une de deux cames logarithmiques 22 et 23 astreintes à tour ner dans une position telle que leurs surfaces soient en contact, l'autre came de la paire étant reliée à un pignon 24 engrenant avec une roue dentée 25 calée sur l'une des extrémités de la barre de torsion 8.
Par suite de la présence des cames logarithmiques 22 et 23, les arbres du moteur 10 et du train réduc teur 18 sont amenés dans des. positions qui sont fonc tion du logarithme de la pression statique (log p) qui agit quand le contrôleur 11 est amené dans une posi tion nulle, soit par la manaeuvre de l'avion, soit à partir du moteur 10, quand le bras mobile du com mutateur 13 est amené sur les plots Nos 3, 4 ou 5.
Grâce à la présence du réducteur à deux vitesses 18 à commande par solénoïde, qui peut être consti tué par une combinaison usuelle de trains planétaires et d'accouplement, la réduction de vitesse obtenue entre le moteur 10 et la barre de torsion 8 peut être choisie de façon à obtenir une forte réduction (faible vitesse) ou une faible réduction (grande vitesse). Le solénoïde de commande 26 est branché en série avec une batterie 27 quand le bras mobile d'un commu tateur 28 identique aux commutateurs 13, 16 est amené sur son plot No 3. Quand il est excité de cette manière, le solénoïde amène le réducteur 18 à la con dition correspondant à une faible vitesse.
Pour toutes les autres positions du commutateur 28, le solénoïde 26 n'est pas excité, de sorte que le réducteur 18 est amené à la condition correspondant à sa vitesse la plus élevée.
Les commutateurs identiques 13, 16 et 28 et d'autres encore, qui seront décrits plus loin et qui sont du même type, sont de préférence jumelés grâce à une liaison commune 29 réalisée avec leurs bras mobiles respectifs. Un bouton sélecteur 30 à com mande manuelle est conjugué à la liaison 29, et il actionne de façon simultanée la totalité des commu tateurs jumelés pour les amener sur des positions de contact correspondantes.
En plus de sa liaison avec l'entrée du train réduc teur 18 sur le trajet aboutissant à la barre de torsion 8, l'arbre 9 du moteur est relié par un train réducteur 31 au rotor excité en courant alternatif d'un généra teur de synchronisation 32, qui est monté en opposi tion avec un transformateur de commande de syn chronisation 33, afin de fournir un signal égal à (log p - log q) à l'appareil de pression dynamique, qui est ainsi asservi, comme décrit plus loin.
De même que les plots Nos 3, 4 et 5, le plot No 2 du commutateur 16 est connecté à l'entrée de l'am plificateur 15, de sorte que le signal provenant du générateur de vitesse 17 est appliqué à l'amplifica- teur et transmis par le commutateur 16 pour toutes les positions de ce commutateur, sauf pour celle dans laquelle le bras mobile se trouve sur le plot No 1, qui est un plot mort.
La connexion établie entre le générateur de vitesse 17 et le commutateur 16 est conjuguée à un conduc teur 34, qui applique le signal de vitesse à un mé langeur 35 dans lequel il est combiné soustractive- ment au signal de sortie d'un générateur de signaux 36 du type à potentiomètre, dont le curseur est entraîné par un moteur 37 par l'intermédiaire d'un train réducteur 38.
Le moiteur 37 est excité par un amplificateur 39 en réponse à un signal obtenu sur un conducteur d'entrée 40 de l'amplificateur, à partir d'un calculateur 41, qui modifie un signal de com mande appliqué au calculateur à partir d'un généra teur de signaux 99 actionné par le déplacement à la main du manche à balai 100 de commande du tan gage. Le générateur de signaux 99 est de préférence du type formant détecteur d'effort appliqué au man che à balai.
En conséquence, le générateur ou détec teur 99 fournit au calculateur 41 un signal qui est fonction du sens et de l'amplitude de l'effort exercé par le pilote sur le manche à balai 100. Le calcula teur règle le niveau du signal, pour une force donnée, en fonction de l'inverse ou de la réciproque du nom bre de Mach, et le réglage est effectué en vue de l'utilisation de ce signal, comme décrit plus loin, pour la détermination d'une vitesse de variation de la posi tion de tangage.
Les détails d'un mode de réalisation approprié de calculateur 41 seront décrits également en regard de la fig. 2.
Une contre-réaction de vitesse appliquée à l'am plificateur 39 est fournie par un générateur 42 du type tachymétrique, entraîné par le moteur 37. La sortie du mélangeur 35, qui est proportionnelle à la différence entre les signaux provenant du générateur de vitesse 34 et du potentiomètre 36, est appliquée par un conducteur 43 au bras mobile d'un commuta teur à cinq plots 44 monté dans la liaison jumelée prévue entre les autres commutateurs à cinq plots.
Le plot No 1 du commutateur 44 est connecté, par un conducteur 45, à l'entrée de l'amplificateur 15, et les plots Nos 2, 3, 4 et 5 sont connectés, par un conducteur 46, à l'entrée de l'amplificateur 39. Ainsi, quand les commutateurs 44, 16 sont amenés sur l'un de leurs plots Nos 2, 3, 4 et 5, et en l'absence de signal appliqué sur le conducteur 40, le moteur 37 est commandé de façon asservie afin d'entraîner le potentiomètre 36 pour maintenir la sortie de ce potentiomètre à une valeur égale à celle de la sortie du générateur de vitesse 17.
Toutefois, quand les commutateurs 44, 16 sont placés sur le plot No 1, l'effet obtenu est inverse, c'est-à-dire que le moteur 10 est alors commandé d'une façon asservie afin d'entraîner le générateur de vitesse 17 pour mainte nir la sortie de ce générateur de vitesse 17 à une valeur égale à la sortie du potentiomètre 36. Donc, si un signal apparaît sur le conducteur 40 par suite du déplacement du manche à balai 100, le moteur 10 soumet la barre de torsion 8 à une contrainte angulaire, à une vitesse qui dépend de la distance dont le moteur 37 s'est déplacé en réponse à cette commande du manche à balai, cette distance étant proportionnelle à l'intégrale du signal transmis par le conducteur 40, étant donné que le moteur 37 tra vaille alors à la façon d'un intégrateur.
Le signal appliqué au conducteur 12 par suite de la contrainte angulaire appliquée à la barre de tor sion 8 par le moteur est transmis au plot No 1 d'un commutateur à cinq plots 47, par l'intermédiaire d'un conducteur 48 reliant ce plot au plot No 1 du com mutateur 13. Outre cette connexion des plots No 1 des commutateurs 13 et 47, le conducteur 48 relie également les plots No 2 desdits commutateurs.
Le bras mobile du commutateur 47 est couplé mécani quement à la liaison de jumelage 29, et il est relié électriquement par un conducteur 49 à l'entrée d'un servomécanisme 50 sensible aux signaux, qui peut être d'un type fournissant une réaction de position en soi bien connu, et qui comporte une biellette de sortie 51 reliée positivement au gouvernail de pro fondeur 52 de l'avion. Ainsi, quand les commuta teurs jumelés sont amenés dans des positions. corres pondant à l'un ou l'autre de leurs plots respectifs Nos 1 et 2, le signal provenant du contrôleur 11 est appliqué au servomoteur 50 du gouvernail de pro fondeur.
Quand les commutateurs jumelés sont ame nés sur le plot No 1, l'avion doit, afin de maintenir la sortie du contrôleur 11 appliqué au servo-méca- nisme du gouvernail de profondeur 50 à une valeur sensiblement nulle, effectuer un vol ascensionnel en fonction de la vitesse à laquelle la barre de torsion 8 est entraînée par le moteur 10 en réponse au signal de commande provenant du potentiomètre 36.
Par suite, la position du bouton 30, qui amène tous les bras mobiles des commutateurs sur leurs plots res pectifs NI, 1, est dénommée position de vitesse ascen sionnelle (R/Q. Par ailleurs, quand les commuta teurs jumelés sont amenés sur les plots No 2, l'avion doit, afin de maintenir à une valeur sensiblement nulle la sortie appliquée du contrôleur au servo mécanisme 50 du gouvernail de profondeur, demeu rer à l'altitude qui a alors été atteinte par l'avion.
Par suite, la position du bouton 30 qui amène tonus les bras mobiles des, commutateurs sur leurs plots respectifs No 2 est dénommée position de maintien d'altitude (ALT).
Si l'on considère maintenant l'appareil de mesure de la pression dynamique prévu dans le système détecteur de pression, on voit que cet appareil est identique, à un grand nombre d'égards, à l'appareil de mesure de la pression statique qui vient d'être décrit, c'est-à-dire qu'un amplificateur 55 analogue à l'amplificateur 15 est prévu pour exciter un moteur 56 analogue au moteur 10. Un générateur 57 analo gue au générateur 17 est entraîné par le moteur 56 afin de fournir une contre-réaction de vitesse 56 entre le générateur et l'amplificateur 55, par une connexion 58.
Toutefois, cette connexion 58 ne com porte aucun commutateur comparable au commuta teur 16, et il n'existe pas non plus dans ce cas de connexion à prise intermédiaire entre le générateur 57 et un dispositif comparable au système 35-45 déterminant la vitesse ascensionnelle de l'avion.
L'arbre de sortie 59 du moteur 56 est relié au côté entrée d'une transmission irréversible, dont le côté sortie est relié à une extrémité d'une barre de torsion 60 analogue à la barre 8. Un bras de com mande analogue au bras 7 est fixé transversalement sur le bras 61, de manière à en dériver un couple élastique agissant en opposition avec un couple fourni par la pression dynamique et prélevé à l'extrémité mobile d'une cellule 62 formée par un soufflet.
Par opposition au soufflet 6, le soufflet 62 présente dans sa base fixe un orifice par lequel la pression dynami que de l'atmosphère, reçue par un tube de Pitot 63, est transmise à l'intérieur du soufflet. Un boitier 64 entoure et supporte le soufflet 62, tandis qu'un tube statique 65 fournit une pression statique au boitier, à l'extérieur du soufflet.
La transmission irréversible conjuguée à l'appa reil de pression dynamique correspond, élément pour élément, à la transmission irréversible de l'appareil mesurant la pression statique. A cet égard, l'arbre 59 du moteur est relié à l'entrée d'un train réducteur à deux vitesses 66, commandé par solénoïde, dont la sortie entraîne la barre de torsion 60 par l'intermé diaire d'une vis sans fin et d'une roue à denture héli coïdale 67, d'une paire de cames 68 à profil loga rithmique et d'un engrenage 69.
Un commutateur à cinq plots. 70, dont la position peut être déterminée par la liaison de jumelage 29, est monté d'une façon analogue au commutateur 27, de façon que seule la position correspondant à son plot No 3 applique une batterie 71 en série avec le solénoïde de commande 72 du dispositif 66, de manière à écarter ainsi ce dis positif de sa position correspondant à une vitesse élevée (plots.
Nos 1, 2, 4 et 5) pour l'amener à la position correspondant à une faible vitesse. Comme dans le cas du contrôleur 11, un contrô leur 73 à noyau en E comporte une armature fixée sur le bras. de commande 61, et fournit un signal d'amplitude variable et de phase réversible dans son conducteur de sortie 74, selon le déséquilibre entre les couples opposés (pression dynamique et couple élastique) agissant sur le bras.
Le conducteur 74 est connecté aux plots Nos 1, 2 et 5 d'un commutateur à cinq plots 75, et aux plots Nos 3 et 4 d'un commu tateur à cinq plots 76.
Le bras mobile du commuta teur 75 est connecté par un interrupteur 75' au con ducteur d'entrée 77 de l'amplificateur 55, et le bras mobile du commutateur 76 est connecté électrique ment par un conducteur 78 aux plots Nos 3 et 4 du commutateur 47, les deux bras mobiles étant reliés mécaniquement à la liaison de jumelage 29 en vue de leur commande.
Le rotor du transformateur de commande de syn chronisation 33 est relié cinématiquement à l'arbre 59 du moteur par un train réducteur 79. Le signal induit dans le rotor du transformateur de commande est appliqué au plot No 3 du commutateur 75 par une connexion 80. Le plot No 4 du commutateur 75 est un plot mort, et il en est de même pour les plots Nos 1, 2 et 5 du commutateur 76 et pour le plot N 5 du commutateur 47.
Par suite de la présence de cames à profil loga rithmique 68 dans la transmission irréversible, les arbres du moteur 56, du transformateur de com mande de synchronisation 33 et du réducteur 66 occupent des positions angulaires qui sont fonction du logarithme de la pression dynamique (log q) quand le contrôleur 73 est amené à une position nulle, soit par le moteur 56, soit par suite de la ma noeuvre de l'avion.
Le moteur 56 est commandé par les commutateurs 75, 76 afin de ramener le contrô leur 73 à zéro- quand les bras mobiles de ces com mutateurs sont amenés sur leurs plots respectifs Nos 1,2ou5.
Quand le bouton 30 est amené sur les plots Nos 1 ou 2, il est évident que l'appareil de mesure de la pression dynamique est commandé de manière à être asservi à la pression dynamique q, tandis que les signaux de vitesse ascensionnelle ou de commande d'altitude sont appliqués. par les conducteurs 48, 49 au servomécanisme 50 du gouvernail de profondeur.
Quand les plots No 5 sont en circuit, l'appareil de mesure de la pression dynamique et l'appareil de mesure de la pression statique sont tous deux asser vis aux pressions respectives q et p, et étant donné que le plot No 5 du commutateur 47 est un plot mort, aucun signal provenant du système détecteur de pression n'est appliqué par le conducteur 49 au servomécanisme 50 du gouvernail de profondeur.
Ce gouvernail de profondeur 52 est alors actionné simplement en réponse aux composantes des signaux appliqués à ce servomécanisme 50 par un autre con ducteur d'entrée 80, afin. de maintenir une position de tangage de référence déterminée par ce signal ; comme décrit plus loin plus en détail. En censé- quence, la position du plot No 5 à laquelle le bouton 30 peut être réglé est dénommée position de tan gage .
Quand les plots No 4 sont en circuit, le moteur 56 est désexcité, et la sortie du contrôleur 73, qui est proportionnelle à des variations de la pression dyna mique q par rapport à celle qui est obtenue pour la vitesse propre de l'avion existant juste avant la mise en circuit de ces plots No 4, est appliquée par des conducteurs 74, 78, 49 au servomécanisme du gou- vernail de profondeur. Ainsi,
le gouvernail de pro fondeur 52 est amené à une position dans laquelle il s'oppose aux variations de vitesse propre qui produi sent les variations de pression dynamique. En consé quence, la position du plot No 4 à laquelle le bouton 30 peut être réglé est désignée par position de maintien de la vitesse propre (A/S). Dans cette position du bouton 30, l'appareil de mesure de la pression statique est commandé par le commutateur 13, afin d'être asservi à la pression statique p.
Le nombre de Mach est une fonction directe du rapport q/p et, par suite, également une fonction directe de (log q - log p). En conséquence, un écart de (log<I>q -</I> log <I>p)</I> par rapport à une valeur donnée correspond à un écart par rapport à un nombre de Mach donné.
Etant donné que les rotors des dispositifs de syn chronisation 32 et 33 sont amenés respectivement dans des positions qui sont fonction de log p et de log q, le signal engendré dans le rotor du dispositif de synchronisation 33 et dans la connexion 80 est proportionnel à (log q - log p).
Dans la position du bouton 30 correspondant au plot N 3, qui est la position à laquelle le bouton a été amené sur la fig. 1, l'appareil mesurant la pres sion statique est asservi à la pression statique p. Tou tefois, dans l'appareil mesurant la pression dynami que, la position du commutateur 75 correspondant au plot No 3 applique le signal (log<I>q</I> - log <I>p)</I> du rotor du dispositif de synchronisation 33 à l'entrée de l'amplificateur 55, tandis que les commutateurs 76, 47 appliquent le signal du contrôleur 73 au servo mécanisme 50 du gouvernail de profondeur.
Donc, avant toute variation d'altitude, le moteur 56 amène le rotor du dispositif de synchronisation 33 dans une position corespondant à une sortie nulle, ce qui peut exiger une rotation du rotor atteignant 1800.
Mais, lors de l'entraînement du rotor du dispositif de syn chronisation 33 sur un angle atteignant 1800, le moteur 56 déplace simplement l'armature du contrô leur 73 à l'écart de sa position correspondant à une sortie nulle, c'est-à-dire que la réduction de vitesse dans la transmission irréversible prévue entre le moteur 56 et la barre de torsion 60 est plus élevée que celle obtenue entre le moteur 56 et le rotor du dispositif de synchronisation 33, même si le train réducteur 65 est actionné à sa vitesse la plus élevée, dans une mesure telle que, pour toutes les applica tions pratiques, le nombre de Mach présent quand les commutateurs sont amenés pour la première fois sur leur plot NI,
3 soit le même que celui qui existe après que le rotor du dispositif de synchronisation 33 a été entraîné initialement pour être amené à sa position zéro la plus voisine. De même, la réduction de vitesse dans la transmission irréversible entre le moteur 10 et la barre de torsion 8 est un grand nom bre de fois supérieure à la réduction de vitesse four nie par le train réducteur 31 monté entre le moteur 10 et le rotor du dispositif de synchronisation 32, même si le train réducteur 18 travaille à sa vitesse la plus élevée.
Par suite, dans la position des commutateurs jumelés correspondant au plot N 3, si l'altitude de l'avion change, l'effet d'asservissement du dispositif de mesure de la pression statique entraîne le rotor du dispositif de synchronisation 32 en fonction des variations résultantes exprimées en log p. Quand le rotor du dispositif de synchronisation 32 est déplacé angulairement, le signal de déséquilibre alors déve loppé dans le rotor du dispositif de synchronisation 33 excite le moteur 56, afin que ce rotor du disposi tif de synchronisation 33 tourne exactement en syn chronisme avec le rotor du dispositif de synchronisa tion 32.
De cette manière, le rotor du dispositif de synchronisation 33 peut être entraîné sur plusieurs tours en suivant le rotor du dispositif de synchroni sation 32. Tandis que le rotor du dispositif de syn chronisation 33 est entraîné par le moteur 56, la barre de torsion 60 est également soumise à une tor sion par ce moteur 56.
La variation résultant de l'ap plication du couple élastique au bras de commande 61 est telle que le soufflet 62 s'oppose complètement à cette variation par un couple dû à la pression dyna mique si la vitesse propre est modifiée de manière à fournir une pression dynamique dont le logarithme est représenté par la position angulaire. du rotor du dispositif de synchronisation 33 quand la sortie de ce rotor est annulée. La variation requise de la vi tesse propre est produite par la réponse du gouver nail de profondeur 52 au signal provenant du con trôleur 73.
Ainsi, une fois que les plots No 3 ont été mis en circuit, si l'altitude de l'avion change, sa vitesse propre est modifiée par la commande du gou vernail de profondeur, afin de maintenir sensiblement le nombre de Mach existant au moment de la mise en circuit de ces plots No 3. En conséquence, la posi tion correspondant au plot No 3, à laquelle le bouton 30 peut être réglé, est désignée par position de maintien du nombre de Mach .
Comme indiqué précédemment, la position des commutateurs jumelés correspondant au plot No 3 amène les trains réducteurs 18, 66 dans leur condi tion de travail correspondant à la vitesse la plus fai ble, tandis que toutes les autres positions des com mutateurs correspondent à une condition de travail à vitesse élevée de ces réducteurs. La raison en est que des variations de l'altitude et de la vitesse propre peuvent se produire beaucoup plus rapidement, quand le système ne se trouve pas au mode de commande correspondant au maintien du nombre de Mach.
Par suite, des vitesses de transmission plus élevées sont alors nécessaires dans les boucles d'asservissement respectives, afin de maintenir un fonctionnement ou une synchronisation d'asservissement suffisamment précis pour qu'aucun signal de commande par paliers n'apparaisse dans le conducteur d'entrée 49 du servo mécanisme, en produisant une commande transitoire quand on passe d'un mode de travail à un autre au moyen du bouton 30.
L'interrupteur 75' est un, interrupteur à deux posi tions, qui est placé normalement de manière à con necter le bras mobile du commutateur 75 au con ducteur d'entrée 77 de l'amplificateur 55. Si, toute fois, une variation du nombre de Mach est désirée alors que le bouton sélecteur 30 se trouve sur le plot N 3, l'interrupteur 75' est amené à sa seconde posi tion, qui déconnecte le conducteur 77 de l'amplifica teur du commutateur 75 et qui connecte ce conduc teur 77 à la sortie à phase inversée d'un générateur de signaux réglable 81 (dispositif de commande d'in version) comprenant un bouton de réglage 82.
Une liaison 82' relie de préférence le bouton 82 à l'inter rupteur 75', de façon telle que celui-ci soit actionné pour exciter l'amplificateur 55 à partir du générateur de signaux 81 chaque fois que le bouton est écarté d'une position correspondant à une sortie nulle. Tant que le bouton 82 est déplacé, le signal provenant du générateur de signaux 81 ralentit le moteur 56, afin de faire subir à la barre de torsion 60 une torsion lente, pour la commande d'une variation de la vitesse propre de l'avion.
Quand le nombre de Mach désiré est atteint, le bouton est ramené à sa position d'en clenchement, en rétablissant la liaison entre le rotor du dispositif de synchronisation 33 et l'amplificateur 55. Le rotor du dispositif de synchronisation 33, qui a été entraîné rapidement par rapport à la barre de torsion, est ensuite entraîné encore sur une courte distance, jusqu'à sa position zéro la plus voisine (ro tation. du rotor ne dépassant pas 180 ), l'avion étant ensuite commandé pour conserver cette position zéro.
Par suite, le nouveau nombre de Mach désiré est maintenu comme dans le cas où les commutateurs ont été amenés pour la première fois sur les plots No 3.
Le générateur de signaux 81 peut également être utilisé pour modifier de façon désirée la vitesse pro pre maintenue, alors que le bouton sélecteur 30 se trouve sur le plot No 4. Il est alors actionné exacte ment comme pour le maintien du nombre de Mach, sauf que son: déplacement à partir d'une position correspondant à une sortie nulle n'est assuré que pendant le temps requis: pour provoquer une modi fication de la torsion appliquée à la barre de torsion ou du couple élastique nécessaire pour que le con trôleur 73 provoque l'obtention. d'une nouvelle vitesse propre.
La description telle qu'elle a été donnée jusqu'ici concerne principalement le dispositif détecteur de pression intégrée qui fournit des signaux de com mande au servomécanisme 50 afin que l'avion s'écarte de la position de tangage de référence de la façon nécessaire pour maintenir au choix une vitesse ascensionnelle donnée, une altitude donnée, un nom bre de Mach donné ou une vitesse propre également donnée.
On décrira maintenant le système détermi nant la position de tangage de référence, y compris les organes prévus pour obtenir une vitesse désirée de variation de la position, de tangage, la commande étant automatiquement compensée en raison inverse du nombre de Mach.
La position de tangage de référence est définie principalement par un gyroscope vertical 83, conjugué au contrôleur habituel monté sur son axe de tangage, afin de fournir un signal qui est fonction des écarts de l'avion par rapport à une position de tangage de référence.
Le signal provenant du contrôleur de tan gage du gyroscope 83 est appliqué par un conducteur 84 à un mélangeur 85 dans lequel il est mélangé à des composantes de signaux appliqués à ce mélan geur par un conducteur 86 et fournis par un généra teur de signaux 87 entraîné mécaniquement. La sor tie du mélangeur 85 est appliquée par un conducteur 80 au servomécanisme 50 du gouvernail de profon deur.
Le générateur de signaux 87 fournit un signal qui est fonction de la distance sur laquelle il est entraîné, et il constitue à cet égard l'élément de sortie d'un appareil intégrateur. Outre le générateur 87, l'appa reil intégrateur comprend un amplificateur 88, dont la sortie est appliquée par un conducteur 89 à un moteur 90 qui est relié mécaniquement à la fois à l'arbre d'entraînement d'un générateur 91 de type tachymétrique, et par un train réducteur 92 à l'arbre d'entraînement du générateur de signaux 87.
Le signal de sortie ou signal de vitesse du générateur 91 est appliqué en contre-réaction à l'amplificateur 88.
Trois signaux sont intégrés par l'appareil inté grateur en vue de produire les composantes des signaux appliqués au conducteur 86, qui sont mélan gés dans le mélangeur 85 aux signaux de tangage obtenus par voie gyroscopique sur le conducteur 84.
L'un de ces signaux est appliqué à l'amplificateur intégrateur 88 par un conducteur 93 et les plots Nos 1, 2, 3 et 4 d'un commutateur à cinq plots 94 prévu dans le système de commutateurs jumelés, à partir d'un accéléromètre linéaire générateur de si gnaux 94', monté dâns l'avion de façon telle que son signal soit proportionnel aux accélérations normales à l'axe longitudinal de l'avion. Le plot No 5 du com mutateur 94 est un, plot mort.
Un autre signal est fourni à l'amplificateur intégrateur 88 par un con ducteur 95,à partir du bras mobile du commutateur 47. Le troisième signal est fourni à l'amplificateur intégrateur 88 par un conducteur 96 et par un com mutateur à deux positions 97,à partir de la sortie du calculateur 4.1 qui, comme indiqué précédemment, modifie un signal de commande appliqué au calcu lateur à partir du détecteur mesurant l'effort exercé sur le manche à balai ou générateur de signaux 99,
actionné par un actionnement manuel du manche à balai 100, pour commander la position de tangage de l'avion. En conséquence, le générateur .ou détec teur 99 fournit au calculateur 41 un signal qui dépend de la direction et de l'amplitude de l'effort exercé par le pilote sur le manche à balai 100.
Le calcula teur 41 règle, au cours de la transmission de ce signal à l'amplificateur 88, le niveau du signal pour une force donnée, en raison inverse du nombre de Mach de l'avion, comme cela sera décrit maintenant en regard de la fig. 2.
Sur la fig. 2, le calculateur 41 comprend, comme montré, trois potentiomètres 101, 102 et 103, munis d'enroulements formés respectivement par les résis- tances R1, R2 et R3.
Les curseurs des potentiomètres 101 et 102 sont déplacés, mécaniquement en fonction du logarithme de la pression statique p par une trin- glerie 104 reliée -à l'arbre de sortie 19 (fig. 1) du train réducteur à deux vitesses 18. Le curseur du potentiomètre 103 est déplacé mécaniquement en fonction du logarithme de la pression dynamique q par une tringlerie 105 reliée à l'arbre de sortie (fig. 1) du réducteur à deux vitesses 66.
Les enroulements R2 et R3 sont montés en série, et un côté de la combinaison en série est connecté par un conducteur 106 à une borne d'entrée 107 du calculateur. L'autre côté est connecté au bras. mobile du potentiomètre 101.
L'autre borne d'entrée 108 du calculateur est connectée par un conducteur 109 à un côté de RI, l'autre côté de RI étant libre. La sortie du calcula teur 41 est prélevée entre les curseurs des potentio mètres 102 et 103 par une paire de conducteurs 110 et 111.
Les valeurs des résistances R1, R2 et R3 sont choisies de façon telle que la sortie (esertie) appliquée aux conducteurs 110 et 111 soit égale à
EMI0008.0046
dans laquelle e entrée est l'entrée appliquée aux con ducteurs 107, 109, et K désigne une constante dont la valeur est déterminée de façon empirique. On obtient, grâce à cet agencement, une approximation relative
EMI0008.0052
dans laquelle M désigne le nombre de Mach de l'avion.
Ainsi, pour un effort donné exercé sur le manche à balai 100, le signal apparaissant sur le con ducteur d'entrée 96 de l'amplificateur-intégrateur 88 a une amplitude qui est inversement proportionnelle au nombre de Mach de l'avion.
Une liaison mécanique 112 (fig. 1) est établie entre un point du manche à balai 100 situé au dessous de l'axe de pivotement 113 du dispositif de montage du manche à balai et le gouvernail de pro fondeur 52, ce qui permet de régler à la main la posi tion de ce gouvernail de profondeur quand le servo mécanisme 50 est rendu sans effet, par exemple par suite de la séparation du servo=mécanisme et du gou- vernail de profondeur par un accouplement de type usuel (non représenté).
Quand le gouvernail de pro fondeur est soumis à une commande manuelle, le commutateur à deux positions 97 est écarté par le pilote de la position, représentée. Ainsi, la sortie du mélangeur appliquée au conducteur 80 est transmise par un conducteur 114 au conducteur d'entrée 96 de l'amplificateur-intégrateur 88, de sorte que le géné rateur de signaux 87 est entrainé d'une façon asser vie, afin de produire un signal qui annule, dans le mélangeur 85, le signal obtenu par voie gyroscopi que et appliqué au conducteur d'entrée 84 du mélan geur.
La liaison d'asservissement 114 est interrompue quand le commutateur 97 est amené par l'opérateur à la position représentée, et simultanément le con ducteur d'entrée 96 de l'amplificateur-intégrateur 88 est connecté à la sortie du calculateur 41. Le com mutateur 97 est amené sur l'autre position (non re présentée) quand le gouvernail de profondeur 52 est placé sous l'effet d'une commande de pilotage auto matique, c'est-à-dire quand le servomécanisme 50 est mis en service.
Ainsi, par suite de l'effet d'asser vissement de l'intégrateur, quand le commutateur 97 est amené sur cette autre position, le déplacement ultérieur de ce commutateur jusqu'à la position repré sentée ne produit pas de variation instantanée en forme de gradin dans le conducteur d'entrée 80 du servomécanisme, et il n'en résulte par suite aucune variation transitoire de la commande.
L'intégration qui fournit le signal dérivé de l'ac- céléromètre sur le conducteur 93, alors que le gou vernail de profondeur 52 est placé sous la commande de l'un des signaux provenant du détecteur de pres sion, a pour but de produire une composante de signaux équivalents au signal obtenu par voie gyro scopique, et qui renforce ce dernier pour empêcher une instabilité de la commande, qui pourrait autre ment se produire par suite du dépassement possible du signal fourni par le gyroscope, qui est limité in trinsèquement, par les signaux dérivés de la pression.
Cette composante, une fois engendrée, est sensible ment réduite à une valeur nulle par la réponse de l'avion. Toutefois, selon le mode de travail en tan gage, les signaux dérivés de la pression ne sont pas appliqués au conducteur 49 et, par suite, la compo sante d'accélération intégrée n'est pas nécessaire. En conséquence, l'accéléromètre 94' est déconnecté de l'amplificateur-intégrateur 88 à travers le plot mort Ne 5 du commutateur 94 quand le système est amené à un mode de travail en tangage.
L'intégration qui fournit les signaux appliqués au conducteur 95 à partir du système sensible à la pres sion a pour but de fournir, sur le conducteur 86, une composante de signaux qui remplace les parties des signaux transmises par le conducteur 95 qui doivent être entretenues de façon prolongée pour fournir la vitesse ascensionnelle, l'altitude, le nombre de Mach ou la vitesse propre désirée, selon le cas.
La valeur de cette composante de signaux, qui est présente juste avant la sélection du mode de travail en tan gage, est, par suite, conservée à cause de l'aide inhé rente qu'elle apporte, en ce sens qu'elle tend à dé charger le gyroscope vertical qui, autrement, devrait fournir une sortie entretenue afin de maintenir l'avion dans la position de tangage de référence.
Enfin, l'intégration qui fournit le signal de com mande compensé selon le nombre de Mach, obtenu à partir du détecteur 99 de l'effort exercé sur le man che à balai, a pour but de donner sur le conducteur 86 une composante de signaux qui fournit une vitesse de variation de la position de tangage proportionnelle à l'effort exercé à la main. sur le manche à balai<B>100</B> de l'avion. La nature inverse de la compensation en fonction du nombre de Mach fournit avec certitude une vitesse. de tangage plus faible, pour un effort donné exercé sur le manche à balai, quand l'avion vole à un nombre de Mach plus élevé, et inverse ment.
Le même signal qui est appliqué à partir du détecteur 99, par l'intermédiaire du calculateur 41, au conducteur d'entrée 96 de l'amplificateur-intégra- teur 88, est appliqué également au conducteur d'entrée 40 de l'amplificateur 39 de commande de la vitesse ascensionnelle, comme décrit précédemment. Ainsi quand le bouton sélecteur de mode 30 est amené sur le plot Np 1,
un actionnement du manche à balai 100 fournit une vitesse de variation de la position de tangage, simultanément à la détermination d'une vitesse ascensionnelle. Quand l'opérateur constate que l'avion a atteint la vitesse ascensionnelle désirée, il relâche le manche à balai 100, afin que le détec teur 99 soit ramené à une condition correspondant à une sortie nulle.
Ceci interrompt l'entraînement du générateur de signaux 87 en réponse à l'intégrale de la sortie du détecteur, et empêche par suite toute autre variation de la position de tangage de l'avion en réponse à cette intégrale. Toutefois, à ce moment, le potentiomètre 36 a été entraîné jusqu'à une posi tion dans laquelle sa sortie commande la barre de torsion 8 à une vitesse telle que le contrôleur 11 fournisse la vitesse ascensionnelle désirée. Le poten tiomètre 36 conserve cette position étant donné qu'il retient par mémoire la vitesse ascensionnelle com mandée, bien que le pilote ait relâché le manche à balai 100.
Le rappel du potentiomètre 36 à une position correspondant à une sortie nulle est assuré quand le système est amené d'un mode R/C à un autre mode quelconque, étant donné que le moteur 37 est alors asservi à la sortie du potentiomètre 36.
Bien que les commandes de la vitesse de varia tion de la position de tangage selon le mode de tra vail en tangage et les commandes de la vitesse de variation de la position de tangage ainsi que les com mandes de la vitesse ascensionnelle selon le mode R/C soient déclenchées en réponse à la sortie du détecteur 99 de l'effort exercé sur le manche à balai, on comprendra qu'un générateur de signaux autre qu'un détecteur d'effort conjugué au manche à balai peut être utilisé pour fournir les signaux appliqués par les conducteurs 96, 40 aux amplificateurs 88, 39, c'est-à-dire qu'un générateur de signaux de type simple réglable à la main,
présentant une sortie à phase réversible, peut tout aussi bien être utilisé. En fait, ce générateur de signaux serait compatible avec le détecteur 99 monté sur le manche à balai, de sorte que les deux dispositifs pourraient aisément être utili sés en parallèle, si cela était désirable.
An apparatus for controlling the pitch position of an airplane The present invention relates to an apparatus for controlling the position. pitch of an aircraft, comprising a servomotor for the elevator, a manually adjustable signal generator for providing a primary control signal from a zero value, a pitch reference device for to provide a signal according to the pitch deviation of the airplane from a reference tan gage,
an adjustable altimeter to provide a signal according to the deviation in. altitude of the airplane from an altitude determined by an adjustment made on the altimeter, and a motor device exci table to provide a continuous adjustment of the altimeter at a speed dependent on the input to the motor device so to produce a continuously varying altitude setting.
The control apparatus according to the invention is suitable, in particular, in an airplane whose normal cruising speeds are close to the threshold of the transonic range. This apparatus is characterized by means for deriving and applying to the input of the driving device of the altimeter in order to excite a measurement of the integral of the primary control signal, the servomotor of the elevator being actuated. under the control of a measurement of the integral of the primary control signal,
altimeter output and pitch deviation signal.
One embodiment of the apparatus comprises a mode selector, by which it can be brought to a state enabling it to control the aircraft in order to maintain any of the following conditions 1. A speed ascension determined. 2. An altitude to which the aircraft has been brought. 3. A Mach number reached by the aircraft.
4. A natural speed reached by the airplane, and 5. a reference pitch position.
The desired rate of climb according to the aforementioned mode 1 is determined by the manual control of a signal generator controller device, which simultaneously determines a speed of variation of the pitch position.
The control of the rate of change of the pitch position causes a modification of the pitch position of the aircraft, at a rate which is a function of the output of a controller device, while the rate of climb control provides a pitch position which maintains the rate of climb at the value determined by the command. When it is observed that the desired rate of climb will be reached, the controller device is brought back by hand to a position corresponding to a zero signal.
This operation removes the pitch position change rate control, but a system memory retains the rate of climb command, so that desired rate of climb is maintained as long as the system is operating in mode 1 and no other control of the control device is not guaranteed.
The controller device may be constituted by a pitch control button of the usual type subjected to the stress of a spring, or by an element sensitive to the action of a force, fixed on the brush handle.
The force detector is designed to react to applied forces with the joystick in the direction normally used to ensure movement at the. hand of the rudder.
The speed control of the pitch position variation should preferably be limited according to an inverse function of the ground speed of the airplane, in order to limit the resulting acceleration forces acting on this airplane, for maintain at safety values. However, it is known that this speed relative to the ground is difficult to determine when the airplane is in flight.
As a result, this control is limited inversely to the Mach number of the aircraft, since the relationship between ground speed and. acceleration forces is virtually the same as that between the Mach number and the acceleration forces. Thus, for example, the higher the Mach number, the more the control of the rate of change of the pitch position will be reduced for a given output of the controller.
If the control of the speed of variation of the pitch position is taken from a sensor sensitive to the force exerted on the joystick, this results in an artificial sensitization of the joystick, corresponding to a constant force by g.
The same controller device as that used according to mode 1 to control the speeds of variation of the pitch position and the rate of climb is used, according to mode 5, to maneuver the airplane in pitch at speeds compensated according to the Mach number. The memory which operates in mode 1 has no effect during mode 5.
A separate controller device is selectively used for modes 3 and 4 to determine the desired variations in the aircraft's Mach number and its own speed, respectively.
All the controls, whether it is the rate of variation of the pitch position alone, the rate of variation of this pitch position considered together with the rate of climb, the Mach number or the natural speed of aircraft, are generated so as to produce a gradual transition between the existing state and the state defined by the command.
A newly integrated pressure sensitive device is used to provide the necessary control signals for modes 1 to 4, and to provide compensator parameter control signals for the control of the rate of change of the position. pitch.
The control signals derived from the pressure are mixed with a control signal for the pitch position, one at a time, depending on which of modes 1 to 4 is selected, so as to determine the deviations, to from the reference pitch position, which are necessary to maintain the desired rate of climb, altitude, Mach number or own speed,
depending on the case. A servomechanism connected modromically to the aircraft's elevator responds to orders provided to it by the mixed signals. The reference pitch position is preferably determined mainly by a vertical gyroscope equipped with a signal generator providing a signal as a function of the variations in the pitch position.
This signal is combined with signal components present in the. output of an integrator, so. to constitute the pitch position control signal, with which the mode control signals are mixed.
According to modes 1 to 4, the signal from a linear accelerometer sensitive to accelerations normal to a plane containing the longitudinal and transverse axes of the airplane, that is to say normal to the floor of the airplane, is applied to the input of an integrator, in order to provide in the output of this integrator a component of signals equivalent to the tan gage signal obtained by gyroscopic route.
This integrated acceleration component is intended to enhance the pitch signal, so as to avoid long period control instability such as that which might otherwise result from the inherent amplitude limitation applied to the pitch signal. This limitation of the pitch signal is due to the fact that excessively amplitude pitch signals can cause transient or short period instability.
Further, according to modes 1 to 4, the pressure derivative mode control signal, which mixes with the pitch position control signal, is also applied by a separate path to the input of the integrator, in order to provide, in the output of this integrator, a signal component which is a function of the maintained error if this is present in the mode control signal. In this way, the pressure sensitive device does not need to provide a sustained error output to control the aircraft in modes 1 to 4.
A third signal component obtained in the output of the integrator involves the speed of variation of the pitch position which is determined by the manipulation of the device for controlling the speed of variation of the pitch position mentioned above. In this regard, the input of the integrator is arranged to receive the output of the signal generator operated by the controller device.
In mode 5, the elevator rudder servomechanism simply responds to pitch position control signals, pressure-derived mode control signals not being applied. The accelerometer and mode controller inputs applied to the integrator are also suppressed according to mode 5, so that the pitch position control signal is formed by the pitch signal obtained gyroscopically and by the built-in acceleration and error components that exist when commissioning according to mode 5.
Retaining the fixed values of these components helps the vertical gyroscope to maintain the reference pitch position according to mode 5.
The drawing represents, by way of example, an embodiment of the object of the invention.
Fig. 1 is a schematic representation of a mixed embodiment of the invention.
Fig. 2 is a schematic representation of a computer providing the inverse of the Mach number, usable in the embodiment shown in FIG. 1.
The pressure sensitive device providing the control signals necessary to maintain, as required, a determined rate of climb, an altitude to which the aircraft has been brought, a Mach number reached by the aircraft, or a speed own reach by this aircraft, will be described with reference to FIG. 1.
Basically, the pressure sensitive device is formed by a first device sensitive to the effect of the static pressure p of the atmosphere in the vicinity of the airplane, and by a second device sensitive to the dynamic pressure q exerted. by the atomic sphere on the plane during its movement. Each device is preferably of the type comprising a. control element mounted to pivot, subjected to the effect of two opposing torques taken respectively from a barometric element and from an elastic element.
The apparatus determining the static pressure com takes a cell or a bellows 6 in which a partial vacuum has been made, the base of which is fixed relative to the aircraft and the movable end of which is connected to a control arm to exercise on this arm a full neck which is a function of the static pressure. This torque acts in opposition to a torque taken from a torsion bar 8 mounted to pivot and on which the arm 7 is fixed transversely.
The torque acting in opposition to the previous one is provided by a pivoting constraint exerted on the tor sion bar by connecting this bar to one side of an irreversible transmission, the other side of which is connected to the drive shaft. 9 of an engine 10.
When the motor 10 is not energized, the expansions and contractions of the bellows 6, in response to variations in the static pressure, move the arm 7 and consequently subject the bar 8 to a tor sion. The movement of the arm 7 is detected by an E-shaped controller 11, the frame and core of which are fixed respectively on the arm 7 and on the aircraft.
Thus, if the armature of the controller 11 occupies a zero position or a centered position for a given static pressure, the output signal supplied by this controller is proportional to the variations of the static pressure from this given value, and its phase. depends on the direction of this variation. This output signal is applied by a conductor 12 to the movable arm of a switch 13 with five pads. The pads Nos. 3, 4 and 5 of the switch 13 are connected by a conductor 14 to the input of an amplifier 15, which is mounted so as to excite the motor 10.
When the movable arm of the switch 13 is on one of these pads, the motor 10 has a drive in a controlled manner, through an irreversible transmission interposed between this motor and the torsion bar 8. , until this bar 8 has undergone sufficient torsion to balance the imbalance torque due to the pressure, acting on it and tending to create an electrical imbalance of the controller 10.
A speed feedback signal is supplied to amplifier 15, via pads Nos. 3, 4 and 5 of a switch 16 identical to switch 13, by a tacho-type generator 17 kinematically connected. to the engine 10.
The irreversible transmission which couples the motor 10 to the torsion bar 8 comprises a two-speed reduction train 18, controlled by a solé solé, the input of which is connected to the shaft 9 of the motor. The output shaft 19 of the reducer 18 is connected to a screw. endless 20, which meshes with a helical gear 21, in order to provide the irreversible characteristic of the transmission.
The output shaft of the helical gear 21 is connected to one of two logarithmic cams 22 and 23 which are rotated in a position such that their surfaces are in contact, the other cam of the pair being connected to a pinion 24 meshing with a toothed wheel 25 wedged on one of the ends of the torsion bar 8.
As a result of the presence of the logarithmic cams 22 and 23, the shafts of the motor 10 and of the reduction train 18 are brought into. positions which are a function of the logarithm of the static pressure (log p) which acts when the controller 11 is brought into a zero position, either by the maneuver of the airplane, or from the engine 10, when the movable arm of the switch 13 is brought to pins Nos. 3, 4 or 5.
Thanks to the presence of the two-speed gearbox 18 with solenoid control, which can be constituted by a usual combination of planetary gears and coupling, the speed reduction obtained between the motor 10 and the torsion bar 8 can be chosen. so as to obtain a strong reduction (low speed) or a small reduction (high speed). The control solenoid 26 is connected in series with a battery 27 when the movable arm of a switch 28 identical to the switches 13, 16 is brought to its No. 3 pad. When it is energized in this way, the solenoid drives the reducer. 18 under the condition corresponding to low speed.
For all other positions of switch 28, solenoid 26 is not energized, so reducer 18 is brought to the condition corresponding to its highest speed.
Identical switches 13, 16 and 28 and others still, which will be described later and which are of the same type, are preferably paired by means of a common link 29 made with their respective movable arms. A manually operated selector button 30 is combined with link 29, and it simultaneously actuates all of the twin switches to bring them to corresponding contact positions.
In addition to its connection with the entry of the reduction train 18 on the path leading to the torsion bar 8, the shaft 9 of the motor is connected by a reduction train 31 to the rotor excited in alternating current of a generator of synchronization 32, which is mounted in opposition to a synchronization control transformer 33, in order to supply a signal equal to (log p - log q) to the dynamic pressure device, which is thus controlled, as described later .
Like pads Nos 3, 4 and 5, pad No 2 of switch 16 is connected to the input of amplifier 15, so that the signal from speed generator 17 is applied to the amplifier. tor and transmitted by the switch 16 for all the positions of this switch, except for that in which the movable arm is on the pin No 1, which is a dead pin.
The connection established between the speed generator 17 and the switch 16 is combined with a conductor 34, which applies the speed signal to a mixer 35 where it is subtractively combined with the output signal of a signal generator. 36 of the potentiometer type, the cursor of which is driven by a motor 37 via a reduction train 38.
The moisture 37 is excited by an amplifier 39 in response to a signal obtained on an input conductor 40 of the amplifier, from a computer 41, which modifies a control signal applied to the computer from a signal generator 99 actuated by hand movement of the tan gage control joystick 100. The signal generator 99 is preferably of the type forming a force detector applied to the brush handle.
Consequently, the generator or detector 99 supplies the computer 41 with a signal which depends on the direction and the amplitude of the force exerted by the pilot on the joystick 100. The computer adjusts the level of the signal, in order to a given force, as a function of the inverse or reciprocal of the number of Mach, and the adjustment is made for the use of this signal, as described later, for the determination of a rate of change of the pitch position.
The details of a suitable embodiment of computer 41 will also be described with reference to FIG. 2.
Speed feedback applied to amplifier 39 is provided by a tacho-type generator 42, driven by motor 37. The output of mixer 35, which is proportional to the difference between the signals from speed generator 34 and potentiometer 36, is applied by a conductor 43 to the movable arm of a five-pin switch 44 mounted in the twin link provided between the other five-pin switches.
Pad No 1 of switch 44 is connected, by a conductor 45, to the input of amplifier 15, and pads Nos. 2, 3, 4 and 5 are connected, by a conductor 46, to the input of the amplifier. amplifier 39. Thus, when the switches 44, 16 are brought to one of their pads Nos. 2, 3, 4 and 5, and in the absence of a signal applied to the conductor 40, the motor 37 is controlled in such a way. slaved in order to drive the potentiometer 36 to maintain the output of this potentiometer at a value equal to that of the output of the speed generator 17.
However, when the switches 44, 16 are placed on the pad No 1, the effect obtained is the opposite, that is to say that the motor 10 is then controlled in a slaved manner in order to drive the speed generator. 17 to keep the output of this speed generator 17 at a value equal to the output of the potentiometer 36. Therefore, if a signal appears on the conductor 40 as a result of the movement of the joystick 100, the motor 10 subjects the control bar. torsion 8 at an angular constraint, at a speed which depends on the distance by which the motor 37 has moved in response to this command from the joystick, this distance being proportional to the integral of the signal transmitted by the driver 40, being given that the engine 37 then works like an integrator.
The signal applied to the conductor 12 as a result of the angular constraint applied to the tor sion bar 8 by the motor is transmitted to the pad No. 1 of a five-pad switch 47, via a conductor 48 connecting this pad. to the No. 1 pad of the switch 13. In addition to this connection of the No. 1 pads of the switches 13 and 47, the conductor 48 also connects the No. 2 pads of said switches.
The movable arm of the switch 47 is mechanically coupled to the twin link 29, and is electrically connected by a conductor 49 to the input of a signal responsive servomechanism 50, which may be of a type providing a feedback response. position well known per se, and which comprises an output rod 51 positively connected to the depth rudder 52 of the aircraft. So when the twinned switches are brought into positions. corresponding to one or other of their respective pads Nos. 1 and 2, the signal coming from the controller 11 is applied to the booster 50 of the elevator rudder.
When the twin switches are set to pad No 1, the airplane must, in order to maintain the output of controller 11 applied to the servo-mechanism of the elevator 50 at a substantially zero value, perform an upward flight according to of the speed at which the torsion bar 8 is driven by the motor 10 in response to the control signal from the potentiometer 36.
Consequently, the position of the button 30, which brings all the movable arms of the switches to their respective pads NI, 1, is called the upward speed position (R / Q. Moreover, when the twin switches are brought to the plots No 2, the airplane must, in order to maintain at a substantially zero value the output applied from the controller to the servo mechanism 50 of the elevator rudder, remain at the altitude which was then reached by the airplane.
Consequently, the position of the button 30 which brings tone the movable arms of the switches to their respective pads No. 2 is called the altitude hold position (ALT).
If we now consider the device for measuring the dynamic pressure provided in the pressure detector system, we see that this device is identical in many respects to the device for measuring the static pressure which has just been described, that is to say that an amplifier 55 similar to the amplifier 15 is provided to excite a motor 56 similar to the motor 10. A generator 57 similar to the generator 17 is driven by the motor 56 in order to provide a speed feedback 56 between the generator and the amplifier 55, through a connection 58.
However, this connection 58 does not include any switch comparable to switch 16, nor does there exist in this case an intermediate tap connection between generator 57 and a device comparable to system 35-45 determining the rate of climb of the plane.
The output shaft 59 of the motor 56 is connected to the input side of an irreversible transmission, the output side of which is connected to one end of a torsion bar 60 similar to the bar 8. A control arm similar to the arm 7 is fixed transversely on the arm 61, so as to derive therefrom an elastic torque acting in opposition with a torque supplied by the dynamic pressure and taken from the mobile end of a cell 62 formed by a bellows.
As opposed to the bellows 6, the bellows 62 has in its fixed base an orifice through which the dynamic pressure of the atmosphere, received by a Pitot tube 63, is transmitted inside the bellows. A housing 64 surrounds and supports the bellows 62, while a static tube 65 provides static pressure to the housing, outside the bellows.
The irreversible transmission combined with the dynamic pressure device corresponds, element for element, to the irreversible transmission of the device measuring the static pressure. In this regard, the shaft 59 of the motor is connected to the input of a two-speed reduction train 66, controlled by a solenoid, the output of which drives the torsion bar 60 through the intermediary of a worm screw. and a helical toothed wheel 67, a pair of cams 68 with a logarithmic profile and a gear 69.
A five-pin switch. 70, the position of which can be determined by the twinning link 29, is mounted in a manner analogous to the switch 27, so that only the position corresponding to its pin No. 3 applies a battery 71 in series with the control solenoid 72 of the device 66, so as to move this positive device away from its position corresponding to a high speed (studs.
Nos. 1, 2, 4 and 5) to bring it to the position corresponding to low speed. As in the case of the controller 11, an E-core controller 73 has a frame attached to the arm. control 61, and supplies a signal of variable amplitude and reversible phase in its output conductor 74, according to the imbalance between the opposing torques (dynamic pressure and elastic torque) acting on the arm.
Conductor 74 is connected to pads Nos. 1, 2 and 5 of a five-pad switch 75, and to pads Nos. 3 and 4 of a five-pad switch 76.
The movable arm of the switch 75 is connected by a switch 75 'to the input conductor 77 of the amplifier 55, and the movable arm of the switch 76 is electrically connected by a conductor 78 to the pads Nos. 3 and 4 of the switch. 47, the two movable arms being mechanically connected to the twinning link 29 for the purpose of their control.
The rotor of the synchronization control transformer 33 is kinematically connected to the shaft 59 of the motor by a reduction train 79. The signal induced in the rotor of the control transformer is applied to pad No. 3 of the switch 75 by a connection 80. Pad No 4 of switch 75 is a dead pad, and the same applies to pads Nos. 1, 2 and 5 of switch 76 and for pad N 5 of switch 47.
As a result of the presence of cams with a logarithmic profile 68 in the irreversible transmission, the shafts of the motor 56, of the synchronization control transformer 33 and of the reducer 66 occupy angular positions which are a function of the logarithm of the dynamic pressure (log q) when the controller 73 is brought to a zero position, either by the motor 56, or as a result of the maneuver of the airplane.
The motor 56 is controlled by the switches 75, 76 in order to return the control 73 to zero when the movable arms of these switches are brought to their respective pads Nos 1, 2 or 5.
When the button 30 is brought to the pins Nos. 1 or 2, it is evident that the device for measuring the dynamic pressure is controlled so as to be slaved to the dynamic pressure q, while the ascent or control signals altitude are applied. by the conductors 48, 49 to the servomechanism 50 of the elevator.
When the No. 5 terminals are on, the dynamic pressure meter and the static pressure meter are both set to the respective pressures q and p, and since the No. 5 switch of the switch 47 is a dead pad, no signal from the pressure detection system is applied by the conductor 49 to the servomechanism 50 of the elevator.
This elevator 52 is then actuated simply in response to the components of the signals applied to this servomechanism 50 by another input driver 80, in order to. to maintain a reference pitch position determined by this signal; as described later in more detail. Accordingly, the position of stud No. 5 to which knob 30 can be adjusted is referred to as the tying position.
When the No. 4 pads are on, the motor 56 is de-energized, and the output of the controller 73, which is proportional to variations in the dynamic pressure q with respect to that obtained for the natural speed of the existing aircraft. just before these No. 4 pads are switched on, is applied by conductors 74, 78, 49 to the elevator rudder servomechanism. So,
the depth rudder 52 is brought to a position in which it opposes the variations in natural speed which produce the variations in dynamic pressure. Accordingly, the position of pad No. 4 to which knob 30 can be set is referred to as the self-speed (A / S) hold position. In this position of button 30, the static pressure measuring device is controlled by switch 13, so as to be slaved to the static pressure p.
The Mach number is a direct function of the q / p ratio and, therefore, also a direct function of (log q - log p). Consequently, a deviation of (log <I> q - </I> log <I> p) </I> from a given value corresponds to a deviation from a given Mach number.
Since the rotors of the synchronization devices 32 and 33 are respectively brought into positions which are a function of log p and log q, the signal generated in the rotor of the synchronization device 33 and in the connection 80 is proportional to ( log q - log p).
In the position of the button 30 corresponding to the stud N 3, which is the position to which the button has been brought in FIG. 1, the device measuring the static pressure is slaved to the static pressure p. However, in the device measuring the dynamic pressure, the position of switch 75 corresponding to pin No 3 applies the signal (log <I> q </I> - log <I> p) </I> of the rotor of the timing device 33 at the input of amplifier 55, while switches 76, 47 apply the signal from controller 73 to servo mechanism 50 of the elevator.
Therefore, before any variation in altitude, the motor 56 brings the rotor of the synchronization device 33 to a position corresponding to a zero output, which may require a rotation of the rotor up to 1800.
But, when driving the rotor of the synchronization device 33 through an angle up to 1800, the motor 56 simply moves the armature of the controller 73 away from its position corresponding to a zero output, i.e. that is, the reduction in speed in the irreversible transmission provided between the motor 56 and the torsion bar 60 is greater than that obtained between the motor 56 and the rotor of the synchronization device 33, even if the reduction train 65 is actuated at its highest speed, to such an extent that, for all practical applications, the Mach number present when the switches are first driven to their NI sockets,
3 is the same as that which exists after the rotor of the synchronization device 33 has been initially driven to be brought to its nearest zero position. Likewise, the speed reduction in the irreversible transmission between the motor 10 and the torsion bar 8 is many times greater than the speed reduction provided by the reduction train 31 mounted between the motor 10 and the rotor of the motor. synchronization device 32, even if the reduction train 18 is working at its highest speed.
Consequently, in the position of the paired switches corresponding to pad N 3, if the altitude of the airplane changes, the servo effect of the static pressure measuring device drives the rotor of the synchronization device 32 according to the resulting variations expressed in log p. When the rotor of the synchronization device 32 is angularly displaced, the imbalance signal then developed in the rotor of the synchronization device 33 energizes the motor 56, so that this rotor of the synchronization device 33 rotates exactly in synchronism with the rotor. of the synchronization device 32.
In this way, the rotor of the synchronization device 33 can be driven over several revolutions following the rotor of the synchronization device 32. While the rotor of the synchronization device 33 is driven by the motor 56, the torsion bar 60 is also subjected to tor sion by this motor 56.
The variation resulting from the application of the elastic torque to the control arm 61 is such that the bellows 62 completely opposes this variation by a torque due to the dynamic pressure if the natural speed is changed so as to provide a pressure. dynamic whose logarithm is represented by the angular position. of the rotor of the synchronization device 33 when the output of this rotor is canceled. The required variation in speed is produced by the response of the elevator 52 to the signal from the controller 73.
Thus, once the No. 3 studs have been switched on, if the altitude of the airplane changes, its own speed is modified by the control of the elevator rudder, in order to substantially maintain the Mach number existing at the time. of the switching on of these No. 3 pads. Consequently, the position corresponding to No. 3 pad, to which the knob 30 can be adjusted, is referred to as the Mach number holding position.
As indicated previously, the position of the twin switches corresponding to pad No 3 brings the reduction trains 18, 66 into their working condition corresponding to the lowest speed, while all the other positions of the switches correspond to a condition of work at high speed of these reducers. The reason for this is that variations in altitude and own speed can occur much faster, when the system is not in the command mode corresponding to maintaining the Mach number.
As a result, higher transmission speeds are then required in the respective servo loops, in order to maintain sufficiently precise servo operation or synchronization that no stepped control signal appears in the conductor. input 49 of the servo mechanism, producing a transient command when switching from one working mode to another by means of button 30.
Switch 75 'is a two-position switch which is normally placed so as to connect the movable arm of switch 75 to input conductor 77 of amplifier 55. If, however, a variation of the Mach number is desired while the selector button 30 is on the stud N 3, the switch 75 'is brought to its second position, which disconnects the lead 77 from the amplifier of the switch 75 and which connects this lead. tor 77 at the phase-reversed output of an adjustable signal generator 81 (version control device) comprising an adjustment knob 82.
A link 82 'preferably connects the button 82 to the switch 75', so that the latter is actuated to energize the amplifier 55 from the signal generator 81 each time the button is moved a distance away. position corresponding to zero output. As long as the button 82 is moved, the signal from the signal generator 81 slows down the motor 56, in order to make the torsion bar 60 undergo a slow twist, for the control of a variation of the own speed of the aircraft. .
When the desired Mach number is reached, the button is returned to its latching position, reestablishing the connection between the rotor of the synchronization device 33 and the amplifier 55. The rotor of the synchronization device 33, which has been driven rapidly with respect to the torsion bar, is then driven a further short distance, to its nearest zero position (rotor rotation not exceeding 180), the aircraft then being commanded to maintain this position zero.
As a result, the new desired Mach number is maintained as in the case where the switches were brought for the first time to the No. 3 pads.
Signal generator 81 can also be used to change the maintained clean speed as desired, while selector knob 30 is on pad No. 4. It is then actuated exactly as for Mach number maintenance, except that its: displacement from a position corresponding to a zero output is ensured only for the time required: to cause a modification of the torsion applied to the torsion bar or of the elastic torque necessary for the controller 73 causes obtaining. with a new clean speed.
The description as given heretofore relates mainly to the integrated pressure sensing device which provides control signals to the servomechanism 50 so that the aircraft deviates from the reference pitch position as necessary to. maintain as desired a given rate of climb, a given altitude, a given Mach number or a given own speed.
The system determining the reference pitch position will now be described, including the members provided to obtain a desired speed of variation of the position, of pitch, the control being automatically compensated in inverse ratio to the Mach number.
The reference pitch position is defined mainly by a vertical gyroscope 83, combined with the usual controller mounted on its pitch axis, in order to provide a signal which is a function of the deviations of the airplane from a reference pitch position.
The signal from the gyroscope gear controller 83 is fed through a lead 84 to a mixer 85 where it is mixed with signal components applied to that mixer by a lead 86 and supplied by a driven signal generator 87. mechanically. The output of mixer 85 is applied by a conductor 80 to servomechanism 50 of the elevator rudder.
The signal generator 87 supplies a signal which is a function of the distance over which it is driven, and in this respect it constitutes the output element of an integrating apparatus. In addition to the generator 87, the integrating apparatus comprises an amplifier 88, the output of which is applied by a conductor 89 to a motor 90 which is mechanically connected both to the drive shaft of a generator 91 of the tachometric type. , and by a reduction train 92 to the drive shaft of the signal generator 87.
The output signal or speed signal from generator 91 is fed back to amplifier 88.
Three signals are integrated by the integrator apparatus in order to produce the components of the signals applied to the conductor 86, which are mixed in the mixer 85 with the pitch signals obtained by gyroscopic way on the conductor 84.
One of these signals is applied to the integrating amplifier 88 through a conductor 93 and the pads Nos. 1, 2, 3 and 4 of a five-pad switch 94 provided in the system of twinned switches, from a Signal-generating linear accelerometer 94 ', mounted in the airplane in such a way that its signal is proportional to the accelerations normal to the longitudinal axis of the airplane. Plot No 5 of switch 94 is a dead plot.
Another signal is supplied to the integrating amplifier 88 by a lead 95, from the movable arm of the switch 47. The third signal is supplied to the integrating amplifier 88 by a lead 96 and by a two position switch 97. , from the output of the computer 4.1 which, as indicated above, modifies a control signal applied to the computer from the detector measuring the force exerted on the joystick or signal generator 99,
actuated by manual actuation of the joystick 100, to control the pitch position of the aircraft. Consequently, the generator or detector 99 supplies the computer 41 with a signal which depends on the direction and the amplitude of the force exerted by the pilot on the joystick 100.
The computer 41 adjusts, during the transmission of this signal to the amplifier 88, the level of the signal for a given force, in inverse ratio to the Mach number of the airplane, as will now be described with regard to the fig. 2.
In fig. 2, the computer 41 comprises, as shown, three potentiometers 101, 102 and 103, provided with windings formed respectively by the resistors R1, R2 and R3.
The sliders of potentiometers 101 and 102 are moved, mechanically as a function of the logarithm of the static pressure p by a linkage 104 connected to the output shaft 19 (fig. 1) of the two-speed reduction train 18. The slider of the potentiometer 103 is moved mechanically as a function of the logarithm of the dynamic pressure q by a linkage 105 connected to the output shaft (fig. 1) of the two-speed reduction gear 66.
The windings R2 and R3 are connected in series, and one side of the series combination is connected by a conductor 106 to an input terminal 107 of the computer. The other side is connected to the arm. movable of potentiometer 101.
The other input terminal 108 of the computer is connected by a conductor 109 to one side of RI, the other side of RI being free. The output of the computer 41 is taken between the cursors of the potentiometers 102 and 103 by a pair of conductors 110 and 111.
The values of resistors R1, R2 and R3 are chosen such that the output (esertie) applied to conductors 110 and 111 is equal to
EMI0008.0046
where e input is the input applied to conductors 107, 109, and K denotes a constant whose value is determined empirically. Thanks to this arrangement, we obtain a relative approximation
EMI0008.0052
in which M denotes the Mach number of the aircraft.
Thus, for a given force exerted on the joystick 100, the signal appearing on the input conductor 96 of the amplifier-integrator 88 has an amplitude which is inversely proportional to the Mach number of the aircraft.
A mechanical connection 112 (FIG. 1) is established between a point of the joystick 100 situated below the pivot axis 113 of the device for mounting the joystick and the depth rudder 52, which makes it possible to adjust manually the position of this elevator rudder when the servo mechanism 50 is rendered ineffective, for example as a result of the separation of the servo = mechanism and the elevator by a coupling of the usual type (not shown).
When the depth rudder is manually operated, the two position switch 97 is moved by the pilot away from the position shown. Thus, the output of the mixer applied to the conductor 80 is transmitted by a conductor 114 to the input conductor 96 of the amplifier-integrator 88, so that the signal generator 87 is driven in a safe manner, in order to producing a signal which cancels out, in mixer 85, the signal obtained gyroscopically and applied to input conductor 84 of the mixer.
The servo link 114 is interrupted when the switch 97 is brought by the operator to the position shown, and simultaneously the input conductor 96 of the amplifier-integrator 88 is connected to the output of the computer 41. The com mutator 97 is brought to the other position (not shown) when the elevator 52 is placed under the effect of an automatic piloting command, that is to say when the servomechanism 50 is put into service .
Thus, as a result of the locking effect of the integrator, when the switch 97 is brought to this other position, the subsequent movement of this switch to the position shown does not produce an instantaneous variation in the form of a step in the input conductor 80 of the servomechanism, and consequently no transient variation of the control results.
The integration which supplies the signal derived from the accelerometer on the conductor 93, while the elevator rudder 52 is placed under the control of one of the signals coming from the pressure detector, is intended to produce a component of signals equivalent to the signal obtained by the gyroscope, and which reinforces the latter to prevent instability of the control, which could otherwise occur as a result of the possible overshoot of the signal supplied by the gyroscope, which is intrinsically limited, by the signals derived from the pressure.
This component, once generated, is significantly reduced to a zero value by the response of the airplane. However, depending on the mode of working in tan gage, the signals derived from the pressure are not applied to the conductor 49 and, therefore, the integrated acceleration component is not necessary. As a result, the accelerometer 94 'is disconnected from the amplifier-integrator 88 through the dead pad Ne 5 of the switch 94 when the system is brought into a pitch work mode.
The purpose of the integration which provides the signals applied to the conductor 95 from the pressure sensitive system is to provide, on the conductor 86, a signal component which replaces the parts of the signals transmitted by the conductor 95 which must be maintained. prolonged to provide the desired rate of climb, altitude, Mach number or self-speed, as the case may be.
The value of this component of signals, which is present just before the selection of the mode of working in tangling, is, therefore, preserved because of the inherent help which it brings, in the sense that it tends to unload the vertical gyro which would otherwise have to provide sustained output in order to maintain the aircraft in the reference pitch position.
Finally, the integration which provides the command signal compensated according to the Mach number, obtained from the detector 99 of the force exerted on the brush handle, aims to give the conductor 86 a signal component. which provides a speed of variation of the pitch position proportional to the force exerted by the hand. on the airplane's <B> 100 </B> joystick. The reverse nature of Mach number compensation provides speed with certainty. lower pitch, for a given force exerted on the joystick, when the airplane is flying at a higher Mach number, and vice versa.
The same signal which is applied from detector 99, via computer 41, to input lead 96 of amplifier-integrator 88, is also applied to input lead 40 of amplifier 39. rate of climb control, as described above. Thus when the mode selector button 30 is brought to the Np 1 pad,
actuation of the joystick 100 provides a speed of variation of the pitch position, simultaneously with the determination of a rate of climb. When the operator notices that the airplane has reached the desired rate of climb, he releases the joystick 100, so that the detector 99 is brought back to a condition corresponding to a zero exit.
This interrupts the drive of the signal generator 87 in response to the integral of the detector output, and therefore prevents any further variation in the pitch position of the aircraft in response to that integral. At this time, however, potentiometer 36 has been driven to a position where its output drives torsion bar 8 at such a rate that controller 11 provides the desired rate of rise. Potentiometer 36 retains this position since it retains the commanded rate of climb by memory, although the pilot has released joystick 100.
Returning potentiometer 36 to a position corresponding to zero output is provided when the system is brought from one R / C mode to any other mode, since motor 37 is then slaved to the output of potentiometer 36.
Although the pitch position change speed controls according to the pitch work mode and the pitch position change speed controls as well as the climb speed controls according to the R / mode C are triggered in response to the output of the force exerted on the joystick sensor 99, it will be understood that a signal generator other than a force detector conjugated to the joystick may be used to provide the signals. applied by conductors 96, 40 to amplifiers 88, 39, i.e. a hand adjustable single type signal generator,
having a reversible phase output, can also be used. In fact, this signal generator would be compatible with detector 99 mounted on the joystick, so that the two devices could easily be used in parallel, if desired.