Utilisation d'un dispositif indicateur visuel dans une cabine de pilotage d'un avion Le brevet principal a pour objet un dispositif indicateur visuel de l'écart d'une grandeur par rap port à une valeur de référence comprenant au moins un appareil agencé pour produire un stimu lus lumineux variable dans une région de la péri phérie ou proche de la périphérie du champ visuel d'un observateur qui est placé dans une position donnée et regarde dans une direction générale déter minée, et des moyens de commande sensibles audit écart et susceptibles d'agir, en réponse à cet écart, sur ledit appareil de façon qu'il produise une modi fication du stimulus lumineux, cette modification étant telle qu'elle indique à la fois la grandeur et le sens dudit écart.
Il a également pour objet une utilisation de ce dispositif dans un véhicule comprenant une cabine de commande avec une fenêtre et un poste pour l'observateur situé de manière que l'opérateur fixe dans ce poste puisse regarder dans une direction générale déterminée à travers la fenêtre.
On a étudié l'emploi de ces dispositifs indica teurs visuels dans une cabine de pilotage d'un avion dans le but de donner une information visuelle sup plémentaire au pilote pendant que ce dernier exerce une surveillance continue de la marche de l'avion en regardant à travers un pare-brise, ou dans cer tains cas pendant que le pilote est occupé à regar der d'autres dispositifs dans la cabine de pilotage. Bien que cette information puisse se rapporter à diverses grandeurs choisies, le cas où cette informa- tion concerne la commande du tangage et de l'incli naison dans les virages est spécialement important.
L'utilisation faisant l'objet de la présente inven tion est caractérisée en ce que le véhicule est un avion et la cabine de commande est la, cabine de pilotage de cet avion, comprenant un pare-brise à travers lequel le pilote peut regarder vers l'avant de l'avion en vôl, en ce qu'on emploie un premier dispositif indicateur visuel comprenant au moins un appareil capable de produire un stimulus lumineux variable visible sur au moins un organe d'affichage sous forme d'au moins une source lumineuse qui peut se déplacer ou sembler se déplacer le long d'une ligne sensiblement parallèle à ladite direc tion générale,
la ligne étant disposée dans la péri phérie du champ visuel du pilote et d'un côté de la ligne de vision quand le pilote regarde dans cette direction générale, un second dispositif indicateur visuel comprenant au moins un appareil capable de produire un stimulus lumineux variable visible sur au moins un organe d'affichage sous forme d'au moins une source de lumière qui peut se déplacer ou sembler se déplacer le long d'une ligne disposée transversalement à ladite direction générale, cette ligne étant disposée à la partie supérieure ou infé rieure de la périphérie du champ visuel du pilote quand ce dernier regarde dans ladite direction géné rale,
des moyens de commande susceptibles d'agir sur ledit appareil du premier dispositif indicateur visuel de manière qu'il produise un stimulus lumi neux variable dont la vitesse et le sens indiquent la grandeur et le sens de l'écart d'une première grandeur à partir d'une valeur de référence, et des moyens de commande susceptibles d'agir sur ledit appareil du second dispositif indicateur visuel de manière qu'il produise un stimulus lumineux varia ble dont la vitesse et le sens indiquent la grandeur et le sens de l'écart d'une seconde grandeur à par tir d'une valeur de référence. Ladite direction géné rale est ordinairement dirigée vers l'avant de l'avion et sensiblement parallèle à son axe avant-arrière.
Le dessin annexé illustre, à titre d'exemple, une mise en rouvre de l'utilisation objet de l'invention.
La fig. 1 est une représentation schématique d'une cabine employée dans cette mise en oeuvre. La fig. 2 est une vue d'un dispositif que com prend cette cabine.
La fig. 3 est une vue partielle de ladite cabine. Précisons tout d'abord qu'on entend par angle de virage l'angle entre l'axe latéral d'un avion et un plan horizontal. L'utilisation qui va être décrite concerne une cabine qui comprend deux dispositifs indicateurs visuels, l'appareil, pour produire les stimuli lumineux, du premier dispositif comprenant un organe d'affichage 1, et l'appareil pour produire les stimuli lumineux, du second dispositif compre nant deux organes d'affichage 2 et 3.
Les organes 1 à 3 sont représentés schématiquement à la fig. 1, approximativement tels qu'ils apparaissent en plan quand ils sont montés dans la cabine d'avion, et destinés à fournir des indications au pilote placé dans la zone désignée par le point P. Quand il regarde vers l'avant de l'avion, le pilote a une visi bilité dans la direction de la flèche représentée à la fig. 1 passant par le point P.
Les organes 1, 2, 3 sont disposés horizontalement et leur niveau est approximativement celui de la partie supérieure du tableau de bord (bord inférieur dn pare-brise), de sorte qu'ils sont disposés dans la partie inférieure du champ visuel du pilote quand ce dernier regarde vers l'avant à travers le pare-brise, l'organe 1 étant disposé transversalement à la direction de vision et les organes 2 et 3 approximativement parallèlement à cette direction.
Les organes 1 à 3 ne sont représentés que sché matiquement à la fig. 1. Ils comprennent chacun une pièce cylindrique qui peut avoir avantageuse ment une longueur comprise entre 10 et 30 cm et un diamètre d'environ 19 mm. Cette pièce présente des hélices noire et blanche entrelacées, peintes sur sa surface, les bandes noire et blanche ainsi défi nies ayant une largeur de 12,5 mm. Les pièces cylindriques sont montées pour tourner autour de leur axe longitudinal et chacune est enfermée dans un boîtier présentant une fente qui permet de voir une bande longitudinale de la surface de la pièce depuis l'extérieur.
La largeur de cette bande est égale environ à la moitié du diamètre de la pièce. Les surfaces des pièces sont illuminées depuis l'intérieur des boîtiers et lors de la rotation d'une pièce, l'effet apparent pour une personne regardant à travers la fente est celui d'un certain nombre de surfaces illuminées qui se déplacent dans un sens ou dans l'autre le long de la fente. Le sens apparent du mouvement dépend du sens de rotation de la pièce et sa vitesse est proportionnelle à la vitesse de rotation.
La fig. 2 est une vue en perspective de l'un de ces organes montrant les surfaces d'une pièce cylindrique 4 visibles à travers une fente 5 longitu dinale dans un boîtier 6 cylindrique dans lequel la pièce 4 est montée. Le boîtier 6 est supporté par un autre boîtier 7 qui contient un moteur électrique et d'autres organes qui seront décrits plus loin.
La fig. 3 est une vue de la cabine prise depuis l'arrière du siège du pilote et montrant un côté de l'avant de la cabine. On remarque le siège 8 du pilote, les trois organes 1, 2 et 3, une partie d'un pare-brise 9 et d'un tableau de bord 10, et un levier de commande 11. Si un copilote est assis dans la cabine, comme c'est généralement le cas dans les grands avions de transport; avec un second levier de commande, les organes 1 à 3 peuvent être dou blés et disposés, par rapport au copilote et par rap port à la partie du pare-brise à travers laquelle le copilote regarde, comme représenté à la fig. 3 pour le pilote.
La pièce cylindrique de chaque organe 1 à 3 (fig. 1) est couplée à l'arbre d'un moteur élec trique 15, 16 ou 17. Ces moteurs sont montés dans le boîtier 7 (fig. 2) avec certains appareils associés utilisés pour la commande des moteurs.
Dans le cas de l'organe 1, ces appareils de commande asso ciés comprennent un générateur tachymétrique 18 agencé pour produire une tension proportionnelle à la vitesse du moteur 15, un amplificateur 19 pour commander le fonctionnement du moteur 15, par exemple un amplificateur à tube thermionique ou un amplificateur magnétique, et un dispositif 20 de combinaison de signaux présentant deux bornes d'entrée pour des signaux et une seule borne de sortie qui est couplée à la borne d'entrée de l'ampli ficateur 19.
Une des bornes d'entrée du dispositif 20 est couplée à la borne de sortie du générateur tachymétrique 18 et l'autre à une ligne d'entrée 21. Ainsi que l'indiquent les signes + et - des conduc teurs d'entrée du dispositif 20, les signaux envoyés à ce dispositif sont tels qu'ils se soustraient l'un de l'autre pour donner un signal de différence envoyé à l'amplificateur 19. Cette convention de signes est utilisée dans toute la fig. 1 pour les divers disposi tifs de combinaison de signaux.
En faisant réagir la tension de sortie du géné rateur tachymétrique 18 sur l'amplificateur 19, en opposition avec les signaux sur la ligne 21, la servo commande pour le dispositif 1 constituée par les éléments 15 et 18 à 20 fonctionne de manière à entraîner la pièce cylindrique de l'organe 1 à une vitesse proportionnelle à la grandeur du signal d'entrée apparaissant sur la ligne 21.
Le signal d'entrée sur la ligne 21 est un signal d'erreur relatif à l'angle de virage qui est obtenu en comparant les signaux représentant la position de virage de l'avion et les signaux représentant un angle de virage déterminé, la différence étant utilisée pour produire un signal envoyé dans la ligne 21. Par suite, la vitesse de rotation de la pièce cylindrique de l'organe 1 dépend de ce signal d'erreur de virage et son sens dépend du sens de cette erreur.
Pour des raisons qui seront exposées plus loin, la détection se fait de telle manière que les surfaces illuminées semblent se mouvoir à tra vers la fente 5 (fig. 2) vers la gauche ou vers la droite selon que le pilote doit déplacer son levier de commande vers la gauche ou vers la droite, res pectivement, pour corriger l'erreur donnant nais sance au signal considéré.
Le signal d'erreur de virage peut être produit de toute manière connue et par toute une variété de sources de signaux connues. Un appareil agencé dans ce but est représenté à la fig. 1. Cet appareil, de même que les appareils similaires décrits plus loin pour produire les signaux d'erreur de tangage, constituent des unités séparées des organes d'affi chage tels que celui représenté à la fig. 2 et sont couplés à ceux-ci par des conducteurs externes. L'appareil comprend un compas gyroscopique ver tical 25 de type connu comprenant un dispositif capable de produire un signal électrique sur une ligne 26, ce signal représentant l'angle de virage de l'avion. Ce signal est appliqué à une borne d'entrée d'un dispositif 27.
Un signal de demande de virage est appliqué à une seconde borne d'entrée du dis positif 27 sur une ligne 28, dans le sens opposé au signal d'angle de virage. Ce signal est reçu de la borne de sortie d'un autre dispositif 29 de combi naison de signaux dont la borne de sortie est cou plée à la ligne 28 à travers un circuit limiteur con ventionnel 30 agencé pour empêcher le signal de demande de virage de dépasser une limite de sécu rité déterminée.
Le dispositif 2.9 comprend deux bornes d'entrées, l'une couplée à un compas 31 dans l'avion, par exemple un -gyroscope de direction commandé par un dispositif de référence magnétique, agencé de manière connue pour produire un signal sur une ligne 32 représentant la déviation du cap réel de l'avion à partir d'un cap déterminé, et l'autre cou plée à un commutateur 32 à trois positions. Au moyen de ce commutateur, l'autre borne d'entrée du dispositif 29 peut être déconnectée ou couplée à la borne de sortie, soit d'un radiorécepteur loca- liseur 33 dit d'atterrissage sans visibilité, soit d'un récepteur radiogoniométrique d'approche 34.
Les signaux provenant des bornes de sortie de ces appa reils 33 et 34 représentent le déplacement latéral de l'avion à partir d'une trajectoire définie par un faisceau radio. Il faut noter qu'on peut utiliser d'autres formes d'appareils radio sélectionnés pair le commutateur 32 si on le désire, les deux appa reils cités ici étant donnés à titre d'exemple. Les signaux appliqués aux deux bornes d'entrées du dispositif 29 s'additionnent de manière à fournir un signal de demande de virage combiné représentant, par exemple, la déviation de l'avion à partir de la trajectoire d'un faisceau radio sélectionné et son déplacement latéral à partir du centre de ce fais ceau.
En variante, on peut utiliser tout autre moyen d'établir la demande de virage, pouvant comprendre ou non une information venant d'un compas. Une troisième borne d'entrée du dispositif 27 est couplée à travers un circuit correcteur de forme 35 à une borne de sortie d'un gyroscope 36 agencé pour produire un signal représentant la vitesse de roulis de l'avion, le signal étant envoyé au dispositif 27 de manière à le soustraire du signal de demande de virage sur la ligne 28. Le circuit 35 présente une caractéristique déterminée de manière connue et telle que le signal de sortie du gyroscope 36 est envoyé au dispositif 27 seulement si la vitesse de roulis de l'avion dépasse une valeur déterminée.
Cette valeur est fixée de manière qu'aucun signal de roulis ne soit envoyé au dispositif 27 pour toutes les manoeuvres ordinaires mais que s'il se produit un fort signal de demande de virage, le signal de vitesse de roulis résultant de l'application consé quente d'un grand angle de virage agisse pour s'opposer au signal de demande de virage et empê che efficacemnet le pilote de survirer, faute qui tendrait autrement à se produire si un mouvement rapide apparaissait soudainement sur le dispositif 1 dû à une demande brusque d'une modification importante de la course. Cela peut être nécessaire ou non selon les caractéristiques de l'avion.
La tension de sortie du dispositif 27 est envoyée finalement à travers un autre circuit correcteur de forme 37 à la ligne d'entrée 21 du dispositif de com mande du dispositif 1. La tension de sortie du dis positif 27, ignorant l'effet occasionnel des signaux provenant du gyroscope de vitesse de roulis 36, cons titue le signal d'erreur de virage vrai représentant la différence entre l'angle de virage de l'avion et un angle de virage demandé.
Le circuit 37 présente une caractéristique telle que les signaux qui le tra versent sont relativement atténués s'ils sont de faù- ble amplitude, ceci afin de réduire la sensibilité du dispositif 1 aux faibles signaux d'erreur qui peuvent se produire par suite d'une turbulence ou de fac teurs semblables.
L'appareil destiné à actionner les organes 2 et 3 est semblable à celui décrit pour l'organe 1. Il est agencé de manière que les pièces cylindriques tour nent ensemble à une vitesse représentant un signal d'erreur de tangage, la détection se faisant de manière que les surfaces illuminées à travers les fentes 5 semblent se mouvoir vers l'avant ou vers l'arrière selon que le pilote doit déplacer son levier de commande en avant ou en arrière, respective ment, pour corriger l'erreur de tangage donnant lieu à l'indication. Chaque moteur 16 et 17 est excité par un amplificateur 38 ou 39 et entraîne un géné rateur tachymétrique 40 ou 41 en plus des pièces cylindriques des dispositifs 2 et 3.
Les bornes d'entrée des amplificateurs 38, 39 sont couplées aux bornes de sortie de dispositifs de combinaison de signaux, 42 et 43 respectivement. Dans le cas du dis positif 42, il existe deux bornes d'entrée, l'une cou plée à la borne de sortie du générateur tachymétri- que 40 et l'autre à une ligne d'entrée commune 44 des deux servocommandes (16, 38, 40, 42 et 17, 39, 41, 43) des dispositifs 2 et 3. Le dispositif 43 cepen dant, comprend une troisième borne d'entrée qui est couplée au rotor d'un transformateur rotatif 45, ce rotor étant entrâiné par l'arbre de sortie du moteur 17.
Le stator du transformateur 45 est cou plé au stator d'un transmetteur rotatif 46 dont le rotor est excité par une source de courant alterna tif<I>46a</I> et est entrainé par l'arbre de sortie du moteur 16. Le signal appliqué au dispositif 43 depuis le transformateur 45 est constitué par une tension alternative (qui peut être transformée en un signal d'une autre forme si nécessaire, par exemple un signal continu à l'aide d'un démodula teur), représentant la différence des positions des arbres de sortie des moteurs 16 et 17. En envoyant ce signal en arrière à la borne d'entrée de l'ampli ficateur 39 à travers le dispositif 43, les rotations des pièces des organes 2 et 3 sont commandées de manière à être exactement égales.
Le signal appliqué à lai ligne de sortie com mune 44 est un signal d'erreur de tangage après passage à travers un circuit conformateur 47, simi laire au circuit 37 dans les circuits de virage, le signal d'erreur de tangage étant obtenu depuis la borne de sortie d'un dispositif 48 de combinaison de signaux. Une borne d'entrée du dispositif 48 est couplée à un dispositif producteur de signal de tan gage comprenant un gyroscope vertical 49 (qui peut être le même appareil que le gyroscope 35,
le gyros cope vertical comprenant alors deux dispositifs pro ducteurs de signaux pour le tangage et le virage, respectivement de manière connue), fournissant des signaux représentant la position de tangage réelle de l'avion. Ces signaux sont opposés à un signal de demande de tangage provenant de la borne de sortie d'un autre dispositif 50 de combinaison de signaux à travers un circuit limiteur 51, agencé pour empê cher l'application de signaux de demande de tan gage dépassant une limite de sécurité déterminée.
Le dispositif 50 a deux bornes d'entrée, les signaux appliqués à ces bornes étant combinés addi- 'itivement, l'une couplée à la borne de sortie d'un dispositif 52 de réglage de la valeur du tangage donnée et l'autre couplée à un comutateur à trois positions 53 par une ligne 54.
Le comuteeur 53 peut être actionné pour laisser la ligne 54 décon nectée, ou pour la connecter à un générateur 55 d'un signal d'erreur de hauteur, ou à la borne de sortie d'un récepteur 56 d'atterrissage sans visibilité repré sentant la déviation de l'avion dans le plan vertical à partir d'un faisceau de radioguidage déterminé. Le générateur 55 peut comprendre, par exemple, une capsule de pression barométrique et des moyens pour produire à partir des mouvements, de la cap sule un signal électrique représentant la déviation de l'avion depuis une hauteur donnée qui peut être déterminée par le pilote.
Il faut noter que le récep teur 56 constitue ordinairement une partie de l'équipement d'atterrissage sains visibilité compre nant le récepteur 33, cet équipement fonctionnant pour donner les deux signaux de sortie requis à partir des signaux radio reçus par lui depuis le localiseur et les transmetteurs de radioguidage du dispositif d'atterrissage sans visibilité.
On remar que aussi que les commutateurs 32 et 53 peuvent être groupés et reliés ensemble de la même manière pour que les deux signaux d'atterrissage sans visi bilité soient utilisés ensemble et que d'autres combi naisons de positions des deux commutateurs soient permises pour fournir des combinaisons particuliè res des entrées des canaux de signaux respectifs.
Ici à nouveau, on voit que les diverses autres sources de signaux peuvent être utilisées, si on le désire, dans la production des signaux d'erreur de tangage d'une forme telle qu'ils donnent des modes de fonctionnement variés. Par exemple, on peut uti liser des sources de signaux représentant un écart de la vitesse de l'air indiquée ou du nombre de Mach à partir de valeurs données, ces quantités étant comparées à la donnée en faisant varier la position de tangage de l'avion selon les indications des dispositifs 2 et 3,
ou des sources de signaux produits pour donner des indications sur la manoeu- vre nécessaire pour commander la position de tan gage de l'avion afin d'obtenir une vitesse détermi née de descente ou de montée, ou pour indiquer les manoeuvres de tangage nécessaires pour commander l'avion en accord avec le dispositif d'atterrissage sans visibilité ou les signaux rotatifs à l'altitude, pour effectuer la phase de signalisation de l'atter rissage en accord avec un programme déterminé. En variante, le signal d'erreur de tangage peut être calculé à partir des signaux de déviation de radio guidage seuls.
En plaçant les organes 1 et 3 dans les positions indiquées à la fi-. 3, les stimulus optiques mobiles produits par ces organes en réponse aux signaux d'erreur de tangage et de virage sont disposés dans la périphérie du champ de vision du pilote quand ce dernier regarde en avant à travers le pare- brise 9. On a trouvé qu'il est possible, pour le pilote, de maintenir sans difficulté sa vue normale fixée en avant à travers le pare-brise et, en même temps, de surveiller parfaitement les indications des orga nes 1 à 3, les stimulus mobiles agissant, ainsi qu'on le suppose, sur les régions extrafovéales des yeux.
Ceci s'applique encore si le pilote observe les ins truments du tableau de bord 10 et aussi s'il regarde dans toute autre direction dans la cabine de manière que l'organe 1 et l'un des organes 2 et 3 ou les deux soient compris dans la périphérie ou près de la périphérie de son champ de vision.
Ainsi, si le pilote doit faire un atterrissage dans de mau vaises conditions de visibilité en descendant à l'aide d'un faisceau d'atterrissage sans visibilité sous la commande de signaux provenant des récep teurs 33 et 56 d'atterrissage sans visibilité, jusqu'à ce que les phares de balisage soient visibles, il peut maintenir une attention continue sur ce qui se passe en avant à travers le pare-brise tout en tenant parfaitement compte des signaux d'atterrissage sans visibilité en suivant les indications des organes 1 à 3.
La transition fâcheuse de la vision de l'instru ment à la vision directe du vol, inévitable avec les appareils connus, est ainsi évitée, puisque le pilote peut fixer une attention constante sur l'aérodrome ou sur les aides d'approche visuels associés et peut commencer à tirer une information de ces éléments quand ils viennent dans son champ de vision tout en suivant encore les demandes des instruments, le pilote peut donc choisir à volonté l'instant de trans férer la commande de la trajectoire de l'avion des demandes instrumentales au vol visuel sans aucune discontinuité fâcheuse.
Il n'est évidemment pas essentiel que l'arrange ment exact des organes d'affichage 1 à 3 représenté à la fig. 3 soit toujours suivi et l'arrangement peut être modifié pour répondre à la configuration d'un cockpit particulier. Supposons que la nécessité prin cipale soit de permettre au pilote d'exercer une sur veillance vers l'avant tout en faisant usage des indi cations des instruments. L'organe 1 peut être alors disposé au-dessus de la ligne de vision vers l'avant à travers le pare-brise, ou un organe supplémen taire d'affichage d'erreur de tangage peut être placé dans cette position.
On préfère placer l'organe d'affichage en travers de la partie supérieure du tableau de bord cependant, car cela permet d'utili- ser les organes 1. à 3 tout en observant le tableau. Les organes 2 et 3 peuvent être disposés comme requis de chaque côté de la ligne de vision du pilote, et de préférence au même niveau environ que l'organe 1. L'un des organes 2 et 3 peut être supprimé, mais on a trouvé en pratique qu'une dis position symétrique est préférable.
Il n'est pas nécessaire que les organes soient parallèles à la ligne de vision du pilote vers l'avant et ces organes peuvent converger en formant un angle allant jus qu'à 30 ou 40(l. De même, il n'est pas indispensable que les organes 1 à 3 soient exactement horizon taux, bien qu'on ne puisse envisager des divergen ces de plus de quelques degrés.
En disposant les organes 1 à 3 horizontalement, ou approximativement horizontalement, on obtient l'avantage qu'une perturbation de la vision du pilote due à une turbulence, qui se fait principalement dans la direction verticale, ne donne pas naissance à de fausses indications des organes 1 à 3, les mou vements apparents de ces derniers étant horizon taux ou presque.
Comme mentionné précédemment, la détection du mouvement de l'organe 1 est faite de préférence de manière que le sens. du mouvement, à gauche ou à droite, corresponde au sens du mouvement du levier de commande nécessaire pour corriger les erreurs donnant naissance audit mouvement. De même, dans les organes 2 et 3, on s'arrange pour que le mouvement se fasse en avant ou en arrière selon que le levier de commande doit être déplacé en avant ou en arrière. Cette détection peut ne pas sembler la plus appropriée à première vue, le contraire semblant, sur le papier, plus logique (soit un mou vement à droite de l'organe 1).
Mais on a trouvé que la détection décrite est préférable en pratique, les mouvements requis du levier de commande en réponse aux indications données semblant instinc tivement corrects à la majorité des pilotes. La détection opposée peut être utilisée évidemment, si nécessaire, mais la détection décrite est préférable.
L'intérieur des boîtiers 6 (fig. 2) comprend des lumières capables d'illuminer les parties des surfa ces des pièces cylindriques visibles à travers les fentes 5. Ces lumières sont de préférence équipées d'un réglage de brillance, par exemple d'une résis tance variable connectée en série avec des lampes aux bornes des conducteurs les reliant à une source de tension, pour permettre au pilote de régler l'éclat des indications selon les conditions de lumière dans la cabine, par exemple pour lui permettre de le réduire à un niveau convenable pendant la nuit.
En plus, les fentes 5 peuvent être équipées de volets à ressort agencés pour être normalement fermés, et présenter un mécanisme actionné électromagnéti- quement pour ouvrir les volets seulement lors de l'excitation des organes d'affichage. Le circuit de commande pour ce mécanisme peut comprendre divers contacts commandés par des relais qui sont actionnés pour ouvrir les contacts, permettant ainsi aux volets de se fermer si des conditions fausses se produisent dans les appareils associés auxdits organes.
Ces conditions fausses peuvent être par exemple, une panne de l'alimentation en courant ou une panne de sortie du récepteur radio quand ce dernier est utilisé comme source de signaux pour actionner un ou plusieurs organes d'affichage.
Dans un avion équipé d'un pilote automatique, les organes d'affichage 1 à 3 peuvent être utilisés de manière à fonctionner comme un moniteur d'autopilotage s'ils sont actionnés à partir de signaux provenant de sources similaires à celles utilisées pour fournir des signaux au pilote auto matique.
Si les organes d'affichage sont actionnés à partir d'une série indépendante de sources de signaux qui sont identiques aux sources de signaux du pilote automatique et commutées de la même manière que ces sources, les organes d'affichage fonctionnent quand le pilote automatique est en fonction pour indiquer si ce dernier effectue correc tement les fonctions qui lui sont confiées, car toute erreur de la part du pilote automatique produit un mouvement correspondant dans les organes d'affi chage. Ces mouvements, à côté de leur rôle d'aver tisseurs, indiquent égaiement l'action nécessaire pour corriger l'erreur du pilote automatique.
Cela se produit que l'erreur provienne du pilote automati que lui-même ou des sources de signaux qui lui sont associées, car les organes d'affichage sont .actionnés depuis une série indépendante de sources de signaux. Si les organes étaient couplés aux mêmes sources de signaux que le pilote automatique, le dispositif fonctionnerait seulement comme un moniteur des canaux servo-amplificateurs du pilote automatique et donnerait lui-même des indications erronées si, par exemple, une faute se produisait dans un appa reil à gyroscope vertical envoyant des signaux aux deux séries de sources.
Cependant, cette fonction limitative de moniteur peut être utile aussi, parti- culièrement comme avertissement de fautes de fonc tionnement dans les servo-canaux du pilote auto matique et comme indication simultanée de la com mande nécessaire pour corriger le résultat de la faute.
Parmi les autres possibilités rencontrées ici, on peut citer que les volets des organes 1 à 3 peuvent être maintenus fermés aussi longtemps que le pilote automatique fonctionne correctement, dans les ins tallations comprenant des dispositifs moniteurs indé pendants, de manière que tous les mouvements se produisant dans les organes d'affichage et dus à une faute ne distraient pas le pilote ni ne trompent ce dernier en lui laissant croire que le pilote automa tique fonctionne mal. Les circuits de commande pour les volets peuvent être alors combinés avec les cir cuits avertisseurs de fautes, ou actionnés par ces derniers, de manière que les volets s'ouvrent immé diatement dès qu'une faute se produit dans le piloté automatique.
Dans ce cas, les volets sont agencés de préférence de manière à laisser subsister, en posi tion fermée, une petite ouverture à travers laquelle une observation directe des pièces en mouvement peut être faite, pour permettre au pilote de vérifier le travail correct du système et commander la brillance de l'illumination.
Une forme d'exécution particulière des organes d'affichage a été décrite en référence aux fig. 1 à 3, mais il est certain qu'on peut leur substituer d'autres formes d'exécution permettant aussi d'obte nir un stimulus optique mobile, dont à la fois la vitesse et le sens peuvent être modifiés. Ces autres formes d'exécution peuvent ne présenter qu'une petite différence par rapport à celle qui est décrite,
dans la manière d'obtenir une surface hélicoïdale d'illumination à la surface ou près de la surface d'une pièce cylindrique. Ainsi, au lieu de peindre des hélices blanche et noire, ou d'autres teintes, sur les surfaces des pièces, ces dernières peuvent être creuses et opaques et être illuminées depuis l'inté rieur, une fente hélicoïdale étant ménagée dans la surface de chaque pièce.
La pièce peut aussi être transparente et illuminée depuis l'intérieur et pré senter des hélices opaques sur sa surface externe. La pièce peut encore présenter des surfaces héli coïdales qui peuvent être excitées par luminescence ou électroluminescence.
Des formes d'exécution présentant des différen ces plus importantes sont aussi possibles, bien que celle décrite soit préférée par la simplicité et la robustesse des organes d'affichage. Ainsi, comme décrit dans le brevet principal chaque organe d'affi- chage peut comprendre une rangée de sources lumi neuses qui sont successivement excitées ou qui sont toutes excitées, et dans ce dernier cas, la rangée est déplacée longitudinalement de la manière requise.
L'appareil, pour produire les stimuli, du pre mier dispositif indicateur visuel comprend de préfé rence deux organes d'affichage 2, 3, chacun d'eux étant disposé d'un côté différent de la ligne de vision du pilote quand il regarde dans ladite direc tion générale. L'appareil, pour produire les stimuli, du second dispositif indicateur peut comprendre également deux organes d'affichage 1, l'un étant dis posé à la partie supérieure et l'autre à la partie infé rieure de la périphérie du champ visuel du pilote quand il regarde dans ladite direction générale.
Les organes d'affichage peuvent être agencés de manière que les lignes de mouvement de la source lumi- neuse soient horizontales quand l'avion vole de niveau. On peut remarquer cependant, qu'elles peu vent être seulement approximativement horizonta les, par exemple inclinées de 50 sur l'horizontale ou plus, et en plus qu'elles peuvent être légèrement incurvées. De plus, le premier organe n'est pas nécessairement agencé de manière que les lignes de mouvement soient exactement parallèles à ladite direction générale. Elles peuvent être seulement approximativement parallèles à cette direction et faiire avec celle-ci, par exemple, un angle jusqu'à 20 0 environ.
S'il y a deux lignes elles peuvent con verger à distance du pilote en faisant entre elles par exemple, un angle de 20 à 40(l.
Quand l'organe d'affichage 1 de l'appareil du second dispositif (ou l'un d'entre eux s'il est dou ble) est disposé à la partie inférieure du champ visuel du pilote quand ce dernier regarde dans ladite direction générale, il est ordinairement monté en tra vers de la partie supérieure du tableau de bord. L'or gane .d'affichage de l'appareil du premier dispositif (ou les deux organes) peut être placé au même niveau ou à un niveau proche, et il est ainsi possible à ces organes de jouer le rôle qui leur est réservé tandis que le pilote observe les instruments du tableau, car ils se trouvent encore dans la périphérie du champ visuel du pilote.
Un cas particulièrement important est celui où le premier et le second dispositif indicateur visuel concernent la position de tangage et la position de virage de l'avion, respectivement. En particulier, les dispositifs indicateurs peuvent être actionnés selon les grandeurs et les sens de signaux d'erreur de tangage et de virage qui représentent respecti vement les différences entre des signaux de position de tangage réel et demandé et des signaux de posi tion de virage réel et demandé. Dans ce cas, les signaux de position de tangage et de virage deman dés représentent respectivement la valeur désirée de la position de tangage et de la position de virage.
Les signaux de position demandés peuvent repré senter simplement les demandes d'une position fixe déterminée, communément celle relative au vol rec- tiligne, et de niveau, mais ils peuvent être plus com plexes et dépendre de deux ou plus de deux varia bles dépendantes.