Instrument d'aérodyne La présente invention a pour objet un instrument d'aérodyne.
Il devient de plus en plus nécessaire de pourvoir les aérodynes modernes à grande vitesse d'instru ments conçus spécifiquement pour certaines manoeu- vres de vol critiques et qui fournissent au pilote des indications relatives à la mesure qu'il doit prendre. Une telle manmuvre critique est l'envol pendant le quel l'aérodyne doit être man#uvré avec précision afin que la trajectoire de vol se trouve à une distance suffisante au-dessus des obstacles au sol tout en n'étant jamais si raide que l'aérodyne ne puisse atteindre une vitesse assurant un vol sans danger.
Des considérations économiques, en particulier dans le cas d'aérodynes à propulsion par réaction, ne per mettent pas de prévoir une grande marge de sécurité pendant l'envol, et actuellement le pilote ne peut compter que sur ses indicateurs de vitesse en l'air et d'attitude pour l'aider dans sa tâche ardue de réali ser une trajectoire de vol acceptable. Cette tâche devient évidemment encore plus difficile s'il se pro duit une perte de puissance ou toute autre condition imprévue.
On connait un instrument de ce type qui com prend en bref des moyens pour produire un signal dépendant de l'accélération de l'aérodyne sur sa tra jectoire, des moyens pour fournir un signal dépen dant du taux de variation de l'attitude de tangage de l'aérodyne, et des moyens sensibles à ces deux si gnaux pour fournir une indication qui dépend de la différence entre ledit taux de variation et une fonc tion dépendant de ladite accélération, de manière que cette indication donne au moins le sens de cette différence.
Dans un instrument type de ce genre, la fonction dépendant de l'accélération sur la trajectoire est sim plement le produit de ladite accélération par une constante, et l'instrument donne une indication du taux de tangage selon l'équation do/dt = K dV/dt (1) dans laquelle a est l'attitude de tangage de l'aéro- dyne, V la vitesse de l'aérodyne sur sa trajectoire, K une constante et t le temps, dâ/dt et dV/dt étant res pectivement le taux de variation de l'attitude de tan gage et l'accélération le long de la trajectoire de vol.
On a trouvé que si l'équation (1) est utilisée comme loi directrice pendant l'envol, c'est-à-dire que si le taux de variation de l'inclinaison de l'aérodyne est maintenu suivant un rapport constant avec l'ac célération sur la trajectoire de vol pendant l'envol, on obtient une trajectoire de vol satisfaisant en gros aux exigences opérationnelles et de sécurité. L'équa tion a en particulier été contrôlée par des calculs tenant compte des variations de facteurs tels que le poids total de l'aérodyne au décollage et la poussée propulsive disponible.
Pour ce qui est des calculs relatifs à un avion de transport multimoteur particu lier, par exemple, on a tenu compte de chacune des combinaisons de circonstances se présentant lorsque le poids total est de 100000 et de 160000 livres an glaises et lorsque tous les moteurs, ou tous les mo teurs sauf un, fonctionnent.
Dans chaque cas, l'équa tion donne une trajectoire de vol satisfaisante avec une vitesse d'avancement satisfaisante, une marge de perte de vitesse satisfaisante et une augmentation de l'accélération normale sur la trajectoire de vol égale ment satisfaisante quand on utilise une valeur de 0,003 ou 0,004 pour la constante K, le taux dft/dt étant exprimé dans ces circonstances en radians par seconde et l'accélération dV/dt en pieds par seconde au carré. Des vitesses et des marges de vitesse amé liorées sont obtenues aux dépens d'une trajectoire de vol moins élevée, avec la valeur 0,003 plutôt que 0,004 pour la constante K.
Une valeur inférieure à 0,003 donne une trajectoire de vol trop basse dans le cas où un des moteurs ne fonctionne pas et où le poids de l'aérodyne est de 160000 livres, tandis que dans ces conditions une valeur supérieure à 0,004 ne permet pas d'obtenir une marge de vitesse suffisante. Les limites acceptables pour la constante K dans le cas de cet aérodyne particulier sont ainsi établies et peuvent être correctement établies de même pour d'autres aérodynes.
L'instrument faisant l'objet de la présente inven tion est caractérisé en ce qu'il comprend des premiers moyens pour produire un signal dépendant de l'accé lération de l'aérodyne sur sa trajectoire, des seconds moyens pour produire un signal dépendant du taux de variation de l'attitude de tangage de l'aérodyne, et des troisièmes moyens sensibles à ces deux signaux pour fournir une indication dépendant de la diffé rence entre ce taux de variation et une fonction dé pendant de ladite accélération, ces troisièmes moyens comprenant deux index mobiles agencés pour prendre des positions en accord avec les deux signaux, res pectivement, et telles que la position relative des deux index fournisse ladite indication.
Les deux index peuvent être mobiles le long de trajectoires parallèles disposées l'une en avant de l'autre et peuvent être agencés pour être placés le long de ces trajectoires en accord avec les deux si gnaux respectivement, de façon que l'index frontal soit situé directement en avant de l'index arrière quand ladite différence est pratiquement nulle. Dans ce cas, l'index arrière peut présenter une largeur, mesurée dans la direction de la trajectoire, sensible ment plus grande que la largeur correspondante de l'index frontal. En outre, l'index frontal peut être mis en place en accord avec le signal dépendant du taux de variation de l'attitude de tangage et l'index arrière en accord avec le signal dépendant de l'ac célération.
La fonction dépendant de l'accélération peut être simplement le produit de cette accélération et d'une constante. Alternativement, cette fonction peut com prendre encore un ou plusieurs termes dépendant, par exemple, de la différence entre la valeur réelle et une valeur déterminée d'une variable telle que la vitesse sur la trajectoire et l'angle de tangage de l'aérodyne.
Le dessin annexé représente, à titre d'exemple, une forme d'exécution de l'instrument objet de l'in vention, la figure 1 et la figure 2, qui doit être pla cée à la droite de la figure 1, représentant ensemble le schéma de cette forme d'exécution.
L'instrument représenté comprend un gyroscope de taux de tangage 1 qui produit un signal électrique alternatif représentant la vitesse angulaire q de l'aérodyne autour de son axe de tangage, et ce signal est envoyé à l'un des deux enroulements de stator d'un synchro-résolver 2. Un signal électrique alterna tif représentant la vitesse angulaire r de l'aérodyne autour de son axe de lacet est produit par un gyros cope de taux de lacet 3 et envoyé à l'autre enroule ment de stator du résolver 2.
Ce dernier forme une partie d'une unité 4 d'attitude de roulis à gyroscope et comporte un rotor qui est couplé à un arbre 5 qui tourne en accord avec l'angle (P de l'aérodyne autour de son axe de roulis qui est mesuré par un gyroscope d'attitude de roulis non représenté disposé dans l'unité 4. Le signal résultant induit dans l'enroule ment de rotor du résolver 2 représente (q cos (P - r sin (D) et est pris comme mesure du taux de varia tion d'attitude dft/dt de l'aérodyne mesuré par rap port à des axes de gravité.
Le signal représenté do/dt est envoyé par des conducteurs 6 à un indicateur 10 qui reçoit aussi un autre signal alternatif dépendant, entre autres choses, de l'accélération dV/dt de l'avion sur sa trajectoire. Ce dernier signal est fourni par un accéléromètre 11.
Ce dernier peut être constitué par un pendule monté de façon à pouvoir se déplacer angulairement autour d'un axe parallèle à l'axe de tangage de l'aérodyne et produit un signal électrique alternatif représentant (dV/dt -f- g sin ft) où g sin ,à est une composante gra vitationnelle indésirable qui est mesurée de façon in hérente par l'accéléromètre 11. Ce signal alternatif provenant de l'accéléromètre 11 est envoyé dans un démodulateur 12 qui le transforme en un signal con tinu correspondant, ce dernier signal étant envoyé dans un amplificateur 13 à courant continu par l'in termédiaire d'une résistance 14.
Pour permettre d'obtenir, à partir du signal fourni par l'accéléromètre 11, un signal représentant la composante d'accélération dV/dt qui soit pratique ment indépendant de la composante gravitationnelle g sin a, on utilise un signal produit par un émetteur de commande synchro 15 d'une unité 16 d'attitude de tangage à gyroscope. L'enroulement du rotor de l'émetteur 15 est excité par un courant alternatif d'amplitude constante et il tourne par rapport aux enroulements de stator triphasés de l'émetteur 15 en accord avec un angle 1 & t qui est la mesure de l'atti tude de tangage de l'aérodyne indiquée par un gyro scope d'attitude de tangage non représenté disposé dans l'unité 16.
L'angle @n excède l'angle de tangage réel i# d'un angle d'erreur 1@, qui est dû à l'accéléra tion dV/dt de l'aérodyne et aux erreurs d'érection à court terme du gyroscope d'attitude de tangage. L'angle d'erreur 1a, est normalement faible et atteint sa valeur maximum, qui peut être de trois degrés par exemple, au moment où la sustentation se produit ou juste après. Après la sustentation, cet angle diminue lentement jusqu'à zéro.
Un signal qui apparaît entre deux phases des en roulements de stator de l'émetteur 15 représente (- sind). Ce signal est envoyé sur des conducteurs 18 et est utilisé pour éliminer la composante de gra- vité indésirable g sin -a du signal envoyé par l'accélé- romètre 11, et ce signal est cinsidéré, avec une ap proximation satisfaisante, comme une représentation de -( sin 0 -f- fie). La compensation relative à la composante a,
introduite par ce signal est obtenue à l'aide d'un signal continu qui est formé de façon à représenter l'angle d'erreur ai et qui est envoyé à l'amplificateur 13 par une résistance 19 pour être additionné comme composante g ft, au signal prove nant de l'accéléromètre 11.
Le signal envoyé par la résistance 19 à l'ampli ficateur 13 est formé au moyen d'un circuit compre nant un condensateur 20 qui est chargé et déchargé à travers un commutateur 21. Dans la première posi tion représentée du commutateur 21, le condensateur 20 est connecté directement aux bornes 22 d'une sour ce de courant continu, tandis que dans la seconde po sition du commutateur, le condensateur se décharge à travers une résistance 23. Le commutateur 21 est commandé par une connexion mécanique 24 pour rester dans la première position jusqu'à ce que la vi tesse de l'aérodyne sur sa trajectoire atteigne une valeur s'approchant de celle sélectionnée pour la phase de rotation du décollage, et il est alors com- muté dans sa seconde position.
De cette façon, le signal apparaissant aux bornes du condensateur 20 et envoyé par la résistance 19 à l'amplificateur 13 présente une grandeur qui est constante jusqu'à ce que la phase de rotation du décollage soit atteinte, puis il diminue jusqu'à zéro.
Le signal de sortie continu de l'amplificateur 13, qui représente (Vd/dt + g sin -? + g ,1,), est envoyé à un modulateur 26 qui produit un signal électrique alternatif correspondant. Ce signal alternatif est en voyé par des conducteurs 27 et une résistance 28 à un amplificateur 29. Ce dernier reçoit aussi un signal représentant -g(sin a + & ,,) qui provient, par une résistance 30, du signal envoyé sur les conducteurs 18 par l'émetteur 15.
Ainsi, l'effet combiné des deux signaux appliqués respectivement par les résistances 28 et 30 produit un signal d'entrée dans l'amplifica teur 29 qui représente l'accélération dV/dt sur la trajectoire. Le signal de sortie de l'amplificateur 29 représente K dV/dt et il est envoyé dans l'indicateur 10 par deux conducteurs 31, la valeur de la cons tante K dépendant du réglage d'une résistance 32 connectée entre l'entrée et la sortie de l'amplificateur 29.
L'indicateur 10 comporte une fenêtre de visée rectangulaire 111 permettant de voir deux index cons titués par une aiguille 112 et un plateau<B>113.</B> L'indi cateur 10 est monté dans l'aérodyne de façon que la fenêtre 111 soit disposée verticalement et dans une position telle que le pilote puisse voir facilement ces deux index pendant le décollage.
L'aiguille 112 est montée dans l'indicateur 10 de façon à s'étendre en travers de la fenêtre 111 et de déplacer longitudinalement à cette fenêtre au moyen d'un servomécanisme 114 à pignon et crémaillère. Le plateau 113, qui est disposé légèrement en arrière de l'aiguille 112 de façon que cette dernière puisse se déplacer en avant du plateau, s'étend de même en travers de la fenêtre<B>111</B> et peut se déplacer longi tudinalement à cette fenêtre sous l'action d'un servo mécanisme 115 à pignon et crémaillère. L'aiguille 112 et le plateau 113 sont de couleurs différentes afin que la position de l'aiguille 112 par rapport au plateau 113 puisse être facilement observée par le pilote.
Les mécanismes 114 et<B>115</B> sont commandés par des servo-dispositifs identiques, en accord respective ment avec le signal sur les conducteurs 6 et le signal sur les conducteurs 31. Chaque servo-dispositif com prend un servomoteur 118 qui entraîne le mécanisme 114 ou 115 correspondant par un train d'engrenages 119 et un arbre 120. Un dispositif 121 dans chaque servo-dispositif est sensible à la position angulaire de l'arbre 120 et produit un signal représentant cette position et qui doit être combiné, par une réaction dégénérative, avec le signal sur les conducteurs 6 ou 31 à l'entrée d'un servo-amplificateur 122.
Le servo- amplificateur 122 commande dans chaque cas l'ex citation de l'enroulement de commande 123 du mo teur 118, de sorte que l'aiguille 112 est placée sur la longueur de la fenêtre<B>111</B> en accord avec la valeur du taux de tangage di#/dt représentée par le signal sur les conducteurs 6, tandis que le plateau 113 est disposé le long de la fenêtre 111 en accord avec la valeur k dV/dt telle qu'elle est représentée par le signal sur les conducteurs 31.
Quand l'instrument indicateur est utilisé pendant le décollage, le pilote commande l'attitude de tan gage de l'aérodyne de manière que, au moins pendant toute la phase de décollage, quand la trajectoire de vol de l'aérodyne s'écarte du sol, l'aiguille 112 soit maintenue sur le plateau 113. En d'autres mots, le pilote maintient l'aiguille 112 dans la bande colorée constituée par le plateau 113. Quand l'aiguille 112 est maintenue au centre de cette bande colorée, le taux de variation de l'attitude de l'aérodyne est en accord avec la loi directrice représentée par l'équa tion (1). La plus grande largeur du plateau 113 rela tivement à l'aiguille 112 permet un léger écart ad missible par rapport à la loi exacte.
Dans une variante simplifiée de l'appareil repré senté aux figures 1 et 2, le signal provenant de l'ac- céléromètre 11. et représentant (dV/dt + g sin ,f) est envoyé directement sur les conducteurs 31, l'unité 16 d'attitude de tangage n'étant pas utilisée dans ce cas.
Pour cette variante simplifiée, la loi directrice est d-a/dt = K(dV/dt -I- g sin f (2) et dans ce cas le pilote commande l'attitude de l'aéro- dyne pendant la phase d'envol jusqu'à ce qu'une attitude de tangage désirée soit atteinte et indiquée par l'instrument d'attitude de tangage normal de l'aérodyne. Il est nécessaire dans ce cas d'avoir une indication de l'attitude de l'aérodyne afin de pouvoir détecter quand l'attitude de montée correcte est at teinte.
A l'encontre de la loi directrice selon l'équa tion (1) impliquant le terme K dV/dt seul, la loi directrice selon l'équation (2) ne donne pas une de mande de taux de tangage nulle quand une attitude appropriée pour la montée est atteinte, par suite de la présence de la composante gravitationnelle (g sin Une autre simplification, qui peut être apportée quand une attitude correspondant pratiquement aux ailes de niveau est maintenue pendant tout le décol lage,
consiste à faire dériver le signal sur les conduc teurs 6 seulement du gyroscope 1 de taux de tan gage- On peut remarquer que la loi directrice utilisée peut comprendre en plus du terme dépendant de l'ac célération sur la trajectoire un ou plusieurs autres termes. Par exemple, l'instrument peut être basé sur une loi directrice dans laquelle le taux de tangage d, & /dt est égal à une fonction qui comprend en plus d'un terme dépendant de l'accélération dV/dt, un terme dépendant de la différence entre la valeur ré elle et une valeur déterminée de la vitesse de l'aéro- dyne sur sa trajectoire.
La valeur déterminée de cette vitesse est la valeur désirée pour la phase de montée du décollage, où l'accélération est pratiquement nulle, et le terme ajouté fournit une composante de la de mande de taux de tangage dont le sens demande une augmentation du taux de tangage quand la vitesse excède la valeur déterminée et qui est d'autant plus grande que la différence entre les valeurs réelle et déterminée est plus grande. Le terme ajouté exerce l'effet supplémentaire de diriger le changement d'atti tude jusqu'à ce que la vitesse de montée soit atteinte.
En plus ou à la place du terme dépendant de la vi tesse, la loi directrice peut comprendre de même un terme dépendant de la différence entre les valeurs réelle et déterminée de l'angle de tangage de l'aéro- dyne, la valeur déterminée étant celle désirée pour la sustentation et le terme étant inclus dans ce cas seule ment jusqu'à ce que la valeur désirée soit atteinte à la sustentation.
Quand la loi plus complète correspondant à l'équation (1) est utilisée, l'aiguille 112 peut encore être commandée seulement en accord avec le taux de tangage réel d, & /dt, le plateau<B>113</B> étant comman dé en accord avec le terme dépendant de l'accéléra tion dV/dt et un ou plusieurs termes additionnels.
Aerodyne Instrument The present invention relates to an aerodyne instrument.
It is becoming more and more necessary to provide modern high-speed aerodynes with instruments designed specifically for certain critical flight maneuvers and which provide the pilot with indications relating to the action to be taken. One such critical maneuver is take-off during which the aerodyne must be maneuvered with precision so that the flight path is a sufficient distance above ground obstacles while never being so steep as the flight path. he aerodyne cannot reach a speed ensuring safe flight.
Economic considerations, in particular in the case of jet propelled aerodynes, do not allow to provide a large safety margin during take-off, and currently the pilot can only rely on his airspeed indicators. and attitude to help him in his arduous task of achieving an acceptable flight path. This task obviously becomes even more difficult if there is a loss of power or any other unforeseen condition.
An instrument of this type is known which comprises in brief means for producing a signal depending on the acceleration of the aerodyne on its trajectory, means for providing a signal depending on the rate of change of the pitch attitude. aerodyne, and means responsive to these two signals to provide an indication which depends on the difference between said rate of change and a function depending on said acceleration, so that this indication gives at least the meaning of this difference .
In a typical instrument of this kind, the function depending on the acceleration on the trajectory is simply the product of said acceleration by a constant, and the instrument gives an indication of the pitch rate according to the equation do / dt = K dV / dt (1) where a is the pitch attitude of the aero- dyne, V the speed of the aerodyne on its trajectory, K a constant and t the time, dâ / dt and dV / dt being res pectively the rate of change of tan gage attitude and acceleration along the flight path.
It has been found that if equation (1) is used as a guideline during take-off, i.e. if the rate of change of the bank of the aerodyne is maintained at a constant ratio with l Accelerating the flight path during take-off results in a flight path that roughly meets operational and safety requirements. The equation has in particular been checked by calculations taking into account variations in factors such as the total weight of the aerodyne at takeoff and the available propulsive thrust.
For the calculations for a particular multi-engine transport aircraft, for example, each of the combination of circumstances which arose when the total weight is 100,000 and 160,000 lbs. or all the engines except one are working.
In each case, the equation gives a satisfactory flight path with a satisfactory forward speed, a satisfactory loss margin and an increase in normal acceleration on the flight path also satisfactory when a value is used. 0.003 or 0.004 for the constant K, the rate dft / dt being expressed in these circumstances in radians per second and the acceleration dV / dt in feet per second squared. Improved speeds and speed margins are obtained at the expense of a lower flight path, with 0.003 rather than 0.004 for constant K.
A value less than 0.003 gives too low a flight path in the event that one of the engines is not working and the weight of the aerodyne is 160,000 pounds, while in these conditions a value greater than 0.004 does not allow obtain a sufficient speed margin. The acceptable limits for the constant K in the case of this particular aerodyne are thus established and can be correctly established as well for other aerodynes.
The instrument forming the subject of the present invention is characterized in that it comprises first means for producing a signal depending on the acceleration of the aerodyne on its trajectory, second means for producing a signal depending on the aerodyne. rate of change of the pitch attitude of the aerodyne, and third means responsive to these two signals to provide an indication depending on the difference between this rate of change and a dependent function of said acceleration, these third means comprising two movable indexes arranged to take positions in accordance with the two signals, respectively, and such that the relative position of the two indexes provides said indication.
The two indexes can be movable along parallel paths arranged one in front of the other and can be arranged to be placed along these paths in accordance with the two signals respectively, so that the frontal index is located directly in front of the rear index when said difference is practically zero. In this case, the rear index may have a width, measured in the direction of the trajectory, substantially greater than the corresponding width of the front index. Further, the frontal index can be set in accordance with the signal dependent on the rate of change of the pitch attitude and the rear index in accordance with the signal dependent on the acceleration.
The acceleration dependent function can simply be the product of this acceleration and a constant. Alternatively, this function can also comprise one or more terms depending, for example, on the difference between the real value and a determined value of a variable such as the speed on the trajectory and the pitch angle of the aerodyne.
The appended drawing shows, by way of example, an embodiment of the instrument which is the subject of the invention, FIG. 1 and FIG. 2, which should be placed to the right of FIG. 1, together showing the diagram of this embodiment.
The instrument shown includes a pitch rate gyroscope 1 which produces an AC electrical signal representing the angular velocity q of the aerodyne about its pitch axis, and this signal is sent to one of the two stator windings of a synchro-resolver 2. An alternating electrical signal representing the angular velocity r of the aerodyne around its yaw axis is produced by a yaw rate gyros cope 3 and sent to the other stator winding of resolver 2 .
The latter forms part of a gyroscope roll attitude unit 4 and comprises a rotor which is coupled to a shaft 5 which rotates in accordance with the angle (P of the aerodyne around its roll axis which is measured by a not shown roll attitude gyroscope arranged in unit 4. The resulting signal induced in the rotor winding of resolver 2 represents (q cos (P - r sin (D) and is taken as a measure of rate of change of attitude dft / dt of the aerodyne measured with respect to gravity axes.
The shown signal do / dt is sent through conductors 6 to an indicator 10 which also receives another alternating signal depending, among other things, on the acceleration dV / dt of the aircraft on its path. This last signal is supplied by an accelerometer 11.
The latter can be formed by a pendulum mounted so as to be able to move angularly around an axis parallel to the pitch axis of the aerodyne and produces an alternating electrical signal representing (dV / dt -f- g sin ft) where g sin, à is an unwanted gravitational component which is inherently measured by the accelerometer 11. This alternating signal from the accelerometer 11 is sent to a demodulator 12 which transforms it into a corresponding continuous signal, which last signal being sent to a DC amplifier 13 via a resistor 14.
To make it possible to obtain, from the signal supplied by the accelerometer 11, a signal representing the acceleration component dV / dt which is practically independent of the gravitational component g sin a, a signal produced by a transmitter of synchro control 15 of a gyroscope pitch attitude unit 16. The rotor winding of the emitter 15 is energized by an alternating current of constant amplitude and it rotates with respect to the three-phase stator windings of the emitter 15 in accordance with an angle 1 & t which is the measure of pitch attitude of the aerodyne indicated by a pitch attitude gyro scope, not shown, arranged in unit 16.
The angle @n exceeds the actual pitch angle i # by an error angle 1 @, which is due to the dV / dt acceleration of the aerodyne and short-term erection errors of the gyroscope pitch attitude. The error angle 1a is normally small and reaches its maximum value, which may be three degrees for example, at the moment when the lift occurs or just after. After the lift, this angle slowly decreases to zero.
A signal which appears between two phases of the stator bearings of the emitter 15 represents (- sind). This signal is sent over leads 18 and is used to remove the unwanted gravity component g sin -a from the signal sent by the accelerometer 11, and this signal is further considered, with a satisfactory approximation, as a representation. of - (sin 0 -f- fie). The compensation relating to component a,
introduced by this signal is obtained using a continuous signal which is formed so as to represent the error angle ai and which is sent to the amplifier 13 by a resistor 19 to be added as a component g ft, to the signal from the accelerometer 11.
The signal sent by the resistor 19 to the amplifier 13 is formed by means of a circuit comprising a capacitor 20 which is charged and discharged through a switch 21. In the first shown position of the switch 21, the capacitor 20 is connected directly to the terminals 22 of a direct current source, while in the second position of the switch, the capacitor discharges through a resistor 23. The switch 21 is controlled by a mechanical connection 24 to remain in the first position until the speed of the aerodyne on its trajectory reaches a value approaching that selected for the take-off rotation phase, and it is then switched to its second position.
In this way, the signal appearing at the terminals of the capacitor 20 and sent by the resistor 19 to the amplifier 13 has a magnitude which is constant until the take-off rotation phase is reached, then it decreases to zero. .
The DC output signal from amplifier 13, which represents (Vd / dt + g sin -? + G, 1,), is sent to a modulator 26 which produces a corresponding AC electrical signal. This alternating signal is sent by conductors 27 and a resistor 28 to an amplifier 29. The latter also receives a signal representing -g (sin a + & ,,) which comes, through a resistor 30, from the signal sent to the conductors. 18 by the transmitter 15.
Thus, the combined effect of the two signals applied respectively by the resistors 28 and 30 produces an input signal in the amplifier 29 which represents the acceleration dV / dt on the trajectory. The output signal of amplifier 29 represents K dV / dt and is sent to indicator 10 through two conductors 31, the value of constant K depending on the setting of a resistor 32 connected between the input and the amplifier output 29.
The indicator 10 comprises a rectangular sighting window 111 making it possible to see two indexes constituted by a needle 112 and a plate <B> 113. </B> The indicator 10 is mounted in the aerodyne so that the window 111 is arranged vertically and in a position such that the pilot can easily see these two indexes during take-off.
The needle 112 is mounted in the indicator 10 so as to extend across the window 111 and to move longitudinally to this window by means of a rack and pinion servomechanism 114. The tray 113, which is disposed slightly behind the needle 112 so that the latter can move forward of the tray, similarly extends across the window <B> 111 </B> and can move longi tudinally at this window under the action of a rack and pinion servo mechanism 115. The needle 112 and the plate 113 are of different colors so that the position of the needle 112 relative to the plate 113 can be easily observed by the pilot.
The mechanisms 114 and <B> 115 </B> are controlled by identical servo-devices, in agreement respectively with the signal on the conductors 6 and the signal on the conductors 31. Each servo-device comprises a servomotor 118 which drives the corresponding mechanism 114 or 115 by a gear train 119 and a shaft 120. A device 121 in each servo device is sensitive to the angular position of the shaft 120 and produces a signal representing this position and which must be combined , by a degenerative reaction, with the signal on conductors 6 or 31 at the input of a servo-amplifier 122.
The servo amplifier 122 in each case controls the output of the control winding 123 of the motor 118, so that the needle 112 is placed along the length of the window <B> 111 </B> in accordance with the value of the pitch rate di # / dt represented by the signal on the conductors 6, while the plate 113 is arranged along the window 111 in accordance with the value k dV / dt as represented by the signal on conductors 31.
When the indicating instrument is used during take-off, the pilot controls the tan gage attitude of the aerodyne so that, at least during the entire take-off phase, when the flight path of the aerodyne deviates from the sol, the needle 112 is maintained on the plate 113. In other words, the pilot maintains the needle 112 in the colored band formed by the plate 113. When the needle 112 is maintained at the center of this colored band, the rate of change of the attitude of the aerodyne is in agreement with the governing law represented by equation (1). The greater width of the plate 113 relative to the needle 112 allows a slight admissible deviation from the exact law.
In a simplified variant of the device shown in Figures 1 and 2, the signal coming from the accelerometer 11. and representing (dV / dt + g sin, f) is sent directly to the conductors 31, the unit 16 pitch attitude is not used in this case.
For this simplified variant, the guiding law is da / dt = K (dV / dt -I- g sin f (2) and in this case the pilot controls the attitude of the aero- dyne during the take-off phase until '' a desired pitch attitude is achieved and indicated by the normal aerodyne pitch attitude instrument. In this case, it is necessary to have an indication of the attitude of the aerodyne in order to be able to detect when the correct climb attitude is reached.
Unlike the governing law according to equation (1) involving the term K dV / dt alone, the governing law according to equation (2) does not give a zero pitch rate demand when an appropriate attitude for the climb is achieved, owing to the presence of the gravitational component (g sin Another simplification, which can be made when an attitude corresponding practically to the level wings is maintained throughout the take-off,
consists in making the signal derive on the conductors 6 only of the gyroscope 1 of rate of tan gage. It can be noted that the guiding law used can include in addition to the term depending on the acceleration on the trajectory one or more other terms. For example, the instrument can be based on a guideline in which the pitch rate d, & / dt is equal to a function which includes in addition to a term depending on the acceleration dV / dt, a term depending on the difference between the real value and a determined value of the speed of the aerodyne on its trajectory.
The determined value of this speed is the desired value for the take-off climb phase, where the acceleration is practically zero, and the added term provides a component of the pitch rate command whose direction requires an increase in the pitch rate. pitch when the speed exceeds the determined value and which is all the greater as the difference between the real and determined values is greater. The added term has the additional effect of directing the change in attitude until climb speed is reached.
In addition to or instead of the term dependent on the speed, the directing law may also include a term depending on the difference between the real and determined values of the pitch angle of the aero- dyne, the determined value being that desired for the lift and the term being included in this case only until the desired value is reached at the lift.
When the more complete law corresponding to equation (1) is used, the needle 112 can still be controlled only in accordance with the actual pitch rate d, & / dt, the plateau <B> 113 </B> being controlled in accordance with the acceleration dependent term dV / dt and one or more additional terms.