Brevet FR2000541A1 — publié le 19690912

La présente invention concerne un système de contrôle de vitesse propre fournissant des ordres au pilote et (ou) à un organe de réglage automatique de l'admission, afin de tendre à maintenir la vitesse propre à un niveau de sécurité calculé. 5 l'invention concerne un système de contrôle de vitesse propre destiné à un avion ou engin aérien équivalent fournissant un ordre de vitesse propre de référence qui représente une certaine marge au-deasus de la vitesse correspondant à une condition de perte de vitesse, cet ordre de vitesse propre de référence suivant un pro-10 gramme prédéterminé de marges relativement à la condition de perte de vitesse» selon les caractéristiques de .portance variable de l'avion ou engin aérien, ce système comportant des organes réagissant à un signal de vitesse "propre réelle et à un signal d'angle d'attaque réel, de façon à fournir un signal de poids proportionnel au 15 poids réel de l'avion, des organes de programmation déterminant, & partir de la caractéristique de portance réelle de l'avion, un signal représentant un angle d'attaque de référence requis, de façon à respecter une marge programmée relativement à la condition de perte de vitesse pour cette caractéristique de portance réelle, et 20 des organes réagissant à ce signal de poids et à ce signal d'angle d'attaque de référence, afin de déterminer à partir de ceux-ci un signal représentant cet ordre de vitesse propre de référence. S» préférence, le système comprend des organes pour détecter ou déterminer la position réelle des volets et pour appliquer un 25 signal correspondant aux organes de programmation, afin que ces organes de programmation sélectent l'angle d'attaque de référence convenant à la caractéristique de portance résultant de cette position des volets. Un mode de réalisation de l'invention concerne un système in-30 tégré de contrôle, d'ordre et d'affichage de vitesse propre particulièrement utile pour aider le pilote pendant les manoeuvres critiques de décollage, de montée, de descente, d'approche, d'atterrissage et de vol d'attente au voisinage d'un terrain. Suivant chacun de ces modes, la configuration aérodynamique de l'avion subit 35 un certain nombre de modifications qui affectent ses caractéristiques de portance et par suite les conditions de vitesse propre nécessaire, par exemple la rentrée et la sortie du train d'atterrissage, la rentrée et la sortie des volets, les variations de poids brut, le régime de fonctionnement du moteur, etc... If in de facili-40 ter la tâche du pilote pendant ces modifications de configuration». BAD original 69 01060 2 2000541 le système calcule et affiche automatiquement une vitesse propre de référence qui reproduit une marge prédéterminée au-dessus de la condition de perte de vitesse, cette marge étant programmée en fonction de la position des volets* Le calcul est effectué en partie 5 par un appareil analogique monté à l'intérieur de l'instrument d'affichage de Vitesse propre, ce dernier fournissant line indication de l'erreur entre la vitesse propre de l'avion et la vitesse correspondant à la mafge programmée relativement à la condition de perte de vitesse. Suivant un autre de ses aspects, l'indicateur 10 fournit cette indication d'erreur sous forme d'une sortie pour cok mander un instrument d'affichage d'ordres ou de contrôle de vol, ou bien un système de réglage automatique des organes d'admission des gaz ou du carburant. Des moyens sont prévus également pour l'insertion automatique ou manuelle d'une polarisation de vitesse propre 15 de référence, afin de compenser les effets des coups de vent* Pendant le mode deVol correspondant au décollage, un ordre de tangage est fourni par 1'aiguille de tangage d'un appareil de contrôle de vol et, lorsque cette indication est suivie par le pilote, il en résulte un redressement, un décollage et une position de mon-20 tée ôptima. Des moyens sont prévus pour compenser la perte de poussée à partir d'un moteur pendant cette manoeuvre critique. Dans cette condition de manoeuvre» un affichage de vitesses différentielles voisin de l'indicateur d'ordre de tangage est prévu pour avertir le pilote de l'erreur entre la vitesse de référence réglée 25 (Vg) et la vitesse réelle. -la même forme d'ordre est utilisée pendant un vol autour d'un terrain ou vol d'attente. À cause de la commande utilisée pendant le décollage et le vol d'attente, selon laquelle l'écart par rapport à la vitesse propre prédéteflainée est proportionnel à l'angle de trajectoire de vol, l'affichage obtenu 30 sur l'indicateur à vitesses différentielles est.également égal à l'angle de trajectoire de vol pendant le décollage et le vol d'attente. La description qui va suivre, faite en regard du dessin annexé, donné a titre non limitatif, permettra de. mieux comprendre 35 l'invention. . La fig. 1 est une représentation schématique montrant les forces aérodynamiques agissant sur. un avion en vol équilibré. La fig. 2 est un schéma montrant un-programme de na.rges sélec-tées relativement à une condition de, perte de vitesse pour un avion 40 de transport à plusieurs réacteurs® BAD ORIGINAL 69 01060 3 2000541 Les fig. 3À et 3B considérées ensemble montrent tin mode de réalisation préféré du système de contrôle de vitesse suivant l'invention. La fig. 4 est une vue schématique de l'appareil servant à 5 fournir les valeurs d'angle d'attaque de référence permettant d'obtenir le programme de marges relativement à la condition de perte de vitesse que montre la fig. 2. Les fig. 5» 6 et 7 sont des schémas de profils de trajectoire de vol dans un plan vertical permettant de mieux comprendre le 10 fonctionnement du système suivant l'invention. Le système de contrôle de vitesse suivant l'invention est fondé sur certaines relations fondamentales dérivées de l'équilibre aérodynamique à l'état stable d'un avion ou autre engin aérien dans le plan longitudinal. Un tel équilibre est représenté schéma-15 tiquement sur la fig. 1, sur laquelle on a montré 11aile principale 8 et le plan fixe de queue 9 de l'avion. La portance L de l'avion est la force aérodynamique résultante exercée sur les surfaces portantes et agissant au centre de poussée, et l'on a L (1 ), où = coefficient de portance, 20 q * ipq où. q * pression dynamique, pQ - densité normale de l'air, T# = vitesse propre équivalente et 3 * superficie de la voilure. Les caractéristiques du coefficient de portance d'un avion de transport type à plusieurs réacteurs en vol équilibré sont représentées sur la fig. 2. La série de lignes parallèles représen-25 te les caractéristiques de portance dans la gamme usuelle de valeurs d'angle d'attaque oC (en abscisses)d'une ligne de référence LE du fuselage (Fig. 1), chaque ligne correspondant à ion déport spécifique des volets, la partie double de chaque ligne indiquant la plage intéressante. Les valeurs CT3/rAT auxquelles les lignes se 30 terminent représentent les coefficients de portance correspondant à une condition de perte de vitesse pour un facteur de charge unitaire (c'est-à-dire lorsque la portance est égale au poids brut) pour les diverses positions des volets; oCQ représente l'angle d'attaque du fuselage pour une portance nulle etoCgp représente 35 l'angle d'attaque de référence. La vitesse propre équivalente V d'un avion peut être exprimée par la formule t 40 69 01060 4 2000541 pour tin facteur de charge uni.taire (2) et la vitesse propre dans la condition de perte de vitesse V_ peut être exprimée par la for^- D mule : pour un facteur de charge unitaire (3) où W as poids brut de l'avion agissant an centre de gravité» lies lignes en pointillé coupant les lignes ou courbes de caractéristi- 10 que de portance visibles sur la fig, 2 représentent*des lignes de marge constante relativement à une condition de perte de vitesse, c'est-à-dire des coefficients de portance qui correspondent à des rapports constants entre la vitesse propre Ve et la vitesse de perte de vitesse Ya, égaux à 1,1; 1,2; 1,3; 1»4 et 1,5. 15 A partir des équations (2) et (3) ci-dessus, on peut exprimer le coefficient de portance de référence obtenu pour une vitesse de référence 7^ par la formule suivante : Le système de contrôle de vitesse décrit utilise, au cours de certains de ses modes opératoires, par exemple lors de l'approche et de l'atterrissage, un programme d'angles d*attaque fonction de la position des volets, afin qu'il en résulte une marge particu-25 lière relativement à la condition de perte de vitesse pour chaque position des volets. Ce programme est déterminé tout d'abord par le type de l'avion et par les processus opératoires désirés. Un programme correspondant à un avion de transport à plusieurs réacteurs type est illustré par la double ligne hachurée en traits 30 épais et gp visible sur la fig. 2 et montre une marge relativement à la condition de perte de vitesse égale à 1,5 pour des positions des volets comprises entre 8° et 30°, à 1,4 entre 30* et 40° et à 1,3 pour un débattement total des volets égal à 50°. L'angle d'attaque de référence oi-gp est l'angle d'attaque du fuselage corres-35 pondant à un rapport spécifique entre la vitesse propre de référence Vgp et la vitesse propre de perte de vitesse Yg pour un facteur de charge égal à l'unité. On notera ici que l'équation (2) est exprimée en vitesse propre équivalente Y#. Un détecteur de vitesse propre statique clas-40 sique à tube de Pitot fournit directement une mesure de la vitesse 5 20 (4) 69 01060 5 2000541 propre étalonnée Vc* Etant donné que cette mesure est aisément disponible, elle est utilisée au lieu de Y . Toutefois, on peut mon-trer que l'erreur provenant de l'emploi de V au lieu de V est c 0 négligeable pour des altitudes inférieures à 3000 mètres; par suite 5 dans l'étude faite ci-après, le terme général nV va être utilisé pour désigner indistinctement V ou V . © c Les équations (2) et (3) sont basées sur un vol stable au cours duquel le facteur de charge est égal à l'unité (lorsque la portance est égale au poids brut). Un but du mode de réalisation « 10 considéré est l'affichage d'un signal de vitesse propre de référence ne variant pas dans des conditions de turbulence, mais reproduisant le facteur de charge accru pendant des virages avec inclinaison sur l'aile. Afin d'éviter que le signal de vitesse propre de référence ne réagisse à des conditions correspondant à des 15 coups de vent, tout en lui permettant de réagir de façon rapide à une augmentation du facteur de charge au cours d'un virage avec inclinaison sur l'aile, il est nécessaire d'appliquer un filtre à la partie du calculateur qui représente le poids 'brut. 20 d'un filtre à charge élevée, étant donné que le poids brut d'un avion varie très lentement (par exemple de 0,002$ par seconde), de sorte qu'un filtre tel qu'un réseau filtrant résistance-condensateur passe-bas ayant une constante de temps de l'ordre de 30 à 50 secondes peut être utilisé sans introduire de retard notable 25 le calcul Au poids brut. Si, par ailleurs, le filtre, est appliqué à d'autres facteurs tels que la détection de l'angle d'attaque, la réponse à des virages avec inclinaison sur l'aile va également être lente, et l'affichage va présenter ub certain retard, d'une manière ne donnant pas satisfaction. 30 L1équation (1) peut être modifiée de façon à représenter le facteur de charge au cours d'un virage avec inclinaison sur l'aile selon un angle 0 comme suit : L'équation (5) peut également être exprimée en fonction de CTJtAT et de la vitesse correspondant à une condition de perte de vitesse 7g comme suit : Le poids brut est un facteur idéal en vue de 19application L ~ cos 0 ~ = ^ "" ir/V2)s (5) 35 40 (6) BAD ORIGINAL 69 01060 s 2000541 L'utilisation de l'équation (4) permet d'écrire l'équation (6) sous la forme suivante : COg 0 = CLBp ^ /,OVHP2^S = G1 5 Le système de contrôle de vitesse pourrait utiliser line mesure de l'angle de l'attaque de l'avion, obtenue au moyen d'un détecteur à palette, ou bien cet angle peut être calculé. Cette dernière méthode est préférable étant donné que des palettes et clea sondes ne' sont généralement pas prévues sur les avions de transport, 10 et à cause de la difficulté de placer une palette dans un courant d'air non perturbé. L'angle d'attaque aC est fonction do la position de tangage O de l'avion et de l'angle de trajectoire de vol % 15 oC = (e -T) (s) Si l'on exprime cette donnée en fonction des paramètres fournis par le gyroscope vertical et les données relativement à l'air dans le plan vertical de la terre, on a s 20 c£ COS 0 - 9 -Ti (9) où 0 est l'angle d'inclinaison sur l'aile de l'avion par rapport à l'horizontale, 6^ est l'angle de tangage détecté par un gyroscope vertical et est l'angle de trajectoire de vol détecté par un calculateur fournissant les données relativement à l'air* 25 La masure d'angle de trajectoire de vol peut être assurée d'un certain nombre de manières à partir des données relativement à l'air. On se reportera par exemple à cet égard aux brevets des Etats Unis d'Amérique I® 3.147,424, 2,896,145 et 2.949.26U Comme décrit dans ces brevets, l'angle de trajectoire de vol dans 1® 30 plan vertical peut être déterminé à partir de mesures de la vitesse propre et de la vitesse verticale s ^L = (10) où est faible, h ast la vitesse verticale vraie et V est la 35 vitesse propre vraie vers l'avant. On peut démontrer que peut être calculé avec une précision suffisante à partir de la relation suivante : r, -p 0,4 I - 0,0877 h X— (11) qc BAD ÛRJGJNAL 69 01060 7 2000541 O où p = pression statique en kg/cm p qc = pression statique fournie par le tube de Pitot en kg/cm • Les relations qui précèdent, utilisables dans le système de contrôle de vitesse, sont dérivées des paramètres d'entrée dispo-5 nibles dans la plupart des avions de transport modernes, c'est-à-dire de la pression fournie par le tube de Pitot et de la pression statique, de la position de tangage et de roulis et de la position des volets. Les fonctions de sortie dérivées sont : angle de trajectoire de vol angle d'attaque (cC), vitesse propre (V) 10 vitesse propre de référence (V-gp) et poids brut (¥). Les fig. 3A et 5B constituent une représentation schématique du système de contrôle de vitesse et illustrent l'appareil permettant d'obtenir ces paramètres. Si l'on se reporte tout d'abord à la fig. 3A, on voit que la 15 vitesse verticale h est fournie à partir d'un calculateur d'altitude 10 qui peut être du type à asservissement à une force représenté dans le brevet des Etats Unis d'Amérique N° 2.729.780, dans lequel le terme "h" est dérivé d'un potentiomètre excité par la sortie du tachymètre de la boucle d'asservissement à une force Q J ... ' 20 et un terme P * est dérivé d'un potentiomètre entraîné par le moteur d'asservissement à une force, les deux potentiomètres étant montés en cascade. Le calculateur de vitesse propre 11, qui peut être mécaniquement analogue au calculateur d'altitude 10, fournit une sortie mécanique Y correspondant à la vitesse propre vers 25 l'avant de l'avion dans la masse d'air assurant sa sustentation. Ces deux termes sont appliqués à un calculateur d'angle de trajectoire de vol 12 dans lequel l'équation (11) est résolue de façon à fournir une sortie représentant l'angle de trajectoire de vol sur le conducteur 13» 30 Le terme (cCooS 0) est obtenu dans un calculateur 14 en fonction de l'équation (f) ci-dessus, à partir de la mesure d'angle de trajectoire de vol obtenue sur le conducteur 13 à partir du calculateur 12 et d'une mesure d'attitude ou de position de tangage fournie par un gyroscope vertical 15. On peut utili-35 ser des techniques de calcul analogique classiques. Par exemple, des tensions formant signaux proportionnelles à If et à 0^ peuvent être combinées simplement algébriquement au moyen d'un réseau soamateur. La mesure d'angle d'attaquée^ C0S 0 est fournie sur le conducteur 16 en vue de l'utilisation dans le système. 40 La sortie mécanique du calculateur de vitesse propre 11 est bad original 69 01060 8 2000541 couplée avec un émetteur synchrone 17 afin de fournir un signal de vitesse propre réelle à un indicateur d'ordre de vitesse qui sera décrit plus loin. L'entrée du système proportionnelle à l'angle des voletsest fournie par un transducteur de position de 5 volets 18 qui peut être tin dispositif synchrone» Pendant certains modes de travail du système de contrôle de vitesse, la vitesse propre de référence VBF est maintenue en fonction d'un programme de marges désiré ou prédéterminé relativement à une condition de perte de vitesse, selon la position des volets 10 de l1avion. On a montré sur la fig. 2 la relation qui existe entre la marge relativement à la condition de perte de vitesse, la position des volets et l'angle d'attaque. La ligne de marges par rapport à une condition de perte de vitesse ©Cgy, indiquée par des hachures, représente le programme de marges relativement à une condi-15 tion de perte de vitesse pour un avion de transport à réacteurs type et détermine le programme d'angles d'attaque de référence qui est nécessaire pour respecter ce programme de marges relativement à une condition de perte de vitesse lors de la sortie et de la rentrée des volets. 20 Si l'on se reporte de nouveau à la fig. 3A, on voit que le programme d'angles d'attaque de référence est obtenu dans un calculateur 20 de programme oC COS 0, en combinaison avec un signal d'angle d'inclinaison sur l'aile provenant d'un gyroscope vertical 15, par l'intermédiaire d'un conducteur 23, et qu'un multiplicateur 25 24 fournit des sorties proportionnelles à s (oC - oCQ)C0S 0 et Cjijç (°^bp~ c^-Q)CX)S 0 sur les conducteurs 21 et 22 respectivement, en vue d'une utilisation pour le calcul de la vitesse propire de référence Vgp, afin de maintenir le 30 programme désiré de marges relativement à une condition de perte de vitesse, comme décrit plus loin. Un exemple de circuit capable de fournir les signaux de sortie requis est visible sur la fig.4. Comme montré, l'angle d'attaque de référence oC ^ est programmé en fonction de la position des volets, et alors que dans certains 35 cas il peut être désirable de le programmer de façon continue sur une plage de débattement des volets, il peut être suffisant, dans d'autres cas, de le faire varier par paliers. Le système considéré ici correspond à cette dernière technique. A cet effet, un transducteur 18 de position des volets fournit un signal proportion-40 nel à la position angulaire des volets par rapport à une ligne de , ■ bad original. 69 01060 9 ■ 2000541 référence LE du fuselage (Fig. 1). La sortie du transducteur est couplée par un transformateur avec plusieurs détecteurs de niveau de tension 25» 26, 27 et 28 montés de façon à fournir des sorties à des commutateurs correspondants 30» 31, 32 et 33 lorsque les 5 volets se déplacent dans des plages de 8°-18°,-18°-30°» 30°-40° et au-dessus de 40° respectivement. Ses détecteurs de niveau de tension fournissent également des sorties en vue du fonctionnement de circuits d'interverrouillage correspondants 25*-28*. Des commutateurs 30-33 commandent des réseaux d'impédances réglables 10 34» 35» 36, 37 et 38 excités à partir d'une source de tension convenable» afin de fournir deux tensions de sortie prédéterminées Cj^oCgp et CioC o« Chacun des réseaux d'impédances 34-38 comprend des potentiomètres réglables» comme montré» afin d'établir les valeurs de ^ ©C ^ et oC q pour chaque gamme ou plage 15 de positions des volets. La valeur C^ jr est déterminée à partir de la pente des caractéristiques de portance visibles sur la fig.2. La valeuroC est déterminée pour n'importe quel type particulier d'avion par l'intersection des lignes correspondant aux caractéristiques de portance avec l'axe de portance zéro PZ (Fig. 1), 20 tandis que la valeur ©C gp est prédéterminée par la valeur désirée d'angle d'attaque pour chaque plage de positions des volets qui est définie par le programme de commande des volets (fig.2), afin d'obtenir le programme désiré de marges relativement à la condition de perte de vitesse. Ainsi, les tensions ®CQ et C^^ 25 provenant des potentiomètres correspondants sont fournies par les conducteurs 39 et 40 à des amplificateurs respectifs 41 et 42. La sortie de 1 'ampliticateur 41 °^o est ajoutée à la sortie obtenue sur le conducteur 16 à partir du calculateur 14 fournissant oC, GOS 0, afin d'obtenir le signal 0^ ^ (®£- -o£q) C0S 0 30 sur le conducteur 21, et elle est également ajoutée à la sortie C-^o^oCgp de l'amplificateur 42, afin d'obtenir le signal (oC gp - aC Q) sur le conducteur 22a. Ce signal est en outre modifié par le terme C0S 0 de façon à fournir, sur le conducteur 22, un signal proportionnel à C-^ ^ ( aC ^ ) COS 0. 35 Un exemple de paramètres fournissant le programme gp pour un avion à plusieurs réacteurs type est le suivant (déterminé à partir de la fig. 2). (Voir tableau page suivante). BAD GRKSWAL 69 01060 2000541 PtRAMRTH-RH TUT PBflflHAMMB ira TtTiiTIgS ALPHA JB BBlrôgMIB 4,8 CLMAX "«J» S?1" °IH oC„ (oCB? volets en vx- HP o degrés tesse 0 1,240 1,5 0,551 4,46 -2,30 6,76 15 1,620 1,5 0,720 2,84 -6,00 8,74 25 1,760 1,5 0,782 0,64 -8,80 9,44 35 1,880 -1,4 0,959 0,37 -11,60 11,97 50 2,020 1,3 1 ? 195 1,76 -14,00 15,76 10 Deux instruments de lecture ou d'affichage montés sur un tableau sont prévus dans le système de contrôle de vitesse, l'un d'eux pouvant être un instrument directeur de vol classique 50 (Fig. JB) comportant des aiguilles d'ordre de tangage et de rou-15 lis 51 ®t 52 respectivement, dont le déplacement par rapport à m petit a^ioa miniature 53 indique la modification de position ou d'attitude à© l'avion nécessaire pour répondre à cet ordre. le directeur de vol 50 peut être du typs général décrit dans les brevets des Etats Uni3 d'Amérique N° 2.615.350, 2.613-352 et 20 2.782.395 et il est commeadé normalement à partir d'un calculateur directeur de vol classique 54, qui peut être également du type décrit tans ces brevets. Le directeur de vol 50 est également équipé d'un indicateur à vitesses âifférsntielles 55 qui» comme on le comprendra, est utilisé comme sortie du système d'ordre de 25 vitesse pour indiquer la valeur de l'écart entre la fitesse propre réelle V de Xs?,vion et la vitesse propre d@ référence VHP° Lss ai= guilles 51s 52 ©t 55 de 1'indicateur peuvent être commandées par des mouvements classiques 5S,57 et 58 respectivement. L'autre instrument d'affichage est un indicateur d'ordre de 30 vitesse qui est représenté schématiquem&at sur la fig. 3A et qui est désigné d'une façon générale par la référence 60» Cet indicateur est utilisé pour le calcul de la vitesse propre de Référence Vgy par l'intermédiaire des circuits qu'il renferme. L'indicateur 60 comprend un cadran de vitesse propre fixe 61 étalon-35 né de façon convenable ©t une premier® et un© seconde aiguillée indicatrices 62,63 servant à indiques? la vitesse propre s?éeH© Y de l'avion et la vitesse propre de référence Vgy respectivrastut» La dernière aiguille sera dénommée ci-après "curseur®*® L'aiguille de vitesse propre réell® - 62 est asservie au calculateur de vices— 40 se propre 11 par l'int@ï*édiaire d'ua® gerro-bouel» à asservie- *AD ORIGINAL 69 01060 n 2000541 sement généralement classique, comprenant un émetteur de vitesse propre 17» un transformateur de commande 64, un servo-amplifi-cateur 65, un moteur 66 et un générateur de vitesse 67 étudié de façon à entraîner l'axe 68 de l'aiguille 62 en fonction de 5 la vitesse propre réelle 7 de l'avion. Comme indiqué précédemment, le calculateur de vitesse propre 11 peut être du type à asservissement à une force, entraîné par un moteur, comme décrit dans le brevet des Etats Unis d'Amérique précité N° 2.729.780, de sorte que la position du dispositif synchrone 17 fournit une me-10 sure à terme plus ou moins long de la vitesse propre réelle. Le conducteur 69 fournir un signal qui est la sortie directe du transducteur de vitesse propre (contrôleur à soufflet) et par suite une correction à court terme de la mesure à long terme de la vitesse propre réelle. Ce dernier signal est fourni à l'amplifica-15 te tir à asservissement 65 en vue d'augmenter la réponse de l'aiguille 62 à des variations de vitesse propre. Le curseur 63 est positionné de deux manières : au moyen d'un bouton de réglage manuel 43 ou au moyen d'une seconde servo-boucle comprenant un transformateur de commande 44 monté en op-20 position relativement au transformateur de commande 64, un servo-aaplificateur 45 et un groupe aoteur 46 - générateur 47 couplé à l'axe 70 de ce curseur. Selon certains modes, par exemple lors du décollage et du vol de croisière normal avec commande d'admission automatique, le bouton 43 est utilisé pour régler une 25 désirée, afin de permettre son obtention et son maintien. Ce résultat est obtenu en exerçant une traction sur le bouton 43 et en faisant tourner le curseur 63 jusqu'à la position de réglage IAS désirée par l'intermédiaire d'un accouplement 48. Ceci positionne à son tour le transformateur de commande 44 en engendrant 30 par suite un signal A 7 sur le conducteur 71, ce signal étant proportionnel à une erreur quelconque entre la vitesse propre sélect ée et la vitesse propre réelle. Ce signal est appliqué, par exemple lors d'un vol de croisière avec commande d'admission automatique, par le conducteur 80, au système de commande d'admis-35 sion automatique 72 (Fig»3B), pour régler la vitesse propre de l'avion jusqu'à ce que la vitesse réelle soit égale à la vitesse de réglage. A ce moment, le signal d'erreur provenant du dispositif synchrone 44 tombe à zéro et l'aiguille 62 est alignée avec le curseur 63. Lors du décollage, le signal d'erreur ^Vest 40 fourni à l'indicateur 55 comme décrit plus loin. La commande 69 01060 12 2000541 15 d'admission 72 peut être du type général décrit dans les brevets des Etats Unis d'Amérique N° 2.626.767 et 2.888*219* Comme indiqué précédemment, l'indicateur 60 comprend un circuit de calcul serrant à calculer une vitesse propre de référence Vgj, qui est déterminée par les sorties du circuit 20 de progranme c>~ COS 0. L'équation qui doit être résolue est l'équation (7) *i-dessus. Cette équation peut être réécrite comme suit : - = °loC (o 10 Fondamentalement, cette équation est résolue en engendrant des tensions électriques proportionnelles à t -,/j °L=C ( * BP " "V003 * * r0STiï et en les rendant égales par l'intermédiaire d'une servo-boucle à curseur. Le conducteur 21 fournit une tension proportionnelle à "^LoC. (°^ o)C0S 0, qui est utilisée, pour exciter l'enroulement d'un potentiomètre fonctionnel 75 ayant les caractéristiques in-20 diquées sur le dessin, le bras de ce potentiomètre étant positionné par l'axe de moteur à asservissement 68 de l'aiguille V, pour engendrer sur le conducteur 73 une tension proportionnelle à C^qC (oC - o£0) COS 0 V2, qui est égale à l^p'S Par 1111 réarrangement de l'équation (5)• Cette tension, qui est°proportionnelle au 25 poids brut, est soumise à l'effet d'un filtre 74 de compensation des coups de vent. La sortie du filtre 74 est utilisée pour exciter les enroulements du potentiomètre 76, qui a une caractéristique proportionnelle à fvJ T , comme indiqué sur la fig. 3À, sur la- \BFJ ¥ quelle la sortie obtenue sur le bras est égale à 8 UU.VJ.O.O JL.CL OUX VO.C UUV9UUO QUJ. JLC? UlttO CQ V CL — m • 3° i? o^BT qui est le premier terme de l'équation (12) et qui est appliqué sur le conducteur 77. On ajoute à ce signal le signal àbtenu sur le conducteur 22, qui est proportionnel à ( oC gp -o£0)COS 0, la somme algébrique étant fournie au servo-amplificateur 45 par 35 le conducteur 78, afin d'entraîner le servo-moteur 46 du curseur et par suite l'axe 70 et le bras du potentiomètre 76 dans une direction et selon l'amplitude ramenant à zéro l'entrée de l'amplificateur 45» de sorte que la position de l'axe 70 et par suite 9®lle du, curseur 63 de l'indicateur correspondent à la 69 01060 13 2000541 vitesse propre de référence calculée Yigp. On obtient ainsi un appareil permettant de calculer et d'indiquer ou d'afficher la valeur de Vgp requise pour que l'avion vole selon un programme de marges prédéterminé relativement à une condition de perte de vitesse, en 5 fonction de la position des volets. Selon le mode de vol, une erreur quelconque entre la position du curseur et la position de l'aiguille (A Y) est fournie par l'intermédiaire de l'amplificateur aommateur 79 et du conducteur 80 à l'indicateur à vitesses différentielles 55 du directeur de vol 50 et à l'organe de 10 commande d'admission des gaz, par l'intermédiaire du système de commande dt'admission automatique 72. le poids brut V de l'avion peut être indiqué au pilote en utilisant la tension de sortie du bras du potentiomètre 75. Ce signal est fourni à un amplificateur d'indicateur 87, de sorte 15 que la sortie 88 de celui-ci est proportionnelle au poids brut, ce signal étant appliqué à un compteur 89 étalonné de façon convenable pour indiquer directement le poids brut de l'avion en tonnes. l'agencement structurel du reste ûu système de contrôle de 20 vitesse apparaîtra à la lecture de la description donnée ci-après du fonctionnement du système au cours des modes de vol types. Far exemple, on étudiera le décollage, l'approcha et X8atterrissage, et le vol d'attente. Au coifrs de cette description, ©a se référera aux fig. 5» 6 et 7» qui montrent des profils de vol verti-25 eaux types correspondant à ces modes de vol. le profil correspondant â la manoeuvre d© décollage est visible sur la fig. 5« Pour faciliter la description? il est subdivisé en plusieurs phases ï . roulage au sol, montée avec position â© tangage fixe, montée à la vitesse propre, accélération et montée 30 finale. Cette manoeuvre est définie par de nombreux règlements et conditions imposés par les autorités gouvernementales, par la cellule et les caractéristiques du moteur, ainsi qua par le temps. Par exemple, les réglementations concernant 1© gradient de montée avec réduction de puissance de décollage en cas d© panne de moteur 35 la plus critique à cinq minutes, l'obtention d'une altitude de 450 m après cinq minutes avec un gradient de montée spécifié, etc.. et les conditions météorologiques telles que la densité de l'air, la température et les vents, interviennent ici. le système de contrôle de vitesse suivant le mode de réalisation considéré aide 40 grandement le pilote pendant la manoeuvre de décollage, en détermi- 69 01060 h 2000541 Haut automatiquement la performance de 18avion et en indiquant au pilote la commande optimum devant être exercée et le moment auquel elle doit être exercée. On comprendra que, dans la pratique, le système domprend un 5 grand nombre de circuits d!interverrouillage servant à contrôler son fonctionnement. Dans certains cas, ces circuits sont déclenchés à la main au moyen d'un sélecteur de mod® 100 (Fig.3B) qui est associé au calculateur 54 du directeur de vol; toutefois, afin de réduire la tâche du pilote, la plupart des circuits sont déclenchés 10 automatiquement quand des conditions prédéterminées ont été satisfaites. Les interverrouillages les plus importants ont seuls été représentés schématiquement et (ou) seront seuls décrits ici pour faciliter la compréhension. Le mode correspondant au décollage est automatiquement établi 15 chaque fois que le sélecteur de mode 100 se trouve dans la position d'ordre de vitesse (SC), lorsque le poids de l'avion agit sur la roulette de s@z du fuselage et lorsque les volets sont dans leur position de décollage. Dans ces conditions, le servo-moteur 46 du curseur (Fig.3A) »st "bloqué par l'intermédiaire d'un dispositif 20 de "blocage d'interverrouillage 97 et une polarisation de tangage fixe est appliquée à l'aiguille 51 du directeur de vol, par l3intermédiaire du commutateur de polarisation de décollage 98 (Pig.3B) qui ordonne une position de cabrag® prédéterminée, égale dans le cas présent à environ 8°. Ost ordre de tangage fixe est appliqué 25 à l'aiguille 51 à travers un amplificateur 99 et le sélecteur 100, afin de déplacer l'aiguille vers le haut, ce qui indique un ordre de "montée"0 Au point de début de trajectoire (point A sur la fig. 5)» 1© pilote tire sur le bouton 43 (Fig. 3A) et règle le curseur 63 30 à la vitesse de référence Tg. Le réglage de vitesse est déterminé par des tables établissant une relation entre cette vitesse et la vitesse correspondant à la condition de perte de vitesse l'avion, normalement égale à 1,2 Y (pour un réglage particulier S des volets lors du décollage, ces volets étant habituellement dans 35 des positions allant du quart à la moitié de leur débattemsnt total, l'angle pouvant être égal à 12® ou 23® clans l'exemple considéré. le poids brut de 18avion, l'altitude de l'aérodrome et la température ambiante. La relation existant entre Vg et la densité de l'air est fondée sur des conditions selon lesquelles une stabilité direc-40 sionnelle suffisante doit être obtenue si la poussée d'un moteur 69 01060 15 2000541 extérieur diminue, Normalement, une polarisation est ajoutée à Vg à titre de réserve si un moteur tombe en panne. Quand un moteur tombe en panne, le pilote reçoit une instruction afin de ramener la vitesse propre à Y^o 5 Pendant le roulage au sol, la barre d'ordre de tangage 51 indique un "cabrage" ou une "montée" par suite de la polarisation de cabrage» Ainsi, étant donné que le servo-moteur 46 du curseur est bloqué, et étant donné par ailleurs que Y (vitesse propre mesurée) est inférieure à Y^t le signal de sortie A V du dispositif 10 synchrone 44 fourni à l'aiguille 55 de l'instrument à vitesses différentielles du directeur de vol 50, à travers l'amplificateur 101 et le commutateur 102, déplace cette aiguille pour indiquer une position "lente" maximum. L'avion subit une accélération en franchissant le point B, qui est le point de décision de décollage. 15 Quand, au point C sur la fig. 5, l'avion atteint la vitesse de redressement correcte (qui est également prédéterminée par référence à des tables), le pilote redresse l'avion jusqu'à ce que la barre de tangage 51 soit centrée» Le signal de centrage est défini par les signaux d'attitude de tangage et de vitesse de variation de 20 tangage provenant du gyroscope vertical 15 et fournis par le conducteur 103 de façon à annuler l'ordre de tangage. L'avion continue de subir une accélération et, au point S, il a atteint une vitesse suffisante pour le décollage. Au point E, qui correspond habituellement à un temps suivant de trois secondes le décollage 25 proprement dit, le pilote commence à relever le train d'atterrissage. Une phase de montée avec position de tangage fixe est alors assurée jusqu'à ce que la vitesse propre ait augmenté de la vitesse de redressement jusqu'à Vg, qui est normalement atteinte après le point de balisage de fin de piste (point P sur la fig. 5). Lorsque 30 l'avion accélère à partir de sa vitesse de redressement jusqu'à Yg, le signal A V provenant du dispositif synchrone 44 commence à se rapprocher de zéro, et par suite l'aiguille 62 de l'indicateur de vitesse propre se rapproche du curseur 63, réglé au préalable ; simultanément, l'indicateur à vitesses différentielles 55 du di-35 recteur de vol 50 se rapproche de sa position centrale. Quand il est centré ( A Y = O), la barre de tangage 51 subit une commutation automatique pour ordonner le déplacement du gouvernail de profondeur et par suite pour fournir une attitude de tangage afin de maintenir la différence entre la vitesse réelle et la vitesse Yg 40 à une valeur proportionnelle à l'angle de trajectoire de vol» 69 01060 2000541 Si la poussée fournie à l'avion est réduite à cause d'une panne de moteur, l'angle de trajectoire de vol diminue, ce qui centre la barre de tangage à une vitesse propre plus voisine de Vg d'une valeur égale à la variation de l'angle de trajectoire. La sensibi-5 lité de la vitesse propre est réglée nominalement afin que cette vitesse propre varie d'un noeud pour chaque variation de 1° de l'angle de trajectoire. Ainsi* une réduction de 10° de l'angle de trajectoire va avoir pour conséquence une réduction de 10 noeuds de la vitesse propre. Sur la fig. 5» la ligne PDO désigne le plan 10 de dégagement permettant d'éviter les obstacles. La commutation qui précède est réalisée par des interverrouil— lages réagissant au signal À V présent sur le conducteur 80, qui est appliqué à des détecteurs "plus grand que" et "plus petit que" 101 et 112 et à un détecteur de valeur nulle 113 (Pig.3B). Le dé-15 tecteur 113 sert à supprimer la polarisation de tangage fixe égale à 8° par l'intermédiaire du commutateur 98* Il actionne également un interverrouillage 115 de maintien de vitesse propre, afin de supprimer un shunt relativement à la masse par l'intermédiaire d'un commutateur 118 pour le signal A V présent sur un conducteur 20 116, à travers un amplificateur d'inversion 117. En outre, l'interverrouillage 113 provoque, par l'intermédiaire de 1'interverrouillage d'ordre de vitesse 119, l'ouverture des commutateurs de shunt associés, en faisant ainsi intervenir les signaux d'angle de trajectoire de vol et de vitesse de variation de tangage 25 présents sur les conducteurs 104 et 103 pour commander l'aiguille 51. Dans la pratique, un signal de position de gouvernail de profondeur peut également être fourni s'il est désirable d'obtenir une plus grande "avancer ou rapidité de réponse. Pendant la phase de montée avec variation de la vitesse pro-30 pre en fonction du tangage, le signal d'erreur de vitesse propre A V est filtré par un filtre 123 et combiné algébriquement dans un amplificateur sommateur 125 avec le signal d'angle de trajectoire de vol présent sur le conducteur 104, pour former le signal d'ordre de tangage primaire fourni à l'aiguille 51, c'est-à-dire 35 que l'angle de trajectoire de vol est équilibré vis-à-vis de l'erreur de vitesse propre. Un terme de vitesse de variation de tangage fourni par un circuit différentiateur 121 est également obtenu à titre de terme d'augmentation de rapidité ou d'anticipation. Le signal d'attitude de tangage provenant d'un modulateur à onde rec-40 tangulaire 127 est également appliqué à l'amplificateur sommateur 69 01060 17 2000541 125} dont la sortie est limitée en 129 et est fournie par le conducteur 126 à 1*amplificateur de commande d'aiguille 99, pour constituer l'ofdre de tangage résultant„ le signal de position de tangage © est également appliqué directement à l'amplificateur 5 99. Gomme indiqué précédemment, le signal de vitesse de variation de tangage sert à augmenter la réponse de 1'aiguille 51 à la commande du pilote lors d'un changement d'attitude en réponse aux données combinées concernant l'erreur de vitesse propre et l'ordre d'angle de trajectoire de vol» Ainsi, lorsque la poussée d® l'avion 10 tend à augmenter la vitesse propre au delà, de l'angle de trajectoire fournissant la vitesse Yg, 1'erfeur de vitesse propre excédentaire déplace l'aiguille 51 dans im sens ordonnant un redressement ou eabrage de l'avion, ce qui va alors avoir tendance à convertir cette poussée en une force ascensionnelle et va tendre par suite à 15 maintenir la vitesse propre à une valeur constante, l'effet résultant étant l'obtention d'une aptitude de tangage adaptée à une vitesse propre égale à Yg plus une polarisation proportionnelle à l'angle de trajectoire de vol. Dans ce sens, l8entrée du limiteur 129 est formée par un signal d'attitude de tangage proportionnel 20 à la vitesse propre, le limiteur 129 est réglé selon ce sodé de façon à limiter l'attitude de tangage à 15°. Sis pour une raisoa quelconque, par exemple pour une faible charge de l2avion ou pour une forte densité de l'air, le signal de vitesse propre ordonne une attitude supérieure à 15°? le limiteur valiiniter le signal 25 d'ordre afin de maintenir l'ordre d'attitude à 15°? en. permettant à la vitesse propre d'augmenter suivant les besoins pota* absorber la poussée excédentaire. Dans ce cas, l'indicateur à vitesses différentielles 55 fournit une indication de vitesse élevée® Etant donné qu'il est désirable que le limiteur fournisse une vitesse 30 nette, les signaux sinusoïdaux A Y et d'attitude de tangage sont modulés par une onde rectangulaire» Lors du décollage normal d'im avion à quatre moteurs, l'avion atteint l'altitude requise de 450 mètres bien avant la limite des cinq minutes, comme indiqué par la trajectoire de vol visible sur 35 la fig. 5» A ce moment, l'avion atteint une position de vol horizontale (au point H) et subit une accélération jusqu'à une vitesse propre qui est d'environ 25 noeuds supérieure à Yg, les volets étant alors amenés en position rentrée. Toutefois, si un moteur tombe en panne, en particulier lorsque le poids de l'avion est élevé et lors-40 que la densité de l'air est faible, le tronçon de montée à la vi- BAD ORIGINAL 69 01060 is 2000541 tesse propre va devoir être interrompu avant une altitude de 450 mètres (point G- sur la fig. 5) afin de permettre à l'avion de subir une accélération jusqu'à une vitesse (Vg + 25 noeuds) pour laquelle les volets peuvent être rentrés afin de réduire la trainée (H'). 5 Cette opération peut être réalisée de deux manières % Le directeur de vol peut être amené par commutation à uns position de maintien d'altitude (comme décrit dans les "brevets des Etats Unis d8Amérique Iî° 2.613*350 et 2.613.352) -, c© qui supprime le mode d'ordre de vitesses, l'aiguille du directeur* de vol ordonnant usa© attitude de 10 tangage capable de maintenir une altitude prédéterminée t de sort® que la vitesse propre peut augmenter jusqu'à Yg + 25 noeuds® Suivant une variante» le pilote peut laisser 1® mode d'ordre de vitesse enclanchë et peut diriger son vol selon l'indicateur d'horizon,, afin d'effectuer un vol en palier en négligeant temporairement 1sai-15 guille 51 du directeur' de vol* Dans chaque eas, l'indicateur à vitesses différentielles 55 fournit une indication de vitesse éle~ vée et 1'aiguille 62 de vitesse propos avance au delà de la position de réglage Yg du curseur 63-, " » » Au point H ou H- pendant la, manoeuvre de décollage et à une 20 vitesse d'environ Yg + 25 noeuds pour un. avion de transport à quatre réacteurs typer, le pilote rentre les volets. La rentrée des volets est utilisée comme manoeuvre automatique po .\r que le servo-moteur du curseur de référence 44-47 intervienne de façon positive. Des interverrouillages 25® et 26' de position des volets sont par gui-25 te prévus pour commander le dispositif de blocage de curseur 97» afin de fournir «ne puissance- d'excitation au servo-motetu? 46» Cet agencement est tel qu® la commutation du dispositif de 'blocage de curseur 97 produise quand les volets sont rentrée jhasfaEà raie première position inférieure à 18e poux un décollage avec posi=> 30 tion des volets à 23°$ ou jusqu'à une seconde position inférieure à 8° pour un décollage avec position des volets à 12e. Ainsi, le curseur est positionné de la manière décrit® précédemment de façon à indiquer la marge programmée relativement à la condition de perte de vitesse. Dans le cas présent,, la rentrée des volets est considé-35 rée comme la fin du mode de décollage * La description et le fonctionnement du système de contrôle de vitesse au cours du mode d'approche et d'atterrissage seront maintenant décrits en regard de la fig® 6, On supposera qu©;, pendant un vol de croisière et pendant la descente à partir d'une altitude 40 croisière jusqu'à une altitude d'attente assignée » l'avion est corn» BAD ORfGiNAL 69 01060 19 2000541 mandé par le pilote automatique ou par le directeur de vol 54» qui fonctionne alors selon ce mode de maintien d'altitude ou de "vitesse verticale11. Pendant la descente, les organes d'admission ne sont pas placés sous l'effet d'une commande automatique, mais 5 sont normalement positionnés à la main au voisinage d'une dondition de ralenti. Pendant ces modes également, le sélecteur de mode 100 se trouve dans une autre position que sa position de contrôle de vitesse, par exemple dans une position de commande par le directeur de vol (P.D.). Le dispositif d'interverrouillage 97 est étudié de 10 telle sorte que le servo-moteur du curseur soit libéré chaque fois que le sélecteur de vol 100 se trouve dans sa position correspondant au mode de commande par le directeur de vol; par suite, le curseur 63 est positionné en fonction du programme de marges relativement à la condition de perte de vitesse décrit précédemment, 15 de sorte que pendant la descente jusqu'à l'altitude d'attente et pendant le vol à cette altitude, l'indicateur d'ordre de vitesse 60 indique au pilote sa vitesse propre réelle par rapport à une vitesse propre de référence programmée en fonction de la position des ve -lets; le pilote peut ainsi utiliser cet indicateur comme aide pour 20 commander la position des organes d'admission et (ou) la position des volets. Pendant ce vol d*attente, des vitesses spécifiques sont prescrites pour les altitudes assignées. Par exemple, un avion de transport à quatre réacteurs type doit conserver une vitesse de 230 noeuds au-dessus de 4200 mètres, de 210 noeuds entre 1800 mè-25 très et 4200 mètres et de 200 noeuds au-dessous de 18D0 mètres. Par ailleurs, étant donné que les manoeuvres exigeant des angles d'inclinaison sur l'aile notables sont effectuées pendant le vol d'attente, la configuration des volets est réglée de façon à permettre l'obtention d'une marge d'au moins 1,5 V_ par rapport à une condi- s 30 -fcion de perte de vitesse lors d'un vol à ces vitesses d'attente admissibles. De préférence, quand l'avion a pris une condition de vol en palier à l'altitude d'attente (point A sur la fig.6), le pilote automatique est enclanché selon son mode de maintien d'altitude. A ce 35 moment, le pilote enclanche également la commande d'admission automatique 72. L'erreur de vitesse A V est appliquée au servo-moteur de commande d'admission afin de régler la vitesse de l'avion à la valeur du curseur, qui est égale à 1,5 T pour des positions des vo-lets comprises entre 8 et 30°• Si cette vitesse n'est pas comprise 40 dans la gamme des vitesses prescrites, le pilote doit régler les 69 01060 20 2000541 volets afin d1obtenir une marge égale à 1,5 V comprise entre ces limites. Par exemple, si les volets sont sortis jusqu'à leur position à 12°, le curseur de référence de vitesse propre va être positionné par le programme 20 de valeur 00S 0 jusqu'à une 5 nouvelle valeur adaptée à cette position des volets, par l'intermédiaire des réseaux calculateurs de V et 22, 75 et 76» Quand l'avion quitte sa condition d'attente à une altitude définie au point B (Fig.6), la commande d'admission automatique règle les organes d'admission suivant les besoins, pour respecter 10 le programme de marges par rapport à une condition de perte de vitesse lorsque l'avion vole du point B au point F sur la fig.6» Habituellement, quand l'avion atteint l'altitude de trajectoire d'approche, les volets sont sortis jusqu'à une position supérieure à 30°. Dans un cas type, la marge relativement à la condi-15 tion de perte de vitesse est aéduite à 1,4 pour une position des volets comprise entre 30° et 40°. A ce moment, le dispositif d1interverrouillage des volets 27' (Fig.4) est actionné et il va à son tour provoquer l'ouverture d'un commutateur de shunt 136, en insérant ainsi une polarisation pouvant être commandée dans l'am-20 plificateur 79 de valeur A V. Cette polarisation est engendrée à la main ou automatiquement comme décrit ci-après. Les marges par rapport à une condition de perte de vitesse qui ont été indiquées ci-avant sont utilisées lorsque les conditions de vent sont calmes ou presque calmes. En cas de coup de vent, le 25 pilote ajoute une polarisation à la vitesse propre de référence lorsque l'avion effectue un vol d'approche, la valeur de cette polarisation étant typiquement égale à la moitié du vent de face constant, plus la totalité du facteur de coups de vent indiqué, sans dépasser toutefois 20 noeuds, afin de réduire au minimum la 30 réduction de vitesse nécessaire après le contact avec le sol. Ainsi, l'indicateur d'ordre de vitesse 60 est muni d'un bouton 137 qui actionne un potentiomètre 138, lequel applique à son tour une tension de polarisation proportionnelle à la polarisation de vitesse désirée exprimée en noeuds. Le bouton actionne 35 un cadran 139» qui est étalonné en noeuds et qui est étudié de telle sorte que la polarisation de vitesse sélectée apparaisse dans une fenêtre 140 prévue dans la face du cadran. Cette polarisation élèctrique est fournie par l'intermédiaire de commutateurs 141 et 142 à 1 ' amplificateur 79 de valeur A V, dans lequel il est 40 ajouté au signal A V provenant du dispositif synchrone 44. 69 01060 21 2000541 le bouton 137 est également muni d'une position d'arrêt ou d ' encrantement dans laquelle la lettre "A" apparaît dans la fenêtre 140. Quand il se trouve dans cette position d'arrêt, le commutateur 141 est amené de la position nMB manuelle à la posi-5 tion "A" dans laquelle la polarisation est fournie automatiquement selon une valeur adaptée à la turbulence locale de l'air, le signal de polarisation automatique est fourni à partir d'un amplificateur automatique de coups de vent 143» dont l'entrée est formée par le signal à court terme représentant les données relati-10 vement à l'air, provenant du calculateur de vitesse propre 11 et apparaissant sur le conducteur 69 comme décrit précédemment. Quand l'avion intercepte le faisceau de radiophare& atterrissage et se place sur ce faisceau entre les points 0 et D (Fig.6), des angles d'inclinaison sur l'aile élevés ne sont plus nécessaires 15 de sorte que les volets peuvent encore être sortis et que la marge relativement à la condition de perte de vitesse peut être ramenée à 1,4 V . Selon les principes du présent système, lorsque les vo- S lets sont encore sortis au-dessous de 30°, la marge correspondant à la valeur 1,4 Tg est programmée par le programme d'angle d'atta-20 que 20, et le curseur 63 est par suite positionné par le servomoteur de curseur sur une vitesse propre correspondant à 1,4 YQ, l'erreur A V commandant l'admission afin de maintenir une marge égale à 1,4 V . plus la polarisation prévue pour les coups de vent. Entre les points E et F sur la fig» 6, l'avion vient se pla-25 cer sur le faisceau de trajectoire d'atterrissage TA (sous la commande du pilote automatique ou du directeur de vol) et le pilote sort les volets jusqu'à la position d'atterrissage, qui est habituellement supérieure à 40°# Avec ce réglage des volets, le programme de marges relativement à la condition de perte de vitesse 30 exige une marge par rapport à la condition de perte de vitesse égale à 1,3 Vg, le curseur 63 est repositionné pour indiquer une valeur 1,3V_ sur l'indicateur 60, et le signal A V règle les organes d'admission pour maintenir cette vitesse propre correspondant à la marge précitée, plus la polarisation tenant compte 35 des coups de vent. Pendant l'approche finale, l'avion est normalement placé sous la commande du pilote automatique, en étant contrôlé par le directeur de vol 54» et il est soumis à l'effet du directeur de vol, seule l'admission étant commandée par le système de contrôle de vitesse comme décrit. L'avion va alors se redresser 40 au point G, pour toucher le sol au point H. ^ BAD ORIGINAL ' 69 01060 22 2000541 Pendant l'approche finale dans des conditions de vol aux instruments, si le pilote ne voit pas la piste lorsque l'avion a atteint l'altitude de décision minimum Aïïfl, il est nécessaire d'effectuer un nouveau tour de terrain. La succession de phénomènes 5 pendant cette manoeuvre est représentée sur la fig. 7. Pendant la descente selon la trajectoire d'atterrissage TA» les organes d'admission sont positionnés par le système d1 ordre de vitesse afin de conserver une marge égale à 1,3 en fonction du programme (volet 40°), plus la polarisation tenant compte des coups de vent® Si 10 un nouveau tour de terrain est nécessaire3 'le pilote appj.ie5 au point A (Fig.7), sur un interrupteur 1D9 (Fig.38) agissant sur les leviers de commande des organes d'admission, il avance ces organes jusqu'à une position correspondant à la poussée de décollage en actionnant alors un commutateur ds intervsrroiîillage 145 et il 15 commence à rentrer les volets jusqu'à la position, de décollage. Ces opérations amènent automatiquement 1® système d'ordre de vitesse à un mode correspondant à un nouveau touy d® terrain. Par ailleurs? un accéléromètre longitudinal 146 peut fournir un signal d* interverrouillage comme indiqué en 105 si la décélération de l'avion 20 vers l'avant dépasse une valeur prédéterminée, par exemple 0,1g, c® qui fournit automatiquement un mode correspondant à m nouveau tour de terrain. Le pilote rentre alors le train d'atterrissage au point B et complète la remise en place des volets jusqu'à la position de décol-25 lage au point C. Le mode correspondant à un nouveau tour de terrain, est fourai par les interverrouillages précités de sort® qu'il va intervenir effectivement quand le sélecteur de mode 100 correspondant à une commande par le directeur de vol est réglé à la plsition 85SO® (li-30 béré automatiquement par 1'interrupteur 103 ou le détecteur de niveau de 1'accéléromètre 105) à im moaent où le calculateur de directeur de vol 54 a fonctionné selon son mode d© prise de faisceau de trajectoire d'atterrissage» Quand 1© sélecteur est libéré et ramené à la position WS0" s il bloque le curseur (int erver-rouil-35 lage 97) sur la valeur correspondant à 1,3 V_ pour 'un débattemsnt maximum des volets (par exemple 50°)« Cette valeur est d1 environ 1,2 Y. pour un réglage des volets correspondant à un nouveau tour de terrain (par exemple 23°). Si la vitesse propre de 1'avion est inférieure à la valeur 40 fournie par le curseur bloqué, qui est déterminée par le dispos!» BAD ORiqîm^ 69 01060 23 2000541 tif d*interverrouillage 112, un ordre d'angle de trajectoire de vol avec redressement à 2° est introduit dans l'amplificateur som-mateur 125 par l'intermédiaire du dispositif d'interverrouillage 148 et par le fonctionnement du dispositif d1 interverrouillage 119. 5 Par ailleurs, la limite de tangage est réduite à 8° environ par le dispositif d*interverrouillage 150. Ce mode demeure effectif jusqu'à ce que V = Vgp au point D (Fig.7)» A ce moment, le dispositif d'interverrouillage 113 libère 1' interverrouillage 119 et actionne 11interverrouillage 148 en supprimant la polarisation ^ 10 Le système va alors fonctionner selon un mode analogue à celui correspondant au décollage après que la vitesse Vg a été atteinte. Des modifications peuvent être apportées aux modes de réalisation décrits, dans le domaine des équivalences techniques, sans s'écarter de l'invention. 69 01060 2000541 REVENDICATIONS 1Système de contrôle de vitesse propre pour avions, fournissant un ordre de vitesse propre de référence représentant une marge au-dessus de la vitesse correspondant à la condition de perte 5 de vitesse, cet ordre de vitesse propre de référence suivant un programme prédéterminé de marges relativement à la condition de perte de vitesse, correspondant aux caractéristiques de portance variables de l'avion, caractérisé en ce qu'il comprend des organes réagissant à un signal de vitesse propre réelle et à un signal d'an-10 gle d'attaque réel pour dériver un signal de poids proportionnel au poids réel de l'avion, des organes de programmation déterminant à partir de la caractéristique de portance réelle de l'avion tua signal représentant un angle d'attaque de référence requis pour maintenir me marge programmée relativement à la condition de perte 15 de vitesse correspondant à cette caractéristique de portance réelle, et des organes réagissant à ce signal de poids et à ce signal d'angle d'attaque de référence pour déterminer à partir de ceux-ci un signal représentant cet ordre de vitesse propre de référence. 2.- Système de contrôle de vitesse propre suivant la reôendi-20 cation 1, caractérisé en ce qu1il comprend des organes pour détecter la position réelle des volets et pour appliquer un signal correspondant aux organes de programmation, de telle sorte que ces organes de programmation sélectent l'angle d'attaque de référence approprié à la caractéristique de portance relativement à la posi- 25 tion des volets. 3.- Système de contrôle de vitesse propre suivant la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que les organes déterminant l'ordre de vitesse propre de référence comprennent des organes d'addition algébrique montés de façon à dériver un signal différentiel repré- 30 sentant la différence entre le signal de poids et le signal d'angle d'attaque de référence et à appliquer ce signal différentiel à un servo-dispositif comprenant un circuit de réaction, dans lequel le signal de poids est réglé de façon à réduire ce signal différentiel à zéro, la sortie du servo-dispositif représentant la vitesse pro-35 pre de référence. 4.- Système de contrôle de vitesse propre suivant l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'il comprend un indicateur permettant d'effectuer l'affichage de l'ordre de vitesse propre de référence. 40 5.- Système de contrôle de vitesse propre suivant l'une quel 69 01060 25 2000541 conque des revendications 1 à 4» caractérisé en ce qu'il comprend des organes de commande d'admission pour régler automatiquement la vitesse propre de l'avion, des organes réagissant à un signal de vitesse propre réelle et au signal d'ordre de vitesse propre de 5 référence et fournissant un signal de commande de sortie proportionnel à la différence entre eux, ce signal de commande étant appliqué aux organes de commande d'admission, de sorte que l'avion est amené automatiquement à la vitesse propre de référence. 6.- Système de contrôle de vitesse propre suivant l'une quel-10 conque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que le signal de poids est soumis à l'action d'un filtre passe-bas «."fin de rendre le signal de vitesse propre de référence en principe insensible à des augmentations du facteur de charge dues à la "turbulence de l'air. 15 7»- Système de contrôle de vitesse propre suivant l'une quel conque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que les organes fournissant le signal de poids comprennent une première servo-bou-cle à asservissement positionnée en fonction de la vitesse propre réelle de l'avion et des organes positionnés de façon à modifier 20 ce signal d'angle d'attaque réel. 8.- Système de contrôle de vitesse propre suivant les revendications 4 et 7» caractérisé en ce que l'indicateur comprend une aiguille entraînée par la première servo-boucle pour indiquer la vitesse propre réelle de l'avion. 25 9.- Système d'ordre de vitesse propre suivant l8une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que les organes de programmation déterminant l'angle d'attaque de référence comprennent des organes réagissant à l'angle d'inclinaison sur l'aile de l'avion pour modifier cet angle d'attaque de référence afin de tenir 30 compte des facteurs de charge accrus pendant des virages de l'avion avec inclinaison sur l'aile. 10.- Système de contrôle de vitesse propre suivant l'une qrÊl* conque des revendications 1 à caractérisé en ce qu'il comprend un indicateur formant directeur de vol comportant une aiguille 35 déplaçable par rapport à un curseur de référence pour ordonner un changement d'attitude de tangage, cette aiguille étant reliée de façon à être déplacée en fonction des sommes algébriques des signaux représentant la vitesse propre réelle, la vitesse propre de référence et l'angle de trajectoire de vol, afin d'ordonner les change- 40 ments d'attitude de tangage pour maintenir la différence entre 1^. ! g AD QFU&IN&L 69 01060 2000541 vitesse propre réelle et la vitesse propre de référence proportionnelle à l'angle de trajectoire de vol de l'avion» 11*- Système de contrôle de vitesse propre suivant la revendication 10, caractérisé en ce qu'il comprend également des organes 5 limiteurs agissant sur la somme algébrique, des organes fournissant tua signal proportionnel à l'attitude de tangage de l'avion et des organes fournissant ce signal d'attitude de tangage à ces organes limiteurs et à l'aiguille de l'indicateur, afin de limiter l'attitude de tangage ordonnée de l'avion à une valeur prédéterminée in-10 dépendamment de la vitesse propre et des angles de trajectoire ào vol. 12.- Système de contrôle de vitesse propre destiné à aider le pilote d'un avion pendant une manoeuvre de montée au cours du décollage, caractérisé en ce qu'il comprend, en combinaison, tin in- 15 dicateur formant directeur de vol, muni d'une aiguille déplaçahle par rapport à un repère de référence pour ordonner un changement d'attitude de tangage, des organes réagissant à la vitesse propre instantanée de 18 avion et à une vitesse propre de référence de décollage, réglée au préalable, pour fournir un premier signal pro-20 portionnel à la différence entre ces vitesses, des organes réagissant à l'angle de trajectoire de vol de l'avion pour fournir un second signal proportionnel à celui-ci, et d'autres organes réagissant au premier et au second signaux pour déplacer l'aiguille en fonction de leur somme algébrique, afin d'ordonner une attitude de 25 tangage nécessaire pour maintenir le signal de différence de vitesse propre à une valeur proportionnelle à l'angle de trajectoire de vol de l'avion. 13.- System© de contr^ôle de vitesse propre suivant la revendication 12, caractérisé en ce que ces derniers organes eospren- 30 nent tm limiteur réagissant aux signaux de vitesse propre et d'angle de trajectoire de vol, ce système comprenant en outre des organes fournissant un signal proportionnel à l'attitude âe tangage de l'avion et d'autres organes fournissant ce signal d'attitude de tangage à la fois au limiteur et à l'aiguille, de façon à limiter 35 la position de tangage de l'avion à une valeur prédéterminée indépendamment des signaux de vitesse propre et d'angle de trajectoire de vol. 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