FR 2007585 A1 19700109 FR 6913558 A 19690429 69 13558 1 200,7585 La présente invention concerne un simulateur d'appareil de radio-navigation pour avions. Des dispositifs d'éducation ou d'entraînement de personnel qui simulent le fonctionnement de machines à conduire sont utilisés de 5 plus en plus fréquemment à mesure que la complexité des appareillages modernes augmente, les véhicules par exemple deviennent de plus en plus compliqués et coûteux. La capacité des pétroliers augmente constamment et il en est de mène pour;les avions. En outre, ces machines contiennent des équipements coûteux de commande et de na-10 vigation. Egalement, les équipements de commande automatique d'usines, de raffineries de pétrole, .d'installations de. traitement de produits alimentaires et similaires deviennent de plus en plus complexes. Dans tous ces exemples, un fonctionnement incorrect d'un équipement entraîne non seulement sa détérioration mais provoque 15 également un endommageaient d'autres appareils ayant parfois une valeur supérieure à celle de l'équipement mal utilisé. Des simula- 3 . teurs qui simulent le fonctionnement d'un appareil ou système constituent des dispositifs d'entraînement très utiles du fait qu'ils peuvent simuler des conditions dangereuses et d'urgence sans mettre 20 réellement en danger l'appareil ou son opérateur. La simulation du vol d'un avion n'est pas nouvelle et lorsque les types de l'avion et des appareils contenus dans celui-ci changent, le simulateur de vol change également. Un système important qui fait souvent l'objet d'une simulation de marche dans des dispo-25 sitifs d'entraînement de vol est l'appareillage de radio-navigation. Le fonctionnement correct d'un tel appareillage est important pour la commande du vol d'un avion. Dans une installation d'entraînement de vol d'utilisation générale, on effectue seulement la simulation de marche de l'équipement de radio-navigation le plus courant. Dans 30 des systèmes d'entraînement spécialisés, on peut également simuler le fonctionnement d'un appareillage de navigation particulier. La présente invention concerne un système pour simuler la marche des dispositifs de radio-navigation les plus courants utilisés dans les avions modernes« 35 L'invention a pour objet un système électronique perfectionné pour simuler la marche d'un appareillage de radio-navigation pour avions. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui suit et à l'examen des dessins annexés qui représen-40 tent, à titre d'èxemples non-limitatifs, divers modes de réalisation 13558 2 2007585 de l'invention. Sur ces dessins : . - la fig. 1 est un schéma synoptique du simulateur selon l'invention ; 5 - la fig.2 est trn schéma montrant l'approche; d'un terfain d'atterrissage par un avion ; - la fig,3 est un schéma synoptique d'un, autre mode dé réalisation du simulateur suivant l'invention muni d'un récepteur à radio-goniomètre automatique ; 10 - la fig,4 est un schéma du circuit d'un modulateur d'impulsions et d'un filtre utilisés dans les simulateurs des fig. 1 et 3, En référence aux'dessins et plus particulièrement à la fig.1, la référence 31 désigne un filtre-modulateur' comportant plusieurs "bornes d'entrée. Le modulateur, comme cela sera décrit est détail en 15 référence à la fig.4, comprend un élément découpeur ou écrêteur sinusoïdal et un élément découpeur ou écrêteur cosinusoïdal. En conséquence, on utilise deux signaux d'entrée ou de commande pour contrôler la marche des écrâteurs. Les potentiels d'excitation des écrèteurs sont le signal sin(n) appliqué à la borne 33 et le si-20 gnal cos(n) appliqué à la borne 34. Une tension continue proportionnelle à un angle est appliquée aux bornes 32 et 35» sintf) étant appliqué à la borne 32 et cos^ appliqué à la borne 35. L'angle y représente un angle VOR, comme cela sera précisé dans la suite. La sortie du modulateur 31 est une onde sinusoïdale dont 25 la phase est proportionnelle à l'angle ^ ,dont l'amplitude est proportionnelle à " ' V sin2y + cos2(|) et dont la fréquence est celle du signal n. La sortie du modulateur 31 est appliquée à un contact fixe 37 d'un interrupteur unipolaire 30 à double voie qui comporte un contact mobile 36 et un* autre contact fixe 38. Le contact mobile 36 est relié à l'entrée d'un amplificateur 42 dont la sortie est appliquée à un écrêteur 43 dans lequel elle est écrêtée et appliquée par l'intermédiaire d'un amplificateur 44 à un indicateur VOR 45. La sortie de l'amplificateur 42 est éga-35 lement appliquée par l'intermédiaire d'un déphaseur en quadrature 46 et d'un ampli fi cat eur de conformation 47 à une entrée d'un écrêteur 48 dont la sortie est amplifiée par un amplificateur 49 et est appliquée à un indicateur TO-PROM (vers-de) 51• La sortie du modulateur 31 est également appliquée à l'entrée 40 d'un déphaseur en quadrature 65 qui produit quatre signaux de sortie, chacun déphasé de 90° par rapport à un signal de sortie adja- 69 13558 .3 2007585 eente. Les quatre signaux de sortie sont appliqués à quatre entrées séparées et espacées d'intervalles égaux de l'élément résistant d'un potentiomètre linéaire 66, Le signal de sortie résultant du potentiomètre 66 est appliqué par l'intermédiaire d'un circuit de 5 commande automatique de gain 67 à l'autre contact fixe 38, La position du contact mobile 36 est commandée par une bobine 39 excitée par un signal appliqué à une borne d'entrée 41.' Un second filtre-modulateur 52 comporte également plusieurs entrées. Les signaux de commande des écrêteurs sont appliqués à 10 deux des bornes, le signal sin(n) étant appliqué à la borne 57 et le signal cos(n) étant appliqué à la borne 58. Parmi les quatre bornes restantes, la borne 53 reçoit la coordonnée X de l'avion, la borne 55 la coordonnée Y de l'avion, la borne 54- la coordonnée X et la borne 56 la coordonnée Y de la station au sol avec la-15 quelle l'avion communique. Le signal de sortie du filtre-modulateur-52 est appliqué à l'entrée d'un convertisseur alternatif-continu 61 dont la sortie alimente une entrée d'un amplificateur différentiel .62, Le signal, de sortie de l'amplificateur 62 est appliqué à un. circuit de comman-20 de automatique de gain 63 dont le signal de sortie est utilisé pour commander le gain des amplificateurs 44 et 49. En outre, le signal de sortie du filtre-modulateur 52 est appliqué à un circuit amplificateur de mise au carré 64 qui commande le fonctionnement des écrêteurs 43 et 48, Le signal de sortie du filtre-modulateur 52 est 25 également appliqué à un amplificateur de sommation 69 dont l'autre entrée reçoit le signal de sortie de phase nulle du diviseur de phase 65, transmis par l'internédiaire d'un amplificateur 71. La sortie de l'amplificateur opérationnel 49 applique tua signal, par l'intermédiaire d'un convertisseur alternatif-continu 68, à une en-30 trée d'un écrêteur-modulateur 76 et elle applique également un signal d'entrée à un écrêteur 12 qui transmet par l'intermédiaire d'un amplificateur 73 tua signal à une entrée d'une porte 74, La sortie de la porte 74 fournit un signal d'entrée à un indicateur 75 qui indique si l'appareil d'indication d'angle d'atterrissage est 35 en service ou non. Le signal VOR/lIfi appliqué à la borne d'entrée 41 pour exciter la bobine 39 est également appliqué comme second signal d'entrée à la porte 74 et comme premier signal d'entrée- à une porte 85. Le troisième filtre-modulateur 76 reçoit à ses autres entrées les signaux de commande d'écrêteurs ; le signal sin(n) 40 est appliqué à la borne 77 et le signal cos(n) èèt-appliqué à la 13558 4 2007585 borne d'entrée 81. En outre, l'altitude de l'avion est appliquée à la borne d'entrée 78 et le niveau du terrain est appliqué à la borne d'entrée 79. la sortie du modulateur 76 est appliquée comme signal d'entrée à tua. circuit d'amplification de mise au carré 82 dont 5 la sortie est reliée à un écrêteur 83. la sortie de l'écrêteur 83 est reliée à un amplificateur différentiel 84 dont l'autre entrée est alimentée par un générateur à 400 Hz. le signal de sortie de l'amplificateur 84 est appliqué comme second signal d'entrée à la porte 85 qui transmet un signal à une porte 86 dont le second signal 10 d'entrée est fourni par l'amplificateur 73. le signal de sortie de la porte 86 est appliqué à un appareil 87 qui indique l'écart angulaire vertical par rapport à l'angle d'atterrissage qui permet de faire arriver correctement l'avion guidé au point correct de la piste d'atterrissage. 15 le système de la fig.1 simule deux types importants d'équipe ments de radio-navigation installés dans de nombreux avions. Comme indiqué par les symboles placés à côté de la borne d'entrée 41» le système représenté sur la fig.1 simule k la fois des systèmes VOR et IIS. VOR est évidemment l'abréviation anglaise, bien connue dans 20 le domaine de l'aviation, de "Visual OmniRanges" qui désigne un système comprenant une station au sol émettant deux signaux différents, l'un des deux signaux est un sigial de référence tandis que l'autre est un signal dont la phase varie de façon continue et uniforme en fonction de la déviation angulaire par rapport à la direction Bord. 25 Ces deux signaux sont reçus par un avion se trouvant au voisinage et ils sont comparés par l'équipement de l'avion de manière à produire une tension proportionnelle à la direction de vol de l'avion par rapport au balisage. Ceci est indiqué sur des instruments de l'avion sous la forme d'un écart angulaire par rapport au balisage qui inté-30 resse l'avion. IIS est l'abréviation anglaise bien connue de "Instrument landing System" qui désigne un système comprenant une station au sol comportant des antennes émettrices adjacentes à un point d'impact sur un aérodrome, les antennes comportant deux réseaux de rayonnement qui comprennent chacun deux lobes, à savoir 35 deux lobes horizontaux et deux lobes verticaux, les lobes verticaux sont propagés suivant /un certain angLe par rapport à l'horizontal^ cet angle étant appelé "angle d'atterrissage". Ces deux lobes signalent au pilote d'un avion qui se rapproche du terrain lorsqu'il se déplace au centre des deux lobes et lorsqu'il suit par conséquent 40 tua parcours d'atterrissage correct et lorsqu'il s'écarte de ce par 69 13558 5 2007585 cours. Les deux lobes horizontaux, qui n'existent éventuellement pas dans certains systèmes, signalent aji pilote lorsqu'il se trouve ou non sur le parcours correct» Le système de la fig„1 simule le fonctionnement de ces deux systèmes. 5 Pour simuler les deux signaux nécessaires pour chacune des parties des systèmes, on utilise uii modulateur et tin filtre pour régler les paramètres de chaque signal. Chacun des modulateurs 31 » 52 et 76 comprend deux écrêteurs, un écrêteur de chaque paire étant désigné par "écrêteur sinusoïdal" tandis que l'autre est désigné 10 par "écrêteur cosinusoïdal". Chaque écrêteur utilise ses signaux alternatifs sinus ou cosinus pour produire l'effet d'écrêtage ou de hachage sur une tension continue dont l'amplitude est proportionnelle au paramètre ou à la valeur à simuler. Ainsi, en considérant le modulateur 31» les signaux sin(n) et 'cos(n) sont les 15 signaux d'excitation de 1'écrêteur qui divise un potentiel de courant continu en impulsions. Comme indiqué sur la fig.1, le filtre-modulateur 31 comporte quatre entrées dont deux correspondent aux signaux de commande de 1*écrêteur. Les deux autres signaux d'entrée sont les potentiels de courant continu qui sont proportionnels à la 20 valeur à simuler. Ainsi, le signal appliqué à la borne d'entrée 32 est un potentiel de courant continu proportionnel au sinus de l'écartement angulaire par' rapport à la direction Nord de l'orientation à simuler tandis que le signal d'entrée appliqué à la borne 35 est un potentiel de courant continu proportionnel au cosinus du 25 mène angle. Chaque moitié de l'écrêteur sert à sectionner "un de ces potentiels. Les potentiels de commande sin(n) et cos(n) sont des ondes carrées mutilées. Des ondes carrées sont utilisées dans un dispositif de précision de ce type du fait que leurs points de croisement, leurs points de phase nulle peuvent être détectés plus com-30 modément et déterminés avec une plus grande précision que lès points de croisement d'ondes sinusoïdales. Puisque le système opère principalement sur des ondes sinusoïdales, la sortie en onde carrée du modulateur est convertie en une onde sinusoïdale. Ceci nécessite un filtrage. Pour réduire les dimensions et la-complexité du filtre 35 nécessaire, on utilise une onde carrée mutilée. Des ondes carrées ne continent que des harmoniques impaires. L'onde carrée utilisée dans ce système est"encochée", ce qui supprime ou réduit fortement l'amplitude de la troisième et de la cinquième harmonique. Ceci signifie que la première harmonique présente après la fondamentale 40 est la septième harmonique, cette harmonique ayant classiquement 13558 6 2007585 une amplitude suffisamment faible pour qu'un filtrage relativement réduit soit nécessaire pour l'éliminer ainsi que les autres harmoniques supérieures» Ainsi, là sortie de chaque modulateur 31» 52 et 76 est une onde sinusoïdale dont l'amplitude est proportionnelle à 5 la quantité à simuler, dont la fréquence est proportionnelle^ à la fréquence des signaux de commande et dont la phase est proportionnelle à la quantité angulaire représentée. Le signal appliqué à la borne d'entrée 41 est un potentiel de courant continu qui excite la bobine 39 pour placer le contact mo-10 bile 36 dans l'une ou l'autre de ses deux positions. Lorsqu'un système VOR est simulé, le contact mobile 36 est placé de manière à fermer un circuit avec le contact fixe 38. La sortie du modulateur 31 est alors appliquée au déphaseur en quadrature 65 qui produit quatre signaux de sortie déphasés chacun de 90° par rapport au si-15 gnal adjacent. Cependant, en réalité, la phase-de chacun de ces signaux en quadrature par rapport à un signal de référence ou autre peut varier lorsque la phase du signal de sortie du modulateur 31 varie. Dans une simulation d'un système VOR, le modulateur 31 est utilisé comme générateur de signaux de référence de sorte que le si-20 gnal de sortie de ce modulateur correspond à 0° ou n'est pas déphasé. Le modulateur 52 reçoit, en plus des signaux de commande sin(n) et cos(n), deux paires de potentiels continus. Une paire de potentiels continus est appliquée aux bornes d'entrée 53 et 55 du modulateur 52 tandis que l'autre paire est appliquée aux bornes d'entrée 54 et 56; 25 On va décrire dans la suite le fonctionnement des systèmes pour simuler VOR. On va supposer que les six signaux appliqués au modulateur 52 sont les deux signaux de commande appliqués aux bornes d'entrée 57 et 58, les deux signaux appliqués aux bornes. 53» 55 et représentant les coordonnées de l'avion ainsi que les deux signaux 30 appliqués aux bornes 54» 56 et représentant la position de la station au sol. La sortie du modulateur 52 est similaire à la sortie du modulateur 31 » à savoir une onde sinusoïdale dont .l'amplitude est proportionnelle aux potentiels de courant continu représentant les coordonnées de l'avion et dont la fréquence est proportionnelle 35 à la fréquence des signaux de commande. Le signal de sortie du modulateur 52 est appliqué par l'intermédiaire d'un circuit de conformation 64 aux entrées des deux écrêteurs 43 et 48..Les signaux en quadrature sortant du déphaseur 65 sont appliqués à des intervalles de 90° à l'élément résistant du potentiomètre linéaire 66. En consé-40 quence, quatre signaux sont appliqués à quatre points d'un élément 13558 7 2007585 résistant circulaire, le curseur du potentiomètre 66 reçoit un signal résultant qui est proportionnel à la combinaison des quatre signaux d'entrée appliqués et à la position du curseur proprement dit. Ce signal résultant est transmis par l'intermédiaire d'un cir-5 cuit de commande automatique de gain 67 et des contacts 38 et 36 à l'entrée de l'amplificateur 42. Le signal de sortie de l'amplificateur 42 est directement appliqué sous forme d'un autre signal d'entrée à l'écrêteur 43. L'écrêteur 43 assure la combinaison des signaux de sortie du potentiomètre 66 (qui proviennent initialement 10 du modulateur 31) et du signal de sortie du modulateur 52. Le signal de sortie du modulateur 52 qui est appliqué à 1'écrêteur 43 est constant mais celui qui provient du potentiomètre 66 peut être modifié en changeant la position du curseur. Ainsi, lorsque le curseur du potentiomètre 66 est déplacé jusqu'à ce que les deux signaux 15 s'annulent effectivement dans l'écrêteur 43, le signal de sortie résultant est transmis par l'intermédiaire de 1 'amplificateur 44 à l'appareil 45 qui indique le point de zéro. L'orientation de la droite reliant la tour de la station au sol à l'avion peut être lue sur un. cadran du potentiomètre 66. Le signal de sortie de l'amplifi-20 cateur 42 est également appliqué à un second canal qui comprend 1'écrêteur 48. Le signal de sortie de l'amplificateur 42 est déphasé de 90° par un déphaseur 46 et il est ensuite mis à une forme carrée dans le circuit de conformation 47 à la sortie duquel il est appliqué à 1'écrêteur 48. Il constitue alors le signal variable en prove-25 nance du potentiomètre 66. Le signal fixe en provenance du modulateur 52 est appliqué à l'autre entrée de 1'écrêteur 48 par l'intermédiaire d'un élément de conformation 64. La sortie de l'écrêteur 48 est appliquée par l'intermédiaire d'un amplificateur 49 à un indicateur 51 à llecture centrale. Lorsque l'avion passe devant le bali-30 sage de 1'émetteur de la station, l'indicateur 55 signale si l'avion se rapproche ou s'éloigne de l'antenne. L'indicateur présente également une position 0FF pour indiquer lorsque l'avion se trouve hors de la portée d'une station VOR. La position 0FF de l'indicateur 51 est réglée à l'aide de l'amplificateur 49 qui reçoit un signal de 35 commande de gain en provenance du circuit 63. La portée maximale d'une station particulière est appliquée à une entrée d'un amplificateur différentiel 62 tandis que l'autre signal d'entrée de l'amplificateur 62 est fourni par le modulateur 52 par l'intermédiaire d'un convertisseur alternatif-continu 61. Tant que le potentiel représen-40 tant la portée maximale de la station est inférieur à celui fourni 13558 8 2007585 par le modulateur 52, le gain de l'amplificateur 49 est réduit jusque dans la condition de coupure. Cependant, lorsque l'avion arrive à une distance de la station au sol telle que le signal de sortie du modulateur 52 soit inférieur au potentiel correspondant à la por-5 tée maximale de la station, le signal de sortie de l'amplificateur 62 est modifié et l'amplificateur 49 est enclenché. Lorsque la borne d'entrée 41 reçoit un signal représentant une condition ILS, le contact mobile 36 est appliqué contre le contact fixe 37, ce qui permet la transmission de signaux aux portes 64 et 10 65 et l'application d'un signal d'inhibition à la porte 50. Le signal de sortie du modulateur 31 est une onde sinusoïdale sont l'amplitude représente la longueur de la piste d2 atterris sage et dont la phase représente l'orientation de cette piste. On va décrire le fonctionnement du système de la fig.1 lors de l'atterrissage d'un 15 avion en référence à la fig.2. Sur la fig«2, l'avion A est représenté en 101, le point d'impact 110 se trouve à l'extrémité de la piste 111 et l'émetteur de guidage se trouve à l'autre extrémité 105 de la piste 111. L'altitude du terrain est hf tandis que l'altitude de l'avion 101 est h. 20 En conséquence, le niveau 102 de l'avion 101 au dessus du terrain est h - hf. Les coordonnées de l'avion sont désignées par X^107 et 7^106. De façon similaire, les coordonnées de la piste sont celles du point 105 correspondant à l'émetteur et elles sont désignées par Xg et Yg. L'avion 101, situé à une altitude h, se dé-25 place dans la même direction que celle de la piste 111 et il doit descendre suivant un angle tel que ses roues touchent le sol au point 110. L*angle d'atterrissage est désigné par o( et il est compris entre la droite 104 reliant l'avion 101 au point d'impact 110 et la projection horizontale 108 de cette droite 104. L'angle 30 formé entre la droite 109 reliant l'avion 101 à l'émetteur 105 et la projection horizontale 108 de cette droite 109 a été désigné par y • Sur la fig. 1, pendant un fonctionnement correspondant au mode ILS, le modulateur 31 produit les valeurs de référence. Le signal 35 de sortie du modulateur 31 est une onde sinusoïdale dont l'amplitude est proportionnelle à la longueur de la piste 111 et dont la phase est proportionnelle à l'orientation de cette piste. Dans le mode ILS, toutes les mesures sont faites par rapport à la piste qui sert de référence. Le modulateur 52 produit une onde sinusoïdale 40 dont 1 ' amplitude est proportionnelle à la longueur de la droite 108» T3558 9 2007585 La sortie du modulateur 31 est appliquée au déphaseur 65 qui prottuix un signal de phase nulle représentant la longueur de la piste et transmis par l'intermédiaire d'un amplificateur 71 à une entrée de l'amplificateur différentiel 69o L'autre signal d'entrée de l'am-5 plificateur 69 est fourni par le modulateur 52. Le signal de sortie de l'amplificateur 69 représente la différence entre la longueur de la droite 108 et celle de la piste 111 et il est égal à la longueur de la droite 103, c'est à dire la distance comprise entre l'avion 101 et le point d'atterrissage 110. Le signal alternatif de sortie 10 de l'amplificateur est converti en un signal de courant continu par le convertisseur 68 qui transmet le dit signal continu sous forme d'un signal d'entrée au modulateur 76. En plus des potentiels de commande d'écrêteur, à savoir les signaux sin(n) et cos(n) appliqués aux homes 77 et 81, un potentiel de courant continu pro-15 portionnel à l'altitude h de l'avion 101 est appliqué à la borne 78 tandis qu'un potentiel de courant continu proportionnel au niveau h^ du terrain est appliqué à la home 79. Le modulateur 76 effectue la soustraction entre l'altitude de l'avion h et le niveau de terrain h^ pour obtenir le niveau 102 de l'avion 101 par 20 rapport au terrain, à savoir h-hf. Ce niveau 102 est combiné au signal de sortie du convertisseur 68 (droite 103) pour produire à la sortie du modulateur 76 une onde sinusoïdale présentant une amplitude proportionnelle à la longueur de la droite 104 et une phase proportionnelle à l'angle cA . Cette onde sinusoïdale est appliquée 25 à un circuit de conformation 82 qui transmet à son tour un signa.! à l'écrêteur 83. L'écrêteur 83 reçoit une onde d'une fréquence de 400 cycles et son signal de sortie, qui a une fréquence de 400 cycles et une valeur moyenne proportionnelle à la pente de la droite 104, est appliqué comme signal d'entrée à un amplificateur différentiel 30 84. L'autre signal d'entrée de l'amplificateur 84 est un signal proportionnel à l'angle d'atterrissage^. Puisque cet angle est fixe pour une installation donnée, il reste le même pendant un atterrissage. Lorsque la pente de la droite 104, appliquée comme signal d'entrée à l'amplificateur 84, est égale à l'angle d'atterrissage, 35 appliqué comme autre signal d'entrée à l'amplificateur 84, le sigaal de sortie de cet amplificateur a une valeur nulle et est transmis par l'intermédiaire des deux portes 85 et 86 à l'indicateur 87. Dans le cas où. la pente de la droite 104 varie vers le haut ou vers le bas par rapport à la valeur égale à l'angle d'atterrissage, le si-40 gnal de sortie de l'amplificateur 84 varie en correspondance et ce 69 13558 10 2007585 fait est signalé par l'indicateur 87. Gomme indiqué plus haut, tant que le système de la fig.1 est utilisé dans le mode IIS, un signal appliqué à la borne d'entrée 41 est également transmis à la porte 85 pour assurer son ouverture» 5 Le signal de sortie de l'amplificateur différentiel 69 est également appliqué à un écrêteur 72 qui reçoit en outre un signal, d'entrée en provenance d'un circuit de conformation 47 dont le signal d'entrée est produit par le modulateur 31 et est transmis par l'intermédiaire d'un déphaseur en quadrature 46. La sortie du 10 circuit de confoimation 47 représente le gisement de la piste 111, déphasé de 90°. Lorsque ce signal est appliqué à 1*écrêteur 72 en même temps que le signal représentant le gisement de la droite 103, 1'écrêteur 72 produit un signal de sortie qui est transmis par l'intermédiaire de l'amplificateur 73 et de la porte 74, lorsque 15 celle-ci est ouverte, pour faire passer l'indicateur 75 sur la position d'affichage ILS ON. La commande de gain de l'amplificateur 73 est assurée par le circuit 63. Le signal de sortie du convertisseur 61, qui est une tension continue représentant la longueur de la droite 108, diminue lorsque l'avion 101 se rapproche du point 20 d'impact 110. Lorsque la phase du signal en provenance de l'amplificateur différentiel 69 est comprise entre 180° et 360° par rapport à la phase du signal en provenance de l'amplificateur 47, le signal de sortie de l'amplificateur 102 devient négatif, en désexcitant l'amplificateur 73. L0rsqu8aucun signal n'est produit par 25 l'amplificateur 73, la porte 74 reste fermée et l'indicateur 75 passe dans la position 0PP. L'invention comprend également un système pour simuler le mode ADF (Automatic Direction Finding — Recherche automatique de direction) . La partie ADP du système est représentée sur la fig.3 où un 30 filtre-modulateur 121, similaire à celui représenté en détail sur la fig.4, comporte plusieurs bornes d'entrée. Des ondes rectangulaires présentant une phase de référence ou nulle sont appliquées à la borne 122 et des ondes rectangulaires présentant une phase en quadrature sont appliquées à la borne 120 de façon à constituer 35 des signaux de commande de modulateur. Une tension proportionnelle à la coordonnée X de l'avion 101 est appliquée à la borne 123 tandis qu'une tension proportionnelle à la coordonnée Y de l'avion est appliquée à la borne 125. De la même façon, une tension proportionnelle à la coordonnée X de la station au sol (émetteur) 105 40 est appliquée à la borne 124 tandis qu'une tension proportionnelle 69 13558 n 2007565 à la coordonnée T de la station au. sol est appliquée à la borne 126. Le signal de sortie du filtre-modulateur 121 est -une onde sinusoïdale dont l'amplitude est proportionnelle à 1*éloigneraent de l'avion par rapport à la station et dont la différence de phase 5 par rapport au signal de référence appliqué à la borne 122 est proportionnelle à l'angle de gisement de l'avion par rapport à la station. Cette onde sinusoïdale est appliquée directement à un amplificateur 132 à boucle ouverte et, par l'intermédiaire d'un déphaseur en quadrature 135, à un autre amplificateur 136 à boucle 10 ouverte. Les deux sorties des amplificateurs 132 et 136 sont appliquées sous forme de signaux en quadrature aux entrées d'un autre filtre-modulateur 131. Le modulateur 131 reçoit également une tension proportionnelle au sinus de l'angle d'orientation de l'avion appliquée à la borne 133» et une tension proportionnelle au cosinus 15 de l'angle d'orientation de l'avion appliquée à la borne 134. Le signal de sortie du modulateur 131 est une onde sinusoïdale dont l'amplitude est constante et dont la phase par rapport au signal de référence appliqué à la borne 122 est proportionnelle à la différence entre l'angle de gisement de l'avion par rapport à la 20 station et l'angle d'orientation de l'avion. Ce signal de sortie du modulateur 131 est appliqué à deux circuits de discrimination et d'emmagasinage 137 et 138. La tension de discrimination commandant le circuit 137 est -un signal alternatif de phase nulle appliqué à une borne d'entrée 139 et le train d'impulsions de discrimi-25 nation commandant le circuit 138 est appliqué à une borne d'entrée 141 et il se produit 60° après le signal appliqué à la borne 139. Le signal de sortie du circuit 137 est appliqué par l'intermédiaire d'un amplificateur 142 à une branehe d'un appareil de mesure 147 tandis que le signal de sortie du circuit 138 est appliqué par 30 l'intermédiaire d'un amplificateur 143 à une autre branche du même appareil 147. L'appareil de mesure 147 comprend un rotor à aimant permanent (non-représenté sur le dessin) et un stator triphasé. Le stator triphasé comprend trois enroulements dont les centres sont répartis à intervalles de 120° autour de la périphé-35 rie de l'appareil. Les trois enroulements de l'appareil 147 sont branchés en étoile et leurs extrémités libres sont chacune reliées à un contact mobile d'un des trois commutateurs 144, 145, 146. Les commutateurs 144, 145, 146 sont commandés par une bobine de relais 148 qui est excitée par fermeture d'un contacteur 149. Chacun de 40 ces trois commutateurs comprend deux contacts fixes. Un contact 13558 2 2007565 fixe du commutateur 144 est mis à la masse tandis que l'autre est relié à la sortie de l'amplificateur 142, qui est également connecté à un des contacts fixes du commutateur 146. L'autre contact fixe du commutateur 146 est relié à la sortie de l'amplificateur 143 qui 5 est également connecté à l'un des contacts fixes du commutateur 145 dont l'autre contact fixe est mis à la masse. L0rsque la bobine de relais 148 commandant les commutateurs 144, 145 et 146 est excitée, l'aiguille se déplace de 120° dans le sens contraire des aiguilles d'une montre si une station est accordée. Ceci donne au pilote une 10 indication de la puissance du signal accordé. Le signal de sortie du modulateur 121 est également appliqué à un convertisseur alternatif-continu 127. Le signal de sortie du convertisseur 127 est appliqué comme premier signal d'entrée à un amplificateur différentiel 128, le second signal d'entrée étant 15 appliqué à partir d'une borne d'entrée 129. La borne d'entrée 129 reçoit une tension proportionnelle à la plage maximale de l'émetteur au sol faisant l'objet de la simulation. Le signal de sortie de l'amplificateur 128 est appliqué comme signal d'entrée au modulateur 131 de façon à commander la marche de ce modulateur. 20 Le système représenté sur la fig.3 simule un système de recher che automatique de direction. Des systèmes de recherche automatique de direction installés sur des avions reçoivent une émission radio en provenance d'une station au sol. Lfianteane de l'avion est habituellement une antenne directionnelle telle qu'une antenne à boucle 25 modifiée qui présente une courbe de réception en cardioïde, ou bien une antenne à boucle fermée qui fonctionne avec variation de phase, ou bien une antenne d'un type similaire. L'antenne est reliée à un servo-mécanisme qui fait tourner l'antenne jusqu'à c© que la puissance maximale de signal soit atteinte. A ce moment, le 30 servo-mécanisme s'arrête et une aiguille, reliée mécaniquement à l'antenne proprement dite, indique le gisement de l'émetteur par rapport au nez de l'avion. Pour simuler ce système, une information en provenance du calculateur de vol et de sources similaires installés, dans le simulateur de vol est appliquée aux entrées du 35 modulateur 121. Dans un vol simulé de l'avion 10.1, la zone géographique simulée au dessus de laquelle le vol s'éffectue est définie au début de la mission. Elle comprend les stations dont l'avion s'approche. Dans cette identification, une tension proportionnelle à la portée mari maie de l'émetteur au sol installé dan.3 l'aéroport 40 considéré est produite et appliquée à la borne d'entrée 129. De 13558 13 2007585 façon similaire, la position de démarrage de l'avion et les coordonnées X - Y des stations sont identifiées et appliquées sélectivement aux entrées du modulateur 121 par un dispositif sélecteur approprié et bien connu. Ces signaux peuvent être engendrés par un 5 instructeur qui contrôle les réglages des potentiomètres et d'appareils similaires ou, d'une façon plus générale, en fonction d'une information emmagasinée dans la mémoire du calculateur du simulateur. les signaux appliqués aux bornes d'entrée 120 et 122 sont, comme cela sera précisé en détail dans la suite, des ondes carrées 10 encochées. L'encochage ou mutilation des ondes carrées résulte de l'élimination de la troisième et de la cinquième harmonique dans le signal. Puisque les ondes carrées contiennent toutes les harmoniques impaires, la plus forte harmonique au dessus de la fondamentale qui subsiste après encochage est la septième harmonique et 15 elle est suffisamment faible pour nécessiter un filtrage de degré très réduit. Un filtrage est nécessaire pour produire l'onde sinusoïdale qui constitue le signal de sortie du modulateur 121. Le modulateur 121 est un dispositif de commutation comportant deux parties séparées. Les ondes rectangulaires appliquées aux 20 bornes 120 et 122 rendent les parties réspectives du modulateur alternativement conductrices et non-conductrices. En outre, lorsqu'une moitié du modulateur devient conductrice pendant -une moitié de sa période de conduction, elle agit comme un commutateur permettant à la coordonnée-tension de l'avion d'arriver à sa sortie tan-25 dis que, pendant l'autre moitié de sa période de conduction, elle permet aux tensions représentant les coordonnées de la station au sol d'être appliquées à la sortie. Il en résulte qu'on obtient une sortie sinusoïdale dont l'amplitude est proportionnelle à la portée (ou à la distance séparant l'avion de la station au sol) et dont 30 l'angle de phase par rapport au signal appliqué à la borne d'entrée 122 est proportionnel au gisement de l'avion par rapport à la station au sol; ce signal est converti en un signal de courant continu par le convertisseur 127 et la tension de sortie du convertisseur 127 est appliquée à une entrée de l'amplificateur différentiel 128. 35 L'autre signal d'entrée de l'amplificateur 128 est la tension qui est appliquée à la borne d'entrée 129 et qui représente la portée maximale de la station au sol. Lorsque le signal de sortie du convertis seur 127 est supérieur au signal appliqué à la borne 129, le signal de sortie de l'amplificateur 128 arrête alors le modula-40 teur 131. Cependant, lorsque l'avion se rapproche de la station au 69 13558 u 2007 58 £ sol suffisamment près pour que le signal représentant l'éloi . . v> entre les deux éléments (c'est à dire le signal de sortie du ocn-vertisseur 127) devienne égal ou inférieur au signal représentai la portée maximale de la station, le signal de sortie de l'ampli, • 5 ficateur 128 permet au modulateur 131 de fonctionner. De ceir-t® n.;,-nière, lorsque l'avion simulé se trouve hors de portée de 1g, action au sol simulée, le radioganiomètre automatique ne fonctixcm-: pas. Puisque le signal de sortie du modulateur 121 est appliqué 10 directement et en quadrature au second modulateur 131, il joi"- 1* rôle de la tension de commande dû modulateur. Deux autres sigs&m d'entrée du modulateur 131 sont constitués par les tensions continues représentant respectivement le sinus et le cosinus de " d'orientation de l'avion et modulant l'onde sinusoïdale de esë®j-15 de. le modulateur 131, qui est similaire au modulateur de la produit à sa sortie une onde sinusoïdale d'une amplitude ooxus$3srê3 et d'une phase qui varie .en fonction de la différence entre gle d'orientation de l'avion et l'angle de gisement de l'aviom par rapport à la station au sol. le signal de sortie du modiilat®'-? 20 131 est appliqué, aux entrées de deux circuits de discrimina'dtr1 137 et 138 qui assurent l'échantillonnage du signal sinusoïdal sortie du modulateur 131 à des instants différents. Le cireuiî; U'C effectue l'échantillonnage de l'onde sinusoïdale lorsque le de référence qui est appliqué à la borne d'entrée 122 a une phase 25 nulle et le circuit 138 effectue l'échantillonnage de la scrr-ic -âr modulateur 131 au moment où le signal de référence appliqué h Xa bome 122 a un angle de phase de 60°. Les signaux de sortie deux circuits de discrimination 137 et 138 sont appliqués à enroulements séparés du stator triphasé de l'indicateur 147, !" 30 troisième enroulement de ce stator est mis à la masse, Oeei srv';-:.-fie que deux seulement des trois enroulements sont excités, le troisième enroulement servant de référence. Les circuits de m1nation 137 et 138 produisent des tensions continues proportionnelles à la tension moyenne du signal de sortie du modulateur 13: 35 aux instants où ce courant alternatif est échantillonné. Les signaux d'échantillonnage sont liés au signal de zéro ou de rîffesncfe qui est appliqué à la borne d'entrée 122 et, une fois que le® tarées de ces signaux d'échantillonnage sont déterminées, elles i?es- i tent fixes. Cependant, comme indiqué plus hâtut, le signal de sortie 40 du modulateur 131 présente un angle de phase qui est proportions! @AQ ORIGINAL 69 13558 15 2007585 au gisement de l'avion par rapport à la station lorsqu'il est comparé au signal de référence appliqué à la "borne 122. lorsque le gisement de l'avion par rapport à la station change, la phase relative du signal de sortie du modulateur 131 et les parties échan-5 tillonnées de l'onde sinusoïdale varient également, le champ magné -tique résultant qui est établi par les trois enroulements de l'appareil 147 est proportionnel aux amplitudes relatives des tensions échantillonnées et appliquées aux deux enroulements excités, les amplitudes relatives des tensions appliquées à ces deux enroule-10 ments peuvent varier à la fois en amplitude et en polarité lorsque le courant alternatif de sortie du modulateur 131 est déphasé par rapport aux impulsions d'échantillonnage. En conséquence, le résultat final est qu'on obtient un appareil dont le rotor s'aligne automatiquement par rapport au champ résultant, ce champ pouvant 15 occuper n'importe quelle position entre 0 et 360°. le système représenté sur la fig„3 reçoit à-ses bornes d'entrée des tensions qui représentent des positions et des directions de l'avion par rapport à une station au sol sélectionnée. Un grand nombre de ces indications sont prédéterminées par la mission en 20 train d'être simulée ou par l'instructeur tandis que d'autres indications sont produites dans le calculateur de vol du simulateur proprement dit. le système représenté sur la fig.3 utilise ces tensions pour produire un signal indiquant correctement une direction et simulant d'une manière effective le fonctionnement d'un 25 système de détection automatique de direction. Un élève-pilote utilisant un simulateur dans lequel ce système est incorporé doit recevoir la mène stimulation que dans le cas d'un pilotage effectif de l'avion réel. Dans l'appareil représenté sur les fig.1 et 3, on utilise 30 plusieurs filtres-modulateurs. La fig.4 représente un schéma du circuit d'un filtre-modulateur caractéristique correspondant à celui désigné par la référence 121 sur la fig.3. Le circuit de la fig.4 comprend deux parties principales, à savoir une partie-modulateur désignée dans son ensemble par la référence 150 et une 35 partie-filtre désignée dans son ensemble par la référence 180. Le modulateur 150 comprend deux paires séparées de commutateurs à transistors. Une première paire comprend un transistor 151 comportant deux émetteurs séparés 153 et 154 ainsi qu'un second transistor 162 comportant deux émetteurs séparés 161 et 162. la base du 40 transistor 151 est reliée à une borne du secondaire 157 d'un trans- 69 13558 16 2007585 formateur dont l'autre borne est reliée au collecteur. De façon similaire, la base du transistor 152 est reliée à une borne du secondaire 158 d;!uù transformateur dont l'autre borne est reliée au collecteur du transistor. Les deux secondaires 157 et 158 font 5 partie d'un transformateur 155 qui comprend également un enroulement primaire 156. Le signal sin(n) de commande servant de référence est appliqué à l'enroulement primaire 156. Comme le montre la fig.3» le modulateur 121 reçoit, en plus des signaux de commande, des tensions représentant les coordonnées X et T de 10 l'avion et de la station au sol intervenant dans la simulation. On a utilisé les mêmes types de symboles pour expliquer la construction et le fonctionnement du modulateur représenté en détail sur la fig«,4. La tension qui représente la coordonnée X de l'avion est appliquée à une borne d'entrée 159 reliée à l'émetteur 153 du 15 transistoro L'autre émetteur 154 produit à la sortie du transistor 151 un signal qui est appliqué par l'intermédiaire d'une résistance 174 et d'un, condensateur 176 au filtre 180. La tension représentant la coordonnée X de la station au sol est appliquée à une borne d'entrée réliée à l'émetteur 162 du transistor 152. L'autre 20 émetteur 161 du transistor 152 produit également un signal à la sortie de ce transistor et il est relié à la jonction de l'émetteur 154 et de la résistance 174® • . L'autre moitié du modulateur 150 est identique à celle décrite plus haut et elle comprend deux transistors 163 et 164. Le transis-25 tor 163 comprend une base reliée à une borne d'un enroulement secondaire 167 dont l'autre borne est connectée au collecteur. Le transistor 163 comprend également deux émetteurs 165 et 166. Le transistor 164 comprend une base reliée à une borne d'un enroulement secondaire 168 ainsi qu'un collecteur relié à l'autre borne 30 du même enroulement. Le transistor 164 comporte également deux émetteurs 172 et 173. Les deux enroulements secondaires 167 et 168 font partie d'un transformateur 171 qui comprend un enroulement primaire 169 auquel est appliqué le signal de commande en quadrature cos(n). La tension représentant la coordonnée Y de l'avion 35 est appliquée à l'émetteur 165 du transistor 163 tandis que la tension représentant la coordonnée Y de la station au sol est appliquée à l'émetteur 172 du : transistor 164» Les deux autres émetteurs 166 et 173 sont reliés ensemble et, par l'intermédiaire d'une résistance 175 et du condensateur 176, au filtre 180, 40 En fonctionnement, et en considérant d'abord la partie supé 13558 17 2007585 rieure du modulateur 150,1a tension de commande appliquée à l'enroulement primaire 156 est transmise aux deux bases avec des polarités opposées. Ceci s1explique par le fait que la partie supérieure de l'enroulement 157 et la partie inférieure de l'enroulement 5 158 sont reliées aux bases respectives des deux transistors 151 et 152. En conséquence, pour chaque demi-période du signal de commande d'entrée, l'un des deux transistors 151, 152 est conducteur. Lorsque ce transistor est conducteur, ses deux émetteurs sont reliés ensemble. Pendant une demi-période des signaux de commande 10 d'entrée appliqués à l'enroulement 166, le transistor 151 est conducteur et transmet la tension représentant la coordonnée X de l'avion par l'intermédiaire de la résistance 174 et du condensateur 176. Pendant l'autre demi-période du signal de commande appliqué à l'enroulement 156, le transistor 152 est conducteur et transmet la 15 coordonnée X de la station au sol par l'intermédiaire de la résistance 174 et du condensateur 176. En conséquence, le signal de sortie de la partie supérieure du modulateur 150 comprend deux impulsions se succédant immédiatement et présentant chacune la même largeur et une amplitude proportionnelle à la coordonnée X de 20 l'avion ou à celle de la station au sol. D'une manière similaire, deux transistors 165 et 164 de la moitié inférieure du modulateur 150 sont également rendus alternativement conducteurs. Lorsque le transistor 163 est conducteur, la coordonnée T de l'avion est appliquée par l'intermédiaire de la résistance 175 au condensateur 25 176 et, pendant l'autre demi-période, le transistor 162 est conducteur et transmet la tension représentant la coordonnée - Y de la station au sol par l'intermédiaire de la résistance 175 au condensateur 176. Les signaux de commande appliqués à la moitié supérieure et à 30 la moitié inférieure du modulateur 150 par 1'inteimédiaire des enroulements 156 et 169 sont déphasés de 90°. En conséquence, pendant le premier quart du cycle correspondant à- 90°, les coordonnées X et Y de l'avion sont simultanément appliquées au condensateur 176. Pendant le second quart de 90°, la coordonnée X de la station au 35 sol et la coordonnée Y de l'avion sont simultanément appliquées au condensateur 176. Puis, pendant le troisième quart du cycle, les coordonnées X et Y de la station au sol sont simultanément appliquées au condensateur 176 et, pendant le quatrième quart, la coordonnée X de l'avion et la coordonnée Y de la station au sol 40 sont simultanément appliquées au condensateur 176. Le potentiel 13558 18 2007585 résultant apparaissant aux bornes du condensateur 176 à un instant donné est fonction de l'amplitude et de la polarité du potentiel transmis par les transistors du modulateur à cet instant. En conséquence, le signal de sortie résultant qui est appliqué par l'in-5 termédiaire d'une résistance 177 aux bornes d'un condensateur 178 du circuit de filtrage 180 a une amplitude proportionnelle à l'éloignement de l'avion par rapport à la station au sol, ses points de croisement ou de phase étant proportionnels à la relation angulaire entre les deux groupes de coordonnées. Puisque les amplitudes 10 d*un des potentiels appliqués aux émetteurs et représentant les coordonnées X ou T de l'avion ou de la station au sol peuvent varier sensiblement en amplitude et peuvent avoir des polarités positives ou négatives, la tension résultante assurant la charge du condensateur 176 est fonction à la fois de l'amplitude et de la 15 polarité des impulsions individuelles» Le seconde partie du circuit de modulation et de filtrage est le filtre 180» 0e filtre utilise un amplificateur opérationnel 182 coopérant avec des composants 179, 181, 183 à 189 et 191 à. 198 de manière à assurer le filtrage nécessaire# Le circuit de filtrage 20 180 représenté sur la fig.4 est un filtre passe-bas du type général décrit de façon détaillée dans le document "Applications Manual for Computing Amplifiers for Modelling, Measuring, Manupulating and Much Else" publié par Philbrick Researches Inc., pages 74 et 75. Pour éviter d'avoir à utiliser un filtre de grande capacité et 25 coûteux, les signaux de commande appliqués aux enroulements primaires d'entrée 156 et 169 sont des ondes carrées encochées, comme indiqué plus haut. Puisque le phas^ge des signaux d'entrée et de sortie est important pour obtenir un fonctionnement correct de ces circuits, on utilise des ondes carrées du fait que leurs points de 30 croisement sont nettement définis. Des ondes carrées contiennent toutes les harmoniques impaires. En fait, seule la fondamentale est intéressante dans cette application. Les deux harmoniques qui sont particulièrement puissantes et qui nécessitent le maximum de filtrage sont la troisième et la cinquième harmonique. L'onde carrée 35 qui est appliquée aux enroulements primaires 156 et 169 ne comporte pas cette troisième et cette cinquième harmonique. L'élimination de ces harmoniques résulte de ce qu'on utilise une onde encochée ou mutilée. La génération de l'onde carrée correctement encochée peut être effectuée de différentes manières, dont une consiste à utili-40 ser un multivibrateur à fréquence élevée dont le signal de sortie 69 13558 19 2007585 est appliqué à des étages successifs de compteurs binaires. De cette manière, la fondamentale et les harmoniques impaires désirées sont également produites tandis que la troisième et la cinquième harmonique peuvent être commodément éliminées de l'onde fondamenta-5 le. En supprimant la troisième et la cinquième harmonique de 1'onde carrée utilisée, l'harmonique la plus puissante qui subsiste est la septième et elle est relativement faible. Pour cette raison, le filtre court représenté sur la fig.4 suffit pour produire l'onde sinusoïdale de sortie nécessaire pour obtenir un fonctionnement 10 correct du système. Bien entendu, l'invention n'est nullement limitée aux modes de réalisation décrits et représentés, elle est susceptible de nombreuses variantes accessibles à l'homme de l'art, suivant les applications envisagées et sans s'écarter pour cela de l'esprit 15 de l'invention. 69 13558 20 2007585 . REVENDICATIONS . 1. Simulateur d'équipement de radio-navigation pour avions, caractérisé en ce qu'il comprend des premiers moyens pour simuler 5 un appareil omnidirectionnel, des seconds moyens pour simuler un équipement d'atterrissage aux instruments, des troisièmes moyens pour simuler un équipement de recherche automatique de direction, en ce que les premiers et seconds moyens comprennent des quatrièmes moyens pour recevoir une information représentant l'orientation 10 angulaire par rapport à la direction Nord dsune droite reliant un aérodrome simulé à un avion simulé et pour produire un signal sinusoïdal de sortie dont la phase par rapport à une valeur de référence est proportionnelle à la dite orientation angulaire, en ce qu'il est prévu des cinquièmes moyens pour recevoir une information 15 représentant les coordonnées de l'aérodrome simulé et les coordonnées de l'avion simulé et pour produire à partir de cette information un signal sinusoïdal de sortie dont la phase correspond à une valeur de référence et dont l'amplitude est proportionnelle à la distance séparant l'avion simulé de l'aérodrome simulé, en ce que 20 les dits premiers moyens comprennent en outre des sixièmes moyens pour modifier la relation de phase entre le signal de sortie des quatrièmes moyens et le signal de sortie des cinquièmes moyens, et en ce qu'il est prévu un premier instrument indicateur pour donner l'orientation de l'avion simulé par rapport à l'aérodrome 25 simulé ainsi qu'un premier comparateur de phase dont le signal de sortie est appliqué au premier instrument indicateur et dont les signaux d'entrée sont appliqués à la sortie des sixièmes moyens et à la sortie des cinquièmes moyens pour produire, pour le dit premier instrument, un signal proportionnel à la différence de phase 30 entre les signaux de sortie des quatrièmes et cinquièmes moyens. 2, Simulateur selon la revendication 1, caractérisé en ce que les dits quatrièmes moyens comprennent deux modulateurs, des éléments pour appliquer à l'entrée d'un des modulateurs une information proportionnelle au sinus de l'angle d'orientation et un si- 35 gnal de commande de référence, ainsi que des éléments pour appliquer à l'entrée de l'autre modulateur une information proportionnelle au cosinus de l'angle d'orientation ainsi qu'un signal de commande en quadrature, les dits modulateurs assurant la modulation de la dite information angulaire par les dits signaux de commande» 40 3. Simulateur selon la revendication 1, caractérisé en ce que 69 13558 21 2007585 les dits cinquièmes moyens comprennent deux modulateurs, des éléments pour appliquer à l'un des modulateurs une information d'entrée se rapportant à une coordonnée de l'aérodrome simulé et de l'avion simulé ainsi qu'un signal de commande de référence, et des 5 éléments pour appliquer à l'entrée de l'autre modulateur une information se rapportant à l'autre coordonnée de l'aérodrome simulé et de l'avion simulé ainsi qu'un signal de commande en quadrature, les dits modulateurs assurant une modulation de l'information constituée par les dites coordonnées à l'aide des dits signaux de comman- 10 de. 4. Simulateur selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les dits sixièmes moyens comprennent un diviseur de phase pour diviser le signal de sortie des quatrièmes moyens en plusieurs signaux dont les angles relatifs de phase sont 15 répartis également sur 360°, une résistance circulaire comportant plusieurs bornes d'entrée réparties à intervalles égaux sur sa périphérie, des signaux individuels étant appliqués à des bornes d'entrée individuelles, et en ce qu'il est prévu sur la résistance un contact mobile pour fournir un signal dont la phase est la ré- 20 sultante des phases des signaux appliqués et de la position du contact mobile. 5. Simulateur selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend un second instrument indicateur, un déphaseur en quadrature dont l'entrée est reliée à la sortie des 25 sixièmes moyens, un second comparateur de phase dont les entrées sont reliées au déphaseur et à la sortie des cinquièmes moyens ainsi que des éléments pour relier la sortie du second comparateur de phase au second instrument indicateur de façon que ce dernier signale lorsque l'avion simulé se rapproche ou s'éloigne de l'aé- 30 rodrome simulé. 6. Simulateur selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les dits seconds moyens comprennent en outre un dispositif de sommation de tension, la sortie des cinquièmes moyens et la sortie des quatrièmes moyens étant reliées aux entrées 35 du dispositif de sommation, ainsi qu'un troisième instrument indicateur pour signaler lorsque l'avion simulé est en train de recevoir des signaux représentant l'angle d'atterrissage en provenance d'un émetteur simulé, la sortie du dispositif de sommation de tension étant reliée à l'entrée du troisième instrument indicateur. 40 7. Simulateur selon la revendication 6, caractérisé en ce que 69 13558 22 2007585 les dits seconds moyens comprennent en outre un quatrième instrument indicateur pour signaler des écarts par rapport à un angle d'atterrissage simulé ainsi que des septièmes moyens pour recevoir une information représentant les altitudes de l'aérodrome simulé 5 et de l'avion simulé ainsi que le signal de sortie du dispositif de sommation et pour engendrer un signal sinusoïdal de sortie dont l'amplitude est proportionnelle à la pente d'un trajet d'atterrissage simulé, la sortie des septièmes moyens étant reliée au quatrième instrument. 10 8. Simulateur selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif différentiel dont l'entrée reçoit une information représentant la portée maximale d'émetteurs au sol simulés sélectionnés et également le signal de sortie des cinquièmes moyens qui représente l'éloignement de l'avion simulé par rapport 15 à l'aérodrome simulé, le signal de sortie du dispositif différentiel indiquant lorsque l'avion simulé se trouve dans la zone d'action de l'émetteur, et en ce qu'il est prévu des éléments placés avant les dits premier, troisième et quatrième instruments indicateurs et répondant au signal de sortie du dispositif différentiel 20 pour interrompre l'écoulement des infoimations appliquées aux dits instruments lorsque le dit signal n'êxiste pas» 9. Simulatéur selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les dits troisièmes moyens comprennent des huitièmes moyens pour recevoir une information représentant les 25 coordonnées d'un aérodrome simulé et d'un avion simulé et pour produire un signal sinusoïdal de sortie dont la phase par rapport à un signal de référence est proportionnelle à l'angle de gisement de l'avion par rapport à l'aérodrome, des neuvièmes moyens pour recevoir une information représentant l'angle de gisement de l'avion 30 simulé par rapport à la direction Nord ainsi que la sortie des huitièmes moyens et pour produire un signal sinusoïdal de sortie dont la phase par rapport à un sigial de référence est proportionnelle à la différence entre l'angle de gisement de l'avion par rapport à la direction Nord et l'angle de gisement de l'avion par 35 rapport à l'aérodrome simulé, ainsi qu'un cinquième instrument indicateur, le signal de sortie des dits neuvièmes moyens étant appliqué au dit instrument pour indiquer la direction de l'avion simulé par rapport à l'aérodrome simulé. 10. Simulateur selon la revendication 9, caractérisé en ce que 40 les dits huitièmes moyens comprennent deux modulateurs, un des 69 13558 23 2007585 modulateurs comportant des élénents pour recevoir des tensions proportionnelles à une coordonnée de l'aérodrome simulé et de l'avion simulé ainsi qu'un signal de commande de référence, tandis que l'autre modulateur comprend des éléments pour recevoir des tensions 5 proportionnelles à l'autre coordonnée de l'avion simulé et de l'aérodrome simulé ainsi qu'un, signal de commande en quadrature, les dits modulateurs agissant de façon à moduler les tensions représentant les dites coordonnées à l'aide des dites tensions de commande. 10 11. Simulateur selon la revendication 9» caractérisé en ce que les dits neuvièmes moyens comprennent deux modulateurs, l'un des modulateurs comportant des éléments pour recevoir une information proportionnelle au sinus de 1'angle de gisement de l'avion simulé par rapport à la direction Nord ainsi que le signa], de sor-15 tie des huitièmes moyens tandis que l'autre modulateur comprend des éléments pour recevoir le cosinus de l'angle de l'avion simulé par rapport à la direction Nord, ainsi qu'un déphaseur en quadrature "branché entre la sortie des huitièmes moyens et une entrée du second modulateur, les dits modulateurs agissant de façon à 20 moduler l'information représentant l'angle de gisement par les signaux de sortie des huitièmes moyens. 12. Simulateur selon l'une des revendications 9 à 11, caractérisé en ce que le signal transmis par les neuvièmes moyens au cinquième instrument indicateur suit deux parcours, en ce qu'il 25 est prévu dans chaque parcours des éléments pour échantillonner périodiquement le signal de sortie des neuvièmes moyens et pour emmagasiner le potentiel échantillonné, des moyens pour appliquer à l'un des deux éléments d'échantillonnage un premier potentiel d'échantillonnage se produisant à un premier Instant, des moyens 30 pour appliquer à l'autre élément d'échantillonnage un. second potentiel d'échantillonnage se produisant à un second instant et des moyens pour appliquer les potentiels échantillonnés sortant des deux éléments d'échantillonnage au dit cinquième instrument indicateur. 35 13. Simulateur selon la revendication 12, caractérisé en ce que le cinquième instrument indicateur comprend plusieurs enroulements inducteurs répartis à intervalles égaux autour de l'instrument ainsi qu'.un rotor à aimant permanent et en ce que les moyens transmettant les potentiels échantillonnés en provenance des deux 40 éléments d'échantillonnage au cinquième instrument sont reliés 13558 24 2007585 chacun à un enroulement inducteur différent de façon que le rotor de l'instrument s'aligne automatiquement sur le champ magnétique résultant sur une rotation complète de 360° •