3ja présente invention concerne un système de commande de vol pour appareils d'aviation dirigables, permettant des fonctions de commande aussi "bien à long terme qu'à court terme. lies conditions requises pour un système de commande de 5 vol se divisent en deux catégories générales. La première de ces catégories est l'augmentation de la stabilité et elle est accomplie par un appareil de commande, désigné d'une manière générale par circuit de commandé interne ou simplement circuit interne. L'augmentation de la stabilité de-lo mande généralement une correction rapide à court terme, qui aide le pilote à contrôler l'aéronef lors des coups de vent et de turbulences qui dérangeraient temporairement l'état stabilisé de l'aéronef. A cause,des fonctions de commande à court terme, les systèmesd»augmentation de stabilité demandent une réponse 15 rapide avec seulement une autorité d'entrée limitée aux commandes de l'aéronef, afin d'accomplir cette tâche. L'autorité limitée est aussi une caractéristique de sécurité, qui permet au pilote de passer outre le système en cas de dagger. Les systèmes d'augmentation de stabilité sont parfois considérés 2o comme une aide pour le pilote, tandis que celui-ci maintient la commande de l'aéronef manuellement; cependant, ces systèmes sont le plus fréquemment considérés comme un élément de sécurité de vol plutôt que comme aide du pilote. La seconde de ces catégories est la fonction corrective 25 à long terme et elle est accomplie à l'aide d'un appareil de commande connu généralement comme circuit de commande externe ou simplement^ circuit externe. Ce circuit contrôle les fonctions de maintien, telles que la position ou la vitesse de l'aéronef. Puisque ces circuits sont généralement des aides pour le pilote, 3o des entrées à autorité complète sont permises et la sécurité est maintenue en réduisant intentionellement la vitesse de réponse à laide d'un appareil de commande à réponse lentes Il est désirable d'avoir un système de commande, qui fournirait aussi une grande vitesse de réponse pour les comman-35 des du circuit externe, sans perdre les caractéristiques de sécurité d'un appareil de commande à réponse lente. Le but de la présente invention est un système de commande de vol pour un aéronef, qui inclût aussi bien un circuit de commande inte*ne qu'un circuit de commande externe. Le cir-4-0 cuit de commande est projeté tel qu'il retient la sécurité du 69 1273' 2 2011875 système à circuit interne à autorité limitée et à circuit externe à vitesse de réponse limitée, tandis qu'en même temps le système fournit une réponse rapide aux commandes aussi "bien du cireuit interne que du circuit externe. ^ Dans ce système de commande le circuit interne fournit une stabilisation du degré de déviation de la position en vol directe et déphasée par un moyen de commande à autorité limitée# Ce moyen de commande est relié méchaniquement à une gouverne de l'aéronef en série avec le manche à "balai du pilote. Normalle-lo ment la réponse du signal l'entrée du degré de déviation de la position en vol direct et déphasé fournira la stabilisation à court terme nécessaire à l'intérieur de l'autorité limitée du moyen de commande, màls permet encore au pilote d'introduire des changements de commande de grande amplitude, par exemple, 15 durant une manoeuvre pour outre passer le circuit interne. Le circuit externe fournit une commande proportionelle à partir de détecteurs du degré de direction de la position att vol ou de vitesse. Les commandes du circuit externe sont introduites à l'aide d'un moyen de commande à vitesse de réponse lit-, 2o mitée en parallèle au manche à balai et en série avec le moyen de commande à autorité limitée du circuit interne. Quant le pilote désire maintenir la commande manuelle de l'aéronef, les détecteurs et le moyen de commande du circuit externe peuvent être mis hors prise pour empêcher que la connection parallèle 25 interfère avec les commandes du pilote. Quand le circuit externe est mis en prise, le pilote lâche son manche à balai et le moyen de commande dans le circuit externe à une autorité entière pour maintenir les fonctions de maintien. La caractéristique de la limitation de la vitesse de ré-3o ponse du circuit externe fournit une caractéristique de sécurité de vol dans le cas d'une panne dans le circuit externe qui déplace subitement le moyen de commande à autorité entière et la gouverne associée vers le déplacement maximum. Ceci est connu sous le nom de "hard-over" et peut causer un état de vol dange-55 reux à moins que le pilote ne puisse recouvrer le contrôle. La vitesse de réponse réduite fournit un temps supplémentaire au pilote pour réagir. Bien que la caractéristique de la limitation de la vitesse de réponse dans le moyen de commande à autorité entière 4o est désirable pour des raisons de sécurité, elle peut interférer 69 12736 2011875 avec les entrées de commande des paramètres du circuit externe et réduire ainsi les fonctions de correction de ce circuit. Afin de maîtriser ces résultats indésirables du moyen de commande du circuit externe répondant lentement, un signal 5 représentant l'erreur dynamique réactive entre l'entrée et la sortie du moyen de commande du circuit externe, est transmis au. moyen de commande à réponse rapide du circuit interne. Ce signal d'erreur est produit par un signal réactif négatif du moyen de commande du circuit externe additionné aux commandes du cir-X0 cuit externe. Les moyens de commande du circuit interne et externe étant mis en série et le moyen de commande du circuit interne répondant à l'erreur du circuit externe, le profil du signal de commande du circuit externe est reconstruit dans le signal de sortie combiné des moyens de commande. 15 Puisque le signal d'erreur dynamique du circuit externe peut parfois être grand, et puisque le moyen de commande du circuit interne a une autorité limitée, un limitateur du signal d'erreur est incorporé dans la connection réactive entre les circuits externe et interne. Le seuil de ce limitateur est établi 2o eu un point au-dessous de la saturation d'autorité du moyen de commande du circuit interne. Un seuil à 50 % de la saturation du moyen de la commande du circuit interne permet au moyen de commande du circuit interne d'adapter des proportions égales des commandes des circuits interne et externe. 25 L'invention sera maintenant décrite avec référence au seul dessin annexé qui représente un mode d'exécution préféré de la présente invention sous forme d'un schéma simplifié. Le système de commande est représenté sous une forme applicable à un seul axe de commande de l'aéronef. Pour des fins 3o de la description, des composants associés aux commandes du tangage ou du roulis d'un hélicoptère ont été choisis. Dans le dessin le point d'addition lo représente un amplificateur d'addition, qui combine les commandes de stabilisation du circuit interne d'un détecteur du degré de déviation 35 de la position en vol 12 et d'un détecteur 14 de la position du manche à balai. Le signal de sortie du point d'addition est fourni à un amplificateur servo 16 et à un moyen de commande du circuit interne composée d'une valve servo-hydraulique 18 et d'un piston servo 2o à déplacement L^ limité méchaniquement re-4-0 présenté par le numéro de référence 22. Le déplacement du piston 69 12736 4 2011875 2o réagit le long du chemin 24 sur la valve servo 18 et est appliqué au méchànisme d'addition en séries 26 ensemble avec le déplacement de la tringlerie de commande 28 de l'aéronef. La tige de sortie 3o du méchànisme d'addition 26 conduit vers la gou-5 verne de l'aéronef. La fonction du circuit de commande interne est de fournir une augmentation de la stabilité à court terme et à cet effet un système à degré de déviation de la position en vol direct et déphasé est employé. Ce système dérive sa réponse pri-lo maire du détecteur 12 du degré de déviation de la position en vol, tel que gyroscope pour la position en vol, et la sortie de ce détecteur est fournie à l'amplificateur d'addition lo par un amplificateur proportionel 32 et un circuit pseudo-position en vol comprenant le réseau déphaseur 34. Le réseau déphaseur ré-15 alise effectivement une intégration à court terme du signal du degré de direction de la position en vol pour engendrer un signal ayant des caractéristiques de déviation de la position en vol sur une base à court terme. La constante de temps du réseau déphaseur 34 peut être approximativement lo secondes; ce-2o pendant ceci dépendra en de largès mesures de la grandeur et de la vitesse de l'aéronef. Puisque le circuit interne de stabilisation fonctionnem durant les manoeuvres commandées par le pilote à l'aide de son marche à balai 4o, il est désirable d'annuler le signal pseudo-25 position en vol et d'éviter ainsi toute commande de stabilisation de la position en vol, qui s'opposerait autrement aux commandes du pilote. A cet effet le détecteur 14 de la position du manche à balai mesure les commandes du manche à balai et produit un signal du manche à balai qui est différentié:-' par le 3o réseau 36. La sortie du réseau 36, en combinaison avec le réseau déphaseur 34, produit initiallement un signal de commande de position en vol à court terme, quand une commande du manche à balai est fournie par le détecteur 14. La réponse initial de l'aéronef est ainsi améliorée. Un signal du détecteur 12 du 35 degré de déviation de la position en vol pour le point d'addition 38 s'oppose alors au signal de commande à fur et à mesure que l'aéronef répond. Puisque la position du manche à balai dans un hélicoptère est approximativement proportionel à la position en vol de celui-ci, le signal différentié est appro-4o ximativement égal au degré de changement de la position en vol. 69 12736 5 2Ô11875 Lé signal différentié annule alors tout signal constant de la position en vol au point d'addition 38. Le signal différentié annulera ainsi tout signal à long terme émanant du circuit pseudoattitude en vol qui s'oppose aux commandes manuelles du pilote. 5 Le circuit externe comprend des détecteurs qui réali sent les fonctions de maintien. Ces détecteurs comprennent un détecteur de la position en vol 42, telçsi'un gyroscope, et un détecteur de vitesse 44-, tel qu'un système de radar type dop-pler. lo Puisque le détecteur de position en vol et le circuit pseudo-position en vol du circuit interne réalise essentiellement des fonctions similaires, un interrupteur de mode 46 est prévu pour éliminer l'un ou l'autre de ces chemins de commande du système de commande automatique. Le mode "maintien de la 15 position en vol" est en service quand 1*interrupteur 46 est fermé. Dans ce mode le circuit pseudo-position en vol est mis à la., masse par l'interrupteur électronique 48 et un synchro-nisateur 5o est disconnecté .du détecteur de position en vol. Le synchronisateur 5o, avant la mise en fonction du mode de 2o maintien, met à zéro la sortie de 1'amplificateur 52 du détecteur de position en vol, de sorte qu'un signal d'erreur initiale n'est pas introduit d'une manière "brusque dans le circuit externe de commande quand le mode de maintien est choisi. Le système de radar type doppler 44 fournit un signal 25 électrique de la vitesse au comparateur 54- qui le compare avec un signal du potentiomètre 56 d'ajustage de .la vitesse pour produire un signal d'erreur de vitesse. Ge signal d'erreur de vitesse est fourni à travers un circuit à affaiblessement et gain progressif au point d'addition 60• Quand le mode de main-30 tien de position en vol est choisi, le circuit d*affaiblessement et de gain progressif est asservi par le conducteur 66 pour introduire graduellement tout signal d'erreur de vitesse initiale pouvant exister. En supplément à l'entrée proportionel-le, le signal d'erreur de vitesse est fourni à travers un inté-35 grateur 62 au point d'addition 64 où il est additionné au signal d'entrée proportionnel. L'intégrateur assure qu'un signal d'erreur en régime permanent de valeur zéro est maintenu. Un circuit de verrouillage peut être incorporé dans l'intégrateur 62 pour mettre à zéro toute erreur initiale de l'intégrateur. 69 12736 6 2011875 Les signaux d'erreur du détecteur 42 de la position en vol et du système doppler 44 sont combinés au point d'addition 6o et fournis à un amplificateur servo 68 et un moyen de commande du circuit externe composé d'une valve servo-hydraulique 5 4-6, d'un limitateur de flux hydraulique 72 et d'un piston servo 74-, Le piston 74- est connecté en parallèle au manche à balai 4-o du pilote au moyen d'un accouplement 76» Le dessin indique cette connection parallèle au point de jonction 78 de la tring-lerie 28 du manche à balai 4-o et de l'accouplement 76. Puisque lo durant le mode de maintien le piston 74- réalise effectivement la mime fonction que le pilote, le piston 74 reçoit la même autorité que le pilote, c'est-à-dire le déplacement maximum possible de la tringlede de commande 28 à l'aide du piston 74 est égal au déplacement maximum possible de la tringlerie de eôm-15 mande 28 par le manche à balai 4o. Le limitateur de flux 72 hydraulique interposé entre la valve servo 7o et le piston 74- laisse passer effectivement un maximum de flux hydraulique Lg pour limiter le degré de déplacement du piston 74. Le limitateur de flux hydraulique 72 four-, 2o nit une caractéristique de sécurité dans le circuit externe de commande. Le piston 74- ayant autorité entière sur la tringlerie de commande quand l'accouplement 74- est engagé, le pilote peut utiliser le temps de réponse additionel fourni par le limitateur pour mettre hors servicê le piston 74- pour le cas d'une com-25 mande brusque connue sous le nom de "hard-wer". La vitesse de réponse intentionellement réduite du moyen de commande du circuit externe est ainsi compensée de la manière décrite ci-après. Le déplacement de sortie du piston 74 est appliqué à un détecteur réactif 80, qui fournit un signal réactif électrique 3o au point d'addition 60. Avec cette réaction, la sortie du point d'addition 60 vers l'amplificateur servo 68 devient un signal d'erreur dynamique réactif pour le circuit de commande externe. Ce signal d'erreur sera zéro quand le déplacement de sortie du piston 74 correspond précisément aux signaux de commande du 35 circuit externe. Dans cette condition, le signal de position réactif est égal à la somme des entrées de position en vol et de vitesse au point d'addition 60. Durant les conditions transitoires, cependant, un signal d'erreur défini peut être attendu à cause de la réponse lente du moyen de commande imposée par*le 4o limitateur 72. Afin d'introduire dans la tringlerie 3o ces per 69 12736 7 2011875 turbations du. circuit externe qii ne peuvent pas être adaptées au pouvoir Lg du limitateur 72, une interconnection 82 est prévue, qui transmet le signal d'erreur du circuit externe au moyen de commande â autorité limitée du circuit interne de commande. 5 Puisque le moyen de commande du circuit interne est prévu pour une stabilisation rapide à court terme, une réponse rapide peut être attendue. Par conséquent le moyen de commande du circuit interne en série ajoutera à la tringlerie 3o un déplacement proportionel à l'erreur du moyen de commande du circuit externe, lo A fur et à mesure que le moyen de commande di circuit externe suffit aux demandes des signaux du circuit de commande externe, le signal d'erreur du circuit externe retournera à zéro et le déplacement du servo du circuit interne dû à l'erreur retournera à zéro. Par conséquent, par l'opération combinée des moyens 15 de commande des circuits interne et externe, les signaux du circuit externe sont reconstruits dans le déplacement de la tringlerie conformément à une grande vitesse de réponse et une autorité entière du moyen de commande du circuit externe. Puisque le moyen de commande du circuit interne a une 2o vitesse de réponse rapide et une autorité limitée, la saturation du moyen est aisément atteinte. Ceci naturellement est une caractéristique indésirable et ainsi un limitateur 84 de 1*interconnection ayant un seuil est prévu. Le seuil L^ du limitateur 84 produit un déplacement du piston 2o moindre que la li-25 mite de saturation du moyen de commande du circuit interne et un seuil Lj, qui ne permet pas plus de 5o % de saturation du moyen de commande du circuit interne est utilisé. Avec un seuil L^ de 5o % de saturation, le moyen de commande du circuit interne peut s'adapter simultanément à une portion substantielle des com-3ç mandes de stabilisation du circuit interne et des erreurs dynamiques normales du circuit externe. L'avantage unique des chemins de commande des circuits interne et externe avec une interconnection d'erreur dynamique peut être aisément compris. Le circuit interne ayant un moyen 35 de commande à grande vitesse de réponse mais à autorité limitée fournit une stabilisation à court terme et aussi, sans saturation, ajoute les perturbations dynamiques normales du circuit externe représentées par le signal d'erreur dynamique du circuit externe. Les commandes du circuit externe sont introduites avec 4o autorité entière par le moyen de commande à réponse limitée sans 69 12736 8 2011875 perdre les perturbations à court terme ou sans enlever des caractéristiques de sécurité de vol, permettant au pilote de réassumer une commande en un temps suffisant pour vaincre un signal "hard-over". 5 Bien qu'un mode d'exécution préféré de l'invention ait été montré et décrit, de nombreuses modifications et substitutions peuvent être faites. Par exemple, des accéléromètres peuvent constituer les détecteurs primaires à haute vitesse de réponse dans le circuit interne et les détecteurs de position en lo vol peuvent être incorporés dans le circuit externe à réponse lente. En supplément aux aéronefs conventionels, l'invention peut être aussi utilisée dans d'autres corps, tels que des missiles ou des véhicules spatiaux. Par conséquent, l'invention n'est pas limitée au mode d'exécution illustré et décrit, mais 15 elle peut être utilisée de bien d'autres manières. 69 12736 9 2011875 EEVENOIOAIIOBS 1» Un système de commande de vol pour gouverner les mou vements d'un aéronef autour d'un axe de commande donné, caractérisé par un premier dispositif de commande fournissant des com-5 mandes de stabilisation à court terme, un dispositif à autorité limitée déplaçant la gouverne de l'aéronef en réponse au premier dispositif de commande, un second dispositif de commande fournissant des commandes de maintien à long terme; un dispositif à vitesse de réponse limitée et autorité entière répondant au se-lo cond dispositif de commande et déplaçant la gouverne de l'aéronef en série avec le dispositif à autorité limitée, et un troisième dispositif de commande pour coupler une commande d'erreur de maintien à long terme du second dispositif de commande au dispositif à autorité limitée» 15 2. Le système de commande selon la revendication 1, ca ractérisé en ce que le troisième dispositif de commande inclût un limitateur empêchant la saturation du dispositif à autorité limitée par des commandes d'erreur de grande amplitude* 3* Le système de commande selon la revendication 2, ca- 2o ractérisé en ce que .le limitateur a un seuil ne permettant pas plus de 5o % de saturation du dispositif à autorité limitée, 4. Le système de commande selon une des revendications 1-3) caractérisé en ce que le premier dispositif de commande fournit une commande de stabilisation du degré de déviation de 25 la position en vol et que le second dispositif de commande fournit une commande proportionnelle à la position en vol» 5. Le système de commande selon une des revendications 1-4, caractérisé en ce que le dispositif à vitesse de réponse limitée inclût un générateur de signaux réactifs négatifs et 3o que des moyens sont prévus pour combiner les commandes de maintien du second dispositif de commande et le signal réactif négatif pour produire un signal d*entrée pour le dispositif à vitesse réponse limitée et l'erreur de la commande de maintien à long terme* 35 6. Le système de commande selon une des revendications 1-5, caractérisé par un dispositif de commande manuel connecté à la gouverne de l'aéronef en parallèle au dispositif à vitesse de réponse limitée et des moyens servant à disconnecter le dispositif à vitesse de réponse limitée de la gouverne.