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parer dans une certaine mesure aux risques de pannes en fractionnant la puissance entre un nombre plus ou moins grand de moteurs séparés; si l'on veut dans ce cas que la machine puisse continuer son vol avec un ou plusieurs moteurs arrêtés, on est contraint de prévoir en conséquence l'importance des surfaces portantes, et ces dimensions seront excessives pour le cas où tous les moteurs fonctionnent : la puissance totale sera mal utilisée, on consommera plus d'essence qu'il n'est nécessaire, l'avion ne sera pas économique. Il est préférable, lorsque les groupes-moteurs sont également sustentateurs, de ne pas surdimensionner les surfaces
groupes-moteurs sont également sustentateurs, de ne pas surdimensionner les surfaces portantes; la machine, c'est entendu, ne pourra plus continuer à voler en cas de panne d'un groupe, mais elle continuera à être soutenue par les autres groupes et pourra ainsi atterrir à des vitesses faibles. Enfin, quoique l'arrêt simultané de tous les groupes-moteurs constitue une éventualité très improbable, il ne faudra jamais à mon sens la considérer comme impossible, le minimum de sécurité désirable étant que, dans ce cas, la machine puisse atterrir, sinon sans risque de casse pour elle-même, du moins sans risque de blessures graves pour le pilote
du moins sans risque de blessures graves pour le pilote et les passagers. Et c'est cette considération qui fixe en fin de compte le minimum de « toile » que doit porter l'appareil; ce minimum reste élevé, car, qu'il s'agisse de planeurs rectilignes ou d'autogires, les qualités parachutales sont toujours faibles comparées aux qualités aviatrices. Comme elles sont cependant nettement plus élevées pour l'autogire, il va de soi que c'est ce mode d'atterrissage qu'il faudra choisir pour le cas où tous les moteurs feraient défaut à la fois sur la machine. En définitive, et dans l'état actuel de nos connaissances
machine. En définitive, et dans l'état actuel de nos connaissances sur les lois de la résistance de l'air sur des surfaces en mouvement, il apparaît que : 1° Pour parer aux risques de chute d'une machine volante en cas de défaillance totale de la puissance motrice utilisée à bord, il faut des surfaces portantes assez étendues; 2° Pour assurer la sustentation quand tous les moteurs sont en marche, il suffit de surfaces qui peuvent être sensiblement moins importantes; 3° Enfin, pour la propulsion, il n'est besoin que de surfaces beaucoup plus petites encore. Comment concilier ces divergences et quelle est
plus petites encore. Comment concilier ces divergences et quelle est la solution rationnelle qui en découle ? On peut évidemment concevoir, comme nous l'avons déjà dit, un mécanisme (vraisemblablement assez compliqué) susceptible d'animer une portion seulement de la surface des mouvements nécessaires à la propulsion, l'autre portion étant animée de mouvements nécessaires à la sustentation. C'est un peu ce qui se passe chez les oiseaux; mais il ne faut pas perdre de vue qu'il sera toujours très difficile, sinon impossible, à l'homme de reproduire les mécanismes complexes et délicats de la nature et qu'en outre, l'éventualité de panne de moteur
la nature et qu'en outre, l'éventualité de panne de moteur n'étant pas prévue chez les oiseaux, leurs surfaces portantes ne nécessitent pas une aussi grande étendue. La solution consistant en voilures extrêmement souples animées de mouvements compliqués, d' « ailes vivantes » en quelque sorte, et de surface assez étendue pour freiner suffisamment la chute quand la puissance qui les anime viendrait à manquer, est donc peut-être une solution d'avenir, mais d'un avenir qui paraît malgré tout assez éloigné et qui nécessiterait d'abord, en tous cas, des études nombreuses et un travail considérable de laboratoire. Nous ne nous y appesantirons
un travail considérable de laboratoire. Nous ne nous y appesantirons pas, pour aborder d'autres combinaisons qui nous paraissent plus immédiates. Utilisant ce résultat, aujourd'hui acquis, de l'augmentation considérable du coefficient de portance des voilures autorotatives — lorsqu'on rapporte cette portance à une vitesse moyenne qui est, en fait, celle de la machine — on peut déjà réduire dans d'importantes proportions la valeur des surfaces nécessaires à la descente parachutale, étant donné que ce mouvement de « gyroplanement » se produit et se poursuit sous la seule action de la pesanteur. C'est cette proportion dans laquelle nous pouvons réduire cette surface
C'est cette proportion dans laquelle nous pouvons réduire cette surface « parachutale » qui va nous permettre justement de l'amener à la valeur qui convient pour une sustentation économique dans le vol propulsé, à condition, bien entendu, qu'elle abandonne à ce moment-là son mouvement périodique à forts coefficients de portance et de traînée pour prendre le mouvement de translation uniforme classique des avions avec les coefficients de résistance habituels. Nous avons ici une seconde solution, plus immédiate que la première parce que : 1° elle est basée sur des phénomènes déjà connus et classés; 2° elle est beaucoup plus simple
déjà connus et classés; 2° elle est beaucoup plus simple mécaniquement, surtout si l'on réfléchit que le « gyroplanement » ne nécessite aucunement l'agencement des surfaces autour d'un moyeul, d'un tourillon et d'un axe qui peuvent être remplacés, tout simplement, puisqu'il s'agit d'un corps libre dans l'espace, par une ligne idéale qui est l'axe central d'inertie. À cette première voilure animée de mouvements simples et connus, il faut encore en ajouter d'autres pour obtenir la propulsion et aussi la sustentation sans vitesse horizontale, qualité indispensable des machines que nous envisageons; or nous savons que ce sont là les fonctions respectives
or nous savons que ce sont là les fonctions respectives des hélices propulsives et des hélices sustentatrices, appareils dont la mécanique est aujourd'hui suffisamment connue. Est-il nécessaire d'ajouter à la fois ces deux nouveaux organes aux surfaces envisagées ci-dessus, ou bien est-il possible de simplifier soit en utilisant un seul d'entre eux pour remplir les deux rôles, soit en assignant l'un de ces rôles aux surfaces en question ? Pour nous fixer sur ce point, il faut remarquer que la sustentation sans vitesse n'étant qu'un événement tout à fait épisodique dans le fonctionnement de la machine, on peut très bien
dans le fonctionnement de la machine, on peut très bien accepter que l'utilisation de la puissance ne soit pas alors la plus favorable, tout ce que l'on Aspects de la partie motrice du groupe moto-sustento-propulseur LAMÉ. À gauche, vue par-dessus du plateau mené de l'embrayage; c'est sur ce plateau que se monte le Jongeron-caisson de la surface sustentatrice. À droite vue de profil montrant le moteur Salmson 120 HP (utilisé horizontalement au cours des essais) et l'ensemble de l'embrayage centrifuge. Trois masselottes sont visibles : l'une au premier plan, de face, et les deux autres latéralement. demande aux moteurs et
face, et les deux autres latéralement. demande aux moteurs et aux organes sustentateurs étant de soulever le poids total; cela donne une marge assez large quant aux dimensions à adopter pour les hélices sustentatrices, de sorte qu'il est possible, en général, soit de les agrandir pour les confondre avec les surfaces planantes déjà décrites servant à la descente gyroplanée et à la sustentation rectiligne, soit de les diminuer au contraire pour les confondre avec les hélices propulsives. La première solution convient aux avions peu puissants à faible vitesse, la deuxième aux avions puissants à grande vitesse. La première solution exige
aux avions puissants à grande vitesse. La première solution exige que la surface portante, mise en rotation par le moteur pour l'envol vertical de la machine, soit ensuite débrayée et stoppée dans la position qui convient, sans qu'il y ait ni amoindrissement trop prononcé de la portance ni déséquilibrage de la machine; si ces conditions assez difficiles à réaliser conduisaient à des solutions trop compliquées ou trop lourdes, on serait obligé d'y renoncer et par conséquent de prévoir à la fois des hélices sustentatrices et des hélices propulsives alternativement embrayables et débrayables sur les moteurs, les sustentatrices pouvant d'ailleurs assurer
et débrayables sur les moteurs, les sustentatrices pouvant d'ailleurs assurer la propulsion au début du vol horizontal, même si elles n'ont à ce moment qu'un rendement propulsif médiocre. Une fois débrayées, leurs pales qui sont orientables seraient placées en girouette, pour ne pas augmenter la résistance à l'avancement, ou mieux, horizontales et sous une incidence qui les ferait concourir à la portance. Toutes ces opérations peuvent ici se faire facilement, sans compromettre ni la sustentation ni l'équilibre de la machine, car elles n'ont lieu que sur des surfaces relativement faibles et pendant que la sustentation reste assurée par les surfaces
et pendant que la sustentation reste assurée par les surfaces portantes fixes. Dans le cas d'avions puissants et rapides, il est possible de diminuer le diamètre des hélices sustentatrices jusqu'à l'amener à la valeur qui convient aux hélices propulsives de rendement optimum, ce qui simplifie considérablement le problème, l'adaptation de ces hélices à leur double rôle se bornant à une simple variation du pas. Bien qu'un peu plus compliqué mécaniquement que l'avion actuel, il n'apparaît pas que le système proposé ici pour parvenir à l'avion rationnel soit irréalisable. Pour parvenir à l'avion « rationnel », il faut apporter aux «
à l'avion « rationnel », il faut apporter aux « groupes motopropulseurs » actuels de nouveaux perfectionnements : réducteurs plus importants, accouplements et embrayages susceptibles d'actionner une ou plusieurs hélices convenablement dimensionnées et capables de fournir à volonté de grandes poussées pour l'envol et l'atterrissage à la verticale, et des poussées plus faibles avec un bon rendement propulsif pour la marche normale. Pour désigner ces groupes, je propose d'employer l'expression « moto-sustento-propulseurs ». M. LAMÉ. L'affinement d'un hélicoptère M. Lamé fait allusion, ci-dessus, à la complication que pourrait apporter, dans la construction des avions, l'emploi rationnel de groupes « motosustento-propulseurs
la construction des avions, l'emploi rationnel de groupes « motosustento-propulseurs ». Cette complication se retrouve, à un degré accentué semble-t-il, dans certaines formules d'hélicoptères, comme en témoignent les documents ci-contre, relatifs à deux appareils Pescara. — À gauche, partie centrale du type primitif; à droite, partie correspondante du 4 S., après affinement et « aération » des membrures tournantes au voisinage du mât vertical. 1 et 2, moyeux des hélices inférieure et supérieure, en tôle de duralumin roulée et rivée, sur lesquels sont rivés les supports des ailes (en duralumin); les moyeux se terminent par des pièces en acier spécial
les moyeux se terminent par des pièces en acier spécial supportant les roulements; 3, carter de la démultiplication; 4, arbre de transmission du moteur; 5, manche à balai (gauchissement et variation d'incidence); 6, palonnier (orientation de la nacelle); 7, commande du plan fixe; 8, réservoir d'essence (duralumin); 9, jambes du train d'atterrissage (duralumin); 10, capotage de protection du pilote; 11, poignée de commande d'embrayage; 12, amortisseur. Le braquage du gouvernail de direction produit parfois un couple L. Comme la plus grande partie du gouvernail de profondeur est généralement au-dessus de l'axe OX un braquage à gauche produit un léger couple
l'axe OX un braquage à gauche produit un léger couple de roulis vers la droite. Le couple de roulis, produit par l'action directe du gouvernail de direction, est faible comparé au couple de roulis produit indirectement par la rotation r due à la gouverne de direction. Le couple de roulis direct et le couple indirect sont généralement de sens opposés. Les caractéristiques des gouvernes, CL et C, en fonction de α, CL et C, en fonction de y, sont mesurables au tunnel. Les quatre dérivées sont positives. XIV. — UTILISATION DE L'ANGLE DE DÉRAPAGE. La girouette à axe vertical, commandant
DE L'ANGLE DE DÉRAPAGE. La girouette à axe vertical, commandant une des deux gouvernes latérales, met le couple de roulis L ou de lacet N sous la dépendance de l'angle de dérapage. Si la girouette commande le gouvernail de direction, elle sera connectée de façon à mettre l'appareil nez au vent, et le coefficient de stabilité statique de route devient La tendance que possède l'avion, en vertu de la stabilité statique, à tourner du côté vers lequel il dérape, est accentuée. Si la girouette commande les ailerons, elle fera incliner à droite quand l'appareil dérape à gauche, et le coefficient
à droite quand l'appareil dérape à gauche, et le coefficient de stabilité de roulis devient Les liaisons existant entre la girouette et l'organe mobile déterminent ou d-, Il faut toutefois tenir compte des effets secondaires. Dans le premier mode d'emploi de la girouette, la stabilité statique de roulis devient, mais nous avons dit que cet effet resterait faible. Dans le second mode d'emploi, au contraire, lorsque la girouette actionne les ailerons, l'effet secondaire de ceux-ci peut augmenter nettement la stabilité de route; on a L'effet d'un stabilisateur sensible au dérapage seul peut donc se prévoir d'après ce que nous savons
seul peut donc se prévoir d'après ce que nous savons des effets de la combinaison des deux stabilités statiques. « L'Aéronautique » (1) d'août 1930 a décrit le stabilisateur Constantin et contient quelques renseignements pratiques à ce sujet. Un appareil Farman, de stabilité de forme très faible, dont les ailerons étaient commandés par la girouette verticale Constantin, effectuait des virages et s'inclinait latéralement par la seule action du palonnier. L'inclinaison latérale était correcte, peut-être supérieure à celle produite par un pilote normal. Elle n'était jamais inférieure. À la sortie du virage, un retard de redressement s'observait; l'avion amorquait une glissade
virage, un retard de redressement s'observait; l'avion amorquait une glissade avant de se redresser. Ceci est conforme à la nature du stabilisateur. La manœuvre d'ailerons produisant le redressement ne peut, en effet, se produire que par une rotation de la girouette, et celle-ci ne s'effectue que lorsque le dérapage s'est effectivement produit. Les possibilités de la stabilisation par girouette sont donc limitées. Les améliorations de la trajectoire qu'on peut obtenir sont du même ordre que celles qu'on peut produire en soignant et en dosant judicieusement les deux stabilités statiques. Si un de ces coefficients par exemple dCl — est nettement
un de ces coefficients par exemple dCl — est nettement trop faible, il pourra être plus facile, sur un appareil déjà construit, d'adjoindre une girouette commandant les ailerons, que de modifier la conception même de l'appareil en augmentant le dièdre. La girouette produira le même effet qu'une augmentation de —dCl, mais ne modifiera pas les caractéristiques fondamentales du mouvement de l'avion. M. Gianoli, qui avait basé ses premiers projets de stabilisation latérale sur l'emploi d'une girouette, a abandonné cette référence et utilise à présent la direction de la pesanteur apparente. IV. — La stabilité automatique de cap XV. — UTILISATION
IV. — La stabilité automatique de cap XV. — UTILISATION DE L'AZIMUT Ψ. Nous avons montré qu'une des grandes déficiences de l'avion actuel, était l'absence de stabilité de cap. On peut se poser comme programme de communiquer à l'avion ce sens manquant. Une seconde raison milite en faveur de la stabilité de cap. Nous avons admis, dans l'étude théorique, que les couples permanents L et N qui résultent de la dissymétrie causée par l'hélice, ont été corrigés et annulés. Un tel résultat ne peut toutefois s'obtenir que pour un seul régime. À tout autre régime, la correction n'est plus exacte
régime. À tout autre régime, la correction n'est plus exacte et l'avion, abandonné à lui-même, aura tendance à virer, non plus par instabilité, mais par dissymétrie. Un stabilisateur de cap, bien établi, corrigera cette tendance à tous les régimes. Pour cet ensemble de raisons, il n'est pas étonnant que de nombreux constructeurs se soient donnés comme programme, de construire des appareils sensibles à tout écart de l'axe longitudinal de l'avion, par rapport à une direction imposée. La théorie mathématique (1) a depuis longtemps indiqué comment se comporterait un avion dont le gouvernail de direction se braquerait d'un angle δγ, proportionnel,
le gouvernail de direction se braquerait d'un angle δγ, proportionnel, à tout instant, à l'écart δx de l'axe OX de l'avion, par rapport à une direction fixée. La sensibilité à la perturbation δx correspond à l'existence d'une dérivée nouvelle, à savoir — qui est le coefficient de stabilité de cap, et qui doit être négative pour qu'il y ait stabilité. Quand cette dérivée est différente de zéro, l'équation caractéristique du cinquième degré en λ cesse d'admettre une racine nulle, et toutes les perturbations sont représentées par une somme de cinq exponentielles. L'équation en λ possède deux paires de racines imaginaires
exponentielles. L'équation en λ possède deux paires de racines imaginaires et une seule racine réelle. Quand on compare les racines, pour l'avion stabilisé en azimut, avec celles de l'avion normal, privé de stabilité de cap, on retrouve le mouvement oscillatoire de celui-ci et la seconde racine réelle λ4 du mouvement de l'avion normal. Cette racine A4 ne change pratiquement pas de valeur. La racine A3 correspondant au mouvement apériodique de l'instabilité spirale a, au contraire, disparu. C'est elle qui s'est combinée avec la racine nouvelle pour former le second mouvement oscillatoire. Les calculs montrent que la partie réelle de cette
oscillatoire. Les calculs montrent que la partie réelle de cette racine est presque toujours négative. Ce nouveau mouvement, oscillatoire sera stable, bien que peu amorti; sa période est assez longue. L'adoption du sens de cap paraît donc, au point de vue principe, avantageuse. De nombreux constructeurs de stabilisateurs ont voulu utiliser les possibilités indiquées par la théorie; la réalisation matérielle des détecteurs de perturbations et des servo-commandes a été obtenue par des procédés souvent ingénieux. Il semble pourtant que l'adoption de la stabilité de cap ne constitue pas un moyen suffisant pour assurer, à lui seul, la stabilité latérale de
suffisant pour assurer, à lui seul, la stabilité latérale de l'avion. Si l'avion s'est incliné latéralement, le stabilisateur n'entre pas en action immédiatement. Il faut d'abord que l'appareil dérape, puis qu'il tende, sous l'action de la stabilité de route, à se mettre nez au vent relatif, par rapport à la nouvelle direction de celui-ci. Ce n'est qu'au moment où la série des perturbations qui s'établissent a produit un changement d'azimut que le stabilisateur entre en action. Le stabilisateur de cap est incapable d'assurer directement la stabilité latérale; il ne peut que s'opposer aux changements de cap qui constituent, sur un
que s'opposer aux changements de cap qui constituent, sur un appareil ordinaire, la déviation résiduelle après une perturbation latérale quelconque. Le rôle du stabilisateur de cap sera bien caractérisé si l'on se reporte aux procédés de P. S. V. Le pilote ne découvre pas les perturbations d'inclinaison en observant son compas. Ces perturbations sont décelées par d'autres instruments tels le contrôleur de vol ou l'horizon artificiel. Mais, lorsque le pilote a dû intervenir et qu'il a redressé son appareil, il consultera au contraire chaque fois son compas, pour remettre l'avion dans le cap imposé. Le stabilisateur de cap supprime l'instabilité
dans le cap imposé. Le stabilisateur de cap supprime l'instabilité spirale, mais, d'un autre côté, il introduit des oscillations parce que l'avion tend à dépasser sa position d'équilibre. Il a cette tendance parce que, dans le stabilisateur de cap simple, le gouvernail de direction subit, à tout instant, un braquage proportionnel à l'écart Õy; Le braquage ôy reste encore appliqué quand l'avion revient déjà vers sa position d'équilibre : il faudrait, au contraire, supprimer le braquage au début du mouvement de retour ou même l'appliquer en sens inverse, pour empêcher la position d'équilibre d'être dépassée. Nous constatons, en somme, que
la position d'équilibre d'être dépassée. Nous constatons, en somme, que l'indicateur de perturbation d'azimut peut collaborer à produire un pilotage correct, mais est incapable d'assurer celui-ci à lui seul; aussi comprenons-nous pourquoi la référence d'azimut, utilisée par de nombreux stabilisateurs, a été complétée par la détection d'au moins une autre variable. XVI. — RÉALISATION DE LA RÉFÉRENCE D'AZIMUT. Les procédés qui entrent en ligne de compte, pour doter l'avion de la stabilité de cap, sont : 1° l'utilisation du champ magnétique terrestre, soit à l'aide du compas à induction terrestre, soit à l'aide du compas magnétique ordinaire; 2° l'utilisation de
soit à l'aide du compas magnétique ordinaire; 2° l'utilisation de la propriété fondamentale des gyroscopes libres invariabilité du plan de rotation. Les appareils du premier groupe conduisent à stabiliser l'axe de l'avion par rapport à un trièdre lié à la terre, ce qui est bien le problème posé. Nous verrons que l'utilisation de ces appareils est délicate. Les appareils du second groupe stabilisent l'axe de l'avion par rapport à un trièdre de directions fixes, dans l'espace absolu. Le gyroscope complètement libre, reste lié à ce trièdre fixe et paraît se déplacer lentement par rapport à la terre, par suite de
déplacer lentement par rapport à la terre, par suite de la rotation de celle-ci. Pour limiter l'erreur de la direction de lancement initial et de la latitude du lieu où se fait l'expérience (fig. 10). Le déplacement de l'axe d'un tel gyroscope, par rapport à des repères entraînés dans le mouvement de rotation de la terre, atteint, sous nos latitudes, une vitesse de l'ordre de 5 à 6 degrés par heure. L'indication donnée par l'appareil gyroscopique n'est, théoriquement, pas celle désirée. En effet, la perturbation O,¥ à déceler est celle qui se définit par rapport à des axes liés à
qui se définit par rapport à des axes liés à la terre. Mais la faible vitesse de déplacement d'un système d'axes, par rapport à l'autre, rend l'emploi du gyroscope tout à fait possible. S'il s'agit de lutter contre des perturbations o'L accidentelles, les phénomènes sont courts et le déplacement apparent de l'axe de référence, par rapport à la terre, est sans importance. S'il s'agit d'assurer, pendant des heures, la navigation dans un cap donné, les corrections nécessaires peuvent facilement être portées. Le gyroscope paraît, d'un autre côté, être plus facile à utiliser que le compas pour commander une gouverne d'avion.
à utiliser que le compas pour commander une gouverne d'avion. Aussi voyons-nous, malgré un défaut théorique inhérent au principe même de l'appareil, utiliser le gyroscope tout autant peut-être même plus souvent que le compas dans la réalisation des stabilisateurs de cap. Nous allons examiner, plus en détail, les diverses solutions proposées. XVII. STABILISATEURS DE CAP MAGNÉTIQUES. 1. Dispositif S.E.C.A. T. Un détecteur de perturbations de cap, basé sur le compas à induction terrestre, a fait l'objet d'un brevet pris par la S. E. C. A. T. Nous ne savons ni s'il a été mis au point ni s'il a effectivement
s'il a été mis au point ni s'il a effectivement fonctionné. L'appareil représenté figure 11 commande le gouvernail de direction en fonction des ôij; et fait partie d'un ensemble, l'équipement entier comprenant la commande du gouvernail de profondeur décrit précédemment, et la commande des ailerons décrite plus loin. Un fil 1, sur le collecteur duquel frotte un équipage de deux balais 2, tourné dans le champ magnétique terrestre. La différence de tension existant entre les balais est nulle lorsque le plan des balais est parallèle au champ magnétique terrestre. Les balais 2 alimentent une bobine mobile 3 placée dans l'entrefer