FR2571021A1

FR2571021A1 - DEVICE FOR THE AUTOMATIC CONTROL OF AERODYNAMIC COMPENSATOR ASSOCIATED WITH AERODYNAMIC CONTROL SURFACE OF AN AIRCRAFT

Info

Publication number: FR2571021A1
Application number: FR8415123A
Authority: FR
Inventors: Jacques Poccard
Original assignee: Airbus Group SAS
Current assignee: Airbus Group SAS
Priority date: 1984-10-02
Filing date: 1984-10-02
Publication date: 1986-04-04
Also published as: ES548100A0; DE3534611A1; ES8703373A1; FR2571021B1; GB8523633D0; GB2164905B; GB2164905A

Abstract

DISPOSITIF POUR LA COMMANDE AUTOMATIQUE D'UN COMPENSATEUR AERODYNAMIQUE9 ARTICULE A L'ARRIERE D'UNE SURFACE AERODYNAMIQUE DE COMMANDE8 D'UN AERONEF, ELLE-MEME ARTICULEE SUR LA STRUCTURE6 DUDIT AERONEF, COMPORTANT UNE TRINGLE19 ARTICULEE D'UN COTE SUR LEDIT COMPENSATEUR AERODYNAMIQUE9 ET RELIEE DE L'AUTRE COTE A LA STRUCTURE6 DE L'AERONEF DE FACON QU'UN BRAQUAGE COMMANDE DE LADITE SURFACE AERODYNAMIQUE DE COMMANDE8 ENTRAINE AUTOMATIQUEMENT LE BRAQUAGE DUDIT COMPENSATEUR AERODYNAMIQUE9 PAR RAPPORT A LADITE SURFACE AERODYNAMIQUE DE COMMANDE8. SELON L'INVENTION, CE DISPOSITIF EST CARACTERISE EN CE QUE, DU COTE OPPOSE AU COMPENSATEUR AERODYNAMIQUE, LADITE TRINGLE19 EST ARTICULEE A UN LEVIER12, LUI-MEME ARTICULE SUR LADITE STRUCTURE6 DE L'AERONEF ET EN CE QUE DES MOYENS14 SONT PREVUS POUR DEPLACER LE POINT D'ARTICULATION11 DE LA TRINGLE19 ET DU LEVIER12 DANS UNE DIRECTION AU MOINS APPROXIMATIVEMENT TRANSVERSALE A LADITE SURFACE AERODYNAMIQUE8, EN LIAISON AVEC LE BRAQUAGE COMMANDE DE LADITE SURFACE AERODYNAMIQUE.DEVICE FOR THE AUTOMATIC CONTROL OF AN AERODYNAMIC COMPENSATOR9 ARTICULATED AT THE REAR OF AN AERODYNAMIC CONTROL SURFACE8 OF AN AIRCRAFT, ITSELF ARTICULATED ON THE STRUCTURE6 OF THE said AIRCRAFT, INCLUDING A LINKAGE19 WITH ONE SIDE ON THE ARTICULATED COMPENSATOR9 AND CONNECTED ON THE OTHER SIDE TO THE STRUCTURE6 OF THE AIRCRAFT IN A MANNER THAT A CONTROL TURN OF THE SAID AERODYNAMIC CONTROL SURFACE8 AUTOMATICALLY DRIVES THE TURN OF THE SAID AERODYNAMIC COMPENSATOR9 IN RELATION TO THE SAID AERODYNAMIC CONTROL SURFACE8. ACCORDING TO THE INVENTION, THIS DEVICE IS CHARACTERIZED IN THAT, ON THE OPPOSITE SIDE TO THE AERODYNAMIC COMPENSATOR, THE SIDED TRINGLE19 IS ARTICULATED TO A LEVER12, ITSELF ARTICULATED ON THE SAID STRUCTURE6 OF THE AIRCRAFT AND IN THAT MEANS14 ARE PROVIDED FOR MOVING THE PENSION POINT11 OF LINKAGE19 AND LEVER12 IN A DIRECTION AT LEAST APPROXIMATELY TRANSVERSAL TO THE SAID AERODYNAMIC SURFACE8, IN CONNECTION WITH THE CONTROL TURN OF THE SAID AERODYNAMIC SURFACE.

Description

1 La présente invention concerne un dispositif pour la commandeThe present invention relates to a device for controlling

automatique d'un compensateur aérodynamique associé à une surface aérodynamique de commande d'un aéronef, automatic aerodynamic compensator associated with an aerodynamic control surface of an aircraft,

notamment une gouverne de direction. including a rudder.

Pour des raisons de stabilité,de commande et d'équilibre, il est déjà connu d'associer à une surface aérodynamique de commande d'un aéronef, telle que par exemple un aileron, une gouverne de profondeur ou une gouverne de direction, un compensateur aérodynamique, lui-même constitué par un volet articulé à ladite surface aérodynamique, du côté du bord de fuite de celle-ci, et pouvant prendre soit une position alignée, soit des positions obliques par rapport à ladite surface aérodynamique. Il est également connu de prévoir des For reasons of stability, control and equilibrium, it is already known to associate with an aerodynamic control surface of an aircraft, such as for example a fin, a elevator or a rudder, a compensator aerodynamic, itself constituted by a flap hinged to said aerodynamic surface, the side of the trailing edge thereof, and can take either an aligned position or oblique positions relative to said aerodynamic surface. It is also known to provide

dispositifs pour la commande automatique desdits compensa- devices for automatically controlling said compensations

teurs à partir du mouvement imposé par le pilote à ladite surface aérodynamique. De tels dispositifs sont généralement constitués d'une tringlerie articulée sur la structure sur laquelle est articulée ladite surface-aérodynamique. Des exemples de compensateurs aérodynamiques et de leurs mécanismes de commande sont par exemple décrits dans les documents US-A-2 094 488, US-A-2 252 284, US-A-2 357 465, from the movement imposed by the pilot on said aerodynamic surface. Such devices generally consist of a linkage hinged to the structure on which is articulated said aerodynamic surface. Examples of aerodynamic compensators and their control mechanisms are for example described in US-A-2 094 488, US-A-2,252,284, US-A-2,357,465,

US-A-2 435 922, US-A-2 557 426, US-A-2 743 889, US-A-3 000 US-A-2,435,922, US-A-2,557,426, US-A-2,743,889, US-A-3,000

595, US-A-3 261 573 et US-A-3 295 797. 595, US-A-3,261,573 and US-A-3,295,797.

Dans ces dispositifs connus, la variation du braquage du compensateur par rapport à la surface aérodynamique est généralement une fonction linéaire du braquage de la surface aérodynamique. Parfois, cette fonction n'est pas linéaire pour pouvoir assurer une compensation accrue lorsque le braquage de la In these known devices, the variation of the deflection of the compensator with respect to the aerodynamic surface is generally a linear function of the deflection of the aerodynamic surface. Sometimes this function is not linear in order to be able to provide increased compensation when the steering of the

surface aérodynamique augmente.aerodynamic surface increases.

La présente invention a pour objet un dispositif du type décrit ci-dessus permettant de satisfaire, notamment lorsqu'il.est appliqué à une gouverne de direction, aux conditions suivantes: 1 ) fournir une compensation aérodynamique suffisamment puissante pour permettre, à faible vitesse, le plein braquage de la gouverne de direction pour assurer le contrôle de l'avion suivant les critères de la norme, en cas de panne de moteur ou décollage ou de remise des gaz à l'atterrissage sur un seul moteur, sans exiger du pilote des efforts physiques supérieurs à ceux définis par la norme; 2 ) fournir une compensation aérodynamique suffisamment puissante pour permettre à faible vitesse le braquage de la gouverne nécessaire pour obtenir un vol dérapé stabilisé pour assurer le contrôle de l'avion suivant les critères de la norme en cas d'atterrissage et de décollage par fort vent de travers, sans exiger du pilote des efforts supérieurs à ceux définis par la norme; 3 ) maintenir dans tout le domaine de vol, sur les organes de pilotage, des efforts de sens correct; 4 ) ne pas entraîner dans tout le domaine de vol le dépassement de la résistance structurale de l'avion par braquage excessif de la gouverne lorsque les efforts spécifiés par la norme sont appliqués aux organes de pilotage; ) ne pas conduire à une situation catastrophique irréversible en cas d'application momentanée, dans le cas d'une panne de moteur, d'un ordre de commande de sens inverse au sens requis; 1 60) assurer dans les cas de vol normaux symétriques des efforts de pilotage homogènes permettant un bon retour au zéro de la gouverne lorsqu'aucun effort n'est appliqué sur The subject of the present invention is a device of the type described above which makes it possible to satisfy, in particular when it is applied to a rudder, the following conditions: 1) to provide an aerodynamic compensation that is sufficiently powerful to allow, at low speed, the full steering of the rudder to control the airplane according to the criteria of the standard, in case of engine failure or take-off or go-around on landing on a single engine, without requiring the pilot to physical efforts greater than those defined by the standard; 2) provide aerodynamic compensation of sufficient strength to allow low steering speed necessary for stabilized skewed flight to control the aircraft according to the standard criteria for landing and taking off in strong winds accidentally, without requiring the pilot to exert more effort than those defined by the standard; 3) maintain in the entire flight area, on the steering organs, efforts of correct meaning; (4) not to cause in the entire flight envelope the exceeding of the structural strength of the aircraft by excessive steering deflection when the forces specified by the standard are applied to the steering gear; ) not lead to an irreversible catastrophic situation in the case of a momentary application, in the case of an engine failure, of a reverse direction command in the required direction; 1 60) to ensure homogeneous steering forces in normal symmetrical flight cases, allowing a good return to zero of the rudder when no effort is applied to

les organes de pilotage.the steering organs.

On sait que de telles conditions sont d'autant plus délicates à réaliser que la taille de l'aéronef, les écarts We know that such conditions are all the more delicate to realize that the size of the aircraft, the differences

de vitesse et les dissymétries de vol sont plus importantes. speed and flight asymmetries are more important.

De telles dissymétries apparaissent notamment, dans les avions multimoteurs, lorsqu'un ou plusieurs moteurs d'un côté tombent en panne, la propulsion restant assurée par le Such dissymmetries appear in particular, in multi-engine airplanes, when one or more engines on one side fail, the propulsion remaining ensured by the

ou les moteurs de l'autre côté.or the engines on the other side.

A ces fins, selon l'invention, le dispositif pour la commande automatique d'un compensateur aérodynamique articulé à l'arrière d'une surface aérodynamique de commande d'un aéronef, elle-même articulée sur la structure dudit aéronef, comportant une tringle articulée d'un côté sur ledit compensateur aérodynamique et reliée de l'autre côté à la structure de l'aéronef de façon qu'un braquage commandé de ladite surface aérodynamique de commande entraîne automatiquement le braquage dudit compensateur aérodynamique par rapport à ladite surface aérodynamique de commande, est remarquable en ce que, du côté opposé au compensateur aérodynamique, ladite tringle est articulée à un levier, lui-même articulé sur ladite structure de l'aéronef et en ce For these purposes, according to the invention, the device for the automatic control of an aerodynamic compensator articulated at the rear of an aerodynamic control surface of an aircraft, itself articulated on the structure of said aircraft, comprising a rod articulated on one side to said aerodynamic compensator and connected on the other side to the structure of the aircraft so that a controlled deflection of said aerodynamic control surface automatically causes said aerodynamic compensator to deflect relative to said aerodynamic surface of the aircraft; control, is remarkable in that, on the opposite side to the aerodynamic compensator, said rod is articulated to a lever, itself hinged to said structure of the aircraft and in that

que des moyens sont prévus pour déplacer le point d'articu- that means are provided for moving the point of articulation

lation de la tringle et du levier dans une direction au moins approximativement transversale à ladite surface aérodynamique, en liaison avec le braquage commandé de rod and lever in a direction at least approximately transverse to said aerodynamic surface, in connection with the controlled deflection of

ladite surface aérodynamique.said aerodynamic surface.

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1 Ainsi, lesdits moyens de déplacement permettent de donner au taux d'automaticité--du dispositif (rapport de l'angle de braquage du compensateur et de l'angle de braquage de la Thus, said displacement means make it possible to give the automaticity rate of the device (ratio of the steering angle of the compensator and the steering angle of the

surface de commande) une loi de variation désirée. control surface) a desired law of variation.

De préférence, le point d'articulation de la tringle et du levier se trouve au moins approximativement dans le plan transversal passant par l'axe de rotation de la surface aérodynamique de commande sur la structure de l'aéronef, en Preferably, the point of articulation of the rod and lever is at least approximately in the transverse plane passing through the axis of rotation of the aerodynamic control surface on the structure of the aircraft, in

position excentrée par rapport audit axe. eccentric position with respect to said axis.

Dans un mode de réalisation avantageux, les moyens de déplacement dudit point d'articulation sont constitués par une came qui est articulée sur la structure de l'aéronef, In an advantageous embodiment, the means of displacement of said point of articulation are constituted by a cam which is articulated on the structure of the aircraft,

qui est solidaire en rotation de ladite surface aérodynami- which is integral in rotation with said aerodynamic surface

que de commande et contre laquelle s'appuie ledit levier. than control and against which relies said lever.

Ainsi, la variation non linéaire du taux d'automaticité est Thus, the non-linear variation of the automaticity rate is

imposée par le profil de ladite came. imposed by the profile of said cam.

Le profil de cette came est établi de façon à réaliser, dans le domaine de vol symétrique: - un taux d'automaticité réduit au voisinage de la position The profile of this cam is established so as to achieve, in the symmetrical flight range: - a reduced automaticity rate in the vicinity of the position

neutre de la surface de commande, ayant pour but d'amélio- control surface, with the aim of improving the

rer le retour de celle-ci à sa position neutre; - un taux d'automaticité accru au niveau suffisant pour permettre d'obtenir le braquage d'une gouverne de direction correspondant au dérapage stabilisé nécessaire au contre du vent de travers au décollage et à l'atterrissage (braquage environ moitié du braquage maximal de la gouverne de direction). Cette valeur de taux d'automaticité permet d'obtenir les dérapages stabilisés aux basses vitesses avec des efforts aux organes de pilotage conformes à la norme et assure une limitation des dérapages à grande vitesse par saturation d'effort. - un taux d'automaticité qui décroît ensuite jusqu'à zéro au braquage maximal de la gouverne, ce qui élimine l'inversion des efforts aux organes de pilotage aux grands braquages de return it to its neutral position; - an increased level of automaticity at the level sufficient to allow the steering of a rudder corresponding to the stabilized skid required for the crosswind on take-off and landing (steering about half of the maximum deflection of the rudder). rudder). This value of automaticity rate makes it possible to obtain stabilized skids at low speeds with forces to the control members conforming to the standard and ensures a limitation of skidding at high speed by effort saturation. a rate of automaticity which then decreases to zero at the maximum deflection of the rudder, which eliminates the inversion of the forces to the steering organs with large deflections of

la gouverne sous fort dérapage.the steering under heavy skid.

Avantageusement, l'agencement du levier et de la came est prévu pour que le levier soit appliqué contre ladite came par les efforts aérodynamiques appliqués sur la surface de commande. Cependant, de plus, on prévoit des moyens élastiques pour Advantageously, the arrangement of the lever and the cam is provided so that the lever is applied against said cam by the aerodynamic forces applied to the control surface. However, moreover, elastic means are provided for

presser ledit levier contre ladite came. pressing said lever against said cam.

Dans un mode avantageux de réalisation, le profil de ladite came est modifiable au moyen de rampes mobiles montées sur In an advantageous embodiment, the profile of said cam is modifiable by means of mobile ramps mounted on

ladite came.said cam.

Ainsi, en cas de panne dissymétrique de moteur, le profil de la came peut être modifié par le déplacement de l'une ou l'autre desdites rampes mobiles, ce qui a pour effet de faire croître le taux d'automaticité jusqu'à un maximum pour le braquage maximal de la gouverne de direction et ceci uniquement du côté du braquage au contre de la panne du Thus, in case of asymmetric engine failure, the profile of the cam can be modified by moving one or the other of said mobile ramps, which has the effect of increasing the rate of automaticity to a maximum of maximum for the maximum steering of the rudder and this only on the side of the steering against the failure of the

moteur considéré.engine considered.

Il est alors possible d'obtenir le braquage maximal de la gouverne de direction du côté considéré avec des efforts aux organes de pilotage correspondant à la norme, tout en évitant le risque d'une inversion d'effort en cas d'une It is then possible to obtain the maximum deflection of the rudder of the considered side with efforts to the control members corresponding to the standard, while avoiding the risk of a force reversal in case of a problem.

action du pilote exercée dans le mauvais sens. action of the pilot exercised in the wrong direction.

Le déplacement de l'une ou l'autre des rampes mobiles peut être réalisé par un actionneur électrique qui est commandé par un signal de panne de moteur discriminé suivant la position à gauche ou à droite dudit moteur en panne. L'effacement de la rampe est obtenu lorsque le signal de The displacement of one or the other of the movable ramps can be achieved by an electric actuator which is controlled by a signal of engine failure discriminated according to the position to the left or right of said engine failure. The erasure of the ramp is obtained when the signal of

panne du moteur disparaît.engine failure disappears.

Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des The figures of the appended drawing will make it clear how the invention can be realized. In these figures,

références identiques désignent des éléments semblables. identical references designate similar elements.

La figure 1 montre schématiquement la silhouette d'un avion Figure 1 shows schematically the silhouette of an airplane

bimoteur pourvu du dispositif selon l'invention. twin engine equipped with the device according to the invention.

Les schémas a, b, c, d et e de la figure 2 illustrent schématiquement différentes positions relatives de la dérive, de la gouverne de direction et du compensateur aérodynamique associé en vol normal de l'avion de la figure 1. Les schémas & et f de la figure 3 illustrent schématiquement deux positions relatives de la dérive, de la gouverne de direction et du compensateur aérodynamique associé, en vol Diagrams a, b, c, d and e in Figure 2 schematically illustrate different relative positions of the drift, the rudder and the associated aerodynamic compensator in normal flight of the aircraft of Figure 1. The diagrams & and f in FIG. 3 schematically illustrate two relative positions of the drift, the rudder and the associated aerodynamic compensator, in flight

avec un moteur en panne.with a broken engine.

La figure 4 permet de définir les angles entrant dans la définition du taux d'automaticité du dispositif selon l'invention. Les figures 5,6 et 7 illustrent les variations du taux d'automaticité en fonction du braquage de la gouverne de direction, respectivement en vol avec les deux moteurs et FIG. 4 makes it possible to define the angles entering into the definition of the automaticity rate of the device according to the invention. FIGS. 5, 6 and 7 illustrate the variations of the automaticity rate as a function of the steering of the rudder, respectively in flight with the two engines and

avec l'un desdits moteurs en panne.with one of the said engines broken down.

1 La figure 8 illustre un mode de réalisation du dispositif FIG. 8 illustrates an embodiment of the device

selon l'invention.according to the invention.

Les figures 9 et 10 montrent deux positions de fonctionne- Figures 9 and 10 show two operating positions

ment du mode de réalisation de la figure 8. of the embodiment of FIG. 8.

A l'aide de ces figures et de la description suivante, on With the aid of these figures and the following description,

illustre la présente invention plus spécialement à l'aide de son application à la gouverne de direction d'un avion illustrates the present invention more specifically with the aid of its application to the rudder of an airplane

bimoteur à hélices, muni de commandes de vol non assistées. twin-engine propeller, with unassisted flight controls.

La silhouette d'un tel avion 1 est montrée sur la figure 1, sur laquelle on a représenté le moteur droit 2 et le moteur gauche 3, respectivement portés par les ailes 4 et 5 corespondantes et disposés symétriquement par rapport à l'axe longitudinal X-X dudit avion. A sa partie arrière, l'avion 1 comporte une dérive verticale de direction 6 solidaire de la structure dudit avion. A l'arrière de cette dérive 6 est articulée, autour d'un axe 7 au moins The silhouette of such an aircraft 1 is shown in Figure 1, which shows the right motor 2 and the left motor 3, respectively carried by the wings 4 and 5 corespondantes and arranged symmetrically with respect to the longitudinal axis XX of said airplane. At its rear part, the aircraft 1 comprises a vertical direction drift 6 integral with the structure of said aircraft. At the rear of this drift 6 is articulated around an axis 7 at least

approximativement vertical, une gouverne de direction 8. approximately vertical, a rudder 8.

De plus, du côté du bord de fuite de ladite gouverne de direction 8 est articulé un compensateur aérodynamique 9, autour d'un axe 10 au moins sensiblement parallèle à l'axe 7. La gouverne 8 est actionnée de façon connue sur ordre du pilote ou du copilote par l'intermédiaire de moyens également connus et non représentés. Le compensateur 9, souvent appelé "tab" en aérodynamique, est commandé à partir du mouvement de la gouverne 8 par l'intermédiaire d'un dispositif selon l'invention, tel que celui représenté en In addition, on the side of the trailing edge of said rudder 8 is articulated an aerodynamic compensator 9, about an axis 10 at least substantially parallel to the axis 7. The rudder 8 is actuated in known manner on the pilot's order or co-pilot via means also known and not shown. The compensator 9, often called "tab" in aerodynamics, is controlled from the movement of the rudder 8 by means of a device according to the invention, such as that represented in FIG.

détail sur les figures 8,9 et 10.detail in Figures 8, 9 and 10.

1 Lorsque l'avion 1 est propulsé par ses deux moteurs 2 et 3, la gouverne 8 et le compensateur aérodynamique 9 doivent pouvoir prendre, en fonction des conditions de vol, l'une quelconque des positions relatives illustrées par les schémas a à e de la figure 2. De plus, lorsque le moteur gauche 3 étant en panne, l'avion est propulsé par son moteur droit 2, l'ensemble de la dérive 6, de la gouverne de direction 8 et du compensateur aérodynamique 9 doit pouvoir prendre la configuration montrée par le schéma f de la figure 3. Enfin, symétriquement, lorsque le moteur droit 2 est en panne et que seul le moteur gauche 3 1 When the aircraft 1 is powered by its two motors 2 and 3, the control surface 8 and the aerodynamic compensator 9 must be able to take, depending on the flight conditions, any of the relative positions illustrated by the diagrams a to e of FIG. 2. Moreover, when the left engine 3 is out of order, the airplane is propelled by its right engine 2, the assembly of the drift 6, the rudder 8 and the aerodynamic compensator 9 must be able to take the configuration shown by the diagram f of Figure 3. Finally, symmetrically, when the right engine 2 is down and only the left engine 3

fonctionne., cet ensemble doit pouvoir prendre la configu- this set must be able to take the

ration illustrée par le schéma & de la figure 3. ration illustrated by the diagram & of figure 3.

Le dispositif de commande du compensateur 9 dérive automatiquement l'orientation de ce dernier de celle donnée par le pilote ou le copilote à la gouverne de direction. Par suite, si l'on appelle R, l'angle entre l'axe longitudinal X-X de l'avion 1 et l'axe longitudinal Y-Y de la gouverne de direction 8, et T, l'angle entre l'axe longitudinal Z-Z du compensateur aérodynamique 9 et l'axe Y-Y de la gouverne 8 (voir la figure 4), on peut définir la dépendance de la variation d'orientation du compensateur 9 par rapport à la variation d'orientation de la gouverne 8, par le rapport: t = T R The control device of the compensator 9 automatically derives the orientation of the latter from that given by the pilot or co-pilot to the rudder. As a result, if we call R, the angle between the longitudinal axis XX of the aircraft 1 and the longitudinal axis YY of the rudder 8, and T, the angle between the longitudinal axis ZZ of the aerodynamic compensator 9 and the axis YY of the rudder 8 (see FIG. 4), it is possible to define the dependence of the variation of orientation of the compensator 9 with respect to the variation of orientation of the rudder 8, by the ratio: t = TR

Ce rapport t est généralement appelé "taux d'automaticité'". This ratio is usually called "automaticity rate".

Selon l'invention, on a construit le dispositif pour la commande automatique du compensateur 9 de façon que les variations du taux t, en fonction de R, aient, suivant les cas, l'allure de l'une ou l'autre des courbes K,L,M des figures 5,6 et 7. Sur ces figures, on a supposé que,par 1 rapport à sa position neutre (c'est-à-dire la position O en prolongement de la dérive 6), la gouverne 8 pouvait tourner de l'angle maximal RM, d'un cSté et de l'autre, autour de According to the invention, the device for the automatic control of the compensator 9 has been constructed so that the variations of the rate t, as a function of R, have, depending on the case, the shape of one or other of the curves. K, L, M of FIGS. 5, 6 and 7. In these figures, it has been assumed that, with respect to its neutral position (that is to say the position O in extension of the fin 6), the steering 8 could turn from the maximum angle RM, one side and the other, around

l'axe 7.axis 7.

Lorsque l'avion 1 est propulsé par ses deux moteurs 2 et 3, selon l'invention, le dispositif de commande automatique est tel qu'il permet de communiquer au taux d'automaticité t les variations illustrées par la courbe K de la figure 5: - au voisinage de la position neutre de la gouverne 8, pour laquelle R = 0, le taux d'automaticité prend des valeurs proches d'une valeur tO, correspondant à un minimum partiel, de sorte que le retour de la gouverne à sa position neutre est favorisée; - entre la valeur R = 0 et une valeur voisine de RM, le taux d'automaticité t croît jusqu'à un maximum A ou B, ou il prend la valeur maximale tM. On atteint ainsi un taux d'automaticité suffisant pour permettre d'obtenir le braquage de la gouverne 8 correspondant au dérapage stabilisé au contre du vent de travers au décollage et à l'atterrissage. Cette valeur tM du taux d'automaticité permet d'obtenir les dérapages stabilisés aux basses vitesses avec des efforts aux organes de pilotage conformes à la norme et assure une limitation des dérapages à grande vitesse par saturation d'effort; - entre le maximum A ou B et la valeur RM, le taux d'automaticité t décroît jusqu'à zéro, au braquage maximal de la gouverne 8, ce qui élimine l'inversion des efforts aux organes de pilotage pour de grands braquages de la gouverne When the aircraft 1 is powered by its two motors 2 and 3, according to the invention, the automatic control device is such that it allows to communicate at the automaticity rate t the variations illustrated by the curve K of FIG. in the vicinity of the neutral position of the rudder 8, for which R = 0, the automaticity rate takes values close to a value t0, corresponding to a partial minimum, so that the return of the rudder to its neutral position is favored; between the value R = 0 and a value close to RM, the automaticity rate t increases to a maximum A or B, or it takes the maximum value tM. This achieves an automaticity rate sufficient to obtain the turning of the rudder 8 corresponding to the stabilized skid against the crosswind on takeoff and landing. This tM value of the automaticity rate makes it possible to obtain the skids stabilized at low speeds with forces to the control members conforming to the standard and ensures a limitation of the skids at high speed by effort saturation; between the maximum A or B and the value RM, the rate of automaticity t decreases to zero, at the maximum deflection of the rudder 8, which eliminates the reversal of forces to the steering members for large deflections of the governs

8 avec fort dérapage.8 with strong skid.

1 La courbe K est symétrique par rapport à l'axe des t Par ailleurs, lorsque l'un des moteurs 2 ou 3 tombe en panne et que l'avion 1 est propulsé par un seul de ses moteurs, le dispositif automatique selon l'invention est apte à modifier la variation du taux t, uniquement du côté du braquage au contre de la panne du moteur considéré, pour le faire crottre jusqu'à une autre valeur maximale t'M pour le braquage maximal RM de la gouverne 8. Il est alors possible d'obtenir le braquage maximal de la gouverne 8 du côté considéré avec des efforts sur les organes de pilotage correspondant à la norme, tout en évitant le risque d'une inversion d'effort en cas d'une action du pilote exercée 1 The curve K is symmetrical with respect to the axis of t Moreover, when one of the engines 2 or 3 breaks down and that the aircraft 1 is propelled by only one of its engines, the automatic device according to the The invention is capable of modifying the variation of the rate t, only on the steering side against the failure of the engine considered, to crottre up to another maximum value t'M for the maximum steering RM of the rudder 8. It it is then possible to obtain the maximum deflection of the rudder 8 of the considered side with efforts on the control members corresponding to the standard, while avoiding the risk of a force reversal in the event of a pilot action exerted

dans le mauvais sens.in the wrong way.

Sur la figure 6, la courbe L représente la variation du taux d'automaticité t fournie par le dispositif selon l'invention en cas de panne du moteur gauche 3, tandis que sur la figure In FIG. 6, the curve L represents the variation of the automaticity rate t provided by the device according to the invention in the event of failure of the left engine 3, while in FIG.

7, on a représenté par la courbe M la variation correspon- 7, the curve M represents the corresponding variation

dante en cas de panne du moteur droit 2. dante in case of failure of the right engine 2.

Sur les figures 8 à 10, on a représenté un exemple de réalisation du dispositif de commande selon l'invention, FIGS. 8 to 10 show an exemplary embodiment of the control device according to the invention,

susceptible de permettre des variations du taux d'automa- likely to allow variations in the rate of

ticité semblables à celles des figures 5 à 7. similar to those in Figures 5 to 7.

Le point d'ancrage 11 de la commande du compensateur 9 définissant le taux d'automaticité est matérialisé par The anchor point 11 of the compensator control 9 defining the automaticity rate is materialized by

l'extrémité d'un levier 12.the end of a lever 12.

Le levier 12 est articulé en 13 sur la structure fixe de la dérive 6 et s'appuie sur une came 14 qui pivote autour d'un The lever 12 is articulated at 13 on the fixed structure of the fin 6 and rests on a cam 14 which pivots around a

axe 16 également solidaire de la structure fixe de dérive. axis 16 also integral with the fixed drift structure.

il 1 1 1 L'appui 15 du levier 12 sur la came 14 est réalisé naturellement par les charges aérodynamiques sur le it 1 1 1 The support 15 of the lever 12 on the cam 14 is achieved naturally by the aerodynamic loads on the

compensateur 9 et confirmé par un ressort 17. compensator 9 and confirmed by a spring 17.

La came 14 est entraînée en rotation par le braquage de la gouverne 8 par l'intermédiaire d'une biellette 18, l'angle de rotation maximal x de la came étant par exemple de l'ordre de 500 pour un braquage maximal RM de la gouverne The cam 14 is rotated by the steering of the rudder 8 via a rod 18, the maximum rotation angle x of the cam being for example of the order of 500 for a maximum steering RM of the governs

de + 30 .of + 30.

Une tringle 19 est articulée, d'un côté, en 11 au levier 12 et, de l'autre côté à un levier 20, monté pivotant autour A rod 19 is articulated, on one side, at 11 to the lever 12 and, on the other side to a lever 20, pivotally mounted around

d'un axe 21 solidaire de la gouverne 8. an axis 21 secured to the rudder 8.

Une biellette 22 assure la liaison entre le levier 20 et le A connecting rod 22 provides the connection between the lever 20 and the

compensateur aérodynamique 9.aerodynamic compensator 9.

Le profil de la came 14 en contact avec l'appui 15 du levier 11 est tel que la loi de variation du taux d'automaticité en fonction du braquage de la gouverne présente l'allure The profile of the cam 14 in contact with the support 15 of the lever 11 is such that the law of variation of the automaticity rate according to the deflection of the rudder has the appearance

représentée sur la figure 5.shown in Figure 5.

Par ailleurs, deux rampes mobiles 23 sont articulées sur la came 14 et sont normalement escamotées à l'intérieur de ladite came. L'une ou l'autre de ces rampes peut être amenée à la position saillante par un actionneur électrique, monté Furthermore, two mobile ramps 23 are articulated on the cam 14 and are normally retracted inside said cam. One or the other of these ramps can be brought to the protruding position by an electric actuator, mounted

sur la came 14, mais non représenté. on the cam 14, but not shown.

Lorsque l'appui 15 du levier 12 coopère avec les rampes 23 en position saillante, la loi de variation du taux d'automaticité en fonction du braquage de la gouverne 9 est alors de la forme représentée par l'une ou l'autre des When the support 15 of the lever 12 cooperates with the ramps 23 in the projecting position, the law of variation of the automaticity rate as a function of the deflection of the rudder 9 is then of the form represented by one or other of the

figures 6 ou 7.Figures 6 or 7.

1 Sur les figures 8 et 9, on a représenté les positions relatives des différents éléments du dispositif selon l'invention en vol normal pour des braquages de la gouverne 8 égaux à 0 et 15 à droite (positions a et b de la figure 2). Sur la figure 9, une rampe 23 est en position saillante, de sorte que cette figure correspond également au début de l'utilisation de ladite rampe en cas de panne du moteur droit 2. Sur la figure 10, on a représenté en traits forts les positions relatives des différents éléments du dispositif selon l'invention en vol normal pour un braquage de la gouverne 8 égal à 30 à droite (position c de la figure 2), ainsi que, pour un braquage identique, mais en traits fins, les positions des éléments correspondant en cas de vol avec le moteur droit 2 en panne (position f de la FIGS. 8 and 9 show the relative positions of the various elements of the device according to the invention in normal flight for steering deflections 8 equal to 0 and 15 to the right (positions a and b of FIG. 2) . In FIG. 9, a ramp 23 is in the projecting position, so that this figure also corresponds to the beginning of the use of said ramp in the event of failure of the right engine 2. In FIG. relative positions of the various elements of the device according to the invention in normal flight for steering of the rudder 8 equal to 30 on the right (position c of Figure 2), and, for identical steering, but in fine lines, the positions corresponding elements in case of theft with the right motor 2 down (position f of the

figure 3).Figure 3).

Dans un exemple de réalisation, dans lequel RM était égal à , le taux d'automaticité avait les valeurs suivantes: tO à 0 0,36 tM à + 150 = 0, 48 t'M à 30: 0,70 Il va de soi que la loi de braquage entre le compensateur 9 et la gouverne 8 est fonction des caractéristiques aérodynamiques de chaque type d'aéronef 1 et que cette loi résulte du profil, éventuellement modifiable, de In an exemplary embodiment, in which RM was equal to, the automaticity rate had the following values: t0 at 0 0.36 tM at + 150 = 0.48 mm at 30: 0.70 It is obvious that the steering law between the compensator 9 and the control surface 8 is a function of the aerodynamic characteristics of each type of aircraft 1 and that this law results from the possibly modifiable profile of

la came 14.the cam 14.

Claims

1 - Device for the automatic control of a compensation

aerodynamic driver (9) hinged at the rear of an aerodynamic control surface (8) of an aircraft, itself articulated on the structure (6) of said aircraft, comprising a rod (19) articulated on one side on said aerodynamic compensator (9) and connected on the other side to the structure (6) of the aircraft so that a controlled deflection of said

aerodynamic control surface (8) automatically drives

the steering of said aerodynamic compensator (9) relative to said aerodynamic control surface (8), characterized in that, on the opposite side to the aerodynamic compensator, said rod (19) is articulated to a lever (12), itself articulated on said structure (6) of the aircraft and in that means (14) are provided for moving the pivot point (11) of the rod (19) and the lever (12) in at least approximately transverse to said aerodynamic surface (8), in conjunction

with the controlled steering of said aerodynamic surface.

2 - Device according to claim 1, characterized in that the articulation point (11) of the

rod (19) and lever (12) is at least approximately

substantially in the transverse plane passing through the axis (7) of rotation of the aerodynamic control surface (8) on the structure of the aircraft, in an eccentric position with respect to

this axis.

3 - Device according to one of claims 1 or 2,

characterized in that the displacement means of said articulation point are constituted by a cam (14) which is articulated on the structure (6) of the aircraft, which is integral in rotation with said aerodynamic surface of

1 control (8) and against which rests said lever (12).

4 - Device according to claim 3, characterized in that the lever 12 is applied against said cam 14 by the aerodynamic forces applied to the control surface 8. - Device according to claim 4, characterized in that elastic means (7) press the

lever 12 against said cam 14.

6 - Device according to any one of claims 1 to

5, characterized in that the profile of said cam (14) is modifiable by means of movable ramps (23) mounted on

said cam.