Utilisation d'un dispositif indicateur visuel dans une cabine de pilotage d'un avion Le brevet principal a pour objet un dispositif indicateur visuel de l'écart d'une grandeur par rap port à une valeur de référence comprenant au moins un appareil agencé pour produire un stimu lus lumineux variable dans une région de la péri phérie ou proche de la périphérie du champ visuel d'un observateur qui est placé dans une position donnée et regarde dans une direction générale déter minée, et des moyens de commande sensibles audit écart et susceptibles d'agir, en réponse à cet écart, sur ledit appareil de façon qu'il produise une modi fication du stimulus lumineux, cette modification étant telle qu'elle indique à la fois la grandeur et le sens dudit écart.
Il a également pour objet une utilisation de ce dispositif dans un véhicule comprenant une cabine de commande avec une fenêtre et un poste pour l'observateur situé de manière que l'opérateur fixe dans ce poste puisse regarder dans une direction générale déterminée à travers la fenêtre.
On a étudié l'emploi de ces dispositifs indica teurs visuels dans une cabine de pilotage d'un avion dans le but de donner une information visuelle sup plémentaire au pilote pendant que ce dernier exerce une surveillance continue de la marche de l'avion en regardant à travers un pare-brise, ou dans cer tains cas pendant que le pilote est occupé à regar der d'autres dispositifs dans la cabine de pilotage. Bien que cette information puisse se rapporter à diverses grandeurs choisies, le cas où cette informa- tion concerne la commande du tangage et de l'incli naison dans les virages est spécialement important.
L'utilisation faisant l'objet de la présente inven tion est caractérisée en ce que le véhicule est un avion et la cabine de commande est la, cabine de pilotage de cet avion, comprenant un pare-brise à travers lequel le pilote peut regarder vers l'avant de l'avion en vôl, en ce qu'on emploie un premier dispositif indicateur visuel comprenant au moins un appareil capable de produire un stimulus lumineux variable visible sur au moins un organe d'affichage sous forme d'au moins une source lumineuse qui peut se déplacer ou sembler se déplacer le long d'une ligne sensiblement parallèle à ladite direc tion générale,
la ligne étant disposée dans la péri phérie du champ visuel du pilote et d'un côté de la ligne de vision quand le pilote regarde dans cette direction générale, un second dispositif indicateur visuel comprenant au moins un appareil capable de produire un stimulus lumineux variable visible sur au moins un organe d'affichage sous forme d'au moins une source de lumière qui peut se déplacer ou sembler se déplacer le long d'une ligne disposée transversalement à ladite direction générale, cette ligne étant disposée à la partie supérieure ou infé rieure de la périphérie du champ visuel du pilote quand ce dernier regarde dans ladite direction géné rale,
des moyens de commande susceptibles d'agir sur ledit appareil du premier dispositif indicateur visuel de manière qu'il produise un stimulus lumi neux variable dont la vitesse et le sens indiquent la grandeur et le sens de l'écart d'une première grandeur à partir d'une valeur de référence, et des moyens de commande susceptibles d'agir sur ledit appareil du second dispositif indicateur visuel de manière qu'il produise un stimulus lumineux varia ble dont la vitesse et le sens indiquent la grandeur et le sens de l'écart d'une seconde grandeur à par tir d'une valeur de référence. Ladite direction géné rale est ordinairement dirigée vers l'avant de l'avion et sensiblement parallèle à son axe avant-arrière.
Le dessin annexé illustre, à titre d'exemple, une mise en rouvre de l'utilisation objet de l'invention.
La fig. 1 est une représentation schématique d'une cabine employée dans cette mise en oeuvre. La fig. 2 est une vue d'un dispositif que com prend cette cabine.
La fig. 3 est une vue partielle de ladite cabine. Précisons tout d'abord qu'on entend par angle de virage l'angle entre l'axe latéral d'un avion et un plan horizontal. L'utilisation qui va être décrite concerne une cabine qui comprend deux dispositifs indicateurs visuels, l'appareil, pour produire les stimuli lumineux, du premier dispositif comprenant un organe d'affichage 1, et l'appareil pour produire les stimuli lumineux, du second dispositif compre nant deux organes d'affichage 2 et 3.
Les organes 1 à 3 sont représentés schématiquement à la fig. 1, approximativement tels qu'ils apparaissent en plan quand ils sont montés dans la cabine d'avion, et destinés à fournir des indications au pilote placé dans la zone désignée par le point P. Quand il regarde vers l'avant de l'avion, le pilote a une visi bilité dans la direction de la flèche représentée à la fig. 1 passant par le point P.
Les organes 1, 2, 3 sont disposés horizontalement et leur niveau est approximativement celui de la partie supérieure du tableau de bord (bord inférieur dn pare-brise), de sorte qu'ils sont disposés dans la partie inférieure du champ visuel du pilote quand ce dernier regarde vers l'avant à travers le pare-brise, l'organe 1 étant disposé transversalement à la direction de vision et les organes 2 et 3 approximativement parallèlement à cette direction.
Les organes 1 à 3 ne sont représentés que sché matiquement à la fig. 1. Ils comprennent chacun une pièce cylindrique qui peut avoir avantageuse ment une longueur comprise entre 10 et 30 cm et un diamètre d'environ 19 mm. Cette pièce présente des hélices noire et blanche entrelacées, peintes sur sa surface, les bandes noire et blanche ainsi défi nies ayant une largeur de 12,5 mm. Les pièces cylindriques sont montées pour tourner autour de leur axe longitudinal et chacune est enfermée dans un boîtier présentant une fente qui permet de voir une bande longitudinale de la surface de la pièce depuis l'extérieur.
La largeur de cette bande est égale environ à la moitié du diamètre de la pièce. Les surfaces des pièces sont illuminées depuis l'intérieur des boîtiers et lors de la rotation d'une pièce, l'effet apparent pour une personne regardant à travers la fente est celui d'un certain nombre de surfaces illuminées qui se déplacent dans un sens ou dans l'autre le long de la fente. Le sens apparent du mouvement dépend du sens de rotation de la pièce et sa vitesse est proportionnelle à la vitesse de rotation.
La fig. 2 est une vue en perspective de l'un de ces organes montrant les surfaces d'une pièce cylindrique 4 visibles à travers une fente 5 longitu dinale dans un boîtier 6 cylindrique dans lequel la pièce 4 est montée. Le boîtier 6 est supporté par un autre boîtier 7 qui contient un moteur électrique et d'autres organes qui seront décrits plus loin.
La fig. 3 est une vue de la cabine prise depuis l'arrière du siège du pilote et montrant un côté de l'avant de la cabine. On remarque le siège 8 du pilote, les trois organes 1, 2 et 3, une partie d'un pare-brise 9 et d'un tableau de bord 10, et un levier de commande 11. Si un copilote est assis dans la cabine, comme c'est généralement le cas dans les grands avions de transport; avec un second levier de commande, les organes 1 à 3 peuvent être dou blés et disposés, par rapport au copilote et par rap port à la partie du pare-brise à travers laquelle le copilote regarde, comme représenté à la fig. 3 pour le pilote.
La pièce cylindrique de chaque organe 1 à 3 (fig. 1) est couplée à l'arbre d'un moteur élec trique 15, 16 ou 17. Ces moteurs sont montés dans le boîtier 7 (fig. 2) avec certains appareils associés utilisés pour la commande des moteurs.
Dans le cas de l'organe 1, ces appareils de commande asso ciés comprennent un générateur tachymétrique 18 agencé pour produire une tension proportionnelle à la vitesse du moteur 15, un amplificateur 19 pour commander le fonctionnement du moteur 15, par exemple un amplificateur à tube thermionique ou un amplificateur magnétique, et un dispositif 20 de combinaison de signaux présentant deux bornes d'entrée pour des signaux et une seule borne de sortie qui est couplée à la borne d'entrée de l'ampli ficateur 19.
Une des bornes d'entrée du dispositif 20 est couplée à la borne de sortie du générateur tachymétrique 18 et l'autre à une ligne d'entrée 21. Ainsi que l'indiquent les signes + et - des conduc teurs d'entrée du dispositif 20, les signaux envoyés à ce dispositif sont tels qu'ils se soustraient l'un de l'autre pour donner un signal de différence envoyé à l'amplificateur 19. Cette convention de signes est utilisée dans toute la fig. 1 pour les divers disposi tifs de combinaison de signaux.
En faisant réagir la tension de sortie du géné rateur tachymétrique 18 sur l'amplificateur 19, en opposition avec les signaux sur la ligne 21, la servo commande pour le dispositif 1 constituée par les éléments 15 et 18 à 20 fonctionne de manière à entraîner la pièce cylindrique de l'organe 1 à une vitesse proportionnelle à la grandeur du signal d'entrée apparaissant sur la ligne 21.
Le signal d'entrée sur la ligne 21 est un signal d'erreur relatif à l'angle de virage qui est obtenu en comparant les signaux représentant la position de virage de l'avion et les signaux représentant un angle de virage déterminé, la différence étant utilisée pour produire un signal envoyé dans la ligne 21. Par suite, la vitesse de rotation de la pièce cylindrique de l'organe 1 dépend de ce signal d'erreur de virage et son sens dépend du sens de cette erreur.
Pour des raisons qui seront exposées plus loin, la détection se fait de telle manière que les surfaces illuminées semblent se mouvoir à tra vers la fente 5 (fig. 2) vers la gauche ou vers la droite selon que le pilote doit déplacer son levier de commande vers la gauche ou vers la droite, res pectivement, pour corriger l'erreur donnant nais sance au signal considéré.
Le signal d'erreur de virage peut être produit de toute manière connue et par toute une variété de sources de signaux connues. Un appareil agencé dans ce but est représenté à la fig. 1. Cet appareil, de même que les appareils similaires décrits plus loin pour produire les signaux d'erreur de tangage, constituent des unités séparées des organes d'affi chage tels que celui représenté à la fig. 2 et sont couplés à ceux-ci par des conducteurs externes. L'appareil comprend un compas gyroscopique ver tical 25 de type connu comprenant un dispositif capable de produire un signal électrique sur une ligne 26, ce signal représentant l'angle de virage de l'avion. Ce signal est appliqué à une borne d'entrée d'un dispositif 27.
Un signal de demande de virage est appliqué à une seconde borne d'entrée du dis positif 27 sur une ligne 28, dans le sens opposé au signal d'angle de virage. Ce signal est reçu de la borne de sortie d'un autre dispositif 29 de combi naison de signaux dont la borne de sortie est cou plée à la ligne 28 à travers un circuit limiteur con ventionnel 30 agencé pour empêcher le signal de demande de virage de dépasser une limite de sécu rité déterminée.
Le dispositif 2.9 comprend deux bornes d'entrées, l'une couplée à un compas 31 dans l'avion, par exemple un -gyroscope de direction commandé par un dispositif de référence magnétique, agencé de manière connue pour produire un signal sur une ligne 32 représentant la déviation du cap réel de l'avion à partir d'un cap déterminé, et l'autre cou plée à un commutateur 32 à trois positions. Au moyen de ce commutateur, l'autre borne d'entrée du dispositif 29 peut être déconnectée ou couplée à la borne de sortie, soit d'un radiorécepteur loca- liseur 33 dit d'atterrissage sans visibilité, soit d'un récepteur radiogoniométrique d'approche 34.
Les signaux provenant des bornes de sortie de ces appa reils 33 et 34 représentent le déplacement latéral de l'avion à partir d'une trajectoire définie par un faisceau radio. Il faut noter qu'on peut utiliser d'autres formes d'appareils radio sélectionnés pair le commutateur 32 si on le désire, les deux appa reils cités ici étant donnés à titre d'exemple. Les signaux appliqués aux deux bornes d'entrées du dispositif 29 s'additionnent de manière à fournir un signal de demande de virage combiné représentant, par exemple, la déviation de l'avion à partir de la trajectoire d'un faisceau radio sélectionné et son déplacement latéral à partir du centre de ce fais ceau.
En variante, on peut utiliser tout autre moyen d'établir la demande de virage, pouvant comprendre ou non une information venant d'un compas. Une troisième borne d'entrée du dispositif 27 est couplée à travers un circuit correcteur de forme 35 à une borne de sortie d'un gyroscope 36 agencé pour produire un signal représentant la vitesse de roulis de l'avion, le signal étant envoyé au dispositif 27 de manière à le soustraire du signal de demande de virage sur la ligne 28. Le circuit 35 présente une caractéristique déterminée de manière connue et telle que le signal de sortie du gyroscope 36 est envoyé au dispositif 27 seulement si la vitesse de roulis de l'avion dépasse une valeur déterminée.
Cette valeur est fixée de manière qu'aucun signal de roulis ne soit envoyé au dispositif 27 pour toutes les manoeuvres ordinaires mais que s'il se produit un fort signal de demande de virage, le signal de vitesse de roulis résultant de l'application consé quente d'un grand angle de virage agisse pour s'opposer au signal de demande de virage et empê che efficacemnet le pilote de survirer, faute qui tendrait autrement à se produire si un mouvement rapide apparaissait soudainement sur le dispositif 1 dû à une demande brusque d'une modification importante de la course. Cela peut être nécessaire ou non selon les caractéristiques de l'avion.
La tension de sortie du dispositif 27 est envoyée finalement à travers un autre circuit correcteur de forme 37 à la ligne d'entrée 21 du dispositif de com mande du dispositif 1. La tension de sortie du dis positif 27, ignorant l'effet occasionnel des signaux provenant du gyroscope de vitesse de roulis 36, cons titue le signal d'erreur de virage vrai représentant la différence entre l'angle de virage de l'avion et un angle de virage demandé.
Le circuit 37 présente une caractéristique telle que les signaux qui le tra versent sont relativement atténués s'ils sont de faù- ble amplitude, ceci afin de réduire la sensibilité du dispositif 1 aux faibles signaux d'erreur qui peuvent se produire par suite d'une turbulence ou de fac teurs semblables.
L'appareil destiné à actionner les organes 2 et 3 est semblable à celui décrit pour l'organe 1. Il est agencé de manière que les pièces cylindriques tour nent ensemble à une vitesse représentant un signal d'erreur de tangage, la détection se faisant de manière que les surfaces illuminées à travers les fentes 5 semblent se mouvoir vers l'avant ou vers l'arrière selon que le pilote doit déplacer son levier de commande en avant ou en arrière, respective ment, pour corriger l'erreur de tangage donnant lieu à l'indication. Chaque moteur 16 et 17 est excité par un amplificateur 38 ou 39 et entraîne un géné rateur tachymétrique 40 ou 41 en plus des pièces cylindriques des dispositifs 2 et 3.
Les bornes d'entrée des amplificateurs 38, 39 sont couplées aux bornes de sortie de dispositifs de combinaison de signaux, 42 et 43 respectivement. Dans le cas du dis positif 42, il existe deux bornes d'entrée, l'une cou plée à la borne de sortie du générateur tachymétri- que 40 et l'autre à une ligne d'entrée commune 44 des deux servocommandes (16, 38, 40, 42 et 17, 39, 41, 43) des dispositifs 2 et 3. Le dispositif 43 cepen dant, comprend une troisième borne d'entrée qui est couplée au rotor d'un transformateur rotatif 45, ce rotor étant entrâiné par l'arbre de sortie du moteur 17.
Le stator du transformateur 45 est cou plé au stator d'un transmetteur rotatif 46 dont le rotor est excité par une source de courant alterna tif<I>46a</I> et est entrainé par l'arbre de sortie du moteur 16. Le signal appliqué au dispositif 43 depuis le transformateur 45 est constitué par une tension alternative (qui peut être transformée en un signal d'une autre forme si nécessaire, par exemple un signal continu à l'aide d'un démodula teur), représentant la différence des positions des arbres de sortie des moteurs 16 et 17. En envoyant ce signal en arrière à la borne d'entrée de l'ampli ficateur 39 à travers le dispositif 43, les rotations des pièces des organes 2 et 3 sont commandées de manière à être exactement égales.
Le signal appliqué à lai ligne de sortie com mune 44 est un signal d'erreur de tangage après passage à travers un circuit conformateur 47, simi laire au circuit 37 dans les circuits de virage, le signal d'erreur de tangage étant obtenu depuis la borne de sortie d'un dispositif 48 de combinaison de signaux. Une borne d'entrée du dispositif 48 est couplée à un dispositif producteur de signal de tan gage comprenant un gyroscope vertical 49 (qui peut être le même appareil que le gyroscope 35,
le gyros cope vertical comprenant alors deux dispositifs pro ducteurs de signaux pour le tangage et le virage, respectivement de manière connue), fournissant des signaux représentant la position de tangage réelle de l'avion. Ces signaux sont opposés à un signal de demande de tangage provenant de la borne de sortie d'un autre dispositif 50 de combinaison de signaux à travers un circuit limiteur 51, agencé pour empê cher l'application de signaux de demande de tan gage dépassant une limite de sécurité déterminée.
Le dispositif 50 a deux bornes d'entrée, les signaux appliqués à ces bornes étant combinés addi- 'itivement, l'une couplée à la borne de sortie d'un dispositif 52 de réglage de la valeur du tangage donnée et l'autre couplée à un comutateur à trois positions 53 par une ligne 54.
Le comuteeur 53 peut être actionné pour laisser la ligne 54 décon nectée, ou pour la connecter à un générateur 55 d'un signal d'erreur de hauteur, ou à la borne de sortie d'un récepteur 56 d'atterrissage sans visibilité repré sentant la déviation de l'avion dans le plan vertical à partir d'un faisceau de radioguidage déterminé. Le générateur 55 peut comprendre, par exemple, une capsule de pression barométrique et des moyens pour produire à partir des mouvements, de la cap sule un signal électrique représentant la déviation de l'avion depuis une hauteur donnée qui peut être déterminée par le pilote.
Il faut noter que le récep teur 56 constitue ordinairement une partie de l'équipement d'atterrissage sains visibilité compre nant le récepteur 33, cet équipement fonctionnant pour donner les deux signaux de sortie requis à partir des signaux radio reçus par lui depuis le localiseur et les transmetteurs de radioguidage du dispositif d'atterrissage sans visibilité.
On remar que aussi que les commutateurs 32 et 53 peuvent être groupés et reliés ensemble de la même manière pour que les deux signaux d'atterrissage sans visi bilité soient utilisés ensemble et que d'autres combi naisons de positions des deux commutateurs soient permises pour fournir des combinaisons particuliè res des entrées des canaux de signaux respectifs.
Ici à nouveau, on voit que les diverses autres sources de signaux peuvent être utilisées, si on le désire, dans la production des signaux d'erreur de tangage d'une forme telle qu'ils donnent des modes de fonctionnement variés. Par exemple, on peut uti liser des sources de signaux représentant un écart de la vitesse de l'air indiquée ou du nombre de Mach à partir de valeurs données, ces quantités étant comparées à la donnée en faisant varier la position de tangage de l'avion selon les indications des dispositifs 2 et 3,
ou des sources de signaux produits pour donner des indications sur la manoeu- vre nécessaire pour commander la position de tan gage de l'avion afin d'obtenir une vitesse détermi née de descente ou de montée, ou pour indiquer les manoeuvres de tangage nécessaires pour commander l'avion en accord avec le dispositif d'atterrissage sans visibilité ou les signaux rotatifs à l'altitude, pour effectuer la phase de signalisation de l'atter rissage en accord avec un programme déterminé. En variante, le signal d'erreur de tangage peut être calculé à partir des signaux de déviation de radio guidage seuls.
En plaçant les organes 1 et 3 dans les positions indiquées à la fi-. 3, les stimulus optiques mobiles produits par ces organes en réponse aux signaux d'erreur de tangage et de virage sont disposés dans la périphérie du champ de vision du pilote quand ce dernier regarde en avant à travers le pare- brise 9. On a trouvé qu'il est possible, pour le pilote, de maintenir sans difficulté sa vue normale fixée en avant à travers le pare-brise et, en même temps, de surveiller parfaitement les indications des orga nes 1 à 3, les stimulus mobiles agissant, ainsi qu'on le suppose, sur les régions extrafovéales des yeux.
Ceci s'applique encore si le pilote observe les ins truments du tableau de bord 10 et aussi s'il regarde dans toute autre direction dans la cabine de manière que l'organe 1 et l'un des organes 2 et 3 ou les deux soient compris dans la périphérie ou près de la périphérie de son champ de vision.
Ainsi, si le pilote doit faire un atterrissage dans de mau vaises conditions de visibilité en descendant à l'aide d'un faisceau d'atterrissage sans visibilité sous la commande de signaux provenant des récep teurs 33 et 56 d'atterrissage sans visibilité, jusqu'à ce que les phares de balisage soient visibles, il peut maintenir une attention continue sur ce qui se passe en avant à travers le pare-brise tout en tenant parfaitement compte des signaux d'atterrissage sans visibilité en suivant les indications des organes 1 à 3.
La transition fâcheuse de la vision de l'instru ment à la vision directe du vol, inévitable avec les appareils connus, est ainsi évitée, puisque le pilote peut fixer une attention constante sur l'aérodrome ou sur les aides d'approche visuels associés et peut commencer à tirer une information de ces éléments quand ils viennent dans son champ de vision tout en suivant encore les demandes des instruments, le pilote peut donc choisir à volonté l'instant de trans férer la commande de la trajectoire de l'avion des demandes instrumentales au vol visuel sans aucune discontinuité fâcheuse.
Il n'est évidemment pas essentiel que l'arrange ment exact des organes d'affichage 1 à 3 représenté à la fig. 3 soit toujours suivi et l'arrangement peut être modifié pour répondre à la configuration d'un cockpit particulier. Supposons que la nécessité prin cipale soit de permettre au pilote d'exercer une sur veillance vers l'avant tout en faisant usage des indi cations des instruments. L'organe 1 peut être alors disposé au-dessus de la ligne de vision vers l'avant à travers le pare-brise, ou un organe supplémen taire d'affichage d'erreur de tangage peut être placé dans cette position.
On préfère placer l'organe d'affichage en travers de la partie supérieure du tableau de bord cependant, car cela permet d'utili- ser les organes 1. à 3 tout en observant le tableau. Les organes 2 et 3 peuvent être disposés comme requis de chaque côté de la ligne de vision du pilote, et de préférence au même niveau environ que l'organe 1. L'un des organes 2 et 3 peut être supprimé, mais on a trouvé en pratique qu'une dis position symétrique est préférable.
Il n'est pas nécessaire que les organes soient parallèles à la ligne de vision du pilote vers l'avant et ces organes peuvent converger en formant un angle allant jus qu'à 30 ou 40(l. De même, il n'est pas indispensable que les organes 1 à 3 soient exactement horizon taux, bien qu'on ne puisse envisager des divergen ces de plus de quelques degrés.
En disposant les organes 1 à 3 horizontalement, ou approximativement horizontalement, on obtient l'avantage qu'une perturbation de la vision du pilote due à une turbulence, qui se fait principalement dans la direction verticale, ne donne pas naissance à de fausses indications des organes 1 à 3, les mou vements apparents de ces derniers étant horizon taux ou presque.
Comme mentionné précédemment, la détection du mouvement de l'organe 1 est faite de préférence de manière que le sens. du mouvement, à gauche ou à droite, corresponde au sens du mouvement du levier de commande nécessaire pour corriger les erreurs donnant naissance audit mouvement. De même, dans les organes 2 et 3, on s'arrange pour que le mouvement se fasse en avant ou en arrière selon que le levier de commande doit être déplacé en avant ou en arrière. Cette détection peut ne pas sembler la plus appropriée à première vue, le contraire semblant, sur le papier, plus logique (soit un mou vement à droite de l'organe 1).
Mais on a trouvé que la détection décrite est préférable en pratique, les mouvements requis du levier de commande en réponse aux indications données semblant instinc tivement corrects à la majorité des pilotes. La détection opposée peut être utilisée évidemment, si nécessaire, mais la détection décrite est préférable.
L'intérieur des boîtiers 6 (fig. 2) comprend des lumières capables d'illuminer les parties des surfa ces des pièces cylindriques visibles à travers les fentes 5. Ces lumières sont de préférence équipées d'un réglage de brillance, par exemple d'une résis tance variable connectée en série avec des lampes aux bornes des conducteurs les reliant à une source de tension, pour permettre au pilote de régler l'éclat des indications selon les conditions de lumière dans la cabine, par exemple pour lui permettre de le réduire à un niveau convenable pendant la nuit.
En plus, les fentes 5 peuvent être équipées de volets à ressort agencés pour être normalement fermés, et présenter un mécanisme actionné électromagnéti- quement pour ouvrir les volets seulement lors de l'excitation des organes d'affichage. Le circuit de commande pour ce mécanisme peut comprendre divers contacts commandés par des relais qui sont actionnés pour ouvrir les contacts, permettant ainsi aux volets de se fermer si des conditions fausses se produisent dans les appareils associés auxdits organes.
Ces conditions fausses peuvent être par exemple, une panne de l'alimentation en courant ou une panne de sortie du récepteur radio quand ce dernier est utilisé comme source de signaux pour actionner un ou plusieurs organes d'affichage.
Dans un avion équipé d'un pilote automatique, les organes d'affichage 1 à 3 peuvent être utilisés de manière à fonctionner comme un moniteur d'autopilotage s'ils sont actionnés à partir de signaux provenant de sources similaires à celles utilisées pour fournir des signaux au pilote auto matique.
Si les organes d'affichage sont actionnés à partir d'une série indépendante de sources de signaux qui sont identiques aux sources de signaux du pilote automatique et commutées de la même manière que ces sources, les organes d'affichage fonctionnent quand le pilote automatique est en fonction pour indiquer si ce dernier effectue correc tement les fonctions qui lui sont confiées, car toute erreur de la part du pilote automatique produit un mouvement correspondant dans les organes d'affi chage. Ces mouvements, à côté de leur rôle d'aver tisseurs, indiquent égaiement l'action nécessaire pour corriger l'erreur du pilote automatique.
Cela se produit que l'erreur provienne du pilote automati que lui-même ou des sources de signaux qui lui sont associées, car les organes d'affichage sont .actionnés depuis une série indépendante de sources de signaux. Si les organes étaient couplés aux mêmes sources de signaux que le pilote automatique, le dispositif fonctionnerait seulement comme un moniteur des canaux servo-amplificateurs du pilote automatique et donnerait lui-même des indications erronées si, par exemple, une faute se produisait dans un appa reil à gyroscope vertical envoyant des signaux aux deux séries de sources.
Cependant, cette fonction limitative de moniteur peut être utile aussi, parti- culièrement comme avertissement de fautes de fonc tionnement dans les servo-canaux du pilote auto matique et comme indication simultanée de la com mande nécessaire pour corriger le résultat de la faute.
Parmi les autres possibilités rencontrées ici, on peut citer que les volets des organes 1 à 3 peuvent être maintenus fermés aussi longtemps que le pilote automatique fonctionne correctement, dans les ins tallations comprenant des dispositifs moniteurs indé pendants, de manière que tous les mouvements se produisant dans les organes d'affichage et dus à une faute ne distraient pas le pilote ni ne trompent ce dernier en lui laissant croire que le pilote automa tique fonctionne mal. Les circuits de commande pour les volets peuvent être alors combinés avec les cir cuits avertisseurs de fautes, ou actionnés par ces derniers, de manière que les volets s'ouvrent immé diatement dès qu'une faute se produit dans le piloté automatique.
Dans ce cas, les volets sont agencés de préférence de manière à laisser subsister, en posi tion fermée, une petite ouverture à travers laquelle une observation directe des pièces en mouvement peut être faite, pour permettre au pilote de vérifier le travail correct du système et commander la brillance de l'illumination.
Une forme d'exécution particulière des organes d'affichage a été décrite en référence aux fig. 1 à 3, mais il est certain qu'on peut leur substituer d'autres formes d'exécution permettant aussi d'obte nir un stimulus optique mobile, dont à la fois la vitesse et le sens peuvent être modifiés. Ces autres formes d'exécution peuvent ne présenter qu'une petite différence par rapport à celle qui est décrite,
dans la manière d'obtenir une surface hélicoïdale d'illumination à la surface ou près de la surface d'une pièce cylindrique. Ainsi, au lieu de peindre des hélices blanche et noire, ou d'autres teintes, sur les surfaces des pièces, ces dernières peuvent être creuses et opaques et être illuminées depuis l'inté rieur, une fente hélicoïdale étant ménagée dans la surface de chaque pièce.
La pièce peut aussi être transparente et illuminée depuis l'intérieur et pré senter des hélices opaques sur sa surface externe. La pièce peut encore présenter des surfaces héli coïdales qui peuvent être excitées par luminescence ou électroluminescence.
Des formes d'exécution présentant des différen ces plus importantes sont aussi possibles, bien que celle décrite soit préférée par la simplicité et la robustesse des organes d'affichage. Ainsi, comme décrit dans le brevet principal chaque organe d'affi- chage peut comprendre une rangée de sources lumi neuses qui sont successivement excitées ou qui sont toutes excitées, et dans ce dernier cas, la rangée est déplacée longitudinalement de la manière requise.
L'appareil, pour produire les stimuli, du pre mier dispositif indicateur visuel comprend de préfé rence deux organes d'affichage 2, 3, chacun d'eux étant disposé d'un côté différent de la ligne de vision du pilote quand il regarde dans ladite direc tion générale. L'appareil, pour produire les stimuli, du second dispositif indicateur peut comprendre également deux organes d'affichage 1, l'un étant dis posé à la partie supérieure et l'autre à la partie infé rieure de la périphérie du champ visuel du pilote quand il regarde dans ladite direction générale.
Les organes d'affichage peuvent être agencés de manière que les lignes de mouvement de la source lumi- neuse soient horizontales quand l'avion vole de niveau. On peut remarquer cependant, qu'elles peu vent être seulement approximativement horizonta les, par exemple inclinées de 50 sur l'horizontale ou plus, et en plus qu'elles peuvent être légèrement incurvées. De plus, le premier organe n'est pas nécessairement agencé de manière que les lignes de mouvement soient exactement parallèles à ladite direction générale. Elles peuvent être seulement approximativement parallèles à cette direction et faiire avec celle-ci, par exemple, un angle jusqu'à 20 0 environ.
S'il y a deux lignes elles peuvent con verger à distance du pilote en faisant entre elles par exemple, un angle de 20 à 40(l.
Quand l'organe d'affichage 1 de l'appareil du second dispositif (ou l'un d'entre eux s'il est dou ble) est disposé à la partie inférieure du champ visuel du pilote quand ce dernier regarde dans ladite direction générale, il est ordinairement monté en tra vers de la partie supérieure du tableau de bord. L'or gane .d'affichage de l'appareil du premier dispositif (ou les deux organes) peut être placé au même niveau ou à un niveau proche, et il est ainsi possible à ces organes de jouer le rôle qui leur est réservé tandis que le pilote observe les instruments du tableau, car ils se trouvent encore dans la périphérie du champ visuel du pilote.
Un cas particulièrement important est celui où le premier et le second dispositif indicateur visuel concernent la position de tangage et la position de virage de l'avion, respectivement. En particulier, les dispositifs indicateurs peuvent être actionnés selon les grandeurs et les sens de signaux d'erreur de tangage et de virage qui représentent respecti vement les différences entre des signaux de position de tangage réel et demandé et des signaux de posi tion de virage réel et demandé. Dans ce cas, les signaux de position de tangage et de virage deman dés représentent respectivement la valeur désirée de la position de tangage et de la position de virage.
Les signaux de position demandés peuvent repré senter simplement les demandes d'une position fixe déterminée, communément celle relative au vol rec- tiligne, et de niveau, mais ils peuvent être plus com plexes et dépendre de deux ou plus de deux varia bles dépendantes.
Use of a visual indicating device in a cockpit of an airplane The main patent relates to a visual indicating device of the deviation of a quantity with respect to a reference value comprising at least one apparatus arranged to produce a variable light stimulus in a region of the periphery or close to the periphery of the visual field of an observer who is placed in a given position and looks in a given general direction, and control means sensitive to said deviation and capable of to act, in response to this deviation, on said apparatus so that it produces a modification of the light stimulus, this modification being such that it indicates both the magnitude and the direction of said deviation.
It also relates to a use of this device in a vehicle comprising a control cabin with a window and a post for the observer located so that the operator stationary in this post can look in a given general direction through the window. .
The use of these visual indicator devices in an airplane cockpit has been studied to provide additional visual information to the pilot while the pilot continuously monitors the progress of the airplane by watching through a windshield, or in some cases while the pilot is busy looking at other devices in the cockpit. Although this information may relate to various selected quantities, the case where this information relates to the control of pitch and bank in turns is especially important.
The use forming the subject of the present invention is characterized in that the vehicle is an airplane and the control cabin is the cockpit of this airplane, comprising a windshield through which the pilot can look towards. the front of the airplane in flight, in that a first visual indicator device comprising at least one device capable of producing a variable light stimulus visible on at least one display member in the form of at least one source is employed luminous which may move or appear to move along a line substantially parallel to said general direction,
the line being disposed in the periphery of the pilot's visual field and to one side of the line of sight when the pilot is looking in that general direction, a second visual indicating device comprising at least one apparatus capable of producing a visible variable light stimulus on at least one display member in the form of at least one light source which can move or appear to move along a line disposed transversely to said general direction, this line being disposed at the upper or lower part the periphery of the pilot's visual field when the latter is looking in said general direction,
control means capable of acting on said apparatus of the first visual indicating device so that it produces a variable light stimulus, the speed and direction of which indicate the magnitude and the direction of the deviation of a first magnitude from of a reference value, and control means capable of acting on said apparatus of the second visual indicating device so that it produces a variable light stimulus, the speed and direction of which indicate the magnitude and direction of the deviation of a second quantity from a reference value. Said general direction is usually directed towards the front of the airplane and substantially parallel to its front-rear axis.
The appended drawing illustrates, by way of example, an implementation of the use which is the subject of the invention.
Fig. 1 is a schematic representation of a booth employed in this implementation. Fig. 2 is a view of a device that this cabin includes.
Fig. 3 is a partial view of said cabin. It should be noted first of all that by turn angle is meant the angle between the lateral axis of an airplane and a horizontal plane. The use which will be described relates to a booth which comprises two visual indicating devices, the apparatus, for producing the light stimuli, of the first device comprising a display member 1, and the apparatus for producing the light stimuli, of the second device comprising two display elements 2 and 3.
The members 1 to 3 are shown schematically in FIG. 1, approximately as they appear in plan when they are mounted in the aircraft cabin, and intended to provide indications to the pilot placed in the area designated by point P. When looking towards the front of the aircraft , the pilot has visibility in the direction of the arrow shown in FIG. 1 passing through point P.
The components 1, 2, 3 are arranged horizontally and their level is approximately that of the upper part of the instrument panel (lower edge of the windshield), so that they are arranged in the lower part of the pilot's visual field when the latter looks forward through the windshield, the member 1 being arranged transversely to the direction of vision and the members 2 and 3 approximately parallel to this direction.
The units 1 to 3 are shown only matically in FIG. 1. They each comprise a cylindrical part which may advantageously have a length of between 10 and 30 cm and a diameter of about 19 mm. This piece features interlocking black and white propellers painted on its surface, the black and white stripes thus defined having a width of 12.5 mm. The cylindrical parts are mounted to rotate about their longitudinal axis and each is enclosed in a housing having a slot which allows a longitudinal strip of the surface of the part to be seen from the outside.
The width of this strip is approximately half the diameter of the room. The surfaces of the parts are illuminated from within the housings and when rotating a part, the apparent effect to a person looking through the slit is that of a number of illuminated surfaces moving in one direction. or in the other along the slit. The apparent direction of movement depends on the direction of rotation of the part and its speed is proportional to the speed of rotation.
Fig. 2 is a perspective view of one of these members showing the surfaces of a cylindrical part 4 visible through a longitudinal slot 5 in a cylindrical housing 6 in which the part 4 is mounted. The housing 6 is supported by another housing 7 which contains an electric motor and other components which will be described later.
Fig. 3 is a view of the cabin taken from the rear of the pilot's seat and showing one side of the front of the cabin. Note the pilot's seat 8, the three components 1, 2 and 3, part of a windshield 9 and a dashboard 10, and a control lever 11. If a co-pilot is seated in the cabin , as is generally the case with large transport aircraft; with a second control lever, the components 1 to 3 can be doubled and arranged, with respect to the co-pilot and with respect to the part of the windshield through which the co-pilot looks, as shown in fig. 3 for the pilot.
The cylindrical part of each member 1 to 3 (fig. 1) is coupled to the shaft of an electric motor 15, 16 or 17. These motors are mounted in the housing 7 (fig. 2) with certain associated devices used. for controlling motors.
In the case of the member 1, these associated control devices comprise a tachometric generator 18 arranged to produce a voltage proportional to the speed of the motor 15, an amplifier 19 to control the operation of the motor 15, for example a tube amplifier thermionic or a magnetic amplifier, and a signal combining device 20 having two input terminals for signals and a single output terminal which is coupled to the input terminal of the amplifier 19.
One of the input terminals of the device 20 is coupled to the output terminal of the tachometric generator 18 and the other to an input line 21. As indicated by the + and - signs of the input conductors of the device. 20, the signals sent to this device are such that they subtract from each other to give a difference signal sent to amplifier 19. This sign convention is used throughout FIG. 1 for the various signal combining devices.
By reacting the output voltage of the tacho generator 18 on the amplifier 19, in opposition to the signals on the line 21, the servo control for the device 1 constituted by the elements 15 and 18 to 20 operates so as to drive the cylindrical part of member 1 at a speed proportional to the magnitude of the input signal appearing on line 21.
The input signal on line 21 is an error signal relating to the turn angle which is obtained by comparing the signals representing the turn position of the airplane and the signals representing a determined turn angle, the difference being used to produce a signal sent to the line 21. As a result, the rotational speed of the cylindrical part of the member 1 depends on this bend error signal and its direction depends on the direction of this error.
For reasons which will be explained later, the detection is done in such a way that the illuminated surfaces seem to move through the slot 5 (fig. 2) to the left or to the right depending on whether the pilot has to move his control lever. control to the left or to the right, respectively, to correct the error giving rise to the signal considered.
The turn error signal can be produced in any known manner and by a variety of known signal sources. An apparatus arranged for this purpose is shown in FIG. 1. This apparatus, as well as similar apparatuses described below for producing the pitch error signals, constitute separate units of the display members such as that shown in FIG. 2 and are coupled to them by external conductors. The apparatus comprises a vertical gyroscopic compass 25 of known type comprising a device capable of producing an electrical signal on a line 26, this signal representing the angle of turn of the aircraft. This signal is applied to an input terminal of a device 27.
A turn request signal is applied to a second input terminal of device 27 on line 28, in the direction opposite to the turn angle signal. This signal is received from the output terminal of another signal combining device 29 whose output terminal is coupled to line 28 through a conventional limiter circuit 30 arranged to prevent the turn request signal from being released. exceed a specified safety limit.
The device 2.9 comprises two input terminals, one coupled to a compass 31 in the aircraft, for example a steering gyroscope controlled by a magnetic reference device, arranged in a known manner to produce a signal on a line 32 representing the deviation of the actual heading of the aircraft from a determined heading, and the other coupled to a switch 32 with three positions. By means of this switch, the other input terminal of the device 29 can be disconnected or coupled to the output terminal, either of a locating radio receiver 33 called blind landing, or of a radio direction-finding receiver. approach 34.
The signals coming from the output terminals of these devices 33 and 34 represent the lateral displacement of the airplane from a trajectory defined by a radio beam. It should be noted that other forms of radio apparatus selected may be used by switch 32 if desired, the two apparatuses cited here being given by way of example. The signals applied to the two input terminals of the device 29 are added so as to provide a combined turn request signal representing, for example, the deviation of the airplane from the trajectory of a selected radio beam and its lateral displacement from the center of this bundle.
As a variant, any other means of establishing the turn request can be used, which may or may not include information coming from a compass. A third input terminal of device 27 is coupled through a shape correcting circuit 35 to an output terminal of a gyroscope 36 arranged to produce a signal representing the roll speed of the aircraft, the signal being sent to the device. 27 so as to subtract it from the turn request signal on line 28. Circuit 35 has a characteristic determined in a known manner and such that the output signal from gyroscope 36 is sent to device 27 only if the roll speed of l plane exceeds a determined value.
This value is set so that no roll signal is sent to device 27 for all ordinary maneuvers, but if there is a strong signal to request a turn, the roll speed signal resulting from the application remains. When a large turn angle acts to oppose the turn request signal and effectively prevent the pilot from oversteering, a fault that would otherwise tend to occur if rapid movement suddenly appeared on device 1 due to a sudden request a significant modification of the race. This may or may not be necessary depending on the characteristics of the aircraft.
The output voltage of device 27 is eventually sent through another shape correction circuit 37 to the input line 21 of the device 1 controller. The output voltage of device 27, ignoring the occasional effect of signals from the roll speed gyroscope 36, constitute the true turn error signal representing the difference between the aircraft's turn angle and a requested turn angle.
The circuit 37 has a characteristic such that the signals which pass through it are relatively attenuated if they are of low amplitude, in order to reduce the sensitivity of the device 1 to the small error signals which may occur as a result of turbulence or similar factors.
The apparatus for actuating members 2 and 3 is similar to that described for member 1. It is arranged so that the cylindrical parts rotate together at a speed representing a pitch error signal, the detection being made. so that the surfaces illuminated through the slots 5 appear to move forward or backward depending on whether the pilot needs to move his control lever forward or backward, respectively, to correct the pitch error giving place at the indication. Each motor 16 and 17 is excited by an amplifier 38 or 39 and drives a tacho generator 40 or 41 in addition to the cylindrical parts of devices 2 and 3.
The input terminals of amplifiers 38, 39 are coupled to the output terminals of signal combining devices, 42 and 43 respectively. In the case of the positive device 42, there are two input terminals, one coupled to the output terminal of the tachometric generator 40 and the other to a common input line 44 of the two servo controls (16, 38, 40, 42 and 17, 39, 41, 43) of devices 2 and 3. Device 43, however, comprises a third input terminal which is coupled to the rotor of a rotary transformer 45, this rotor being driven by motor output shaft 17.
The stator of transformer 45 is coupled to the stator of a rotary transmitter 46, the rotor of which is excited by an alternating current source <I> 46a </I> and is driven by the output shaft of motor 16. The signal applied to the device 43 from the transformer 45 consists of an alternating voltage (which can be transformed into a signal of another form if necessary, for example a direct signal using a demodulator), representing the difference of the positions of the output shafts of the motors 16 and 17. By sending this signal back to the input terminal of the amplifier 39 through the device 43, the rotations of the parts of the members 2 and 3 are controlled so as to be exactly equal.
The signal applied to the common output line 44 is a pitch error signal after passing through a shaping circuit 47, similar to circuit 37 in the turn circuits, the pitch error signal being obtained from the output terminal of a signal combining device 48. An input terminal of device 48 is coupled to a tan gage signal producing device comprising a vertical gyroscope 49 (which may be the same device as gyroscope 35,
the vertical gyros cope then comprising two devices producing signals for pitch and turn, respectively in known manner), supplying signals representing the actual pitch position of the airplane. These signals are opposed to a pitch request signal from the output terminal of another signal combining device 50 through a limiter circuit 51, arranged to prevent the application of pitch request signals in excess of one. determined safety limit.
Device 50 has two input terminals, the signals applied to these terminals being combined additively, one coupled to the output terminal of a device 52 for adjusting the given pitch value and the other coupled. to a three-position switch 53 through a line 54.
The switch 53 can be operated to leave the line 54 disconnected, or to connect it to a generator 55 of a height error signal, or to the output terminal of a blind landing receiver 56 representing the deflection of the airplane in the vertical plane from a determined radio guidance beam. The generator 55 can comprise, for example, a barometric pressure capsule and means for producing from the movements of the heading an electrical signal representing the deviation of the airplane from a given height which can be determined by the pilot.
It should be noted that the receiver 56 ordinarily constitutes part of the visible landing equipment comprising the receiver 33, this equipment functioning to give the two output signals required from the radio signals received by it from the locator and blind landing system radio guidance transmitters.
Note also that the switches 32 and 53 can be grouped and linked together in the same way so that the two blind landing signals are used together and that other combinations of positions of the two switches are allowed to provide. particular combinations of the inputs of the respective signal channels.
Here again, it is seen that the various other signal sources can be used, if desired, in producing the pitch error signals of such a form as to give various modes of operation. For example, one can use signal sources representing a deviation of the indicated air speed or Mach number from given values, these quantities being compared to the given by varying the pitch position of the aircraft. aircraft according to the indications of devices 2 and 3,
or sources of signals produced to give indications of the maneuver necessary to control the tan gage position of the airplane in order to obtain a determined rate of descent or climb, or to indicate the pitch maneuvers necessary for control the airplane in accordance with the blind landing device or the rotary signals at altitude, to carry out the landing signaling phase in accordance with a determined program. Alternatively, the pitch error signal can be calculated from the radio guidance deviation signals alone.
By placing components 1 and 3 in the positions shown in fig. 3, the moving optical stimuli produced by these components in response to the pitch and turn error signals are disposed in the periphery of the pilot's field of vision when the latter looks forward through the windshield 9. It has been found that it is possible for the pilot to maintain without difficulty his normal sight fixed forward through the windshield and, at the same time, to perfectly monitor the indications of organs 1 to 3, the mobile stimuli acting, thus we suppose, on the extrafoveal regions of the eyes.
This still applies if the pilot observes the instruments of the instrument panel 10 and also if he looks in any other direction in the cabin so that the component 1 and one of the components 2 and 3 or both are included in the periphery or near the periphery of its field of vision.
Thus, if the pilot has to land in poor visibility conditions while descending using a blind landing beam under the control of signals from blind landing receivers 33 and 56, up to '' so that the beacon lights are visible, he can maintain a continuous attention on what is happening forward through the windshield while fully taking into account the blind landing signals by following the indications of components 1 to 3.
The unfortunate transition from the vision of the instrument to the direct vision of flight, inevitable with known devices, is thus avoided, since the pilot can fix constant attention on the aerodrome or on the associated visual approach aids and can start to extract information from these elements when they come into his field of vision while still following the requests of the instruments, the pilot can therefore choose at will the moment to transfer the control of the trajectory of the aircraft from the requests instrumentals with visual flight without any annoying discontinuity.
It is obviously not essential that the exact arrangement of the display members 1 to 3 shown in FIG. 3 is always followed and the arrangement can be modified to suit the configuration of a particular cockpit. Suppose the primary need is to allow the pilot to exercise forward watch while making use of the instrument cues. The member 1 can then be disposed above the line of vision forward through the windshield, or an additional pitch error display member can be placed in this position.
It is preferred to place the display member across the top of the instrument panel, however, as this allows items 1 to 3 to be used while viewing the panel. The organs 2 and 3 can be arranged as required on either side of the pilot's line of sight, and preferably at about the same level as the organ 1. One of the organs 2 and 3 can be omitted, but it has been found in practice, a symmetrical arrangement is preferable.
The organs need not be parallel to the pilot's forward line of sight and these organs may converge at an angle of up to 30 or 40 (l. Similarly, it is not essential that components 1 to 3 are exactly horizon rate, although we cannot envisage divergences of more than a few degrees.
By arranging components 1 to 3 horizontally, or approximately horizontally, the advantage is obtained that a disturbance of the pilot's vision due to turbulence, which occurs mainly in the vertical direction, does not give rise to false indications of the organs 1 to 3, the apparent movements of the latter being horizon rate or almost.
As mentioned above, the detection of the movement of the organ 1 is preferably made so that the direction. of movement, to the left or to the right, corresponds to the direction of movement of the control lever necessary to correct the errors giving rise to said movement. Likewise, in the members 2 and 3, it is arranged so that the movement is made forward or backward depending on whether the control lever is to be moved forward or backward. This detection may not seem the most appropriate at first glance, the opposite seeming, on paper, to be more logical (ie a movement to the right of organ 1).
But it has been found that the detection described is preferable in practice, the required movements of the control lever in response to the given indications appearing instinctively correct to the majority of pilots. The opposite detection can be used of course, if necessary, but the described detection is preferable.
The interior of the housings 6 (fig. 2) comprises lights capable of illuminating the parts of the surfaces of the cylindrical parts visible through the slots 5. These lights are preferably equipped with a brightness adjustment, for example of a variable resistor connected in series with lamps at the terminals of the conductors connecting them to a voltage source, to allow the pilot to adjust the brightness of the indications according to the light conditions in the cabin, for example to allow him to reduce it at a suitable level overnight.
In addition, the slots 5 can be fitted with spring shutters arranged to be normally closed, and have an electromagnetically actuated mechanism for opening the shutters only upon energization of the display members. The control circuit for this mechanism can include various contacts controlled by relays which are actuated to open the contacts, thus allowing the shutters to close if false conditions occur in the devices associated with said organs.
These false conditions may be, for example, a failure of the power supply or an output failure of the radio receiver when the latter is used as a source of signals to actuate one or more display members.
In an airplane equipped with an autopilot, displays 1 to 3 can be used to function as an autopilot monitor if they are actuated from signals from sources similar to those used to provide signals. signals to autopilot.
If the displays are operated from an independent series of signal sources which are the same as the autopilot signal sources and switched in the same manner as these sources, the displays operate when the autopilot is on. function to indicate whether the latter is correctly performing the functions entrusted to it, since any error on the part of the autopilot produces a corresponding movement in the display members. These movements, alongside their warning role, also indicate the action required to correct the autopilot error.
This occurs whether the error is from the autopilot itself or from signal sources associated with it, as the displays are operated from an independent series of signal sources. If the components were coupled to the same signal sources as the autopilot, the device would function only as a monitor of the autopilot servo-amplifier channels and would itself give erroneous indications if, for example, a fault occurred in an aircraft. Vertical gyroscope wire sending signals to both sets of sources.
However, this limiting monitor function can also be useful, particularly as a warning of malfunctions in the autopilot servo channels and as a simultaneous indication of the command needed to correct the result of the fault.
Among the other possibilities encountered here, we may mention that the flaps of components 1 to 3 can be kept closed as long as the autopilot is functioning correctly, in installations comprising independent monitoring devices, so that all movements occurring in the display units and due to a fault do not distract the pilot or deceive the latter by letting him believe that the automatic pilot is malfunctioning. The control circuits for the shutters can then be combined with the fault warning circuits, or actuated by the latter, so that the shutters open immediately as soon as a fault occurs in the automatic pilot.
In this case, the flaps are preferably arranged so as to leave, in the closed position, a small opening through which a direct observation of the moving parts can be made, to allow the pilot to verify the correct operation of the system and control the brilliance of illumination.
A particular embodiment of the display members has been described with reference to FIGS. 1 to 3, but it is certain that they can be substituted by other embodiments which also make it possible to obtain a mobile optical stimulus, the speed and direction of which can be modified at the same time. These other embodiments may present only a small difference from that which is described,
in the way of obtaining a helical surface of illumination on the surface or near the surface of a cylindrical part. Thus, instead of painting white and black propellers, or other shades, on the surfaces of the parts, the latter can be hollow and opaque and be illuminated from the inside, a helical slit being made in the surface of each part. room.
The part can also be transparent and illuminated from the inside and have opaque helices on its external surface. The part can also have helical surfaces which can be excited by luminescence or electroluminescence.
Embodiments presenting the most important differences are also possible, although that described is preferred by the simplicity and robustness of the display members. Thus, as described in the main patent each display member can comprise a row of light sources which are successively energized or which are all energized, and in the latter case the row is moved longitudinally as required.
The apparatus, for producing the stimuli, of the first visual indicator device preferably comprises two display members 2, 3, each of them being arranged on a different side of the pilot's line of sight when looking in. the said general directorate. The apparatus, for producing the stimuli, of the second indicating device may also comprise two display members 1, one being arranged at the upper part and the other at the lower part of the periphery of the pilot's visual field. when he looks in said general direction.
The display members can be arranged so that the lines of movement of the light source are horizontal when the aircraft is flying level. It can be noted, however, that they can only be approximately horizontal, for example inclined 50 to the horizontal or more, and in addition they can be slightly curved. In addition, the first member is not necessarily arranged so that the lines of movement are exactly parallel to said general direction. They can be only approximately parallel to this direction and make with it, for example, an angle up to approximately 20 0.
If there are two lines they can converge at a distance from the pilot by making between them, for example, an angle of 20 to 40 (l.
When the display member 1 of the apparatus of the second device (or one of them if it is double) is arranged at the lower part of the pilot's visual field when the latter is looking in said general direction , it is usually mounted across the top of the dashboard. The display unit of the apparatus of the first device (or both components) can be placed at the same level or at a close level, and it is thus possible for these components to play the role reserved for them while that the pilot observe the instruments in the panel, since they are still in the periphery of the pilot's visual field.
A particularly important case is that where the first and the second visual indicating device relate to the pitch position and the turn position of the aircraft, respectively. In particular, the indicating devices can be actuated according to the magnitudes and directions of pitch and turn error signals which respectively represent the differences between actual and requested pitch position signals and actual turn position signals. and asked. In this case, the required pitch and turn position signals represent the desired value of the pitch position and the turn position, respectively.
The position signals requested may simply represent the demands of a determined fixed position, commonly that relating to straight-line flight, and level, but they can be more complex and depend on two or more dependent variables.