Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_2594
.pdf
устройство i. в обратном порядке по отношению к его действию на выпускное сопло m, так чтобы подача
уменьшалась при повышении влажности и увеличивалась при понижении влажности. Для достижения
большей силы регулировки или большей чувствительности управления, вместо управления запуском и
остановкой распылительного устройства и регулирования количества жидкости с помощью показанного на
иллюстрации устройства, могут быть предусмотрены косвенные регуляторы, которые воздействуют на
давление в трубопроводе l, т.е. влажность, воздействуя на реле, предназначенные для управления,
например, давлением жидкости для сервомотора, который, в свою очередь, напрямую или косвенно
воздействует на переключатель или выпускное сопло m.
Вместо вращающегося распылительного устройства могут использоваться устройства другой конструкции.
Кроме того, несколько распылительных устройств могут приводиться в действие одним регулирующим
устройством. Подробно описав и определив природу нашего изобретения и способ его осуществления, мы
заявляем, что то, что мы
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_219022.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=219022&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB219022A
[]
Усовершенствования, относящиеся к самолетам или связанные с ними. Я, Рене Огюст Бибар, гражданин
Франции, проживающий по адресу: улица Капуцин, 17, Бельвю, департамент Сена-и-Уаза, Франция,
настоящим заявляю о природе данного изобретения и о способе его осуществления, которые будут подробно
описаны и установлены в следующем заявлении: В воздушном бою на ближней дистанции тяжелый самолет,
защищаемый только пилотом, находится во власти более быстрого противника, который может атаковать его
сзади или снизу, не опасаясь ответного удара. Поэтому стало общепринятой практикой предоставлять пилоту
помощь пулеметчика, который находится в позиции, позволяющей открыть огонь по любому нападающему,
появившемуся на уровне самолета или ниже него. Благодаря продуманным устройствам стрелок может
прицеливаться как над, так и под головой, при этом сам он может развернуться на поворотном сиденье.
Однако он не может совершать подобные действия в пространстве под собой. Были предприняты попытки
найти место для второго ассистента под самолетом.
Спроектировать подобную стрелковую позицию в условиях, обеспечивающих безопасность летчика при
посадке самолета, его наблюдательные возможности и, прежде всего, зону обстрела, — задача далеко не из
легких. Кроме того, защита самолета по-прежнему недостаточно обеспечивается этими двумя
вспомогательными средствами, каждое из которых может быть застигнуто врасплох действиями
нападающего, внезапно переключающего свое внимание с одного поля боя на другое. Для наблюдения за
такими переходами потребуется создать третью артиллерийскую позицию. Из этого очевидно, что для
полноценной системы защиты самолета требуется как минимум три пулеметчика, если эти вспомогательные
средства размещены на неподвижных сиденьях или сиденьях, которые могут вращаться только вокруг
вертикальной оси. Предметом настоящего изобретения является обеспечение указанной системы обороны с
помощью одного помощника, который может следовать за противником повсюду в одном непрерывном
движении и беспрепятственно противостоять противнику, обладая всеми средствами для наблюдения и
ведения боя, за исключением узкого участка, который, однако, прикрывается огнем пилота.
Кроме того, артиллерист способен вести непосредственный наблюдение за местностью под собой и точно
контролировать огонь своего пулемета или бомбардировку противника на земле. На прилагаемом чертеже, на
котором предполагается, что летчик находится в вертикальном положении, стоя прямо и спиной к самолету,
на рисунке 1 представлен продольный и вертикальный разрез через середину машины. На рисунке 2
представлен горизонтальный разрез по двум осям подвески, вокруг которых вращается летчик: оси штурвала
и оси рамы. На этом рисунке пунктирными линиями показаны закрылок и треугольная рама, принадлежащие
двум плоскостям, расположенным над сечением. На рисунке 3 представлен вертикальный и поперечный
разрез вдоль оси рамы плитки. Масштаб этого участка больше, чем у двух других. Устройство по существу
состоит в применении к летательным аппаратам, предназначенным для использования с указанным
устройством, штурвала, который крепится и защищается в задней части фюзеляжа, где он может вращаться
вокруг продольной оси, и между сторонами которого, в раме, которая может вращаться вокруг поперечной
оси, пулеметчик может регулировать, комбинируя эти два движения и во всех направлениях, равномерный
наклон своего кресла и оружия.
Органы управления штурвалом должны быть частично прикреплены к раме. Во избежание путаницы,
штурвал, рама и ее органы управления, органы управления штурвала, а также специальные элементы
конструкции самолета будут описаны последовательно. Две стороны 1 и 2 штурвала выполнены из лёгкого
каркаса, который может быть обтянут брезентом или нет, и имеют вид прямоугольных треугольников, один из
углов которых более или менее усечён, а одна из сторон более или менее горизонтальна с продолжением
верхней части фюзеляжа, причём гипотенуза является нижней стороной. На срезанном углу этого
треугольника расположена ось 3 рамы. Основания двух треугольных элементов соединены концевой
деталью, образующей ярмо, к верхней и средней части которого крепится осевой элемент 4 всего ярма.
Поворотная рама, сведенная таким образом к своим основным элементам, представляет собой своего рода
центральную клетку, в которой размещаются вспомогательный летчик, его пулемет и трансмиссионный
механизм педального управления.
Эта клетка прочная, с боковым рычагом 5, на котором установлен зубчатый механизм, концевая шестерня
которого, или ведущая шестерня 6 системы, прочно соединена с шейкой коленчатого вала 7 педали, в то
время как на другом конце последнее подвижное колесо 8 вращается вокруг колеса 9, установленного внутри
вилки. Ось системы может вращаться вместе с обоймой и боковым рычагом, при этом одна из ее опор
свободно перемещается через неподвижное колесо 9. Однако, с целью обеспечения прочности вилки,
предпочтительно, чтобы эта ось была неподвижной и зафиксирована своими концами с боковыми сторонами,
которые она удерживает на требуемом расстоянии, с помощью кольцевого фланца 10 и зажимной гайки 11.
Вращающиеся детали соединяются между собой в данном случае с помощью ступицы 12, припаянной к
боковым рычагам, и трубок, о которых будет сказано далее. Способ соединения неподвижного колеса и
ведущей шестерни системы может приводить к различным вариантам компоновки в зависимости от типа
используемого редуктора. Если используются только шестерни с наружными зубьями, как показано на
прилагаемых чертежах, и если все эти шестерни расположены в одной плоскости, то авиатор, без
дальнейших осложнений, оказывается свободен от зубчатой передачи.
Если неподвижное колесо снабжено внутренними зубьями, необходимо, чтобы шестерня, непосредственно
соединенная с ним, была цельной с другой шестерней большего диаметра. В результате передающаяся
скорость уменьшается, а детали располагаются в двух плоскостях. Если зубчатая передача коническая,
необходимо, чтобы шестерня, зацепляющаяся с ведущей шестерней, имела больший диаметр, чем шестерня,
зацепляющаяся с неподвижным колесом, в результате чего передаваемая скорость дополнительно
снижается, а пространство, необходимое для поперечного расположения шестерен, становится довольно
значительным. Кроме того, для любых цепных систем потребуются шестерни неравных размеров,
расположенные в два ряда. В зависимости от степени важности, придаваемой скорости вращения рамы по
отношению к скорости вращения педалей, или от мощности, передаваемой для компенсации дисбаланса
рамы, соотношение диаметров между ведущей шестерней 6 и неподвижным колесом 9 будет увеличиваться
или уменьшаться. На стороне, противоположной боковому рычагу 5, симметрично установлен еще один рычаг
13, предназначенный для удержания свободной шейки коленчатого вала.
Промежуточная трубка 14 напрямую соединяет ступицу педали 15 со ступицей рамы 12. В задней части этой
промежуточной трубки (направление рамы рассматривается относительно положения пилота, а не
относительно направления движения самолета) наклонная трубка 16 соединяет ступицу педали 15 с
сиденьем 17 пилота. В задней части этой наклонной трубки припаяна изогнутая трубка 17, которая проходит
вокруг сиденья и поддерживает спинку сиденья 18. Впереди промежуточной трубки, через трубки 22 и 23,
расположена втулка 19, внутри которой вращается раздвоенный шарнир 20 пулемета 21. В соответствии с
принятой конфигурацией, можно использовать два параллельных пулемета, вращающихся вокруг одной и той
же оси. Стойки 23, 24 и 25 соединяют концы этих различных труб. На передней части рамы могут быть
установлены защитные стальные щитки. Трубка 26, прикрепленная к стойке 25, содержит брюшную подушку
30.
Все эти трубки расположены в одной и той же вертикальной и продольной плоскостях. Система дополняется
двумя трубами 28 и 29, которые расходятся и соединяют втулку шарнира пулемета с поперечной балкой
спинки сиденья, образуя каркас клетки. Одна из этих расходящихся трубок 29 сделана съемной с целью
облегчения доступа летчика к его рабочему месту. Сиденье 17 может быть выполнено по образцу
велосипедного сиденья, а его крепление аналогично креплению последнего. Она должна быть установлена
ниже ступицы рамы (в вертикальном положении сидящего пилота) таким образом, чтобы система была
сбалансирована в этом положении в задней части промежуточной трубы и чтобы пилот не мог вытягивать
нижние конечности при работе с педалями. Спинка сиденья № 18 изготовлена из дерева или алюминия. Это
сиденье будет использоваться в качестве спального места, когда летчик находится в горизонтальном
положении, то есть в своем обычном положении для отдыха, лицом вверх.
Следовательно, сиденье должно быть обито тканью и доходить до макушки головы пилота. Она усилена
крестообразным трубчатым каркасом, состоящим из элементов 17 и 33. Брюшная подушка 27 должна быть
обита тканью и снабжена средствами крепления к телу летчика таким образом, чтобы предотвратить ее
соскальзывание во время выполнения полетов. Летчик будет опираться на эту же подушку в горизонтальном
положении, которое он принимает для наблюдения за землей. Для регулировки подушки трубка 26 может
быть выполнена из двух частей, одна из которых ввинчивается в ; другая . Для того чтобы летчик мог
оставаться в одном и том же положении без усталости, целесообразно оснастить раму фиксирующим
устройством, которое может быть установлено на самом планетарном шасси и, предпочтительно, на
подвижном колесе 8, которое зацепляется с неподвижным колесом, чтобы избежать каких-либо препятствий
на пути ног летчика. Через рычаг 5 проходит шарнирная ось i, соединяющая это колесо 8 с другой шестерней,
зубья которой могут быть соединены с лезвием 32 или собачкой.
Авиатор прочно прикреплен к клетке с помощью ремней, соединяющих его ремень со стойкой 23 спереди и
сзади с изогнутой трубкой, которая для этой цели снабжена упором 33, брюшной подушкой 27,
расходящимися трубками 28 и 29 и, прежде всего, своей обувью, которая должна! Крепление к педалям
осуществляется с помощью прочных ремней или даже винтов, аналогично тому, как обувь для катания
крепится к конькам. На чертежах, прилагаемых к настоящему документу, пулеметчик, сидя прямо,
поворачивается спиной к самолету. Такое расположение считается выгодным в случае самолетов,
участвующих в воздушных боях исключительно в оборонительных целях. В случае необходимости какой-либо
другой конфигурации достаточно будет изменить нулевое положение концов осей рамы. Ось 4 хомута
крепится в верхней части рамы указанного хомута, над центром тяжести системы деталей, которые он несет.
Цель данной конструкции состоит в обеспечении нормального равновесия ярма в вертикальной плоскости,
идущей от задней части к передней.
Эта ось, установленная на самолете, имеет достаточную длину и вращается внутри подшипников, которые
удерживаются прочной рамой. Коромысло удерживается вдали от своего нормального положения с помощью
заслонки 34, которая соединена со стороной, противоположной планетарному редуктору, и которая может
перемещаться вокруг оси, перпендикулярной указанной стороне. Ручной регулятор, управляющий наклоном
указанного закрылка, должен быть прикреплен к раме таким же образом, как и сам пилот, поскольку при
вращении вместе с рамой пилот будет испытывать трудности с удержанием руки постоянно на регуляторе,
прикрепленном к боковой части штурвала, одновременно учитывая изменение маневра, который ему
придется выполнить из-за изменения положения, которое он занимает. Втулка 35, снабженная двумя
боковыми выступами 36 и 37, скользит по ступице рамы. Эта втулка приводится в действие управляющим
элементом 38 в виде раздвоенного рычага, зубцы которого имеют пазы для зацепления с ручками с целью
плавного перемещения втулки 35.
Этот рычаг вращается на изогнутой трубке 39, припаянной к ступице. С другой стороны последнего, зубчатый
сектор 40 позволяет оснастить указанный рычаг механизмом, используемым в автомобильной практике для
блокировки рычагов управления. Втулка соединена посредством двух стержней 41 и 42, проходящих через
рычаг 13, с диском 43, скользящим по оси рамы между стопорным кольцом 44 и прилегающей стороной
хомута. Этот диск соприкасается с точкой 45, которая представляет собой конец части механизма управления,
установленной сбоку на вилке. Таким образом, соединение между элементами управления, относящимися к
раме, и элементами, относящимися к боковой части вилки, осуществляется посредством контакта, который
проходит по круговой траектории на диске. Рассматриваемая точка может быть установлена на конце рычага,
изогнутого или иного типа, а наклон заслонки может регулироваться с помощью системы шарниров. Однако,
оснастить эту точку удлинителем, состоящим из прямого стержня, снабженного винтовой передачей очень
больших размеров, с двумя отверстиями, просверленными в двух противоположных сторонах рамы 46,
установленной на внутренней поверхности боковой стороны хомута, довольно просто.
Внутри этой рамы на резьбовом стержне установлена шайба 47, которая служит опорой для пружины 48,
удерживающей указанный стержень в контакте с диском. Заслонка закреплена на штоке таким образом, что на
половине хода штока только ее сечение противодействует потоку воздуха, если оно вообще реагирует на
движение ярма, тогда как по обе стороны от этого промежуточного положения заслонка противодействует
потоку воздуха другой стороной и влияет в противоположном направлении на вращение ярма. Длина стержня
должна быть такой, чтобы закрылок не задевал поле, защищаемое экранирующими панелями, о которых
будет рассказано далее. Вместо резьбовой части соответствующего стержня с успехом можно использовать
трубку, расположенную снаружи. Последняя может быть выполнена из двух частей, соединенных шарниром,
таким образом, что внешняя секция и закрылок могут быть сдвинуты и установлены в удлинение штурвала,
когда самолету не угрожает опасность. Впоследствии, когда клапан будет установлен снаружи, соединение
необходимо усилить с помощью втулки.
Конструкция штурвала и рамы может быть завершена путем внесения соответствующих изменений в
конструкцию самолета. В задней части последнего, помимо руля направления 49, установлено одно крыло
или пара крыльев 50, снабженных закрылками или предназначенных для изменения формы, и достаточной
площади для поддержки летчика и его оборудования. Таким образом, самолет оснащен как минимум
четырьмя крыльями, включая крылья, установленные в его передней части. На рисунке 1 показаны две пары
крыльев, установленные в задней части самолета. Однако такое расположение ограничивает поле зрения
пулеметчика и не является необходимым, если задняя часть не несет большой груз. Предпочтительно
сохранять конструкцию с несколькими плоскостями, расположенными одна над другой в передней части
самолета, и использовать в задней части только одну пару, установленную на высоте оси штурвала, которая
не будет существенно ограничивать поле зрения пулеметчика. Таким образом, самолеты, оснащенные одной
или двумя парами крыльев в передней части фюзеляжа и одной парой крыльев в задней части фюзеляжа,
будут в основном использоваться в военных целях.
Гидросамолеты должны быть оснащены сзади поплавками достаточной грузоподъемности для перевозки
пулеметчика и его снаряжения. Практически со всех точек зрения, две части самолета придется
рассматривать как две независимые машины, соединенные вместе лишь для того, чтобы использовать одну
общую силовую установку и рулевое управление. В целях обеспечения устойчивости целесообразно придать
задним крыльям меньший угол наклона, чем передним. С целью обеспечения возможности действий в случае
вывода пилота из строя, пулеметчику могут быть предоставлены органы управления, позволяющие ему
поднимать или опускать задние закрылки, а также регулировать продольный наклон, боковой крен или руль
направления в зависимости от того, будет ли он воздействовать на оба закрылка в одном направлении, в
противоположных направлениях или только на один из них. Необходимо обеспечить летчика защитой от
ветра. В задней части фюзеляжа может быть установлен алюминиевый конус, который будет защищать
пилота даже во время выполнения маневров самолетом.
Можно считать достаточным использование всего двух панелей, расстояние между которыми регулируется,
таким образом, чтобы снизить сопротивление, оказываемое этими панелями, до необходимой степени. Эти
панели 52 и 53 крепятся к фюзеляжу на петлях: одна к его верхней поверхности, а другая к нижней; их
свободный край достигает уровня штурвала. Два шатуна 54 и 55, проходящие через боковую часть фюзеляжа,
соединены шарнирами с панелями с одной стороны и с поперечной распоркой 56 с другой стороны,
установленной на продольном стержне. Этот стержень снабжен антагонистической пружиной 57, которая
поддерживается поперечной балкой 58, и удлиняется тросом 59, который с помощью шкивов пропускается
под изогнутым натяжным лезвием 60 или натягивается на крюк в пределах досягаемости пулеметчика. Для
покрытия этих панелей будет полезно использовать прозрачные листы, например, из целлулоида. Могут быть
использованы две пружины 61 и 62, расположенные на достаточном расстоянии друг от друга таким образом,
чтобы не мешать полю огня.
Прочность этих пружин необходимо обеспечивать с особой тщательностью. Они могут быть изготовлены из
ламинированных стальных пластин, подобных тем, которые используются для пружин карет. В случаях, когда
планируется внести в самолет изменения, делающие его пригодным исключительно для коммерческих целей,
штурвал можно снять и заменить сужающейся рамой, обтянутой брезентом. Почту, багаж и тому подобное
можно надежно закрепить внутри этой конструкции или в задней части самолета таким образом, чтобы это не
нарушало условия равновесия машины.
ПРИНЦИП РАБОТЫ УСТРОЙСТВА: В случае воздушного боя пулеметчик левой рукой управляет механизмом,
регулирующим движение штурвала вокруг его продольной оси 4, а с помощью педали — движением рамы
вокруг ее поперечной оси 3, одновременно регулируя наклон своего сиденья и оружия, что означает, что он
всегда будет находиться напротив последнего в одном и том же относительном положении и с одинаковыми
возможностями для прицеливания и стрельбы. Правой рукой он будет одновременно регулировать
независимое движение пулемета, которое добавляется к движению стрелы и рамы, тем самым увеличивая
скорость прицеливания пулеметчика.
ПРЕИМУЩЕСТВА И ПРИМЕНЕНИЕ: Благодаря возможности разворота на 180 градусов как по вертикали, так
и по продольным осям, пулеметчик получает единственное доступное средство для борьбы с самым опасным
противником в самых сложных условиях, то есть в тех, когда противник маневрирует на расстоянии четверти
окружности позади и ниже самолета. Пулеметчик, находящийся в башне, видит противника лишь тогда, когда
тот маневрирует на максимальной скорости, то есть в направлении вниз, после чего он внезапно оказывается
беззащитным и подверженным атаке невидимого врага в тот момент, когда тот находится к нему ближе всего.
Пулеметчик, находящийся в кабине, однако, никогда не теряет из виду своего противника, с которым он
постоянно сталкивается. Следовательно, он находится в более выгодном положении для ведения огня, чем
сам противник. Он держит последний закрытым под самолетом и гораздо дальше, вплоть до предельной
дальности действия своего оружия, если пожелает.
По всей видимости, в условиях ближнего боя самолеты, оснащенные штурвалом, практически неприступны.
Учитывая высокую устойчивость таких самолетов и возможность значительного увеличения их
грузоподъемности, их также можно оснастить небольшой скорострельной пушкой, установленной в башне,
для ведения огня на большие расстояния, что позволит держать на значительном расстоянии легкие машины,
полезность которых отныне будет ограничена быстрой разведкой. Ввиду того, что в задней части самолета,
вынужденного нести на каждом конце груз или, по крайней мере, пару крыльев, необходимо обеспечить
пулеметчика и его снаряжение средствами поддержки, машины, оснащенные таким образом, должны быть
отнесены к классу самолетов так называемой категории «большого хвостового оперения», которые считаются
превосходными с точки зрения подъемной силы и устойчивости. Однако из-за недостаточной маневренности
такие машины до сих пор исключались из программ оснащения самолетов, поскольку они могли бы
конкурировать только с легкими машинами, оснащенными крыльями и несущими груз только на одном из
своих концов.
В свете дополнительных устройств, предусмотренных настоящим изобретением, которыми снабжены такие
самолеты и которые обеспечивают им полную защиту, покрываемую быстрее и непрерывнее, чем в случае
легких самолетов, повышенная устойчивость первых является неоспоримым преимуществом. Их несущая
способность может быть даже безоговорочно увеличена. В таких обстоятельствах, а также с учетом особых
условий, создаваемых применением описанного устройства, самолет, преимущества которого теоретически
высоко ценятся и с других точек зрения, становится практичным для военных целей и, по-видимому, даже
превосходит легкие машины, которые сейчас предпочтительны для использования как в воздушных боях, так
и в бомбардировках. Кроме того, благодаря своей грузоподъемности, они могут использоваться в колониях
для выполнения как транспортных, так и полицейских задач. Наконец, их можно легко переоборудовать для
чисто коммерческих целей, и, следовательно, они обладают преимуществом сочетания применимости в
промышленных целях с пригодностью для военных целей, тогда как эти две области до сих пор были слишком
разобщены, а также позволяют сократить расходы на авиационную программу, одновременно обеспечивая
более мощное оборудование.
Подробно описав и определив природу моего изобретения и способ его осуществления, я заявляю, что то, что
я...
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_219023.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=219023&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB219023A
[]
Усовершенствования, касающиеся обсадных труб, например, турбинных обсадных труб с поперечными
перегородками и тому подобными элементами. Я, Ян Кисветтер, проживающий по адресу: Клаттауэрштрассе,
55, Пльзень, Чехия-Словакия, гражданин Чехии-Словакии, настоящим заявляю о характере данного
изобретения и о способе его осуществления, которые будут подробно описаны и установлены в следующем
заявлении: В паровых или газовых турбинах, снабженных корпусами с поперечными стенками (например,
направляющими кольцами), большие различия в тепловом расширении, особенно при высоких температурах,
между корпусом и поперечной стенкой приводят к множеству проблем. Эти проблемы наиболее заметны в
паровых турбинах, работающих при высоком давлении и высоких температурах, поскольку в них
направляющее кольцо подвергается воздействию гораздо более высоких температур, чем корпус турбины,
который охлаждается наружным воздухом. Эти различия в тепловом расширении между корпусом и
поперечной стенкой приводят к плохому уплотнению и эксцентричному расположению поперечных стенок, и
именно в связи с паровыми турбинами высокого давления, имеющими сравнительно небольшое поперечное
сечение в направляющих каналах, а также малые промежутки в сальниках вала и в направляющих кольцах,
необходимо абсолютно центральное расположение направляющих колец при любых условиях работы.
Таким образом, изобретение относится к корпусу турбин или подобных устройств, имеющему поперечную
перегородку или подобное устройство, в котором между поперечной перегородкой и корпусом предусмотрено
устройство компенсации деформации. Известно, что для обеспечения упругого соединения между
лабиринтной набивкой, расположенной по внутренней периферии направляющего кольца, и вращающимся
элементом, используются глубокие канавки в направляющем кольце вокруг набивки. Также известно, что
используется направляющее кольцо с фланцем, выступающим в углубление в корпусе, значительно большей
ширины, чем сам фланец, и между фланцем и корпусом устанавливается гибкое кольцо. Согласно
настоящему изобретению, компенсирующее устройство выполнено в виде гибкого кольца и снабжено
выступами на его внешней и внутренней периферии, которые образуют соединения с корпусом и
перегородкой соответственно, при этом внешний или внутренние выступы смещены относительно
внутреннего или внутренних выступов, а диаметр перегородки, при этом диаметр компенсирующего
устройства не равен или не меньше минимального диаметра корпуса.
На прилагаемых чертежах изображен ряд конструкций, воплощающих изобретение, применяемых, например,
в паровых турбинах, и показана конструкция направляющих колец внутри корпуса турбины. На фиг. 1 показана
установка и формирование направляющего кольца в корпусе турбины, снабженного устройством компенсации
расширения. На рис. 2, 3 и 4 показаны дополнительные примеры устройства компенсации расширения,
корпуса турбины и направляющих колец в разрезе. На рисунках 5, 6 и 7 показана еще одна группа
модифицированных конструкций, также в разрезе. На рисунках 8, 9 и 10 представлены поперечные сечения
дальнейших модификаций компенсационного устройства, изображенного на рисунках 1–4. На рис. 11 в
разрезе показана еще одна модификация. На всех рисунках аналогичные детали обозначены аналогичными
ссылками. На рис. 1 1 — корпус турбины, 2 — направляющее кольцо, 3 — направляющий канал, 4 —
отверстие для вала. По краю направляющего кольца образованы относительно глубокие пазы 5, которые
проходят по всей окружности верхней части направляющего кольца.
По периметру направляющего кольца расположен относительно широкий паз 6, который также проходит по
периметру направляющего кольца. Направляющее кольцо опирается на корпус 1 с опорными поверхностями
7, 7. С помощью описанной выше конструкции формируется уравнительный или компенсирующий элемент 8,
который соединен с направляющим кольцом только узким соединением 9. Эта точка соединения 9
расположена относительно кольцевой канавки 6 таким образом, что опорные поверхности 7 смещены
относительно точки соединения 9. С помощью пазов 5, 5, вырезанных по бокам корпуса 2, и канавки 6, по
периметру корпуса 2 предусмотрено упругое кольцо, которое может свободно расширяться независимо от
центральной части. В конструкции, показанной на фиг. 2, компенсационный элемент 8 выполнен значительно
шире окружности направляющего кольца, и, соответственно, канавка 6 расширена. Таким образом
повышается эластичность компенсационного тела и компенсация различий в тепловом расширении.
В конструкции, показанной на рис. 3, также предусмотрен компенсационный «корпус 8» увеличенной ширины.
В данной конструкции опорные поверхности 7 компенсационного корпуса утоплены в канавках корпуса
турбины 1. Это обеспечивает защиту от осевого смещения направляющего кольца. В конструкции, показанной
на рис. 4, паз 5 предусмотрен только с одной стороны направляющего кольца, так что точка соединения 9
между компенсационным корпусом и внешней стороной направляющего кольца смещается. Опорные
поверхности 7 снова расположены со смещением относительно точки соединения 9. Таким образом, помимо
кольцевой канавки 6, предусмотрено также второе кольцевое пространство 6, которое находится в открытом
соединении с паровым пространством за направляющим кольцом. За счет создаваемой таким образом
разницы давлений в пространстве 6 относительно кольцевого паза 5, компенсационный корпус прижимается
плотнее к корпусу. В конструкциях, изображенных на фиг. 5, 6 и 7, устройство компенсации тепла выполнено
независимо от корпуса 1 и направляющего кольца 2 и представляет собой отдельный корпус.
На рис. 5, на рис. 8 изображено независимо сконструированное компенсационное тело. Этот корпус шире края
направляющего кольца и снабжен двумя опорными поверхностями 7 и кольцевой канавкой 6. С внутренней
стороны компенсационный корпус выполнен таким образом, что он опирается на направляющее кольцо, имея
лишь сравнительно небольшую опорную поверхность, так что с обеих сторон опорной поверхности пазы 5, 5
остаются свободными. В конструкции, показанной на рис. 6, компенсационный корпус 8 имеет одну опорную
поверхность 7 снаружи и две опорные поверхности 11 внутри. Когда компенсационный элемент такой формы
встраивается в корпус, пазы 5 образуются снаружи компенсационного элемента, в то время как кольцевая
канавка 6, с другой стороны, располагается между компенсационным элементом и направляющим кольцом.
Крепление компенсационного элемента 8 к турбине В конструкции, показанной на рис. 7, компенсационный
корпус выполнен, как на рис. 5, и соединен болтами 13 с направляющим кольцом ė и болтами 14 с корпусом
турбины. В конструкции, показанной на рис. 8, 1 — это корпус турбины, 2, 2, 2 — направляющие кольца,
расположенные рядом с компенсационными корпусами 8, 8, 8, установленными на этих направляющих
кольцах.
Компенсационные элементы выполнены из материала направляющих колец и отделены от направляющих
колец кольцевыми пазами 5, 5, 5. Компенсационные тела 8, 8, 8 значительно шире кромок направляющих
колец и снабжены опорными поверхностями 7, 7, 7. Между опорными поверхностями предусмотрены
кольцевые зазоры 6, 6, 6. На внутренней стороне двух примыкающих друг к другу компенсационных
элементов 8, 8 предусмотрена кольцевая соединительная деталь 18, которая с помощью болтов 19 крепится к
корпусу турбины. Таким образом, два смежных компенсационных элемента крепятся к корпусу турбины с
помощью единого крепежного элемента. В конструкции, изображенной на рис. 9, компенсационный элемент
отделен от направляющего кольца только одним пазом 5 и выступает вбок от направляющего кольца.
Слуховая поверхность 7 расположена далеко перед компенсационным корпусом, благодаря чему достигается
очень чувствительная пружинная фиксация компенсационного корпуса. Соединение компенсационного
корпуса с корпусом турбины 1 осуществляется болтами 20.
В конструкции, показанной на рис. 10, в центральной плоскости направляющего кольца предусмотрено
несколько компенсационных устройств. Компенсационный корпус 8 с кольцевыми пазами 5 и кольцевым
углублением 6 образует внешний компенсационный корпус. Ниже направляющего канала 3 расположено
второе, внутреннее компенсационное устройство. Это внутреннее компенсационное устройство, например,
образовано путем соединения коронки 20 направляющего кольца, несущего направляющий канал, только
посредством единственного узкого соединения 21 с корпусом направляющего кольца, причем точка
соединения 21 образована путем выполнения кольцевого паза 22. В конструкции, показанной на рис. 11,
уравнительный блок является частью корпуса турбины. Уравнительный блок отделен от корпуса турбины
пазами 5, 5 и соединен с ним только посредством узкой соединительной точки 9. Он опирается на
направляющее кольцо 2, между опорными поверхностями 7 которого предусмотрено кольцевое углубление 6.
Описанные выше конструкции обеспечивают полное центрирование направляющих колец относительно
корпуса даже при значительной разнице в тепловом расширении этих частей из-за разницы температур.
Подробно описав и определив природу моего изобретения и способ его осуществления, я заявляю, что то, что
я...
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_219024.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=219024&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB219024A
[]
Процесс разделения гафния и циркония.
Мы, компания N. V. PHILIPS' GLOEILAMPEN- FABRIEKEN, общество с ограниченной ответственностью,
организованное и учрежденное в соответствии с законодательством Королевства Нидерландов, имеющее
местонахождение и офис по адресу: Эммасингел, 6, Эйндховен, Голландия, (правопреемники доктора Дирка
Костера, покойного жителя Копенгагена, подданного королевы Нидерландов, проживавшего по адресу:
Марниксстраат, 24, Харлем, Голландия, и профессора Георга Хевеши, гражданина Венгрии, проживавшего по
адресу: Лилль Страндвей Хеллеруп, 15, Копенгаген, Дания), настоящим заявляем о характере данного
изобретения и способе его осуществления, которые будут подробно описаны и установлены в следующем
заявлении: Данное изобретение включает в себя процесс разделения соединений элемента с атомным
номером 72, называемого гафнием и цирконием, причем указанный процесс по существу характеризуется
фракционной кристаллизацией, осаждением или нагреванием сульфаты указанных элементов. Под
сульфатами в дальнейшем будут пониматься нормальные, кислые, основные или комплексные сульфаты
гафния и циркония.
Поскольку минералы циркония в основном разлагаются при обработке концентрированной серной кислотой
или при сплавлении с бисульфатом натрия или подобными веществами, а сульфат циркония легко растворим
в воде, крайне важно с технической точки зрения обеспечить возможность использования серной кислоты для
разделения циркония и гафния. Согласно предлагаемому процессу, минерал циркония, содержащий гафний,
или соединение циркония, содержащее гафний, обрабатывается концентрированной (при необходимости
также разбавленной) серной кислотой или сплавляется с соединениями серной кислоты, например,
бисульфатом натрия. Таким образом, получают сульфат циркония-гафния, который легко растворим в воде.
Следует отметить, что при добавлении серной кислоты к водному раствору сульфата циркония его
растворимость уменьшается, но если содержание SO3 превышает примерно 60%, растворимость
увеличивается за счет образования комплексных солей. Аналогичное замечание относится и к
соответствующим соединениям гафния, и при работе с указанными соединениями это условие следует четко
понимать.
Раствор сульфата циркония-гафния может быть дополнительно обработан различными способами, каждый из
которых приводит к разделению циркония и гафния. Разделение гафния и циркония также может быть
достигнуто путем приготовления водного раствора сульфата циркония-гафния и выдерживания его в течение
нескольких дней, в результате чего выпадает осадок основного сульфата. Концентрация указанного водного
раствора может составлять около 5%. Для осаждения сульфата циркония-гафния можно добавлять серную
кислоту, спирт или другие осаждающие вещества, которые способствуют или ускоряют процесс осаждения.
Кроме того, можно воспользоваться различием в растворимости комплексных солей серной кислоты, таких как
(NH4)4 Zr.(SO4)4, 5H2O; (NH4)4 Zr4(OH)8 (SO4)6. 14H2O; K4Zr(SO4)4 . nH2O ; K4Zr4 (OH)10 (SO4)5 . 12H2O ; а
также соответствующих соединений натрия, магния и подобных им веществ. Соответствующие соединения
гафния имеют указанные выше формулы. При использовании комплексных солей, например, одну весовую
часть сульфата циркония-гафния можно растворить в двух весовых частях воды, после чего к этому раствору
добавляют две весовые части сульфата аммония.
При испарении полученного раствора происходит кристаллизация основного соединения (NH4)4 Zr(OH) 8(SO
4)6 · nH2O (и соответствующего соединения гафния) путем гидролитического отщепления серной кислоты.
Позже, после концентрирования серной кислоты в растворе, происходит кристаллизация соединения (NH4)4
Zr(SO4)4 5H2O (и соответствующего соединения гафния). Добавление свободной серной кислоты может
привести к тому, что эти соединения начнут кристаллизоваться из раствора еще на начальном этапе.
Соединения гафния растворимы легче, чем соединения циркония, и поэтому могут быть отделены от
последних путем дальнейшей перекристаллизации, в результате чего соединения гафния концентрируются в
маточном растворе. Добавление избытка сульфата аммония и подобных веществ облегчает разделение и
особенно рекомендуется в тех случаях, когда труднорастворимые сложные соединения, такие как, например,
соли калия. Разделение гафния и циркония может быть достигнуто путем частичного осаждения раствора
комплексных солей.
Осаждение может быть осуществлено с помощью хлорида бария или подобных веществ, либо с помощью
спирта или подобных веществ. Кроме того, возможно сочетание процесса кристаллизации с фракционным
осаждением. Наконец, вместо растворения сульфата циркония-гафния в воде (и дальнейшей обработки
водного раствора одним из описанных способов) саму смесь солей можно нагреть до температуры 450-600
°C, так что сульфат циркония разлагается на оксид циркония в большей степени, чем соответствующая соль
гафния, поскольку температура разложения сульфата гафния выше, и сульфат гафния не разлагается на
оксид гафния и триоксид серы или разлагается лишь в очень незначительной степени. Растворимый сульфат
гафния может быть извлечен из нагретой смеси с помощью воды или любого другого подходящего
растворителя, тогда как нерастворимые оксиды остаются. Оксиды растворяют в концентрированной серной
кислоте, если после описанной обработки в них все еще остается определенное содержание гафния, после
чего сульфаты подвергают дальнейшей обработке одним из описанных способов.
При использовании последнего описанного процесса смесь солей может быть нагрета в атмосфере триоксида
серы, что обеспечивает поглощение SO3 и образование сульфата образующимся оксидом гафния (если
таковой имеется), тогда как оксид циркония уже не способен это делать. Рекомендуемая температура зависит
от парциального давления SO3 и, соответственно, несколько выше, чем в случаях, когда разложение
происходит в атмосферном воздухе, в нейтральном газе или в вакууме. Кроме того, смесь солей может быть
смешана с оксидом бария или аналогичными материалами, проявляющими очень высокое сродство к серной
кислоте. В этом случае разложение может быть осуществлено при еще более низкой температуре, чем в
первом случае. Подробно описав и определив природу нашего изобретения и способ его осуществления, мы
заявляем, что то, что мы
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_219025.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=219025&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB219025A
[0001]
[Второе издание.] ]
[0002]
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Соседние файлы в папке патенты