Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_3450
.pdf
Данное изобретение относится к усовершенствованиям в конструкции самолетов и имеет своей целью
повышение устойчивости самолетов как относительно оси крена, так и относительно оси тангажа.
Основные принципы, на которых основано данное изобретение, заключаются в таком расположении
плоскостей, что: (1) любое вращение самолета вокруг его оси крена автоматически вызовет динамическое
торможение, способное нейтрализовать указанное вращение.
(2)
Любое вращение самолета вокруг оси тангажа автоматически запускает динамическое торможение,
способное нейтрализовать это вращение.
(3)
Любой полёт самолёта в состоянии, не обеспечивающем равновесие (например, как в случае с самолётом,
вращающимся вокруг оси тангажа, как показано на рисунке 3,5), автоматически создаст статический
восстанавливающий момент вокруг этой оси, чтобы вернуть самолёт в состояние равновесия.
Согласно одной из особенностей данного изобретения, предусмотрена пара горизонтальных плоскостей,
расположенных над основными крыльями самолета и простирающихся назад, причем указанные плоскости
имеют такие центры давления, что они находятся в двух симметричных точках позади оси тангажа.
Согласно еще одной особенности данного изобретения, горизонтальные плоскости, простирающиеся назад,
расположены таким образом, что их центры давления находятся в двух симметричных точках над осью
тангажа и на значительном расстоянии от оси крена.
Предпочтительно горизонтальные плоскости располагаются таким образом, чтобы их горизонтальные
проекции пересекали основное несущее крыло на его внешних концах.
Предпочтительно также продлить горизонтальные плоскости таким образом, чтобы они простирались
примерно на всю длину фюзеляжа.
Две поверхности, которые отныне будут называться «горизонтальными стабилизирующими плоскостями»,
будут создавать сильное динамическое тормозящее действие при любом вращении самолета вокруг его оси
крена, поскольку тяга, создаваемая ветром на стабилизирующие плоскости, будет, будучи пропорциональной
площади плоскостей, относительно сильной, в то время как указанная тяга прикладывается к их центрам
давления, она будет иметь значительный рычаг по отношению к центру тяжести самолета, и, наконец, потому
что указанные две тяги направлены таким образом, что создают тормозящий момент.
Продольная вытянутая форма указанных горизонтальных стабилизирующих плоскостей приводит к тому, что
относительные центры давления располагаются позади поперечной оси тангажа, и, таким образом,
обеспечивают значительное динамическое торможение против любого тангажа самолета.
В дополнение к вышеупомянутым тормозным действиям, направленным против крена и тангажа,
горизонтальные стабилизирующие плоскости также обеспечат сильное статическое уравновешивающее
действие относительно оси тангажа.
— Фактически, как только самолет прибудет 90 ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
236,176 В состоянии неравновесия стабилизирующие плоскости будут создавать проекции,
перпендикулярные поступательному перемещению самолета, и это перемещение, независимо от работы
двигателей, будет создавать давление на указанные плоскости; поскольку создаваемые таким образом силы
приложены к их центрам давления, которые находятся позади оси тангажа, вокруг указанной оси будет
возникать статический момент силы.
Наличие стабилизирующих плоскостей предотвращает любые колебания как вокруг осей крена, так и вокруг
осей тангажа, а также, при необходимости, возвращает самолет в положение равновесия относительно
тангажа.
ось вращения.
Хотя наличие автоматических средств стабилизации обычно выгодно для гражданской авиации, могут
возникнуть обстоятельства, когда это будет не так, и, более того, для военной авиации, безусловно,
необходимо предусмотреть способ быстрого изменения положения самолета либо вокруг оси тангажа, либо
вокруг оси крена.
Еще одной особенностью данного изобретения является изменение стабилизирующего действия указанных
плоскостей, которое достигается путем разделения каждой стабилизирующей плоскости на жесткую часть и
часть, вращающуюся вокруг заданной оси; в предпочтительном варианте осуществления подвижная часть
является передней, и, следовательно, путем обратного вращения указанных передних частей
стабилизирующих плоскостей можно будет уменьшить и постепенно регулировать их стабилизирующее
действие вокруг оси крена, в то время как путем соответствующего одновременного изменения в том же
направлении наклона указанных передних частей относительно жестких частей можно будет уменьшить,
изменить или постепенно регулировать статическое балансирующее действие вокруг оси тангажа.
Изобретение проиллюстрировано на прилагаемом чертеже, на котором на рисунках 1, 2 и 3 представлены
соответственно план, вид спереди и вид сбоку самолета в положении равновесия, построенного в
соответствии с данным изобретением.
На рисунке 4 показано динамическое торможение стабилизаторов при вращении самолета вокруг оси крена;
на рисунке 5 показано динамическое торможение стабилизаторов при вращении вокруг оси тангажа; на
рисунке 6 показано статическое восстанавливающее действие вокруг оси тангажа, когда самолет движется
вне равновесия; а на рисунках 7 и 8 показаны стабилизаторы, передняя часть которых подвижна и независима
от остальной жесткой части.
Обращаясь к рисунку, 1 и 2 представляют собой стабилизирующие плоскости, 3 и 4 являются соответственно
их центрами давления, которые, как видно из рисунка 4, находятся на расстоянии 21 друг от друга и на равном
расстоянии 1 от центра тяжести; 70 плоскостей 1 и 2 включают передние части 5 и 6', которые могут
вращаться вокруг оси 7-7 таким образом, что их можно наклонять относительно оставшихся неподвижных
частей 8 и 9 указанных плоскостей.
Если самолет по какой-либо причине будет иметь тенденцию крениться в направлении стрелки 10 на рисунке
4, то будут созданы две силы 11, приложенные соответственно к точкам 3 и 4 (т.е. на большом расстоянии 80
друг от друга) в противоположных направлениях, благодаря чему вращение вокруг оси крена будет
замедлено.
Если по какой-либо причине самолет будет иметь тенденцию к наклону в направлении стрелки 12 (рис. 5) в
точках 85 3 и 4, являющихся центрами давления, то сила 13 прикладывается к центрам давления 3 и 4
плоскостей 1 и 2; эти давления действуют со значительным рычагом 1 относительно центра тяжести 17, тем
самым тормозя любое движение в направлении стрелки 12.
Если самолет по какой-либо конкретной причине окажется в положении, показанном на рисунке 6, и сместится
на 95 градусов в направлении стрелки 14, то в центрах давления 3 и 4 плоскостей 1 и 2 возникнет сила 15,
составляющая 16 которой, действуя с рычагом b2 относительно центра тяжести 17, придаст самолету
вращение в направлении стрелки 18, тем самым восстанавливая его в положение равновесия. Обращаясь, в
частности, к рисункам 7, 105 и 8, можно увидеть, что, изменяя наклон передних частей 5 и 6 относительно
задних частей 8 и 9 указанных стабилизирующих плоскостей, можно сместить результирующий центр
давления каждой стабилизирующей плоскости (включающей подвижные и жесткие части), благодаря чему
можно регулировать и контролировать ранее рассмотренное уравновешивающее действие. «— В решение
проблемы могут быть внесены многочисленные изменения, не выходящие за рамки изобретения, —
например, помимо того, что концевые части 5 и 6 стабилизирующих плоскостей 120 могут быть подвижными,
нижняя плоскость 19 опорных крыльев также может быть подвижной; при этом толстое крыло 20 остается
неподвижным; устройства управления указанных других подвижных крыльев расположены внутри крыла 20
125… теперь, когда природа нашего изобретения 4d _jRfwha] была подробно описана и установлена, способ
его выполнения, мы заявляем, что то, что мы
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_236177.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=236177&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB236177A
[]
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Дата проведения конвенции (Италия): 30 июня 1924 года.
236,177 — Дата подачи заявки (в Соединенном Королевстве). 22 мая 1925 года. Нет, 13467/25.
Завершено: 8 апреля 1926 г.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования в конструкции самолетов в связи с обеспечением их поперечного и рулевого
равновесия.
Мы, Альдо Таммео, проживающий по адресу: Виа Гропалло, 6, Генуя, Италия, Эуджео Каминада,
проживающий по адресу: Виа Корсика, 21, Генуя, Италия, Пьетро Фопьяно, проживающий по адресу: Виа
Уилсон, 5/6, Генуя, Южная Италия, и Гарло Скотти, проживающий по адресу: Виа Панигалли, 15, Генуя,
Италия, все подданные короля Италии, причем вышеупомянутые Эуджео Каминада, Пьетро Фопьяно и Карло
Скотти являются правообладателями части Альдо Таммео, настоящим заявляем о природе данного
изобретения и о способе его осуществления, которые будут подробно описаны и установлены в следующем
заявлении: Данное изобретение относится к усовершенствованиям самолетов и имеет своей целью
улучшение устойчивости вокруг оси крена и вокруг оси управления (или поворота).
Основные принципы, на которых основано настоящее изобретение, заключаются в формировании крыльев
таким образом, что:
4(1) Любое вращение самолета вокруг своей оси крена автоматически активирует тормозное действие,
способное нейтрализовать это вращение.
(2)
Любой оборот самолета вокруг оси управления (или поворота) автоматически запускает тормозное действие,
способное нейтрализовать этот оборот.
(3)
Когда самолет во время полета выходит из состояния равновесия (например, в конце оборота вокруг оси
крена), автоматически возникает восстанавливающий момент относительно этой оси.
(4)
Когда самолет во время полета выходит из равновесия (например, в конце одного оборота вокруг оси
рулевого управления), автоматически возникает восстанавливающий момент [Цена 1/-] относительно
указанной оси рулевого управления.
Согласно данному изобретению, пара из 45 симметричных вертикальных поверхностей расположена над и
практически на внешних концах основных крыльев, причем указанные вертикальные поверхности
простираются назад от основных крыльев и расположены практически параллельно плоскости симметрии
самолета, и таким образом, что их симметричные центры давления находятся позади оси управления.
Предпочтительно, чтобы центры давления 55 вертикальных поверхностей также находились выше оси
прокатки.
Предпочтительно, чтобы вертикальные поверхности простирались практически по всей длине фюзеляжа.
60 Такое расположение вертикальных стабилизирующих плоскостей создаст мощное тормозящее действие,
противодействующее любому вращению или колебаниям самолета вокруг его оси крена; это объясняется
тем, что, поскольку тяга, создаваемая ветром, пропорциональна площади каждой из указанных плоскостей,
она будет относительно сильной, а также тем, что, поскольку эта тяга прикладывается к центрам давления
плоскостей, она будет иметь большой рычаг по отношению к центру тяжести самолета, и тем, что обе
указанные тяги направлены таким образом, чтобы создавать тормозной момент, указанный выше.
Их выдвижение назад относительно основных плоскостей обеспечивает расположение соответствующих
центров давления позади вертикальной оси рулевого управления, так что стабилизирующие плоскости также
будут создавать значительное тормозящее действие, противодействующее любым колебаниям рулевого
управления. В дополнение к двум тормозящим действиям L:.
Как уже упоминалось выше, стабилизирующие плоскости также обеспечат сильное статическое торможение
как по оси крена, так и по оси рулевого управления.
В действительности, если самолет выйдет из равновесия, на стабилизаторы будет воздействовать давление,
приложенное к их центрам давления, которые, поскольку находятся позади оси рулевого управления,
создадут сильный крутящий момент, стремящийся восстановить любое нарушение равновесия, вызванное
вращением вокруг оси рулевого управления.
Наконец, когда самолет в полете выходит из равновесия из-за вращения J5 вокруг своей оси крена, поток
воздуха будет действовать как тяга, приложенная к центрам давления, которые, находясь выше оси крена,
будут способствовать восстановлению равновесия.
Изобретение проиллюстрировано на прилагаемом чертеже, на котором фиг. 1 представляет собой боковой
вид самолета, снабженного вертикальными стабилизаторами в соответствии с настоящим изобретением, а
фиг. 2 — его вид спереди.
На рисунках с 3 по 6 представлены схемы, иллюстрирующие принцип действия изобретения.
На прилагаемом рисунке 1 и 2 обозначены две вертикальные стабилизирующие плоскости, центры давления
которых расположены в точках 3 и 4 соответственно.
Если самолет по какой-либо причине будет иметь тенденцию крениться в направлении стрелки 5 (рис. 3), то
будут созданы силы 6 и 7, приложенные соответственно к точкам 3 и 4 плоскостей 1 и 2; поскольку эти силы
действуют с рычагом 1 относительно оси крена (которая проходит через центр тяжести 8 самолета), они
предотвратят это движение или сильно его затормозят.
Если по какой-либо причине самолет будет иметь тенденцию поворачиваться вокруг своей оси управления,
проходящей через центр 9 (рис. 4), и в направлении, указанном стрелкой 10, то в точках 3 и 4 плоскостей 1 и 2
возникнут соответственно силы 11 и 12, которые, действуя с рычагом 11 относительно оси управления,
сильно затормозят это вращательное движение. Обращаясь более подробно к рис. 5, видно, что если самолет
сместится в направлении стрелки 13 (вследствие бокового скольжения), то на плоскостях 1 и 2 и в их центрах
давления 3 и 4 возникнут силы 14 и 15, которые, действуя с рычагом 1 относительно оси крена (проходящей
через центр 16), вернут самолет в положение равновесия.
Обращаясь более подробно к рисунку 5, можно увидеть, что когда самолет 66 находится в состоянии
неравновесия относительно осей крена и рулевого управления, стабилизирующие плоскости будут создавать
проекцию, перпендикулярную направлению поступательного движения самолета; это движение,
следовательно, независимо от двигателя будет создавать давление на указанные плоскости; это давление,
приложенное к их центрам давления, которые находятся выше оси крена, будет создавать статический
стабилизирующий момент вокруг этой оси, который будет стремиться вернуть самолет в положение
равновесия.
Обращаясь более подробно к рисунку 6, видно, что если самолет по какой-либо причине сместится в
направлении стрелки 17, то в точках 3 и 4 крыльев 1 и 2 возникнут равные силы 18 и 19, причем одна из них,
19, имеет меньший рычаг, чем другая сила 18 (как показано на рисунке) относительно оси управления,
проходящей через точку 20; следовательно, сила 19 будет преобладать и заставит самолет повернуть в
направлении стрелки 21, тем самым вернув его в положение равновесия.
В решение данной проблемы можно внести множество изменений, не выходя за рамки изобретения.
Подробно описав и определив природу нашего изобретения и способ его осуществления, мы заявляем, что
то, что мы
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_236178.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=236178&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB236178A
[]
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Дата проведения конвенции (Италия): 30 июня 1924 года. 23 6,178 Дата подачи заявления (в Соединенном
Королевстве): 22 мая 1925 года. № 13468/25.
Завершено: 3 июня 1926 г.
Полная спецификация C3.
Усовершенствования в конструкции самолетов и связанные с ними аспекты.
Мы, Альдо Таммо, проживающий по адресу: Виа Гропалло, 6, Генуя, Италия, Эудженио Каминада,
проживающий по адресу: Виа Корсика, 21, Генуя, Италия, Пицтмо Фопиано, проживающий по адресу: Виа
Уилсон, 516, Генуя, Италия, и Карло Скотти, проживающий по адресу: Виа Панигалли, 15, Генуя, Италия, все
подданные короля Италии (упомянутые Эудженио Каминада, Пицтмо Фопиано и Карло Скотти являются
правообладателями части прав Альдо Таммо), настоящим заявляем о природе данного изобретения и о
способе его осуществления, которые будут подробно описаны и установлены в следующем заявлении:
Данное изобретение основано на том соображении, что самолет представляет собой свободную систему в
пространстве, вращающуюся вокруг своего центра тяжести, относительно которой силы 2() и действующие
моменты уравновешиваются, и относительно которой Самолёт совершает повороты.
Целью данного изобретения является достижение автоматической поперечной устойчивости самолета путем
обеспечения автоматических средств для достижения как продольной устойчивости, так и устойчивости
рулевого управления независимо от поступательной скорости самолета.
Специалистам в данной области известно, что при определенных положениях самолета и рулевого
управления с учетом направления ветра воздушные потоки, которые должны создавать тягу в плоскости
крыла для обеспечения его несущей способности, вместо того, чтобы быть направленными на плоскость
крыла, параллельны ей; поскольку указанная несущая способность, следовательно, полностью исчезнет,
самолет, при отсутствии характерных особенностей согласно данному изобретению, начнет косо скользить
над нижним крылом.
Указанный выше принцип легко продемонстрировать на примере самолета, который, если имеет достаточную
поступательную скорость, сначала подвергается прямому и быстрому воздействию горизонтального
продольного оперения, обеспечивающего продольную устойчивость, и поднимается, восстанавливая таким
образом углы атаки крыльев до их правильного значения. Напротив, из-за отказа двигателя, если самолет не
будет обладать необходимой скоростью, он начнет косо скользить по нижнему крылу, что приведет к
срабатыванию средства 55, предусмотренного для обеспечения автоматической устойчивости рулевого
управления.
Таким образом, указанные выше фундаментальные принципы вступают в действие и одновременно
обеспечивают как автоматическую продольную устойчивость, так и значительную автоматическую
устойчивость рулевого управления.
независимо от поступательной скорости самолета.
Согласно данному изобретению, средство 65, предназначенное для обеспечения относительной
автоматической устойчивости самолета относительно оси крена и полной автоматической устойчивости
относительно оси тангажа, описанное в Спецификации № 236176, объединено со средством обеспечения
автоматической устойчивости относительно оси крена и полной автоматической устойчивости относительно
оси тангажа.
автоматическая стабилизация положения рулевого механизма относительно оси рулевого управления,
описанной в Техническом задании №.
Изобретение проиллюстрировано на прилагаемом чертеже, на котором Рисунок 1 представляет собой вид
спереди, Рисунок 2 — вид сбоку, а Рисунок 3 — план самолета, построенного в соответствии с настоящим
изобретением.
Как показано на рисунке, 1 и 2 представляют собой горизонтальные балансировочные плоскости,
предназначенные для обеспечения устойчивости самолета относительно оси крена и оси тангажа, а также
для выравнивания самолета относительно оси тангажа в случае потери равновесия, в то время как 3 и 4
представляют собой вертикальные стабилизирующие плоскости, предназначенные для обеспечения
автоматической устойчивости относительно оси крена и относительно оси управления, а также для
выравнивания относительно оси крена и корректирующего воздействия относительно оси управления, как
только самолет потеряет равновесие.
Как видно из рисунка 1, сочетание вертикальных плоскостей 3, 4 с горизонтальными плоскостями 1, 2
образует своего рода Т-образную форму на обоих концах основных крыльев, которая вместе с наклонными
стойками, соединяющими дополнительные плоскости с основным крылом, повышает жесткость всей
конструкции. Видно, что при поперечном наклоне самолета горизонтальная проекция верхних плоскостей
больше горизонтальной проекции нижних плоскостей, благодаря чему результирующее давление на
указанные плоскости стремится вернуть самолет в нормальное положение.
Хотя, как показано, настоящее изобретение основано на том, что было описано и проиллюстрировано в
вышеупомянутых спецификациях, на практике могут быть внесены многочисленные модификации, не
выходящие за рамки изобретения.
— Теперь, подробно описав и определив природу нашего изобретения и способ его осуществления, мы
заявляем, что то, что мы
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_236179.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=236179&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB236179A
[]
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Дата проведения конвенции (Италия): 30 июня 1924 года. 236,179 Дата подачи заявления (в Соединенном
Королевстве): 22 мая 1925 года. № 13469/25.
:m OПолностью принято: 18 марта 1926 г.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования в конструкции самолетов для повышения их устойчивости.
Мы, Альдо Таммео, проживающий по адресу: Виа Гропалло, 6, Генуя, Италия, Эудженио Каминада,
проживающий по адресу: Виа Корсика, 21, Генуя, Италия, Пьетро Фопиано, проживающий по адресу: Виа
Уилсон, 5/6, Генуя, Италия, и Карло Скотти, проживающий по адресу: Виа Панигалли, 15, Генуя, Италия, все
подданные короля Италии, причем вышеупомянутые Эудженио Каминада, Пьетро Фопиано и Карло Скотти
являются правообладателями части прав Альдо Таммео, настоящим заявляем о природе данного
изобретения и о способе его осуществления, которые будут подробно описаны и установлены в следующем
заявлении:
Настоящее изобретение относится к усовершенствованию самолетов и преследует своей целью повышение
их устойчивости.
Известно, что ось крена самолета, то есть та, вокруг которой происходят продольные колебания или
вращения, является той продольной осью, относительно которой момент инерции системы минимален;
положение такой оси может изменяться путем изменения расположения масс в самолете.
Вращение самолета вокруг указанной оси вызывает смещения крыльев относительно поступательного
направления и приводит к изменению интенсивности реакции ветра на крылья; когда самолет находится в
положении равновесия, результирующая указанных реакций проходит через ось крена, но любое вращение
самолета вокруг последней будет создавать результирующую силу, которая больше не будет проходить через
нее. Подобный принцип уже известен, но в существующих конструкциях его невозможно эффективно
применять, главным образом потому, что смещение линии действия указанной выше результирующей
относительно оси прокатки незначительно. В конструкции, соответствующей данному изобретению, напротив,
по тому же принципу достигается сильное тормозящее действие [Цена 1/-] против колебаний или вращений
вокруг оси крена, сильное восстанавливающее действие на несбалансированный самолет и, наконец, его
балансировка в случае быстрого изменения направления ветра.
Вышеупомянутые характеристики получены: 55 (1) Путем размещения оси качения в таком положении, чтобы
она была поднята вперед над траекторией центра тяжести.
(2)
За счет такого расположения стабилизирующих крыльев 60 (а не несущих крыльев), чтобы их
результирующие центры давления располагались позади поперечной оси тангажа и вертикальной оси
управления и выше оси крена. 65 Эти средства получены в соответствии с данным изобретением:
I. Путем соответствующего размещения тяжелых грузов, перевозимых самолетом.
II. Путем расположения стабилизирующих плоскостей 70 таким образом, чтобы результирующая
(определяемая обычными статическими методами) центров давления, пропорционально действующих на них
ветров, располагалась, как, например, на чертеже 75, прилагаемом к находящейся на рассмотрении
спецификации № 236178.
Один из способов осуществления изобретения показан на прилагаемом чертеже, на котором на фиг. 1
изображен боковой вид под углом 80 градусов, на фиг. 2 — план, а на фиг. 3 — передний вид самолета,
построенного в соответствии с данным изобретением.
Как показано на рисунке, X-X — поступательное направление центра тяжести G самолета, y-y — ось крена,
положение которой было поднято вперед относительно направления X-X за счет соответствующего
расположения тяжелых масс самолета, таких как двигатель, отсек экипажа, багажное отделение, отсеки для
хранения и т. д.; 1 и 2 — горизонтальные стабилизаторы, простирающиеся соответствующим образом
продольно назад.
3
и 4 — вертикальные стабилизирующие плоскости, простирающиеся продольно назад, а - g: обозначает
положение полного центра давления, расположенного напротив самолета относительно ветра; центр
давления g находится позади оси тангажа B-B и - вертикальной оси управления R-R, - и выше оси крена y-y.
Положение центра давления g относительно осей крена, тангажа и управления приводит к тому, что после
любого изменения направления ветра самолет автоматически восстанавливает свое положение таким
образом, чтобы ветер дул ему в лицо.
Хотя, как показано, настоящее изобретение основано на том, что было описано и проиллюстрировано в
вышеупомянутой заявке, на практике можно внести множество модификаций, не выходящих за рамки
изобретения.
Подробно описав и определив природу нашего изобретения и способ его осуществления, мы заявляем, что
то, что мы
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_236180.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=236180&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB236180A
[]
NoTF..-ale applicati'on bor a Patent has become rvod.
На этом чертеже показан вариант технических условий, который стал доступен для публичного ознакомления.
СПЕЦИФИКАЦИЯ ПАТЕНТА Дата принятия Конвенции (США): 28 июня 1924 г., 236,180 Дата подачи заявки (в
Соединенном Королевстве): 23 мая 1925 г. Нет, 13 515/25.
.0,i '6 OComplete not Accepted KU ". Полная спецификация.
Усовершенствования в системах электропередачи или связанные с ними.
Мы, компания WESTERN ELECTRIC COMPANY, LIMITED, расположенная по адресу: Connaught House,
Aldwych, London, W.C. 2, Англия, британская компания, являющаяся правопреемником Салли Евгении Перо,
проживающей по адресу: 30, Convent Avenue, New York, New York, Соединенные Штаты Америки, гражданки
Соединенных Штатов Америки, настоящим заявляем о характере данного изобретения и о способе его
осуществления, которые будут подробно описаны и установлены в следующем заявлении:
Целью данного изобретения является создание новой и усовершенствованной системы электрической
передачи, в которой частотные составляющие тока в определенном желаемом диапазоне частот будут
находиться в одинаковом фазовом соотношении друг с другом как на приемном, так и на передающем конце.
Еще одной целью данного изобретения является создание в системе формы принимаемого составного
сигнала, имеющей ту же форму, что и передаваемый сигнал. Еще одна задача — обеспечить желаемое
смещение во времени соответствующих частотных составляющих составного переменного тока. Еще одна
цель — обеспечить соответствующий фазовый сдвиг токов разных частот в цепи, чтобы привести их (3n) к
желаемому фазовому соотношению. Еще одна цель состоит в обеспечении относительного фазового сдвига
частотных составляющих на выходе линии передачи для компенсации фазового сдвига на линии и
восстановления фазового соотношения составляющих на приемном конце линии до того же, что и на
передающем конце. Ещё одна задача — обеспечить наличие преобразователя [Цена 1/-] на приёмном конце
линии передачи, который будет компенсировать искажения, вызванные дифференциальным фазовым
сдвигом в линии.
Согласно данному изобретению, предлагается система передачи, включающая телефонную линию,
создающую различные фазовые сдвиги для составляющих токов 45 различных частот, и сеть или сети,
имеющие импеданс, не зависящий от частоты волн, передаваемых по линии, для создания компенсирующих
фазовых сдвигов 50 на соответствующих частотах, благодаря чему ток, принимаемый по линии, и,
следовательно, сеть или сети, имеют свои компоненты в практически том же фазовом соотношении, что и
передаваемый ток. 55 Обращаясь к чертежам, на рис. 1 представлена символическая схема
четырехпроводной системы передачи, воплощающей данное изобретение; на рис. 2 представлена схема
сети, обозначенной символом P на рис. 1; на рис. 3 показана схема, отображающая фазовые соотношения в
линии L и сети P на рис. 1 и рис.
4 Это диаграмма, показывающая переходные искажения в тех же элементах.
Станции W и E на рис. 1 соединены в четырехпроводную систему двумя нагруженными линиями L, в каждую
из которых вставлены периодические ретрансляторы R. На входной стороне каждого ретранслятора имеется
сеть P и эквалайзер затухания E, 70, предназначенные для коррекции искажений, вызванных
дифференциальным фазовым сдвигом и затуханием в линии.
Сначала будут присвоены конкретные значения константам линии L, а затем будет показана конкретная
конструкция S6,186 для данного изобретения в данном случае. Линия L рассматривается как кабельная цепь с
нагрузкой сечением № 19, расстояние между ретрансляционными станциями составляет 50 миль.
Константами линии являются сопротивление Ro и индуктивность L.
Емкость CO = 81,9 Ом на милю; = 0,0397 генри на милю; 0,044 генри на загрузку; = 0,062 микрофарад на милю;
расстояние между загрузками = 1,136 мили.
Практически осуществимый план состоит в том, чтобы разделить компенсационную сеть P на две одинаковые
секции, обозначенные как P1 и P на рис.
2,
Каждый участок компенсирует половину мили расстояния между ретрансляционными станциями, то есть 25
миль линии.
Обращаясь к рис. 3, кривая 1 показывает фазовое смещение в радианах для 25 миль линии L. В идеале
характеристическую кривую фазового смещения можно было бы представить в виде прямой линии,
проходящей через начало координат, например, линии 1i на рис. 3.
Это станет очевидным, поскольку фазовый угол будет пропорционален частоте, а абсолютное запаздывание
всех частот будет одинаковым, так что форма волны на приемном конце будет неизменна по сравнению с
формой волны на передающем конце с точки зрения искажений, вызванных фазовым сдвигом. Для
применения данного изобретения прямая линия 11, показанная на фиг. 3, проводится через начало координат
и удовлетворяет следующему условию. Пусть o — разница между соответствующими ординатами кривой 1 и
прямой 11. Линия 11 проведена таким образом, что a- достигает максимума на частоте немного меньшей, чем
верхняя предельная частота диапазона, для которого должна быть произведена компенсация. В данном
примере диапазон желаемой компенсации составляет от 0 до 3800 циклов в секунду, а линия 1i проведена
таким образом, чтобы максимальное значение составляло 2900 циклов.
Когда участок сети, показанный на рис. 2, например, P или P, соединяется с нагруженным участком линии L
длиной 25 миль, такое соединение даст характеристику фазового сдвига, как показано пунктирной линией на
рис. 3. Будет видно, что в рассматриваемом диапазоне частот, то есть от 0 до 3800 циклов в секунду, это
очень близко к идеальной характеристике, прямой линии, проходящей через начало координат.
Построение сети, показанной на рис.
2 Это сразу становится очевидным из рисунка, если рассматривать его вместе с утверждением, что
L = 0,116 генри; C = 0,181 микрофарад.
Уравнения, определяющие значения L и C, имеют вид: 2K 1 L = - tan aM 2 l CL=--- -Ktan a m WinK tn2Cm (1) В
приведенных выше уравнениях 2- — значение частоты вблизи верхней предельной частоты диапазона
Соседние файлы в папке патенты