Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_4693
.pdf
блок киля, эффективная поверхность которого 55 является переменной, а угол наклона может изменяться
обычным способом управления стабилизатором, а также присущую ему гибкость, что в совокупности
способствует безопасному управлению летательным аппаратом в воздухе и при посадке. Мое изобретение
также включает в себя крыло новой гибкой конструкции, которое автоматически взаимодействует с гибкими
органами управления для обеспечения равномерного, плавного и безвибрационного полета, а также для
автоматической адаптации кривизны крыла к условиям относительной скорости воздушного потока.
Еще одной целью моего изобретения является конструкция крыла и механизм, позволяющие поднимать
крылья в практически вертикальное положение и складывать их назад вдоль фюзеляжа вблизи хвостового
оперения.
Еще одной целью изобретения является самолет, характеризующийся безопасностью и надежностью в
эксплуатации, а также выносливостью и способностью выдерживать суровые условия эксплуатации при
любых условиях, что делает его особенно подходящим для коммерческих пассажирских перевозок и
использования спортсменами. Мое новое изобретение также отличается простотой и экономичностью
изготовления и сборки, легкостью ремонта и заменой деталей 85 с максимальной легкостью.
Для лучшего понимания моего изобретения можно обратиться к прилагаемым чертежам, являющимся частью
данной заявки, где: фиг. 1 — вид сверху самолета, воплощающего мое изобретение, фиг. 2 — вид спереди,
фиг. 3 — вид сбоку, фиг. 4 — скелетный вид части механизма конструкции крыла, фиг. 5 — вид сверху,
соответствующий фиг. 4, фиг. 6 — вид под прямым углом к фиг. 4 и 5, фиг. На рисунках 7 и 8 показаны
некоторые детали механизма, на рисунке 9 представлена схематическая схема гидравлической системы
управления и привода 105 для механизма крыла, на рисунке 10 — разрез по линиям 10-10 на рисунке 1,
показывающий конструкцию крыла, на рисунке 11 — вид сверху на конструкцию крыла, на рисунке 12 —
сечение части конструкции крыла, на рисунке 13 — вид сверху на конструкцию хвостового оперения, на
рисунке 14 — вид сбоку на нее, на рисунке 15 — вид сверху на механизм управления рулем высоты, на
рисунке 16 — схематическая схема одного из хвостовых перьев, на рисунке 17 — вид с торца,
соответствующий рисунку 16, на рисунке 18 — схематическая схема механизма управления элементами
хвостового оперения, на рисунке 19 — вид сверху на элерон, на рисунке 20 — вид соединений перьев
элерона, и на рисунке 21 — схематическая схема. Иллюстрирует управление элероном.
Обращаясь к чертежам, где одинаковые порядковые номера обозначают одинаковые детали, я изобразил
свое изобретение в виде самолета монопланного типа, но очевидно, что мое изобретение не обязательно
ограничивается самолетом монопланного или наземного типа. Представленный на иллюстрации вариант
осуществления моего изобретения включает моноплан с левой и правой секциями крыла 1 и 2, несущими
центральный основной корпус 3.
В последней в любой подходящей точке располагается кабина 4 для пилота и пассажиров, а в передней части
размещается любой подходящий двигатель 5 и пропеллер 6. На иллюстрации изображена 7-я стойка шасси,
надлежащим образом прикрепленная под основным корпусом. Хвостовая опора 8 предназначена для защиты
хвостового оперения самолета при посадке и движении по земле.
Крыльевые секции 1 и 2, являясь цельной конструкцией от кончика до кончика, способны автоматически
подниматься в максимальные линейные положения, показанные на рис. 2, для увеличения угла поперечного
V-образного изгиба до любой желаемой степени, например, 45°, и одновременно эти секции крыла способны
поворачиваться примерно на угол продольного V-образного изгиба относительно своей длины, увеличивая
углы атаки одновременно с увеличением угла поперечного V-образного изгиба. Данная работа и
функционирование секций крыла 1 и 2 относительно фюзеляжа 3 и направления движения 6 в основном
предназначены для обеспечения быстрой и безопасной посадки в ограниченном пространстве.
Представленный на иллюстрации вариант осуществления моего изобретения также включает в себя
специальное хвостовое оперение, в том числе гибкий, изменяемый по высоте руль высоты 10, который
взаимодействует с регулируемыми секциями крыла 1 и 2 для стабилизации летательного аппарата при
посадке, а также служит улучшенным продольным управлением летательным аппаратом во время полета.
Представленный здесь вариант исполнения также включает гибкие изменяемые 70-поверхностные
законцовки крыла 11 и 12, причем эти законцовки изменяются дифференциально для обеспечения контроля
боковой устойчивости, а также изменяются в одном направлении для изменения удлинения 75 самолета в
соответствии с различными рабочими скоростями.
Конструкция крыла построена вокруг треугольного лонжерона, образующего основу крыла, и состоит из 80
трех трубчатых элементов 15, соответствующим образом соединенных друг с другом (рис. 4 и 10),
конструкция крыла и конкретный способ соединения будут более подробно описаны ниже. Крыльевые секции
1, 85 и 2, как указано выше, способны к комбинированному изменению угла поперечного V-образного изгиба и
угла атаки, и в конкретном представленном варианте осуществления эта функция достигается путем поворота
каждой из 90 секций 1 и 2 к промежуточной конструкции каркаса крыла для регулировки угла поперечного
V-образного изгиба и установки промежуточной конструкции каркаса крыла для вращательного движения
вокруг горизонтальной оси 95, поперечной фюзеляжу. Эта промежуточная конструкция каркаса крыла (рис.
4-6) включает поперечную трубчатую опору 16, которая горизонтально подвешена поперечно через основной
корпус 3 с помощью двух групп звездообразных опор 17 и 18, которые крепятся к перегородкам 19 и 20
основного корпуса 3, при этом основная центральная трубчатая опора 16 приспособлена для вращения в
любых подходящих подшипниках, установленных на смежных концах групп опор 17 и 18.
В представленном конкретном варианте исполнения центральная рама включает пару трубчатых элементов
рамы 151 liC, которые соответствующим образом укреплены трубчатыми поперечными элементами 21 и
которые поддерживаются центральным трубчатым элементом 16 посредством пар сходящихся элементов
жесткости 22 и 23. Поперечные элементы 151, по сути, являются продолжением двух верхних треугольных
лонжеронов каркаса крыла, но шарнирные соединения между секциями крыла 1 и 2 и промежуточной
конструкцией каркаса крыла 12C обозначены на отметке 25, что позволяет изменять угол поперечного
V-образного изгиба крыльев. Под элементами рамы 151 подвешена пара гидравлических цилиндров 26,
внутренние смежные концы которых шарнирно соединены с опорой 27 для регулировки положения в
соответствии с шарнирными соединениями секций крыла 1 и 2. Опора 27 опирается на элементы рамы 151 с
помощью 1i3( 261,050) двух пар внутренних, сходящихся распорных элементов 28, поддерживаемых парой
промежуточных распорок 29, простирающихся вниз от элементов рамы h 15k.
Гидравлические цилиндры 26 содержат поршни 80 и штоки поршней 31, а наружные концы этих штоков 31
шарнирно соединены в точке 35 с внутренними концами нижних лонжеронов 15, благодаря чему под
воздействием гидравлического давления, действующего на поршни 30 в цилиндрах 26, секции крыла 1 и 2
могут принимать различные углы поперечного V-образного изгиба. Каждый цилиндр f5 снабжен средствами
для механической фиксации поршневого штока 31 непосредственно к цилиндру 26, образуя таким образом
жесткое соединение для работы во время нормального полета. Этот механизм работает следующим образом:
Каждый цилиндр снабжен любым подходящим уплотнительным устройством 32 (рис. 7), а каждый из
поршневых штоков 31 снабжен съемной пробкой 33, имеющей на одном конце наружную резьбовую часть 34,
которая предназначена для резьбового крепления к аналогичному резьбовому концу трубчатого поршневого
элемента 31, и имеющей на противоположном конце шарнирное соединение 35 с лонжероном 15.
Соединительная пробка 33 снабжена между своими концами поврежденной наружной резьбой 36, а
качающаяся втулка 37 с аналогично поврежденной внутренней резьбой предназначена для работы с пробкой
33 с целью фиксации штока поршня 31 и нижнего лонжерона 15 непосредственно к цилиндру 26. Втулка 37
устанавливается для вращательного перемещения внутри торца цилиндра 26 с помощью фиксирующего
элемента 38, навинченного на внутреннюю поверхность цилиндра 26 и имеющего кольцевой фланец,
взаимодействующий с аналогичным кольцевым фланцем 371 втулки 37, при этом для минимизации трения
предусмотрен шарикоподшипник 35.
Каждая вращающаяся втулка 37 снабжена рычагом 40, который соединен посредством соединительной тяги
41 с рычагом 42, причем рычаги 42, в свою очередь, соединены с рабочей втулкой или валом для синхронного
управления с помощью ручного регулятора 43. С помощью этого ручного управления 43 втулки 37 могут
вращаться таким образом, чтобы их поврежденные резьбы выходили из зацепления с поврежденными
резьбами заглушек 33, тем самым разъединяя жесткие механические соединения между нижними
элементами 15 секций крыла 1 и 2-60 и соответствующими цилиндрами 26 и приводя в действие цилиндры 26
для управления и увеличения угла поперечного V-образного изгиба до желаемой точки для посадки.
Механизм, позволяющий пилоту увеличивать угол атаки крыльев, в данном конкретном варианте
осуществления которого показано, что это происходит автоматически в ответ на увеличение угла поперечного
V-образного изгиба, выглядит следующим образом: гидравлический цилиндр 45 7C шарнирно подвешен к
перегородке 20, этот цилиндр имеет поршень 46 с поршневым штоком, имеющим шарнирное соединение 47 с
элементом рамы 151, при нажатии на который центральная рама крыла 5 может вращаться вокруг оси 16. На
одной из рамных конструкций 151 с верхней стороны установлен гидравлический цилиндр 48, один из концов
которого шарнирно закреплен, а другой конец цилиндра свободен для поворотных перемещений в
вертикальной плоскости.
Этот цилиндр имеет поршень 49, а также поршневой шток 50, который шарнирно соединен своим внешним
концом с выступающим вверх выступом 85 51, установленным на внутреннем конце одного из
соответствующих лонжеронов 15. Верхний конец цилиндра 45 имеет гидравлическое соединение 531 (рис. 9),
ведущее к точке 90, расположенной между концами цилиндра 48. Аналогичная труба 541 ведет от точки,
расположенной между концами цилиндра 45, к концу цилиндра 48.
Система, включающая цилиндры 45, 95 и 48 и трубные соединения 531 и 541, образует замкнутый контур и
поддерживается заполненной подходящей рабочей средой. Когда секции крыла 1 и 2 поднимаются вокруг
точек поворота 25, 100, они приводят в действие посредством выступа 51 и штока 50 поршень 49 цилиндра
48. Движение поршня 49, передавая жидкость из-под поршня 46 в точку ниже j05, вызывает опускание поршня
46 вместе с его штоком 47 и, как следствие, вращение центральной конструкции крыла, включая элементы
каркаса 151, вокруг оси 16, что приводит к увеличению угла атаки секций крыла 1 и 2 одновременно с
увеличением угла поперечного V-образного изгиба.
Регулировка угла поперечного V-образного изгиба и угла атаки крыльев j1 может изменяться в соответствии с
конкретными требованиями летательного аппарата, и хотя в показанном конкретном варианте осуществления
конструкция позволяет увеличить угол поперечного V-образного изгиба примерно до 45° с одновременным
увеличением угла атаки до 20°-25°, следует понимать, что мое изобретение не ограничивается какими-либо
конкретными степенями регулировки.
1
На рис. 9 Я схематически изобразил, по возможности опуская для удобства изложения все детали, систему
гидравлического управления и манипулирования для одновременной регулировки V-образного поперечного
V-образного угла и угла атаки для посадки и взлета с воздуха. Каждый из цилиндров 26 снабжен парой
впускных отверстий 55 и 56, причем впускные отверстия 55 используются для подачи гидравлической
жидкости под давлением за поршни 30 для обеспечения подъема секций крыла 1 и 2. Соединения 56
расположены между концами цилиндров 26 и предназначены для обеспечения перенаправления
гидравлической жидкости с передней части поршней 30 на их задние стороны для автоматического
увеличения угла поперечного V-образного изгиба при срабатывании механизма блокировки, включающего
рычаги 41 и втулку 37.
Эти воздухозаборники 55 и 56 имеют соединительные патрубки 58 и 57, ведущие к регулирующему или
управляющему клапану 59-20, который может быть расположен в кабине рядом с пилотом. Система,
включающая цилиндры 26 и трубопроводы 57 и 58, полностью заполнена гидравлической рабочей жидкостью,
и при открытии клапана 59 до желаемой степени, усилие, прилагаемое к штокам поршней 31 и поршням,
вызывает перекачку жидкости с передней стороны на заднюю через это обводное соединение, которая будет
продолжаться до тех пор, пока поршни 30 не пройдут обводное соединение 56, после чего эта операция
прекращается. Однако эта операция может произойти только после срабатывания запорного механизма 41 и
37, который отключает поршневой шток 31 от его механической блокировки с цилиндром 26. Таким образом,
когда летательный аппарат приближается к желаемой посадочной позиции, пилот активирует блокировочный
механизм O40, после чего вес фюзеляжа 3 и двигателя, работающего против давления воздуха под секциями
крыла 1 и 2, вызывает относительную подъемную силу крыльев и фюзеляжа, увеличивая угол поперечного
V-образного изгиба. Это увеличение происходит более или менее постепенно, в зависимости от регулировки
механизма и управления, осуществляемого клапаном 59.
Увеличение угла поперечного V-образного изгиба может быть прекращено в любой момент закрытием
клапана 59, и в любом случае оно прекращается, когда поршни 30 достигают соединений 56. Одновременно с
увеличением двугранного угла, как указано выше, поршень 49 цилиндра 48 приводит в действие поршень 46 в
цилиндре 45 для увеличения угла атаки, при этом движение поршня 46 останавливается для сохранения
нового угла атаки только тогда, когда поршень 46 достигает соединения 541 или поршень 49 достигает
соединения 531. Таким образом, при посадке летательный аппарат примет положение, подобное показанному
на рис. 2-65, где за счет постепенного опускания или снижения аппарата, обеспечиваемого постепенным
увеличением угла поперечного V-образного изгиба, и за счет усиления подъемной и тормозящей силы,
достигаемого одновременным увеличением угла атаки, 7( летательный аппарат может быть посажен или
запущен в довольно ограниченном пространстве. Совместное поднятие секций крыла 1 и 2 и вращение
центральной опоры крыла также приводят к увеличению стреловидности 7 секций крыла 1 и 2.
Кроме того, гибкая конструкция крыла и органы управления, включая изменяемый по углу наклона руль
высоты или киль 10 и законцовки крыла 11 и 12, в сочетании с одновременной регулировкой угла поперечного
V-образного изгиба и угла атаки, обеспечивают безопасную и надежную посадку в самых сложных условиях
полета. Например, при приближении к посадочной площадке пилот может максимально увеличить площадь
законцовок крыла 11 и 12, а также площадь руля высоты 10 одновременно с увеличением углов поперечного
V-образного изгиба и угла атаки — все эти регулировки 9 совместно повышают устойчивость при посадке.
Хотя я схематически изобразил гидравлическую систему управления, обеспечивающую автоматическое
увеличение угла поперечного V-образного изгиба крыла, я могу также предусмотреть для этой цели
исполнительные механизмы, действующие самостоятельно или в сотрудничестве с автоматическими
средствами. Для этой цели каждый из цилиндров 26 снабжен соединением 60 вблизи своего внешнего конца,
а также предусмотрен шестеренчатый насос 61, удобно расположенный относительно направляющей, для
перекачки жидкости с одной или другой стороны поршней 30. Этот шестеренчатый насос 10 имеет
соединительные линии 62 и 63, ведущие соответственно к соединениям и 55, расположенным на
противоположных концах цилиндров 26. В трубопроводе 63 расположен двухходовой клапан 64 для закрытия
такого соединения.
В конкретном варианте осуществления моего изобретения, показанном здесь, описанный выше механизм
регулировки углов поперечного V-образного изгиба и угла атаки может быть использован для складывания
крыльев назад к фюзеляжу, как показано на фиг. 1 и 2. Например, после посадки летательного аппарата с
секциями крыла 1 и 2 в положении, указанном на рис. 2, эти U-образные крылья могут быть дополнительно
подняты в приблизительно вертикальное положение путем установки клапана 64 для соединения
шестеренчатого насоса 61 с трубопроводом 63, после чего, управляя шестеренчатым насосом 61, поршни
U-образные и штоки поршней 31 могут продолжать движение цилиндров 26 до тех пор, пока секции крыла 1 и
2 не окажутся приблизительно в вертикальном положении. При достижении этого положения клапан 64 может
быть повернут в другое положение, отсоединив шестеренчатый насос 61 от трубопровода 63 и соединив его с
трубопроводом 66, ведущим к нижнему концу цилиндра 45, и одновременно повернув обратный клапан 67 так,
чтобы соединить трубопровод 62 с трубопроводом 68, ведущим к верхнему концу цилиндра 45.
При таком положении клапанов шестеренчатый насос 61 может быть задействован для перекачки жидкости из
нижнего конца цилиндра 46 в его верхний конец, что приводит к вращению центральной несущей конструкции
крыла вокруг оси 16 и переводу секций крыла 1 и 2 из практически вертикального положения в положение,
приблизительно параллельное фюзеляжу.
В сложенном положении крылья позволяют хранить летательный аппарат даже в самых ограниченных
пространствах. Крыльевые секции 1 и 2 могут быть вновь приведены в нормальное летное положение путем
выполнения описанных выше операций в обратном порядке, а именно: сначала соединив шестеренчатый
насос 61 с цилиндром 45 с помощью клапанов 64 и 67 и вращая шестеренчатый насос 61 в направлении,
обеспечивающем перемещение жидкости с верхней стороны поршня 46 на его нижнюю сторону до тех пор,
пока крылья не поднимутся в вертикальное положение So, а затем, отсоединив клапан 67 и переместив
клапан 64 в другое положение и вращая шестеренчатый насос 61 в требуемом направлении, крылья могут
быть приведены в нормальное рабочее положение. На рисунке 70 схематически изображен резервный
масляный или жидкостный бак, который вместе с регулирующим клапаном 701 служит для заправки всех
цилиндров и компенсации утечек в трубопроводах. На рисунке 69 я обозначил пару сообщающихся линий,
идущих от линий 62 и 63 с противоположных концов цилиндра 48.
Эти соединения 69 позволяют перемещать жидкость с одной стороны поршня 49 на другую, в то время как
цилиндры 26 используются для управления крыльями между вертикальным и летным положениями.
На рис. 13-18 я изобразил хвостовое оперение моего нового самолета, включая изменяемый по форме
горизонтальный киль или руль высоты 10, предназначенный для взаимодействия и функционирования с
регулировкой секций крыла 1 и 2 для посадки. Лифт 10 установлен для поворотного перемещения вокруг
горизонтальной оси 72 и может управляться любым подходящим способом, предпочтительным.
возможно, с помощью гидравлического цилиндра 73, поршневой шток 74 которого шарнирно прикреплен к
рычагу 75, закрепленному любым подходящим образом на руле высоты, при этом один конец гидравлического
цилиндра 73 шарнирно прикреплен любым подходящим образом к фюзеляжу или раме. Лифт 1 включает в
себя множество элементов 76, напоминающих перья или лопасти (схематически показано), которые шарнирно
прикреплены к опоре лифта в точках 77 для регулируемого перемещения в плоскостях, параллельных оси 72.
Перо 70 или лопасти 76 могут быть удлинены, как показано сплошными линиями, для увеличения
горизонтальной поверхности хвостового оперения и улучшения управляемости рулем высоты, или могут быть
сложены, подобно вееру, в положение, указанное 75 пунктирными линиями. Они соединены между собой
системой шарнирных соединений 78, обеспечивающих одновременное закрывание и открывание, при этом
конструкция такова, что перьеобразные элементы 76 совершают все большее движение от самых внутренних
к самым внешним перьям.
Приведение в движение этих перьев может осуществляться любым подходящим способом, и в показанном
конкретном варианте исполнения я в общих чертах обозначил пару сегментных шестерен 79 с шарнирными
соединениями 80, соединенных с этими шестернями на одном конце и с самым внешним перообразным
элементом 90 76 на другом конце. Сегментные шестерни 79 зацепляются с зубчатыми рейками,
установленными на цилиндре 81, который, в свою очередь, оснащен неподвижным поршнем 82 и
неподвижным полым поршневым штоком 83. Благодаря этому, при подаче гидравлической рабочей жидкости
с одной стороны поршня 82 и одновременном отводе с другой стороны, цилиндр 81 с зубчатыми рейками,
зацепляющимися с сегментными шестернями, может перемещаться вперед и назад для управления
закрытием и открытием веерообразных элементов 76. Предпочтительно, перьевые элементы 76 обладают
гибкостью, позволяющей им деформироваться и изгибаться в ответ на управляющие движения sc 105, чтобы
сгладить продольное воздействие.
Такая гибкость может быть обеспечена изготовлением их из металла или другого материала, обладающего
необходимой гибкостью и упругостью, или же гибкость перьев может быть увеличена за счет специальной
конструкции, например, той, что схематически показана на рис. 16, в которой элементы 76 на части своей
длины от концов снабжены внутренней системой пружин 86, позволяющей рулю высоты деформироваться в
любом направлении в ответ на чрезмерное давление, оказываемое на него, но обеспечивающей возврат руля
высоты к его нормальной аэродинамической кривизне. На отметке 87 указано, что -120 представляет собой
руль, шарнирно установленный на вертикальной оси 88 для перемещения вокруг нее с целью осуществления
обычных управляющих и рулевых движений в сотрудничестве с другими органами управления. Этот руль 125
также может управляться гидравлически, например, цилиндром 89, поршневой шток которого
соответствующим образом соединен с рулем для осуществления движений. Руль i 87 также может быть
гибким 130-F "3 i 1:
и и 1 И и 1.
Проект предусматривает строительство лифта.
На рис. 18 Я схематически изобразил различные элементы управления хвостовым блоком, в которых
гидравлические цилиндры 73, 81 и 89 управляются соответственно цилиндрами ручного управления 731, 811
и 891, к которым подключены соответствующие рычаги ручного управления, а между цилиндрами
расположены соответствующие соединительные патрубки.
Благодаря показанному хвостовому оперению, самолет может не только вращаться вокруг своей
горизонтальной оси для выравнивания плоскости при приближении к точке посадки, но и эффективное
управление и хвостовое оперение могут быть значительно увеличены в сочетании с описанным выше
существенным увеличением угла поперечного V-образного изгиба и угла атаки крыльевых секций 1 и 2, что
существенно повышает устойчивость и безопасность самолета при посадке, а также облегчает посадку или
взлет в ограниченных пространствах.
На рисунках 19-20 схематически показан механизм рифления выдвижных и сжимаемых концов крыла 11 и 12.
В представленном конкретном варианте исполнения каждый кончик крыла включает в себя удлиненное перо
90, которое шарнирно закреплено в точке 91 относительно конструкции крыла, причем основание этого пера
имеет форму сектора 92 или прикреплено к нему, образуя продолжение передней кромки крыла в любом
отрегулированном положении перьев. Имеется множество вспомогательных перьев 94, которые шарнирно
соединены с основным пером 90 в точках 941 для выполнения относительно них поворотных движений.
Перья или лезвиеобразные элементы 90 и 94 могут быть выдвинуты, как показано сплошными линиями, для
увеличения площади крыла, или они могут быть повернуты вниз в положение, указанное пунктирными
линиями, для уменьшения площади крыла при работе на более высоких скоростях, или они могут занимать
любую промежуточную точку между положениями, указанными пунктирными линиями, и положениями,
указанными сплошными линиями. Веерообразные лопасти или перьевые элементы соединены между собой
системой шарнирных соединений 95-100 таким образом, чтобы обеспечить постепенное уменьшение углового
перемещения перьев от самых внешних к самым внутренним крыльям, при этом звено 95 шарнирно
закреплено на каркасе крыла в точке 951 и параллельно линии шарнирных соединений 941. Эти перья или
лезвия 90 и 94 предпочтительно должны быть гибкими, чтобы деформироваться в вертикальном направлении
в ответ на чрезмерное давление, оказываемое на них, и такая гибкость может быть обеспечена, по крайней
мере частично, за счет использования гибкого материала, например, гибкого металла. Повышенная гибкость
может быть обеспечена за счет специальной внутренней конструкции, например, внутренней пружинной
конструкции и механизма, показанных на рис.
10-12 Далее будет описано данное устройство, при этом детали конструкции опущены для удобства
иллюстрации. Как показано на рис. 1 и как описано выше, эти законцовки крыльев 11 и 12 могут управляться
по-разному для обеспечения бокового управления или могут управляться в одном направлении для
изменения удлинения летательного аппарата. Например, при крайне низкой скорости оба конца 11 и 12 будут
выдвинуты примерно в положение, указанное сплошными линиями; в то время как при работе на более
высоких скоростях оперениеобразные или лезвиеобразные элементы 90 и 80 94 могут быть сложены пилотом
во время полета в соответствии с характеристиками работы на более высоких скоростях. Пилот может
изменять поверхности в любой желаемой степени.
В пределах конструктивных ограничений такие 85 регулировок законцовок крыла в одном направлении для
изменения удлинения не мешают обратной или дифференциальной работе законцовок для боковой
балансировки.
На рис. 21 (g90) схематически показана схема основных контуров гидравлической системы для обеспечения
боковой балансировки и изменения соотношения сторон. Секторы 92 приводятся в движение вокруг своих
осей 91 с помощью гидравлических цилиндров 95 101. К этим цилиндрам 101 присоединена пара цилиндров
ручного управления 102, а также ручной рычаг 103 для одновременного приведения в действие поршней
цилиндров 101. Перемещая рычаг 103 в одном или другом направлении, пилот одновременно выдвигает
законцовку крыла с одной стороны и задвигает ее с другой с целью коррекции боковой балансировки. Для
изменения соотношения сторон t05 или одновременного удлинения или смыкания законцовок крыла я
схематически изобразил пару цилиндров 104, поршни которых одновременно приводятся в действие ручным
рычагом 105, благодаря чему пилот во время обычного полета может удлинять или смыкать законцовки крыла
до желаемой степени. При посадке или взлете, когда желательно иметь максимально большие несущие
поверхности, обычно законцовки крыла 11 и 12 выдвигаются до их максимальной площади в пределах
диапазона управления для бокового контроля.
На рисунках с 10 по 12 включительно я изобразил гибкую конструкцию заднего профиля крыла, которая может
использоваться в качестве основного несущего крыла, а при желании также в качестве горизонтального
оперения и элеронов. Треугольная конструкция лонжерона крыла, состоящая из трех трубчатых элементов 15
и соединительных элементов 110 и 111, которые связывают эти трубчатые элементы 15, образует основной
несущий элемент каркаса крыла, причем этот лонжерон расположен примерно по центру между передней и
задней кромками крыла.
Носовая часть 112 опирается на раму, состоящую из продольных трубчатых элементов 113, которые
скреплены между собой распорными элементами 114, и эта рама поддерживается от главного центрального
лонжерона верхними и нижними распорными элементами 115 и диагональными элементами 116. Жесткая
часть крыла состоит из центрального лонжерона и передней части носовой рамы.
Оставшаяся часть или задняя часть крыла имеет гибкий характер для компенсации изменяющейся скорости и
условий полета и в предпочтительном варианте исполнения состоит из множества отдельных перьев 117,
верхняя и нижняя поверхности которых предпочтительно выполнены из металла и снабжены продольными
гофрами, указанными на рис.
12, Эти поверхности перекрываются, как показано на рисунке 118, образуя непрерывные верхнюю и нижнюю
поверхности. Каждое перо удерживается продольно расположенным элементом перегородки 119, который
жестко прикреплен любым подходящим способом к центральной лонжеронной конструкции крыла и имеет
нижнюю поверхность или опорную кромку 120, соответствующую нижней поверхности профиля в положении
задней кромки крыла при высокой скорости. Также имеется верхняя поверхность или опорная кромка 121,
соответствующая верхней поверхности задней кромки крыла, когда задняя кромка находится в самом нижнем
положении при низких скоростях. Каждая из этих перегородок 119 может быть выполнена из сетчатой
конструкции с соответствующими загнутыми фланцами 1191, которые служат опорными поверхностями для
покрытия перьев. На каждой перегородке также установлен кронштейн 122, на котором для регулировки в
плоскостях, перпендикулярных крылу, вращается рычаг 123, один конец 124 которого обычно смещается в
одном направлении пружиной 125, прикрепленной к центральной лонжеронной конструкции крыла, а другой
конец 126 рычага прикреплен посредством шарнирных звеньев 127 к верхней и нижней обшивкам 128 и 129
соответственно каждого оперения.
Верхняя крышка 128 имеет свободный задний край, позволяющий ей регулироваться на треугольной
коробчатой раме 130, установленной на самом краю нижней крышки 129, что облегчает регулировку.
Благодаря такой конструкции задней кромки, перья 117 могут свободно поворачиваться вверх и вниз, при
этом положение сплошной линией на рис. 10 соответствует положению с наименьшей скоростью, а
положение пунктирной линией — положению с максимальной скоростью. Например, с помощью механизма,
включающего кривошипный рычаг 123 и пружины 125, каждое перо обычно удерживается в самом нижнем
положении, но при увеличении скорости, подъемной силы или смещении центра давления на 70 заднюю часть
крыла эти механизмы позволяют поднимать заднюю часть крыла, причем подъем зависит от приложенного
давления, в то время как опорный элемент 119 служит 75 в качестве упора для верхнего и нижнего пределов
гибкой регулировки. Таким образом, в данной конструкции задняя часть крыла может свободно перемещаться
между верхним и нижним положениями, заданными во время нормального полета, при этом самолет
компенсирует изменяющиеся условия полета.
Эта гибкая и компенсирующая конструкция крыла также взаимодействует с регулируемыми крыльями,
гибкими и выдвижными законцовками крыльев и выдвижной и гибкой поверхностью руля высоты, что
позволяет добиться максимальной плавности и равномерности управления, маневренности и фактического
полета.
Подробно описав и определив природу моего изобретения и способ его осуществления, я заявляю, что то, что
я 95
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_261051.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=261051&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB261051A
[]
À R _. v g, pr '
[Второе издание.] ]
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
В...- Дж. Дата подачи заявления: 8 мая 1925 г. № 11,980 125. «Полностью слева: февраль». 8, 1926.
Завершено: ноябрь. 8, 1926.
ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
ИСПРАВЛЕНИЕ.
СПЕЦИФИКАЦИЯ № 261051 [Второе издание].
Страница 3, строка 125, вместо слова "preceed" читать "proceed". Патентное ведомство, 17 ноября 1932 г.
Флок образуется при смешивании фосфорной кислоты с раствором хлорида титана, при этом весь
содержащийся в растворе Fe2O3 полностью осаждается, а осадок высыхает, образуя блестящую клейкую
массу. Утверждается, что основной титановый фосфат формулы 2TiO2P2O53H2O, содержащий некоторое
количество аммиака, был получен в желатинообразной форме путем осаждения титановых растворов,
содержащих соляную кислоту, фосфатом аммония. Фильтрация, промывка и сушка желеобразных осадков
такого рода в промышленных масштабах нецелесообразны, даже если бы они представляли ценность для
целей, указанных ниже.
Также было предложено смешать гидрат титана с фосфорной кислотой или фосфатом и прокалить
полученную смесь для использования в качестве пигмента.
Теперь мы обнаружили, что можем получать ранее неописанный осажденный гидратированный основной
титановый фосфат или фосфаты в легко фильтруемой и промываемой форме, практически свободной от
нежелательных примесей, и особенно от железа, в виде очень мелкодисперсного, но гранулированного и
легко фильтруемого [Цена 1 /-] Ace Atw VALE AX V LllSli0 LO IULa 1,JJ VpOJ.OUlIlIL и использовать такой
гидратированный основной титановый фосфат или фосфаты.
Мы обнаружили, что при чрезмерной концентрации раствора титана образующийся при добавлении фосфата
осадок имеет желеобразную консистенцию и трудно поддается фильтрации и промывке. Чтобы избежать
этого, концентрация TiO2 в случае, например, использования раствора сульфата титана, свободного от
взвешенных частиц, не должна превышать примерно 5%, а может быть выгодно значительно ниже, например,
концентрация 2,5% TiO2 в таком растворе дает хорошие результаты. Температура осадков должна
составлять 50 °C.
или выше, поскольку низкие температуры приводят к образованию труднофильтруемых осадков, тогда как
повышение температуры реагирующего раствора выше этого значения значительно улучшает фильтруемость
осадков. Присутствие в суспензии мелкодисперсного вещества, такого как сульфат бария, способствует тому
же результату, а также позволяет использовать более концентрированный раствор титана, получая при этом
желаемый фильтруемый осадок. Цена таких веществ: т.
261,051 [Второе издание.] ] СПЕЦИФИКАЦИЯ ПАТЕНТА
Мы, компания PE TER SPENCE & Soxs LIMITED, британская компания, Уильям Бэзил Льюэллин и Сидни
Фрэнсис Уильям Краундалл, британские подданные, все из Manchester Alum Works, Holland Street, Манчестер,
настоящим заявляем, что сущность данного изобретения заключается в следующем: получение титанового
гидрата, мета- или ортотитановой кислоты или высокоосновного сульфата титана путем осаждения из
раствора титановой соли, например,
Сульфат титана хорошо известен.
Утверждается, что фосфат титана был осажден в виде белых объемных комков путем смешивания
фосфорной кислоты с раствором хлорида титана, при этом весь содержащийся в растворе Fe2O3 полностью
осаждался вместе с ним, а осадок высыхал, превращаясь в блестящую клейкую массу. Утверждается, что
основной титановый фосфат формулы 2TiO2P2O53H2O, содержащий некоторое количество аммиака, был
получен в желатинообразной форме путем осаждения титановых растворов, содержащих соляную кислоту,
фосфатом аммония. Фильтрация, промывка и сушка желеобразных осадков такого рода в промышленных
масштабах нецелесообразны, даже если бы они представляли ценность для целей, указанных ниже.
Также было предложено смешать гидрат титана с фосфорной кислотой или фосфатом и прокалить
полученную смесь для использования в качестве пигмента.
Теперь мы обнаружили, что можем получать ранее не описанные осажденные гидратированные основные
фосфаты титана или фосфаты в легко фильтруемом и промываемом виде, практически свободные от
нежелательных примесей, и особенно от железа, в виде очень мелкодисперсных, но зернистых и легко
фильтруемых осадков, которые после сушки не являются ни клейкими, ни рыхлыми, а легко рассыпаются,
путем обработки растворов солей титана фосфорной кислотой или подходящим фосфатом в условиях,
касающихся концентрации, температуры, постепенного перемешивания и свободной кислотности растворов,
которые будут указаны ниже в общем виде; также мы обнаружили, что полученные таким образом
гидратированные основные фосфаты титана после сушки и прокаливания, как сами по себе, так и в смеси на
любом этапе с другими желаемыми веществами, образуют белые пигменты с превосходной кроющей
способностью, и наше изобретение состоит в получении и использовании таких гидратированных основных
фосфатов титана или фосфатов.
Мы обнаружили, что при чрезмерной концентрации раствора титана образующийся при добавлении фосфата
осадок имеет желеобразную консистенцию и трудно поддается фильтрации и промывке. Чтобы избежать
этого, концентрация TiO2 в случае, например, использования раствора сульфата титана, свободного от
взвешенных частиц, не должна превышать примерно 5%, а может быть выгодно значительно ниже, например,
концентрация 2,5% TiO2 в таком растворе дает хорошие результаты. Температура осадков должна
составлять 50 °C.
или выше, поскольку низкие температуры приводят к образованию труднофильтруемых осадков, тогда как
повышение температуры реагирующего раствора выше этого значения значительно улучшает фильтруемость
осадков. Присутствие в суспензии мелкодисперсного вещества, такого как сульфат бария, способствует тому
же результату, а также позволяет использовать более концентрированный раствор титана, получая при этом
желаемый фильтруемый осадок. Такие вещества 261,051. Дата подачи заявки: 8 мая 1925 г. № 11,980 25.
Слева полностью: февраль. 8, 1926.
Завершено: ноябрь. 8, 1926.
ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
:принципы в приготовлении и использовании титановых компаундов.
2.
t:q,, L' допускаются только в том случае, если их присутствие в конечной продукции является выгодным или не
наносит вреда.
Присутствие хлоридов, например, хлорида натрия или соляной кислоты, также способствует получению
фильтруемых продуктов. Также не рекомендуется проводить реакцию слишком резко, так как это приводит к
образованию продукта, который хуже поддается фильтрации. Поэтому мы предпочитаем смешивать фосфат с
раствором титана постепенно при перемешивании. Для поддержания в растворе нежелательных примесей,
таких как соединения железа или хрома, необходимо присутствие свободной кислоты, и мы обнаружили, что
она может присутствовать в значительном количестве — в значительно большем количестве, чем, например,
практически осуществимо в случае осаждения основного сульфата титана, — без предотвращения желаемого
осаждения, хотя, если такая концентрация кислоты будет чрезмерной, осаждение может быть уменьшено или
предотвращено. В таком случае желаемое осаждение может быть достигнуто при соблюдении других
указанных условий путем добавления подходящего нейтрализующего агента, например, карбоната натрия, в
необходимом количестве.
Если необходимо получить смешанные продукты основного титанового фосфата с каким-либо другим
подходящим веществом, например, сульфатом бария или сульфатом кальция, их можно получить путем
осаждения в присутствии указанного другого желаемого вещества, или путем осаждения их вместе с
основным титановым фосфатом или фосфатами, или путем простого смешивания с приготовленным
фосфатом.
Для реализации нашего изобретения мы можем, например, действовать следующим образом. Мы берем
раствор соли титана, предпочтительно сульфата титана, предпочтительно с любым содержащимся в нем
железом, восстановленным до двухвалентного состояния, содержащий, например, от 5% до 1% TiO2 или
даже меньше, и свободную кислоту (которая может быть частично или полностью соляной кислотой),
эквивалентную примерно 8%–15% SO2, при температуре, скажем, от 80 до 90 °C, и постепенно добавляем к
нему при перемешивании раствор фосфата натрия в количестве, достаточном для обеспечения более чем 1
молекулы P2O5 на каждые 3 молекулы TiO2.
В таких условиях практически весь титан осаждается в желаемой форме, но при этом требуется лишь
небольшой избыток фосфата; растворимые примеси, например, соединения железа и хрома в растворе
титана, почти полностью удерживаются в маточном растворе, который удаляется фильтрацией и промывкой,
в результате чего осадок получается практически чистым. Полученный по этому примеру осадок имеет
состав, приблизительно соответствующий 3TiO2 P2OO 6H2O. Затем осадок можно высушить и прокалить для
Соседние файлы в папке патенты