Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_10294
.pdf
В конструкции вращающихся крыльев до настоящего времени в качестве основного несущего элемента
использовался один продольный трубчатый лонжерон, и часть такого крыла, расположенная ближе к
корневой части и имеющая очень узкую хорду, полностью зависит от этого лонжерона в плане своей изгибной
жесткости. Таким крыльям будет не хватать необходимой изгибной жесткости, как показано выше, в плоскости
вращения, если лонжерон не будет обладать высокой внутренней жесткостью, поскольку, помимо
нежелательного увеличения веса, крылу будет придана высокая жесткость в направлении, перпендикулярном
плоскости вращения, так как цилиндрический трубчатый лонжерон одинаково жесток к изгибу во всех
направлениях. Такая высокая жесткость в плоскости, содержащей ось вращения, нежелательна, поскольку
комбинированное воздействие аэродинамических сил в этой плоскости и центробежных сил вызывает
изгибающие моменты (в этой плоскости), которые в значительной степени компенсируются изгибом крыла.
Следует отметить, что воздействие центробежных сил заключается в увеличении виртуальной жесткости
крыла в направлении, содержащем ось вращения, и наши эксперименты показали, что в случае крыльев,
шарнирно прикрепленных к центральной ступице таким образом, чтобы они могли свободно качаться в
плоскости, содержащей ось вращения, нежелательные синхронные колебания не возникают из-за флуктуаций
аэродинамических изгибающих моментов в плоскости, содержащей ось вращения, если естественная
жесткость крыла в этой плоскости поддерживается на минимальном уровне, соответствующем соображениям
общей прочности, в то время как высокая жесткость в этой плоскости приводит к более высоким напряжениям
в материале лонжерона.
Мои эксперименты также показали, что оптимальные аэродинамические характеристики в полете достигаются
у самолетов указанного типа с вращающимися крыльями, имеющими некоторую степень кручения по длине,
так что угол тангажа (измеренный от плоскости вращения до линии «отсутствия подъемной силы»
используемого профиля) увеличивается с одного-двух градусов у корня до трех-четырех градусов на конце. С
другой стороны, для цели придания крыльям начального вращения перед взлетом (независимо от того, какие
средства могут быть использованы для придания такого начального вращения) желательно, чтобы крылья
имели как можно меньший угол наклона 90 градусов по всей своей длине. В самолетах указанного типа,
которые до сих пор строились, обычно устанавливались вращающиеся крылья с увеличивающимся углом
наклона, как описано выше, что приводило к таким недостаткам, как повышенные трудности в обеспечении
начального вращения и повышенная сложность конструкции.
Еще одной целью настоящего изобретения является создание вращающегося крыла (для использования в
летательных аппаратах описанного типа), которое будет сочетать в себе желаемые аэродинамические
характеристики как в полном полете, так и при начальном вращении, которое ему придается перед полетом.
105 Согласно настоящему изобретению, предлагается вращающееся крыло для летательного аппарата
указанного типа, имеющее, если смотреть в плане, две параллельные части или части с равной хордой,
причем часть с максимальной хордой длиннее и расположена ближе к концу. Длина максимальной хорды
крыла больше, чем обычно, и составляет от половины до двух третей от общей длины крыла. Его средняя
точка (115 градусов) предпочтительно находится примерно на двух третях общей длины, измеренной от
корня.
Часть крыла, расположенная снаружи от параллельной части максимальной хорды 120, имеет
приблизительно полуэллиптическую форму в плане, и ее длина предпочтительно составляет от одного до
двух раз больше максимальной хорды. Длина хорды более короткой внутренней или корневой части
значительно меньше максимальной 125, но несколько больше, чем обычно, и две параллельные части
соединены коротким сужением, длина которого предпочтительно примерно равна максимальной длине хорды.
-5,0 3 Для того чтобы придать лопасти максимально гладкую поверхность, сохраняя при этом легкость,
присущую тканевой внешней оболочке, ребра, на которые натягивается ткань, расположены ближе друг к
другу, чем это обычно бывает в крыльях свободно вращающегося типа, а сами ребра имеют канавки вдоль
своей длины на внешней поверхности для приема нитей, с помощью которых к ним крепится ткань; в канавках
через определенные интервалы предусмотрены отверстия, через которые проходят нити. Таким образом,
ткань втягивается в канавки с помощью нити B1. Полоски ткани, покрывающие ребра, наносятся известным
способом. Таким образом, обеспечивается идеально гладкая внешняя поверхность с постоянным
аэродинамическим профилем.
Нервы собраны на едином трубчатом лонжероне с минимальной изгибной жесткостью, совместимой с
достаточной прочностью к центробежной нагрузке, с учетом общих соображений прочности и необходимой
степени жесткости на кручение, как это определено ниже, что обеспечивает максимально возможную гибкость
крыла в плоскости, перпендикулярной его плоскости, как было показано выше как желательное условие.
Для обеспечения желаемой жесткости в плоскости вращения передняя кромка крыла, расположенная как
можно дальше назад относительно лонжерона, может быть выполнена из U-образного профиля из фанеры
или металлического листа, прикрепленного по всей длине к лонжерону, так что лонжерон и передняя кромка
вместе образуют составную коробчатую балку, обладающую большой жесткостью в плоскости крыла, но
жесткость которой в перпендикулярной плоскости немногим превышает жесткость одного только лонжерона.
Для того чтобы изгибная жесткость крыла оставалась постоянной по всей его длине, предпочтительно, чтобы
передняя кромка была прямой от корня до внешнего конца параллельной максимальной хорды, а составная
коробчатая балка, образованная главным лонжероном и передней кромкой, имела постоянное поперечное
сечение по всей длине.
В качестве альтернативы или в сочетании с предыдущим методом, желаемая жесткость в плоскости крыла
может быть достигнута за счет использования второго лонжерона, расположенного либо перед, либо позади
основного лонжерона и соединенного с ним решетчатой или другой подходящей системой распорок.
Следует отметить, что для поддержания хорошего аэродинамического профиля над более узкой, или
корневой, частью лопасти хорда этой последней части будет больше, чем обычно, с учетом постоянного
сечения по всей длине крыла той части, которая находится перед главным лонжероном. Как указано выше,
это приведет к негативным последствиям из-за сваливания этой части крыла при его отступлении, и
особенностью настоящего изобретения является использование для этой части крыла профиля,
обладающего характеристиками большого угла сваливания и постепенного, а не резкого сваливания, то есть
70.
такой участок, на котором не наблюдается внезапного прекращения воздушного потока при угле
максимальной подъемной силы. В целом, сильно изогнутые участки значительно превосходят симметричные
участки. Ранее использовались оба варианта (75) в отношении большого «угла сваливания» и отсутствия
резкого прекращения воздушного потока при «угле сваливания». Использование такого профиля для этой
части крыла позволяет в значительной степени нивелировать негативное влияние несколько увеличенной
хорды в 80 градусов.
Согласно еще одной особенности настоящего изобретения, примененной к аэрорафту! В котором
вращающиеся крылья шарнирно прикреплены к вращающейся ступице, нервюры имеют размер 85.
Крыло расположено таким образом относительно лонжерона, что центр масс любого поперечного сечения
крыла находится позади центра аэродинамического давления при нормальных углах атаки. Предпочтительно
для участка крыла, максимально параллельного хорде (90°), используется профиль крыла с практически
постоянным центром давления относительно хорды. Эффект вышеупомянутой особенности заключается в
том, что результирующая сила центробежных и аэродинамических сил, действующих в любой точке крыла,
включает в себя момент, стремящийся увеличить угол тангажа, поскольку из-за его шарнирного крепления к
вращающейся ступице, лишающего свободы качаться в плоскости, содержащей ось вращения, крыло
поднимается в полете выше горизонтального положения, так что центробежные силы включают компоненты,
действующие перпендикулярно плоскости крыла. Кроме того, сечение и толщина трубчатого лонжерона крыла
выбраны таким образом, чтобы придать лонжерону умеренную степень жесткости на кручение, так что крыло
будет реагировать на описанное выше действие, стремясь увеличить угол тангажа до степени, достаточной
для скручивания крыла в полете на величину, обеспечивающую оптимальный угол тангажа на конце, а именно
от трех до четырех градусов, при этом крыло сконструировано без каких-либо дополнительных элементов.
Начальный скручивание и установка таким образом, чтобы угол наклона составлял от одного до двух градусов
по всей длине в ненагруженном состоянии.
Мои эксперименты показали, что эта модель i20 представляет собой наилучший компромисс между
требованиями оптимальной аэродинамической эффективности в полете, легкостью придания начального
вращения крыльям перед взлетом и такой жесткостью крыла 425 на кручение, которая желательна с точки
зрения прочности и поддержания постоянного тангажа в полете.
Согласно другой особенности настоящего изобретения, главный лонжерон не выступает за пределы
параллельной части максимальной хорды, при этом концевая часть полуэллиптической формы выполнена как
отдельный блок. Такой узел может удобно состоять из пары металлических пластин, например, из алюминия,
имеющих форму законцовки крыла и вогнутую форму, соответствующую концу самого крыла, причем
пластины соединены по внешним краям сваркой, клепкой или подобным способом.
Такой узел может быть прикреплен к торцу крыла любым удобным способом; предпочтительно использование
легкосъемного крепления для удобства замены в случае повреждения. При желании, полученную таким
образом конструкцию можно укрепить перегородкой, расположенной на некотором расстоянии от конца
лонжерона и прикрепленной к верхней и нижней пластинам с помощью сварки, клепки или аналогичных
методов. Конец лонжерона (2b) может также выступать за пределы собственно крыла и быть снабжен
регулируемыми балансировочными грузами; доступ к этим грузам осуществляется через отверстие,
образованное в одной из металлических пластин концевого элемента, которое может быть закрыто
пропитанной заплаткой или снабжено сдвижной дверцей.
Такая конструкция вращающихся крыльев самолетов типа, описанного выше, обладает дополнительными
преимуществами по сравнению с известными типами конструкций, помимо описанных, в частности,
аэродинамических, поскольку она наиболее дешева в производстве, так как требуется минимальное
количество различных размеров и форм нервюр. При изготовлении внутренней узкой хордовой части может
быть удобно использовать прочную обшивку как для задней, так и для передней части, что позволит
полностью обойтись без ребер жесткости в этой части.
В качестве альтернативы, в соответствии с данным изобретением может быть сконструировано вращающееся
крыло для летательных аппаратов указанного типа с жесткой обшивкой из металла, древесины или тому
подобного, причем такие особенности изобретения, которые относятся к конструкции нервюр и креплению к
ним тканевой обшивки, очевидно, неприменимы в этом случае, и включаются другие аэродинамические и
конструктивные особенности, применимые к конструкциям, отличным от крыла с тканевой обшивкой.
Дата: 29 апреля. 193(L TONG-IE & BIR1KBECT, агенты заявителя.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования в самолетах, имеющих свободно вращающиеся подвесные механизмы.
Я, Хуан де ла Сьерва, проживающий по адресу Буш-Хаус, Олдвич, Лондон, W.C.2, подданный короля
Испании, настоящим заявляю о характере данного изобретения и о способе его осуществления, которые
будут подробно описаны и установлены в следующем заявлении:
Настоящее изобретение относится к летательному аппарату, имеющему несущий винт, состоящий из
центральной ступицы, установленной для вращения вокруг практически вертикальной оси, и множества
крыльев или лопастей, независимо установленных на указанной ступице с помощью гибких или шарнирных
креплений таким образом, что отдельные лопасти способны совершать колебательные движения
относительно друг друга как в общем направлении движения комплекта крыльев, так и поперечно к нему, при
этом весь несущий винт приспособлен для нормального вращения под действием относительного воздушного
потока, вызванного движением всего летательного аппарата в воздухе. Изобретение относится, в частности, к
конструкции самих вращающихся крыльев. — Главная цель настоящего изобретения — создание
вращающегося крыла для самолета указанного типа, обладающего улучшенными конструктивными
характеристиками, которые приведут к снижению веса и стоимости крыла.
Ещё одной целью является создание вращающегося крыла, обладающего улучшенными конструктивными
характеристиками, упомянутыми выше, и одновременно улучшенными аэродинамическими характеристиками
по сравнению с формами, ранее использовавшимися в самолётах указанного типа.
В системах с вращающимся крылом самолетов типа, упомянутого ранее, обычно используется крыло, форма
которого в плане сужается к концу.
Это сужение на кончике обычно распространяется внутрь от кончика на расстояние, равное нескольким
максимальным хордам (или поперечным размерам в плане). Сужение на конце крыла выгодно, поскольку
минимизирует «потери на конце» или вредный утечку воздуха с концов крыла. Также было принято
конструировать крылья с очень узкой хордой Ad на корневом конце, простирающейся на расстояние от одной
трети до половины общей длины (или радиуса) крыла от корня. Такая узкая хорда в корневой части
предназначена для преодоления вредного эффекта сваливания, вызванного «сваливанием» этой корневой
части, когда крыло отступает или движется в направлении, противоположном направлению полета, во время
вращения. Ранее было принято соединять корневую часть крыла с участком максимальной хорды довольно
плавным сужением, при этом участок максимальной хорды между этим сужением и сужающейся концевой
частью имел сравнительно небольшую длину, например, вдвое превышающую максимальную хорду, и его
середина располагалась во внешней половине крыла.
Однако с (вращающимися) крыльями, сконструированными по такой форме, связаны определенные
недостатки.
Во-первых, как теоретическими рассуждениями, так и нашими экспериментами было показано, что наиболее
эффективная часть крыла расположена ближе к внешней половине из-за большей относительной скорости в
воздухе, а длинная сужающаяся концевая часть приводит к потере эффективной поверхности в этой точке.
Кроме того, в моменты, когда крыло во время вращения не движется прямо по направлению полета или
против него, поток воздуха над крылом направлен под углом к крылу, и, следовательно, профиль крыла,
обращенный к относительному потоку воздуха сужающимися частями крыла, из-за сужения в плане является
как нерегулярным, так и переменным по всей длине крыла, что приводит к потере аэродинамической
эффективности.
Дополнительным недостатком описанного выше типа лебедки являются конструктивные особенности,
связанные с длинными сужающимися участками.
35- Последние предполагают использование большого количества ребер, отличающихся друг от друга по
размеру и форме. По экономическим соображениям желательно свести к минимуму количество таких
специальных ребер, и обычно их располагают на некотором расстоянии друг от друга, в результате чего в
крыле, обтянутом тканью, профиль крыла, когда относительный поток воздуха направлен под углом к крылу,
деформируется (помимо эффекта сужения) из-за провисания ткани между ребрами под воздействием
давления воздуха.
В самолетах указанного типа каждое вращающееся крыло в процессе своего вращения испытывает
колебания аэродинамического давления при движении всего самолета вперед, так что составляющая
результирующей аэродинамической силы в плоскости вращения действует больше к концу крыла, когда
последнее движется в направлении полета, чем когда оно движется против направления полета, и ее
интенсивность также изменяется. Эти колебания точки приложения и интенсивности аэродинамической силы
в плоскости вращения вызывают колеблющееся изгибающее движение крыла в плоскости вращения, даже
когда такое крыло шарнирно прикреплено к центральной вращающейся раме, как описано выше, поскольку
инерциальный центр крыла фиксирован относительно него, в то время как точка приложения
аэродинамической силы колеблется.
Поэтому желательно, чтобы жесткость крыла по отношению к изгибу в плоскости вращения была достаточной
для обеспечения того, чтобы собственная частота изгибных колебаний крыла в этой плоскости была
значительно выше заданных частот, соответствующих скорости вращения крыльев или их первой гармонике
(на практике влияние высших гармоник оказывается незначительным).
В конструкции вращающихся крыльев, существовавших до настоящего времени, в качестве основного
несущего элемента использовался один продольный трубчатый лонжерон, а часть такого крыла,
расположенная ближе к корневой части и имеющая очень узкую хорду, полностью зависит от этого лонжерона
в плане своей изгибной жесткости. Таким крыльям будет не хватать необходимой изгибной жесткости, как
показано выше, в плоскости вращения, если лонжерон не будет обладать высокой внутренней жесткостью,
поскольку, помимо нежелательного увеличения веса, крылу будет придана высокая жесткость в направлении,
перпендикулярном плоскости вращения, так как цилиндрический трубчатый лонжерон одинаково жесток к
изгибу во всех направлениях. 95 Такая высокая жесткость в плоскости, содержащей ось вращения,
нежелательна, поскольку совокупное воздействие аэродинамических сил в этой плоскости и центробежных
сил вызывает изгибающие моменты (в этой плоскости), которые в значительной степени компенсируются
изгибом крыла. Следует отметить, что эффект центробежных сил заключается в увеличении виртуальной
жесткости крыла в направлении, содержащем ось вращения, и наши эксперименты показали, что в случае
крыльев, шарнирно прикрепленных к центральной ступице таким образом, чтобы они могли свободно
качаться в плоскости, содержащей ось вращения, нежелательные синхронные колебания не возникают из-за
флуктуаций аэродинамических изгибающих моментов в плоскости, содержащей ось вращения, если
естественная жесткость крыла в этой плоскости поддерживается на минимальном уровне, соответствующем
соображениям общей прочности, в то время как большая жесткость в этой плоскости приводит к более
высоким напряжениям в материале лонжерона.
Мои эксперименты также показали, что оптимальные аэродинамические характеристики в полете достигаются
у самолетов указанного типа с вращающимися крыльями, имеющими некоторую степень кручения по всей
длине, так что угол тангажа (измеренный от плоскости вращения до линии «отсутствия подъемной силы»
используемого профиля) увеличивается от одного-двух градусов у основания до трех-четырех градусов на
конце. С другой стороны, для цели 130 --- - А придания крыльям начального вращения перед взлетом
(независимо от того, какие средства могут быть использованы для придания такого начального вращения)
желательно, чтобы угол тангажа крыльев был как можно меньше по всей их длине. В самолетах указанного
типа обычно придавали вращающимся крыльям увеличивающийся угол тангажа 10°, как описано выше, что
приводило к таким недостаткам, как повышенные трудности в обеспечении начального вращения и
повышенная сложность конструкции.
Еще одной целью настоящего изобретения является создание вращающегося крыла (для использования в
летательных аппаратах описанного типа), которое будет сочетать в себе желаемые аэродинамические
характеристики как в полном полете, так и во время придания ему начального вращения перед полетом.
Таким образом, согласно настоящему изобретению, вращающееся крыло для летательного аппарата
указанного типа включает один или несколько продольных конструктивных элементов и сконструировано и
расположено таким образом, что изгибная жесткость крыла в плоскости его хорды настолько велика, что
напряжения в указанных конструктивных элементах, создаваемые составляющими аэродинамических,
инерционных и центробежных сил, действующих в указанной плоскости хорды, практически не снимаются при
прогибе указанных конструктивных элементов, в то время как изгибная жесткость крыла в плоскости,
перпендикулярной хорде, настолько мала, что оно может прогибаться в указанной перпендикулярной
плоскости в такой степени, которая способна существенно снять напряжения, создаваемые составляющими
аэродинамических, инерционных и центробежных сил, действующих в этой перпендикулярной плоскости.
Указанные изгибные жесткости — это жесткости в плоскостях, параллельных и перпендикулярных хорде, то
есть линии, соединяющей передний и задний края поперечного сечения, которые представляют собой
плоскости приблизительно максимальной и минимальной жесткости. Поскольку угол наклона невелик,
жесткость в:
Указанные выше плоскости практически эквивалентны жесткостям и перпендикулярны плоскости вращения
лопастей.
Предпочтительно, чтобы изгибная жесткость этих элементов в обеих плоскостях, определенных выше,
оставалась практически постоянной от корней до внешних концов указанных элементов. Предпочтительная
конструктивная форма одобренного крыла включает в себя основной продольный элемент, состоящий из
цельного трубчатого профиля или другого подходящего полого фланцевого швеллера и жестко
прикрепленной к нему обшивки из жесткого листового материала, соответствующей той части поперечного
сечения крыла, которая находится перед трубчатым или подобным элементом, причем вся конструкция
образует сложную полую балку, жесткость которой в плоскости, перпендикулярной хорде крыла, относительно
мала по сравнению с ее жесткостью в плоскости хорды крыла. В варианте исполнения 70, альтернативном
конструктивном решении, используется вторичный задний продольный элемент, соединенный с основным
продольным элементом решетчатыми или аналогичными распорками.
В предпочтительном варианте конструкции коробчатая балка 75, выполненная, как описано выше, имеет
постоянную площадь поперечного сечения и профиль по всей своей длине, что обеспечивает всей крылу
переднюю кромку, прямую по всей длине лонжерона 80.
Уже в конструкции крыльев для самолетов обычного типа известно использование конструкции, в которой
один продольный лонжерон соединен 85 с жестким листовым элементом, имеющим форму части профиля
крыла перед лонжероном, образуя полую балку D-образной формы. Также хорошо известно, что крылья
обычных самолетов строятся на двух лонжеронах с 90-градусной решетчатой конструкцией, соединяющей
элементы внутри толщины крыла, причем такая конструкция включает диагональные элементы, способные
выдерживать только растягивающие нагрузки. Также было предложено построить вращающиеся крылья
вертолета на основе последнего принципа, и в этом предложении вращающиеся крылья были снабжены
внешними распорками, обеспечивающими перпендикулярность крыльев оси вращения на 100 градусов.
В случае самолетов с неподвижным крылом крылья подвергаются изгибающим напряжениям,
перпендикулярным хорде, которые не снимаются деформацией, поскольку отсутствует противодействующая
центробежная сила. Это также относится и к предложенному выше вертолету, поскольку внешняя распорка
удерживает крыло в положении, в котором центробежная сила не оказывает существенного смягчающего
воздействия.
Поэтому необходимо обеспечить значительную внешнюю жесткость в плоскости, перпендикулярной хорде.
При выполнении конструкции, описанной в настоящем изобретении, изгибная жесткость конструктивных
элементов в плоскости, перпендикулярной хорде, делается как можно меньше в соответствии с общими
соображениями прочности, так что ослабляющее действие центробежной силы может быть использовано с
выгодой. Кроме того, там, где в самолетах и вертолетах (в последних крылья постоянно приводятся в
движение) используются два лонжерона и решетчатые распорки, проблема реверсирования при каждом
изменении аэродинамических и инерционных нагрузок в плоскости вращения серьезно не возникает, и тип
распорок с использованием растягивающих диагоналей является вполне удовлетворительным. Однако такая
система, согласно схеме 13 3533'08 a- для этой части крыла, существенно нивелирует негативное влияние
несколько увеличенной хорды.
Согласно еще одной особенности настоящего изобретения, примененной к летательному аппарату 70, в
котором вращающиеся крылья шарнирно прикреплены к вращающейся ступице, нервюры расположены таким
образом относительно лонжерона, что центр масс любого поперечного сечения крыла находится позади
центра аэродинамического давления при нормальных углах падения. Предпочтительно для участка крыла,
максимально параллельного хорде, используется профиль крыла с практически постоянным центром
давления относительно хорды. В результате действия вышеупомянутой особенности результирующая
центробежных и аэродинамических сил, действующих в любой точке крыла, включает в себя момент,
стремящийся увеличить угол тангажа, поскольку благодаря шарнирному креплению к вращающейся ступице,
обеспечивающему свободу качания в плоскости, содержащей ось вращения, крыло поднимается в полете
выше горизонтального положения, так что центробежные силы включают в себя компоненты, действующие
перпендикулярно плоскости крыла.
Кроме того, сечение и толщина трубчатого лонжерона крыла выбраны таким образом, чтобы обеспечить
лонжерону умеренную жесткость на кручение в 95 градусов, так что крыло будет реагировать на описанное
выше действие, стремясь увеличить угол наклона крыла до степени, достаточной для скручивания крыла в
полете на величину, обеспечивающую оптимальный угол тангажа 100 на конце, а именно от трех до четырех
градусов, при этом крыло сконструировано без какого-либо начального скручивания и настроено таким
образом, чтобы иметь угол тангажа от одного до двух градусов по всей своей длине в ненагруженном
состоянии.
Эксперименты показали, что это представляет собой наилучший компромисс между требованиями
оптимальной аэродинамической эффективности в полете, легкостью придания крыльям начального вращения
на 110 градусов перед полетом и необходимой жесткостью крыла на кручение, что желательно с точки зрения
прочности и поддержания постоянного тангажа в полете. 115 Согласно еще одной особенности настоящего
изобретения, главный лонжерон не выступает за пределы параллельного участка хорды, а концевой участок
полуэллиптической формы в плане выполнен как отдельный элемент. Такая конструкция может состоять, в
принципе, из пары металлических пластин, например, из алюминия, имеющих форму, соответствующую
форме законцовки крыла, и вогнутую форму, соответствующую концу самого крыла, причем пластины
соединены по внешним краям сваркой, клепкой или подобным способом.
Сшивающий узел может быть прикреплен к концу собственно крыла любым удобным способом; легкосъемное
крепление, однако, является крайне неудовлетворительным для летательных аппаратов со свободно
вращающимися шарнирными крыльями, а при реализации настоящего изобретения в форме с
использованием решетчатых распорок, их диагональные или сдвиговые элементы должны быть способны
выдерживать как сжимающие, так и растягивающие напряжения.
Согласно одной из особенностей данного изобретения, план крыла включает параллельную часть, длина
которой превышает общую длину крыла, а размер хорды в ней является максимальным.
Этот участок простирается на расстояние менее двух длин хорды от крайней внешней вершины -15.
Внутренняя часть крыла также предпочтительно имеет параллельную форму в плане и уменьшенную хорду,
простираясь от основания на расстояние не менее четверти общей длины крыла. Предпочтительно, он
соединяется с участком крыла, параллельным максимальной хорде, посредством конуса, длина которого не
превышает удвоенную длину максимальной хорды.
Для того чтобы придать лопасти максимально гладкую поверхность, сохраняя при этом легкость, присущую
тканевой внешней оболочке, ребра, на которые натягивается ткань, расположены ближе друг к другу, чем это
обычно бывает в крыльях свободно вращающегося типа, а сами ребра имеют канавки по всей длине на своих
внешних поверхностях для приема нитей, с помощью которых к ним крепится ткань; в канавках через каждые
15 см предусмотрены отверстия, через которые проходят нити. Таким образом, ткань втягивается в канавки за
счет нанизывания нитей. Полоски ткани, покрывающие ребра, наносятся известным способом. Таким
образом, обеспечивается идеально гладкая внешняя поверхность с постоянным аэродинамическим сечением.
Следует отметить, что для поддержания хорошего аэродинамического профиля над корневой частью лопасти
хорда c5, так как эта последняя часть будет больше, чем обычно, с учетом непрерывного сечения по всей
длине крыла, расположенного перед главным лонжероном. Как указано выше, это приведет к негативным
последствиям из-за сваливания этой части крыла при его «отступлении», и особенностью настоящего
изобретения является использование профиля крыла для этой части крыла, обладающего характеристиками
высокого угла сваливания и «постепенного», а не «резкого» сваливания, то есть такого профиля, который не
демонстрирует внезапного прекращения воздушного потока при угле максимальной подъемной силы. В
целом, сильно изогнутые секции значительно превосходят симметричные секции; ранее они использовались
как с точки зрения высокого «критического угла срыва потока», так и отсутствия резкого прекращения потока
при «критическом угле срыва потока». Использование таких секций облегчает их замену в случае
повреждения.
При желании, полученную таким образом конструкцию можно укрепить металлической перегородкой,
расположенной на некотором расстоянии от конца лонжерона и прикрепленной к верхней и нижней пластинам
с помощью сварки, клепки или аналогичных методов. Конец лонжерона может также выступать за пределы
собственно крыла и быть снабжен регулируемыми балансировочными грузами; доступ к таким грузам
осуществляется через отверстие, образованное в одной из металлических пластин концевого элемента,
которое может быть закрыто пропитанной заплаткой или снабжено закрытой дверцей.
l1i Такая конструкция вращающихся крыльев самолетов указанного типа, как описано выше, обладает
дополнительными преимуществами по сравнению с известными типами конструкций, помимо описанных
аэродинамических, поскольку она наиболее легко поддается дешевизне производства, требуя минимального
количества различных размеров и форм нервюр. При проектировании внутренней узкой хорды посадочного
места может быть целесообразно использовать жесткую обшивку как для задней, так и для передней части,
что позволит полностью обойтись без ребер жесткости в этой части.
Для более полного выяснения природы изобретения и способа его осуществления описана конструкция
вращающегося крыла для летательного аппарата указанного типа в соответствии с настоящим изобретением,
а также модифицированная конструкция, со ссылкой на прилагаемые чертежи, которые:
На рис. 1 показано вращающееся крыло в проекции сверху, на рис. 2 показана в проекции сверху часть крыла,
изображенного на рис. 1, без внешней обшивки.
На фиг. 3 показана часть узкой хорды крыла, изображенного на фиг. 1, с частью тканевой обшивки на месте и
показан способ крепления указанной тканевой обшивки.
Рис. 4 — вид в разрезе вдоль линии A-A на рис. 3, показывающий профиль крыла b0 и способ крепления
ткани; другие части опущены для ясности; рис. 5 — вид в разрезе вдоль линии B-B на рис. 3; рис. 6 — вид в
разрезе вдоль линии C-C на рис. 2, показывающий главный лонжерон и усиление носовой части; рис. 7 — вид,
аналогичный рис. 6, но показывающий модифицированную конструкцию, включающую составной
гофрированный металлический лонжерон strPi C0. На рис. 8 показан детальный вид крепежного зажима, на
рис. 9 — вид сверху съемного законцовки крыла из листового металла, на рис. 10 — вид вдоль линии D-D на
рис. 9, на рис. 11 — детальный вид крепления законцовки крыла, на рис. 12 — вид сверху или часть
модифицированной формы вращающегося крыла, на рис. 13 показан в плане деталь конструкции крыла,
изображенного на рис.
12.
На фиг. 1-8 изображено вращающееся крыло согласно изобретению. План состоит из четырех частей 21, 22,
23 и 24, из которых 21 и 23 параллельны, то есть имеют постоянную хорду, а 22 представляет собой
сужающуюся часть, соединяющую части 21 и 23. В части 21 аккорд 8 является максимальным, а аккорд части
293 составляет примерно две трети от аккорда в части 21. Длина конусообразной части 22 вдоль оси крыла
примерно в полтора раза превышает максимальный размер хорды.
2
-A 85 представляет собой закругленную часть законцовки крыла, длина которой лишь немного превышает
максимальный размер хорды.
Конструктивно часть 24 выполнена как отдельная от остальной части крыла деталь 90.
Цепочка пунктирной линии 25 обозначает центральную линию основного конструктивного элемента или
лонжерона 27 (см. рис. 2). 26 показывает переднюю кромку крыла, которая представляет собой прямую линию
под углом 95° по всей длине крыла, за исключением концевой части 24.
Конструкция крыла 20 включает в себя основной трубчатый лонжерон 27, обшивку передней кромки 28 из
трехслойной фанеры или другого подходящего жесткого материала, нервюры 29, стрингер 30 и элемент
задней кромки 31. Ребра расположены очень близко друг к другу, расстояние между ними составляет от одной
пятой до одной шестой максимальной хорды, и крепятся болтами или аналогичными элементами к 105
зажимам 32, которые снабжены выступами 34 для этой цели (см. рис. 8). Зажимы 32 навинчиваются на
лонжерон и крепятся к нему с помощью винтовых наконечников 33. Чтобы избежать чрезмерного сверления
лонжерона, может быть удобно закреплять каждый второй зажим только с помощью наконечников, а
промежуточные зажимы просто припаивать к лонжерону.
Обшивка передней кромки 28 крепится к нервюрам любым удобным способом, например, путем
привинчивания lj5 и приклеивания. Таким образом, лонжерон, зажимы, часть нервюр, покрытая обшивкой
передней кромки, и сама обшивка передней кромки образуют прочно скрепленную конструкцию составной
коробчатой балки типа W2, имеющей форму уплощенной [1. Жесткость этой конструкции в плоскости ее плана
значительно превышает ее жесткость в перпендикулярной плоскости, которая немногим больше, чем
жесткость трубчатого Ppar. На рис. 126 6 показано поперечное сечение составной коробчатой балки, ребра не
показаны; рис.
7 На рисунке 6, аналогично изображению, показана альтернативная конструкция, в которой составной
коробчатый лонжерон 270, состоящий из гофрированного металла, расположенного непосредственно под
обшивкой передней кромки 2b.
Тканевое покрытие 36 накладывается на элементы 28, 47, как показано на рис. 11, а края 44 элемента 24
закреплены поверх ткани. Балка 27 1.7 снабжена на конце заглушкой 48, заканчивающейся штифтом 49, на
котором.
Грузы баланса 52 закреплены с помощью гайки и шайбы 50, 51. Штифт проходит через отверстие в ребре
жесткости 42, а грузы 52 размещаются снаружи ребра жесткости, таким образом закрепляя ребро жесткости
42 на конце лонжерона 27 при завинчивании гайки. Это образует крепление для дополнительного элемента 24
(80) к винтам 45. На концевой детали 24 предусмотрено отверстие 53 для доступа к деталям 50, 51. Это
отверстие может быть снабжено съемной заплаткой или крышкой (не показано). 85 На рис. 12 и 13 показан
альтернативный вариант внекрыльевой конструкции, адаптированный для выполнения из металла. К
трубчатому лонжерону 272 прикреплены зажимы 320 с помощью винтовых наконечников 330 и гаек 331. К
зажимам 90 320 приклепаны ребра 2А из швеллера, а задние заклепки 27,5 на чередующихся ребрах также
приклепаны к концам диагональных распорных элементов 274, к другим концам которых любым удобным
способом прикреплен вторичный лонжерон 273, который может быть выполнен из швеллера или любого
другого подходящего профиля. Задние концы элементов 274 могут быть закреплены на стенках ребер 290,
фланцы которых прикреплены к лонжерону 273.
Таким образом, лонжероны 100, 272, 273 и диагональные элементы 274 образуют треугольную ферму,
обладающую большой жесткостью в плоскости крыла. Передняя кромка обшивки 282 из листового металла
приклепана к нервюрам в точке 283 и дополнительно увеличивает жесткость 105 в плоскости крыла, в то
время как жесткость всей конструкции в плоскости, перпендикулярной хорде крыла, не намного превышает
жесткость одного только трубчатого лонжерона 272. 110 В обоих описанных вариантах конструкции основная
часть прочности на кручение и жесткости обеспечивается трубчатой сборной главной балкой.
Подробно описав и определив характер моего намерения и способ его осуществления, я заявляю, что то, что
я
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_353909.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=353909&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB353909A
[]
RX3ERVE Копия
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Дата проведения конвенции (Швейцария): 30 апреля 1929 года. 353,9 Дата подачи заявки (в Соединенном
Королевстве): APHi129, 1930. № 13217/30.
Окончательная версия принята к публикации: 29 июля 1931 года.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования, относящиеся к электрическим печам для жарки и выпечки.
Компания tv e,..1AXM S. A. FABLIQUE ),t' PPtiEIt S THEiMO-ELECTRIQUES, из Арау, Швейцария, акционерное
общество, зарегистрированное в соответствии с законодательством Швейцарии, и [Его 1100Eln, гражданин
Швейцарской Республики, проживающий по адресу Бухсерштрассе, Арау, Швейцария, настоящим заявляют о
статусе данного изобретения и о том, каким образом оно должно быть выполнено, что будет подробно
описано и установлено в следующем заявлении:
Данное изобретение относится к электрическим печам для жарки и выпечки, имеющим герметичный отсек,
который составляет пространство для жарки или камеру печи и который съемно расположен внутри печи
таким образом, чтобы быть отделенным от внешних стенок воздушным зазором.
В жарочных и выпекающих печах этого типа дверная рама вместе с дверью и соответствующими петлями
всегда крепилась к передней стенке печи, а жарочная камера, которая вставлялась либо спереди, либо сзади,
соединялась отдельно. Недостатком такой конструкции является то, что для крепления дверной рамы к
передней стенке печи последнюю приходилось пробивать в нескольких местах, и каждый раз при открывании
или закрывании дверцы эта стенка подвергалась сильному удару, так что вскоре после начала эксплуатации
печи в эмалированном покрытии передней стенки в местах ее контакта с дверцей появлялись трещины и
полости. Кроме того, дверная рама затрудняла извлечение нагревательных элементов. Кроме того, между
жарочной камерой и передней стенкой печи образовался зазор, через который пары от приготовления пищи
проникали внутрь печи, вызывая ржавление ее внутренних частей.
Целью изобретения является устранение этих недостатков.
Согласно изобретению, в электрической печи для жарки и выпечки дверная рама вместе с дверью и
соответствующими петлями крепится к съемному жарочному ящику таким образом, чтобы после снятия двери
вместе с ящиком можно было быстро и легко заменить полностью заключенные в корпус резисторы,
расположенные между ящиком и стенками печи.
Благодаря такой конструкции удары, возникающие при открывании и закрывании дверцы, передаются в
камеру для запекания, а не на переднюю часть печи, что позволяет избежать вибраций в последней. Кроме
того, пары, выходящие из жарочной камеры, не могут проникнуть внутрь печи.
Соседние файлы в папке патенты