Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_10713
.pdf
Согласно настоящему изобретению, газовый камин указанного типа снабжен сзади средствами для
временного крепления каминной решетки с горизонтальными перекладинами, причем указанные средства
представляют собой пару крюков, установленных на задней части камина и предназначенных для зацепления
за одну из перекладин, например, верхнюю перекладину решетки.
Крюки предпочтительно изготавливаются из упругого листового металла, достаточно мягкого, чтобы
пользователь огня мог легко согнуть их в соответствии с конкретным размером и формой решетки, к которой
они должны крепиться, но достаточно упругого, чтобы крюки самостоятельно удерживались на решетке.
Как станет понятно, наличие крюков в соответствии с настоящим изобретением обеспечивает аккуратное и
правильное расположение газового очага в камине, а именно, непосредственно перед прутьями колосниковой
решетки, в таком положении любые продукты сгорания будут немедленно подниматься по дымоходу. Кроме
того, указанные крюки предотвращают падение огня вперед или назад, например, когда на очаг ставят чайник,
утюг или другой относительно тяжелый предмет. Они также позволяют легко и без структурных изменений,
переоборудования или других вмешательств превратить открытую колосниковую решетку, в которой
сжигается твердое топливо, такое как уголь, кокс и тому подобное, в газовый очаг, который, разумеется, будет
отдавать тепло сразу после розжига.
Крюки могут быть либо такой формы, которая позволяет огню стоять на очаге камина, как обычно (за
исключением того, что, как описано, они крепятся к прутьям решетки), либо такой формы, при которой огонь
висит на прутьях решетки, не касаясь очага снизу.
Прилагаемый чертеж представляет собой перспективный вид газового камина с крепежными крюками,
предусмотренными изобретением.
Сам очаг, как правило, имеет обычную конструкцию и приспособлен для самоподдержания на своем дне
обычным способом. Однако, согласно изобретению...
Он снабжен парой относительно мягких полос железа или других упругих металлических крюков,
приклепанных, приваренных, привинченных болтами или иным образом надлежащим образом закрепленных
на поверхности задней железной пластины топки и способных зацепляться за прутья угольной колосниковой
решетки, как показано на чертеже.
Крюки изготовлены из относительно мягкого металла, который, будучи достаточно упругим благодаря своей
упругости, обеспечивает надежное крепление на решетке, а также позволяет пользователю огня легко сгибать
их в соответствии с конкретной формой или размером решетки. Таким образом, крюки подходят для решеток
различной формы и размера.
Уже было предложено сконструировать переносной газовый камин с помощью приспособления, которое
можно съемно закрепить перед обычной каминной решеткой и на ней, и в данном документе эта идея не
претендует на широкое распространение.
Подробно описав и определив природу нашего изобретения и способ его осуществления, мы заявляем, что
то, что мы
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_422813.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=422813&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB422813A
[]
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ Л
Дата подачи заявки: 9 декабря 1933 г. № 34695/33.
Полная спецификация слева: 10 августа 1934 г.
Полная спецификация принята: 18 января 1935 г.
ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
422,S 13 Усовершенствования в системах управления самолетами и другими дирижаблями Мы, ФРЕДЕРИК
УИЛЬЯМ МЕРЕДИТ из Королевского авиационного научно-исследовательского института, Южный Фарнборо,
Хэмпшир, и ФИЛИП АНДРЕЙ (Куи) из Министерства авиации, Кингсуэй, Лондон, оба британские подданные,
настоящим заявляем, что данное изобретение имеет следующий характер: Данное изобретение относится к
автоматическим системам управления самолетами и другими дирижаблями (далее, где это позволяет
контекст, подразумевается под термином «самолет»), и, в частности, к средствам управления элеронами или
другими органами бокового управления самолетом.
Ранее предлагалось управлять боковыми перемещениями самолета с помощью элеронов, используя
гироскоп, ось вращения ротора которого расположена вертикально, однако оказалось сложно с достаточной
точностью определить вертикальную ось этим способом.
Согласно настоящему изобретению, управление вращательными движениями самолета посредством органов
бокового управления осуществляется с помощью универсально установленного гироскопа, в котором ось
вращения ротора расположена горизонтально и поперек самолета.
Согласно еще одной особенности изобретения, устройство для управления положением элеронов или
органов бокового управления самолета включает в себя универсально установленный гироскоп, в котором ось
вращения ротора расположена приблизительно горизонтально и поперек самолета, причем гироскоп
приспособлен для осуществления указанного управления посредством сервомотора в соответствии с
относительным смещением относительно продольной оси крена самолета между осью ротора гироскопа и
базовой точкой на летательном аппарате.
Согласно еще одной особенности изобретения, ось вращения ротора гиромотора закреплена в вертикальном
внутреннем карданном кольце, которое, в свою очередь, закреплено вокруг приблизительно вертикальной оси
во внешнем карданном кольце, закрепленном вокруг приблизительно горизонтальной продольной оси.
Согласно еще одной особенности изобретения, гироскоп связан с элементами, чувствительными к
относительному перемещению вокруг продольной оси между самолетом и частью гироскопа, а также с
элементами, включающими серводвигатель и систему слежения для управления элеронами или органами
бокового управления.
Согласно еще одной особенности изобретения 60, гироскоп адаптирован таким образом, что центр тяжести
системы гироскопа расположен ниже продольной оси подвески внешнего карданного кольца, и связан со
средствами для обнаружения 65 относительного смещения между внутренним и внешним карданными
кольцами, со средствами для приложения крутящего момента между рамой слежения и внешним карданным
кольцом, управляемыми указанными средствами для обнаружения 70 относительного движения между
внутренним и внешним карданными кольцами, и со средствами для приложения восстанавливающего
крутящего момента, когда внутреннее и внешнее карданные кольца относительно смещены относительно
своего 75 нормального приблизительно ортогонального положения.
Согласно еще одной особенности изобретения, гироскопическая система устроена таким образом, что во
время устойчивого полета по криволинейной траектории 80 скорость прецессии внутреннего карданного
кольца под действием центробежной силы, действующей на маятниково утяжеленную часть гироскопической
системы, равна скорости поворота самолета, так что относительного смещения 85 не происходит.
Другие особенности изобретения описаны и проиллюстрированы в следующем описании и прилагаемых
чертежах. 90 Одна из форм или конструкций аппарата в соответствии с настоящим изобретением более или
менее схематично и в качестве примера показана на прилагаемых чертежах, на которых фиг. 1 и 2
представляют собой 95 соответственно боковые и передние проекции универсально установленного
пневматического гироскопа для управления вращательными движениями самолета. Средства привода
гироскопа не показаны, 100 но могут быть сконструированы в любой подходящей форме.
В показанной конструкции гироскоп включает ротор (1), ось вращения которого (2) горизонтальна и
расположена поперек 105 самолета. Ротор установлен в Pp-2 ? о 2 с 8 д.
к.
422,813 Внутреннее вертикальное карданное кольцо (3), плоскость которого также лежит поперек. Внутреннее
карданное кольцо (3) установлено вертикальными шарнирами (4) во внешнем карданном кольце (5),
плоскость которого ортогональна внутреннему карданному кольцу (3) и также вертикальна. Внешнее
карданное кольцо (5) установлено горизонтальными продольными шарнирами (6) вокруг оси крена самолета в
раме сопровождения (7), которая установлена на подшипниках скольжения (8) (также по оси крена) на
основной литой или опорной плите (9), которая закреплена на самолете.
К внешнему карданному кольцу (5) жестко прикреплен груз (10), расположенный под ним, так что центр
тяжести системы гироскопа находится ниже продольной оси подвески (6) внешнего карданного кольца.
Функция груза в сочетании с другими частями, описанными ниже, заключается в том, чтобы позволить
гироскопу определять вертикальную плоскость способом, который будет объяснен далее.
Поршневой клапан (13) в клапанном цилиндре (11), который прикреплен к продолжению (12) внешнего
карданного кольца (5), чувствителен к относительному перемещению между внутренним и внешним
карданными кольцами и служит для его обнаружения. Поршневой клапан (13) соединен звеном (14) с
внутренним карданным кольцом (8), и относительное перемещение между внутренним и внешним
карданными кольцами приводит к тому, что поршневой клапан (13) подает сжатый воздух через один из
каналов (15) и (16) в прецессирующий цилиндр (17).
Прецессирующий цилиндр (17), установленный на продолжении (12) наружного карданного кольца (5),
содержит прецессирующий поршень (18), который соединен звеном (19) с рамой следования (7).
Прецессирующий поршень (18) сконструирован таким образом, чтобы быть способным создавать крутящий
момент относительно продольной оси наружного карданного кольца (6) между наружным карданным кольцом
и рамой следования (7). Этот крутящий момент регулируется как по величине, так и по знаку работой
поршневого клапана (13).
Раздвоенная пружина (20), установленная на удлинении (12) внешнего карданного кольца (5), входит в
зацепление с упором на поршневом клапане (13) и предназначена для создания восстанавливающего
момента между карданными кольцами, когда внутреннее карданное кольцо смещается из своего нормального
ортогонального положения относительно внешнего карданного кольца.
С помощью описанного выше механизма внешнее карданное кольцо (5) удерживается в вертикальной
плоскости способом, который будет описан позже.
Система гироскопа используется для управления элеронами самолета путем соединения внешнего
карданного кольца (5) посредством звена (21) с поршневым клапаном (22), работающим в клапанном
цилиндре (23), жестко прикрепленном к раме следования (7).
Относительное перемещение между поршневым клапаном (22) и цилиндром клапана (23) приводит к тому, что
сжатый воздух, подаваемый в цилиндр клапана через гибкий трубопровод (24), поступает через один из двух
гибких трубопроводов (25) и (26) к соответствующему концу цилиндра сервомотора (27), который закреплен на
самолете и содержит поршень двойного действия. Шток поршня сервомотора (25) 75 соединен любым
подходящим образом с элеронами. При работе устройства относительное перемещение вокруг продольной
оси (6) между самолетом и гироскопической системой приводит к тому, что клапан (22) подает сжатый воздух к
одному или другому концу цилиндра сервомотора, чтобы обеспечить корректирующие движения элеронов для
управления креном самолета. Для получения эффекта слежения, при котором движения элеронов
количественно контролируются При перемещении внешнего карданного кольца относительно самолета, шток
поршня сервомотора (25) 90 соединен рычагом (29), который установлен на самолете, с рамой следования (7)
таким образом, что движение штока поршня (28) вызывает вращение рамы следования вокруг ее продольных
подшипников (8).
Рассматривая использование описанного выше механизма во время прямолинейного неускоренного полета,
предположим, что маятниково-весовой внешний карданный подвес 100-го кольца (5) смещен относительно
вертикальной плоскости. В этом случае маятниковый груз (10) будет создавать момент силы тяжести
относительно продольной оси внешнего карданного подвеса (f 6), и этот момент вызовет прецессию ротора
гиромотора 105 вместе с внутренним карданным подвесом по азимуту.
Прецессия внутреннего карданного кольца (3) по азимуту относительно внешнего карданного кольца (5)
приводит в действие поршневой клапан (13) 110 и, таким образом, заставляет прецессирующий поршень (18)
создавать крутящий момент между рамой следования (7) и внешним карданным кольцом (5) таким образом,
чтобы противодействовать силе тяжести, обусловленной весом пера 115 (фунты). Таким образом,
азимутальная прецессия внутреннего карданного кольца (3) ограничена тем малым углом, для которого
смещения частей клапана (11) и (13) достаточно, чтобы заставить прецессирующий поршень 120 (18) создать
соответствующую реакцию, как описано выше.
В дополнение к последовательности операций, описанных в предыдущем абзаце, прецессия внутреннего
карданного кольца 125 (3) по азимуту приводит к тому, что пружинный механизм (20) прикладывает
небольшой восстанавливающий момент относительно вертикальной оси (4) внутреннего карданного кольца.
Этот момент вызывает прецессию внешнего карданного кольца 130 422,813 (5) вокруг его продольной оси (6),
тем самым возвращая внешнее карданное кольцо и маятниковый груз обратно в вертикальную плоскость.
Таким образом, если внешнее карданное кольцо смещается в любом направлении, оно постепенно
возвращается в вертикальную плоскость.
Рассматривая силы, действующие на маятниковый груз (10) во время устойчивого криволинейного полета,
видно, что помимо силы тяжести существует также центробежная сила, которая создает момент относительно
продольной оси внешнего карданного кольца (6). Этот момент, пропорциональный скорости движения вперед
и скорости поворота самолета, вызывает прецессию ротора гиромотора (1) и внутреннего карданного кольца
(3) по азимуту.
Таким образом, соотношение между моментом тяжести, угловым моментом ротора гиромотора и
поступательной скоростью самолета выбирается соответствующим образом, чтобы скорость прецессии
внутреннего карданного кольца (3) под действием центробежной силы, действующей на тяжесть (10), была
равна скорости поворота самолета, и, как следствие, не происходило относительного смещения. Таким
образом, если внешнее карданное кольцо (5) лежит в вертикальной плоскости, оно не будет смещаться из
этой плоскости под действием центробежной силы во время поворота.
Кроме того, если объект изначально смещен относительно вертикальной плоскости, он вернется в
вертикальную плоскость таким же образом и по тем же причинам, что и в случае прямолинейного полета.
Хотя представленная на чертежах конструкция является предпочтительным вариантом осуществления
изобретения, следует понимать, что могут использоваться и другие конструкции, подпадающие под действие
изобретения. Например, ротор гиромотора может приводиться в движение электрическим током, а различные
функции, выполняемые описанными выше соответствующими частями, могут также выполняться
электрическим, а не пневматическим током.
Дата: 10 ноября 1933 года.
А. С. Дэй, капитан, представитель заявителей.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Усовершенствования в системах управления для самолетов и других средств управления. Мы, Фредерик
Уильям Мередити, подданный Великобритании, из Королевского авиационного научно-исследовательского
института, Южный Фарнборо, Хэмпшир, и Филип А.Д. Эрв Комои, подданный Великобритании, из
Министерства авиации, Кингсуэй, Лондон, Великобритания, настоящим заявляем о характере данного
изобретения и о способе его осуществления, которые будут подробно описаны и установлены в следующем
заявлении:
Настоящее изобретение относится к системам автоматического управления самолетами и другими
дирижаблями (далее, где это позволяет контекст), и, в частности, к средствам управления элеронами или
другими органами бокового управления самолетом.
Ранее предлагалось управлять боковыми перемещениями самолета с помощью элеронов, используя
гироскоп, ось вращения ротора которого расположена вертикально, однако было установлено, что таким
способом сложно с достаточной точностью определить вертикальную ось.
Настоящее изобретение предусматривает использование маятникового гироскопа, включающего раму,
внешнее кольцо, установленное для вращения вокруг горизонтальной оси крена на раме, внутреннее кольцо,
установленное для вращения вокруг обычно вертикальной оси на внешнем кольце, и ротор, установленный во
внутреннем кольце для вращения вокруг обычно горизонтальной оси вращения, перпендикулярной оси крена,
и центр тяжести которого расположен ниже оси крена. В таком гироскопе составляющая полного поля
ускорения в направлении, перпендикулярном 85° оси крена, а также линии, соединяющей эту ось с центром
тяжести, создает крутящий момент во внешнем кольце, который вызывает прецессию внутреннего кольца по
азимуту. В частности, если поле 90° ускорения состоит исключительно из ускорения, вызванного силой
тяжести, внутреннее кольцо будет прецессировать, если центр тяжести не находится вертикально ниже оси
крена. Гироскоп такого типа будет далее называться «гироскопом указанного типа».
Согласно настоящему изобретению, гироскопическая система управления для самолетов включает в себя
комбинацию с гиросупом вышеуказанного типа, средств для 100 управления элеронами самолета в
соответствии с отклонением внешнего кольца относительно рамы вокруг оси крена, средств, работающих,
когда внутреннее кольцо прецессирует относительно внешнего кольца 105 из нормального положения, для
приложения между внешним кольцом и рамой крутящего момента, пропорционального относительному
перемещению между двумя кольцами в направлении, возвращающем внутреннее кольцо в исходное
положение, и восстанавливающих 110 механизмов для приложения крутящего момента между двумя
кольцами, когда внутреннее кольцо прецессирует относительно внешнего кольца, в направлении,
противоположном прецессии, так чтобы 422 813 прецессировать внешнее кольцо. Предпочтительно,
восстанавливающие средства включают пружину, соединенную между двумя кольцами таким образом, чтобы
она не подвергалась внешнему напряжению, когда кольца находятся в нормальном положении.
Устройство установлено в самолете таким образом, что ось крена направлена вперед и назад, а ось
вращения горизонтальна и перпендикулярна самолету. При крене самолета рама перемещается вместе с ним
и поворачивается относительно внешнего кольца вокруг оси крена, так что приводятся в действие элероны.
Если ось вращения ротора отклоняется от горизонтали, сила тяжести создает крутящий момент, который, как
подробно объясняется далее, вызывает прецессию внешнего кольца, возвращая ось вращения в
горизонтальное положение. Таким образом, ось вращения автоматически поддерживается в горизонтальном
положении во время прямолинейного полета и служит для определения горизонтальной опорной линии.
Необходимо, чтобы гироскоп всегда вращался вместе с самолетом по азимуту для поддержания нормального
относительного положения его оси относительно самолета. Особенностью данного изобретения является то,
что для связи момента гироскопа и углового момента его ротора с поступательной скоростью самолета
внутреннее кольцо будет прецессировать по азимуту под действием центробежной силы с той же угловой
скоростью, что и самолет при повороте. При такой конструкции отсутствует относительное движение между
частями гироскопа, поскольку внешнее кольцо вращается под действием самолета и поворачивается по
азимуту с той же угловой скоростью, что и внутреннее кольцо.
Один из вариантов или конструкций аппарата в соответствии с настоящим изобретением более или менее
схематично и в качестве примера показан на чертежах, прилагаемых к предварительной спецификации.
В показанной конструкции гироскоп включает ротор (1), ось вращения (2) которого горизонтальна и
расположена поперек самолета. Ротор установлен во внутреннем вертикальном карданном кольце (3),
плоскость которого также расположена поперек. Внутреннее карданное кольцо (3) установлено
вертикальными шарнирами (4) во внешнем карданном кольце (5), плоскость которого обычно ортогональна
внутреннему карданному кольцу (3) и также вертикальна. Внешнее карданное кольцо (5) установлено
горизонтальными продольными шарнирами (6) вокруг оси крена самолета в раме (7), которая вращается на
плоских подшипниках (8) (также по оси крена) на основной литой или опорной плите (9), которая закреплена
на самолете.
К внешнему карданному кольцу прикреплен жесткий груз (5), а под ним расположен груз (10), так что центр
тяжести системы гироскопа находится ниже продольной оси подвески (6) внешнего карданного кольца.
Функция груза в сочетании с другими частями, описанными ниже, заключается в том, чтобы позволить
гироскопу определять горизонтальную линию способом, который будет объяснен далее.
Поршневой клапан (13) в клапанном цилиндре (1), который прикреплен к удлинителю (12) внешнего
карданного кольца (5), чувствителен к относительному перемещению 75 между внутренним и внешним
карданными кольцами и служит для его обнаружения. Поршневой клапан (13) соединен звеном (14) с
внутренним карданным кольцом (3), и относительное перемещение между внутренним и внешним
карданными кольцами 80 приводит к тому, что поршневой клапан (13) подает сжатый воздух через один из
каналов (15) и (16) в нагнетательный цилиндр (17).
Цилиндр управления (17), который установлен на удлинении (12) наружного карданного кольца (5), содержит
поршень управления (18), соединенный звеном (19) с рамой следования (7). Поршень управления (18S)
сконструирован таким образом, чтобы быть способным создавать крутящий момент относительно продольной
оси наружного карданного кольца (6) между наружным карданным кольцом и рамой следования (7). Этот
крутящий момент регулируется как по величине, так и по знаку с помощью работы поршневого клапана (13).
Раздвоенная пружина (20), установленная на удлинении (12) внешнего карданного кольца (5), входит в
зацепление с упором на поршневом клапане (13) и предназначена для приложения восстанавливающего
крутящего момента между карданными кольцами, когда внутреннее карданное кольцо смещается из своего
нормального ортогонального положения относительно внешнего карданного кольца.
С помощью описанного выше механизма 105 внешнее карданное кольцо (5) удерживается в вертикальной
плоскости способом, который будет описан позже.
Система гироскопа используется для управления элеронами самолета путем соединения 110 внешнего
карданного кольца (5) посредством звена (21) с поршневым клапаном (22), работающим в клапанном
цилиндре (223), жестко прикрепленном к раме следования (7). Относительное перемещение между
поршневым клапаном (22) 115 и клапанным цилиндром (23) приводит к тому, что сжатый воздух, подаваемый
в клапанный цилиндр через гибкий трубопровод (24), поступает через один из двух гибких трубопроводов (25)
и (26) к соответствующему концу 120 сервомоторного цилиндра (27), который закреплен на самолете и
содержит поршень двойного действия. Шток поршня сервомотора (28) соединен любым подходящим образом
с элеронами. В 125 работе устройства относительное перемещение вокруг продольной оси (6) Между
самолетом и системой g 3 yroscope клапан (22) подает сжатый воздух к одному или другому концу цилиндра
сервомотора, чтобы обеспечить корректирующие движения элеронов для управления креном самолета. Для
получения эффекта слежения, при котором движения элеронов количественно контролируются смещением
внешнего карданного кольца относительно самолета, шток поршня сервомотора (28) соединен рычагом (29),
который установлен на самолете, с рамой слежения (7) таким образом, что движение штока поршня (28)
вызывает вращение рамы слежения вокруг ее продольных подшипников (8).
Рассматривая использование описанного выше механизма во время прямолинейного неускоренного полета,
предположим, что маятниково нагруженное внешнее карданное кольцо (5) смещено относительно
вертикальной плоскости. В этом случае маятниковый груз (10) будет создавать момент силы тяжести
относительно продольной оси внешнего карданного кольца (6), и этот момент заставит гироротор вместе с
внутренним карданным кольцом прецессировать по азимуту.
Прецессия внутреннего карданного кольца (3) по азимуту относительно внешнего карданного кольца (5)
приводит в действие поршневой клапан (13) и, таким образом, заставляет прецессирующий поршень (18)
создавать крутящий момент между рамой следования (7) и внешним карданным кольцом (5) таким образом,
чтобы противодействовать силе тяжести, создаваемой маятниковым грузом (10). Таким образом,
относительная азимутальная прецессия внутреннего карданного кольца (3) ограничена тем малым углом, для
которого смещения частей клапана (11) и (13) достаточно, чтобы заставить прецессирующий поршень (18)
создать соответствующую реакцию, как описано выше.
В дополнение к последовательности операций, описанной в предыдущем абзаце, прецессия внутреннего
карданного кольца (3) по азимуту приводит к тому, что пружинный механизм (20) прикладывает небольшой
восстанавливающий момент относительно вертикальной оси (4) внутреннего карданного кольца. Этот момент
вызывает прецессию внешнего карданного кольца (5) вокруг его продольной оси (6), тем самым возвращая
внешнее карданное кольцо и маятниковый груз обратно в вертикальную плоскость. Таким образом, если
внешнее карданное кольцо смещается в любом направлении, оно постепенно возвращается в вертикальную
плоскость.
Рассматривая силы, действующие на маятниковый груз (10) во время устойчивого криволинейного полета,
видно, что помимо силы тяжести существует также центробежная сила, которая создает момент относительно
продольной оси внешнего карданного кольца (6). Этот момент, пропорциональный скорости движения вперед
и скорости поворота самолета, вызывает прецессию ротора гиромотора (1) и внутреннего карданного кольца
(3) по азимуту.
Таким образом, соотношение между моментом веса, угловым моментом ротора гиромотора и поступательной
скоростью самолета выбирается таким образом, чтобы скорость прецессии внутреннего карданного кольца (3)
под действием центробежной силы, действующей на вес (10), была равна скорости поворота самолета, и, как
следствие, не происходило относительного смещения. Таким образом, если внешнее карданное кольцо (5)
лежит в вертикальной плоскости, оно не будет смещаться из этой плоскости под действием центробежной
силы во время поворота.
Описанный здесь механизм 80 заставит самолет лететь по криволинейной траектории без существенного
крена. Если скорость полета самолета не связана должным образом с моментом тяжести (10) и угловым
моментом 85 ротора, ротор и внутреннее кольцо начнут прецессировать с другой скоростью, отличной от
угловой скорости самолета, и внутреннее кольцо сместится относительно внешнего кольца. Это приведет к
перемещению 90 поршневого клапана (13), и прецессирующий двигатель (17, 18) будет прикладывать
крутящий момент к внешнему кольцу, чтобы предотвратить дальнейшее относительное смещение между
кольцами.
Однако в результате этого смещения пружинный механизм (20) создаст крутящий момент вокруг оси
внутреннего карданного кольца и, таким образом, вызовет прецессию внешнего кольца. Система достигнет
состояния равновесия, когда результирующая силы тяжести и центробежной силы, действующей на груз (10),
будет достаточной для прецессии внутреннего кольца с той же скоростью, с которой самолет поворачивается.
Это состояние равновесия будет представлять собой крен в поворот или из поворота в зависимости от того,
выше или ниже ли скорость самолета, при которой момент веса и угловой момент ротора отрегулированы.
Величина крена, однако, мала и остается постоянной во время продолжительного полета по криволинейным
траекториям. Когда самолет снова выводится из полета по криволинейной траектории в прямой полет,
устройство действует для восстановления гироскопа в его нормальное положение с осью вращения (2)
горизонтально, как описано ранее. Настоящее изобретение предназначено для того, чтобы самолет летел
ровно (то есть без крена) при любых условиях. Однако устройство 120 можно модифицировать таким
образом, чтобы самолет имел соответствующий крен при криволинейном полете, предусмотрев средства для
приложения крутящего момента между рамой следования (7) и внешним кольцом (5), причем этот крутящий
момент пропорционален угловой скорости, с которой самолет поворачивает. Этот крутящий момент вызовет
прецессию внутреннего кольца (3) относительно внешнего кольца (5), что, в свою очередь, вызовет
прецессию внешнего кольца и прецессию оси ротора в вертикальной плоскости. Таким образом, ось ротора
(2) будет смещена от горизонтали во время криволинейного полета, и самолет будет иметь крен.
Подробно описав и определив природу нашего изобретения и способ его осуществления, мы заявляем, что
то, что мы
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_422814.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=422814&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB422814A
[]
Пл
Л-т 9 и\ 7
СПЕЦИФИКАЦИЯ ПАЛАТКИ
Дата принятия Конвенции (США): 21 декабря 1932 г. 4122,8 14 Дата применения (в Соединенном
Королевстве): 21 декабря 1933 г. № 36010/33.
Полная спецификация принята: 18 января 1935 г.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Усовершенствования, относящиеся к электрическим силовым кабелям E1. Мы, компания
OKONITE-CALLENDER CABLE COMPANY INCORP, зарегистрированная в соответствии с законами штата
Нью-Джерси, Патерсон, Нью-Джерси, Соединенные Штаты Америки, настоящим заявляем о характере
данного изобретения и о способе его осуществления, которые будут подробно описаны и установлены в
следующем заявлении: Данное изобретение относится к усовершенствованиям электрических силовых
кабелей, и целью изобретения является устранение потерь в оболочке и увеличение пропускной способности
кабеля по току.
Изобретение применимо к одножильным и многожильным кабелям сплошного типа, полого типа и
маслонаполненным кабелям, например, к кабелям, в которых используются каналы в заполняющих
пространствах кабеля. Изобретение также применимо к кабелям, в которых один или несколько
изолированных проводников заключены в трубу, а окружающий изолированные проводники и заполняющий
трубу слой изоляционной жидкости поддерживается под давлением.
В силовых кабелях обычно используется электростатический экран в виде металлической ленты, обернутой
вокруг изоляции кабеля, при этом свинцовая оболочка кабеля наносится непосредственно поверх этой ленты.
В отрасли производства силовых кабелей хорошо известно, что электромагнитная индукция в этой оплетке
вызывает накопление потенциала вдоль ленты. Например, приблизительно пять вольт на 100 ампер на 100
футов представляют собой нормальное состояние для большинства кабелей. Если цепь для этого
индуцированного потенциала замкнута, индуцированный потенциал будет равен нулю, но ток будет
максимальным, значение которого будет зависеть от фактического сопротивления металлической ленты. Это
вызывает протекание тока, что представляет собой потерю мощности в ваттах и эквивалентный нагрев,
который, в сочетании с нагревом изоляции и теплом в проводнике, снижает общую несущую способность
кабеля. В настоящем изобретении мы предлагаем улучшенную форму электростатического экрана для
кабеля, имеющего заключенную в оболочку заземленную металлическую трубу или оболочку, для
предотвращения или существенного уменьшения потерь. Цена 11-1 Цена 45 6-6 из-за токов, индуцированных
в экране 55 В электрическом силовом кабеле согласно настоящему изобретению, имеющем один или
несколько изолированных проводников, заключенных в заземленную металлическую трубу или оболочку,
каждый изолированный проводник снабжен электростатическим экраном, который образован одним или
несколькими электрически разделенными секциями, каждая соответствующей длины, и каждая секция
соединена с трубой или оболочкой или иным образом заземлена только в одной точке. Следует понимать, что
каждая секция ленты или другого электростатического экранирующего элемента может быть заземлена на
любом из концов или посередине своих концов. Длина каждой секции должна быть такой, чтобы секция могла
быть удобно изолирована от трубы или оболочки для разности потенциалов, которая может существовать
между точкой заземления секции и самой дальней точкой секции в зависимости от конструкции и условий
эксплуатации кабеля. Эта разность потенциалов, например, может составлять несколько сотен вольт.
Если длина кабеля значительна, электростатический экран не проходит вдоль кабеля сплошным элементом
по всей его длине, а разделен на несколько секций, каждая из которых изолирована от других и от
заземленной кабельной трубы или оболочки, и каждая секция заземлена только в одной точке либо путем
соединения с трубой или оболочкой, либо каким-либо другим способом. Экран может быть изолирован
бумажной или брезентовой лентой, наклеенной поверх экрана.
Таким образом, становится очевидным, что электростатическое экранирование достигается, но потери в
экранирующей ленте устраняются, что снижает общую температуру и увеличивает пропускную способность
кабеля по току.
Хорошо известно, что потери в оболочке высоковольтных кабелей существенно увеличивают нагрев кабеля и
составляют значительную часть общих потерь энергии. Различные отрезки металлической ленты могут быть
установлены там, где это удобно. Мы бы предложили, например, устанавливать ленту в различных местах
соединения или участках кабеля, где производится соединение.
Некоторые варианты осуществления нашего изобретения, примененные к многожильным кабелям,
проиллюстрированы в качестве примера на прилагаемых чертежах, где: Рисунок 1 представляет собой
частичный разрез многожильного кабеля с цельным сердечником, Рисунок 2 представляет собой аналогичный
вид кабеля с полым сердечником, Рисунок 3 представляет собой аналогичный вид трехжильного кабеля с
масляным наполнением и бумажной изоляцией, в котором используются каналы для масла в заполняющих
пространствах конструкции; и Рисунок 4 представляет собой аналогичный вид другого типа кабеля.
Внимательно изучив чертежи и прежде всего рисунок 1, который, как уже упоминалось, иллюстрирует
трехжильный кабель с цельной жилой, следует отметить, что три проводника 1 этого кабеля имеют цельную
многожильную структуру, причем каждый проводник изолирован бумажной оболочкой 2, которая, как обычно,
пропитана маслом или другим жидким изоляционным материалом.
К изоляционной оболочке 2 прикрепляется металлическая лента 3, а поверх неё наносится изоляционная
лента 4 из брезента, бумаги или другого подходящего материала. На внешнюю поверхность всей конструкции
наносится обычная свинцовая оболочка 5.
Металлическая лента 3 образует электростатический экран для окружающего её сердечника. Однако лента не
проходит сплошным отрезком по всей длине кабеля, а состоит из нескольких отдельных отрезков или секций,
и каждый отрезок или секция заземлены только в одной точке. На каждом рисунке показаны две такие секции,
каждая из которых заземлена на оболочку 5 либо на одном конце, либо между своими концами. Отрезки или
секции ленты могут быть остановлены в любом удобном месте вдоль строящегося кабеля.
На практике, вероятно, предпочтительнее было бы заканчивать отрезки или секции ленты в местах
соединения с кабелем.
Таким образом, вышеописанное обеспечивает структуру кабеля, в которой потери в оболочке устраняются за
счет наличия металлического покрытия или электростатического экрана прерывистой длины, заземленного
только в одной точке на оболочку кабеля, непосредственно над изоляционным материалом каждого
проводника кабеля, причем это металлическое покрытие изолировано от заземленной свинцовой оболочки
кабеля, за исключением одной точки, где они, т.е. металлическое покрытие и оболочка, соединены вместе для
целей заземления.
На рисунке 2 показан вариант осуществления нашего изобретения, примененный к многожильному кабелю,
аналогичному кабелю на рисунке 1, за исключением того, что каждый проводник снабжен полым сердечником
7.
На рисунке 3 показано применение нашего изобретения к кабелю многожильного типа с цельным
сердечником, аналогичному кабелю на рисунке 1, за исключением масляных каналов S.
На рисунке 4 показан трехжильный кабель сплошного типа. В этом случае изолированные проводники кабеля
втянуты в металлическую трубу 9, которая заполнена изоляционным маслом, находящимся под давлением.
Труба 9 заземлена, а участки металлической ленты 3, образующие электростатический экран, заземлены
путем соединения с трубой 9.
Подробно описав и определив природу нашего изобретения и способ его осуществления, мы заявляем, что
то, что мы
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_422815.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=422815&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB422815A
[]
Соседние файлы в папке патенты