Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_11240
.pdf
Таким образом возникнут автоколебания, при этом линии передачи будут действовать примерно по принципу
хорошо известной схемы обратной связи, используемой в триодах.
Любая тенденция к возникновению колебаний гармонической частоты будет в некоторой степени зависеть от
расстояния между различными электродами, и в частности от размеров целевых электродов 18, 29, но такие
гармонические колебания, которые могут присутствовать, как правило, будут иметь гораздо меньшую
интенсивность, чем колебания основной частоты, соответствующие по частоте настройкам цепей.
Остаточные гармонические колебания могут быть уменьшены путем введения параллельных настроенных
контуров (не показаны), настроенных на гармонические частоты в линии передачи 34.
Модуляция колебательной энергии, создаваемой в настроенном контуре 22, может быть достигнута путем
приложения модулирующих потенциалов, например, от микрофона 50) и усилителя 52 через трансформатор
44 к ускоряющему аноду цилиндра 12, как показано на рисунке. Выходная энергия может быть снята с 75 с
помощью линии передачи 46 и использована по желанию, например, передана подходящим излучающим
диполем или другой антенной 48.
Подробно описав и определив природу нашего изобретения и способ его осуществления, мы заявляем, что
то, что мы
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_413336.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=413336&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB413336A
[]
1 'i js F -
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
413,336 Даты проведения конвенции (Германия): 16 января 1933 г.
27 января 1933 г.
Соответствующие заявки в Соединенном Королевстве № 33635/33a от 30 ноября 1933 г. № 33636/33f
(Осталась одна полная спецификация)
Принято к публикации: 13 июля 1934 г.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования, относящиеся к летательным аппаратам вертолетного типа или связанные с ними.
Я, доктор технических наук Клод Дорнье, гражданин Германии, проживающий во Фридрихсхафене на озере
Констанц, Германия, настоящим заявляю о характере данного изобретения и о способе его осуществления,
которые будут подробно описаны и установлены в следующем заявлении:
Настоящее изобретение относится к летательным аппаратам вертолетного типа, не имеющим несущих
крыльев на фюзеляже и приспособленным для перемещения с помощью устройства, далее именуемого
ротором, по траектории, которая может быть соответствующим образом наклонена к горизонтальной
плоскости, к вертикальной плоскости или же указанный летательный аппарат может двигаться в
горизонтальной плоскости. Может быть предусмотрен один или несколько роторов, а в случае очень больших
летательных аппаратов может использоваться несколько роторов с осями, расположенными параллельно.
Указанные роторы могут приводиться в движение соответствующим первичным двигателем; однако они
приспособлены для работы без роторного привода в случае нисходящего движения или перемещения
летательного аппарата. Настоящее изобретение представляет собой упрощение и, следовательно,
улучшение по сравнению с известными до настоящего времени типами вертолетов в связи с тем, что оно
предусматривает только одну передачу для вертикального и горизонтального движения. Вертолеты, как было
предложено ранее, обычно, если не во всех случаях, оснащались отдельными воздушными винтами для
подъема и полета, где не предусмотрен поворотный воздушный винт.
Известный тип летательного аппарата, работающего по принципу ветряной мельницы, требует использования
какого-либо моторного привода для запуска, и поэтому такие типы летательных аппаратов в этом отношении
не проще, чем летательные аппараты согласно настоящему изобретению. Однако у них есть еще один
недостаток: при прыжке с парашютом необходимо обеспечить гораздо большее расстояние между ротором и
фюзеляжем, что нарушает баланс и целостность всей конструкции. Этот конкретный недостаток не присущ
летательным аппаратам согласно настоящему изобретению. Основные особенности вертолета-самолета
согласно настоящему изобретению можно достаточно четко увидеть и легко понять на рисунке 1
прилагаемого рисунка. Когда направление полета горизонтальное, ось вращения ротора:
наклонена относительно горизонтальной плоскости и, следовательно, включает в себя там 55 с углом,
открытым сверху и к передней части, причем указанный угол всегда больше 0°, но меньше 90°. Ротор
установлен на переднем конце шпинделя или конического корпуса 60', продольная ось которого в
значительной степени совпадает с осью вращения ротора. В фактической конструкции, используемой на
практике, неизбежны определенные отклонения от шпиндельной или торпедообразной формы фюзеляжа 65,
и они фактически являются предметом нескольких заявок. Возможно предусмотреть и использовать два
ротора, вращающихся в противоположных направлениях, или даже несколько роторов, которые могут быть
установлены на параллельных осях и на выступах на фюзеляже. Фюзеляж снабжен на задней части или
вблизи нее рулем направления, который предпочтительно находится на линии обратного потока ротора, при
этом стабилизирующие поверхности 75, связанные с рулем направления, управляемы и могут управляться с
места пилота, так что его Угол атаки может изменяться по желанию. Как показано на рисунке 1, центр тяжести
P самолета и рулевого устройства расположен таким образом, что вертикальная составляющая S тяги ротора
S смещена на очень небольшое расстояние, а именно к линии тяжести всей системы, тогда как вертикальная
составляющая Ra результирующей R системы руля высоты находится на большем расстоянии b от линии
центра тяжести. То есть, вес G самолета в значительной степени приходится на ротор, а в меньшей степени
на рулевое управление, плавучесть которого должна изменяться в соответствии с существующими
требованиями. Такая вариативность может быть достигнута путем изменения угла атаки для поддержания
равновесия самолета относительно его поперечной оси. Между ротором и двигателем может быть
установлена разъединяемая муфта, а размеры ротора и двигателя выбраны таким образом, чтобы b 413,33 G
при их свободном вращении обеспечивали авторотацию. Исходное направление вращения происходит на
протяжении ряда оборотов, что снижает скорость полета до необходимой пониженной посадочной скорости.
Лопасти несущего винта могут регулироваться любым известным способом, так что входная мощность
несущего винта, соответствующая уменьшению или уменьшению угла атаки относительно оси вращения,
может поддерживаться на приблизительно постоянном уровне. Кроме того, целесообразно предусмотреть
закрылки или вспомогательные поверхности на задних кромках или на концах крыльев несущего винта,
причем такие поверхности должны быть управляемыми по желанию пилота таким образом, чтобы мощность
каждого крыла во время каждого оборота периодически изменялась. Такие несущие винты предназначены
для помощи управляющему устройству, установленному на задней части фюзеляжа, для поддержания
управляемости и равновесия летательного аппарата относительно трех осей. С той же целью, но особенно
для нейтрализации вращающего момента несущего винта, над вышеупомянутыми управляющими
устройствами на таком же расстоянии от оси может быть расположено несколько жестких или подвижных тел.
максимально возможной симметрии летательного аппарата. Жесткие или подвижные корпуса, при
необходимости, могут быть установлены на поплавках, которые имеют такую форму и приспособлены для
перемещения в своем положении во время полета, чтобы создавать воздушные силы, которые служат для
нейтрализации действия двигателя или для других целей стабилизации. Указанные корпуса или элементы
конструкции могут, например, быть спроектированы таким образом, чтобы их можно было использовать в
качестве обтекателей для таких частей летательного аппарата, которые могут потребоваться, или для таких
частей, которые могут потребоваться.
убирающиеся, например, убирающееся шасси самолета.
Как уже упоминалось, учитывая потребности в размещении пассажиров, грузов, двигателей и тому подобного,
не всегда возможно во всех случаях сохранить веретенообразную или коническую форму фюзеляжа. Для
вышеупомянутых целей целесообразно предусмотреть на нижней стороне конического или торпедообразного
фюзеляжа специальную конструкцию, контур которой приблизительно соответствует прямоугольному
треугольнику, основание которого до начала полета и во время прямолинейного полета приблизительно
горизонтально. Обтекаемая форма треугольной конструкции должна следовать линиям потока воздуха,
образующегося в результате движения вперед и обратного потока от ротора.
Пилот имеет совершенно свободный обзор вперед и вниз из кабины или конструкции, подвешенной к
фюзеляжу. Кабина приспособлена в задней части для размещения двигателя, при условии, что двигатель не
расположен в непосредственной близости от несущего винта.
Привод ротора или роторов может осуществляться с помощью одного или нескольких валов. Необходимый
приводной механизм может быть расположен рядом с роторами или рядом с двигателями. Если требуемое
передаточное отношение очень высокое, то вместо одного можно использовать два редуктора, один из
которых может быть расположен рядом с двигателем, а другой — рядом с ротором. Особый способ привода,
благодаря его абсолютной независимости от ударов, может быть реализован, если ротор имеет плоскую
конструкцию, и на его концах или рядом с ними предусмотрены отверстия, через которые воздух или газ могут
выходить наружу, так что ротор работает по принципу реакции, или в которые воздух может втягиваться,
проходя через лопатки ротора либо в направлении от его ступицы к периферии и приводясь ими в движение,
либо наоборот. В этом варианте предпочтительно соединять ротор с фюзеляжем с помощью Вращающийся
элемент или узел, 9 (вентилятор или вентилятор, установленный внутри неподвижной части указанного узла).
Вентилятор или воздуходувка могут приводиться в движение подходящим двигателем или мотором; в этой
конструкции ротор снабжен тормозным устройством 95. Воздушный поток направляется через один или
несколько каналов таким образом, что он может служить для прямого или косвенного охлаждения двигателя
или двигателей, циркулируя непосредственно вокруг двигателя или мотора, если они имеют воздушное
охлаждение, или, если они имеют водяное охлаждение, проходя через радиатор.
Однако в больших самолетах существует вероятность того, что высота конструкции 105 из-за наклона оси
шпиндельного или торпедообразного фюзеляжа к горизонтальной плоскости окажется слишком большой для
положения самолета на земле, и конструкция для пассажиров и/или груза будет располагаться
непропорционально высоко над землей. Для преодоления этого возможного недостатка предпочтительно
постепенно и равномерно изгибать задний конец шпиндельного фюзеляжа 115 вверх. Другие решения этой
проблемы заключаются в разделении фюзеляжа на несколько частей, сочлененных друг с другом и/или
приспособленных для телескопического складывания друг в друга или друг в друга: (В этом варианте длина
фюзеляжа уменьшается при посадке и приобретает свою правильную форму либо автоматически, либо под
контролем пилота 125 при взлете). Еще одной особенностью изобретения является его применение к
большим самолетам, в которых имеется несколько вариантов расположения вращающихся поверхностей,
имеющих вращательные возможности. Оси могут быть параллельны друг другу. В такой конструкции
предусмотрен ротор, приводимый в движение по принципу реактивной тяги и выполненный известным
способом частично из 6 крыльев, которые служат для привода летательного аппарата, и частично из крыльев,
которые не служат этой цели.
Согласно еще одной особенности настоящего изобретения, вместо одного соосно расположенного ротора
установлены два ротора. Один из этих двух роторов приводится в движение двигателем или другим
первичным двигателем, а другой ротор вращается под действием воздушных потоков в окружающем воздухе.
Благодаря такому расположению летательный аппарат частично становится так называемым летательным
аппаратом типа «ветряная мельница». Преимуществом такого расположения является то, что маневренные
возможности значительно выше, чем если бы летательный аппарат полагался на свободно вращающуюся
конструкцию крыльев. Кроме того, применение принципа «ветряной мельницы» приводит к экономии энергии.
Обе конструкции могут вращаться в одном направлении или в противоположных направлениях, и при
необходимости обе конструкции могут быть соединены между собой с помощью муфт или муфт и зубчатых
передач таким образом, что конструкция, обычно вращающаяся свободно, может вращаться конструкцией,
приводимой в движение двигателем.
Для того чтобы изобретение было понятным и легко осуществимым, приводятся прилагаемые чертежи, на
которых схематически и в качестве примера показаны типы вертолетов и летательных аппаратов в
соответствии с настоящим изобретением.
На рисунке 1 представлена схематическая иллюстрация фюзеляжа и несущего винта вертолета, созданного в
соответствии с настоящим изобретением, демонстрирующая его основную идею.
На рисунке 2 представлен схематический вид вертолета, летательного аппарата, соответствующего
настоящему изобретению, с изображением шасси и конструкции, свисающей с фюзеляжа и предназначенной
для размещения пассажиров и/или грузов.
На рисунке 3 представлен вид спереди на рисунок 2.
На рисунке 4 представлен поперечный разрез вертолетообразного летательного аппарата в соответствии с
настоящим изобретением, на котором изображены ротор, фюзеляж и конструкция для размещения
пассажиров и/или грузов, а также приводной двигатель, установленный за указанной конструкцией.
На рисунке 5 представлен перспективный вид летательного аппарата типа вертолета в соответствии с
настоящим изобретением, причем указанный летательный аппарат показан снабженным поплавками вместо
колес шасси, как показано на рисунке 4.
На рисунке 6 представлен поперечный разрез летательного аппарата вертолетного типа, выполненного в
соответствии с настоящим изобретением, причем указанный летательный аппарат в данной конструкции
приводится в движение по реактивному принципу.
Рисунок 7 представляет собой поперечный разрез вертолетообразным летательным аппаратом массой 7 тонн
в соответствии с настоящим изобретением, причем указанный летательный аппарат в данной конкретной
конструкции приводится в движение по принципу реактивной турбины. Рисунок 8 представляет собой
поперечный разрез вертолетообразным летательным аппаратом также в соответствии с настоящим
изобретением, причем его фюзеляж показан как состоящий из двух телескопических частей. Рисунок 9
представляет собой перспективный вид вертолетообразным летательным аппаратом также в соответствии с
настоящим изобретением, причем указанный летательный аппарат в данной конкретной конструкции снабжен
двумя соосно расположенными двигателями, имеющими крылья или лопасти.
Рисунок 10 представляет собой поперечный разрез вертолетообразного летательного аппарата, приводимого
в движение по принципу реактивной турбины 9 O P. Обращаясь к чертежам, на рисунке 1 представлен
боковой вид фюзеляжа летательного аппарата, воплощающего основную идею настоящего изобретения, без
силового агрегата, пассажирского и/или грузового отсека 9, а также без шасси или поплавков. Фюзеляж,
обозначенный цифрой 1, снабжен в передней части или носовой части системой вращающихся поверхностей
2, которые обеспечивают необходимую подъемную силу. Эта система 10 I далее именуется «ротором». В
задней части фюзеляжа установлен хвостовой стабилизатор, включающий киль 3, руль направления 4, а
также с обеих сторон подъемные кили 5 и руль высоты 6 i O 0.
Ось вращения ротора 2, которая в данном примере совпадает с продольной осью торпедообразного
фюзеляжа или корпуса 1, наклонена под углом (а) относительно горизонтальной плоскости. Угол атаки (P)
подъемных килей 5 изменяется во время полета.
Остальные буквенные обозначения на рисунке 1 имеют следующее значение: P = центр тяжести всей
системы:
G = линия тяжести; S = тяга винта, Sa - ее вертикальная составляющая; R = результирующая сил воздушного
потока 120, действующих на хвостовое оперение в вертикальной плоскости; Ra = вертикальная составляющая
сил воздушного потока на хвостовом оперении; a = горизонтальное расстояние силы t 2, Sa от линии центра
тяжести G; b = горизонтальное расстояние силы Ra от линии центра тяжести G; 4 4 t, & 336 В конструкции и
компоновке, показанных на рисунках 2 и 3, торпедообразный фюзеляж 7 несет ротор 8 на своем переднем
конце или носу. Ось вращения ротора наклонена под углом -a.
Продольная ось фюзеляжа относительно горизонтали не совпадает с осью несущего винта 8. Крылья
несущего винта снабжены на концах закрылками 9. Если закрылки 9 смещены таким образом, что оба
выступают в одну и ту же сторону от плоскости вращения несущего винта 8, то они изменяют подъемную силу
несущего винта в целом. Однако если закрылки 9 смещены в разные стороны от плоскости вращения
несущего винта 8, и если их положения периодически изменяются известным образом в течение каждого
оборота, то такое изменение влияет на равновесие летательного аппарата. Ведущий двигатель (не показан)
установлен внутри кольцевого корпуса 10 в непосредственной близости от несущего винта 8. Хвостовое
оперение установлено в задней части фюзеляжа, причем указанное хвостовое оперение включает в себя киль
11, руль направления 12, элерон 13, угол атаки которого может изменяться во время полета, и элерон или
руль направления. 14, при этом киль 13 и руль направления B O 14 расположены парами по обе стороны от
киля 11 и руля направления 12. Под торпедообразным фюзеляжем 7 расположена конструкция 15,
предназначенная для размещения пассажиров и/или грузов.
При рассмотрении сбоку контур конструкции 15 вместе с осью ротора образует приблизительно
прямоугольный треугольник, основание которого во время прямолинейного полета приблизительно
горизонтально. В плоскостях, соответствующих результирующему потоку, возникающему из-за движения
вперед и нисходящего потока ротора, как сам фюзеляж, так и его вспомогательные конструкции имеют
благоприятную и эффективную аэродинамическую конструкцию. Эти плоскости показаны на рисунке 2
пунктирными линиями da, d и d. 3. Самолет предназначен для использования в состоянии покоя с хвостовым
оперением 16 и шасси с колесами 17. Колеса 17 показаны закрытыми кожухами, как показано на рисунке 18.
Как неподвижные кожухи колес 18, так и обтекаемые корпуса 19, вращающиеся вокруг вертикальных осей
благодаря своей форме и/или регулировке, нейтрализуют вращающий момент ротора или оказывают
стабилизирующее воздействие на самолет в целом.
Расположение, показанное на рисунке 4, отличается от расположения, показанного на рисунках 2 и :? при
этом приводной двигатель установлен за конструкцией, предназначенной для размещения пассажиров и/или
грузов.
Фюзеляж 20 несет на своем переднем конце ротор 21, ось вращения которого не совпадает с осью фюзеляжа
2), который в своей базовой форме имеет форму полуторпеды или сигары с косым разрывным концом. Для
обеспечения максимально возможного расстояния от заднего хвостового оперения до ротора и во избежание
чрезмерной фактической конструктивной высоты летательного аппарата, конструкция предусматривает
смещение продольной оси фюзеляжа 20 относительно оси вращения на угол (а), а задний или хвостовой
конец фюзеляжа загнут вверх, насколько это возможно, сохраняя при этом соответствующий коэффициент
запаса прочности во избежание деформации. Крылья ротора или пропеллера 21 снабжены закрылками 22,
установленными на их концах или вблизи них, причем указанные закрылки приспособлены для перемещения
таким образом, чтобы они опускались или проекция на разные стороны за пределами плоскости вращения
ротора 21 под углом 85°.
Они могут быть приспособлены для изменения своего положения любым подходящим образом во время
каждого оборота и, таким образом, периодически увеличивать или уменьшать подъемную силу каждого крыла
или плоскости. Закрылки 23, которые установлены ближе к оси вращения, чем закрылки 22, приспособлены
для смещения таким образом, чтобы они выходили из плоскости вращения ротора 21 на той же стороне.
Их смещение вызывает изменение подъемной силы всего пропеллера. Таким образом, можно изменять
мощность, потребляемую ротором, в зависимости от увеличения или уменьшения угла. (а) Под фюзеляжем 20
расположена конструкция 24, предназначенная для размещения пассажиров и/или грузов. Ротор приводится в
движение двигателем 25 через соответствующее устройство 105 редуктора 26 (установленного рядом с
двигателем), муфты 27 и вала 28. Двигатель, муфта и редуктор размещены в машинном отделении, которое
расположено примерно на том же уровне, что и пассажирский салон. Самолет, показанный на рисунке 4,
снабжен шасси.
На рисунке 5 в перспективе показан самолет, который отличается от показанного на рисунке 4 только тем, что
форма, показанная на рисунке 5, снабжена двумя поплавками 29 вместо шасси, а также двумя несущими
винтами 30 вместо одного 21, как показано на рисунке 4. Поплавки 29 29 должным образом установлены и
поддерживаются способом, известным сам по себе относительно фюзеляжа и подшипников несущих винтов
30. Несущие винты 30, 30 на рисунке 5 приводятся в движение тем же способом, что и на рисунке 4, то есть с
помощью двигателя, расположенного и установленного за пассажирской кабиной, один вал проходит к
передней части или носу фюзеляжа или фюзеляжа. В носу фюзеляжа валы 31, а также несущие винты 30
приводятся в движение каждый с помощью соответствующих конических зубчатых передач, как будет
показано на рисунке 7. Если при посадке задняя часть Как легко понять из рисунка 5, если несколько колес 60
коснутся земли, тогда потребуется включить приводные механизмы. Задняя часть фюзеляжа 58
деформируется до остановки, однако возможно передать увеличение скорости с помощью упора 61. Затем
самолет выглядит как f или уменьшение скорости от двигателя к показанному на рисунке 7 70, либо ротор по
желанию. Любой подходящий. На рисунке 8 фюзеляж, в основном из вспомогательных обтекаемых средств
32, может быть торпедообразной формы, который включает в себя два телескопически установленных
элемента, вращающихся вокруг осей с помощью тяг и рычагов. Передняя часть 62 несет ротор 64, который
приводится в движение двигателем (не показан), окруженным 75 теми же средствами 32 благодаря их
кольцевому устройству направления воздушного потока 65.
-форма или форма могут действовать для стабилизации воздуха. Внутренняя пружинная система, которая
используется в летательном аппарате. Средства 32, указанные выше, показаны на рисунке для наглядности,
поскольку винтовая пружина 66 стремится поддерживать поплавки 29. На рисунке 6 показан летательный
аппарат, в котором задняя часть фюзеляжа 63 в положении 631 80 ротор 33 приводится в движение
реактивным принципом, показанным пунктирными линиями. Перед посадкой ротор 33 имеет полую
конструкцию и снабжен на своих концах, как на 34 и 35, отверстиями, такими как, например, трос 67, через
который втягивается или выпускается воздух, проходящий через направляющий шкив 68 и лебедку 69 для
перевозки пассажиров и/или грузов, как можно дальше в переднюю часть фюзеляжа 62, так что задняя часть
фюзеляжа заканчивается с Длина изогнутого веретенообразного фюзеляжа или корпуса 37, выступающего
вверх, уменьшена до такой степени, что самолет может безопасно приземлиться. Двигатель 38 приводит в
движение муфту шасси, предусмотренную на субкомпрессоре 9g, соединение 40 через шестерню 39 и вал 41
конструкции 70.
и вентилятор или лопасти 42. Вал 41. На рисунке 9 летательный аппарат, согласно изобретению, вращается в
подшипниках 43 и 44. Вентилятор 42 имеет такую форму и конструкцию, что его крылья 71, которые жестко
соединены с полым валом 72 посредством их полого ротора 33, снабженного ступицей. На нижнем конце
полого вала 72 установлено муфтовое устройство 45, предназначенное для направления воздушного потока
от указанного вентилятора в полое лопастное колесо 33. Ротор или гребной винт - вал 74 и коническое
зубчатое колесо 75. Устройство установлено посредством вращающегося конического зубчатого колеса 75,
которое зацепляется с коническим кольцом OO 46 на соответствующем по форме зубчатом колесе 77,
приводимом в движение двигателем 76. Передняя часть или нос фюзеляжа 37. Вал Вентилятор 80 установлен
внутри полого корпуса 42, забирает воздух через канал 47 и вал 72 и вращается в подшипниках 78 и 79,
нагнетая указанный воздух в установленный внутри него полый ротор. Вал 80 несет в 33 ступицу 81, из
которой воздух выходит через ее верхний конец, снабженную 105 отверстиями 34 или 35 на задней кромке
крыльев 82. Воздушный поток может свободно вращаться благодаря воздействию на него, однако воздух
может забираться через окружающие воздушные потоки, тогда как в этом случае привод крыльевого
механизма 81 осуществляется через отверстия, расположенные на передней кромке лопастей ротора, а
воздух, соединяющий два крыльевых механизма, затем окончательно выводится через канал, не показанный
на рисунке. Крылья 82, 82 могут быть соединены в шарнирном соединении. В обоих вариантах воздух
проходит через шарнирный механизм. Таким образом, через радиатор 48, через который проходит ступица
81. Обе конструкции крыльев могут иметь равные или разные диаметры. 115 В конструкции, показанной на
рисунке 7. На рисунке 10 ротор с крыльями 83, ротор или пропеллерный блок 49 приводится в движение, а
также предусмотрен 84, которые приводят в движение реактивную турбину. Вентилятор 50 вращается в
соответствии с принципом реакции соответствующих подшипников в 51 и 52. Реактивная турбина воздушного
охлаждения. Двигатель 85 расположен таким образом, что заряжается вентилятором 50. Поток воздуха
проходит через канал 53, приводя в движение вал 87 посредством конической шестерни 86 и вентилятора 88,
который выступает вокруг двигателя с воздушным охлаждением 54. В ступицу ротора. Ротор 49 снабжен
воздухонаправляющей системой, которая охватывает ведущие и неведущие крылья.
Устройство 55. Фюзеляж самолета. Крыло 83 соединено в точке 89 с передней частью 56, которая
представляет собой ступицу и вентилятор, и снабжено шарнирным соединением M в точке 57 с задней частью
58 на необходимом реактивном сопле 90. Крыло, на котором установлен хвостовой стабилизатор 84,
герметично закрыто в точке 91 от входа воздуха. Задняя часть 58, несущая посадочное колесо, крепится к
вентилятору с помощью пружины 59. Поскольку крыло 84 фактически не предназначено для использования в
качестве ведущего крыла, оно 130 ::S:: ::
413,336 Может иметь меньший профиль, чем крыло 8: В четырехкрылой компоновке всегда будут
диаметрально противоположные крылья, предназначенные для привода, чтобы обеспечить хороший баланс,
в то время как два других крыла станут неприводными. Если ротор имеет (6 крыльев), то будет
использоваться компоновка, показанная на рисунке 10, а именно: приводное и неприводное крыло,
расположенные диаметрально противоположно. Возможно расположить все приводные крылья в одной
плоскости, а все остальные крылья — в другой. Это изменение показано пунктирными линиями на рисунке 10
чертежей. Ступица 92, которая несет крылья 93, жестко соединена с приводной компоновкой по принципу
реактивной силы.
Подробно описав и определив природу моего изобретения и способ его осуществления, я заявляю, что то, что
я...
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_413337.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=413337&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB413337A
[]
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
ПАТЕНТ SP Eg CIFICAT Il YN Дата Конвенции (США): 14 января 1933 г.
4139337 Дата подачи заявки (в Соединенном Королевстве): 10 января 1934 г., № 991/34.
Окончательная версия принята к публикации: 13 июля 1934 года.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования в производстве цинковой пыли и связанные с ним аспекты.
Мы, корпорация штата Нью-Джерси (THE R NEW JERSEY ZI Nc Com Pxy), организованная и действующая в
соответствии с законами штата Нью-Джерси, Соединенных Штатов Америки, по адресу: 160, Front Street, City,
County, State of New York, United States of America, (правопреемники Филипа МакЛексна Гиндера и Джорджа
Фредерика Халфакра, граждан Соединенных Штатов Америки, оба из Палмертона, округа Карбон, штата
Пенсильвания, Соединенных Штатов 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 производству цинковой пыли и имеет своей целью усовершенствование
процесса конденсации паров металлического цинка в цинковую пыль, а также создание
усовершенствованного аппарата для этого. В частности, изобретение включает в себя усовершенствованный
непрерывный способ получения цинковой пыли с мелким и однородным размером частиц и низким
содержанием оксида цинка, а также усовершенствованный аппарат для осуществления этого способа.
Цинковая пыль представляет собой мелкодисперсный металлический цинк. Продукция из цинковой пыли,
поступающая в продажу, обычно содержит небольшое количество оксида цинка. Ценность цинковой пыли в
некоторой степени зависит от содержания в ней металлического цинка и для определенных целей
существенно снижается из-за присутствия оксида цинка. Одной из характерных особенностей настоящего
изобретения является то, что оно позволяет производить продукт из цинковой пыли, содержащий очень малое
и практически незначительное количество оксида цинка.
До настоящего времени цинковая пыль неизбежно и попутно образовывалась в качестве побочного продукта
при производстве цинка в обычных плавильных печах, собираясь в пролонгированных трубках,
прикрепленных к обычным цинковым конденсаторам. Этот побочный продукт, цинковая пыль, обычно
известен как синий порошок и имеет низкое качество.
Коммерческая цинковая пыль обычно производится путем испарения металлического цинка в реторте или
бутылке из рафита и конденсации образовавшихся паров цинка в конденсаторе или канистре, где они быстро
охлаждаются до температуры ниже точки замерзания 55°C цинка, образуя твердую цинковую пыль, а не
расплавленный цинк. Эта операция обычно выполняется в периодическом режиме, то есть является
прерывистой. Реторта загружается металлическим цинком, и после того, как заряд в значительной степени
испарится, реторта открывается, остаток соскребается, а полученная цинковая пыль удаляется из канистры.
Затем реторта снова загружается, и цикл операций повторяется. Этот периодический процесс имеет
следующие специфические недостатки:
1
Чрезмерное разрушение ретортов вследствие термического удара, возникающего во время их
периодического нагрева и охлаждения.
2
Потеря цинка в остатках, образующихся в автоклаве, которые необходимо соскребать после каждой
операции.
3
Чрезмерное окисление цинковой пыли, 7 i, обусловлено следующими обстоятельствами:
(а) В течение этого времени контейнер периодически заполняется атмосферным кислородом.
операция по его опорожнению.
(b) Атмосферный воздух имеет тенденцию проникать в контейнер на последних стадиях дистилляции, когда
подача паров цинка уменьшается по мере того, как заряд металлического цинка в реторте приближается к
истощению.
(c) Относительно небольшое количество 85-процентного цинка, извлеченного из канистры в горячем
состоянии, легко окисляется в процессе обращения.
4
Перегонка цинка неэффективна, поскольку объем расплавленного металла постепенно уменьшается в
процессе работы, и на последнем этапе перегонки в реторте остается лишь небольшое количество цинка.
Вследствие этих факторов эксплуатационные расходы пакетного метода производства цинковой пыли, как это
обычно применялось ранее, высоки. Настоящее изобретение направлено на преодоление вышеупомянутых
трудностей. С этой целью изобретение предусматривает способ производства цинковой пыли с низким
содержанием оксида цинка и мелким размером частиц, характеризующийся тем, что поток паров цинка
конденсируется в цинковую пыль в неподвижной, герметичной камере, содержащей газоинертный раствор.
Цена, n mbfflst, пары цинка, газ поддерживается при практически равномерном и постоянном давлении. В
нашем нынешнем предпочтительном варианте изобретения практически герметичная конденсационная
камера сообщается с резервуаром, содержащим газ, инертный к парам цинка, такой как азот или водород, и
объем резервуара автоматически изменяется в ответ на любые изменения газовых условий в камере,
которые приводят к изменению давления газа в ней. Согласно нашей нынешней предпочтительной практике,
практически постоянное давление газа, поддерживаемое внутри конденсационной камеры, немного
превышает атмосферное давление.
Таким образом, предотвращается попадание воздуха в конденсационную камеру и, как следствие,
нежелательное окисление цинка. Новые особенности изобретения лучше всего понять из следующего
описания в сочетании с прилагаемым чертежом, на котором фиг. 1 представляет собой боковой вид аппарата,
воплощающего изобретение, а фиг. 2 — вид сверху аппарата.
На чертеже схематически изображена печь 5 обычной конструкции, имеющая одну или несколько ретортов 6
для дистилляции цинка. Загрузочный колодец 7 сообщается через трубопровод 8 с внутренней частью
реторты. Реторта 6 соединена с камерой конденсации цинковой пыли или контейнером 9 трубопроводом 10,
предпочтительно расположенным таким образом, чтобы иметь уклон вверх от реторты к контейнеру, как
показано на рисунке 1.
Контейнер 9 предпочтительно изготовлен из листового железа со сварными соединениями, за исключением
случаев, описанных ниже, и соответствующим образом установлен на каменных опорах.
Изображенный на чертежах контейнер имеет прямоугольное сечение во всех трехмерных плоскостях, но
может иметь любую подходящую конфигурацию. Верхняя часть контейнера снабжена съемной крышкой 11,
установленной в уплотнении из мелкого песка 12. Эта герметичная крышка служит предохранительным
клапаном на случай взрыва, который может произойти внутри контейнера.
Конец контейнера, прилегающий к трубе 10, сообщается в нижней части с ямой для сбора цинкового лома 13.
Соединение между контейнером и ямой 13 может быть закрыто плотно закрывающейся раздвижной дверцей
14.
Доступ в яму 13 осуществляется через дверь 15. В нижней части канистры, за ямой 13, расположен ряд
свисающих бункеров 16, закрытых снизу герметичными задвижками 16. Газопровод 17, снабженный
заглушками 18 для прочистки, соединяет конец канистры.
удаленный от трубопровода 10, с резервуаром 19. Газовый резервуар состоит из цилиндрического нижнего
корпуса 20, внутри которого вертикально скользит цилиндрический раструб или верхний корпус 21; кольцевое
пространство между двумя корпусами 20 и 21 снабжено водяным затвором 22. Раструб 21 уравновешивается
противовесом 70 23. Противовес заключен в корпус 24 и соединен с раструбом тросом 25, проходящим через
шкивы 26.
Цинковый паропровод 10 проходит внутрь контейнера через съемную пластину 27 75, установленную на
торце контейнера.
Для размещения трубопроводов разных размеров предусмотрены пластины с различными отверстиями, что
позволяет изменять размер отверстия для подачи паров цинка в баллон. Отверстие 28 предусмотрено на
одной стороне баллона приблизительно на выходном конце трубопровода для обеспечения доступа к
трубопроводу с целью его очистки и поддержания в открытом состоянии. Во время нормальной работы
отверстие 28 закрывается болтами. Для увеличения длины баллона, при необходимости, торцевая стенка,
удаленная от трубопровода 10, крепится к боковым стенкам, к стенкам 90 и нижней стенкам с помощью
фланцевых концов 29, скрепленных болтами или иным соответствующим образом. Остальные соединения
листового металла в конструкции баллона сварены таким образом, что баллон в целом практически
герметичен.
При применении изобретения в аппарате, изображенном на чертежах, соответствующий объем
расплавленного цинка постоянно поддерживается в реторте 6100 путем периодической подачи
расплавленного металла в реторту через загрузочное отверстие 7.
Расплавленный цинк постепенно испаряется под действием тепла, подаваемого из печи, и образующиеся
пары цинка проходят по направленному вверх трубопроводу в контейнер. Любые относительно крупные
частицы или капли цинка, которые могут образоваться в результате конденсации пара в трубопроводе,
стекают обратно по трубопроводу в реторту вследствие уклона трубопровода. Таким образом,
предотвращается попадание относительно крупных капель расплавленного цинка в контейнер. Любые
крупные частицы цинка, образующиеся сразу после попадания паров цинка в контейнер, оседают на задвижке
14. Время от времени задвижка 14 открывается, чтобы позволить накапливающимся крупным частицам
падать в яму для сбора лома 13, и этот лом цинка удаляется из ямы через задвижку 15 по мере
необходимости. Более мелкая товарная цинковая пыль оседает в бункерах 16, более мелкий продукт
остается 125. Собранный в бункерах, расположенных дальше от трубопровода для пара цинка 10, продукт
цинкования периодически извлекается из бункеров путем манипулирования скользящими клапанами 16,
которые при желании могут быть выполнены в виде двойных скользящих клапанов, расположенных один над
другим.
Предпочтительно, перед началом процесса производства цинковой пыли баллон 9 и газовый резервуар 19
заполняются соответствующим газом, инертным к парам цинка. Например, баллон и резервуар могут быть
заполнены азотом. При желании, процесс можно начать с баллона 9 и резервуара, заполненных
атмосферным воздухом, в этом случае воздух вскоре лишится кислорода в результате окисления паров цинка
Соседние файлы в папке патенты