Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_11254
.pdf
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_413069.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=413069&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB413069A
[]
Ul Otc T ''-_\t/>-DEN
ПАТЕНТ SPFL № 3
СПЕЦИФИКАЦИЯ ПАТЕНТА
Дата подачи заявки: 13 марта 1933 г. № 7623/33 4 I $ Завершено: 22 февраля 1934 г.
-кг Дж. Полная версия принята к публикации: 12 июля 1934 г.
ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования в конструкции и использовании летательных аппаратов со свободно вращающимися
крыльями.
Я, Хуан де ла Сьерва, проживающий по адресу Буш Хаус, Олдвич, Лондон, W C 2, гражданин Испании,
настоящим заявляю, что сущность данного изобретения заключается в следующем: Настоящее изобретение
относится к летательному аппарату, имеющему силовую установку, включающую двигатель и воздушный винт
для поступательного движения, и основным средством опоры которого в полете является один или несколько
авторотирующих роторов, каждый из которых содержит множество лопастей, установленных для свободного
вращения вокруг практически вертикальной оси и приспособленных для привода в полете действием летного
ветра, хотя для целей запуска ротора перед полетом и для облегчения его вращения в полете в
определенных особых обстоятельствах при желании может быть установлено приводное соединение между
двигателем и ротором.
В самолетах указанного типа, как правило, необходимо предусмотреть средства для подавления или
компенсации несбалансированных моментов крена, которые могут возникать под действием воздушного
потока и масла, воздействующего на роторы, из-за разницы между истинными скоростями движения
набегающих и отступающих лопастей. Такие средства могут включать, например, использование парных
роторов, вращающихся в противоположных направлениях, или, в более распространенном случае, когда
используется один ротор, сам ротор включает в себя средства для существенного выравнивания подъемных
моментов набегающих и отступающих лопастей; например, лопасти могут быть шарнирно прикреплены к
ступице двигателя для независимых колебательных движений в практически вертикальных плоскостях. В
качестве альтернативы или в дополнение к шарнирному креплению лопастей могут быть предусмотрены
средства для автоматического создания периодического изменения углов наклона лопастей.
Настоящее изобретение относится к летательным аппаратам с вращающимся крылом, в которых основные
моменты крена подавляются или компенсируются любым способом, как описано выше, и, в частности, к тем
летательным аппаратам, в которых боковое управление, то есть управление креном, а в некоторых случаях и
управление рысканием, осуществляется путем воздействия на сам ротор. Это может быть достигнуто путем
бокового наклона или (Price 11-l параллельного смещения несущей оси ротора, или, альтернативно, путем
воздействия на заданное периодическое изменение углов тангажа лопастей ротора путем управления
амплитудой и/или фазой указанных периодических изменений тангажа.
Основной целью настоящего изобретения является создание в летательном аппарате указанного типа
усовершенствованных средств для нейтрализации реактивного момента двигателя и рулевого колеса.
Проблема корректировки реактивного момента airscfew 65 не представляет серьезных трудностей для
обычных самолетов с неподвижным крылом.
Из-за большого размаха неподвижных крыльев движение самолета сильно гасится по крену, а также
дополнительно 70.
Боковая устойчивость, как правило, такова, что возникают значительные восстанавливающие силы при крене.
По этой причине моменты крена, создаваемые элеронами, имеют довольно большой порядок по сравнению с
7; Реакция крутящего момента настолько сильна, что специальные средства для ее коррекции, как правило,
не требуются. Это также справедливо, но в несколько менее выраженной степени, для летательных
аппаратов с вращающимися крыльями, имеющих вспомогательные неподвижные крылья с элеронами для
бокового управления. С другой стороны, в летательных аппаратах с вращающимися крыльями, в которых
боковое управление осуществляется путем воздействия на сам ротор, демпфирование крена имеет очень
малый порядок величины, особенно когда ротор имеет шарнирные лопасти, как указано выше. В то же время,
хотя такой летательный аппарат может быть сделан боковым устойчивым, например, с помощью устройств,
описанных в находящейся на рассмотрении патентной заявке, поданной 16 декабря 1931 г., № 34867
(серийный номер 393976), степень устойчивости, как правило, такова, что восстанавливающие силы имеют
малый порядок величины. Поэтому проблема коррекции реакции крутящего момента приобретает большое
значение, поскольку для компенсации реакции крутящего момента во всех условиях полета также требуется
большая амплитуда бокового управляющего движения ротора. От полного выключения двигателя до полного
газа требуется больше, чем необходимо для обеспечения бокового управления. Кроме того, если реактивный
момент компенсируется смещением j 05 ротора или эквивалентной модификацией 1 9 413, O G 9
периодических изменений шага лопастей, необходима постоянная регулировка во время полета, поскольку,
хотя при постоянном положении дроссельной заслонки реактивный момент практически не изменяется,
противодействующая ему пара сил является результатом аэродинамических сил, действующих на
летательный аппарат (за которые в основном отвечает ротор), и сил, создаваемых локальным (кажущимся)
полем гравитации на массу летательного аппарата (включая ротор); аэродинамические силы подвержены
колебаниям из-за порывов ветра и изменений положения летательного аппарата, в то время как кажущееся
поле гравитации, являющееся
Земное поле S, измененное под воздействием ускорений, которым подвергается летательный аппарат, также
является переменным. Таким образом, сила, противодействующая реактивному моменту воздушного винта,
зависит от мгновенных значений аэродинамических сил и ускорений.
Настоящее изобретение в общих чертах заключается в использовании эффекта воздушного потока от винта и
его вращательной составляющей или «завихрения» на соответствующих неподвижных поверхностях,
расположенных внутри указанного потока, для создания пары сил, противодействующей реактивному
моменту винта.
Компенсирующая сила, создаваемая таким образом, в значительной степени саморегулирующаяся, поскольку
она существенно изменяется в соответствии с реактивным моментом. Скорость воздушного потока, а
следовательно, и компенсирующая сила, в значительной степени не зависит от скорости полета. По мере
увеличения скорости полета скорость воздушного потока действительно немного увеличивается, но этот
эффект более или менее автоматически компенсируется одновременным уменьшением угла «завихрения»
или скручивания воздушного потока. Изменения реактивного момента, вызванные изменением положения
дроссельной заслонки двигателя, автоматически компенсируются соответствующим изменением скорости
воздушного потока.
Настоящее изобретение может быть реализовано на практике путем размещения пары неподвижных ребер
или поверхностей, симметрично расположенных относительно оси воздушного потока и установленных под
разными углами падения друг на друга, причем разница в углах падения соответствующих поверхностей
располагается относительно направления вращения воздушного потока таким образом, чтобы создать пару
сил, противодействующих реактивному моменту.
Обычно достаточно модернизировать поверхности с фиксированным дифференциальным углом атаки, но для
достижения большей точности коррекции реактивного момента во всех условиях полета дифференциальный
угол атаки может быть регулируемым под управлением пилота либо путем подвижного крепления одной или
обеих установленных поверхностей целиком, либо путем установки подвижных задних закрылков.
Киль или поверхности для соединения реактивного момента могут быть расположены вертикально,
горизонтально или любым другим подходящим способом, и для упрощения конструкции летательного
аппарата и достижения максимально возможной экономии веса и паразитного сопротивления неподвижные
кили или поверхности для коррекции реактивного момента могут быть объединены или сделаны идентичными
килям или поверхностям, предназначенным для других целей. Например, они могут представлять собой пару
небольших горизонтальных неподвижных крыльев вблизи передней части летательного аппарата, которые
включены в конструктивные элементы летательного аппарата либо как часть колесного шасси, либо для
поддержки боковых поплавков или подобных устройств. В качестве альтернативы они могут представлять
собой полуторные или менее вертикальные поверхности, образующие расширения вокруг элементов шасси
под фюзеляжем и вокруг элемента или элементов, составляющих несущую конструкцию ротора над
фюзеляжем. Кроме того, вертикальные хвостовые кили, расположенные над и под фюзеляжем, могут иметь
дифференциальную установку угла атаки для целей настоящего изобретения.
Однако, согласно настоящему изобретению, неподвижные поверхности для коррекции реактивного момента
объединены с горизонтальными поверхностями, образующими стабилизирующее хвостовое оперение.
Дифференциальная настройка угла атаки может быть достигнута любым удобным способом. Требуется лишь,
чтобы неподъемные элементы профилей двух элементов, составляющих пару поверхностей, как это
предусмотрено для целей настоящего изобретения, были расположены под углами атаки, различающимися
на величину, достаточную для обеспечения требуемой коррекции реактивного момента. Если две
поверхности любой пары имеют одинаковый профиль, они могут быть установлены под разными углами
атаки.
В качестве альтернативы тот же результат может быть достигнут с помощью «промывки внутрь» и «промывки
наружу». Истинные углы атаки соответствующих элементов пары могут быть сделаны разными без
относительного смещения конструктивных элементов (таких как лонжероны и т. д.), на которых построены
поверхности, путем использования для одного из элементов пары профиля крыла, отличающегося от
профиля другого элемента, или (если профиль крыла синхронизирован) того же профиля крыла, но в
обратном порядке.
Для целей настоящего изобретения при желании может быть использовано более одной пары поверхностей,
корректирующих реактивный момент. 125 Еще одной целью настоящего изобретения является компенсация
или устранение эффектов рыскания, вызванных скольжением. Это особенно актуально для самолетов типа
3-418,069, упомянутого выше, в которых отсутствует обычный управляемый руль направления для
управления курсом, поскольку управление рысканием достигается путем управления боковым скольжением
несущего винта за счет эффекта бокового скольжения на вертикальном хвостовом оперении или оперениях
для начала поворота, когда самолет находится в крене. Такой метод управления курсом описан в
находящейся на рассмотрении патентной заявке, поданной 16 декабря 1931 г., № 3 T 867 (серийный номер).
393, 9 т) и требует использования более или менее вертикальной поверхности киля в хвостовой части
самолета.
Если вертикальная поверхность киля расположена несимметрично относительно воздушного потока, то есть
ее аэродинамический центр давления находится либо выше, либо ниже оси воздушного потока (в более
общем случае — выше), то «завихрение» воздушного потока оказывает на такой киль неуравновешенную
боковую силу, которая стремится вызвать рыскание самолета. Если этот эффект корректируется угловым
смещением киля, то при уменьшении тяги двигателя возникает боковая сила, стремящаяся вызвать рыскание
самолета в противоположном направлении. В обычных самолетах, имеющих руль направления или рули для
управления курсом, этот эффект имеет незначительное значение, поскольку тенденция к рысканию в любом
направлении легко корректируется с помощью рулей, но он становится серьезным в самолетах, в которых
руль направления отсутствует, как описано выше.
В соответствии с одной из особенностей настоящего изобретения, вертикальные поверхности стабилизатора,
расположенные или установленные в хвостовой части самолета в целях обеспечения курсовой устойчивости,
расположены симметрично относительно оси воздушного потока. Следует отметить, что истинная ось
воздушного потока, как правило, отклоняется в задней части самолета несколько ниже линии оси воздушного
винта под действием нисходящего потока от ротора, и это необходимо учитывать при расположении
вертикальных поверхностей стабилизатора.
При реализации этой особенности изобретения вертикальные поверхности стабилизатора могут
располагаться на вертикальной центральной линии летательного аппарата симметрично выше и ниже
истинной средней оси воздушного потока.
В качестве альтернативы, пара вертикальных стабилизаторов может быть расположена сбоку, например, на
концах горизонтального хвостового оперения или вблизи них, при этом указанные вертикальные
стабилизаторы располагаются внутри воздушного потока, но как можно ближе к его краю. В этом положении
«завихрение» воздушного потока является касательным к вертикальным стабилизаторам, и даже при полной
мощности двигателя не наблюдается заметного эффекта рыскания.
Это уже было указано в параллельно рассматриваемой патентной заявке, поданной 1 декабря 1931 г., №
34807 (серийный номер).
39;J,976) что в летательных аппаратах, в которых «горизонтальное и боковое управление осуществляется
путем воздействия на ротор, крайне важно, чтобы весь летательный аппарат обладал положительной
устойчивостью по тангажу и рысканию и, по меньшей мере, нейтральной устойчивостью по крену независимо
от другого ротора». Кроме того, предпочтительно, особенно если рулевое колесо не используется, чтобы та
часть летательного аппарата, которая находится в пределах воздушного потока, обладала положительной
устойчивостью по рысканию, поскольку если курсовая устойчивость достигается с помощью более или менее
вертикальных поверхностей киля, расположенных вне воздушного потока, степень устойчивости значительно
изменяется в зависимости от открытия дроссельной заслонки двигателя и, в частности, от скорости полета.
В качестве дополнительного средства одновременного повышения боковой, продольной и путевой
устойчивости, а также экономии веса и паразитного сопротивления, горизонтальное оперение может быть
снабжено наклонными загнутыми вверх законцовками, которые способствуют не только боковой устойчивости,
но и продольной и путевой устойчивости, поскольку они расположены в хвостовой части самолета. Эти
загнутые вверх законцовки могут располагаться как внутри, так и вне воздушного потока. Уже было
объяснено, что в самолетах, описанных Линдом, боковая устойчивость создается за счет воздействия на сам
ротор; моменты крена, необходимые для целей бокового управления, имеют сравнительно небольшой
порядок из-за малости стабилизирующих восстанавливающих моментов и незначительного демпфирования
крена, и по этой причине требуется лишь малая амплитуда бокового управляющего движения ротора, при
условии, что реактивный момент воздушного винта компенсируется неподвижными поверхностями в
воздушном потоке, как описано выше.
Можно утверждать, что в результате 110 экспериментов было установлено, что желательно ограничить
амплитуду наклона ротора, доступную для бокового управления, менее чем шестью градусами в любую
сторону от нейтрального положения или эквивалентной величиной H 15 параллельного смещения, если
используется последний метод, или, если боковое управление осуществляется путем изменения амплитуды
периодических изменений шага, желательно наложить на доступный диапазон такой амплитуды 120
изменений ограничение, эквивалентное по эффекту увеличению на шесть или шесть градусов, указанных
выше, относительно наклона оси ротора.
Дата: 13 марта 1933 года.
TONGUE & BIRKBECK, агенты заявителя.
413,069 ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования, касающиеся системы Airerait со свободно вращающимися крыльями.
Я, младший УАС ДЕ ЛА СЬЕР 1 ВА, проживающий по адресу Буш Хаус, Олдвич, Лондон W 2, гражданин
Испании, настоящим заявляю о характере данного изобретения и о том, каким образом оно должно быть
выполнено, что будет подробно описано и установлено в следующем заявлении.
Настоящее изобретение относится к летательным аппаратам типа, имеющим силовую установку -10,
включающую двигатель и воздушный винт для поступательного движения, и основным средством опоры
которых в полете является один или несколько авторотирующих роторов, каждый из которых содержит
множество лопастей, установленных для свободного вращения вокруг практически вертикальной оси и
приспособленных для привода в полете под действием попутного ветра, хотя для целей запуска ротора перед
полетом и для облегчения его вращения 420 в полете в определенных особых обстоятельствах при желании
может быть установлено приводное соединение между двигателем и ротором.
В самолетах указанного типа, как правило, необходимо предусмотреть средства для подавления или
компенсации несбалансированных моментов крена, которые могут возникать под действием попутного ветра
на несущем винте из-за разницы между истинными скоростями движения набегающих и отступающих
лопастей. Такие средства могут включать, например, использование парных несущих винтов, вращающихся в
противоположных направлениях, или, в более распространенном случае, когда используется одиночный
несущий винт, сам винт включает в себя средства для существенного выравнивания подъемных моментов
набегающих и отступающих лопастей; например, лопасти могут быть шарнирно соединены со ступицей
несущего винта для независимых колебательных движений в практически вертикальных плоскостях. В
качестве альтернативы или в дополнение к шарнирному соединению лопастей могут быть предусмотрены
средства для автоматического создания периодического изменения углов шага лопастей.
Настоящее изобретение относится к летательным аппаратам с вращающимся крылом, в которых основные
креновые движения подавляются или компенсируются любым способом, описанным выше, и, в частности, к
тем летательным аппаратам, в которых боковое управление, то есть управление креном, а в некоторых
случаях и управление рысканием, также осуществляется путем воздействия на сам ротор. Это может быть
достигнуто путем бокового наклона или параллельного смещения относительно оси вращения ротора или
путем воздействия на заданное периодическое изменение углов тангажа лопастей ротора, путем управления
амплитудой и/или фазой указанных периодических изменений тангажа.
Основная цель настоящего изобретения заключается в создании в воздушном резервуаре указанного типа
усовершенствованных средств для нейтрализации реактивного момента двигателя и воздушного винта.
Проблема корректировки реактивного момента в воздушном пространстве не представляет серьезных
трудностей для обычных самолетов с неподвижным крылом.
Из-за большого размаха неподвижных крыльев движение самолета по крену сильно гасится, и, кроме того,
боковая устойчивость, как правило, такова, что возникают большие восстанавливающие силы по крену.
По этой причине вращательные движения, осуществляемые элеронами, имеют довольно большой порядок по
сравнению с реакцией крутящего момента, так что, как правило, специальные средства для коррекции
последней не требуются. Это также относится, но в несколько меньшей степени, к винтокрылым летательным
аппаратам со вспомогательными неподвижными крыльями, несущими элероны для бокового управления. С
другой стороны, в винтокрылых летательных аппаратах, в которых боковое управление осуществляется путем
воздействия на сам ротор, демпфирование крена имеет очень малый порядок, особенно когда ротор имеет
фиксированные лопасти, как указано выше. В то же время, хотя такой летательный аппарат может быть
сделан бокоуправляемым, например, с помощью устройств, описанных в британской патентной спецификации
№ 393976, степень устойчивости, как правило, такова, что восстанавливающие силы имеют малый порядок.
Поэтому проблема коррекции реакции крутящего момента приобретает большое значение, поскольку для
компенсации реакции крутящего момента во всех условиях полета, от выключенного двигателя до Полная
тяга дроссельной заслонки недостаточна для обеспечения бокового управления. Кроме того, если реактивный
момент компенсируется смещением ротора или эквивалентной модификацией периодических изменений
шага, необходима постоянная регулировка дроссельной заслонки во время полета, поскольку, в то время как
при постоянной настройке дроссельной заслонки реактивный момент практически не изменяется,
противодействующая ему пара сил является результатом аэродинамических сил (за которые ротор несет
основную ответственность), сил инерции и гравитации, причем аэродинамические силы подобны колебаниям,
вызванным порывами ветра и изменениями положения летательного аппарата, в то время как силы инерции
изменяются в зависимости от ускорений, которым подвергается летательный аппарат.
Таким образом, сила, противодействующая реакции воздушного винта, зависит от мгновенных значений
аэродинамических сил и ускорений.
Согласно настоящему изобретению, в летательном аппарате с вращающимися крыльями указанного типа, в
котором боковое управление, т.е. управление креном, осуществляется путем воздействия на ротор либо
путем его наклона, либо путем управления углами тангажа лопастей ротора для создания бокового наклона
траектории, описываемой концами лопастей ротора, предусмотрена одна или несколько неподвижных
аэродинамических поверхностей, расположенных в потоке воздушного винта и расположенных под таким
углом к указанному потоку или потокам, что эффективный угол падения на поток всей или части такой
поверхности с одной стороны (или выше) продольной оси симметрии летательного аппарата отличается от
угла падения с другой стороны (или ниже) указанной оси симметрии, так что создается аэродинамический
момент, нейтрализующий реактивный момент воздушного винта.
Компенсирующая пара сил, создаваемая таким образом, в значительной степени саморегулируется,
поскольку она изменяется в основном в соответствии с реактивным моментом. Скорость воздушного потока, а
следовательно, и компенсирующая пара сил, в значительной степени не зависит от скорости полета. По мере
увеличения скорости полета скорость воздушного потока действительно немного возрастает, но этот эффект
более или менее автоматически компенсируется одновременным уменьшением угла завихрения или
скручивания воздушного потока.
Изменение реактивного момента, вызванное изменением положения дроссельной заслонки двигателя,
автоматически компенсируется соответствующим изменением скорости воздушного потока.
Настоящее изобретение может быть реализовано на практике в одномоторном или двухмоторном
летательном аппарате путем установки пары неподвижных стабилизаторов или поверхностей,
расположенных симметрично относительно оси воздушного потока и имеющих разный угол атаки друг
относительно друга, причем разница в углах атаки соответствующих поверхностей расположена относительно
направления вращения воздушного потока таким образом, чтобы создать пару сил, противодействующих
реактивному моменту.
В некоторых случаях будет достаточно использовать поверхности с фиксированным дифференциальным
углом атаки, но для достижения большей точности коррекции реактивного момента дифференциальный угол
атаки может быть регулируемым либо путем регулируемой установки одной или обеих поверхностей целиком,
либо путем установки регулируемых задних закрылков. В качестве дополнительного средства может быть
предусмотрено управление пилота для осуществления регулировки в полете 70 в соответствии с
изменяющимися условиями полета.
Поверхности или элементы, корректирующие реактивный момент, могут быть расположены вертикально,
горизонтально или любым другим подходящим способом, и для упрощения конструкции самолета и
достижения максимально возможной экономии веса и паразитного сопротивления неподвижные поверхности
или элементы, корректирующие реактивный момент, могут быть объединены или сделаны идентичными с
кильами или поверхностями, предназначенными для других целей. Например, они могут представлять собой
пару небольших горизонтальных неподвижных крыльев вблизи передней части самолета, которые включены
в конструктивные решения самолета либо как часть колесного шасси, либо для поддержки боковых поплавков
или тому подобного. В качестве альтернативы они могут представлять собой более или менее вертикальные
поверхности, образующие обтекатели вокруг элементов шасси под фюзеляжем и вокруг элемента или
элементов, составляющих несущую конструкцию ротора над фюзеляжем.
Опять же, вертикальные хвостовые стабилизаторы, расположенные выше и ниже корпуса, могут иметь
различное положение при угле атаки в соответствии с настоящим изобретением.
Однако предпочтительно, чтобы неподвижные поверхности для коррекции реактивного момента в
соответствии с настоящим изобретением были объединены с горизонтальными поверхностями, образующими
стабилизированное 100-градусное летательное оперение. Дифференцированная настройка угла атаки может
быть достигнута любым удобным способом. Требуется лишь, чтобы линии «отсутствия подъемной силы»
профилей двух элементов, составляющих пару поверхностей, как предусмотрено для целей настоящего
изобретения, были расположены под углами атаки, различающимися на величину, достаточную для
обеспечения требуемой коррекции реактивного момента. Если две поверхности любой пары имеют
одинаковый профиль, они могут быть установлены под разными углами атаки. В качестве альтернативы тот
же результат может быть достигнут с помощью «сглаживания внутрь» и «сглаживания наружу». Кроме того,
истинные углы атаки соответствующих элементов пары могут быть сделаны различными без относительного
смещения конструктивных элементов (таких как лонжероны и т. д.), на которых построены поверхности, путем
использования для одного из элементов пары профиля, отличающегося от профиля другого элемента, или
(если профиль несимметричный) того же самого. Профиль крыла перевернут. Для целей настоящего
изобретения при необходимости может быть использовано более одной пары поверхностей, корректирующих
реактивный момент.
a 413,069 Еще одна цель настоящего изобретения заключается в устранении или компенсации эффектов
рыскания, создаваемых воздушным потоком. Это имеет особое значение в случае самолетов указанного типа,
в которых отсутствует обычный управляемый руль направления для управления курсом, поскольку
управление рысканием достигается путем управления боковым скольжением несущего винта за счет эффекта
бокового скольжения на вертикальном хвостовом оперении или оперениях для начала поворота, когда
самолет находится в крене. Такой метод управления курсом описан в британском патенте № 393,976 и
требует использования более или менее вертикальной поверхности киля в хвостовой части самолета.
Если вертикальная поверхность киля расположена несимметрично относительно воздушного потока, то есть
ее аэродинамический центр давления находится либо выше, либо ниже оси воздушного потока (в более
общем случае — выше), то «вихрь» воздушного потока оказывает на такой киль неуравновешенную боковую
силу, которая стремится вызвать рыскание самолета. Если этот эффект корректируется угловым смещением
киля, то при уменьшении тяги двигателя возникает боковая сила, стремящаяся вызвать рыскание самолета в
противоположном направлении. В обычных самолетах, имеющих руль направления или рули для управления
курсом, этот эффект имеет незначительное значение, поскольку тенденция к рысканию в любом направлении
легко корректируется с помощью руля направления, но он становится серьезным в самолетах, в которых руль
направления отсутствует, как описано выше.
В соответствии с одной из особенностей настоящего изобретения, вертикальные поверхности стабилизатора,
расположенные или установленные в хвостовой части самолета для обеспечения курсовой устойчивости,
расположены таким образом, чтобы быть аэродинамически симметричными относительно воздушного потока.
Здесь следует отметить, что истинная ось воздушного потока, как правило, отклоняется в задней части
самолета несколько ниже линии оси воздушного винта под действием нисходящего потока от ротора, и это
необходимо учитывать при расположении вертикальных стабилизаторов. При реализации этой особенности
изобретения вертикальные стабилизаторы могут быть расположены на вертикальной центральной линии
самолета и аэродинамически симметричны относительно истинной средней оси воздушного потока. В
качестве альтернативы пара вертикальных стабилизаторов может быть расположена сбоку, например, на
концах горизонтального хвостового оперения или вблизи них, причем указанные вертикальные стабилизаторы
расположены внутри воздушного потока, но как можно ближе к его краю.
В этом положении вихревой поток от лопастей тангенциален по отношению к вертикальным стабилизаторам,
и даже при полном газе заметного эффекта «явинии» не наблюдается.
В британской патентной заявке № 393,97 i 6 уже указывалось, что в летательных аппаратах, в которых
горизонтальное и боковое управление осуществляется с помощью несущего винта, необходимо, чтобы весь
летательный аппарат обладал положительной устойчивостью по тангажу и рысканию и, по меньшей мере,
нейтральной устойчивостью по крену независимо от несущего винта. Кроме того, предпочтительно, особенно
когда отсутствует управляемый руль направления, чтобы та часть летательного аппарата, которая находится
в воздушном потоке, обладала положительной устойчивостью по рысканию, поскольку курсовая устойчивость
достигается с помощью более или менее вертикальных поверхностей киля, расположенных вне воздушного
потока, и степень устойчивости значительно изменяется в зависимости от открытия дроссельной заслонки
двигателя и, в частности, от скорости полета.
В качестве дополнительного средства для повышения боковой, продольной и путевой устойчивости, а также
для экономии веса и паразитных нагрузок, горизонтальное оперение может быть снабжено наклонными
загнутыми вверх законцовками, которые способствуют не только боковой устойчивости, но и продольной и
путевой устойчивости, поскольку расположены в хвостовой части самолета. Эти загнутые вверх законцовки
могут располагаться как внутри, так и снаружи потока воздуха. Уже было объяснено, что в 10 типах описанных
летательных аппаратов, где боковое управление осуществляется за счет воздействия на сам ротор, моменты
крена, необходимые для бокового управления, имеют сравнительно небольшой порядок величины из-за
малости стабилизирующих и восстанавливающих моментов и незначительного демпфирования в руле, и по
этой причине амплитуда бокового управляющего движения невелика.
Требуется регулировка ротора при условии, что реактивный момент воздушного винта 110 компенсируется
рифлеными поверхностями в воздушном потоке, как описано выше. Можно утверждать, что в результате...
В ходе экспериментов было установлено, что желательно ограничить амплитуду колебаний ротора,
возможную для бокового управления, до менее чем шести градусов по обе стороны от нейтрального
положения или эквивалентной величины параллельного смещения, если используется последний метод, или,
если боковое управление осуществляется путем изменения амплитуды периодических изменений шага
лопастей, желательно наложить на доступный диапазон таких изменений амплитуды ограничение,
эквивалентное по эффекту ограничению плюс-минус шесть градусов, указанному выше, относительно
наклона оси ротора.
Сущность изобретения будет более полно понятна из следующих 3 r413,069in, описания или его воплощения,
левых половин 7, 5. Мы, центральный неподвижный киль 53 со ссылкой на прилагаемый рисунок в виде
вертикального хвостового оперения, на концах которого: конец корпуса с удлинением. На рисунках 1 и 2
показан самолет, расположенный вдоль верхней части корпуса, вместе с данным изобретением в боковом
ракурсе и с независимым нижним килем 54 под 70-градусным планом соответственно под корпусом.
Рис. 3 — вид сзади, показывающий отсутствие управляемого руля направления, как на обычном самолете, и
он может функционировать в полете, поскольку он действует только для управления самолетом на земле с
помощью хвостового оперения и соединения с управляемым хвостовым оперением. Рис. 4 — вид сзади в три
четверти, показывающий снятие хвостового оперения с аэродинамического соединения с колесными
тормозами самолета 6 (не показано). На рис. 5 схематически показаны два половинных профиля хвостового
оперения, собранных на лонжеронах 58. Обращаясь к рис. 5, две половины хвостового оперения собраны на
лонжеронах 58. как показано на рисунке 58a, которые непрерывно проходят по центральной части проекции,
заполненной самолетом. Обращаясь к чертежам: «корпус и хвостовое оперение собраны в 85». Самолет
состоит из корпуса 31, места для размещения двигателя 32 и тянущего винта. На земле он поддерживается
хвостовым оперением, которое может качаться вокруг основных колес 34, установленных на оси переднего
лонжерона 58, заднего лонжерона, конструкции шасси 35 и b -"a 558 a'beinc', способного подниматься или 90
управляться хвостовым колесом 64. Самолет поддерживается в полете тросами и кабелями 61. которые
соединены с авторотирующим ротором, состоящим из лопастей 38, рычага триммирования 62 в кабине
пилота, шарнирно соединенного со ступичным элементом 37 посредством храпового механизма 63,
снабженного горизонтальными шарнирами 39, звеньями 40 и вертикальными шарнирами 41, при этом ротор
установлен на вершине пирамидальной конструкции, как описано выше. В соответствии с настоящим
изобретением, две половины хвостового оперения имеют разные эффективные углы атаки и в оси,
показанной на рисунке 10. Ступичный элемент 37 вращается вокруг одного и того же профиля крыла для
наклона как вперед, так и назад, и установлен на пирамидальной плоскости, при этом правая половина 57
имеет профиль крыла, шарнирно соединенный для наклона как вперед, так и назад. установлен в обычном
положении 42 и продольном шарнире 43 (см. положение), то есть с изогнутой поверхностью (рис. 3),
обращенной вверх, в то время как левая половина j 05 Управление наклоном ротора достигается 57
хвостового оперения, хотя и имеет центры лонжеронов, которые действуют одинаково, его аэродинамическое
сечение находится непосредственно на оси элемента 78, и соединены с помощью направляющих тяг 47, 51,
обращенных вниз. Эффект скольжения механизма управления и потока воздуха от воздушного потока 33 на
две 110 кабину 69, состоящую из рулевой колонки 44, половин 57 57 хвостового оперения, как описано выше,
заключается в том, чтобы ввести Пара 46 и 50 = для «наклона самолета в противоположном направлении».
Приводное соединение между «направлением по часовой стрелке, если смотреть со стороны двигателя 3 2» и
ступицей ротора 37 находится сзади. Эта пара противодействует воздушному винту 115, который вращается
по часовой стрелке или с помощью валов и зубчатой передачи, указанных на линии 103 с правой стороны, при
этом вал воздушного винта 33, направленный вверх, как предполагается, имеет левую ориентацию.
103 и приводные элементы, как правило, указывают на то, что хвостовое оперение 57, 57a дополнительно
выполнено в точке 5, включая шестерню (не показана), снабженную загнутыми вверх концами 56, которые
создают стабилизирующий эффект при крене и рыскании на ступице ротора 37 в зависимости от их наклона.
Кроме того, управление пилота также включает в себя стабилизирующий эффект при тангаже. В качестве
рулевого рычага 55 с педалями 5, большая часть хвостового оперения 57, 57a соединена с помощью тросов
67 с хвостовым оперением. Внутри воздушного потока управляемый узел хвостового колеса с воздушным
винтом 125, который в ответ на крутящий момент автоматически включает в себя вилку 65 и шпиндель '66,
установленный практически правильно при всех скоростях воздушного потока и открытиях дроссельной
заслонки, поскольку на задней части фюзеляжа самолета '31' установлено оперение, состоящее из
вращающейся пары хвостового оперения, зависящей от скорости воздушного потока, которая, в свою
очередь, в основном зависит от открытия дроссельной заслонки и, следовательно, увеличивается и
уменьшается с реактивным моментом.
Загнутые вверх концы 56 хвостового оперения снабжены небольшими регулируемыми задними закрылками
71, а горизонтальная часть хвостового оперения 57, 7 ca также снабжена регулируемыми задними закрылками
72, в то время как на конце вертикального киля 53 расположен регулируемый вертикальный задний закрылок
73. Путем соответствующей регулировки закрылков 71 можно добиться правильной коррекции рыскания на
всех скоростях и при любом открытии дроссельной заслонки, т.е. самолет может удерживать прямолинейный
курс при нейтральном положении органов управления. Следует отметить, что регулируемый закрылок 73
находится внутри воздушного потока, в то время как регулируемые закрылки 71 находятся вне воздушного
потока, так что путем соответствующей регулировки закрылков как внутри, так и вне воздушного потока можно
получить необходимую коррекцию любой тенденции к рысканию как при выключенном, так и при включенном
двигателе (включая как полностью открытую дроссельную заслонку, так и крейсерский режим). Будет видно,
что при полете самолета с полностью включенным двигателем на очень низкой скорости вперед закрылок 73,
находясь в воздушном потоке, закрылки 71, расположенные вне воздушного потока, в значительной степени
неэффективны, поэтому закрылок 73 следует отрегулировать в соответствии с этими условиями, а закрылки
71 — в соответствии с максимальными условиями полета и планирования, в которых они наиболее
эффективны.
Путем регулировки закрылков 72 на горизонтальной части хвостового оперения можно добиться того, чтобы
момент качения, создаваемый хвостовым оперением, был точно противоположен моменту реакции
воздушного винта. Следует также отметить, что, поскольку загнутые вверх законцовки 56 расположены под
углом, регулировка закрылков 71 изменит момент качения хвостового оперения, и это можно компенсировать
регулировкой закрылков 72 в противоположном направлении.
Фактический способ регулировки закрылков 71, 72, 73 не показан на чертежах, поскольку эта регулировка
может быть выполнена любым удобным известным способом, например, путем оснащения каждого закрылка
небольшой пластиной с рядом отверстий, которые выборочно могут вступать в зацепление с фиксирующим
штифтом, расположенным на закрепленном элементе рядом с закрылком.
Подробно описав и определив природу моего изобретения и способ его осуществления, я заявляю, что то, что
я...
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_413070.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=413070&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB413070A
[]
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Дата подачи заявки: 15 марта 1933 г. № 7818/33 413,070. Полная левая сторона: 27 января 1934 г.
Окончательная версия принята к публикации: 12 июля 1934 года.
ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования защитных кожухов для кромок листового металла, используемых в станках для резки
кромок.
Я, Джеймс М. АССИ ЛЕЙФИЛД, 75 лет.
Я, гражданин Великобритании, проживающий по адресу: Кулшоу-стрит, Бернли, Ланкашир, настоящим
заявляю, что данное изобретение представляет собой защитный кожух, изготовленный из листового металла
любого подходящего типа, как показано на фиг. 3 прилагаемых чертежей.
Деталь a входит в точеное углубление в выступе фрезы b. На рис. 1 показана точеная деталь в разрезе вдоль
линии c на рис. 2.
Часть d проходит над стяжным стержнем e, параллельным валам d2 и f, на которых расположены режущие
элементы g и h. Защитный кожух для обоев состоит из более широкой части i и более узкой части a. Более
широкая часть отводит кромку от обоев (рис.).
1
Соседние файлы в папке патенты