Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_11742
.pdf
создает достаточную или более чем достаточную подъемную силу или тягу для надлежащего поддержания
самолета.
Таким образом, мы можем использовать аэродинамический профиль с максимальной эффективностью в
любых условиях.
Самолет, оснащенный данным изобретением, обладает улучшенной устойчивостью благодаря широкому
диапазону различных характеристик крыла, которые могут быть достигнуты простой регулировкой закрылков
для увеличения или уменьшения сопротивления. Этот диапазон, достигаемый регулировкой закрылков,
позволяет пилоту самолета, оснащенного этим устройством, взлетать, лететь горизонтально и набирать
высоту; и при этом постоянно удерживать самолет или фюзеляж горизонтально или горизонтально, даже при
значительных изменениях нагрузки, в отличие от обычного способа, используемого в настоящее время, путем
наклона всего самолета с помощью рулей высоты на хвостовом оперении. Другими словами, самолет,
оснащенный этим новым устройством, может управляться без касания рулей высоты. Устойчивость такого
нового самолета существенно улучшена, так что самолетами могут управлять неподготовленные пилоты —
отсутствие удовлетворительного управления самолетом, особенно в отношении работы рулей высоты,
является одним из препятствий для более широкого использования стандартных самолетов, поскольку для
достижения удовлетворительных результатов требуется длительное обучение.
Изобретение представляет собой аэродинамический профиль для летательных аппаратов, имеющий
верхнюю и нижнюю поверхности, сходящиеся к задней кромке 6°, и приспособленный для создания в полете
снижения давления над верхней поверхностью и повышения давления под нижней поверхностью, при этом
предусмотрен закрылок или закрылки, способные регулироваться в положение, при котором задняя кромка
или кромки будут располагаться ниже нижней поверхности аэродинамического профиля и практически
прилегать к геометрическому положению перпендикуляров, проведенных к базовым линиям профилей крыла,
причем эти перпендикуляры проходят через заднюю кромку 70° аэродинамического профиля, а передняя
кромка или кромки будут располагаться непосредственно рядом с нижней поверхностью аэродинамического
профиля на уровне или впереди задней кромки последнего, благодаря чему создается увеличение подъемной
силы за счет воздействия закрылка или закрылков на обтекание аэродинамического профиля.
Как указано выше, были проведены обширные испытания в аэродинамической трубе и получены точные
данные, показывающие, что с помощью нашего усовершенствованного устройства S мы можем получить
большую полезную нагрузку при той же мощности, при этом подъемная сила L идеально отрегулирована для
различных нагрузок, а коэффициент L лучше, чем на обычном крыле, особенно при более высоких значениях
коэффициента подъемной силы. Мы получаем существенно меньшие посадочные скорости, большую
максимальную скорость и лучшую скороподъемность, а также можем создать меньшую, более легкую машину
и, следовательно, значительно увеличить полезную нагрузку при той же мощности и полной массе. Благодаря
упрощенному управлению мы получаем гораздо лучшую устойчивость и, следовательно, создаем гораздо
более безопасный самолет, а это очень упрощенное управление делает машину гораздо более
универсальной.
Обращаясь к прилагаемым чертежам, на рисунке 1 показан один из вариантов осуществления нашего
изобретения, схематически изображающий поперечное сечение аэродинамического профиля с 10 (нашими
усовершенствованными средствами, связанными с ним).
Рисунок 2 представляет собой поперечный разрез задней кромки аэродинамического профиля,
показывающий конструктивное расположение одного из способов использования изобретения, тогда как
рисунки 105, 3 и 4 представляют собой виды сверху с закрылком в различных положениях. Рисунок 5
представляет собой вид, аналогичный рисунку 1, показывающий модифицированное расположение. Рисунок 6
представляет собой поперечный разрез, показывающий конструкцию, изображенную на рисунке 5. Рисунок 7
представляет собой разрез по линии 7-7 рисунка 6. Рисунок 8 представляет собой перспективный вид
аэродинамического профиля с модифицированным расположением. Рисунок 9 представляет собой
поперечный разрез конструкции, выполненный по линии 9-9 рисунка 8. Рисунки 10, 11, 12 и 13 представляют
собой аналогичные виды еще одного варианта осуществления нашего изобретения, в котором опущенный
закрылок может поворачиваться в эффективное или неэффективное положение, тогда как рисунок 14
иллюстрирует несколько конфигураций поворотных закрылков, показанных на рисунках 10-13. Рисунки и 1a
представляют собой перспективные виды, показывающие изобретение и контрольные средства 125 для этого.
Обращаясь к выбранному варианту осуществления, иллюстрирующему изобретение на рисунке 1,
аэродинамический профиль 10 имеет поворотный жесткий закрылок 12 404,269 404,269, расположенный на
задней кромке 11 аэродинамического профиля 10. Как показано на рисунке 2, удобный способ перемещения
закрылка 12 заключается в использовании «рога» 13, к которому прикреплена бесконечная проволока или
шнур 14, подобно тому, как сейчас управляются элероны, как это будет понятно специалистам в данной
области техники. Шарнир 15 может быть выполнен в бесконечном количестве вариантов, но мы показали его в
виде, включающего стержень 16, закрепленный на аэродинамическом профиле с помощью частей 17, причем
закрылок 12 имеет загнутую часть 18, как показано на рисунке 29, для крепления его к стержню 16.
Закрылок 12 может частично простираться от фюзеляжа самолета до законцовки крыла или полностью
поперек нее. Он может иметь одинаковую высоту или глубину по всей длине, или сужаться от фюзеляжа к
законцовке крыла, или наоборот. Он может быть изготовлен из любого подходящего материала и может быть
соответствующим образом усилен.
На нижней стороне аэродинамического профиля 10, как показано на рисунке 2, имеется углубление 20, в
которое закрылок 12 может быть погружен или полностью скрыт при повороте вперед в горизонтальное
положение, как показано пунктирными линиями на рисунке 2.
Кроме того, закрылок 12 может быть откинут горизонтально назад от задней кромки профиля крыла, как также
показано пунктирными линиями на том же рисунке.
На рисунке 5 показан аэродинамический профиль 10 с изогнутым отклоняющимся закрылком 25, повернутым
вперед относительно задней кромки 11 на достаточное расстояние, чтобы изогнутый закрылок 25 полностью
поместился внутри конструкции аэродинамического профиля. Как показано на рисунке 6, закрылок 25
повернут в точке 26 и может быть сконструирован, как показано на рисунке 7, в разрезе, чтобы не задевать
конструкцию корда 27 аэродинамического профиля 10.
На рисунках 8 и 9 мы продемонстрировали еще один вариант осуществления нашего изобретения,
представив телескопические скользящие секции откидной заслонки 30 и 31, причем заслонка 30 закреплена
на задней кромке 11 аэродинамического профиля 10, как показано, и снабжена каналами 32 и 33, внутри
которых может располагаться внутренний скользящий элемент 31, при этом к внутренней заслонке 31
прикреплен управляющий шнур или проволока 34 таким образом, что она может перемещаться внутрь и
наружу относительно неподвижной откидной заслонки 30.
На рисунках 10–14 мы проиллюстрировали еще несколько вариантов осуществления изобретения, в которых
аэродинамический профиль 10 снабжен вблизи задней кромки 11 рядом поворотных заслонок или лопастей
40, установленных на шарнирах 41, снабженных соответствующими рычагами или управляющими
элементами 43, предназначенными для соединения с помощью шнура или провода 43, так что они могут
управляться синхронно по желанию оператора. Как показано на рисунке 12, мы предусмотрели ряд таких
поворотных заслонок 40, расположенных по всей длине крыла с нижней стороны, поскольку мы обнаружили,
что использование закрылков на части крыльев от фюзеляжа наружу дает значительно больший процент
увеличения сопротивления и, следовательно, увеличения коэффициента подъемной силы, обеспечиваемого
моим изобретением. Испытания показали, что использование закрылка на протяжении до 60 % длины от
центра до кончика крыла даст приблизительно 90 % любого дополнительного сопротивления, достижимого
при данной конструкции. На рисунке На рисунке 14 показана серия поперечных сечений лопасти 40 различной
поперечной конфигурации в лопастях 45, 46 и 47, которые могут использоваться в выключенном положении,
причем выбранная форма 85 полезна для минимизации сопротивления, когда это действие необходимо.
В рамках предлагаемого изобретения мы предлагаем конструкцию, при которой оператор будет иметь
закрылки 12, 25, 31 и 40 в наиболее эффективных положениях при взлете. Таким образом, обеспечивается
возможность увеличения сопротивления на нижней поверхности профиля крыла и сзади его передней части,
а в конкретных вариантах осуществления, показанных на иллюстрации, — на задней кромке. Эта конструкция,
помимо прочего, обеспечивает такое изменение воздушного потока вокруг профиля крыла, которое
предотвращает тенденцию обмена энергией со стороны давления на сторону вакуума вокруг задней кромки,
фактически увеличивая «эффективную» циркуляцию воздуха, и создает эквивалент установки профиля крыла
под большим углом атаки, так что взлет осуществляется при гораздо меньшей путевой скорости, чем это было
возможно ранее. Следует отметить, что предусмотренные закрылки образуют положительную
ограничительную оболочку 110 для потока воздуха непосредственно вокруг задней кромки профиля крыла 11
от нижней стороны к верхней.
Следует понимать, что в полете оператор перемещает закрылок в любое из 145 различных положений,
показанных на чертежах, так что увеличенное сопротивление на нижней стороне профиля при взлете
сводится к минимуму или полностью устраняется, в результате чего максимальная скорость i 20 существенно
увеличивается по сравнению с конструкцией профиля, которая обеспечила бы ту же (если это возможно)
низкую скорость взлета.
На рисунке 15 мы показали в перспективе конкретный вариант осуществления нашего изобретения,
изображенный на рисунках с 1 по 4 включительно, с закрылком 12, закрепленным на его переднем крае 16, и
иллюстрацию обычного способа перемещения закрылков 12 либо одновременно, либо по отдельности,
причем каждый закрылок прикреплен к аэродинамическим профилям 10 с противоположных сторон от центра
6 самолета. Таким образом, тросы или провода 55 соединены в точках 56, 56 с рычагами, закрепленными на
закрылках 12, и с поперечной балкой 57, установленной на рычаге управления 58, предназначенном для
поперечного перемещения, чтобы опускать один закрылок 12 и поднимать другой, как это будет видно из
показанного механизма.
Ручка управления 58 шарнирно установлена в подшипнике 60, так что она может перемещаться поперечно, а
задний конец удлинителя 59, соединенного с ручкой управления 58, направляется в направляющих 61 при ее
перемещении вперед или назад по стойкам 68, на которых шарнирно закреплен подшипник 60. Шнур или
проволока C2 соединена через шкивы с соединением 63 So O, закрепленным на удлинителе 59, причем
указанные проволоки идут к рычагам 64, соединенным с рулем высоты 65 в задней части самолета, что будет
легко понятно специалистам в данной области. Конечно, эта же система управления может быть соединена со
стандартным стабилизатором, при этом следует понимать, что показанная система управления может быть
ограничена одновременным или дифференциальным перемещением только закрылков 12 без соединения с
задними органами управления самолета.
Возможны различные другие модификации изобретения, как оно описано, и поэтому мы не хотим
ограничиваться конкретными показанными вариантами осуществления.
Подробно описав и определив природу нашего изобретения и способ его осуществления, мы заявляем, что
то, что мы
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_404270.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=404270&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB404270A
[]
ai 3 ',, WU o"r:-
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Мы, ZAP DEVELOPMENT CORPORATION, корпорация, организованная и действующая в соответствии с
законодательством штата Делавэр, Соединенных Штатов Америки, с офисами по адресу: Парк-авеню, 230,
город и штат Нью-Йорк, Соединенные Штаты Америки, настоящим заявляем о характере данного изобретения
и о способе его осуществления, которые будут подробно описаны и определены в следующем заявлении.
Данное изобретение относится к аэродинамическим профилям для самолетов и имеет своей целью
обеспечение возможности значительного увеличения общей подъемной силы самолета, что приводит к
снижению скорости взлета или посадки самолета и уменьшению нагрузки на единицу площади без
увеличения скорости посадки. Или, если мы того пожелаем, мы можем сконструировать аэродинамический
профиль таким образом, чтобы обеспечить увеличенную скорость набора высоты и увеличенную крейсерскую
и максимальную скорость. Таким образом, изобретение не только повышает безопасность полетов, позволяя
обычным людям летать легко, но и обеспечивает более эффективную машину. целое.
Наше изобретение также обеспечивает средства для улучшения боковой управляемости самолета.
Изобретение представляет собой аэродинамический профиль для летательных аппаратов, имеющий
верхнюю и нижнюю поверхности, сходящиеся к задней кромке, и приспособленный для создания в полете
снижения давления над верхней поверхностью и повышения давления под нижней поверхностью, при этом
предусмотрен закрылок или закрылки под аэродинамическим профилем, контактирующие с его нижней
поверхностью, так что задняя кромка или кромки закрылка или закрылков лежат в пределах геометрического
ряда перпендикуляров, проведенных к базовым линиям сечения крыла, которые перпендикуляры проходят
через заднюю кромку крыла, благодаря чему подъемная сила аэродинамического профиля увеличивается за
счет воздействия закрылка или закрылков на обтекание крыла.
Изобретение также включает в себя аэродинамический профиль для летательных аппаратов, имеющий
верхнюю и нижнюю поверхности, сходящиеся к задней кромке и предназначенный для создания в полете
снижения давления над верхней поверхностью и повышения давления под нижней поверхностью, в котором
предусмотрен неподвижный закрылок, свисающий вниз от нижней поверхности аэродинамического профиля и
простирающийся на 55% его длины вблизи задней кромки.
Благодаря изобретению Tin C увеличивается циркуляция или относительная гипотетическая скорость воздуха
вокруг профиля крыла, и одновременно существенно задерживает точку образования пузырьков, которая
возникает при увеличении углов атаки, тем самым уменьшая опасность сваливания или штопора самолета.
В обычных стандартных аэродинамических профилях кривая подъемной силы 65 при угле максимальной
подъемной силы обычно быстро падает, и это падение подъемной силы представляет собой источник
большой опасности, особенно в коммерческих самолетах с большой загрузкой. Кривая подъемной силы
аэродинамического профиля 70 согласно настоящему изобретению постепенно снижается после достижения
максимальной точки, что увеличивает способность избегать ранее опасного сваливания машины и уменьшает
вероятность 75 вращения. Кроме того, улучшается обтекание воздухом верхней поверхности
аэродинамического профиля благодаря предотвращению тенденции к выравниванию энергии от напорной
стороны к вакуумной стороне 8G крыла или аэродинамического профиля. Мы предлагаем средства для
предотвращения или существенного замедления разрыва циркуляции воздуха, что, очевидно, улучшает
действие верхней поверхности для дальнейшего увеличения коэффициента подъемной силы на единицу
площади.
Благодаря нашему изобретению, при всех нормальных условиях полета самолет будет подвержен меньшим
колебаниям угла атаки, чем самолет с обычным профилем крыла. При обычном профиле крыла центр
давления смещается вперед и назад в соответствии с углом атаки, что приводит к перевесу в носовой и/или
хвостовой части, что может сделать самолет неустойчивым и склонным к штопору. С нашим изобретением
колебания угла атаки в нормальных условиях эксплуатации значительно уменьшаются, центр давления
всегда остается ближе к центру тяжести, и, следовательно, самолет обладает большей устойчивостью и
легче управляется.
Еще одна особенность изобретения, касающаяся 105 сторон, заключается в улучшении бокового управления.
Дата Конвенции (США): 3 апреля 1931 г.
Дата подачи заявления (в Соединенном Королевстве): 4 апреля 1932 года.
Завершено: 4 января 1934 г.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования в авиации.
2
404,270 самолет, используя закрылки, расположенные, как указано выше, на элеронах аэродинамической
трубы.
Таким образом, благодаря использованию нашего изобретения, коммерческая авиация значительно
совершенствуется, повышается эффективность операций, улучшается коэффициент безопасности и
существенно увеличивается полезная нагрузка на лошадиную силу.
Изобретатель, проведя серию сложных испытаний в аэродинамической трубе в одной из самых научных
аэродинамических лабораторий, установил, что вышеупомянутые удивительные результаты получены
именно так, как указано, и, кроме того, путем фактических испытаний и расчетов определил надлежащие
инженерные требования для получения наиболее желаемых аэродинамических результатов с помощью
данного изобретения.
Обращаясь к прилагаемым чертежам, на рисунке 1 представлен фрагмент перспективного вида,
иллюстрирующий усовершенствованный самолет.
Рисунок 2 представляет собой поперечное схематическое сечение, иллюстрирующее один из вариантов
осуществления изобретения. Рисунок 3 представляет собой вид, аналогичный рисунку 1, показывающий
реальную конструкцию с закрылком, расположенным по центру самолета, но простирающимся к внешней
части крыла. Рисунок 4 представляет собой вертикальное поперечное сечение профиля крыла с
модифицированным вариантом осуществления изобретения, а рисунки 5 и 7 представляют собой
аналогичные виды еще более модифицированных вариантов.
На рис. 6 представлена схематическая диаграмма, иллюстрирующая эффективность конструкций,
предложенных в изобретении, а на рис. 8 и 9 — диаграммы воздушного потока, иллюстрирующие
аэродинамические принципы, полученные в результате применения изобретения, как показано на рис. 9, по
сравнению со стандартными конструкциями, указанными на рис. 8.
c На чертежах, на рисунке 1, изображен моноплан, демонстрирующий в предлагаемой форме фюзеляж 10 с
крыльями 11 и 12. Крыло или аэродинамический профиль 12 может иметь поперечную конфигурацию, как
показано на рисунке 2, и быть сконструировано в соответствии с известными принципами аэродинамической
инженерии.
В качестве одного из вариантов получения результатов, указанных ранее на нашем рисунке, мы
предусмотрели на нижней стороне 13 профиля 12 неподвижный, свисающий закрылок 14, который является
жестким и, как показано на рисунке 1, простирается от фюзеляжа 10 до конца профиля, причем закрылок
имеет концевую пластину 15 на его конце. Этот закрылок 14 может простираться полностью вдоль задней
кромки профилей 11 и 12 или только на их части, как показано на рисунке 3. Испытания показали, что
закрылок, простирающийся примерно на 600 % от общей длины крыла, измеренной от центра самолета,
создает почти такую же дополнительную подъемную силу, как и закрылок, простирающийся почти до кончика
крыла. Кроме того, как видно из рисунка 1, закрылок 14 простирается вдоль каждого из элеронов 16, но
следует понимать, что эти части закрылка отделены от основной части. Как показано, Клапан 14 крепится с
помощью распорок 70 17, и для обеспечения большей прочности распорки могут быть снабжены
выступающими ребрами 18.
Глубина закрылка 14 может быть равномерной по всей его длине, или же тот же закрылок 75 может сужаться
от конца до конца, при этом широкий конец должен располагаться у фюзеляжа, а узкий — на конце крыла, или
наоборот.
Мы обнаружили, что вертикальная глубина является удовлетворительной и составляет от 5 % до 15 % от
длины хорды профиля, но не превышает 25 % от этой длины, как видно из рисунка 1 и рисунков 2, 4 и 9,
которые будут описаны далее более подробно. Нижняя или задняя кромка закрылка расположена
непосредственно под задней кромкой профиля, то есть нижняя или задняя кромка закрылка находится в
пределах геометрического ряда перпендикуляров, проведенных к базовым линиям профилей крыла,
перпендикуляры которых проходят через заднюю кромку крыла.
На рисунке 4 мы более подробно проиллюстрировали структурные характеристики профиля 12, и в этом
случае вместо жесткого закрылка 14 на рисунках 1–3 используется изогнутый закрылок или жесткий элемент
20. Изогнутый таким образом, чтобы закрылок 20 был вогнут в направлении полета, обеспечивает более
эффективный аэродинамический элемент, увеличивающий сопротивление.
В представленных вариантах осуществления, иллюстрирующих способы практической реализации нашего
изобретения, мы обнаружили, что элемент 14 может располагаться на различных расстояниях от задней
кромки профиля крыла, как показано на рисунке 5, где жесткий лен 22 расположен на расстоянии от задней
кромки крыла.
На рисунке 7 показан еще один вариант осуществления изобретения, в котором закрылок 23 имеет выпуклую
поверхность в направлении полета, в отличие от вогнутого закрылка, показанного на рисунке 4. В варианте
осуществления, показанном на рисунке 7, следует отметить, что закрылок 23 выступает за заднюю кромку
профиля 12, но пространство между крайней задней кромкой 24 закрылка 23 и задней кромкой 121 профиля
12 полностью заполнено препятствием в виде закрылка.
На рисунке 6 схематически изображена кривая X, иллюстрирующая результаты испытаний, показывающая
увеличение подъемной силы 125, полученное при различных положениях закрылка 14 относительно задней
кромки 121 профиля 12. Видно, что когда закрылок расположен позади задней кромки профиля, величина
дополнительной подъемной силы быстро уменьшается до нуля. Когда закрылок расположен впереди
указанной кромки, кривая дополнительной подъемной силы спадает лишь постепенно. Однако, с закрылком
23, изображенным на рисунке 7, следует понимать, что кривая X не будет показывать заметного падения за
задней кромкой, показанного на рисунке 6.
На рисунке 8 представлены стандартные кривые обтекания для выбранного типа аэродинамического
профиля, основанные на реальных испытаниях. Расположение элементов на рисунке 8 показывает
относительно низкий или горизонтальный угол атаки, а условие «бурления» при 25° приводит к
аэродинамическому нарушению характера потока.
При увеличении угла атаки опасная точка, ведущая к сваливанию или штопору самолета, что проявляется в
характерном «булькающем» движении воздуха, в конечном итоге приведет к «разрушению» подъемной силы
при достижении этой «точки бульканья».
На рисунке 9 показаны впечатляющие результаты, полученные при использовании закрылка 14 с профилем,
аналогичным показанному на рисунке 8. В этом случае точка образования пузырьков не появляется при угле
атаки, равном показанному на рисунке 8. Это также аэродинамически иллюстрирует, как жесткий закрылок 14
или его эквивалент обеспечивает конструкцию профиля, которая обеспечивает эквивалент большего угла
атаки во всех положениях, поскольку видно, что поток над верхней поверхностью равномерный и что вся
поверхность используется с большей эффективностью. Образование пузырьков происходит только позади
закрылка 14 и в точке 26, где давление создается перед закрылком 14 из-за сопротивления, создаваемого
закрылком, что увеличивает подъемную силу задней части профиля 12.
Возможны и другие модификации изобретения, как оно описано, поэтому мы не хотим ограничиваться
конкретными показанными вариантами осуществления.
Подробно описав и определив природу нашего изобретения и способ его осуществления, мы заявляем, что
то, что мы
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_404271.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=404271&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB404271A
[]
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Дата проведения конвенции (Франция): 26 декабря 1931 г.
404, 271 Дата подачи заявки (в Соединенном Королевстве): 6 мая 1932 г. № 13153/32.
Завершено: 8 января 1934 г.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Усовершенствованное производство ультрафиолетового и светового излучения с помощью
электроразрядного аппарата.
Мы, компания SOCII Tf E ANONIYMB POUR LES APPLICATIONS DE L'ELEOTRICITE ET DBS GAZ R.Ax ES
ETABLISSEMENTS CI AUDE PAZ & SILVA, ранее известная как ClaudeLiumiere, Soci 6 td Anonyme pour les i
Applications des Gas Rares h la Lumiere, Procedes Georges Claude, a French Soci t 6 Anonyme, расположенная
по адресу: 8, rue CognacqJay, Paris, France, настоящим заявляем о характере данного изобретения и о
способе его осуществления, которые подробно описаны и установлены в следующем заявлении:
Настоящее изобретение относится к производству ультрафиолетового излучения и, при необходимости,
видимого излучения с регулируемым составом.
Изобретение включает в себя способ получения ультрафиолетового и светового излучения регулируемого
состава с использованием инертных газов воздуха, в частности ксенона и криптона, или смеси этих газов,
вводимых в замкнутое пространство под низким давлением (например, несколько десятых миллиметра 2 ф
ртутного столба) и подвергаемых либо электрическому току мгновенной или непрерывной интенсивности
более 3 ампер на квадратный сантиметр, либо электромагнитному полю высокой мгновенной интенсивности,
так что испускаются искровые спектры.
Уникальная способность инертных газов воздуха излучать радиацию под действием электрического разряда
известна уже довольно давно. Она нашла более широкое применение в производстве неоновых ламп. В таких
лампах обычно наблюдается явление, известное как «дуговой спектр».
Однако под действием определенных условий разряда инертные газы способны производить так называемые
«искровые спектры», при которых ультрафиолетовые излучения испускаются одновременно с видимым
излучением. Хотя по этому вопросу было проведено много научных исследований.
Судя по спектрам редких газов, до настоящего времени это свойство, по-видимому, не находило
практического применения.
Фиолетовое излучение чаще всего ртутными лампами.
Лампы типа «Пиньес» характеризуются спектром, содержащим, несомненно, очень интенсивные, но не очень
многочисленные линии. Со временем эти лампы «тускнеют» и становятся все более непрозрачными для
ультрафиолетовых лучей короткой длины волны. Наконец, они дороги и, из-за высокой рабочей температуры,
требуют использования устройств водяного охлаждения, что усложняет конструкцию аппарата и требует
большого пространства.
Однако развитие медицинских применений, в частности, сделало все более желательным создание
источников, излучающих видимый и ультрафиолетовый спектр как можно более непрерывно. Электрическая
дуга удовлетворяет этим условиям, но приводит к созданию аппаратов, требующих тщательного обращения и
значительно нагревающихся.
Мы обнаружили, что очень богатые и очень интенсивные источники излучения могут быть получены с
помощью инертных газов, в частности криптона и ксенона, вводимых при низком давлении, предпочтительно
порядка 1/10 миллиметра ртутного столба, путем возбуждения этих газов действием электрического разряда
или электромагнитного поля достаточно высокой плотности. До сих пор предполагалось, что искровые
спектры могут быть получены только при возбуждении высокочастотным излучением. Однако мы обнаружили,
что искровые спектры...
Инертные газы могут быть получены с помощью низкочастотного электрического разряда, даже при
постоянном токе, при условии достаточной плотности тока, которая на практике составляет порядка десятков
ампер на квадратный сантиметр. Полученные спектры представляют собой совокупность чрезвычайно
близких линий сопоставимой интенсивности, простирающихся от видимого фиолетового до крайнего
ультрафиолетового диапазона.
Известно, например, из спецификации № 293682, что яркость разряда светящейся трубки может быть в 100
раз увеличена за счет повышения плотности тока, но для получения искровых спектров в соответствии с
настоящим изобретением необходимо использовать плотность тока в несколько раз большую, чем в любом из
ранее известных нам предложений.
d WA n_ IT a ? «1. Конструктивный пример лампы согласно настоящему изобретению с электрическим
возбуждением 1 посредством постоянного тока заключается в использовании кварцевой трубки 2 диаметром,
например, 1 миллиметр и длиной 10 сантиметров. На одном конце этой трубки расположен оксидный катод, а
на другом конце — медный анод. Эти два электрода снабжены, известным образом, устройствами для
предотвращения их разрушения. Трубка заполнена чистым ксеноном под давлением нескольких десятых
миллиметра ртутного столба. Интенсивность тока очень высока, что соответствует мгновенной плотности тока
в трубке порядка 10 ампер на квадратный сантиметр. Затем образуется искровой спектр ксенона,
представляющий собой спектр, очень близкий к линиям, простирающимся от красного до пределов
прозрачности кварца для ультрафиолетового излучения.»
Если интенсивность тока уменьшается до тех пор, пока мгновенная плотность не упадет ниже 3 ампер на
квадратный сантиметр, то область применения настоящего изобретения остается неизменной, и ксенон будет
обеспечивать только свой дуговой спектр, интенсивность которого слаба в видимом диапазоне и практически
пренебрежимо мала в ультрафиолетовом диапазоне.
Интенсивность ультрафиолетового излучения в диапазоне м Qre выше при более низком давлении и большей
плотности тока.
b 5 Аппараты для дугового разряда, изготовленные, например, из кварца, особенно подходят для этих
условий работы с высокой плотностью тока.
Также может быть использовано возбуждение на высоких частотах, имеющее затухающий волновой разряд,
который благодаря высокой мгновенной интенсивности тока обеспечивает в аппарате соответствующего
сечения высокую мгновенную плотность тока -45, по меньшей мере, 3 ампера на квадратный сантиметр, как
указано выше.
Еще один очень важный факт, составляющий одну из особенностей настоящего изобретения, заключается в
том, что при низком давлении и под воздействием высокой мгновенной плотности тока различные инертные
газы могут одновременно вибрировать. Таким образом, спектры криптона и ксенона, наиболее богатые
ультрафиолетовыми лучами (U55λ), могут быть объединены друг с другом.
С другой стороны, при соответствующем выборе газовых смесей возможно — например, в частности, путем
добавления неона и аргона к криптону и/или ксенону — получить источник, обеспечивающий чрезвычайно
полный спектр, простирающийся от темно-красного до крайнего фиолетового и от крайнего фиолетового до
ультрафиолетовых лучей самых коротких длин волн.
Таким образом, получается, 6 т: -одновременно -красивый ультра-v O iot t спектр, прекрасный белый свет,
который не -значительно изменяет цвета и который может быть использован для хинхинной рекламы 7 '0
tisinig и освещения.
Кроме того, путем соответствующего выбора соотношения газов и давления будет получено фактическое
соотношение спектра. Спектр будет богаче ультрафиолетовым излучением с короткой длиной волны, чем
больше содержание криптона и ксенона в смеси и чем ниже давление. И наоборот, спектр будет богаче
ультрафиолетовым излучением со сравнительно длинной длиной волны, чем больше содержание неона в
смеси и чем выше давление.
Добавление паров металлов, например, паров ртути, к инертным газам или их смесям позволяет получить
замечательное сочетание спектров газов и паров.
Для этой цели необходимо добавлять лишь очень малые количества металла, чтобы при рабочей
температуре давление пара металла было меньше, чем поверхностное натяжение жидкого металла при этой
температуре.
Использование таких небольших количеств материала, помимо экономии, позволяет существенно избежать
конденсации металлических паров на стенках аппарата, поскольку такая конденсация поглощала бы
излучение и, следовательно, снижала бы эффективность.
В качестве дополнительного примера можно привести случай, когда возбуждение осуществляется
посредством электромагнитного поля. В этом случае, если необходимо устранить вредное ультрафиолетовое
излучение, смесь неона и ксенона вводится под давлением в несколько десятых миллиметра ртутного столба
в закрытый стеклянный сферический сосуд. Вокруг сосуда расположена обмотка, состоящая из нескольких
витков, а ток подается с помощью трансформатора, искрового разрядника и конденсатора согласно
классическому методу Дж. Дж. Томсона. Если электрические цепи устроены таким образом, чтобы в
соответствии с изобретением создавать электромагнитное поле достаточно высокой мгновенной
интенсивности, получаются суперпозиционные спектры искрового разряда неона и ксенона с образованием
очень тонкого белого света.
После подробного описания и выяснения природы нашего изобретения и способа его осуществления, мы
заявляем, что то, что мы заявляем, — это процесс получения ультрафиолетового и светового излучения
регулируемого состава с использованием инертных газов воздуха, в частности ксенона и криптона, или смеси
этих газов, введенных в замкнутое пространство под низким давлением (например, несколько десятых
миллиметра ртутного столба) и подвергнутых воздействию электрического тока мгновенной или непрерывной
интенсивности более 3 ампер на квадратный сантиметр, или электромагнитного поля высокой мгновенной
интенсивности, так что искровой спектр отсутствует.
2
Способ согласно п. 1, j 5, характеризующийся тем, что желаемое соотношение компонентов спектра
достигается путем регулирования соотношения газов и давления.
3
Способ по п. 1 или 2, характеризующийся тем, что к инертным газам или к смеси инертных газов добавляются
пары металла для получения комбинации спектров газов и паров, причем это добавление производится в
очень малом количестве, так что при рабочей температуре давление пара металла меньше, чем
поверхностное натяжение пара жидкого металла при указанной температуре.
4
Процесс получения ультрафиолетового и светового излучения с регулируемым составом, по существу,
описан.
Дата: 6 мая 1932 года.
SOCJ II TP ANONYME POUR LES APPLICATIONS DE L'ELEC Ti RICI Tfl ET DES GAZ RARES
ETABLISSEMENTS CLAUDE PAZ & SILVA.
Per Boult, Wade & Tennant, 111 and 112, Iatton Garden, London, E.C 1, Chartered Patent Agents.
В соответствии с разделом 7, пунктом 4 Закона о патентах и промышленных образцах 1907–1932 годов,
ссылка была направлена на спецификацию № 269161.
Редхилл: Напечатано для типографии Его Величества компанией Love & Malcomson, Ltd - 1934 год.
3 ОГ 404,271
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_404272.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=404272&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
Соседние файлы в папке патенты