Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_11815
.pdf
13-16) Соединения устанавливаются таким образом, что каждый цилиндр по очереди проходит в подходящем
порядке через все фазы работы, причем полный цикл достигается одним поворотом рукоятки. Здесь снова
следует понимать, что различные клапаны или подобные устройства могут быть установлены любым
подходящим способом. Однако будет особенно выгодно использовать метод реализации многоклапанной
системы, аналогичный описанному выше, согласно которому многоклапанная система образована путем
наложения неподвижной поверхности клапана, включающей отверстия, и подвижной поверхности клапана,
включающей углубления, предназначенные для взаимодействия с указанными отверстиями с целью
установления необходимых соединений.
Затем неподвижная поверхность клапана предпочтительно образована путем наложения двух элементов M 5,
один из которых (образующий одной из своих поверхностей, собственно говоря, поверхность клапана)
перфорирован от конца до конца каналами, сообщающимися по меньшей мере с некоторыми из указанных
отверстий, причем контактные поверхности O 30 402,949 - Hh-ese tel-eiments-tonprining канавки расположены
таким образом, что они обеспечивают надлежащее сообщение некоторых из указанных отверстий друг с
другом.
Согласно другому из указанных вариантов, предусмотрены упаковочные элементы, предназначенные для
заполнения баллонов и уменьшения их емкости, когда нет необходимости использовать их полную
вместимость.
Указанные упаковочные элементы могут быть выполнены любым подходящим способом, например, в виде
полых, предпочтительно воздухонепроницаемых, корпусов, и расположены таким образом, что, находясь на
месте у основания цилиндра, они уменьшают его глубину, или же образуют центральную набивку в цилиндре,
оставляя лишь периферийное пространство, в которое можно поместить бумагу, подлежащую выравниванию.
Первый случай будет особенно выгоден, когда необходимо обработать большое количество листов бумаги,
слишком маленьких по размеру для заполнения цилиндра до самого дна. С другой стороны, второй случай
особенно применим, когда необходимо обработать небольшое количество листов бумаги большого размера.
В любом случае наличие указанных уплотнений значительно уменьшает объемы баллонов и, следовательно,
снижает расход аммиака, а также воды, подаваемой в эжектор, если устройство имеет такую конструкцию.
Изобретение не ограничивается описанными и показанными способами применения, а, напротив, включает в
себя все вариации в рамках прилагаемых пунктов формулы изобретения.
В патентной заявке № 380 334 настоящего заявителя описано устройство для проявления фотобумаги путем
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_402950.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=402950&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB402950A
[]
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Конвенция Dote (Швейцария): 1 февраля 1932 г., 40 295 O м, Дата применения (в Соединенном Королевстве):
14 января 1933 г., № 1269/33.
Завершено: 14 декабря 1933 г.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования, относящиеся к дизель-электрическим транспортным средствам или связанные с ними.
Мы, компания SULZER FRPRES SOCIATA ANONYME, зарегистрированная в соответствии с
законодательством Швейцарии, расположенная в Винтертуре, Швейцария, настоящим заявляем о характере
данного изобретения и способе его осуществления, которые будут подробно описаны и установлены в
следующем заявлении:
Данное изобретение относится к дизель-электрическим транспортным средствам, в которых электрическая
нагрузка на двигатель автоматически регулируется в соответствии со скоростью вращения двигателя.
Согласно настоящему изобретению, входная мощность двигателя регулируется путем ручного управления
подачей топлива, в то время как электрическая нагрузка на двигатель, и, следовательно, скорость
транспортного средства, автоматически регулируется в соответствии со скоростью двигателя. Таким образом,
скорость движения транспортного средства по рельсам автоматически регулируется для поддержания на
двигателе максимальной нагрузки, допустимой при заданной настройке подачи топлива. На прилагаемых
чертежах: на рисунке 1 схематически и в качестве примера показан силовой агрегат дизель-электрического
локомотива, воплощающий изобретение, а на рисунке 2 показаны несколько кривых, указывающих на
характеристические значения, каждая из которых построена как функция скорости транспортного средства.
В представленной конструкции силовой агрегат включает дизельный двигатель 1, который приводит в
движение не только генератор основного тока 2 для подачи тока на тяговые двигатели, но и вспомогательный
генератор 3 для питания обмотки возбуждения 4 основного генератора 2, при этом ток возбуждения
регулируется с помощью реостата 5, как описано ниже. Двигатель 1 приводит в движение регулятор, который
перемещает втулку 6 вертикально вверх или вниз по мере перемещения грузов регулятора 7 внутрь или
наружу в соответствии с уменьшением или увеличением частоты вращения двигателя. Перемещения втулки 6
передаются через рычаг 8 к поршневому клапану 9, который регулирует подачу рабочей среды в цилиндр,
содержащий поршень 10, функционально соединенный с контактным рычагом 11 реостата 5.
Подача топлива в двигатель 1 регулируется водителем по желанию с помощью маховика 12 через
промежуточный механизм (не показан), благодаря которому, например, регулируется эффективный ход
топливного насоса для изменения количества подаваемого топлива. Когда подача топлива установлена
водителем, скажем, при полной нагрузке, выходная мощность двигателя остается практически постоянной в
соответствии с установленным уровнем топлива. Регулятор 7 должен регулировать возбуждение в
соответствии с нагрузкой на дизельный двигатель и условиями работы, изменяя сопротивление 5, чтобы
поддерживать число оборотов в минуту дизельного двигателя практически постоянным.
Тяговое сопротивление, обозначенное кривой W на рисунке 2, изменяется в зависимости от уклона пути и
веса транспортного средства или поезда.
Кривая Wt показывает тяговое сопротивление в условиях, требующих мощности двигателя менее 75
максимальных значений. Для любой заданной нагрузки или мощности дизельного двигателя существует
соответствующая частота вращения двигателя, при которой достигается среднее рабочее давление Pe с
минимальным расходом топлива. Этот факт используется в силовом агрегате, воплощающем настоящее
изобретение, путем оперативного соединения ленточного колеса 12 с нагрузочной пружиной 13 регулятора
двигателя, благодаря чему при регулировке подачи топлива одновременно регулируется десять 85 дюймов F
нагрузочной пружины регулятора, так что когда двигатель достигает скорости, при которой пружина 13
уравновешивает центробежную силу, обусловленную весами регулятора 7 90, поршневой клапан 9 находится
в положении, показанном на чертеже, после чего частота вращения двигателя и нагрузка на двигатель будут
такими, что соотношение топливо-нагрузка будет минимальным Rmn. Например, когда сопротивление тяге
представлено кривой Wt, тяговое усилие локомотива будет представлено кривой Zt.
Когда сопротивление цепи меньше полного значения и скорость 100 об/мин, двигатель имеет тенденцию к
снижению, например, из-за подъема или уменьшения подачи топлива, втулки 6 регулятора и, следовательно,
поршневого клапана 9.
Поршень будет перемещаться вверх, и среда давления 105 будет поступать в цилиндр над поршнем, так что
поршень будет перемещаться вниз, увеличивая сопротивление 5 и уменьшая ток возбуждения. Таким
образом, выходная мощность главного генератора 2 будет уменьшена, а увеличение нагрузки на генератор
будет контролироваться для поддержания выходной мощности генератора практически постоянной, при этом
скорость двигателя будет восстановлена до исходного значения. Таким образом, от машиниста требуется
только отрегулировать подачу топлива и настроить регулятор в соответствии с нагрузкой, после чего скорость
двигателя будет поддерживаться практически постоянной, а скорость транспортного средства или поезда
будет автоматически регулироваться в соответствии с уклоном и значением тягового сопротивления.
Когда двигатель запущен и достиг холостого хода, указанного на f10, машинист увеличивает подачу топлива,
и транспортное средство или поезд быстро разгоняется до скорости v1, при которой двигатель выдает полную
мощность. По мере увеличения подачи топлива среднее эффективное давление Pe, скорость двигателя N и
выходная мощность двигателя Nie также будут увеличиваться до тех пор, пока транспортное средство не
достигнет скорости v, соответствующей скорости тяговых двигателей при напряжении, выдаваемом
генератором, когда контактный рычаг 11 находится в положении, показанном сплошными линиями на
чертеже. Нагрузка на двигатель затем стремится снизиться, а его скорость увеличиться, так что втулка 6
регулятора перемещается вниз, в результате чего управляющая среда будет поступать в цилиндр под
поршень 10, который, таким образом, поднимется, чтобы уменьшить сопротивление 5 и тем самым увеличить
ток возбуждения главного генератора. Скорость тяговых двигателей и, следовательно, транспортного
средства или поезда будет увеличиваться в соответствии с кривой тягового усилия Z тяговых двигателей, в то
время как выходная мощность M двигателя, которая представлена произведением Тяговое усилие и скорость
движения по рельсам остаются практически постоянными. Когда тяговое усилие равно сопротивлению тяге,
транспортное средство или поезд движется с постоянной скоростью, например, со скоростью Vt, которая
может быть такой, что требуется использование лишь части мощности двигателя, при этом тяговое усилие Zt
равно сопротивлению тяге W на этой промежуточной скорости. Когда используется вся мощность двигателя,
транспортное средство или поезд в конечном итоге достигнет максимальной скорости v, при которой кривая
тягового усилия Z пересекает кривую сопротивления тяге W.
С целью предотвращения нежелательно высоких скоростей движения по рельсам, возникающих из-за
внезапного резкого снижения сопротивления тяге W, может быть предусмотрен регулятор, приводимый в
движение, например, ведущей осью, и сконструированный таким образом, чтобы автоматически уменьшать
подачу топлива при превышении максимально допустимой скорости движения по рельсам puma. При
необходимости могут быть предусмотрены дополнительные средства, такие как, например, регулятор,
приводимый в движение ведущей осью, для регулирования тока возбуждения главного генератора.
Чтобы избежать чрезмерно сильного тока, протекающего через тяговые двигатели во время запуска, в цепь
возбуждения главного генератора может быть вставлено дополнительное сопротивление 75 Ом, которое
регулируется вручную одновременно с регулировкой подачи топлива 80 Ом. Видно, что при вращении
маховика 12 для регулировки подачи топлива одновременно изменяется диапазон скорости двигателя. Таким
образом, например, если предположить, что в нормальных условиях диапазон скорости двигателя составляет
от 495 оборотов в минуту до 505 оборотов в минуту, а подача топлива затем снижается ниже заданного
значения, то скорость двигателя снизится в диапазоне, скажем, от 396 до 404,9 оборотов в минуту. Маховик 12
может быть не только, как указано выше, предназначен для управления нагрузкой регулятора скорости, так
что при увеличении или уменьшении подачи топлива 95 Ом регулятор регулируется, но также может быть
предназначен для регулировки переменного реостата в цепи обмотки возбуждения.
14 вспомогательного генератора 3 таким образом, чтобы 1 o O стремиться поддерживать напряжение
вспомогательного генератора практически постоянным или регулировать это напряжение по мере
необходимости, когда этот генератор используется для питания вспомогательных устройств в дополнение к
обеспечению тока возбуждения для основного генератора.
Подробно описав и определив природу нашего изобретения и способ его осуществления, мы заявляем, что
то, что мы
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_402951.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=402951&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB402951A
[]
р'в _ ^ -
,l 'I 77 _) 47 ? ПАТЕНТ SPE Ut L XFICAT Lf ON: 7 s Appiicatior, конец 14 января, '-> 3, № 1311/33.
Фотография слева: 14 сентября 1933 года.
Завершение приема: 14 декабря 1933 г.
ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
402,951 Усовершенствования средств запуска летательных аппаратов или связанные с ними.
Я, Роберт Роба 3 RT M Ay O, гражданин Великобритании, проживающий по адресу: Сент-Джеймс-стрит, 39,
Лондон, 8 W 1, настоящим заявляю, что характер изобретения Тилла заключается в следующем: компоненты
1 ú создадут трудности во время взлета и начального этапа полета композитного самолета из-за того, что
крылья верхнего компонента будут ERRATUM.
СПЕЦИФИКАЦИЯ № 402,951.
Страница 5, строки 50 и 82, для "virture" reed" virtue" ПАТЕНТНОЕ УПРАВЛЕНИЕ 7-9 января 1934 г.
Aceve m =,Xt,r -our auttit- ir craft, чтобы гарантировать, что сразу после разделения верхняя составляющая
будет подниматься относительно нижней составляющей в управляемом и устойчивом независимом полете. В
такой конструкции и расположении верхней и нижней составляющих две составляющие изначально
устанавливаются и фиксируются относительно друг друга, так что композитный самолет при взлете делает
это с крыльями обеих составляющих, вносящими достаточный вклад в общую требуемую подъемную силу. В
более ранней спецификации было признано, что можно было бы избежать предоставления средств для
увеличения коэффициента подъемной силы крыльев верхней составляющей, изначально установив верхнюю
составляющую так, чтобы ее крылья имели больший угол атаки, чем крылья нижней составляющей, так что во
время полета композитного самолета в конечном итоге будет достигнута скорость, при которой две
составляющие будут стремиться к разделению без необходимости какой-либо относительной регулировки
крыльев. При этом также было признано, что такая начальная относительная установка двух составляющих
может привести к сваливанию. Цена 1 I-l cornpuiient, wrinoi L involving the stalling 80 of Крылья верхнего
компонента работают, когда крылья нижнего компонента находятся под углом максимальной подъемной силы.
Этот эффект достигается за счет использования крыльев с различными характеристиками для двух
компонентов: крылья верхнего компонента имеют сечение и удлинение, обеспечивающие относительно
широкий угловой диапазон между углом отсутствия подъемной силы и углом максимальной подъемной силы,
в то время как крылья нижнего компонента имеют сечение и удлинение, обеспечивающие относительно узкий
угловой диапазон между углом отсутствия подъемной силы и углом максимальной подъемной силы.
Тип профиля крыла, используемый в конструкции крыльев верхней части фюзеляжа для обеспечения
относительно широкого углового диапазона между углом отсутствия подъемной силы и углом максимальной
подъемной силы, как правило, представляет собой толстый профиль крыла с высокой подъемной силой, но
следует понимать, что не все толстые профили крыла или профили крыла с высокой подъемной силой
обладают этой характеристикой. Относительно широкий угловой диапазон между углом отсутствия
подъемной силы и углом максимальной подъемной силы. 105 w 1 I" 44 clc^ op 'I a 101 -rl f i -7 ЗАЯВИТЕЛЬ
ПАТЕНТА, 14 января 1933 г., № 1311/33 4029 (Полностью слева: 14 сентября 1933 г.
Полная регистрация: 14 декабря 1933 г.
ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования средств запуска летательных аппаратов или связанные с ними.
Я, Роберт Хобарт Мейо, британский субъект, проживающий по адресу: Сент-Джеймс-стрит, 59, Лондон, 515,
настоящим заявляю, что характер моего изобретения определяется следующим образом: в описании моей
более ранней заявки на патент № 12013 от 26 апреля 2019 года; 2. Разработаны метод и средства, с помощью
которых летательный аппарат с относительно большой удельной нагрузкой на крыло устанавливается на
крыле с относительно малой удельной нагрузкой, причем оба элемента соединены вместе, образуя составной
летательный аппарат, который может безопасно взлетать, летать и управляться, а при необходимости и
приземляться как единый составной летательный аппарат. При этом, после взлета и разгона такого
составного летательного аппарата до скорости, превышающей минимальную скорость полета верхнего
элемента, верхний элемент может быть безопасно отделен от нижнего элемента и запущен отдельно.
Согласно моему более раннему изобретению, безопасное отделение верхнего элемента от нижнего элемента
осуществляется путем увеличения угла атаки или иным образом увеличения коэффициента подъемной силы
крыльев верхнего элемента во время полета составного летательного аппарата, чтобы обеспечить, что сразу
после отделения верхний элемент будет подниматься относительно нижнего элемента в управляемом и
устойчивом независимом полете. В такой конструкции и расположении верхнего и нижнего элементов два
элемента изначально устанавливаются и фиксируются относительно друг друга. Таким образом, композитный
самолет при взлете делает это с эффективным вкладом крыльев обоих компонентов в общую требуемую
подъемную силу. В предыдущей спецификации было признано, что можно было бы избежать предоставления
средств для увеличения коэффициента подъемной силы крыльев верхнего компонента, первоначально
установив верхний компонент таким образом, чтобы его крылья имели больший угол атаки, чем крылья
нижнего компонента, так что во время полета композитного самолета в конечном итоге будет достигнута
скорость, при которой два компонента будут стремиться к разделению без необходимости какой-либо
относительной регулировки крыльев. Однако также было признано, что такая первоначальная относительная
настройка двух композитных компонентов создаст трудности во время взлета и на начальном этапе полета
композитного самолета из-за того, что крылья верхнего компонента будут находиться в сваливающемся
состоянии и не только будут неэффективно способствовать общей требуемой подъемной силе, но и могут
вызвать серьезные помехи в управлении композитным самолетом в целом.
Настоящее изобретение относится к композитным летательным аппаратам, в которых крылья двух
компонентов могут быть расположены в таком соотношении, чтобы обеспечить, что при достижении
определенной скорости коэффициент подъемной силы крыльев верхнего компонента будет достаточным для
его безопасного отрыва без необходимости увеличения коэффициента подъемной силы крыльев верхнего
компонента по отношению к коэффициенту подъемной силы крыльев нижнего компонента и без потери
эффективности во время взлета и начального этапа полета композитного летательного аппарата.
Согласно данному изобретению, крылья верхнего компонента установлены в фиксированном положении
относительно крыльев нижнего компонента, что исключает срыв потока 80 крыльев верхнего компонента,
когда крылья нижнего компонента находятся в положении максимальной подъемной силы. Этот эффект
достигается за счет использования крыльев с различными характеристиками для двух компонентов: 85
крылья верхнего компонента имеют профиль крыла и удлинение, обеспечивающие относительно широкий
угловой диапазон между углом отсутствия подъемной силы и углом максимальной подъемной силы, в то
время как крылья нижнего компонента имеют профиль крыла и удлинение, обеспечивающие относительно
узкий угловой диапазон между углом отсутствия подъемной силы и углом максимальной подъемной силы.
Тип профиля крыла, используемый в конструкции крыльев верхней части фюзеляжа для обеспечения
относительно широкого углового диапазона между углом отсутствия подъемной силы и углом максимальной
подъемной силы, как правило, представляет собой толстый профиль крыла с высокой подъемной силой, но
следует понимать, что не все толстые профили крыла или профили крыла с высокой подъемной силой
обладают этой характеристикой. Относительно широкий угловой диапазон между углом отсутствия
подъемной силы и углом максимальной подъемной силы также может быть получен путем (при удлинении 6) с
использованием щелей или других устройств для увеличения углового диапазона, приблизительно равного
угловому диапазону между углом отсутствия подъемной силы и углом максимальной подъемной силы.
Ниже приведены примеры «вино сек» (ii) Секция, подобная той, что Ao, 70, подходящая для конструкции
секции RAF 31 с прорезью (крылья верхней части, имеющие профиль, расположенный в оптимальной
желаемой характеристике относительно широкой секции), которая для углового диапазона между углом
отсутствия подъемной силы и углом максимальной подъемной силы: между углом отсутствия подъемной силы
и углом 75 (i) Секция, подобная той, что известна как максимальная подъемная сила.
Секция Folker F VII, которая для углового диапазона между коэффициентом удлинения 6 имеет угловой
диапазон отсутствия подъемной силы и угла максимальной подъемной силы - приблизительно 260 между
углом отсутствия подъемной силы и углом максимальной подъемной силы для любой конкретной секции
крыла может варьироваться j 5 отсутствие подъемной силы и угол максимальной подъемной силы в
зависимости от коэффициента удлинения крыла, и это 80. Это толстая секция, имеющая максимальную
толщину приблизительно 2 Q% от выбранного коэффициента удлинения, и будет понятно, что секции крыла
будут настолько связаны между собой, чтобы обеспечить желаемые характеристики крыльев. (ii) Секция,
такая как известная как секция Goittingen 387, которая для двух компонентов.
Угловое соотношение сторон 6, имеет диапазон углов. Верхняя и нижняя части, имеющие приблизительно 2,3
между углами отсутствия подъемной силы и указанным углом максимальной указанной высоты,
устанавливаются в таком соотношении, что когда две части максимальной толщины приблизительно равны
90°, крылья крыльев такого типа имеют узкий диапазон углов между углами сваливания при угле отсутствия
подъемной силы и угле максимальной указанной высоты, когда композитный летательный аппарат,
необходимый для строительства летательных аппаратов, взлетает при минимальной высоте полета; Крылья
нижнего компонента будут развивать скорость, ни нижний компонент, ни, как правило, не будут иметь только
секции с умеренным коэффициентом подъемной силы, а верхний компонент будет находиться в сваливании,
достигнув максимального коэффициента подъемной силы и продолжая разгоняться, при этом толщина 3r по
сравнению с углами атаки крыльев обоих компонентов будет продолжать уменьшаться.
верхняя составляющая. Ниже приведены примеры крыльевых профилей, имеющих различные
характеристики, как указано (i) Профиль, известный как профиль RAF 15, который при соотношении сторон
405/6 имеет угловой диапазон примерно 17 МОм между углом составляющей, и по мере увеличения скорости
самолета крылья верхнего профиля будут обеспечивать подъемную силу, составляющую приблизительно 7 %
от требуемой общей хорды. (ii) Профиль, известный как профиль RAF 31, который при соотношении сторон 6
имеет угловой диапазон примерно 160 между углами, составляющими подъемную силу, и по мере увеличения
скорости самолета крылья верхнего профиля будут обеспечивать подъемную силу, составляющую ... угол
подъемной силы, равной его весу. При этом угол отсутствия подъемной силы составляет 115°, а угол
максимальной подъемной силы увеличивается еще больше по мере увеличения скорости составного
летательного аппарата. Это умеренно толстый участок, имеющий максимальную толщину приблизительно
130°, при этом составляющие хорды соответственно уменьшаются. Ниже приведены примеры подъемной
силы крыла на верхних 120 секциях, обычно имеющих относительно большую составляющую, которая будет
увеличиваться выше узкого углового диапазона между углом отсутствия подъемной силы и углом
максимальной подъемной силы на крыльях нижней секции, преобразуемой механизмами передних щелей,
составляющая будет уменьшаться ниже веса этой составляющей. В любой момент времени, когда 125 - это -
диапазон между углом отсутствия подъемной силы, избыточная подъемная сила на верхней составляющей и
угол максимальной подъемной силы достигла или превысила минимум (например, секция, подобная той,
которая известна как необходимая для обеспечения безопасного разделения секции RAF 15 с щелью -
(передние две составляющие), фиксирующее средство, удерживающее аэродинамический профиль,
размещенный в оптимальном положении, может быть 130 комбинацией с изобретательскими особенностями
35, описанными выше.
Также следует понимать, что метод и средства, описанные в описании моей предыдущей заявки № 12013 от
98.32 (серийный номер 400292) для обеспечения безопасного разделения двух компонентов композитного
летательного аппарата путем увеличения коэффициента подъемной силы крыльев верхнего компонента
относительно нижнего компонента до такого разделения, могут быть применены в сочетании с настоящим
изобретением, в котором безопасное разделение обеспечивается путем конструирования крыльев двух
компонентов с учетом указанных различных характеристик и установки верхнего компонента таким образом,
чтобы его крылья имели больший угол атаки, чем крылья нижнего компонента. Используя комбинацию этих
методов и средств, безопасное разделение может быть, при желании, обеспечено путем увеличения
коэффициента подъемной силы крыльев верхнего компонента в меньшей степени и/или путем
конструирования крыльев верхнего компонента с учетом характеристик, отличающихся от характеристик
нижних компонентов. 60. Нижний компонент используется в меньшей степени, чем потребовалось бы, если бы
методы и средства одного или другого изобретения применялись по отдельности.
Датировано 14 января 1933 года.
Компания BREWER & SON, Чансери Лейн, 33, Лондон, является патентным поверенным заявителя.
выпущенная, верхняя часть будет запущена в отдельном полете.
Сразу после такого высвобождения верхний компонент поднимется за счет избыточной подъемной силы, в то
время как нижний компонент потеряет высоту за счет своей недостаточной подъемной силы, и таким образом
будет достигнуто быстрое разделение двух компонентов. Верхний компонент может быть установлен только
на нижнем компоненте с помощью трех или более точек крепления и фиксирующих средств, закрепляющих
эти точки крепления до тех пор, пока не потребуется отсоединить верхний компонент от нижнего. В качестве
альтернативы, вместо нескольких точек крепления с фиксирующими средствами, верхний компонент может
располагаться в гнездах или посадочных местах на нижнем компоненте и удерживаться в положении
отдельными фиксирующими средствами. Предпочтительно, чтобы верхний компонент окончательно крепился
к нижнему компоненту в одной точке, так что любой риск свободного отсоединения верхнего компонента
может быть затруднен из-за отказа одного или нескольких фиксирующих средств освободиться в нужное
время.
Следует понимать, что большинство особенностей и деталей, описанных и показанных в спецификации и
чертежах моей предыдущей заявки № 12013 от 1932 года (серийный номер 400292), применимы к описанной
выше конструкции и, таким образом, являются частью настоящего изобретения в ПОЛНОЙ СПЕЦИФИКАЦИИ.
Усовершенствования или связанные с ними средства запуска летательных аппаратов.
Я, Роберт Хобарт, гражданин Великобритании, проживающий по адресу: Сент-Джеймс-стрит, 39, Лондон,
Южная Австралия, настоящим заявляю, что характер данного изобретения и способ его осуществления
подробно описаны и установлены в следующем заявлении:
Настоящее изобретение относится к средствам запуска летательного аппарата в автономном полете,
включающим установку такого летательного аппарата на другой летательный аппарат для образования
составного летательного аппарата, который, благодаря фиксирующим средствам, первоначально
скрепляющим два компонента вместе, может быть поднят, поднят и, при необходимости, приземлен как
единое целое, причем указанные фиксирующие средства могут быть разблокированы во время полета
составного летательного аппарата, что позволяет разделить два компонента.
В «Техническом описании, прилагаемом к моей заявке на патент № 12013132 (серийный номер 400292)», я
описал композитный летательный аппарат этого типа, включающий средства, позволяющие безопасно и
эффективно запускать летательный аппарат с очень высокой удельной нагрузкой на крыло и, соответственно,
высокой минимальной скоростью полета. Согласно этому более раннему техническому описанию, безопасное
отделение верхней составляющей (которая может иметь относительно высокую удельную нагрузку на крыло)
от нижней составляющей осуществляется путем увеличения угла атаки или иным образом увеличения
коэффициента подъемной силы крыльев верхней составляющей во время полета композитного летательного
аппарата, чтобы гарантировать, что сразу после освобождения фиксирующих средств верхняя составляющая
будет подниматься относительно нижней составляющей в управляемом и устойчивом независимом полете.
При такой конструкции и расположении 105 верхнего и нижнего компонентов, оба компонента изначально
устанавливаются и фиксируются относительно друг друга таким образом, чтобы композитный самолет при
взлете делал это с крыльями обоих компонентов, эффективно способствующими достижению требуемой
общей подъемной силы. В более ранней спецификации 4 Q 91951 402,951 было указано, что было бы
нецелесообразно устанавливать верхний компонент изначально относительно нижнего компонента таким
образом, чтобы крылья верхнего компонента имели значительно больший угол атаки, чем крылья нижнего
компонента, поскольку это создало бы трудности во время взлета и на начальном этапе полета композитного
самолета из-за того, что крылья верхнего компонента находились бы в сваливающемся состоянии и не только
неэффективно способствовали бы достижению требуемой общей подъемной силы, но и могли бы вызвать
серьезные помехи в управлении композитным самолетом в целом.
Целью настоящего изобретения является создание композитного летательного аппарата описанного выше
типа, в котором крылья двух компонентов могут быть расположены таким образом, чтобы при достижении
определенной скорости коэффициент подъемной силы крыльев верхнего компонента был достаточен для его
безопасного отрыва без необходимости увеличения указанного коэффициента подъемной силы по
отношению к коэффициенту подъемной силы крыльев нижнего компонента и без потери эффективности во
время взлета и начального этапа полета композитного летательного аппарата.
Согласно данному изобретению, крылья верхнего компонента установлены в фиксированном положении
относительно крыльев нижнего компонента, что исключает срыв потока на крыльях верхнего компонента,
когда крылья нижнего компонента находятся в положении максимальной подъемной силы. Этот эффект
достигается за счет использования крыльев с различными характеристиками для двух компонентов, причем
крылья верхнего компонента имеют сечение и удлинение, обеспечивающие...
Относительно широкий угловой диапазон между углом отсутствия подъемной силы и углом максимальной
подъемной силы h 5, в то время как крылья нижней составляющей сконструированы с таким профилем крыла
и удлинением, что приводит к относительно узкому угловому диапазону между углом отсутствия подъемной
силы и углом максимальной подъемной силы.
Тип профиля крыла, используемый при изготовлении крыльев верхней части самолета для обеспечения
относительно широкого углового диапазона между углом отсутствия подъемной силы и углом максимальной
подъемной силы, как правило, представляет собой высокоэффективный профиль с толстым сечением, однако
следует понимать, что не все толстые или высокоэффективные профили обладают этой характеристикой.
Относительно широкий угловой диапазон между углом отсутствия подъемной силы и углом максимальной
подъемной силы также может быть получен с помощью щелей или других устройств для увеличения
кольцевого диапазона между углом отсутствия подъемной силы и углом максимальной подъемной силы.
Ниже приведены примеры профилей крыла, подходящих для изготовления крыльев верхней части самолета,
обладающих желаемой характеристикой относительно широкого углового диапазона между углом отсутствия
подъемной силы и углом максимальной подъемной силы: 70 (i) Профиль крыла, такой как профиль Fokker F
VII, который при удлинении 6 имеет угловой диапазон приблизительно 260° между углом отсутствия
подъемной силы и углом максимальной подъемной силы. Максимальная подъемная сила 7; Этот
аэродинамический профиль имеет толстое сечение с максимальной толщиной приблизительно 200,5 мм от
хорды.
(i H) Аэродинамический профиль, такой как известный как профиль Гиоттингена 387, который при удлинении
80, равном 6, имеет угловой диапазон приблизительно 230 между углом отсутствия подъемной силы и углом
максимальной подъемной силы.
Этот профиль имеет довольно толстое сечение с максимальной толщиной приблизительно 8, что составляет
около 15 % хорды. Тип профиля, имеющий относительно узкий угловой диапазон между углом отсутствия
подъемной силы и углом максимальной подъемной силы, который подходит для конструкции крыльев нижней
части крыла, как правило, будет иметь лишь умеренный коэффициент максимальной подъемной силы и, как
правило, будет иметь сечение малой или умеренной толщины по сравнению с профилем, используемым для
крыльев верхней части крыла.
Относительно узкий угловой диапазон между углом отсутствия подъемной силы и углом максимальной
подъемной силы может быть также получен за счет использования закрылков или других устройств для
уменьшения углового диапазона между углом отсутствия подъемной силы и углом максимальной подъемной
силы.
Таким образом, если профиль крыла снабжен закрылком, который изначально находится под положительным
или нисходящим углом к профилю, но перемещается вверх (механически или автоматически) по мере
увеличения скорости воздуха, то угловой диапазон между углом отсутствия подъемной силы и углом
максимальной подъемной силы, как правило, будет уменьшен по сравнению с соответствующим угловым
диапазоном аналогичного профиля крыла без закрылка. Ниже приведены примеры профилей крыла,
обладающих желаемой характеристикой относительно узкого углового диапазона между углом отсутствия
подъемной силы и углом максимальной подъемной силы: (i) Профиль крыла, такой как известный как профиль
RAF-15, который при удлинении 6 имеет угловой диапазон приблизительно 17° между углом отсутствия
подъемной силы и углом максимальной подъемной силы.
Этот аэродинамический профиль имеет тонкое сечение с максимальной толщиной приблизительно 125 6,5°
хорды. (ii) Аэродинамический профиль, такой как известный как аэродинамический профиль R AX 34, который
при удлинении 6° имеет угловой диапазон приблизительно 160° между углом 130° 402,95° отсутствия
подъемной силы и углом максимальной подъемной силы, еще больше увеличивая подъемную силу на
крыльях. Этот аэродинамический профиль имеет умеренно толстое сечение с максимальной толщиной выше
веса этого компонента, в то время как приблизительно 1,3% хорды подъемной силы на крыльях нижнего
компонента будет уменьшено - ниже 'o', обычно имея относительно узкий диапазон углов между углом
отсутствия подъемной силы на верхнем компоненте и углом максимальной подъемной силы, но компонент
достиг или превысил минимально необходимый для обеспечения безопасного i O имеет относительно
широкий угловой диапазон разделения двух компонентов, m 5 между углом отсутствия подъемной силы и
фиксирующим устройством, обеспечивающим максимальную подъемную силу двух компонентов, может быть
отпущен, и (i) Аэродинамический профиль, такой как известный как верхний компонент, будет запущен в
аэродинамическом профиле RAF 15 с прорезью (раздельное полетное оптимальное положение), который, в
данном случае, имеет угловой диапазон приблизительно 2710 между углом его недостаточной подъемной
силы и углом отсутствия подъемной силы и углом максимальной подъемной силы двух компонентов, таким
образом, будет равен 2°. (ii) Аэродинамический профиль, такой как известный как аэродинамический профиль
RAF 31 с прорезью (в данном случае, в конкретном композитном самолете, это аэродинамический профиль,
расположенный в оптимальном положении), который, в данном случае, будет запущен в аэродинамическом
профиле RAF 15 с прорезью (раздельное полетное положение), который, в данном случае, имеет угловой
диапазон приблизительно 2710°. изложено ниже.
Приблизительно 300° между углом отсутствия подъемной силы и углом максимальной подъемной силы, а
также сопроводительными чертежами, на которых фиг., изобретение будет описано далее более подробно со
ссылкой на чертежи, в которых
Следует понимать, что либо фиксированные прорези 1, 3, 5 и 7 представляют собой схемы, иллюстрирующие
различные профили аэродинамических поверхностей, либо для этих профилей могут использоваться
переменные прорези.
Увеличение углового диапазона между 2, 4, 6 и 8 соответствует углу отсутствия подъемной силы и углу
максимального подъема, показывая изменение коэффициента подъемной силы или подъемной силы
профиля. Если используются переменные щели, то профили могут быть расположены таким образом, чтобы
их можно было задавать в зависимости от угла атаки. Диаграммы сечения профиля и кривые коэффициента
подъемной силы взяты из справочника Королевского авиационного общества Handing, который был
разработан для того, чтобы иметь различные аэродинамические характеристики, как указано, два профиля,
известные как профиль Fokker F VII.
Компоненты будут установлены в таком соотношении друг к другу, что когда два компонента к концам и
поперечному сечению будут соединены вместе, готовые к полету, как показано на рисунке, взятом из
центральной части композитного самолета 105, крылья двух компонентов будут находиться на уровне или
приблизительно на уровне их углов максимальной подъемной силы при монопланной конструкции. Таким
образом, когда толщина композита составляет приблизительно 20% от хорды полета 110, ни один из
компонентов не будет находиться в состоянии сваливания, а затем, по мере ускорения профиля крыла с
углом атаки, угол атаки крыльев обоих компонентов будет уменьшен. Этот профиль имеет толстый профиль и
особенно подходит для 115 различных характеристик крыльев в случае этого. Таким образом, когда толщина
композита составляет приблизительно 20% от хорды полета 110, ни один из компонентов не будет находиться
в состоянии сваливания, а затем, по мере ускорения профиля, угол атаки крыльев обоих композитных
самолетов Fokker F VII будет уменьшаться. Эта кривая получена из модельных испытаний, и компоненты
будут реагировать с удлинением 6. В случае 115 различные характеристики крыльев в данном случае В ходе
модельных испытаний двух компонентов, коэффициент линейности показывает, что угол сваливания
несколько больше, когда угол атаки уменьшается быстрее, чем когда угол атаки крыла верхнего компонента, и
по мере уменьшения угла атаки и увеличения скорости композитного самолета, показанного на рисунке F-i 2,
крылья верхнего компонента будут сваливаться быстрее, чем когда угол атаки увеличивается.
угол атаки a показан в общей требуемой подъемной силе. При определенном угле и коэффициенте
подъемной силы i T, в единицах, который может быть рассчитан в обычных британских единицах, будет
видно, что полет 125 или в результате пикирования на угол n-o подъемная сила является приблизительной -8
степенью - необходимой, крылья верхней и нижней частей. Угол максимальной подъемной силы
приблизительно равен -180. Угловой диапазон P 2 равен его весу. После этого, по мере того, как расстояние
между этими углами атаки составляет G 5 - скорость композитного профиля, подъемная сила уменьшается
приблизительно до Q 6 O'-130. На рис. 3 показано поперечное сечение профиля, известного как Gittingen 387.
Это профиль довольно толстого сечения, подходящий для конструкции моноплана.
Максимальная толщина составляет приблизительно % от длины хорды.
На рис. 4 показана кривая, демонстрирующая изменение коэффициента подъемной силы профиля G6 Ttingen
387 в зависимости от угла атаки. Кривая получена на основе модельных испытаний и соответствует
удлинению 6. Видно, что угол отсутствия подъемной силы составляет приблизительно 70°, а угол
максимальной подъемной силы — приблизительно 16°. Таким образом, угловой диапазон R между этими
Соседние файлы в папке патенты