Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_11815
.pdf
двумя углами атаки составляет приблизительно 230°.
На рис. 5 показано поперечное сечение профиля крыла, известного как аэродинамический профиль RAF 15.
Этот профиль имеет относительно тонкое сечение, максимальная толщина которого составляет всего около
6,5° хорды. Таким образом, этот профиль в основном подходит для строительства бипланов.
На рис. 6 показана кривая, отображающая изменение коэффициента подъемной силы профиля RAF 15 в
зависимости от угла атаки. Кривая получена на основе модельных испытаний и соответствует удлинению 6.
Видно, что угол отсутствия подъемной силы составляет приблизительно -20°, а угол максимальной
подъемной силы — приблизительно 15°. Таким образом, угловой диапазон R между этими двумя углами атаки
составляет приблизительно 17°.
На рис. 7 показано поперечное сечение профиля крыла, известного как аэродинамический профиль RAF 34.
Это пример аэродинамического профиля средней толщины, применимого для монопланов или бипланов.
Максимальная толщина составляет приблизительно 13 % от хорды.
На рис. 8 показана кривая, демонстрирующая изменение коэффициента подъемной силы профиля RAF 34 в
зависимости от угла атаки. Кривая получена на основе модельных испытаний и соответствует удлинению 6.
Видно, что угол отсутствия подъемной силы составляет приблизительно -1°, а угол максимальной подъемной
силы — приблизительно 15°. Таким образом, диапазон углов атаки R8 между этими двумя углами составляет
приблизительно 16°. Следует отметить, что профили, на которые ссылаются рис. 1-8, выбраны лишь в
качестве примеров профилей, обладающих характеристиками, упомянутыми выше. Выбор профилей, которые
будут использоваться для верхней и нижней частей составного самолета соответственно, на практике будет
определяться в зависимости от общей конструкции и желаемых характеристик двухкомпонентного самолета.
В каждом случае, однако, профили двух компонентов будут выбираться в соответствии с Изобретение
позволяет значительно расширить угловой диапазон между углом отсутствия подъемной силы и углом
максимальной подъемной силы в случае верхней составляющей, чем в случае нижней составляющей.
Следует также отметить, что профили крыла будут выбираться с учетом удлинения, используемого для
крыльев верхней и нижней составляющих. Увеличение удлинения профиля в целом приведет к увеличению
коэффициента максимальной подъемной силы, но одновременно уменьшит угловой диапазон между углом
отсутствия подъемной силы и углом максимальной подъемной силы. Таким образом, на практике профили
крыла для двух составляющих летательных аппаратов будут выбираться в зависимости от используемых
удлинений таким образом, чтобы получить желаемую разницу в угловом диапазоне между углами отсутствия
подъемной силы и углами максимальной подъемной силы.
Следующий пример иллюстрирует применение изобретения в случае конкретного композитного самолета, в
котором для крыльев верхнего и нижнего компонентов используются профили Fokker F VII и F 34
соответственно. Следует отметить, что приведенные ниже цифры являются приблизительными и
предназначены лишь для иллюстрации объясненного принципа. Подъемная сила хвостового оперения и т. д.
не учитывается. Предполагается, что крылья имеют кривые коэффициента подъемной силы, показанные на
рис. 2 и 8 соответственно, и что сильно нагруженный верхний компонент, который необходимо запустить,
имеет минимальную скорость полета, которая на 50% выше, чем у композитного самолета. Также
предполагается, исключительно для простоты, что оба компонента имеют одинаковый общий вес.
Пусть W = общий вес каждого компонента.
Al = Площадь крыла верхней составляющей i G A 2 = Площадь крыла нижней составляющей.
Vm — минимальная скорость полета конических летательных аппаратов.
1.
u 5 Vp=Минимальная скорость полета компонента 115 -ipper.
p = Плотность воздуха.
В соответствии с изложенными выше принципами, два компонента будут установлены относительно друг
друга таким образом, что во время взлета составного летательного аппарата крылья обоих компонентов
будут работать с максимальными коэффициентами подъемной силы. Это происходит при углах атаки
приблизительно 180° в случае 125° для верхнего компонента и 15° в случае нижнего компонента, так что
крылья верхнего компонента будут установлены под углом атаки, большим на 30°, чем крылья нижнего
компонента. Максимальные коэффициенты подъемной силы двух профилей составляют 0,73° и 0,51°
соответственно (см. рис. 2 и 8).
Соотношение площадей крыльев определяется следующими двумя уравнениями, которые описывают
условия горизонтального полета при минимальной скорости полета как для отдельного верхнего элемента,
так и для комбинированного летательного аппарата соответственно:
W=p A, 0 73 ( 1 5 V,,)2 2 W=p A 1 0 71 V 2 +p A 2 0 51 Vn 2 A 2 = 2 x O 7 13 x 1 52-0 73 A -5 A, 0.51 т.е. площадь
крыла нижнего компонента будет в пять раз больше площади верхнего компонента.
Когда композитный самолет достигает минимальной скорости полета, пропорции, в которых два компонента
вносят вклад в общую требуемую подъемную силу, будут следующими, принимая Lo за подъемную силу
крыльев верхнего компонента и L2 за подъемную силу крыльев нижнего компонента: -_ p AI O 73 Vm 2 -o 286 L
2 p 5 Ai 051 Vm 2 Li+L 2 = 2 Вт L= 0 445 Вт L 2 = 1 555 Вт Если IR — реакция между двумя компонентами, то 11
=W -L,=L -W= 0 555 Вт, то будет действовать сила 0 555 Вт, стремящаяся предотвратить разделение двух
компонентов.
Однако по мере увеличения скорости композитного самолета выбор профилей крыла также становится более
точным.
Применение данного изобретения приведет к увеличению подъемной силы верхнего компонента и
уменьшению подъемной силы нижнего компонента до тех пор, пока при определенной скорости полета
(которая будет превышать минимальную скорость полета верхнего компонента) каждый компонент не начнет
поднимать только свой собственный вес. По мере дальнейшего ускорения композитного самолета подъемная
сила верхнего компонента будет уменьшаться.
Величина одной составляющей станет больше, чем величина другой составляющей, и возникнет
результирующая сила, стремящаяся разделить эти две составляющие.
Таким образом, например, когда составной самолет разогнался до скорости (V), при которой углы атаки
крыльев двух компонентов составляют 1° (нижний) и 4° (верхний), пропорции, в которые два компонента
вносят вклад в требуемую общую подъемную силу, определяются следующим образом: Коэффициент
подъемной силы крыльев верхнего компонента (см. рис. 2) = 0,455; Коэффициент подъемной силы крыльев
нижнего компонента (см. рис. 8) = 0,075; Общая подъемная сила = ρA² + ρV² + ρA² + ρV² = 2ρA² + ρV² = 0,075;
ρA² = 0,073 (1,5 Вм)²; ρT² = 2ρ - 0,73 ρV² = 0,455 + 5ρV² + 0,076 м; ρV² = 1,99 Вм; ρT² = 0,99 Вм. Тогда, если L =
Подъемная сила крыльев верхнего компонента L 2 = Подъемная сила крыльев нижней составляющей L, 0 455
L 2; X 0075 1 +=L,= 2 W 70 L,= 1 1 W L 2 = O 9 W Если T — сила натяжения между двумя составляющими, то
T=L, -W=W-L 2 = 0 1 W, 75 таким образом, при скорости полета, приблизительно вдвое превышающей
минимальную скорость полета композитного самолета, верхняя составляющая будет поднимать больше
собственного веса, и будет действовать сила приблизительно 80 0,1 W, стремящаяся разделить две
составляющие.
Когда составной самолет дополнительно разгоняется до скорости (V2), при которой углы атаки крыльев 85
двух компонентов составляют 0,50° (нижнее) и 3,50° (верхнее), распределение подъемной силы между двумя
компонентами определяется следующим образом:
Коэффициент подъемной силы крыльев верхней составляющей (см. рис. 2) = 0,435 Коэффициент подъемной
силы крыльев нижней составляющей (см. рис. 8) = 0,055 Общая подъемная сила = πA 1 0,435 V 22 + π,5A
1,0055 V 2 Z = 2 W 95 = 2 πA, 0,73 ( 1,5 Вм)2 2 x 0,073 x 1,5246 Vi -V 22 = V a 1)a 2 = 4,62 V,,2 0,4,35 5 x 0,06 5 V
1 = 2,15 В.
Тогда, если L = Подъемная сила крыльев верхней составляющей 0,00, то L = Подъемная сила крыльев
нижней составляющей, то L = L = 435 ч, G = 35,5 л, 11 + L = 2 Вт, t L = 1,225 Вт, r L = 0,775 Вт, 105 т, 1.
Таким образом, при скорости полета, приблизительно в 2,15 раза превышающей минимальную скорость
полета составного самолета, верхняя составляющая будет иметь избыточную подъемную силу, равную 0,225
Вт, умноженной на собственный вес, в то время как нижняя составляющая будет иметь дефицит подъемной
силы на ту же величину; таким образом, возникнет сила приблизительно 0,225 Вт, стремящаяся разделить
две составляющие.
Как видно, по мере увеличения скорости композитного самолета 1 i 5 подъемная сила крыльев верхнего
компонента будет постоянно возрастать, в то время как подъемная сила крыльев нижнего компонента будет
постоянно уменьшаться из-за различий в характеристиках аэродинамических масел, выбранных в
соответствии с изобретением. Характеристики композитного самолета 1 402,9561 обычно таковы, что он
может достигать скоростей, которые могут быть надлежащим образом использованы в горизонтальном
полете, превышающих скорость, указанную в настоящем изобретении.
Минимальная скорость, при которой два компонента будут стремиться к разделению, но в любом случае
скорость составного летательного аппарата может быть увеличена путем пикирования до тех пор, пока не
будет достигнуто безопасное разделение компонентов и независимое управление полетом верхнего
компонента. Например, могут быть предусмотрены средства для предотвращения полного освобождения
блокирующего механизма. Как объяснено выше, блокирующий механизм, скрепляющий два компонента
вместе, может быть организован для освобождения в любое желаемое время после того, как составной
летательный аппарат достиг скорости, при которой верхний компонент имеет избыточную подъемную силу, и
в обоих компонентах есть средства.
-сила, действующая между двумя компонентами. Следует также понимать, что при попытке их разделения
будет видно, что при использовании фиксирующих средств верхний компонент, описанный в Спецификации
№ 12013/32 (серийный номер 400292), может немедленно отделиться от нижнего компонента. Этот метод
используется в сочетании с методом безопасного полета и отсутствия сваливания в соответствии с
настоящим изобретением. При объединении этих методов безопасный верхний компонент может, при
желании, летать под углом атаки, увеличивая коэффициент подъемной силы крыльев в области,
соответствующей максимальному соотношению подъемной силы/сопротивления, и, если конструкция крыльев
верхнего компонента позволяет запускать его таким образом, чтобы он обладал характеристиками,
отличными от характеристик крыльев верхнего компонента. В момент отделения двух компонентов Нижний
компонент в меньшей степени, чем компоненты, нижний компонент будет деформирован, чем потребовалось
бы, если бы метод был эффективен в плане подъемной силы, и, таким образом, будет стремиться к
отклонению в соответствии с одним или другим из изобретений от верхнего компонента. Как только два
компонента будут использованы по отдельности, пилот нижнего компонента композитного самолета сможет,
путем манипулирования своими органами управления, увеличить подъемную силу на самолете амфибийного
типа.
нижний компонент в необходимой степени. Теперь, подробно описав и определив характер моего
изобретения и способ его установки на нижний компонент с помощью трех точек крепления и фиксации, я
заявляю, что не предъявляю никаких дополнительных претензий к чему-либо, заявленному в моей заявке №
12,013132 (серийный номер 400,292), i 05
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_402952.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=402952&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB402952A
[]
i ДОПОЛНЕННАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Перепечатано с изменениями в соответствии с разделом 8 Законов о патентах и промышленных образцах
1907–1932 гг., ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Дата подачи заявки: 14 января 1933 г. № 1338/33.
Фотография слева: 9 июня 1933 года.
402,952 Завершено: 14 декабря 1933 г.
ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования, касающиеся фар дорожных и других транспортных средств.
Я, Джордж Х. Э. Фиман, проживающий по адресу: «Cameo», West Avenue, Clackton-on-Sea, подданный
Великобритании, настоящим заявляю, что данное изобретение имеет следующую природу: данное
изобретение относится к фарам для дорожных и других транспортных средств и имеет своей целью
обеспечить их светящимся сигнальным устройством, которое указывает, горит ли лампа или нет, а также
служит сигналом для других участников дорожного движения, когда свет от фары заслоняется бликами или
ослеплением от внешних источников освещения.
Согласно данному изобретению, передняя часть фары указанного типа снабжена съемным прозрачным или
полупрозрачным выступом, который выступает за пределы стекла или линзы фонаря, так что он виден
водителю или пассажиру транспортного средства и освещается светом от фары, тем самым указывая, горит
ли лампа или нет, а также образует световой сигнал для других участников дорожного движения, когда свет от
фары заслоняется бликами или ослеплением, создаваемым сильным внешним освещением, таким как фары
проезжающих транспортных средств.
Удлинитель выполнен в виде отдельного крепления t 30, предназначенного для установки на передней части
фары таким образом, чтобы выступать за пределы и более или менее окружать переднее стекло или линзу, и
выполнен из красного или другого подходящего по цвету полупрозрачного материала 35 или покрыт им, так
что он освещается светом, излучаемым фарой, и таким образом указывает водителю транспортного средства,
горит ли фара или нет, а также служит визуальным сигналом для других участников дорожного движения.
В одном удобном варианте конструкции в соответствии с настоящим изобретением, применимом к фарам
велосипедов или подобных устройств, удлинение выполнено в виде зажима из целлулоида или другого
подходящего полупрозрачного материала, образующего крепление, которое легко крепится к передней части
фары таким образом, чтобы окружать и выступать за верхнюю часть 50 и боковые стороны переднего стекла
или линзы, при этом нижняя часть крепления имеет определенную форму или вырезана, чтобы избежать
перехвата направленного вниз света от фары 55. В другом варианте конструкции крепление может включать
металлическую раму, которая предназначена для подпружинивания или иного крепления к передней части
фары и покрыта красным стеклом, целлулоидом или 60 другим подходящим полупрозрачным материалом.
Дата: 12 января 1933 года.
ELT & Co, дипломированные патентные поверенные, Бедфорд-Роу, 14, Лондон, W G 1, агенты заявителя.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ (С ИЗМЕНЕНИЯМИ).
Усовершенствования в области и в отношении стандартов Eead Aixmps для дорожных и других транспортных
средств.
Я, Джордж Хоффман, проживающий по адресу: «Cameo», Вест-авеню, Клэктон-он-Си, Эссекс, подданный
Великобритании, настоящим заявляю, что характер данного изобретения и способ его осуществления должны
быть подробно описаны и установлены в следующем заявлении:
Данное изобретение относится к фарам для дорожных и других транспортных средств, снабженным
выступающими элементами, напоминающими козырьки, которые выступают вперед за передние стекла или
линзы фонарей, освещаясь светом от фонаря и давая водителю понять, горят ли лампы или нет, а также
служа сигналом для других участников дорожного движения.
1
Целью настоящего изобретения является создание очень дешевого, простого и эффективного светового
индикаторного и сигнального устройства, подобного описанному, которое легко применимо для фар
велосипедов и других транспортных средств.
Ранее было предложено создать устройство указанного типа, в котором прозрачный или полупрозрачный
колпак крепится с помощью зажима, предназначенного для подпружинивания и фиксации на ободке или
другой передней части лампы. Согласно данному изобретению, прозрачный или полупрозрачный колпак,
подобный колпаку, используемый в фарах велосипедов и других транспортных средств, включает в себя
съемное кольцо, предназначенное для привинчивания или аналогичного соединения с передней частью
фары, так что колпак выступает вперед за переднее стекло или линзу и образует визуальный сигнал,
указывающий водителю или пассажиру транспортного средства, горит ли лампа или нет, а также световой
сигнал для других участников дорожного движения; усовершенствованное крепление изготавливается в
различных размерах для адаптации к использованию с лампами различных размеров.
Прилагаемый чертеж иллюстрирует вариант осуществления изобретения, примененный к электрической
велосипедной фаре известной конструкции.
Как показано на рисунке Low-n, полупрозрачное или прозрачное расширение включает в себя щелевой или
перфорированный фланец, который образован внутри с фланцевым винтовым кольцом, с помощью которого
переднее стекло лампы или линза закреплены в передней части лампы, которая образует корпус для лампы
накаливания, и устанавливается, как обычно, на передней части батарейного отсека.
Как показано на рисунке, перфорированный фланец j образован горизонтальным продолжением
вертикального фланца k' кольца k, то есть fre.
Конец фланца j имеет внутреннюю фланцевую форму, образующую опору для полосы a из целлулоида или
другого белого или тонированного полупрозрачного материала, которая подпружинена, приклеена или иным
образом закреплена во фланце j таким образом, чтобы образовать остекление для отверстий или окон j 2 в
нем, в то время как нижняя часть фланца j имеет форму или вырезана таким образом, чтобы избежать
перехвата направленного вниз света от фары.
— Теперь, подробно описав и определив природу моего изобретения и то, каким образом оно
предназначено…
Соседние файлы в папке патенты