Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_11937
.pdf
Если распределитель не сможет найти свободное соединение в требуемой группе, он останавливается на
последних контактах, связанных с группой 1F, путем срабатывания реле Т через ползунок 6 и
соответствующего контакта, соединенного проводом. LCl или LC2 и реле LO параллельно с неиндуктивным
сопротивлением. Реле LC срабатывает и размыкает контакт Uc5 в цепи магнита ALM. Контакт 1c2 размыкает
цепь реле TE, контакт 1c2 замыкает цепь на провод PS для запуска генератора импульсов, который
периодически замыкает цепь на провод EP, причем заземление проходит через контакт Wc3 и замыкает
накоротко реле T и TA. Контакт Mc4 размыкает цепь реле SS.
Соответствующий счетчик переполнения FOM срабатывает до того, как реле TA отпустит контакт 3, при этом
счетчики переполнения подключаются к последним контактам, связанным с группой искателей линий, а
контакт 7 обеспечивает остановку распределителя на контактах, соответствующих нужной группе. После того,
как реле T и TA сработают, реле SS сработает, а при контакте SS3 сработает реле 1B. В конце импульса
сработает реле LO. Теперь игрок, выбравший место, переходит на следующую обычную позицию.
Если устройство поиска линии не находит вызывающую линию в течение заданного времени после ее ввода в
эксплуатацию, срабатывает тепловое реле TH, и замыкание его контакта thl приводит в действие реле F,
включенное последовательно с сигнальной лампой AL, которая загорается, и сигнальное реле (не показано),
которое подает сигнал тревоги. Контакт /1 размыкает цепи реле TH и B и блокирует реле F, а контакт 12
размыкается, предотвращая повторное включение устройства распределения при размыкании реле B.
Лампочка AL указывает, какой из распределителей удерживается в режиме uP, и реле F можно отпустить, а
лампочку погасить, замкнув пружины тестового домкрата, подключенные к реле. Затем участник
распределения продолжает работу, как описано для обычной процедуры.
В настоящем документе не утверждается, что предусмотренные правила, согласно которым, если ожидается
дальнейший вызов для использования искателя, распределитель после освобождения начинает поиск
следующего свободного искателя без предварительного возвращения в нормальное состояние в некоторых
случаях, но с последующим повторным поиском в других случаях, не являются основанием для каких-либо
претензий. de для способа проверки и включения свободного искателя с помощью быстродействующего реле
и управления вспомогательным испытательным реле.
Подробно описав и определив природу нашего изобретения и способ его осуществления, мы заявляем, что
то, что мы
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_400734.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=400734&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB400734A
[]
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Дата подачи заявления: 21 июля 1932 года. № 20,582/32.
Фотография слева: 20 июля 1933 года.
Завершено: ноябрь.
2,
1933.
ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
400,734 Усовершенствования в производстве стульев, табуретов, столов и тому подобного.
Я, Фред Альберт Сакселри, проживающий по адресу: Джордан Уэлл, 26, Ковентри, подданный
Великобритании, настоящим заявляю, что данное изобретение имеет следующую природу: Данное
изобретение относится к усовершенствованиям опор или каркасов для стульев, табуретов, столов и тому
подобного, которые я составляю из трех или более пар компонентов, закрепленных в центре или около него
на одном или нескольких кольцах, трубках, гайках, блоках или тому подобном; два компонента, составляющие
каждую пару элементов, закреплены соответственно на противоположных сторонах колец или тому подобного
и оттуда простираются вверх и наружу на 1,5 для поддержки сиденья или столешницы, и вниз и наружу, чтобы
встретиться в общей точке, образуя ножки.
Каждый компонент может представлять собой цельную деталь или состоять из двух или более частей;
верхние концы каждой пары компонентов могут выступать наружу над кольцами и тому подобными
элементами и сходиться в одной общей точке на одной линии с ножками и таким же образом; или же могут
изгибаться наружу в противоположных направлениях, чтобы поддерживать сиденье или столешницу.
Целью данного изобретения является создание простой формы каркаса для описанных выше изделий,
которая одновременно является прочной и жесткой.
В одном из улучшенных вариантов рама состоит из двух металлических колец, в каждом из которых
просверлено по шесть отверстий, расположенных на расстоянии нескольких дюймов друг от друга, к которым
прикреплены три пары металлических ножек, изготовленных из полосового материала. Каждый компонент
каждой пары ножек крепится к двум кольцам с помощью заклепок, болтов или подобных приспособлений с
противоположных сторон кольца. Затем эти полосы материала простираются вверх и наружу, сходясь в одной
точке, и вниз и наружу, сходясь в другой общей точке и образуя опоры. Верхние общие точки крепления
прикрепляются к столу, сиденью или подобному предмету. В такой форме будет три общие точки вверху и три
внизу. Чтобы эти три пары ног можно было закрепить таким образом, одна нога из каждой пары должна была
бы перекрещиваться или переплетаться с соседней инэмхер другой пары.
В другом варианте нижняя часть конструкции была бы аналогична описанной выше, за исключением того, что
в верхней части за верхним кольцом, вместо того чтобы составляющие части сходились в одну точку при
изгибе вверх и наружу, они изгибались бы вверх и наружу, расходясь друг от друга, образуя шесть отдельных
точек прикрепления вместо трех.
Можно использовать более трех пар ножек, что пропорционально увеличит количество точек опоры.
Компоненты, образующие каждую пару ножек, могут быть выполнены из цельного куска или состоять из двух
или более частей, и вместо колец, к которым они крепятся, в качестве распорок между ними могут
использоваться гайки, трубки или даже сплошные блоки и тому подобное.
Дата: 20 июля 1932 года.
Ф. А. Сакселби.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования в производстве стульев, табуретов, столов и тому подобного.
Я, Альберт Сакселби, проживающий по адресу: Джордан Уэлл, 26, Ковентри, гражданин Великобритании,
настоящим заявляю, что характер данного изобретения и способ его осуществления будут подробно описаны
и установлены в следующем заявлении: Данное изобретение относится к усовершенствованию
нерегулируемых опор или каркасов для стульев и является модификацией [Priee 11-] /Tó!, ('-/2, описанного в
моей предыдущей спецификации].
326,442. Согласно данному изобретению, я изготавливаю табуреты, столы и тому подобное, опираясь на
вертикальную ось, состоящую из трех или более пар компонентов, закрепленных на одном или нескольких
кольцах, трубках, гайках, блоках или тому подобном: два компонента, образующие каждую пару элементов,
закреплены соответственно на диаметрально противоположных частях колец или тому подобного и оттуда
простираются вверх - 1 7v-ic7 2k-) U1 400,734 и наружу друг от друга, поддерживая сиденье или столешницу, и
вниз и наружу, но сходясь друг с другом, образуя ножки; в качестве альтернативы, верхние концы каждой
пары компонентов, простирающиеся наружу над кольцами и тому подобным, могут сходиться вместе и
соединяться таким же образом, как и ножки. Каждый компонент может представлять собой цельную деталь
или состоять из двух или более частей.
Целью данного изобретения является создание простой формы каркаса для описанных выше изделий,
который одновременно является прочным и жестким.
В усовершенствованном варианте, показанном на рисунке 1, рама включает в себя два металлических кольца
1 и 6, в каждом из которых просверлено шесть отверстий, расположенных на небольшом расстоянии друг от
друга, к которым прикреплены три пары металлических ножек 2, изготовленных из полосового материала.
Каждый компонент каждой пары ножек крепится к диаметрально противоположным частям двух колец 1 и f1 с
помощью заклепок или болтов 3.
Затем эти ленточные перекладины продлеваются вверх и наружу, отходя друг от друга, образуя шесть точек
крепления 4, и вниз и наружу, но сближаясь друг с другом, чтобы встретиться в точках 5, образуя опоры.
Верхние концы крепятся к столу, сиденью или подобному изделию любым подходящим способом.
В такой форме будет шесть точек крепления: 4 сверху и три точки: 5 снизу. Чтобы эти три пары ножек можно
было закрепить таким образом, они перекрещиваются или переплетаются, как показано на рисунке.
В другом варианте, показанном на рисунке 2, рама была бы аналогична описанной выше, за исключением
того, что в верхней части над верхним кольцом 1, вместо того, чтобы части каждого компонента изгибались
друг от друга диаметрально, как показано на рис. 1, они сходились бы в точку, подобную zr ножкам 5,
показанным на рис. 1, по мере того, как они изгибаются вверх и наружу. Можно использовать любое
количество пар ног, превышающее три. На рисунке 3 показан вид сверху трех пар компонентов 2,
закрепленных на шестигранных гайках 1 и 6.
Компоненты, образующие каждую пару из 50 элементов ножек, могут быть выполнены из цельного куска или
состоять из двух или более частей, и вместо колец 1 и 6, к которым они крепятся, в качестве распорок между
ними могут выступать одна или несколько гаек, трубок или даже сплошных блоков и тому подобное. В
качестве альтернативы, рамку, показанную на рисунке 1, можно использовать перевернутой.
Теперь, подробно описав и определив природу моего изобретения и то, каким образом оно предназначено...
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_400735.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=400735&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB400735A
[]
acSERY CQwPsf
ИЗМЕНЕННАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Перепечатано с поправками в соответствии с решением помощника контролера, действующего от имени
генерального контролера, от восемнадцатого мая 1938 года, согласно разделу 21 Законов о патентах и
промышленных образцах 1907–1932 годов.
(Поправки выделены стертым курсивом.) ) СПЕЦИФИКАЦИЯ ПАТЕНТА
Дата проведения съезда (США): декабрь. 31, 1931.
400,735 Дата подачи заявления (в Соединенном Королевстве): 22 июля 1932 года. № 20744/32.
Принято к публикации: ноябрь.
2,
1936.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Усовершенствования в области авиации или относящиеся к ней. Мы, Гарольд Болас, подданный
Великобритании, и Рурнут Джон Гудман Крауч, подданный Великобритании, оба проживающие по адресу: а/я
375, Паутакет, Род-Айленд, Соединенные Штаты Америки, настоящим заявляем о характере данного
изобретения и о способе его осуществления, которые будут подробно описаны и установлены в следующем
заявлении:
Настоящее изобретение относится к усовершенствованиям летательных аппаратов и имеет своей целью
создание летательных аппаратов тяжелее воздуха, способных «зависать», то есть поддерживаться на малой
или нулевой скорости относительно земли, и которые могут подниматься или опускаться практически
вертикально, сохраняя при этом нормальное положение фюзеляжа и обычные характеристики
грузоподъемности и максимальной скорости, характерные для ранее использовавшихся летательных
аппаратов. Наши усовершенствования касаются, в частности, того типа самолетов, для которых предлагается
снизить вероятность сваливания или минимальную скорость полета за счет того, что поток воздуха от
воздушного винта или пропеллера будет воздействовать практически на всю основную несущую поверхность,
создавая подъемную силу.
Ранее в связи с этим предлагалось разместить ряд воздушных винтов вдоль передней кромки крыла таким
образом, чтобы воздушный поток воздействовал практически на всю поверхность крыла или основную
несущую поверхность. Также было предложено обеспечить возможность зависания, вертикального подъема и
спуска летательных аппаратов с помощью различных вертолетных конструкций, в которых плоскость
вращения воздушных винтов практически горизонтальна, а направленная вниз тяга непосредственно
поддерживает вес машины. В таких конфигурациях воздушный поток полностью отводится от управляющих
поверхностей, если они расположены в нормальном положении, и, следовательно, управление обычным
способом невозможно.
[Цена 11-] Было также предложено установить 45 воздушных винтов с фиксированным наклоном к фюзеляжу,
чтобы обеспечить восходящие и передние составляющие тяги на крыле или основных несущих поверхностях,
угол наклона которых можно было регулировать, но в этом случае 50 передних и задних управляющих
поверхностей, а также рулевых поверхностей, полностью находились вне зоны обтекания, и адекватный
контроль на малых передних скоростях таким способом был невозможен.
Более того, при высокой скорости или малом угле атаки, в зависимости от углового положения крыла, либо
задняя часть фюзеляжа будет загнута вверх, что приведет к чрезмерному паразитному сопротивлению, либо
сами воздушные винты будут наклонены к траектории полета под большим углом, что приведет к снижению
движущей силы и чрезмерной вибрации.
Также было предложено установить 65-сильный двигатель с одним центральным пропеллером, шарнирно
закрепленным в носовой части фюзеляжа и управляемым в полете для изменения угла оси вращения.
В режиме низкой скорости винт 70 поворачивался вверх, создавая восходящие и передние составляющие
тяги, в то время как небольшая часть несущей поверхности, расположенная в потоке скольжения и
повернутая относительно корпуса, подвергалась воздействию потока скольжения, создавая дополнительную
подъемную силу. В этом случае передняя, задняя и рулевые поверхности также находились вне зоны влияния
воздушного потока, и адекватное управление стало невозможным, в то время как при скорости 80°
дополнительная подъемная сила, создаваемая подвижной несущей поверхностью в воздушном потоке, была
относительно небольшого порядка.
Кроме того, известен самолет, который включает в себя ряд нормально расположенных пропеллеров,
распределенных вдоль передней кромки крыла, причем только те участки крыла, которые не закрыты рулем
высоты (P&G 49; 400,73i5) в задней части машины и подвергаются воздействию воздушного потока от
пропеллеров, снабжены средствами для изменения подъемной силы крыла, а средняя часть крыла
расположена без наклона или с небольшим наклоном, причем руль высоты всегда подвергается воздействию
воздушного потока неизменного направления, создаваемого пропеллерами.
Настоящее изобретение отличается от известных конструкций и включает в себя летательный аппарат, в
котором ось воздушного винта или каждого воздушного винта расположена таким образом, что она
переплетается с хордой основной части крыла, и когда указанная ось расположена горизонтально, основная
часть крыла всегда имеет по всей своей длине заметное положительное переплетение углов падения на
горизонт, и расположена вокруг указанных воздушных винтов таким образом, чтобы создавать обтекаемый
поток, практически охватывающий все крыло и хвостовое оперение. Крыло по всей своей длине снабжено
средствами для регулирования его аэродинамических характеристик. —В этом выражении мы понимаем, что
самолет оснащен средствами, увеличивающими подъемную силу, такими как закрылки или щели, которые
способны повысить его коэффициент подъемной силы в условиях полета на низкой скорости.
На рисунках 1–6 представлены сравнительные схематические боковые виды самолетов в полете. На рисунках
1 и 2 показаны две ранее известные конструкции, а на рисунках 3–6 — конструкции в соответствии с
настоящим изобретением.
На рисунке 7 представлен вид сверху самолета монопланного типа в соответствии с одним из вариантов
осуществления нашего изобретения.
На рис. 8 показан боковой вид данного объекта, а пунктирными линиями обозначено отрегулированное
положение двигателей и гребных винтов.
На фиг. 9 представлен боковой вид самолета бипланного типа, воплощающего данное изобретение.
На фиг. 10 показан вид спереди самолета типа «хай-план», воплощающего изобретение, причем фюзеляж в
данном случае является поворотным относительно крыльев, воздушных винтов и рулевых поверхностей. На
фиг. 11 показан вид сверху этого самолета.
На рис. 12 представлен боковой вид, показывающий самолет на земле и в положении для взлета.
На рис. 13 показан боковой вид, демонстрирующий то же самое в условиях высокой скорости.
Рис. 14 представляет собой боковой вид, демонстрирующий состояние зависания или низкой скорости
движения вперед.
Рис. 15 представляет собой перспективный вид, частично фрагментированный, гидравлического механизма
для изменения угла между фюзеляжем и крыльями. — Рис. 16 представляет собой перспективный вид,
показывающий механизм для управления закрылками и элеронами.
На фиг. 17 показан боковой вид крепления пружины двигателя для автоматического изменения оси
воздушного винта в зависимости от изменения скорости движения вперед во время полета. 70 На фиг. 18
показан боковой вид альтернативного варианта крепления двигателя, в котором угол между осью воздушного
винта и основной несущей поверхностью регулируется механически. 75 На рис. 19 представлен
перспективный вид вала и зубчатой передачи для привода опор двигателя, как показано на рис. 18.
Аналогичные ссылочные знаки указывают на соответствующие части на протяжении всех 80 рисунков.
На фиг. 1 чертежей схематически изображен самолет ранее известного типа, в котором поворотный блок 10
может поворачиваться относительно фюзеляжа, обеспечивая большой угол атаки по потоку воздуха в
условиях низкой скорости, как показано сплошными линиями. В этом случае воздушный поток отклоняется
вниз крылом, создавая восходящую подъемную силу, 90, но при этом отбрасывается от стабилизатора и руля
направления, и, следовательно, адекватное управление таким способом невозможно.
На рис. 2 схематически показана еще одна ранее известная конструкция, в которой ось воздушного винта 11
регулируется вверх относительно фюзеляжа, так что тяга воздушного винта имеет компоненты, направленные
вверх и вперед. Крыло 10, как и в конструкции 100, показанной на рис. 1, регулируется таким образом, чтобы
обеспечить положительный угол атаки по потоку воздуха и, таким образом, способствовать созданию
восходящей подъемной силы. Здесь снова воздушный поток полностью обходит стабилизатор и руль
направления 10,5, и адекватное управление обычными средствами становится невозможным. Если
поворачивается только воздушный винт, при этом крыло остается под небольшим углом к фюзеляжу, как
показано пунктирными линиями, то поток воздуха действует под отрицательным углом к крылу, и возникает
сила, направленная вниз и противодействующая восходящей составляющей тяги воздушного винта, — и,
следовательно, практически не возникает полезного выигрыша. — На фиг. 3 схематически показана
конструкция самолета в соответствии с одним из вариантов осуществления нашего изобретения, в котором
крыло 12 жестко закреплено на фюзеляже 13, а воздушный винт 14 расположен таким образом, что его ось
представляет собой положительный угол атаки по отношению к крылу.
В этом случае будет видно, что воздушный поток после прохождения над крылом также погружает
вспомогательные управляющие поверхности, т. е. стабилизатор, руль высоты, киль и руль направления,
обозначенные в целом как 15, и, следовательно, становится возможным адекватное и полное управление с
помощью воздушного потока. Положение летательного аппарата относительно горизонтали, как показано на
рис. 3, не будет представлять собой состояние равновесия на низких скоростях движения вперед и при
зависании, и в этих условиях аппарат займет положение, подобное показанному на рис.
4.
На этой диаграмме OT обозначает тягу воздушного винта, OR – суммарную результирующую силу,
действующую на машину под действием скользящего потока, а OW – высоту машины, направленную вниз.
— Сила OL, действующая вверх, является ключом к сочетанию сил OT и OR, и в представленной нами схеме
она равна по величине силе OW, что приводит к состоянию равновесия.
Следует отметить, что часть общей подъемной силы обусловлена восходящей составляющей тяги
воздушного потока, а остальная часть — воздействием воздушного потока на сам самолет, главным образом
на основную несущую поверхность. Также следует отметить, что действующая вперед составляющая тяги
уравновешивается обратной составляющей сопротивления, что приводит к отсутствию движения вперед
относительно неподвижного воздуха.
При сравнении конструкции, показанной на рис.
2 Что касается изобретения, показанного на фиг. 4, то видно, что в последнем случае управляющие
поверхности находятся на пути воздушного потока от окна, и, следовательно, при малой или нулевой скорости
движения вперед машина находится под полным контролем при использовании обычных вспомогательных
поверхностей, т.е.
стабилизатор и элероны, киль и руль направления.
В конструкции, показанной на рис. 2, с другой стороны, управляющие поверхности находятся вне зоны
действия потока скольжения, и, как указывалось ранее, адекватное управление невозможно.
Если предположить, что угол «А» между осью крыла и осью воздушного винта фиксирован, то этот угол
должен быть не менее 5° и не превышать 1,5°, поскольку в условиях высокой скорости, как показано на рис. 3,
ось воздушного винта не должна быть чрезмерно наклонена вниз. В режиме зависания, рис.
4, Угол «B» — наклон оси воздушного винта к горизонтали — для данного профиля крыла и его конфигурации
зависит от угла «A» и не должен быть чрезмерным; его значение лучше всего определяется наибольшим
углом, при котором двигатель будет работать удовлетворительно. Суммарный угол "А" и "В" приблизительно
соответствует углу наклона фюзеляжа относительно горизонта и, как правило, составляет от 50 до 60
градусов.
Поскольку такое положение может считаться неудобным при определенных условиях, может быть
использована модификация нашего изобретения, показанная на фиг. 5 и 6, в которой корпус 16, перевозящий
пассажиров, шарнирно или по оси 65 прикреплен, как показано на фиг. 17, к крыльевому блоку 18. Хвостовое
оперение 19 крепится к крылу с помощью балочной конструкции 20, а двигатель и винт 21 также размещаются
на крыле. Корпус может быть отрегулирован соответствующими средствами 70, более подробно описанными
ниже, таким образом, чтобы он оставался практически горизонтальным в условиях высокой скорости,
показанных на рис.
5,
и на низкой скорости или в режиме зависания, показанном на рис. 6, а также во всем диапазоне скоростей
самолета, пассажиры будут постоянно находиться в нормальном комфортном положении.
Как будет более подробно описано ниже, посадочное устройство может быть прикреплено к корпусу или
обшивке и к конструкции крыла, или любым подходящим способом.
До сих пор предполагалось, что угол между осью воздушного винта 85° и профилем крыла является
фиксированным и постоянным.
Однако, если необходимо повысить эффективность подъемной силы в режиме зависания и одновременно
уменьшить угол наклона оси воздушного винта к горизонтали при этих условиях, силовые установки могут
быть расположены с возможностью поворота на своих креплениях, и может быть предусмотрен механизм, как
показано ниже подробно, который позволит увеличить угол «А» между осью воздушного винта и крылом при
переходе от режима низкого угла атаки или высокой скорости к режиму высокого угла атаки или низкой
скорости.
В данном случае допустимо при низкой скорости увеличить угол «А» более чем на 15°, как указано на рис. 8,
поскольку при необходимости полета в условиях высокой скорости угол «А» может быть уменьшен путем
изменения мощности на значение, соответствующее таким условиям высокой скорости.
Рассматривая рис. 6, видно, что оптимальная подъемная сила, достигаемая каждым воздушным винтом,
равна его тяге, поскольку, если бы весь поток скольжения мог быть обработан крылом и отклонен вниз без
потерь, так чтобы крыло оставалось в истинно вертикальном направлении, полный импульс в потоке был бы
равен подъемной силе, а поскольку полный импульс в потоке также равен тяге воздушного винта, то в
оптимальном случае тяга и подъемная сила должны быть равны. Однако на практике избежать некоторой
потери энергии из-за взаимодействия крыла и потока скольжения невозможно, и поэтому вся тяга воздушного
винта не может быть преобразована в подъемную силу.
Поэтому мы считаем крайне желательным при реализации нашего изобретения использовать конструкцию
воздушного винта и двигателя, при которой статическая тяга воздушного винта, составляющая 125
лошадиных сил, будет максимально большой с учетом других ограничений, накладываемых конструкцией. Как
известно, статическая тяга на лошадиную силу 130 400 735 зависит от диаметра, частоты вращения, шага
лопастей, толщины и формы лопастей, и при заданной мощности статическая тяга на лошадиную силу
больше, когда частота вращения уменьшается, а диаметр воздушного винта увеличивается. Для этой цели
мы предпочитаем использовать низкооборотный двигатель или двигатель с редуктором, причем последний
предпочтительнее с точки зрения соотношения веса и мощности.
Поскольку мощность тяги тем больше, чем меньше диаметр отдельного воздушного винта, предпочтительно
разделить общую доступную мощность на как можно большее количество отдельных элементов, насколько
это совместимо с другими аспектами конструкции.
Как уже отмечалось ранее, шаг лопастей воздушного винта является фактором, влияющим на статическую
тягу на лошадиную силу, и для высокой удельной статической тяги шаг должен быть относительно малым, что
позволит воздушному винту работать на полных оборотах двигателя и в эффективных условиях. Однако
малый шаг винта был бы нежелателен в условиях высоких скоростей, поэтому мы предлагаем использовать
регулируемый воздушный винт Дитча, шаг которого можно контролировать в полете, что позволит
поддерживать разумную удельную массу на лошадиную силу в режиме зависания, никоим образом не
ухудшая эффективность полета на высоких скоростях. Поскольку воздушные винты изменяемого шага и
механизмы управления ими в полете хорошо известны, мы не показали средства изменения шага, но следует
понимать, что может быть использован любой подходящий тип.
Лопасти воздушного винта предпочтительно должны иметь тонкие, эффективные аэродинамические профили
и быть как можно уже по отношению к диаметру пропеллера, насколько это позволяют соображения
прочности. Для этой цели подходят лезвия из легких металлических сплавов.
Из вышеизложенного видно, что в предпочтительном варианте осуществления нашего изобретения,
способном к зависанию и высокоскоростному полету с существенной полезной нагрузкой, мы предлагаем
использовать множество воздушных винтов, предпочтительно редукторного типа, шаг которых изменяется в
полете.
Что касается крыла, то отдельные профили, входящие в его состав, должны быть расположены таким
образом, чтобы при зависании каждый из них имел значительный положительный угол атаки относительно
воздушного винта, и чем больше этот угол атаки, тем меньше будет угол наклона оси воздушного винта к
горизонту при зависании. Условия, в которых функционирует система аэродинамических профилей,
отличаются от условий, наблюдаемых в обычных самолетах, где аэродинамические профили погружены в
поток бесконечной глубины, тогда как в настоящем изобретении аэродинамические профили функционируют
в смешанном потоке, состоящем частично из потока, создаваемого поступательным движением, и частично из
потока скольжения с ограниченной глубиной, общая глубина которого определяется диаметром воздушных
винтов.
Поэтому при реализации нашего изобретения важно, чтобы аэродинамические профили были способны
справляться с большей частью потока и поворачивать его на максимально возможный угол без сваливания. С
этой целью мы предлагаем, как будет подробно описано ниже, использовать закрылки на хвостовой кромке,
управляемые в полете, а при определенных условиях — щелевые закрылки или рули высоты, например, типа,
известного как Handley-Page. В случае использования фиксированного угла атаки между осью воздушного
винта и крылом, закрылки на задней кромке позволят поддерживать этот угол на таком уровне, который не
приведет к чрезмерному наклону осей воздушного винта вниз при высокоскоростном полете.
В процессе эксплуатации закрылки опускаются вниз на значительный угол в режиме зависания и поднимаются
при полете на высокой скорости. 90 В одном из вариантов осуществления изобретения, показанном на фиг. 7
и 8, крыло представляет собой моноплоскостную конструкцию 30, закрепленную на фюзеляже 31 и
простирающуюся с каждой стороны, имеющую ряд из 95 двигателей 32, расположенных вдоль размаха или
длины крыла таким образом, что поток воздуха от воздушных винтов 33 охватывает как можно большую часть
крыльев, при этом двигатели установлены с возможностью поворота вокруг поперечной оси 34. При
зависании и полете на малых скоростях двигатели и оси воздушных винтов будут расположены под наклоном
вниз, как показано сплошными линиями на рис. 105 8, примерно так, как показано на схемах на рис. 3 и 4,
тогда как при полете на высоких скоростях они могут быть отрегулированы таким образом, чтобы они были
практически параллельны оси фюзеляжа и под небольшим углом вниз к крылу, как показано пунктирными
линиями.
Для изменения угла наклона можно использовать любой подходящий механизм или зубчатую передачу.
двигатели, например, дугообразные зубчатые рейки 3.5 и шестерни 36, как показано пунктирными линиями,
11.5 Рис. 8, причем шестерни установлены на общем валу 37, идущем к кабине пилота, где он может
вращаться пилотом.
Фюзеляж снабжен на конце хвостовым оперением, включающим стабилизатор 38, руль высоты 39, кили 40 и
рули направления 41, причем это оперение находится в воздушном потоке от воздушных винтов, аналогично
конструкции, показанной на фиг.
3 и 4. 125 Крыло 30 снабжено на передней кромке щелевыми закрылками 42, а на задней кромке —
внутренними закрылками 43-43 и внешними закрылками 44-41, причем последние, помимо возможности
перемещения вместе с внутренними закрылками 130 400,738, приспособлены для независимого
перемещения, так что они могут функционировать как элероны. Для управления этими закрылками можно
использовать любой подходящий известный механизм.
На рис. 9 показана модификация, в целом аналогичная показанной на рис. 7 и 8, но в которой крыло 45 имеет
бипланную конструкцию, а двигатель в данном случае предпочтительно расположен на верхней стороне
нижней плоскости.
Двигатели 34 предпочтительно имеют малый вес на лошадиную силу и редукторный привод, а винты 34
предпочтительно имеют изменяемый шаг и могут приводиться в движение соответствующими средствами в
полете. В модификации, показанной на фиг. 10–14 и аналогичной по общей конструкции монопланной
конструкции 2,0, изображенной на диаграмме на фиг. 5 и 6, крыло представляет собой двухплоскостную
конструкцию, состоящую из верхнего и нижнего основных профилей 50 и 51, соединенных между собой
стойками 52 для образования жесткой конструкции.
Двигатели 53, которых в представленном варианте четыре, расположены вдоль размаха или длины нижнего
крыла таким образом, что поток воздуха от воздушных винтов 54 охватывает как можно большую часть
крыльев, и жестко прикреплены к крылу в таком положении, что оси воздушных винтов обеспечивают
заданный положительный угол атаки по отношению к крыльям. Предпочтительно использовать двигатели
редукторного типа, а также воздушные винты изменяемого шага, позволяющие изменять шаг лопастей в
полете.
Хвостовые балки 55-55 жестко прикреплены к конструкции крыла с каждой стороны и несут на своих задних
концах хвостовое оперение, включающее стабилизатор 56, руль высоты 57, кили 58 и рули направления 59,
расположенные таким образом, чтобы находиться на пути воздушного потока от одного или нескольких
воздушных винтов. Хвостовая балка предпочтительно имеет форму балок, рассчитанных на выдерживание
нагрузок, воздействующих на хвостовое оперение, и может быть выполнена из подходящей балочной
конструкции с раскосами или иным способом крепления.
50. Аэродинамические профили 50 и 51 снабжены на передних кромках щелевыми рулями направления крыла
60 и 61 соответственно. Эти устройства работают в автоматическом режиме и представляют собой
небольшие аэродинамические профили, свободно шарнирно закрепленные вокруг своих центров тяжести и
удерживаемые только упорами на двух концах рабочего диапазона. В условиях высокой скорости
самолеты-пилоты свободно движутся по следу под действием воздушного потока и создают сопротивление,
равное лишь коэффициенту трения обшивки самих самолетов-пилотов. В условиях низкой скорости они
соприкасаются с верхними упорами и затем действуют аналогично щелям, задерживая угол сваливания при
больших углах атаки. На задних кромках аэродинамические профили 50 и 51 снабжены шарнирными
щелевыми закрылками, которые могут управляться в полете; верхний аэродинамический профиль имеет
промежуточный закрылок 62 и концевые закрылки 63-63, приспособленные для выполнения функций как
закрылков, так и элеронов, а нижний аэродинамический профиль имеет пару внутренних закрылков 64-64 с
каждой стороны фюзеляжа и концевые закрылки 65-65, приспособленные для выполнения функций закрылков
и элеронов.
Следует отметить, что закрылки аэродинамического профиля башни 76 расположены по одному позади
каждого двигателя. Стойки 66, шарнирно соединенные между верхней и нижней закрылками, служат для
одновременного управления двумя комплектами закрылков. Механизм управления закрылками будет
подробно описан ниже и в целом устроен таким образом, что закрылки могут быть опущены из нормального
положения в условиях зависания на суше на низкой скорости и взаимосвязаны с механизмом управления
угловым соотношением фюзеляжа и крыла, так что для обоих элементов управления достаточно одной
операции.
Корпус 67 шарнирно соединен с крылом 90, как показано на рисунке 68, вблизи переднего лонжерона крыла;
его можно поворачивать в бою относительно крыла с помощью механизма в кабине, который будет подробно
описан ниже. 95 Шасси 69 расположены приблизительно под внутренними двигателями и передают
восходящие нагрузки через стойки 70 на крыло, причем эти стойки шарнирно соединены с крыльями в точках
100, которые лежат на оси вращения 68 фюзеляжа. Кроме того, оси посадочных колес крепятся к корпусу с
помощью элементов 71 и 72, которые служат для восприятия всех боковых нагрузок, а также продольных
нагрузок 10.5, приложенных к колесам. Благодаря такой конструкции все шасси может поворачиваться вместе
с фюзеляжем без каких-либо ограничений, при этом компенсируются нисходящие сдвиговые и изгибающие
моменты, возникающие при посадке.
Кроме того, такая конструкция обеспечивает относительно широкую и прочную колею.
Хвостовое колесо 73 предпочтительно имеет поворотный тип 115 и расположено в задней части фюзеляжа.
Разумеется, при желании это колесо можно заменить поворотным салазками.
Различные положения фюзеляжа относительно крыла показаны на рис. 12, 13 и 14. На рис. 12 крылья
наклонены под относительно большим углом к горизонтали, а фюзеляж находится в слегка наклонном
положении из-за опоры посадочных колес и хвостового колеса на землю. Оси воздушных винтов наклонены
вверх под умеренным углом. В условиях высокой скорости (рис. 13) крылья наклонены под небольшим углом к
горизонтали, корпус расположен горизонтально, а оси воздушных винтов наклонены вниз к горизонтали.
14 демонстрирует состояние зависания или очень низкой скорости. Теперь крылья наклонены в направлении
S под очень большим углом к горизонтали, корпус имеет умеренный наклон вверх, а оси воздушных винтов
наклонены вверх к горизонтали под гораздо большим углом, чем в случае, показанном на рис. 12. Суммарный
угол между осями воздушного винта и крылом, а также между осями воздушного винта и горизонталью
обеспечивает истинное зависание. При взлете, как показано на рис. 12, самолет, как правило, не может
получить полную подъемную силу за счет комбинированного действия аэродинамических элементов и
крыльев, и поэтому иногда необходимо набрать небольшую скорость на земле, прежде чем можно будет
развить полную подъемную силу. После взлета в положении, показанном на рис. 14, можно подняться в
воздух и проверить скорость вперед.
Соседние файлы в папке патенты