Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_11962
.pdf
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_400292.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=400292&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB400292A
[]
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Дата подачи заявления: 26 апреля 1932 года. № 12,013/32. 4-0 Фотография слева: 26 июля 1932 года.
ii. Завершено. Принято: октябрь. 26, 1933.
ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования средств запуска авианосцев.
Я, ОРМПУР ЛИТ ХОБАРТ КСАЙО, подданный Великобритании, проживающий по адресу: Сент-Джеймс-стрит,
39, Лондон, Юго-Западный Лондон, настоящим заявляю, что суть данного изобретения заключается в
следующем: данное изобретение относится к средствам запуска летательных аппаратов, конкретная цель
изобретения состоит в том, чтобы обеспечить средства, с помощью которых летательные аппараты могут
быть запущены с достаточной скоростью полета, чтобы они могли поддерживать и продолжать свой полет в
условиях, которые без таких средств потребовали бы взлета в условиях, настолько благоприятных, что их
редко, если вообще когда-либо, можно было бы достичь.
Используемый метод и средства включают применение вспомогательного летательного аппарата, на котором
в начальной части полета размещается летательный аппарат, предназначенный для достижения особо
высоких показателей дальности или скорости, а затем он запускается с летательного аппарата, который
может вернуться на свою базу готовым принять и запустить другие аналогичные летательные аппараты.
Уже было предложено: обеспечить наличие дополнительных силовых установок для ускорения взлета
самолетов и сбрасывать такие установки с помощью парашютов после успешного взлета и начала полета.
Также было предложено использовать второй летательный аппарат для облегчения запуска первого
самолета, чтобы увеличить движущую силу запускаемого самолета за счет обеспечения дополнительной
силы ускорения для последнего.
Согласно данному изобретению, вместо добавления дополнительных силовых установок или дополнительных
летательных аппаратов с целью увеличения ускорения запускаемого летательного аппарата, предлагается
дополнительный летательный аппарат, имеющий большую площадь крыла, пропорциональную его весу,
который предназначен для перевозки летательного аппарата, запускаемого для достижения высоких
летно-технических характеристик, таких как полет на дальние расстояния или высокая скорость. Этот аппарат,
после взлета с относительно низкой взлетной скоростью, может разгоняться с помощью мощности
запускаемого летательного аппарата до тех пор, пока, с дополнительным ускорением, обусловленным
пикированием, или без него, он не достигнет скорости, при которой перевозимый летательный аппарат может
быть безопасно запущен. Непосредственно перед запуском в КК самолету, подлежащему запуску,
увеличивается угол атаки за счет опускания хвостового оперения относительно несущего его самолета.
Несущий самолет, имеющий относительно большую площадь крыла, 60, может быть назван «нижней
составляющей», а несущий самолет, имеющий относительно малую площадь крыла, может быть назван
«верхней составляющей».
Верхний компонент установлен на нижнем компоненте и надежно удерживается с помощью соответствующих
креплений. Относительный угол между нижним и верхним компонентами поддерживается за счет фиксации
хвостовой части последнего регулируемой опорой, которая может располагаться как позади, так и перед
основным креплением или креплениями. Таким образом, верхняя составляющая надежно удерживается
крыльями под углом, примерно равным углу падения крыльев 7; нижняя составляющая и хвостовая часть
верхней составляющей удерживаются в нужном положении регулируемой опорой, а относительный угол
между двумя составляющими поддерживается в течение всего времени взлета. Это может быть с суши, с
воды, с палубы корабля или с помощью катапульты, в зависимости от обстоятельств.
После того, как составной самолет взлетит на относительно низкой скорости, скажем, 50–50 миль в час (такая
низкая скорость достигается благодаря большой площади крыла нижнего компонента), он может затем
разогнаться и набрать высоту, используя силовые установки обоих компонентов, пока не будет достигнута
достаточная скорость и высота для безопасного запуска верхнего компонента.
который может иметь минимальную скорость полета, скажем, 100 миль в час. Если достижимая в
горизонтальном полете скорость 95-футового комбинированного самолета недостаточна, ускорение можно
увеличить, опустив нос и пикируя до достижения желаемой скорости.
Для безопасного запуска достигнутая скорость должна быть несколько выше минимальной скорости верхнего
компонента. Для обеспечения безопасного и эффективного сброса необходимо, чтобы: непосредственно
перед моментом сброса угол атаки 105° верхнего компонента был увеличен, и чтобы в нем была
предусмотрена защита от смещения из гнезда или гнезд, поскольку это может быть достигнуто нижним
компонентом до тех пор, пока не будет снят замок или замки, а также чтобы его хвостовая часть не
сместилась относительно хвостовой части нижнего компонента до тех пор, пока к оси или осям не будет
приложена определенная заранее заданная сила. Основные удерживающие устройства могут иметь
вторичное крепление или крепления типа 70, в которых угловое соотношение перед и/или позади основного
верхнего компонента относительно нижнего крепления и расположено таким образом, что до момента
освобождения компонента определяется, будет ли он или компонент освобожден. Они обеспечивают жесткое
средство удержания или освобождения, в результате чего крепление, предотвращающее продольный или
направленный ход верхнего компонента, освобождает верхний компонент от нижнего компонента, как только
увеличивается его угловое соотношение.
Достигнут вторичный угол крепления или угол падения. Элементы расположены таким образом, что при их
отпускании они не создают препятствий для движения вперед или вверх. Вместо или в дополнение к
автоматическому механизму отпускания, упомянутому ранее, может использоваться ручной механизм
отпускания, и это может привести к тому, что верхняя составляющая будет удалена от ручного механизма
отпускания. Вторичный механизм управления креплением, работающий с борта нижнего компонента, может
представлять собой поворотный элемент, который предотвратит запуск люльки или стойки, установленной на
кормовой части верхнего компонента, до тех пор, пока пилот нижнего компонента не будет удовлетворен
результатом. Эта люлька доставляется в место, где условия подходят для приблизительно вертикального
положения, после чего происходит запуск. Затем он прикрепляет устройство к креплению в задней части
корпуса или фюзеляжа верхнего компонента, при этом крепление фиксируется под углом 90 градусов, что
позволяет пилоту освободить машину в любой момент.
Это быстросъемный замок. Когда замок имеет двухканальное управление запуском, средства освобождения
люльки позволяют ей поворачиваться вокруг своей оси. Это может быть применено к механизму ее установки
на нижнем компоненте и регулировки относительного угла между двумя компонентами за счет воздушных сил,
действующих на его элемент, и/или силы тяжести и/или регулировочного механизма 95. Специальное
средство для крепления может откидываться вниз, чтобы не вызывать никаких препятствий для верхнего
компонента. Компонент включает в себя: - ударную нагрузку от его падения, которая может быть поднята при
необходимости. Основное или первичное крепление, состоящее из одной или нескольких осей, размещенных
в одном корпусе. Быстросъемный замок может представлять собой осевые гнезда, прикрепленные к нижнему
блоку управления, управляемому либо пилотом, либо компонентом, таким образом, что ось или ось,
описанные выше, могут последовательно вращаться в своих гнездах. Быстросъемный фиксатор позволяет
опускать хвостовую часть верхней части фюзеляжа и увеличивать угол наклона крыльев, что также может
быть связано с фиксирующим механизмом.
Компонент, благодаря которому одно действие освободит дополнительные точки или точки крепления как
органов управления самолета, так и заднего или верхнего компонента к нижнему компоненту вторичного
крепления. Этот фиксирующий компонент (который я называю вторичным механизмом, также может быть
связан с дополнительным креплением или креплениями), сконструированный таким образом, что
дополнительное положительное фиксирующее устройство предотвращает его разблокировку путем
отсоединения верхнего компонента от направляющей верхнего компонента и/или нижнего до тех пор, пока он
не будет разблокирован. Таким образом, когда направляющая нижнего компонента разблокируется,
дополнительное положительное фиксирующее устройство разблокирует верхний компонент, и элементы
управления верхнего компонента могут свободно поворачиваться вокруг компонента и задней или вторичной
основной опоры в соответствии с креплением. После этого управление верхним компонентом элерона
осуществляется только пилотом самосвала. Пилот может управлять элероном только для того, чтобы
обеспечить подъем верхнего компонента. Ось или оси основного крепления могут быть осью или осями
нижнего компонента.
Вторичная каретка верхнего компонента или крепления может иметь аналогичную форму, но может быть
дополнительной к нижней каретке и располагаться перед основным поплавком крепления, шасси или
корпусом. Гнездо или может быть одно такое второе гнездо, которое позволяет оси, установленной спереди, и
одной оси, установленной сзади, выходить из него только при основной установке. Вторичный компонент 125,
верхний элемент, перемещается вверх, крепление или крепления также могут принимать и выдвигаться
вперед относительно нижнего элемента - другие формы, такие как двойная люлька или компонент. «Гнездо
или гнезда могут также представлять собой опоры, рычаги которых при освобождении могут быть снабжены
надежной или частичной фиксацией относительно продольных осей на корпусе или фюзеляже нижнего
компонента и падать наружу так, чтобы не задевать верхний компонент». Или же они могут представлять
собой провода или кабели, один перед основным креплением, а другой за ним, причем эти кабели или
провода снабжены быстросъемными креплениями к верхнему компоненту, которые могут быть отсоединены
пилотом верхнего компонента.
Автоматическое освобождение верхнего компонента iQ при опускании его хвостовой части для увеличения
угла атаки крыльев до необходимой степени может осуществляться следующим образом: Основное
крепление верхнего компонента iQ на нижнем компоненте включает одну или несколько осей, расположенных
в гнезде или соосных гнездах. На данный момент будем исходить из предположения, что имеется одна такая
ось и одно такое гнездо. На верхней части конструкции, например, на самой оси, жестко крепится рычаг,
имеющий форму, более или менее напоминающую крюк. Это будет называться фиксирующим крюком.
На нижнем компоненте, в точке ниже гнезда и в плоскости, проходящей через центр гнезда и параллельной
боковым стенкам гнезда, установлен фитинг, выступ или ролик. Этот фитинг, выступ или ролик могут быть
удобно прикреплены к корпусу, на котором установлен основной разъем или частью которого является
основной разъем, либо могут быть установлены независимо на нижнем компоненте. Фурнитура, выступ или
ролик будут называться фиксатором.
Конструкция фиксирующего крюка такова, что он зацепляется с фиксатором таким образом, что когда задняя
часть верхнего компонента поднята, фиксатор предотвращает выпадение оси основного крепления из гнезда.
По мере опускания хвостовой части верхнего компонента относительно нижнего компонента, фиксирующий
крюк стремится отсоединиться от фиксатора, но конструкция предусматривает, что он полностью
отсоединится только тогда, когда хвостовая часть верхнего компонента будет опущена до такой степени, что
угол атаки крыльев верхнего компонента увеличится до степени, необходимой для отсоединения. Следует
понимать, что поверхность фиксирующего крюка, взаимодействующая с ограничителем, будет иметь
цилиндрическую форму, причем центр цилиндра будет совпадать с центром оси основного крепления. Будет
видно, что взаимодействие между фиксатором и запорным крюком всегда препятствует выходу оси из паза.
Следует понимать, что длина фиксирующего крюка и степень его максимального зацепления с ограничителем
будут определяться в зависимости от угла, на который необходимо переместить верхний компонент, чтобы
перевести его из исходного положения в положение, при котором произойдет отсоединение.
Возможно, существует более одного подобного автоматического механизма разблокировки. Например, могут
быть два коаксиальных разъема, по одному с каждой стороны от центральной линии верхнего компонента, и
каждый из них снабжен автоматическим механизмом разблокировки описанного типа. Таким образом,
предусмотрены средства для предотвращения бокового раскачивания верхней части относительно нижней,
которые остаются эффективными до момента запуска, а затем автоматически отпускаются. Кроме того, может
быть и третье, расположенное по центру гнездо 3 с автоматическим механизмом освобождения, и в этом
случае два боковых фиксирующих крюка могут быть установлены таким образом, чтобы освободиться на
некоторое время, то есть до того, как освободится центральный фиксирующий крюк, чтобы исключить любое
ограничение свободного запуска верхнего компонента из-за того, что один из боковых фиксирующих крюков
немного длиннее другого.
Механизм автоматического освобождения может быть реверсирован, то есть фиксирующий крюк может быть
прикреплен к нижнему компоненту, а ограничитель — к верхнему компоненту 95. В этом случае фиксатор
будет расположен над осью и будет сконструирован таким образом, чтобы отсоединяться от фиксирующего
крюка по мере того, как хвостовая часть верхней детали опускается вниз. 100 Способ зацепления
фиксирующего крюка с фиксатором следующий:
Верхний компонент сначала устанавливается на нижний компонент таким образом, чтобы его ось 105 или оси
упирались в гнездо или гнезда основного крепления, но при этом его хвостовая часть была направлена вниз.
Затем хвостовая часть поднимается до тех пор, пока не будет установлено дополнительное крепление или
крепления. В процессе подъема хвостовой части (110) фиксирующие крюки автоматически зацепляются со
своими фиксаторами и остаются в этом положении до тех пор, пока хвостовая часть не будет снова опущена
относительно нижней части конструкции. 115 Следует понимать, что помимо описанного выше
автоматического механизма разблокировки, любой из разъемов, при желании, может быть снабжен
средствами надежной или частичной блокировки, которые могут находиться под отдельным контролем пилота
или пилотов.
В описанном автоматическом механизме освобождения фиксирующий крюк и/или фиксатор могут быть
снабжены средствами регулировки 125, обеспечивающими легкий контакт между ними, который устраняет
любой люфт, вызванный износом и т. д., и в то же время гарантируют отсутствие тенденции к заклиниванию
во время движения хвоста вниз 130.
Еще одной особенностью данного изобретения является наличие механизмов, благодаря которым
отсоединение верхнего компонента от нижнего автоматически снижает обороты или отключает двигатель (или
двигатели) нижнего компонента, тем самым вызывая в момент отсоединения верхнего компонента внезапное
и мощное замедление нижнего компонента.
Это позволит ускорить разделение двух компонентов и снизить риск загрязнения. Этот результат может быть
достигнут путем установки рычага управления, который приводится в действие осью при его перемещении из
гнезда, причем рычаг соединен посредством стержней или тросов с регулятором или регуляторами
дроссельной заслонки или главным выключателем нижнего компонента. Такая конструкция обеспечит
автоматическое снижение мощности или выключение двигателей нижнего компонента только тогда, когда
верхний компонент фактически отсоединится. Пилот нижнего компонента сможет снова открыть дроссельные
заслонки или включить двигатели по приборам, как только верхний компонент безопасно отойдет от нижнего.
Для дальнейшего ускорения разделения двух компонентов нижний компонент может быть снабжен
пневматическими тормозами и устройством, препятствующим подъему, причем оба устройства могут быть
приведены в действие с помощью рычага управления, приводимого в действие аналогично описанному в
случае автоматического управления дроссельной заслонкой или переключателем. Пилот нижнего компонента
сможет вывести из строя такие воздушные тормоза или спойлеры, повышающие подъемную силу крыла (-4O),
как только верхний компонент безопасно оторвется от нижнего. Следует понимать, что воздушные тормоза
или устройство, снижающее подъемную силу крыла, могут быть приведены в действие тем же рычагом
управления, который снижает обороты или выключает двигатели нижнего компонента.
Изобретение включает в себя обеспечение защитных кожухов для предотвращения значительного смещения
верхней части в стороны сразу после ее освобождения, что может создать риск зацепления любой части 5
верхней части с винтом, винтами или другими частями нижней части. Такие защитные элементы могут
представлять собой боковые направляющие или стойки, установленные на верхней плоскости корпуса или
фюзеляжа 5-го нижнего компонента.
Для предотвращения риска разделения управления до запуска верхнего компонента изобретение
предусматривает удержание элементов управления верхнего S-компонента в заблокированном состоянии до
момента его отсоединения от нижнего компонента. Как пояснялось выше, блокирующее устройство для
элементов управления верхнего компонента mav (C) должно быть связано с блокирующими средствами! для
вторичного и/или первичного крепления верхнего компонента на нижнем.
Нижний компонент и пилот нижнего компонента могут быть снабжены дополнительным замком, который
необходимо сначала разблокировать, прежде чем пилот верхнего компонента сможет разблокировать свой
замок или замки. В этом случае пилот нижнего компонента может быть уверен в полном контроле над ним до
момента, когда он будет готов к отпусканию верхнего компонента. Следует понимать, что органы управления
верхнего компонента могут быть «заблокированы» таким образом, что его управляющие поверхности
остаются свободными 80 или «плавающими»; в этом случае разблокировка будет заключаться в соединении
органов управления с ручкой управления пилота, штурвалом или рулем направления.
Следует понимать, что данный самолет относится к типу Invenmarine, поэтому любой его компонент может
быть как наземного, так и морского типа.
Следует также понимать, что изобретение может быть дополнительно применено к любой комбинации
земельных участков или в случае, когда перевозится более двух отсоединяемых летательных аппаратов,
имеющих последовательно увеличивающиеся минимальные скорости.
Датировано 26-м днем апреля 1932 года.
BIREWER & SON.
33. Чансери-Лейн, Лондон, патентные поверенные заявителя. ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования в системе запуска летательных аппаратов Means fox.
Я, Роберт Хобарт Мейо, подданный Великобритании, проживающий по адресу: Сент-Джеймс-стрит, 39,
Лондон, юго-запад, настоящим заявляю, что характер данного изобретения и способ его осуществления будут
подробно описаны и установлены в следующем заявлении:
Данное изобретение относится к средствам для запуска летательных аппаратов, конкретная цель
изобретения состоит в том, чтобы обеспечить средства, позволяющие запускать летательный аппарат с такой
скоростью и в таком положении, чтобы гарантировать безопасное продолжение полета без предварительного
достижения необходимой минимальной скорости полета путем руления над водой или путем
катапультирования. Изобретение, вероятно, особенно применимо к запуску летательных аппаратов с высокой
удельной нагрузкой на крыло и высокой минимальной скоростью полета, но может быть применено к любому
классу летательных аппаратов или к запуску летательного аппарата на значительном расстоянии от базы, тем
самым увеличивая его эффективную дальность полета.
Используемый метод и средства включают в себя установку запускаемого летательного аппарата на другой
летательный аппарат и над ним таким образом, чтобы образовался составной летательный аппарат, который
может быть безопасно поднят, управляться и маневрировать как единый составной летательный аппарат, при
этом крылья каждого из компонентов летательного аппарата поднимаются в полете, компоненты жестко
соединены между собой и имеют средства, управляемые с одного или обоих компонентов для разъединения
указанных соединений во время полета, чтобы обеспечить разделение двух компонентов, а также средства
для увеличения угла атаки и коэффициента подъемной силы крыльев верхнего компонента перед таким
разъединением. Композитный летательный аппарат взлетает с суши, воды или палубы корабля, в
зависимости от обстоятельств, и когда он достигает скорости, превышающей минимальную скорость полета
его верхнего компонента (т. е. запускаемого летательного аппарата), этот компонент может быть отделен от
нижнего компонента и запущен в полете самостоятельно, оставляя нижний компонент свободным для полета
обратно на базу.
Следует понимать, что слово «летательный аппарат», используемое здесь, включает в себя наземные
самолеты, гидросамолеты, летающие лодки и летательные аппараты амфибийного типа.
Уже было предложено предусмотреть дополнительные силовые установки для облегчения разгона самолета
во время взлета, а также сбрасывать такие установки с помощью парашютов или путем оснащения их
самолетами сопровождения после успешного взлета и начала полета.
Самолет с высокой удельной нагрузкой на крыло и высокой минимальной скоростью полета, даже если он
разгоняется с помощью дополнительных силовых установок, может, тем не менее, требовать таких
благоприятных условий, которые редко, если вообще когда-либо, достижимы на практике, и, если его взлет
осуществляется непосредственно с суши или воды, он должен иметь прочную и тяжелую конструкцию, чтобы
выдерживать значительные нагрузки, возникающие при высокой скорости взлета.
:55 Также было предложено облегчить запуск самолета путем размещения такого самолета поверх другого
самолета, чтобы увеличить движущую силу запускаемого самолета, обеспечив ему дополнительную силу
ускорения. Данное предложение отличается от настоящего изобретения тем, что оно не предусматривает ни
надежных жестких соединений между двумя летательными аппаратами, которые могут быть произвольно
соединены, чтобы позволить им разделиться и продолжить полет независимо, ни средств для увеличения
угла атаки и/или коэффициента подъемной силы крыльев верхнего компонента относительно нижнего
компонента до разделения. Кроме того, было предложено облегчить запуск самолета путем его
подвешивания под другим самолетом с помощью соединений, которые могут быть отсоединены экипажем
одного или другого самолета. 75 В случае летательных аппаратов типа, имеющего опорные лопатки,
вращающиеся вокруг практически вертикальной оси, для облегчения «взлета» таких аппаратов с движущихся
объектов за счет использования движения воздуха, вызванного движением движущегося объекта, было
предложено сначала привести лопатки во вращение и наклонить платформу, на которой установлен
летательный аппарат, таким образом, чтобы воздушный поток проходил через площадь диска, описываемую
лопатками.
Однако данное предложение касается только запуска вращения лопаток летательного аппарата с
вращающимися лопатками и существенно отличается от настоящего изобретения тем, что летательный
аппарат просто установлен на платформе на движущемся объекте (например, на башне летательного
аппарата) и не является частью составного летательного аппарата, два компонента которого жестко
скреплены между собой.
Кроме того, было предложено разместить вспомогательный летательный аппарат на основном самолете для
самостоятельного полета и его отсоединения, однако настоящее изобретение отличается от этого
предыдущего предложения тем, что последнее предусматривает только размещение вспомогательного
летательного аппарата в фиксированном положении относительно основного самолета, при этом не
предусмотрены никакие средства для увеличения коэффициента подъемной силы крыльев вспомогательного
летательного аппарата.
до выпуска, и, следовательно, по причинам, изложенным ниже, не предлагает удовлетворительного решения
проблемы запуска тяжелонагруженного самолета. 110 Согласно настоящему изобретению, вся проблема
запуска летательного аппарата решается путем создания композитного летательного аппарата, в котором
запускаемый летательный аппарат является верхней частью, таким образом, что композитный летательный
аппарат может быть безопасно поднят (или).
(в противном случае запущенный), управляемый, маневрируемый и, при необходимости, приземляющийся как
единый композитный летательный аппарат, и таким образом, чтобы верхняя составляющая могла быть
безопасно отделена от нижней в любое желаемое время после того, как композитный летательный аппарат
достигнет или превысит минимальную скорость полета верхней составляющей без риска обрастания, угол
атаки и! или коэффициент подъемной силы 12 крыльев верхнего компонента был предварительно увеличен
до степени, необходимой для обеспечения непрерывного вертикального разделения двух компонентов до тех
пор, пока они не будут безопасно разделены.
: --'' - - --- - _... A ---00 -_.
Существенной особенностью изобретения является то, что два компонента композитного летательного
аппарата жестко соединены между собой во время взлета и полета и остаются в таком соединении до
момента, когда потребуется отделить верхний компонент от нижнего и запустить его в полет самостоятельно.
Без этой функции любая комбинация летательных аппаратов, летящих вместе, будет по сути опасной,
поскольку изменения положения или ускорения, вызванные атмосферными возмущениями или толчками во
время руления, могут привести к отрыву одного летательного аппарата от другого в условиях, создающих риск
немедленного столкновения или зацепления между ними. Однако, согласно настоящему изобретению, два
компонента составного летательного аппарата надежно соединены друг с другом до тех пор, пока пилот или
другой член экипажа одного или обоих компонентов не предпримет решительных действий, позволяющих
отделить верхний компонент от нижнего.
В таком случае, композитный самолет может взлетать, управляться и маневрировать как единый композитный
летательный аппарат, и если какая-либо причина, такая как отказ двигателя или неблагоприятные
атмосферные условия, приведет к отсоединению верхнего композитного компонента от нижнего опасного или
нежелательного композитного самолета, он может быть безопасно посажен через 3 секунды без такого
отсоединения вообще.
Хорошо известно, что существенное улучшение характеристик самолетов, особенно в отношении скорости,
дальности полета и способности перевозить грузы, может быть достигнуто за счет использования более
высоких ветровых нагрузок. Однако до настоящего времени было невозможно использовать очень высокие
удельные нагрузки на крыло из-за нецелесообразности взлета на высоких минимальных скоростях. Однако
благодаря этому изобретению можно безопасно запускать летательный аппарат с очень высокой удельной
нагрузкой на крыло и, соответственно, высокой минимальной скоростью полета. Согласно изобретению,
запускаемый летательный аппарат (имеющий высокую удельную нагрузку на крыло и высокую минимальную
скорость полета) устанавливается на другом летательном аппарате с относительно низкой удельной
нагрузкой на крыло и минимальной скоростью полета и располагается над ним, образуя таким образом
комбинированный летательный аппарат с низкой или умеренно низкой результирующей удельной нагрузкой
на крыло и минимальной скоростью полета. Таким образом, композитный летательный аппарат (два
компонента которого надежно соединены между собой) будет обладать характеристиками, позволяющими
взлетать на низкой или умеренно низкой скорости, так что для взлета не потребуется ни исключительно
благоприятных условий, ни длинного разбега.
6a. Для обеспечения эффективного полета композитного летательного аппарата и безопасного отделения
верхней составляющей (с высокой удельной нагрузкой на крыло) от нижней составляющей (с низкой удельной
нагрузкой на крыло) изобретение включает средства, позволяющие изменять угол атаки 70° и/или
коэффициент подъемной силы крыльев верхней составляющей относительно нижней составляющей во время
полета композитного летательного аппарата и до отделения верхней составляющей от нижней. Эта функция
имеет особое значение по следующим причинам.
Минимальная скорость полета верхней части фюзеляжа будет значительно выше минимальной скорости
полета 80-мм композитного самолета, но композитный самолет сможет достигать, как в горизонтальном
полете, так и в результате пикирования, максимальной скорости, существенно превышающей минимальную
скорость верхней части фюзеляжа. Необходимо, чтобы в момент отделения верхней составляющей от нижней
составляющей угол атаки и/или коэффициент подъемной силы крыльев верхней составляющей были
относительно большими, чтобы обеспечить отрыв верхней составляющей от земли и ее стремление
подняться выше нижней составляющей. Однако, если верхняя составляющая изначально расположена
относительно нижней составляющей таким образом, что ее крылья будут иметь относительно большой угол
атаки и/или коэффициент подъемной силы, когда составной самолет достигнет скорости, при которой
предполагается отрыв верхней составляющей от нижней, то во время взлета, набора высоты и разгона
составного самолета угол атаки крыльев верхней составляющей будет настолько велик, что верхняя
составляющая окажется в состоянии сваливания или почти сваливания.
Это приведет к серьезному снижению эффективности и управляемости композитного самолета. Если же, с
другой стороны, верхняя составная часть изначально установлена относительно нижней составной части
таким образом, что ее крылья будут иметь относительно небольшой угол атаки и/или коэффициент
подъемной силы, когда составной летательный аппарат достигнет скорости, при которой предполагается
отсоединение верхней составной части от нижней, то верхняя составная часть, находясь в таком положении,
не будет обладать достаточной подъемной силой, чтобы подняться над нижней составной частью. Согласно
изобретению iM mv, эта фундаментальная трудность преодолевается путем включения средств для
изменения угла атаки и/или коэффициента подъемной силы верхней составляющей во время полета
композитного летательного аппарата M2, где во время взлета и разгона композитного летательного аппарата
верхняя составляющая может быть установлена таким образом, чтобы ее крылья имели тот же или примерно
тот же угол атаки, что и крылья нижней составляющей, но когда необходимо отделить верхнюю
составляющую от нижней, угол атаки и/или коэффициент подъемной силы крыльев верхней составляющей
могут быть увеличены по отношению к нижней составляющей в той степени, которая необходима для
обеспечения того, чтобы верхняя составляющая поднялась в воздух и стремилась подняться выше нижней
составляющей.
Благодаря этой особенности моего изобретения верхний компонент композитного летательного аппарата
может быть безопасно отделен от нижнего компонента в любое желаемое время после того, как композитный
летательный аппарат достигнет скорости на 1 м выше минимальной скорости полета верхнего компонента.
Следует понимать, что при соединении двух частей композитного самолета они образуют единый цельный
самолет, обладающий хорошими характеристиками с точки зрения общей мощности и общей площади крыла
по отношению к общей массе, а также с точки зрения расположения основных плоскостей и других частей
композитного самолета таким образом, чтобы минимизировать помехи и обеспечить аэродинамическую
чистоту. Таким образом, составной самолет в целом будет обладать хорошими качествами в отношении
взлета, как с точки зрения длины разбега, так и с точки зрения минимальной скорости, с которой он
поднимется в воздух. Он также будет обладать значительным диапазоном скоростей, так что после взлета он
сможет разогнаться до скорости, значительно превышающей скорость, с которой он может взлететь.
Крыло типа O-wing. Из-за относительно небольшой площади крыла верхней части и относительно большой
нагрузки, которую эта верхняя часть несет, оно будет иметь относительно высокую минимальную скорость, но
после взлета композитный самолет может разгоняться до скорости, превышающей минимальную скорость,
при которой верхняя часть может поддерживать полет. В любой момент времени после достижения или
превышения этой скорости верхний компонент может продолжать движение самостоятельно и ускоряться еще
больше, если и когда он отделится от нижнего компонента. Изобретение W обеспечивает средства,
позволяющие безопасно осуществить это отсоединение обоих компонентов, и я описываю эти средства ниже.
Следует понимать, что в процессе взлета и разгона все двигатели обоих компонентов могут работать на
полной мощности, обеспечивая тем самым наилучший взлет и максимально быстрое ускорение.
Следует также понимать, что оба компонента полностью укомплектованы пилотами и другими членами
экипажа, необходимыми для безопасной навигации компонентов как независимых летательных аппаратов.
Тем не менее, изобретение предоставляет средства, с помощью которых любой пилот, предпочтительно
пилот нижнего компонента, может поддерживать полный и нераздельный контроль над составным
летательным аппаратом до тех пор, пока это необходимо или желательно.
Следует понимать, что любой из 70 компонентов может иметь монопланную или бипланную конструкцию, но
первый тип конструкции предпочтительнее из-за более удобных размеров получаемого композитного
летательного аппарата. Любой из 75 компонентов может быть одно- или многодвигательным, при этом
двигатели обоих компонентов расположены таким образом, чтобы исключить любой риск зацепления винта
одного компонента какой-либо частью другого компонента после его отсоединения.
Изобретение включает в себя другие специальные элементы, позволяющие исключить риск загрязнения
одного компонента другим, и эти 85 элементов описаны ниже.
Преодолевая трудности, ранее возникавшие в связи со взлетом тяжелонагруженных самолетов, данное
изобретение позволяет значительно расширить диапазоны полетов, в которых могут эксплуатироваться как
коммерческие, так и военные самолеты. Следует понимать, что самолет дальнего радиуса действия,
изначально сильно загруженный, сможет безопасно приземлиться в конце полета благодаря снижению
нагрузки за счет уменьшения расхода топлива и масла во время полета. Если по какой-либо причине
потребуется совершить посадку до завершения дальнего полета, большой запас топлива и масла можно
слить до посадки. В качестве альтернативы изобретение позволяет значительно увеличить полезную
перевозимую нагрузку при условии, что такая нагрузка может быть загружена или сброшена до посадки. В
случае с военной авиацией, например, можно значительно увеличить боевую нагрузку (бомбами, торпедами и
т. д.). В случае коммерческих самолетов дополнительная нагрузка, разрешенная изобретением, может быть
сброшена с помощью парашюта или другими средствами перед посадкой.
Еще одним преимуществом этого изобретения является то, что оно позволяет значительно увеличить
дальность полета самолета 115 без необходимости использования более крупных самолетов или силовых
установок. Эта особенность позволяет осуществлять полеты на большие расстояния или перевозить тяжелые
грузы без высоких первоначальных затрат на используемый самолет, что делает дальние воздушные
перевозки коммерчески целесообразными.
значительное снижение стоимости военных самолетов большой дальности или способных перевозить
тяжелые грузы.
Еще одним преимуществом данного изобретения является его особая применимость для эксплуатации
летательных аппаратов с палуб кораблей или в любых условиях, где доступна только короткая длина
взлетно-посадочной полосы. В таких случаях композитный самолет может быть спроектирован с низкой
минимальной скоростью полета и быстрым взлетом, в то время как верхняя часть может иметь гораздо более
высокую минимальную скорость полета и нести большой полезный груз или иметь большую дальность
полета. Эта функция значительно расширит возможности полетов с палуб кораблей и одновременно повысит
безопасность таких операций.
Изобретение также применимо к случаю запуска летательных аппаратов с помощью катапульт или других
специальных устройств для быстрого разгона летательного аппарата до минимальной скорости полета.
Композитный летательный аппарат описанного типа будет особенно пригоден для запуска таким способом
благодаря своей относительно низкой минимальной скорости.
Данное изобретение также может быть применено для достижения гораздо более высоких скоростей, чем те,
которые возможны у современных типов летательных аппаратов. Хорошо известно, что дальнейший прогресс
в разработке высокоскоростных самолетов, следующих общепринятой практике, серьезно ограничивается
сложностью и опасностью взлета на очень высоких скоростях, и что максимальные скорости могут быть
значительно увеличены, если будет разрешена более высокая взлетная скорость. Данная разработка
преодолевает эту трудность, и в одном из вариантов ее применения верхняя часть может представлять собой
высокоскоростной летательный аппарат с очень высокой удельной нагрузкой на крыло, взлет которого с суши
или воды был бы невозможен или чрезвычайно опасен. В качестве альтернативы, верхняя часть конструкции
может представлять собой высокоскоростной летательный аппарат, максимальная скорость которого
сопоставима с той, что в настоящее время достигается на существующих типах самолетов, но с важным
дополнительным преимуществом — возможностью перевозить значительный полезный груз, например, почту.
Еще одно применение данного изобретения — это создание более чем двух съемных частей, расположенных
в соответствии с описанными выше принципами. В этом случае минимальные скорости отдельных участков
могут последовательно возрастать, и таким образом для самого верхнего участка может быть достигнута еще
более высокая максимальная скорость, чем та, которая достижима при использовании только двух участков.
Следует понимать, что один нижний компонент может быть использован для последующей отправки любого
количества верхних компонентов. Как только верхний компонент (j) будет отправлен, нижний компонент (i)
может приземлиться, и его можно будет установить на него, например, с помощью крана, на другой верхний
компонент (i). Он не сможет быть готов к отправке второго верхнего компонента E в течение нескольких минут.
Тот факт, что один нижний компонент может быть использован для отправки в сравнительно короткие сроки
большого количества верхних компонентов, значительно снизит капитальные и эксплуатационные затраты на
парк самолетов, независимо от того, используются ли они в военных или коммерческих целях.
Как было пояснено выше, для обеспечения безопасного и эффективного отделения верхней части от нижней
необходимо, чтобы непосредственно перед моментом отделения угол атаки и/или коэффициент подъемной
силы крыльев верхней части 80 были увеличены, и в моем изобретении предусмотрено, как это можно
осуществить.
Верхний компонент может быть удобно установлен на нижнем компоненте с помощью основного крепления,
вокруг которого верхний компонент может поворачиваться, когда это возможно, и вторичного опорного
элемента (например, люльки, рамы, стойки или проволоки), который первоначально удерживает верхний
компонент под фиксированным углом по отношению к нижнему компоненту, но является регулируемым или
съемным, чтобы освободить хвостовую часть верхнего компонента для того, чтобы пилот этого компонента
мог поворачивать его вокруг основного крепления и, таким образом, увеличивать угол атаки его крыльев
(например, путем управления рулем высоты). Регулируемый опорный элемент может располагаться позади,
впереди или ниже основного крепления, или же может быть более одного такого регулируемого опорного
элемента. Регулируемый опорный элемент или элементы могут быть устроены таким образом, что процесс
регулировки приводит к изменению положения верхнего компонента. Например, хвостовая часть верхнего
компонента может поддерживаться регулируемым опорным элементом, который может втягиваться внутрь
или в сторону нижнего компонента и в процессе этого втягивания изменяет положение верхнего компонента.
В качестве альтернативы, верхняя часть может быть снабжена средствами, позволяющими увеличить угол
атаки и/или коэффициент подъемной силы ее крыльев без изменения положения фюзеляжа или фюзеляжа.
Согласно одной из особенностей изобретения, композитный летательный аппарат может быть снабжен
фиксирующими средствами, соединяющими два компонента, которые остаются соединенными до тех пор,
пока угол атаки и/или коэффициент подъемной силы крыльев верхнего компонента не будут увеличены
относительно нижнего компонента до определенной заданной степени, но автоматически разъединяются,
когда это заданное увеличение будет произведено. Такое автоматическое фиксирующее устройство может
применяться не только для крепления верхнего компонента к нижнему i3 400,292, но и для предотвращения
качания, раскачивания или иного перемещения верхнего компонента относительно нижнего компонента, при
этом фиксирующее устройство остается эффективным до момента, когда верхний компонент будет готов
отделиться от нижнего.
Соседние файлы в папке патенты