Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_12539
.pdf
впускные клапаны или 95, 3 и 5, иллюстрирующие еще один вариант осуществления изобретения, который,
как показано на рисунке 7, представляет собой боковой вид детали, конца цилиндра или любой точки на нем.
Рисунок 8 представляет собой вид снизу цилиндра, детали которого показаны на рисунке 7; жидкое топливо
впрыскивается в цилиндр через сопло 28, закрепленное соединением 27 с источником топлива цилиндра, в
котором осуществляется дополнительная подача топлива. Рисунок 9 представляет собой вертикальный
разрез поршня цилиндра, в котором осуществляется дополнительная подача топлива.
Модификация, в соответствии с изобретением, предусматривает наличие кармана 30 любой желаемой
формы, расположенного в стенке цилиндра 11 рядом с топливной форсункой 28 и снабженного
направляющими средствами, предпочтительно выступающим кромкой 31, расположенным таким образом,
чтобы отводить часть воздуха, закручивающегося в цилиндре, в указанный карман 30 во время движения
поршня 12 вверх. На рисунке 10 показан внутренний двигатель внутреннего сгорания, который для этой цели
аналогичен карману 30 двигателя. X, описанный в Техническом описании моего Карман 30 может быть
выполнен в соответствии с Патентом Зо. № 371,533. Стенка цилиндра двигателя, или она может быть
выполнена в виде 115, включает в себя цилиндр 11 и поршень 12, представляющие собой отдельные
элементы, предназначенные для отсоединения, перемещения и надежно установленные внутри цилиндра 11.
оперативно соединен с коленчатым валом 15. В момент завершения или почти завершения такта сжатия 14
шатун 13, установленный на коленчатом валу, впрыскивает жидкое топливо. Клапанный кулачок 16 закреплен
через сопло 28 в кармане 30 120 коленчатого вала 15 и расположен таким образом, чтобы быстро и
эффективно смешивать топливо, приводя в действие выпускной клапан 20, установленный в головке
цилиндра 11, посредством толкателя 17 и качающегося рычага 18, при этом клапан расположен в выпускном
отверстии 23; сопло 28 может быть любого желаемого типа и может быть выполнено для подачи топлива в
виде распыленной струи с вращающимся седлом 22 пружиной 21. Кроме того, форсунка может быть
расположена, как показано на рисунках 1 и 2, в самом нижнем положении (обозначено сплошными линиями) и
в положении (обозначено сплошными линиями), впрыскивая топливо в направлении, перпендикулярном
направлению потока. Поршень 12 показан в своем самом нижнем положении (обозначено сплошными
линиями) и в положении (обозначено сплошными линиями).
1-- -. - - -39,09..
Он может располагаться под любым желаемым углом к оси цилиндра или под любым желаемым углом к оси
указанного цилиндра.
Обращаясь к рисункам 3 и 4 на рисунке X, показано, что на рисунке F изображен цилиндр 11, снабженный
цилиндрическим карманом 30a, главная ось которого расположена транс-.
перпендикулярно оси x цилиндра. Вместо выступающего выступа 31 (рисунки 11 и 2), предназначенного для
отклонения части воздуха в углубление, предусмотрено направляющее устройство в виде байпаса 32, вход
которого расположен на пути вихревого потока воздуха, сжатого во время движения поршня вверх. Байпас 32
сообщается на другом конце с концом кармана 30a, удаленного от внутренней части цилиндра. Воздух,
протекающий через байпас 32, создает турбулентность внутри кармана 30a, смешиваясь с топливом,
выходящим через сопло 28, перед его попаданием в цилиндр. На рисунке 5 изображен цилиндр 11,
образованный цилиндрическим карманом 30b, в который подается воздух, протекающий через два байпасных
канала 32b.
На рисунке 6 изображен цилиндр 11, снабженный топливной форсункой 28, расположенной под углом к оси
цилиндра. В данной конструкции в отдельно изготовленном кольце 33, предназначенном для съемного
крепления в цилиндре 11 и его установки в него до прикрепления к нему головки цилиндра, образована
полость 30c; такое расположение представляет собой удобную конструктивную сборку для реализации
изобретения.
На рисунках 7 и 8 показана модификация конструкции, изображенной на рисунке 6, в которой вместо кольца
33, показанного на рисунке 6, используется относительно небольшой элемент 33d плоско-выпуклой формы. В
элементе 33cl выполнена полость 30d, в которую через канал 32d подается поток воздуха.
На рисунке 9 показана еще одна модификация, в которой цилиндр 11 выполнен с существенно конической
полостью 30e, внешний конец которой соединен с воздухом внутри цилиндра 11 каналом 32o r5, выполненным
в виде канавки.
Обращаясь к рисунку 10, мы видим иллюстрацию.
Установлен цилиндр 11 двигателя внутреннего сгорания, снабженный впускным клапаном 36, сообщающимся
с отверстием 35, и выпускным клапаном 2, сообщающимся с отверстием 23. В данной конструкции впускной
клапан 36 снабжен лопаткой 37, которая расположена таким образом, чтобы создавать вихревое движение
воздуха, поступающего в цилиндр. Топливная форсунка 28 расположена рядом с углублением 30f, в которое
поступает воздух из канала 32f, выполненного в виде канавки, расположенной поперечно оси цилиндра.
Описанные выше способы распределения и смешивания воздуха и жидкого топлива, подаваемых в цилиндр
двигателя внутреннего сгорания в соответствии с изобретением, обеспечивают подачу в двигатель полного
количества топлива для смешивания с общим количеством кислорода в воздухе, сжатого в течение каждого
цикла работы, что обеспечивает повышение эффективности по сравнению с двигателями типа 80i,
описанными ранее. Кроме того, следует отметить, что описанные устройства позволяют эффективно
смешивать малые объемы жидкого топлива, впрыскиваемого при работе двигателя на малых нагрузках, с той
частью воздуха, которая отводится в полость, расположенную рядом с топливной форсункой, обеспечивая
тем самым более полное сгорание топлива, чем в известных конструкциях двигателей внутреннего сгорания
описанного типа.
Подробно описав и определив природу моего изобретения и способ его осуществления, я заявляю, что то, что
я заявляю, является 1. Двигатель внутреннего сгорания указанного типа, характеризующийся наличием
полости в боковой стенке цилиндра в месте расположения топливной форсунки, которая впрыскивает топливо
в эту полость, в сочетании с направляющим механизмом, работающим за счет вихревого движения воздуха в
цилиндре и способствующим потоку указанного воздуха из основного корпуса в полость таким образом, чтобы
он непосредственно смешивался с поступающим топливом из форсунки.
2. Двигатель внутреннего сгорания типа 1jj, в котором в боковой стенке цилиндра в месте расположения
топливной форсунки предусмотрен карман, предназначенный для приема отклоненной части вращающегося
воздуха в цилиндре, в то время как топливо распыляется в этот карман из форсунки в направлении,
перпендикулярном оси цилиндра, вокруг которой вращается воздух.
3.
Двигатель внутреннего сгорания 120 — тип, описанный выше, характеризующийся наличием полости в
боковой стенке цилиндра в месте расположения топливной форсунки, которая впрыскивает топливо в полость
в направлении, перпендикулярном оси цилиндра, в сочетании с направляющими средствами, работающими
за счет вихревого движения воздуха в цилиндре и отводящими относительно небольшую часть воздуха в
полость, которая имеет форму, подобную 430 93389,909.
889D909 на мгновение захватывает отведенную часть воздуха в непосредственной близости от форсунки,
обеспечивая тем самым тесное смешивание топлива с отведенной частью воздуха.
4.
Двигатель внутреннего сгорания как
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_389910.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=389910&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB389910A
[]
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Дата подачи заявки: ноябрь. 19, 1931. № 32,122/31.
389910--Полностью слева: авг. 17, 1932.
Завершено: 30 марта 1933 г.
ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования, касающиеся ручных индикаторов для отображения переменной информации.
Я, Леон Зоо:Хроу, из Бедфорда, дом 8, аналогично показанному на рисунке 1; но кривая на втором подвижном
диске J2, — «британский субъект», настоящим заявляю, что природа данного изобретения диаметрально
противоположна первой (и показана пунктирной кривой 35 на рисунке 1). Фиксированный диск постоянного
тока имеет больший радиус, чем поворотные диски, и неусовершенствованный ручной индикатор на
кольцевой кромке, отображающий переменную информацию, причем чаще используются числа от 1 до 12.
Настоящее изобретение состоит в том, что настоящий диск постоянного тока имеет больший радиус, чем
поворотные диски, и не имеет усовершенствованного ручного индикатора на кольцевой кромке. Внутренняя
часть, в частности, предназначена для выбора и отображения части данных, например, для выбора
определенного термина из группы данных. Эта часть данных может быть видна из рисунка. Согласно
изобретению, данные.
Они расположены на неподвижном диске, и конкретный термин выбирается поворотом двух подвижных
дисков, и появляется через любые два числа на кольцевом способе, который будет описан далее. Когда два
подвижных диска установлены на подвижных дисках, тогда числовое произведение g появляется через общее
«окно», образованное пересечением двух противоположно изогнутых окон. Прилагаемые чертежи
показывают, например, одну конструкцию. Рисунок 1 демонстрирует особенности изобретения. На рисунке
показана данная схема. Преимущества этой схемы заключаются в том, что при соответствующем
перемещении дисков можно отобразить любое произведение двух множителей. На рисунке 1 показан один из
вращающихся дисков, и таким образом используется все доступное пространство. Кроме того, на рисунке 2
показан нижний неподвижный диск. Следует отметить, что отображается только один элемент, а на рисунке 3
показан вид с торца. Все три диска соединены вращательно, что позволяет сосредоточиться на одном
элементе. Общий центральный шарнир, а.
Каждый подвижный диск b снабжен "окном". Дата: 10 ноября 1931 г.
-, c', имеющий форму кривой, ЛЕОН ЗУКРОВ.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования, относящиеся к ручным индикаторам для отображения переменной информации.
Я, Леон Зуктоу, проживающий по адресу: Бедфорд-Хаус, Форд-сквер, Лондон, 1, подданный Великобритании,
настоящим заявляю, что характер данного изобретения и способ его осуществления должны быть подробно
описаны и определены в следующем заявлении:
Настоящее изобретение представляет собой усовершенствованный ручной индикатор для отображения
переменной информации, в частности, для выбора и отображения определенного параметра из группы
данных.
Согласно изобретению, данные [Цена 1!-] отображаются на неподвижном диске, а конкретный термин
выбирается путем поворота двух отдельных подвижных дисков на величины, которые, как правило,
независимы друг от друга, и отображается через окна, предусмотренные в этих дисках, способом, который
будет описан далее.
Чертежи, прилагаемые к предварительному описанию изобретения, в качестве примера демонстрируют одну
из конструкций, воплощающих в себе особенности изобретения. Индикатор, изображенный на чертежах,
служит для отображения числового произведения двух факторов.
л:
W, i 1 1 RiM2 ", (2j C1 389,910 - -Рисунок 1, показывает один из вращающихся дисков.
На рисунке 2 показан нижний неподвижный диск.
На рисунке 3 показан вид с торца.
Все три диска соединены между собой с возможностью вращения, так что их можно поворачивать вокруг
общей центральной оси, а. Каждый подвижный диск b снабжен окном c2, имеющим форму кривой AI0,
аналогичной показанной на рис. 1; однако изогнутое окно c' второго подвижного диска симметрично
противоположно (является в точности противоположным) окну первого диска и показано пунктирной частью C
на рис. 1.
Неподвижный диск d на рис. 2 имеет больший радиус, чем вращающиеся диски, а на кольцевой кромке e
нанесены цифры от 1 до 12. Внутренний круг содержит данные, расположение которых можно увидеть на
рисунке (рис.).
2.
Если ввести название страны, а указатель верхнего диска навести на какой-либо географический объект, то в
окне появится нужная информация.
Теперь, подробно описав и определив природу моего изобретения и способ его осуществления, я заявляю,
что то, что я...
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_389911.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=389911&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB389911A
[]
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Дата съезда (США): ноябрь. 22, 1930.
Дата подачи заявления (в британском Королевстве): ноябрь. 23, 1-931.
389,911 № 32.391/31.
Заявка принята: 30 марта 1933 г.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования в области индикаторных приборов для использования в воздушных судах и связанные с
ними усовершенствования.
Я, Рэтл Хэзлетт Лапсон, гражданин Соединенного Королевства. Штаты Америки, расположенные по адресу:
Линкольн-авеню, Анн-Арбор, штат Мичиган, Соединенные Штаты Америки, настоящим заявляют о характере
данного изобретения и о том, каким образом оно должно быть осуществлено, что будет подробно описано и
установлено в следующем заявлении:
i0 - Настоящее изобретение относится к приборам, предназначенным для использования в связи с
эксплуатацией и навигацией воздушных судов, в частности самолетов, основной целью которого является
предоставление прибора для использования, например, в полетах вслепую, и с помощью которого
обеспечивается искусственный горизонт, относительно которого пилот может контролировать свое движение
таким же образом, как и относительно естественного горизонта, когда он виден.
Инструменты iarions ранее предлагались и предоставлялись для использования в:
Вслепую, ориентируясь на то, как пилот может определить свое относительное положение относительно
естественного горизонта, пилот должен выполнить определенную интерпретацию, прежде чем сможет
определить свое положение относительно естественного горизонта или воздушного пространства, в котором
он летит. В последнем случае пилот должен быть обучен использованию различных приборов и понимать, как
различные движения этих приборов связаны с изменением относительного положения естественного
горизонта.
Настоящее изобретение в очень простой и надежной форме устраняет необходимость интерпретации со
стороны лоцмана для определения относительного положения естественного горизонта, поскольку прибор в
данном случае обеспечивает искусственный горизонт, равный во всех отношениях, с точки зрения управления
судном, естественному горизонту.
Ещё одной целью настоящего изобретения является создание прибора, приспособленного не только для
полётов вслепую, но и одинаково полезного при полётах в идеальных погодных условиях, с помощью которого
можно легко и быстро определить положение самолёта.
[Цена 11-] Еще одна цель — предоставить прибор описанного типа, обеспечивающий точное средство
индикации момента, когда самолет находится в положении сваливания или близок к нему.
Другая цель — предоставить прибор описанного типа, обеспечивающий эффективное средство измерения
скорости воздушного судна относительно воздуха, в котором оно летает.
Другая цель — предоставить инструмент, описываемый с помощью 65, с помощью которого легко
определяется оптимальный угол скольжения.
Еще одна цель — предоставить прибор описанного типа, обеспечивающий средства для определения угла
поворота и угла наклона 7 воздушной пластины.
Еще одной целью является создание единого прибора, заменяющего обычный индикатор поворота и крена,
индикатор скорости набора высоты и индикатор воздушной скорости, или любые два или более таких
прибора. Дальнейшие цели заключаются в обеспечении определенных новых конструктивных особенностей
прибора описанного типа, которые будут специально выделены или будут видны в следующем описании, со
ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых показаны модификации изобретения. Согласно настоящему
изобретению, прибор для определения положения летательного аппарата, в котором подвижный элемент
расположен таким образом, чтобы изменять свое вертикальное положение под воздействием
аэродинамических сил, создаваемых множеством отверстий, характеризуется тем, что указанный подвижный
элемент приспособлен для изменения своего вертикального положения в ответ на другие аэродинамические
силы в сочетании с гравитацией и инерцией, причем указанные аэродинамические силы создаются за счет
разницы в реакциях давления воздуха на отверстие, расположенное вблизи передней кромки профиля крыла
в положении 100.
и имеет форму, позволяющую в значительной степени реагировать на изменения направления линий потока
вокруг указанного профиля крыла и на отверстии, расположенном на значительном расстоянии от него, где
линии потока практически параллельны прилегающим поверхностям профиля крыла, и создавать в таком
отверстии давление, существенно меньшее, чем максимальное динамическое давление, достижимое при
существующей скорости самолета.
Для того чтобы изобретение было ясно понято, приводятся прилагаемые чертежи, которые иллюстрируют в
качестве примеров варианты осуществления изобретения, и на которых: — Рисунок 1 представляет собой вид
сверху самолета, воплощающего одну из модификаций настоящего изобретения.
На рисунке 2 представлен поперечный разрез одного из крыльев самолета, изображенного на рисунке 1, по
линии 2-2 рисунка 1.
На рис. 3 показан вид сверху на соединение трубок, ведущих к одной из частей прибора.
На рис. 4 представлен поперечный разрез по линии 4-4 на рис. 3, демонстрирующий внутреннюю конструкцию
соединения.
На фиг. 5 показан вид спереди простого инструмента, от которого настоящее изобретение является
развитием, причем такой инструмент предназначен только для бокового использования.
На рис. 6 показан вид спереди прибора, изготовленного по настоящему изобретению, позволяющего получать
как поперечные, так и продольные показания.
Рис. 7 представляет собой горизонтальный разрез, выполненный по линии 7-7 на рис. 6.
На рис. 8 представлен вертикальный разрез, выполненный по линии 8-8 на рис. 7.
Рис. 9 (лист 1) представляет собой вертикальный поперечный разрез, выполненный в направлении линии 9-9
на рис. 6, демонстрирующий детали конструкции демпфирующего механизма для индикатора
гравитации-инерции.
На рис. 10 представлен горизонтальный разрез, выполненный через слегка модифицированную версию
прибора, показанного на рис. 6, 7 и 8.
— На рис. 11 представлен вид спереди модифицированной конструкции, показанной на рис.
6, 7 и 8.
Рис. 12 представляет собой увеличенный вертикальный поперечный вид, полученный через соединение
всасывающего конца для ранее показанных приборов, и иллюстрирует предпочтительную конструкцию для
самолетов, движущихся на низких скоростях.
Рис. 13 представляет собой увеличенный, частично поврежденный вид предпочтительного концевого
соединения I для некоторых трубок ранее описанных приборов, при этом концевая часть показана в
вертикальном разрезе по центру для лучшей иллюстрации конструкции. Рис. 14 представляет собой
фрагментарный план самолета, показывающий слегка измененное расположение концов трубок прибора.
Рис. 15 представляет собой увеличенный вертикальный разрез, выполненный по линии 15-15 на рис. 14. Рис.
16 представляет собой увеличенный вертикальный разрез, выполненный по линии 16-16 на рис. 14.
На рис. 17 представлен увеличенный вертикальный разрез соединения концов крыла, показанного на рис. 15
(70), для лучшего понимания его конструкции.
На рис. 18 показан вид конструкции, изображенной на рис. 17, снизу.
На рис. 19 представлен фрагментарный план крыла самолета (75), демонстрирующий модифицированное
расположение концов трубок на нем.
Рис. 20 представляет собой вертикальный разрез, выполненный по линии 20-20 на рис. 19.
На рис. 21 представлен фрагментарный вертикальный разрез, демонстрирующий модифицированную
конструкцию верхних концов скважин для прибора, показанного на рис. 6, 7 и 8.
На фиг. 22 показан вид спереди прибора, сконструированного в соответствии с настоящим изобретением и
способного выполнять те же функции, что и ранее описанные приборы, за исключением того, что в нем не
используются гидравлические средства. 990 Рис. 23 представляет собой фрагментарный увеличенный
вертикальный разрез, выполненный по линии 23-23 на рис. 22.
Рис. 24 представляет собой увеличенный фрагментарный разрез, выполненный по линии 24-24 на рис. 22.
Не вдаваясь здесь в подробное описание физических причин, достаточно констатировать общеизвестный
факт, что сложность так называемого «полет вслепую» в основном объясняется отсутствием видимого
горизонта. Создание искусственного горизонта, конечно, осложняется тем фактом, что силы тяжести и
инерции в самолете неотличимы друг от друга никакими прямыми способами. Предположим, например, что у
нас есть изогнутая трубка, как показано на рис. 5, установленная в плоскости, перпендикулярной оси
самолета, в которую помещено небольшое количество жидкости. Если трубка li0 останется открытой и
свободной на концах, положение жидкости будет определять направление вертикали или горизонтали в
поперечной плоскости при любых условиях, кроме поворота. H9. У нас есть возможность возникновения
компенсирующей силы, присущей самому поворотному движению, поскольку внешнее крыло при повороте
движется с большей скоростью, чем внутреннее крыло. Однако использовать для этой цели прямое
динамическое давление воздуха на двух концах крыльев недостаточно, поскольку математически и
экспериментально доказано, что эффект разницы давлений в этом случае точно компенсируется эффектом
центробежной силы, создаваемой воздухом в самих трубках высокого давления.
Когда соединения на концах стеклянных трубок перевернуты, i3M 389,911 - -2i a89,911f, с другой стороны,
левый конец соединен с кончиком правого крыла, и наоборот, тогда становится возможным использовать
эффект всасывания, обусловленный той же разницей в C! Скорость Z5, которая в данном случае теперь
увеличивается, а не уменьшается, за счет вышеупомянутой центробежной силы воздуха.
Величина этого всасывания, определяемая описанными ниже способами, может быть приравнена к t1,0 —
центробежной силе, действующей на саму жидкость таким образом, чтобы удерживать ее практически в
самой нижней части трубки при любой малой скорости поворота и давать показания в правильном
направлении даже при 15 резких поворотах.
Аналогичным образом, отношение атмосферного давления в соответствующих точках может быть
использовано для определения того, что я называю аэродинамическим горизонтом в продольном или
переднем направлении. В таком случае аэродинамический горизонт не имеет столь тесной связи с
фактическим горизонтом, как это происходит при боковых измерениях, но служит аналогичной цели с точки
зрения управления самолетом, за исключением того, что он всегда предоставляет пилоту более точную
информацию о его движениях относительно воздуха, чем естественный горизонт. В настоящем изобретении,
помимо угла атаки, используется эффект скорости, что позволяет упростить расположение деталей, как будет
описано далее. В своей наиболее совершенной форме настоящее изобретение comPS объединяет в одном
приборе как боковые, так и продольные показания с возможностью добавления гравитационно-инерционного
или берегового индикатора, предпочтительно объединенных в одном приборе. Однако последняя
характеристика -40 не столь важна, поскольку ее показания в лучшем случае являются лишь уточнениями
того, что опытный пилот может определить по своим собственным ощущениям.
На рисунке 5 показан прибор, включающий изогнутую трубку 30 из стекла или другого прозрачного материала,
внешние концы которой загнуты вверх, как показано на рисунке 31, где они соединяются с колбами 32. Трубка
33 выступает вниз через верхнюю часть каждой колбы 32 и простирается до точки, расположенной чуть выше
нижней части колбы. Данная конструкция может опираться на опорный элемент, такой как 34, и
предназначена для размещения в самолете таким образом, чтобы плоскость опоры 34 была перпендикулярна
продольной оси самолета, а трубка 30 располагалась способом, указанным на рис. 5, когда самолет
находится на ровном киле. Когда такой прибор устанавливается на самолет, как показано на рисунке 1 под
номером 35, он может располагаться на приборной панели непосредственно перед пилотом. В таком случае
противоположные концы инструмента 3-3 соединены между собой трубками, такими как 36, и двумя
расположенными сбоку отверстиями, такими как 37 на фиг. 1 и 2, которые будут более подробно описаны
позже, причем эти отверстия предпочтительно расположены рядом с концами крыльев 38.
Как было описано ранее, для устранения противодействующего эффекта центробежной силы на работу
устройства трубка 36, соединенная с левым концом прибора 33, как показано на рис. 5, продлена до отверстия
37 на правом крыле, в то время как трубка 36, соединенная с правым концом 33, продлена до отверстия 37 на
левом крыле. Отверстия 37, независимо от их конкретной конструкции, предпочтительно выполнены таким
образом, чтобы создавать внутри трубок 36 разрежение 8G за счет прохождения летательного аппарата через
воздух; тип, показанный на рис. 2, состоит исключительно из изогнутого назад конца трубок 36 для
достижения этого результата. 85 При такой конструкции станет очевидно, что в летательном аппарате,
оснащенном этим устройством, если он выйдет из бокового равновесия без изменения направления его
продольной оси, то эффект всасывания, воздействующий на оба отверстия 37, будет одинаковым и сам по
себе не повлияет на относительное положение столба жидкости 39 в трубке 30.
Следовательно, сила тяжести, действующая на жидкость 39 9, заставит ее стремиться к самому нижнему
уровню в трубке 30 и, таким образом, покажет, что естественный горизонт больше не находится в плоскости,
касательной к центру трубки 30. Жидкость 39, имеющая значительную длину, сама по себе может
рассматриваться как линия, параллельная естественному горизонту, или как сам естественный горизонт.
Когда, как описано выше, летательный аппарат меняет направление движения 10j, своей продольной оси,
жидкость 39 подвергается воздействию центробежной силы, возникающей при повороте; однако, поскольку
трубки 36 перекрещены, и отверстие 37 на внешней стороне поворота движется с большей скоростью, чем
отверстие 37 на внутренней стороне поворота, эффект всасывания на внешнем отверстии будет больше, чем
на внутреннем сопле, и это компенсирует эффект центробежной силы. Фактически, путем соответствующего
регулирования длины столба жидкости разница в силе всасывания, приложенной к нему через отверстия 37,
может быть приблизительно компенсирована центробежной силой, что особенно верно в тех случаях, когда
самолет кренится под относительно небольшими углами. Эта длина может быть определена математически
по следующей формуле (применительно к средним атмосферным условиям). '' LUC = C _ P) -r 60 t1 - JWhr-6qu
ol q i Где L равно столбу жидкости в i i 49J;9,ll дюймах, qy равно расстоянию в футах между отверстиями, t
равно фактическому давлению на выходах, а q - полное динамическое давление, обусловленное средней
скоростью движения f 5.
Очевидно, что в эту формулу для больших углов крена входит ошибка косинуса, но я обнаружил, что для
углов крена менее 30 градусов ошибку err-9r можно игнорировать.
i40 Также в реальных условиях, когда разница давлений, вызванная поворотом, воздействует на жидкость на
значительном протяжении, жидкость начинает просачиваться из своего теоретического положения и
накапливать среднее количество жидкости в точке приложения силы тяжести. Поскольку трубка заполняется в
последней точке h-1, давление снова перемещает ее к положению истинного горизонта, поэтому, хотя поток
t-bge-Trqadming носит прерывистый характер, в этом случае он все еще не вызывает сомнений, при условии,
что прибор должным образом подобран для этой цели. Однако разумное отклонение от теоретически
правильной длины жидкости не имеет серьезных последствий, поскольку условие прямой борьбы за жидкость
по-прежнему точно задано.
Таким образом, компенсируя воздействие центробежной силы, возникающей при повороте, прибор
по-прежнему безошибочно указывает направление возвращения к естественному горизонту не только при
полете по прямой, но и при выполнении поворота. Таким образом, пилот, рассматривая столб жидкости OP
-39, корректирует свой самолет, чтобы устранить боковую дисбалансировку относительно жидкости,
ориентируясь на нее так же, как он ориентировался бы на естественный горизонт.
Колбы 32 и выступающие трубчатые элементы 33 предпочтительно расположены на концах трубки 3.0 для
образования ловушек для сбора жидкости 39 в случаях, когда самолет полностью переворачивается или
принимает перевернутое положение, тем самым предотвращая попадание жидкости в прибор. (В
соответствии с более широкими аспектами изобретения, в его конструкции, конечно же, могут быть
предусмотрены и другие средства для осуществления этой ловушки.)
P9. В некоторых случаях также может быть целесообразно добавить к прибору вторую изогнутую трубку,
например, 43, аналогичную обычному индикатору банка; предпочтительно расположенную ниже и в
непосредственной близости от трубки 30 и предпочтительно той же кривизны. Эта трубка 43 может быть
закрыта с обоих концов и иметь внутри шарик, например, 44, свободно перемещающийся внутри канала
трубки. Этот шар, разумеется, во время поворота самолета займет положение в соответствии с
результирующей силой как инерции, так и силы тяжести, действующих на него. В силу того, что шар 44 (635)
всегда будет занимать положение результирующей силы инерции, пилот, наблюдая за положением жидкости
39 относительно шара 44, будет знать независимо от крена самолета направление поворота самолета,
причем такой поворот, очевидно, будет направлен в сторону жидкости 39 относительно шара 44.
Согласно настоящему изобретению, жидкость в трубке 30 подвергается изменению давления вследствие
увеличения или уменьшения угла атаки или увеличения или уменьшения скорости потока. Для этой цели
трубка 30 между своими концами соединена через трубопровод или трубопроводы с отверстием или
отверстиями, расположенными, например, на передней части крыла или расположенными относительно
крыла таким образом, чтобы давление воздуха достигалось с помощью вышеупомянутых изменений. Для
достижения такого соединения трубка 30 может быть удобной U-образной трубкой, а дополнительный
трубопровод или трубопроводы соединены с ее нижней горизонтальной частью.
Из элементарной физики станет очевидно, что вместо трубки, изогнутой по оси в форме буквы X, как показано
на рис. 5, можно использовать U-образную трубку, заполненную до любого желаемого уровня. Там, где
используется такая U-образная трубка, длина "TIs", как указано в приведенном выше уравнении,
соответствует в данном случае расстоянию между двумя вертикальными ножками U-образной трубки, причем
на практике это расстояние может быть уменьшено для соответствия практически всем обычным
конструкциям самолетов. Также в этом случае вместо того, чтобы считать длину колонны приблизительно
соответствующей естественному горизонту, воображаемая линия, соединяющая вершины колонны в двух
ножках, соответствует естественному горизонту. Такая конструкция в виде U-образной трубы показана на
рисунках с 6 по 9 включительно, при этом следует понимать, что изображение на этих рисунках носит более
или менее схематический характер, и на практике высота устройства будет пропорционально больше по
отношению к ширине, чем показано. В данной модификации добавлена третья трубка, позволяющая, как
указано выше, определять продольный и поперечный горизонт.
Данная модификация также включает в себя в предпочтительной форме гравитационно-инерционный или
береговой индикатор конструкции, модифицированный по сравнению с указанным на рис. 5.
Обращаясь к рис. 6–9 включительно, на рис. 1 показаны три прозрачные вертикально расположенные
параллельные трубки 47, 48 и 49, соединенные между собой нижними концами частью 50. Хотя часть 50
может быть изготовлена из любого желаемого материала и закреплена на трубках 47, 48 и 49 любым
желаемым способом, в конкретном показанном варианте исполнения части 47–50 включительно выполнены
цельноизготовленными из прозрачного материала, такого как стекло.
1
,1 i i 1 i 1 t sit1 1 i 1, t 1 1 I11 i 11 i j TV h p. oi.e,.y.. -трубки 47 и 48 в стороне от - -----T.(,SO "p'-x... -..1.
oyd,- th U' ip tube,-47 bd,ng,onneetdd a'.v orig.6e op, the rig-jit5 g e of the- arcgft: - and- t)ie tub 48, be g cp.
Жертва на J, соединенная с gie' of,.-th5a gircraft. ' Tn, 'this se,,, an, maglj:,.
ca lary co centrds of ie level of he tltbea- gves the, single_ a9- in e -tube 30- of Fig. 15, The,.e'etr,1 tulle 9..n-.su'ch.a
case-is egA,Ilecled through -n(l - to an Q.0 ivits such- as 52 ox e. 53, located, for instantQe3 the C iAg-.qdge of- the
wing, prefer o ? kde'-,of -the 'z(? один из факторов влияния промывки " от -ровеллора 54, и так далее. rQIative.-к
крылу -или _наблюдению владельца), что давление воздуха, заданное в титре 2-0, будет увеличиваться с
увеличением скорости 5.
Рис., g отверстие ii sliow.' b-piAg обеспечивается путем проецирования внешнего конца трубки 52 через
нижнюю обшивку крыла и изгиба ее вверх так, чтобы конец трубки обеспечивал.
ox-iRce 5,3 расположен немного ниже этой точки на переднем крае профиля win- 38 at--wliic'h- the-hir:Rowing to
ard tle wing d,,iirin- normal level flight dividos, part -00 flow'l'n-gup.,,iirdly over the wing, and part Rowing downwardly
-cinder the wing. Нормальное действие третьего отверстия 53 будет заключаться в создании возрастающего
давления на центральную трубку 49 прибора по мере того, как плоскость воздушного потока уменьшает угол
атаки или увеличивает скорость. В предпочтительном варианте отверстие 53 в большинстве случаев
экспериментально располагается таким образом, чтобы по мере увеличения угла атаки плоскости воздушного
потока 40 и приближения к углу застоя остаточное изменение направления воздушного потока вокруг
отверстия 53 будет меняться на противоположное и вызовет создание всасывания внутри трубки 52 и, таким
образом, в центральной трубке 49 прибора.
Будет замечено, что в нормальных условиях полета, при условии создания разрежения в трубках 47 и 48 и
давления внутри трубки 49, уровень жидкости в трубках 11 будет высоким, а уровень внутри центральной
трубки 49 — высоким, при котором создается положительное давление. Однако, когда самолет изменил угол
наклона, чтобы изменить направление положительного давления в центральной трубке и катетере, вместо
этого, жидкость в центральной трубке должна подняться, а в соединительных трубках — опуститься на
соответствующее количество, что приведет к снижению уровня жидкости во всех трубках до состояния
равного равновесия. уровень.
В этом владелец - инструмент ',-может- --быть, использован-, как ---an. -индикация 9f Wh6iL the or ai,ge, of
stalL, and, thus Pe employed g- _a,T,,arA,ng loT, a plot ai to' t)o mop,oae4ini A L in being ro IZ; -10 Cong conditig-ns,
---6est for cIi f 61 in' Ihe e' es of ',tlie. i Vill- be 75 1 ind ca , b l-"at at tA. anA or at a lokel the Same, th k -the liWd in tile
cltral tube- 49 will exceed tllj'lvel of the li(iglcl ill- the' $0 ,Liter tube'- -Ryd thui indicate'a,.danger,9. U 9 в лучшем
случае - Излишне критичное состояние.
В тех случаях, когда самолет или другое летательное средство оснащено центральным тянущим винтом, как
показано на рис. 85. «Я» — это желательно для прибора tgoc=tlTke, отверстие за пределами зоны влияния —
от потока воздуха от винта 54; — и если будет использоваться только одно отверстие 5.3 9,0, это будет —
в,,9iienced, во время полета самолета в горизонтальном направлении, путем увеличения или уменьшения
скорости отверстия 53 в зависимости от того, с какой стороны фюзеляжа оно расположено и в зависимости от
направления поворота. Чтобы получить от этого изображение, показанное на рисунке.
Соседние файлы в папке патенты