Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_12542
.pdf
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_389845.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=389845&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB389845A
[]
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Приложение Джикатлон, Дата: 23 июня 7931 г. № 1& 1 38,99845. Принято к публикации: 23 марта 1933 г.
-. Полная спецификация.
Improy qlgts. inad relating to Aeok,oCntrral.
Мы, Ганнибал Хуатп, Фонн, Ямайка, округ Куинс, штат Нью-Йорк, Соединенные Штаты Америки, Джон
Макнайт Болл из Фойрст-Иллс, округ Куинс, штат Нью-Йорк, вышеупомянутый, Альбен Адама Мернил-Л из
Уайт-Плейнс, округ Вестчестер, штат Нью-Йорк, вышеупомянутый, и Вернон, округ Куинс, штат Нью-Йорк,
вышеупомянутые, все граждане Соединенных Штатов Америки, и компания MEILL Aircraft Company из
Роусона. Уэст-Элсон-авеню, Лонг-Айленд-Сити, штат Нью-Йорк, вышеупомянутая корпорация, учрежденная и
существующая в соответствии с законами штата Делавэр, Соединенных Штатов Америки, настоящим
заявляет о подлинности данного изобретения и о том, каким образом оно должно быть выполнено, в
частности, в соответствии с полным описанием и установлением, содержащимся в данном заявлении:
Данное изобретение относится к самолетам, имеющим правосторонние и левосторонние крылья, класса, в
которых линии действия упругих аэродинамических сил, воздействующих на крылья, прогрессируют
осцилляторно от передней части к задней относительно крыльев в пределах зоны, содержащей положение
центра тяжести самолета, по мере увеличения угла атаки на всю дальность полета.
Главная цель изобретения — создание самолета, превосходящего по характеристикам указанный класс,
который будет обладать превосходными характеристиками с точки зрения безопасности и простоты
управления при взлете, полете и посадке.
по сравнению с (полетами). Согласно изобретению, в аэроплане, где крылья указанного класса расположены
выше центра тяжести машины, каждое крыло устанавливается под углом относительно поперечной оси,
расположенной в плоскости, большей, чем центр тяжести машины, таким образом, что для любого угла атаки,
для которого установлено крыло, соответствующая сила результирующей аэродинамической силы,
действующей на крыло, лежит в плоскости, содержащей центр тяжести, линия пересечения которой с
плоскостью атаки пересекает эту плоскость относительно аэродинамической полосы в точке t -'anlpg l s'.
r1/рис если.
В этих условиях самолет будет находиться в устойчивом равновесии по всем угловым отклонениям самолета,
так что всякий раз, когда возникает соответствующая сила, новая сила 60 м 170 вокруг центра тяжести
немедленно снизит тягу самолета, чтобы предотвратить его потерю. Благодаря данному изобретению
достигаются следующие существенные преимущества:
ThP anl'f ak- определенно i&a -Yll 'механическими' средствами- a-nwd n-6t аэродинамическими f -1amic, orcs
которые зависят от движения и SPea 'крыла 70 через aiK. Если Wt 'ee desired' gsain' inexeced- stiffness in any
adjusted position 9f tlh Wing -structur6 by Cdding Satbmiizer -iii th'eotail' df' the- fugeial", it -wolit be feable 'in this
inition whe6 -we6 -we6 -we 'it would not be f 6a'ible - ifi a any other type without a. loss -sistent' In cr aif djusted
positions of ihii Ivinc' structure. Изобретение - d6s ot tIeirefoi'e, исключает p-eeneo suc aot 80 staibiliser', хотя оно
не требуется.
Пилот не может случайно подняться над массой самолета, превышающей допустимую, и тем самым вызвать
сваливание. Фюзеляж обеспечивает постоянную устойчивость для пилота, независимо от любых
манипуляций с крыльями со стороны пилота. Это всегда сводит к минимуму устойчивость паразитов и
обеспечивает наиболее эффективное использование растения.
самолета. Благодаря наличию рулей высоты в задней части фюзеляжа, используемых в качестве
вспомогательного средства для выполнения фигур высшего пилотажа, крылья могут оставаться в любом
отрегулированном положении, и самолет может управляться так же, как и обычный современный самолет,
если пилот того пожелает, что обеспечивает преимущества двух 6-дюймовых колес для более эффективного
управления. 100 Настоящее изобретение полностью описано ниже: ' hw'' api'l' 'f 'National Avsy Cqmitte ' on
Aeronautics 105 t i i Xvf-12 Aerofoil with an analysis of the resultant force progression and a schematic: suggestion of
a means's f for utilizing this aerofoil in an execution 5 of the invention, :ig. 2-show aerofoil in -which e aerofoil of -Fig.
1; Fig. 3 shows a profile of the National Advisory Committee on Aeronautics i 0 M:-5 A aerofoil with -an analysis of the
resultant force progression; Fig. 4 is a view of a part of aerplane showing, in more detail of X application to there of
aerofoil of Fig. 3;Fig. Рис. 5 представляет собой профиль двух британских аэродинамических профилей № 6
Королевских ВВС с 50% смещением по оси X, декаляжем 40 и хордой с коэффициентом gaP 1,0,
демонстрирующий анализ распределения результирующей силы; рис. 6 — боковой вид самолета,
показывающий применение к нему аэродинамического профиля с рис. 5; рис. 7 — поперечный
фрагментарный разрез, выполненный поперечно рис.
6 через части фюзеляжа и верхнего крыла с вырванными частями вдоль линии 7-7 на рис. 6; рис. 6
представляет собой схематический перспективный вид самолета, демонстрирующий вариант осуществления
изобретения, в котором продольное управление обеспечивается синхронным изменением угла атаки правого
и левого крыла, а средства бокового управления создают момент крена за счет разницы углов атаки крыльев;
рис. 9 представляет собой схематический поперечный вертикальный вид, более подробно показывающий
механизм регулировки крыльев, изображенных на рис. Фиг. 10 — вид с торца правого крыла на фиг. 8, более
четко показывающий соединение между ним и механизмом 4-5 на фиг. 9; фиг. 11 — фрагментарный фрагмент
по линии 11+11 на фиг. 9, показывающий соединение между коромыслом и крылом; фиг. 12 — диаграмма
балансировки системы крыла, адаптированной для использования альтернативной конструкции,
воплощающей настоящее изобретение; фиг. 13 — вид другого биплана, адаптированного к настоящему
изобретению; фиг. 14 — схематическое изображение механизма регулировки биплана на фиг. 13 при его
применении к самолету; и фиг. 15 — вертикальный разрез, частично показанный в связи с применением
изобретения, механизм, с помощью которого ограничивается движение руля высоты самолета, чтобы
предотвратить переход самолета в опасную зону.
отношение-. 65 На рис. 1 показан моноплан с крылом 1, на котором показаны линии действия
результирующей.
силы 2 для увеличения углов атаки на поверхность MG-19 Национального консультативного комитета по
аэронавтике в зоне 70 ниже линии А-А, последовательно продвигаясь назад. Кроме того, в диапазоне от 0° до
14° приращения угла между любой линией действия и следующей за ней приблизительно равны
соответствующим приращениям угла атаки. Эти линии действия не сходятся в одной точке, а пересекаются в
различных точках области выше A-A, становясь все более неоднородными по мере увеличения расстояния
выше A-A. Если крыло повернуть вокруг точки B, расположенной вблизи крыла, и в точке взаимного
сближения этих линий действия 2, а центр тяжести C всей машины поместить в зону ниже линии A-A, то будет
видно, что вращение крыла вокруг точки B изменит угол атаки крыла и одновременно приведет к тому, что
соответствующая линия действия g будет проходить практически через центр тяжести. D-D представляет
собой дугу относительного перемещения центра тяжести относительно линий действия 2.
95' На диаграмме, если бы крыло было приведено к углу атаки -10°, преобладало бы наиболее экстремальное
состояние, и возник бы момент относительно точки B, равный -BE × F, где BE — длина плеча момента, а F —
величина результирующей силы. Если принять 00 за нижний предел, то наибольший момент будет равен BG x
F, что значительно меньше, если предположить, что F равно весу 105 самолета в каждом случае. В обычной
конструкции самолета было бы нецелесообразно опускаться до -10° с поверхностью X-12 из-за низкого
значения коэффициента подъемной силы, и возникает вопрос, выгодно ли вообще опускаться до 0°.
Аналогично, нежелательно превышать 140° в условиях больших углов. Таким образом, будет видно, что, хотя
это крыло и не дает идеальной диаграммы, оно дает очень близкое к ней приближение, так что структурные
нагрузки, которые могут препятствовать свободной регулировке конструкции крыла из-за эксцентриситета
некоторых результирующих сил относительно точки опоры B, пренебрежимо малы, если диапазон углов
ограничен тем, который только аэродинамические соображения диктовали бы для наиболее эффективной
конструкции всего самолета и который можно было бы считать дальностью полета.
Крыло с такой схемой, как на рис. 1, хорошо подходит для данного изобретения. Вертикальное расположение
центра тяжести i 1 1 t 1 -1 i 1 1, 11 1 1 I 1 t 389,8459 1 i 389,845 -5 a и соответствующая линия D--D могут быть
размещены в любом желаемом месте, при условии, что они находятся ниже линии A-A. Линия A-A находится
несколько меньше половины длины хорды a ниже точки опоры B; это позволяет расположить центр тяжести в
пределах возможностей практического проектирования. В действительности, для многих полезных
конструкций было бы желательно такое низкое положение, как показано на линии D-D на рис. 1, то есть менее
длины хорды — ниже точки опоры B.
Предположим, что самолет летит под углом атаки U, и, следовательно, силовая линия, обозначенная 00,
проходит через центр тяжести. Теперь предположим, что некоторая внешняя сила стремится переместить
машину на угол 1,5°C. Силовая линия, обозначенная как 1,5, вступает в действие, создавая момент 13:1x F,
где F' — результирующая сила при -1,5° и постоянной скорости, стремящаяся вернуть самолет в положение с
нулевым углом. На рис. 1 показано, что если бы крыло было отрегулировано таким образом, чтобы линия
действия 2.
При угле атаки 14° относительно центра тяжести C в горизонтальном полете положение центра тяжести
относительно крыла будет находиться в точке JT. Теперь, если внешнее воздействие нарушит работу
самолета и угол атаки достигнет 20°, на мгновение... o равно JK x F11, где F' — значение c результирующей
силы a для угла атаки 200°, которая будет действовать, стремясь вернуть самолет к углу атаки 140°. Таким
образом, без дальнейших объяснений станет ясно, что вся машина будет стремиться вернуться к любому
углу, на который было отрегулировано крыло, если она будет смещена внешним возмущающим
воздействием, и что величина момента инерции, стремящегося вернуть самолет в нормальное положение,
тем больше, чем дальше он смещен от него, что свидетельствует о полной внутренней устойчивости на
протяжении всего полета. 45 диапазон.
— Обращаясь снова к рис. 1, можно представить, например, следующее устройство, которое сделало бы это
крыло пригодным для самолета, воплощающего данное изобретение: шарнир iB выполнен в двух
экземплярах, причем две секции расположены поперечно на некотором расстоянии друг от друга и
закреплены на любой подходящей части конструкции фюзеляжа.
В точке позади B предусмотрены также поперечно расположенные выступы 3, шарнирно соединенные с
соединительными стержнями 4, которые, в свою очередь, шарнирно соединены с кривошипами 5, поперечно
расположенными на валу 6 и вращающимися червяком 7, закрепленным на шпинделе 8, установленном в
подшипнике 9 и приводимом в движение ручным колесом 10. Подшипник 9 и вал С установлены надлежащим
образом в подходящем месте на конструкции фюзеляжа.
Таким образом, оператор может регулировать угловое соотношение между крылом и фюзеляжем,
поворачивая маховик 10.
На фиг. 2, демонстрирующей один из способов применения крыла, изображенного на фиг. 1, к самолету в
соответствии с изобретением, на фиг. 11 показаны фюзеляж, на фиг. 12 — пропеллер, на фиг. 13 — руль
направления, на фиг. 14 — элерон и на фиг. 15 — шасси, причем все эти части могут быть любой подходящей
конструкции. Фюзеляж снабжен с каждой стороны парой сходящихся стержней опор 16, в местах соединения
которых расположена точка опоры B крыла I. Центр тяжести самолета показан расположенным в точке a.
Механизм регулировки крыла 1 аналогичен показанному на рис. 1, и его элементы пронумерованы
соответственно.
На рис. 3 показана опорная поверхность 17 хорошо известного типа, например, поверхность М5
Национального консультативного комитета по аэронавтике, на которой линии действия результирующих
аэродинамических сил 8M движутся в определенном порядке, но не сходятся в одной точке.
Однако некоторые из этих линий, например, лежащие между 60 и 160, сходятся в существенно общей точке,
как показано на рисунке L, в то время как линии за пределами этих границ находятся вне общей точки.
На фиг. 4, демонстрирующей один из способов применения опорной поверхности, показанной на фиг. 3, к
самолету в соответствии с изобретением, изображены только фюзеляж 11 и шасси 15. Фюзеляж снабжен
пазами 18 и 19, через которые проходят трубчатые лонжероны 20 и 21 несущей поверхности 17. Каждый из
этих пазов имеет контур, имеющий определенную связь с неравномерным, но последовательно
возрастающим порядком 10 углов и смещением линий действия результирующих сил при изменении угла
атаки поверхности 17. Иными словами, если поверхность фюзеляжа сместить вперед в прорезях jj', ее угол
aib' назад изменится, и она одновременно переместится в положение a:
новое положение, при котором результирующая сила, действующая на поверхность, будет проходить через
одно и то же положение относительно центра тяжести C во всех положениях поверхности относительно
фюзеляжа.
Таким образом, самолет будет находиться в устойчивом равновесии при любом угловом положении опорной
поверхности, поскольку любая тенденция внешнего воздействия нарушить продольную ось системы приведет
к изменению угла атаки, что сместит местоположение результирующей силы в направлении, которое вызовет
момент, стремящийся вернуть самолет в его прежнее положение.
Для перемещения поверхности 11 относительно фюзеляжа в пазах 18 и 19 могут быть использованы любые
подходящие средства. 130' h 1 M' 1_; 4 3 89 Показан механизм, состоящий из кривошипа 22, снабженного
пазом 2.3, взаимодействующим с задним лонжероном 21. Такой кривошип установлен на каждом конце вала
24 для вращения синхронно с ним, тем самым регулируя задний лонжерон крыла 21 в любое желаемое
положение в пазу 19, а также, благодаря наличию двух кривошипов 22, предотвращая боковое скручивание
лонжерона крыла 21 в пазу 19. Вал 24 снабжен червячным колесом 25, приводимым в движение червяком 26,
вращаемым валом 27 и маховиком 28. Каркас крыла 17, не показанный на рисунке, жестко крепит лонжерон i5
20 к лонжерону 21, так что любое движение лонжерона 21 вызывает соответствующее движение лонжерона
20 и всего крыла I7.
Обращаясь к рис. 3, следует отметить, что линии действия результирующих сил, соответствующих диапазону
углов атаки от 60° до 160°, сходятся практически в точке L. Для обеспечения вращательной поддержки
конструкции крыла 17 от этой точки L можно предусмотреть цапфовое крепление, позволяющее тем самым
обеспечить преимущества данного изобретения, если требуется, чтобы полет осуществлялся только в
диапазоне углов атаки от 60° до 160°. Средства, показанные на рис. 4 и описанные выше, позволят
реализовать данное изобретение в расширенном диапазоне от 20 до 200. Благодаря соответствующей
конструкции пазов 18 и 19 и подходящему механизму взаимодействия данное изобретение может быть
использовано в любом другом диапазоне, в котором прогрессия результирующих сил последовательно
направлена назад для возрастающих углов атаки, как описано здесь.
: 80 На рис. 3 показана область выше точки IL, в которой направление линий действия результирующих сил не
направлено последовательно назад, а ниже точки L, где оно направлено последовательно назад,
наблюдается при увеличении углов атаки. В этих условиях центр тяжести самолета должен располагаться
ниже точки I.
На рис. 5 представлена диаграмма для хорошо известной комбинации -0, а именно двух британских 6-х
аэродинамических профилей Королевских ВВС № 29 и 291 с декаляжем, 50% смещением и коэффициентом
хорды зазора 1,0. Следует отметить, что применительно к случаям сочетания разнородных поверхностей, а
не к одинаковым поверхностям на рисунке, имеется в виду смещение центра давления, а не смещение
передней кромки, и это подчеркивается далее обозначением «аэродинамическое смещение»; также
используется термин «аэродинамическое смещение», чтобы подчеркнуть значение угла между линиями
нулевой подъемной силы, а не между любыми произвольными хордами на профиле крыла. Линии действия
результирующих аэродинамических сил, обозначенные как 2, соответствуют различным углам атаки. Следует
отметить, что в сочетании с... На рис. 5 эти силовые линии последовательно перемещаются спереди назад по
всей дальности полета в зоне ниже дуги М-М. Эта комбинация подходит для целей данного изобретения и
установлена в точках поворота, подробно описанных в 75 в связи с рис. 6 и 7.
На фиг. 6 и 7 изобретение показано в воплощении в самолете 31, имеющем фюзеляж 32 любой подходящей
конструкции и состоящем, в целом, из кабины или отсека управления 80 33, хвостовой части 34, двигателя 35,
пропеллера 36 и биплана 37, последний состоит из опорных поверхностей или крыльев 29 и 291,
расположенных вертикально на расстоянии друг от друга с помощью стоек 38 и укрепленных диагональными
балками 39. Используется обычная проволочная фиксация, но здесь она не показана, поскольку это внесло
бы путаницу в чертежи. На фюзеляже 32 расположены стандартное шасси 40, хвостовая опора 41 и руль
направления 42, управление которым осуществляется из кабины 33 с помощью обычных тросов 43, идущих к
центрально расположенному рычагу управления или рулевой балке.
Точная структура элементов, составляющих ибипланарную ячейку 3Т, не имеет значения для данного
изобретения в более широком смысле, поскольку она может быть любой подходящей природы. Как объяснено
выше, конструкция крыла такова, что ячейка жесткая, а линии действия W0, результирующие
аэродинамические силы, распространяются спереди назад в области центра тяжести самолета по мере
увеличения угла атаки, при этом здесь показано, что она имеет правильные соотношения s05, смещения,
декаляжа и коэффициента зазора.
Хорда C1. Центр тяжести самолета расположен относительно крыльев таким образом, что обеспечивается
статическая устойчивость по тангажу. Для этой цели при любых условиях эксплуатации центр тяжести должен
располагаться «ниже точки пересечения векторов, представляющих местоположение, направление и
величину результирующего давления, действующего на элемент при его прохождении через воздух и
перемещении в пределах диапазона полета, и эти векторы должны последовательно перемещаться спереди
назад по мере увеличения угла атаки. Это местоположение зависит от индивидуальных характеристик
конкретной комбинации крыла и фюзеляжа (12a) и может быть определено, например, с помощью модельных
испытаний. В самолете, имеющем приблизительно показанные здесь характеристики, это место находится
примерно над передней кромкой нижней поверхности или ниже и практически вертикально относительно
точки, вокруг которой движется мул. С помощью изобретения n-fid-ii ограничено -t0-, jiho -dpddific -Ally os -of
rsittg,&et 'find Iffib 5 'doealak- 'it hdviig Ibeen 'foii-lid thrbligh o'ri6'lce gai" in -iegErch, -partid-wex tc -hundr 1 Oyin,' in
larly u in 0,(jeorelace -with this invention the combination - set f forth- - ---9i-,ve's!
)Топер Рити без -необоснованного _ dti:Ejrv3-ss Хотя он R6s -,внутри нее --sdote -разведения, -рассмотрел
свои '1b-ro-aa-ct hgpodts,.,для установки -the 6dllh-le -bh thh 11,5 fu-8e16,ge 'n dny'nidniior -dllo'w'iu'g' -propel
r61ativd 'tthigl-atibn aAd 'to - provide. dh7y sifit'abl.e-- mdhns для bb-otit '8u6h translation. t]i6rb is herb shown ing
-and actiiatin:&linehhs foifr:d '460tf. V.0 ins test fii6hts - -Обращаясь, в частности, к рис. 7, мы показали пару
шарнирных соединений, обозначенных цифрой 3-0, между соплом 5 и противоположными сторонами
фюзеляжа, причем фюзеляж расположен между двумя опорными поверхностями. Существует два способа
крепления: вертикальное и горизонтальное. Предусмотрены стержни натяжения или соединительные стержни
(44), расположенные с каждой стороны фюзеляжа, и стержни (30) в каждом месте, сходящиеся от точек
соединения фюзеляжа (45) к точке (30), где они шарнирно соединены с верхней балкой.
29.
В качестве условного средства -fox, позволяющего с возможностью регулировки положения :35 и
перемещения ячейки вокруг соединения 30 для изменения угла наклона, предусмотрено, как показано на
рисунках 6 и 7, маховик 46, вал носовой части -47, имеет подшипник в боковой стенке фюзеляжа, причем
колесо предпочтительно, хотя и не обязательно, приспособлено для вращения в вертикальной плоскости,
прилегающей к внешней поверхности этой стенки.
Наклонен под углом 48 к нижней стороне вала 49, который предназначен для вращения колесом 46 через
звездочку и цепное соединение 50. Вал 49 несет червячный механизм 51, который соединяется с червячным
ушком 52 50 на вертикально расположенном валу 53.
последний расположен на расстоянии 54 от нижней части фюзеляжа. Вал 53 несет кривошип с его концом P в
валу 55, предпочтительно расположенный по центру фюзеляжа, причем кривошип соединен через тягу HiA:
56- выиграть,,, -291, как показано на F-ic. 6. - Соединения рулевой тяги O, приводящие в движение кривошип и
крыло соответственно, являются типа d a, позволяющими Sr дугообразное движение ячейки относительно
ti-isela-e 16r в e- 'h - j 6 -stanc way be. карданные шарниры.
Будет очевидно, что движение кривошипа, -'55 передается ему через вращение -,vche-el' A6, действует через
звено 56 к pax;t imj -n,-ialAic;Q5c pi-,..otal nic;-vem6ni to Gentile, -37 ibout 'axis -9-0 - sho- w-n-'- -in,Fig. '4. -Хотя
kiiy giiitbbl'e ih6aii-s 'may he -purpose, pre. erdbe employed for t f for irroversible charaddriffics -iii..6cloBr 70 -i-h-ht
the di-ve -do;Vne6tidii bt-ween whedl a:nd.wings m".ay be'li'e'ld'-'in.adjudied posltoll. -In other -,ord-- th:e rings. art.
drdby releably -h'dld dt th-b-triibi'angib -to which they are adjustedihe advgn age t 5 6f this Tedtirfe;h-eiiff.,&
el--e'vd-dnt.
Степень -ailbulhr mo-d&oixt 16f U-b cel-1-610, вероятно, 'ограничена' d-e,6,,eL.
ingil:ri'ho, -that -'the friti anMe can -never 1.6 su -at --the air sp,-eefl -i's r'-e-duedd So b6Iciw--.tlle critidd 9p e-ea 'f for
y- W- and.ibll c o;iit-f 61. -A iAoveweiit '6f.b'bdut-lthifty ddgTddsS-d:ffices-'formot:p-po-des,'a'nd-the ii-mtatic;il -may-
be doc-ii-t-dd by so -atranginig rs 85 that said wing contacts With t-habottobi of - the - f-asola-e at. «Каждый второй
элемент может совершать свой раскачивающийся колебательный процесс в пределах определенной
протяженности, или же ограничение может быть обеспечено путем надлежащего ограничения предельного
движения любого элемента клетки, плавающего в течение определенного времени». Например, остановка 57,
показанная на рис. (может зависеть от того, насколько сильно кривошип попадает на путь кривошипа 55 и
насколько сильно угловое движение кривошипа 95 и, следовательно, ячейки, в зависимости от степени.
Описанное выше крепление изначально стабильного элемента 37 позволяет ему перемещаться в одном
направлении для регулировки триммера, угла или, как обычно выражается, для изменения угла между
плоскостью крыла и продольной осью фюзеляжа, как будет легко понять, и все преимущества 105.
Знания о контроле и стабильности, изложенные в начале спецификации, имеют место.
Легко заметить, что при выполнении «трехточечной посадки» самолет может быть развернут таким образом,
чтобы значительно увеличить угол атаки сверх того, что возможно для обычных самолетов, и таким образом
обеспечивается очень эффективный «воздушный тормоз», что дает сопутствующие преимущества в
отношении скорости посадки и разбега. Этот угол приземления может быть таким же реальным, как тридцать
градусов и более.
Желательно, чтобы wino- 291 был -представлен с обычными элеронами 58, Ue ailetonveoiitrol. Тросы 59r
проходят от них - вокруг шкивов 60, - которые - расположены на - оси 120, проходящей через точки поворота
30, к кривошипу 61 на валу -62, как показано на Fl'(y). 7. Этот вал расположен выше уровня пола фюзеляжа в
коробке '163 и предназначен для установки в среднем на 125-й стержень " 6A, который применяется в любом
подходящем месте. Из-за положения шкивов.60, которое находится на -1'hb h Если -в оси 'из t - t r o-emen..,
ang-4 dt iiibveih.-dbt o! Cellile не использует управляющие провода H6etlh6 130- 389',845 59 таким образом,
чтобы изменять положение элеронов.
Следует отметить, что руль высоты не является необходимым элементом самолета при взлете, полете или
посадке; фактически, во время полета обычно желательно не прибегать к управлению рулем высоты. Однако,
чтобы ускорить взлет, подняв полозья и тем самым уменьшив трение о землю, предусмотрен элерон 65,
шарнирно закрепленный любым подходящим образом в точке 66 к хвостовой части и управляемый
перекрещенными тросами 67, которые проходят к рычагу 68. Этот рычаг поддерживается валом 69,
проходящим поперечно фюзеляжу, и от него отходит тяга 70, которая соединена с ручкой 64 обычным
способом, так что перемещение ручки вперед и назад осуществляется через тягу 70, рычаг 68 и тросы 67
таким образом, что поворачивается руль высоты 65. = При взлете руль высоты регулируется таким образом,
что воздушный поток стремится поднять хвостовую часть и тем самым оторвать полозья от земли, при этом
трение о землю существенно уменьшается, так что самолет может взлететь с минимальным разгоном, при
этом следует помнить, что регулировка руля высоты не требуется для того, чтобы подняться в воздух. Однако
после взлета использование руля высоты можно прекратить, оставив ручку управления свободной, чтобы
руль высоты мог свободно парить или качаться, не влияя на балансировку или управляемость самолета.
На фиг. 8-12 (включительно) показан один из вариантов осуществления изобретения, в котором продольное и
поперечное управление скоординированы способом, который будет подробно объяснен в связи с этими
рисунками. В этих представлениях показатель степени I, применяемый к определенным референтным
символам, указывает на те из них, которые расположены на правой руке пилота, а показатель степени 2
указывает на соответствующие элементы на его левой руке.
_ X= n Рис. K-8, самолет состоит из -; X - - Tselase 71 - имеющего: пропеллер-72 и группу хвостовых
поверхностей 73, - которая может включать в себя - стабилизатор 74. Крылья 751 и 752 установлены на
подходящих валах 76' и 762, с помощью которых они могут поворачиваться для принятия различных
регулируемых углов атаки. Правое крыло 751 показано установленным под меньшим углом 77' и 772, в задней
части поворотного механизма 751 и 759 соответственно, и подходят для вторичной подвески, подробно
показанной на рис. 9, предназначенной для перемещения правого и левого крыльев либо синхронно, либо
дифференциально, либо синхронно и дифференциально одновременно, таким образом, чтобы регулировать
их углы атаки. Валы 761 и 762 подвешены во внутренних концевых подшипниках 78' и 782 и подшипниках 79' и
792, поддерживаемых стойками 801 и 802.
На рис. 9 показан механизм регулировки крыльев 751 и 752 самолета, изображенного на рис. 8, в
нейтральном положении. 70 То есть, правое и левое крылья, 75' и 752', имеют одинаковый угол атаки, что
представляет собой альтернативное положение регулировки.
Точки на крыльях 771 и 772 75 - поддерживаются коромыслами 811 и 812, шарнирно соединенными на
штифтах 821 и 82a, ввинченных в винтовые стойки 831 и 832. Верхние концы винтовых стоек 841 и 842 имеют
квадратное или другое невращающееся поперечное сечение 8(, закрепленное соответствующими
отверстиями 851 и 852 в поперечной конструкции 86. Следует отметить, что винтовые стойки 831 и 832 имеют
правостороннее и левостороннее расположение сердечника соответственно. Поперечная конструкция 85 86
крепится к боковым сторонам основной конструкции фюзеляжа 871 и 872 болтами 881 и 882 или другими
подходящими средствами. - Винты 831 и 832 регулируются по высоте путем вращения гайки и конических
зубчатых передач 891 и 892. Как показано на левой стороне рис. 9, шариковые подшипники 902 поддерживают
узел 892 в сочетании с упорным наконечником 912, привинченным к узлу 892 и комплекту 5, привинченному
винтом 922. Поперечная балка 932, просверленная для установки узла 892, предназначена для обеспечения
дорожек качения шарикоподшипников 902 и, таким образом, для поддержки осевой нагрузки винтового
обтекателя 832, и крепится к основной раме JOG 872 фюзеляжа 71 соответствующим образом, например,
болтами 942 и 941.
Конические шестерни 951 и 952 входят в зацепление с коническими шестернями узлов 891 и 892 и жестко
закреплены на поперечном валу -95, 1М, который вращается с помощью маховика 96 или иным подходящим
способом. Таким образом, вращение маховика 96 пилотом в одном направлении поднимет винтовые стойки
831 и 832, а вращение в другом направлении опустит стойки. Ход винтовых стоек 831 и 832 таков, что они
необратимы, или, иными словами, их можно перемещать с помощью маховика, но маховик крышки нельзя
вращать, прилагая осевые усилия к винтовым стойкам 831 и 832. Это обеспечивает возможность синхронной
регулировки угла атаки, поскольку поднятие винтовых стоек 831 и 832 поднимет задние кромки крыльев 751 и
752, пока они повернуты в положениях 781, 782, 79, 792, на равные величины, а опускание винтовых стоек
опустит задние кромки, и в любом отрегулированном положении винтовые стойки 831 и 832 будут оставаться
до тех пор, пока их не переместят при дальнейшем вращении маховика 96.
Нижние внутренние концы коромысел 81' и 812 шарнирно соединены с 1( 11 1 1;1 ii Ii 1k d I 1 11 14 1 i 11 111 P i
i i 389', 845 7.
nX iwo концы поперечной тяги 97, снабженные в подходящем месте шаровым шарниром 98, скользящим по
стержню 99, который может поворачиваться под углом 100 к поперечной ферме 86 или к какой-либо другой
подходящей точке крепления в фюзеляже 71. Другой конец стержня 99 регулируется по направлению
вращения с помощью звена 101, приводимого в действие рычагами 102 и звеньями 103 и 104.
Крепление 104, снабженное поворотным или другим подходящим устройством 105, управляется боковыми
перемещениями джойстика 106. Проушина 107-i, предназначенная для работы посредством
соответствующего механизма лифта любым известным способом, не является частью данного изобретения.
Основание 108 несет вращающийся элемент 109, на котором джойстик 106 может поворачиваться вперед и
назад. Поворотный механизм 105 позволяет осуществлять поперечное качание джойстика 106 в любом
положении наклона вперед и назад. Основание 108 и кронштейны рычага управления 110 крепятся к любому
подходящему элементу конструкции фюзеляжа.
Перемещение винтовых стоек -25 831 и 832 вверх уменьшает радиус стержня 99, а перемещение вниз
увеличивает его, таким образом, когда крылья регулируются ручным колесом 96 для большого угла атаки,
радиус стержня 99 максимален, а определенное боковое угловое перемещение джойстика 106 создает
максимальную соответствующую разницу в угле атаки между правым крылом 751 и левым крылом 752, в то
время как в положении регулировки малого угла достигается минимальная соответствующая разница. На рис.
10 корень правого крыла 751 показан таким образом, что соединения могут быть более наглядно объяснены, в
частности, с помощью рис. 11. В точке 761 вал, который может также служить передним лонжероном,
обеспечивает основную подъемную силу крыла и позволяет ему свободно вращаться в плоскости,
параллельной поверхности чертежа. На рисунке 111 показана линия, проходящая через центр вала 76', а
также через срединную точку крыла 751' в точке 771. Эта точка может быть, по всей видимости, конечной
точкой заднего лонжерона или другого конструктивного элемента, не описанного в данном документе.
Пара кронштейнов 112 выполнена как неотъемлемая часть крыла - 751 - - Подходящее устройство, такое как
болт 113 и гайка 114, зажимает втулку 1-15 между кронштейнами 112 конструкции крыла и, при этом ее ось
расположена вдоль линии 111, поддерживает концевую часть 116 коромысла 811. Этот терминал 116 имеет
изогнутое отверстие и не заполняет пространство между кронштейнами 112, что обеспечивает полную
поддержку задней части крыла 75 как в направлении его размаха, так и по вертикали, но в то же время
компенсирует его перемещение по круговой траектории, в то время как винтовая стойка 832 перемещается по
прямой линии.
Дальнейшее обращение к рис. 10 и рис. 12 показывает, как, если требуется самолет с боковым
самобалансированием, описанная выше конструкция может это обеспечить. Передняя поворотная опора 761
расположена на соответствующем расстоянии впереди точки 117, точки пересечения линии наружной
стороны 111 и линии действия результирующей аэродинамической силы, действующей на крыло 751.
Обращаясь к диаграмме на рис. 12, видно, что вес самолета N, действующий вниз в точке 761,
поддерживаемый подъемной силой 0, приложенной в точке 117, создает вращающий момент P?,
стремящийся уменьшить угол атаки крыла 751. Если этот момент равен моменту -P (не показан),
действующему на левое крыло 752 (см. рисунки 8 и 9), то система будет находиться в равновесии, поскольку
на поперечную тягу 97 будут действовать равные и противоположно направленные силы через рычаги 811 и
812. Однако, если порыв ветра подействует, скажем, на правое крыло 751, но не на левое крыло 752, то
момент PI будет превышать соответствующий момент p2, и возникающая в результате этого
несбалансированная сила на поперечной тяге 97 заставит ее двигаться вправо (при условии, что ручка
управления 106 95 свободна от руки пилота), и правое крыло 751 будет вращаться, уменьшая угол поворота.
угол атаки — в то время как левое крыло самолета 752 будет поворачиваться, чтобы увеличить угол атаки.
Таким образом, крыло, получившее 100 единиц восходящей деформирующей силы, будет двигаться таким
образом, что уменьшится его удельная подъемная сила, в то время как крыло, не получившее восходящей
силы, будет двигаться таким образом, что уменьшится его удельная подъемная сила, тогда как крыло, не
получившее восходящей силы, будет двигаться таким образом, что уменьшится его удельная подъемная
сила.
Соответственно, прижимная сила увеличится на 105 единиц, а ее грузоподъемность — на соответствующую
величину. В результате порывы ветра или другие дестабилизирующие воздействия, стремящиеся кренить
самолет, сами по себе вызовут изменения, которые компенсируют их, в то время как в отсутствие
дестабилизирующих воздействий естественное равновесие элементов самолета будет стремиться избежать
отклонения от его нормального бокового положения. На рис. 13 показана бипланная ячейка, состоящая из
верхнего крыла 1172 и нижнего крыла 1189, соединенных подходящей жесткой системой внешней фермы.
119, при условии, что клетка 120 состоит из этих крыльев и соответствующих им правых крыльев. В
подходящей точке верхней части крыла 1172 предусмотрен шарнир 120 для поддержания веса:
фюзеляж и его содержимое (не показано), при этом -125 допускает вращательные движения ячейки. - Точка
121 на нижнем крыле, подходящая для размещения конструкции, показанной более подробно на рис. 14,
адаптирована для прохождения дуги Q2I между точкой R, соответствующей максимальному желаемому углу
атаки, и точкой S, соответствующей минимальному желаемому углу атаки. Элерон 1221 установлен на
нижнем крыле 118', шарнирно прикреплен к соответствующей системе кронштейнов 1232 и приводится в
действие через рычаг 1242 с помощью толкателя 1252.
- На рис. 14 показана нижняя система крыла, изображенная на рис. 13, в отсоединенном виде для большей
ясности описания. Он состоит из левого нижнего крыла 1182, поперечно соединенного с правым нижним
крылом 1181 фермой 126, передние концы которой закреплены на конструкциях крыльев 1182 и 118
зажимами 1272w и 1271 и могут поворачиваться вдоль дуг Q2 и Q' способом, описанным выше со ссылкой на
рис. 13. Края фермы 126, предназначенные для разрыва, крепятся к другим подходящим частям конструкции
крыла с помощью зажимов 1282, 1281. Регулируемое ограничение — это возможность поперечной фермы
-126 путем шарнирного соединения ее переднего элемента.
подшипники винтовых шатунов 1292, 1291, снабженные ограничителями 1302, 1301 и 1312, 1311. Регулировка
этих винтов осуществляется посредством конической зубчатой передачи и системы опор 1322, 1321, детали
которой не показаны полностью, но которая может быть сконструирована аналогично показанным на рисунке.
9-. Здесь, вместо использования правого и левого ходовых винтов, как описано выше, расположение
конических шестерен 1322 показано в обратном порядке по сравнению с коническими шестернями 1321, при
этом оба винта имеют правый ход для достижения того же результата, что и описано на рис. 9. Здесь
показана система конических зубчатых передач 1322, 1321, приводимая в движение цепью и зубчатой
передачей 130 с помощью маховика 131, расположенного для удобства пилота, и джойстика 132,
поворачиваемого в:
В боковом направлении вал 133, подвешенный в подшипниках 134, установленном в фюзеляже, вращается, и
тем самым ось стержня 135 описывает часть поверхности усеченного конуса, как это будет ясно видно из
чертежа. Шотландское ярмо 136, оснащенное шаровым шарниром, аналогичным шарниру 98 на рис. 9,
является скользящим.
на стержне 135 и жестко закреплен к левой и правой секциям 137t и 1371, которые образуют поперечный
стержень, жестко соединенный с шотландским ярмом.
Поперечные стержни 1372 и 1371 могут иметь квадратное поперечное сечение и направляться роликами 138,
вращающимися вокруг болтов 139, закрепленных на раме 1402 и 1401, являющихся неотъемлемой частью
поперечной фермы 126. Таким образом, расположение шотландского ярма 136 на стержне 135 и,
следовательно, радиус хода стержня, рассматриваемого как вилка, определяется расположением
поперечного элемента фермы 126 (5 угловых минут Q2, Q'). Как видно из рис. 14, при установке крыльев на
большой угол атаки R, шотландское штурвалное устройство 136 будет подвергаться перемещениям с
помощью кривошипа с максимальным ходом, тогда как при установке крыльев на малый угол атаки S,
соответствующий кривошип будет иметь минимальный ход.
Квадратное сечение поперечных стержней 1372, 1371 ограничивает их вращение и предотвращает перекос
шотландского ярма 136 в рабочее положение, одновременно обеспечивая свободное осевое перемещение
через ролики 138.
Подвижность, передаваемая на поперечную тягу 1372, 1371, передается на толкающие тяги 141, 1411, через
коромысла 1422, 1421, на толкающие тяги 125w, 1251 и через рожки 124f, 124', в соответствующие и хорошо
известные движения элеронов 122 и 1221.
При необходимости управление лифтами осуществляется с помощью джойстика 132, 85 через тягу 143, а
также посредством любой подходящей, хорошо известной системы рычагов управления лифтами. Таким
образом, очевидно, что в описанной выше системе, когда самолет находится в режиме малого угла 90
градусов или на высокой скорости, любое боковое угловое движение ручки управления 132 вызовет угловое
смещение элеронов меньшей величины, чем такое же движение ручки 9, когда самолет находится в режиме
большого угла или на низкой скорости.
На фиг. 15 показан вариант осуществления изобретения, специально адаптированный для использования в
случае, когда лифт предназначен для аварийного использования. Данный вариант осуществления, хотя и
позволяет неограниченно использовать руль высоты, когда самолет находится в промежуточном состоянии,
например, в крейсерском режиме, все же ограничивает использование руля высоты безопасными движениями
105, когда самолет находится в крайних положениях с малым углом наклона или максимальной скоростью, а
также с большим углом наклона или минимальной скоростью.
На фиг. 15 показаны два положения регулировки крыла 143 и, следовательно, некоторых других элементов
данного изобретения 110, как будет показано далее.
дальнейшее описание чертежей.
На рисунке показано крыло 143 в положении с крайне малым углом атаки (полный контур), а крыло 115 — в
положении с крайне большим углом атаки (пунктирный контур). На всем протяжении изображения элементы,
показанные пунктирной линией, следует понимать как находящиеся в положениях, соответствующих
настройке для 120° сверхбольшого угла атаки крыла.
Обращаясь к полной компоновке, система крыла 143 поворачивается вокруг оси 144, соответствующим
образом установленной в самолете, параллельно размаху системы крыла 25 и шарнирно закрепленной в
точке к звену 146, приводимому в действие кривошипом 147 и зубчатым колесом 148, зубья которого
нарезаны только в части, чтобы ограничить ход кривошипа в любом направлении, зацепляясь с червяком 149,
подвешенным в подшипниках 150, соответствующим образом установленных в надлежащем месте в
конструкции самолета, и приводимым в движение через вал 151 маховиком 152 по усмотрению пилота. Также
шарнирно соединено с кривошипом 147 звено 153, другой конец которого соединен с коромыслом 154,
подвешенным в подшипниковом кронштейне 155, надлежащим образом закрепленном на конструкции
самолета. Перемещения, передаваемые кривошипу 154, проявляются как соответствующие перемещения
звена 156 и, в конечном итоге, как перемещения скользящего блока 157, включающего части 158, отводящие
для беспрепятственного движения 5 стержней 159 и 160, и концевые части 161 и 162, имеющие наклонные
Соседние файлы в папке патенты