Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_12736
.pdf
аммиаке, путем обработки солей, растворимых в жидком аммиаке, в присутствии жидкого аммиака диоксидом
углерода или газами, содержащими диоксид углерода, при необходимости в присутствии подчиненных
количеств воды, при этом полученные карбаматы при желании обрабатываются водой или стеаром,
благодаря чему можно получать карбонаты или бикарбонаты.
Для получения карбоната калия также было предложено обрабатывать соль калия, например хлорид калия, в
жидком аммиаке (безводном или содержащем мало воды) с помощью карбаниата аммония, карбоната
аммония или других соединений аммиака и диоксида углерода, после чего полученный карбонат калия
превращается в бикарбонат калия или карбонат калия. При использовании сильвинита в этом процессе
получают бикарбонаты или карбонаты натрия и калия. Кроме того, было предложено получать хлорид
аммония и соду путем реакции хлорида натрия с бикарбонатом аммония в жидком аммиаке.
Мои зарубежные корреспонденты обнаружили новый и ценный способ получения бикарбоната калия путем
воздействия на хлорид калия в смесях аммиака и воды, содержащих по меньшей мере достаточное
количество воды для гидролиза карбамата, который может образовываться промежуточно, до бикарбоната, с
помощью диоксида углерода или соединений диоксида углерода и аммиака при температурах, при которых
карбамат калия разлагается в условиях обработки.
Минимальное количество воды, которое должно присутствовать, определяется по следующей формуле:
KCl + NHCl + CO + E = KCl + NHCl. Однако предпочтительнее использовать большее количество воды,
поскольку в результате аналогичной реакции карбонат калия может образоваться согласно уравнению: 2Cl +
2NCl + CO + HO → KCl + 2NCl.
Последняя реакция происходит экспериментально при работе при сравнительно высоких температурах.
Следовательно, используемая температура и количество воды должны быть согласованы друг с другом. В
целом, чем меньше количество воды, тем выше температура. Таким образом, например, при температуре 600
градусов Цельсия количество воды должно составлять лишь половину от того количества, которое
предпочтительно используется при обычной комнатной температуре, но в любом случае предпочтительно
использовать большой избыток воды. Температура и давление могут изменяться в широких пределах; как
правило, они должны находиться в диапазоне от 0 до 800 градусов Цельсия и от 5 до 40 атмосфер
соответственно. Использование повышенного давления необходимо, поскольку в любом случае содержание
аммиака в растворе должно быть больше, чем соответствует растворяющей способности воды по отношению
к аммиаку при комнатной температуре и атмосферном давлении, т.е.
Раствор всегда должен содержать более 35 процентов аммиака, и, соответственно, реакцию необходимо
проводить под давлением газообразного аммиака. Однако преимуществом процесса согласно настоящему
изобретению является то, что требуется лишь сравнительно низкое давление, поэтому никаких трудностей с
оборудованием не возникает.
Вместо диоксида углерода в процессе согласно предложенному изобретению могут использоваться
соединения диоксида углерода с аммиаком, такие как карбамат аммония, карбонат аммония или бикарбонат
аммония.
Полученный бикарбонат калия :35 может быть легко преобразован нагреванием в карбонат калия; во многих
случаях, например, при обработке минеральными кислотами для получения удобрений, бикарбонат калия
может быть обработан непосредственно.
Следующие примеры дополнительно иллюстрируют, как это изобретение может быть реализовано на
практике, но изобретение не ограничивается этими примерами.
ПРИМЕР 1.
800 В герметичный сосуд вводят 1 литр жидкого аммиака, 200 литров воды и 10 килограммов
мелкодисперсного хлорида калия. Затем при перемешивании вводят 45 килограммов газообразного диоксида
углерода под давлением 10 атмосфер при комнатной температуре.
Через час маточный раствор отводят, а остаток промывают смесью жидкого аммиака и воды :55 (8:2). После
сушки остаток состоит примерно из 125 килограммов бикарбоната калия, содержащего приблизительно 80
процентов его состава, а оставшиеся 20 процентов представляют собой неизмененный хлорид калия. Из
маточного раствора методом выпаривания можно извлечь около 55 килограммов хлорида аммония.
ПРИМЕР 2.
В герметичный сосуд вводят килограммы мелкодисперсного хлорида калия и 110 килограммов 65%-ного
бикарбоната аммония, после чего через реакционный сосуд пропускают 1000 литров раствора, состоящего из
900 литров аммиака и 100 литров воды, под давлением 70%-ного бикарбоната аммония в течение часа при
температуре 600 градусов Цельсия и постоянном перемешивании.
После сброса давления и сушки остаток состоит примерно из 130 килограммов практически чистого
бикарбоната калия, 75, а из маточного раствора можно извлечь около 70 килограммов хлорида аммония.
Подробно описав и изложив природу моего изобретения и способ его осуществления, я заявляю, что то, что
я...
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_386352.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=386352&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB386352A
[]
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Дата проведения съезда (США): август. 23, 1930.
Дата подачи заявки (в Соединенном Королевстве): август. 24, 1931.
Завершено: Янв. 19, 1933.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Самолёт.
Я, Джеймс Смит Макдоннилл-младший, инженер, проживающий по адресу: Норт-Стейт-стрит, 1018, и ранее по
адресу: Ист-Делавэр-Плейс, 105, оба адреса: Чикаго, штат Иллинойс, Соединенные Штаты Америки,
гражданин Соединенных Штатов Америки, настоящим заявляю о характере данного изобретения и о способе
его осуществления, которые будут подробно описаны и установлены в пункте 10 и следующим заявлением:
Основная цель моего изобретения — создание самолета, характеризующегося такой надежной
устойчивостью и управляемостью при любых ожидаемых условиях; такими летно-техническими
характеристиками при взлете, посадке и крейсерском полете; и такой легкостью и простотой управления для
пилота, что он особенно подходит для широкого частного использования, то есть для безопасного
использования пилотами с минимальным ожидаемым уровнем квалификации и опыта.
В связи с этим мое изобретение заключается в различных особенностях конструкции самолета и их
комбинациях, изложенных и заявленных ниже, некоторые из которых применимы к различным типам машин,
но все они взаимосвязаны в представленном здесь моноплане для достижения его эксплуатационных
характеристик и для получения различных конструктивных преимуществ.
Крайне желательно, чтобы самолет для указанного применения обладал такими изменяемыми
характеристиками подъемной силы, легко управляемыми пилотом, а также таким большим углом сваливания,
чтобы безопасный, нормальный взлет и набор высоты могли осуществляться на малой скорости после
короткого разбега и с очень крутой траекторией набора высоты. Эти характеристики, которые, что
примечательно и ново, достигнуты в представленной здесь машине, позволят безопасно взлетать с
небольшого поля, окруженного деревьями или другими препятствиями значительной высоты, и, благодаря
предусмотренным мною особенностям, без существенной опасности катастрофы из-за порывистого ветра.
Кроме того, крайне желательно, чтобы такой самолет был способен к горизонтальному полету на очень малой
скорости, а его планирующие характеристики (с работающим на холостом ходу или выключенным
двигателем) обеспечивали безопасное медленное снижение по очень крутой глиссаде, но при этом в
правильном посадочном положении, чтобы он мог безопасно [Price 1i-i] совершить посадку с прямым ударом о
землю, исключая необходимость тщательного расчета выравнивания непосредственно перед приземлением,
а также минимизируя последующее падение на землю. Эти характеристики, которые в значительной степени
достигнуты в представленном здесь самолете, способствуют его безопасному использованию при посадке в
небольших и тесных местах, а также значительно повышают безопасность полетов на малых высотах и
выполнения быстро принимаемых решений об аварийной посадке, которые в некоторых случаях могут
оказаться жизненно важными, особенно в условиях плохой видимости.
Кроме того, для обеспечения максимальной безопасности важно, чтобы машина, описанная выше как 70,
обладала не только хорошей нормальной боковой устойчивостью, как в крейсерском полете, но и чтобы
быстрое и эффективное боковое управление поддерживалось на уровне сваливания и даже за его
пределами, так что, особенно в условиях порывистого ветра, 7_ можно безопасно выполнять взлеты, посадки
и другие полеты на малой высоте; и это высокоэффективное управление впервые реализовано в
представленной здесь машине. C{ Опять же, для обеспечения безопасности при выполнении полетов, в
которых в полной мере используются указанные выше характеристики подъемной силы, крайне желательно,
чтобы пилот мог одновременно и одной рукой управлять устройствами подъемной силы крыльев и
дополнительно регулируемым продольным стабилизирующим устройством на основе масла, таким как
обычный стабилизатор хвостового оперения, так чтобы постоянно и под углом 90 градусов в каждой точке на
протяжении всего диапазона их движения, эти дополнительные устройства находились в надлежащем
аэродинамическом положении друг относительно друга для поддержания продольной устойчивости машины.
Quick-95.
Качество их работоспособности в надлежащих условиях имеет чрезвычайно важное значение.
Однако я считаю весьма желательным, чтобы, хотя упомянутые выше устройства должны быть управляемы в
полном диапазоне своего движения с минимальными усилиями со стороны пилота и со всей скоростью, когда
самолет летит медленно, их сопротивление полному выдвижению, создающему большую подъемную силу,
было настолько велико в условиях высокоскоростного полета, что нецелесообразность их использования в
соответствии с 3BA,352 № 23,781/31.
2
386,352
От неправильных условий обеспечена надлежащая защита. В представленной здесь машине эти цели
достигаются за счет оригинальной координации устройств, увеличивающих подъемную силу, и стабилизатора,
обеспечивающей эффективное применение действующих на них аэродинамических сил; здесь предлагается
конструкция, объединяющая два устройства для их согласованной работы от одного управляющего элемента,
предназначенного для быстрого и удобного управления пилотом, причем этот элемент получает почти
сбалансированную реакцию от указанных устройств, что позволяет легко и быстро работать в направлении
увеличения подъемной силы, когда силы, действующие на указанные дополнительные устройства, имеют
относительно небольшой порядок, но делает его сильно устойчивым к такой работе или практически
невозможным для работы, когда эти силы имеют максимальный порядок.
Кроме того, для самолета с указанными выше характеристиками взлета и посадки желательно, чтобы его
шасси и его соединение с рамой самолета отличались высокой прочностью и способностью поглощать удар
при указанной медленной посадке без повреждения самолета или дискомфорта для пассажиров, а также
чтобы шасси обеспечивало высокую устойчивость к боковому опрокидыванию при посадке, взлете и рулении,
особенно в неблагоприятных условиях порывистого ветра. Эти особенности я описываю на изображенном
аппарате, и они находят особенно выгодное и оригинальное воплощение в показанном низкоплане.
Ещё одной целью моего изобретения является обеспечение оптимального взаимодействия и контроля над
частями основных аэродинамических профилей или крыльев для обеспечения их наиболее эффективной
координации, а также создание прочной, лёгкой и компактной конструкции, надёжно защищённой от мелких
аварий на посадочных площадках и в ангарах.
Ранее предлагалось предусмотреть в самолетах передние кромки крыльев с аэродинамическими профилями,
которые автоматически раскрываются, образуя щели между ними и крыльями.
Также было предложено обеспечить соединение между элеронами или кромками крыла и рулями высоты этих
машин, при котором при нажатии на оба элерона или кромки крыла для изменения кривизны крыла
приводятся в действие рули высоты.
Согласно настоящему изобретению, я предлагаю самолет, имеющий основные аэродинамические профили и
элероны, включающие, помимо элеронов, регулируемые средства повышения подъемной силы, а также
стабилизаторы, регулируемые для компенсации смещения центра давления на основных аэродинамических
профилях при регулировке средств повышения подъемной силы, и имеющие соединения между средствами
повышения подъемной силы и стабилизаторами для их одновременной работы с целью поддержания
практически продольной устойчивости самолета в любом положении регулировки средств повышения
подъемной силы.
На прилагаемых рисунках:
Рисунок 1 представляет собой план самолета, воплощающего мое изобретение; Рисунок 8 — его передний
вид; Рисунок 4 — его боковой вид; Рисунок 4 — поперечное сечение крыла по линии 141 на Рисунке 1,
полусхематического характера, без обычных конструктивных деталей; передний профиль и задний закрылок
показаны в нейтральном положении сплошными линиями, а перемещения этих частей обозначены
пунктирными линиями.
На рисунке 6 представлен аналогичный разрез крыла по линии 0,5-0,5 рисунка 1, демонстрирующий детали
воздухозаборника и элерон в нейтральном положении. 85 На рисунке 6 представлен вид сверху на
управляющие соединения для закрытия щели "усилителя", показанной на рисунке 9.
Рисунок 7 представляет собой схематический разрез, аналогичный рисунку 5, показывающий части крыла 9G
в положении «опущенные элероны» при большом угле атаки; рисунок 8 представляет собой аналогичный вид,
показывающий части в положении «поднятые элероны».
Рисунок 9 представляет собой схематическое перспективное изображение, иллюстрирующее
унифицированное управление закрылками и стабилизатором.
На рисунке 10 показан боковой вид механизма рычага управления; на рисунке 11 показан передний вид этого
механизма iOO.
На рисунке 12 представлен перспективный вид, показывающий взаимосвязь между частями шасси, каркасом
крыла и каркасом фюзеляжа, без учета различных конструктивных деталей. На рисунке 13 показана деталь
крепления колеса шасси.
Рисунок 14 представляет собой схему «взлета», показывающую приблизительное положение машины при
нормальном взлете. Рисунок 1.5 — аналогичная схема, показывающая нормальные условия посадки.
На изображенном здесь моноплане цифры 20 и 20 обозначают основные аэродинамические профили или
крылья, а 21 — фюзеляж с кабиной пилота 22; элементами хвостового оперения являются неподвижный киль
23, вертикально поворачивающийся руль направления 24, горизонтально поворачивающийся руль высоты 25
и стабилизатор 26, задняя кромка которого соосно поворачивается с передней кромкой руля высоты,
рассчитанной на перегрузку 12G.
Крылья 20 включают жесткие панели 27, отходящие от фюзеляжа 21 с противоположных сторон, в основном в
его нижней части; крылья предпочтительно имеют большой двугранный угол jW, показанный здесь примерно
как 50.
Каждая панель несет на своей жесткой раме подвижные элементы этих приспособлений, которые я
изготавливаю, в виде воздухозаборников, закрылков и элеронов на задней кромке, чтобы обеспечить
желаемые и новые аэродинамические качества этих профилей. Цифры 28 обозначают элероны, а 29 —
закрылки, которые вместе занимают практически всю длину крыла; эти элементы предпочтительно имеют
одинаковое сечение для экономии и простоты конструкции и соосно поворачиваются за передними кромками
для обеспечения баланса.
В кабине пилота обычная ручка управления 31 контролирует руль высоты и элероны обычным способом, при
этом элероны предпочтительно расположены для обычного дифференциального управления. Обычные
педали 32 управляют рулем 24. Но, в соответствии с моим изобретением, стабилизатор 26 и закрылки 25
управляются единым, согласованным способом с помощью одного элемента управления, показанного здесь в
виде ручного рычага 33; о способах управления и расположении которого будет сказано подробнее позже.
Основные аэродинамические профили несущей способности имеют передовые воздушные щели,
обеспечивающие значительное увеличение угла сваливания. На передней кромке каждой жесткой панели
крыла 27 скользящим образом установлен аэродинамический профиль 35, предпочтительно по всей длине
размаха крыла, который при выдвижении открывает воздухозаборную щель 36 на передней кромке и
закрывает ее при убирании. Дополнительно предусмотрено отверстие для подачи воздуха в усилитель,
обозначенное в целом цифрой 37, для бокового управления, предпочтительно в сочетании с устройством для
подавления шума 38, подробности о котором приведены ниже. Конструкция "бустер-бурлер" будет описана
позже.
Взаимосвязанные характеристики очень резкого взлета, очень крутого угла планирования при посадке,
поддержания быстрого и эффективного бокового управления даже при углах атаки 10 выше сваливания, а
также возможности горизонтального полета на очень малых скоростях, а также другие преимущества, которые
вскоре проявятся, я достигаю совместно благодаря своей новой конструкции и сочетаниям указанных
особенностей крыла ED, и я значительно расширяю их полезную доступность за счет механической
координации регулируемого профиля крыла, в основном используемого для продольной устойчивости,
который, как показано здесь, представляет собой стабилизатор 26, со средствами «высокой подъемной
силы», показанными в виде закрылков 29, для единого, почти сбалансированного и быстродействующего
управления. Эти взаимодополняющие характеристики применимы и к другим типам машин, помимо
показанной здесь, но для того, чтобы в полной мере использовать обеспечиваемые ими аэродинамические
качества, особенно при взлете и посадке, их желательно дополнить некоторыми особенностями шасси и
общей конструкции, которые очень эффективно воплощены в низкоплане, который я иллюстрирую.
В нормальном или «нейтральном» положении нескольких подвижных элементов крыла — то есть при
закрытых воздухозаборниках и нейтральном положении закрылков и элеронов, как показано сплошными
линиями на рисунках 4 и 5, — изображенные здесь крылья имеют обычную форму и площадь, разработанные
в соответствии с общими характеристиками самолета, такими как полная масса, предполагаемая
максимальная скорость, мощность двигателя и т. д.
Конечно, эти оценки могут сильно различаться; но в качестве примера я буду приводить здесь данные для
полного раскрытия информации о 75:
Один из удовлетворительных вариантов осуществления моего изобретения, касающийся различных фактов и
цифр, специфичных для машины, построенной в основном так, как показано на чертежах, где размах крыла
составляет 35 футов, а хорда — 0,5 фута 8 дюймов, машина 807 имеет полную массу около 1800 фунтов и
рассчитана на максимальную скорость чуть более 100 миль в час при работе двигателя мощностью 110 л.с.
Такой «обычный» раздел основных 85:
Аэродинамические профили, обеспечивающие подъемную силу, разумеется, имеют «нормальный» угол
сваливания в обычном диапазоне — в данном случае, для показанного здесь конкретного участка, это
составляет около 15 градусов, — но когда передняя кромка крыла с воздушным зазором 36 открыта на 90
градусов, это приводит к значительному увеличению угла атаки сваливания — в данном случае примерно до
28 градусов.
Легкий аэродинамический элемент передней кромки крыла установлен на направляющих трубках 40
соответствующей изогнутой формы, свободно скользящих в роликовых направляющих 41 с антифрикционным
сопротивлением в раме панели, обеспечивая движение при открытии до тех пор, пока оно не будет
остановлено кольцами 42 на трубках. В убранном состоянии этот небольшой аэродинамический профиль 35
довольно плотно прилегает к передней кромке жесткой панели. Щель 36 в открытом состоянии имеет
соответствующий наклон назад, восходящую кривую и сужение для обеспечения плавного потока воздуха
через нее и для подачи воздуха в тангенциальном направлении к верхней поверхности крыла перед его самой
глубокой секцией, что приводит к увеличению угла сваливания и уменьшению опасности пикирования или
штопора из-за сваливания, которые в целом хорошо известны в данной области техники.
Этот щелевой аэродинамический профиль 35 управляется автоматически и должен всегда быть свободен от
любого существенного сопротивления, препятствующего его автоматической реакции на подъемную силу
проходящего воздуха. В данном случае такой профиль крыла спроектирован таким образом, чтобы
переходить в открытое положение при угле атаки значительно ниже угла сваливания «нормального» профиля
крыла и при относительной скорости ветра низкого порядка, значительно ниже минимальной скорости полета
машины. Угол атаки тринадцать градусов, скорость 20 миль в час.
Скорость достаточна для открытия щели в показанной плоскости.
Угол наклона машины относительно земли в состоянии покоя я предпочтительно делаю достаточно большим,
чтобы гарантировать, что, когда машина достигнет взлетной скорости на разбеге, и ее хвостовое оперение
будет опущено путем оттягивания назад ручки управления, указанная передняя щель откроется, что позволит
быстро направить машину на большой угол набора высоты. Этот результат может быть достигнут даже при
«нейтральном» положении закрылков 29, но самый быстрый взлет и набор высоты под самым крутым углом
достигаются также при правильном использовании закрылков, как будет показано далее.
Для средств обеспечения «высокой подъемной силы», управляемых пилотом и позволяющих увеличивать
коэффициент подъемной силы при любом угле атаки, я использую закрылки на задней кромке 29 как
наиболее предпочтительную конструкцию из-за их механической простоты и эффективности в эксплуатации.
Конструктивно показанные здесь закрылки достаточно велики и имеют достаточный диапазон углового
смещения ниже их нейтрального положения или положения для высокоскоростного полета -20°, чтобы
удвоить или более чем удвоить коэффициент подъемной силы и значительно снизить коэффициент
подъемной силы и сопротивления, примерно до 3 к 1, при полном вылете закрылков.
Предпочтительно, чтобы передние кромки 45 закрылков 29 были выпуклыми и соприкасались с вогнутой
задней кромкой 46 жесткой панели крыла таким образом, чтобы, известным образом, углубление закрылка
постепенно открывалось – между этими кромками образовывалась воздушная щель 47 с подходящим
наклоном, восходящей кривизной и сужением. Аналогичным образом, передние кромки элеронов 28 имеют
форму 48, позволяющую открывать такой паз при нажатии и практически закрывать его в «нейтральном» и
«поднятом» положениях.
Взаимосвязь между закрылками 29 и автоматическим профилем передней кромки 35, которую я здесь
устанавливаю, такова, что снижение закрылков до степени, приближающейся к полному вылету,
аэродинамически заставляет автоматически открывать воздухозаборники на передней кромке даже при
самых низких скоростях полета, что обеспечивает безопасность полета при полностью выдвинутых
закрылках.
Таким образом, при практически всех условиях горизонтального полета на минимальной скорости, взлета и
снижения под крутым углом автоматически обеспечивается открытость воздухозаборных щелей на передней
кромке крыла. Тем не менее, в силу механической независимости переднего профиля крыла 3-5 от закрылков,
положение закрылков в любом положении, поднятых или опущенных, не препятствует автоматической
эффективности воздухозаборников при соответствующих условиях угла атаки и скорости.
На изображенном здесь самолете полное опускание закрылков (в сочетании с соответствующей регулировкой
стабилизатора и/или руля высоты для поддержания горизонтального полета) позволяет удерживать
горизонтальную траекторию полета на очень низких скоростях, не превышающих 34 миль в час. Аналогично, в
таких условиях высокого коэффициента подъемной силы, но со значительно сниженным отношением
подъемной силы к сопротивлению, планирование на низкой скорости с работающим на холостом ходу или
выключенным двигателем безопасно поддерживается при более крутом угле снижения. Я считаю, что это
более чем когда-либо ранее достижимо с соблюдением всех мер безопасности; обычная траектория
скольжения при посадке имеет уклон 117 градусов или круче в показанной здесь плоскости, а вертикальная
скорость составляет около 15 футов в секунду. Характерное положение самолета в таких условиях снижения
в значительной степени показано на схеме на рисунке 15.
При взлете закрылки должны быть выпущены практически до упора, и при выпущенных закрылках и открытом
воздухозаборнике 36 самолет 80 набирает высоту по траектории, примерно вдвое более крутой, чем у
обычного самолета с эквивалентной удельной нагрузкой на крыло и мощность; положение самолета при
наборе высоты примерно такое же, как показано на рисунке 1.4.
Благодаря факторам безопасной работы, обеспечиваемым заявленным наличием устройств управления
закрылками с высокой подъемной силой и независимых автоматических средств создания воздушных щелей
на передней кромке крыла, компания I g0 предлагает дополнительные устройства управления, которые
делают безопасным и простым полезное использование этих факторов в предельных пределах их
эффективности. В частности, я предлагаю средства для обеспечения совместной и пропорциональной работы
стабилизатора 26 и закрылков 29 таким образом, чтобы поддерживать продольную устойчивость самолета в
любом положении их совместной регулировки; при этом данная мера обеспечивает быстрое и легкое
совместное управление закрылками и стабилизатором при соответствующих условиях, несмотря на то, что
действующие на них воздушные силы делают управление каждым из них по отдельности относительно
медленным и трудным.
При опускании закрылков 29 центр давления на крыльях смещается назад. Наилучшее противодействие
возникшей тенденции к опусканию носа самолета достигается пропорциональным уменьшением угла наклона
передней кромки стабилизатора 26 в соответствии с индуктивным усилием J10. В представленной модели
самолета примерно 11 градусов перемещения стабилизатора компенсируют полный ход закрылков,
обеспечивая продольную устойчивость. Я предусматриваю одновременную и пропорциональную работу
закрылков и стабилизатора во всем диапазоне их соответствующих перемещений.
Рычаг 33 на палубе для управления закрылками и стабилизатором 1М, удобно расположенный для
управления пилотом, может удерживаться в любом положении регулировки с помощью ручного фиксатора 50,
взаимодействующего с неподвижным сегментом 51. В представленной конкретной конструкции тяга 53
соединяет рычажный механизм со стабилизатором 26 через промежуточный рычаг 54 и вертикальную тягу 55.
Тросы 57 соединяют рычаги качания 58 на закрылках с барабанным элементом 59 J30 только для того, чтобы
самолет можно было перевести в режим медленного полета на любой желаемой высоте, а закрылки можно
было сразу же вывести в полностью убранное положение простым движением рычага управления
стабилизатором закрылков 33, при этом самолет 70 удерживается приблизительно в горизонтальном
положении или с небольшим подъемом носа, как показано на схеме, рисунок 15. Это положение машины
может сохраняться до момента приземления, что позволяет избежать обычной необходимости точного
выравнивания. 75 Очевидно, что конструкция крыльев 20, описанная выше, проста, надежна и не подвержена
повреждениям в местах расположения воздухозаборника на передней кромке, закрылков или элеронов.
Освобождение 80 передних кромок аэродинамических профилей 35 для полностью автоматического
управления за счет аэродинамических сил позволяет сделать их конструкцию одновременно простой, легкой и
достаточно прочной.
Расположение элеронов в обычном положении на задней кромке крыла (85°) рядом с законцовками крыла
обеспечивает им обычную защиту жесткими панелями крыла (27°) от повреждений при выполнении
«разворотов на земле» на посадочной площадке или других незначительных происшествиях. 90 Однако
станет очевидным и то, что при таком расположении элеронов и с учетом того, что самолет спроектирован
для нормальной работы при таких больших углах атаки, как описано выше, весьма желательно предусмотреть
специальные устройства бокового управления, дополняющие описанные выше конструкции, которые
обеспечивают быстрое и надежное боковое управление даже при углах атаки выше сваливания. 100 В
представленной здесь конструкции для указанной цели я предусматриваю «ускорительный» воздухозаборник
37 в концевой части каждого крыла, позади воздухозаборника 36 на передней кромке, причем размах этого
ускорительного воздухозаборника примерно равен размаху элерона 28. Как показано на рисунке, у этого
ускорительного паза 37 его ограждающие стенки жестко встроены в панельную конструкцию 27 и имеют
форму, придающую пазу желаемый наклон назад, восходящую кривую и сужение.
110 Хотя точное расположение такого паза в передней части панели может варьироваться. Я считаю, что
высокая эффективность достигается за счет того, что его нижнее или входное отверстие расположено как
можно ближе к передней кромке 115 неподвижной панели 27, насколько это конструктивно возможно, а
верхнее или выходное отверстие — перед самой толстой частью крыла.
Следует отметить, что при открытой передней кромке крыла с воздушным зазором 36 (12G) кривая,
представляющая коэффициент подъемной силы крыла, не искажается, когда угол атаки выходит за пределы
угла сваливания, с той резкостью, которая характеризует «колено» такой кривой, когда нещелевой профиль
аналогичного сечения проходит угол сваливания меньшего значения.
Кроме того, описанный выше разъем для усилителя, при открытии, воздействует на рычажный механизм 33,
приводимый в действие под углом 180 градусов, при этом тросы проходят через соответствующие шкивы 61.
Предпочтительно, регулировка осуществляется в месте соединения ручного рычага 33 либо с закрылками,
либо со стабилизатором, для изменения их относительного углового положения. Таким образом, показанная
здесь конструкция ручного рычага 33 имеет двухкомпонентную форму, причем части 33a и 33b соосно
шарнирно соединены и регулируемо соединены между собой винтом 34, при этом к одной части 33a рычага
прикреплен тяговый стержень 53, а к другой части 33b рычага прикреплен барабанный элемент 59.
При соединении деталей, как показано на рисунке, реакция закрылков на ручной рычаг 33 при нажатии
компенсируется реакцией стабилизатора на этот же ручной рычаг. Таким образом, действующие на каждый из
них воздушные силы эффективно используются для облегчения работы другого. При желании, рычаги могут
быть подобраны таким образом, чтобы обеспечить практически идеальное уравновешивание этих сил друг с
другом.
Однако я намеренно так распределяю рычаги, чтобы закрылки оказывали несколько более сильное
воздействие на рычаг управления 33. Когда силы, действующие на закрылки и стабилизатор, малы из-за
низкой относительной скорости ветра или относительно небольшого углового смещения указанных частей,
это преднамеренное преобладание реакции закрылков на рычаге не оказывает существенного влияния. В
таких условиях для опускания закрылков пилоту требуется совсем немного усилий.
Однако в условиях высокоскоростного полета силы сопротивления снижению закрылков настолько велики,
что указанное преобладание оказывает значительное влияние. В таких условиях внезапное опускание
крыльев до опасной степени практически невозможно.
При обратном процессе, то есть при возвращении закрылков в нейтральное положение, силы воздушного
потока, действующие на закрылки и стремящиеся вернуть их в это положение, более чем достаточны для
того, чтобы вернуть стабилизатор в нейтральное положение. Быстрота и надежность полного контроля над
этими закрылками и стабилизаторами являются очень важным фактором безопасности при работе
представленной здесь машины.
Это значительно упрощает и облегчает правильное обращение с машиной.
Для взлета предварительное опускание закрылков не требуется. После разбега с поднятым хвостом,
достаточного для достижения минимальной скорости полета, рычаг управления закрылками-стабилизаторами
33 может быть соответствующим образом оттянут назад одной рукой и автоматически зафиксирован в этом
положении непосредственно перед тем, как оттянуть ручку управления другой рукой; таким образом, с
наибольшей скоростью самолет может быть приведен в нужное положение по углу тяги и получить
необходимую степень уменьшения закрылков для максимального угла набора высоты. Соответственно,
обычные требования техники посадки 386,352 6 3860352 несколько увеличивают и без того большой угол
сваливания всего крыла, но при углах атаки, несколько превышающих большой угол сваливания, на который
совместно влияют щель на передней кромке крыла по всей длине и щель ускорителя на короткой кромке,
такая щель ускорителя оказывает существенное влияние на поддержание подъемной силы локально на
концевой части крыла.
Для оптимального использования совместных преимуществ передней воздушной щели 36 и ускорительной
щели 37 я предусмотрел средства закрытия ускорительной щели, предназначенные для автоматической
работы, позволяющие открывать щель только в соответствующих случаях. В частности, я располагаю эти
устройства таким образом, чтобы повышающий разъем каждого устройства был закрыт, за исключением
случаев, предусмотренных правилом tlic. Lwfold предполагает, что угол атаки крыла должен быть достаточно
большим, чтобы открыть щель на передней кромке, и что элерон этого крыла должен быть опущен.
В частности, деталь 63 представляет собой входное отверстие или дверцу для щели ускорителя 37,
поворачивающуюся на своем переднем крае и автоматически управляемую с передней кромки
аэродинамического профиля 35 для движений открытия и закрытия в соответствии с автоматическими
движениями указанного аэродинамического профиля. Затвор 63 соединен с малым аэродинамическим
профилем 3.5 посредством рычажного механизма f64, телескопические секции 64 и 64b которого шарнирно
соединены соответственно с частями 3, -5 и 63, а в стенке панели 27 имеется отверстие, обеспечивающее
свободное движение рычажного механизма. Потеря тяги между головкой и гнездом звена такова, что когда
аэродинамический профиль 35 движется вперед, первая часть его тиавела лишь слегка опускает звено вниз и
компенсирует потерю тяги. Последняя часть хода профиля 3.5 надежно открывает входное отверстие 63,
сопротивление которого такому движению недостаточно велико, чтобы существенно препятствовать
движению профиля 3.5. 67 представляет собой выходное отверстие для щели ускорителя, шарнирно
закрепленное, как показано на 671, и управляемое в своих движениях открытия и закрытия соответствующим
элероном 28 таким образом, чтобы открываться только при опущенном элероне.
В частности, соединительный элемент 68, имеющий универсальный шарнир на обоих концах, соединяет этот
узел 67 с элементами, управляющими элеронами; в данном случае, с рычагом 6q4, который является частью
стандартного соединения между ручкой управления и дифференциально управляемым элероном.
Устройство 70, соединяющее головку и гнездо, позволяет элерону перемещаться вверх или вниз в пределах
соответствующего углового диапазона без смещения затвора 67 из его нормального положения закрытия
паза.
Предпочтительно, устройство 70, предотвращающее потерю подвижности, имеет подходящие пружины 71 и
72 между концами гнезда и противоположными сторонами головы для нормального позиционирования головы
в среднем положении. Таким образом, в условиях высокоскоростного полета обычное движение элеронов не
влияет на эллиптический наконечник 67. Однако, когда элерон полностью опущен вниз, пружина полностью
сжимается, и затвор 67 перемещается в положение открытия щели.
Теперь станет очевидно, что при таком высоком угле атаки самолета, который открывает воздухозаборную
щель 36 на передней кромке крыла и, следовательно, закрывает входное отверстие 63 щели ускорителя,
достаточное снижение элеронов откроет выходное отверстие (i) для указанной щели ускорителя, тем самым
увеличивая коэффициент подъемной силы крыла, прилегающего к его законцовке, 80 в то время как по
отношению к другому крылу состояние элеронов поддерживает соответствующую щель ускорителя закрытой
за счет закрытия выходного отверстия 67. Кроме того, желательно, чтобы при со-
В соответствии с последними описанными условиями, коэффициент подъемной силы 85 элерона,
поднимающегося вверх, должен быть положительно уменьшен для увеличения момента крена самолета. С
этой целью я предлагаю в связи с ускорительным щелевым устройством "метательное устройство" 38,
предпочтительно 90, выполненное в той же конструкции, что и щелевой затвор 6i. В показанной конкретной
конструкции комбинированный запорный механизм и заслонка представляют собой цилиндрический сектор,
стенка 75 которого перемещается вниз в положении 95 (рис. 7), чтобы открыть щелевое отверстие, и в
нейтральном положении (рис. 5) закрывает указанное отверстие. В верхнем положении (рис. 8)
соединительная трубка сжимает свою переднюю пружину и перемещает стенку 75 в положение, которое не
только удерживает щель закрытой, но и выступает над верхней поверхностью крыла (как «булькающий»
элемент 38), чтобы прервать поток воздуха над законцовкой крыла, значительно уменьшая коэффициент
подъемной силы законцовки крыла и увеличивая ее коэффициент лобового сопротивления.
Следует отметить, что такое устройство "ускоритель-буфер", описанное выше, позволяет безопасно
управлять самолетом на его обычных крутых углах взлета и посадки, даже в условиях порывов ветра, которые
могут привести к боковому наклону самолета. Кроме того, это обеспечивает существенную безопасность в
экстренных ситуациях при выполнении действий, выходящих за рамки обычного диапазона характеристик,
указанного ранее, по крутизне снижения и, в некоторой степени, по углу набора высоты. Например, при
посадке на месте в очень ограниченном пространстве, планирующий самолет может быть временно поднят
носом вверх, так что временно снижение становится незначительным.
Более крутой и с большей вертикальной скоростью, чем обычно, но тем не менее самолет может
удерживаться в правильном боковом положении благодаря действию элеронов и ускорителя, и при желании
можно возобновить нормальные условия планирования для посадки в желаемом месте.
Для воплощения описанных выше аэродинамических и управляющих характеристик, как правило, можно
выбрать один из нескольких типов машин, широко используемых в настоящее время, а именно, монопланы
или бипланы с верхним или нижним крылом.
Однако низкоплан, как показано здесь, обладает рядом конструктивных преимуществ, особенно в отношении
шасси, особенно подходящего для заявленных целей моего «безопасного» самолета 410.
Представленное здесь шасси 80 имеет заметно широкую колею между опорными колесами 81,
предпочтительно составляющую примерно одну треть размаха крыла; оснащено амортизаторами 82 с
большим ходом, предпочтительно масляного типа; и соединено с каркасом фюзеляжа и крыльями в
конструкции, особенно подходящей для его посадочных характеристик.
Хвостовая опора 83 может быть любого утвержденного типа, предпочтительно с амортизационной системой;
при этом опорные колеса предпочтительно должны быть оснащены тормозами.
Соседние файлы в папке патенты