Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_13137
.pdf
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_379108.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=379108&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
Patent Translate
Powered by EPO and Google
Patent Translate is currently overloaded by requests. Please try again in a few seconds.
We apologise for any inconvenience this may cause.
Contact Patent Translate team
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_379109.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=379109&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB379109A
[]
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Дата проведения конвенции (Франция): сентябрь. 16, 1930. 379,109 Дата подачи заявки (в Соединенном
Королевстве): сентябрь. 10, 19 1. Нет, 25454/31.
Завершено: август. 25, 1932.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования в области навигационного оборудования для самолетов или относящиеся к нему.
Я, Луи Мармонье, инженер, проживающий по адресу: авеню Феликса Фора, 146 (Рона), Лион, Республика
Франция, гражданин Франции, настоящим заявляю о характере данного изобретения и о способе его
осуществления, которые будут подробно описаны и установлены в следующем заявлении:
Данное изобретение относится к навигационным приборам для самолетов.
В одном из аспектов изобретение состоит в средствах управления рулевыми поверхностями самолета,
включающих гироскопическую группу и компенсирующее устройство или корректор поворота, действующие
совместно с гироскопической группой под действием центробежной силы во время поворота самолета для
наклона боковых рулевых поверхностей или элеронов с целью крена самолета на необходимый угол для
выполнения правильного поворота.
В другом аспекте изобретение состоит в средствах управления рулевыми поверхностями самолета,
включающих маятниковую гироскопическую группу и коническое устройство или корректор поворота,
соединенные с гироскопической группой для компенсации воздействия центробежной силы, действующей на
гироскопическую группу во время поворота самолета.
На практике компенсирующее устройство или корректор поворота, который вызывает наклон элеронов, и
компенсирующее устройство или корректор поворота, который противодействует действию центробежной
силы на гироскопическую группу, объединены в одном устройстве, которое по существу представляет собой
массу, имеющую ограниченное скользящее движение поперечно самолета под действием центробежной
силы.
Указанные выше гироскопические группы, которые обеспечивают определение горизонта и направление или
контроль пеленга, не являются предметом данного изобретения.
4b. Далее они упоминаются только для описания различных восстанавливающих элементов, с которыми они
взаимодействуют для автоматической стабилизации и управления самолетом.
Конструкция, рассматриваемая в настоящем изобретении, включает в себя:
«Устройство разблокировки» подшипника [Price Mi-ISDID 4s A-d control, отвечающее за навигацию в
направлении, «корректор поворота» и «щуп лопасти», предотвращающий боковое скольжение, которые 5
работают с движением элеронов.
«сигнал об отсутствии скорости», относящийся к управлению по глубине.
Действие вышеупомянутых восстанавливающих элементов координируется 60 дифференциальными
устройствами, которые, в соответствии с базой горизонта или контролем пеленга, позволяют добиться
автоматизации управления действием на двух или трех этапах его выполнения. Эти 65 координирующих
механизмов также являются объектом настоящего изобретения.
Навигационное устройство, которое будет сконструировано с использованием устройств, описанных в данной
спецификации, может иметь 70 различных вариантов в зависимости от метода работы, который будет выбран
для гиростатов и дервомоторов. В тексте данной спецификации и на прилагаемых к ней схемах используется
только электрическое устройство, обеспечивающее автоматизацию управления самолетом на всех трех
этапах его полета, однако вполне возможно также сконструировать на основе этих устройств навигационные
аппараты, работающие на сжатом воздухе или вакууме, путем соответствующей модификации конструкции.
Электрический навигационный аппарат 8, более подробно описанный в данной спецификации и показанный
на прилагаемых чертежах, обеспечивает продольную устойчивость, обусловленную автоматическим
управлением рулями высоты, боковую устойчивость, управляемую автоматическим наклоном элеронов, и
направление полета самолета, управляемое по его пеленгу автоматическим управлением рулем
направления. Пилот может.
а также заставить самолет подняться или опуститься на 95 градусов и выполнить все повороты, которые он
сочтет полезными, используя автоматическую навигационную систему.
Как и положено, управление лопастями элеронов и рулем направления 4P соединены друг с другом во время
поворотов самолета для получения правильного поворота, и эта специальная схема А, как и правильно
описанные далее,
Поворот или скольжение на крыле - Действие «поворотного корвективного механизма».
Одна из характеристик, которая дополняется «щупом лопасти», регистрирует направление ветра и
предотвращает скольжение на крыле во время поворотов, где фактическое направление горизонта
определяется по отношению к аэродинамической плоскости на протяжении всего поворота. Автоматическое
управление, которое меняется в зависимости от направления ветра, осуществляется мгновенно при каждом
повороте. Этот датчик положения паллеты напрямую обеспечивается электрическим током, сжатым воздухом
или соединением с горизонтальным основанием в виде 75 вакуумных сервомоторов, которые во время
вращения обеспечивают постоянное вертикальное положение, в то время как самолет наклоняется к
горизонтальному основанию и подшипнику во время поворота. Это конусообразное управление, создаваемое
гироскопическим контроллером, последовательно независимым от последнего, и группа, уравновешенная на
трех измерениях пространства, может эффективно уравновешивать его путем модификации S0-мерных
пространственных измерений, и которая контролирует угол входа в соответствии с ним, следовательно, со
всеми отклонениями фактического направления этого ветра.
Самолёт в трёх своих эволюциях. Автоматическое управление направлением полета, которое возникает из
этой линии в направлении полета, осуществляется с помощью гироскопической группы, используемой для
поддержания управления пеленгом, обеспечиваемого тремя гироскопическими группами, показывающими
курс полета самолета в этом продольном и поперечном направлениях, для управления тангажем и креном с
помощью гироскопической группы, а также для автоматического торможения тангажа и качки — это другая
модель. Этот механизм управления сохраняет пеленг, в то время как автоматическое управление пеленгом,
вызываемое сервомотором, удерживает самолет на линии его траектории на востоке, предотвращая
отклонение и сохраняя прямолинейную траекторию полета. Тем не менее, автонавигационное устройство
рекомендуется освобождать от управления пеленгом во время поворота самолета, поскольку оно оснащено
тремя специальными устройствами, которые действуют в соответствии с горизонталью. Если оно останется
прикрепленным к нему, оно будет постоянно выходить из строя, будучи зафиксированным в зацеплении с
тангажом и качкой по азимуту, в то время как самолет находится в воздухе.
моторы. Один из этих приемов называется ораторским движением. Вследствие этого, сигнал «потери
скорости» приводится в действие, а навигационное оборудование снабжено, в частности, продольным
специальным устройством, которое имеет целью обеспечить устойчивость. Его цель – регистрировать
минимальную скорость, необходимую для поддержания самолета в соответствии с направлением ветра, для
обеспечения пикирования самолета и выхода из него до достижения минимальной скорости, необходимой
для выполнения поворотов.
со скоростью, способной вызвать его снижение. Тем не менее, несмотря на это отключение, оно действует как
автоматическое управление, возбуждение сервомотора в сочетании с горизонтом, который управляет рулем
направления, также должно оставаться в распоряжении пилота. Второе устройство, называемое
«корректором поворота», контролирует наклон элерона во время поворота самолета в аэродинамическом
плане, в сочетании с горизонтом, и определяет угол наклона.
Наклон крыла относительно его скорости и радиуса траектории, описанной в тексте, включает стабилизацию
тангажа, чтобы скорость самолета и качка, за исключением направления, оставались в центральной
плоскости руля, используемого пилотом для управления самолетом. Этот «корректор поворотов» состоит из
массы, которая смещается в горизонтальной плоскости и работает согласованно с горизонтом. Когда
навигационный аппарат включает только скорость и радиус описанной траектории, скорость самолета и качка
остаются в центральной плоскости руля, используемого пилотом для управления своим самолетом, будет
подключен к автоматическому навигационному устройству, которое состоит из элерона, чтобы повороты
могли выполняться правильно и под тем же основанием. Этот «корректор поворотов» состоит из массы,
которая смещается в горизонтальной плоскости и которая работает согласованно с базой горизонта. Три
этапа навигационного управления обеспечивают одновременное равновесие.
Гироскопическая группа трехмерного пространства, расположенная в равномерных измерениях или по любой
другой схеме, которая, будучи маятниковой, подвергается центробежному воздействию, которое будет
рассмотрено далее, 125 fugal forth durino turihings of -the, исключая другие гироскопические устройства,
например, самолет. -Корректор поворота: предназначенный для использования, также учитывает воздействие
центробежной силы, которая является предметом спецификации. -Геросеопическая группа 65. -способна
уравновешивать их с помощью стабильного устройства, которое будет состоять из четырех гироскопов,
каждый из которых реагирует в разных плоскостях таким образом, что три из них уравновешивают рост до
горизонта. Эти устройства называются «гиростатами горизонта», поскольку они создают основание горизонта,
в то время как два других, называемые «гиростатами направления», используют свою инерцию по азимуту и
обеспечивают управление горизонтом, которое автоматически направляет самолет по траектории полета.
В вышеупомянутой спецификации также описывается устройство, называемое «восстановление
направления», целью которого является поддержание управления пеленгом в постоянной азимутальной
плоскости и, следовательно, сохранение для самолета определенного направления. Восстановление
направления движения приводится в действие при малейшем отклонении самолета от линии света, которое
вызывает прецессию гиростатов, которые, в свою очередь, восстанавливают направление.
Последний создает условие, противоположное условию отклонения, чтобы восстановить управление
пеленгом в его исходной азимутальной плоскости. Этот контроллер слуха, в свою очередь, управляет только
сервоприводом направления, чтобы вернуть самолет на линию полета.
Для облегчения понимания описания координационных устройств и регистров относительного ветра,
являющихся объектом настоящего изобретения, к данной спецификации прилагаются три диагональных
чертежа, разумеется, только в качестве примеров. На этих чертежах изображено только навигационное
устройство с электрическим приводом, за исключением устройства, работающего на сжатом воздухе, которое
может быть сконструировано по тому же принципу действия.
На рисунке 1 схематически показано электрическое навигационное устройство, обеспечивающее
автоматическое управление самолетом по пеленгу и автоматическое управление боковой устойчивостью при
прямом полете и выполнении поворотов. На этом изображении также показаны две половины
стабилизирующей гироскопической группы, одна из которых отвечает за управление пеленгом, а другая — за
основание горизонта; устройство разблокировки управления пеленгом с помощью рычага управления
направлением во время поворотов самолета; рычаг управления направлением, который контролирует
поворот; корректор поворота, который одновременно нейтрализует воздействие центробежной силы
гироскопической группы, установленной в маятнике; 6: Палетный датчик, регистрирующий фактическое
направление ветра, по которому движется аэроплан, при этом палетный датчик находится в постоянном
вертикальном положении благодаря своему соединению с горизонтальным основанием; дифференциальные
механизмы, координирующие работу этих датчиков, обеспечивая их постоянное взаимодействие с
горизонтальным основанием; сервомоторы для наклона элеронов и руля направления, а также их управление
переключателями, которые приводят их в действие.
На рисунке 2 схематически представлено устройство для управления глубиной погружения. Гироскопическая
групповая фигура в этом случае образуется в результате разреза llalf 71, который создает горизонт bnse.
На этом рисунке также показан рычаг, позволяющий самолету подниматься или опускаться; сигнализатор
потери скорости, регистрирующий минимальную тягу и усилие, необходимые для поддержания самолета в
заданном положении, предотвращения потери скорости и балансировки в нужный момент; сервомотор руля
глубины и его соединение с переключателями возбуждения; дифференциальный механизм, который
регулирует взаимодействие этих элементов с горизонтальной опорой, служащей для поддержки системы.
tih wole '.soste details of construction 9G o the differential mechanisms which permiti of unlocking the bearing control
during, the turnings of the airplane and of ensurino it the aetrationie control as also the control of the direction
servo-motor both 95 during the automatic control of the airplane Ion the bearing as well as during turningiln g.
Для облегчения последующего описания, гироскопическая группа, расположенная в трехмерном равновесии,
разделена на две половины (рис. 1): с одной стороны, половина, обеспечивающая управление пеленгом и
включающая два гиростата направления a и b, а также качающуюся и поворотную подвеску g; с другой
стороны, половина группы, поддерживающая горизонт, на основе которого осуществляется автоматическое
управление наклоном при любых обстоятельствах, как во время прямолинейного полета, так и во время
поворотов. Эта же горизонтальная основа, которая также применяется к системе управления глубиной 115
(рис. 2), включает в себя два горизонтальных гиростата c и d, которые проявляют свою инерцию в
горизонтальной плоскости и поддерживаются в постоянном равновесии в этой плоскости за счет маятниковой
массы f, которая, будучи всегда равновесной, восстанавливает горизонтальность группы, когда она по той или
иной причине колеблется на шарнирах подвески.
Это неравновесие возникает при ускорениях самолета и, главным образом, в процессе поворота вследствие
длительного действия C-X на и т. д.
центробежная сила. — Есть основания не учитывать анонимное равновесие ружа 130 oJ79,109 во время
изменений относительной скорости самолета, поскольку горизонтальные гиростаты c и d одновременно
противодействуют своей инерционной реакции на ускорение, величина которого уменьшается, и возникающие
в результате колебания группы быстро затухают под действием преобладающей силы тяжести. Однако с
действием центробежной силы во время поворотов самолета дело обстоит иначе: летная сила,
сохраняющаяся на протяжении всего поворота, вывела бы из равновесия основание горизонта. Поэтому
необходимо предусмотреть специальное устройство, которое компенсирует воздействие центробежной силы
на эту группу.
В навигационном устройстве, являющемся предметом данного изобретения, это компенсирующее устройство
состоит из массы 1, центр тяжести которой во время полета расположен на прямой линии на оси 2,
продольной по отношению к азимуту самолета. Эта ось, которая может свободно вращаться, соединена с
гироскопической группой рычагами 3 и 31 и шатуном 4. Масса 1 установлена на двух квадратных стержнях 5 и
51, вдоль которых она может скользить вбок, катясь на двух роликах 7, из которых на чертеже виден только
один.
Он хранится в своем центральном положении в бухте два, под номерами 8 и 9. Таким образом, масса 1 не
противодействует действию гравитации на группу, что является одним из условий равновесия основания
горизонта. Оно безразлично к ускорениям самолета, но, с другой стороны, обладая свободой движения в
боковом направлении и по постоянной горизонтальной линии, оно подвержено действию центробежной силы
и может противодействовать действию этой же силы на гироскопическую группу маятника. Кроме того, он
служит корректором поворота, как будет показано позже.
- В случае, если самолет летит в направлении стрелки 6, поворачивая, например, влево по стрелке 10, группа
гиростатов маятника подвергается действию центробежной силы 5 на ось 11, но в то же время масса 1
отбрасывается в сторону 12 и, благодаря своему боковому смещению на стержнях 5, 51, создает момент 13,
который противодействует моменту 11 и который он уравновешивает во время поворотов самолета
естественным образом при условии, что вес массы 1 пропорционален весу маятника f, и что его смещение на
стержне 5, 51 соответствующим образом определяется натяжением пружин 8 и 9, которое регулируется по
желанию.
Кроме того, масса 1 достигает своего положения равновесия на стержнях 5 и 51 до того, как на группу
успевает подействовать центробежная сила, поскольку гиростаты c и cd с самого начала противодействуют
этой силе своей инерцией.
С другой стороны, учитывая, что гироскопическая группа представляет собой инертную массу, находящуюся в
равновесии в трех измерениях пространства, в случае, когда два.
Антагонистические пары 11 и 13 не уравновешивали друг друга, преобладающая пара оказывала лишь
относительное влияние на равновесие пары 75.
В группе, где два гиростата c и d зафиксированы по азимуту, а самолет вращается вокруг них,
преобладающая пара сил действует иногда на одну из граней плоскости реакции гироскопов, 80, а иногда на
противоположную грань, так что она нейтрализуется во время поворотов самолета. Кроме того, когда
последний снова полетит по прямой линии, поскольку сила тяжести снова станет преобладающей, она будет
противодействовать колебаниям группы, которые могли возникнуть в процессе поворота.
Имея в распоряжении систему управления пеленгом и горизонтальную базу, находящиеся в постоянном
равновесии, если самолет летит по прямой линии, при отклонении от курса система управления пеленгом
активирует сервомотор, управляющий рулем направления, чтобы автоматически вернуть самолет на
заданную линию. С другой стороны, когда пилот хочет повернуть самолет, необходимо автоматически
разблокировать гироскопическую группу, иначе последняя будет удерживаться в вращательном движении
самолета и полностью отсоединится.
Таким образом, автоматическое навигационное устройство должно иметь специальный механизм,
отвечающий следующим условиям:
а) во время прямолинейного полета самолета подчинить руль направления управлению пеленгом для
автоматического управления им; f10 б) отключить управление пеленгом во время поворота самолета, оставив
при этом сервомотор управления, а также элементы управления этим сервомотором, в распоряжении пилота,
J15, чтобы он мог выполнить поворот, используя автоматическую навигацию.
c) Этот же механизм должен позволять пилоту корректировать пеленг самолета при возникновении
отклонений I20 от маршрута с малым углом атаки, без отключения управления пеленгом автоматического
навигационного устройства, как это необходимо для полного поворота. Этот механизм, представленный на
рисунках 1f25 1 и 3, включает в себя вертикальный шпиндель 14, на верхнем конце которого расположен
контактный рычаг 15, перемещающийся по контактному диску -18, клеммы которого соединены с двумя
контактными контактами 161 и 171 и с двумя неподвижными клеммами 161 и 1711. Шпиндель 14 вращается в
трубке 19, закрепленной на раме 20, и имеет в своей нижней части квадратное основание 141, по которому
может скользить диск 21, который обычно удерживается в поднятом положении пружиной b22, которая сильно
прижимает его к другому диску 23. Этот последний диск 23 соединен с гироскопической группой посредством
конического колеса 24, к которому он прикреплен, и другого конического колеса 25, соединенного
непосредственно шпинделем 251 с группой двумя другими коническими колесами, не показанными на
чертеже.
Таким образом, шпиндель 14 крепится к гироскопической группе, когда пружина 22 воздействует на диск 21; в
противном случае коническое колесо 24 и его диск 23 свободно вращаются на шпинделе 14. Этот случай
возникает, когда диск 21 притягивается электронным магнитом 26, закрепленным на раме 27 гироскопической
группы, и, следовательно, соединяется с самолетом. На трубе 19 расположен двойной дифференциал,
образованный планетарным колесом 28 и кулачковой шестерней 29: последняя может вращаться вокруг
трубы 19, поскольку она установлена на втулке 291, которая поворачивается на этой трубе.
На гильзе закреплен рычаг управления, который контролирует автоматический поворот самолета вправо или
влево в зависимости от того, смещен ли он вправо или влево. Двойной дифференциал дополняют двойное
планетарное колесо 31, свободная шестерня 32 и планетарное колесо 33, закрепленное на контактном диске
18. На рычаге управления установлен переключатель 34, который при повороте в одном или другом
направлении замыкает контакт с двумя секторами 35 и ko 3j51, соединенными вместе, и, с другой стороны, с
электромеханическим переключателем 2e.
Вследствие такой конструкции, когда рычаг управления 30 находится в положении покоя, а подшипниковый
механизм соединен со шпинделем 14 и, следовательно, с контактным рычагом 15, самолет автоматически
направляется в соответствии со своим положением.
подшипник, в то время как перемещение направляющего рычага 30 вправо или влево намагничивает
электромагнит 26, который, притягивая диск 21, фиксирует шпиндель 14 и его контактный рычаг 15 на раме
27. Благодаря этому, поскольку шпиндель 14 отсоединен от подшипникового механизма управления и
соединен с самолетом, пилот может совершать поворот с помощью навигационного устройства, так как
сервомотор 36 руля направления 37 остается в соединении с рычагом управления 30 через части
дифференциала 28, 29, 31 и через части дифференциала 31, 32, 33, который соединен с тягами,
приводящими в действие сервомотор 36, посредством рычага 43. Данное устройство дополняется червячным
колесом 51, которое закреплено на планетарном колесе 28 и поворачивается в том или ином направлении
посредством червяка 50, шпиндель 501 которого находится в пределах досягаемости оператора. Это
вращательное движение 70 Las направлено на вращение контактного диска 18 через двойной дифференциал
и, следовательно, на изменение «подшипника самолета» без необходимости отключения управления
подшипником j5.
Ввиду наличия этих устройств, если самолет, следующий за стрелкой 6, отклоняется влево в направлении
стрелки 10, то контактный рычаг 80 15 входит в контакт с полусектором 16, который приводит в действие
сервомотор 36, вызывающий, в свою очередь, перемещение руля направления 37 в соответствии со стрелкой
40. Это перемещение ограничено системой управляющих стержней 39, которая, двигаясь в направлении 42,
вызывает качание рычага 4.3, вращение свободной шестерни 32 в направлении 44 и, наконец, вращение
контактного диска 18 в направлении 45, тем самым отключая ток серводвигателя 36.
Когда под воздействием руля направления 37 самолет снова выйдет на заданную траекторию полета,
обратные операции будут выполняться до момента 95, когда руль направления 37 снова займет нейтральное
положение.
Автоматическая навигация самолета в боковом направлении и торможение при крене осуществляются в
аналогичных условиях, но с той разницей, что сервомотор элеронов постоянно находится в зацеплении с
горизонтальным основанием, которое вмешивается при любых обстоятельствах. 105 Поскольку основание
горизонта обозначено планетарным колесом 47, любое устройство бокового управления, следовательно,
вращается вокруг этого планетарного колеса, на котором оно установлено, для обеспечения автоматической
горизонтальной устойчивости 110 как при полете самолета по прямой линии, так и при поворотах.
В случае, когда самолет, начиная вращательное движение, зависает, например, на левом крыле, два 115
качающихся рычага 48 и 49, соединенных с самолетом, участвуют во вращательном движении и наклоняются
вправо, увлекая за собой свободные шестерни 52 и 54 120 в направлении 55 и 56, заставляя планетарное
колесо 53 поворачиваться в направлении 57. Но поскольку свободная шестерня 52 находится в зацеплении с
планетарным колесом 47 горизонтального основания, вращательные движения свободных шестерен 52 и 54
приходят в равновесие в планетарном колесе 53, и планетарное колесо 58 остается неподвижным, несмотря
на вибрацию самолета. Поскольку это планетарное колесо 58 находится в зацеплении с контактным рычагом
59 (130), латераль также остается неподвижной и подвержена воздействию горизонтального основания 47,
при этом двойной дифференциал не влияет на это соединение. Однако с контактным сектором 60 ситуация
иная: он смещается в сторону c-66 в результате крена самолета вследствие его соединения с управляющими
тягами 65.
Таким образом, между контактным рычагом 59 и контактом 61 устанавливается поток тока, возбуждающий
сервомотор 62, который заставляет элероны 63 поворачиваться в сторону 64, выравнивая тем самым
самолет. Наклон элеронов 63 точно ограничен углом крена относительно основания горизонта с помощью
элемента управления 65, который, двигаясь в направлении 69, заставляет контактный сектор 60
поворачиваться в направлении 67, перекрывая поток в нужный момент.
При выравнивании вправо самолет будет создавать обратное действие сервомотора наклона, и элероны
займут свое нормальное положение на ту же величину, на которую самолет восстановит свое равновесие.
Для выполнения поворота в самолете, и для того, чтобы это было правильно, необходимо, чтобы
результирующая сил, возникающих из-за сопротивления воздуха, обусловленного либо движением самолета,
либо ветром, действовала в направлении, проходящем через центр тяжести и расположенном в центральной
плоскости аппарата.
Следовательно, необходимо, чтобы тяга и сопротивление уравновешивали как вес самолета, так и
центробежную силу, действующую на него во время поворота. Таким образом, органы управления
направлением и наклоном должны действовать согласованно, чтобы можно было начать поворот, при этом
наклон элеронов должен наклонять самолет на крыле на угол, достаточный для того, чтобы центробежная
сила не сбила его с курса. В случае автоматической навигации, являющейся предметом настоящего
изобретения, перемещение рулевого колеса и наклон элеронов должны происходить одновременно в начале
поворота и сразу после включения рулевого управления. Но для того, чтобы условие поворота было
выполнено, необходимо добавить к автоматическому устройству «корректор поворота», который точно
определяет угол входа, соответствующий центробежной силе, действующей на самолет. Этот «корректор
поворота», работающий совместно с горизонтальным основанием, по этой причине имеет действие, которое
не определяется и не ограничивается наклоном самолета к этому горизонтальному основанию, от которого
зависит все устройство. 65- Корректором поворота автоматического навигационного устройства является
масса 1, которая, как было указано ранее, смещается вбок во время движений поворота.
Поскольку эта масса чувствительна только к центробежной силе, действующей на нее в постоянной
горизонтальной плоскости, она точно регистрирует величину центробежной силы, действующей на самолет,
независимо от угла входа последнего в горизонт. Следовательно, 75, если самолету необходимо, например,
выполнить поворот влево в направлении стрелки 10, пилоту достаточно переместить рычаг управления 30
вправо в сторону ",(0', при этом пилоту не нужно выполнять 80 никаких других действий для того, чтобы
поворот произошел автоматически и правильно до момента, когда необходимо снова вернуться на прямую
линию полета, отпустив рычаг управления, который с помощью 85 устройства возврата, не показанного на
чертежах, автоматически вернется в нейтральное положение.
В результате перемещения рычага управления 30 вправо, переключатель 90 34 возбуждает электромагнит
26, который приводит к разъединению контактного рычага управления подшипником и соединению его с
самолетом для обеспечения возможности поворота. При движении вправо рычаг 3J0 заставляет свободную
шестерню 29 поворачиваться в сторону 69', поскольку она входит в зацепление с планетарным колесом 28,
которое соединено с самолетом, двойное планетарное колесо 31 поворачивается в сторону 70), свободную
шестерню 32 — в сторону 44, и, наконец, контактный диск 18 — в сторону 45. Затем контактный рычаг 15
входит в зацепление с контактом 17, который приводит в действие сервомотор 36, перемещающий руль
направления 37 в сторону 41, 105, в результате чего самолет поворачивает влево.
Рабочий шток 39, перемещающийся в сторону 711, и свободная шестерня 32, которая заставляет контактный
диск 18 поворачиваться в сторону 1, ограничивают угол входа руля 11O 17, причем последний сохраняет это
положение на протяжении всего поворота, а его угол входа равен угловому перемещению y1
корректирующего рычага 30.
Одновременно с выполнением этого маневра l15, рычаг управления 30 перемещает стержень 7.3 в сторону
74, что приводит к повороту осциллирующего рычага W9 в сторону 75 и перемещению поворотного колеса 58
в сторону 76, контактного рычага 09 в сторону 66, и установлению его связи с контактом 77.
При возбуждении сервомотора 62 элероны 63 наклоняются в сторону 78. Левое крыло окрашивается, и
самолет наклоняется в направлении 125 [направления поворота, но в определенной пропорции для угла
входа илеронов 63 остается в зависимости от углового смещения y направления всегда 30, этот угол входа
ограничен 1X 379,109 системой управляющего стержня 65, которая, :i.;lg towl-ar Hl75, перекрывает ток в
нужный момент контактом - PCt или 60, который вращается вокруг своей оси. В случае с SD, контактный рычаг
59 равен r. Соединенный с горизонтальным основанием посредством 3-полосного колеса 47 и двойного
дифференциала 52, 5:3, 54, 58, угол его падения на горизонтальную плоскость может достигать только угла
смещения рычага управления 30. Таким образом, когда наклон самолета к горизонту соответствует этому углу
или превышает его, элерон 63 перестанет наклоняться или будет наклоняться в сторону 64, если он
превышает этот угол, и полет будет осуществляться в соответствии с обратным действием сервомотора 62.
В данный момент "туррикс":
Инструктор w вмешается, поскольку он вступает в действие с момента начала поворота самолета.
Вследствие этого масса 1 проецируется горизонтально вправо, в сторону 12, увлекая за собой при своем
перемещении зубчатую рейку 80, что приводит к повороту зубчатого сектора 81 и планетарного колеса 82 в
сторону 83. Тяга 84 перемещается в сторону 85, как и качающийся рычаг 48, несущий свободную шестерню 52
в сторону 551, двойное планетарное колесо 53 в сторону 57, свободную шестерню 54 в сторону 87, и, наконец,
планетарное колесо 58 и контактный рычаг 59, к которому оно прикреплено, в сторону 66, замыкая контакт 77.
То есть, в смысле наклона элеронов на левом крыле 2D, в сторону 78, причем этот наклон увеличивается
пропорционально центробежной силе, действующей на самолет, которая соответствует силе, действующей
на корректор поворота.
:0 Но этот наклон не может превышать определенный угол; поскольку вся конструкция подчиняется
горизонтали, если угол входа при повороте будет превышен, что может привести к скольжению в крыле
независимо от потери скорости, выравнивание произойдет лишь один раз вследствие обратного наклона
элеронов 63.
Это скольжение на крыле приводит к тому, что ZO возникает главным образом в процессе поворота, когда
угол захода самолета на посадку преувеличен по сравнению с его относительной скоростью относительно
ветра. Фактическое направление ветра относительно самолета E5 меняется в каждый момент времени во
время поворота, и скольжение на крыле возникает, в частности, когда самолет, борясь с ветром и теряя часть
своей реальной скорости, потеря, пропорциональная фактической скорости ветра, вновь входит в поле зрения
самолета. В этот момент, не набрав достаточной относительной скорости для поддержания устойчивости,
самолет скользит по крылу, если угол захода на посадку внутренней части крыла слишком велик.
С целью придания этому углу входа в крыло соответствующей ориентации в зависимости от направления и
фактической скорости ветра, к навигационному боковому устройству 70 добавлен щуп 90, расположенный на
конце двух рычагов 91, 911, закрепленных на двух гнездах 92, 921, которые установлены на вертикальном
шпинделе 9, вращающемся в раме 94. Сама рама 94 75 вращается вокруг оси 95, продольной по отношению к
самолету, и все это устройство напрямую соединено с гироскопической группой посредством системы
стержней 90, 97 и рычагов 92 и 99. Вследствие такой конструкции щуп лопасти 90 всегда остается
вертикальным, независимо от угла входа самолета в крыло. Он статически уравновешивается противовесами
100, 85, 100' и удерживается вдоль продольной оси самолета противопружинами 101, 101. Благодаря своему
постоянному вертикальному положению, не зависящему от положения самолета и угла входа в крыло на 90
градусов в процессе поворота, этот щуп регистрирует направление и фактическую скорость ветра.
Его сигналы передаются коническими колесами 102, 103 на продольный шпиндель 104, который 95 передает
их на планетарное колесо 1015, которое, в свою очередь, воздействует на возбуждение сервомотора 62,
вызывая наклон элерона 63 в том или ином направлении. -OG Если самолет поворачивает влево 10, то
датчик 90, в зависимости от относительной скорости самолета и изменения его пеленга, перемещается вдоль
и поворачивается горизонтально 105 в сторону r, пропорционально этой скорости и кривой траектории
поворота, при этом угол входа регулируется по желанию с помощью противопружин 101, 101o.
Изменение угла атаки щупа 90 лопасти 110 приводит к вращению шпинделя 104 в направлении 106 и
повороту планетарного колеса 105 в направлении 107, что вызывает наклон элерона 63 в направлении 78, то
есть:
увеличить угол захода самолета Aero-JJ5 на крыло.
Но если ветер сильный, и самолет, преодолев сопротивление этому ветру, снижает свою фактическую
скорость пропорционально скорости самого ветра, если он продолжает свой поворот в направлении 10, ветер
начинает воздействовать на щуп лопасти 90.
частота возникновения 6f, которую оно уменьшает и даже вызывает это - ia'tter. Перейдите к th6.
inicidenice rl, если он имеет скорость a.bhioh; --i- j2 в этом случае шпиндель 1OA поворачивается в сторону
108. колесо руля 1-05' вперед; 109, наклоняя элерон 63 -в сторону 64; облегчая самолет и 'd-imishinu.- его угол
входа в крыло, так что самолет Lb3 входит в глаз ветра при условиях, достаточных для его боковой
устойчивости.
Очевидно, что при выполнении поворотов необходимо координировать соответствующие действия.
а) рычага управления 30 при наклоне крыльев; h) корректора поворота 1 при том же наклоне; c) щупа лопасти
90 для регулировки угла входа в крыло в случае сильного ветра таким образом, чтобы поворот был
правильным при любых обстоятельствах.
С этой целью навигационное автоматическое устройство снабжено регулирующими механизмами,
позволяющими точно определять величину действия каждого из этих устройств, действующих совместно.
Что касается автоматической навигации самолета в глубину, то различные маневры по восстановлению
продольного равновесия также находят свою точку опоры на горизонте, созданном гироскопической группой,
находящейся в равновесии в трех измерениях пространства.
Торможение тангажа самолета относительно его центра тяжести осуществляется автоматически с помощью
горизонтального основания So, которое служит индикаторным элементом восстанавливающей системы и
управляет рулями высоты в нужный момент.
Однако, для того чтобы навигация по глубине была эффективной, необходимо добавить к базовому горизонту
«синтезатор потери скорости», который вызывает пикирование самолета до того, как тяга и сопротивление,
поддерживающие его в относительном ветре, достигнут своего минимального критического предела: g, ниже
которого самолет, будучи слишком слабо поддерживаемым, начнет падать или скользить на крыле. При
потере сигнала скорости, поскольку он находится под горизонтальным основанием, его фактическая передняя
часть, попадающая в глаз ветра, всегда находится в положении, полностью свободном и независимом от
продольного угла входа самолета в тот же относительный ветер. Следовательно, если тяга и усилие,
поддерживающие самолет в условиях относительного ветра, недостаточны для его удержания, потеря
сигнала скорости приводит к немедленному срабатыванию руля глубины, что вызывает пикирование
самолета из-за невозможности увеличить его относительную скорость.
Кроме того, благодаря специальному устройству, пикирование самолета становится тем более выраженным,
чем больше угол входа самолета в атмосферу при наборе высоты. Это явление также становится более
заметным в процессе поворота из-за центробежной силы, действующей на самолет.
Для получения этого результата сигнализатор потери скорости включает в себя два отдельных устройства
-65, одно из которых регистрирует значение тяги P, а другое — значение силы тяги T, составляющая которой
поддерживает аэроплан в равновесии относительно ветра.
Первое устройство (рис. 2) включает в себя:
Уменьшенная модель самолета 115, профиль несущего крыла которого и центр тяги этого крыла идентичны
профилю крыла и центру тяги самолета, который управляется автоматически. На модели 75, расположенной
точно в центре тяги, находится ось вращения 116, которая позволяет ей удерживаться в стабильном
положении в направлении ветра и точно регистрировать величину тяги P 80, воздействующей на самолет. Ось
116 расположена на конце балки 117, шарнирно закрепленной в точке 118, а гнездо этой балки несет два
противоположных рычага 119, 119i, к которым подсоединены соединительные провода 120, 1201,
соединяющие ее с другим двойным рычагом 121, расположенным на a-. Иорлатийский навигационный
аппарат. Таким образом, этот двойной рычаг 121 регистрирует смещение балки 117 и, следовательно, тягу P,
воздействующую на небольшой самолет 115. На гнезде двойного рычага 121 закреплен стержень 122,
который наклонен на 30–45° к горизонту, когда самолет находится в горизонтальном положении. Угол наклона
стержня 122 может изменяться в зависимости от конструкции стабилизируемого самолета.
На этом стержне 122 размещен груз 123, вес которого компенсирует тягу P, направленную на горизонталь, до
предела, необходимого для удержания самолета в горизонтальном положении. Двойной рычаг 119
удлиняется стержнем 1191, который скользит в направляющей 10.
124. что позволяет ему отступать назад, когда тяги P недостаточно для поддержания самолета, но
ограничивает его перемещение, когда эта тяга P нормальна или даже избыточна. Следовательно, если не
достигается минимальная тяга iiO, соответствующая пределу скорости относительного ветра, необходимой
Соседние файлы в папке патенты