Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_13685
.pdf
Вместо этого, летательный аппарат моей новой конструкции снабжен тем, что можно условно назвать
«роторами». Роторы, обозначенные в основном цифрами 16 и 1?, симметрично расположены по обеим
сторонам фюзеляжа 15, на общей горизонтальной оси, проходящей поперечно фюзеляжу.
Каждый ротор состоит из множества аэродинамических профилей или, как их можно назвать, лопастей 18.
Количество лопаток в роторе может варьироваться в пределах практических ограничений в зависимости от
размера роторов, а также от ряда других факторов. На иллюстрации моего нового летательного аппарата,
представленной на прилагаемых чертежах, каждый ротор имеет четыре лопасти или аэродинамических
профиля; такое количество, как было установлено, дает удовлетворительные результаты. Для некоторых
целей могут быть желательны роторы с тремя лопастями, а также, возможно, с пятью и шестью лопастями.
Два ротора 16 и 17 поддерживаются и приводятся в движение общим осевым горизонтальным валом 19,
проходящим поперечно через фюзеляж, и могут быть соответствующим образом установлены в центральном
подшипнике 20, а также в паре противоположных концевых подшипников 21.
размещается на приводном валу и корпусе редуктора 22, предпочтительно являясь их частью, вблизи
верхней части фюзеляжа.
Вал и корпус редуктора 22, жестко соединенные с фюзеляжем 15, выступают наружу с каждой стороны
фюзеляжа, как это особенно хорошо видно на рисунках 1 и 3, постепенно сужаясь к концу, чтобы обеспечить
приводному валу 19 необходимую жесткую опору вблизи точки приложения нагрузки, а именно, вблизи его
внешних концов.
Противоположные концы главного приводного вала 19 проходят через подшипники 21 на каждом конце
выступающего вбок вала и корпуса редуктора 22, а также проходят через подшипниковую втулку 23, которая
выполнена заодно с корпусом 22 и подшипниками 21 или жестко соединена с ними.
К каждому концу вала 19, непосредственно примыкающему к зубчатым втулкам 23, надежно закреплены 70
соответствующих фланцев 24. На конце главного приводного вала 19 расположен приводной рычаг 25,
имеющий ступицу 26 и ряд аналогичных радиальных приводных рычагов 27, простирающихся до числа 75
«лопастей», составляющих ротор. Удлинитель вала 28, имеющий соответствующий фланец 29, крепится к
каждому из противоположных концов главного вала 19, а также к соответствующей крестовине 80 25
приводного рычага с помощью ряда болтов 30, проходящих через два фланца 24 и 29 на главном валу 19 и
удлинителях вала 28 соответственно, а также проходящих через ступицу 26 крестовины 25 рычага. 85 Каждая
из лопаток 18 шарнирно закреплена на соответствующем приводном рычаге 27 в точке, расположенной
примерно посередине ее длины, при этом ось шарнира находится примерно в центре тяжести 90 поперечного
сечения лопатки, который зависит от конкретного поперечного сечения лопатки.
Лопасти 18 могут иметь любую подходящую внутреннюю конструкцию, хотя предпочтительно 95,
изготовленные из металла. Таким образом, лопатки 18 предпочтительно имеют тонкие металлические
оболочки.
Они полые внутри, за исключением металлических распорок, придающих им необходимую жесткость и
прочность, и предпочтительно изготавливаются из некоторых известных алюминиевых сплавов. Способ
поворота лезвия 18 относительно приводного рычага 27 (а также других опорных и отклоняющих рычагов,
которые будут описаны далее) не показан подробно [05] на прилагаемых чертежах, и для этой цели может
быть использована любая подходящая конструкция поворотного механизма.
Для обеспечения необходимой устойчивости каждой лопасти 18 к центробежным силам во время движения
ротора, а также для обеспечения необходимой жесткости роторов 16 и 17 в целом, лопасти 18 дополнительно
поддерживаются на своих противоположных концах или вблизи них соответствующими рычагами 31 и 32, к
которым лопасти аналогичным образом шарнирно закреплены в центре тяжести их поперечных сечений и в
осевом выравнивании с шарнирной опорой основных приводных рычагов 27. Каждый комплект опорных
рычагов 31 выполнен заодно с общим кольцевым ступичным элементом или кольцом 33, которое свободно
окружает соответствующий конический вал и корпус шестерни 22.
Наружные опорные рычаги 32, с другой стороны, также предпочтительно выполнены в виде цельной
конструкции с центральной ступицей 34, которая крепится к концевому фланцу 35 на наружных концах
удлинителей вала 28 с помощью болтов 36.
Таким образом, каждая лопасть поддерживается в своем центре тяжести против центробежной силы, а также
против давления воздуха, в трех точках по всей ее длине, в то время как приводная опора, посредством
рычагов 27, расположена примерно посередине ее длины.
Как указано выше, роторы, состоящие из множества шарнирно установленных аэродинамических профилей
или лопастей, выполняют две отдельные и различные основные функции: одна — это функция пропеллера, а
другая — функция качания или подъема. Для пер! 5 Для выполнения этих двух функций ротор, или, точнее,
каждая лопасть ротора, должна быть обращена к воздушному потоку под различными углами, когда он
движется по практически круговой траектории вокруг оси вала 19.
На рисунке 2 стрелками e le aIrrw 37, а на рисунках с 8 по 13 включительно показано направление вращения
ротора, а также траектория движения лопастей, составляющих его.
Как видно, работа лопастей такова, что когда роторы приводятся в движение для движения самолета вперед,
крутящий момент, действующий на фюзеляж самолета, стремится поднять заднюю часть самолета, а когда
подача мощности на роторы прекращается во время полета, крутящий момент стремится опустить заднюю
часть самолета.
Для изменения угла каждой лопасти на разных участках ее движения по круговой траектории каждая лопасть
соединена с общим, обычно стационарным эксцентриком 40 посредством эксцентриковой ленты 38 и
аналогичных отклоняющих стержней 39 (соответствующих каждой лопасти), один из которых является
жестким и предпочтительно интегрирован с эксцентриковой лентой, в то время как другие шарнирно
закреплены на ней, причем свободные концы каждого из указанных отклоняющих стержней шарнирно
закреплены на соответствующих лопастях 18 заранее.
Таким образом, каждая лопасть последовательно отклоняется на 50 градусов между двумя
противоположными крайними предельными угловыми положениями при каждом обороте или при движении по
круговой орбите лопастей. Положение двух предельных углов лопастей на их круговой орбите определяется
направлением эксцентриситета, а величина отклонения лопастей от их срединного положения или между
двумя крайними положениями определяется величиной эксцентриситета.
Направление эксцентриситета, следовательно, в целом определяет направление сил, возникающих в
результате воздействия лопастей на воздушный поток, а величина эксцентриситета, как правило, определяет
величину создаваемых таким образом сил.
Для изменения направления и величины эксцентриситета, а следовательно, и для обеспечения необходимой
управляемости летательного аппарата, эксцентриковые ремни 38, вместо того чтобы просто опираться на
обычно неподвижный эксцентрик, поддерживаются или удерживаются двойным эксцентриком, оба
составляющих его эксцентрика обычно неподвижны, но могут перемещаться как относительно фюзеляжа, так
и относительно друг друга, для регулировки или управления.
Таким образом, при ближайшем рассмотрении рисунков 3, 4 и 5 можно заметить, что эксцентриковые ремни
38 вращательно установлены на внешнем эксцентрике 40, 85, который, в свою очередь, вращательно
установлен на внутреннем эксцентрике 41. Внутренний эксцентрик 41, в свою очередь, вращательно
установлен на концентрической подшипниковой втулке 23, которая жестко закреплена на валу 9Q и корпусе
шестерни 22 и главном подшипнике 21 или является с ними неотъемлемой частью.
Внутренний эксцентрик 41 является неотъемлемой частью или жестко и прочно закреплен на втулке 42, к
противоположному концу которой прочно прикреплена шестерня 43. Шестерня 44 вращательно установлена
на втулке 42 и имеет фланец 45. Фланец 45 снабжен радиальным пазом 46, который входит в зацепление с
выступающим вбок штифтом или выступом 47, закрепленным во внешнем эксцентрике 40.
Таким образом, наружный эксцентрик 40 может вращаться в любом направлении для регулировки или
управления, просто вращая концентрическую шестерню 44: движение между концентрической шестерней 44 и
фланцем или диском 45, а также между эксцентриком 40 и эксцентрическим штифтом 47 осуществляется за
счет зацепления между пазом 46 и штифтом 47. 11 Внутренний эксцентрик 41, с другой стороны, может
вращаться в любом направлении для регулировки или управления путем простого вращения концентрической
шестерни 43'.
Для удержания двух эксцентриков 114 и 41 в любом желаемом относительном положении относительно
фюзеляжа и друг относительно друга, с каждой стороны фюзеляжа предусмотрена пара концентрических
управляющих валов 48 и 49, соответствующие внутренним диаметрам каждого из роторов 16 и 17.
Внутренние валы управления 49 установлены внутри внешних трубчатых валов управления 48, в то время как
последние установлены в соответствующих подшипниках 50 в фюзеляже или, в частности, в корпусе главного
вала 22.
Каждый из пары внутренних управляющих валов 49 выступает за пределы наружных трубчатых управляющих
валов 48 на каждом конце. К внешним валам каждого из внутренних управляющих валов 4P, 'i30 36Q,249
жестко закреплены шестерни 51, которые постоянно находятся в зацеплении с шестернями 44, приводящими
в действие внешние эксцентрики 40. К внутренним концам каждого из внутренних управляющих валов 49
прикреплены звездочки 52, по которым проходят звездочки 53.
К внешним концам каждого из трубчатых управляющих валов 48 прикреплены аналогичные шестерни 54,
которые постоянно находятся в зацеплении с шестернями 43, посредством которых осуществляется
управление внутренними эксцентриками 41. На внутренних концах каждого из наружных трубчатых
управляющих валов, в свою очередь, расположены соответствующие звездочки 55, по которым проходят
соответствующие звездочки 56.
Противоположные пары зубчатых цепей 53 и 56 простираются вниз к кабине пилота или штурмана, где они
проходят вокруг соответствующих зубчатых колес 57 и 58, образуя часть механизма управления внутри
кабины пилота в фюзеляже.
Механизм управления пилота подробно показан на рисунках 3, 6 и 7, а соответствующие механизмы
управления роторами подробно проиллюстрированы на рисунках 3, 4 и 5.
Каждое из пары противоположно расположенных звездочек 57 опирается на трубчатый вал 59, вращающийся
в соответствующих аналогичных подшипниках 60, которые жестко закреплены на кронштейнах 61,
прикрепленных к фюзеляжу. К внутренним и расположенным рядом концам пары трубчатых валов 59 надежно
закреплена соответствующая пара конических зубчатых колес или секторов конических зубчатых колес 62, как
показано на рисунке 7. Кронштейн дифференциала G0 6.3 установлен на одном из трубчатых валов 59 с
помощью подшипника 64.
Нижний и правый угловой подшипник 65 кронштейна дифференциала 63, в свою очередь, несет
дифференциальный или рулевой вал 66, к внутреннему концу которого жестко закреплена коническая
шестерня 67, которая, в свою очередь, находится в зацеплении с каждым из двух расположенных рядом
секторов конической шестерни 62, тем самым обеспечивая дифференциальное соединение между ними в
любое время. На внешнем конце вала 66 расположен руль или другой элемент рукоятки 68.
При отклонении дифференциала или рулевого вала 66, а также кронштейна 63 в любом из направлений 69
или 70, указанных на рисунке 6, внешний эксцентрик 40 каждого из двух роторов по обе стороны фюзеляжа
будет вращаться в одном из двух противоположных направлений в одинаковой степени. С другой стороны,
при вращении колеса или рукоятки, элемента 68 и вала 66 в любом направлении 71 или 72 V (указано на рис.
3), внешний эксцентрик 40 каждого из двух роторов будет отклоняться или смещаться в противоположных
направлениях. Таким образом, путем отклонения вала 66 в любом из направлений 69 или 70 или вращения
указанного вала 66 в любом из направлений 71 или 72 можно добиться равномерной или дифференциальной
70 регулировки или управления внешними эксцентриками 40 в роторах 16 и 17. Каждое из звездочек 58, с
другой стороны, установлено на соответствующих валах 75 73, которые проходят через полые трубчатые
валы 59 и выступают за них с каждого конца. К внутреннему концу двух валов 73 прикреплены рычаги 74 и 75
соответственно, на которых расположены дугообразные выступы 76 и 77, к которым прикреплены
соответствующие рукоятки 78 и 79.
Дугообразные выступы 76 и 77 параллельны друг другу и расположены таким образом, что могут произвольно
сцепляться друг с другом за счет трения или положительного сцепления. Это фрикционное или надежное
блокирующее устройство может быть любым подходящим фиксатором, защелкой или чем-то подобным, что
не показано на рисунке. Дугообразный сектор 80 жестко закреплен подшипником 65 кронштейна C3 и
параллелен дугообразным удлинителям рычага 66 и 7. Также предусмотрены соответствующие средства
фрикционной или положительной блокировки между одним из дугообразных рычажных выступов 76 и 71 (или
обоими) и сектором SO, который неподвижен относительно фрикционного кронштейна 63, благодаря чему
один или оба рычага 74 и 70, следовательно, соответствующая пара валов 73, могут быть заблокированы 10Q
с дифференциальным кронштейном 63 и, следовательно, заблокированы с парой трубчатых валов 59 в
любом желаемом положении, промежуточном между соответствующими пределами.
Благодаря такому взаимодействию одного из 105 или обоих oT, рычаги 78 и 79, а также рычаги 74 и 75 с
дифференциальным кронштейном 63, один или оба из соответствующих внутренних эксцентриков 41 в двух
роторах соответственно, могут вращаться или 110 управляться синхронно с внешними эксцентриками 40.
Операция Тн.
Принцип работы летательного аппарата, а точнее, его управление и навигация, лучше всего понимаются при
дальнейшем обращении к рисункам с 8 по 1.3 включительно. На этих рисунках ротор и органы управления
внутри фюзеляжа представлены схематически. На рисунке 8 показана одна из эксцентриковых лямок 38 и
отклоняющий рычаг 39, тогда как на рисунках с 9 по 13 включительно отклоняющие рычаги 39 обозначены
только пунктирными линиями. На этих рисунках внутренний и внешний эксцентрики представлены
соответствующими окружностями, обозначенными цифрами 41 и 42 соответственно. Неподвижный или
приводной центр шатуна, то есть осевой центр приводного вала 9 и втулки 23 369,249, представляется
пересечением вертикальных и горизонтальных опорных линий, обозначенных пунктирными и штриховыми
линиями. Пунктирный круг 44 на каждой из этих схемных фигур представляет шестерни 43 и 44,
концентричные главному приводному валу 19 и подшипниковой втулке 23, а пунктирный круг 51 на этих
рисунках представляет шестерни 51 и 54, посредством которых первые шестерни приводятся в движение для
целей эксцентрикового управления.
Пунктирная линия 56 обозначает зубчатые цепи 53 и 56, а сплошной круг 58 обозначает два зубчатых колеса
5815 и 6' внутри фюзеляжа. Механизм ручного управления также обозначен соответствующими
обозначениями, в целом соответствующими детальному изображению этого механизма, показанному на
рисунках 3, 6 и 7.
Кроме того, на каждой из этих диаграмм эксцентриситет каждого из двух эксцентриков представлен
соответствующими толстыми и тонкими линиями. Таким образом, толстая линия, идущая от неподвижного
центра к центру эксцентрической окружности 41, представляет эксцентриситет внутреннего эксцентрика, а
тонкая линия, идущая от центра внутренней эксцентрической окружности 41 к центру внешнего эксцентрика
40, представляет эксцентриситет внешнего эксцентрика.
Здесь следует отметить, что, хотя опорные центры 81 лопастей 18, которые шарнирно закреплены на
приводных рычагах 7 и распорных или опорных рычагах 31 и 32, вращаются по истинной и неподвижной
окружности вокруг неподвижного центра (в точке пересечения двух пунктирных и штриховых опорных линий),
так и каждая другая часть лопасти 18 также вращается по истинной окружности, хотя и эксцентрично по
отношению к первой окружности. «Центр вращения каждой из различных частей лезвия 18 определяется
результирующим, эффективным или полным эксцентриситетом внутреннего и внешнего эксцентриков». Круг
82 на каждой из этих схематических фигур представляет собой траекторию движения центров опорных
шарниров лопасти (которые находятся приблизительно в центре поперечного сечения лопасти), в то время
как круги 83 представляют собой траекторию движения отклоняющего шарнира 84 лопасти 18 и,
следовательно, в целом представляют траекторию движения передней кромки указанной лопасти.
Хотя окружность 82 неподвижна и имеет центр в центре приводного вала 19, окружность 83 может изменяться
по желанию с помощью эксцентрикового управления.
Стрелка 85 указывает направление вращения ротора, а стрелка 86 — направление движения аппарата
вперед. Как указывалось ранее, величина силы, создаваемой ротором, определяется максимальным
отклонением или угловым углом лопатки за каждый оборот, который, в свою очередь, определяется
величиной эксцентриситета. Это показано на схематических изображениях расстоянием между неподвижным
центром (пересечением двух пунктирных и штриховых опорных линий) и центром внешней эксцентрической
окружности 40 (свободный конец легкой эксцентрической линии).
Как уже указывалось выше, направление силы, создаваемой ротором, определяется, с другой стороны,
относительной точкой на круговой траектории лопастей, в которой они отклоняются до максимального
отклонения, определяемого направлением или углом результирующего или эффективного эксцентриситета.
Последнее обозначено на схематических изображениях воображаемой линией 85, проходящей через
неподвижный центр и центр внешней эксцентрической окружности 40.
В нормальных условиях прямолинейный полет в любом направлении, будь то горизонтальный, прямой,
восходящий или вертикальный, осуществляется при равномерной настройке обоих роторов. Неравномерная
настройка двух несущих винтов необходима только при одном из трех условий: первое – для балансировки
летательного аппарата, когда это становится необходимым по какой бы то ни было причине, то есть когда
необходимо приложить неравные силы к двум сторонам летательного аппарата для поддержания его на
ровном киле; второе – для изменения направления полета или поворота и одновременного крена
летательного аппарата; и третье – для бокового смещения летательного аппарата.
Далее будет рассмотрена навигация летательного аппарата в условиях 105, при которых последние три
условия выполняются при неравномерной настройке двух несущих винтов. Таким образом, ссылка на
схематические изображения на рисунках с 8 по 13 включительно сделана прежде всего в отношении
одинакового или равномерного положения двух роторов для полета исключительно по прямым линиям.
На рисунке 8 ротор и органы управления показаны в положении, обеспечивающем движение на полной
скорости.
Для движения на полной скорости на постоянной высоте угол эффективного эксцентриситета или
направление тяги ротора наклонен вверх относительно горизонтали ровно настолько, чтобы поддерживать
аппарат на постоянной высоте. Это зависит от загрузки судна (120 единиц) и от скорости движения вперед.
Угол или максимальное отклонение лезвия 18, в свою очередь, регулируется таким образом, чтобы лезвие
находилось под наиболее эффективным углом атаки относительно относительного угла 125°.
воздушный поток. Величина эксцентриситета или тяги ротора зависит, помимо прочего, также от нагрузки и
мощности двигателя, а также от скорости летательного аппарата. Следует отметить, что каждая лопасть
выполняет две различные функции: «движение» и «подъем», как правило, на двух разных участках своей
траектории движения по кругу.
Таким образом, когда лопасть находится в верхней части круговой орбиты, она создает движущую силу, а
когда лопасть находится в нижней части своей круговой орбиты и движется в том же направлении, что и
фюзеляж, она создает подъемную силу. Таким образом, создаваемая лопастью подъемная сила значительно
превышает подъемную силу, которая обычно создавалась бы неподвижным крылом той же площади
проекции, поскольку лопасть, действуя как «подъемное крыло» в нижней части своей круговой орбиты,
движется в том же направлении, что и фюзеляж, и ее скорость относительно фюзеляжа равна или превышает
скорость полета фюзеляжа, и, следовательно, результирующая скорость полета лопасти в нижней части ее
круговой орбиты вдвое или более превышает скорость полета фюзеляжа.
По этой причине самолеты такой конструкции могут удерживаться в воздухе с профилями крыла, суммарная
площадь проекции которых меньше площади, необходимой для подъема того же веса при той же скорости
самолета.
После того, как внутренний и внешний эксцентрики установлены относительно друг друга путем фиксации
двух рычагов 74 и 75 на дифференциальном кронштейне 63 в желаемом положении, и тем самым
установлена величина эксцентриситета в соответствии с условиями полета, описанными выше и показанными
на рисунке 8, высоту полета летательного аппарата можно увеличивать или уменьшать по желанию, просто
изменяя угол тяги на желаемую величину в желаемом направлении, без обязательного изменения величины
тяги или величины эксцентриситета.
Таким образом, во время прямолинейного полета на полной скорости, аппарат может перейти в наклонный
подъем или спуск, главным образом, путем увеличения или уменьшения угла результирующего или
эффективного эксцентриситета.
Это достигается простым отклонением вверх или вниз в любом из направлений, указанных стрелками 70 и 69
соответственно (рис. 8 и рис. 6), td5 вала дифференциала 66, а также кронштейна дифференциала 63, без,
однако, поворота колеса 68.
Таким образом, можно заметить, что поднятие вала 66 в направлении стрелки -60 70 увеличит угол полного
или эффективного эксцентриситета за счет вращения двух эксцентриков 40 и 41 в одном и том же
направлении и на одинаковую величину, при этом величина результирующего эксцентриситета SG останется
неизменной. При отклонении вала 66 вниз в направлении стрелки 69 происходит обратное действие.
Таким образом, внутренний и внешний эксцентрики 41 и соответственно вращаются в противоположных
направлениях на одинаковую величину, 75 тем самым уменьшая угол эксцентриситета, однако без изменения
его величины.
Диаграмма на рисунке 9 в общих чертах отображает условия полета летательного аппарата при
прямолинейном вертикальном подъеме. Следует отметить, что для достижения этого состояния fl oht
направление результирующего эксцентриситета или направление тяги делается практически вертикальным в
направлении вверх 80 путем отклонения рабочего вала66 в направлении стрелки 70 на желаемую величину.
Поскольку скорость вертикального подъема неизбежно значительно меньше скорости движения летательного
аппарата вперед, для достижения максимальной эффективности необходимо уменьшить угол наклона
лопастей или величину результирующего или эффективного эксцентриситета. Таким образом, для
вертикального подъема, помимо отклонения рабочего или управляющего вала 66 вверх, как показано на
рисунке 9, две рукоятки управления 78 и 79, которые управляют внутренними эксцентриками 41, должны быть
приближены к валу 66, чтобы повернуть внутренние эксцентрики 9 на желаемую величину относительно
внешних эксцентриков. Это также показано на рисунке 9.
На рисунке 10 показан летательный аппарат, совершающий восходящий наклон при мощности 000. Для
данного режима полета роторы и органы управления установлены в положение, промежуточное между
показанными на рисунках 8 и 9 соответственно. Таким образом, направление результирующего или
эффективного эксцентриситета 100a, или направление тяги ротора, наклонено вверх под углом,
превышающим тот, который необходим для поддержания аппарата на постоянной высоте. Для компенсации
снижения скорости воздушного потока, вызванного подъемом под углом 110 градусов, величина
эксцентриситета, а следовательно, и угол наклона лопасти, уменьшается. Соответственно, вал управления 66
отклоняется вверх в положение, промежуточное между показанными на рисунках 8 и 9, в то время как
внутренние эксцентриковые рукоятки управления 78 и 79 перемещаются в положение относительно вала
управления 66, промежуточное между его положением, показанным на рисунках 8 и 9. Таким образом,
устанавливается величина эксцентриситета, промежуточная между максимальной величиной, показанной на
рисунке 8, и меньшей величиной, показанной на рисунке 9.
На рисунке 11 показан метод 125 управления летательным аппаратом, когда необходимо замедлить скорость,
скажем, в направлении вперед.
Эта особенность управления летательным аппаратом аналогична «торможению» дорожных транспортных
средств.
Это достигается простым изменением угла результирующего эксцентриситета или направления тяги ротора,
например, из положения, показанного на рисунке 8 (полная скорость), в положение, показанное на рисунке 11,
то есть несколько в заднем направлении или позади вертикали. Однако это отклонение угла тяги ротора назад
должно сопровождаться уменьшением величины эксцентриситета или уменьшением угла лопастей, что, в
свою очередь, достигается путем приближения внутренних рукояток управления эксцентриситетом h5 78 и 79
к валу управления 66. Действие этого механизма заключается в создании прямого тормозящего воздействия
на самолет, тем самым ограничивая его скорость. Поскольку скорость летательного аппарата уменьшается в
результате этой операции, направление эксцентриситета или направление тяги снова смещается в сторону
вертикали, чтобы поддерживать желаемую высоту аппарата, несмотря на снижение скорости или, возможно,
несмотря на его остановку.
Из вышеизложенного видно, что самолет управляем с помощью двигателя как в прямолинейном полете, так и
при подъеме или спуске под наклоном вверх или вниз, а также при вертикальном подъеме или спуске
практически на любой желаемой горизонтальной или вертикальной скорости, что делает его универсально
управляемым с помощью двигателя и способным совершать посадку и взлет без каких-либо ограничений по
размеру или характеру посадочной площадки.
Следует, однако, отметить, что возможности самолета такой новой конструкции в навигации не
ограничиваются управлением в условиях ограниченного пространства. Он также способен совершать
наклонное или вертикальное спуск без питания, что было бы вызвано отказом двигателя. В таких аварийных
ситуациях главный приводной вал 19, а следовательно, и роторы 16 и 17, отключаются от двигателя или
источника питания с помощью муфты 87 (показана только условно), которая может управляться любой
подходящей рукояткой 88, расположенной рядом с пилотской рубкой. Муфта 87 передает мощность от
конической шестерни 89 на главный приводной вал 1e, который проходит поперечно летательного аппарата и
несет на своих двух противоположных концах два ротора 16 и 17 соответственно. Источник энергии,
изображенный схематически на рисунках 1 и 2, представляет собой двигатель внутреннего сгорания 90,
соответствующим образом соединенный с главным приводным валом 19 через коническую шестерню 91.
Для управления аппаратом без питания, то есть в аварийном режиме, при отключенном источнике питания 90
от главного приводного вала 19 и, следовательно, при свободном вращении роторов 16 и 17 друг
относительно друга, используется третья функция роторов.
В этих условиях полета роторы поддерживаются во вращении за счет вращательного действия воздушного
потока, воздействующего на роторы, в то время как летательный аппарат движется в воздухе под действием
силы тяжести.
Таким образом, при наклонном или планирующем снижении без двигателя угол наклона лопастей и
направление тяги или угол результирующего эксцентриситета устанавливаются примерно в том же
положении, что и при полете на полной скорости вперед с работающим двигателем. В случае вертикального
спуска без использования мощности, с другой стороны, эксцентриситет устанавливается примерно так, как
показано на рисунке 12. В каждом из этих двух режимов свободного полета, а также в любом промежуточном
положении, угол результирующего эксцентриситета, или то, что можно назвать нормальным направлением
тяги ротора (при работающем двигателе), устанавливается практически в соответствии с направлением
движения летательного аппарата или практически в соответствии с воздушным потоком. В результате этого
создается ограничивающее воздействие на ротор со стороны воздушного потока, и тем самым ротор остается
во вращении.
При свободном наклонном снижении роторы поддерживаются во вращательном движении за счет
воздействия воздушного потока на лопасти, когда они находятся на определенном участке траектории своего
движения, в то время как те же лопасти, находясь на другом участке своей круговой траектории, будут
обращены к тому же воздушному потоку под углом, создающим реакцию, противодействующую силе тяжести,
тем самым ограничивая свободную нисходящую или вертикальную составляющую движения летательного
аппарата. Кроме того, лопасти в нижнем положении действуют как скользящие поверхности.
При свободном вертикальном спуске лопасти действуют как скользящие поверхности как в нижнем, так и в
верхнем положениях, то есть при движении на 110 градусов поперечно направлению движения аппарата.
Следует отметить, что при свободном планирующем движении по наклонной траектории, когда самолет
находится в состоянии, приблизительно соответствующем i5, показанному на рисунке 8, величина
эксцентриситета значительно больше, чем величина эксцентриситета при свободном вертикальном снижении,
как показано на рисунке 12. Предполагается, что при любом из этих двух условий свободного или
планирующего полета, будь то наклонное или вертикальное снижение, или снижение под промежуточными
углами, вертикальная скорость летательного аппарата может быть сведена к минимуму, обеспечивающему
безопасную посадку, в то время как горизонтальная скорость летательного аппарата может контролироваться
в любых подходящих пределах и может быть снижена до нуля, например, при вертикальном снижении. Таким
образом, благодаря этому обеспечивается безопасная навигация судна даже в аварийных ситуациях.
На рисунке 13 показана настройка роторов и органов управления, когда требуется режим E5 для прогрева
двигателя перед полетом. Таким образом, вместо фиксации самолета, как это сейчас необходимо во время
прогрева двигателя, достаточно просто отклонить угол эксцентриситета или направление тяги вниз,
вертикально, то есть к земле. Таким образом, двигатель и роторы могут работать неограниченно долго, даже
когда летательный аппарат неподвижно стоит на земле.
Выше представлен общий обзор методов управления для полетов в основном по прямой линии.
Для изменения направления движения летательного аппарата в полете, то есть для выполнения разворота,
используется дифференциальное управление двумя роторами 16 и 17.
Следует отметить, что при отклонении вала 66, а также рулевого колеса 68 в любом направлении 69 или 70,
без, однако, вращения колеса 68, роторы 16 и 17 управляются равномерно.
Однако, если вместо отклонения вала 66 и кронштейна дифференциала 63 колесо 68 вращается в любом из
направлений 71 или 72 (Рисунок 3), то два полых трубчатых управляющих вала 59 (в фюзеляже) и,
следовательно, два управляющих вала 49 роторов, а также соответствующие два внешних эксцентрика 40,
будут подвергаться дифференциальному воздействию.
Таким образом, в зависимости от направления вращения колеса 68 угол эксцентриситета эксцентрика 40 в
одном из двух роторов 16 и 17 будет отклонен относительно угла эксцентриситета внутреннего эксцентрика
41, в то время как тот же эксцентриситет в другом роторе будет отклонен вниз на аналогичную величину.
В результате этой операции результирующий эксцентриситет двух роторов изменяется как по направлению,
так и по величине, и, следовательно, тяга двух роторов 16 и -50 17 изменяется дифференциально как по
направлению, так и по величине.
Кроме того, следует отметить, что при дифференциальном изменении положения только двух внешних
эксцентриков 40, как в случае f или a5, в прямолинейном полете, показанном на рисунке 8, результирующий
эксцентриситет в одном роторе увеличивается как по углу, так и по величине, в то время как в другом роторе
угол эксцентриситета уменьшается, а его величина соответственно снижается. В результате этого происходит
не просто поворот аппарата из-за неравномерной тяги, создаваемой двумя роторами, но и «одновременное и
автоматическое торможение» аппарата из-за увеличения угла эксцентриситета или направления тяги на
внешней стороне поворота и уменьшения того же угла на внутренней.
Дифференциальное управление внутренними эксцентриками 41 путем дифференциальной установки 70 двух
внутренних эксцентриковых рукояток 78 и 79 используется в основном для целей балансировки или
стабилизации летательного аппарата.
На рисунках 2, 3 и с 1 по 13 включительно место пилота обозначено в общем виде цифрой 92, а
вспомогательное место, также показанное пунктирными линиями на рисунке 2, обозначено цифрой 93.
Поскольку вся навигация и управление летательным аппаратом полностью зависят от равномерного или
дифференциального управления двумя роторами 16 и 17, летательный аппарат данной новой конструкции не
требует каких-либо вспомогательных органов управления, таких как элероны, вертикальные или
горизонтальные рули направления. 85 В хвостовой части фюзеляжа 1 может быть предусмотрена пара
неподвижных горизонтальных стабилизаторов 94 соответствующей площади. Аналогичным образом,
стационарный или жесткий вертикальный стабилизатор 95 может быть также предусмотрен в хвостовой части
фюзеляжа. Однако поверхности 94 и 95 не являются контрольными поверхностями.
В качестве шасси может использоваться любое шасси стандартной конструкции! в качестве пневматических
колес 96, расположенных в передней части фюзеляжа, удерживаемых соответствующими механизмами
шасси, такими как нижние распорки 97 и 98, шарнирно соединенные с фюзеляжем в точке 99, и верхняя
распорка 100, имеющая соответствующие амортизаторы 101 между своими концами, а также подходящим
образом шарнирно установленная на фюзеляже, как в точке 102. Аналогичным образом, в задней части
фюзеляжа может быть предусмотрена хвостовая опора 103.
Следует отметить, что описанная выше конструкция 105 может быть изменена без отступления от принципов,
лежащих в основе моего изобретения.
Таким образом, например, вместо того, чтобы шарнирно поддерживать лопасти 18 на радиальных рычагах
110 31 и 32, указанные радиальные рычаги могут быть либо заменены, либо дополнены относительно
тонкими натяжными проволоками, натянутыми между точками поворота соседних лопастей в виде шнуров
окружности или сторон многоугольника, причем центры поворота лопастей находятся в вершинах
многоугольника.
Хотя на чертежах 1 показан механизм ручного управления внутри фюзеляжа, соединенный с органами
управления ротора 120 зубчатыми передачами с относительно низким передаточным отношением или
механическим преимуществом, эта конструкция может быть изменена для удовлетворения практических
требований, например, путем значительного увеличения передаточного отношения или механического
преимущества между 125 роторами и ручными органами управления внутри фюзеляжа, чтобы в практической
степени уменьшить усилие, необходимое для управления органами управления и удержания их в любом
заданном положении. - i30 369,249 :369,249 Аналогично, при желании, помимо увеличения передаточного
отношения зубчатых передач, может быть использована модифицированная форма механизма, с помощью
которой органы управления становятся необратимыми, чтобы избавить оператора не только от чрезмерного
усилия, необходимого для управления органами управления, но и от всех усилий, необходимых для
удержания органов управления в любом заданном положении. Таким образом, за счет межосевого
расположения соответствующих червячных передач между роторами и органами ручного управления в
фюзеляже может быть достигнут необратимый эффект в работе органов управления.
На рисунках 1 и 2 показан источник энергии, а именно двигатель 90, расположенный в самой верхней части
фюзеляжа, ось главного вала которого пересекает ось ведущего вала 19 роторов. На практике может быть
целесообразно расположить двигатель под углом 90 градусов в передней части, в самой нижней части или
ближе к нижней части фюзеляжа.
Подробно описав и определив природу моего изобретения и способ его осуществления, я заявляю, что то, что
я...
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_369250.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=369250&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB369250A
[]
ПАТЕН- В -;I н' 1,\ Т
ИНФОРМАЦИЯ О ПАЦИЕНТЕ: 4Ssfl[E'li''-Cl 1. Дата подачи заявки: декабрь. 73, 1930. № 37,669/30.
Полное письмо: август. 13,1931.
Полный текст принят: 14 марта 1932 г., ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования в устройствах зажигания газовых горелок.
Мы, Хуго Фалкс, гражданин Великобритании, и компания FALK, STADELMANN AND COMPANY LIMITED,
британская компания, обе расположенные по адресу: Фаррингдон-роуд, 91, Лондон, E.C. 1, и ITEInEnRT
AGIGEtNON WOOTTON, гражданин Великобритании, расположенный по адресу: Эдвард-стрит-парад, 8415,
Бирмингем, настоящим заявляем, что данное изобретение имеет следующий характер:
Данное изобретение относится к усовершенствованиям устройств зажигания для газовых горелок и других
устройств, использующих одну или несколько газовых струй, и целью изобретения является обеспечение
средств, позволяющих быстро зажечь газовый огонь или другое устройство с помощью запальной струи,
воспламеняемой пирофорным устройством.
Согласно изобретению, предлагается устройство зажигания для использования с одной или несколькими
газовыми струями, например, газовым камином, которое включает в себя пилотную газовую струю,
расположенную таким образом, чтобы сообщаться с основным газоснабжением посредством регулирующего
клапана, работа которого приводит в действие пирофорное устройство, посредством которого газ, выходящий
из пилотной газовой струи, воспламеняется.
В подходящей конструкции согласно изобретению, основной газопровод для газового камина или другого
оборудования снабжен практически вертикальной жесткой или гибкой вторичной газопроводной трубой,
которая предназначена для подачи пилотной газовой струи, управляемой клапаном. Клапан 335 приводится в
действие рычагом, который служит для управления фрикционным элементом пирофорного устройства,
причем устройство устроено таким образом, что при повороте рычага клапана для открытия клапана и
пропуска струи газа через отверстие пилотной газовой струи пирофорное устройство одновременно
приводится в действие для воспламенения этой струи газа, после чего рычаг клапана автоматически
возвращается, например, с помощью пружины, в свое нормальное положение, чтобы перекрыть подачу газа к
пилотной газовой струе.
Предпочтительно, чтобы пилотная газовая форсунка была сконструирована таким образом, чтобы направлять
струю газа непосредственно перед форсунками, выходящими из газового горелки, или вдоль них, в
направлении, перпендикулярном направлению потока газа из указанных форсунок. Изобретение также
применимо для использования с газовой плитой, при этом устройство, расположенное в соединении с
газопроводом 55, предпочтительно включает в себя пистолетную рукоятку и конструкцию спускового
Соседние файлы в папке патенты