Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_13909
.pdf
Затем нить пропускают через 100 · -1 · паров ацетона или паров нитроцеллюлозного растворителя, который
коагулирует или желатинизирует покрытие из нитрата целлюлозы, вызывая его уменьшение в объеме, после
чего проволоку нагревают, чтобы воспламенить нитроцеллюлозу и оставить оксид алюминия на поверхности
сердечника проволоки. Очевидно, что для увеличения количества захватываемого материала можно
использовать любой другой носитель с относительно большой пористостью.
Дата: 18 августа 1930 года.
Ф. У. Ле Талл, дипломированный патентный поверенный, Норфолк-стрит, 2, Стиранд, Лондон, У. К.,
представитель заявителей.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования термоэлектронных катодов вакуумных электронных ламп.
Мы, Эрнест Йеоман Робинсон, из Гарвайи, Драйден-роуд, Буш-Хилл-парк, Энфилд, графство Мидлсекс,
Фредерик Бартон, проживающий по адресу: Глиб-авеню, 41, Энфилд, графство Мидлсекс, оба подданные
короля Великобритании, и компания Associated Electric Industries Limited, проживающая по адресу: Краун-Хаус,
Олдвей, Вестминстер, британская компания, настоящим заявляют о характере данного изобретения и о
способе его осуществления, которые будут подробно описаны и установлены в следующем заявлении:
Данное изобретение относится к электродам, таким как катоды, обычно известные как эквипотенциальные или
косвенно нагреваемые катоды, в которых проводящий элемент, образующий собственно электрод,
нагревается тепловым излучением и/или теплопроводностью от нагревательной нити, которая сама
предназначена для электрического нагрева, в то время как эквипотенциальный электрод предназначен для
использования в качестве источника электронов.
Изобретение представляет собой усовершенствование или модификацию изобретения, описанного в
описании патента Леттферса №.
278,787, При этом нагреватель снабжен покрытием из огнеупорного изоляционного материала, нанесенного
на поверхность нагревателя с добавлением связующего вещества в таких количествах, чтобы образовался
шлам или подобное вещество, которое может быть непосредственно нанесено на нить накаливания путем
погружения, распыления, покраски или любым другим удобным способом.
Процесс согласно настоящему изобретению включает нанесение покрытия из огнеупорного изоляционного
материала на нить нагревателя 1b Uy, при этом на первую очередь гидроксид алюминия наносится, а затем
гидроксид алюминия преобразуется в оксид алюминия.
Для более полного понимания сути изобретения будут описаны конкретные методы его осуществления на
примерах.
Вольфрамовая нить протягивается через желатинообразную суспензию гидроксида алюминия в воде. Удобно,
что нить может протягиваться по рифленому колесу, вращающемуся в ванне, содержащей суспензию
гидроксида алюминия. После нанесения покрытия нить нагревается путем пропускания ее через пламя или
через печь, нагретую предпочтительно до 150–2500 °C, что приводит к разложению гидроксида алюминия с
образованием оксида алюминия. Таким образом можно нанести один или несколько слоев, а затем нить
нагревается до высокой температуры в пламени паяльной трубки или в электрической печи для прочного
сцепления покрытия. Для облегчения сцепления небольшое количество флюсующего материала, например,
диоксида кремния, может быть, при желании, добавлено в желатинообразную суспензию гидроксида
алюминия в виде силикагеля. До или после окончательного нагрева нить может быть сформирована в форму,
удобную для ее введения в катод.
При нанесении суспензии путем погружения нити в суспензию, как это делается с помощью метода рифленого
колеса и чашки, может быть нанесено несколько слоев для получения необходимой толщины. Гидроксид
алюминия может быть преобразован в оксид путем нагревания между каждым погружением, или же он может
быть просто высушен путем пропускания через печь при относительно низкой температуре, и окончательное
преобразование покрытия может произойти после нанесения необходимого количества слоев. При нанесении
покрытия на нить таким способом может быть удобно включить в суспензию агломерант, например, крахмал,
декстрин, камедь трагаканта, гуммиарабик или суспензию гидроксида алюминия в глицерине.
Для увеличения количества материала, захватываемого нитью при нанесении покрытия методом погружения,
вольфрамовую нить можно обработать следующим образом: 105. Вольфрамовую нить обматывают
хлопчатобумажной оболочкой, которая затем превращается в нитрат целлюлозы путем погружения
обмотанной нити в азотную кислоту. Затем нить, покрытую нитратом целлюлозы, можно покрыть раствором
или суспензией гидроксида алюминия, как описано выше. Добавление нитрата целлюлозы увеличивает
количество материала, захватываемого нитью при погружении. Затем нить, покрытую гидроксидом алюминия,
пропускают через пары ацетона или пары нитроцеллюлозного растворителя, которые коагулируют или
желатинизируют покрытие из нитрата целлюлозы, вызывая его уменьшение в объеме, после чего нить
нагревают для воспламенения. нитроцеллюлоза оставляет оксид алюминия на поверхности проволоки
сердечника. Очевидно, что для увеличения количества захватываемого гидроксида алюминия можно
использовать любой другой носитель с относительно высокой пористостью.
Подробно описав и определив природу нашего изобретения и способ его осуществления, мы заявляем, что
то, что мы
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_365186.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=365186&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB365186A
[]
Второе издание
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ -
Дата подачи заявки: 18 июля 1925 г. № 18385/25 365186 Полная спецификация слева: 6 апреля 1926 г.
Полная спецификация принята: 18 января 1927 г. (но не была опубликована в соответствии с разделом 30
Законов о патентах и промышленных образцах 1907–1928 гг.). Дата публикации: 19 декабря 1931 г.
ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования в области гироскопических систем управления дирижаблями, такими как самолеты, или
относящиеся к ним.
Я, ФР 3 н ДЕРИК УИЛЬЯМ МЕРЕДИТ из Королевского авиационного научно-исследовательского института,
Южный Фарнборо, Хэмпшир, подданный Великобритании, настоящим заявляю, что данное изобретение
имеет следующую природу: данное изобретение относится к автоматическим системам управления
самолетами или другими дирижаблями (далее, где это позволяет контекст, подразумевается под термином
«самолет»), и, в частности, к средствам управления рулем направления или рулевым управлением самолета,
а также к средствам управления рулями высоты или тангажом самолета.
Было предложено использовать гироскоп с горизонтальной осью вращения для управления рулем
направления и второй гироскоп с вертикальной осью вращения для управления рулями высоты и элеронами,
причем одной из целей настоящего изобретения является создание упрощенной системы гироскопического
управления.
Согласно одной из особенностей настоящего изобретения, единый универсально установленный гироскоп
аэродинамически управляет как рулевым управлением, так и тангажом самолета в соответствии с
относительным перемещением самолета и оси вращения ротора вокруг двух определенных осей.
Согласно еще одной особенности настоящего изобретения, для аэродинамического управления как рулевым
управлением, так и тангажем самолета используется единый гироскоп, включающий ротор, обладающий
тремя степенями свободы или осями свободы и имеющий ось вращения, расположенную в продольном
направлении самолета.
Согласно еще одной особенности изобретения, единый универсально установленный гироскоп
сконструирован таким образом, что одно карданное кольцо управляет рулем направления или рулевыми
движениями самолета, а другое карданное кольцо управляет рулями высоты или тангажом самолета.
Согласно другой особенности изобретения, единый универсально установленный гироскоп для управления
как рулевым управлением, так и тангажем самолета lPrice Is l связан с детектором прецессии 50 и системой
слежения для управления сервомотором, приводящим в движение руль направления.
Согласно другой особенности изобретения, единый универсально установленный гироскоп для управления
как рулевым управлением, так и тангажем самолета связан с детектором прецессии и системой слежения для
управления сервомотором, приводящим в действие рули высоты.
Согласно другой особенности изобретения 60, универсально установленный гироскоп для управления как
рулевым управлением, так и тангажем самолета снабжен средствами для подъема кольца тангажа или
удержания оси ротора в желаемом положении относительно оси ориентации кольца азимута. Эти средства
могут, например, быть описаны в любом из описаний заявок на патенты № 18389/25 (серийный номер 365188)
или № 18393/25 (серийный номер 365190).
Гироскоп может быть пневматическим или электрическим.
Изобретение проиллюстрировано более или менее схематично и в качестве примера 75 на прилагаемых
чертежах, на которых: фиг. 1 и 2 представляют собой соответственно вид сбоку и план универсально
установленного гироскопа для управления как рулевым управлением 80, так и тангажом самолета.
Как показано на рисунке, гироскоп включает ротор 1, ось вращения 2 которого расположена горизонтально в
продольном направлении 85 самолета 3 и который установлен во внутреннем карданном кольце или кольце
шага 4. Ось шага 5 кольца шага 4 расположена горизонтально поперек самолета и установлена во внешнем
карданном кольце 90 или азимутальном кольце 6. Ось ориентации 7 кольца азимута 6 расположена
вертикально и установлена в раме 8.
Гироскоп используется для управления рулем направления самолета путем соединения азимутального
кольца посредством звена 9 с чувствительным поршневым клапаном 10, управляющим входным патрубком 11
и выходными патрубками 12, 13 сжатого воздуха в корпусе 14, прочно закрепленном на раме 8.
Входной и выходной патрубки сообщаются гибкими каналами 15, 16 с соответствующими концами цилиндра
сервомотора 17, закрепленного на самолете и содержащего поршень двойного действия. Шток поршня 18
сервомотора соединен с тросами управления рулем 19, 20 для управления рулем 21, а направляющими
шкивами. При работе устройства относительное перемещение по азимуту между азимутальным кольцом и
рамой приводит к тому, что клапан 10 открывает один конец цилиндра сервомотора для подачи сжатого
воздуха, а другой конец — для выпуска воздуха, тем самым изменяя угол поворота руля.
Для достижения эффекта следования, при котором движение руля направления пропорционально
перемещению азимутального кольца, рама 8, несущая корпус, шарнирно установлена на самолете и
соединена с поршневым штоком 18 посредством звена 22.
Гироскоп используется для управления рулями высоты путем соединения кольца изменения шага
посредством звена 24 с чувствительным поршневым клапаном 25, управляющим входным отверстием 26 и
выходными отверстиями 27, 28 сжатого воздуха в корпусе 29, установленном на раме 8.
Выходные патрубки сообщаются посредством гибких трубопроводов 30, 31 с соответствующими концами
цилиндра сервомотора 32, закрепленного на самолете 3 и содержащего поршень двойного действия. Шток
поршня 33 этого сервомотора соединен с тросами управления элеронами 34, 35, предназначенными для
управления элеронами 36, которые представляют собой направляющие шкивы. При работе устройства
относительное перемещение между кольцом шага и рамой приводит к тому, что клапан 25 открывает один
конец цилиндра сервомотора 32 для сжатого воздуха, а другой конец — для выпуска воздуха, тем самым
изменяя угол наклона элеронов. Для получения эффекта слежения, при котором перемещение элеронов
пропорционально перемещению кольца шага, корпус 29 скользит в вертикальных направляющих 37 на раме 8
и соединен со штоком поршня 33 с помощью троса Боудена или аналогичного механизма 38, 39. Система
управления согласно изобретению предназначена, в частности, для применения в Самолет, которым можно
управлять без элеронов.
Для обеспечения улучшенной боковой устойчивости в описанных конструкциях ось ротора может быть
наклонена, а в некоторых случаях может быть наклонена и ось ориентации азимутального кольца, как описано
в описании заявки на патент № 18387/25 (серийный номер 365187).
Дата: 23 июня 1925 года.
А. С. Дэй, капитан, представитель заявителя.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования в области гироскопических систем управления дирижаблями, такими как самолеты, или
относящиеся к ним.
Я, Фредерик В.И. Лрр АМ Мередит, из Королевского авиационного научно-исследовательского института,
Южный Фарнборо, Хэмпшир, подданный Великобритании, настоящим заявляю о характере данного
изобретения и о способе его осуществления, которые будут подробно описаны и установлены в следующем
заявлении.
Настоящее изобретение относится к системам автоматического управления самолетами или другими
дирижаблями (далее, где это позволяет контекст, подразумевается под термином «самолет»), и в частности к
средствам управления рулем направления или рулевым управлением самолета, а также к средствам
управления рулями высоты или тангажом самолета.
Было предложено использовать гироскоп с горизонтальной осью вращения для управления рулем
направления и второй гироскоп с вертикальной осью вращения для управления рулями высоты и элеронами.
Согласно одной из особенностей настоящего изобретения, единый универсально установленный гироскоп
аэродинамически и независимо или практически независимо управляет как рулевым управлением, так и
тангажом самолета в соответствии с относительным угловым перемещением между самолетом и осью ротора
вокруг двух определенных осей, причем ось ротора расположена в продольном направлении самолета.
Согласно еще одной особенности настоящего изобретения, для аэродинамического управления как рулевым
управлением, так и тангажем самолета используется единый гироскоп, включающий ротор, обладающий
тремя осями свободы и имеющий ось ротора 100, расположенную в продольном направлении самолета.
Согласно другой особенности изобретения 105, один универсально установленный гироскоп сконструирован
таким образом, что одно карданное кольцо управляет рулем направления или рулевыми движениями
самолета, а другое карданное кольцо управляет рулями высоты или тангажом самолета.
Согласно другой особенности изобретения, единый универсально установленный гироскоп соединен со
средствами, чувствительными к относительному перемещению между азимутальным кольцом и рамой
гироскопа, и системой управления серводвигателем для управления рулем направления, а также со
средствами, чувствительными к относительному перемещению между кольцом тангажа и рамой гироскопа, и
системой управления серводвигателем для управления рулями высоты, причем вся конструкция
предназначена для управления как рулевым управлением, так и тангажом самолета.
Согласно другой особенности изобретения, универсально установленный гироскоп для управления как
рулевым управлением, так и тангажем самолета снабжен средствами для поднятия кольца тангажа или
удержания оси ротора в желаемом положении относительно оси ориентации кольца азимута. Эти средства
могут, например, быть описаны в одном из описаний заявок на патенты № 18389/25 (серийный номер).
365,188) или 18,393/25 (серийный номер 365,190).
Гироскоп может быть пневматическим или электрическим.
Изобретение проиллюстрировано более или менее схематично и в качестве примера на чертежах,
прилагаемых к моему предварительному описанию, на которых:
На фиг. 1 и 2 представлены, соответственно, вид сбоку и план универсального гироскопа, предназначенного
для управления как рулевым управлением, так и тангажем самолета.
Как показано на рисунке, гироскоп включает ротор 1, ось вращения которого 2-2 расположена горизонтально в
продольном направлении самолета 3 и установлена во внутреннем карданном кольце или кольце шага 4.
-45. Ось шага 4 кольца 4 расположена горизонтально поперек самолета и закреплена во внешнем карданном
кольце или азимутальном кольце 6. Ось ориентации 7-7 -30 кольца азимута 6 расположена вертикально и
закреплена в раме 8.
Гироскоп используется для управления рулем направления самолета путем соединения азимутального
кольца посредством звена 9 с чувствительным поршневым клапаном 10, управляющим входным патрубком 11
и выходными патрубками 12, 13 сжатого воздуха в корпусе 14, прочно закрепленном на раме 8. Входной и
выходной патрубки сообщаются гибкими каналами 15, 16 с соответствующими концами цилиндра
сервомотора 17, прочно закрепленного на самолете и содержащего поршень двойного действия. Поршневой
шток 18 сервомотора соединен с тросами управления рулем направления 19, 20 для управления рулем
направления 21, при этом используются направляющие шкивы.
При работе данной системы относительное перемещение по азимуту между азимутальным кольцом и рамой
приводит к тому, что клапан 10 открывает один конец своего сервомоторного цилиндра для подачи сжатого
воздуха, а 70 другой конец выпускает воздух, тем самым изменяя угол руля направления. Для получения
эффекта следования, при котором перемещение руля направления пропорционально перемещению
азимутального кольца, рама 8, несущая 75 корпус, шарнирно установлена на самолете и соединена с
поршневым штоком 18 посредством звена 22.
Гироскоп используется для управления рулями высоты путем соединения кольца изменения шага
посредством 80 средств звена 24 с чувствительным поршневым клапаном 25, управляющим входным
отверстием 26 для сжатого воздуха и выходными отверстиями 27, 28 в корпусе 29, скользяще установленном
на раме 8. Выходные отверстия сообщаются посредством 85 средств гибких трубопроводов 30, 31 с
соответствующими концами цилиндра серводвигателя 32, прочно закрепленного на самолете 3 и
содержащего поршень двойного действия. Поршневой шток 33 этого серводвигателя соединен с 90 тросами
управления рулями высоты 34, 35 для управления рулями высоты 36, которые представляют собой
направляющие шкивы. При работе устройства относительное перемещение между кольцом изменения шага и
рамой приводит к тому, что клапан 25 открывает один конец 95 цилиндра серводвигателя 32 для сжатого
воздуха, а другой конец — для выпуска воздуха, чтобы изменить угол наклона руля высоты. Для получения
эффекта слежения, при котором перемещение рулей высоты пропорционально перемещению 100 В отличие
от кольца шага, механизм 29 скользит в вертикальных направляющих 37 на раме 8 и соединен с поршневым
штоком 33 с помощью проволоки Боудена или аналогичного механизма 38, 39. 105 Система управления
согласно изобретению предназначена, в частности, для применения на самолете, который может управляться
без элеронов.
Для улучшения боковой устойчивости в описанных конструкциях ось ротора может быть наклонена, а в
некоторых случаях может быть наклонена и ось ориентации азимутального кольца, как описано в описании
заявки на патент № 18387/25 (серийный номер 365187).
Подробно описав и определив природу моего изобретения и способ его осуществления, я заявляю, что то, что
я 120
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_365187.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=365187&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB365187A
[]
р, -м I E a = a
P Aj TET E C Ij C IO
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Дата подачи заявки: 8 июля 1925 г. № 18387/25.
Фотография слева: 13 апреля 1926 года.
365,187 Полная версия принята к публикации: 20 декабря 1926 г. (но не опубликована в соответствии с
разделом Законов о патентах и промышленных образцах 1907–19928 гг.). Дата публикации: 19 декабря 1993
г., ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования в области гироскопических систем или относящиеся к ним для управления
дирижаблями, такими как самолеты.
Я, Фн/Эдериик Уильям Мбеседит, из компании Itoyal Aircraft Establishment, Южный Фарнборо, Хэмпшир,
подданный Великобритании, настоящим заявляю, что данное изобретение имеет следующий характер:
данное изобретение относится к автоматическим системам управления для самолетов или других
дирижаблей (далее, где это позволяет контекст, подразумевается под термином «самолет») и, в частности, к
средствам для повышения боковой устойчивости самолета.
В самолете, оснащенном азимутальным гироскопом для коррекции отклонений от курса путем изменения угла
руля направления и механизмом слежения, обеспечивающим пропорциональность или приблизительность
углового смещения руля направления азимутальному возмущению самолета, боковое движение самолета
обычно представляет собой колебание, и степень затухания этого колебания имеет важное значение и в
определенных пределах может быть увеличена за счет работы элеронов.
Целью настоящего изобретения является обеспечение способа гашения боковых колебаний, возникающих
при изменении угла руля направления, с помощью азимутального гироскопа, связанного с механизмом
слежения, помимо работы элеронов.
Согласно одной из особенностей настоящего изобретения, гашение боковых колебаний осуществляется
путем приложения угла руля направления, определяемого смещением самолета по крену.
Согласно другой особенности настоящего изобретения, угол руля направления определяется суммой двух
частей, одна из которых определяется углом t, на который самолет отклонился от курса, а другая — углом
крена самолета. Что касается другой особенности изобретения, то применение угла руля направления,
определяемого смещением самолета по крену, осуществляется путем наклона оси ротора, или путем наклона
оси ротора и оси 50 ориентации азимутального кольца азимутального гироскопа, или путем наклона
плоскости, содержащей оси свободы гироскопа, отличные от оси ориентации азимутального кольца. Согласно
другой особенности изобретения, азимутальный гироскоп с механизмом слежения для применения угла руля
направления расположен таким образом, что ось ротора лежит в продольном направлении. Самолёт, но
наклонённый вверх относительно линии полёта или оси крена самолёта в направлении вперёд. Ось ротора
расположена во внутреннем карданном кольце, которое установлено на горизонтальной оси 65, лежащей
поперёк самолёта. Горизонтальная ось внутреннего карданного кольца расположена во внешнем
азимутальном карданном кольце, которое установлено на оси ориентации, которая может быть вертикальной
или наклонённой к вертикали 70.
Гироскоп может приводиться в движение воздухом или электричеством. Изобретение более или менее
схематично и в качестве примера 75 показано на прилагаемых чертежах, на которых: Фиг. 1 — поперечный
разрез универсального гироскопа с наклоненной осью вращения ротора; и 80 Фиг. 2 — поперечный разрез
универсального гироскопа с наклоненной осью вращения ротора и осью ориентации азимутального кольца.
Как показано на рисунке, гироскоп включает в себя ротор 1 с осью вращения 2, расположенной в продольном
направлении относительно самолета 3 и установленной во внутреннем карданном кольце 4. Ось 5
внутреннего карданного кольца 4 расположена горизонтально поперек самолета и установлена во внешнем
карданном кольце или азимутальном кольце 6. Ось ориентации 7 азимутального кольца 6 установлена в раме
8.
На рис. 1 и 2 ось вращения 2 95 ротора наклонена вверх относительно линии полета X-X в направлении
вперед, а на рис. 2 ось ориентации азимутального кольца наклонена назад относительно нормали,
направленной вверх к линии полета.
При такой конфигурации угол руля направления представляет собой сумму двух частей: одна обусловлена
углом, на который самолет отклонился от курса, а другая — углом крена самолета, как указано выше.
Возвращаясь к рис. 1, следует учитывать, что управление рулем направления осуществляется сервомотором,
управляемым поршневым клапаном или другим средством обнаружения движения азимутального кольца
относительно рамы гиромотора, которая, в свою очередь, вращается вокруг азимутальной оси сервомотором.
Клапан управляется относительным перемещением между азимутальным кольцом и рамой гиромотора, так
что сервомотор работает до тех пор, пока рама не переместится вокруг азимутальной оси на ту же величину,
на которую повернуто азимутальное кольцо относительно самолета. Таким образом, движение сервомотора и
руля направления пропорционально ориентации азимутального кольца относительно самолета, так что если
самолет вращается вокруг азимутальной оси, руль направления применяется для коррекции поворота.
Эффект наклона вверх перед осью вращения, которая лежит в продольной вертикальной плоскости самолета,
заключается в том, что если самолет поворачивается на небольшую величину вокруг На линии полета X-X,
при таком вращении, обычно называемом креном, происходит движение между азимутальным кольцом и
рамой, чтобы применить руль направления, хотя самолет еще не повернулся вокруг азимутальной оси.
Эффект этого применения руля направления при крене самолета заключается в повышении боковой
устойчивости примерно так же, как если бы элероны использовались для коррекции такого крена. Если бы ось
ротора совпадала с траекторией полета, вращение самолета вокруг линии полета компенсировалось бы
вращением кольца шага вокруг оси ротора, и никакого движения между азимутальным кольцом и рамой не
происходило бы. Чтобы определить величину возмущения клапана, вращение вокруг линии полета можно
разложить на две составляющие вдоль оси ротора и оси азимута.
Возвращаясь к рис. 2, не обязательно, чтобы ось азимута была перпендикулярна линии полета, и для
определенных целей выгодно расположить ось азимута перпендикулярно оси ротора. Такое расположение
может использоваться в системах управления, в которых ориентацию самолета можно изменять без
изменения ориентации ротора, если предусмотрены средства для поддержания оси ротора перпендикулярной
оси азимута.
В обеих показанных схемах для поддержания оси вращения ротора 70 в правильном положении относительно
азимутальной оси к гироскопу может быть применена система предотвращения опрокидывания.
Следует понимать, что азимутальное кольцо может регулировать угол руля направления с помощью любого
подходящего клапанного механизма и сервомотора или эквивалентного механизма, а при желании
внутреннее кольцо может регулировать угол руля высоты, как описано в описании указанной заявки на патент
№ 80 18,385/25.
Дата: 23 июня 1925 года.
А. С. Дэй, капитан, представитель заявителя.
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования в области гироскопических систем управления дирижаблями, такими как самолеты, или
относящиеся к ним.
Я, ФРЕДЕРИ КМ УТИЛЛИ, МЕРЕДИ ТР, из Королевского авиационного научно-исследовательского института,
Южный Фарнборо, Хэмпшир, подданный Великобритании, настоящим заявляю о характере данного
изобретения и о способе его осуществления, которые будут подробно описаны и установлены в следующем
заявлении:
Настоящее изобретение относится к системам автоматического управления самолетами или другими
дирижаблями (далее, где это позволяет контекст, подразумевается под термином «самолет») и, в частности, к
средствам для повышения боковой устойчивости самолета.
В самолете, оснащенном азимутальным гироскопом для коррекции отклонений от курса с помощью
сервомотора путем изменения угла руля направления, а также механизмом слежения, связанным с
гироскопом и сервомотором, который делает угловое смещение руля направления пропорциональным или
приблизительно пропорциональным азимутальному возмущению самолета, боковое движение самолета
обычно представляет собой колебание, и степень затухания этого колебания имеет важное значение и в
определенных пределах может быть увеличена за счет работы элеронов.
Целью настоящего изобретения является обеспечение способа гашения боковых колебаний, возникающих
при изменении угла руля направления, с помощью азимутального гироскопа, связанного с механизмом
слежения, помимо работы элеронов.
Согласно одной из особенностей настоящего изобретения O 10, в гироскопической системе, в которой
азимутальный гироскоп соединен с серводвигателем и механизмом слежения, как указано выше,
демпфирование бокового движения улучшается за счет приложения угла руля направления t 5,
определяемого смещением крена самолета относительно оси свободного ротора гироскопа. Угол руля
направления определяется суммой двух частей, одна из которых определяется углом, на который самолет
отклонился от курса, а другая — углом крена самолета.
Изменение угла руля направления, определяемое смещением самолета при повороте и крене,
осуществляется с помощью азимутального гироскопа, в котором плоскость, содержащая оси свободы,
отличные от оси ориентации азимутального кольца, наклонена. Когда ось ротора расположена в вертикальной
продольной плоскости, наклонена либо ось ротора, либо ось ротора и ось ориентации азимутального кольца.
Когда ось ротора расположена поперечно, наклонена ось внутреннего карданного кольца (при условии, что
внешнее карданное кольцо является азимутальным кольцом). Когда ось ротора находится в промежуточном
положении, наклонена плоскость, содержащая ось ротора и ось внутреннего карданного кольца.
Когда ось ротора наклонена, ее передний конец наклонен вверх, когда наклонена ось внутреннего карданного
кольца, ее передний конец наклонен вверх, а когда наклонена ось ориентации, ее верхний конец наклонен
назад.
В одном из вариантов осуществления изобретения азимутальный гироскоп, связанный с серводвигателем и
механизмом слежения для регулирования угла руля направления, расположен таким образом, что ось ротора
лежит в продольном направлении аэродинамической полосы, но наклонена вверх относительно линии полета
или оси крена самолета в переднем направлении. Ось ротора размещена во внутреннем карданном кольце g
5, которое установлено на горизонтальной оси, расположенной поперек самолета. Горизонтальная ось
внутреннего карданного кольца размещена во внешнем азимутальном карданном кольце, которое
установлено на оси ориентации, которая может быть вертикальной или наклоненной к вертикали.
Гироскоп может приводиться в движение воздухом или электричеством.
Изобретение проиллюстрировано в той или иной степени схематично и в качестве примера на чертежах,
прилагаемых к моему предварительному описанию, на которых:
Рис. 1 представляет собой поперечный разрез универсального гироскопа с наклоненной осью вращения
ротора; и рис. 2 представляет собой поперечный разрез универсального гироскопа с наклоненной осью
вращения ротора и осью ориентации азимутального кольца.
Как показано на рисунке, гироскоп включает в себя ротор 1, ось вращения которого 2-2 расположена в
продольном направлении относительно самолета 3 и установлена во внутреннем карданном кольце 4. Ось
внутреннего карданного кольца 4 5 расположена горизонтально поперек самолета и установлена во внешнем
карданном кольце или азимутальном кольце 6. Ось ориентации азимутального кольца 6 установлена в раме 8.
На рис. 1 и 2 ось вращения 2-2 85 ротора наклонена вверх относительно линии полета X-X в направлении
вперед, а на рис. 2 ось ориентации азимутального кольца наклонена назад относительно нормали,
направленной вверх, к линии полета 90.
При такой конфигурации угол руля направления представляет собой сумму двух частей: одна обусловлена
углом, на который самолет отклонился от курса, а другая — углом крена самолета, как указано выше.
Возвращаясь к рис. 1, следует учитывать, что управление рулем направления осуществляется сервомотором,
управляемым поршневым клапаном или другим средством обнаружения движения азимутального кольца
относительно рамы гиромотора, которая, в свою очередь, вращается вокруг азимутальной оси сервомотором.
Клапан управляется относительным перемещением между азимутальным кольцом и рамой гиромотора, так
что сервомотор работает до тех пор, пока рама не переместится вокруг азимутальной оси на ту же величину,
на которую повернуто азимутальное кольцо относительно самолета. Таким образом, перемещение
сервомотора и руля направления пропорционально перемещению азимутального кольца относительно
самолета, так что если самолет 115:
При вращении вокруг азимутальной оси руль направления используется для корректировки поворота.
Эффект наклона вверх перед осью вращения, лежащей в продольной вертикальной плоскости самолета,
заключается в том, что если самолет повернется на небольшую величину вокруг линии полета X-X (такое
вращение обычно называется креном), то между азимутальным кольцом и рамой произойдет движение,
приводящее к применению руля направления 125, хотя самолет не вращался вокруг оси азимута. Эффект
этого применения руля направления при крене самолета заключается в увеличении боковой устойчивости при
условии, что самолет сконструирован таким образом, что боковое скольжение создает устойчивый момент
крена. Если ось ротора находится на одной линии с траекторией полета, вращение самолета вокруг линии
полета будет компенсироваться вращением кольца шага вокруг оси ротора, и между азимутальным кольцом и
рамой не будет происходить никакого движения. Для определения величины возмущения клапана вращения
вокруг линии полета вращение может быть разложено на две составляющие вдоль оси ротора и оси азимута.
Возвращаясь к рис. 2, не обязательно, чтобы ось азимута была перпендикулярна линии полета, и для
некоторых целей выгодно располагать ось азимута перпендикулярно оси ротора. Такое расположение может
использоваться в системах управления, в которых ориентацию самолета можно изменять без изменения
ориентации ротора, при условии, что предусмотрены средства для поддержания оси ротора
перпендикулярной оси азимута.
В обеих представленных схемах для поддержания оси вращения ротора в правильном положении
относительно азимутальной оси к гироскопу может быть применена система предотвращения опрокидывания.
Следует понимать, что азимутальное кольцо может регулировать угол поворота руля направления с помощью
любого подходящего клапанного механизма и сервомотора или эквивалентного механизма, а при желании
внутреннее кольцо может регулировать угол наклона элерона, как описано в описании заявки на патент №
18385/25, находящейся на рассмотрении.
Подробно описав и определив природу моего изобретения и способ его осуществления, я заявляю, что то, что
я...
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_365188.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=365188&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB365188A
[]
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
A L nf I nnr A t I N onn 365,188 ppilcai O on paret: dpul 1 o, I 9 28 NO 10),001/ ZL, Complete Left: April 13, 1926.
Принято к публикации: 23 июня 1926 г. (но не опубликовано в соответствии с разделом Законов о патентах и
промышленных образцах 1907–1928 гг.). Дата публикации: 19 декабря 1931 г.
ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования в гироскопических системах или связанные с ними.
Я, Фредерик Уильям Мередит, из Королевского авиационного научно-исследовательского института, Южный
Фарнборо, Хэмпшир, подданный Великобритании, настоящим заявляю, что данное изобретение имеет
Соседние файлы в папке патенты