Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_13909
.pdf
следующую природу: данное изобретение относится к гироскопическим аппаратам и, в частности, к
гировертикальным направляющим для обеспечения вертикальной оси отсчета, а также к гироазимутальным
направляющим.
Усовершенствования в первую очередь предназначены для применения в гироскопических устройствах,
используемых в системах автоматического управления самолетами или другими дирижаблями, или для
других целей на движущихся летательных аппаратах или в других местах, например, в бомбовых прицелах,
фотоаппаратах и тому подобном.
Согласно одной из особенностей изобретения, гироскоп, включающий ротор и два карданных кольца, ось
вращения ротора которого вертикальна или горизонтальна, снабжен гравитационным механизмом
управления, включающим маятник, установленный на одной оси колебаний, и несущий сопла для создания
воздушных потоков, воздействующих на роторное кольцо с целью его подъема или опускания.
Согласно еще одной особенности изобретения, это гироскоп, включающий ротор.
Кольцевая система управления, включающая маятник, установленный на одной оси колебаний и имеющий
три оси свободы, перпендикулярные друг другу, причем ось вращения ротора вертикальна и закреплена на
кольцевой системе, снабжена кольцом управления по тангажу и кольцом управления по крену, обладающими
тремя осями свободы, расположенными под прямым углом друг к другу, причем ось вращения ротора
вертикальна и закреплена на кольцевой системе.
Согласно еще одной особенности изобретения, описанная конструкция, включающая универсально
установленный гироскоп с вертикальной осью ротора, снабжена системой предотвращения опрокидывания
для удержания:
Оба кольца расположены перпендикулярно друг другу.
Согласно еще одной особенности изобретения, это гироскоп, включающий ротор.
Кольцевая система управления, включающая маятник, установленный на одной оси колебаний и ось
вращения ротора, расположенные перпендикулярно друг другу, имеет карданный подвес и азимутальный
карданный подвес, а также три оси свободы, расположенные под прямым углом друг к другу, причем ось
вращения ротора горизонтальна и закреплена на кольцевой системе управления, и оснащена
гравитационным механизмом управления. Маятник имеет ось вращения, создающую потоки воздуха,
воздействующие на кольцо ротора, что позволяет поднять кольцо ротора.
Согласно другой особенности изобретения, гироскоп, включающий ротор, азимутальное карданное кольцо и
кольцо тангажа 60, и обладающий тремя осями свободы, перпендикулярными друг другу, причем ось ротора
горизонтальна и закреплена на азимутальном кольце, снабжен гравитационным управлением 65,
включающим маятник, установленный на одной оси колебаний и несущий сопла для создания потоков
воздуха, воздействующих на роторное кольцо с целью поднятия кольца тангажа 70. Гироскоп может быть
пневматического или электрического типа.
Изобретение проиллюстрировано, в качестве примера, на прилагаемых чертежах, на которых: 75 Фиг. 1 и 2 —
проекции гировертикальной стрелы под прямым углом друг к другу; Фиг. 3 — проекция азимутальной стрелы;
Фиг. 4 и 5 — детальные виды, Фиг. 4 80 — проекция, а Фиг. 5 — план; Фиг. 6 — проекция азимутальной стрелы
другого типа.
На фиг. 1 и 2 показано, что гироскоп 85 включает ротор 1, ось вращения которого 2 расположена вертикально
на плоскости 3 и установлена во внутреннем карданном кольце или кольце крена 4. Ось крена кольца крена 4
расположена горизонтально на 90 градусов вперед и назад на плоскости и установлена во внешнем
карданном кольце или кольце шага 6.
Ось шага 6 кольца 6 расположена горизонтально и поперечно на самолете и установлена в раме 8 95.
Гироскоп снабжен гравитационным управлением для подъема кольца тангажа, включающим маятник 9,
который установлен на оси колебаний, соосной с осью кольца тангажа, так что маятник 100, À% I L ti 5,188
может свободно качаться только в продольном направлении самолета.
Педалум имеет на удлинении два сопла 11, которые синхронно направлены в противоположные стороны
лопатки 12, расположенной вертикально на роликовом кольце.
Сопла снабжаются сжатым воздухом, подаваемым через маятниковые опоры, так что обычно лопатка
уравновешивается между равным и противоположным по направлению давлением струй воздуха.
При работе устройства маятник колеблется при воздействии на самолет, но его среднее положение в
непрерывном полете остается вертикальным. Если кольцо управления шагом винта подвергается
воздействию, оно отводит лопатку из потока одного из сопел и перемещает ее больше в поток другого сопла,
создавая разницу давления воздуха по обе стороны от сопла. Неравное давление создает крутящий момент
относительно оси крена, так что ось вращения ротора прецессирует вокруг оси шага до тех пор, пока кольцо
управления шагом винта не вернется в свое правильное положение относительно маятника.
Для поддержания оси ротора перпендикулярной оси шага кольца управления используется система
предотвращения опрокидывания. Как показано на рисунке, она включает в себя поршневой клапан 13,
связанный с обоими карданными кольцами для обнаружения относительного перемещения между кольцами,
и сопла 14, управляемые клапаном и связанные с кольцом управления, для приложения крутящего момента к
кольцу управления, чтобы заставить его прецессировать кольцо крена в его нормальное положение.
При работе данной системы, если самолет летит с горизонтально расположенными крыльями, так что ось
тангажа горизонтальна, ось ротора поддерживается вертикальной. Прецессии, обусловленные маятником и
системой противоопрокидывания, невелики, поэтому колебания маятника вокруг оси тангажа и самолета
вокруг оси крена вызывают лишь небольшие возмущения ротора, который занимает положение, зависящее от
среднего положения маятника и оси тангажа.
На фиг. 3, 4 и 5 показано, что гироскоп включает ротор 15, ось вращения которого 16 расположена
горизонтально в продольном направлении самолета и установлена во внутреннем карданном кольце или
кольце шага 17.
Кольцо тангажа 17 имеет ось тангажа 1,8, расположенную горизонтально поперек самолета и установленное
во внешнем карданном кольце или азимутальном кольце 19. Азимутальное кольцо R имеет ось ориентации
20, расположенную вертикально и установленное в раме 8.
Гироскоп снабжен гравитационным управлением для подъема тангажного ригеля, включающим маятник 9,
который установлен с одной осью колебаний, расположенной перпендикулярно оси азимута и практически
соосно с осью тангажа, так что маятник может свободно качаться только в продольном направлении
самолета. Крепления маятника могут быть 70 установлены на азимутальном кольце или на раме гироскопа. В
последнем случае предусмотрен механизм слежения, позволяющий раме 8 следовать за азимутальным
кольцом.
Маятник имеет на удлинении 75 два сопла 11, которые симметрично направлены в противоположные стороны
лопатки 12, расположенной вертикально на кольце шага.
Сопла снабжаются сжатым воздухом, подаваемым через маятниковые опоры 80, так что в норме лопатка
находится в дисбалансе между равным и противоположным давлением струй воздуха.
В работе данной системы маятник колеблется при воздействии на плоскость вращения, но его среднее
положение в непрерывном полете остается вертикальным. Если кольцо управления шагом винта
подвергается воздействию, оно отводит лопатку из потока одного из сопел и перемещает ее ближе к потоку
под углом 90 градусов другого сопла, создавая разницу давления воздуха по обе стороны лопатки. Эта
неравномерная разница давлений создает крутящий момент относительно оси азимута, так что ось вращения
ротора прецессирует вокруг оси шага до тех пор, пока кольцо управления шагом винта не вернется в
правильное положение относительно маятника.
В описанной выше конструкции гироскоп может использоваться для управления рулевым управлением или
тангажом самолета, или как рулевым управлением, так и тангажом самолета, как описано в заявке на патент
№ 18385/25 105. На фиг. 6 показано, что гироскоп включает ротор 20, ось вращения которого 21 расположена
горизонтально в продольном направлении самолета и установлена во внутреннем карданном кольце или
азимутальном кольце tt O 22. Азимутальное кольцо 22 установлено во внешнем карданном кольце или кольце
шага 23, ось ориентации которого 24 горизонтальна и перпендикулярна раме 8.
Гироскоп снабжен приводом; 115. Управление движением для подъема кольца тангажа, включающее маятник
9, установлен на раме 8 с одной осью колебаний, совпадающей с осью 24, так что маятник может свободно
вращаться только в продольном направлении самолета. Механизм слежения (не показан) предназначен для
того, чтобы рама R следовала за азимутальным кольцом.
Маятник имеет на удлинении 125 два сопла 11, направленных симметрично к противоположным сторонам
лопатки 12, расположенной вертикально на азимутальном кольце. Сопло 17 пропускает сжатый воздух через
крепления маятника 365, 188, так что обычно лопатка уравновешивается между равным и противоположным
давлением струй воздуха.
В процессе работы устройства, если кольцо изменения шага лопаток смещается, оно вращает кольцо
изменения азимута и отводит лопатку из потока одного из сопел, располагая ее ближе к потоку другого сопла,
так что возникает разница давлений по обеим сторонам лопатки. Неравное давление, как и прежде, приводит
к прецессии оси ротора вокруг оси шага лопаток до тех пор, пока кольцо изменения шага лопаток не вернется
в правильное положение относительно маятника.
В описанной выше конструкции гироскоп может использоваться для управления рулевым управлением или
тангажем самолета, или как рулевым управлением, так и тангажем самолета, как описано в заявке на патент
№ 18385125, находящейся на рассмотрении.
Датировано 23-м днем месяца Дж. Тьюн, 1925 года.
А. С. Дэй, капитан, представитель заявителя.
i 5 ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Усовершенствования в гироскопических системах или связанные с ними.
1,
Фредерик Уильям Мерлдит из Королевского авиационного научно-исследовательского института, Южный
Фарнборо, Хэмпшир, подданный Великобритании, настоящим заявляет о характере данного изобретения и о
способе его осуществления, которые будут подробно описаны и установлены в следующем заявлении:
Данное изобретение относится к гироскопическим аппаратам и, в частности, к гировертикалям,
обеспечивающим вертикальную ось отсчета, а также к гироазимутам.
Усовершенствования предназначены в первую очередь для применения в гироскопических устройствах,
используемых в системах автоматического управления самолетами или другими дирижаблями, а также для
других целей, на движущихся летательных аппаратах или в других местах, например, в бомбовых прицелах,
фотоаппаратах и тому подобном.
Согласно одной из особенностей изобретения, гироскоп, включающий ротор и два карданных кольца и
имеющий ось ротора вертикальной или горизонтальной, снабжен гравитационным управлением, включающим
маятник, установленный на одной оси колебаний, и несущий сопла для создания воздушных потоков,
воздействующих на роторное кольцо с целью поднятия роторного кольца или другого кольца.
Согласно еще одной особенности изобретения, это гироскоп, включающий ротор.
Кольцевая система управления, включающая маятник, установленный на одной оси колебаний и ось
вращения ротора, имеет карданный подвес и кольцо крена, обладающие тремя осями свободы,
перпендикулярными друг другу, причем ось вращения ротора вертикальна и поддерживается кольцом крена.
Согласно другой особенности изобретения, описанная конструкция, включающая универсально
установленный гироскоп с вертикальной осью ротора, также снабжена системой предотвращения
опрокидывания для удержания обоих колец перпендикулярно друг другу.
Согласно другой особенности изобретения № 70, гироскоп, включающий ротор, карданное кольцо и
азимутальное карданное кольцо, обладающий тремя осями свободы, перпендикулярными друг другу, причем
ось вращения ротора расположена горизонтально и закреплена на карданном кольце, снабжен
гравитационным управлением, включающим маятник, установленный на одной оси колебаний и несущий
сопла для создания потоков воздуха, воздействующих на роторное кольцо, с целью его подъема.
Согласно другой особенности изобретения, гироскоп, включающий ротор, азимутальное карданное кольцо и
кольцо шага 85, обладающий тремя осями свободы, расположенными под прямым углом друг к другу, причем
ось ротора горизонтальна и закреплена на азимутальном кольце, снабжен гравитационным управлением 90,
включающим маятник, установленный на одной оси колебаний и несущий сопла для создания воздушных
потоков, воздействующих на роторное кольцо с целью поднятия кольца шага 95. Гироскоп может быть
пневматического или электрического типа.
Изобретение проиллюстрировано, в качестве примера, на чертежах, приложенных к моему предварительному
описанию, на которых 100
На рисунках 1 и 2 показаны перпендикулярные друг другу проекции гировертикали:
Рис. 3 — вид сбоку гироазимутального датчика; рис. 4 и 5 — детальные виды, рис. 4 105 — вид сбоку, а рис. 5
— план; рис. 6 — вид сбоку другого типа гироазимутального датчика.
Обращаясь к фиг. 1 и 2, гироскоп 110 включает ротор 1, ось вращения которого 2 расположена вертикально на
плоскости 3 и установлена во внутреннем карданном кольце или кольце крена 54. Ось крена 5 кольца крена 4
расположена горизонтально по продольной оси плоскости и установлена во внешнем карданном кольце или
кольце шага 6.
Ось шага 6 кольца шага 7 расположена горизонтально и поперечно на фюзеляже самолета и установлена в
раме S.
Гироскоп снабжен гравитационным управлением для подъема кольца тангажа, включающим маятник 9,
который установлен на оси колебаний, соосной j 5 с осью кольца тангажа, так что маятник может свободно
качаться только в продольном направлении самолета.
Маятник имеет на удлинении два сопла 11, которые симметрично направлены в противоположные стороны
лопатки 12, расположенной вертикально на роликовом кольце.
Сопла снабжаются сжатым воздухом, подаваемым через маятниковые опоры, так что в норме лопатка
находится в равновесии между равным и противоположным по направлению давлением струй воздуха.
В работе данной системы маятник колеблется при воздействии на самолет, но его среднее положение в
непрерывном полете остается вертикальным. Если кольцо управления шагом винта подвергается
воздействию, оно отводит лопатку от потока одного из сопел и перемещает ее ближе к потоку другого сопла,
создавая разницу давлений воздуха по обе стороны лопатки. Эта неравномерная разница давлений создает
крутящий момент относительно оси крена, так что ось ротора прецессирует вокруг оси шага до тех пор, пока
кольцо управления шагом винта не вернется в правильное положение относительно маятника.
Для поддержания оси ротора перпендикулярной оси шага кольца управления используется система
предотвращения опрокидывания. Как показано на рисунке, она включает в себя поршневой клапан 13,
связанный с обоими карданными кольцами для обнаружения относительного перемещения между кольцами,
и сопла 14, управляемые клапаном и связанные с кольцом управления, для приложения крутящего момента к
кольцу управления, чтобы заставить его прецессировать кольцо крена в его нормальное положение.
При работе данной системы, если самолет летит с горизонтально расположенными крыльями, так что ось
тангажа горизонтальна, ось ротора поддерживается вертикальной. Прецессии, обусловленные маятником и
системой противоопрокидывания, являются медленными, поэтому колебания маятника вокруг оси тангажа и
самолета вокруг оси крена вызывают лишь небольшие возмущения ротора, который занимает положение,
зависящее от среднего положения маятника и оси тангажа.
Обращаясь к рис. 3, 4 и 15, гироскоп включает ротор 15, ось вращения которого 16 расположена
горизонтально в продольном направлении самолета и установлена во внутреннем карданном кольце или
кольце тангажа 17. Ось тангажа 18 кольца тангажа расположена горизонтально поперек самолета и
установлена во внешнем карданном кольце или кольце азимута 19. Ось ориентации 20 кольца азимута
расположена вертикально и установлена в раме 8.
Гироскоп снабжен гравитационным механизмом управления для подъема кольца тангажа, включающим
маятник 9, который установлен с одной осью колебаний 80, расположенной перпендикулярно оси азимута и
практически соосно с осью тангажа, так что маятник может свободно качаться только в продольном
направлении самолета. Крепления маятника могут быть 85 установлены на кольце азимута или на раме
гироскопа. В последнем случае предусмотрен механизм слежения, позволяющий раме 8 следовать за
кольцом азимута.
Маятник несет на себе удлинитель g O (два сопла 11, симметрично направленные в противоположные
стороны лопатки 12, расположенной вертикально на кольце шага).
Сопла снабжаются сжатым воздухом, подаваемым через маятниковые опоры, 95 так что обычно лопатка
«уравновешивается» между равным и противоположным давлением струй воздуха.
В работе данной системы маятник колеблется при возмущении плоскости вращения, но его среднее
положение в непрерывном полете остается вертикальным. Если кольцо управления шагом винта
подвергается возмущению, оно отводит лопатку из потока одного из сопел и перемещает ее ближе к потоку
другого сопла, создавая разницу давления воздуха по обе стороны лопатки. Неравное давление создает
крутящий момент вокруг оси азимута, так что ось ротора прецессирует вокруг оси шага винта до тех пор, пока
кольцо управления шагом винта не вернется в правильное положение относительно маятника.
В описанной выше конструкции гироскоп может использоваться для управления рулевым управлением или
тангажом самолета, или как рулевым управлением, так и тангажом самолета, как описано в заявке на патент
№ 18385/25. На фиг. 6 показано, что гироскоп включает ротор 20, ось вращения которого 21 расположена
горизонтально в продольном направлении самолета и установлена во внутреннем карданном кольце или
азимутальном кольце 25. Азимутальное кольцо 22 установлено во внешнем карданном кольце или кольце
тангажа 23, ось тангажа которого 24 расположена горизонтально и поперечно в раме S.
Гироскоп снабжен гравитационным датчиком t 30 365 i 188. Определив природу моего изобретения и способ
его осуществления, я заявляю, что то, что я
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_365189.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=365189&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB365189A
[]
=: _1N 4V =
J;, t \'' i i _,1 -, r -.
ОПИСАНИЕ ПАТЕНТА, заявка на патент: 18 июля 1925 г., № 18,3902-5.
Полный текст слева: 13 апреля 1926 г. Полный текст принят к публикации: 1 января 1974 г. (но не опубликован
в соответствии с разделом Закона о патентах и промышленных образцах 1907–1979 гг., стр. 8) Дата
публикации: 19 декабря 1951 г.
ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования в области гироскопических систем или относящиеся к ним для управления
дирижаблями, такими как самолеты.
Я, Филип и Би Ку, из Королевского авиационного научно-исследовательского института, Саут-Арнборо,
Хэмпшир, британские подданные, 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 изменения курса или управления рулевыми движениями самолета.
Согласно одной из особенностей настоящего изобретения, в системе управления, включающей азимутальный
гироскоп для регулирования угла руля с целью коррекции отклонений от курса, изменение курса
осуществляется путем приложения момента к внутреннему карданному кольцу таким образом, чтобы
прецессировать азимутальное кольцо, управляющее рулем.
Согласно еще одной особенности изобретения, в системе управления, включающей один гироскоп для
регулирования угла руля направления и угла руля высоты, изменение курса осуществляется путем
приложения момента к внутреннему карданному кольцу или кольцу тангажа таким образом, чтобы
прецессировать кольцо азимута, которое управляет рулем направления.
В конструкциях, соответствующих изобретению, сила натяжения может воздействовать на внутреннее
карданное кольцо, например, с помощью поршня и цилиндра, действующих между внутренним кольцом и
рамой гироскопа, или с помощью воздушных струй.
Обычно целесообразно использовать в сочетании с любым из описанных выше способов изменения курса
какой-либо метод автоматического предотвращения или уменьшения тенденции к прецессии кольца шага,
например, любой из методов, описанных в находящихся на рассмотрении заявках на патенты №№ 18389f25
или 18393/25.
Использование такого метода снижает необходимость в очень точной настройке используемого устройства
для изменения курса.
Изобретение проиллюстрировано на прилагаемых чертежах, на которых: Фиг. 1 — вид сбоку, показывающий
альтернативные способы приложения пары сил к кольцу с шагом 50:
На рис. 2 представлен детальный вид модификации.
Как показано на рисунке, гироскоп включает ротор 1, ось вращения которого 255 расположена в продольном
направлении относительно самолета 3 и установлена во внутреннем карданном кольце или кольце шага 4.
Ось наклона кольца шага 4 расположена горизонтально поперек самолета и 60 установлена во внешнем
карданном кольце или азимутальном кольце 6. Ось ориентации кольца азимута 6 установлена в раме 8. Ротор
приводится в движение воздухом, а подача воздуха для приводных форсунок осуществляется через полое
нижнее отверстие азимутального кольца, к которому прикреплены форсунки.
Для изменения угла руля направления азимутальное кольцо может быть соединено с чувствительным
поршневым клапаном или другим детектором прецессии, управляющим серводвигателем сжатого воздуха или
аналогичным устройством для управления рулем направления, при этом используется механизм слежения,
обеспечивающий пропорциональность перемещений руля направления перемещению азимутального кольца.
Гироскоп может быть адаптирован для управления как рулевым управлением, так и тангажом самолета, как
описано в описании заявки на патент № 18385/25. Для достижения доказанной боковой устойчивости ось
ротора может быть наклонена, как описано в описании заявки на патент № 18385/25.
18,387/25 85 Обращаясь, в частности, к левой стороне рис. 1, для обработки азимутального кольца с целью
изменения угла руля направления, согласно одному из вариантов, кольцо шага шарнирно соединено с одним
концом 90-градусной тяги 9, которая шарнирно соединена на другом конце с двусторонним поршнем,
установленным в цилиндре 11, прочно закрепленном на раме 8. Концы цилиндра сообщаются посредством
отдельных гибких 95-градусных трубопроводов 12 с двухходовым клапаном. Двухходовой клапан регулирует
подачу комбинированного тока 3 и 189 W-4 L 1 ".
365,189 Подача воздуха через каналы к обоим концам цилиндра происходит поочередно, так что поршень
может прикладывать крутящий момент в любом направлении к кольцу шага, что приводит к прецессии
азимутального кольца по азимуту и изменению угла руля для изменения курса.
Обращаясь, в частности, к правой стороне фиг. 1, согласно другому варианту компоновки, кольцо тангажа
снабжено горизонтальной лопаткой 13, а на раме 8 надежно установлены две форсунки 14, подающие сжатый
воздух поочередно. Форсунки сообщаются посредством гибких трубопроводов 15 с двухходовым клапаном.
Двухходовой клапан регулирует подачу сжатого воздуха через трубопроводы к любой из форсунок
одновременно, так что столб воздуха из одной или другой форсунки создает крутящий момент на кольце
тангажа, который вызывает прецессию кольца азимута и создает угол поворота руля для изменения курса.
На рис. 2 показана модификация описанной выше схемы, в которой вместо одной горизонтальной лопатки 13
используется ряд излучающих лопаток 16 25, на которые воздействует один или несколько столбов воздуха из
двух сопел 14, управляемых аналогично соплам, показанным на рис. 1.
Скорость изменения курса может быть изменена по желанию путем изменения давления воздуха 30,
подаваемого в цилиндр 11 или в форсунки 14.
Дата: 23 июня 1925 года.
=A C DAY, Капитан, Агент заявителя.
"nk ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Усовершенствования в области гироскопических систем или относящиеся к ним, для управления
дирижаблями, такими как самолеты.
Я, Филип Бадир Эв Ку Кс, 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 изменения курса или управления рулевыми движениями самолета.
Было предложено использовать момент силы для воздействия на горизонтальное карданное кольцо
азимутального гиростата, чтобы обеспечить прецессию гиростата и управление торпедой с помощью поршня,
свободно установленного в демпферном цилиндре, заполненном жидкостью, причем цилиндр может
перемещаться вертикально в направляющих, закрепленных на торпеде электромагнитом.
Согласно одной из особенностей настоящего изобретения, в системе управления, включающей азимутальный
гироскоп для регулирования угла руля направления с целью коррекции отклонений от курса, изменение курса
осуществляется посредством средства, работающего между внутренним карданным кольцом и рамой
гироскопа, которая шарнирно установлена в дирижабле, причем указанное средство служит для приложения
момента к внутреннему карданному кольцу, чтобы прецессировать азимутальное кольцо, управляющее рулем
направления.
Согласно другой особенности данной концепции, в системе управления, включающей один гироскоп для
регулирования угла руля направления и угла руля высоты, изменение курса осуществляется путем
приложения момента к внутреннему карданному кольцу или кольцу тангажа таким образом, чтобы
прецессировать кольцо азимута, которое управляет рулем направления.
В соответствии с изобретением, пара может быть приложена к внутреннему карданному кольцу с помощью
пневматического привода 80. Средства для автоматического предотвращения или уменьшения тенденции
кольца изменения шага могут, например, состоять из любого из средств, описанных в находящихся на
рассмотрении заявках на патенты № 85 18389/25 или 18393/25. Использование такого метода снижает
необходимость очень точной регулировки используемого устройства изменения курса.
Изобретение проиллюстрировано на 90 чертежах, прилагаемых к моему предварительному описанию, на
которых:
Рис. 1 — вид сбоку, демонстрирующий альтернативные методы приложения пары к кольцу шага: 95 Рис. 2 —
детальный вид модификации.
Как показано на рисунке, гироскоп включает ротор 1, ось вращения которого 2-2 расположена в продольном
направлении относительно самолета 3 и установлена во внутреннем карданном кольце или кольце шага 4.
Ось наклона кольца шага 4 5 расположена горизонтально поперек самолета и установлена во внешнем
карданном кольце или азимутальном кольце 6. Ось ориентации кольца азимута 6 7 установлена в раме 8,
шарнирно закрепленной на самолете 3, как показано на рисунке. Ротор приводится в движение воздухом 13, а
подача воздуха для приводных форсунок осуществляется через полый нижний шарнир азимутального кольца,
к которому прикреплены форсунки.
Для регулирования угла руля направления азимутальное кольцо может быть соединено с чувствительным
поршневым клапаном или другим детектором прецессии, управляющим сервомотором сжатого воздуха или
подобным устройством для управления рулем направления; между сервомотором и рамой 8 используется
механизм слежения, обеспечивающий пропорциональность перемещений руля направления перемещению
азимутального кольца. Гироскоп может быть адаптирован для управления как рулевым управлением, так и
тангажом самолета, как описано в описании заявки на патент № 18385/25. Для повышения боковой
устойчивости ось ротора может быть наклонена, а ось азимута может быть наклонена, как описано в описании
заявки на патент № 18385/25.
18,387/25.
Обращаясь, в частности, к левой части рис. 1, для прецессии азимутального кольца с целью изменения угла
руля, согласно одному из вариантов, кольцо шага шарнирно соединено с одним концом звена 9, которое
шарнирно соединено с другим концом двухстороннего поршня, установленного в цилиндре 11, прочно
закрепленном на раме 8. Концы цилиндра сообщаются посредством отдельных гибких каналов 12 с
двухходовым клапаном. Двухходовой клапан регулирует подачу сжатого воздуха через каналы к любому из
концов цилиндра одновременно, так что поршень может прикладывать крутящий момент в любом
направлении к кольцу шага, что вызывает прецессию азимутального кольца z40 по азимуту для изменения
угла руля и, следовательно, изменения курса.
Обращаясь, в частности, к правой стороне А на фиг. 1, согласно другому варианту компоновки, кольцо
тангажа снабжено горизонтальной лопаткой 13, а на раме 8 надежно установлены две форсунки 14,
используемые поочередно для подачи сжатого воздуха. Форсунки сообщаются посредством гибких
трубопроводов 15 с двухходовым клапаном. Двухходовой клапан регулирует подачу сжатого воздуха через
трубопроводы к любой из форсунок одновременно, так что столб воздуха из одной или другой форсунки
создает крутящий момент на кольце тангажа, который вызывает прецессию азимутального кольца и изменяет
угол руля направления для изменения курса.
На рис. 2 показана модификация описанной выше схемы, в которой вместо одной горизонтальной лопатки 60
13 используется ряд излучающих лопаток 16, на которые воздействует один или несколько столбов воздуха из
двух сопел 14, управляемых аналогично соплам, показанным на рис. 1 65. Скорость изменения направления
потока может быть изменена по желанию путем изменения давления воздуха, подаваемого в цилиндр 11 или
в сопла 14.
Подробно описав и определив природу моего изобретения и способ его осуществления, я заявляю, что то, что
я...
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_365190.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=365190&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB365190A
[]
СПЕЦИФИКАЦИЯ ПАТЕЛЯ
Дата подачи заявки: 18 июля 1925 г. № 18393/26 365190. Полная левая сторона: 13 апреля 1926 г.
Полная версия принята к публикации: 14 января 1927 г. (но не подлежит публикации в соответствии с
разделом Законов о патентах и промышленных образцах 1907–19928 гг.). Дата публикации: 9 декабря 1979 г.
ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ.
Улучшения, связанные с гироскопическими системами или дирижаблями, такими как iezop Jnes.
Я, профессор Илип Эндрю Кук из Королевского авиационного научно-исследовательского института, Южный
Фарнборо, Хэмпшир, Британская Колумбия, настоящим заявляю, что данное изобретение имеет следующую
природу: данное изобретение относится к системам автоматического управления самолетами или другими
дирижаблями (далее, где контекст позволяет, подразумевается под термином «самолет») и, в частности, к
системам, в которых один гироскоп управляет как рулем направления или рулевым управлением, так и
рулями высоты или тангажом самолета, и используется система слежения.
Согласно одной из особенностей изобретения, автоматическая система управления указанного типа включает
в себя универсально установленный гироскоп, имеющий ось вращения ротора в продольном направлении
самолета, средства для определения компоненты полного ускорения (которая включает в себя силу на
единицу массы, обусловленную гравитационным притяжением, выраженную в виде ускорения, а также
ускорение относительно осей, закрепленных на Земле) вдоль продольной оси, закрепленной в самолете, и
средства для приложения крутящего момента, определяемого указанным ускорением, для прецессии оси
вращения ротора в продольной вертикальной плоскости самолета.
Согласно еще одной особенности изобретения, в автоматической системе управления указанного типа
азимутальное кольцо размещается в несбалансированном состоянии с целью выравнивания оси вращения
ротора или компенсации ошибок прецессии, вызванных вращением Земли или присущей гироскопу
тенденцией к прецессии.
Согласно еще одной особенности изобретения, в автоматической системе управления указанного типа кольцо
азимутального кардана адаптировано таким образом, что обратный наклон верхнего конца оси A5 ориентации
кольца азимута приводит к прецессии переднего конца внутреннего кольца вниз или наоборот, для
управления движением кольца шага.
Цена 1 11. Согласно другой особенности изобретения, описанного выше, в автоматической системе
управления предусмотрены пружинные средства для приложения крутящего момента к азимутальному
кольцу, чтобы более или менее уравновесить момент, возникающий из-за составляющей гравитационного
ускорения, перпендикулярной азимутальному кольцу, для любого желаемого угла полета.
Согласно еще одной особенности изобретения, в описанной выше автоматической системе управления
предусмотрены анероидные средства управления 60 для приложения крутящего момента к азимутальному
кольцу с целью более или менее уравновешивания крутящего момента, приложенного пружиной.
Согласно другой особенности изобретения, в системе управления, включающей 65 единый гироскоп для
управления углом руля направления и углом руля высоты, и имеющей азимутальное кольцо,
разбалансированное для компенсации ошибки прецессии, как указано выше, изменение курса
осуществляется путем приложения момента к 70 внутреннему карданному кольцу с целью прецессии
азимутального кольца.
В конструкциях, соответствующих изобретению, азимутальное кольцо может быть разбалансировано грузом,
приложенным к азимутальному кольцу 75, таким образом, чтобы не создавать крутящего момента вокруг оси
азимута, пока оно находится в вертикальном положении.
В модификации, вместо или в дополнение к разбалансировке азимутального кольца, 80 некоторый элемент,
связанный с азимутальным кольцом, может быть разбалансирован, например, элемент, вращающийся вокруг
оси, параллельной азимутальной оси, и приспособленный таким образом, чтобы не оказывать крутящего
момента на азимутальное кольцо, пока 85 азимутальная ось вертикальна, но оказывать крутящий момент,
когда азимутальная ось не вертикальна.
Гироскоп может быть адаптирован для управления как рулевым управлением, так и тангажем самолета, как
описано в описании заявки на патент № 18385/25, находящейся на рассмотрении.
Для повышения боковой устойчивости ось ротора может быть наклонена, а также может быть наклонена ось
азимута, как описано в описании заявки на патент № 18387/25, находящейся на рассмотрении.
i i i i i i i i 11 36 ( 5,190 Гироскоп может быть пневматического или электрического типа.
Изобретение проиллюстрировано более или менее схематично и на примере представленных чертежей, на
которых: Фиг. 1 — вид спереди, а Фиг. 2 — вид сбоку.
Схема системы управления, включающей единый гироскоп для регулирования углов руля направления и руля
высоты.
Как показано на рисунке, гироскоп включает ротор 1, ось вращения которого 2 расположена в продольном
направлении относительно самолета 3 и установлена во внутреннем карданном кольце или кольце тангажа 4.
Ось наклона кольца тангажа 4 расположена горизонтально поперек самолета и установлена во внешнем
Соседние файлы в папке патенты