Аэропланное крыло

Аэропланное крыло

Иллюстрации

Показать все

Реферат

 

№ 3141

Класс б2 Ь, 38

ПАТЕНТ НА ИЗОБРЕТЕНИЕ о!о э t(A я

\: 1 т< !

1 >г111ЯЧЕ, НЙЛ

j БИБЛИОТЕКА

ОПИСАНИЕ аэропланного крыла.

К патенту М. П. Виноградова, заявленному 9 апреля 1925 года (заяв. свид. № 2421).

0 выдаче патента опубликовано ЗО июня 1927 года, Действие патента распространяется на 15 лет от ЗО июня 1927 года, Предлагаемое изобретение имеет целью управление и регулирование лобового сопротивления аэроплана, крыло которого состоит из вращающихся цилиндров, охваченных бесконечной лентой.

На фиг. 1 схематического чертежа изображен общий вид крыла спереди и сверху с- концевыми телами вращения (1б — концевое тело вращения, 17 †направление .полета), на фиг. 2— схема сечения крыла с регулирующими поверхностями (1 — бегущая оболочка, 2 — неподрижный остов, 10 — регулирующие изогнутые. поверхности, 11— линии потока, 12 †реб регулирующих поверхностей), на фиг. 3 — то же, но с регулирующими поверхностями, повернутыми на 180, и на фиг. 4— общий вид крыла в двух разрезах (13 — упругий распор, 14 — неподвижная часть маски, 15 — вращающаяся часть маски, 18 — цилиндры, на которые перекинута бегущая оболочка, 19 — ветровой двигатель, 20 — нервюры остова, 21 †ост и 23 †переда от двигателя к цилиндрам).

Оболочка 1 крыла находится а движении как бесконечный ремень вокруг неподвижного остова 2 (фиг. 2) обтекаемой формы. Над крылом получается понижение, а под крылом повышение давления, вследствие чего под емная сила увеличивается.

Тем же трением о воздух оболочка сама в верхней части увлекается вперед, что равносильно увеличению силы тяги аппарата, а в. нижней части тгрмозит движение аппарата. Чтобы оспабить вызванное торможением лобовое сопротивление и чтобы лобовое сопротивление регулировать, установлены на некоторых расстояниях ниже крыла вдоль его размаха узкие, длинные, изогнутые поверхности 10 (фиг. Z).

Пока вогнутая сторона регулирующих поверхностей 10 (фиг. 2) обращена назад, струи нижнего вихревого потока 11 нажимают на них и создают силу тяги, тогда как встречный поток воздуха слабо влияет на выпуклую обтекаемой формы сторону их в смысле увеличения лобового сопротивления. Для того, чтобы струи сооих потоков сливались без образования вредных синусоидальных вихрей, ребра 12 регулирующих поверхностей 10 могут быть сделаны упругими. Если регулирующие поверхности повернуть на 180 (фиг. 3), то встречный поток воздуха упирается в н их, лобовое сопротивлени е увеличивается, и поступательная скорость аппарата падает.

Поворачивая, регулирующие поверхности под другими углами, можно влиять и на под емную силу аппарата, Если регулирующие поверхности снять, то лобовое сопротивпение и поступательная скорость получают среднее значен ие. Давая правой и левой системой регулирующих поверхностей самостоятельное повсрачивание, можно употреблять их в качестве элеронов, рулей направления и рулей глубины ипи в помощь к обычным рулям, или же самостоятельно, сохраняя в таком случае лишь стабилизаторы. Регулирующие поверхности могут быть распопожены и в иных местах летательного аппарата. Чтобы дать оболочке должную натяжку. вводятся по концам ее, а также, когда размах аппарата велик, и.посредине и по длине размаха упругие распоры 13 (фиг. 4), или же сама оболочка делается упругой. Концевые распоры могут быть заключены в маску обтекаемой формы 14, 15 (фиг. 4), которая в то же время, выступаМ под углом к поверхности вверх и вниз, служит барьером для уменьшения концевых потерь вихревого потока, вызываемых утечкой воздуха с давящей стороны на сосущую, через край Kpbtла. Барьеры †и неподвижные, или вращающиеся, или в одних частях неподвижные 14 (фиг. 4), в других— вращающиеся 15 (фиг. 4).

Уменьшение концевых потерь может быть достигнуто также применением тел вращения 16 (фиг. 1), вращающихся вокруг осей, направленных по поступательному движению аппарата или под некоторым углом к нему в плоскости полета, при чем трение загоняет воздух с сосущей стороны на да.вящую.

Бегущая обопочка крыла приводится в движение, например, вращением цилиндров 18, на которые она перекинута (фиг. 4). Мощность доставляется или основным двигателем летательного аппарата или же отдельным двигателем 19, ветровым, тепповым и т. п. (фиг. 4). Бегущая оболочка трется о нервюры остова 20 (фиг, 4), но кривизна нервю р рассчитывается так, чтобы она почти соответствовала естественной изогнутости оболочки и чтооы поэтому сила нажима оболочки на остов была ничтожна. Остов крыла 22 (из обычных лонжеронов, нервюр и раскссов) является основой, на которой закреплены движущиеся части и фюзеляж аэроплана.

Регулирующие поверх ности под ll

Концевые барьеры или же концевые тела вращения уменьшают концевые потери от утечки воздуха с давящей стороны на сосущую, через концы крыльев.

ПРЕДМЕТ ПЛТЕНТЛ.

Аэропланное крыло, состоящее из вращающихся цилиндров, охваченных бесконечной лентой, характеризующееся применением изогнутых поверхностей 10 (фиг. 2 и 3), установленных параллельно переднему краю крыла,— с целью упра в пения и,регулировки лобового сопротивления аэроплана, для чего упомянутые поверхности устанавливаются с места пилота под надлего н типо-литографии <Праекый Печатник», Ленинград, Межд) вародный 76. жащим углом встречи, при чем для уменьшения потерь воздушных струй на концах крыла могут бьггь укреплены тела 1б (фиг. 1), вращающиеся около осей, расположенных в плоскости полета.