патенты / 13465

577958-- = "/"; . , . . , . . , . , , . .



. :
:
УведомлениеЭтот перевод сделан компьютером. Невозможно гарантировать, что он является ясным, точным, полным, верным или отвечает конкретным целям. Важные решения, такие как относящиеся к коммерции или финансовые решения, не должны основываться на продукте машинного перевода.
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB577958A
[]
:;,'7р_', :;,' 7 r_ ', ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ Дата заявки: 3 мая 1943 г. № 6953143 577 Полная спецификация слева: 26 апреля 1944 г. : 3, 1943 6953143 577 : 26, 1944. Полная спецификация принята; 6 июня 1946 года. ; 6, 1946. ПРАВОВАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ Усовершенствования самолетов с подвижными аэродинамическими крыльями или крыльями или относящиеся к ним Быть как крылья: Настоящее изобретение относится к летательным аппаратам, имеющим аэродинамические поверхности или крылья, которые предназначены для перемещения с целью придания воздушному судну подъемной силы. 1, 1 , , 28, , , , : , , . Задачей изобретения является обеспечение усовершенствований таких летательных аппаратов, и в соответствии с изобретением аэродинамические поверхности или крылья установлены с обеих сторон летательного аппарата и выполнены с возможностью вращения тела с разнесенным радиусом вокруг горизонтальной и вертикальной оси. справа: если не считать продольной оси самолета. Расположение вращающихся аэродинамических профилей относительно фюзеляжа самолета в чем-то похоже на расположение крыльев насекомого по отношению к его телу. , , , : . Общая подъемная сила может полностью зависеть от вращающихся аэродинамических профилей, либо последние могут использоваться в качестве дополнительного средства в сочетании с обычными аэродинамическими крыльями или крыльями, жестко прикрепленными к фюзеляжу. . Опять же, вращающийся аэродинамический профиль может использоваться в качестве вспомогательного средства подъема и спуска на самолете, который обычно подвешивается на оболочке, содержащей газы легче воздуха. ' . В соответствии с вариантом осуществления изобретения вращающийся главный вал установлен горизонтально под прямым углом к продольной оси фюзеляжа. На концах этого главного вала с каждой стороны фюзеляжа жестко закреплено несколько радиальных рычагов. подходящее количество этого оружия; Для целей настоящего описания предполагается, что на каждом конце главного вала установлены четыре рычага, расположенных под прямым углом друг к другу. Таким образом, на каждом конце главного вала фактически имеется прямоугольный крест. На каждом рычаге жестко установлен выступающий наружу шпиндель, и на этом шпинделе с возможностью вращения установлена аэродинамическая часть, и предусмотрен механизм, посредством которого, в то время как вал с рычагами и шпинделями вращается в одном направлении, аэродинамические поверхности будут синхронно с вращением упомянутого крыла. Цена 11- Главный вал качается вокруг шпинделей под относительно небольшим углом, всегда сохраняя одну и ту же поверхность вниз. Другими словами, они будут изменять угол падения. ; ' , , , 11- , 55 . Предпочтительно, чтобы рычаги, вместо того, чтобы располагаться под прямым углом к главному валу, были наклонены под небольшим углом в 60 градусов, и, таким образом, шпиндели, находящиеся под прямым углом к рычагам, были наклонены под небольшим углом в сторону от каждого. другой. , , 60 , . Таким образом, когда аэродинамические крылья движутся вокруг оси главного вала, они, помимо раскачивания для изменения угла падения, также будут колебаться относительно своего главного размера вследствие изменения наклона самих шпинделей. Профиль крыла не имеет плоского профиля, подобного крылу насекомого. , 65 : , , , , , 70 / ) . Механизм, с помощью которого каждый аэродинамический профиль контролирует свой угол падения, может включать в себя зубчатую шестерню, установленную в задней части соответствующего рычага соосно со шпинделем, причем упомянутая шестерня установлена на валу, который проходит через центр шпинделя и соединенный с поперечным элементом аэродинамической части крыла, так что вращение жабры шестерни заставляет аэродинамическую часть крыла вращаться вокруг своей шпинделя. Разумеется, на каждой стороне 85 воздушного плота будет четыре таких шестерни, в дальнейшем называемых шестернями аэродинамической части крыла. . ' 7 , , 80 , , , , , 85 . Шестерня, имеющая то же количество зубьев и тот же шаг, что и шестерни аэродинамической поверхности, установлена на каждой стороне самолета на втулке, которая может свободно вращаться на 90° на главном валу. Эта шестерня называется шестерней главного вала. Шестерня вала входит в зацепление с четырьмя промежуточными шестернями, которые расположены между ним и четырьмя шестернями аэродинамической поверхности, расположенными на 95 концах рычагов и соединенными с аэродинамическими крыльями, как описано выше. , , 90 95 . Если бы теперь шестерню главного вала удерживали от вращения, а главный вал, несущий рычаги, вращали, миньоны аэродинамического профиля 100, описывая окружную траекторию вокруг главного вала, не вращались бы вокруг своих осей. Таким образом, аэродинамические крылья сохранили бы тот же угол 958 9. 100 , 958 9. 5) 7,955 падения, хотя и «описывающий окружную траекторию вокруг главного вала». 5) 7,955 ' . Если бы теперь шестерня главного вала была отрегулирована вокруг своей оси, скажем, на 10 градусов, шестерни аэродинамических профилей были бы отрегулированы на аналогичный угол и, таким образом, придали бы увеличение или уменьшение угла падения аэродинамических профилей в соответствии с направлением регулировки аэродинамических профилей. шестерня. , 10 , . Таким образом, обеспечивается средство для изменения угла падения трех аэродинамических профилей. . Из приведенного выше описания будет понятно, что любой заданный угол падения, придаваемый аэродинамическим профилям посредством регулировки шестерни главного вала, останется постоянным на протяжении окружной траектории, описываемой аэродинамическими крыльями, при условии, что шестерня главного вала будучи отрегулированным для получения желаемого угла, затем удерживается против вращения. Чтобы понять дальнейшее развитие изобретения, необходимо описать поведение нервных крыльев при помещении их в воздушный поток, которое будет вызвано приданием воздушного судна движения вперед. с помощью обычного пропеллера. ,, , ' , , . Если бы углы падения всех аэродинамических профилей во всех положениях по окружности были равны, подъемная сила и сопротивление. . факторы будут одинаковыми на противоположных сторонах, и не возникнет пары, стремящейся повернуть аэродинамические крылья вокруг главного вала. Если, однако, предусмотрены средства для изменения, как указано выше, углов падения аэродинамических профилей так, что например, рука в 3 часа 6k имеет угол падения 0 градусов, в 9 часов - 15 градусов, а в 12 часов и 6 часов - некоторый угол между 0 градусами и 15 градусами, тогда это приведет к разбалансировке и, как следствие, к вращению аэродинамических профилей по часовой стрелке, если они будут помещены в воздушный поток, текущий со стороны 4,5 левого угла часов. Теперь будут описаны три альтернативных устройства для осуществления этого вращательного изменения углов. , , , , - {, , 3 ' 6 0 9 ' 15 12 ' 6 ' 0 15 , 4.5 . Согласно первой из этих альтернативных схем зубчатые шестерни, которые все имеют одинаковое количество зубьев, установлены симметрично в своих подшипниках. Точный эффект этой эксцентричной установки шестерен можно проследить, проследив расположение шестерен относительно одной из них. рычагов, начальное положение которых будет считаться указывающим на 12 часов, а радиусы эксцентриситета всех трех шестерен также совпадают с отметкой 12 часов. Шестерня главного вала зафиксирована от вращения, рычаг затем переместился на 90 градусов, т. е. на 8 часов, в результате чего натяжная шестерня повернется в продольном направлении более чем на градусы, то есть на 90 градусов из-за движения рычага, плюс 90 градусов ( Привязка к зубчатому зацеплению промежуточной шестерни с неподвижной шестерней главного вала, плюс дополнительный угол движения 70, представленный удвоенным радиусом эксцентриситета, образуемым на делительной окружности шестерни. Во время этого же цикла шестерня аэродинамической части повернется в против часовой стрелки на угол, обозначенный 75} радиус эксцентриситета собственной опоры, лежащей на делительной окружности шестерни, плюс движение, уже отмеченное в отношении эксцентрикового крепления натяжной шестерни. Шестерня с аэродинамическим профилем 80 не будет вращаться. из-за любого движения самого рычага, так как это движение компенсируется обратным движением на равное количество градусов из-за его зацепления с натяжной шестерней 85. Таким образом, чистое движение аэродинамической шестерни полностью обусловлено суммой приписанных движений. к эксцентричному креплению шестерен. Степень эксцентриситета будет небольшой, порядка 4% от 90 до 8% радиуса делительной окружности шестерен. Для всех практических целей угол движения шестерни аэродинамической поверхности можно выразить выражением формула ТАЙНЕРадиус эксцентриситета 3 Радиус делительной окружности шестерни Теперь аэродинамическая часть будет считаться установленной с положительным углом падения к воздушному потоку, текущему слева от часов, когда рычаг находится в исходном положении под углом 12°. «часы». Этот угол плюс 100 будет равен углу, выраженному формулой. Таким образом, аэродинамическая часть крыла, повернувшись против часовой стрелки на этот угол, в то время как рычаг перемещается на 3 часа, будет представлять нулевой угол в 105 ден в этом положении. Теперь рычаг переместится на отметку 6 часов, где радиусы эксцентриситета шестерен снова совместятся с отметкой 12 часов, в то время как аэродинамическая часть повернется на то же число градусов, выраженное формулой, но в по часовой стрелке, таким образом, положительный угол падения будет одинаковым в положении 1 час и 6 часов. , , 12 ', 12 ' , 90 , 8 ', , 90 , 90 ( , 70 - 75} , 80 85 , 4 % 90 8 %' 3 , , 12 ' 100 , -' 3 ', 105 6 ' 12 ', 110 , , 1 ' 6 '. Дальнейшее вращение рычага до 9 часов 115 приведет к тому, что аэродинамическая часть получит положительный угол падения примерно в два раза больше, чем в 6 часов, поскольку максимальные крайние значения эксцентриситета достигаются при движении рычага на 180 градусов от 120 3 ( ' Дальнейшее движение стрелки по часовой стрелке приведет к уменьшению угла падения до тех пор, пока он снова не достигнет нулевого угла , когда стрелка окажется в положении 8 часов. 9 ' 115 6 ' 180 120 3 (' 8 '. Описав теперь поведение 125 одного аэродинамического профиля на одном плече, будет понятно, что аэродинамические профили на каждом из четырех плеч будут вести себя точно таким же образом, когда они будут установлены в том же самом положении с соответствующими плечами, как уже описано. Понятно, что формула, точки на часах и угол аэродинамических профилей в этих точках не обязательно описаны с математической точностью, а просто описательно, чтобы можно было понять суть изобретения. 125 577,958 , , . Колебания аэродинамических профилей между минимальным или нулевым углом и максимальным предопределены эксцентриситетом шестерен. Однако предусмотрены средства для изменения степени эксцентриситета, при необходимости, путем установки шестерен на сдвоенные эксцентрики, расположенные как кольцо вокруг другого и со средствами для поворота внешнего эксцентрика вокруг внутреннего. Таким образом, максимальный эксцентриситет будет получен, когда радиусы эксцентриситета обоих эксцентриков совпадают с одной стороны, и минимальный эксцентриситет, когда радиусы лежат на противоположных сторонах, что дает промежуточные положения. степени эксцентриситета между максимальным и минимальным. , ' ' , , , . Точки на окружной траектории, прочерченные рычагами, где будут возникать эти максимальные и минимальные углы падения аэродинамических профилей, будут определяться первичной установкой эксцентрических радиусов находящихся в зацеплении шестерен относительно положения рычага, на котором они установлены. Положительное или отрицательное смещение будет придано углу падения путем регулировки шестерни главного вала, причем это движение напрямую передается всем четырем аэродинамическим профилям одновременно через находящиеся в зацеплении шестерни. ) , , . Это движение будет обычным способом увеличения или уменьшения подъемной силы. . Теперь будет ясно, что четыре аэродинамических профиля будут иметь разные углы падения и, таким образом, различные коэффициенты подъемной силы и сопротивления, что приведет к появлению пары аэродинамических профилей вокруг оси вращения. ( . Таким образом, под воздействием воздушного потока вся сборка будет вращаться в этом потоке . . в результате возникнут стоматологические аэродинамические факторы, наиболее важным из которых является перевод некоторой части сопротивления аэродинамического профиля в подъемную силу, в результате чего для создания любой заданной подъемной силы потребуется меньше мощности по сравнению с обычным статическим аэродинамическим крылом или обычным неподвижным самолетом. крыло. , , . Согласно второму средству зубчатые шестерни установлены концентрически, причем необходимые колебания передаются аэродинамическим профилям за счет управляемых колебаний шестерни главного вала. , . Это колебание может быть передано путем установки эксцентрика на главный вал и передачи результирующего возвратно-поступательного движения на промежуточный вал через стержень эксцентрика и кривошип, при этом колебания промежуточного вала затем передаются кривошипом и шатуном на . Шестерня главного вала В этой конструкции должна быть предусмотрена отдельная шестерня главного вала для взаимодействия с 76) натяжной шестерней каждого из рычагов, но можно иметь одну эксцентриковую движущуюся шестерню для приведения в действие двух шестерен главного вала, а именно тех, которые относятся к Противоположная пара рычагов. Таким образом, с четырьмя рычагами на каждой стороне самолета 75 будет четыре шестерни главного вала и два набора эксцентриковых шестерен. Также предусмотрены средства для изменения хода колебаний путем изменения эффективной длины упомянутого рычага 80, приводящего в действие. шестерня главного вала. , . 76) , , 75 80 . Также предусмотрены средства для изменения углового смещения путем изменения эффективного расстояния между промежуточным валом и главным валом или эффективной длины шатуна 85 между кривошипом на промежуточном валу и рычагом, приводящим в действие шестерню главного вала. Альтернативные способы соединения Также можно использовать шестерни главного вала с шестернями аэродинамической поверхности 90. Таким образом, можно отказаться от натяжных шестерен и использовать цепь для соединения шестерен главного вала с соответствующими шестернями аэродинамической поверхности. В качестве альтернативы соединение может быть осуществлено путем использования конической шестерни 95 вместо шестерни, причем вал установлен в подшипниках вдоль центральной линии каждого рычага и снабжен коническими шестернями на нем, причем два конца входят в зацепление соответственно с конической шестерней на шестерне главного вала и с конической шестерней на аэродинамической части 100. , 85 90 95 , , 100 ),. Согласно третьему варианту устройство аналогично только что описанному, за исключением того, что колебание шестерен главного вала осуществляется гидравлически 105 лежа. Таким образом, промежуточный вал приводится в движение главным валом с помощью зубчатой передачи или цепи с той же скоростью, что и главный вал. промежуточный вал передает привод через дифференциал на эксцентриковый или кривошипный вал 110, имеющий ряд установленных на нем эксцентриков или е(цепей), по одному на каждую шестерню главного вала. Возвратно-поступательное движение, производимое каждым эксцентриком или кривошипом, передается на передающий двусторонний вал. Плунжер 115, концы которого находятся в оппозитных цилиндрах. Эти цилиндры сообщаются соответственно с аналогичными цилиндрами, расположенными напротив друг друга, в которых работают концы приемного плунжера с двойным концом, и упомянутый двойной приемный плунжер с концами 120 соединен с рычагом, выступающим из соответствующей шестерни главного вала. видно, что по мере того, как отправляющий двусторонний рычажок совершает возвратно-поступательное движение, приемный двусторонний плунжер 1255 будет совершать возвратно-поступательное движение, и соответствующая шестерня главного вала соответственно будет колебаться. Если коробка дифференциала отрегулирована, это отрегулирует относительное угловое соотношение 130 ) между рукоятками или эксцентричными отверстиями; ' ( ; 1-й ( ( ), эффект которого будет заключаться в изменении положения на всех окружных траекториях, когда минимальные ( углы нейтральности будут ( ), чтобы отрегулировать смещение Угол несоответствия крыльев. Вторая пара противоположных цилиндров предусмотрена в соединении с каждым гидравлическим блоком, соединенным соответственно с противоположными крыльями двух других пар, и в этих цилиндрах концы другого плунжера с тупым концом Работа Этот третий плунжер с двойным замком обычно является неподвижным, но с возможностью дальнейшего регулирования в том или ином его цилиндре, чтобы изменить соотношение между передающим плунжером с двойными концами и принимающим плунжером с двойными концами и, таким образом, изменить угол смещения соответствующий аэродинамический профиль. , 105 110 ( , 115 , , 120 , 1255 130 ) ; ' ( ; 1nd( ( , ( ( ( ' ( ; ( .: . Для изменения угла наклона отдельных аэродинамических профилей движение между каждым эксцентриком или кривошипом и направляющим двусторонним плунжером может передаваться через рычаг, поворачиваемый вокруг штифта с переменным положением, так что ход плунжера можно изменять. - положение оси ). , ' , - ). Будет видно, что эта конструкция позволяет контролировать расположение аэродинамических профилей в бесконечной степени, колебания между максимальным и минимальным углами падения, увеличение или уменьшение угла наклона, а также точек на описанной окружной траектории. вращающиеся рычаги, где встречаются минимальный и максимальный углы. ( , , . Дополнительным альтернативным средством может быть использование шатунов вместо шестерен с использованием традиционного параллельного движения с использованием кривошипов, установленных под прямым углом на концах аэродинамических винтов, соединенных с аналогичными кривошипами, расположенными вокруг центра главного вала. , . Аэродинамические крылья, установленные и управляемые, как описано, могут свободно вращаться в воздушном потоке, создаваемом поступательным движением самолета, или главный вал может вращаться с помощью силы, при этом аэродинамические крылья управляются так, чтобы сообщать самолету подъемную силу за счет их вращения. под действием силы, а не под действием воздушного потока. Любая комбинация аэродинамических или свободно вращающихся аэродинамических профилей может быть организована в соответствии с типом и требуемой скоростью воздушного судна. , - . На фюзеляже может быть расположена одна пара или несколько пар аэродинамических агрегатов. Большой самолет, подходящий для перевозки большого количества пассажиров или грузов, может нести три или четыре таких агрегата, расположенных по длине фюзеляжа с короткими крыльями между передними подвесными крыльями. двигатели, приводящие в движение гребные винты. В этой схеме скользящие потоки от . - , - . Пеллоры будут сталкиваться с аэродинамическими крыльями и приводить их в движение, поэтому я сообщаю о подъемной силе самолета на низких скоростях взлета. В качестве альтернативы некоторые или все 70 узлов могут приводиться в движение с помощью двигателя. 70 . В другой форме установки использовался бы общий вал, соединяющий правый комплект аэродинамических рычагов с левым, при этом различные элементы управления применялись бы одновременно или независимо к аэродинамическим профилям по обе стороны фюзеляжа. Таким образом, при повороте это будет необходимо увеличить подъемную силу с одной стороны, чтобы накренить машину. 80 Альтернативно, главный вал может состоять из двух секций, каждая из которых направлена вверх или вниз (с наклоном или в любом другом желательном положении). Две секции вращательно соединены друг с другом посредством 85 Двусторонняя передача Несмотря на то, что приведенные выше описания предусматривают соединение левого и правого узлов аэродинамических крыльев так, что они вращаются вместе, также может быть предусмотрено их независимое вращение или разрешено им независимое вращение в воздушном потоке. Последовательные наборы узлов, расположенные по длине фюзеляжа или соединенные любым другим желаемым способом, могут быть соединены друг с другом вращательно с помощью подходящих валов и зубчатых передач или любыми другими средствами. , 76 ; 80 ( , 85 ', 90 , , ( , 95 . . (Крыло самолета представляет собой жесткую конструкцию, жестко прикрепленную к фюзеляжу 100, и поэтому ее угол наклона находится в фиксированном отношении к фюзеляжу. Самолет поднимается путем наклона хвостовой части фюзеляжа вниз за счет давления, оказываемого на хвост со стороны вспомогательные 105 подвижные аэродинамические крылья Он опускается путем наклона хвостового оперения вверх путем приложения давления в обратном направлении. Эффективный угол падения может быть увеличен только за счет эффекта сопротивления , находящегося на 110 хвостовом оперении и (уменьшаемого обратным применением на хвостовая часть Таким образом, самолет. ( 100 ' 105 110 ( . использование жестких конструкций крыла является аэродинамически эффективным только при оптимальном потолке полета? ' выбран его конструктором и затем только в отношении некоторой заранее определенной 1, при этом потолке. Обычному самолету также необходимо развивать поступательную скорость всей конструкции, достаточную для создания подъемной силы для осуществления взлета. от земли или воды. В результате должны быть доступны большие аэродромы, особенно для больших машин, перевозящих тяжелые грузы. До сих пор искали решения для устранения этих недостатков, размещая более 125 крыльев для вращения вокруг вертикального вала, но все такие альтернативы оказались аэродинамически менее эффективными. эффективный и конструктивно мнеонгруо по сравнению с < или 130) 5,958 577,958 Современный самолет представляет собой конструкцию, неспособную изменять свои основные принципы. По сути, он должен располагать центр своей массы на одной линии с центром давление, оказываемое на его основные крылья, иначе было бы невозможно опустить или поднять хвост. В результате большая грузоподъемность обеспечивается только за счет увеличения размаха и ширины основных крыльев. Чтобы придать необходимую силу таким увеличивающимся площадям крыльев, необходимо также необходимо увеличить их глубину или хорду, чтобы значительно увеличить сопротивление или сопротивление движению вперед. ( ? ' 115 1, , , - 120 , 125 < 130 ) 5,'958 577,958 : , , . Таким образом, необходимо обеспечить совершенно непропорциональное количество мощности, в то время как загрузка самолета должна быть тщательно сбалансирована вокруг одного центра давления или подъемной силы. + . Настоящее изобретение обеспечивает средства для преодоления всех этих присущих дефектов. Подъемные элементы могут быть расположены через определенные промежутки по длине фюзеляжа, так что множество центров давления или подъемной силы распределяются по длине фюзеляжа. Автоматическое управление подъемная сила, создаваемая каждым набором аэродинамических профилей, может осуществляться с помощью гироскопа, так что при любых обстоятельствах можно поддерживать ровный киль, при этом самолет может подниматься и опускаться с горизонтальным килем, поскольку угол падения поддерживающих аэродинамических профилей может быть равен Кроме того, возможность изменять угол наклона опорных аэродинамических профилей позволяет вносить коррективы в соответствии с изменяющимся атмосферным давлением. ' , , 80 35 , . Было обнаружено, что такая возможность регулировки необходима для эффективной работы воздушного винта, и эта необходимость привела к общему принятию типа воздушного винта с изменяемым шагом. Таким образом, изобретение обеспечивает средства для изменения аэродинамических свойств несущей среды, таким образом обеспечивая оптимальная эффективность на всех 45 . , 40 45 . ) отмечалось 3 мая 1943 года. ) 3rd , 1943. А. А. ТОРНТОН, дипломированные патентные поверенные, 7, , , ', 2. , , 7, , , ', 2. Для заявителя. . ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ Усовершенствования самолетов с движущимися аэродинамическими крыльями или крыльями или относящиеся к ним Я, АРТУР АЙРЕКС ДЖЕКСОН, британский подданный, проживающий в Ньюкомб-Парке, Милл-Хилл, 28 лет, в графстве Мидлсекс, настоящим заявляю о природе этого изобретения и о том, каким образом оно То же самое должно быть выполнено, конкретно описано и подтверждено следующим состоянием1, которое означает: Данное изобретение относится к летательному аппарату и( относится, в частности, к летательному аппарату тяжелее воздуха, содержащему силовую установку с механическим приводом для приведения летательного аппарата в движение вперед и крылья для поддержания самолета в воздухе. Целью изобретения является создание усовершенствованного самолета тяжелее воздуха этого общего типа, который будет иметь ряд преимуществ, в частности увеличение подъемной силы при заданной площади крыла, а также получение улучшенного контроля, как будет более подробно изложено ниже. , , , { 28, , , , , , state1 : ( -- - -- , , , , . Сущность изобретения будет понятна из прилагаемой формулы изобретения в свете последующего описания со ссылкой на прилагаемые чертежи летательного аппарата в соответствии с изобретением. ' , 6 , , ', . Обращаясь к этим чертежам: на фиг. 1 показан вид сбоку упомянутого самолета; Рис. 2 представляет собой тот же план; На рис. 3 показан его вид с торца; Фигура 4 представляет собой схему, показывающую путь 80 движения крыла самолета; Фигура 5 представляет собой аналогичную диаграмму, показывающую указанный путь развития при различных условиях регулирования; На рис. 6 представлена аналогичная диаграмма, показывающая указанный путь прогресса при все еще различных условиях приспособления; Фигура 7 представляет собой схему, иллюстрирующую углы наклона крыльев летательного аппарата в различных положениях; 90 Рисунок 8 представляет собой вид сверху, показанный несколько схематично для ясности механизма, с помощью которого определяется движение крыльев самолета; 95 Фигура 9 представляет собой разрез, также показанный несколько схематически для ясности, части указанного механизма; Фигура 10 представляет собой вид сбоку, показывающий один 10'-ый комплект крыльев самолета и часть фюзеляжа; Фиг.11 представляет собой его вертикальный разрез; Фигура 12 представляет собой несколько схематическую 105 иллюстрацию устройства для осуществления автоматического управления скоростью вращения крыльев самолета. передняя тяга и шесть комплектов, каждый из четырех лопастей или крыльев 3, для обеспечения необходимой подъемной силы. : 1 ; ,, 2 ; 3 ; 4 80 '; 5 ; 6 85 ; 7 ; 90 8 ; 95 9 , . , ; 10 10 ') ' ; 11 ; 12 105 , 577,958 1 3, 1, 2 , , 3, . Как показано, крылья 3 проходят поперечно наружу от фюзеляжа 1 в более или менее горизонтальном направлении, и четыре крыла каждого набора расположены на одинаковом расстоянии друг от друга, с общим радиусом, вокруг оси , относительно которой они более или менее расположены. -менее параллельно. , 3 1 -- , , , -- . Три комплекта крыльев расположены на каждой стороне фюзеляжа 1 через определенные промежутки вдоль него, причем три оси а на одной стороне противоположны оси на другой стороне. 1 , . Четыре крыла каждого комплекта в целом могут свободно вращаться вокруг соответствующих осей. Кроме того, каждое крыло способно совершать колебания вокруг своей собственной продольной оси, и предусмотрены средства передачи, благодаря которым крылья каждого комплекта вращаются вокруг оси . При этом отдельные крылья указанного комплекта 2.5 заставляют колебаться вокруг своей собственной продольной оси, причем во время каждого полного вращения совершается одно полное колебание вперед и назад. - , , , 2.5 , . В процессе работы самолет движется вперед с помощью винтов 2, и корреляция между любым вращательным движением групп крыльев 3 вокруг осей а и последующим колебательным движением отдельных крыльев вокруг их собственных осей такова, что сопротивление воздуха заставляет несколько наборов крыльев вращаться и, следовательно, отдельные крылья колебаться, причем крылья в то же время сообщают самолету необходимую подъемную силу. Движение вперед, конечно, может быть создано любым другим средством, например реактивным движением. 2 , 3 , , - , . Для объяснения этой функции необходимо рассмотреть путь, пройденный телом, движущимся по постоянному радиусу вокруг данной оси, в то время как указанная ось в то же время движется по прямой, поперечной самой себе. Ссылаясь на рисунок 4, кривая с показывает путь, пройденный телом, движущимся по часовой стрелке со скоростью одна единица в секунду, с постоянным радиусом вокруг оси, движущейся справа налево со скоростью 1- единиц в секунду. , , , - 4 , , ' 1- . 5.5 Прямая линия - представляет путь, по которому движется ось, а точки на кривой показывают последовательные положения тела от одного положения на отметке 9 часов до следующего. Этот рисунок считается понятным и не требует дальнейшего описания. 5.5 - 9 ' ( . Аналогично на рис. 5 кривая показывает путь, пройденный точкой , движущейся по часовой стрелке со скоростью одна единица в секунду и с постоянным радиусом вокруг оси, которая, т. е. движется справа налево вдоль оси. линия .- со скоростью две единицы в секунду. 5 , , : .- . Аналогично на рисунке 6 кривая с показывает путь, пройденный точкой О, движущейся по часовой стрелке со скоростью одна единица в секунду, с постоянным радиусом , вокруг оси, которая движется справа налево вдоль оси. линия - со скоростью три единицы в секунду 75 Эти кривые с, и с 2 ' показывают, что путь в пространстве, по которому фактически следует тело, представляет собой волнообразный путь, верхние части волн над линией - находятся Они относительно короткие и крутые, а части 80 ниже линии - являются относительно длинными и плоскими. Также эвры показывают, что волны становятся длиннее и более пологими по мере того, как линейная скорость оси увеличивается относительно окружной 85 скорости тела вокруг оси. . 6, , , , - 75 , 2 ' - , - - 80 - 85 . Можно видеть, что во всех этих положениях тело движется горизонтально вперед в положении 12 часов и 6 часов, а в положении 9 часов оно движется под максимальным углом 90°, тогда как в положении 3°. «часы» он движется под тем же углом «вниз». Этот максимальный угол становится меньше по мере того, как линейная скорость оси увеличивается относительно окружной скорости тела 95. Рассматривая теперь крылья 3, как описано со ссылкой на рисунки 1-3, если соотношение колебательного движения отдельных крыльев вокруг своих осей и вращательного движения 100 комплектов крыльев вокруг осей а таково, что секции крыла расположены горизонтально в положении 12 часов и 6 часов, тогда как в положении «9 часов» и «часы» углы указанных секций крыла соответствуют углам кривой 105 , 9 часов и 3 часа, как указано знаком «на рисунке 7», тогда, если Если бы самолет двигался вперед, каждое крыло имело бы тенденцию тянуться, как указано цифрой 3, по траектории кривой с, или, другими словами, 110 крыльев вращались бы вокруг осей е по окружности. скорость, равная скорости движения самолета. , , 12 ' 6 ' , 9 ', 90 . 3 ' ' 95 3 : 1 3, ( 100 12 .; 6 ', 9 ' ' ' 105 , 9 ,' 3 ', ' 7, , , ' , 3, , , , 110 - , , . Аналогичным образом, если расположение таково, что секции крыла расположены горизонтально в положении 15, 12 часов и 6 часов, тогда как в положении 9 часов и 3 часа их углы соответствуют углам кривой . в 9 часов 11 и 1 3 часа, как указано цифрой 3 дюйма на рисунке 7. Если бы самолет должен был быть направлен вперед на угол 120, каждое крыло имело бы тенденцию двигаться, как показано цифрой 3, по траектории , и () комплекты крыльев будут вращаться вокруг осей с окружной скоростью, которая соответствует прямой скорости воздушного судна 126. Аналогично, если расположение таково, что секции расположены горизонтально на 12 (часах и 6 часах). часов, тогда как в 9 часов Тока и в 3 часах их углы соответствуют углам кривой с 2 в 9 часов 130 -6 577, 958 и 3 часа, как указано позицией 38 на рисунке 7, тогда, если бы самолет двигался вперед, каждое крыло имело бы тенденцию тянуться, как указано сплошными линиями под номером 3, по пути 2, и комплекты крыльев будут вращаться вокруг оси а с поперечной скоростью, которая равна средней скорости самолета. Таким образом, можно увидеть, что отношение скорости, с которой комплекты крыльев будут двигаться вокруг осей а, к скорости движения самолета вперед зависит от амплитуды колебаний указанных крыльев. , 15 12 ' 6 ', 9 '' úand 3 ' 9 ' 11 1 3 ', 3 " 7 , 120 , 3, , ( ' , 126 12 ( 6 ', 9 ' ' 3 ' ' ( 2 9 ' 130 -6 577, 958 3 ',, 38 7, , , , 3, , 2, -' . Следует понимать, что основная причина вращения комплектов крыльев вокруг осей а, когда самолет движется вперед, заключается в том, что крылья всегда расположены под углом к воздушному потоку таким образом, чтобы создать пару силы вокруг оси а. Таким образом, поток воздуха, падающий на каждое крыло в положении 9 часов, заставит его подняться вверх, а поток воздуха, попадающий на каждое крыло в положении 3 часа, заставит его опуститься вниз, и крылья, таким образом, придут во вращение. Скорость вращения будет продолжать увеличиваться до тех пор, пока не будет достигнуто состояние, при котором волнообразная кривая траектория крыльев близко приближается к теоретическим кривым прогрессии, вытекающим из любого заранее определенного соотношения между поступательной скоростью и окружной скоростью и которое, в свою очередь, определяется амплитудой колебания, передаваемые крыльям. , , , 9 ' 3 ' , , . 36 Когда колебания находятся в фазе с кривой прогрессии, скорость вращения будет оставаться в фиксированной зависимости от скорости движения самолета, крылья тогда будут тянуться в направлениях, описанных кривыми прогрессии. 36 ) . Будет видно, что, как описано выше, поскольку крылья будут существенно отставать на пути движения, они не будут оказывать подъемной силы на самолет. , , . Если же расположение таково, что крылья, все еще, как и раньше, находясь в пределах своих колебаний в 3 часа и 9 часов, имеют в 12 часов и 6 часов определенный угол падения на горизонт, как показано пунктирными линиями на рисунке 7, то обнаруживается, что отношение окружной скорости крыльев к скорости движения самолета по-прежнему зависит исключительно от амплитуды колебаний, согласно к закону Санме, как и раньше, и в то же время крылья оказывают на самолет подъемную силу. , , , , , 3 ' 9 ', , 12 ' 6 ' 7, ' , , , . На самом деле происходит то, что крылья по-прежнему движутся по той же кривой прогрессии, что и раньше, в соответствии с амплитудой колебаний, но вместо того, чтобы отставать по указанной кривой, они всегда представляют примерно тот же угол падения на указанную кривую и, следовательно, прилагать постоянное подъемное усилие. Например, пунктирные линии на рисунке 7 показывают углы крыла в положениях 12 часов, 3 часа, 6 часов и 9 часов, так что общая амплитуда колебаний находится между пределами при 9 часов и 3 часа, является тем же самым, что и требуемый 70 по кривой с 2, хотя фактические углы наклона отличаются на указанный угол падения от углов, указанных указанной кривой с 2. Следовательно, с углы крыла, указанные пунктирными линиями на рис. 7, 75. Когда самолет движется вперед, наборы крыльев будут вращаться вокруг осей а с окружной скоростью, равной скорости движения вперед, и в то же время каждое Крыло будет прилагать непрерывное подъемное усилие 80, и самолет поднимется в воздух. Отношение крыла к кривой поступательного движения в этих условиях показано пунктирными линиями на рис. 6. то же самое в положении 12 часов и (6 часов (т.е. угол падения), амплитуда колебаний между пределами в 3 часа и 9 часов была увеличена до значения, обозначенного 90° по кривой на рисунке 5. , наборы крыльев будут двигаться вокруг осей с окружной скоростью, равной скорости движения вперед, и снова крылья будут сохранять тот же угол падения на 95-й кривой поступательного движения и будут прилагать непрерывные подъемные усилия; и так далее. Следует понимать, что на практике окружная скорость будет немного меньше, чем указанная амплитудой колебаний, из-за трения и скольжения. , , . , , , 7 12 ', 3 ', 6 ' 9 ', , 9 ' 3 ', 70 2, ' , , 2 , 7, 75 ', , , , 80 8 6 , 85 , 12 ' ( 6 ' ( ) 3 ' 9 ' 90 5, , , 95 ; , , , 100 , . Чтобы привести вращающиеся крылья в точную фазу с кривыми поступательного движения, можно предусмотреть возможность увеличения скорости вращения путем приложения 105 силы. Однако применение такой силы весьма второстепенно в практической работе крыльев и просто введен как средство повышения эффективности, особенно когда машина поднимает 110 м над землей. 105 ) , 110 . Как будет показано ниже, заранее определены средства, посредством которых амплитуда колебаний между пределами в 3 часа и 9 часов может варьироваться, чтобы тем самым изменить соотношение окружной скорости движения крыльев вокруг осей. а к поступательной скорости движения самолета; а также предусмотрены средства, с помощью которых можно изменять угол наклона крыльев для изменения подъемного усилия. 3 '' : 9 ' , 115 ; 120 . Как указывалось выше, одной из целей настоящего изобретения является уменьшение скорости движения самолета вперед, необходимой по отношению к общей площади крыла, чтобы поднять указанный самолет в воздух. Подъемная сила крыла изменяется пропорционально квадрату его скорости. по воздуху. При рассмотрении любой из кривых с, с1, с2 из 13 (фиг. 4-6) видно, что путь движения крыла 3 в соответствии с настоящим изобретением значительно длиннее, чем прямая траектория, по которой движется летательный аппарат . Следовательно, средняя воздушная скорость крыла в соответствии с данным изобретением должна быть больше, чем средняя воздушная скорость крыла, которое жестко прикреплено к летательному аппарату обычным способом, и следовательно, следует ожидать подъемной силы на единицу площади. Более того, в единицу времени, обозначенную :1 Рисунок 4, крыло 3 переместилось по кривой 16 на расстояние , тогда как во вторую единицу времени, обозначенную ', указанное крыло переместился с гораздо более высокой скоростью по гораздо более длинной кривой по измерению; Можно показать, что среднее значение квадратов скоростей в секунду за эти две единицы времени на траектории, по которой следует крыло, более чем на 40 % больше, чем на прямой траектории, по которой следует самолет. , 125 , , . , 1, 2 13 (} 4 6, 3 , , :1 4 3 16 , ' , , ; , 40 % . Таким образом, в настоящем изобретении, когда крылья устроены так, чтобы работать в соответствии с кривой С на фиг. 4, следует ожидать подъемную силу более чем на 40% большую на единицу площади крыла при любой заданной скорости движения вперед, чем Так обстоит дело с обычным самолетом, движущимся с такой же скоростью вперед. , , 4, 40 % - ' , , . В этой связи следует отметить, что подъемная сила на единицу площади, которая будет равна 3, с крыльями, устроенными для работы в соответствии с кривой с на рисунке 4, больше, чем подъемная сила, полученная для крыльев, устроенных для работы в соответствии с кривая с 1 на фиг. 5, в то время как подъемная сила, создаваемая крыльями, работающими в соответствии с кривой с 2 на фиг. 6, будет еще меньше. - 3, 4, 1 5, 2 6 . Это происходит потому, что кривая с отличается от прямой более, чем кривая с1, и еще больше, чем кривая с2, а также потому, что отношение части у к части х кривой больше в случае кривой а, чем в случае кривой и еще больше, чем в случае кривой ( 2). Поэтому среднее значение скоростей будет наибольшим в случае кривой , меньшим в случае кривой и наименьшим в случае кривой ( 83 для любого данного скорость вперед (л. 2, ( 2 ( 83 (. Другими словами, чем больше амплитуда колебаний, тем больше подъемная сила, при этом угол падения предполагается таким же. Поэтому при взлете угол колебания и угол падения оба устанавливаются на максимальное значение. В воздухе амплитуда колебаний '0 уменьшается, а угол падения также может быть уменьшен. Поскольку амплитуда колебаний уменьшается, окружная скорость, с которой крылья 3 движутся вокруг оси , уменьшается по отношению к скорости движения вперед, и Действуйте по пути движения крыльев. ) , , , , '0 , 3 , . В частности, на взлетных скоростях окружная скорость крыльев может составлять порядка 40 футов в секунду при скорости самолета (60 футов 70 в секунду). На высоких скоростях окружная скорость может составлять 10 футов в секунду по отношению к самолету. скорость 400 футов в секунду. При этом условии фактическая траектория, по которой движется каждое крыло 75, выровняется до чего-то, приближающегося к прямой линии, и крылья будут функционировать аналогично обычным жестким крыльям. Фактически, за счет уменьшения амплитуды колебаний до 80 нуля крылья могут быть полностью приведены в состояние покоя по окружности и, таким образом, станут, по сути, неподвижными крыльями. , 40 ( 60 70 10 400 75 , 80 , , , . Таким образом, следует понимать, что в отличие от других концепций вращающегося крыла, вертолетов 85, автожиров и т.п., основные характеристики стабильного полета сохраняются на всех скоростях, поскольку крылья всегда движутся по воздуху вперед и, таким образом, нет никакого искусственного ограничения скорости движения вперед. , , 85 , - , , 90 . Еще одним преимуществом изобретения является то, что оно обеспечивает большое количество подъемных поверхностей вместо сосредоточения подъемной силы, как в случае с обычным монопланом 95. Были предложены самолеты с многожестким крылом, но они оказались аэродинамически менее эффективными, чем монопланы, из-за конструкции самолета. что верхние плоскости прерывают воздушный поток, проходящий через 100 нижних плоскостей, и тем самым уменьшают подъемную силу. , 95 - 100 . Такие помехи будут значительно уменьшены в самолете с вращающимся крылом согласно настоящему изобретению, поскольку взаимное расположение крыльев не является фиксированным, как в случае с обычными двухполосными или трехполосными движениями. Всегда возникающие, когда жесткое крыло протягивается в воздухе и вызывающие сваливание при относительно малом угле падения, будут сглаживаться колебательным действием крыльев. Образование воздушных завихрений в технике связано с тот факт, что фиксированный ритм условий навязывается жестким 115 вини, который устанавливает повторяющиеся циклы реакций трения воздуха, прилегающих к поверхности крыла. Непрерывность ритма нарушается в настоящем изобретении за счет колебания крыльев, 120 в результате чего можно использовать большие углы наклона без сваливания, и, таким образом, изобретение еще больше способствует подъемной силе, которая может быть применена при взлете. Опять же, множество 125 подъемных поверхностей, доступных с Множество вращающихся узлов, как в настоящей конструкции, предоставят очень широкие возможности в конструкции самолета, хотя принцип жесткого крыла требует фиксации, 130 577,95-8 57 ,958 что центр тяжести самолета включая его нагрузку, должен точно совпадать с одним центром давления несущих поверхностей крыла. 105 - -) , ( - , 110) , ) 115 ,, ' { , , , 120 ' , 125 , , ' , 130 577,95-8 57 ,958 , , . Теперь остается описать предпочтительные средства передачи, с помощью которых крылья 3 могут колебаться описанным образом вокруг их отдельных осей, когда наборы крыльев вращаются вокруг осей а, причем средства передачи могут быть приведены в действие для варьировать амплитуду колебаний между крайними положениями на 3 часах и 9 часах, а также изменять угол падения. 3 , , , ' , 3 ' 9 ' , . Таким образом, ссылаясь на фиг. 8, которая несколько схематически иллюстрирует четыре крыла 3 одного набора вместе с механизмом, с помощью которого указанные крылья заставляют колебаться при вращении, предусмотрен несущий элемент 10, который вращается вокруг оси а набора. На этом несущем элементе 10 установлены четыре крыла 3, продольные оси которых имеют равные радиусы и на одинаковом угловом расстоянии относительно оси . Эти крылья 3 установлены на указанном несущем элементе 10 так, чтобы иметь возможность , вокруг своих осей , и каждое крыло соединено во вращательном движении с зубчатым колесом 11, которое также способно вращаться вокруг соответствующей оси . В области оси а расположено солнечное колесо 12. которое зафиксировано и не удерживается вращающимся водилом 10, и это солнечное колесо 12 находится в зацеплении с каждым из зубчатых колес 11 через среднюю часть промежуточных шестерен 13, установленных с возможностью вращения на несущем элементе 10. Все зубчатые колеса имеют с одинаковым количеством зубьев, и будет очевидно, что если бы солнечное колесо 12 было установлено так, что его центр совпадал с осью а, и если бы все шестерни 13 и 11 вращались концентрически, то каждое натяжное колесо 13 располагалось бы своим центром внутри. 8, 3 , , , , 10 10 , , , , 3 3 10 , ' , , , 11 12 , 10, 12 11 13 10 , , 12 , 13 11 , 13 . линии между центром солнечного колеса 12 и центром соответствующего рабочего колеса 11 крыла, упомянутые рабочие колеса 11 крыла при вращении несущего элемента 10 вокруг оси а останутся с неизменной поворотной ориентацией, так что крылья 3 будут мали:ино колебались вокруг своих продольных осей , но оставались бы под постоянным углом. 12 11, - 11, 10 , 3 : , . Чтобы заставить упомянутые крылья 3 колебаться, как описано выше, когда несущий элемент 10 вращается вокруг оси а, солнечное колесо 12 установлено так, что ось а эксцентрична относительно центра упомянутого солнечного колеса, а Ось, вокруг которой каждое из колес 13 и 11 может вращаться, аналогично имеет эксцентриситет 6 относительно центра указанного колеса, при этом степень эксцентриситета во всех случаях одинакова. Как видно из рисунка 8, 6 центр Солнечное колесо 12 находится вертикально над осью а, и в положении «6 часов» и «12 часов» центры колес 13 и 11 будут находиться аналогично вертикально над их осями вращения. При таком расположении будет обнаружено, что: поскольку водило 70 и 10 вращаются вокруг оси а, все шестерни останутся в зацеплении, а шестерни 11, несущие крылья, и, следовательно, крылья 3, будут колебаться между крайними положениями в положении 3 часа. и 9:75 часов, то есть они будут колебаться, как описано выше. На фиг.8 соединение крыльев 3 с приводными в движение зубчатыми колесами 11 для простоты показано таким, что крыло 80 секции горизонтальны в положении «12 часов» и «6 часов», наклонены вверх в положении «9 часов» и наклонены вниз в положении «3 часа». Другими словами, угла падения нет, и крылья будут точно так же тянуться по дуге. такие как , , 2, если самолет перемещался по воздуху без какой-либо подъемной силы. Средства регулировки угла падения будут описаны ниже' 90. Для того, чтобы эксцентриситет зубчатых колес 11, 12 и 13, чтобы можно было изменять амплитуду колебаний крыльев 3, предусмотрены три полных набора зубчатых колес 95, как лучше всего показано на рисунке 9. На этом рисунке показана «неподвижная солнечная шестерня 12, одна крыльчатая рабочая шестерня 11 и промежуточная соответствующая промежуточная шестерня 13. На указанном рисунке также показаны две дополнительные неподвижные солнечные шестерни 12а и 12b, две дополнительные промежуточные шестерни 13а и 13b, находящиеся в зацеплении с соответствующими солнечными колесами 12. и 12b, а также два дополнительных зубчатых колеса 11a и 105, находящихся в зацеплении с соответствующими натяжными колесами 13 и 13b. Рефери 14 обозначает неподвижную часть, в которой вращается вращающийся несущий элемент 10. Компоновка следующая: 110 Солнечное колесо 12а жестко и концентрично установлено на валу 15, который концентричен оси ', вокруг которой вращается несущий элемент 10. Один конец этого вала опирается на закрепленную часть 14 115, а другой - на несущий элемент 10. Промежуточное зубчатое колесо 13а установлено концентрично на валу 16, концы которого опираются на водило 10, а зубчатое колесо 1lla установлено концентрично 1 20 на валу 17, установленном, как будет показано ниже, на указанном водиле. участник 10. 3 , 10 , 12 ' 13 11 6 ' , , 8 6 12 , ,, 6 ' 12 .' 13 11 , 70 10 , , - 11, ' 3, 3 ' 9 75 , 8, 3 ' - 11 , , 80 12 ' 6 ', 9 ' 3 ' 85 , , 2 , ' 90 11, 12 13 , 3, ' 95 , 9 ,' ' 12, - 11 13 12 12 , 13 13 12 12 , 11 105 13 13 14, 10 : 110 12 15 ' 10 14 115 13 16 , -10, ' ' 1 1 20 17 , 10. Вал 15 солнечного колеса 12а имеет эксцентричную бобышку 18. Солнечное колесо 12b 125 имеет большую бобышку 19, которая концентрична упомянутому солнечному колесу, и эта бобышка 19 имеет эксцентричное отверстие радиуса. эксцентриситет которого такой же, как у бобышки 18 130 577,958 Как показано, бобышка 18 входит в отверстие бобышки 19. 15 12 18 125 12 19 , 19 , 18 130 577,958 18 19. Подобным образом натяжное колесо 13а имеет эксцентриковый выступ 20. Натяжное колесо 13b имеет больший выступ 21, который концентричен указанному натяжному колесу, и указанный выступ 21 имеет эксцентричное отверстие, радиус эксцентриситета которого составляет это то же самое, что и у бобышки 20. Как показано, бобышка 20 входит в отверстие бобышки 21. 13 20 13 21 , 21 , 20 20 21. Аналогичным образом колесо 11а имеет больший выступ 23, который концентричен указанному колесу 11b, а указанный выступ 23 имеет эксцентричное отверстие, радиус эксцентриситета которого такой же, как и у выступа 22. Как показано бобышка 22 входит в отверстие бобышки 23. 11 23 11 , 23 , 22 22 23. Наконец, солнечное колесо 12 имеет бобышку 24 с концентрическим отверстием, в котором находится бобышка 19 солнечного колеса 12b. 12 24 19 12 . Ведущее колесо 13 имеет бобышку 2-5 с концентричным отверстием, в котором установлена бобышка 21 натяжного колеса 13b. бобышка 23 колеса 11 б. 13 2-5 21 13 - 11 6 23 11 . Три бобышки 18, 19 и 24 имеют соответствующие радиальные рычаги 27, 28 и 29, жестко закрепленные на них, с помощью которых указанные бобышки могут регулироваться с возможностью вращения. 18, 19 24 27, 28 29 . Рисунок 9 представляет собой план, иллюстрирующий состояние, скажем, в 9 часов. Как описано выше, колесо 12а постоянно концентрично оси а, а колеса 13а и 11а всегда концентричны своим осям вращения. При регулировке рычагов 27 и 28, как показано, сухое колесо 12b также концентрично оси а, поскольку радиус эксцентриситета бобышки 18 относительно упомянутой оси а диаметрально противоположен радиусу эксцентриситета бобышки 19 с относительно упомянутой бобышки 18. Но поскольку шестерни 12a, 13a и находятся в зацеплении, а шестерни 12ab, 13b и находятся в зацеплении, радиус эксцентриситета бобышки 20 относительно вала 16 Диаметрально противоположно радиусу эксцентриситета бобышки 21 относительно бобышки 20, а радиус эксцентриситета бобышки 22 относительно вала 17 диаметрально противоположно радиусу эксцентриситета бобышки 22 с относительно вала 17 диаметрально противоположно радиусу эксцентриситета бобышки 23 относительно бобышки 22. Эти диаметрально противоположные соотношения останутся неизменными на протяжении всего вращения предыдущего элемента 10. 9 9 ' 12 13 11 27 28 , 12 : , 18 - 19 18 12 , 13 , , 12 , 13 , 20 16 21 20, 22 17 22 17 23 22 10. Следовательно, колеса 13b и также будут концентричны своим осям вращения. Кроме того, поскольку солнечное колесо 12 всегда концентрично солнечному колесу 12b, то солнечное колесо 12 при показанной регулировке также будет концентрично оси: В данном случае, поскольку колеса 13 и 11 всегда концентричны колесам 13b и 11b, указанные колеса 13 и 11 также при показанной регулировке концентричны своим осям вращения. 13 ' 12 12 , , 12 :, 13 11 13 11 , 13 11 ,, , 70 . Таким образом, при проиллюстрированной регулировке, когда все зубчатые колеса установлены концентрично, а солнечные колеса неподвижны, если бы несущий элемент 10 вращался на 75 градусов вокруг оси а, натяжная колесная опора катилась бы вокруг солнечных колес, а колеса , и 11 будут двигаться вокруг оси а, не меняя своей ориентации, а крылья 3, будучи соединены, как будет показано ниже: 80, с колесами 11, также будут перемещаться вокруг оси а, не меняя своего угла. , , , 10 75 , , , 11 , 3, , : 80 , 11, . Если теперь любой из рычагов 27 или 28 переместить для поворотной регулировки любой из 85 соответствующих бобышек 18 или 19, угловое соотношение радиусов эксцентриситета бобышки 18 и бобышки 19 больше не будет равно 180°, и солнечное колесо 12b, следовательно, станет эксцентричным по отношению к оси а и 90, поскольку зубчатые ко