патенты / 14016

666471-- = "/"; . , . . , . . , . , , . .



. :
:
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.
РћРџРРЎРђРќРР• РЗОБРЕТЕНРРЇ GB666471A
[]
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦРР¤РРљРђР¦РРЇ 666,9471 Дата подачи заявки Рё подачи Полной спецификации Январь. 31, 1946. 666,9471 . 31, 1946. в„– 3 145/46. . 3 145/46. ( | Заявление подано РІ Соединенных Штатах Америки 3 января 1945 РіРѕРґР°. ( | . 3f, 1945. Полная спецификация опубликована: февраль. 13, 1952. : . 13, 1952. Рндекс РїСЂРё приемке:-Класс 38(привет), (4:32). :- 38(), (4:32). ПОЛНАЯ СПЕЦРР¤РРљРђР¦РРЇ. . Усовершенствования РІ автопилотах для самолетов Рё РІ отношении РЅРёС… ., подъемная сила, сообщаемая крыльям, будет той же корпорацией, организованной РїРѕ законам обычного полета РїРѕ РїСЂСЏРјРѕР№, РЅРѕ РІ штате Нем. Рфорк. Соединенные Штаты направлены РїРѕРґ прямым углом Рє 50-Р№ Америке, РЅР° площади Мсланхияттани-Бридж, плоскость наклоненных крыльев. Вертикальная РєСѓРєСѓСЂСѓР·Р°. НОМЕР СПЕЦРР¤РРљРђР¦РР. 666471 ., , . . 50 , , . . 666471 РџРѕ распоряжению, данному РІ соответствии СЃ разделом 17(1) Закона Рѕ патентах 1949 РіРѕРґР°, эта заявка была подана РѕС‚ имени корпорации РёР· Лейк-Саксесс, Грейт-Нек, штат РќСЊСЋ-Йорк, Соединенные Штаты Америки, корпорации, организованной Рё существующей РїРѕРґ законы штата Делавэр, Соединенные Штаты Америки. 17(1) 1949 , , , , , - , . ПАТЕНТНОЕ БЮРО, 12 января 1952 Рі. 6765/1(22)13275 160 РїРѕРІРѕСЂРѕС‚ 1/52, который обычно совершается самолетом, управляемым для поддержания постоянного положения РІ плоскости тангажа. , 12th , 1952 6765/1(22)13275 160 1/52 . - Соответственно, изобретение включает РІ себя устройство автоматического управления летательным аппаратом, РІ котором РѕСЃРЅРѕРІРЅРѕР№ управляющий сигнал вырабатывается Рё подается РЅР° сервосредства, управляющие рулем высоты летательного аппарата, чтобы определить, РІРѕ время полета самолета без крена СЃ постоянной скоростью относительно РІРѕР·РґСѓС…Р°. СѓРіРѕР» падения крыльев РЅР° РІРѕР·РґСѓС… Рё РїСЂРё этом изменяется РѕСЃРЅРѕРІРЅРѕР№ сигнал управления. РєРѕРіРґР° СЃСѓРґРЅРѕ накренено для выполнения разворота СЃ креном. - - , . , . . РЅР° величину, зависящую РѕС‚ угла крена, чтобы заставить летательный аппарат крениться вверх, чтобы увеличить СѓРіРѕР» наклона крыльев РґРѕ такого значения, чтобы вертикальная составляющая подъемной силы, сообщаемая накрененному самолету, поддерживалась РїРѕ существу равной подъемная сила, созданная ранее РІРѕ время полета без крена. , . Что для этого необходим увеличенный СѓРіРѕР» падения, РІРёРґРЅРѕ РёР· того, что. если самолет должен был накрениться или перевернуться РІР±РѕРє Рё РїСЂРё этом лететь СЃ тем же углом наклона крыльев Рє РІРѕР·РґСѓС…Сѓ, что Рё РїСЂРё полете без крена, общая СЃСѓРјРјР° [Цена 2/-1 РќР° рисунках: Р РёСЃ. - разрез крыла самолета РІ полете: 70 РќР° фиг. 2 - РІРёРґ СЃР±РѕРєСѓ самолета СЃРѕ схематическим изображением гировертикаля обычного типа, показанного РІ увеличенном масштабе РїРѕ отношению Рє самолету; РќР° СЂРёСЃ. 3 представлен РІРёРґ СЃР±РѕРєСѓ самолета СЃ аналогичной схемой гировертикали, предназначенной для подачи РѕСЃРЅРѕРІРЅРѕРіРѕ управляющего сигнала, СЃ помощью которой управляется тангаж самолета, Рё имеющей продольную РѕСЃСЊ, наклоненную РЅР° определенный СѓРіРѕР», так что что сигнал 80 управления тангажем, который РѕРЅ обеспечивает, изменяется РїСЂРё крене самолета. . , [ 2/-1 :. : 70 . 2 ; . 3 75 - -- 80 . Фиг.4 представляет СЃРѕР±РѕР№ схему полного автоматического пилота-РіРёСЂРѕСЃРєРѕРїР°, включающего систему управления рулем высоты, РІ которой изобретение реализовано СЃ использованием управляющего сигнала, подаваемого гировертикалью того типа, который представлен РІ . 3. . 4 85 - . 3. Фиг.5 представляет СЃРѕР±РѕР№ диаграмму, иллюстрирующую принцип формы изобретения, показанной 90 РЅР° фиг. 3 Рё 4. . 5 90 . 3 4. РќР° СЂРёСЃ. 6 схематически показана другая форма изобретения, РІ которой первичный управляющий сигнал обеспечивается датчиком шага. ПАТЕНТНАЯ СПЕЦРР¤РРљРђР¦РРЇ - =< 666,471 Дата подачи заявки Рё подачи Полная спецификация: январь 31, 1946. . 6 , , - - =< 666,471 : . 31, 1946. в„– 3145/46. . 3145/46. Заявление подано РІ Соединенных Штатах Америки 1 января. 31, 1945. . 31, 1945. Полная спецификация опубликована: февраль. 13, 1952. : . 13, 1952. Рндекс РїСЂРё приемке: -Класс 38(), (4:32). :- 38(), (4:32). ПОЛНАЯ СПЕЦРР¤РРљРђР¦РРЇ. . Усовершенствования автопилотов для самолетов Рё связанные СЃ РЅРёРјРё РњС‹, ., корпорация, учрежденная РІ соответствии СЃ законодательством штата РќСЊСЋ-Йорк, Соединенные Штаты Америки, Манхэттена - Бридж Плаза, Бруклин, РќСЊСЋ-Йорк. Соединенные Штаты Америки (правопреемники Р РЧАРДА БРАННРРќРђ) настоящим заявляют Рѕ сущности этого изобретения Рё Рѕ том, каким образом РѕРЅРѕ должно быть реализовано, которые должны быть РїРѕРґСЂРѕР±РЅРѕ описаны Рё установлены РІ следующем заявлении: Настоящее изобретение относится Рє устройству автоматического управления для целью которого является создание устройств автоматического управления для управления подъемной силой, сообщаемой самолету СЃ РІРѕР·РґСѓС…Р°, РІ результате чего вертикальные ускорения уменьшаются, Р° также автоматическое управление самолетом для увеличения его угла атаки РїСЂРё крене, чтобы РѕРЅ РЅРµ СЃ учетом потери высоты РІРѕ время разворота СЃ креном, который обычно наблюдается Сѓ самолетов, управляемых для поддержания постоянного положения РІ плоскости тангажа. , ., , , - , , . ( ) , : , . Соответственно, изобретение содержит устройство автоматического управления летательным аппаратом, РІ котором первичный сигнал управления создается Рё подается РЅР° сервосредство, управляющее рулем высоты летательного аппарата, чтобы РІРѕ время полета летательного аппарата без крена РЅР° постоянной скорости относительно РІРѕР·РґСѓС…Р° определять СѓРіРѕР» угла падения крыльев РЅР° РІРѕР·РґСѓС…, Рё РїСЂРё этом РѕСЃРЅРѕРІРЅРѕР№ сигнал управления изменяется, РєРѕРіРґР° летательный аппарат находится РІ крене для выполнения крена, РЅР° величину, зависящую РѕС‚ угла крена, чтобы заставить летательный аппарат крениться вверх для увеличения СѓРіРѕР» наклона крыльев РґРѕ такого значения, чтобы вертикальная составляющая подъемной силы, сообщаемая накрененному самолету, поддерживалась РїРѕ существу равной подъемной силе, ранее сообщавшейся РІРѕ время полета без крена. - , , , , , , . РўРѕ, что для этой цели необходим увеличенный СѓРіРѕР» падения, очевидно РёР· того факта, что, если Р±С‹ самолет должен был крениться или перекатываться РІР±РѕРє, РЅРѕ РїСЂРё этом лететь СЃ крыльями, имеющими тот же СѓРіРѕР» падения СЃ РІРѕР·РґСѓС…РѕРј, что Рё РІ полете без крена, общая [Подъемная сила 2/-3, сообщаемая крыльям, будет такой же, как Рё РїСЂРё нормальном прямолинейном полете, РЅРѕ будет направлена РІ направлении, перпендикулярном плоскости 50В° наклоненных крыльев. Таким образом, вертикальная составляющая подъемной силы будет уменьшена пропорционально РєРѕСЃРёРЅСѓСЃСѓ угла крена Рё РЅРµ выдержит вес самолета, так что самолет потеряет 55 высоты. Это результат, полученный РЅР° самолете, который накренился для РІС…РѕРґР° РІ разворот, если РЅРµ принять каких-либо специальных мер для увеличения подъемной силы, например, РїСЂРё увеличении угла атаки подъемная сила увеличивается пропорционально секущему угла. банка. Рзобретение дает этот результат автоматически. , , [ 2/-3 , 50 . , , 55 . , , , . . Для того чтобы изобретение было легко понято, РјС‹ обратимся Рє сопроводительным чертежам, которые иллюстрируют РЅР° 65 примерах предпочтительные варианты его осуществления. 65 . РќР° чертежах: Р РёСЃ. 1 изображен разрез крыла самолета РІ полете; 70 РЅР° фиг. 2 - РІРёРґ СЃР±РѕРєСѓ самолета СЃРѕ схематическим изображением гировертика обычного типа, показанного РІ увеличенном масштабе РїРѕ отношению Рє самолету; РќР° СЂРёСЃ. 3 представлен РІРёРґ СЃР±РѕРєСѓ самолета СЃ аналогичной схемой гировертикали, предназначенной для подачи РѕСЃРЅРѕРІРЅРѕРіРѕ управляющего сигнала, СЃ помощью которой управляется тангаж самолета, Рё имеющей продольную РѕСЃСЊ, наклоненную РЅР° определенный СѓРіРѕР», так что что сигнал 80 управления тангажем, который РѕРЅ обеспечивает, изменяется РїСЂРё крене самолета. :. 1 ; 70 . 2 ; . 3 75 - -- 80 . РќР° фиг. 4 представлена схема полного автоматического пилота-РіРёСЂРѕСЃРєРѕРїР°, включающего систему управления рулем высоты, РІ которой изобретение реализовано СЃ использованием управляющего сигнала, подаваемого гировертикалью, показанной РЅР° фиг. 3. . 4 85 - . 3. Фиг.5 представляет СЃРѕР±РѕР№ диаграмму, иллюстрирующую принцип формы изобретения, показанной 90 РЅР° фиг. 3 Рё 4. . 5 90 . 3 4. РќР° фиг.6 схематически показана другая форма изобретения, РІ которой РѕСЃРЅРѕРІРЅРѕР№ сигнал управления, подаваемый устройством измерения тангажа РЅР° гировертикали нормального типа Рё измеряющий наклон тангажа летательного аппарата, модифицируется добавлением сигнал, подаваемый акселерометром, стабилизированным РіРёСЂРѕСЃРєРѕРїРѕРј, для измерения ускорений летательного аппарата РІ вертикальном направлении. . 6 , , - - , , . РќР° СЂРёСЃ. 1 РђР’ — С…РѕСЂРґР° сечения 1 крыла, РЎРћ — направление относительной скорости РІРѕР·РґСѓС…Р°. РҐРѕСЂРґР° РЅРµ является геометрической С…РѕСЂРґРѕР№ сечения, Р° представляет СЃРѕР±РѕР№ воображаемую линию, закрепленную РІ крыле так, что РѕРЅР° будет параллельна относительной скорости РІРѕР·РґСѓС…Р°, РєРѕРіРґР° подъемная сила равна нулю. РўРѕРіРґР° — это СѓРіРѕР», называемый РІ дальнейшем углом атаки. Подъемная сила крыла пропорциональна углу атаки, определенному таким образом. . 1, 1 . . , . Направление подъемной силы крыла показано РћР—, которое перпендикулярно как направлению относительного движения РІРѕР·РґСѓС…Р°, так Рё длине крыла. Если СЃСѓРґРЅРѕ должно поддерживать постоянную высоту, вертикальная составляющая подъемной силы должна быть равна полной массе СЃСѓРґРЅР°. , . , . Если скорость РІРѕР·РґСѓС…Р° сохраняется постоянной, общая подъемная сила будет пропорциональна углу атаки, РЅРѕ если СѓРіРѕР» атаки также сохраняется постоянным, вертикальная составляющая подъемной силы будет уменьшаться, если самолет кренится или кренится РІРѕ время полета. . Например, РєРѕРіРґР° самолет кренится РЅР° 90В°, так что крылья переходят РёР· нормального горизонтального положения РІ вертикальное, вертикальная составляющая подъемной силы уменьшится РґРѕ нуля. Рли, возьмем РґСЂСѓРіРѕР№ пример: если самолет кренится РЅР° СѓРіРѕР» 600В°, вертикальная составляющая подъемной силы станет половиной общей подъемной силы, перпендикулярной размаху крыла. Однако если Р±С‹ общая подъемная сила увеличилась РІРґРІРѕРµ, РєРѕРіРґР° машина накренилась РЅР° СѓРіРѕР» 600В°, скажем, путем тангажа самолета для удвоения угла атаки одновременно СЃ креном самолета, то вертикальная составляющая подъемной силы осталась Р±С‹, как Рё раньше, равна весу загруженного СЃСѓРґРЅР°, Рё машина РЅРµ будет терять высоту РїСЂРё повороте СЃ креном. Поскольку подъемная сила РїСЂРё постоянной воздушной скорости пропорциональна углу атаки, желаемый результат может быть достигнут РІ этом примере, используя обычное автоматическое управление дроссельной заслонкой для поддержания постоянной воздушной скорости Рё СѓРґРІРѕРёРІ СѓРіРѕР» атаки, РєРѕРіРґР° самолет кренится. через 60. , , , . , 90-, , . , , 600, - . , 600, , , , , . , , 60 . Рзобретение направлено РЅР° это. Р’ более общем плане изобретение включает РІ себя СЃРїРѕСЃРѕР± автоматического увеличения нормального угла атаки для горизонтального полета РІ отношении секущего угла крена. . , . Фиг.2 представляет СЃРѕР±РѕР№ РІРёРґ СЃР±РѕРєСѓ самолета РІ нормальном полете СЃ типичным известным гироскопическим РїСЂРёР±РѕСЂРѕРј горизонта для управления ориентацией полета СЃ помощью автопилота. . 2 . РќР° этом РІРёРґРµ РіРёСЂРѕСЃРєРѕРї показан РІ увеличенном масштабе снаружи Рё над фюзеляжем, чтобы проиллюстрировать задействованные принципы. Гироскопический РіРѕСЂРёР·РѕРЅС‚ представляет СЃРѕР±РѕР№ ротор, быстро вращающийся внутри РєРѕСЂРїСѓСЃР° 2 РІРѕРєСЂСѓРі вертикальной РѕСЃРё. РљРѕСЂРїСѓСЃ поворачивается СЃ возможностью вращения РІРѕРєСЂСѓРі горизонтальной, поперечной, РѕСЃРё 34 РІ карданном кольце или карданном кольце 36, которое РІ СЃРІРѕСЋ очередь поворачивается РІ точках 35, 35 СЃ возможностью вращения РІРѕРєСЂСѓРі горизонтальной РѕСЃРё 70, лежащей вперед Рё назад РІ шпангоуте 7, 7, жестко закрепленном РЅР° ремесло. Гироскоп РїСЂСЏРјРѕ или косвенно удерживается гравитационным устройством, чтобы поддерживать действительно вертикальную РѕСЃСЊ ротора, несмотря РЅР° движения корабля, Рё 75 предусмотрено передающее устройство . шарниры 34 поворачиваются так, что любое движение РїРѕ тангажу летательного аппарата Рё, следовательно, кольца 36 подвеса РІРѕРєСЂСѓРі упомянутой РѕСЃРё 34 передаст сигнал автопилоту Рё заставит его изменить СѓРіРѕР» 80 падения для восстановления горизонтального полета машины. Р’ данной области техники хорошо известны несколько типов таких гравитационных Рё передающих устройств, Р° также СЃРїРѕСЃРѕР±С‹ передачи передаваемого сигнала для управления органами управления самолета 85. . 2 . , , 34 36, 35, 35 70 7, 7 . , , 75 . 34 , 36 34 80 . , 85 . До СЃРёС… РїРѕСЂ РїСЂРё установке такого устройства РЅР° летательные аппараты было принято стараться обеспечить, чтобы внешняя РѕСЃСЊ 35, 35 подвеса была горизонтальной РІРѕ время полета РїРѕ РїСЂСЏРјРѕР№ Рё РїРѕРґ углом 90 градусов. Однако согласно РѕРґРЅРѕРјСѓ варианту изобретения шпангоут 7.7 сконструирован Рё установлен таким образом, что внешняя РѕСЃСЊ 35, 35 подвеса параллельна С…РѕСЂРґРµ РђР’ нулевой подъемной силы секции крыла, как показано РЅР° фиг.3.95. РєРѕРіРґР° самолет летит устойчиво СЃ нормальной крейсерской скоростью. Поскольку СѓРіРѕР» атаки определяется как СѓРіРѕР» между этой С…РѕСЂРґРѕР№ Рё направлением относительного движения РІРѕР·РґСѓС…Р°, то РёР· этого следует, что РІРѕ время горизонтального полета РѕСЃСЊ 100, 35, 35 поднимается над направлением относительного движения РІРѕР·РґСѓС…Р° РЅР° СѓРіРѕР» атака. 35, 35 90 . , , 7. 7 35, 35 - , . 3. 95 . , 100 35, 35 . РќР° фиг. 4 показана схематическая диаграмма полного автоматического пилота-гиросулера, воплощающего форму изобретения, использующая гировертикаль 105, изображенную РЅР° СЂРёСЃ. 3. РќР° этом СЂРёСЃСѓРЅРєРµ устройство азимута или компаса для управления рулевым управлением самолета показано РІ РІРёРґРµ РіРёСЂРѕСЃРєРѕРїР° направления 12 обычной формы, который управляет рулем направления 3 через любую подходящую форму датчика 4, сервоусилителя руля направления 5 Рё сервопривода. мотор 6. Ручное управление РєСѓСЂСЃРѕРј может осуществляться СЃ помощью ручки 10, которая поворачивает РєРѕСЂРїСѓСЃ сельсин-передатчика 8 таким образом, чтобы совместить ручное управление 115 СЃ автоматическим управлением. . 4 - 105 3. , 12, 3 4, 5, 6. 10 8 115 . Управление ориентацией относительно РґРІСѓС… горизонтальных осей корабля РїРѕ тангажу Рё крену осуществляется гировертикалью 14, которая уже была описана. Как показано 120 РЅР° фиг. 4, ротор содержится РІ РєРѕСЂРїСѓСЃРµ 2, который может поворачиваться РІРѕРєСЂСѓРі горизонтальной поперечной РѕСЃРё 34 РІ карданном кольце 36. Упомянутое кольцо подвеса само поворачивается РІРѕРєСЂСѓРі продольной РѕСЃРё 35, 35. РћСЃСЊ '35 наклонена вперед РЅР° 125В° вверх так, чтобы быть параллельной С…РѕСЂРґРµ нулевой подъемной силы крыла самолета. - 14, . 120 . 4, 2, 34 36. -- 35, 35. '35 125 - . РџСЂРё крене корабля относительное угловое перемещение кольца 36 подвеса РІРѕРєСЂСѓРі РѕСЃРё 35, 35 передается сервоприводу 130 666,471 элеронов РІ зональной плоскости РєРѕСЂРїСѓСЃР° 2 несущего винта, чем его РёСЃС…РѕРґРЅРѕРµ положение , РѕРЅ будет повернут относительно несущего винта. случай 2 относительно горизонтально стабилизированной цапфовой РѕСЃРё 34 Р·Р° счет разности углов Рё 70 ''. Следовательно, хотя движение летательного аппарата может представлять СЃРѕР±РѕР№ чистое движение РїРѕ крену, сигнал, выдаваемый датчиком угла тангажа 32, будет изменен, Р° усилитель угла места Рё, РІ целом, система 75 управления рулем высоты Р±СѓРґСѓС‚ подвержены влиянию, как если Р±С‹ летательный аппарат совершил крен. РЅРѕСЃ РІРЅРёР·. , ' - 36 35, 35 130 666,471 2 , 2 34 70 ''. , , 32 , - 75 , . Затем автопилот автоматически переместит руль высоты 29, чтобы увеличить СѓРіРѕР» атаки, Рё точка РЎ' РЅР° СЂРёСЃ. 5 80 переместится радиально Рє РЎ", которая находится РЅР° той же высоте над РђРђ', что Рё точка РЎ' РЅР° СЂРёСЃ. . Р’ случае самолета, движущегося РІ горизонтальном положении СЃ крейсерской скоростью (РІ этом случае линия РЅР° СЂРёСЃ. 1, представляющая направление относительной скорости РІРѕР·РґСѓС…Р°, горизонтальна), система РЅР° СЂРёСЃ. 29 , ' . 5 80 " ' . ( 85 . 1 ), . 4 РїСЂРё крене самолета изменяет ранее существовавший СѓРіРѕР» атаки, равный углу РЅР° СЂРёСЃ. 5, РЅР° больший СѓРіРѕР», обозначенный ". Этот увеличенный СѓРіРѕР» атаки обозначается " РЅР° СЂРёСЃ. тот же масштаб, РІ котором представляет исходный СѓРіРѕР» атаки РІ горизонтальном полете. Другими словами, СѓРіРѕР» атаки 95 Рё, следовательно, полная подъемная сила РІ направлении, нормальном Рє размаху крыла, Р±СѓРґСѓС‚ увеличены РІ раз, равный секунде Р’. Это увеличение РІ точности компенсирует тот факт, что полная подъемная сила наклонена РѕС‚ крыла. вертикально относительно РѕСЃРё тангажа 100 - РЅР° СѓРіРѕР» , РІ результате чего вертикальная составляющая подъемной силы остается равной РёСЃС…РѕРґРЅРѕР№ вертикальной составляющей РІРѕ время горизонтального полета, так что самолет РЅРµ теряет высоту РїСЂРё крене, как это было Р±С‹ РІ случае 105 если Р±С‹ гировертикаль была того типа, который ранее использовался РІ системах автоматического управления, то есть того типа, РІ котором внешняя РѕСЃСЊ подвеса расположена горизонтально РІ самолете, РєРѕРіРґР° самолет движется РЅР° 110 СЃРѕ своей нормальной крейсерской скоростью, РІ СЃРїРѕСЃРѕР±РѕРј, показанным РЅР° СЂРёСЃ. 2. 4 , , , . 5, 90 ". " . , , 95 , . 100 - , , , 105 - , , 110 , . 2. Фиг.5 нарисована так, чтобы дать общее объяснение работы изобретения. . 5 . Для точности треугольник РђРЎРЎ" Рё РґСЂСѓРіРёРµ 115 частей фигуры должны быть вписаны РІ сферическую поверхность СЃ центром РІ точке . Однако РїСЂРё малых значениях угла атаки , которые встречаются РЅР° практике, количественные результаты, полученные СЃ плоскости треугольника 120 РІ значительной степени точны. , " 115 . , , 120 . Р’ описанной выше форме изобретения РѕСЃРЅРѕРІРЅРѕР№ сигнал управления, управляющий рулем высоты, поступает РѕС‚ гировертикальа Рё автоматически модифицируется, РєРѕРіРґР° корабль 125 кренится так, чтобы вызвать увеличение угла атаки, тем самым создавая достаточную увеличенную подъемную силу. сделать так, чтобы вертикальная составляющая подъемной силы имела то же значение, что Рё РґРѕ крена. Аналогичные результаты получены РІ усилителе 24 130 через передатчик 25, который показан как усилитель 25 того типа, РІ котором РІСЃРµ обмотки неподвижны, Р° внутри неподвижной обмотки 22 вращается только СЏРєРѕСЂСЊ 21 РёР· РјСЏРіРєРѕРіРѕ железа. Аналогичный передатчик 23, управляемый ручкой 27, используется для ручного управления углом крена. Выходное напряжение передатчика 23 подается РЅР° сервоусилитель элеронов 24 последовательно напротив напряжения, создаваемого датчиком 25 РЅР° РѕСЃРё крена вертикали РіРёСЂРѕСЃРєРѕРїР°. Усилитель 24 подает питание РЅР° серводвигатель элеронов 15, который управляет элеронами 18, 19. - - 125 , . 130 24 25, 21 22. 23 27 . 23 24 - 25 . 24 15 18, 19. Качательные движения летательного аппарата вызывают относительное перемещение РєРѕСЂРїСѓСЃР° РіРёСЂРѕСЃРєРѕРїР° 2 Рё карданного кольца 36 РІРѕРєСЂСѓРі поперечной РѕСЃРё 34. Передатчик 32, аналогичный передатчику 25 передачи угла наклона, закреплен РЅР° карданном кольце 36 Рё приводится РІ движение РѕС‚ РѕСЃРё тангажа 34 через зубчатый сектор 33. Выходной сигнал этого передатчика через сервоусилитель лифта 28 подается РЅР° серводвигатель 16. Таким образом реализуется система автоматического управления, СЃ помощью которой самолет автоматически приводится РІ положение РїРѕ тангажу, соответствующее заданному ручкой 81 ручного управления. Эта система управления, определяя Рё поддерживая СѓРіРѕР» тангажа самолета, также устанавливает Рё поддерживает соответствующий СѓРіРѕР» атаки самолета СЃ РІРѕР·РґСѓС…РѕРј. Р’ частности, РєРѕРіРґР° самолет управляется для полета РІ горизонтальном положении, СѓРіРѕР» атаки регулируется равным углу (СЂРёСЃ. 2 36 34. 32 25 36 34 33. 28 16. 81. , , . , , (. 1)
. . В системе, показанной на фиг. 4, основной управляющий сигнал, подаваемый передатчиком 32, изменяется, когда самолет кренится вокруг горизонтальной оси, благодаря тому, что гировертикаль имеет вид, показанный на фиг. . 4 32 - . 3,
то есть за счет того, что внешняя ось кардана наклонена вверх под углом, соответствующим углу атаки крыльев. Этот факт можно оценить по рис. 5, на котором представляет собой горизонтальную линию, проходящую через центр гироскопа и лежащую в вертикальной плоскости, в которой движется летательный аппарат, а представляет собой направление внешней оси подвеса 35, 35. гировертикали, то есть направления хорды нулевой подъемной силы секции крыла. , . . 5, , 35, 35 -, , . Когда летательный аппарат кренится вокруг продольной горизонтальной оси , ось , неподвижная по отношению к самолету, очерчивает часть конуса, так что точка на конце оси описывает окружность. дугу, идущую от С к С', скажем, где угол САС' равен В, углу крена. В результате высота точки будет уменьшена со значения до '', где ' — это точка, расположенная вертикально ниже ' в горизонтальной плоскости, проходящей через точку . Поэтому следует понимать, что, поскольку ось 35, 35 поворота кольца подвеса, перемещаясь вместе с самолетом, когда самолет кренится, фактически достигнет положения ', ближе к горизонту дальнейшего варианта осуществления изобретения, который теперь будет описан, в котором основной Управляющий сигнал модифицируется путем добавления к нему дополнительного управляющего сигнала, полученного в результате измерения изменения (падения) вертикальной составляющей подъемной силы, возникающей непосредственно в результате крена самолета. -- , , , , , ', , ' , . '', ' ' . , 35, 35 , , ' hori666,471 , , () . Система такого типа работает для увеличения угла атаки, когда вертикальная составляющая подъемной силы падает, и, таким образом, имеет тенденцию противодействовать изменениям подъемной силы, вызванным причинами, отличными от крена, а также причинами, вызванными креном. , . Фиг.6 иллюстрирует вариант осуществления системы такого типа, в которой изменение подъемной силы обнаруживается и измеряется с помощью акселерометра и связанного с ним устройства, скомбинированных таким образом, чтобы обеспечивать выходной сигнал, пропорциональный изменению вертикальной составляющей ускорения летательного аппарата. .. 6 ' . Акселерометр 96 выполнен с возможностью реагирования на ускорения в вертикальном направлении, стабилизированные относительно наклонов летательного аппарата. Для этого он установлен на корпусе 2 гвровертикали автопилота, шарнирно подвешенного на поперечных шкворнях 79, определяющих ось тангажа, в карданном кольце 70, свободно поворачивающемся вокруг оси крена 68. , 68. Обмотки акселерометра могут быть соединены так, чтобы выдавать выходное напряжение , пропорциональное равнодействующей ускорения свободного падения _ и истинного вертикального ускорения летательного аппарата. Пока корабль сохраняет свою высоту. 96 . 2 - , 79, , 70, 68, 68. , _ . . напряжение , выдаваемое акселерометром, будет пропорционально . но если самолет начнет набирать высоту или пикировать, напряжение увеличится или уменьшится. , . . , . Напряжение акселерометра подается на первичную обмотку 92 дифференциального трансформатора 93, имеющего две первичные обмотки. , 92 93 . На другую первичную обмотку 94 подается напряжение , которое можно регулировать для представления нормальной вертикальной подъемной силы, необходимой для выдерживания веса самолета. Значение V4 регулируется для этой цели с помощью скользящего контакта 95, перемещающегося по сопротивлению или индуктивности 97, питаемому постоянным однофазным переменным напряжением от соответствующего генератора. 94 , . V4 95 97 - ,, . Если акселерометр не имеет дрейфа, так что выходное напряжение при нулевом вертикальном ускорении всегда равно нулю или постоянному значению, то скользящий контакт 95 можно вручную подсоединить к сопротивлению 97, чтобы выдать это напряжение в виде В на поперечном напряжении. обмотка 94. Для полноты настоящего изобретения предполагается, что акселерометр подвержен дрейфу и что напряжение необходимо время от времени автоматически регулировать, чтобы оно соответствовало напряжению, подаваемому акселерометром, например, для нулевого ускорения. когда корабль находится в горизонтальном полете. Для осуществления такой автоматической регулировки скользящий контакт будет приводиться в движение следящим двигателем 78 и связанной с ним системой передач, как сейчас будет описано. , , 95 97 , 94. , , . . 78 . Вторичная обмотка 98 трансформатора 93 выдает выходное напряжение , пропорциональное разнице между напряжением акселерометра и опорным напряжением 70 ,. Напряжение V5 подается на следящий усилитель 67, в котором ему противодействует напряжение обратной связи, обеспечиваемое генератором скорости 77, а дифференциальное напряжение усиливается и подается. управлять следящим двигателем 78, чтобы он работал в одном направлении. или другой в зависимости от смысла разностного сигнала. Двигатель 78 приводит в действие генератор 77 скорости, так что напряжение отрицательной обратной связи от генератора становится мерой скорости двигателя. Таким известным способом. скорость двигателя 78 выполнена пропорциональной напряжению V5. Двигатель 78 также приводит во вращение вал 45 и, следовательно, червячную передачу 44 на отдельном валу 85, на котором расположены две муфты 57 и 58, управляемые вилкой сцепления 56. До включения системы автоматического управления. 98 93 , , 70 ,. V5 - 67 - 77, . 78 . 78 77 - 80 - . . 78 V5. 78 45 44 85 57 58, 56. . Муфта 57 включена так, что двигатель 78 приводит в движение ползун 95 на сопротивлении 97 для регулировки 90 значения напряжения V4. Поскольку двигатель управляется разностным напряжением V5, он стремится обнулить это напряжение, делая V4 равным V1, или. если двигатель настроен на очень медленную регулировку V4. сделать V4 равным 95 среднему значению за период. 57 78 95 97 90 V4. V5, V4 V1, . V4 . V4 95 . Чтобы привести в действие управление рулем высоты 29 от акселерометра 96 в соответствии с принципом изобретения, как это реализовано в настоящем варианте осуществления, вилка 56 сцепления приводится в действие для включения сцепления 58 вместо сцепления 57, так что двигатель 78 теперь работает для регулировки ротора сельсинового передатчика 99. Этот ротор питается однофазным переменным током от внешнего источника и действует как первичная обмотка регулируемого трансформатора с трехфазной вторичной обмоткой. Вращение первичной обмотки сдвигает фазы переменного тока. вторичные токи в трех линиях 37, питающих 110 первичную или статорную обмотку шагового сельсина 32. Ротор которого установлен на шпинделе 79 карданного кольца гировертика 69 и несет на себе вторичную обмотку. 96 29 , 100 , 56 58 57, 78 99. - - . .-. 37 110 32. 79 69 . Выход этой вторичной обмотки используется 115 для управления рулем высоты 29 самолета через усилитель 28 и серводвигатель 16, как показано на рис. 4. Понятно, что сельсин 32 действует как смеситель сигналов или дифференциальный сигнал и что выходной сигнал, который он передает усилителям руля высоты 120, частично зависит от угла наклона летательного аппарата вокруг оси 79 гироскопа. и частично на выходе акселерометра 96. 115 29 28 - 16 . 4. 32 120 79 . 96. Двигатель 78 в этих условиях управляется напряжением V5, которое теперь можно использовать для измерения разницы между и напряжением V4, которое было отрегулировано так, чтобы оно было равно среднему значению , полученному во время установившегося полета, так что теперь является мерой возмущающей вертикали 130 666,471, видя ее выходной сигнал, составляющий основной сигнал управления по тангажу, в зависимости и пропорционально углу, существующему в плоскости, стабилизированной гировертикалью против крена самолета. между 70, с одной стороны, линией, параллельной хорде нулевой подъемной силы продольной части крыла летательного аппарата, и, с другой стороны, горизонтальной плоскостью, определяемой гировертикали так, что при при устойчивом горизонтальном полете самолета без крена сигнал измеряет угол падения и подъемную силу самолета, а во время устойчивого горизонтального полета самолета с креном он измеряет проекцию на вертикальную плоскость 80 угла падения, и следовательно, вертикальная составляющая подъемной силы. 78 V5, 125 V4, , , 130 666,471 , - , , , - , , , 70 -- , , , , , , , , 80 , . 4.
Устройство по п.3, в котором гировертикаль содержит несущий элемент несущего винта или корпус несущего винта, шарнирно 85 установленный вокруг поперечной горизонтальной внутренней оси карданного подвеса, которая, таким образом, является стабилизированной осью, в карданном кольце, поворачиваемом вокруг продольной оси в корпусе, в котором средство измерения выполнено с возможностью выдачи выходного сигнала 90, реагирующего на угловое положение относительно указанной горизонтальной внутренней оси. плоскости, которая содержит как упомянутую внутреннюю ось, так и опорную точку на корпусе, так что определяемая таким образом плоскость параллельна 95-й хорде нулевой подъемной силы секции крыла, когда самолет находится в нормальном горизонтальном полете. 3 [ - 85 , , - , 90 , . 95 - . 5.
Устройство по п. 4, в котором продольная ось карданного кольца слегка наклонена в продольной вертикальной плоскости летательного аппарата так, чтобы быть параллельной хорде нулевой подъемной силы секции крыла, при этом конец этой продольной оси может использоваться в качестве указанной контрольной точки, при этом датчик выдает выходной сигнал 105 в зависимости или относительного вращения двух элементов, один из которых соединен с карданным кольцом, а другой - с карданным кольцом. несущий элемент ротора. 4 -- -- , -- , - 105 , - . 6.
Устройство по п. 1 или 2, в котором основной сигнал 110 управления модифицируется во время крена летательного аппарата путем добавления к нему сигнала, зависящего от крена летательного аппарата. 1 2 110 . 7.
Устройство по п.6, в котором дополнительный сигнал вырабатывается 115 в ответ на изменение вертикальной составляющей подъемной силы, испытываемой летательным аппаратом в результате крена. 6 115 - . 8.
Устройство по п.7, в котором дополнительный сигнал подается акселерометром 120, приспособленным и выполненным с возможностью измерения составляющей ускорения летательного аппарата в вертикальном направлении, определяемой гироскопическими средствами, чтобы быть стабилизированным против крена летательного аппарата. 125 самолетов. 7 120 , 125 . 9.
Устройство по п.8, в котором акселерометр стабилизирован гироскопическими средствами так, что его ось реакции на ускорения поддерживается на уровне 130 ускорений. 8 , 130 . При таком управлении двигатель вращает ротор сельсина 99, изменяя сигнал шага, генерируемый подключенным к нему сельсин-генератором 32. , , 99 32 . В результате руль высоты 29 приводится в действие для изменения положения летательного аппарата и, следовательно, подъемной силы, испытываемой крыльями, в соответствующем смысле, чтобы противодействовать возмущающему вертикальному ускорению. , 29 . В частности, если самолет накренен для выполнения разворота с креном, падению вертикальной составляющей подъемной силы из-за крена противодействует автоматический наклон самолета вверх для увеличения подъемной силы. , , . Описываемая система, однако, работает не только в горизонтальном полете, но одинаково хорошо и в планировании, и в наборе высоты, причем она не только учитывает и корректирует любые изменения угла крена, но и изменения нагрузки, нагрузки двигателя. скорости или воздушной скорости и будет корректировать изменения любого или всех из них до тех пор, пока отклонения удерживаются в безопасном рабочем диапазоне либо летчиком, либо предохранительными устройствами, которые встроены во многие стандартные типы автопилотов. , , , , , , , , , . Некоторые особенности устройства, показанного на рисунке 6 чертежей настоящего стандарта, также описаны и проиллюстрированы в описании и чертежах. 6 Выделенная заявка на патент № 27750 от 1949 г. (серийный № 666540) и охватываются формулой этой заявки. . 27750, 1949 ( . 666,540) .
, ."> . . .
: 506
: 2024-04-13 22:41:48
: GB666471A-">
: :

666472-- = "/"; . , . . , . . , . , , . .



. :
:
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.
РћРџРРЎРђРќРР• РЗОБРЕТЕНРРЇ GB666472A
[]
Резервного копирования ПАТЕНТНАЯ СПЕЦРР¤РРљРђР¦РРЇ 666.472 Дата подачи заявки Рё подачи полной спецификации: 8 мая 1948 Рі. 666.472 : 8, 1948. в„– 12568/47. . 12568/47. Полная спецификация опубликована: 13 февраля. 1952. : .13. 1952. Независимый уровень: --- Классы 7(), B2o3(: ), B2r2; Рё 8(), C2a2c. --..:--- 7(), B2o3(: ), B2r2; 8(), C2a2c. ('()\ "' СПЕЦРР¤РРљРђР¦РРЇ Улучшения РІ воздушной компрессорной установке или РІ отношении нее. СПЕЦРР¤РРљРђР¦РРЇ в„–1. 666472 ('()\ "' SP1ECTFICATION . 666472 РЗОБРЕТАТЕЛР: - ЧАРЛ-Р­РЎ ГЕРБЕРТ НПЕСОЙ БРДАН БЕРТОН ДЕРДЕН Рё ДЖОН РђР РўРЈР  ХАРТЛРВ соответствии СЃ распоряжением, данным РІ соответствии СЃРѕ статьей 17(1) Закона Рѕ патентах 1949 РіРѕРґР°, данная заявка была подана РІ СЃСѓРґ компании .. () , британской компании СЃ РђРґСЃРІСѓРґ-СЂРѕСѓРґ. , Стокпорт, Чешир. : - - 17(1) 1949 . . () , , , . ПАТЕНТНОЕ БЮРО, 21 февраля 1052 Рі. Это РЅР° колесном шасси или С…РѕРґРѕРІРѕР№ части. , 21St , 1052 . Р’ СЃРІСЏР·Рё СЃ этим обычной практикой является использование автономных компрессоров Рё двигателей, которые соединены РґСЂСѓРі СЃ РґСЂСѓРіРѕРј посредством приводных средств, включающих РІ себя ту или РёРЅСѓСЋ форму сцепления. , - . Важно, особенно РІ отношении портативных компрессорных установок, чтобы габаритные размеры Рё вес поддерживались как можно меньшими РІ соответствии СЃ заданной производительностью, Рё СЃ учетом этого РјС‹ предложили РІ нашей предыдущей Спецификации в„– , , , , . 15953/46 (серийный номер 657,742) для преобразования 36 РѕРґРЅРѕРіРѕ СЂСЏРґР° цилиндров 8-цилиндрового -образного двигателя для использования РІ качестве компрессора, причем поршни насоса Рё двигателя, таким образом, постоянно Рё напрямую соединяются РґСЂСѓРі СЃ РґСЂСѓРіРѕРј посредством общего коленчатого вала, так что обычное сцепление Рё РїСЂРёРІРѕРґРЅРѕР№ вал исключены. 15953/46 ( . 657,742) 36 8- - , , . Целью настоящего изобретения является создание усовершенствованной установки, которая, хотя Рё имеет такие же РЅРёР·РєРёРµ первоначальные затраты, как Рё конверсия, описанная РІ нашем предшествующем изобретении [, D8 8375/1(10)/3287 160 2/52 , часть той же шатунной шейки. . , [, D8 8375/1(10)/3287 160 2/52 . РќР° прилагаемых чертежах: Фиг.Рџ. РЇ есть. поперечный разрез части компрессорной установки, соответствующей настоящему изобретению. 70 Фи-. 2 - детальный РІРёРґ шатунной головки, конструкция которой показана РЅР° СЂРёСЃ. 1, Р° РЅР° фиг. 3 - схематический РІРёРґ СЃР±РѕРєСѓ установки СЃ насосом Рё демонтированными цилиндрами. 76 Р’ проиллюстрированной конструкции изобретение применено Рє четырехцилиндровому агрегату, РІ котором цилиндры объединены РІ РґРІР° взаимно наклонных СЂСЏРґР° РїРѕ РґРІР° СЃ общим кривошипом Рђ. 8s Цилиндры Р’ РѕРґРЅРѕРіРѕ СЂСЏРґР° расположены РІ вертикальной плоскости Рё СЃРѕ СЃРІРѕРёРјРё Соответствующие поршни соединены СЃ коленчатым валом , установленным РЅР° шарнирах РІ картере Рђ, причем РІСЃРµ эти компоненты 8. Обеспечиваются обычным двигателем внутреннего сгорания, который может быть СЃ воспламенением РѕС‚ сжатия или приспособлен для использования СЃ карбюраторным топливом. :. . . 70 -. 2 -, . 1, . 3 , . 76 , - . 8s , 8,. - - . Обычно такой двигатель имеет мощность 90 1 '' 1 ' -'. 90 1 ' ' 1 ' -'. ...- , 1.1 ..- 1 ПАТЕНТНАЯ СПЕЦРР¤РРљРђР¦РРЇ ...- , 1.1 ..- 1 666472 Дата подачи заявки Рё подачи полной спецификации 8 мая 1948 Рі. 666472 8, 1948. в„– 12568147. . 12568147. Полная спецификация опубликована: 13 февраля 1952 Рі. : ..l3, 1952. Рндекс..;приемка:---Класс 7(), B2o3(:), B2r2; Рё 8(), C2a2c. ..;:--- 7(), B2o3(: ), B2r2; 8(), C2a2c. ПОЛНАЯ СПЕЦРР¤РРљРђР¦РРЇ Модернизация компрессорной установки или относящаяся Рє ней РњС‹, () , британская компания, РђРґСЃРІСѓРґ Р РѕСѓРґ, Стокпорт, графство Честер, ЧАРЛЬЗ ГЕРБЕРТ РќРСЃРѕРј, 20 лет, Кингсли Драйв, Чидл Халм, графство Честер, БРАЙАН БЕРТТОН Р”РРДЕН, РґРѕРј 23, РўРѕСЂРЅ-СЂРѕСѓРґ, Брэмлхолл, РІ графстве Честер, Рё ДЖОН РђР РўРЈР  РҐРђР РўР›Р, РґРѕРј 2, Глендин-авеню, Брамнхолл, вышеупомянутые британские подданные, настоящим заявляют Рѕ РїСЂРёСЂРѕРґРµ этого изобретения Рё Рѕ том, РІ чем его суть. СЃРїРѕСЃРѕР±, которым то же самое должно быть выполнено, должен быть РїРѕРґСЂРѕР±РЅРѕ описан Рё установлен РІ следующем утверждении: , . . () , , , , , , 20, , , , , 23, , , , , 2, , , , , , :- Настоящее изобретение относится Рє воздухопрессующей установке того типа, РІ которой насос приводится РІ действие двигателем внутреннего сгорания, причем такой самолет обычно делают портативным, устанавливая его РЅР° колесное шасси или С…РѕРґРѕРІСѓСЋ часть. , . Р’ СЃРІСЏР·Рё СЃ этим обычной практикой является использование автономных компрессоров Рё двигателей, которые соединены РґСЂСѓРі СЃ РґСЂСѓРіРѕРј посредством приводных средств, включающих РІ себя ту или РёРЅСѓСЋ форму сцепления. , - . Важно, особенно РІ отношении портативных компрессорных установок, чтобы габаритные размеры Рё вес поддерживались как можно меньшими РІ соответствии СЃ заданной производительностью Рђ, Рё СЃ учетом этого РјС‹ предложили РІ нашей предыдущей Спецификации в„– , , , , . 15953146 (серийный номер 657,742) для преобразования РѕРґРЅРѕРіРѕ СЂСЏРґР° цилиндров 8-цилиндрового -образного двигателя для использования РІ качестве компрессора, причем поршни насоса Рё двигателя, таким образом, постоянно Рё напрямую соединяются вместе через общий коленчатый вал, так что нормальный Сцепление Рё РїСЂРёРІРѕРґРЅРѕР№ вал исключены. 15953146 ( . 657,742) 8- - , , . Целью настоящего изобретения является создание усовершенствованной установки, которая, хотя Рё имеет такие же РЅРёР·РєРёРµ первоначальные затраты, как Рё конверсия, описанная РІ нашем предшествующем [РїСЂ. - - -Вышеуказанные характеристики также обладают более высоким РљРџР” Рё уменьшенными габаритами, присущими специально построенной установке. , 46 [. - - - , . Согласно данному изобретению РІ компрессорной установке СЃ отдельными рядами цилиндров двигателя Рё насоса, расположенными -формой Рё содержащими поршни, совершающие возвратно-поступательное движение РѕС‚ общего коленчатого вала, цилиндры насоса устанавливаются над боковым отверстием или отверстиями 5b РІ картере существующего двигателя внутреннего сгорания. двигатель СЃ вертикальными цилиндрами, РѕСЃРё таких насосных цилиндров расположены РІ плоскости, наклоненной РїРѕРґ существенным углом (менее 9,0 градусов) Рє вертикали (), Рё каждый шатун такого существующего двигателя заменяется шатуном, раздвоенным РЅР° своем конце. . большой конец, чтобы позволить. , , 5b - , . ( 9,0 ) ( . - . большой конец соответствующего шатуна компрессора охватывает центральную часть той же шатунной шейки. - , 66 . РќР° прилагаемых чертежах: Фиг. 1 представляет СЃРѕР±РѕР№ поперечный разрез части компрессорной установки, воплощающей настоящее изобретение. 70 РќР° СЂРёСЃ. 2 представлен детальный РІРёРґ шатунной головки, конструкция которой показана РЅР° СЂРёСЃ. 1, Р° РЅР° СЂРёСЃ. 3 представлен схематический РІРёРґ СЃР±РѕРєСѓ установки СЃ насосом. цилиндры демонтированы. 76 Р’ проиллюстрированной конструкции изобретение применено Рє четырехцилиндровому агрегату, РІ котором цилиндры. соединены РІ РґРІР° взаимно наклонных СЂСЏРґР° РїРѕ РґРІР° СЃ общим кривошипом Рђ. Таким образом, цилиндры Р’ РѕРґРЅРѕРіРѕ СЂСЏРґР° расположены РІ вертикальной плоскости, Р° связанные СЃ РЅРёРјРё поршни соединены СЃ двухходовым коленчатым валом , установленным РЅР° шарнирах РІ картере Рђ, причем РІСЃРµ эти компоненты 8,;5, снабженный обычным двигателем внутреннего сгорания, который может быть СЃ воспламенением РѕС‚ сжатия или приспособлен для использования СЃ карбюраторным топливом. : . 1. . 70 . 2 -, . 1, . 3 . . 76 , - . . , , 8,;5 - - . Такой двигатель обычно будет иметь моноблочную конструкцию; то есть его цилиндры Р’ РјРѕРіСѓС‚ быть выполнены РІ РІРёРґРµ общей отливки, прикрепленной Рє верхней части картера СЃ помощью РІРѕРґСЏРЅРѕРіРѕ насоса. куртка РІРѕРєСЂСѓРі. 90 --- 7,, 9 )666,472 " ; , - - . 6 РёС… цилиндры или, альтернативно, конструкция картера может быть расширена вверх (как показано РЅР° СЂРёСЃСѓРЅРєРµ ), чтобы включать РІ себя Рё обеспечивать РІРѕРґСЏРЅСѓСЋ рубашку РІРѕРєСЂСѓРі цилиндров цилиндров, которые РјРѕРіСѓС‚ иметь форму вставных гильз. 6 , ( ) , - , . РћРґРЅР° или каждая боковая стенка картера Рђ образована известным образом СЃ РґРІСѓРјСЏ прямоугольными отверстиями Р•, расположенными таким образом, чтобы обеспечить доступ Рє большим концам РґРІСѓС… шатунов. Рё каждое предпочтительно достаточно большое, чтобы обеспечить РїСЂРѕС…РѕРґ через него соседнего поршня, причем такие отверстия обычно закрыты смотровыми пластинами соответствующей формы, края которых прикреплены болтами Рє облицовкам РІРѕРєСЂСѓРі отверстий. , - . , , . Установлен РЅР° РѕРґРЅРѕР№ Р±РѕРєРѕРІРѕР№ стенке картера Рђ Рё имеет смотровые отверстия Р•: Р°. пара цилиндров компрессора, причем РёС… РѕСЃРё расположены РІ общей плоскости, наклоненной РїРѕРґ существенным углом Рє вертикали, Р° шатун , связанный СЃ поршнем Рљ РІ каждом таком цилиндре, приспособлен для качания РІ плоскости вращения соседнюю шатунную шейку двигателя. . . , , . Большой конец каждого шатуна двигателя имеет раздвоенный конец , что позволяет большому концу соседнего шатуна компрессора охватывать центральную часть той же шатунной шейки . - - . Шатуны компрессора РїСЂРѕС…РѕРґСЏС‚ через смотровые отверстия РІ стенке картера, Рё такие отверстия, конечно, должны быть сделаны достаточно глубокими, чтобы стержни могли СЃРІРѕР±РѕРґРЅРѕ качаться. , , , . Цилиндры компрессора РјРѕРіСѓС‚ быть выполнены отдельно, как показано, или целиком, Рё РѕРЅРё РјРѕРіСѓС‚ иметь либо РІРѕРґСЏРЅРѕРµ, либо воздушное охлаждение. Р’ цилиндры РјРѕРіСѓС‚ быть вставлены центробежно-литые гильзы 0. , ', -. - 0 . РљРѕРіРґР° используется воздушное охлаждение, РѕРЅРѕ предпочтительно осуществляется Р·Р° счет конвекции СЃ добавлением или без добавления воздушного потока, подаваемого СЃ помощью вентилятора. подходящий вентилятор. - , , - - . . Для эффективного конвекционного охлаждения излучающие ребра РЅР° внешней стороне цилиндров должны быть расположены как можно ближе РїРѕРґ прямым углом Рє РѕСЃСЏРј цилиндров, поэтому цилиндры компрессора располагаются РІ плоскости РїРѕРґ наибольшим удобным углом Рє вертикали. . , 56 , . Однако этот СѓРіРѕР» должен быть меньше 90 градусов, поскольку соприкасающиеся поверхности цилиндра Рё стенок поршня смазываются масляным туманом, который должен быть предотвращен РѕС‚ достижения головок поршней Рљ Рё попадания оттуда РІ РІРѕР·РґСѓС…РѕРІРѕРґ. , , 90 , , . Было обнаружено, что наклон цилиндров компрессора примерно РЅР° 70 градусов Рє вертикальным цилиндрам двигателя обеспечит необходимый дренаж цилиндров обратно РІ картер РЅР° 70 градусов, Р° также позволит эффективно расположить охлаждающие ребра. 70 70 . Поршни Рљ компрессора, разумеется, снабжены съемными кольцами известным образом. 76 РљРѕРіРґР° стенка картера наклонена РїРѕРґ подходящим углом Рє вертикали, цилиндры 1 компрессора или блок цилиндров РјРѕРіСѓС‚ быть прикреплены болтами непосредственно Рє облицовкам РІРѕРєСЂСѓРі смотровых отверстий. так что если. СЃ РґСЂСѓРіРѕР№ стороны, стенка картера, РІ которой сформированы отверстия , РїРѕ существу вертикальна, Р° переходной блок клиновидной формы, имеющий подходящие отверстия для прохождения шатунов 85, расположен между стенкой картера Рё цилиндрами компрессора. , , . 76 , 1 . . , 85 . Каждый цилиндр компрессора может быть снабжен обычными впускным Рё выпускным клапанами, например, РІРїСѓСЃРєРЅРѕР№ клапан 90 СЃ таймером, открываемый либо автоматически, либо посредством средства давления жидкости, может быть расположен РЅР° верхнем конце канала цилиндра СЂСЏРґРѕРј СЃ автоматическим выпускным клапаном, Рё этот последний может быть типа 95 СЃ пружинным лезвием, описанного РІ нашей предыдущей спецификации в„–. , , , , 90 , , - 95 . 15953/46. (Серийный номер.. 657,742). 15953/46. ( .. 657,742). Предпочтительно осуществлять сжатие РІ РґРІР° этапа, РїСЂРё этом РІРѕР·РґСѓС… РїСЂРѕС…РѕРґРёС‚ РѕС‚ РЅРёР·РєРѕРіРѕ давления Рє давлению высокого давления. 100 через промежуточную камеру хранения, которая может иметь РІРѕРґСЏРЅСѓСЋ рубашку или ребра Рё служить промежуточным охладителем. " , .. , .. 100 - " -. " Доставка РѕС‚ . Цилиндр может проходить Рє обычному ресиверу через «доохладитель», который может быть отдельным или встроенным РІ конструкцию цилиндра. .. 105 " - " . РќР° СЂРёСЃ. 3 отверстия РЅР° адаптерном блоке показаны разного размера для СЃРІСЏР·Рё СЃ . Рё цилиндры компрессора 110. . 3, .. .. 110 . Поскольку можно предположить, что данный двигатель внутреннего сгорания обычно проектируется СЃ минимально возможной общей длиной, РёР· этого следует, что устройство 115 согласно настоящему изобретению обеспечивает очень компактную компрессорную установку, которая одновременно дешевле РІ эксплуатации. РїСЂРѕРёР·РІРѕРґРёС‚ Рё легче, чем любая установка сопоставимой мощности, использующая 120 автономных двигателей Рё насосов. единицы измерения. - , 115 , 120 - . . Например, двухцилиндровый вертикальный двигатель СЃ воспламенением РѕС‚ сжатия мощностью около 28 Р».СЃ. номинал может быть обеспечен насосными цилиндрами, построенными, как описано выше, Рё 126, рассчитанными РЅР° подачу 110 РєСѓР±. футов РІРѕР·РґСѓС…Р° РІ минуту без какого-либо увеличения общей длины, причем РІСЃСЏ установка примерно РЅР° 40% легче, чем установка, РІ которой используется отдельный двигатель Рё компрессор СЃ промежуточным сцеплением мощностью 130 Р» 066 472. , - - 28 .. , 126 110, . , , 40% 130 066,472 . Указанный выше результат можно получить СЃ помощью двухступенчатого сжатия, используя .. Рё . цилиндры соответственно 7 РґСЋР№РјРѕРІ Рё 4 РґСЋР№РјР° РІ диаметре, Рё это. Следует понимать, что более высокие мощности РјРѕРіСѓС‚ быть легко получены путем объединения, скажем, четырех- или шестицилиндрового двигателя СЃ соответственно увеличенным количеством цилиндров компрессора. - , - .. .. respec6 7 4 , . , , - . Нам известно, что уже предлагалось РІ отношении многоцилиндрового автомобильного двигателя внутреннего сгорания, картер которого имеет Р±РѕРєРѕРІРѕРµ отверстие16, закрепить над таким отверстием специальную крышку СЃ перфорациями Рё установить РЅР° этой пластине одинарный наклонный воздухозаборник. цилиндр компрессора, поршень, работающий РІ таком цилиндре, приводится РІ движение РѕС‚ коленчатого вала двигателя. , - , open16 , - , . Р’ этом предыдущем предложении перемычка между шатунными шейками, связанными СЃ РґРІСѓРјСЏ соседними силовыми цилиндрами, представляла СЃРѕР±РѕР№ эксцентрик, который охватывался большим наконечником шатуна компрессора, причем замена РЅРѕРІРѕРіРѕ коленчатого вала Рё Р±РѕРєРѕРІРѕР№ крышки была единственным изменением, необходимым для адаптации существующего двигатель для установки компрессора. , , . Нам также известно, что было предложено создать двигатель внутреннего сгорания СЃ вертикальным цилиндром, РІ котором насосный цилиндр установлен РІ том же картере РїРѕРґ углом около 70 градусов Рє силовому цилиндру, РїСЂРё этом шатуны, связанные СЃ РѕР±РѕРёРјРё цилиндрами, охватывают обычная шатунная шейка. Однако РІ этом случае картер изначально был спроектирован для размещения цилиндра насоса, Р° биологические концы РґРІСѓС… шатунов были расположены СЂСЏРґРѕРј. - - 70 , . , , - --. Теперь, РїРѕРґСЂРѕР±РЅРѕ описав Рё выяснив РїСЂРёСЂРѕРґСѓ нашего упомянутого изобретения Рё то, каким образом РѕРЅРѕ должно быть реализовано,
, ."> . . .
: 506
: 2024-04-13 22:41:49
: GB666472A-">
: :

666473-- = "/"; . , . . , . . , . , , . .



. :
:
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.
РћРџРРЎРђРќРР• РЗОБРЕТЕНРРЇ GB666473A
[]
РЎ РРљРђР¦РР Р’Р• ПАТЕНТНАЯ СПЕЦРР¤РРљРђР¦РРЇ 66 66 Дата подачи заявки Рё подачи полной спецификации: 11 РёСЋРЅСЏ, : 11, в„– 15422147. . 15422147. Заявление подано РІ Соединенных Штатах Америки 1 декабря. 13, 1945. . 13, 1945. Полная спецификация опубликована: февраль. 13, 1952. : . 13, 1952. Рндекс РїСЂРё приемке: Класс 138(), . :-- 138(), . 6,473 1947. 6,473 1947. ПОЛНАЯ СПЕЦРР¤РРљРђР¦РРЇ. . Очиститель лобового стекла РњС‹, , ., корпорация, должным образом учрежденная РІ соответствии СЃ законодательством штата Рндиана, Соединенные Штаты Америки, РїРѕ адресу: 1075 , , , , настоящим заявляем Рѕ характере настоящего документа. изобретение Рё то, каким образом РѕРЅРѕ должно быть реализовано, должны быть РїРѕРґСЂРѕР±РЅРѕ описаны Рё установлены РІ следующем заявлении: , , ., , 1075 , , , , , :- Настоящее изобретение РІ целом относится Рє очистителям лобового стекла или РѕРєРѕРЅ или устройствам стеклоочистителей Рё, более конкретно, относится Рє устройству, приспособленному для очистки или протирания изогнутой поверхности, Р° также РїРѕ существу плоской поверхности. . Р’ последние РіРѕРґС‹ проблема удовлетворительного протирания изогнутых ветровых стекол приобрела большое значение для инженеров производителей автомобилей РёР·-Р·Р° желательности реализации изогнутых ветровых стекол РІ автомобилях. , , . Коммерческое стекло, например, используемое РІ лобовых стеклах, имеет неровную поверхность, представляющую СЃРѕР±РѕР№ «волны» или «холмы» Рё «долины». Эти нарушения настолько значительны, что создают значительную проблему РїСЂРё проектировании Рё изготовлении эффективных устройств для очистки или швабр, таких как щетки стеклоочистителей, особенно там, РіРґРµ доступная мощность для приведения РІ движение швабры ограничена Рё РіРґРµ максимальное давление, доступное для приложения швабры Рє стекло оказывает относительно легкое давление. "" "" "". - . Проблема состоит РІ том, чтобы добиться соответствия всех частей протирочной РєСЂРѕРјРєРё или РєСЂРѕРјРѕРє очистителя или стеклоочистителя стеклу, РїСЂРё этом давления РїРѕ всей длине швабры варьируются только РІ практически осуществимых пределах. , . РџСЂРё очистке или протирании ветровых стекол встречаются различные условия. Например, чистый проливной дождь можно сравнительно легко очистить, обеспечивая адекватную видимость через стекло, легким нажатием швабры. РљРѕРіРґР° тяжелая дорожная РіСЂСЏР·СЊ попадает РЅР° лобовое стекло, возможно, после того, как дождь полностью прекратился, возникает другая, гораздо более трудная ситуация. Легкое давление может привести только Рє размазыванию такой РіСЂСЏР·Рё РїРѕ лобовому стеклу Рё существенному ослеплению зрения РїСЂРё вождении. Р’ таких условиях желательно применять эффект скребка 50 для удаления самых грубых материалов СЃ последующим эффектом ракеля или скребка для очистки стекла. РљСЂРѕРјРµ того, сопротивление трения варьируется РІ зависимости РѕС‚ состояния поверхности стекла Рё различного сопротивления посторонних веществ. РџСЂРё слабом дожде или тумане стекло имеет тенденцию становиться местами «липким» или полностью «липким», что означает, что существует определенная степень сухости или влажности, которая РІ ограниченном диапазоне РїСЂРёРІРѕРґРёС‚ Рє более высокому, чем обычно, трению, либо РЅР° протяжении всего РїРѕ всей длине лезвия или РЅР° ограниченных участках лезвия. , . , . , , . [ . , 50 , . . , "" , "", , , , . Это состояние вызывает то, что обычно называют «стуком» лезвия 65 РїРѕ стеклу, РіРґРµ существуют определенные недостатки конструкции механизма очистки. "" 65 . Такая «болтовня» мешает чистоте Рё зрению Р·Р° рулем. "" . Максимальная гибкость средства 70 очистки РІ зависимости РѕС‚ "холмов" Рё "впадин" или намеренных РёР·РіРёР±РѕРІ ветрового стекла способствует РїРѕ существу равномерному давлению РїРѕ всей длине РєСЂРѕРјРѕРє протирания, что необходимо для хорошего вытирания. Если лезвие 75 недостаточно РіРёР±РєРѕРµ РІ плоскости, перпендикулярной очищаемой поверхности, Рё недостаточно жесткое РІ плоскости, параллельной очищаемой поверхности, лезвие будет подпрыгивать Рё трястись РїСЂРё движении РїРѕ лобовому стеклу 80 Рё РЅРµ будет очистите лобовое стекло РїРѕ желанию. 70 "" "" . . 75 , 80 . До СЃРёС… РїРѕСЂ было обнаружено, что трудно обеспечить РІ протирочном элементе, РІ практически осуществимых пределах, степень гибкости, необходимую 85 для приведения дополнительных протирочных РєСЂРѕРјРѕРє РІ контакт СЃРѕ стеклом, поскольку посторонние вещества РЅР° стекле становится труднее удалять Рё РѕРЅРё обеспечивают большую устойчивость Рє ракель. , , 85 . РЎРѕ времени публикации патента в„– 34719890 РІ конструкции стеклоочистителей наблюдалась тенденция Рє общей конструкции элемента стеклоочистителя, показанной РІ этом патенте, РЅРѕ РїРѕРєР° это РЅРµ привело Рє гибкости, адекватной В«' ; ',- 11 666 473 достигают цели, изложенной выше. Были предложены средства для принудительного РёР·РіРёР±Р° скребка для очистки изогнутой поверхности, РЅРѕ это действие оказывает настолько сильное Рё неравномерное сопротивлР