Wynalazek niniejsizy dotyczy samolotu* ostudzonego na drugim samolocie i tworza¬ cego z nim samolot zlozony, przyczcm sa¬ molot ten zaopatrzony w urzadzenie zamy¬ kajace moze startowac, latac i w razie po¬ trzeby ladowac jako pojedyncza jednostka, a wspomniane urzadzenie zamykajace da¬ je sie podczas lotu samolotu zlozonego zwalniac, w celu oddzielenia od siebie oby¬ dwóch samolotów skladowych.W patencie polskim Nr 20163 opisano samolot tego typu, zawierajacy urzadzenie, które umozliwia startowanie samolotu o bairdzo dfuzem obciazeniu platów i odpo¬ wiednio duzej minimalnej szybkosci lotu.Wedlug wspomnianego patentu odczepia¬ nie górnego samolotu (który moze posia¬ dac wzglednie duze obciazenie pllartów) od samolotu dolnego uskutecznia sie zapomoca zwiekszenia kata natarcia, albo pracz zwiekszenie w jakikolwiek inny sposób wspólczynnika nosnosci platów górnego sa¬ molotu podczas lottu samolotu zlozonego, w celu umozliwienia natychmiast po zwol¬ nieniu urzadzenia zamykajacego stamlrct gór¬ nego samolotu do niezaleznego lotu, Pmzy takiej konstrukcji obydwa te samoloty zo¬ staja poczatkowo tak osadzone i ustalone wtzgledem siebie, iz platy obydwóch samo¬ lotów przyczyniaja sie do uzyskania zada¬ nej nosnosci zlozonego samolotu. We wspo¬ mnianym patencie zaiznaczomo, ze nie by¬ loby praktyczne osadzanie poczatkowo gór¬ nego samolotu wzgledem dolnego samolo¬ tu tak, aby platy górnego samolotu posia¬ daly znacznie wiekszy kat natarcia odplatów dolnego Samolotu, poniewaz po¬ ciagneloby to za soba trudnosc startu i po¬ czatkowego lotu samolotu zlozonego wsku¬ tek tego, ze platy górnego samolotu znaj¬ dowalyby sie w polozeniu nieczynnem i nietylko niedostatecznie przyczynialyby sie do zadanej nosnosci, lecz moglyby rów¬ niez bardzo zle wplywac na rozrzadzanie samolotem zlozonym jako caloscia.Niniejsizy wynalazek dotyczy zlozonego samolotu wyzej opisanego typu, w którym iplaty obydwóch samolotów moga byc tak ustawione wzgledem siebie, iz po uzyskaniu przez samolot zlozony pewnej szybkosci wspólczynnik nosnosci platów górnego sa¬ molotu jest dostatecznie duzy dla odlacze¬ nia sie tego samolotu od dolnego bez po¬ trzeby zwiekszania tego wspólczynnika w stosunku do wspólczynnika nosnosci pla¬ tów dolnego samolotu.Wedlug niniejszego wynalazku platy górnego samolotu sa ustawione wi stalym stosunku do platów dolnego samolotu, co nie pociaga za soba koniecznosci ustawia¬ nia platów górnego samolotu, gdy platy dolnego samolotu sa ustawione pod katem natarcia, odpowiadajacym najwiekszej no¬ snosci. Efekt ten zostaje zapewniony zapo- moca platów o rozmaitych charakterysty¬ kach dla obydwóch samolotów, przyozem platy górnego samolotu sa tak zbudowane i osadzone, iz posiadaja wzglednie duza róznice miedzy ich katem natarcia, odpo¬ wiadajacym zerowej wartosci sily nosnej, a katem natarcia, odpowiadajacym naj¬ wiekszej sile nosnej, podczas gdy platy dolnego: samolotu posiadaja mala róznice miedzy temi katami.Do konstrukcji platów górnego samolo¬ tu, w celu zapewnienia wzglednie duzej róznicy miedzy katem natarcia, odpowia¬ dajacym zerowej wartosci sily nosnej, a ka¬ tem natarcia, odpowiadajacym jej najwiek¬ szej wartosci, stosuje sie przewaznie skrzy¬ dla o grubym przekroju i duzej sile nosnej, lecz rozumie sie, ze nie wszystkie platy ó grubym przekroju lub o duzej sile nosnej posiadaja te charakterystyke. Stosunkowo dliza róznice pomiedzy katem natarcia, od¬ powiadajacym zerowej wartosci isily no¬ snej, a katem natarcia, odpowiadajacym najwiekszej jej wartosci, mozna równiez Otrzymac zapomoca zastosowania szczelin lub innych, urzadzen, sluzacych do zwiek¬ szenia róznicy miedzy wspomnianemi ka¬ tami. Ponizej dla przykladu podano skrzy¬ dla, nadajace sie do konstrukcji platów górnego samolotu i posiadajace zadana charakterystyke o wzglednie duzej rózni¬ cy miedzy katem natarcia, odpowiadaja¬ cym zerowej wartosci sily nosnej, a katem natarcia, odpowiadajacym najwiekszej jej wartosci. 1. Skrzydlo typu Fokker F.VII, które dla wydluzenia 6 posiada róznice okolo 26° miedzy katem natarcia, odpowiadaja¬ cym zerowej wartosci sily nosnej, a katem natarcia, odpowiadajacym jej najwiekszej wartosci. Skrzydlo to posiada przekrój o maksymalnej grubosci okolo 20% cieciwy* 2. Skrzydlo typu Góttingen 387, które dla wydluzenia 6 posiada granice katowa okoto 23° miedzy katem natarcia, odpowia¬ dajacym zerowej wartosci sily nosnej, a katem natarcia, odpowiadajacym jej naj¬ wiekszej wartosci. Skrzydlo to posiada przekrój o maksymalnej grubosci okolo 15% cieciwy- Typ skrzydla o wzglednie malej rózni¬ cy miedzy katem natarcia, odpowiadaja* cym zerowej wartosci sily nosnej, a katem natarcia, odpowiadajacym jej najwiekszej wartosci, nadajacy sie do konstrukcji pla¬ tów dolnego samolotu, jest typem skrzydla o sredmiem tylko maximum wspólczynnika sily nosnej i posiada przewaznie przekrój o malej lub sredniej grubosci w porówna¬ niu z przekrojem skrzydla, uzytego na pla¬ ty górnego samolotu.Wzglednie mala róznice miedzy kata¬ mi natarcia, odpowiadaj acemi zerowej i najwiekszej wartosci sily nosnej, mozna — 2 —równiez otrzymac, stosujac klapy lub inne narzady, sluzace do tego celu. W ten sposób, jezeli skrzydlo jest zaopatrzone w klape, która poczatkowo jest ustawiona pod ka¬ tem dodatnim lub wdóll wzgledem skrzy¬ dla, lecz potem porusza sie do góry (me- chantazmie lub samoczynnie) w miare zwiekszania sie sizybkosci samolotu, to wtedy róznica miedzy kateim natarcia, od¬ powiadajacym zerowej wartosci (sily nol- [ snej, a katem natarcia, odpowiadajacym I jej najwiekszej wartosci, zostaje zwykle zmniejszona w porównaniu z odpowiednia róznica podobnego skrzydla belz*klapy. Po¬ nizej podano przyklady skrzydel, posiada¬ jacych zadana charakterystyke. 1. Skrzydlo typu R. A. F. 15, które dla wydluzenia 6 posiada róznice katowa okolo 17V2% miedzy katem natarcia, odpo¬ wiadajacym zerowej wartosci sily nosniej, a katem nataircia, odpowiadajacym jej naj- wieksiziej wartosci. 2. Skrzydlo typu R. A. F. 34, które dla wydluzenia 6 posiada róznice katowa okolo 16°. Skrzydlo to poisiada srednio gtruby przekrój o maksymalnej grubosci okolo 13% cieciwy.Ponizej podano przyklady skrzydel, posiadajacych normalnie mala róznice po¬ miedzy temii graniczmemi katami natarcia, która jedlnak daje sie zmieniac zapoimoca \ szczelin tak, iz otrzymuje sie wzglednie duza róznice pomiedzy katem natarcia, od¬ powiadajacym zerowej wartosci sily no¬ snej, a katem natarcia, odpowiadajacym jej najwiekszej wartosci. 1. Skrzydlo typu R. A. F. 15 ze sizctze- lina posiada dla wydluzenia 6 róznice ka¬ tów natarcia okolo 27%°. 2. Skrzydlo typu R. A. F. 31 ze szcze¬ lina posiada dla wydluzenia 6 róznice ka¬ tów natarcia okolo 30°.Rozumie sie, ze w celu zwiekszenia róznicy miedzy katem natarcia, odpowia¬ dajacym zerowej wartosci sily nosnej, a katem natarcia, odpowiadajacym jej naj¬ wiekszej wartosci, skrzydlo mozna zaopa¬ trzyc albo w istaite szczeliny, albo w zmien¬ ne. Jezeli stosuje sie zmienne szczeliny, to zmiane ich osiaga sie albo samoczynnie, albo zapomoca urzadzen mechanicznych.Jezeli plaity obu samolotów posiadaja rózne charakterystyki, to dla lotu zlozone¬ go obydwa samoloty tak sie ustawia wzgle¬ dem siebie, by ich platy byly jednoczesnie ustawione pod lulb prawie pod katami natar¬ cia, odpowiadajacemi najwiekszej wartosci ich sily nosnej. W ten sposób, gdy samolot zlozony wzlatuje ze swa najwieksza szyb¬ koscia wzlotowa, to w miare przyspieszania ruchu samolotu zlozonego zmniejszaja sie katy natarcia platów poszczególnych sa¬ molotów. Wskutek rozmaitych charaktery¬ styk platów obydwóch samolotów sklado¬ wych, sila nosna platów dlolnego samolotu spada szybciej niz sila nosna platów gór¬ nego samolotu, wskutek czego w miare zwiekszania sie szybkosci samolotu zlozo¬ nego platy górnego samolotu zajpewniaja wzrastanie nosnosci platów zlozonego sa¬ molotu. Przy pewnej szybkosci platy gór¬ nego samolotu posiadaja sile nosnia równa ich wadze. Nastepnie, gdy szybkosc samo¬ lotu zlozonego wzrasta jeszcze wiecej, wówczas sila nosna, dlzialajaca na platy górnego samolotu, Wzrasta i sitaje sie wiek¬ sza od ciezaru samolotu, podfcisas gdy sila nosna, dzialajaca na platy dolnego samo¬ lotu, zostaje zmniejsizona i staje sie mniej¬ sza od ciezaru tego samolotu. W kazdym razie, gdy nadmiar sily nosnej na górnym samolocie osiagnie lub przekroczy mini¬ mum, niezbedne do zapewnienia bezpiecz¬ nego odlaczenia obydwóch samolotów, u- rzajdizenie zamykajace, laczace ze soba obydwa samoloty, moze byc zwolnione i w ten isposób górny samolot moze leciec sa¬ modzielnie. Natychmiast po tem zwolnieniu górny samolot wznosi sie wskutek nadmier¬ nego zwiekszenia kata natarcia platów, pod¬ czas gdy dolny samolot traci swa wysokosc wskutek zmniejszenia sie kata natarcia — 3 —piatów, co umozliwia szybkie odlaczenie obu samoliofów. Przyklad, wyjasniajacy nameyaBy wynalazek, opisany jest ponizej.Na fcig. 1, 3, 5 i 7 przedstawiono prze¬ kroje rozmaitych skrzydel, a na fig, 2, 4, 6 i 8 — odpowiednie krzywe, wykazujace zmiany wspólczynnika nosnosci skrzydel w zaleznosci od zmian kata natarcia. Przekro¬ je skrzydel i krzywe wspóteynnika ich nosnosci wzieto z „Royal Aeronautical So- tiety's Handbook of Aeronautics".Fig. 1 przedstawia przekrój poprzecz¬ ny skrzydla typu Fokker F. VII. Skrzydlo to jest zaostrzone od srodka ku koncom, a uwidoczniony przekrój poprzedzmy wy¬ konany j-est przez srodkowa czesc skrzydla.Skrzydlo to posiada gruby przekrój i na¬ daje sie zwlaszcza do konstrukcji jedno¬ platowcowi. Najwieksza grubosc wynosi okolfco 20% cieciwy.Fig. 2 przedstawia krzywa zmian wspól¬ czynnika nosnosci skrzydla Fokker F. VII w zaleznosci od kata natarcia. Krzywa te otrzymano na podstawie badan modelu i odpowiada ona wydluzeniu 6. Badania mo¬ delu tego skrzydla wykazuja, ze nosnosc skrzydla zwieksza sie wtedy, gdy kat na¬ tarcia zwieksza sie, a krzywa, wiskazana na fig. 2, dotyczy przypadku, w którym kat natarcia zwieksza sie. Kat natarcia a j^esit oznaczony w stopniach, a wspólczyn¬ nik nosnosci K1 — w jednostkach angiel¬ skich. Na wykresie widac, ze kat natarcia, odjpowiadajacy zerowej wartosci sily no¬ snej wynosi —8°, a kat natarcia, odpowia¬ dajacy najwiekszej jej wartosci, — okolo 18°. Róznica R2 miedlzy tema dwoma ka¬ tami natarcia wynosi w ten sposób okolo 26°.Fig. 3 przedstawia przekrój poprzecz¬ ny skrzydla typu Gottingen Nr 387. Jest to skrzydlo o dosc grubym przekroju i na¬ daje sie do budowy jednoplatowców. Naj¬ wieksza grubosc wynoisi okolo 15% cieci¬ wy.Fig. 4 przedstawia krzywa zmian wspólczynnika nosnosci skrzydla Gottin¬ gen Nr 387 w zaleznosci od zmian kajfca na¬ tarcia. Krzywa otrzymano na podstawie badan modelu, przyczem odpowiada ona wydluzeniu 6. Na wykresie widac, ze 'kat natarcia, od|powiadajacy zerowej wartosci sily nosnej, wynosi —7°, a kat natarcia, odpowiadajacy najwiekszej jej wartosci, — okolo 16°. Róznica i?4 miedzy tewii dwoma katami natarcia wynosi wiec okolo 23°.Fig. 5 przedstawia przekrój poprzeczny skrzydla typu R. A. F. 15. Skrzydlo to posiada wzglednie cienki przekrój, przy¬ czem najwieksza grubosc wynosi okolo 6,5% cieciwy. Skrzydlo to nadaje sie wiec glównie do budowy dwuplatowców.Fig. 6 przedstawia krzywa zmian wspólczynnika nosnosci skrzydla R. A. F. 15 w zaleznosci od zmian kata natarcia. Krzy¬ wa te otrzymano na podstawie badan mo¬ delu, przyczem odpowiada ona wydluzeniu 6. Jak widac na wykresie, kat natarcia, odpowiadajacy zerowej wartosci sily no¬ snej, wynoisi okolo —2°, a kat natarcia, odpowiadajacy najwiekszej jej wartosci, — okolo 15,5°. Róznica RQ miedzy temi dwo¬ ma katami natarcia wynosi wiec okolo 17,5°.Fig. 7 przedstawia przekrój poprzeczny skrzydla typu R. A. F. 34. Jest to przy¬ klad srednio grubego skrzydla, które nada¬ je sie dla budowy jednoplatowców i dwu¬ platowców. Najwieksza grubosc wynosi o- fcolo 13% cieciwy.Fig. 8 przedstawia krzywa zmian wspólczynnika nosnosci skrzydla R. A. F.34 w zaleznosci od zmian kata natarcia. Krzy¬ wa te otrzymano z badan modelu i odpo¬ wiada ona wydluzeniu 6. Z wykresu widac, ze kat natarcia, odpowiadajacy zerowej wartosci sily nosnej, wynosi okolo —1°, a kajt natarcia, odpowiadajacy najwiekszej jej wartosci, — okolo 15°. Róznica R8 mie¬ dzy temi dwoma katami natarcia wynosi wiec okolo 16°.Nalezy zaznaczyc, ze skrzydla, do któ¬ rych odnosza sie fig. 1 — 8, sa jedynie — 4 —1vyDtranc jako przyklady dkrzydel, posia-1 dajacych wspomniane charakterystyki. Wy¬ bór skrzydel, jakie maja byc uzyte do gór¬ nego i dolnego samolotu zlozonego samolo¬ tu, okresla sie w praktyce w zwiazku z o- gólnym rysunkiem i zadianemi charaktery- stykami obu samolotów skladowych. W kazdym jednak raizie skrzydla obu samo¬ lotów skladowych dobiera sie w mysl wy¬ nalazku w ten sposób, aby róznica miedzy katem natarcia, odpowiadajacym zerowej wartosci sily nosnej, a katem natarcia, od¬ powiadajacym najwiekszej jej wartosci, byla znacznie wieksza dla górnego samo¬ lotu niz dla dolnego samolotu. Nalezy równiez zaznaczyc, ze przekroje skrzydel dobiera sie odpowiednio do wydluzenia, zastosowanego do platów górnego i dolne¬ go samolotu skladowego. Zwiekszenie wy¬ dluzenia skrzydla powoduje zwykle zwiek¬ szenie wspólczynnika najwiekszej nosnosci, lecz jednoczesnie zmniejszenie róznicy po¬ miedzy katem natarcia, odpowiadajacym zerowej wartosci sily nosnej, a katem na¬ tarcia, odpowiadajacym jej najwiekszej wartosci. W praktyce przekroje skrzydel obu samolotów skladowych tak sie dobie¬ ra w stosunku do zastosowanego wydluze¬ nia, ajby otrzymac zaidana róznice pomiedzy katem natarcia, odpowiadajacym zerowej wartosci sily nosnej, a katem natarcia, od¬ powiadajacym najwiekszej jej wartosci/ Nastepujacy przyklad ilustruje zasto¬ sowanie wynalazku w przypadku zlozoneigo samolotu, w którym skrzydlo Fokker F; VII i skrzydlo R. A. F. 34 sa odpowiednio u- zyte na platy górnego i dolnego samolotu.Nalezy zaznaczyc, ze nizej podane liczby maja jedynie na celu zobrazowanie wyja¬ snionej zasady. Nie bienze sie pod uwage nosnosci plaszczyzn ogonowych i t. d.Przyjeto, ze platy posiadaja krzywe wspólczynnika nosnosci, wskazane na fig. 2 — 8, i ze górny samolot o duzem obcia¬ zeniu, który ma byc odczepiony, posiada minimalna szybkosc lotu o 50% wieksza od minimalnej szybkosci lotu samolotu zlozo¬ nego. Przyjeto równiez (jedynie dla jasno¬ sci), ze dbydwa samoloty posiadaja jedna¬ kowy ciezar calkowity.W = calkowitemu ciezarowi poszczególnych samolotów, A1 = powierzchni platu górnego samolotu, A2 = powierzchni platu dolnego samolotu, Vfm= najmniejszej szybkosci lotu samolotu zlozonego, 1,5 Vm = najmniejszej szybkosci lotu samolotu górnego.Q = gestosci powietrza* Stosownie do wyzej wyjasnionych za¬ sad obydwa samoloty znajduja sie w takim stosunku do siebie, iz podczas wzlotu sa¬ molotu zlozonego platy obydwóch samolo¬ tów skladowych posiadaja wspólczynniki najwiekszej nosnosci. Zachodzi to wtedy, gdy kat natarcia górnego samolotu wynosi okolo 18°, a dolnego samolotu — 15°, wsku¬ tek czego platy górnego samolotu sa usta¬ wione pod katem natarcia, wiekszym o 3° od kata natarcia platów dolnego samolotu.Najwieksze Wspólczynniki nosnosci oby¬ dwóch skrzydel wynosza odpowiednio 0,73 i 0,51 (fig. 2 i 8).Zwiazek miedzy powierzchniami platów okreslaja nastepujace równania, które przedstawiaja warunki dla lotu poziomego przy najmniejszej szybkosci samego tylko górnego samolotu i samolotu zlozonego: W =6.^.0,73.(1,5 VJ* 2 W=Q .A,. 0,73 . VJ + q . A2;0,5l. V^ . 2 X 0,73 X 1,52- 0,73 _ .Ao= —~~ Ai ~ O A-i* 2 0,51 •¦*¦ - 5 -t; j\ pidw^ztelmia plaitu dolnego samolotu j«st piec razy wieksza od powierzchni pla¬ tu gannego samolotu.Gdy samolot (zlozony odrywa sie od ziemi przy swej najmniejszej szybkosci lo¬ tu, wtedy stosunki, przy jakich obydwa sa¬ moloty skladowe przyczyniaja sie do cal¬ kowitej nosnosci, sa nastepujace, przyjmu¬ jac, ze L1 jest sila nosna platów górnego samolotu, a L2 — sila nosna platów dol¬ nego samolotu: = 0.286 U ^6.Ai0,73 VJ U eSAi.0,51 Vm2 L± + L2 = 2 W Lx = 0,445 W L2 = 1,555 W.Jezeli R stanowi reakcje miedzy oby¬ dwoma samolotami skladowemi, to wtedy R = W — Lx = L2 — W = 0,555 W, a wiec bedzie to zatem sila o wartosci 0,555 W, która usiluje zapobiec odlaczeniu sie od siebie obydwóch samolotów skladowych.Gdy jednakze samolot zlozony zwiek¬ sza swa szybkosc, to nosnosc platów górne¬ go samolotu zwieksza sie, a nosnosc platów dolnego zmniejsza sie, przyazem przy pew¬ nej sizybkosci lotu kazdy samolot skladowy bedzie unosil swój wlasny ciezar. Gdy sa¬ molot zlozony jeszcze zwiekszy swa sizyb- kosc, to wtedy nosnosc górnego samolotu staje sie wieksza od nosnosci dolnego, cze¬ go wynikiem bedzie sila, usilujaca odla¬ czyc od siebie obydwa samoloty skladowe.W ten sposób np., gdy samolot ulozony osiagnie szybkosc Vlt przy której katy na¬ tarcia platów obydwóch samolotów sklado¬ wych wynosza 1° (dolnego) i 4° (górnego), wtedy stosunki, w których obydwa samolo¬ ty zlozone przyczyniaja sie do unoszenia calosci, zostaja okreslone jak nastepuje: Wspólczynnik nosnosci platów górnego samolotu (fig. 2) = 0,455.Wspólczynnik nosnosci platów dolnego samolotu (fig, 8) = 0,075.Calkowita nosnosc = q.A1.0,455.Vx2 + + q.5A1. 0,075 Vx2 = 2 W = 2 q. A±. .0,73. (1,5 VJ2, skadVr' = 2X°'73X lj52 0,455+5X0,075 Vm2 = 3,96 V„r, a V, = 1,99 Vm.Nastepnie, jezeli Lx = sile nosnej platów górnego sa¬ molotu skladowego, a L2 = sile nosnej platów dolnego sa¬ molotu skladowego, to U _ 0,455 U ~ 5 X 0,075 ' Lr + L2 = 2 W, skad L1 = 1,1 W L2 = 0,9 W Jezeli T jest nadmiarem sily nosnej górnego samolotu, to T = Lx — W = W — L2 = 0,1 W.W ten sposób przy szybkosci prawie dwa razy wiekszej od najmniejsiziej szybko¬ sci lotu zlozonego samolotu górny samolot podnosic bedzie wiecej niz swój wlasny ciezar, przyczem istniec bedzie sila, równa prawie 0,1 W, usilujaca odlaczyc od sidbie obydwa samoloty.Gdy samolot zlozony jeszcze wiecej po¬ wiekszy swa szybkosc, nip. do szybkosci V2, przy której katy natarcia platów obydwóch samolotów skladowych wynosza 0,5° (dol¬ nego) i 3,5° (górnego), wtedy podzial no¬ snosci miedzy obyd^voma samolotami skla- doiwemi zostaje okreslony jak nastepuje.Wspólczynnik nosnosci platów górnego samolotu skladowego (fig. 2) = 0,435.Wspólczynnik nosnosci platów dolnego samolotu skladowego (fig, 8) = 0,055, — 6 -Calkowita s&a nosna — q . Ar. 0f43S..V22 + ^5^.0,055.V22 = 2W = 2. .£,,4,. 0,73.(11,5 Vw)2, skad czyli'V2 = 24-5 Vw.Nastepnie, jezeli L± = sile nosnej platów górnego sa¬ molotu, L2 = sile nosnej platów dolnego sa¬ molotu, to ly_ _ 0,435 U ~~ 5 X 0,055 ; L, + L2 = 2 W, lt = 1,225 W, L2 = 0,775 W.W ten sposób pnnzy szybkosci powietrza prawie 2,15 razy wiekszej od najanniejiszej szybkosci lotu samolotu zlozonego górny samolot bedzie posiadal nadmiar nosnosci wiekszy o 0,225 od ciezaru wlasoego, pod¬ czas gdy dolny samolot bedzie posiadal ta¬ ki sam niedobór nosnosci; powstaje zatem sila okolo 0,225 W, usilujaca odlaczyc od siebie obydwa samoloty skladowe.Z powyzszego wynika, ze gdy szybkosc zlozonego samolotu wzrasta, wówczas stale waraista równiez nosnosc platów górnego samolotu, podczas gdy nosnosc platów dol¬ nego samolotu stale sie zmniejsza dizieki róznicy charakterystyk skrizydel obranych wedlug wynalazku. Dzialanie zlozonego samolotu jest normalnie takie, ze w locie poziomym moze utrzymac szybkosc, prze¬ kraczajaca minimalna iszybkosc, przy któ¬ rej obydwa samoloty skladowe usiluja od¬ laczyc sie od siebie, lecz w kazdym raizie szybkosc samolotu zlozonego mozna zwiek¬ szyc, az osiagnie sie zadana szybkosc.Jak wyjasniono wyzej, urzadzenie za¬ mykajace, laczace ze soba obydwa samolo¬ ty, moze byc tak wykonane, aby go mozna bylo zwolnic w kazdej chwili po osiagnie¬ ciu przez zlozony samdot szybkosci, przy której,: górtmy samolot posiada nadnaiaw a®** snosci i istnieje sila, usilujaca odlaczyc je od siebie. Z powyzszego widac, ze po zwol¬ nieniu urtzadizenia laczacego górny samolot natychmiast wznosi sie z dolnego samolo¬ tu i unosi sie w powietrzu z zachowaniem [równowagi. W chwili odlaczania sie od dol¬ nego samolotu górny samolot unosi sie, zwykle pod katem natarcia bliskim kata, odpowiadajacego najwiekisizej ' nosnosci, wskutek czego górny samolot odlacza sie w ten sposób w szczególnie konzystnych warunkach. W chwili odlacaenia sie od sie¬ bie obydwóch samolotów dolny samolot po¬ siada niedobór nosnosci i w ten sposób usi¬ luje odlaczyc sie od godnego samolotu, Natychmiast jednak po bespiecmem odla¬ czeniu sie od siebie obu samolotów, .pilot dolnego samolotu moze przez manipulowa¬ nie sterami zwiekszyc nosnosc dolnego sa¬ molotu do wielkosci, niezbednej dla nieza¬ leznego lotu tego samolotu.Górny samolot moze byc umocowany na dolnym samolocie w trzech lub wiecej mief- scach oraz moze posiadac ur pewniajace to polaczenie dowolnie dlugo, albo tez moze nie byc umocowany w kilku miejscach, lecz spoczywac w tulejach lub lozyskach na dolnym samolocie i utrzymy¬ wac sie w swem polozeniu zapomoca spe¬ cjalnych urzadzen zamocowywujacych- Najlepiej, jezeli górny samolot jest umoco¬ wany na dolnym samolocie w jednem tyl¬ ko miejscu, gdyz wtedy wykluczone jest wszelkie niebezpieczenstwo, jakie mogloby wyniknac w razie, gdyby przy odmykaniu zawiodlo jedno z polaczen.Urzadzenia laczace, stosowane do po¬ laczenia obu samolotów skladowych samo¬ lotu zlozonego, moga byc wykonane po¬ dobnie, jak urzadzenia, Opisane w patencie Nr 20163, i moga byc zaopatrzone w odpo¬ wiednie narzady zabezpieczajace. Mozna np. stosowac narzady, zapobiegajace calko¬ witemu (zwolnieniu urzadlzen laczacych, do¬ póki iskirzydla górnego samokrtu nie posia- — 7 -I ! daja dostatecznej wartosci sily nosnej i nie zapewniaja bezpiecznego odlaczenia sie obu samolotów skladowych oraz niezaleznego lotu górnego samolotu natychmiast po jego odlaczeniu sie. Wreszcie turzadtzenia lacza¬ ce moga byc tak wykonane, aby je mozna bylo zwalniac tylko przez lacznie lub ko¬ lejne dzialanie narzadów rozrzadczych, u- miesztczonych na obydwóch samolotach skladowych.Nalezy nastepnie zaznaczyc, ze sposób zapewnienia bezpiecznego odlaczenia od siebie obydwóch samolotów, tworzacych zlozony samolot, opisany w patencie Nr 20163, moze byc polaczony ze sposobem wedlug niniejszego wynalazku. Polaczenie tych sposobów moze w razie potrzeby za¬ pewnic bezpieczne odlaczenie od siebie obu samolotów zapomoca zwiekszenia wspól¬ czynnika nosnosci platów górnego samolotu lub zapomloca takiej budowy platów gór¬ nego samolotu, alby posiadaly one charakte¬ rystyki, rózniace sie od charakterystyk pla¬ tów dolnego samolotu w mniejszym stopniu, jaki bylby wymagany, gdyby sposób wedlug jednego lub drugiego wynalazku byl uzyty osobno.Rozumie sie, ze kazdy samolot sklado¬ wy samolotu zlozonego wedlug wynalazku moze byc samolotem ladowym, wodnym lub ladowo-wodnym. PL