W przypadkach, gdy samolot posiada skrzydla, których poprzeczne profile po¬ przez cala ich rozpietosc sa jednakowe lub których grubosc w kierunku do konców skrzydel stopniowo sie zmniejsza, podczas lotu po przeciagnieciu samolotu nastepuje latwo jego przechylenie na jeden koniec skrzydla, co zkolei doprowadza do niebez¬ piecznego kolysania sie samolotu. Samolo¬ ty, posiadajace te ujemna wlasnosc, stano¬ wia nietylko ciagle niebezpieczenstwo dla niedoswiadczonych pilotów, lecz uniemoz¬ liwiaja tez osiagniecie najmniejszej mozli¬ wej szybkosci ladowania odpowiednio do rozporzadzalnego najwyzszego wyporu skrzydel samolotu, poniewaz juz nawet ma¬ le przekroczenie kata natarcia, odpowiada¬ jacego najwiekszemu wyporowi, doprowa¬ dza do zniweczenia statecznosci poprzecz¬ nej.Wady powyzsze skrzydel moga byc u- suniete mniej lub wiecej skutecznie zapo- moca róznych srodków. W tym celu stoso¬ wano na zewnetrznych koncach skrzydel profile procentowo grubsze, niz w srodku, gdyz grubsze profile posiadaja wieksze do¬ puszczalne granice kata natarcia, niz pro¬ file cienkie. Poza tern stosowano na ze¬ wnetrznych koncach skrzydel wciecia, któ¬ re podczas lotu po przeciagnieciu samolotu zmuszaja strumien powietrza do przylega¬ nia do skrzydla takze na zewnetrznychkoncach skrzydel, utrzymujac w ten spo¬ sób zwrotnosc poprzeczna samolotu. Wresz¬ cie wykonywano równiez Wichrowate skrzy¬ dla tak, aby srodkowe czesci skrzydla osia¬ gnely wczesniej krytyczny kat natarcia, niz konce skrzydla.Wedlug wynalazku osiaga sie statecz¬ nosc poprzeczna podczas lotu na przecia¬ gnietym samolocie dzieki temu, ze promien krzywizny czola profilu skrzydla w odnie¬ sieniu do kazdorazowej grubosci profilu skrzydla wzdluz rozpietosci skrzydel jest zmienny, przyczem w kierunku nazewnatrz w obrebie konców skrzydel promien krzy¬ wizny czola profilu jest duzy, w srodkowej zas czesci stosunkowo maly. Statecznosc poprzeczna samolotu mozna osiagnac we¬ dlug wynalazku równiez w ten sposób, ze najbardziej wysunieta czesc czola profilu skrzydla tylko w srodkowej czesci rozpie¬ tosci skrzydel zaopatruje sie w jedna lub kilka nierównosci albo szorstkosci na prze¬ strzeni, równajacej sie mniej wiecej polo¬ wie dlugosci tej rozpietosci.W dawniejszych wykonaniach stosowa¬ no równiez skrzydla o profilu zmiennym wzdluz ich rozpietosci, jednakze najgrub¬ sze miejsce znajdowalo sie w obrebie kon¬ ców skrzydel bezposrednio przy krawedzi natarcia, a w obrebie skrzydel, polozonym blizej kadluba, znajdowalo sie mniej wie¬ cej w polowie szerokosci skrzydla. W ten sposób w srodku rozpietosci skrzydel skrzydlo posiadalo zaostrzona krawedz na¬ tarcia, na koncach zas silnie zaokraglo¬ na.Skrzydlo samolotu w dawniejszem wy¬ konaniu posiadalo bardzo niedostateczne wlasnosci aerodynamiczne, podczas gdy skrzydlo wedlug wynalazku wykazuje do¬ bra sprawnosc, poniewaz najgrubsze miej¬ sce profilu znajduje sie zawsze w najko¬ rzystniejszej czesci profilu, a wiec mniej wiecej na jednej trzeciej szerokosci skrzy¬ dla. Nierównosci, szorstkosci lub mniejsze promienie krzywizny znajduja sie w skrzy¬ dle wedlug wynalazku w punkcie wejscia, czyli spietrzenia powietrza podczas lotu szybkiego. W tym punkcie spietrzenia po¬ wietrza, jak wiadomo, szybkosc przeplywu powietrza, a tern samem jego opór, równa sie zeru.Skutecznosc skrzydla wedlug wynalaz¬ ku polega na znanem zjawisku, ze profile skrzydel z zaostrzonem czolem posiadaja mniejsze granice kata natarcia, niz profile z czolem bardziej zaokraglonem. To samo dotyczy profilów, posiadajacych na przed¬ niej czesci ich czola nierównosci lub szorst¬ kosci. Skutek, osiagany przez uksztaltowa¬ nie skrzydla wedlug wynalazku, bylby wiec podobny do osiaganego przez wichrowate skrzydlo lub przez zastosowanie profilów o malych granicach dla kata natarcia w srod¬ ku, o duzych zas — na koncach.Skrzydlo wedlug wynalazku wykazuje jednak jeszcze dalsze korzysci. Profile skrzydel z czolem zaostrzonem lub w przy¬ blizeniu zaostrzonem, wykazuja, przy wzrastaniu kata natarcia, powyzej kata, od¬ powiada jacego najwyzszemu wyporowi, stosunkowo male zmniejszenie sie wspól¬ czynnika wyporu. Wlasnosc ta jest bardzo korzystna ze wzgledu na statecznosc po¬ przeczna podczas lotu na przeciagnietym samolocie, gdyz zmniejsza kolysanie sie samolotu. Poza tern profile skrzydel z nie¬ równosciami na krawedzi natarcia skrzy¬ dla oraz profile skrzydel, posiadajacych przednia czolowa powierzchnie o niewiel¬ kim promieniu krzywizny maja te wlasnosc, ze strumien powietrza zazwyczaj odrywa sie wpierw w obrebie czola skrzydla, pod¬ czas gdy jeszcze przylega w obrebie tylnej krawedzi skrzydla. Wskutek tego srodek wyporu zostaje przesuniety do tylu. Po¬ wstaly w ten sposób moment obrotowy na¬ chyla przód samolotu, powodujac zmniej¬ szenie sie kata natarcia skrzydel samolotu, wplywajac tern samem dodatnio na sta¬ tecznosc samolotu.Na rysunku uwidoczniono kilka przy- — 2 —kladów- Wykonania profilów skrzydla; Fig, 1 przedstawia profil skrzydla wedlug wy¬ nalazku, w którym zaznaczono linjami'..kre¬ skowana i kropkowana odnosne ksztalty krawedzi natarcia skrzydla wedlug wyna¬ lazku wzdluz rozpietosci skrzydel, a fig. 2 -— 8, przedstawiaja kilka odmian wyko¬ nania czola profilów skrzydla.W obrebie konców skrzydel wedlug wy¬ nalazku promien krzywizny czola ich pro¬ filu jest duzy i profil posiada zarys, uwi¬ doczniony na fig. 1 pelnemi linjami. Az do polowy skrzydla zmniejsza sie promien krzywizny czola skrzydla i moze, ewen¬ tualnie, zmniejszyc sie nawet do zera, tak ze powstanie wówczas profil ostrej krawe¬ dzi natarcia, jak uwidoczniono linjami kropkowanemi na fig. 1. Posrednie profile, z których jeden profil jest zaznaczony po¬ miedzy obu linjami koncowych profilów skrzydla, posiadaja czolo o srednim pro¬ mieniu krzywizny, jak uwidoczniono na ry¬ sunku linjami kreskowanemi. W skrzy¬ dlach, zwezajacych sie ku koncowi (trape-' zowych, eliptycznych lub tym podobnych), promien krzywizny równiez sie zmniejsza wedlug wynalazku w kierunku ku srodko¬ wi rozpietosci skrzydel nosnych, jednakze to zmniejszenie promienia krzywizny moze nie byc absolutne, gdyz wystarczy w wiek¬ szosci przypadków zmniejszenie sie pro¬ mienia krzywizny czola profilu proporcjo¬ nalnie do grubosci skrzydla.Skrzydlom samolotu nadaje sie czesto taka postac, ze jeden lub kilka profilów zasadniczych skrzydla zmniejsza sie lub tez zwieksza sie nietylko procentowo w sto¬ sunku do szerokosci skrzydel, lecz równiez w ten sposób, ze grubosc profilu zmniejsza sie procentowo w kierunku ku koncom skrzydel. Wraz ze zmniejszeniem grubosci skrzydla na koncach otrzymuje sie zmniej¬ szenie oporu calego skrzydla, jednakze w tym przypadku nastepuje tez zwiekszenie niebezpieczenstwa bocznego przechylenia sie samolotu podczas lotu na przeciagnie¬ tym samolocie, jak juz wspomniano po¬ przednio wyzej. Wedlug wynalazku pro¬ mien krzywizny czola profilu tego rodzaju skrzydel zmienia sie wzdluz ich rozpietosci tak, aby odnosnie do profilu zasadniczego wedlug fig. 1 lub profilów, ksztaltowanych odpowiednio do procentowo równej grubo¬ sci, promien krzywizny byl duzy na kon¬ cach skrzydel, maly zas wpoblizu podluz¬ nej osi samolotu.Przyklady wykonania skrzydel, zapo^ moca których otrzymuje sie takie same lub podobne wyniki, sa uwidocznione na fig. 2 do 8. W przykladach wykonania skrzydla wedlug fig. 2 do 5 na krawedzi natarcia skrzydla o normalnym profilu sa przymo¬ cowane listwy, tworzace na profilach skrzy¬ dla rodzaj wystepów. Listwy te moga w przekroju poprzecznym posiadac postac trójkata (fig 2), trapezu (fig. 3), dwu przy¬ leglych trójkatów (fig. 4), lub tez ksztalt zaokraglony (fig. 5). Czolo profilu skrzy¬ dla, zaopatrzone w ten sposób w odnosne nierównosci, moze byc poddane próbnym lotom, w celu dobrania najwlasciwszego ksztaltu, wykazujacego najlepsza spraw¬ nosc. W szczególnosci mozna w ten sposób stwierdzic, na jakiej dlugosci nalezy kra¬ wedz natarcia skrzydla zaopatrzyc w nie¬ równosci wzdluz rozpietosci skrzydel, aby osiagnac najlepszy mozliwie wynik. Ten najlepszy wynik zostanie osiagniety wtedy, jesli stosownie do wynalazku najbardziej wysunieta ku przodowi czesc czola profilu skrzydla w srodkowej czesci rozpietosci skrzydel bedzie posiadala jedna lub kilka nierównosci albo szorstkosci o dlugosci, równajacej sie mniej wiecej polowie roz¬ pietosci skrzydla.W przykladzie wykonania skrzydla we¬ dlug fig. 6 na krawedzi natarcia skrzydla umieszczona jest szorstka powierzchnia a, w przykladzie wykonania wedlug fig. 7 za¬ stosowana jest nierównosc w postaci wgle¬ bienia, a wedlug fig. 8 — czesciowy wystep w postaci schodka. — 3 — PL