W samolotach z klapami na tylnej kra¬ wedzi skrzydla, sluzacemi do zwiekszania wyporu, sprawia pewne trudnosci umie¬ szczenie uzywanych zwykle sterów po¬ przecznych. Gdy wspomniane klapy sluza do sterowania poprzecznego w calej ich rozpietosci albo tez tyilko w ich czesciach zewnetrznych, trzeba ze wzgledów bezpie¬ czenstwa zrezygnowac z najwiekszej moz¬ liwej do uzyskania sily wyporu. Gdyby klapy sluzace do sterowania poprzeczne¬ go zostaly przesuniete tak daleko, jak kla¬ py, sluzace do wyporu, to pociagneloby to za soba pewne niebezpieczenstwo, polega¬ jace na oderwaniu sie strumienia powie¬ trza najpierw na koncach skrzydel, co mo¬ globy spowodowac runiecie samolotu* Dla¬ tego czynione juz byly próby umieszczania specjalnych sterów poprzecznych w posta¬ ci obrotowych konców skrzydel lub w po¬ staci plaszczyzn pomocniczych, umieszczo¬ nych tuz nad skrzydlem. Obydwa te urza¬ dzenia posiadaja jednak te wade, ze pla¬ szczyzny, sluzace do sterowania poprzecz¬ nego, nie wytwarzaja zadne} sily wyporo¬ wej, lecz natomiast wytwarzaja znaczny o- pór.Stosowano juz urzadzenia do sterowa¬ nia poprzecznego, skladajace sie z pla¬ szczyzn zaklócajacych, które umieszczano od ssacej slrony profilu skrzydla, a które zaklócaly prad powietrza w odpowiadaja¬ cej im czesci skrzydla. Wskutek zaklóce¬ nia pradu powietrza powstawalo zmniej-szenie sily 1tfyp6ru W granicach rozpieto¬ sci sltrzydel w tych mi^j|cach, w których powierzchrfie |ei wystap * z powierzchni f skrzydel. Tfe zrariejllaszcfcyzny zaklócaja- ce umieszczano w obrebie konców skrzy¬ del w tych samych granicach rozpietosci, w któarych zwykle znajduja sie normalne lotki sterownicze.Tegorodzaju stery poprzeczne posiada¬ ja te zalete, ze sprawnosc ich, zwlaszcza podczas lotu przy przeciagnietym samolo¬ cie, kiedy zwykle lotki zawodza, jest do¬ bra. Dalsza zaleta tych sterów poprzecz¬ nych o plaszczyznach zaklócajacych pole¬ ga na tein, ze wytwarzaja one moment ob¬ rotowy, który wlasnie przeciwdziala nie¬ korzystnemu momentowi obrotu zwyklych lotek. Znane sieiy poprzeczne z plaszczy¬ znami zaklócajacemi posiadaja jednak te wade, ze zmienny moment przechylajacy samolot na bok, zgodnie z teoretycznym wykresem krzywej zmiennosci momentu, posiada przy szybkim locie samolotu nie- korzysttny przebieg.Na fig. 1 rysunku przedstawiono mo¬ menty, przechylajace samolot w zaleznosci od wychylenia plaszczyzny zaklócajacej.Fig. la przedstawia schematycznie widok boczny skrzydla z oznaczeniem katów wy¬ kresu na fijg. 1. Z wykresu na fig. 1 wyni¬ ka, ze stosownie do wielkosci kata natar¬ cia a skrzydla dzialanie sterów poprzecz¬ nych o plaszczyznach zaklócajacych jest rozmaite. Z przebiegu krzywych na wykre¬ sie widac, ze gdy katy natarcia a równaja sie 10° i wiecej, wtedy momenty przechy¬ lajace, wywolywane przez stery poprzecz¬ ne, stale rosna w miare odchylenia pla¬ szczyzny zaklócajacej. Gdy katy natarcia skrzydla wynosza mniej niz 10°, a wiec przy szybkosciach lotu, odpowiadajacych lotowi podróznemu, lotowi szybkiemu, a nawet wznoszeniu sie samolotu, momenty obrotowe, przechylajace samolot na bok, sa ujemne az do nachylenia plaszczyzny zaklócajacej pod katem /?, równym mniej wiecej ló6, to znaczy momenty te sa wprost przeciwne dzialaniom sterowniczym, jakie nailezaloby uzyskac zapomoca powierzchni zaklócajacych wskutek wychylenia ich przez pilota.Wykres ten oparty jest na badaniach, przeprowadzonych w kanale aerodyna¬ micznym. Praktyczne próby, przeprowa¬ dzone z samolotem podczas lotu, wykaza¬ ly jednak, ze niepozadany przebieg krzy¬ wej zmiennosci momentu przechylajacego, przy katach natarcia a mniejszych od 10°, nie jest tak bardzo niekorzystny. Na pod¬ stawie lotów doswiadczalnych stwierdzo¬ no mianowicie, ze przy katach natarcia skrzydla mniejszych od 10° plaszczyzny zaklócajace, az do odchylenia wynoszace¬ go okolo 10°, wprawdzie nie wytwarzaja dodatniego momentu przechylajacego sa¬ molot na bok, jednakze nie wytwarzaja równiez przechylajacego momentu ujemne¬ go. Zjawisko to mozna tern wyjasnic, ze w przeciwienstwie do modelu w kanale aero¬ dynamicznym, samolot pod wplywem mo¬ mentów obrotowych, które wystepuja juz przy malych odchyleniach plaszczyzn za¬ klócajacych, wykonywa nieznaczne zwro¬ ty. Koniec skrzydla, który ma sie obnizyc, traci na szybkosci! wskutek podniesienia plaszczyzny zaklócajacej i spowodowane¬ go tern oporu, co pociaga za soba strate na wyporze. Wyprzedzajacy koniec skrzy¬ dla zyskuje wskutek zwrotu samolotu na szybkosci, a tern samem na wyporze. Zja¬ wisko to mozna jeszcze zwiekszyc w ten sposób, ze samolotowi nadaje sie wieksza statecznosc poprzeczna. Ta statecznosc po¬ przeczna powinna przekroczyc niezbedna wielkosc tylko w bardzo nieznacznym stop¬ niu. Wskutek tej statecznosci samolot, któ¬ ry z powodu jednostronnego podniesienia plaszczyzn zaklócajacych natychmiast przesuwa sie nieco wbok, jeszcze skutecz¬ niej podnosi sie na wyprzedzajacym kon¬ cu skrzydla. Widocznym skutkiem tych dwóch zjawisk jest fakt, ze w samolocie w — 2 —rzeczywistosci nie wystepuja ujemne mo¬ menty przechylajace, stwierdzone przez po¬ miary w kanale aerodynamicznym.Jednakze ta bezskutecznosc plaszczyzn zaklócajacych az do odchylenia, wynosza¬ cego okolo 10°, jest bardzo niepozadana.Pilot musi poruszac dzwignie sterownicza (np. drazkiem sterowym, recznem kolem lub podobnym narzadem) w zakresie oko¬ lo 20% calej jej drogi, nie osiagajac przez to jeszcze dzialania sterujacego. Ten pra¬ wie bezskuteczny zakres odchylenia wpo- blizu zerowego polozenia dzwigni sterow¬ niczej zmusza pilotów, juz przy malych za¬ burzeniach statecznosci! poprzecznej, do duzych! odchylen w) sterowaniu. Koniecz¬ nosc bardzo szybkiego wywolania momentu przechylajacego samolot powoduje, wsku¬ tek bezskutecznego zakresu odchylenia dzwigni sterowniczej, zbyt szybkie ruchy sterownicze, po osiagnieciu zas zakresu skutecznego nagle wystepuja duze mo¬ menty/Wskutek tego sterowanie poprzeez* ne jest gwaltowne. Okolicznosc ta jest nie- tylko niedogodna, lecz ponadto podczas lotu na przeciagnietym samolocie, gdy ste¬ ry poprzeczne z plaszczyznami zaklóca- jacemi wykazuja szczególnie skuteczne dzialanie, jest równiez niebezpieczna, po¬ niewaz podczas ladowania samolot dozna^ walby gwaltownych przechylen.Na fig. 2 rysunku przedstawiono linja- mi pelnemi przebieg krzywej zmiennosci momentu obrotowego przechylajacego sa* molot na bok, wywolywanego przez znane stery poprzeczne w postaci powierzchni zaklócajacych, w zaleznosci od odchylenia dzwigni sterowniczej, a mianowicie prze¬ bieg momentu przy malych katach natar¬ cia skrzydla samolotu. Linjami przerywa- nemi uwidoczniono zadany przebieg mo¬ mentu obrotowego, przechylajacego samo¬ lot w zaleznosci od odchylenia dzwigni sterowniczej. Pozadany jest prawie staly wprost momentu obrotowego w miare od¬ chylania dzwigni sterowniczej, a w szcze¬ gólnosci juz przy malych jego odchyle¬ niach. W ten sposób mozna uniknac powy¬ zej opisanego, niekorzystnego przebiegu sterowania.Wedlug wynalazku powierzchnie zakló¬ cajace sa podzielone poprzecznie do ich rozpietosci na dwie lub kilka czesci. Przy malych odchyleniach dzwigni sterowniczej podnosi sie jedna z czesciowych powierzch¬ ni zaklócajacych, podczas gdy pozostala lub pozostale powierzchnie zaklócajace do¬ chodza do podniesionej pierwszej pla¬ szczyzny dopiero przy wiekszem odchyle¬ niu dzwigni sterowniczej. Wedlug innej postaci wykonania wynalazku powierzch¬ nia zaklócajaca jednego skrzydla zostaje wprawdzie mepodzielona, ale stosunek przekladni miedzy dzwignia sterownicza i powierzchnia zaklócajaca moze byc tak zmieniany, aby osiagany byl staly przyrost momentu przechylajacego w miare odchy¬ lania dzwigni sterowniczej. Wedlug innej jeszcze postaci wykonania powierzchnie za¬ klócajace poruszane sa w ten sposób lub ich wystajace krawedzie posiadaja takie zarysy, ze powierzchnie te podczas ich podnoszenia zaczynaja dzialac przede- wszystkiem na jednej czesci swej rozpie¬ tosci, a pozostale czesci rozpietosci po¬ wierzchni zaklócajacej po ich uruchomie¬ niu dzialaja w ten sposób, ze zostaje osia¬ gniety pozadany przebieg krzywej mo¬ mentu obrotowego, przechylajacego samo? lot nabok. ?..-.'' Na rysunku przedstawiono kilka odmian wykonania sterów poprzecznych wedlug wynalazku.Fig. 1 przedstawia wykres przebiegu momentu obrotowego, przechylajacego sa¬ molot na bok, w zaleznosci od wychylenia znanych sterów poprzecznych w postaci powierzchni zaklócajacych, a fig. la ^- wi¬ dok boczny skrzydla z oznaczeniem wiel¬ kosci katów natarcia a skrzydla i katów odchylenia /? powierzchni zaklócajacych; fjg. 2 przedlst&wia wykres, na którym linja- — 3 —mi przerywanemi zaznaczony jest zadany przebieg krzywej momentu obrotowego przechylajacego samolot na bok, a iinjami pelnemi — przebieg krzywej zmiennosci tego momentu zapomoca znanych po¬ wierzchni zaklócajacych; fig. 3 przedsta¬ wia wykres wyprzedzania wychylenia po¬ wierzchni zaklócajacej, osiaganego zapo¬ moca przekladni miedzy powierzchnia za¬ klócajaca i dzwignia sterownicza, a które jest konieczne do osiagniecia zadanego przebiegu momentu obrotowego przechyla¬ jacego samolot na bok, zaznaczonego linja¬ mi przerywanemi kres krzywych przebiegu dzialania po¬ wierzchni zaklócajacej, podzielonej na dwie czesci; fig. 5 przedstawia schema¬ tycznie przekrój przez skrzydlo z podluz¬ na lotka do zwiekszania wyporu skrzydla i powierzchnia zaklócajaca, a fig. 6 — rzut poziomy jednego skrzydla z powierzchnia zaklócajaca, podzielona w mysl wynalazku na dwie czesci; fig. 7 do 10 przedstawiaja kilka odmian urzadzen sterowniczych, przy pomocy których osiaga sie zmienne wedlug wynalazku przekladnie ruchu miedzy dzwi¬ gnia sterownicza i powierzchnia zaklóca¬ jaca; fig. 11 przedstawia perspektywiczny widok konca skrzydla, zaopatrzonego w niepodzielna zwichrowana powierzchnie za¬ klócajaca; fig. 12 — postac wykonania od¬ nosnego urzadzenia sterowniczego, nadaja¬ cego zwichrowany ksztalt powierzchni za¬ klócajacej, przedstawionej w perspekty¬ wie na fig. 11, wreszcie fig. 13, 14 i 15 przedstawiaja powierzchnie zaklócajaca w trzech kolejnych polozeniach podczas prze¬ suwania jej przez szczeline w powloce skrzydla, kiedy poszczególne czesci roz¬ pietosci powierzchni zaklócajacej zaczy¬ naja kolejno dzialac, w celu osiagniecia zadanego przebiegu momentu obrotowego, przechylajacego samolot na bok.Skrzydlo, przedstawione na fig. 5 w przekroju, a na fig. 6 — w rzucie pozio¬ mym, posiada znana lotke a, która sluzy do zwiekszenia wyporu skrzydla i moze byc zupelnie odchylana wzdluz cale} roz¬ pietosci skrzydla, odmiennie niz zwykla lotka i bez zwiazku ze sterowaniem po- przecznem. W ten sposób moze byc wyko¬ rzystany mozliwie najwiekszy wypór skrzy¬ dla. Powierzchnie zaklócajace b ciagna sie w tych samych prawie granicach roz¬ pietosci, co zwykla lotka. Szerokosc tych powierzchni wynosi w przyblizeniu 5 do 10% szerokosci skrzydla. Powierzchnie zaklócajace b sa wedlug wynalazku po¬ dzielone poprzecznie do rozpietosci na dwie lub kilka czesci. Przy podziale na dwie czesci bt i fe2 (fig. 6) najkorzystniej jest, gdy zewnetrzna czesc 6X posiada mniejsza rozpietosc, np. okolo 30% lacznej rozpieto¬ sci obu czesci powierzchni zaklócajace).Ta zewnetrzna czesc 6lf która najlepiej jest umiescic mozliwie blisko konca skrzy¬ dla, podnosi sie zupelnie juz przy malych odchyleniach dzwigni sterowniczej i pozo¬ staje w tern podniesionem polozeniu pod¬ czas dalszego poruszania sie dzwigni ste¬ rowniczej. Przy wiekszych odchyleniach dzwigni sterowniczej nastepuje podniesie¬ nie drugiej czesci 62 powierzchni zaklóca¬ jacej. Dzialanie tej podzielonej na dwie czesci powierzchni zaklócajacej w wyko¬ naniu wedlug fig. 6 przedstawiono wy- kreslnie na fig. 4. Przy malych odchyle¬ niach dzwigni sterowniczej zaczyna natych¬ miast dzialac czesc bx powierzchni zakló¬ cajacej,, a bezskuteczny zakres krzywej zmiennosci momentu obrotowego, przechy¬ lajacego samolot na bok, jest tak znacznie zmniejszony, ze praktycznie jest zupelnie niedostrzegalny. Na krótko przed osiagnie¬ ciem przez powierzchnie zaklócajaca b1 polozenia, odpowiadajacego najwiekszemu osiagalnemu momentowi obrotowemu, prze¬ chylajacemu samolot na bok, nastepuje równiez podnoszenie czesci 62 powierzchni zaklócajacej. Gdy czesc b2 przebywa swa bezskuteczna droge, czesc b1 osiaga juz polozenie, odpowiadajace najwiekszemu — 4 —momentowi obrotowemu, zachowujac w dalszym ciagu na stale to polozenie, pod¬ czas gdy czesc 62 lub, w przypadku zasto¬ sowania kilku powierzchni czesciowych, pozostale czesci powierzchni zaklócajacej zostaja w dalszym ciagu podnoszone; Mo¬ menty obrotowe, przechylajace samolot na bok, wytworzone przez dwie czesci b1 i b2 powierzchni zaklócajacej lub wieksza ich liczbe, sumuja sie i wytwarzaja w rezulta¬ cie jeden wypadkowy moment obrotowy, przedstawiony wykreslnie na fig. 4 linja przerywana, która odtwarza przebieg wy¬ padkowego momentu obrotowego przechy¬ lajacego samolot na bok.Podobna zmiane momentu obrotowego przechylajacego samolot na bok, w zalez¬ nosci od odchylenia dzwigni sterowniczej, mozna osiagnac w ten sposób, ze dobiera sie zmienny stosunek przekladni miedzy odchyleniem dzwigni sterowniczej i odchy¬ leniem powierzchni zaklócajacej, Z prze¬ biegu krzywych na wykresie wedlug fig, 2 mozna okreslic potrzebny w danej chwili stosunek przekladni. Aby wytworzyc np. moment obrotowy o wielkosci c, powierzch¬ nia zaklócajaca 6 musi sie odchylic o kat, wynoszacy x stopni. Prosta jednakowych momentów obrotowych przecina krzywa pozadanego przebiegu momentu obrotowe¬ go (zaznaczonego na rysunku linja przery¬ wana) w punkcie, któremu odpowiada od¬ chylenie dzwigni! sterowniczej o kat, wyno¬ szacy y stopni. Pozioma odleglosc miedzy obydwiema krzywemi wedlug fig. 2 daje wiec kazdorazowa róznice odchylania dzwi¬ gni sterowniczej i powierzchni zaklócaja¬ cej. Na wykresie fig. 3 przedstawiono prze¬ bieg krzywej wyprzedzania odchylenia po¬ wierzchni zaklócajacej w zaleznosci od od¬ chylenia dzwigni sterowniczej.Na fig. 7 przedstawiono przyklad wy¬ konania urzadzenia sterowniczego1 po¬ wierzchni zaklócajacej ze zmiennym sto¬ sunkiem przekladni nastawczej wedlug wy¬ nalazku. W zewnetrznem pokryciu d skrzy¬ dla jest umieszczona powierzchnia zaklóca¬ jaca 6, obracajaca sie wokolo oski e. We¬ wnatrz skrzydla jest osadzona dzwignia ko¬ lankowa /, na której jednym koncu jest osadzony krazek g, a której drugi koniec jest polaczony z linkami lub drazkami h, które prowadza do dzwigni sterowniczej, znajdujacej sie obok siedzenia pilota. Kra¬ zek g przylega poblizu oski e do po¬ wierzchni zaklócajacej b. W razie pocia¬ gniecia linki lub drazka h dzwignia / na¬ ciska za posrednictwem krazka g na po¬ wierzchnie b, odchylajac ja z powierzchni skrzydla, i podnosi ja do polozenia konco¬ wego, zaznaczonego na rysunku linjami kreskowanemi. Przy pomocy tego dzwi¬ gniowego urzadzenia rozrzadczego juz ma- lemi odchyleniami dzwigni sterowniczej moze byc osiagniete przekroczenie malo skutecznego zakresu krzywej momentu ob¬ rotowego, przechylajacego samolot na bok, poniewaz male odchylenia dzwigni sterow¬ niczej wpoblizu polozenia zerowegoi odpo¬ wiadaja duzym odchyleniom powierzchni zaklócajacych. Dzieki temu, ze odleglosc krazka g od oski e jest w polozeniu zero- wem bardzo mala i zwieksza sie przy wiek¬ szych odchyleniach powierzchni zaklócaja¬ cych wzglednie dzwigni sterowniczej, zmie¬ nia sie równiez stosunek przekladni mie¬ dzy dzwignia sterownicza i powierzchnia zaklócajaca. W licznych przypadkach juz zapomoca tego prostego urzadzenia roz¬ rzadczego wedlug fig. 7 mozna osiagnac zadowalajacy przebieg krzywej momentu obrotowego, przechylajacego samolot na bok. Przez umieszczenie na powierzchni zaklócajacej b krzywiznowego toru i, jak w wykonaniu urzadzenia wedlug fig. 8, przebieg krzywej tego- momentu moze byc zmieniony jeszcze bardziej.Juz zapomoca opisanej wyzej, samej tylko zmiany stosunku przekladni miedzy dzwignia sterownicza i powierzchnia zakló¬ cajaca mozna osiagnac zadany przebieg krzywej momentu obrotowego. Wskazane — 5 —jest jednak oprócz tego, stosownie do wy¬ nalazku, podzielenie powierzchni zaklóca¬ jacej na czesci. Podzial taki jest uzasad¬ niony tern, ze wskutek duzej przekladni wystepuja przy malych odchyleniach w dzwigni sterowniczej duze sily. Wskutek podzialu powierzchni zaklócajacych wy¬ stepuje równomierniejszy podzial sil przy odchylaniu dzwigni sterowniczej. Zapewnia to spokojna i wygodna obsluge urzadze¬ nia sterowniczego.Przy rozrzadzie wedlug wynalazku wskazane jest stosowanie duzej przeklad¬ ni tylko dla tej czesci powierzchni zakló¬ cajacej, która podnosi sie najpierw, aby mozna bylo ja szybko podniesc juz przy malych odchyleniach dzwigni sterowniczej.Najpraktyczniej jest, gdy pozostale czesci powierzchni zaklócajacej! podnosi sie stop¬ niowo. Ma to te zalete, ze przy kazdorazo- wem ustawieniu pozostalych czesci po¬ wierzchni zaklócajacej nie wystepuje na¬ gle zwiekszenie sil w narzadach steruja¬ cych, ze wzgledu na spokojne podnoszenie' pozostalych czesci powierzchni zaklócaja¬ cych, oraz ze otrzymana krzywa momentu obrotowego przechylajacego samolot na bok, która przedstawia sume wartosci po¬ szczególnych krzywych, zachowuje zawsze pozadany przebieg.Powyzsze odnosi sie równiez do niepo¬ dzielnych podatnych powierzchni zaklóca¬ jacych lub sztywnych powierzchni zakló¬ cajacych, które w podobny sposób przesu¬ wane sa przez szczeline w powierzchni skrzydla. Stosunkowo predko podnoszona jest pierwsza czynna czesc rozpietosci po¬ wierzchni zaklócajacej, poczem w sposób ciagly podnoszone sa pozostale czesci roz¬ pietosci powierzchni zaklócajacej.Na fig. 9 i 10 przedstawiono przyklad wykonania urzadzenia sterowniczego, za- pomoca którego przez róznorodne wyko¬ nanie kciuka k mozna zmieniac stosunek przekladni dla róznych czesci zwichrowa¬ nej wzglednie niepodzielonej powierzchni zaklócajacej. Na fig. 9 kciuk k jest zaopa¬ trzony w krzywiznowy bok o niewielkiej krzywiznie. Kciuk ten obraca sie na osce 1, osadzonej w skrzydle. Przy nieznacznym obrocie kciuka k z polozenia zerowego, za¬ znaczonego na rysunku linjami pelnemi, podnosi sie natychmiast powierzchnia za¬ klócajaca. Kciuk k w urzadzeniu wedlug fig. 10 posiada bok o wielkiej krzywiznie.Obrotowi kciuka k w urzadzeniu wedlug fig. 10 odpowiada znacznie powolniejszy ruch katowy powierzchni zaklócajacej. A wiec podczas uruchomiania powierzchni za¬ klócajacych, skladajacych sie z kilku cze¬ sci, najpierw podnoszona czesc powierzch¬ ni zaklócajacej jest uruchomiana zapótmo- ca kciuka w wykonaniu wedlug fig. 9, a po¬ zostale czesci powierzchni zaklócajacych — zapomóca kciuka o ksztalcie, przedstawio¬ nym na fig. 10.Do osiagniecia niezbednych w* mysl wy¬ nalazku stosunków przekladni istnieje bar¬ dzo wiele rozwiazan. Wedlug wynalazku zadany przebieg krzywej momentu obroto¬ wego, przechylajacego samolot na bok w zaleznosci od uruchomienia dzwigni ste¬ rowniczej, mozna równiez osiagnac w ten sposób, ze powierzchnie zaklócajace do¬ prowadza sie w czynne polozenie przez odpowiedni ruch lub przez nadanie odpo¬ wiednich zarysów ich krawedziom w tej czesci ich rozpietosci, które najpierw sa czynne, poczem w odpowiedni sposób do¬ prowadza sie do dzialania pozostale czesci rozpietosci powierzchni zaklócajacej. W u- rzadzeniach wedlug fig. 11 — 15 przedsta¬ wiono kolejne polozenia czesci rozpietosci powierzchni zaklócajacej, uruchomianej za¬ pomóca przekladni o zmiennym stosunku.W urzadzeniu wedlug fig. 11 przewidziano na skrzydle powierzchnie zaklócajaca 6, doprowadzana do stanu zwichrowanego w kierunku podluznym. W polozeniu zero- wem powierzchnia b spoczywa na powloce skrzydla. Przez uruchomienie dzwigni ste¬ rowniczej podnosi sie najpierw koniec m - C -powierzchni b, podczas gdy kmc n lezy jesfccze na powierzchnia skrzydla. Czynna powierzchnie powierzchni zaklócajacej h zwieksza sie przez podnoszenie coraz to dalszych czesci rozpietosci, w zaleznosci od wychylenia dzwigni sterowniczej, az do osiagniecia zadanego przebiegu krzywej momentu obrotowego, przechylajacego sa¬ molot na bok. Po zupelnem podniesieniu powierzchnia b zajmuje polozenie, zazna¬ czone na fig. 11 linjarcii kropkowanymi. Li- njami pelnemi nakreslono powierzchnie zaklócajaca b w polozeniu da polowy wy* prostowanera.W urzadzeniu wedlug fig. 12 stopniowe podnoszenie powierzchni b odbywa sie za- pomoca czterech kciuków pv p2i pa, p4, osadzonych na Wale o. Przez obrócenie wa¬ lu kciukowego o w kierunku przeciwnym do mchu wskazówek zegara najpierw zo¬ staje podniesiony przez kciuk pt koniec plaszczyzny 6. Przy dalszem obracaniu wa¬ lu o nastepne kciuki podnosza stopniowo pozostale czesci powierzchni b. Linjami kreskowanemi oznaczono przekroje po¬ wierzchni b w róznych polozeniach, odpo¬ wiadajace poszczególnym kciukom p2, ps i Pr Powierzchnia b swa przednia krawe¬ dzia a jest polaczona! z zew&tetrzna powlo¬ ka skrzydla i wskutek swej elastycznosci usiluje powrócic do swego wyjsciowego po¬ lozenia w powierzchni skrzydla, Sile na¬ piecia powierzchni b mozna zwiekszyc za- pomoca sprezyn pomocniczych lub podob¬ nych narzadów. Wolna krawedz r po- wierzdani b, w celu dalszego oddzialywa¬ nia na przebieg krzywej momentów obroto¬ wych, moze byc prowadzona wzdluz odpo¬ wiedniego krzywiznowego toru.W urzadzeniu wedlug fig. 13 — 15 po¬ wierzchnia zaklócajaca b jest przesuwana przez szczeline w powierzchni skrzydla stosownie do wynalazku, tak iz najpierw podnosi sie jeden koniec powierzchni b (fig. 14}, a potem przez dalsze odchylenie dzwigni sterowniczej podnosi sie równiez drugi fej kotne? (fig. 13), Ruch powrflA* ni zaklócajacej b poprzez $iaazczyzne ze¬ wnetrznej powloki d skrzydla odbywa rie w ten sposób, tó drazek % zapatrzony w prowadnice zt i z2, przez przesuniecie w kierunku osiowym podnosi kolejno czopy x2 i u19 w które wyposazone sa konce po¬ wierzchni b. Drazek s jest w dowolny spo¬ sób polaczony z dzwignia sterownicza.Dzieki roztóaitym ksztaltom krzywiano- wych powierzchni prowadnfc^ych prowad¬ nic z1 i z2 &t*z przez zmiane odleglosci miedzy temi prowadnicaini zx i z2 mozna osiagnac dowolny ruch |Kwter;achai b. Gór* na krawedz powierzchni b moze równiez posiadac krzywiznowy przebieg, który a* swej strony przyczynia sie do zmiany krzy¬ wej momentów obrotowych, przechylaja* cych samolot aa bok. Tak wiec w niektó¬ rych przypadkach wskazane jort podnosza¬ ca sie najpierw czesc powierzchna zakló¬ cajacej Wyposazyc w ftieco wieksaa sze¬ rokosc, niz fMDweostate jej czesci, aby nisko nachylona czesc krzywej momeartów ti* ksztaltowac na poczatku uruchotfnietiia po- wi*rachttL zaklócajacych bardziej strorao.Nfe jest rzecza konleczfcsa, aby w której¬ kolwiek z opisanych wyzej postaci wyko¬ nania powierzchni zaklócajacej najpferw u- rtechomiana jej czesc znajdowala ase jak raflWizej konca skrzydla. Moze to byc czesc srodkowa albo tez czesc powierzchni za¬ klócajacej, znajdujaca sie obok kadluba.W saniolotach, w których dopuszczalna jest nieznaczne zwiekszenie oporu, zadany przebieg krzywej momentów ^rotowpdi^ przechylajacych satHofet na bok* mocte byc równiez osiagniety w ten sposób, ze jedna lub kilka powierzchni zidtttócalacych zbfcte* ja stale calkowicie lub czesciowo na tyle tylko podniesione, aby nie wytwarzaly Je¬ szcze zadnego momentu obrotowego, prze¬ chylajacego samolot na bok. Gdy takie po¬ wierzchnie zaklócajace podnosi sie nieco wyzej, natychmiast dzialac one beda zgod¬ nie z obrebem tef czesci krzywej, w Wó- — 7 —rym wraz ze wzrostem wychylenia po¬ wierzchni zaklócajacej zwieksza sie rów¬ niez w dostatecznym stopniu moment obro¬ towy, przechylajacy samolot na bok.Opisane urzadzenia sterownicze stano¬ wia jedynie kilka przykladów wykonania wielkiej liczby mozliwych rozwiazan.Przedstawiony w urzadzeniu wedlug fig. 12 kciuk p moizna zastapic walcem, zaopatrzo¬ nym w srubowa powierzchnie. Skok tej po¬ wierzchni srubowej nie musi jednak byc na calej dlugosci staly. Powierzchnie zaklóca¬ jace moga byc równiez uruchomiane zapo- moca wszelkiego rodzaju urzadzen dzwi¬ gniowych i korbowych. Przedewszystkiem zas zarówno wyprostowanie i wichrowanie, jak i wysuwanie powierzchni mozna usku¬ tecznic napedem hydraulicznym zapomoca tloków i cylindrów lub dmuchaw, rozmie¬ szczonych wzdluz rozpietosci powierzchni zaklócajacej.Zastosowanie powierzchni zaklócaja¬ cych jako sterów poprzecznych jest nietyl¬ ko korzystne w samolotach, wyposazonych w lotki do zwiekszenia wyporu, lecz daje równiez pewne korzysci w samolotach z jednolitemi przekrojami skrzydel. Przede¬ wszystkiem na powierzchnie zaklócajace dzialaja stosunkowo male sily. Moga one wiec byc bardzo lekko wykonane i urucho¬ miane zapomoca bardzo lekkich narzadów napedowych. Nastepnie stery poprzeczne w wykonaniu wedlug wynalazku moga byc bez trudnosci umieszczone dodatkowo na istniejacych samolotach. Wreszcie wyko¬ nanie skrzydel z powierzchniami zaklóca- jacemi jest szczególnie proste, poniewaz przekrój skrzydla moze byc jednakowy na calej jego rozpietosci* Powierzchnie zaklócajace wedlug wy¬ nalazku moga równiez spelniac i inne za¬ danie. Przy duzych katach natarcia skrzy¬ dla w miejscu, w którem umieszczone sa powierzchnie zaklócajace, znajduje sie ob¬ szar najwiekszego podcisnienia. Azeby wiec zapobiec przypadkowemu podnosze¬ niu sie powierzchni zaklócajacych, trzeba je zaopatrzyc w sprezyne lub obciazyc w inny podobny sposób. Niekiedy jednak sa¬ moczynne podnoszenie sie powierzchni za¬ klócajacych jest bardzo pozadane. Przez nadanie prawidlowych wymiarów sprezy¬ nom, zamykajacym, powierzchnie zaklóca¬ jace, mozna bez trudnosci osiagnac ten sku¬ tek, ze przy duzych szybkosciach i duzych katach natarcia powierzchnie zaklócajace zostaja samoczynnie podnoszone przez siily powietrzne. To znaczy, ze podczas wypro¬ wadzania samolotu z lotu nurkowego (spa¬ dowego) lub podczas podobnego lotu, kie¬ dy przy duzych szybkosciach osiaga sie du¬ ze katy natarcia oraz niepozadane bardzo duze sily wyporowe, przez zastosowanie powierzchni zaklócajacych wedlug wyna¬ lazku sila wyporu zostaje znacznie zmniej¬ szona przynajmniej na koncach skrzydel, gdzie sila ta wywoluje zwykle w skrzy¬ dlach najwieksze momenty gnace. Przez zastosowanie powierzchni zaklócajacych wedlug wynalazku zapobiega sie wiec w skuteczny sposób wspomnianym niebez¬ piecznym stanom, w jakich moze sie znaj¬ dowac samolot podczas lotu, a wobec tego szkielet samolotu, wyposazonego w po¬ wierzchnie zaklócajace w wykonaniu we¬ dlug wynalazku, moze posiadac mniejsze grubosci, niz szkielet zwyklego normalnego samolotu, poniewaz duze momenty gnace, jakie wystepuja zazwyczaj w szkieletach normalnych samolotów, nie moga osiagnac tak znacznych wartosci w samolotach, wy¬ posazonych w powierzchnie zaklócajace wedlug wynalazku. PL