SU3141A1 - Аэропланное крыло - Google Patents

Description

Предлагаемое изобретение имеет целью управление и регулирование лобового сопротивлени  аэроплана, крычо которого состоит из вращающихс  цилиндров, охваченных бесконечной лентой.

На фиг. 1 схематического чертежа изображен общий вид крыла спереди и сверху с- концевыми телами вращени  (76- концевое тело вращени , 77-направление .полета), на фиг. 2- схема сечени  крыла с регулирующими поверхност ми (7-бегуща  оболочка, 2-неподвижный остов, 10-регулирующие изогнутые. пове|рхности, 77- линии потока, 72-ребра регулирующих поверхностей), на фиг. 3-то же, но с .регулирующими повфхност ми, повернутым1И на 180°, и на фиг. 4-

общий вид крыла в двух разрезах (13-упругий распор, 14-неподвижна  часть маски, 15-вращающа с  часть маски, 18-цилиндры, на которые перекинута бегуща  оболочка, 79-ветровой двигатель, 20- нервюры остова, 27-остов и 23- передача от двигател  к цилиндрам).

Оболочка 7 крыла находитс  в движении как бесконечный ремень вокруг неподвижного остова 2 (фиг. 2) обтекаемой формы. Над крылом получаетс  понижение, а под крылом повышение давлени , вследствие чего подемна  сила увеличиваетс .

Тем же трением о воздух оболочка сама в верхней части увлекаетс  вперед , что равносильно увеличению силы т ги аппарата, а в нижней части тормозит движение аппарата. Чтобы ослабить вызванное торможением лобовое сопротивление и чтобы лобовое сопротивление регули;ровать, установиены на некоторых рассто ни х ниже крыла вдоль его размаха узкие, длинные, изогнутые поверхности 70 (фиг. 2). Пока вогнута  сторона регулир ующих поверхностей W (фиг. 2) обращена назад , струи нижнего вихревого потока 11 нажимают на них и создают силу т ги, тогда как встречиЬ1й поток воздуха слабо вли ет на выпуклую обтекаемой формы сторону их в смысле увеличени  лобового сопротивлени . Дл  того, чтобы струи обоих потоков сливались без образовани  вредньгх синусоидальных вихрей, ребра 72 регулирующих поверхностей. 70 могут быть сделаны упругими. Если регулирующее поверхност1и повернуть на 180° (фиг. 3), то встречный поток воздуха упираетс  в них, лобовое со-противление увеличиваетс , и поступательна  скорость аппарата падает. Пово1рачива  регулирующие поверхности под другими углами, можно вли ть и на подемную силу аппа|рата. Если регулирующие пов ерхности сн ть, то лобовое сопротивпение и поступйтельна  скорость получают среднее значенме . Дава  правой и левой системой регулирующих поверхностей самосто тельное поворачивание, можно употребл ть их .в качестве элеронов, рулей направлени  и рулей глубины ипи в помощь. к обычным рул м, или же самосто тельно, сохран   в таком случае лишь стабилизаторы. Регулирующие поверхности могут быть расположены и в иных местах летательного аппарата . Чтобы, дать оболочке должную нат жку, ввод тс  по концам ее, а также , когда размах аппарата велик, и посредине и по длине размаха упругие распоры 73 (фиг. 4), или же сама оболочка делаетс  упругой. Концевые распоры могут быть заключены в маску обтекаемой формы 14, 15 (фиг. 4), котора  в то же врем , выступай под углом к поверхности вверх и вниз, с ужит барьером дл  уменьшени  концевых потерь вихревого потока, вызываемых утечкой воздуха с дав щей стороны на сосущую, через край крыла . Барьеры-или неподвижные, или вращающиес , или в одних част х неподвижные 74 (фиг. 4), в других- вращающиес  75 (фиг. 4).

Уменьшение: концевых потерь может быть достигнуто также применением тел вращени  16 (фиг. 1), вращающихс  вокруг осей, направленных по поступательному дв1ижению аппарата или под некоторым углом к нему в плоскости полета, при чем трение загон ет воздух с сосущей стороны на дав щую.

Бегуща  обо почка к,рыла приводитс  в движение, например, вращением цилиндров 18, на которые она перекинута (фиг. 4). Мощность доставл етс  или основным двига  ем летательного аппарата или же отдельным двигателем 79, ветровым, тестовым и т. п. (фиг. 4). Бегуща  оболочка третс  о нервюры остова 20 (фиг. 4), но кривизна нервюр рассчитываетс  так, чтобы она почти соответствовала естественной изогнутости оболочки и чтобы поэтому сила нажима оболочки на остов была ничтожна. Остов крыла 22 (из обычных лонжеронов, нервюр и раскосов)  вл етс  основой, на которой закреплены движущиес  части и фюзел ж аэроплана.

Регулирующие поверхности под (крылом , в зависимости от их поворота, измен ют лобовое сопротивление и подемную силу аггпарата или одновременно справа и слева, или же не одно .временно, и тогда они служат рул ми. Концевые барьеры или же концевые тепа вращени  уменьшают концевые потери от утечки воздуха с дав щей стороны на сосущую, через концы крыльев.

ПРЕДМЕТ ПАТЕНТА.

Аэропланное крыло, состо щее из вращающихс  цилиндров, охваченных бесконечной лентой, характеризующеес  применением изогнутых поверхностей 70 (фиг. 2 и 3), установленных параллельно переднему краю крыла,- с целью управшени  и регулироакк лобового сопротивлени  аэроплана, дл  чего упом нутые поверхности устанавливаютс  с места пилота под надлежащим углом встречи, при чем дл  i тела 16 (фиг. 1), вращающиес  около уменьшени  потерь воздушных струй осей, расположенных в плоскости пона концах крыла могут бьпъ укреплены лета.

Х Зи, -1.

ллл,..

,.2.

V 1 .с.

г f