Предлагаемое изобретение имеет целью управление и регулирование лобового сопротивления аэроплана, крычо которого состоит из вращающихся цилиндров, охваченных бесконечной лентой.
На фиг. 1 схематического чертежа изображен общий вид крыла спереди и сверху с- концевыми телами вращения (76- концевое тело вращения, 77-направление .полета), на фиг. 2- схема сечения крыла с регулирующими поверхностями (7-бегущая оболочка, 2-неподвижный остов, 10-регулирующие изогнутые. пове|рхности, 77- линии потока, 72-ребра регулирующих поверхностей), на фиг. 3-то же, но с .регулирующими повфхностями, повернутым1И на 180°, и на фиг. 4-
общий вид крыла в двух разрезах (13-упругий распор, 14-неподвижная часть маски, 15-вращающаяся часть маски, 18-цилиндры, на которые перекинута бегущая оболочка, 79-ветровой двигатель, 20- нервюры остова, 27-остов и 23- передача от двигателя к цилиндрам).
Оболочка 7 крыла находится в движении как бесконечный ремень вокруг неподвижного остова 2 (фиг. 2) обтекаемой формы. Над крылом получается понижение, а под крылом повышение давления, вследствие чего подемная сила увеличивается.
Тем же трением о воздух оболочка сама в верхней части увлекается вперед, что равносильно увеличению силы тяги аппарата, а в нижней части тормозит движение аппарата. Чтобы ослабить вызванное торможением лобовое сопротивление и чтобы лобовое сопротивление регули;ровать, установиены на некоторых расстояниях ниже крыла вдоль его размаха узкие, длинные, изогнутые поверхности 70 (фиг. 2). Пока вогнутая сторона регулир ующих поверхностей W (фиг. 2) обращена назад, струи нижнего вихревого потока 11 нажимают на них и создают силу тяги, тогда как встречиЬ1й поток воздуха слабо влияет на выпуклую обтекаемой формы сторону их в смысле увеличения лобового сопротивления. Для того, чтобы струи обоих потоков сливались без образования вредньгх синусоидальных вихрей, ребра 72 регулирующих поверхностей. 70 могут быть сделаны упругими. Если регулирующее поверхност1и повернуть на 180° (фиг. 3), то встречный поток воздуха упирается в них, лобовое со-противление увеличивается, и поступательная скорость аппарата падает. Пово1рачивая регулирующие поверхности под другими углами, можно влиять и на подемную силу аппа|рата. Если регулирующие пов ерхности снять, то лобовое сопротивпение и поступйтельная скорость получают среднее значенме. Давая правой и левой системой регулирующих поверхностей самостоятельное поворачивание, можно употреблять их .в качестве элеронов, рулей направления и рулей глубины ипи в помощь. к обычным рулям, или же самостоятельно, сохраняя в таком случае лишь стабилизаторы. Регулирующие поверхности могут быть расположены и в иных местах летательного аппарата. Чтобы, дать оболочке должную натяжку, вводятся по концам ее, а также, когда размах аппарата велик, и посредине и по длине размаха упругие распоры 73 (фиг. 4), или же сама оболочка делается упругой. Концевые распоры могут быть заключены в маску обтекаемой формы 14, 15 (фиг. 4), которая в то же время, выступай под углом к поверхности вверх и вниз, сяужит барьером для уменьшения концевых потерь вихревого потока, вызываемых утечкой воздуха с давящей стороны на сосущую, через край крыла. Барьеры-или неподвижные, или вращающиеся, или в одних частях неподвижные 74 (фиг. 4), в других- вращающиеся 75 (фиг. 4).
Уменьшение: концевых потерь может быть достигнуто также применением тел вращения 16 (фиг. 1), вращающихся вокруг осей, направленных по поступательному дв1ижению аппарата или под некоторым углом к нему в плоскости полета, при чем трение загоняет воздух с сосущей стороны на давящую.
Бегущая обо почка к,рыла приводится в движение, например, вращением цилиндров 18, на которые она перекинута (фиг. 4). Мощность доставляется или основным двига яем летательного аппарата или же отдельным двигателем 79, ветровым, тестовым и т. п. (фиг. 4). Бегущая оболочка трется о нервюры остова 20 (фиг. 4), но кривизна нервюр рассчитывается 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) является основой, на которой закреплены движущиеся части и фюзеляж аэроплана.
Регулирующие поверхности под (крылом, в зависимости от их поворота, изменяют лобовое сопротивление и подемную силу аггпарата или одновременно справа и слева, или же не одно.временно, и тогда они служат рулями. Концевые барьеры или же концевые тепа вращения уменьшают концевые потери от утечки воздуха с давящей стороны на сосущую, через концы крыльев.
ПРЕДМЕТ ПАТЕНТА.
Аэропланное крыло, состоящее из вращающихся цилиндров, охваченных бесконечной лентой, характеризующееся применением изогнутых поверхностей 70 (фиг. 2 и 3), установленных параллельно переднему краю крыла,- с целью управшения и регулироакк лобового сопротивления аэроплана, для чего упомянутые поверхности устанавливаются с места пилота под надлежащим углом встречи, при чем для i тела 16 (фиг. 1), вращающиеся около уменьшения потерь воздушных струй осей, расположенных в плоскости пона концах крыла могут бьпъ укреплены лета.
Х Зи, -1.
ллл,..
,.2.
V 1 .с.
г f
