Самолет Советский патент 1928 года по МПК B64C23/00 B64C39/00 

к патенту Н. В. Могилко, заявленному 27 декабря 1924 г. (заяв. свид. № 5744).

О выдаче патента опубликовано 30 апреля 1928 года. Действие патента распространяется на 15 лет от 30 апреля 1928 года

Современные обыкновенные самолеты имеют излишнее лобовое сопротивление движению и требуют поэтому излишней мош,ности двигателей, ибо подемная способность их зависит от наличия определенных углов атаки и определенной поступательной скорости, другими словами, подемная способность современных самолетов получается за счет увеличения лобового сопротивления системы в соответствии с углами атаки и за счет необходимой для преодоления этого излишнего сопротивления дополнительной мощности двигателя.

В предлагаемом самолете подемная способность осуш,ествляется за счет создания разницы давлений над и под поддерживаюш,ими поверхностями аппарата при помощи пропеллера, помещенного в горизонтальной трубе, а поступательная скорость осуществляется благодаря разрежению воздуха на переднем совке и повышению давления под задним совком.

На схематическом чертеже фиг. 1 изображает вертикальный разрез предлагаемого самолета, фиг. 2- то же вид сверху, фиг. 3-поперечный разрез заднего и переднего совка, фиг. 4-сх , поясняющую зависимость подч.чного эффекта от угла раскрыти- крыльев, фиг. 5- перспективный вид однотрубного самолета, фиг. б-перспективный вид двухтрубного самолета, фиг. 7- то же с несколькими пропеллерами, установленными в одном горизонтальном ряду, и фиг. 8-перспективный вид самолета с несколькими парами совков, установленными друг под другом.

Основные несущие элементы самолета составлены из двух взаимно обратных совкообразных поверхностей полуциркульного сечения: передней и задней, которые соединяются между собою торцами так, что в месте соединения получается труба 3 (фиг. 1). Пропеллер 4 укрепляется у переднего торца трубы, а непосредственно сзади него устанавливается , выпрямитель 5, принимающий на себя винтовой поток по j касательной и, благодаря определенной кривизне его лопастей, j выпрямляющий этот поток воздуха . в прямолинейный и параллельный продольной оси аппарата.j

Реакция такого превращения дает: | 1) слагающую в сторону направления движения, что усиливает посту- : пательный эффект-„отдачу аппа- j рата и 2) поперечную слагающую, восстанавливающую реакцию пропеллера на валу и поперечное равновесие аппарата.I

Пропеллер увлекает воздух с верхней поверхности переднего совка и нагнетает его под задний, в результате чего создается разница давлений над и под поддерживающими поверхностями, равнодействующая которых направлена вверх и создает подемную способность аппарата, так как: 1) над передней поддерживающей поверхностью создается разреженное пространство, в то время как под ней-атмосферное давление и равнодействующая давлений на нижнюю и верхнюю поверхности совка 1 направлена вверх; 2) под задней поддерживающей поверхностью создается повыщенное атмосферное давление, в то время как над ней атмосфера и равнодействующая давлений на нижнюю и верхнюю поверхности совка 2 тоже направлена вверх { (фиг. 2).I

Размеры и форма этих двух основных элементов аппарата подбираются так, чтобы взаимодействие | их относительно центра тяжести системы уравновещивалось; для. управления и устойчивости в воз- j духе аппарата у совка 2 имеются рули высоты 7, а передний совок 1 снабжен боковыми желобчатыми поверхностями б, обращенными : выпуклостями кверху и несущими | элероны 8 (фиг. 2 и 3). Больщим j или меньщим раствором крыльев переднего совка отсекается соответ- j ственно больщая или меньщая часть | конуса всасывания пропеллера, | реакция которой и создает подемный эффект передней несущей поверхности (фиг. 4).

Парашютообразная форма заднего совка, под который нагнетается масса отбрасываемого пропеллером воздуха, создает такой же подемный эффект задней несущей поверхности, т.-е. хвоста.

Очертания аппарата в поперечном разрезе изображают его, как часть современного самолета, у которого обрезаны крылья (см. пунктир на фиг. 3).

Для полной гарантии безопасности спуска, на случай порчи мотора, к верхней поверхности трубы прикрепляется обыкновенный легкий складной паращют, распускающийся по воле пилота. Шасси, двигатели, горючее и пр. снаряжение аппарата размещаются и детали конструируются в согласии с основным расположением главнейщих элементов и с условием устойчивости системы.

Вместо описанного основного типа однотрубных самолетов, изображенных в перспективном виде на фиг. 5, возможно применить два или несколько пропеллеров, заключенных в отдельные трубы, размещенные в одном горизонтальном ряду (фиг. б и 7). Между двумя трубами могут быть размещены пассажирское и служебное помещения. В связи с развитием системы в поперечном направлении соответственно изменяется в предлагаемом видоизменении самолета и форма совков.

На фиг. 8 изображен перспективный вид другого видоизменения самолета, в котором вместо одной пары совков имеется несколько пар, установленных одна выше другой уступами, при чем каждая паоа, поверхностей обслуживается соответственным числом пропеллеров.

Предмет патента.

1. Самолет с пропеллером, установленным внутри горизонтальной трубы, снабженной выпрямителями струй, характеризующийся тем, что.