PL150512B1 - Aeronośniki przeznaczone do transportu kontenerów - Google Patents

Description

RZECZPOSPOLITA OPIS PATENTOWY 150 512 POLSKA

URZĄD

PATENTOWY

RP

Patent dodatkowy do patentu nr-Zgłoszono: 84 09 13 (P. 249572)

Pierwszeństwo-Zgłoszenie ogłoszono: 87 10 05

Opis patentowy opublikowano: 1990 08 31

Int. Cl.⁵ B64C 1/00 B64C 39/08

Twórca wynalazku: Marian Kujawa

Uprawniony z patentu: Marian Kujawa, Gdynia (Polska)

Aeronośniki przeznaczone do transportu kontenerów

Przedmiotem wynalazku są aeronośniki przeznaczone do transportu lotniczego kontenerów.

W znanych konstrukcjach samolotów kadłuby łączy się w sposób trwały ze skrzydłami oraz usterzeniem za pomocą dźwigarów, złącz, podłużnie oraz pokrycia. Duże otwory ładunkowe, poddane oddziaływaniu naprężeń, wymagają silnych wzmocnień. Przewóz ładunków w kontenerach, stosowany początkowo w transporcie lądowym i morskim, w coraz większym stopniu upowszechniany jest także w transporcie lotniczym. W lotnictwie pasażerskim podstawową jednostką ładunkową są kontenery typu Igloo. Niewielka kubatura wewnętrzna tego typu kontenera umożliwia przewóz nielicznych tylko towarów występujących w handlu oraz bagażu i poczty. Przystosowanie samolotów pasażerskich wyłącznie do przewozu towarów wymaga usunięcia wyposażenia służącego wygodom podróżnych i zainstalowania urządzeń mocujących ładunki. Przewóz tych urządzeń ogranicza jednak normalną zdolność transportową samolotu. W samolotach transportowych wnętrze przystosowane jest do przewozu ładunków i umożliwia między innymi transport kontenerów o wymiarach większych niż kontenery typu Igloo.

Podstawową wadą dotychczasowego systemu lotniczych przewozów kontenerowych jest zmniejszenie zdolności transportowej samolotów o ciężar stosowanych kontenerów oraz ubytek przestrzeni ładunkowej. Ładunki w kontenerach są przemieszczane także na niewielkie odległości śmigłowcami, czego przykładem jest helikopter-dźwig S-60 Sikorsky produkcji USA. Do przewozu ładunków skonteneryzowanych lub wielkogabarytowych przystosowane są również sterówce. Wykorzystanie sterowców polega na zamocowaniu ładunku na platformie, unoszonej z obu stron przez zbiorniki wypełnione gazem. Transport ładunków za pomocą tego środka przewozu znamionuje niewielka prędkość, w porównaniu do aktualnie eksploatowanych samolotów transportowych. Ponadto warunki wymagane do startu i lądowania sterowców ograniczają wykorzystanie ich w rejonach o gęstej zabudowie miejskiej oraz przemysłowej.

Aktualny stan techniki lotniczej oraz czynniki ekonomiczne wskazują na możliwość i opłacalność budowy rozdzielnych konstrukcji samolotów transportowych. Wiązania kadłuba dużego

150 512 samolotu z odłączanym skrzydłem przedstawia opis patentowy PRL nr 127 882. Według wymienionego wynalazku kadłub jest połączony ze skrzydłem za pomocą blokad kadłuba i skrzydła, zamka oraz dźwigarów czopowych. Zastosowanie danych wiązań nie zmienia charakterystyki aerodynamicznej samolotu i wzmacnia ogólną wytrzymałość jego konstrukcji. Jakkolwiek budowa samolotów składających się z kadłuba i odłączanego odeń skrzydła jest wyrazem postępu technicznego, albowiem obniża koszty produkcji i eksploatacji, to jednak nie zmienia warunków przewozu. Zasadnicza zmiana w transporcie lotniczym dużych jednostek ładunkowych może nastąpić w przypadku zastosowania kontenerów aerodynamicznych, mocowanych na platfprmie w jednolitą bryłę kadłuba. Przykładem ilustrującym niniejszą ideę jest budowa małego samolotu przedstawiona w opisie patentowym USA nr 814395. Według wymienionego wynalazku samolot ma odłączaną kabinę pasażerską, która jest zamocowana na platformie zespolonej ze skrzydłami i usterzeniem. Małe rozmiary płatowca oraz sposób połączenia kadłuba ze skrzydłami i ustrzeniem ogonowym uniemożliwiają wykorzystanie tego wynalazku w budowie dużych samolotów transportowych.

Innym jeszcze przykładem jest konstrukcja samolotu górnopłatowego zaprezentowana w opisie patentowym Wielkiej Brytanii nr 1143 781. Według tego wynalazku samolot posiada zdolność załączania modułu transportowgo, który tworzy z kabiną nawigacyjną i częścią ogonową integralną całość kadłuba. Słabą stroną tego typu konstrukcji lotniczej jest brak platformy kontenerowej. Sródpłat skrzydeł górnych pozwala na transport niewielkich tylko jednostek kontenerowych i uniemożliwia zasadniczo rozwój techniczny wynalazku, w celu zwiększenia udźwigu tego typu samolotu.

Aeronośniki przeznaczone do transportu kontenerów charakteryzują się tym, że mają rusztowe platformy kontenerowe z kontenerami aerodynamicznymi i obejmami, a także obwodowe dysze oraz wentylator poduszek powietrznych i przesuwane kabiny nawigacyjne. Boczny kontener aerodynamiczny ma ścianę skorupową połączoną z dachem oraz podłogą i drzwiami. Dwudzielna obejma aeronośnika górnopłatowego z występami dolnymi i jarzmem nakładkowym ze skrzydłami ma siłowniki hydrauliczne. Wentylator poduszek powietrznych umocowany jest na stoisku i poruszany silnikami turboodrzutowymi, których króćce są połączone z kanałem centralnym oraz następnie z kanałami poprzecznymi. Dwudzielna obejma skrzydeł, dolnych i środkowych, z bramką ze skrzydłem górnym oraz połączone z kabiną nawigacyjną czołowe stery kierunku i wysokości znajduje się w aeronośniku trzypłatowym.

Podstawową zaletą aeronośników jest zwiększenie udźwigu handlowego oraz przestrzeni ładunkowej w związku z zastosowaniem dużych kontenerów aerodynamicznych. Budowa kontenerów aerodynamicznych w niewielkim tylko stopniu powiększa ciężar płatowców, w porównaniu do aktualnie budowanych. Transport lotniczych kontenerów, których część jest składana w jednolitą bryłę kadłuba, skraca czas postoju aeronośników i umożliwia przechowywanie ładunków w porcie lotniczym oraz dalszy ich przewóz środkami lądowymi. Wykorzystanie aeronośników w przewozach ładunków skonteneryzowanych przyspiesza transport i obniża jego koszty na dużych i średnich odległościach. Budowa aeronośników cechuje się względnie niskimi kosztami produkcji w związku z rozdzielną konstrukcją kabin nawigacyjnych oraz skrzydeł górnych. Także platformy kontenerowe mogą być budowane metodą połówkową i łączone następnie z kadłubami posiadającymi usterzenie ogonowe. Możliwość odłączania skrzydeł górnych aeronośników obniża również koszty eksploatacji oraz zwiększa bezpieczeństwo transportu. W przypadku uszkodzenia lub zużycia elementów skrzydeł mogą być one wymienione na nowe. Z uwagi na wzrost turbulencji w warstwie przyściennej podczas lotu oraz powiększenie się sił wewnętrznych, aeronośniki nie powinny przewozić kontenerów aerodynamicznych o długości mniejszej od normy IA według International Standardizing Organization (ISO). Zdolność przewozu kontenerów wszystkich typów według norm ISO posiada samolot kontenerowiec. Do zalet technicznych tego samolotu zalicza się duży udźwig.

Przedmiot wynalazku jest przedstawiony w przykładzie wykonania na rysunku, na którym fig. 1 przedstawia plan poziomy aeronośnika górnopłatowego, fig. 2 - plan pionowy wzdłużny aeronośnika górnopłatowego, fig. 3 - plan pionowy poprzeczny aeronośnika górnopłatowego, fig. 4 -rzut aksjonometryczny aeronośnika górnopłatowego, fig. 5 - profil skrzydła, fig. 6 - kontener aerodynamiczny, fig. 7 - fragment aeronośnika górnopłatowego, fig. 8 - przekrój platformy

150 512 kontenerowej, fig. 9 - kanał poprzeczny dyszy obwodowej, fig. 10 - wentylator z silnikami turboodrzutowymi, fig. 11 -fragment wentylatora, fig. 12 - plan poziomy aeronośnika dwupłatowego, fig. 13 - plan pionowy wzdłużny aeronośnika dwupłatowego, fig. 14 - plan poziomy aeronośnika trzypłatowego, fig. 15 -plan pionowy wzdłużny aeronośnika trzypłatowego, fig. 16 - plan pionowy poprzeczny aeronośnika dwupłatowego, fig. 17 - plan pionowy poprzeczny aeronośnika trzypłatowego, fig. 18 - fragment aeronośnika trzypłatowego, fig. 19 - aeronośnik dwupłatowy z kontenerami aerodynamicznymi, fig. 20 - aeronośnik trzypłatowy z kontenerami aerodynamicznymi, fig. 21 - plan poziomy samolotu kontenerowca, fig. 22 - plan pionowy wzdłużny samolotu kontenerowca, zaś fig. 23 przedstawia rzut aksjometryczny samolotu kontenerowca.

Wszystkie parametry geometryczne aeronośnika 1 górnopłatowego wynikają z jego szerokości, długości oraz wysokości. Szerokość Bi aeronośnika 1 górnopłatowego, mierzona na styku dolnej i górnej warstwy kontenerów 2,3,4, 5,6, 7 aerodynamicznych, jest stała na całej długości danych jednostek ładunkowych (fig. 1 i fig. 2). Długość Li aeronośnika 1 górnopłatowego jest mierzona na odcinku maksymalnego wydłużenia. Przeznaczenie płatowca do transportu standaryzowanych wielkich jednostek ładunkowych sprawia, że także wysokość Hi kadłuba 8 aeronośnika 1 górnopłatowego i spiętrzonych kontenerów 2, 3, 4,5,6, 7 aerodynamicznych jest powiększona tylko o różnicę platformy 9 kontenerowej. U spodu powierzchnie platformy 9 kontenerowej są lekko wypukłe, po czym zostają silnie zaoblone na obu krańcach (fig. 3).

W aeronośniku 1 górnopłatowym zaoblone krańce platformy 9 tworzą z obejmą 10 opływowe profile aerodynamiczne. Kontenery 2, 3, 4, 5, 6, 7 aerodynamiczne posiadają konstrukcję skorupową. Boczne ściany skorupowe są lekko wypukłe, po czym krawędzie zewnętrzne kontenerów 2, 3,4 górnych ulegają silnemu zaobleniu w jednakowym stopniu na całej swojej długości i przebiegają poziomo względem podstawy. Aeronośnik 1 gómopłatowy, łącznie z zespolonymi w jednolitą bryłę kontenerami, cechuje wysoka pełnotliwość, wyrażona stosunkiem pola prostokąta utworzonego przez równoległe styczne do pola indywidualnego przekroju poprzecznego (fig. 4). Współczynnik Ai wydłużenia aeronośnika 1 górnopłatowego, mierzony stosunkiem jego długości Li do wysokości Hi, wynosi 7,5.

Aeronośnik 1 górnopłatowy ma przekrój pionowy poprzeczny bardzo spłaszczony. Część przednia aeronośnika 1 jest owalna i stanowi pomieszczenie kabiny 11 nawigacyjnej. Długość platformy 9 kontenerowej równa się trzykrotnej długości indywidualnego kontenera aerodynamicznego, natomiast szerokość platformy 9 kontenerowej aeronośnika 1 górnopłatowego jest równa podstawom dwóch kontenerów 5,6,7 dolnych. Szerokość podstawy wszystkich kontenerów 5,6,7 dolnych, mocowanych bezpośrednio do platformy 9, równa się wymiarom kontenera typu 1A ISO. Szerokość u szczytu kontenerów 5,6, 7 dolnych oraz podstawy kontenerów 2,3,4 mocowanych u góry jest większa z powodu minimalnej wypukłości ich ścian skorupowych. Długość wszystkich kontenerów aerodynamicznych równa się normie IA ISO. Wysokość kontenerów aerodynamicznych jest jednakowa i większa od normy 1A ISO o około 35 procent.

Aeronośnik 1 jest zakończony kadłubem 8 mającym w części 12 tylnej luk do przeładunku kontenerów o wymiarach mniejszych. Skrzydła 13 aeronośnika 1 górnopłatowego mają niewielki kąt %i skosu, mierzony między linią prostopadłą do płaszczyzny symetrii a linią leżącą w odległości 25 procent cięciwy skrzydeł 13 od krawędzi ich natarcia. Współczynnik rp zbieżności skrzydeł 13 równa się stosunkowi długości li cięciwy maksymalnej do długości lki cięciwy końcowej. Długość h cięciwy maksymalnej skrzydeł 13 aeronośnika 1 górnopłatowego w stosunku do długości Li cięciwy końcowej sprawia, że współczynnik rp zbieżności wpływa korzystnie na rozkład cyrkulacji powietrza i siły P_z nośnej oraz zmniejsza wielkość oporu indukowanego. Współczynnik 3i wydłużenia skrzydeł 13 jest równy stosunkowi kwadratu ich rozpiętości bi do powierzchni Si. Przy danym współczynniku Ai wydłużenia skrzydeł 13 zostaje zmniejszona maksymalnie długość obejmy 10, przez co ulega redukcji siła P_x oporu czołowego oraz dogodniejszy jest dostęp do środków transportu lądowego, przeładowujących kontenery aerodynamiczne. Grubość profilu indywidualnego skrzydła 13 wyznaczają odcinki prostopadłe do cięciwy geometrycznej, zawarte pomiędzy górnym i dolnym obrysem skrzydła 13 (fig. 5). Maksymalna grubość g profilu dwuwypukłego niesymetrycznego jest równa długości największego odcinka, zaś jego maksymalna grubość g równa się stosunkowi grubości g maksymalnej profilu do długości t cięciwy geometrycznej. Punkt

150 512 cięciwy geometrycznej odpowiadający maksymalnej grubości g jest położony w odległości Xg od krawędzi natarcia skrzydła 13. Natomiast odległość ζ względną tego punktu wyznacza się ze stosunku x_B do odległości t cięciwy geometrycznej. Począwszy od tego punktu, profile aerodynamiczne skrzydeł ulegają niesymetrycznemu przewężeniu w kierunku krawędzi spływu. Linia szkieletowa dzieli na połowę odcinki określające grubość każdego profilu aerodynamicznego i podobnie jak cięciwa geometryczna przebiega od krawędzi natarcia do krawędzi spływu. Maksymalna odległość f linii szkieletowej od cięciwy geometycznej wyznacza maksymalną krzywiznę profilu skrzydłal3.

Natomiast krzywizna Twzględna jest określona stosunkiem odległości f linii szkieletowej, w miejscu maksymalnej krzywizny profilu, do długości t cięciwy geometrycznej. Krzywizna f względna skrzydeł 13 jest zbliżona do 3 procent. Punkt cięciwy geometrycznej, odpowiadający maksymalnej krzywiźnie profilu, jest położony w odległości x< od krawędzi natarcia, zaś odległość C względną tego punktu wyraża się stosunkiem odległości x< do długości t cięciwy geometrycznej. Dana cecha geometryczna xj zapewnia między innymi osiąganie charakterystycznych dla tego typu płatowca prędkości lotu około 0.7 Ma. Usterzenie aeronośnika 1 górnopłatowego składa się z usterzenia wysokości oraz usterzenia kierunku. Usterzenie wysokości zabezpiecza stateczność i sterowność podłużną, zaś usterzenie kierunku stateczność i sterowność poprzeczną. Aeronośnik 1 górnopłatowy posiada stateczniki 14 sterów 15 wysokości zamocowane do statecznika 16 steru 17 kierunku w kształcie litery T, co sprzyja zmniejszeniu powierzchni każdego usterzenia poziomego w związku ze wzrostem ramienia sił. Statecznik 16 steru 17 kierunku ma charakterystyczne przegięcie krawędzi natarcia, przez co zmniejszone zostaje wydłużenie geometryczne usterzenia pionowego. Przy danej zbieżności pionowego usterzenia kierunku, następuje przesunięcie środka parcia wzdłuż płaszczyzny symetrii, dzięki czemu zmniejszają się momenty gnące na usterzeniach,momenty skręcające kadłub 8 i mniejsze jest także oddziaływanie sił aerodynamicznych na stateczność poprzeczną płatowca. Aeronośnik 1 górnopłatowy posiada poziome usterzenie wysokości o rozpiętości ui. Dodatni skos usterzenia wysokości zwiększa ramię działania siły nośnej na usterzeniu. Poziome usterzenie wysokości ma przeciętne wydłużenie oraz zbieżność geometryczną a profile aerodynamiczne o kształcie symetrycznym znamionuje nieduża grubość względna.

Na konstrukcję aeronośnika 1 górnopłatowego oddziałują podczas lotu oraz postoju na ziemi obciążenia pochodzące od sił zewnętrznych, które dzielą się na siły zasadnicze i dodatkowe. Do obciążeń zasadniczych zalicza się obciążenia aerodynamiczne powierzchni objętych opływem strumienia powietrza, obciążenia masowe pochodne względem ciężkości i siły bezwładności ładunku oraz masy płatowców, obciążenia spowodowane pracą turbinowych silników 18 śmigłowych i urządzeń energetycznych oraz reakcją podłoża przy starcie, lądowaniu i postoju. W ustalonym locie poziomym, na aeronośnik 1 górnopłatowy wpływa działanie siły P_z nośnej i przeciwnej jej co do kierunku siły Q ciężkości całkowitej oraz siły P ciągu i siły P_x oporu czołowego. Wymienione siły są przyłożone w różnych miejscach płatowca. Siła P_z nośna oraz siła P_x oporu czołowego są skupione w środkach parcia skrzydeł 13. Natomiast siła Q ciężkości występuje w środku c ciężkości całkowitej aeronośnika 1 górnopłatowego. Siła P ciągu jest skupiona na osiach turbinowych silników 18 śmigłowych. W płatowcach działają ponadto siły P_Zh powstające na usterzeniach wysokości.

Podczas lotu aeronośnika 1 górnopłatowego występuje opór tarcia, którego wielkość zależy od struktury warstwy przyściennej. Przy tej samej liczbie Reynoldsa współczynnik oporu tarcia w laminarnej warstwie przyściennej jest 3 ± 5 krotnie mniejszy niż w warstwie turbulentnej. Długość kontenerów 2,3, 4, 5,6, 7 aerodynamicznych, równa normie IA ISO, wydłuża powierzchnie, na których jest utrzymywany przepływ laminamy. Natomiast wiązania boczne kontenerów 2,3,4,5,

6,7 aerodynamicznych ograniczają naprężenia powodujące turbulencję i wzrost oporu tarcia. Siła P_z nośna i siła P_x oporu czołowego są proporcjonalne do gęstości powietrza i kwadratu prędkości aeronośnika 1 górnopłatowego oraz do powierzchni Si skrzydeł 13. Przy współczynniku Cz siły P_z nośnej skrzydeł 13 i współczynniku c_x siły P_x oporu czołowego, obie siły P_z i P_x są zrównoważone w locie ustalonym z siłą Q ciężkości i siłą P ciągu. Stateczność podłużna aeronośnika 1 górnopłatowego występuje w przypadku zrównoważenia zespolonego momentu M_yo siły P_z, P_x, P z momentem Myh siły P_zh. Na wielkość zespolonego momentu M_yo wpływa przede wszystkim moment siły P_z

150 512 nośnej. Moment siły P_x oporu czołowego jest niewielki z powodu działania wzdłuż osi Y na małych ramionach, zaś siły P ciągu są zrównoważone. Siła P_x oporu czołowego zależy od kształtu płatowca. Opór czołowy jest zmniejszony do minimum, dzięki łagodnemu zaobleniu krawędzi natarcia i stopniowemu zawężeniu w kierunku krawędzi spływu u styku z kontenerami 2,3,4,5,6, 7 aerodynamicznymi. Siła P_z nośna i siła P_x oporu czołowego zależą także od kąta natarcia skrzydeł 13 aeronośnika 1 górnopłatowego, zawartych między cięciwami profili aerodynamicznych skrzydeł 13 a kierunkiem przepływu strugi powietrza.

Wraz ze zmianą nachylenia skrzydeł 13, przy współczynniku Cr, zmienia się wartość całkowitej siły R aerodynamicznej. Całkowita siła R aerodynamiczna równa się pierwiastkowi stopnia drugiego z sumy sił P_z i P_x podniesionych do potęgi drugiej. Obciążenia dodatkowe zależą przede wszystkim od prędkości oraz własności sprężystych i bezwładnościowych aeronośnika 1 górnopłatowego i zamocowanych na nim kontenerów 2, 3, 4, 5, 6, 7 aerodynamicznych. Obciążenia dodatkowe są powiększane w wyniku efektów termicznych turbinowych silników 18 śmigłowych i innych zjawisk dynamicznych, powodujących różnego rodzaju przeciążenia i drgania oraz wskutek niewłaściwej obsługi, podczas przeładunku kontenerów. Obciążenia ulegają zmianie w szerokim często zakresie wielkości i rozkładu sił oraz w sposobie oddziaływania. Zmiany obciążenia konstrukcji mogą być wywołane celowo i tym samym kontrolowane, zależnie od zamierzonych zmian w warunkach zewnętrznych. Obciążenia konstrukcji lotniczych dzielą się także na statyczne i dynamiczne. Jeżeli obciążenia statyczne są niewielkie i nie mają praktycznie wpływu na wielkość i rozkład sił, konstrukcja samolotu może być rozważana jako doskonale sztywna.Warunków tych nie można przyjąć dla aeronośnika 1 górnopłatowego, w którym wiązania kabiny 11 nawigacyjnej z platformą 9 kontenerową oraz kontenerami 2,3,4,5,6,7 aerodynamicznymi nie przeciwdziałają w pełni powstawaniu odkształceń. Podczas lotu część tych odkształceń nabiera cech obciążeń dynamicznych, które ulegają szybkim zmianom w czasie, szczególnie w złych warunkach atmosferycznych. Wielkość obciążeń dynamicznych jest jednak ograniczona do poziomu naprężeń dopuszczalnych, w zakresie rozkładu i kierunku ich działania. Wiązania kontenerów aerodynamicznych ograniczają obciążenia dynamiczne do postaci impulsów nieregularnych i słabych oraz o częstotliwości różnej od częstotliwości drgań własnych konstrukcji lotniczej. Wyeliminowane są efekty rezonansu i drgań samowzbudnych sprzężonych, które zwykle powodują po pewnym czasie zniszczenie konstrukcji wskutek zmęczenia materiału. Skrzydła 13 są wyposażone w lotki 19, które umożliwiają sterowanie poprzeczne przez przeciwne ich wychylenie. Wymiary lotek 19 różnią się w poszczególnych typach płatowców, odpowiednio do ich wielkości oraz ciężaru całkowitego. Moment powstający przy wychyleniu lotek 19 wywołuje obrót aeronośnika 1 górnopłatowego wokół osi X, w następstwie powstania dopełniających sił nośnych. Na skrzydłach 13 o profilach dwuwypukłych niesymetrycznych, zmiana siły P_z nośnej i siły P_x oporu czołowego spowodowana wychyleniem lotek 19 do góry jest mniejsza niż zmiana wywołana pochyleniem lotek 19 w dół. Przy wychyleniu lotek 19 o jednakowy kąt pojawia się zwykle moment obracający płatowiec wokół osi Y. W celu zapobieżenia temu zjawisku stosuje się różnicowe wychylanie lotek 19, które zwiększa także zakres bezpiecznych kątów natarcia. Lotki 19, które spełniają te funkcje, są wyważone aerodynamicznie oraz masowo.

Przy małych prędkościach lotu aeronośnika 1 i dużych kątach natarcia skrzydeł 13 spadek siły P_z nośnej wynika z oderwania się strumienia powietrza z górnej powierzchni skrzydeł 13. Przeciwdziałają temu zjawisku skrzela oraz klapy i sterowanie warstwą przyścienną. Skrzydła 13 mają skrzela umocowane na krawędziach natarcia przed lotkami 19 na długości do 35 procent ich rozpiętości. Skrzela są wysuwane automatycznie pod działaniem sił aerodynamicznych przy dużych kątach natarcia. Na skutek przesunięcia się skrzeli do przodu tworzy się między nimi a skrzydłami 13 szczelina profilowa. Energia kinetyczna powietrza przepływającego przez skrzela przemieszcza punkt oderwania się strumienia od powierzchni skrzydeł 13 w kierunku krawędzi spływu, wskutek czego wzrasta krytyczny kąt natarcia i siła P_z nośna. Wzrost siły P_z nośnej przy małych prędkościach następuje także przez zastosowanie przesuwanych klap szczelinowych Fowlera. Klapy tego typu zmieniają krzywizny profili, zwiększają powierzchnie skrzydeł 13 oraz dają efekty szczelinowe. Skuteczność klap przesuwanych zwiększają ponadto zainstalowane na nich skrzela. Warstwa przyścienna z opuszczonych do dołu klap jest zdmuchiwana bezpośrednio częścią gazów pochodzących ze sprężarek silników 18 turbośmigłowych.

ISO 512

Rozłożenie sił Q ciężkości całkowitej aeronośnika 1 górnopłatowego i ładunku zależy od stopnia wykorzystania zdolności transportowej kontenerów 2,3,4,5,6,7 aerodynamicznych oraz kadłuba 8, to znaczy od ciężaru i objętości przewożonych ładunków oraz wypełnienia zbiorników paliwem. Rozmieszczenie ładunków w aeronośniku 1 górnopłatowym i w kadłubie 8 następuje zgodnie z planem sztauerskim, ustalonym w elektronicznej technice obliczeniowej. Ponadto posiada on indywidualne układy wyważające, wzdłużny oraz poprzeczny. Wyważenie wzdłużne aeronośnika 1 górnopłatowego polega na przemieszczeniu wyważnika 20 z metalu ciężkiego wzdłuż płaszczyzny symetrii u spodu platformy 9 kontenerowej. Natomiast wyważenie poprzeczne aeronośnika 1 górnopłatowego polega na przemieszczeniu wyważnika w kanale jego skrzydeł 13. W wyniku działania obciążeń zewnętrznych powstają w konstrukcjach aeronośnika 1 górnopłatowego i w załączonych kontenerach aerodynamicznych siły wewnętrzne.

Dokonując przekroju pionowego wzdłuż osi Y, wpływ jednej części płatowca na drugą sprowadza się do wypadkowej sił N wewnętrznych i wypadkowego momentu M tych sił. Rozkładając wektor siły N i moment M na osie współrzędnych X, Y, Z otrzymuje się następujące siły wewnętrzne, a mianowicie: siłę Q_x wzdłużną oraz siły Q_z i Q_y poprzeczne. Siłę Q_z wewnętrzną oblicza się jako różnicę między siłą P_z nośną a siłą Q ciężkości całkowitej aeronośnika 1 górnopłatowego oraz kontenerów 2, 3, 4, 5, 6, 7 aerodynamicznych i ładunku, w taki sam sposób jak zilustrowany na przykładzie dwupłatowca. Wsytuacji kiedy moment M_y zginający jest dodatni, wtenczas występuje rozciąganie kontenerów 2, 3, 4 górnych; zaś ujemny moment M_y zginający oznacza normalnie ściskanie wiązań w płatowcach i przeginanie platformy 9 kontenerowej w stronę przeciwną. W przekrojach poprzecznych aeronośnika 1 górnopłatowego i w połączonych kontenerach 2,3,4,5,6,7 aerodynamicznych działają jednostkowe momenty m_x skręcające, których suma daje całkowity moment M_xi skręcający!.'

Oddziaływanie jednostkowych momentów m_x skręcających występuje silnie na styku poszczególnych części składowych aeronośnika 1 górnopłatowego i zogniskowane jest w okolicy środka c ciężkości całkowitej. Fig. 6 przedstawia kontener 5 aerodynamiczny o długości i szerokości podstawy równej normie IA ISO. Szerokość dachu 21 jest w niewielkim stopniu powiększona względem normy 1A ISO, z powodu lekkiego zaoblenia zewnętrznej ściany 22 skorupowej. Kontenery 2,3,4,5,6, 7 aerodynamiczne mogą być budowane w wersji zwykłej lub w wersji specjalnej z aparaturą izotermiczną. Konstrukcja kontenera 5 aerodynamicznego opiera się na ramie podłogowej o wysokości progu 23 drzwiowego i wzmocnionej poprzecznie lekkimi ceownikami. Ściana tylna oraz drzwi 24 kontenera 5 są zamocowane do ram 25 frontowych o niewielkiej szerokości i gładkich powierzchniach zewnętrznych, a od wewnątrz wytłaczanych do form ażurowych. Ramy 25 u dołu są zamocowane do ramy podłogowej, zaś u góry są połączone wzdłużnikami 26 wzmacniającymi krawędzie boczne kontenera 5. Ramy 25 tylne i drzwiowe posiadają naroża 27 górne i dolne wykonane w odstępach odpowiadających normie 1A ISO. Z tej przyczyny, naroża 27 górne od strony ściany 22 skorupowej są oddalone o pewien odcinek od krawędzi bocznej. Naroża 27 w ścianie 22 skorupowej podczas lotu są przesłonięte metalowymi zastawkami. Ściana 22 skorupowa posiada pokrycie dwuwarstwowe typu przekładkowego, złożonego z dwóch cienkich warstw zewnętrznych z tworzywa sztucznego i z wiążącej je wewnętrznej warstwy-przekładki o bardzo małym ciężarze właściwym. Ściana 22 skorupowa jest wzmocniona kształtownikami duralowymi. U dołu ściana 22 skorupowa jest zamocowana do ramy podłogowej, a u góry jest zamknięta wzdłużnikiem 26 wzmacniającym. Prostopadła ściana boczna oraz dach 21 kontenera 5 aerodynamicznego także posiadają wzmocnienia wykonane z kształtowników duraluminiowych i są zamknięte pokryciem z tworzywa sztucznego. Układ kształtowników prostopadłej ściany bocznej wraz z pokryciem równa się pod względem wytrzymałościowym ścianie 22 skorupowej. Połączenia pokrycia z tworzywa sztucznego ze wzmocnieniami duraluminiowymi są uszczelnione. Drzwi 24 w stanie zamkniętym tworzą z ramą25 jednolitą płaską powierzchnię oraz są zamknięte zamkami 28 ryglowymi. Po zamknięciu i zaryglowaniu kontenera 5 aerodynamicznego, drzwi 24 są uszczelnione przewodami z tworzywa sztucznego przez pneumatyczne powiększenie ich objętości. Ładunki są mocowane do ścian za pomocą pasów lub usztywnione poduszkami wypełnionymi powietrzem po załadunku kontenera 5.

Kontenery 2, 3, 4, 5, 6, 7 aerodynamiczne są połączone ze sobą oraz z aeronośnikiem 1 górnopłatowym za pomocą rygli, których działanie jest sterowane z kabin pilotów. Na placach

150 512 składowych kontenery mogą być przemieszczane suwnicami i dźwigami, posiadającymi odpowiednie ramy z zaczepami łączonymi z narożami 27. Natomiast przeładunek kontenerów 2,3,4,5,

6,7 aerodynamicznych bezpośrednio na aeronośniku 1 gómopłatowym powinien być wykonany specjalnymi transporterami widłowymi, zapewniającymi dużą precyzję czynności manipulacyjnych. W tym celu kontener 5 aerodynamiczny ma u spodu dwa wejścia 29 na widły transportera, które od ściany 22 skorupowej po załadunku są także zamykane zastawkami metalowymi. Kontenery 2, 3, 4, 5, 6, 7 aerodynamiczne mogą być przewożone wszystkimi środkami transportu lądowego. .

Konstrukcje aęronośnika 1 górnopłatowego spełniają warunki wytrzymałości względem obciążeń występujących przy starcie, podczas lotu i lądowania oraz w ruchu w porcie lotniczym. Fig. 7 przedstawia zasadniczy fragment konstrukcji aęronośnika 1 górnopłatowego, zaś fig. 8 -prezentuje szczegółową budowę platformy 9 komputerowej.

Podstawą konstrukcji aęronośnika 1 jest rusztowa platforma 9 przeznaczona do składowania kontenerów 2,3,4,5,6, 7 aerodynamicznych, zakończona kadłubem 8. Na całej długości ruszta platformy 9 są złożone z wzdłużników 30 wytworzonych w formie integralnych dźwigów belkowych, przebiegających od czoła każdej platformy 9 kontenerowej do miejsca styku ze skorupą kadłuba 8 w części tylnej. Dwa wzdłużniki środkowe są połączone szczelnie kolistym wzdłużnikiem 31 poziomym, zaś u góry pokryciem 32 z blach integralnych. Tak połączone wzdłużniki 30 środkowe tworzą główny kanał 33 centralny, zawierający wejścia boczne do kanałów 34 poprzecznych zakończonych dyszami obwodowymi (fig. 9). Kanały 34 poprzeczne są mocowane u dołu do wzdłużników 30, zaś ich silne zaoblenia w okolicach dysz 35 obwodowych łączą się ze wzmocnieniami pokrycia 32 oraz z żebrami rusztu. Do ścian bocznych kanału 33 centralnego po każdej stronie w części tylnej są zamocowane zasuwy integralne, które zsunięte siłownikami hydraulicznymi zmniejszają ciśnienie w kanałach 34 poprzecznych. W pasach wzdłużników 30 powstają naprężenia normalne ściskające lub rozciągające, pod wpływem działania sił i momentów zginających. Dlatego granica doraźnej wytrzymałości materiału, z którego są one wytworzone, jest większa od dopuszczalnych naprężeń występujących w krańcowo niekorzystnych warunkach lotu oraz w ruchu na ziemi. Ścianki wzdłużników 30 przejmują przede wszystkim naprężenia styczne od sił tnących i momentów skręcających. Zależnie od rozkładu obciążeń, ścianki wzdłużników 30 posiadają lokalne ścienienia. Wartość krytycznych naprężeń stycznych ścianek wzdłużników 30 jest zwiększona przez żebra rusztu, stanowiących ich wiązania poprzeczne. Żebra rusztu nadają spodowi płatowca kształty aerodynamiczne, przenoszą obciążenia z pokrycia 32 na wzdłużne elementy siłowe, a także usztywniają samo pokrycie 32 oraz zwiększają jego wytrzymałość i stateczność. Żebra rusztu pracują na zginanie i są zrównoważone wydatkiem naprężeń stycznych do pokrycia 32 i ścianek wzdłużników 30, z którymi są połączone.

W układzie poprzecznym występują także żebra wzmocnione, przenoszące obciążenia od sił skupionych, pochodzących od reakcji wiązań kabiny 11 nawigacyjnej, skrzydeł 13 oraz od podwozi. Żebra wzmocnione występują w miejscach załamania lub przewężenia wzdłużników 30 w okolicach dużych wykrojów. Wierzchnie pokrycie platformy 9 kontenerowej jest stalowe. W platformie 9 kontenerowej żebra wzmocnione są podstawowymi elementami siłowymi. Czoło platformy 9 kontenerowej jest zakończone lotniczą ramą o kształcie eliptycznym i płaskiej powierzchni zewnętrznej,zawierającej mocowania siłowników 36 hydraulicznych, zaczepy i wyjścia cięgieł sterowych oraz przewodów elektrycznych. Zasadniczymi elementami wytrzymałościowymi w występach dolnych obejmy 10 są tuleje siłowników 37 hydraulicznych. W górnej części obejmy 10, zbudowanej w formie jarzma nakładkowego ze skrzydłami 13, odpowiednimi elementami wytrzymałościowymi są dźwigary rurowe, zakończone węzłami przegubowymi mocującymi trzony siłowników 37 hydraulicznych. Podstawy siłowników 37 hydraulicznych są zamocowane na żebrach wzmocnionych, które mają w tym celu krótkie ramiona zachodzące lekko w dolne wyboczenia 38 platformy 9 kontenerowej aęronośnika 1 górnopłatowego.

W układzie wzdłużnym obejma 10 jest wzmocniona żebrami. Pokrycie jej jest integralne. Pokrycie to łączy się od strony zewnętrznej z pokryciem 32 obrzeża platformy 9 kontenerowej. Dwudzielna obejma 10 jest pozamykana ramami lotniczymi. Zewnętrzne powierzchnie styku owych ram są gładkie i lekko owalne, zaś od strony przeciwnej są wytłaczane do form ażurowych. Ramy te zawierają okrągłe otwory, w których śą zamocowane siłowniki 37 hydrauliczne oraz

150 512 znajdują się tam również otwory na łącza i studzienki z samoczynnie łączonymi cięgłami sterowymi, instalacją elektryczną oraz przewodami paliwa. Ramy zamykające jarzmo nakładkowe obejmy 10 zawierają otwory na węzły przegubowe mocujące trzony siłowników 37 hydraulicznych, zaczepy oraz wyjścia końcówek cięgieł sterowych, instalacji elektrycznej i paliwa. Dźwigary rurowe w jarzmie nakładkowym obejmują okuciami główne dźwigary skrzydeł 13 aeronośnika 1 gómopłatowego. Kadłub 8 aeronośnika 1 górnopłatowego cechuje wysoki stopień pełnotliwości w okolicach ściany 39 czołowej. .

Następnie ulega on stopniowemu zwężeniu i zaobleniu, które wzrasta silnie przed ustrzeniem ogonowym. Kształt kadłuba 8 płatowca zapewnia prawidłowy opływ powietrza podczas lotu. Obrzeża ściany 39 czołowej stanowią wręgi będące przedłużeniem żeber rusztu. Pokrycie tej ściany 39 jest wzmocnione poziomo oraz pionowo kształtownikami ceowymi. Kadłub 8 aeronośnika 1 górnopłatowego jest konstrukcją ciśnieniową. Płatowiec posiada luk ładunkowy w części ogonowej zamykany drzwiami. Ramy mocujące drzwi luków zapewniają dużą wytrzymałość lokalną oraz hermetyczność zamknięcia. Przemieszczanie kontenerów oraz ich piętrzenie w kadłubie 8 aeronośnika 1 górnopłatowego jest dokonywane za pomocą podnośników łańcuchowych z ramą nośną, przesuwanych silnikami elektrycznymi w szynach zamocowanych u góry kadłuba 8. Kabina 11 nawigacyjna jest połączona z platformą 9 kontenerową za pomocą siłowników 36 hydraulicznych oraz złącz. Podczas przeładunku kontenerów 2,3,4,5,6,7 aerodynamicznych kabina 11 nawigacyjna aeronośnika 1 górnopłatowego jest wysunięta do przodu, co zabezpiecza przed jej uszkodzeniem oraz przyspiesza czynności manipulacyjne. Kabina nawigacyjna płatowca ma konstrukcję kabiny ciśnieniowej wentylacyjnej z dwoma pokładami. Na pokładzie górnym są umieszczone stanowiska pilotów, zaś pokład dolny zajmują urządzenia gospodarczo-sanitarne.

Panoramiczny rozkład okien zapewnia ze stanowisk pilotów dobrą widoczność podczas startu, lotu oraz lądowania. Start i lądowanie aeronośnika 1 górnopłatowego z kontenerami 2,3,4, 5, 6, 7 aerodynamicznymi następuje na poduszkach powietrznych. Płatowiec jest wyposażony ponadto w podwozia kołowe wielośladowe złożone z podwozia głównego, przedniego oraz tylnego. Podwozia główne płatowca są usytuowane pomiędzy przednim i tylnym układem kanałów 34 poprzecznych tworzących zamknięte cięgi dysz 35 obwodowych. Podczas startu i lądowania aeronośnika 1 górnopłatowego podwozia główne i przednie zabezpieczają jego stateczność oraz zapobiegają przed zboczeniem z pasa startowego przy silnym wietrze bocznym. Przy manewrowaniu na lotnisku podwozia kołowe są odciążone poduszkami powietrznymi. W przypadku uszkodzenia lub niewydolności systemu wytwarzającego poduszki powietrzne, płatowiec może lądować awaryjnie na podwoziu kołowym. Podstawową zaletą poduszek powietrznych jest więc ograniczenie do minimum naprężeń pochodnych od sił wewnętrznych. Głównym elementem układu mechanicznego wytwarzającego podsuszki powietrzne jest wentylator 40 poruszany dwoma silnikami 41 turboodrzutowymi (fig. 10). Wentylator 40 oraz silniki 41 turboodrzutowe są zamocowane pod pokładem 42 górnym. Napływ powietrza do silników 41 turboodrzutowych i wentylatora 40 następuje zasadniczo przez dwa otwory 43 górne, zamykane metalowymi zasuwami przez układy hydrauliczne.

Podczas startu w momencie zrównania się siły P_z nośnej z siłą Q ciężkości całkowitej otwory 43 górne zostają zamknięte przed uprzednim otwarciem otworów 44 bocznych, co ułatwia zwiększenie kąta natarcia. Także podczas lądowania powietrze wpływa przez otwory 44 boczne i dopiero tuż przed przyziemieniem następuje zmiana kierunku chwytu powietrza. Powstający wskutek tego moment siły pochyla łagodnie płatowiec do pozycji poziomej. Wymiary otworów 43,44, górnych i bocznych, są tym większe, im większy jest pobór powietrza. Kanały powietrza są mocowane początkowo do ścian bocznych w kadłubie 8, po czym dużymi łukami przy łagodnej zmianie profili przekrojów przechodzą w dyfuzory na wejściach do kanałów 45 silników 41 turboodrzutowych i wentylatora 40. Także wejścia do kanału 33 centralnego poza wentylatorem 40 mają łagodne przewężenia profili. W warunkach przepływu ciągłego, znamionowanego liczbą Reynoldsa przekraczającą wartości krytyczne, zmniejszona zostaje tym samym do minimum strata mocy wskutek spadku ciśnienia całkowitego i oporu powietrza. Wentylator 40 jest obracany na stoisku 46 ustawionym w łożyskach połączonych u dołu ze wzmocnieniami rusztu, a u góry ze wzmocnieniami pokładu 42 ładunkowego. Ruch obrotowy wentylatora 40 dokonuje się na skutek naporu gazów silnikowych na łopatki 47 znajdujące się po zewnętrznej stronie obręczy 48 (fig. 11). Łopatki 49

150 512 robocze wentylatora 40 są pochylone pod kątem zapewniającym optymalny przepływ, znamionowany niewielkim współczynnikiem sprężu przy dużym wydatku ciężarowym powietrza zimnego mieszanego ze spalinami paliwa. Kanał 33 centralny za wentylatorem 40 posiada izolację termiczną, zabezpieczającą sąsiednie elementy konstrukcyjne przed nadmiernym nagrzewaniem, Powietrze tłoczone jest do dysz 35 obwodowych, okalających u dołu obrzeża platformy 9 kontenerowej i kadłuba 8. Zadaniem tych dysz 35jest naprowadzenie powietrza i wytworzenie strumienia zamykającego obszar pomiędzy spodem płatowca a podłożem. Odpowiednio do wzrostu siły Q ciężkości . całkowitej aeronośnika 1 górnopłatowego zwiększa się ciśnienie w poduszkach. W miarę stopniowego przybliżania się płatowca do podłoża i po przyziemieniu, strumień powietrza rozchyla się w kształt dzwonu. Lądowanie na podłożu stałym na poduszkach powietrznych musi następować przy mniejszych niż zwykle kątach natarcia i większej szybkości lotu.

Przed przyziemieniem i po zwiększeniu kąta natarcia podczas startu, wypływ powietrza z dysz 35 obwodowych łączy się w strumień centralny wzmagający efekty mechanizacji skrzydeł. Siła odrzutu strumienia powietrza z dysz 35 zależy od wydatku masowego gazu i prędkości jego wypływu. Szczeliny dysz 35 obwodowych nadają kurtynie powietrznej, okalającej od spodu platformę 9 kontenerową oraz kadłub 8, dodatni kąt nachylenia w granicach wyznaczonych optymalnym przyrostem ciśnienia w poduszce i spadkiem siły nośnej oraz składowej siły odrzutu strugi. Podczas przyziemienia i w locie na poduszce powietrznej na płatowiec działają, poza siłami aerodynamicznymi oraz siłą P ciągu silników 18, siła nośna poduszek powietrznych oraz siła odrzutu w dyszach 35 obwodowych. Płatowce posiadają na poduszkach powietrznych dużą stateczność statyczną i dynamiczną. Stateczność podłużna wynika z rozmieszczenia poduszek powietrznych, począwszy od kabiny 11 nawigacyjnej aż do punktu wysokiego zadarcia części ogonowej. Na stateczność podłużną oddziałują także strumienie centralne wyprowadzone z dysz 35 usytuowanych poprzecznie, których grubość wzrasta odpowiednio do coraz większej siły Q ciężkości całkowitej. Rozkład ciśnienia w poduszkach powietrznych zależy od względnej wysokości unoszenia. Przy przechyłach wokół osi Y nadciśnienie ma większą wartość pod uniesioną częścią płatowca, a mniejszą w części obniżonej. Przekroczenie zadanego kąta natarcia podczas lądowania powoduje zjawisko odbicia na poduszce powietrznej i powstanie sił destabilizujących w miarę wzrostu wysokości unoszenia.

Ponadto mogą występować nadmierne reakcje podwozia głównego na wiązania rusztu. Przy nieprzekraczaniu zadanych kątów natarcia podczas lądowania, stateczność dynamiczną wahań kątowych znamionuje tendencja do szybkiego ich wyrównywania. Czas połówkowy amplitudy wahań kątowych zależy natomiast od procentowej wysokości unoszenia i stosunku powierzchni poduszki powietrznej płatowca do ciężaru całkowitego. Podczas startu, w momencie zrównoważenia się siły P_z nośnej z siłą Q ciężkości całkowitej, zasuwy w kanale 33 centralnym zmniejszają wysokość unoszenia tylnej części poduszki powietrznej, co umożliwia zwiększenie kąta natarcia i prędkości wznoszenia płatowca. Stateczność poprzeczną aeronośnika 1 górnopłatowego zapewnia podwozie główne, odciążone poduszką powietrzną. Wysokiemu stosunkowi wysokości Hi do szerokości Bi aeronośnika 1 górnopłatowego odpowiada zwiększony rozstaw poprzeczny czterogoleniowego podwozia głównego. Powiększony rozstaw poprzeczny tego podwozia jest uzyskany przez nożycowe połączenie z każdej strony dwóch goleni z wózkami wielokołowymi. Golenie są wsparte na ruszcie platformy 9 kontenerowej i zwarte pośrodku złączami przegubowymi rozpierającymi. Podczas chowania podwozia głównego w wyboczeniu 38 platformy 9 kontenerowej golenie są składane równolegle. W celu zapewnienia skrętu aeronośnika 1 górnopłatowego służą dwukołowe podwozia przednie z kolanami umożliwiającymi ich samonastawność w ruchu dookoła osi pionowej golenia. Drgania kolana z kołami wokół osi obrotu są tłumione amortyzatorami, które nie pozwalają na występowanie drgań o dużej częstotliwości, a równocześnie umożliwiają wychylanie się kół przednich zgodnie z kierunkiem ruchu płatowca.

Konstrukcja podwozia przedniego posiada odpowiednik w budowie podwozia tylnego, wspierającego kadłub 8 podczas przeładunku kontenerów. Podwozie tylne, o dłuższym niż przednie goleniu, zabezpiecza przed przechyłem do tyłu w przypadku zdjęcia kontenerów 3, 4, 5, 6, 7, przednich oraz środkowych, z platformy 9 kontenerowej. Podwozia mają mechanizny podstawowe oraz awaryjne służące ich wypuszczaniu, amortyzacji i chowaniu. Układy hamulcowe podwozia głównego znamionuje płynność działania, możliwość sżybkiego jego uruchomienia i wyłączenia

150 512 oraz zdolność do kierowania ruchem płatowca w porcie lotniczym. Koła są wykonane na pneumatykach o ciśnieniu odpowiadającym maksymalnym obciążeniom ładunkowym. Rozstaw podłużny podwozia głównego i przedniego jest dobrany stosownie do warunków zapewniających sprawną manewrowość na ziemi i przeciwdziała drganiom w płaszczyźnie pionowej, które normalnie osłabiałyby złącza kontenerów. Na wypadek awaryjnego lądowania i startu płatowca wyprzedzenie jego środka c ciężkości całkowitej względem linii indywidualnego podwozia Równego umożliwia łagodny spływ i łatwe oderwanie się podwozia przedniego ód ziemi. Ograniczone zostają przez to obciążenia przenoszone na platformę 9 kontenerową i kontenery 2,3,4,5,6, 7 aerodynamiczne.

Kąt wyprzedzenia podczas startu i lądowania jest mniejszy względem kąta postojowego, co także przeciwdziała niebezpieczeństwu pochylenia się płatowca z ładunkiem na ogon wzdłuż osi symetrii. Rozstaw poprzeczny kół podwozia głównego zabezpiecza pełną stateczność kierunkową podczas ruchu na ziemi i ogranicza reakcje pochodzące od uderzeń kół o przeszkody. Hamowanie płatowca następuje przez obniżenie wysokości unoszenia na poduszkach powietrznych i zastosowanie hamulców kołowych. Aeronośnik 1 górnopłatowy jest napędzany silnikami 18 turbośmigłowymi. Zasadnicza część energii spalania paliwa w silnikach 18 jest wykorzystana do napędu śmigieł, a tylko część jej uchodzi w gazach spalinowych o niewielkiej prędkości i wytwarza siłę odrzutu. Turbinowe silniki 18 śmigłowe są dwuwałowe ze sprężarkami dwuzespołowymi o mocy 20000 KM. Silniki 18 turbośmigłowe zapewniają niezawodność pracy w każdych warunkach atmosferycznych, zaś śmigła przeciwbieżne dają dużą moc ciągu względem masy własnej silników 18 oraz w stosunku do ich powierzchni czołowej. Śmigła wykonane są z metalu przez frezowanie odkuwek duralowych i połączone w piastach. Paliwo jest dostarczane do silników 18 za pośrednictwem instalacji składającej się ze zbiorników, zaworów odcinających, zwrotnych, pomp, filtrów oraz przewodów paliwa. Zbiorniki paliwa są umieszczone w platformie 9 kontenerowej, pod pokładem 42 górnym i w skrzydłach 13. Paliwo z poszczególnych zbiorników jest przepompowywane silnikami elektrycznymi do zbiornika rozchodowego, zlokalizowanego w płatowcu w okolicy środka c ciężkości całkowitej. Przepompowywanie paliwa do zbiornika rozchodowego następuje w ściśle ustalonej kolejności, zapobiegającej na dużych dystansach znacznej zmianie położenia środka c ciężkości. Całkowite wykorzystanie zgromadzonego w zbiornikach paliwa zapewniają zainstalowane u dołu króćce pobierające. Zmianę kierunku przepływu paliwa uniemożliwiają zawory zwrotne.

Ponadto zbiorniki paliwa oraz odcinki instalacji dostarczającej paliwo do silników 18 posiadają zabezpieczenie przeciwpożarowe. Zabezpieczenie przeciwpożarowe polega na zainstalowaniu zaworów odłączających w razie potrzeby dopływ paliwa do silników 18, przegród i samoczynnych gaśnic oraz napełnianiu wolnej przestrzeni w zbiornikach gazem obojętnym, zgromadzonym w butlach o wysokim ciśnieniu. Ta sama instalacja paliwa zasila silniki 41 turboodrzutowe napędzające wentylator 40. Aeronośnik 1 górnopłatowy o opisanej powyżej konstrukcji ma zdolność transportu wielkich jednostek ładunkowych na dalekie dystanse.

Figura 12 i figura 13 przedstawiają aeronośnik 50 dwupłatowy, zaś fig. 14 i fig. 15 prezentują aeronośnik trzypłatowy. Wymienione płatowce są odmianą aeronośnika 1 górnopłatowego z tą różnicą, iż posiadają większy udźwig z czym wiąże się zmiana parametrów geometrycznych i występują dodatkowe elementy konstrukcyjne. Szerokość B2 aeronośnika 51 dwupłatowego równa się szerokości B3 aeronośnika 51 trzypłatowego. Długość L2 aeronośnika 50 dwupłatowego także równa się długości L3 aeronośnika 51 trzypłatowego i oba parametry są większe od wskazanej już długości Li aeronośnika 1 górnopłatowego. Lecz wysokość H2 aeronośnika 50 dwupłatowego jest mniejsza od wysokości H3 aeronośnika 51 trzypłatowego z powodu mniejszego przekroju platformy 52 kontenerowej względem platformy 53 kontenerowej trzypłatowca. Wskazane zróżnicowania geometryczne ulegają powiększeniu po uwzględnieniu usterzeń oraz położenia skrzydeł. Platformy 52, 53 są również lekko wypukłe u spodu, po czym zostają silnie zaoblone na obu krańcach i tworzą opływowe profile aerodynamiczne obejmami 54 i 55.

Pośrodku aeronośników 50,51 dwu- i trzypłatowego są umieszczone u góry kontenery 56,57, 58 aerodynamiczne o poziomo uformowanych dachach, które posiadają konstrukcję skorupową. Lekko tylko wypukłe dachy kontenerów bocznych ulegają wspomnianemu już zaobleniu i przechodzą w łagodne profile ścian bocznych. W rezultacie aeronośniki 50, 51 dwu- i trzypłatowy wyróżniają się wysoką pełnotliwością. Współczynnik A2 wydłużenia aeronośnika 50 dwupłato150 512 wego, równy w przybliżeniu współczynnikowi A3 wydłużenia aeronośnika 51 trzypłatowego, mierzony stosunkiem długości L2 do wysokości H2, równa się około 7,2. Części przednie obu aeronośników 50,51 są owalne i stanowią pomieszczenia dla kabin 59,60 nawigacyjnych. Długość platform 52,53 kontenerowych tych płatowców jest identyczna jak długość platformy 9 aeronośnika 1 górnopłatowego. Lecz szerokość tych platform 52,53jest większa od szerokości platformy 9 górnopłatowca o wielkość równą podstawie kontenerów środkowych o wymiarze IA ISO. Skrzydła 61 dolne oraz skrzydła 62 górne aeronośnika 50 dwupłatowego znamionuje równy kąt/2 skosu, beż przodowania skrzydeł 62 górnych nad dolnymi.

Natomiast współczynnik 772 zbieżności skrzydeł 62 górnych jest większy niż skrzydeł 61 dolnych, odpowiednio do większej długości I2 cięciwy maksymalnej aktywnego aerodynamicznie śródpłata do długości lk2 cięciwy końcowej. Dodatni kąt wzniosu skrzydeł 61 dolnych aeronośnika 50 dwupłatowego sprawia, że rozpiętość b2 tych skrzydeł jest mniejsza względem rozpiętości be poziomych skrzydeł 62 górnych. Podczas lotu ten układ skrzydeł 61, 62, dolnych i górnych, zwiększa stateczność poprzeczną tego płatowca. Powierzchnia skrzydeł 61 dolnych wynosi S2 i jest mniejsza od powierzchni S3 skrzydeł 62 górnych aeronośnika 50 dwupłatowego. Wskutek tego, współczynnik Λ 2 wydłużenia skrzydeł 62 górnych jest mniejszy niż skrzydeł 61 dolnych. Aeronośnik 51 trzypłatowy posiada taką samą charakterystykę geometryczną oraz układ skrzydeł 63, 64, dolnych i środkowych, jak aeronośnik 50 dwupłatowy. Zwiększenie udźwigu powoduje siła P_z nośna skrzydeł 65 górnych z efektywnie pracującym śródpłatem. Rozpiętość be skrzydeł 65 górnych jest równa rozpiętości bs skrzydeł 64 środkowych, a większa od rozpiętości b4 skrzydeł 63 dolnych (fig. 16 i fig. 17). Przy identycznym dla wszystkich skrzydeł 63, 64, 65 kącie /3, wzrasta stosunek długości I3 cięciwy maksymalnej do długości lk3 cięciwy końcowej, a przez to zwiększa się także współczynnik »73 zbieżności skrzydeł 65 górnych względem skrzydeł 63 dolnych. Niewielki wznios skrzydeł 63 dolnych i rozpiętość bs = be skrzydeł 64, 65, środkowych i górnych, zapewniają dużą stateczność poprzeczną. Skrzydła 63,64,65 tego płatowca również nie przodują względem siebie. Aeronośnik 50, 51 dwu- i trzypłatowy posiadają stateczniki 66, 67 sterów 68, 69 wysokości zamocowane do stateczników 70, 71 sterów 72, 73 kierunku w kształcie litery T, co umożliwia ograniczenie powierzchni każdego usterzenia poziomego w związku ze wzrostem jego ramienia. I w tym przypadku, stateczniki 70, 71 sterów 72, 73 kierunku posiadają charakterystyczne przegięcia krawędzi natarcia, przez co zmniejszone zostaje wydłużenie geometryczne każdego z tych usterzeń. Aeronośnik 50 dwupłatowy ma usterzenie wysokości o rozpiętości U2 równej rozpiętości 113 usterzenia wysokości aeronośnika 51 trzypłatowego. Skos usterzeń wysokości w obu aeronośnikach 50,51 zwiększa ramię działania siły nośnej, dzięki czemu poziome usterzenia wysokości mają przeciętne wydłużenia oraz zbieżność geometryczną, a profile aerodynamiczne o kształcie symetrycznym znamionuje nieduża grubość względna. Kierunek i wysokość lotu aeronośnika 51 trzypłatowego wyznacza głównie usterzenie ogonowe, wspomagane działaniem usterzenia czołowego. Statecznik 74 czołowego steru 75 kierunku jest zamocowany u góry kabiny 60 nawigacyjnej.

Natomiast stateczniki 76 czołowych sterów 77 wysokości są połączone z boku tejże kabiny 60. Usterzenie czołowe wysokości posiada rozpiętość U4 = U3, przy mniejszej wszakże powierzchni sterów 75,77 kierunku i wysokości. Podczas lotu ster 75 kierunku wykonuje ruchy nad środkowym kontenerem 58 aerodynamicznym, podczas gdy działanie czołowego steru 77 wysokości nie wykracza poza geometrię kabiny 60 nawigacyjnej. Współdziałanie usterzeń przednich i tylnych nie pozostaje bez wpływu na mechanizację skrzydeł. Dzięki bowiem siłom kształtującym się na sterach

73,75 kierunku zostają zredukowane siły przenoszone przez lotki 19 skrzydeł 63,64. W trakcie prac przeładunkowych stery 75, 77 są złożone, co pomniejsza ryzyko ich uszkodzenia i zwiększa swobodę czynności manipulacyjnych.

Skrzydła 61,62 aeronośnika 50 dwupłatowego i skrzydła 63,64 aeronośnika 51 trzypłatowego posiadają identyczną mechanizację co skrzydeł 13 aeronośnika 1 górnopłatowego. Wyjątek stanowią skrzydła 65 górne mocowane do bramki 78 aeronośnika 51 trzypłatowego, pozbawione lotek 19 i mające odmienną konstrukcję klap. Współczynnik c_z siły P_z nośnej skrzydeł 65 górnych aeronośnika 51 trzypłatowego zwiększają klapy strumieniowe, zainstalowane w pobliżu krawędzi spływu, przez które uchodzi strumień gazów spalinowych z pięciu silników 18 turbośmigłowych. Za pomocą klapek sterujących strumienie gazu wyprowadzone przez szczeliny mogą być kierowane pod różnymi kątami do powierzchni skrzydeł 65 górnych. Odległość między tymi skrzydłami

150 512 a skrzydłami 64 środkowymi nie stanowi zagrożenia termicznego oraz oddziałuje pozytywnie na warstwę przyścienną na krawędziach spływu skrzydeł 64 środkowych. Strumieniowe sterowanie warstwą przyścienną na skrzydłach jest dokonywane w specjalnie w tym celu wykonanych szczelinach.

Niezależność aerodynamiczna skrzydeł aeronośników 50, 51 widopłatowych sprawia, że w odróżnieniu od aeronośnika 1 górnopłatowego wypadkowa sił aerodynamicznych występuje w pozornym punkcie parcia. Fig. 18 przedstawia fragment aeronośnika 51 trzypłatowego z obejmą 55 skrzydeł 64 środkowych i bramką 78 skrzydeł 65 górnych. Platforma 53 kontenerowa tego płatowca, podobnie jak platforma 52 aeronośnika 50 dwupłatowego, posiada taką samą budowę jak opisana wcześniej już platforma 9 kontenerowa aeronośnika 1 górnopłatowego. Zasadnicze różnice zawierają się w gęstości zładu i objętości kanałów, centralnych i poprzecznych, poduszek powietrznych, odpowiednio do zwiększonego udźwigu skonteneryzowanych ładunków. Uwagę zwraca jedynie zamocowanie skrzydeł 61 i 63 dolnych obu płatowców. Skrzydła 61,63 są osadzone na integralnym ruszcie śródpłata, połączonym bezpośrednio z wiązaniami wzdłużnymi. Integralny ruszt śródpłata wykonany jest z żeber wzmocnionych jako podstawowych elementów siłowych. Stanowią one odpowiedniki dźwigarów skrzydeł 61,63 dolnych i są połączone z nimi za pomocą okuć metalowych. Dźwigary pomocnicze skrzydeł 61,63 dolnych są połączone okuciami z żebrami normalnymi. Okucia dźwigarów głównych tych skrzydeł przenoszą na żebra wzmocnione momenty gnące, zaś okucia dźwigarów pomocniczych momenty skręcające. Wskutek tego osadzenia skrzydeł 61,63 dolnych, tworzą rodzaj belki o całkowitym momencie gnącym skupionym w osi symetrii aeronośników 50,51 dwu- i trzypłatowego. Wyeliminowane zostają momenty gnące na wiązaniach obu obejm 54,55, w których mocowania występów dolnych łączą się w tym układzie konstrukcyjnym z podstawowymi wiązaniami skrzydeł 61,63 dolnych.

Dźwigary rurowe w obejmie 55 aeronośnika 51 trzypłatowego przechodzą nieprzerwanie przez wiązania dźwigarów skrzydeł 64 środkowych i stanowią zasadnicze elementy siłowe bramki 78. Krawędzie natarcia bramki 78 są silnie zaoblone, po czym następuje stopniowe ich przewężenie w kierunku krawędzi spływu. Kształt bramki 78 w układzie wzdłużnym wyznaczają żebra wiążące dźwigary rurowe. Pokrycie jest także integralne i współpracuje siłowo z ożebrowaniem bramki 78 oraz z pokryciem skrzydeł 64 środkowych. Bramka 78 po obu stronach jest zakończona ramą lotniczą o płaskiej powierzchni zewnętrznej z mocowaniami skrzydeł 65 górnych oraz z wyjściami na złącza przewodów elektrycznych i paliwa. Kadłuby 79,80 aeronośników 50,51 dwu- i trzypłatowego posiadają zbliżone wymiary geometryczne i taką samą konstrukcję skorupową.

Zasadnicze różnice dotyczą powiększonych w aeronośniku 51 trzypłatowym otworów 43,44 górnych i bocznych, doprowadzających powietrze do mechanizmu wentylatora 40 wytwarzającego poduszkę powietrzną pod samolotem. Fig. 19 i fig. 20 prezentują aeronośniki 50, 51 dwu- i trzypłatowy, zaś fig. 21 i fig. 22 przedstawiają parametry geometryczne samolotu 81 kontenerowca. Samolot 81 ma szerokość B4 większą od szerokości B2 i B3 aeronośników 50,51 dwu- i trzypłatowego o 3,3 procent. Natomiast długość L< samolotu 81 jest zwiększona w porównaniu do aeronośników 50,51 o około 17 procent. Kadłub 82 samolotu 81 posiada wysokość H4. Szerokość B4 oraz wysokość H4 są mierzone poza skrzydłami samolotu 81, w okolicy których występuje wyboczenie kadłuba 82. Kadłub 82 cechuje wysoka pełnotliwość, dostosowana do przewożonych kontenerów o wymiarach według norm ISO oraz prędkości lotu zbliżonej do 0.9 Ma. Współczynnik A4 wydłużenia samolotu 81 kontenerowca, mierzony również stosunkiem długości L4 do wysokości H4, wynosi 7,5. Część czołowa samolotu 81 ma kształt owalny z lekką wypukłością przednią i stanowi pomieszczenia kabiny 83 nawigacyjnej.

Kabina 83 nawigacyjna ma konstrukcję skorupową, do której na szczycie zamocowany jest statecznik 84 czołowego steru 85 kierunku, zaś z boku umocowane są stateczniki 86 czołowych sterów 87 wysokości. Czołowe stery 87 wysokości mają rozpiętość us, mniejszą od rozpiętości ue sterów 88 wysokości zamocowanych do stateczników 89 połączonych ze statecznikiem 90 steru 91 kierunku w kształt litery T w części ogonowej. Wysokość czołowego steru 85 kierunku jest prawie o połowę niższa od wysokości statecznika 90 tylnego steru 91 kierunku. Skrzydła 92 dolne o lekkim kącie wzniosu mają dodatni kąt skosu, równy kątowi /4 skosu prostego skrzydła 93 górnego o skosie ujemnym. Skrzydło 94 środkowe jest proste i ma kształt trapezu z niewielkim kątem skosu.

150 512

Skrzydło 93 górne na liniach krawędzi końcowych przoduje względem skrzydeł 94 środkowych o długości lp i tyle samo skrzydła 94 środkowe względem skrzydeł 92 dolnych. Skrzydło 93 górne jest zamocowane do bramki 95 samolotu 81. Dany układ skrzydeł 92,93, 94 o powiększonej powierzchni eliminuje zjawisko ich zacienienia przy dużych kątach natarcia i silnym wietrze.

W rzucie pionowym skrzydła 92 dolne zacieniają teoretycznie skrzydła 94 z każdej strony górne polem adc, a te z kolei zacieniają skrzydło 93 polem abc o tej samej powierzchni. Współczynnik /74 zbieżności skrzydła 93 górnego (L»: ta) równa się w przybliżeniu współczynnikowi zbieżności skrzydeł 94 środkowych· Powierzchnia $4 skrzydeł 92 dolnych jest mniejsza od powierzchni Se skrzydeł 94 środkowych o pole aktywnego aerodynamicznie śródpłata. Największą powierzchnię S5 ma skrzydło 93 górne. Lekki kąt wzniosu skrzydeł 92 dolnych sprawia, iż ich rozpiętość by jest mniejsza względem równej rozpiętości be skrzydeł 94 środkowych i skrzydła 93 górnego. Stąd współczynnik Λ3 wydłużenia skrzydła 93 górnego jest mniejszy niż skrzydeł 94,92 środkowych i dolnych. Lot samolotu 81 jest zasadniczo zmieniony. Długość L4 oraz duży ciężar całkowity wymagają zabezpieczenia stateczności wzdłużnej płatowca. Efekt ten jest osiągnięty na skutek rozmieszczenia sił aerodynamicznych w punktach parcia skrzydeł 92,93,94 na odcinku równym około 11 procent długości L4.

W przeciwstawnym układzie skrzydeł 92, 93, 94 także siły P w ciągu dwuprzepływowych silników 96 turboodrzutowych są rozmieszczone na odcinku równym 9 procent długości L4. W tych warunkach manewrowanie samolotem 81 umożliwiają stery 87, 88 wysokości oraz stery 85, 91 kierunku o zwiększonych powierzchniach i wydłużonych ramionach działania. Skrzydła 92,93,94 samolotu 81 mają taką mechanizację jak skrzydła aeronośników 1,50,51 płatowych. Skrzydła 92, 94, dolne i środkowe, są zbudowane w znanej technologii konstrukcji lotniczych. Cechą wyróżniającą konstrukcję skrzydła 93 górnego jest zwieńczenie jego dźwigarów w linii symetrii samolotu 81. W celu usztywnienia skrzydła 93 górnego zastosowane są dźwigary zastrzałowe, z których pierwszy przebiega wzdłuż krawędzi natarcia śródpłata do mocowań stateczników gondoli dwuprzepływowych silników 96 turboodrzutowych. Drugi zaś dźwigar wzmacnia skrzydło 93 górne na większej rozpiętości i jest umocowany od pierwszego w odległości równej 0,25 L4.

Figura 23 przedstawia samolot 81 kontenerowiec z podniesioną kabiną 83 nawigacyjną i kontenerami umieszczonymi w kadłubie 82. W odróżnieniu od aeronośników 1,50,51 płatowych, samolot 81 ma cały kadłub 82 zbudowany w konstrukcji skorupowej, której wytrzymałość jest podniesiona przez wręgi wzmocnione, rozmieszczone w odstępach 0,1 L4. Wręgi wzmocnione o dużych przekrojach znajdują się w wyboczeniach kadłuba 82 i posiadają złącza ze skrzydłami 92,

94. dolnymi i środkowymi, zaś przedłużenia tych warg stanowią zasadnicze elementy siłowe bramki

95. Aeronośniki 50, 51 dwu- i trzypłatowy oraz samolot 81 kontenerowiec posiadają podwozia, przednie i główne, jak również wsporniki tylne o wydłużonych goleniach i zakończonych stopkami pneumatycznymi. Wsporniki tylne zabezpieczają płatowce przed przechyłem w sytuacji odciążenia ładunkiem części przednich. Start i lądowanie tych płatowców następuje na poduszkach powietrznych wytwarzanych przez układ mechaniczny o tej konstrukcji co opisany na przykładzie wykonania aeronośnika 1 górnopłatowego.

W aktualnych wariantach płatowców, układ mechaniczny poduszek powietrznych wyróżnia się zdecydowanie większą wydajnością. Lecz podwyższony tonaż płatowców sprawia, iż wysokość unoszenia na poduszkach powietrznych jest mniejsza. Aeronośniki 50,51 dwu i trzypłatowy oraz samolot 81 kontenerowiec posiadają także stożkowe poduszki powietrzne pod skrzydłami 61,63, 92 dolnymi. Dysze tam usytuowane tworzą po każdej stronie poduszki powietrzne w kształcie stożków, zamknięte kurtynami powietrznymi pochylonymi pod kątami ujemnymi. Stożkowe poduszki powietrzne nie przesłaniają lotek 19 ani klap. Ponadto dźwigary rurowe przewodzące powietrze do dysz okrągłych są połączone z dyszami okalającymi krawędzie natarcia silników 18,

96. Osłony tworzone przez skupione strumienie powietrza wypływające z tych dysz, chronią unieruchomione silniki 18,96 przed nadmiernym zakurzeniem lub zawilgoceniem podczas postoju lub w początkowych fazach startu. Aeronośniki 50, 61 dwu- i trzypłatowy oraz samolot 81 kontenerowiec posiadają zdolność transportu ładunków na duże odległości i możliwość startu oraz lądowania na lotniskach o względnie niskiej wytrzymałości pasów startowych.

150 512

Claims (6)

1. Zastrzeżenia patentowe

   1. Aeronośniki przeznaczone do transportu kontenerów mające sekcje kadłubowe z usterzeniem ogonowym i skrzydła górne lub dolne oraz podwozia kołowe i silniki napędowe, znamienne tym, że posiadają rusztowe platformy (9, 53) kontenerowe z kontenerami (4, 7, 58) aerodynamicznymi i obejmami (10,55), a także dysze (35) obwodowe oraz wentylator (40) poduszek powietrznych i przesuwne kabiny (11, 60) nawigacyjne.
2. 2. Aeronośniki według zastrz. 1, znamienne tym, że boczny kontener (7) aerodynamiczny ma ścianę (22) skorupową połączoną z dachem (21) oraz podłogą i drzwiami (24).
3. 3. Aeronośniki według zastrz. 1, znamienne tym, że dwudzielna obejma (10) aęronośnika (1) górnopłatowego ze skrzydłami (13) ma siłowniki (37) hydrauliczne.
4. 4. Aeronośniki według zastrz. 1, znamienne tym, że wentylator (40) znajduje się na stoisku (46) z silnikami (41) turboodrzutowymi i kanałem (33) centralnym oraz kanałami (34) poprzecznymi.
5. 5. Aeronośniki według zastrz. 1, znamienne tym, że dwudzielna obejma (55) skrzydeł (63,64), dolnych i środkowych, z bramką (78) ze skrzydłem (65) górnym oraz czołowe stery (75,77)kierunku i wysokości znajdują się w aeronośniku (51) trzypłatowym.

   fig.2 fig.5 fig.8 ί44

   150 512 fig.16

   ------------ fig.17
6. 6J fig.19

   X,

   150 512

   -[3?>π fig. 22 fig.23