Дипломный проект на тему: Анализ опыта эксплуатации самолета Ил-76 и разработка мероприятий по повышению БП

Содержание

Введение

1. Аналитическая часть

1.1 Анализ опыта эксплуатации самолета Ил-76.

1.1.1. Общие сведения о самолете Ил-76.

1.1.2. Анализ состояния безопасности полетов самолетов Ил-76.

1.1.2.1. Сравнение реального уровня безопасности полетов самолетов Ил-76 с нормируемым, с отечественными и зарубежными аналогами.

1.1.2.2. Статистическая оценка безопасности полетов самолетов Ил-76 в 2006г.

1.1.2.3. Ранжирование по степени опасности отказов AT из-за КПН, классифицированных как инциденты (по данным за 2005-2006 г.г.)

1.1.2.4. Анализ надежности гидросистем самолетов Ил-76 по результатам их эксплуатации в а/к «Аэрофлот»

1.1.2.5. Требования Норм летной годности к гидравлическим системам самолета.

1.1.3. Постановка задачи ДП

1.2. Совершенствование конструкции гидросистемы самолета Ил-76

1.2.1. Описание и работа гидравлической системы самолета Ил-76.

1.2.2. Обоснование проекта доработки.

1.2.3. Замена предохранительных муфт шлицевого втулочного типа, используемых в приводе гидронасоса, на муфты пружинно-кулачкового типа.

2. Расчётная часть

2.1. Расчет пружины и контактного крутящего момента предохранительной муфты

2.2. Установка фильтра-сигнализатора.

2.3. Расчёт параметров дросселя

2.4.5. Расчёт фильтра

3. Система технического обслуживания и ремонта

3.1. Определение обобщенных показателей эксплуатационной технологичности. Оценка удельной суммарной оперативной продолжительности ТО и Р.

3.2. Оценка удельной суммарной оперативной трудоемкости ТО и С самолета Ил-76.

3.3. Формирование оптимального регламента ТО гидравлической системы самолета Ил-76

3.4. Группировка операций ТО изделий гидросистемы самолета Ил-76 в оптимальные сроки регламента.

3.5. Технология технической эксплуатации источников давления гидросистемы самолета Ил-76.

3.5.1. Технология демонтажа-монтажа дросселя НУ-5810-40М1 и предложения по ее доработке

4. Безопасность и экологичность

4.1. Охрана труда

4.2. Экологичность

5. Экономическое обоснование. Экономическая оценка эффективности доработки гидросистемы самолета Ил-76.

Заключение.

Список использованных источников



Введение

В настоящее время возрастает роль и значение авиации в решение широкого спектра жизненно важных для государства задач в экономической военно-стратегической, политической, социальной, научной и культурной сферах. Углубляются интеграционные процессы и международное разделение труда на мировом рынке авиационных товаров и услуг в области авиации, одновременно обостряется конкурентная борьба между развитыми странами мира в целях завоевания сегментов этого рынка.

Государственные интересы Российской Федерации в области гражданской авиации определяются размерами территории страны, недостаточным развитием наземных транспортных коммуникаций (особенно в районах Севера, Дальнего Востока и Сибири), значением авиации для решения оборонных и социально-экономических задач, развития науки, техники новейших технологий.

Гражданская авиация России переживает один из самых сложных периодов в своей истории. В 2000 году впервые за 10 лет произошел рост объема перевозок на 0,5 процента, в 2001 году - на 15 процентов. Учитывая наметившиеся тенденции в текущем (в 2004) году предполагалось перевезти 32,5 млн. пассажиров, что на 10 процентов больше уровня предыдущего года, 683 тыс. тонн грузов и почты, что больше на 9,2 процентов.

Поэтому проблема обеспечения безопасности полетов приобретает особо важное социальное значение.

Федеральной целевой программой (далее по тексту Программа) «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002 - 2010 годы и на период до 2015 года», утвержденной постановлением Правительства Российской Федерации от 15 октября 2001 года №728 предусмотрены переоснащение парка воздушных судов путем создания новых и модернизации эксплуатируемых.

Выполнение программы предусматривается в два этапа.

Задачи первого этапа (2002 - 2005 годы):

- доведение летно-технических характеристик воздушных судов, созданных в 1992 - 2001 годах, до уровня, соответствующего новым международным нормам (по шуму, эмиссии, аэронавигации), и обеспечение их конкурентоспособности. Проведение модификации эксплуатируемых воздушных судов;

- завершение сертификации отечественных воздушных судов нового поколения;

- совершенствование законодательной базы деятельности в области авиации и приведение ее в соответствие с международными требованиями;

- получение международных сертификатов FAA' (США), JAA (Европа) и других для отечественных воздушных судов нового поколения;

- совершенствование системы реализации и послепродажного обслуживания воздушных судов, внедрение системы обслуживания по техническому состоянию;

- создание научно-технического задела для нового поколения гражданских судов.

Задачи второго этапа (2006 - 2010 годы и период до 2015 года):

- разработка научно-технических решений и их экспериментальная апробация в целях обеспечения улучшения летно-технических, экономических и эксплуатационных характеристик авиационной техники;

- создание нового поколения гражданской авиационной техники, конкурентоспособной на мировом авиационном рынке первой четверти XXI века.

На первом этапе, кроме всего прочего, должны быть проведены работы по модернизации до требований международных стандартов эксплуатируемого парка Ил-62М, Ту-154М Як-42, Ан-124 и разработаны мероприятия по ремоторизации Ш-76ТД, Ту-134, Ил-86 для удовлетворения новых норм ИКАО.

Таким образом парк самолетов Ил-76 будет эксплуатироваться еще достаточно продолжительное время. Поэтому, остается актуальной проблема анализа состояния безопасности полетов и разработки на его основе мероприятий по предотвращению авиационных происшествий и инцидентов с самолетами Ил-76.

Для анализа общего состояния безопасности полетов в гражданской авиации России, а также опыта эксплуатации самолета Ил-76 в дипломном проекте были использованы база данных автоматизированной системы обеспечения безопасности полетов (АСО БП), аналитические материалы Управления главной инспекции по надзору за безопасностью полетов Государственной службы надзора за безопасностью в сфере транспорта МТ РФ [4].

Назначение АСО БП - сбор, учет, хранение и анализ информации об:

- авиационных происшествиях (катастрофах и авариях);

- серьезных инцидентах;

- инцидентах;

- производственных происшествиях (чрезвычайных происшествиях и повреждениях воздушных судов (ВС) на земле).

Единицей информации для пополнения базы данных АСО БП является информационный отчет, который заполняется комиссией по расследованию события по завершению его расследования. Информационный отчет представляет собой набор бланков, в которые в прямом или закодированном виде заносятся:

- общие данные о событии;

- история полета;

- травмы, материальные потери;

- данные о планере и двигателях;

- метеорологическая информация;

- данные на командира ВС, членов экипажа, персонал УВД и наземных служб;

- данные о состоянии авиационной техники;

- сведения об аэродроме и координаты места события в районе аэродрома;

- данные о пожаре;

- сведения о бортовых самописцах полетных данных и регистраторах речевой информации;

- данные о столкновении или опасном сближении воздушных судов;

- типы событий, факторы, их обусловившие;

- рекомендации комиссии по расследованию;

- административные данные.

Основным пользователем базы данных АСО БП является государственная служба надзора за безопасностью в сфере транспорта (ГСНБСТ) министерства транспорта России. На основании анализа массива статистических данных АСО БП вырабатываются мероприятия по предотвращению АП, инцидентов, производственных происшествий, и, в целом, повышению. Безопасности полетов.

Кроме этого, в дипломном проекте для анализа состояния безопасности полетов были использованы аналитические материалы Гос НИИГА.


1. Аналитическая часть

1.1. Анализ опыта эксплуатации самолета Ил-76

По данным Государственной службы государственного надзора за безопасностью в сфере транспорта Минтранса России с ВС РФ в течение 2003 г. произошло 9 авиационных происшествий, в числе которых - 2 катастрофы, приведшие к гибели 29 человек. Списано 9 воздушных судов.

В целом, по парку ВС аварийность гражданских воздушных судов России в 2003 г, была ниже, чем в 2002 г. Общее количество авиационных происшествий уменьшилось на 57%, число катастроф - в 3,5 раза, а число погибших в катастрофах уменьшилось более чем в 4,5 раза.

Показатели аварийности на десятилетнем интервале (число катастроф на 100 тыс. часов налета на всем парке ВС ГА, а также число погибших в них людей на 1 млн. перевезенных пассажиров) в 2003 г. были близкими к наилучшим значениям.

Динамика изменения абсолютных показателей аварийности на самолетах 1-3 классов и их доля в аварийности всей ГА России представлена в таблице 1.1.

Анализ этих данных показывает, что на протяжении последних 10 лет отсутствует устойчивая тенденция снижения абсолютных показателей аварийности на самолетах 1-3 классов. Эта ситуация характерна и для относительных показателей аварийности при пассажирских и грузовых перевозках, причем, на всем рассмотренном интервале времени аварийность при грузовых перевозках значительно превышала аварийность при пассажирских перевозках (рис. 1.1).

Анализ безопасности полетов на самолетах 1-3 классов за последние 5 лет показывает, что наибольшее число особых ситуаций, приводивших к АЛ возникало на самолетах типов Ан-24 (20% от всех АП), Ил-76 (15%), Ил-86, Ту-154, Ан-12, Ан-26, Як-40 (10% для каждого), Ил-62, Ту-134, Ил-18 (5% для каждого) Всего с этими типами ВС произошло 20 % от всех авиационных происшествий.

Таблица 1.1

Наименование показателей

Значения показателей по годам

2002

2003

2004

2005

2006

Число авиационных происшествий, в т.ч.:

4

3

4

6

2

-Катастрофы

0

2

3

2

0

-Аварии

4

1

1

4

2

Число погибших человек

0

15

156

83

0

Доля АП с самолетами 1 -3 классов в общем количестве всех АП %

19

17

15

28

22

Доля катастроф с самолетами 1-3 классов в общем количестве катастроф %

0

40

30

30

0

Доля погибших в АП с самолетами 1-3 классов в общем числе погибших %

0

75

71

63

0

График сравнения аварийности при пассажирских и грузовых перевозках

Рис. 1.1 График сравнения аварийности при пассажирских и грузовых перевозках

Обеспечение безопасности полетов гражданских воздушных судов - сложная задача, которая решается совместными усилиями разработчиков, изготовителей гражданской авиационной техники и ее эксплуатантами. На стадии проектирования, изготовления и испытания авиационной техники закладываются и воплощаются в конструкцию воздушных судов и в технологию их изготовления стандарты (или нормы) безопасности полетов. На этапе эксплуатации эти нормы обеспечиваются соответствующей организацией работ по обслуживанию воздушные судов на земле и строго регламентированной эксплуатацией ВС в воздухе

Безопасность полетов, как свойство авиационной транспортной системы, характеризуется уровнем безопасности полетов, который определяется вероятностью того, что в полете не возникает катастрофическая ситуация. Под особой ситуацией понимают ситуацию, возникающую в полете в результате воздействия отдельных неблагоприятных факторов или их сочетаний и приводящую к повышению риска неблагополучного завершения полета. Обычно, к таким факторам относят:

- Отказы и неисправности отдельных элементов или функциональных систем в целом;

- Неблагоприятные воздействия внешних условий;

- Недостатки во взаимодействии с наземным обеспечением полетов;

- Ошибки и нарушения пилотами правил эксплуатации функциональных систем ВС и пилотирования;

- Проявление неблагоприятных и неизвестных ранее конструктивных и производственных особенностей ВС.

Для количественной характеристики вероятностей возникновения особых ситуаций используются следующие значения вероятностей, отнесенных либо к одному часу полета, либо к одному полету в зависимости от характера рассматриваемого события:

· повторяющиеся - более 10-3,

· умеренно вероятные - 10-5,

· маловероятные - 10-5-10-7,

· крайне маловероятные - 10-7-10-9,

· практически невероятные - более 10-9.

Важное место в обеспечении безопасности полетов занимают специальные технические средства и методы, применяемые как на борту ВС в полете, так и при обеспечении полетов наземными службами с целью повышения надежности работы авиационных специалистов.

В настоящее время в ГА многих стран мира, можно выделить два подхода к обеспечению безопасности полетов.

Первый основан на строгой государственной регламентации действий, которые должны предприниматься авиационной инфраструктурой повсеместно для достижения установленного государством уровня безопасности полетов (при конструировании, производстве, эксплуатации и техническом обслуживании воздушных судов, включая управление воздушным движением и аэродромное обеспечение полетов).

Второй подход основан на самостоятельном изыскании авиационной инфраструктурой дополнительных мер для повышения уровня безопасности полетов, определенного государственными стандартами безопасности.

Обеспечение безопасности полетов на различных этапах жизненного цикла ВС требует непрерывного совершенствования знаний о факторах риска, угрожающих безопасности полетов, с тем, чтобы найти наиболее рациональные пути их устранения.

Настоящий дипломный проект посвящен решению вопросов конструктивного совершенствования самолетов Ил-76 с целью повышения безопасности их эксплуатации.

Самолет Ил-76 выбран в качестве базового, так как по оценкам специалистов его эксплуатация на воздушных линиях будет осуществляться еще не менее 10-15 лет, что обуславливает необходимость повышения его технического совершенства с целью обеспечения конкурентоспособности с новыми типами самолетов.

В ходе дипломного проектирования решались следующие задачи:

§ Анализ опыта эксплуатации самолетов Ил-76 с точки зрения безопасности полетов, оценки соответствия Нормам летной годности самолетов по допустимым частотам возникновения нормируемых видов особых ситуаций; Анализ конструктивных решений, реализованных в гидросистеме самолета Ил-76 с точки зрения возможности их модернизации.

§ Технико-экономическое обоснование внедрения доработок и усовершенствований;

§ Разработка мероприятий по обеспечению требований безопасности труда и экологичности проекта

1.1.1. Общие сведения о самолете Ил-76.

Самолет Ил-76 предназначен для перевозки крупногабаритной техники и грузов в стандартной таре (контейнерах). Эксплуатация самолета возможна как с бетонированных взлетно-посадочных полос аэродромов, так и с грунтовых полос с удельной прочностью грунта не менее 60 Н/см2.

Общий вид самолета Ил-76

Рис. 1.2 Общий вид самолета Ил-76

Самолет представляет собой свободнонесущий моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом и стреловидным хвостовым оперением, выполненным по Т-образной форме (рис. 2.1). Герметичная часть фюзеляжа разделена на кабину экипажа и грузовую кабину. Кабина экипажа представляет собой двухпалубный отсек: на верхней палубе расположена кабина пилотов, на нижней - кабина штурмана. Грузовая кабина имеет погрузочно-разгрузочное оборудование, которое обеспечивает погрузку, размещение и крепление техники и грузов, допущенных к перевозке воздушным транспортом в соответствии с действующими нормами по массе, габаритным размерам и особым свойствам.

Крыло самолета - трапециевидной формы с удлинением 8,5 и углом стреловидности 25° по линии ¼ хорды. Крыло снабжено мощной взлетно-посадочной механизацией, состоящей из предкрылков, охватывающих всю переднюю кромку, и трехзвенными, раздвижными закрылками, занимающими 70% размаха. Концевые сечения хвостовой части крыла заняты элеронами. На верхней поверхности крыла, над закрылками, расположены спойлеры и тормозные щитки.

Спойлеры в средней части крыла совместно с элеронами используются в качестве органов поперечного управления; кроме того, спойлеры могут применяться как гасители подъемной силы при симметричном отклонении их на правой и левой половинах крыла. Тормозные щитки занимают корневую часть крыла. Щитки отклоняются только при движении по ВПП (пробег, прерванный взлет). В путевом направлении применяется мощный руль направления. В качестве органов продольной балансировки и управления используются руль высоты и стабилизатор. Для уменьшения шарнирных моментов и балансировки по усилиям руль высоты снабжен триммером-флетнером, а руль направления и элероны - пружинными сервокомпенсаторами и триммерами.

Система управления рулями, элеронами и спойлерами - бустерная, выполнена по необратимой схеме. Управление рулями и элеронами осуществляется с помощью автономных рулевых машин. Спойлеры отклоняются гидравлическими приводами. В случае крайней необходимости система управления рулем высоты, элеронами и рулем направления позволяет перейти на бустерное прямое управление. Управление тормозными щитками, предкрылками и закрылками электрогидравлическое, управление стабилизаторами - электрическое.

Под крылом, на пилонах, установлены четыре турбореактивных двигателя Д-ЗОКП. Двигатели двухконтурные, двухкаскадные, с устройством для реверсирования тяги. В обтекателе левых, главных опор шасси размещена вспомогательная силовая установка, используемая для воздушного запуска двигателей, работы системы кондиционирования на земле, а также для питания бортсети электроэнергией переменного и постоянного тока.

Самолет снабжен многоколесным, пятиопорным шасси, состоящим из четырех главных опор с четырьмя тормозными колесами на каждой опоре при давлении в шинах 0,45 МПа - 0,5 МПа. На амортизационной стойке передней опоры установлено четыре колеса при давлении в шинах 0,55-0,6 МПа.

Гидросистема самолета обеспечивает управление уборкой и выпуском шасси, торможением колес главных опор, поворот колес передней опоры, предкрылками, закрылками, спойлерами, тормозными щитками, входными дверями, створками грузового люка, хвостовой опорой и стеклоочистителями и состоит из двух самостоятельных систем.

Противообледенительная система обеспечивает защиту от обледенения предкрылков, носков горизонтального и вертикального оперения, воздухозаборников, входных направляющих аппаратов и коков двигателей, приемников полного давления и датчиков углов атаки.

Погрузка в самолет техники и грузов производится через люк в хвостовой части фюзеляжа по отклоняемой рампе с подтрапниками. Несамоходная техника и грузы загружаются с помощью электротельферов и лебедок, самоходная - собственным ходом.

По уровню летных характеристик Ил-76 относится к категории самолетов, у которых обеспечивается безопасное завершение или прекращение взлета в случае отказа одного двигателя на разбеге, а также безопасное завершение полета и выполнение посадки с одним или двумя неработающими двигателями.

При базировании на бетонированных аэродромах самолет Ил-76 с максимальной взлетной массой 170 ? обеспечивает перевозку максимальной массы полезной нагрузки 47 ? на практическую дальность 3000 км; 20 ? полезной массы нагрузки самолет перевозит на расстояние 6500 км.

Указанные дальности полета обеспечиваются при наличии топливного резерва в баках, позволяющего выполнять полет в течение 40-50 мин, для возможности уходя при посадке на второй круг.

При взлете в стандартных атмосферных условиях с максимальной взлетной массой 170 ? длина разбега самолета составляет 1600 м. В случае отказа одного двигателя на разбеге потребная сбалансированная взлетная дистанция не превышает 2200 м.

Вертикальная скорость набора высоты во взлетной конфигурации на скорости, соответствующей безопасной взлетной, составляет:

при всех работающих двигателях - 9, м/с;

при одном неработающем двигателе - 4,5 м/с.

Набор начальной высоты полета по маршруту выполняется на номинальном режиме работы двигателей за время 25-30 мин. Максимально допустимая приборная скорость равняется 600 км/ч, такая же как и при экстренном снижении и при полете с выпущенным шасси.

Режим, соответствующий минимальному километровому расходу топлива, обеспечивается при полете "по потолкам" на скорости крейсерского режима 750-800 км/ч на высоте 9-12 км и режиме работы двигателей при частоте вращения ротора каскада высокого давления Пвд= 10120 об/мин. Снижение с высоты конечной точки полета по маршруту (12 км) до высоты круга 400 м выполняется на режиме малого полетного газа за 15 минут.

Заход на посадку производится при полностью отклоненных предкрылках и закрылках при скорости планирования 210-250 км/ч, принимаемой в зависимости от посадочной массы самолета. Максимально допустимая скорость самолета при полностью выпущенной механизации не должна превышать 370 км/ч. Пробег и посадка на бетонированную взлетно-посадочную полосу находится в пределах 600-800 м.

При базировании на летних грунтовых аэродромах самолет с взлетной массой 152 т способен перевезти 33 т полезной нагрузки на практическую дальность 3000 км, а при массе полезной нагрузки 20 т - на расстояние 4700 км.

Длина разбега при взлете с грунтовой полосы с удельной прочностью грунта 60 Н/см2 составляет 1300-1350 м, пробег при посадке не превышает 600 м.

Такие качества и возможности самолета Ил-76 позволяют его широко использовать для перевозки грузов и техники гражданской авиацией во многих регионах нашей страны и за рубежом, в том числе с аэродромов, имеющих сравнительно небольшие по длине ВПП.

1.1.2. Анализ состояния безопасности полетов самолетов Ил-76.

1.1.2.1. Сравнение реального уровня безопасности полетов самолетов Ил-76 с нормируемым.

Представляет интерес сравнение реально достигнутого уровня безопасности полетов с допустимым уровнем, принятым при представлении самолета на эксплуатацию самолета. При этом уровень безопасности полетов определяется частотой возникновения всех типов особых ситуаций, имевших место при его эксплуатации. По степени опасности они разделяются на усложнение условий полета (УУП), сложную ситуацию (СС), аварийную и катастрофическую ситуации (АС) и (КС). Вероятности возникновения их нормированы по самолету в целом. Приняты следующие числовые значения этих вероятностей:

§ - для КС принято значение Q=10-7 на один час полета;

§ - для АС принято значение Q=10-6 на один час полета;

§ - для СС принято значение Q=10-4 на один час полета.

Вероятность возникновения УУП не нормируется. Однако считается, что любое отказное состояние (функциональный отказ), приводящее к усложнению условий полета, не должно быть отнесено к событиям повторяющимся", т.е. частота ее возникновения не должна быть более 10"3 на один час полета.

Реальный уровень безопасности полетов выявляется только в процессе массовой эксплуатации.

Если бы статистика авиационных происшествий и инцидентов, которые привели к особым ситуациям в полете и по которым вычисляют оценки показателей безопасности полетов, была бы неограниченной, то эти оценки соответствовали бы истинным значениям показателей и задача оценки соответствия реального уровня безопасности полетов нормируемому решалась бы просто. Реальная статистика АП и инцидентов ограничена, причем часто весьма существенно. Поэтому оценки показателей безопасности полетов содержат большой элемент случайности и оценить соответствие реального уровня безопасности полетов нормируемому можно только в вероятностном смысле.

Сравнение проводилось по методике, изложенной в книге В.И. Жулева и В.С. Иванова "Безопасность полетов летательных аппаратов", "Транспорт", 1986г. по итогам эксплуатации гражданских самолетов Ил-76 в 1997-2000г в авиапредприятиях России. Результаты сравнения представлены в таблице 2.1.

В использованной методике уровень безопасности полетов нормируется частотой появления особых ситуаций Q отнесенной к одному часу полета.

В качестве точечной оценки параметра распределения принимается зафиксированное статистикой количество особых ситуаций а=nи, отнесенное к суммарному налету парка ВС этого типа. Статистиками особых ситуаций для расчетов приняты сведения, накапливаемые ведомственными информационно-аналитическими системами "Безопасность" и "Надежность"

Результаты сравнения фактического уровня безопасности полетов с нормируемым на уровне значимости а=0,05 для всего периода эксплуатации самолетов Ил-76 свидетельствуют о том, что уровень безопасности полетов по особым ситуациям соответствует (по АС) и лучше (по СС и УУП) нормируемого.

Таблица 1.2.

Сравнение фактического уровня безопасности полетов самолетов Ил-76 с нормируемым.

Аварийная ситуация

aн

nA

c

Альтернативная гипотеза

Расчет

Выводы

1,17

2

а>ан

1/2χ20,95(3) = 0,356

ан>0,356

Принимается гипотеза а=ан, т.е. фактический уровень безопасности полетов, определяемый частотой появления АС, соответствует нормируемому

Сложная ситуация.

an

ncc

Альтернативная гипотеза

Расчет

Выводы

117

39

а<ан

1/2χ20)95(80) = 50,9

aн>50,9

Гипотеза а=ан отвергается. Принимается гипотеза а<ан т.е. фактический уровень безопасности полетов, определяемый частотой появления СС, ниже (лучше) нормируемого

Усложнение условий полета

ан

Nyy

n

Альтернативная гипотеза

Расчет

Выводы

1170

474

а<ан

1/2χ20,95(950) = 563

ан>563

Гипотеза а=ан отвергается. Принимается гипотеза а<ан т.е. фактический уровень безопасности полетов, определяемый частотой появления УУП, ниже (лучше) нормируемого

1.1.2.3. Ранжирование по степени опасности отказов AT из-за КПН, классифицированных как инциденты (по данным 2005 - 2006 г. г.)

Требуется расставить факторы (в данном случае функциональные системы самолета Ил-76, на которых в течение 1999-2000гг имели место отказы, классифицированные как инциденты по КПН) по показателю уровня риска Q, т.е. расположить их в порядке убывания вклада каждого в оценку уровня безопасности типа ВС в целом. Если функциональные системы (ФС) расположить по убывающей абсолютного числа инцидентов (отказов по КПН), то такая ранжировка будет некорректной, т.к. положенные в основу числа инцидентов по каждой ФС являются случайными. Если по j-ой и по i-й ФС произошло η и η число инцидентов и η > η,-, это не значит, что отказы j-й ФС более влияют на безопасность полетов, чем i-й. Это утверждение может быть верным с определенной степенью достоверности, если η значимо превышает η. Для установления этого в математической статистике предлагается критерий статистического сравнения:

Т.к. nj и ni - случайные числа, то и величина U - случайная величина. Она имеет нормальное распределение.

Для этого критерия назначается критическая граница Uкр = U1-α на определенном уровне значимости ?. Величина ? имеет смысл вероятности отвергнуть проверяемую гипотезу Qj = Qi в то время, как она действительно верна. Обычно α = 0,01 ...0,1. В статистике U1-α называют квантилью распределения (при a = 0,05, U(.a = 1,64).

Если U> U1-α, то принимается гипотеза Qj > Qi, если U< U1-α, то принимается альтернативная гипотеза Qj = Qi. По этой методе последовательно оценивают все ФС. По результатам попарного сравнения заполняют таблицу. При этом, если Qj = Qi, то в ячейку вносят 0, если Qj > Qi, то +1 и если Qj < Qi, то -1.

Проведенные по указанной методике расчеты для отказов функциональных систем самолета Ил-76, классифицированных как инциденты на массиве данных 2002-2003 г.г, представлены в таблице.

Таблица 1.2

Таблица рангов опасности отказов функциональных систем самолетов Ил-76

ФС

Планер

Сист. управл.

Сил. устан.

Шасси

ГС

ПНО

ПОС

Сумма баллов

Планер

*

1

1

0

1

0

1

1

Сист. управл.

-1

*

1

-1

-1

-1

-1

-1

Сил. устан.

-1

-1

*

-1

-1

-1

-1

-6

Шасси

0

1

1

*

1

0

1

4

ГС

-1

1

1

1

*

-1

0

-1

ПНО

0

1

1

0

1

*

1

4

ПОС

-1

1

1

-1

0

-1

*

-1

Вывод: По уровню риска конструктивные группы в соответствии с данными таблицы 1.2 ранжируются в следующем порядке: силовая установка - система управления - гидросистема - шасси -противообледенительная система - ПНО - планер. Таким образом можно сделать вывод, что наихудшими конструктивными группами по показателя безопасности полетов являются силовая установка И система управления. Объектом доработок в настоящем дипломном проекте выбрана гидросистема, имеющая ранг опасности отказа, одинаковый с системой управления. Следует учитывать также, что частота инцидентов по причине отказов гидросистемы в два раза выше, чем системы управления.

1.1.2.4. Анализ надежности гидросистем самолетов Ил-76 по результатам их эксплуатации в а/к «Аэрофлот».

Статистические данные по отказам и неисправностям гидросистемы (ГС) самолетов Ил-76 были взяты по парку самолетов этого типа а/к "АЭРОФЛОТ" за два года эксплуатации.

Статистические данные включали сведения об отказах и неисправностях деталей или агрегатов гидросистемы, месте базирования самолетов, определяющие условия эксплуатации (обслуживания и ремонта), наработку детали или агрегата ГС до первого отказа (ремонта) и дату обнаружения этого отказа или неисправности.

Был собран и обработан статистический материал, содержащий сведения о 30 отказах элементов гидросистемы самолета за два года их эксплуатации в а/к "АЭРОФЛОТ".

Поскольку гидросистема является системой многократного действия со значительным числом элементов, которые в случае отказов заменялись исправными, то имеет место поток отказов. Практически, отказы ГС в течение длительного срока эксплуатации самолетов возникают не одновременно. В каждый определенный момент времени может иметь место только один отказ .

Согласно теории массового обслуживания, в этом случае поток отказов называется ординарным и параметр потока отказов определяется по формуле:

Где Δt - рассматриваемый промежуток времени;

P·(t1 · t + Δt) - вероятность появления одного отказа в этот промежуток времени

В процессе эксплуатации самолетов отказавшие или неисправные элементы ГС восстанавливались или заменялись новыми.

Поскольку имело место незначительное число отказов и неисправностей ГС, приходящихся на один самолет, можно предположить, что закон распределения наработки системы на отказ - экспоненциальный.

С учетом сделанных предположений и на основе имеющихся статистических данных построена временная диаграмма отказов. На ней отмечаются моменты отказов в масштабе наработки. По интервалам наработки производится расчет статистической оценки параметра потока отказов co*(t) по формуле:

где N - число наблюдаемых изделий в i -м интервале;

Δni - число отказавших изделий в i- м интервале;

Δti - выбранный интервал времени

Исходные данные и результаты расчетов параметра потока отказов сведены в таблицу и представлены в виде гистограммы (рис. 2.1)

Таблица 2.1

Временная диаграмма отказов однотипных изделий ГС самолетов Ил-76

76124





О






76113






О О



о


76110






оо

о




76103






о

о




76096








о

о


О76095О



О








76088









ОО

О

76087




о






ОО

76079





о




ооо

О

76075











76074










О

76067




о

76066

76065

76058

О

о

О

О О

76054

76015

240 480 720 960 1200 1440 1680 1920 2160 2400

Расчет параметра потока отказов

Таблица 2.2

Основные параметры

Интервалы

0-240

240-480

480-720

720-960

960-1200

1200-1440

1440-1680

1680-1920

1920-2160

2160-2400

2400-2640

2400

2400

2400

2400

2400

2400

2400

2400

2400

2400

Ni

17

17

17

17

17

17

17

17

17

?

17

Δηi

2

1

2

1

2

6

2

1

10

??,

2

(t)

4.9

10-5

2.45

10-5

4.9

10-5

2.45 10-5

4.9

10-5

1.47 10-4

4.9

10-5

2.45

10-5

2.45

10-4

1.22 10-5

4.9

10-5

Гистограмма параметра потока отказов

Рис. 2.1 Гистограмма параметра потока отказов

1.1.2.5. Требования норм летной годности к гидравлической системе самолета.

Гидросистемы должны быть сконструированы таким образом, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации обеспечивалось надежное выполнение функций питания приводов, входящих в другие системы самолета, на всех режимах, на которых работа указанных приводов предусматривается.

Мощность источников давления гидросистемы должна быть достаточной для обеспечения работоспособности систем-потребителей при наиболее неблагоприятном сочетании их одновременной работы в соответствии с Руководством по летной эксплуатации. Когда часть этой мощности снимается с аккумулятора, его энергоемкость должна быть достаточной для выполнения потребного числа рабочих циклов (операций) с необходимыми интервалами времени между ними.

В кабине экипажа должны быть предусмотрены:

— средства контроля давления в каждой системе;

— сигнализация или средства контроля количества рабочей жидкости и давления наддува в гидробаке;

— сигнализация об отказе каждой системы;

— сигнализация (контроль) включения аварийных источников. Должны быть предусмотрены меры, исключающие превышение

давления в системе на различных режимах работы (в том числе при переходных процессах, при тепловом, объемном расширении жидкости, при отказе любого из элементов системы, а также в процессе ее проверки) сверх давления опрессовки элементов системы.

Гидросистемы не должны вызывать пожара или взрыва на самолете и должны удовлетворять применимым к ним требованиям пожарной безопасности.

Для защиты агрегатов систем от отказов и неисправностей по причине загрязнения жидкости системы должны быть оборудованы фильтрами очистки с отсечными и перепускными устройствами. Элементы гидросистемы должны быть выполнены, установлены или (и) защищены таким образом, чтобы в случае утечки:

а) токсичная гидрожидкость или ее пары в концентрации, превышающей допустимую, не могли проникнуть в кабины экипажа и пассажиров;

б) попадание нетоксичной жидкости в кабины экипажа и пассажиров не приводило к ситуации хуже усложнения условий полета.

Если гидронасос имеет привод от двигателя самолета, то любой возможный отказ гидронасоса, включая отказ из-за отсутствия рабочей жидкости, не должен приводить к нарушению работоспособности двигателя.

Гидросистемы должны быть выполнены по принципу резервирования. Кратность резервирования гидросистемы должна определяться требованиями, предъявляемыми к обслуживаемым ими потребителям, с целью обеспечения выполнения требований в части питания потребителей.

Должны проводиться испытания агрегатов, соединительной арматуры и трубопроводов систем на герметичность, на прочность и плотность (опрессовка) и на разрушение, а также испытания системы на герметичность.

Примечание. Агрегаты систем, подвергающиеся нагрузке, комбинированной из давления рабочего тела и из внешних нагрузок, должны испытываться с учетом последних.

1.1.3. Постановка задачи ДП

1.2. Проектная часть. Совершенствование конструкции гидросистемы самолета Ил-76.

1.2.1. Описание и работа гидравлической системы самолета Ил-76

Гидравлическая система на самолете Ил-76 предназначена для выполнения следующих работ:

¦ уборки и выпуска шасси;

¦ торможения колес главных ног шасси;

¦ поворота колес носовой ноги шасси;

¦ уборки и выпуска предкрылков и закрылков;

¦ открытия и закрытия входных дверей;

¦ управления рампой, гермостворкой и створками грузового люка;

¦ управления хвостовой опорой;

¦ управления спойлерами и тормозными щитками;

¦ управления стеклоочистителями.

Рули и элероны, управляемые бустерами, имеют автономные электрогидравлические станции, не связанные с гидросистемой самолета.

Гидравлическая система самолета делится на две самостоятельные и независимые друг от друга системы № 1 и 2.

Каждая гидравлическая система до потребителей имеет следующие агрегаты: гидробак, четыре разъемных клапана, два гидронасоса НП89, два дросселя постоянного расхода НУ-5810-40М1, обратные клапаны, радиатор, сливной и линейные фильтры, гидроаккумулятор А5579-0-3, предохранительный клапан ГА186М, реле давления ГА-135Т-00-155, сепаратор, насосную станцию НС51А (гидромотор, насос, регулятор оборотов и предохранительный клапан), датчик манометра МИ-8 и датчик термометра ТУЭ-48. Принципиальная схема одной из гидросистем представлена на рис. 2.1.

Конструкцией предусмотрено, что многие потребители питаются одновременно от обеих гидросистем, получая, примерно, по 0,5 мощности от каждой. Это повышает надежность их работы, так как при выходе из строя одной из систем потребитель продолжает получать питание от другой системы.

Рабочее давление в гидросистеме 210 кГ/см2. В качестве рабочей жидкости применяется масло АМГ-10. В гидросистему заливается около 200л жидкости.

Принципиальная схема гидросистемы №1 самолета Ил-76

Рис. 2.2 Принципиальная схема гидросистемы №1 самолета Ил-76

Источниками давления в каждой гидросистеме являются два гидронасоса переменной производительности НП89, установленные на двигателях. Насосы гидросистемы № 1 установлены на двигателях – 1 и 2, а гидросистемы № 2 – на двигателях 3 и 4 (рис. 2.3).

Установка гидронасоса НП89 на двигателе ДЗ0КП

Рис. 2.3. Установка гидронасоса НП89 на двигателе ДЗ0КП

Гидронасос НП89 имеет регулятор, который изменяет его производительность в зависимости от давления в системе. При давлении в системе 210 кГ/см2 насос переводится на "нулевую" (малую) производительность. Для предохранения гидронасосов от перегрева во время работы с малой производительностью жидкость из линий нагнетания насосов через дроссели НУ-5810-40М1, ограничивающие расход, поступает в специальную линию, соединенную с линией слива. В этой линии устанавливается радиатор, обеспечивающий охлаждение жидкости.

В случае отказа регулятора производительности насос не переводится на холостой ход и давление в системе увеличивается. Для предохранения от чрезмерного повышения давления в каждой гидросистеме устанавливается предохранительный клапан ГА186М, рассчитанный на давление открытия 240 кГ/см2.

В линиях всасывания и нагнетания гидронасосов НП89 устанавливаются разъемные клапаны, позволяющие производить разъединение этих линий без потери жидкости из гидросистемы (при снятии двигателя или гидронасоса). Для подключения наземной гидроустановки с целью создания давления жидкости в гидросистеме каждая гидросистема имеет бортовые клапаны всасывания и нагнетания.

Для создания давления в гидросистеме в полете при отказе соответствующих двигателей в гидросистемах № 1 и 2 имеется по одной насосной станции НС46-2, работающей на переменном токе. Допускается пользоваться насосными станциями на земле, включениями их на время не более 2-6 мин. Включение насосных станций осуществляется двумя переключателями, расположенными на левом борту кабины летчиков на щитке гидросистемы (рис.2.4).

К линиям нагнетания гидронасосов и насосной станции подключены реле давления ГА135Т-00-155, которые позволяют контролировать их работу. При понижении давления в линии нагнетания насоса до величины не менее 155 кГ/см2 реле срабатывает и выключает соответствующую данному насосу сигнальную лампу, расположенную на щитке гидросистемы (рис.2.4). При повышении давления до величины не более 185 кГ/см2 лампа включится (для включения ламп насосов НП89 необходимо нажать кнопку "Проверка насосов на двигателях").

В линии нагнетания каждого насоса устанавливается обратный клапан, пропускающий жидкость под давлением только от насоса и не пропускающий ее в обратном направлении. При неработающем насосе давление жидкости от других насосов к нему не подводится.

На пути давления жидкости от насосов к потребителям установлены два фильтра 8Д2.966.018-2 с тонкостью фильтрации 12-16 микрон. Фильтры включены последовательно. Для поддержания давления в системе и уменьшения величины пульсаций давления линиям нагнетания обеих гидросистем (между фильтрами) подключается по одному сферическому гидроаккумулятору А5579-0-3. Азотные полости гидроаккумуляторов заряжаются азотом до давления 75 кГ/см2 (при давлении в гидросистеме, равном нулю). Зарядка азотом осуществляется от наземного источника давления.

Щиток гидросистемы в кабине пилотов

Рис. 2.4 Щиток гидросистемы в кабине пилотов

Давление жидкости в гидроаккумуляторах контролируется электрическими манометрами МИ-240. Датчики манометров подключены к азотным полостям гидроаккумуляторов, а указатели установлены на щитке гидросистемы в кабине летчиков. При давлении в гидросистеме, равном нулю, манометры показывают давление азота 75 кГ/см2.

Линии нагнетания гидросистем № 1 и 2 соединены между собой краном кольцевания КЭ36, который управляется выключателем, расположенным на щитке гидросистемы. При открытии крана кольцевания давление жидкости, создаваемое насосами одной системы, можно использовать для приведения в действие потребителей другой системы. Для направления в этом случае жидкости под давлением к потребителям отказавшей системы и защиты фильтров от движения жидкости в обратном направлении в линии нагнетания гидросистем № 1 и 2 за фильтрами установлены обратные клапаны. При открытом кране кольцевания жидкость из одной системы перетекает в другую. Выравнивание уровней жидкости в гидробаках обеих систем обеспечивается специальным уравнительным трубопроводом, соединяющим гидробаки.

С целью обеспечения надежной работы гидронасосов и насосной станции НС46-2 в их линиях всасывания создается избыточное давление. Во время работы насосов и потребителей это давление должно находиться в пределах 2,5-5 кГ/см2.

Для создания избыточного давления в линии всасывания используется насосная станция HC51A, которая состоит из гидромотора, насоса, регулятора оборотов и предохранительного клапана. Производительность насосной станции зависит от величины перепада давления между баком и линией всасывания.

Давление в линии всасывания насосов обеих систем контролируется электрическими манометрами МИ-8. Указатели манометров расположены на щитке гидросистемы, а датчики с демпферами Д-002 включены в линию всасывания.

Сеть источников давления каждой части гидросистемы характерна тем, что жидкость, поступающая на слив от потребителей, подводится к сепаратору, а от него в линию всасывания гидронасосов, минуя гидробак. Такая схема работы позволяет применять гидробаки с малым объемом жидкости в них.

Сепаратор служит для отделения от жидкости воздуха и направления его в гидробак. В линии слива перед сепаратором устанавливается два параллельно включенных фильтра с точностью фильтрации 12-16 микрон и обратный клапан, который не допускает слива жидкости из гидробака при выполнении демонтажных работ в линии слива.

Так как в гидросистеме нет равенства между количествами потребляемой и сливаемой жидкости (зарядка гидроаккумуляторов, торможение или растормаживание колес шасси, работа цилиндров с односторонними штоками и т.д.), то излишек сливаемой жидкости через насосную станцию HC51A направляется в бак, а недостаток восполняется насосной станцией HC51A, забирающей жидкость из бака. Следовательно, производительность насосной станции рассчитана не на полную производительность гидронасосов, а лишь на разность между объемами всасываемой насосами в единицу времени жидкости и поступающей за это же время на слив.

На гидробаке каждой системы установлен датчик уровнемера УПП-5. Указатели количества жидкости в баках расположены на щитке гидросистемы. Нормальное количество жидкости в каждом баке 16 л. Гидросистемы при этом должны находиться в исходном положении. Для контроля за минимальным и максимальным уровнями жидкости в гидробаках (кроме указателя уровнемера) имеется электрическая сигнализация. Лампы желтого цвета сигнализации минимального уровня жидкости в гидробаках обеих гидросистем расположены возле указателя уровнемеров. Лампы красного цвета сигнализации максимального уровня жидкости в гидробаках расположены в отсеках задних главных ног шасси возле бортовых клапанов для подключения наземной гидроустановки (в левом отсеке – гидросистемы № 1, а в правом – гидросистемы № 2). Лампа сигнализации минимального уровня жидкости загорается, если в соответствующем ей баке количество жидкости станет равным 2 л, а лампа сигнализации максимального уровня загорается при количестве жидкости 28 л. Гидробаки имеют общий дренаж с выводом в грузовую кабину. В линии дренажа баков установлены воздушный фильтр и отстойник.

В линии подвода жидкости к радиатору каждой системы установлен датчик температуры жидкости ТУЭ-48. Указатели температуры жидкости на входе в радиатор расположены на щитке гидросистемы.

Линия нагнетания в каждой гидросистеме делится на общую линию нагнетания и линию нагнетания спойлеров. Линия нагнетания спойлеров отделена от общей линии нагнетания подпорным клапаном, благодаря которому при падении давления в общей линии нагнетания (за подпорным клапаном) давление в линии нагнетания спойлеров не снижается ниже 150 кГ/см2.

Размещение агрегатов сети источников давления гидросистемы на самолете. Агрегаты сетей источников давления обеих гидросистем размещены на самолете так, что агрегаты гидросистемы № 1 находятся слева по направленно полета от плоскости симметрии самолета, а гидросистемы № 2 – справа.

Гидронасосы НП89 гидросистемы № 1 расположены на коробках приводов двигателей 1 и 2, а гидросистемы № 2 – на коробках приводов двигателей 3 и 4. В линиях нагнетания и всасывания гидронасосов НП89, проложенных на двигателях, устанавливаются разъёмные клапаны нагнетания и всасывания. Обратные клапаны, дроссели НУ-5810-40М1 и реле давления ГА135Т-00-155 насосов НП89 размещены на панелях дросселей (рис.2.5) в хвостовой части СЧК (за задним лонжероном) вблизи нервюр № 11 (на левой СЧК агрегаты гидросистемы № 1 и на правой – гидросистемы № 2).

Размещение агрегатов гидросистемы

Рис. 2.5. Размещение агрегатов гидросистемы

Насосная станция НС46-2, реле давления ГА135Т-00-155, обратный клапан и бортовые клапаны всасывания и нагнетания гидросистемы № 1 размещены в отсеке левой задней главной ноги шасси на шпангоуте № 51. Эти же агрегаты для гидросистемы № 2 размещены соответственно в отсеке правой задней главной ноги шасси на шпангоуте № 51.

Радиаторы обеих систем расположены в отсеках между фюзеляжем и центропланом перед шпангоутом № 46. Впереди радиаторов размещаются дроссели НУ-5810-40МП, установленные в линиях нагнетания насосных станций НС46-2, и обратные клапаны, установленные в линиях, идущих от бортовых клапанов нагнетания.

Кроме того, впереди радиатора гидросистемы № 2 (на шпангоуте № 45) размешается воздушный фильтр ПВФ12, а впереди радиатора гидросистемы № 1 (на шпангоуте № 45) – кран кольцевания КЭ56. Отстойник линии дренажа гидробаков расположен рядом с гидробаком гидросистемы № 2.

В отсеке между фюзеляжем и центропланом от шпангоута № 34 до шпангоута № 39 размещаются фильтры 8Д2.966.018-2 линий слива и нагнетания, гидроаккумуляторы А5579-0-3 с индуктивными датчиками манометров МИ-240, предохранительные клапаны ГА186М, подпорные клапаны РД20А-2 и обратные клапаны.

Гидробаки расположены в центроплане впереди плоскости шпангоута № 43. Насосные станции НС51А, сепараторы с обратными клапанами, индуктивные датчики электрических манометров МИ-8 и фильтры 8Д2.966.018-2 с обратными клапанами размещены в отсеке между фюзеляжем и центропланом вблизи плоскости шпангоута № 43.

РАБОТА

Во время работы двигателей работают и гидронасосы, которые забирают жидкость из линии всасывания и нагнетают ее в линию нагнетания. Для хорошего заполнения полостей всасывания гидронасосов НП89 насосной станцией HC51A в линии всасывания создается избыточное давление (подпор) по отношению к давлению в гидробаке. При неработающих потребителях давление жидкости от гидронасосов подводится к гидроаккумуляторам и заряжает их.

До давления жидкости в линии нагнетания 200 кГ/см2 гидронасосы работают на режиме максимальной производительности. При повышении давления жидкости в линии нагнетания свыше 200 кГ/см2 производительность гидронасосов начинает уменьшаться. При давлении 210 кГ/см2 гидронасосы поступающую из линии всасывания жидкость прокачивают через дроссели в специальную линию с радиатором в линию слива. Из линии слива жидкость поступает снова на всасывание. Такая циркуляция жидкости во время холостой работы насосов предохраняет их от перегрева. Радиатор обеспечивает охлаждение жидкости. При включении в работу потребителей давление в линии нагнетания уменьшается, и насосы переключаются на подачу давления жидкости к потребителям. Сливающаяся в линию слива жидкость подводится к сепаратору, в котором происходит отделение воздуха от жидкости. Воздух из сепаратора отводится в гидробак, а жидкость – в линию всасывания насосов.

Гидронасос НП-89. Описание и работа. Гидронасос НП89 предназначен для создания давления в гидросистеме. Он является насосом аксиально-плунжерного типа с регулируемой производительностью и клапанным распределением рабочей жидкости. Крепится насос НП89 к фланцу коробки приводов двигателя.

На корпусе задней коробки приводов двигателя Д30КП имеются обработанные фланцы, на которые крепятся шпильками и болтами переходники и агрегаты. Гидронасосы НП89 на переходники крепятся при помощи быстросъемных хомутов.

На приводах поршневых насосов предусмотрены предельные муфты, которые в случае заклинивания агрегатов срезаются и предохраняют зубчатые передачи от разрушения (рис 2.6).

Привод гидронасоса НП89

Рис. 2.6. Привод гидронасоса НП89

Зубчатые колеса задней коробки приводов расположены в полостях, образованных передним и задним корпусами коробки, корпусом и крышкой перебора турбины ППО. Зубчатые колеса шейками валиков опираются на шариковые подшипники.

Шариковые подшипники зубчатых колес устанавливаются в стальные обоймы, запрессованные в расточки переднего и заднего корпусов коробки, корпуса и крышки перебора. Обоймы зафиксированы штифтами.

Корпус насоса отлит из сплава АЛ5. Он имеет два фланца (рис. 2.7). Один фланец служит для крепления насоса, а ко второму с помощью десяти шпилек крепится крышка. На корпусе имеются два гнезда с резьбой. В одно гнездо ввинчивается штуцер всасывания, а во второе – дренажный штуцер. Внутренний объем корпуса является полостью всасывания. Эта полость каналом в корпусе сообщена со штуцером всасывания.

Гидронасос НП89

Рис. 2.7. Гидронасос НП89

Внутри корпуса помещаются пята, блок цилиндров с плунжерами и регулятор производительности насоса.

Пята выполнена из стали Х12Ф1. Она имеет наклонную поверхность, в которую упирается бронзовые башмаки плунжеров. Момент вращения передается на пяту рессорой, фиксируемой стопорным кольцом. Вращается пята на опорно-упорном подшипнике, который состоит из бронзовой опоры, бронзовой проставки и кольца. Радиальные нагрузки воспринимаются опорой, а осевые – проставкой, кольцом и опорой.

В расточке корпуса расположен сальник с двумя ступенями уплотнения насоса, состоящими из стальных втулок и графитовых колец. Одна ступень герметизирует внутреннюю полость корпуса насоса, а вторая – внутреннюю полость коробки приводов. Полость между ступенями посредством канала в корпусе сообщена с дренажным штуцером.

Корпус и крышка центрируются блоком цилиндров, отлитым из чугуна. В блоке имеются цилиндрические отверстия для плунжеров. Между блоком и крышкой образуется полость нагнетания, которая сообщается со штуцером нагнетания, ввинченным в гнездо крышки. Жидкость, вытесняемая плунжерами из цилиндрических расточек блока, поступает в полость нагнетания через обратные клапаны.

Плунжеры изготовляются из стали. Концы их имеют сферические гнезда для соединения с бронзовыми башмаками. Для уменьшения величины силы, прижимающей башмак к пяте, в плунжерах и башмаках имеются каналы, по которым под башмаки подводится давление жидкости. Кроме того, в плунжерах имеются перепускные отверстия, позволяющие регулировать производительность насоса.

Плунжеры с башмаками прижимаются к пяте пружиной, которая упирается в них через упор, шарик и сепаратор.

Регулятор производительности насоса состоит из золотника с гильзой, поводка, втулок, блока пружин, стакана и регулировочной гайки. Втулки смонтированы на плунжеры и служат для перекрытия их перепускных отверстий. Втулки соединяются с золотником с помощью поводка, который крепится к золотнику гайкой. Передвигается золотник в направляющей гильзе. Кольцевая полость, образованная золотником и гильзой, сообщена с полостью нагнетания. Так как диаметры сечений левой и правой частей золотника неодинаковы, то под действием давления жидкости создается сила, стремящаяся переместить золотник. В золотник упирается блок пружин, расположенный внутри стакана, ввинченного в гнездо крышки. Затяжка пружин регулируется гайкой, навинченной на наружную резьбу стакана крышки.

Во время работы двигателя рессора приводит во вращение пяту (рис.2.8). За счет скоса пяты плунжеры движутся возвратно поступательно. Во время хода всасывания через всасывающие окна полости цилиндров блока заполняются жидкостью. При обратном ходе каждого плунжера после перекрытия перепускного окна втулкой жидкость вытесняется через обратный клапан в полость нагнетания насоса и далее в линию нагнетания гидросистемы.

Производительность насоса при данном числе оборотов зависит от величины рабочего хода плунжеров. Под величиной рабочего хода плунжера понимается его ход с момента перекрытия втулкой перепускного отверстия плунжера, так как только с этого момента начинается нагнетание жидкости в полость нагнетания насоса.

Схема работы гидронасоса НП89

Рис. 2.8. Схема работы гидронасоса НП89

В насосе НП89 величина рабочего хода плунжеров регулируется и зависит от давления жидкости в линии нагнетания, которое в свою очередь зависит от расхода жидкости потребителями.

Давление жидкости из полости нагнетания подводится к золотнику регулятора производительности. При давлении жидкости меньшем 200 кГ/см2 сила, действующая на золотник, не преодолевает упругость его блока пружин, и золотник занимает положение, обеспечивающее максимальную величину рабочего хода плунжеров, а следовательно, и максимальную производительность насоса. При увеличении давления свыше 200 кГ/см2 создается сила, преодолевающая упругость блока пружин золотника, и по мере увеличения давления золотник начинает перемещаться влево. Вместе с золотником влево движутся поводок и втулки плунжеров. Перемещение втулок плунжеров приводит к уменьшению рабочего хода плунжеров, т.е. к уменьшению производительности насоса. Благодаря подключению к линии нагнетания специальной линии с дросселем насос не переводится на нулевую производительность. При давлении 210 кГс/см2 производительность насоса становится равной 2+0,5 л/мин.

Работа насоса в этом случае с малой, а не нулевой, производительностью необходима для предохранения его от перегрева.

При падении давления жидкости в линии нагнетания уменьшается сила, действующая на золотник, и под действием блока пружин золотник совместно с поводком и втулками перемещается вправо, увеличивая рабочий ход плунжеров, а следовательно, и производительность насоса. При давлении жидкости ниже 200 кГ/см2 – производительность насоса становится максимальной.

Дроссель постоянного давления НУ-5810 40М1. Дроссель обеспечивает постоянную искусственную утечку жидкости из линии нагнетания. Количество жидкости, проходящей через дроссель постоянного расхода, зависит от величины давления жидкости перед ним. Чем больше давление в гидросистеме, тем больше проходит жидкости через дроссель.

Постоянный расход жидкости в системе при давлении 210 кГс/см2 дает возможность улучшить приемистость гидронасосов и насосных станций, а также обеспечивает их охлаждение и смазку при работе на режиме минимальной производительности.

Максимальный расход жидкости при давлении в системе 210 кГс/см2 равен 2+0,5 л/мин. Дроссель постоянного расхода состоит из корпуса 4, крышки 1, гайки 2, фильтрующей сетки 6, упора 7, уплотнительного кольца 5 и дроссельной решетки 3 (рис. 2.9). За каждым гидронасосом, а также за насосной станцией НС51А установлено по одному дросселю постоянного расхода.

Дроссель постоянного расхода

Рис. 2.9. Дроссель постоянного расхода

1.2.2. Обоснование объекта доработки.

Анализ материалов расследования инцидентов с самолетами Ил-76, в которых были выявлены отказы и нарушения в полете работы агрегатов гидросистем показал, что в значительном числе таких событий (не менее 30% исследованных инцидентов) отказ в работе гидронасоса НП89 приводил к необходимости выключать в полете соответствующий двигатель. Это происходило в связи с попаданием в коробку приводов двигателей Д30КП продуктов разрушения агрегатов гидросистемы. Чаще всего такие продукты образовывались в связи с разрушением рессоры гидронасоса в месте ее соединения с приводом, либо в связи с износом бронзовых башмаков насоса в плунжерной паре.

Такие дефекты свидетельствуют о нарушении соответствующих требований норм летной годности ВС, исключающих возможность влияния отказов гидросистемы на работу силовых установок самолета.

Для устранения указанных дефектов предлагается:

1) Установить в качестве предохранительной муфты в месте соединения насоса НП89 с приводом муфту пружинно-кулачкового типа с регулируемым усилием отключения привода.

2) Установить в линии нагнетания гидросистемы за гидронасосом фильтр-сигнализатор, обеспечивающий своевременное поступление экипажу информации о разрушении бронзовых башмаков в плунжерной паре гидронасоса НП89.

1.2.3. Замена предохранительных муфт шлицевого втулочного типа, используемых в приводе гидронасоса, на муфты пружинно-кулачкового типа.

Втулочные муфты со шлицами предназначены для жесткого соединения соосных валов и передачи больших крутящих моментов в приводах без ударных нагрузок. При достижении предельных крутящих моментов, на которые рассчитано шлицевое соединение, происходит разрушение шлицов и попадание продуктов разрушения на фильтры-сигнализаторы масляной системы двигателя. По срабатыванию сигнализации "Стружка в масле" экипаж выключает двигатель. Избежать разрушения элементов предельной муфты можно при использовании в качестве предохранительного устройства пружинно кулачковых муфт (рис. 2.10). Они служат для разъединения валов при их движении по достижению предельного момента сопротивления вращению ведущего вала.

Одна из полумуфт (1) неподвижно закреплена на ведущем валу в коробке приводов. Другая (2) перемещается на шлицах ведомого вала под действием пружины (3).

Перемещение полумуфт отсутствует. Это достигается за счет расположения кулачков подвижной полумуфты строго в пазах неподвижной части предохранительной муфты. Кулачки находятся в пазах под давлением пружины, задающей величину момента сопротивления вращению, передаваемого ведомым валом (4), при котором они выходят из зацепления.

Предохранительная пружинно-кулачковая муфта

Рис. 2.10. Предохранительная пружинно-кулачковая муфта

Корзина
Чертежей: 0
0 руб
Корзина пуста
Каталог платных и бесплатных чертежей