Методы и средства оценки технического состояния авиационной техники

Размещено на http://www.allbest.ru/

Министерство образования и науки Украины

Национальный авиационный университет

Кафедра сохранения летной годности авиационной техники

Домашнее задание

Основы технической диагностики

Методы и средства оценки технического состояния авиационной техники

Группа ФЛА-405

Принял:

Сапелюк Е.А.

Киев 2013

Ан-148 -- ближнемагистральный узкофюзеляжный пассажирский самолёт. Разработан на АНТК им. О.К. Антонова. Семейство Ан-148-100 включает в себя варианты на 68-85 пассажиров:

- Ан-148-100А - перевозка на дальность 2000-3000 км;

- Ан-148-100В - перевозка на дальность 3000-4000 км;

- Ан-148-100Е - перевозка на дальность 4000-4400 км;

Конструкторские решения, примененные в самолетах семейства Ан-148, обеспечивают новым воздушным лайнерам ряд преимуществ. Одно из них -- значительно более высокий уровень защищенности двигателей и крыла от повреждений посторонними предметами, обусловленный схемой самолета «высокоплан с двигателями на пилонах под крылом». Ан-148 может безопасно работать на слабоподготовленных, галечных, грунтовых, подготовленных ледовых и заснеженных взлетно-посадочных полосах. Наличие вспомогательной силовой установки, бортовой системы регистрации состояния систем, а также высокий уровень эксплуатабельности и надежности позволяют использовать самолеты семейства практически на любых аэродромах. Благодаря удобному по высоте расположению подпольных грузовых отсеков, при загрузке-выгрузке багажа не требуется применение специальных наземных средств.

На Ан-148 также предусмотрен комплекс мер авиационной безопасности. Самолет оборудован пуленепробиваемыми дверями в кабине экипажа, устройствами связи экипажа и бортпроводников, системой видеонаблюдения, местом для хранения оружия и боеприпасов, замаскированными подходами, противоугонными устройствами, местом для размещения взрывного устройства при обнаружении его на борту в полете.

Конструкция

Двухмоторный турбореактивный самолёт, построенный по аэродинамической схеме свободнонесущего высокоплана с крылом умеренной стреловидности и однокилевым Т-образным оперением. Фюзеляж цельнометаллический, типа полумонокок круглого сечения. Шасси убирающееся трёхопорное, с носовой стойкой.

Система управления -- электродистанционная. Рулевые поверхности самолёта:

пара элеронов на концевых частях крыла, левый и правый, отклоняемые рулевыми агрегатами РА;

две пары (№ 1 и № 2) тормозных интерцепторов у центроплана, отклоняемые гидроцилиндрами ГЦ только на полный угол;

три пары (№ 3, № 4 и № 5) элерон-интерцепторов, расположенные между тормозными интерцепторами и элеронами и отклоняемые автономными рулевыми машинами АРМ;

цельный руль направления (в отличие от двухзвенного у Ан-74), отклоняемый двумя рулевыми приводами РП и одним автономным рулевым приводом АРП резервного механического контура управления РМКУ;

две секции руля высоты, левая и правая, каждая отклоняется двумя РА и тремя АРП РМКУ.

Резервное управление рулями идёт через тросовую проводку и АРП. На самолёт устанавливается современное пилотажно-навигационное и радиосвязное оборудование, соответствующее действующим международным нормам ICAO; полётная информация выводится на пять многофункциональных ЖК-индикаторов. Комплекс радиоэлектронного оборудования предусматривает возможность посадки машины в сложных метеорологических и ночных условиях по категории IIIA ICAO.

Силовая установка состоит из:

двух маршевых двигательных установок, состоящих из турбореактивных двухконтурных двигателей Д-436-148;

электронной автоматической системы управления двигательных установок;

системы пожарной защиты;

вспомогательной силовой установки (ВСУ) типа АИ-450-МС (ОАО "Мотор-Сич"), установленной в хвостовой части фюзеляжа для подачи сжатого воздуха в системы кондиционирования кабины и пассажирского салона и для питания бортовой электросети от генератора переменного тока, установленного на ВСУ.

Не менее важны для безопасной эксплуатации любого самолета испытания в условиях естественного обледенения, которые Ан-148 успешно завершил в районе Архангельска (Россия) в апреле 2005 г. Там были выполнены 14 полетов общей продолжительностью 40,5 часов, в ходе которых наблюдалась максимальная интенсивность нарастания льда 3,33 мм в минуту при температуре наружного воздуха -23°С. Испытания заключались в проверке работы противообледенительной системы (ПОС) крыла, хвостового оперения, воздухозаборников двигателей как в режиме предупреждения нарастания льда, так и в режиме его удаления. При этом была проверена эффективность обогрева остекления кабины экипажа, работа сигнализаторов обледенения, автоматики управления подсистемами ПОС. Изучены формы и размеры отложений льда на поверхностях крыла и стабилизатора при работающей и отключенной ПОС. Кроме того, в реальных полетах подтверждены аэродинамические характеристики Ан-148 при штатной работе ПОС, а также при имитации отказов ПОС крыла и горизонтального оперения. Замерены расходы топлива при полете со льдом. Изучено поведение самолета при обледенении и имитации отказа одного двигателя, работа пилотажно-навигационного и другого оборудования. Отработаны технологии выполнения различных форм технического обслуживания самолета при эксплуатации в северных условиях.

Лётно-технические характеристики Ан-148

Система подготовки воздуха Ан-148-100

1. Краткое описание

Система подготовки воздуха (далее ? СПВ) обеспечивает отбор воздуха от двигателей, ВСУ и наземного источника сжатого воздуха с необходимыми параметрами и подачу в линии распределения потребителям.

СПВ состоит из подсистем отбора воздуха левого и правого двигателей (ПОВ1 и ПОВ2), отбора от ВСУ и трубопроводов распределения.

Линии отбора воздуха левого и правого двигателей соединены между собой клапаном кольцевания. К линии отбора воздуха левого двигателя подсоединены линии питания от ВСУ и наземного источника сжатого воздуха. При питании от ВСУ и наземного источника сжатого воздуха, а также при запуске правого двигателя от ВСУ и одного двигателя от другого необходимо открыть клапан кольцевания. При включении ПОС клапан кольцевания открывается автоматически.

Наземный источник сжатого воздуха для запуска двигателей подключается через бортовой штуцер.

От линий СПВ производится отбор сжатого воздуха на:

? наддув гидробаков;

? воздушные стартеры двигателей;

? обогрев ВСУ;

? ПОС крыла и оперения;

? левую и правую ТХУ;

? наддув водобаков.

Система управления СПВ обеспечивает включение, работу и отключение системы, а также сигнализацию и контроль параметров воздуха при работе.

При работе СКВ отбор воздуха от двигателя осуществляется от 4-й или 7-й ступени КВД по программе, учитывающей положение рычага управления двигателем. При работе ПОС крыла отбор воздуха осуществляется от 7-й ступени КВД.

Давление на выходе ПОВ ограничивается регулятором избыточного давления (РИД), температура на выходе ПОВ ? воздухо-воздушным радиатором.

Предусмотрено автоматическое отключение отборов от ПОВ при увеличении давления за РИД более 4,5 кгс/см2 и при превышении температуры на выходе ПОВ более 260 єС, но менее 280 єС в течение 20 с или более 280 єС в течение 5 с. Повторное включение отборов осуществляется после отжатия и последующего нажатия на кнопку-табло "1(2) ДВИГ ОТБОР".

Информация о состоянии системы передается в КСЭИС, СУОСО, БСТО, БУР.

Электропитание СПВ осуществляется постоянным током напряжением 27 В от шин ЦРУ 27 В.

Система подготовки воздуха для летательного аппарата с турбореактивным двухконтурным двигателем

Система подготовки воздуха работает следующим образом:

1) При изменении регулятором расхода и температуры количества продувочного воздуха, например повороте заслонки 9 на закрытие для уменьшения количества продуваемого воздуха, на ней в момент движения создается на передней поверхности выходного крыла 12 уплотнение воздуха, а на задней поверхности - разрежение. Это вызывает срыв потока с кромки заслонки при перетекании потока в разреженную зону, образуются вихри. На другом - входном крыле 11 заслонки картина давления противоположная: мгновенное повышение давления создается на задней его поверхности. Если не устранить воздействие вихрей на выходное крыло заслонки, то они вызовут динамические нагрузки на нее. Они могут при известных соотношениях находиться в условиях акустического резонанса и таким образом служить причиной интенсивной вибрации как заслонки, так и ее крыльев. Поскольку передняя поверхность канального разделителя выполнена эквидистантной профилю кромки выходного крыла заслонки во всех ее положениях и расположена на небольшом (2 миллиметра) расстоянии от нее, воздушный поток с вихрями в начальной стадии, истекая с кромки выходного крыла 12, разделяется по каналам и изменяет свои характеристики. На задней поверхности заслонки 9 воздух из зоны повышенного давления за входным крылом 11, перетекая в зону пониженного давления за выходным крылом 12, сдувает вихри в каналы разделителя. Таким образом, стабилизатор потока, выполненный в виде канального разделителя, устраняет воздействие мгновенных завихрений воздушного потока на заслонку.

При движении заслонки на открытие воздуховода 7 воздушный поток усиливается и, интенсивно обтекая переднюю и заднюю поверхности заслонки, проходит как через канальный разделитель, так и по воздуховоду в продувочную линию теплообменника 1, где интенсивнее охлаждает воздух, протекающий по горячей линии.

Поскольку по маршруту полета самолета изменяются и режим работы двигателя, и температура атмосферного воздуха, попадающего в воздухо-воздушный теплообменник, то дроссельная заслонка 9 регулятора расхода и температуры постоянно находится в колебательном движении, вызывая возмущения потока. Канальный разделитель, поглощая воздушные вихри на срывных режимах, предотвращает возникновение динамических вибрационных перегрузок заслонки, что повышает ее ресурс.

Воздух из компрессора 4 ТРДД проходит по магистрали 3 в горячую линию 2 воздуховоздушного теплообменника 1, в которой охлаждается и подается потребителям, например в герметическую кабину 5 летательного аппарата. Охлаждение воздуха в теплообменнике 1 производится посредством его контакта и теплообмена с продувочной линией 6, в которую продувочный воздух подается от вентиляторного контура 8 ТРДД по воздуховоду 7.

2) При отсутствии необходимости подмеса горячего воздуха к холодному воздуху, то есть при закрытой заслонке 7 в трубопровод 10 смешанного воздуха поступает только холодный воздух через центральный проточный канал 13 и периферийный канал 14.

При необходимости подмеса горячего воздуха, открывают заслонку 7 горячего воздуха. Горячий воздух, отбираемый от двигателя 2 летательного аппарата, по магистрали 1 отбора горячего воздуха от двигателя поступает в радиатор 5 воздухо-воздушный на охлаждение, а затем на вход в турбину турбохолодильника 6, где происходит его расширение с дальнейшим понижением температуры и давления до значений, необходимых для подачи в отсеки или на смешение с горячим воздухом. Скорость холодного воздуха в трубопроводе 4 при этом резко снижается, в связи с чем проходное сечение трубопровода 4 холодного воздуха за турбохолодильником 6 увеличено в 4...5 раз по сравнению с проходным сечением трубопровода холодного воздуха до входа в турбохолодильник 6.

Горячий воздух из магистрали 1 по трубопроводу 3 горячего воздуха под высоким давлением поступает в первый 17 кольцевой канал, затем перетекает в конфузорные сопла 23, первого 19 конфузорного канала, в которых происходит расширение горячего воздуха, а следовательно снижение его температуры, давления и возрастание скорости горячего потока до скорости звука при выходе из конфузорных сопел 23.

На выходе из конфузорных сопел 23 давление горячего воздуха все еще выше давления холодного воздуха. За выходами конфузорных сопел 23 происходит дальнейшее расширение горячего воздуха в косом срезе "Г", расположенном во втором 18 кольцевом и втором 20 конфузорном каналах, в которых происходит выравнивание давления горячего и холодного воздуха с одновременным эжектированием холодного воздуха горячим воздухом. При этом запирание холодного воздуха, поступающего на смешение через центральный проточный канал 13 и периферийный канал 14 горячим воздухом, поступающим из конфузорных сопел 23 полностью исключено.

Кроме того, периферийный канал 14 работает как газовый эжектор, отсасывая воздух с выхода турбины турбохолодильника 6, повышая его производительность и кпд.

Так как конфузорные сопла 23 расположены под углом к оси трубопровода 4 холодного воздуха, поток горячего воздуха закручивается и после попадания его в трубопровод 10 смешенного воздуха на некотором протяжении продолжает вращаться в пристенной зоне трубопровода 10. обеспечивая плавное, постепенное перемешивание холодного и горячего воздуха.

Техническое обслуживание систем жизнеобеспечения

Системы жизнеобеспечения на современных пассажирских ЛА предназначены для обеспечения нормальных условий жизнедеятельности экипажа и создания максимального комфорта для пассажиров на всех этапах полета и обеспечивают: кондиционирование воздуха совместно с отоплением и вентиляцией герметической кабины; автоматическое регулирование давления воздуха в кабине; теплозвукоизоляцию; подачу кислорода членам экипажа и пассажирам в случае необходимости. Все это создает в целом нормальные физиологические и гигиенические условия для пассажиров и членов экипажа. В конструкции систем жизнеобеспечения эксплуатируемых и вновь проектируемых ЛА, как правило, используются изделия и материалы, хорошо зарекомендовавшие себя на эксплуатируемых самолетах типов Ил-62, Ил-76, Ил-86. Кроме того, при проектировании закладывается большая степень резервирования систем. Все это обеспечивает высокую надежность систем и допускает их эксплуатацию до безопасного отказа входящих в систему агрегатов. Кроме того, предусматривается возможность контроля экипажем работы системы в полете с помощью средств встроенного контроля.

Компоновка агрегатов в системе обеспечивает хороший доступ для замены в случае отказа. Часть параметров регистрируется на МСРП, что позволяет оценить работу системы в полете и при техническом обслуживании. Так, в частности, на самолете Ил-86 выполняется запись на МСРП-256 следующих аналоговых параметров: расход воздуха в каждой из четырех подсистем, которые отбирают воздух от компрессоров двигателей; утечки воздуха во всех четырех подсистемах; перепада между давлением воздуха в кабине и атмосфере и др.

На земле до запуска двигателей воздух в систему подается от вспомогательной силовой установки (ВСУ). Система жизнеобеспечения современных ЛА имеет один функциональный отказ, заключающийся в потере ее работоспособности. В этом случае для благополучного завершения полета экипажу необходимо снизить ЛА до безопасной высоты 3000 м. Такая ситуация классифицируется как опасная и требует решительных действия от экипажа по изменению режима и эшелона полета. Во всех других случаях, связанных с частичным отказом подсистем или их агрегатов, ситуация не превышает усложнений условий полета. Указанные обстоятельства и обусловливают соответствующую программу ТОиР.

Организуя ТО системы жизнеобеспечения, следует помнить, что важнейшей задачей остается сохранение герметичности фюзеляжа и кабин. Герметизация фюзеляжа обеспечивается тем, что болты и клепки на герметичных участках фюзеляжа устанавливаются с натягом с последующим покрытием герметиками мест возможной утечка воздуха. Используются герметики трех типов: ВИТЭФ-1, ВЭР-1 в У-ЗОМЭС-5. Кроме того, в некоторых случаях применяют герметизирующую ленту У-20А. Герметизация дверей осуществляется резиновыми профилями. Герметичная обшивка фюзеляжа является основным элементом конструкции, воспринимающим избыточное давление и определяющим ресурс планера. Даже незначительное повреждение обшивки может привести к серьезным разрушениям конструкции. Поэтому следует уделять особое внимание ее осмотру и строго выполнять работы, предусмотренные регламентом.

Существенная роль отводится предполетной подготовке самолета жизнеобеспечения, при этом важную роль играет внешний осмотр ЛА. При осмотре необходимо убедиться, что сняты заглушки с воздухозаборников и входных патрубков. В кабине производят осмотр приборов и рычагов управления для выявления их исправности, правильного положения, наличия соответствующей сигнализации. Кроме того, проверяют размещение, комплектность и исправность переносных и стационарных кислородных приборов и выполняют другие работы.

Литература

двигатель самолет лайнер

1. Техническая эксплуатация летательных аппаратов: Учебник для вузов/Н.Н. Смирнов, Н.И. Владимиров, Ж.С. Черненко и др. Транспорт, 1990.-423 с.

2. Системы оборудования ЛА: Учебник для студентов высших технических учебных заведений/М.Г. Акопов, В.И. Бекасов, В.Г. Долгушев и др. Машиностроение, 2005. - 558 с.

3. Ан-148-100 Руководство по летной эксплуатации.

4. http://www.findpatent.ru/patent/230/2301178.html.

5. http://www.findpatent.ru/patent/208/2084378.html.

Размещено на Allbest.ru