Топливная система АН-24

Размещено на http://www.allbest.ru/

Введение

Топливная система предназначена для питания двигателей АИ-24 и РУ19А-300 или турбогенераторной установки ТГ-16 топливом. Она состоит из следующих систем: питания двигателей топливом, централизованной заправки топливом, дренажа топливных баков. Общая емкость топливных баков 5440 л.

Топливные емкости состоят из четырех мягких баков, расположенных в центроплане, и двух баков-кессонов. По желанию заказчиков количество мягких баков в центроплане может быть увеличено до восьми.

Системы питания левого и правого двигателя аналогичны, являются автономными и соединены между собой краном кольцевания. Отличие их заключается в том, что правая система питает, кроме двигателя АИ-24 двигатель РУ19А-300 или турбогенераторную установку ТГ-16. Каждая система состоит из двух групп баков.



Пояснительная записка

Принципиальная схема топливной системы представлена на рис. №1. Система питания двигателей топливом (рис. 1) состоит из баков 28, 29, 30, подкачивающих насосов 3 и 23, фильтров тонкой 15 и грубой 18 очистки, воздухоотделительного бачка 13, установленного перед датчиком 14 расходомера, трубопроводов и контрольно- измерительной аппаратуры.

Рис. 1. Схема топливной системы:

1-- датчик сигнализации давления СДУЗЛ-0,35; 2 --датчик топливомера СПУТ-1 5АП: 3 -- насос самолетный подкачивающий ЭЦН-14БД; 4- горловина заливная; 5 - клапан обратный; 6 --клапан вакуумный обратный; 7-- форсунка рабочая; 8 - форсунка пусковая; 9 -- датчик ИДТ-100; 10 -- автомат дозировки топлива АДТ-24М; 11-насос-датчик НД-24М; 12--датчик сигнализатора давления СДУ5А-1.8: 13 -- бачок воздухоотделнтельный; 14 -- датчик расходомера РТМС-0.85-Б1; 15 -- фильтр тонкой очистки 12ГФ-15СНТ; 16 -- сигнализатор дифференциальный СГДФР-1Т; 17 -- насос подкачивающий БНК-ЮИ; 18 --фильтр грубой очистки; 19 -- клапан пускового топлива электромагнитный; 20 --кран пожарный; 21 -- клапан централизованной заправки предохранительный; 22-- кран централизованной заправки; 23 насос подкачивающий самолетный агрегат 463; 24 -- кран кольцевания; 25 -- сигнализатор давления СД-24А; 26 --горловина централизованной заправки; 27 -- угольник дренажный; 28 -- бак-кессон (бак № 3); 29 -- бак мягкий (бак № 2); 30 -- бак мягкий (бак № I); 31-- кран питания ТГ-16 или РУ19А-Э00; 32 -- фильтр топливный тонкой очистки; 33 -- турбогенераторная установка либо двигатель РУ19А-300

Во избежание перетекания топлива из магистрали питания двигателя через неработающий насос в напорных линиях за насосами установлены обратные клапаны 5.

В каждом баке-кессоне установлено по одному насосу ЭЦН-14БД. Эти баки составляют I группу выработки.

Мягкие баки № 1 и 2 составляют II группу выработки, в которой на баке № 2 установлено два подкачивающих насоса (агрегат № 463).

Подача топлива к двигателям осуществляется автоматически. При этом установлена следующая очередность расходования топлива: вначале вырабатывается топливо из I группы (баков-кессонов), а затем из II группы (мягких баков).

При работе системы включаются насосы обеих групп. Очередность выработки топлива при этом обеспечивается в результате работы подкачивающих насосов на различных режимах. Для обеспечения первоочередной выработки топлива из бака-кессона I группы насос ЭЦН-14БД (поз. 3) работает на номинальном режиме, а насосы 463 -- на ослабленном режиме. Насос 3 после выработки топлива из I группы выключается автоматически (по сигналу от датчика топливомера) или вручную. Во II группе баков два подкачивающих насоса 23, установленные на передней и задней стенках бака № 2 (поз, 29), обеспечивают выработку топлива при любых эволюциях самолета.

После выработки топлива из I группы магистраль насоса 3 перекрывается обратным клапаном 5.

Топливо от самолетного подкачивающего насоса через пожарный кран 20 и фильтр грубой очистки поступает к подкачивающему насосу 17. В насосе БНК-ЮИ давление повышается и топливо через фильтр тонкой очистки 15, воздухоотделитель 13 и датчик расходомера 14 поступает к насосу-датчику 11 высокого давления НД-24М.

Насос-датчик 11 через автомат дозировки топлива 10 под давлением 11--80 кг/см² (в зависимости от режима работы двигателя) подает топливо в рабочие форсунки 7. Давление топлива регистрируется датчиком 9.

Воздух, попавший в систему питания двигателей топливом, вместе с парами топлива из воздухоотделительного бачка 13 по трубопроводам дренажной системы попадает в первый и третий баки.

При запуске двигателя пусковое топливо через пусковые форсунки 8 в двигателях попадает непосредственно от самолетных подкачивающих насосов через пожарный кран 20, фильтр 18 и электромагнитный кран пускового топлива 19.

Для контроля перепада давления на фильтре тонкой очистки 15 установлен сигнализатор давления 16. При достижении перепада давления на фильтре 0,4 кгс/см² контакты сигнализатора замыкаются, а в кабине пилотов загорается сигнальная лампа, свидетельствующая о загрязнении фильтра. Контроль загрязнения фильтра 15 осуществляется дифференциальным сигнализатором СГДФР-1Т. Контроль за работой подкачивающих насосов осуществляется сигнализаторами давления. При повышении давления в напорных трубопроводах питания двигателей топливом до 0,35 кгс/см² контакты сигнализаторов замыкаются и на приборной доске в кабине пилотов загораются зеленые лампы. Если по какой-либо причине насос не включился, он от напорной магистрали отключается обратным клапаном вместе с сигнализатором. Давление топлива на этом участке повышаться не будет и лампа в кабине пилотов не загорится.

Давление топлива перед насосом-датчиком И контролируется датчиком 12 сигнализатора СДУ5А-1.8, который включает зеленую лампу в кабине пилотов при достижении давления 1,8 кгс/см².

Контроль за расходом топлива двигателем осуществляется датчиком 14 расходомера РТМС-0,85-Б1 наличие давления топлива па входе в двигатель контролируется датчиком 12 сигнализатора давления СДУ5А-1.8. При падении давления топлива ниже 1,8 кгс/см² сигнализатор 12 включает красное табло «Давл. топл. двиг.» под щитком управления топливной системой.

турбогенераторный топливный радиатор насос

Рисунок №2 Щиток централизованной заправки

При обесточенных подкачивающих насосах топливо к двигателям подается из баков обеих групп самотеком за счет высоты столба топлива в баках и разрежения, создаваемого подкачивающими насосами 17.

Топливо для двигателя РУ19А-300 поступает из магистрали питания правого двигателя, а при открытом кране кольцевания 24 -- из магистралей питания обоих двигателей АИ-24.

Аналогичным образом происходит питание турбогенераторной установки ТГ-16.

Трубопровод питания двигателя РУ19А-300 подключен к магистрали питания правого двигателя у заднего лонжерона и введен в отсек двигателя РУ19А-300, расположенный в гондоле правой части крыла. На заднем силовом шпангоуте гондолы установлен перекрывной кран 31, через который топливо поступает через фильтр 32 к двигателю. От фильтра 32 топливо поступает в топливный насос двигателя РУ19А-300. Для замера давления топлива перед форсунками двигателя РУ19А-300 используется датчик ИДТ-100 из комплекта ЭМИ-ЗРТИ.

Слить топливо из топливной системы можно через краны, установленные на фильтрах грубой очистки 18. При включенных подкачивающих насосах 3 и 23 сливается все топливо, за исключением невырабатываемого остатка, который составляет 35 л.

Система централизованной заправки. В топливную систему самолета топливо может направляться через заливные горловины 4 или через горловину централизованной заправки 26, установленную в правой мотогондоле (у самолетов с двигателем РУ19А-300 в левой мотогондоле).

Система состоит из заправочной горловины 26, четырех предохранительных клапанов заправки 21, четырех электромеханических заправочных кранов 22, двух вакуумных обратных клапанов 6, щитка (рис.2) управления заправкой, трубопроводов и соединительной арматуры.

Автоматический контроль за заправкой и автоматическое закрытие электромеханических заправочных клапанов обеспечивает система контрольно-измерительной аппаратуры СПУТ-1-5АП с датчиками 2 (см. рис. 136). Если автоматика не сработает, то доступ топлива в баки прекращается предохранительными заправочными клапанами 21, которые управляются поплавком. Клапаны 6 предохраняют трубопроводы централизованной заправки от смятия при откачке из них топлива после заправки топливных баков.

На щитке (рис.2) расположены тумблеры включения системы централизованной заправки, подачи питания к кранам заправки и управления кранами заправки. Если питание в систему централизованной заправки подано, загорается сигнальная лампа «Включено^ 115 В». При закрытых кранах горят верхние (справа) четыре лампы. При полностью заполненных баках горят нижние четыре лампы. Если давление в трубопроводе при заправке достигает 3,5±0,2 кгс/см², загорается лампа «Давл.» слева вверху.

Система дренажа топливных баков. Для предохранения топливных баков от разрушения при заправке и выработке топлива на самолете Ан-24 смонтирована дренажная система топливных баков. Система выполнена раздельной для левой и правой групп баков.

Система состоит из трубопроводов, дренажных угольников 27, дренажных мачт, клапанов 5 (см. рис. 136). Мягкие баки дренируются через бак № 1 с баком № 3. К этому дренажному трубопроводу подключен трубопровод от воздухоотделительного бачка 13. Бак № 3 (бак-кессон) дренируется с атмосферой дренажным трубопроводом, на котором смонтирован обратный клапан 5. Дренажный трубопровод выведен через передний лонжерон в носок крыла до нервюры 12. У нервюры 12 трубопровод соединен с заборником дренажа, выведенным за обшивку носовой части крыла в зону повышенного давления, создаваемого скоростным напором. Поэтому в полете давление в топливных баках выше атмосферного.

На случай закупоривания дренажного трубопровода в зоне заборника дренажа на нем установлен клапан 6, который при появлении вакуума в баке сообщит его с атмосферой.

На верхней части бака-кессона установлен обтекатель, внутри которого расположена дренажная труба, сообщающая бак с атмосферой. Труба выполнена в виде раструба с тремя отражающими пластинами, препятствующими выбросу топлива.

Во избежание перетекания топлива из мягких баков в б а к-кессон на угольнике 27 смонтирован обратный клапан.

Топливные баки. В топливной системе самолета установлено четыре или восемь (по желанию заказчика) мягких топливных баков и два бака-кессона.

Мягкие топливные баки изготовлены из керосиностойкой резины, обклеенной снаружи капроновой тканью. Форма баков задается металлическими обручами, смонтированными внутри баков.

Фланцами для заливных горловин, датчиков топливомеров, сливных кранов и подкачивающих насосов мягкие баки крепятся к элементам конструкции центроплана крыла.

Рис. 3. Элементы крепления мягких баков:

а -- общий вид межбакового соединения; б --сечение межбакового соединения



Баки № 1 и 2, а также № 4 и 5 на самолетах с дополнительными баками, соединены между собой в группу фланцами 3 (рис. 3) а установленными на фланцы 1 мягких баков, в которые для обеспечения жесткости завулканизированы металлические кольца 4. Болты 2 фланцев 3 затягиваются тарированным ключом. При установке дополнительных баков № 4 и № 5 в баках N° 2 на соединительных фланцах 3 устанавливаются обратные клапаны 5 (рис. 3, б) тарельчатого типа, препятствующие перетеканию топлива при кренах самолета из бака № 2 в другие баки. Для перетекания топлива при его сливе в корпусе клапана 6 на фланце 3 выполнено отверстие 7.

Доступ внутрь баков осуществляется через монтажные люки размером 456X306 мм, которые расположены на верхних стенках баков и закрываются специальными крышками. Крышки крепятся к фланцам люков болтами.

В стенке мягких баков вклеены и привулканизированы фланцы с металлической арматурой, в которую запрессованы гайки для крепления агрегатов.

В мягких баках № 2 по передней и задней стенкам на специальных литых переходниках установлены на переднем и заднем лонжероне центроплана подкачивающие насосы (агр. 463). Наличие переходников обеспечивает удобный подход к насосам в процессе эксплуатации.

Бак 1 и бак-кессон (бак № 3) имеют фланцы для установки кранов 22 централизованной заправки, заправочных горловин 4 (см. рис. 1) и сливных кранов для слива отстоя топлива. Датчики топливомеров размещены в баках № 2, 3 и 5.

Для установки датчиков топливомеров в баке-кессоне выполнены фланцы и вырезы. Для их монтажа и демонтажа в верхней обшивке крыла предусмотрены люки.

Мягкие баки № 1 и № 2 размещены в отсеках центроплана между нервюрами 3 и 5. Дополнительные топливные баки № 4 и №5 располагаются между нервюрами 1 и 3. После установки баки закрываются съемными панелями, расположенными вдоль размаха центроплана между стрингерами 3 и 7.

Подкачивающие топливные насосы. Насос 463 (рис. 4) центробежного типа с приводом от электродвигателя 11 постоянного тока.

Топливо поступает в насос через горловину 16, на которую надета предохранительная сетка 2. Перед горловиной на валу 9 насоса установлен пропеллер 3, который создает предварительный подпор топлива перед рабочим колесом (крыльчаткой 6) насоса.

Крыльчатка 6 крепится на валу 9 шпонкой 5.

При вращении вала 9 топливо, попадая на крыльчатку 10, под действием центробежных сил направляется в сборник-улитку в корпусе 4 и оттуда через отверстие в корпусе 4 -- в трубопровод питания двигателя топливом.

Дефлектор 17, расположенный перед горловиной, служит для разделения потоков топлива в насос и отбрасываемого пропеллером 3 обратно в бак вместе с воздухом и парами топлива.

Для герметизации электромотора со стороны топлива в корпусе 4 установлен уплотнительный узел, состоящий из уплотнительной манжеты 14х прижатой к валу 9 пружиной 8, кольца 7 и регулировочной шайбы 15. На валу 9 для предотвращения попадания топлива в электромотор 11 установлен отражатель 13, Попавшее через уплотнительный узел топливо при его разгерметизации будет сливаться по дренажному каналу 12.

Между корпусом 4 и корпусом электродвигателя 11 установлено уплотнительное кольцо 10.При хранении входное устройство насоса 463 закрывается предохранительным колпаком 1, а отверстие в корпусе 4 -- заглушкой.



Рис №4 Насос центробежный 463

Рис №5 Насос центробежный ЭЦН-НБД:

Насос ЭЦН-14БД (рис. 5)--внутрибакового исполнения, центробежного типа. Работа его аналогична работе насоса 463. Насос центробежный ЭЦН-НБД состоит: 1- корпус: 2 - крышка электро-двигателя; 3 -уплотнение; стакан уплотнительный; 5 - фильтрующая сетка; 6 - электропроводка; 7 - втулка уплотнительная; 8 - крышка нижняя; 9 - заглушка; 10 -крыльчатка; 11 - аппарат направляющий; 12 - кольцо уплотнительное; 13 - канал дренажный; 14 - корпус насоса; 15 - кожух; 16 - вал привода насоса; 17 - уплотнительный узел.

Рабочая полость насоса, в которой расположена на крыльчатке 10, образована корпусом 14 и направляющим аппаратом 11.

Топливо поступает в насос через боковые каналы п корпусе 14, закрытые фильтрующей сеткой 5, и каналы, образованные между крышкой 8 и направляющим аппаратом 11. В топливную систему топливо подводится по кольцевому каналу между крышкой электро- двигателя 2 и корпусом 1.

При разгерметизации уплотнительного узла 17 топливо сливается в атмосферу по дренажному каналу 13.

Топливные фильтры. Фильтры грубой очистки 18 (см. рис.1) состоят из корпуса, фильтрующего элемента, присоединительных и крепежных элементов. В нижней части фильтра установлен сливной кран для слива топлива из топливных баков. Фильтрующий узел включает чечевицеобразные сетчатые фильтрующие элементы, собранные на дюралюминиевой стойке. Фильтр тонкой очистки 15 состоит из корпуса, в котором установлен фильтрующий и перепускной Фильтрующий изготовлен из сетки саржевого плетения, натянутой на перфотированный стакан. Тонкость очистки составляет 10--12 мкм. Перепускной клапан смонтирован в верхней части фильтра.

Фильтр тонкой очистки 32 установлен в линии питания ТГ-16 или РУ19А-300. Его фильтрующим элементом является сетка саржевого плетения, способная задерживать механические примеси та метром более 16 мкм.



Рис №6 Краны топливные

Топливные краны. Пожарный кран 20 (см. рис. 1) предназначен для подачи топлива в двигатели при их работе и перекрытия топливной магистрали при вык-лючении двигателя. Кран состоит (рис. 6) из корпуса 5, клапана 9 и реверсивного электро-механизма 3. В корпус ввернуты три штуцера: подвода - 1, отвода - 4 топлива и штуцер 2 из дренажной полости электромеханизма3. Гер-метизация электромеха-низма 3 достигается уплотнительным узлом6.

Тарелка клапана 9 закреплена на вилке 8, которая установлена на вал 7 электромеханизма 3. Тарелка поворачивается на 90° от крайних положений. В ней смонтирован предохранительный клапан 10 для стравливания давления топлива в трубопроводах между краном и БНК-10И, если от нагрева при неработающих двигателях оно повысится до 0,5 кгс/см2.

Кран кольцевания 24 (см. рис. 1) предназначен для соединения левой и правой групп баков и включается в работу в том случае, когда происходит неравномерная выработка топлива. Кон- струкция его аналогична конструкции пожарного крана 20. Предохранительный клапан 10 (см. рис. 6) отсутствует.

Обратные клапаны, установленные в топливной системе самолета, тарельчатого и поршневого типа. Обратный клапан поршневого типа расположен на лонжероне за подкачивающим носом 463. Кран открывается при давлении 0,45 кгс/см2.

На заднем лонжероне за подкачивающим насосом 463 установки обратный клапан тарельчатого типа. В тарелке клапана, принимаемой к седлу пружиной, просверлено отверстие диаметром 3 мм для стравливания давления в трубопроводах при темпера- турных изменениях. Клапан открывается под напором столба керо- сина высотой 215±5 мм.

Обратный клапан, установленный за насосом ЭЦН-14БД, сопротивления напору столба жидкости не создает.

Заливная горловина 4 (см. рис. 1) представляет собой клапан тарельчатого типа (пробка) с шариковым замком. При нажиме кнопки шарики из гнезд в корпусе горловины выкатываются в гнезда в корпусе кнопки и подпружиненная пробка выходит из корпуса. В открытом положении пробка удерживается цепочкой.

В нижней точке корпуса горловины ввернут штуцер, через который по трубке, выведенной за обшивку, сливается топливо при перезаливке. Заливные горловины размещены в баках-кессонах и мягких баках № 1.

Сливной кран клапанного типа служит для слива конденсата. При нажатии на шток клапана специальным штырем-линейкой клапан поднимается над седлом и сообщает внутреннюю полость бака с атмосферой. Фиксация клапана достигается поворотом его штока на 90° по часовой или против часовой стрелки. Сливные краны установлены в нижних точках баков кессонов и мягких баков 1.



Рис №7 Горловина заправочная

Заправочная горловина (рис. 7) клапанного типа. В корпусе 6 установлено на винтах гнездо 7, на которое садится под действием пружины 3 клапан 2, Герметизация между гнездом и клапаном достигается установкой на клапане 2 резинового кольца. От попадания загрязнения полость клапана защищена крышками 1 и 8. На торце крышки 8 установлено уплотнительное кольцо. Крышка 8 прижимается к гнезду 1 винтом 9. Корпус 6 прикреплен болтами к переходнику 4.

Рис №8 Кран заправочный

Заправочный кран (рис 8) системы централизованной заправки состоит из корпуса 1, крышки 2, тарелки 3, поджатой пружинами 4, траверсы 5, штыря 9 и электромеханизма 8 (МЗК-2).

Рис №9 Поплавковый клапан

Тарелка 3, совершая возвратно-поступательное движение, открывает или закрывает заправочную топливную магистраль с помощью МЗК-2, который сообщает штоку 9 вращательное движение, а траверса 5 с гайкой 6 -- возвратно-поступательное. Герметизация электромеханизма 8 осуществляется уплот-нительным узлом 7.

Поплавковый клапан (рис. 9) состоит из корпуса 2, в который запрессована втулка 5, клапана 4 с наконечником 3 и пружины 1.

При незаполненном баке клапан 4 под действием напора топлива опускается вниз и дает возможность ему беспрепятственно поступать в бак по отверстиям в корпусе 2. По мере заполнения бака топливом клапан 4 под действием подъемной силы поплавка, соединенного шарнирно рычагом 6 с крышкой 8, перемещает седло 7 к отверстию в крышке 8.

При полностью заправленном баке клапан 7 перекрывает отверстие в крышке 8.



Работы по проведению Периодического ТО

1. Не включайте и не выключайте аэродромные источники электроэнергии при сливе керосина или заправке топливных баков, а также при наличии паров керосина в кабинах самолета.

2. К работам по техническому обслуживанию самолетов с применением грузоподъемных: кранов я механизмов, сосудов, работающих под давлением, при выполнении работ внутри топливных баков допускаются лица не моложе 18 лет, прошедшие медицинский осмотр, специальное обучение и имеющие удостоверение на право выполнения этих работ.

3. Осмотрите воздухозаборники дренажа топливных баков. Убедитесь в их чистоте, в отсутствии снега и льда.

4. Осмотрите пробки заливных горловин топливных баков. Убедитесь в их исправности. Осмотрите трубки слива из заправочных горловин и убедитесь в их чистоте.

5. Осмотрите верхние и нижние панели я обшивку центроплана, средней части крыла (СЧК), отъемной части крыла (ОЧК), закрылков и элеронов. Убедитесь в отсутствии трещин, деформации, ослабления посадки заклепок, потертостей, а также коррозии на панелях, обшивке и магниевых законцовках хвостовой части центроплана, закрылков, элеронов. Убедитесь в чистоте дренажных отверстий, отсутствии подтекания топлива на нижней поверхности крыла в местах расположения топливных баков. Убедитесь в наличии резиновых накладок на верхней обшивке закрылков.

6. На самолетах с топливными баками кессонами, отремонтированными по их раздутию, осмотрите продольные и поперечные швы нижней панели СЧК в зоне нервюр № 8-11. 7. Измерьте количество топлива в баках самолета мерной линейкой.

8. Слейте отстой из топливоулавливающих бачков системы дренажа топливных баков

9. Проверьте тарировочным ключом затяжку болтов стыковых фитингов крыла по нервюрам № 7 и 12 без разгрузки СЧК и ОЧК, при слитом топливе из топливных баков кессонов. 10. Самолет должен храниться с полностью заправленными баками топливной

11. При стоянке самолета более месяца слейте все топливо из топливных баков и заправьте их вновь.

12. Выполните ТО в объеме формы Б. Слейте все топливо из топливных баков и заправьте их вновь.

13. Промойте вакуумные клапаны системы дренажа топливных баков.

14. Слейте топливо из мягких групп баков самолета Ан-24 и вновь заправьте их топливом с добавлением противообледенительных присадок в количестве 0,2% по объему заправляемого топлива.

Работы проведение по Оперативному ТО

1. Приготовьте самолет к заправке топливом. Слейте отстой топлив в топливных баков: в случай заправки (дозаправки) самолет топливо не посредственно перед заправкой (дозаправкой) и не ране чем 15 мин после заправки (дозаправки) ;

- при приемке самолета экипажем;

- повторно, в случае стоянки самолета после слива отстоя топлива свыше 5ч ; Во всех случаях слив топлива производится из всех сливных кранов топливных боков по 0,3-0,4 л из каждого крана. Убедитесь, что нет механических примесей, кристаллов льда, капель воды или свободной воды в сливном отсеке .

1. Пере централизованно заправкой (дозаправкой) в период ОЗП осмотрите заборники систем дренаж топливных баков, убедитесь в отсутствии снега и льда. После заправки (дозаправки) самолета топливом : - осмотрите бортовой штуцер системы централизованной заправки самолета;- убедитесь в надежности закрытия пробок заливных горловин при заправка топливных баков сверху (если во время заправки не было бортмеханика) .

2. Слейте отстой и топливо улавливающих бачков систем дренажа топливных баков.

3. топливомер и соответствие его показаний количеств топлив в баках; курсово систем ГМК-ТГ



Расчетная часть проекта. (Вариант A)

Расчет воздушно-масляного радиатора

S=Q/K*?t,

где К-коэффициент теплоотдачи, ?t- разность между средне арифметической температурой масла и воздуха на входе с учетом торможения.

?t=t_m.cp.=70⁰-(-15,5⁰)=85,5⁰C,

где =t_m+15⁰C= - 30.5⁰+15.5⁰= - 15.5⁰C.

Находим коэффициент левого сечения радиатора

f_ж=0.91(d_r/d_r+h+2д),

где d_r - внутренний диаметр трубки (мм);

д - толщина стенки трубки (мм);

h= d_r/2=5/2=2,5 (мм) - расстояние между внешними стенками трубок.

f_ж=0.91(5/5+2,5+0.3)=3,45.

Находим отношение длины участка к гидравлическому диаметру:

l/d_r=230/5=46.

Величина h по графику составляет 0.45.

Находим относительную длину пути масла в радиаторе с учетом имеющихся перегородок:

i=l*M/d_r=230*4/5=184.

Число Re определяется по формуле:

Re=3600*C_m*R_m*V_m*d_r/ V_m

где C_m=0.52 ккал/кг - теплоемкость масла;

R_m=840 кг/м³ - удельный вес масла;

V_m=0.125 ккал/м - коэффициент теплопроводности масла.

Re/i=18712/184=101.7.

Находим число Нуссельта: по графику N_н=10.2.

Находим коэффициент теплоотдачи:

б_m=N_н*л_m/d_r=10.2*0,125/0,005=255 (ккал/час)

Находим температурную поправку:

б_m.н.= б_m*(150+t_h/105)=255*(150+(-30.5⁰)/105)=149,7

Находим скорость в трубках радиатора:

V_p=d*V₀/f_m=0.1*380/3,45=11 км/час=11000 м/час.

Находим коэффициент теплоотдачи:

б_в=216*у_н*V_p*d_r/l*в=216*0.540*11*5/230*0.45=132690

Находим коэффициент теплоотдачи:

K=1/(1/б_в*1/б_m* д_B/д_H)=1/(1/132690*1/131.6*1)= 1/0,006=164.

Находим полную поверхность охлаждения:

S=Q/K*?t=30800/164*100,5=1,86 м³



Экономическая часть проекта

Замена топливного насоса

К числу важнейших показателей, характеризующих эксплуатационные качества современных самолетов ГА относится эксплуатационная технологичность их конструкций. Этот фактор способствует успешному решению вопросов повышения эффективности, надежности и экологичности работы самолетов парка благодаря сокращению затрат времени, труда и средств на ТО и ремонт АТ при эксплуатации. Оценка ЭТ может носить качественный и количественный характер. В первом случаи вырабатывается ряд требований, предъявляемых к конструкции, по обеспечению выполнения регламентных работ общего назначения (смазочных, контрольно - крепежных, контрольно - регулировочных и заправочных) и требования к конструкции самолета.

Для оценки ЭТ отдельных агрегатов, узла, блоков самолета, двигателя, системы, применяются частные показатели ЭТ.

К частным относятся показатели, характеризующие отдельные стороны ЭТ конструкции самолета. Это коэффициенты доступности, легкосъемности и взаимозаменяемости и др. Они используются для оценки факторов конструктивного и организационно - технического характера.

Определение частных показателей ЭТ.

Частные показатели выражаются в виде безразмерных коэффициентов, изменяющихся в пределах от 0 до 1. Считается, что конструкция полностью отвечает предъявляемым к ней требованиям, в отношении того или иного ее свойства, если коэффициент характеризующий это свойство, близок или равен 1.

1. Доступность к объекту ТО и ремонта определяется коэффициентом доступности К_д:



К_д=1-Т_доп/Т_доп + Т_осн.

Где Т_доп - трудоемкость дополнительных работ, чел-час.,

Т_осн. - трудоемкость основной целевой работы, чел час.

К дополнительным работам относятся: снятие и установка крышек, всевозможных лючков, панелей, капотов, зализов, тепло- и звукоизоляций, демонтаж и монтаж подлежащего съемке рядом установленного оборудования и т.п.

Основными работами считаются: контрольные, регулировочные, смазочные, заправочные операции, демонтаж и монтаж подлежащих замене агрегатов и готовых изделий и др.

Топливная система.

Наименование работы - замена самолетного топливного насоса.

Дано: Решение:

К_д=0.7 К_д=1

Т_общее=1.0 К_д=1 -

Найти: К_д*Т_общее=Т_общее - Т_доп

Т_доп -? Т_доп= Т_{общее -}( К_д*Т_общее)=1.0 - (0.7*1.0)=0.3 чел/час.

Т_осн.-? Т_осн=Т_общее - Т_доп=1.0-0.3=0.7 чел/час.

Ответ: Т_доп=0.3 чел/час, Т_осн=0.7 чел/час.



Список литературы

1. Черненко Ж.С., Лагосюк Г.С., Горовой Б.И. - Самолет Ан-24. Конструкция и эксплуатация (Изд. 3е) - 1978

2. http://aviadocs.net/RLE/An-24/CD2/KD/An_24_KD_Kn2.pdf

3. https://ru.wikipedia.org/

4. https://www.google.ru/

5. Методические указания и задания по выполнению крсового проета по курсу «Конструкция и техническое обслуживание летательных аппаратов»

Размещено на Allbest.ru