document

МИНИСТЕРСТВО НАУКИ И ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ РОССИЙСКОЙ
ФЕДЕРАЦИИ
федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение
высшего образования
«Сибирский государственный университет науки и технологий
имени академика М.Ф. Решетнева»
АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ КОЛЛЕДЖ
Учебно-методическая документация
для выполнения
практических работ
по ПМ.01 Техническое обслуживание авиационных
двигателей, его компонентов и функциональных систем
Специальность 25.02.07 Техническое обслуживание
авиационных двигателей
Форма обучения: очная
2019 г.
Пояснительная записка
Цель проведения практических работ по дисциплине ПМ.01 Конструкция авиационных
двигателей базового типа и их функциональных схем, - формирование общих и
профессиональных компетенций ОК 1 – 11 и ПК 1.1-1.4.
В результате изучения профессионального модуля обучающийся должен иметь
практический опыт:
- выполнять диагностику технического состояния авиационного двигателя, его
компонентов и функциональных систем;
- выполнять операции по подготовке рабочего места и его обслуживанию;
- выполнять анализ исходных данных (чертеж, схема, узел, компонент, система);
- выполнять работы, связанные с применением контрольно-измерительной аппаратуры,
инструмента, средств механизации;
- выполнять техническое обслуживание авиационных двигателей базового типа, их
функциональных систем;
- выполнять мероприятия по поддержанию и сохранению летной годности авиационных
двигателей базового типа, их функциональных систем на этапе жизненного цикла от начала
эксплуатации и до списания;
- осуществлять контроль качества выполненных работ;
В результате изучения профессионального модуля обучающийся должен уметь:
- диагностировать работу компонентов и функциональных систем авиационных двигателей
различными методами;
- анализировать работу авиационных двигателей, их компонентов и функциональных
систем по показаниям приборов;
- - находить эффективные способы профилактики, предупреждения и устранения их
отказов и неисправностей;
- поддерживать состояние рабочего места в соответствии с требованиями охраны труда,
промышленной и экологической безопасности, правилами организации
В результате изучения профессионального модуля обучающийся должен знать:
- конструкции конкретных типов двигателей их компонентов и функциональных систем;эксплуатационно-технические характеристики конкретных типов двигателей и их систем;
- принцип работы конкретных типов двигателей и их систем;
- правила технического обслуживания на основе действующей эксплуатационной
документации;
-методы диагностики технического состояния авиационных двигателей
Методические пособия для проведения практических работ состоят из:
теоретической части, где систематизированы основные теоретические понятия
необходимые для проведения работы;
- практической части, где сформулированы задания которые необходимо выполнить в ходе
работы;
- списка контрольных вопросов, ответы на которые позволяют подготовиться к защите
отчета по выполненной практической работе;
Для успешного выполнения практической работы студент должен ознакомиться с
теоретической частью, примерами и условиям выполнения заданий. По окончании практической
работы студент должен оформить отчет о выполнении работы в печатном или рукописном
варианте. Студент обязан оформить и представить отчет о выполнении лабораторной работы не
позднее чем через неделю после ее выполнения.
Время выполнения лабораторных работ определяется рабочей программой дисциплины и
календарно-тематическим планом. В аудитории лабораторные работы выполняются студентами
в паре, также осуществляется оформление отчета о выполнения работы.
Критерии оценки.
Отметка «5»: правильно выполнены все задания практической части лабораторной работы,
правильно даны ответы на все контрольные вопросы, своевременно предоставлен отчет о
выполнении работы.
Отметка «4»: правильно выполнены все задания практической части лабораторной работы,
правильно даны ответы на все контрольные вопросы, несвоевременно предоставлен отчет о
выполнении работы, либо в случае своевременного предоставления отчета, но наличием
несущественных ошибок в выполнении практических заданий и/или ответах на контрольные
вопросы не противоречащим основным понятиям дисциплины.
Отметка «3»: выполнены все задания практической части лабораторной работы, даны
ответы на все контрольные вопросы, имеются несущественные ошибки в выполнении
практических заданий и/или ответах на контрольные вопросы не противоречащим основным
понятиям дисциплины, несвоевременно предоставлен отчет о выполнении работы, либо в случае
своевременного предоставления отчета, но наличии грубых ошибок в выполнении практических
заданий и/или ответах на контрольные вопросы противоречащих или искажающим основные
понятия дисциплины.
Отметка «2»: выполнены все задания практической части лабораторной работы, даны
ответы на все контрольные вопросы, имеются грубые ошибки в выполнении практических
заданий и/или ответах на контрольные вопросы противоречащих или искажающим основные
понятия дисциплины, отчет о выполнении работы не предоставлен, либо в случае
своевременного предоставления отчета, но отсутствием более 50% выполненных практических
заданий и/или ответов на контрольные вопросы.
Перечень учебных изданий, Интернет-ресурсов, дополнительной литературы
3.2.1. Основные источники
1. Основы конструирования в самолетостроении: учебное пособие/ А. Л. Гиммельфарб. - 2е изд., перераб. и доп.. - Москва: ЭКОЛИТ, 2011. - 368 с. - гриф МО.
2. Кваша А.Н., Медведев Д.Н., Приходько В.Е., Сергеев А.П. Технология производства
летательных аппаратов: Учебник для средних учебных заведений. – М.: Машиностроение, 1981.
(117 экз)
3. Терминология Единой системы конструкторской документации: справочник/ Борушек
С.С.. - М.: Изд-во стандартов, 1990. - 96 с.: ил.. - Библиогр.: с. 91. - ISBN 5-7050068-5
4. Сборка агрегатов самолета: учебное пособие/ В. В. Бойцов, Ш. Ф. Ганиханов, В. Н.
Крысин. - Москва: Машиностроение, 1988. - 152 с.: ил..
5. Конструкция самолетов: учебник для авиац. спец. вузов/ Г. И. Житомирский. - 2-е изд.,
перераб. и доп.. - Москва: Машиностроение, 1995. - 416 с.: ил.. - гриф МО. - ISBN 5-217-02771-1
6. Конструкция самолетов: учебник/ Г. И. Житомирский. - 3-е изд., перераб. и доп.. Москва: Машиностроение, 2005. - 406 с. - гриф МО. - ISBN 5-217-03299-5
7. Ершов В.И. и др. Технология сборки самолетов. – М.: Машиностроение. 1986.
8. Технология самолетостроения: учебник для вузов/ ред. А. Л. Абибов. - Москва:
Машиностроение, 1970. - 597 с.: ил..
3.2.2. Дополнительные источники
1. Кулагин, В.В. Теория, расчет проектирование авиационных двигателей и энергетических
установок. В 2 кн. Кн. 2. Совместная работа узлов выполненного двигателя и его характеристики
[Электронный ресурс] : учеб. / В.В. Кулагин, В.С. Кузьмичев. — Электрон. дан. — Москва :
Машиностроение, 2017. — 280 с. — Режим доступа: https://e.lanbook.com/book/107155. — Загл. с
экрана.
2. Рахимянов, Х. М. Технология машиностроения: сборка и монтаж : учебное пособие для
СПО / Х. М. Рахимянов, Б. А. Красильников, Э. З. Мартынов. — 2-е изд. — М. : Юрайт, 2017. 241 с. - (Профессиональное образование). — ISBN 978-5-534-04387-7. — Режим доступа :
www.biblio-online.ru/book/615CEF25-B19C-4C89-BCAE-1FB2E58ADBD8.
3. Ерохин, Б.Т. Теория и проектирование ракетных двигателей. [Электронный ресурс] —
Электрон. дан. — СПб. : Лань, 2015. — 608 с. — Режим доступа: http://e.lanbook.com/book/60037
— Загл. с экрана.
4. Никифоров, В.М. Технология металлов и других конструкционных материалов : учебник
для техникумов / В.М. Никифоров. - 10-е изд., стер. - СПб. : Политехника, 2015. - 383 с. : схем.,
табл., ил. - ISBN 978-5-7325-0959-5 ; То же [Электронный ресурс]. - URL:
http://biblioclub.ru/index.php?page=book&id=447617 (23.05.2017).
5. Технология конструкционных материалов. Обработка резанием: Учебное пособие / Г.А.
Борисенко, Г.Н. Иванов, Р.Р. Сейфулин. - М.: НИЦ ИНФРА-М, 2016. - 142 с.: 60x90 1/16. (Высшее
образование:
Бакалавриат)
(Обложка)
ISBN
978-5-16-010323-5
http://znanium.com/catalog.php?bookinfo=538906
6. Фещенко, В.Н. Справочник конструктора : учебно-практическое пособие /
В.Н. Фещенко. - Москва-Вологда : Инфра-Инженерия, 2016. - Кн. 1. Машины и механизмы. - 400
с. : ил., табл., схем. - Библиогр. в кн.. - ISBN 978-5-9729-0084-8 ; То же [Электронный ресурс]. URL: http://biblioclub.ru/index.php?page=book&id=444430 (22.05.2017).
7. Назаров В. П. Конструкция жидкостных ракетных двигателей: Учеб. пособие / В. П.
Назаров. Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т.- Красноярск, 2016.-202с. [Электронный ресурс]. - Режим
доступа: https://disk.sibsau.ru/index.php/s/fkWulj5xGufGptA
8. Ярушин, С. Г. Технологические процессы в машиностроении : учебник для СПО / С. Г.
Ярушин. - М. : Юрайт, 2017.- 564 с. - (Профессиональное образование). — ISBN 978-5-53404455-3. — Режим доступа : www.biblio-online.ru/book/44005FA7-AB69-4E31-8658C2A0C5B6D2CD.
9. Технологические процессы в машиностроении : учебник для СПО / А. А. Черепахин, В.
В. Клепиков, В. А. Кузнецов, В. Ф. Солдатов. — М. : Юрайт, 2017. — 218 с. —
(Профессиональное образование). — ISBN 978-5-534-05994-6. — Режим доступа : www.biblioonline.ru/book/60BB66A5-0A49-4EBE-87BE-82ABE9F46DF8.
10. Технология машиностроения : учебник и практикум для СПО / А. В. Тотай [и др.] ; под
общ. ред. А. В. Тотая. — М. : Юрайт, 2017. — 239 с. — (Профессиональное образование). —
ISBN 978-5-534-00366-6. — Режим доступа : www.biblio-online.ru/book/97C8D93E-9902-4FC9A526-58EFAC629D10.
11. Испытания авиационных двигателей [Электронный ресурс] : учеб. / В.А. Григорьев [и
др.] ; под общ.ред. В.А. Григорьева, А.С. Гишварова. — Электрон. дан. — Москва :
Машиностроение, 2016. — 542 с. — Режим доступа: https://e.lanbook.com/book/107147. — Загл. с
экрана.
12. Фетисов, Г. П. Сварка и пайка в авиационной промышленности : учебное пособие для
СПО / Г. П. Фетисов. — 2-е изд., испр. и доп. — М. : Издательство Юрайт, 2018. — 229 с. —
(Серия : Профессиональное образование). — ISBN 978-5-534-05769-0. — Режим доступа :
www.biblio-online.ru/book/DD4BFB5A-067F-4DC8-A988-6C003EE34A92
Ковшов, А.Н. Технология машиностроения. [Электронный ресурс] : учеб. — Электрон. дан.
— СПб. : Лань, 2016. — 320 с. — Режим доступа: http://e.lanbook.com/book/86015 — Загл. с
экрана.
13. Маталин, А.А. Технология машиностроения. [Электронный ресурс] : учеб. — Электрон.
дан. — СПб. : Лань, 2016. — 512 с. — Режим доступа: http://e.lanbook.com/book/71755 — Загл. с
экрана.
14. Фещенко, В.Н. Справочник конструктора : учебно-практическое пособие /
В.Н. Фещенко. - Москва-Вологда : Инфра-Инженерия, 2016. - Кн. 1. Машины и механизмы. - 400
с. : ил., табл., схем. - Библиогр. в кн.. - ISBN 978-5-9729-0084-8 ; То же [Электронный ресурс]. URL: http://biblioclub.ru/index.php?page=book&id=444430 (22.05.2017).
15. Петухов, С.В. Справочник мастера машиностроительного производства / С.В. Петухов.
- Москва ; Вологда : Инфра-Инженерия, 2017. - 357 с. : ил., схем., табл. - ISBN 978-5-9729-0148-7
; То же [Электронный ресурс]. - URL: http://biblioclub.ru/index.php?page=book&id=466493
(22.09.2017).
3.2.3. Иные издания
Справочно-библиографические издания
1. Авиация: Энциклопедия / Гл. ред. Г. П. Свищѐв. – М.: Большая Российская
энциклопедия, 1994
2. Наставление по технической эксплуатации и ремонту авиационной техники в ГА
(НТЭРАТ ГА - 93) – М.: ДВТ, 1994
3. Единые нормы летной годности гражданских транспортных самолетов (ЕНЛГС - 3) – М:
ЦАГИ, 1985 г.
4. ГОСТ Р 27.002-2009. Надежность в технике. Термины и определения.- М.: Госстандарт
России, 2011.
5. ГОСТ 27.002-89. Надежность в технике. Основные термины и определения.- М.:
Госстандарт России, 1990.
Специализированные профессиональные и реферативные журналы
1. «Авиастроение»
2. «Авиация и космонавтика вчера, сегодня, завтра»
3. «Авиация общего назначения»
4. «Вестник авиации и космонавтики»
5. «Вестник воздушного флота- Аэрокосмическое обозрение»
6. «Проблемы безопасности полетов»
7. «Эксплуатация и ремонт самолетов и других летательных аппаратов. Аэропорт»
8. «Мир авиации»
9. «Авиация и время»
10. «Гражданская авиация»
11. еженедельник авиации и космической технологии «Aviation Week Space Technology»
12. «Air transport World»
13. «Airline Maintenance World»
14. информационно-технический журнал «Вертолет»
15. общероссийский технический журнал «Полет»
16. журнал национальной ассоциации авиаприборостроения «Мир авионики»
17. реферативные журналы серии «Воздушный транспорт»
18. «Управление воздушным движением»
19. «Организация перевозок»
20. «Авиационные и ракетные двигатели»
21. «Безопасность полетов, сертификация и лицензирование»
22. «Авиатранспортное обозрение»
23. Журнал международных авиастроителей «Авиаглобус»
24. Международный авиационно-космический журнал «Авиапанорама
Электронные издания (электронные ресурсы)
1. Справочник авиационного инженера / Александров В.Г. (ред), Транспорт, 2-е издание,
1973г., http://mexalib.com/view/40558
2. Авиация. Энциклопедия / Свищѐв Г.П.(Гл. ред.), Большая Российская энциклопедия,
1994г., http://mexalib.com/view/30020
3. Сборник трудов Международного симпозиума. «Надежность и качество». Пензинский
государственный университет.
Периодическое издание
www.uacrussia.ru
www.kr-magazine.ru
www.tsagi.ru
www.journal-off.info
www.academic.ru
www.viek.ru
МДК. 01.01 Конструкция авиационных двигателей базового типа и их функциональных
схем
ПРАКТИЧЕСКАЯРАБОТА № 1
Тема: Основные эксплуатационно-технические параметры, показатели надежности и
эффективности эксплуатации ГТД.
Цель: На практике изучить основные эксплуатационно-технические параметры, показатели
надежности и эффективности эксплуатации ГТД.
Теоретическая часть
Определение обобщенных показателей эксплуатационной технологичности ЛА
Эксплуатационная технологичность ЛА оценивается совокупностью обобщенных и
единичных показателей. Обобщенные показатели характеризуют ЭТ ЛА с точки зрения
потребных затрат времени и труда на проведение ТОиР. Единичные показатели характеризуют
лишь отдельные стороны ЭТ. Выбор состава обобщенных показателей ЭТ осуществляется
исходя из принятых структуры и совокупности показателей эффективности ПТЭ ЛА. Значения
показателей ЭТ определяются на основе использования данных по ТОиР, а также по
действующим ресурсам самолетов, двигателей, комплектующих изделий.
В курсовой работе для заданного типа ЛА предлагается определить значения следующих
обобщенных показателей ЭТ:
а) КОП - удельная суммарная оперативная продолжительность ТОиР;
б) КОТ - удельная суммарная оперативная трудоемкость ТОиР;
в) Рy (t ≤ tз) –вероятность устранения отказа (повреждения) за заданное время tз.
3.2.1. Определение показателя КОП.
Показатель «удельная
определяется из выражения:
суммарная
оперативная
продолжительность
t
+t +t
tCM ⋅ β
K OΠ = ОΠ Π PEM .C +
;
TPEC.C
TPEC. Д ⋅ (1 − K Д )
ТОиР»
КОП
(3.2)
где tОП, tП - суммарная оперативная продолжительность выполнения всех форм оперативного и
периодического обслуживания, соответственно, за межремонтный ресурс (ремонтный цикл)
самолета TРЕС.С, ч; tРЕМ.С - средняя оперативная продолжительность ремонта самолета или
суммарная средняя оперативная продолжительность всех ремонтных форм за
средняя оперативная продолжительность замены двигателя, ч;
TРЕС.Д
TРЕС.С, ч; tСМ -
– межремонтный ресурс
двигателя, ч; KД – коэффициент досрочных замен двигателей; β - коэффициент, учитывающий
количество замен двигателей, которые не совмещаются по времени с проведением
периодических форм ТОиР на самолете.
Значения tОП и tП определяются исходя из принятых для каждого типа самолета форм
технического
обслуживания,
периодичности
и
средних
значений
оперативной
продолжительности их выполнения:
tОП = t A ⋅ n A + t Б ⋅ nБ
t П = tФ1 ⋅ nФ1 + tФ2 ⋅ nФ2 + tФ3 ⋅ nФ3
(3.3)
(3.4)
где tA, tБ - средние значения оперативной продолжительности выполнения оперативных форм
ТО самолета (форм А и Б); nA, nБ - общее число соответствующих форм обслуживания за
TРЕС.С; tФ1, tФ2, tФ3 - средние значения оперативной продолжительности выполнения
nФ1, nФ2, nФ3
периодических форм ТО самолета (Ф-1, Ф-2, Ф-3);
- общее число
соответствующих форм обслуживания за TРЕС.С.
Общее число оперативных форм обслуживания за
выражений:
TРЕС.С рекомендуется
1,1 ⋅ TPEC.C
t Б.П
365 ⋅ TPEC.C
nБ =
− nП
τ ФБ ⋅ TГСС
nA =
где
nП
- суммарное число периодических форм ТО, выполняемых за
определять из
(3.5)
(3.6)
TРЕС.С; τФБ
-
периодичность выполнения формы Б в сутках (приложение 4); TГСС - средний годовой налет на
списочный самолет (приложение 4).
Общее число периодических форм ТО nП=nФ1+nФ2+nФ3 за TРЕС.С определяется с
использованием данных о периодичности выполнения форм Ф-1, Ф-2, Ф-3 для заданного типа
самолета (приложение 4). При этом используются следующие выражения:
T
nФ3 = PEC .C ;
τ Ф3
T
nФ2 = PEC .C − nФ3 ;
τ Ф2
(3.7)
T
nФ1 = PEC .C − ( nФ3 + nФ2 )
τ Ф1
Необходимые для расчета исходные данные о TPEC.C, TPEC.Д, TГСС, tPEM, tCM, β , KД и
другие содержатся в приложениях 4 и 5.
Результаты расчета представляются в форме табл. 3.3.
Таблица 3.3 Результаты расчета суммарной оперативной продолжительности ТОиР самолёта (для
первого члена выражения 3.2)
Формы ТОиР
Оперативная продолжительность ТОиР, ч.
n, Число
одного
обслуживания и
суммарная за
обслуживаний за
ремонта
ТРЕС.С
ТРЕС.С
А (предполетное и
nA =
tA =
транзитное ТО)
Б (базовое ТО)
nБ =
tБ =
Ф-1 (через...ч.нал.)
nФ1=
tФ1 =
Ф-2 (через...ч.нал.)
nФ2=
tФ2 =
Ф-3 (через...ч.нал.)
nФ3=
tФ3 =
Ремонт (через ...
ч.нал.)
tСМ =
Итого:
Далее с использованием результатов расчета (табл. 3.3.) и других необходимых исходных данных
по выражению (3.2) определяется искомое значение КОП.
3.2.2. Определение показателя КОТ
Показатель "удельная суммарная оперативная трудоемкость ТОиР" определяется из выражения
T PEM .И i ⋅ n И i
TОП + T П + T PEM.C ( TCM + T PEM . Д ) ⋅ n Д N И
, (3.7)
K OT =
+
+ ∑
T PEC.C
T PEC. Д ⋅ ( 1 − K Д )
T
⋅
(
1
−
α
)
Иi
i =1 PEC .И i
где TОП - суммарная оперативная трудоемкость всех форм оперативного технического обслуживания,
включая работы по устранению отказов и повреждений за TPEC.C. чел.-ч;
TП - суммарная оперативная трудоемкость всех форм периодического обслуживания за TPEC.C, чел.ч;
TРЕМ.С, ТРЕМ.Д, ТРЕМ.Иi - трудоемкость ремонта самолета, двигателя, i-го изделия соответственно, чел.ч;
TCM - трудоемкость замены двигателя, чел.-ч;
TPEC.Иi - межремонтный ресурс i-го изделия, ч;
αИi - коэффициент досрочных замен i-го изделия;
nД, nИi - число двигателей и изделий каждого типа на самолете, заменяемых в пределах TPEC.Д и
TPEC.C соответственно;
NИ - число типов изделий, заменяемых на самолете в пределах TPEC.C.
Величины TОП и TП определяются исходя из принятых для самолета форм ТО в пределах TPEC.C,
средних значений оперативной трудоемкости каждой из форм и их числа за TPEC.C.
Число обслуживаний определяется по выражениям, приведенным выше (п.3.2.1). Исходные
данные об оперативной трудоемкости форм ТОиР приведены в приложении 6. Результаты расчета
представляются в форме табл. 3.4.
Таблица 3.4 Результаты расчета суммарной оперативной трудоемкости ТОиР самолёта (для первого члена
выражения (3.7))
Оперативная трудоёмкость ТОиР,чел.-ч
Формы ТОиР
Число обслужи-ваний за
ТРЕС.С
одного обслужи-вания
суммарная за ТРЕС.С
и ремонта
А(предполетное и
транзитное ТО)
Б(базовое ТО)
nA =
TA
nБ =
TБ
Ф-1(через...ч.нал.)
nФ1=
TФ1
Ф-2(через...ч.нал.)
nФ2=
TФ2
Ф-3(через...ч.нал.)
nФ3=
TФ3
Ремонт(через ...
ч.нал.)
TCM
Итого:
Необходимые исходные данные для определения значения второго члена выражения (3.7)
содержатся в приложениях 4 и 6.
Третий член выражения (3.7) из-за отсутствия полных и достоверных исходных данных при
выполнении курсовой работы можно не рассчитывать, а принять его равным 10% от удельной
оперативной трудоемкости ТОиР самолета (первого члена выражения (3.7)).
Имея исходные данные для определения всех трех членов выражения (3.7), рассчитывается
искомое значение показателя KOT для рассматриваемого типа самолёта.
3.2.3. Определение показателя
Ру(t ≤ tз)
Вероятность выполнения внепланового текущего ремонта Ру(t ≤ tз) за данное время определяется в
зависимости от вида распределения времени текущего ремонта. Она определяется в основном принятым
методом обнаружения отказавшего изделия и особенностями конструкции ФС самолета.
Если ФС и их изделия модульного типа, а текущий ремонт осуществляется методом замены, то, как
правило, имеет место экспоненциальное распределение времени текущего ремонта и, следовательно:
Py ( t ≤ t з ) = 1 − е( −µ⋅t ) ,
где µ -интенсивность текущего ремонта; tз – время, заданное для устранения отказа.
В случаях, когда интенсивность текущего ремонта µ является величиной, постоянной во времени, а
закон распределения времени устранения отказов- экспоненциальный, µ определяется как величина,
обратная среднему времени устранения отказов (текущего ремонта): µ=1/ ty .
За величину tз принимается значение tст.м – наименьшее время плановой стоянки самолета в
транзитных аэропортах, рекомендуемое для задействования в расписании полетов.
Исходные данные, необходимые для определения показателя Ру(t ≤ tз) , приведены в
приложениях 3 и 5.
Показатель Ру(t ≤ tз) определяется для каждого из изделий рассматриваемой в п. 3.1
функциональной системы ( подсистемы).
Результаты расчета сводятся в табл.3.5.
Таблица 3.5. Результаты определения показателя Ру(t ≤ tз).
NN
Наименование изделий
ty
п/п
ФС(по табл.3.2.)
1
2
…
Анализ
нормативным
Ру(t ≤ tз) для изделия выполняется
(Рунорм=0,7). При Ру(t ≤ tз)< Рунорм
µ
Ру(t ≤ tз)
сравнением рассчитанного значения с
следует ожидать превышения времени
стоянки самолета при оперативном ТО, что может привести к задержке рейса и, следовательно, к
нарушению регулярности полетов. По результатам анализа показателя Ру(t ≤ tз) делается вывод
о влиянии отказов изделий ФС на регулярность полетов. В выводах по результатам анализа
следует выделить те изделия ФС, отказы которых влияют на регулярность полетов.
3.3. Выбор рациональных стратегий технического обслуживания изделий
функциональной системы
В зависимости от имеющихся возможностей определения работоспособного состояния изделий в
процессе эксплуатации и от принятого критерия для установления сроков их замен на самолете различают
следующие стратегии эксплуатации (использования): до выработки ресурса (срока службы), до отказа, до
предотказового состояния.
Выбор наиболее рациональной стратегии использования изделий производится в соответствии со
схемами рис. 3.4 и 3.5 с учетом результатов анализа, выполненного в предыдущих разделах курсовой
работы.
Анализ ФС и её изделий
Структурный
анализ
безотказности
Статистический
анализ
безотказности
Анализ
контролепригодности
Анализ
экспл.
технологич
ности
Классификация изделий и ФС
По степени
резервирования
По уровню
безотказности и
последствиям
отказов
эксплуатация до
выработки ресурса
эксплуатация до
предотказо-вого
состояния
Распределение изделий ФС по стратегиям использования
эксплуатация до
выработки
ресурса
эксплуатация до
отказа
эксплуатация до
предотказового состояния
Рис. 3.4. Последовательность действий при выборе стратегий
использования изделий ФС
Практическая часть
Рассчитать в соответствии с индивидуальным заданием:
1. Перечислите основные эксплуатационно-технические параметры ГТД.
2. Перечислите основные показатели надежности ГТД.
3. Перечислите показатели эффективности эксплуатации ГТД
4.
5.
6.
7.
Вопросы для контроля
Перечислите основные эксплуатационно-технические параметры ГТД.
Перечислите основные показатели надежности ГТД.
Перечислите показатели эффективности эксплуатации ГТД
Определение надежность.
МДК. 01.01 Конструкция авиационных двигателей базового типа и их функциональных
схем
ПРАКТИЧЕСКАЯРАБОТА № 2
Тема: Конструктивные элементы дозвуковых и сверхзвуковых входных устройств.
Цель: На практике изучить конструктивные элементы дозвуковых и сверхзвуковых
входных устройств.
Теоретическая часть
При дозвуковых скоростях полета самолёта применяются дозвуковые входные
устройства, в которых преобразование кинетической энергии набегающего потока в
потенциальную энергию (давление) осуществляется в свободном потоке перед
входным устройством. Внутри канала входного устройства скорость воздуха
составляет (0,6…0,65) М.
Простейшая конструкция дозвукового входного устройства ТРД (рис.2.1)
состоит из внешнего обтекателя 1, внутреннего обтекателя 2, и корпуса 3.
Рис. 2.1. Простейшее дозвуковое входное устройство ТРД:
1- внешний обтекатель; 2 – внутренний обтекатель; 3 – корпус; 4 - ребра жесткости
Для обеспечения обтекания без срыва потока при несовпадении оси входного
устройства и направлении вектора скорости набегающего и снижения гидравлических
потерь (получения максимального значения коэффициента восстановления полного
давления) потока внешний обтекатель имеет профилированную переднюю кромку.
Внешний обтекатель изготавливается из листового материала (АМг, АМц) и для
увеличения жёсткости и прочности к его стенкам привариваются продольные и
поперечные профилированные элементы 4. Передняя профилированная кромка
изготавливается глубокой вытяжкой и соединяется с внешним обтекателем сваркой.
Внутренний обтекатель обеспечивает плавный переход кругового сечения канала на
входе в двигатель в кольцевой - на входе в компрессор. Обычно он изготавливается
глубокой вытяжкой из листового материала (АМг, АМц, ст.10) без продольного
разъёма или с продольным разъёмом.
Во входном устройстве ТВД (рис.2.2) внутренний обтекатель образуется
обтекателем втулки воздушного винта и корпуса редуктора.
Рис. 2.2. Входное устройство ТВД: 1 – корпус входного устройства; 2 – внешний
обтекатель; 3 – внутренний обтекатель; 4 – обтекатель корпуса редуктора
В настоящее время к двигателям самолётов гражданской авиации предъявляются
жёсткие требования по уровню шума. Одним из источников шума двигателя является
входное устройство. Поэтому конструкции входных устройств современных
двигателей значительно усложнились. Одним из элементов обеспечивающим снижение
уровня шума является установка на обтекаемых поверхностях входного канала
специальных звукопоглощающих облицовок и специально профилированных
внутренних обтекателей. Более подробно вопросы шумоглушения в авиационных
двигателях рассмотрены в [4,5].
Дозвуковые входные устройства ввиду их конструктивной простоты можно
применять до скоростей полёта М=1,3…1,5, при которых потери в прямых скачках
уплотнения ещё незначительны.
СВЕРХЗВУКОВЫЕ ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА
Сверхзвуковые входные устройства применяются на самолётах при скоростях
полёта М>1,5. В сверхзвуковых входных устройствах процесс сжатия (торможения)
набегающего сверхзвукового потока осуществляется в системе скачков уплотнения –
несколько косых и замыкающий прямой. Косые скачки уплотнений образуются при
обтекании центрального тела с изломом или клина и замыкаются на передней кромке
внешнего обтекателя. Прямой скачок уплотнения всегда замыкается в плоскости входа.
Оптимальное число косых скачков определяется скоростью полёта.
Сверхзвуковые входные устройства могут быть с постоянной площадью
проходного сечения и с изменяющейся площадью (регулируемые). Так как входные
устройства с постоянной площадью имеют оптимальные характеристики только на
одном, обычно расчетном режиме полёта, их применение ограничено.
В
регулируемом
входном
устройстве
осуществляется
согласование
производительности (пропускной способности),
минимального сечения входа,
количества скачков уплотнений, в результате чего обеспечивается максимальное
значение тяги, устойчивость работы двигателя в широком диапазоне скоростей полёта
и режимов работы двигателя. Так при изменении скорости полёта с М=1,5 до М=3
расход воздуха через входное устройство должен возрасти в 3 раза.
Согласование производительности входного устройства и потребного расхода
воздуха для компрессора двигателя можно следующими способами рис.2.3:
Рис.2.3. Способы обеспечения
потребного
расхода воздуха через
сверхзвуковое входное устройство: а – изменением площади входа; б – разделением
сверхзвукового потока; в – перепуском воздуха из воздухозаборника в атмосферу
изменением площади входа, путём отклонения кромки внешнего обтекателя (рис.
2.3,а) либо другим конструктивным элементом;
осуществлением сверхзвукового обтекания потока- с уменьшением количества
воздуха поступающего во входное устройство (рис.2.3,б);
использованием специальной системы перепуска воздуха из воздухозаборника в
атмосферу; воздух перепускается через створку в дозвуковой части за горлом
непосредственно в атмосферу или через створку в гондолу, а из гондолы в атмосферу
через дозвуковое или сверхзвуковое сопло Лаваля (рис.2.3,в).
По форме входные устройства выполняются: осесемметричными, полукруглыми
или плоскими.
В сверхзвуковом осесимметричном
регулируемом входном устройстве
внутренний обтекатель состоит из нескольких элементов соединённых с возможностью
взаимного перемещения (рис.2.4).
Рис.2.4. Сверхзвуковое регулируемое осесимметричное входное
устройство: 1 – ступенчатый корпус; 2 - сервопоршень; 3 – внешний
обтекатель; 4,5 – кольца; 6 – окна; 7 - гидроцилиндр
Так передняя его часть 1 может перемещаться по оси при помощи сервопоршня 2.
Внешний обтекатель 3 состоит из кольца 4 с острой входной кромкой, кольца 5
расположенного между стенками и имеющего возможность осевых перемещений от
гидроцилиндра 7. При осевых перемещениях кольцо 5, открывает окна 6 для прохода
дополнительного воздуха к компрессору, минуя входное сечения, чем обеспечивается
снижение потерь и повышения устойчивости работы двигателя за счет исключения
срыва потока с острых входных кромок кольца 4.
На рис. 2.5 приведена схема плоского входного устройства со ступенчатым
изменением клинового внутреннего обтекателя.
В плоских сверхзвуковых входных устройствах значительно проще чем в
осесимметричных, осуществить регулирование площадей горла, входа и угла клина,
например, при помощи специального клина изменяемой геометрии (см. рис. 2.5).
Пример сверхзвуковых входного и выходного устройств приведён на рис.2.6 для
ТРД «Олимп» самолёта «Конкорд» (скорость полёта М=2,2). На этом же рисунке
приведены положения основных регулируемых элементов входного и выходного
устройств, при изменении режима полёта самолёта.
Плоские входные устройства имеют широкие возможности для регулирования
площадей горла и входа во всем диапазоне скоростей полёта и на всех режимах работы
двигателя. При широком и коротком клине потери на трение соизмеримы с потерями
на трение в осесимметричном входном устройстве.
Рис. 2.5. Схема плоского сверхзвукового регулируемого входного устройства со
ступенчатым клином изменяемой геометрии: 1 – неподвижный клин; 2 – подвижный
клин; 3,4,5 – подвижные элементы для регулирования площади
входа;
6 –
шарнирные соединения; 7 – отверстия для отсоса пограничного слоя
При рациональном расположении плоского входного устройства относительно
набегающего потока (вектора скорости полёта) можно повысить стабильность
характеристик входного устройства при изменении направления потока по отношению
к оси двигателя.
Осесимметричные входные устройства имеют форму потока воздуха хорошо
согласующуюся с проточной частью компрессора, имеют меньшее лобовое
сопротивление, и массу, а также лучшую равномерность потока на входе в компрессор.
Однако такие входные устройства имеют плохие характеристики при изменении угла
набегающего потока (срывной режим).
Кроме того, осуществление необходимого регулирования осесимметричного
входного устройства связано с большими трудностями, чем при входном устройстве
прямоугольной формы. Сверхзвуковое входное (а также сверхзвуковое выходное)
устройство должны проектироваться совместно с основными элементами двигателя
(силовой установке).
Доводку и испытание двигателя необходимо проводить также только при
установленных входных и выходных устройствах. При проектировании компрессора
необходимо учитывать, что при наличии сверхзвукового входного устройства
увеличивается неравномерность полей скоростей и давлений на входе и снижается
запас устойчивой работы компрессора.
Рис. 2.6. Схема регулируемого входного и выходного устройства:
I – взлетный режим; II – набор высоты при низком уровне шума; III – переход через
скорость звука; IV – сверхзвуковой крейсерский режим; V – переход к дозвуковому
режиму; VI – реверсирование тяги; 1 – крыло;
2 – регулируемые перепускные
створки; 3 – регулируемое выходное устройство
1.
2.
3.
4.
Практическая часть
Изучить макет входного устройства
Определить тип входного устройства
Перечислить конструктивные элементы макета входного устройства
Составить схему макета входного устройства
1.
2.
3.
4.
Вопросы для контроля
Назначение входных устройств
Конструктивные элементы дозвуковых входных устройств
Конструктивные элементы сверхзвуковых входных устройств
Виды входных устройств
МДК. 01.01 Конструкция авиационных двигателей базового типа и их функциональных
схем
ПРАКТИЧЕСКАЯРАБОТА № 3
Тема: Классификация компрессора, основные конструктивные элементы роторов
компрессора и их соединение.
Цель: На практике изучить классификацию компрессоров, основные конструктивные
элементы роторов компрессора и их соединение.
Теоретическая часть
По направлению движения потока воздуха в проточной части
компрессора:
- осевые компрессоры, у которых направление скорости потока
воздуха в меридиональной плоскости параллельно, или почти параллельно
продольной оси двигателя (рис.3. 6.);
Рис. 3.6. Схема осевого компрессора: 1 – ротор; 2 – входной направляющий аппарат;
3 – направляющий аппарат;
4,5 – статор; G – направление движения воздуха
- центробежные компрессоры, в которых поток направлен по радиусу
(рис. 3.7.);
Рис.3. 7. Схемы центробежных компрессоров:
а – с односторонним входом; б – с двухсторонним входом; 1 – неподвижный
направляющий аппарат; 2 – вращающийся направляющий аппарат; 3 – рабочее колесо;
4 – безлопаточный (щелевой) диффузор; 5 – лопаточный диффузор; 6 – выходное
устройство (сборная улитка); ω – угловая скорость
- диагональные компрессоры, в которых направление скорости
потока воздуха занимает среднее положение между осевыми и
центробежными компрессорами (поз. 2 на рис.3.8,а);
Рис.3. 8. Схемы комбинированных компрессоров:
а – диагонально-осевой; б – осецентробежный; 1 – входной направляющий аппарат; 2 –
диагональное рабочее колесо; 3 – осевой компрессор;
4 – центробежное рабочее
колесо; ω – угловая скорость
- комбинированные компрессоры, которые представляют собой
последовательно соединённые осевые и центробежные компрессоры
(осецентробежные рис.3.8,б.), либо диагональные и осевые (диагонально
осевые) (рис.3.8,а.).
По удельному расходу воздуха, степени повышения давления и КПД
центробежные и диагональные компрессоры значительно проигрывают
осевым, поэтому в современных двигателях применяются в основном
осевые компрессоры. Центробежные компрессоры применяются
на
двигателях малой мощности и во вспомогательных силовых установках
(ВСУ).
В дальнейшем классификационные признаки и конструктивные
элементы будем рассматривать применительно к осевым компрессорам.
2. По отношению скорости потока воздуха к скорости звука в
рассматриваемом сечении проточной части компрессора (числу Маха М)
различают дозвуковые (М<1) и сверхзвуковые (М>1) компрессоры.
3. По числу роторов – однороторные компрессоры (рис.3.1),
двухроторные (рис.3.2) и трехроторные (рис.1.16).
4. По конструктивной схеме ротора:
- компрессор с ротором дискового типа (рис.3.9,б);
- компрессор с ротором барабанного типа (рис.3.9,а);
-компрессор с ротором смешанного (барабанно-дискового) типа
(рис.3.9,в).
Рис. 3.9. Типы роторов осевых компрессоров:
а – барабанный; б – дисковый; в - смешанный
5. По способу профилирования проточной части:
- при постоянном наружном диметре всех рабочих колес и
увеличивающемся среднем диаметре и диаметре втулок (рис.3.10,а);
- при постоянном среднем диаметре рабочих колёс, уменьшающемся
наружном диаметре и увеличивающемся диаметре втулок (рис.3.10,б);
- при постоянном диаметре втулок всех рабочих колёс и
уменьшающемся среднем и наружном диаметрах (рис.3.10,в);
- комбинированные – комбинация из любых трёх выше
рассмотренных схем, например, при постоянном наружном диаметре у
одной части колёс и постоянном диаметре втулок у остальной части
ступеней компрессора (рис.3.10,г).
Рис.3. 10. Способы профилирования проточной части компрессора:
а – при постоянном наружном диаметре всех колес;
б – при постоянном
среднем диаметре всех колес; в – при постоянном диаметре втулок; г – при
комбинации D = const и d = const
В конструктивной схеме компрессоров с постоянным наружным
диаметром (рис.3.10,а) от входа к выходу увеличивается средний диаметр,
следовательно, растет окружная скорость на среднем диаметре, возрастает
напорность ступеней и уменьшается их число, необходимое для получения
требуемого значения степени повышения давления πк. Упрощается
изготовление корпуса компрессора имеющего цилиндрическую форму.
Для данной схемы значение радиальных зазоров между наружным
диаметром рабочих лопаток и корпусом не зависит от осевого смещения
ротора и определяется только деформациями ротора и статора,
обусловленными действием массовых, инерционных сил, тепловыми
нагрузками и точностью изготовления. Однако для данной схемы с
увеличением среднего диаметра снижается высота лопатки, что приводит
к увеличению концевых потерь и снижению КПД ступени.
В компрессоре с постоянным диаметром втулки (рис.3.10,б) от входа
к выходу уменьшается средний диаметр, что позволяет получать более
длинные лопатки последних ступеней, также удобно размещать агрегаты
двигателя, не увеличивая практически, мидель двигателя и упрощается
технология изготовления деталей ротора, имеющих постоянный наружный
диаметр. Однако с уменьшением среднего диаметра снижается напорность
ступеней, что для получения требуемого значения степени повышения
давления πк может привести к увеличению количества ступеней, длины и
массы компрессора. Кроме того, значение радиального зазора между
наружным диаметром лопаток и конической поверхностью корпуса
зависит от осевого смещения ротора, что должно учитываться при выборе
места расположения упорного подшипника при проектировании.
Поскольку, вследствие температурных деформаций и отклонений в
пределах поля допусков размеров деталей при изготовлении и сборке,
происходит осевое смещении ротора и статора, назначаемое при
проектировании значение радиальных зазоров для компрессоров с данной
схемой проточной части больше, чем в компрессорах с проточной частью с
постоянным наружным диаметром.
Конструктивная схема компрессора с постоянным средним
диаметром (рис.3.10,в) занимает промежуточное положение между двумя
рассмотренными выше, и её использование, часто обуславливается
удобством конструктивной компоновки двигателя.
Достоинства и недостатки компрессоров с комбинированной
проточной частью обусловлены достоинствами и недостатками
конструкций его составляющих.
6. По конструкции корпуса (рис.3.11):
- неразъёмный корпус (рис.3.11,а);
- с продольным разъёмом (рис.3.11,в);
- с поперечным разъёмом (разъёмами) (рис.3.11,б);
- с продольным и поперечным разъёмами (рис.3.11,г).
Рис.3.11. Схемы корпусов: а– неразъемный корпус; б – корпус с
поперечными разъемами; в – корпус с продольным разъемом; г –
корпус с продольным и поперечным разъемом
7. По способу устранения помпажа:
- с поворотными лопатками направляющих аппаратов;
- с клапанами перепуска воздуха;
- с клапанами перепуска воздуха и поворотными лопатками
направляющих аппаратов.
1.
2.
3.
4.
Практическая часть
Изучить макет компрессора
Определить тип компрессора
Перечислить конструктивные элементы макета компрессора
Составить схему макета компрессора
1.
2.
3.
4.
5.
Вопросы для контроля
Классификация компрессоров
Основные конструктивные элементы роторов компрессора
Соединения роторов компрессоров
Назначение компрессоров
Устройство компресоров
МДК. 01.01 Конструкция авиационных двигателей базового типа и их функциональных
схем
ПРАКТИЧЕСКАЯРАБОТА № 4
Тема: Основные конструктивные элементы камеры сгорания.
Цель: На практике изучить основные конструктивные элементы камеры сгорания.
Теоретическая часть
Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя является
сложным и ответственным узлом, от степени совершенства которого во
многом зависят основные данные всего двигателя, его экономичность,
надежность и ресурс.
В камере сгорания осуществляется процесс преобразования химической энергии топлива в тепловую, в результате чего температура воздуха в
камере сгорания от значения Тk* за компрессором увеличивается до Тг* (на
входе в турбину). Рабочий процесс в камере сгорания условно можно
разделить на процессы: смесеобразование, воспламенение и горение
топливовоздушной смеси, стабилизация пламени, смешение продуктов
сгорания с вторичным воздухом, охлаждение стенок жаровой трубы.
Основными требованиями, предъявляемыми к камере сгорания, являются:
— устойчивое горение топлива при всех режимах и условиях работы
двигателя. Отсутствие пульсационного горения, срывов, затухания или выброса пламени на малых скоростях и высотах полета самолета и при
переходах с одного режима по оборотам на другой;
— минимальные потери тепла при сжигании топлива. На расчетных
режимах потери тепла не должны составлять больше (1...2) % от
теплотворной способности топлива;
— малые гидравлические потери. Характеризуются коэффициентом
восстановления полного давления σк.с. равного отношению полного
давления на входе в турбину Рг* к полному давлению воздуха за
компрессором Рк* .
σ к.с. =
Рг*
Рк*
Гидравлические потери снижают эффективную степень повышения
давления в двигателе и, следовательно, ухудшают его удельные характеристики. В современных турбореактивных двигателях (ТРД) σк.с. = 0,9...0,94,
a двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД) σк.с. = 0,94.. .0,96;
Минимальные габаритные размеры камер сгорания. Оцениваются величиной теплонапряженности Qv, которая определяется как отношение
количества тепла Q, выделившегося в единицу времени (Дж/с), к объему
жаровой трубы Vж (м3) и давлению в камере сгорания Рк* (Па):
(4.1)
Теплонапряженность камер сгорания современных ГТД составляет
(1...2)103Дж/см3·Па.
Надежность и прочность конструкции, отсутствие трещин, коробления, нагарообразования и других дефектов. Надежное охлаждение
наиболее нагретых частей камеры.
Обеспечение надежности запуска и хорошей приемистости двигателя
как на земле, так и в воздухе. Запуск основных камер сгорания ГТД
должен быть устойчивым до высот полета 6... 10 км.
Обеспечение заданной эпюры распределения температур по длине камеры сгорания, по высоте и окружности, а также стабильность этих
характеристик при изменении режима работы двигателя и длительной
ресурсной наработке.
Минимальный уровень содержания твердых частиц, дымности и токсичных веществ в продуктах сгорания. Твердые частицы (сажистые
отложения) ухудшают нормальный тепловой режим деталей двигателя, а
дымный и токсичный выхлоп приводит к загрязнению атмосферы.
Концентрация токсичных веществ не должна превышать норм,
установленных ИКАО.
Хорошая технологичность, малая металлоемкость, удобство эксплуатационного обслуживания, ремонтопригодность.
4.2. ТИПЫ КАМЕР СГОРАНИЯ И ИХ ОСНОВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ
Камеры сгорания авиационных ГТД по конструктивному
выполнению основных элементов делятся: на трубчатые, трубчатокольцевые и кольцевые.
Трубчатые (индивидуальные) камеры сгорания применяются в основном на двигателях с центробежным компрессором. Схема индивидуальной
камеры сгорания приведена на рис. 4.1.
Каждая камера имеет диффузор 1, жаровую трубу 4 и кожух 5.
Камеры сгорания такой схемы выполняют в виде блока из 6...20 трубчатых
камер сгорания. Жаровые трубы соседних камер сгорания соединяются
между собой при помощи патрубков, это способствует выравниванию
давления, а также переброску пламени между жаровыми трубами при
запуске (уменьшает число воспламенителей). Выходная часть жаровых
труб объединена в общий газосборник с кольцевым выходом на турбину.
Преимущества трубчатой камеры сгорания — небольшой объем, что
упрощает доводочные работы, высокая прочность и хорошее
смесеобразование.
Рис. 4.1. Схема индивидуальной камеры сгорания: 1 — диффузор, 2 —
отверстие соединительного патрубка; 3 — фиксатор жаровой трубы, 4
— жаровая труба, 5 — кожух
Недостатки - большие габариты и масса (12... 15 % от массы двигателя), большие гидравлические потери, трудности с перебросом пламени.
Кроме того, трубчатые камеры сгорания не включены в силовую схему
двигателя и для перехода от цилиндрической формы жаровой трубы к
кольцевому каналу газовой турбины необходим газосборник. В
современных ГТД этот тип камер, ввиду большого количества
недостатков, почти не применяется. Исключение могут составлять ГТД
малой мощности с одиночной камерой сгорания.
В трубчато-кольцевой камере сгорания (рис. 4.2) цилиндрические жаровые трубы 3 устанавливаются внутри кольцевого корпуса,
образованного внутренним 4 и внешним 2 кожухами.
Жаровые трубы соединены между собой патрубками 5, выполняющими те же функции, что и в блоке трубчатых камер сгорания. На выходе из
жаровых труб, на входе в проточную часть турбины, газосборниками
обеспечивается переход от цилиндрического сечения отдельных жаровых
труб к кольцевому каналу.
Достоинства трубчато-кольцевых камер сгорания — хорошая механическая прочность, малые гидравлические потери, небольшой объем
жаровой трубы, меньшая масса и габариты, чем у трубчатых.
Недостатки — трудность с перебросом пламени, потребность в соединительных патрубках, необходимость газосборника.
Рис. 4.2. Схема трубчато-кольцевой камеры сгорания: 1 — диффузор. 2 — наружный
кожух. 3 — жаровая труба. 4 — внутренний кожух. 5 — соединительный патрубок
Кольцевые камеры сгорания (рис. 4.3) имеют кольцевую жаровую
трубу, образованную стенками 3, 4 и зафиксированную в кольцевом
корпусе образованном кожухами 5, 6, фиксаторами 2. Переход кольцевого
канала за компрессором в проточную часть камеры сгорания
осуществляется через диффузор 1.
Рис. 4.3. Схема кольцевой камеры сгорания: 1 — диффузор. 2 — фиксатор жаровой
трубы. 3 — наружная стенка жаровой трубы. 4 — внутренняя стенка жаровой
трубы; 5 — наружный кожух. 6 — внутренний кожух
Достоинства кольцевых камер сгорания — минимальная длина и
масса (6...8 % от массы двигателя), небольшие гидравлические потери,
быстрое распространение пламени (хороший запуск), малая лобовая
площадь двигателя.
Недостатки — большие напряжения во внешней обечайке жаровой
трубы, трудности смесеобразования и обеспечения стабильного поля
температур на выходе, большие расходы воздуха при отработке.
В современных ГТД применяются, как правило, кольцевые и
трубчато-кольцевые камеры сгорания.
По направлению движения воздуха и газовой смеси по жаровой трубе
камеры сгораний делятся: на прямоточные, противоточные и радиальные с
вращающейся форсункой (см. рис.4.4).
Рис. 4.4 Схемы камер
сгорания: а — прямоточная;
6 —
противоточная;
в — с
вращающейся
форсункой
Камеры сгорания с противоточным и радиальным направлением движения газов
в жаровой трубе применяются в основном в малоразмерных ГТД с центробежным
компрессором и вспомогательных силовых установках. Основное преимущество таких
схем — компактность двигателя и снижение осевых размеров двигателя.
Принципиальная схема камеры сгорания (рис.4.5) включает в себя зону
подготовки смеси, зону горения и зону смешения.
В первичной зоне для обеспечения полноты горения коэффициент избытка
воздуха должен быть в пределах 1...1,4, что составляет примерно (40...60) % от
расхода воздуха через камеру сгорания.
На выходе из вторичной зоны, на входе в сопловой аппарат турбины, для
обеспечения допустимой температуры Тг* коэффициент избытка воздуха α = (3,8...4,5).
Камера сгорания состоит из диффузора 2, где скорость воздуха после
компрессора снижается до 40-60 м/с, топливной форсунки 1, обеспечивающей подачу
необходимого количества топлива и его распыл, жаровой трубы 5, внутреннего и
внешнего кожухов 6 и 8. Для подачи первичного воздуха 3 в зону подготовки смеси и
горения установлены стабилизаторы пламени, обеспечивающие противотоки (см. рис.
4.5).
Рис. 4. 5. Принципиальная схема камеры сгорания: I — топливная форсунка; 2 — диффузор; 3 —
первичный воздух; 4 — фиксатор жаровой трубы; 5 — жаровая груба; 6 — наружный кожух; 7 —
вторичный воздух; 8 — внутренний кожух; 9 — лопатка соплового аппарата турбины
Ввод вторичного воздуха 7 в зону смешения осуществляется так, чтобы
максимально обеспечить равномерность температурного поля газов по высоте
жаровой трубы, и заданное распределение по длине камеры сгорания. Для
предотвращения стенок жаровой трубы от прогара внешняя поверхность стенки
охлаждается конвективно за счет вторичного воздуха, а внутренняя стенка —
пленочным охлаждением за счет подачи вторичного воздуха через специальные
отверстия или щели в стенках жаровой трубы.
Фиксация жаровой трубы в корпусе камеры сгорания «обеспечивается со
стороны зоны подготовки смеси форсунками и радиальными штифтами 4, а со
стороны соплового аппарата 9 обеспечивается только радиальная фиксация стенок
жаровой трубы по скользящей посадке. Такая схема крепления жаровой трубы
обеспечивает ее надежную фиксацию относительно корпуса и исключает
возникновение напряжений при температурных деформациях из-за разного нагрева
стенок жаровой трубы и стенок камеры сгорания.
Диффузоры
Диффузоры в камерах сгорания предназначены для снижения скорости потока
воздуха на входе в жаровую трубу и преобразования кинетической энергии в
статическое давление при минимальных гидравлических потерях.
Рис. 4.6. Диффузоры камер сгорания: а — безотрывной; б — с короткой безотрывной частью и
регламентированным срывом потока по внутренней и наружной стенкам; в — с кольцевым
конусным разделителем потока; г — с разделителем потока воздуха за компрессором и
внезапным расширением
Наиболее полно этим требованиям отвечает профилированный изоградиентный
безотрывной диффузор (рис. 4.6, а) Однако при минимальных потерях эти диффузоры
имеют большую длину, что ограничивает их применение.
Наибольшее распространение получили диффузоры с короткой безотрывной
частью и внезапным расширением, регламентирующим срыв потока (рис. 4.6, б). В
таком диффузоре обеспечивается стабильность течения и поля скоростей потока по
сечению, а потери увеличиваются незначительно по сравнению с безотрывным
диффузором, однако длина диффузора существенно сокращается.
В камерах сгорания часто используют кольцевые диффузоры с конусным
разделителем потока, соединенного с головной частью жаровой трубы (рис. 4.6, в) или
с конусным разделителем потока за компрессором и внезапным расширением (рис.
4.6, г).
Соединение конуса разделителя с корпусом диффузора осуществляется при
помощи стоек, это загромождает проходное сечение диффузора, увеличивает потери и
неравномерность поля скоростей на входе в камеру сгорания. Для снижения потерь
давления стойки выполняют обтекаемой формы, полыми и в них размещают
трубопроводы (корпуса) топливных форсунок.
1.
2.
3.
4.
Практическая часть
Изучить макет камеры сгорания
Определить тип камеры сгорания
Перечислить конструктивные элементы макета камеры сгорания
Составить схему макета камеры сгорания
Вопросы для контроля
1. Конструктивные элементы камер сгорания
2. Типы камер сгорания
3. Назначение конструктивные элементы камер сгорания
МДК. 01.01 Конструкция авиационных двигателей базового типа и их функциональных схем
ПРАКТИЧЕСКАЯРАБОТА № 5
Тема: Конструктивные элементы газовых турбин.
Цель: На практике изучить конструктивные элементы газовых турбин.
Теоретическая часть
Конструкция элементов ротора, способы соединения их между собой, материал и технология их
изготовления должны обеспечивать выполнение основных технико-экономических требований,
предъявляемых к турбинам.
Основными элементами роторов являются диски ступеней с лопатками, валы, цапфы,
промежуточные кольцевые проставки, соединительные узлы, детали и др.
В ГТ авиационных ГТД в основном применяются роторы дискового и барабанно-дискового
типа. В зависимости от способа соединения диска с валом и дисков между собой роторы делятся на
разборные и неразборные. Неразборные роторы обладают большей изгибной жесткостью,
стабильностью дисбаланса в процессе эксплуатации, более просты и технологичны в изготовлении.
Однако при этом (при числе ступеней больше одной) усложняется технология сборки и разборки,
появляется необходимость в продольном разъеме корпуса (нарушается симметрия температурных
деформаций), поэтому в основном роторы ГТ разборные.
Способы соединения дисков между собой и с валом многообразны и определяются в
основном конструктивными и технологическими факторами: число ступеней турбины, число валов,
величиной внешних нагрузок, способом охлаждения деталей турбины, условиями сборки и
разборки узла турбины, преемственностью освоенной в технологии элементов крепления и т.д. К
соединениям элементов ротора предъявляются следующие требования:
- надёжная передача нагрузок действующих на ротор (рис.5.1): oт крутящего момента М кр ;
изгибающих усилий от массы дисков с лопатками G; изгибающих инерционных сил масс ротора,
возникающих при эволюциях самолёта PJ; гироскопических моментов, изгибающий вал
турбины М г ; растягивающих осевых усилий, возникающих на лопаточном венце турбины и на
боковых поверхности дисков Ро; неуравновешенной радиальной силы Рц;
- не раскрытие стыков при действии нагрузок;
Рис.5.1. Нагрузки, действующие на узел соединения диска турбины
с валом: 1 - фланец вала; 2 - диск турбины; 3 - болт; 4 – бурт
- сохранение за весь период эксплуатации (до ремонта) допустимой величины дисбаланса в
условиях повышенных и переменных температур нагрева соединяемых деталей;
- сохранение соосности при обеспечении минимальных зазоров элементах проточной части и
уплотнениях;
- технологичность и простота разборки и сборки при ремонтах;
сохранение
за
весь
период
эксплуатации
постоянства
изгибной
жесткости.
Для снижения массы и повышения надежности и ресурса ротора выполняются неразборными
(рис.5.2).
Рис.5.2 Неразборные соединения диска с валом турбин: а - диск с валом выполнены за одно целое; б
- вал приварен к фланцу на диске; в - вал соединен сваркой по полотну диска
Ротор (рис.5.2,а) выполнен цельным, из поковки, обладает необходимой жестксостью в месте
перехода от диска к валу. В схеме отсутствуют крепежные элементы. Однако при этом вал и диск
выполнены из одного материала, что удорожает производство.
В роторе (рис.5.2,б) вал выполнен из малолегированной стали и приварен к диску,
изготовленному из жаропрочной стали, а в роторе (рис.5.2, в) сварка выполнена по полотну диска.
К числу неразъёмных соединений относятся и фланцевые соединения с гладкими
радиальными штифтами (рис.5.3).
Рис.5.3. Соединение деталей ротора радиальными штифтами: а - с центровкой по одной посадочной
поверхности; б - вильчатый вариант соединения; в - соединение трех деталей в одном узле
Центрирование соединяемых деталей осуществляется по цилиндрическим пояскам диаметра
D (см. рис.5.3,а). Соединение деталей
на диаметре D выполняется с натягом, величина которого определяется из условия нераскрытия
стыка при всех режимах работы двигателя (учитывается разность температур соединяемых деталей,
изменение числа оборотов ротора, различие в коэффициентах линейного расширения, различие в
прогреве и охлаждении и др.).
Радиальные штифты ставятся с натягом 0,01.-0,04 мм в совместно обработанные
радиальные отверстия соединяемых деталей. Для исключения радиального смешения штифтов края
отверстий закерниваются (завальцовываются) (рис.5.3,б), по наружному диаметру устанавливается
охватывающая деталь (рис.5.3,а) или стопорятся специальными болтами (рис.5.3, в). Передача
крутящего момента и осевой силы в этом соединении осуществляется за счёт сил трения и работы
штифтов на срез.
Наиболее простыми разборными соединениями роторов турбин являются фланцевые
соединения при помощи черновых болтов(рис.5.4,а), призонных болтов (рис.5.4,в), шпилек
(рис.5.4,б).
В этих соединениях передача крутящего момента осуществляется как за счет сил трения по
поверхности контакта, так и за счёт работы на срез призонных втулок или болтов.
При передаче крутящего момента силами трения, торцовые сопрягаемые поверхности
размещают на большем радиусе и увеличивают поверхность контакта, что снижает необходимое
усилие предварительной затяжки болтов.
Под головки винтов могут устанавливаться сферические шайбы (рис.5.4,а), которые снижают
напряжения от изгибающего момента при перекосе осей винтов и отверстий. Отверстия под болты,
особенно в полотне диска, снижают его прочность, что приводит к увеличению толщины диска или
выполнению в месте расположения отверстий утолщений. Центрирование соединяемых деталей
производится по центрирующим пояскам, по которым создается натяг (рис.5.4, а), призонными
втулками (рис.5.4, б) или призонными болтами (рис.5.4, в).
Для устранения ослабления диска отверстиями на нем выполняется фланец, по которому
осуществляется его стыковка, а для приближения опоры к центру тяжести консольных дисков
фланец вала делают фасонным (рис.5.4, в). Недостатки таких соединений: большой отвод тепла с
диска на вал, ослабление дисков отверстиями, ослабление стыка при вытяжке болтов, большие
напряжения среза на призонных втулках и болтах.
Более сложны фланцевые соединения элементов роторов, в которых крутящий момент
передается эвольвентными радиальными шлицами, а осевое усилие - работающими на растяжение
болтами (Рис.5.5,а).
Центрирование деталей осуществляется по цилиндрическому буртику с натягом.
Соединения дисков с валом при помощи шлиц могут выполняться с центровкой по конусам
(рис.5.5, б), по цилиндрическим буртикам и кольцам (рис.5.5, в).
Рис.5.4 Фланцевые соединения дисков с валом и между собой: а - с помощью винтов; б - призонных
втулок и шпилек; в - призонных болтов; 1 –наружный вал; 2 - внутренний вал; 3 - диски; 4 призонный болт; 5 –болт; 6 – шпилька; 7- призонная втулка; 8- шайба сферическая; 9- фланец вала
Применяются и фланцевые соединения дисков торцовыми шлицами и стягивающим
центральным болтом (рис.5.5,д) или равномерно расположенными болтами, проходящими через
полотно диска (рис.5.5, г). Такое соединение обеспечивает центрирование дисков как в холодном,
так и горячем состояниях, но стяжные болты нагружены большим осевыми усилиями как
предварительной затяжки, так и от передаваемого крутящего момента и термических расширений.
д
Рис.5.5 Крепление дисков с валом и между собой с помощью: а - радиальных шлиц, с
центровкой по цилиндрическому бурту; б - радиальных шлиц и центровкой по конусам; в -
радиальных шлиц и центровкой по цилиндрическому кольцу; г- торцовых шлиц и равномерно
расположенных болтов; д- торцовых шлиц и центрального стяжного болта; 1 - диск; 2 - вал; 3 конические втулки; 4 - гайка;
5 – цилиндрическая шлицевая втулка вала; 6- стяжной болт;
7- втулка
С целью снижения усилий от температурных расширений фланцы цапф выполняют фасонными
(рис.5.4,в) или под головки болтов устанавливают пружинные шайбы (рис.5.6).
Рис.5.6.Снижение продольной жесткости в соединении деталей роторов
Рис.5.7. Соединение деталей роторов осевыми штифтами: 1, 2- рабочие колеса турбины ВД; 3,5, рабочие колеса турбины НД; 4- вал турбины НД; 6- штифт; 7- болт призонный; 8 – вал турбины ВД; 9 –
резьбовая втулка; 10,11 - опоры валов роторов НД и ВД
В настоящее время применяется соединение элементов ротора турбины осевыми штифтами с
центровкой по цилиндрическим пояскам и стяжкой соединяемых деталей резьбовыми втулками или
болтами (рис.5.7). При таком соединении обеспечивается надежная передача крутящего момента
работой штифтов на срез и центровка деталей, конструкция проста в производстве и сборке.
Рассмотренные конструктивные схемы не исчерпывают всего многообразия возможных
конструктивных решений соединения деталей роторов газовых турбин в конкретных газотурбинных
двигателях.
Практическая часть
1.
2.
3.
4.
Изучить макеты газовых турбин
Определить типы газовых турбин
Перечислить конструктивные элементы макетов газовых турбин
Составить схемы макетов газовых турбин
Вопросы для контроля
1. Конструктивные элементы газовых турбин
2. Типы газовых турбин
3. Назначение газовых турбин
4.
МДК. 01.01 Конструкция авиационных двигателей базового типа и их функциональных схем
ПРАКТИЧЕСКАЯРАБОТА № 6
Тема: Температура деталей газовых турбин.
Цель: На практике изучить температуру деталей газовых турбин.
Теоретическая часть
Системы охлаждения лопаток отводом тепла в диск позволяют понизить
температуру, у ее основания, всего на 50...80 К, поэтому в основном в современных
двигателях на первых и вторых ступенях турбин применяются охлаждаемые сопловые
и рабочие лопатки. К системам охлаждения лопаток предъявляются требования:
1. Достаточная эффективность, определяемая отношением использованного
хладоресурса к располагаемому:
Q = (T Г∗ − Tл ) (TВ − Т л ) ,
где Тг* - температура газа на входе в турбину; Тл – температура стенки лопатки;
Тв* - температура охлаждающего воздуха. Чем больше Q, тем эффективнее охлаждение
Q = 0,4...0,65.
2.Стабильность и надежность охлаждения за все время ресурса.
3.Минимальные
градиенты
температуры
по
профилю
лопатки.
Желательно иметь ∆Т л < 25 К, Чтобы уменьшить термические напряжения, особенно на
переходных режимах.
4.Минимальное количество воздуха на охлаждение лопаток.
5.Использовать
воздух
на
охлаждение
с
минимально
возможной
температурой (больший хладоресурс). Снизить Т В , можно двумя способами:
а)
размещением во втором контуре ТРДД теплообменника (уменьшение
Тв, может составить до 130К);
б)
подкруткой
воздуха
в
специальных
турбинных
решетках,
устанавливаемых перед входными каналами корневых частей лопаток (рис.5.35).
Снижение температуры воздуха обусловлено осевым безударным входом газа и
составляет 40 … 60 К.
6. Минимальные потери воздуха при транспортировке.
В ГТД для охлаждения лопаток применяются в основном три способа
охлаждения: конвективное, заградительное, (пленочное) и конвективно- пленочное.
Конвективное охлаждение - отбор тепла с поверхности лопатки в охлаждающий
воздух, проходящий внутри тела лопатки по специальным каналам. Движение воздуха
внутри тела лопатки может быть прямоточным (радиальным) и петлевым
(рис.5.10,а,б).
Рис.5.10 Конструктивные схемы лопаток с конвективным охлаждением:
а- радиальное движение воздуха; б–петлевое движение воздуха
Эффективность снижения температуры по радиусу и хорде лопатки определяется в основном расходом охлаждающего воздуха, количеством отверстий, их
диаметром и схемой движения воздуха по каналам. Радиальное движение
охлаждающего воздуха приводит к большему уровню охлаждения лопатки по высоте
(рис.5.10,а), однако у лопатки с петлевым движением охлаждающего воздуха
меньший градиент температуры по хорде лопатки (рис.5.10,б).
Для повышения эффективности охлаждения необходимо:
увеличить
скорость
течения
по
каналам
охлаждающего
воз
духа;
- увеличить охлаждаемую площадь лопатки;
турбулизировать
поток
охлаждающего
воздуха,
чтобы
весь
его объем участвовал в охлаждении.
Конструктивные решения рабочих лопаток с конвективным охлаждением и
радиальным движением воздуха приведены на рис. 5.11.
Рис.5.11. Конструкция рабочих лопаток турбины двигателя Д30-КУ: а– первой ступени; бвторой ступени; 1- зазор радиальный; 2 – перо лопатки; 3,4 – перемычки; 5- ножка лопатки; 6 –
замок пластинчатый;
7 – диск; 8 – канал подвода воздуха; 9 - дефлектор;
10 -каналы
радиальные
Для увеличения теплоотдачи от пера 2 лопатки в воздух, в канале, в шахматном
порядке, расположены цилиндрические штырьки 3 (интенсификаторы охлаждения),
отлитые заодно с лопаткой (рис.5.11,а). Кроме того, выполнен ряд удлинённых
штырьков 4, обеспечивающих направленную подачу воздуха к входной и выходной
кромкам пера. Воздух поступает в полость 5 замковой части лопатки из кольцевых
полостей, образованных дефлекторами 9 и дисками 7, через отверстия 8 в диске 7 и
пластинчатом замке 6. В лопатке (рис.5. 11,6) движение воздуха радиальное по шести
продольным каналам круглого сечения 10, проходящим через замковую часть лопатки,
перо и бандаж. Пройдя через лопатку, воздух сбрасывается в кольцевую полость 1.
Отверстия в цилиндрической части пластинчатого замка 6 выполняют роль жиклеров
с определенным гидросопротивлением, задающими расход воздуха через лопатку.
Постановка жиклеров на входе в лопатку позволяет сохранить постоянным расход
через все лопатки при выходе из строя одной. Например, при прогаре лопатки расход
через неё охлаждающего воздуха изменится незначительно, так как определяется в
основном сопротивлением жиклера.
Конструктивные схемы охлаждаемых лопаток с петлевым многоканальным
движением воздуха (рис.5.12) позволили более эффективно охлаждать входную
кромку, снизить градиенты температуры, как по высоте, так и по хорде и уменьшить
расход воздуха на охлаждение.
Рис. 5.12 .0хлаждаемые лопатки многоканальной конструктивной схемы: а,б – радиальное
движение воздуха; в – радиально поперечное движение воздуха
Еще большая эффективность конвективного охлаждения у лопаток со вставными
дефлекторами (рис.5.13). Дефлектор 7, выполняется из тонкого листового материала и
устанавливается во внутреннюю полость лопатки до упора 8 в заплечики. Oт
перемещений в поперечном направлении внутри лопатки, дефлектор 7 удерживается
упорами 5. Воздух из подводящей полости замковой части поступает внутрь
дефлектора и через отверстия 4 распределяется по поверхности лопатки. Расположение
отверстий и их размеры определяются из условия охлаждения поверхности лопатки с
максимальной температурой. Пройдя по каналу между дефлектором и лопаткой,
воздух сбрасывается в проточную часть двигателя через отверстия 6 в выходной
кромке, а часть воздуха - через отверстия 1 в радиальный зазор. Расстоянием между
стенкой лопатки и дефлектором обеспечивается требуемая скорость движения
воздуха, а перемычками 3 и штырьками 9 осуществляется интенсификация
охлаждения.
Рис.5.13.Охлаждаемые дефлекторные лопатки: а - лопатка конструкции С.К. Туманского; б двигатель ТРДЦ JT9D-7; 1-отверстия в дефлекторе и лопатке; 2-оребрение передней кромки; 3перемычки; 4-отверстия по высоте дефлектора; 5-поперечные упоры; 6-выходной канал; 7дефлектор; 8-радиальный упор; 9-штырьки
При заградительном (пленочном) охлаждении (рис.5.14) воздух из внутренней
полости лопатки через ряд мелких отверстий вдувается в пограничный слой газа у
лопатки, создавая защитный слой между поверхностью лопатки и горячим газом
(рис.5.14, а). Постепенно холодный слой размывается потоком горячего газа, и для
надежного охлаждения требуется выполнить новый ряд отверстий для подвода
холодного воздуха. Наличие большого числа отверстий на поверхности лопатки
снижает её прочность, поэтому на практике широко применяются схемы конвективнопленочного охлаждения лопатки в которых для охлаждения входной и выходной
кромок применяется пленочное охлаждение, а средней части лопатки - конвективное.
Перспективными считаются лопатки с пористым (проникающим) охлаждением
(рис.5.14, б). Лопатка состоит из несущего стержня 4 и оболочки 2, выполненной из
пористого материала. В несущем стержне выполнены каналы 1 и дозирующие
отверстия 3 подвода воздуха из полости 5 в узле соединения с диском.
б
Рис.5.14. Конструктивные схемы охлаждаемых лопаток: а- с конвективно-пленочным
охлаждением; б- с пористым охлаждением; 1 – радиальные каналы; 2 – пористая оболочка;
3–
дозирующие отверстия; 4 – несущий стержень лопатки; 5- полость в хвостовике лопатки
Пористая оболочка представляет собой проницаемый материал с
многочисленными микроотверстиями. Проходя через микроотверстия, воздух
отбирает тепло от лопатки за счет конвекции и создает над поверхностью лопатки
защитный слой воздуха (пленочное охлаждение). Экспериментальные образцы
лопаток с пористым охлаждением показали высокую эффективность, однако для
широкого практического применения данного способа охлаждения лопатки
необходимо решить ряд задач. Во-первых, выполнение и поддержание за весь
ресурс работы размеров микроотверстий оболочки, во-вторых, изготовление самой
оболочки и её соединение с несущим стержнем, обеспечивающим требуемые
прочностные характеристики.
Практическая часть
1.
2.
3.
4.
Изучить раздаточный материал
Определить температуры различных газовых турбин.
Определить температуры газовых турбин в различных режимах работы
Сформулировать вывод
Вопросы для контроля
1. Тепловые процессы в газовых турбинах
2.
МДК. 01.01 Конструкция авиационных двигателей базового типа и их функциональных схем
ПРАКТИЧЕСКАЯРАБОТА № 7
Тема: Кинематическая схема двигателя и привод агрегата
Цель: На практике изучить кинематические схемы двигателей и приводов агрегата
Теоретическая часть
Основными элементами такого двигателя являются следующие (рис. 1.1):
Компрессор. Повышает давление воздуха, поступающего из входного устройства, и
1.
проталкивает его далее по тракту двигателя. Давление повышается в компрессоре в 8...10 раз и
более.
2.
Камера сгорания. В ней воздух смешивается с топливом, смесь воспламеняется,
сгорает и на выходе из нее температура газадостигает в ТРД 1100...1300оС (1400...1600 К).
Рис. 1.1. Схема одноконтурного
турбореактивного двигателя (ТРД)
Рис. 1.2. Схема одноконтурного
турбореактивного двигателя
с форсажем (ТРДФ)
3.
Турбина. Предназначена для вращения ротора компрессора, установленного с ней на
одном валу. Горячие газы, выходящие из камеры сгорания, обладают гораздо большим запасом
энергии, чем сравнительно холодный воздух за компрессором. При расширении в турбине он
способен в большой мере отдавать эту энергию. Поэтому давление газа понижается в турбине в
значительно меньшей мере, чем оно повышалось в компрессоре. В результате за турбиной давление
существенно превышает атмосферное давление.
Реактивное сопло. В нем за счет падения давления до атмосферного происходит
4.
значительное ускорение выходящего из турбины потока газа и выбрасывание реактивной струи с
большой скоростью в направлении, противоположном направлению полета. В результате
выбрасывания этой струи на двигатель действует сила отдачи, направленная по полету, т.е. сила
тяги.
5.
В рабочем процессе двигателя участвует также входное
устройство (воздухозаборник). Он служит для забора воздуха из атмосферы и подвода его к
двигателю ( в полете в нем может происходить также повышение давления воздуха).
Воздухозаборник может быть рассчитан как на дозвуковые, так и на сверхзвуковые скорости полета.
Так как в большинстве случаев воздухозаборник является частью конструкции самолета, он обычно
не показывается на схемах двигателей.
Турбореактивный двигатель с форсажом (трдф)
Его схема отличается от схемы ТРД тем, что за турбиной установлена форсажная камера (рис.
1.2). В ней за счет дополнительного сжигания топлива температура газа повышается примерно до
2000 К. Это позволяет увеличить скорость реактивной струи на 30-40 % при незначительном
увеличении массы двигателя, так как форсажная камера представляет собой тонкостенный канал.
Поэтому тяга увеличивается, но при значительном ухудшении экономичности.
На сверхзвуковых скоростях полета включение форсажной камеры дает весьма большой
прирост тяги. Поэтому такие двигатели применяются на самолетах, рассчитанных на сверхзвуковые
скорости полета: МиГ-21, МиГ-23, МиГ-27, Су-17, Су-24, Ту-144 и др.
Двухконтурный турбореактивный двигатель без смешения потоков (трдд)
Это основной тип двигателей, применяемых в настоящее время на многих пассажирских
лайнерах, транспортных и военно-транспортных самолетах. Первое авторское свидетельство на
ТРДД было получено будущим академиком Архипом Михайловичем Люлька еще в 30-х годах ХХ
века.
Рис. 1.3. Схема двухконтурного
турбореактивного двигателя без
смешения потоков (ТРДД)
Рис. 1.4. Схема двухконтурного
турбореактивного двигателя со
смешением потоков (ТРДДсм)
Поступающий в двигатель воздух разделяется на 2 части (рис. 1.3). Одна часть поступает за
компрессором, как и в ТРД, в камеру сгорания, в турбину и сопло. Это – так
называемый внутреннийконтур. Вторая же часть, пройдя только несколько первых ступеней
компрессора, поступает далее внаружныйконтур, канал которого заканчивается вторым соплом
(кольцевым). При том же расходе топлива, как в ТРД, тяга двигателя получается большей за счет
увеличения отбрасываемой соплами массы воздуха и газа. Это делает такой двигатель значительно
более экономичным, чем ТРД (на дозвуковых скоростях полёта). По такой схеме выполнены,
например, двигатели Д-18Т, установленные на самолете Ан-124 «Руслан», а также проектируемый
двигатель ПД-14.
Группу первых степеней компрессора, нагнетающих воздух и во внутренний и во внешний
контур, часто называют вентилятором.
1.
2.
3.
4.
Практическая часть
Изучить макет двигателя и привод агрегата
Определить кинематическую схему двигателя и привод агрегата
Перечислить конструктивные элементы двигателя и привод агрегата
Составить схему двигателя и привод агрегата
Вопросы для контроля
1.
2.
3.
4.
Типы двигателей
Типы привод агрегатов
Назначение привод агрегата
Варианты кинематических схем двигателей и приводов агрегата
МДК. 01.01 Конструкция авиационных двигателей базового типа и их функциональных схем
ПРАКТИЧЕСКАЯРАБОТА № 8
Тема: Система охлаждения
Цель: На практике изучить системы охлаждения
Теоретическая часть
Целью охлаждения элементов конструкции турбины является:
- поддержание в заданных пределах температуры деталей, обеспечивающей их
длительную механическую прочность;
- повышение ресурса двигателя;
- замена дорогостоящих материалов на основе никеля, кобальта, хрома и т.д.
более дешевыми материалами;
- снижение градиентов температур по объему деталей, для уменьшения
термических напряжений;
- обеспечение возможности повышения температуры газов перед турбиной;
- уменьшение и поддержание радиальных зазоров обеспечивающих повышение
КПД.
Система охлаждения должна отвечать следующим требованиям:
- обладать высокой эффективностью - малым расходом охладителя, небольшими
затратами мощности, малыми потерями тепла цикла, высоким КПД турбины;
- существенно не усложнять конструкцию, технологию изготовления, ремонта и
обслуживания; иметь малые габариты, массу и стоимость;
-высокую надежность.
В современных высокотемпературных турбинах охлаждение элементов
осуществляется сжатым воздухом из компрессора по открытой схеме, при которой
используемый для охлаждения воздух выбрасывается в проточную часть двигателя. В
некоторых двигателях (АИ-24, НК-12..,) охлаждение корпуса турбины осуществляется
набегающим потоком атмосферного воздуха.
В турбине могут охлаждаться сопловые и рабочие лопатки, диски, корпусные
детали, опоры и элементы конструкций опор, силовых связей трубопроводов
маслосистем и др.
При уровне температуры газа перед турбиной Т Г∗ = 1600...1700К суммарная
величина расхода воздуха на охлаждения может составлять 0,1...0,15 от расхода
воздуха через двигатель. При этом, чтобы обеспечить температуру лопаток не выше
1100...1300К, на охлаждение рабочих лопаток первой ступени тратится 0,025-0,035,
соплового аппарата первой ступени - 0,06... 0,09, лопаток рабочего колеса второй
ступени - 0,01...0,03, СА второй ступени до 0,02 и дисков до 0,01 всего расхода
воздуха через двигатель.
Увеличение количества охлаждающего воздуха положительно сказывается на
долговечности газовых турбин, однако при этом происходит значительное снижение
КПД турбин. Например, на одном из отечественных двигателей планировалось
получить расчётные параметры при Тг* = 1550К, η Т = 90,5%, Gохл = 6%. Однако в
процессе доводки двигателя было получено η Т = 0,82...0,84, что привело к
необходимости увеличить температуру до Т Г∗ = 1620К и расхода воздуха на её
охлаждения до Gохл = (12...13)%.
Поэтому считается, что примерно 30% прироста температуры газа перед
турбиной является "паразитным", так как идет на компенсацию падения КПД турбины
из-за необходимости увеличения расхода воздуха на её охлаждение.
Следовательно, существует оптимальное соотношение между потребной
температурой газов перед турбиной (Т Г∗ )ОПТ и расходом воздуха на её охлаждение
(Gохл )опт при существующей эффективности использования охлаждающего воздуха.
Повышение температуры свыше (Т Г∗ )ОПТ при данной схеме охлаждения будет только
ухудшать параметры двигателя.
Эффективность охлаждения осложняется тем, что воздух за компрессором
имеет высокую температуру, возрастая с увеличением степени повышения давления в
компрессоре π к . Так у двигателей с π к =15, 25, 30 температура воздуха за
компрессором соответственно составляет ТВ* = 625, 815, 900К (Н=0, ТН=293К). Для
снижения ТВ* разрабатываются перспективные двигатели с теплообменниками,
расположенными во втором контуре ТРДД. Однако при этом усложняется
конструкция двигателя и увеличиваются гидравлические потери в проточной части
второго контура.
В системах подвода воздуха для охлаждения рабочих лопаток воздух к диску
подводится под некоторым углом и при торможении несколько подогревается. При
окружных скоростях вращения 350 м/с нагрев может составлять более 50К. Для
снижения величины подогрева применяются специальные конструктивные
мероприятия, например, обеспечивается закрутка воздуха для его безударного входа
без торможения. При этом за счет снижения температуры охлаждающего воздуха
улучшается теплосъем с лопатки либо уменьшается количество воздуха на
охлаждение.
Конструктивные решения по обеспечению безударного входа воздуха в полость
диска приведены на рис. 5.35.
Рис. 5.35. Схемы подвода воздуха для охлаждения рабочих лопаток
Эффективность снижения температуры за счет безударного входа в полость
вращающегося диска может составить 70…80К. Борьба с перегревом опор
расположенных в зоне действия горячих газов, осуществляется с помощью
экранирования теплозащитными кожухами, продувкой охлаждающего воздуха стыков
вала с дисками, посадочных мест подшипников, снижением площадей контакта
подшипников с корпусом и валом, уменьшением объема масляных полостей,
теплоизоляцией полостей и др.
Конструктивное решение защиты опоры от действия горячих газов приведено на
рис. 5.36.
Рис.5.36. Охлаждение элементов газовой турбины и задней опоры: 1- атмосферный воздух; 2кольцевой воздухозаборник; 3 , 4 – каналы для прохода воздуха; 5 - подшипник роликовый; 6отверстия; 7- полость суфлирования; 8- полость вторичного потока; 9,10,11,12 – отверстия и
кольцевые зазоры для прохода воздуха на охлаждение
Тем не менее при температурах гага на входе в турбину
температуры элементов опор могут составлять:
Т Г∗
= 1650К
- масла на выходе из полости опор (453…473)К;
- колец подшипников (453…513)К;
- корпуса масляной полости (473…673)К;
- масляных трубопроводов (473…513)К.
1.
2.
3.
4.
Практическая часть
Изучить раздаточный материал
Определить составные элементы предложенных схем охлаждения
Классифицировать предложенные схемы охлаждения
Сформулировать вывод о наиболее термонагруженных элементах и эффективности
предложенных схем
Вопросы для контроля
1. Виды систем охлаждения
2. Элементы двигателя нуждающиеся в принудительном охлаждении
МДК. 01.01 Конструкция авиационных двигателей базового типа и их функциональных схем
ПРАКТИЧЕСКАЯРАБОТА № 9
Тема: Система смазки и суфлирования
Цель: На практике изучить система смазки и суфлирования
Теоретическая часть
Надежность работы силовой установки зависит от условий смазки трущихся деталей двигателя и
достаточного отвода тепла от его агрегатов и деталей. Смазка трущихся поверхностей подвижных
соединений необходима для уменьшения трения и износа деталей, предохранения их от коррозии,
отвода тепла, выделяющегося при трении, и т. д. Даже кратковременное прекращение подачи масла
приводит к быстрому перегреву двигателя, разрушению подшипников, заклиниванию ротора ТРД,
обрыву шатунов поршневого двигателя, а иногда и к полному разрушению двигателя.
Масло в силовых установках используется, кроме того, и в качестве рабочей жидкости
различных автоматических устройств: командно-топливных агрегатов, регуляторов оборотов,
механизмов управления воздушными винтами и др.
Маслосистема состоит из бака для размещения необходимого запаса масла, радиатора,
охлаждающего масло, насосов, подающих масло во внутреннюю систему смазки и откачивающих
горячее масло из двигателя через радиатор в бак, сливного крана, термометров, манометров и
трубопроводов.
В современной авиации получили распространение две основные схемы маслосистемы:
одноконтурная
(рис.
116)
и
двухконтурная
(рис. 117). В маслосистеме первой схемы масло циркулирует по схеме бак —двигатель —
радиатор — бак. В маслосистеме второй схемы масло движется по пути двигатель — радиатор —
двигатель, из бака идет только подпитывающая, необходимая для пополнения расхода часть масла.
Одноконтурная маслосистема находит преимущественное применение на самолетах с
реактивными двигателями, а двухконтурная — на самолетах с турбовинтовыми двигателями.
Масляные системы многодвигательных самолетов могут быть раздельными, т. е.
индивидуальными для каждого двигателя, и реже — общими для группы двигателей на правой или
левой части крыла самолета. В последнем случае каждая группа состоит из главного бака, расходных
баков для каждого двигателя в отдельности, радиатора и других агрегатов. Масло под давлением
подается из главного бака в расходные, а оттуда — к двигателю.
Система смазки турбореактивного двигателя значительно проще, чем поршневого или
турбовинтового двигателя, так как у него меньше объектов смазки; прокачка масла через
турбореактивный двигатель в 5—7 раз меньше, чем через поршневой. Поэтому маслобак системы
смазки турбореактивного двигателя имеет значительно меньшие размеры и иногда включается в
конструкцию двигателя; в некоторых случаях такие системы не нуждаются в дополнительном
охлаждении масла с помощью радиатора.
Масляный бак предназначен для размещения запаса масла, необходимого для длительной и
надежной работы двигателя в течение всего многочасового полета. Запас масла берется с учетом
непрерывного расходования его двигателем в результате сгорания и выброса в атмосферу.
Расходуемое масло заменяется свежим из бака.
Масляные баки изготавливаются клепано-сварными или сварными из алюминиевых сплавов,
пригодных для глубокой штамповки.
Кроме металлических маслобаков, изготавливаются клееные баки, выполненные из
керосиноустойчивой резины и слоев капроновой ткани. Часто такие баки помещаются в
металлический контейнер.
Маслобаки устанавливаются обычно в непосредственной близости к двигателю.
Для обеспечения бесперебойной подачи масла в двигатель необходимо полость маслобака
сообщить с атмосферой или поддерживать в баке некоторое избыточное давление. Последнее
необходимо для самолетов, предназначенных для полета на больших высотах.
Системы сообщения баков с атмосферой бывают закрытые, т. е. такие, в которых внутренние
полости двигателей связываются трубопроводами с баками, в свою очередь двигатель сообщен с
атмосферой, и открытые, у которых бак сообщен с атмосферой непосредственно или через
маслосборный (дренажный) бачок.
При закрытой системе уменьшается возможность попадания пыли и атмосферной влаги в бак и
двигатель и в случае перегрева масла или излишнего образования пены уменьшается выброс масла
наружу.
Концы трубок, сообщающих бак или маслосборный бачок с атмосферой, должны выводиться в
местах с высокой температурой: около выпускных труб, радиаторов и т. д., чтобы исключить их
обмерзание.
В ряде случаев в трубопровод, сообщающий полость картера двигателя или бак с атмосферой,
включается маслосборный бачок, исключающий выброс с воздухом частиц (капель) масла. Внутри
маслосборного бачка устанавливается воронка или сетка для лучшего улавливания выбрасываемого
масла. Собранное масло из бачка сливается или откачивается насосом в бак.
Радиаторы предназначены для охлаждения нагретого в двигателе масла. Обычно радиаторы
выполняются сотовыми, подковообразными и реже цилиндрической формы.
Радиаторы изготавливаются из материалов, обладающих высокой теплопроводностью: медных
или латунных труб, образующих соты, и латунных перегородок и обечаек.
Концы трубок разделены по форме шестигранников. Набранные в корпус трубки плотно
прилегают одна к другой только разделанными концами. Разделанные концы трубок спаяны между
собой и впаяны в корпус радиатора. Между трубками образуются каналы, по которым циркулирует
горячее масло. Внутри трубок протекает охлаждающий воздух или топливо, поступающее в
двигатель.
Для входа и выхода масла на радиаторе имеются патрубки. Для увеличения пути потока масла и
теплоотдачи межпатрубное пространство радиатора разделено перегородками на отдельные секции.
Каждая перегородка с одной стороны (вверху или внизу) имеет прямоугольные прорези, через
которые масло попадает из одной секции в другую, проходя последовательно все секции и каждый
раз меняя свое направление.
На современных особенно многодвигательных самолетах для упрощения пользования
маслосистемами в длительном полете применяются автоматические системы, с помощью которых в
заданных пределах поддерживается температура масла.
Практическая часть
1.
2.
3.
4.
Изучить раздаточный материал
Определить составные элементы предложенных схем систем смазки и суфлирования
Классифицировать предложенные схемы система смазки и суфлирования
Сформулировать вывод о эффективности предложенных систем смазки и суфлирования
1.
2.
3.
4.
Вопросы для контроля
Конструктивные элементы систем смазки и суфлирования
Типы систем смазки и суфлирования
Назначение систем смазки и суфлирования
Не6исправности систем смазки и суфлирования
МДК. 01.01 Конструкция авиационных двигателей базового типа и их функциональных схем
ПРАКТИЧЕСКАЯРАБОТА № 10
Тема: Конструктивные элементы обеспечивающие устойчивость роторов.
Цель: На практике изучить конструктивные элементы обеспечивающие устойчивость роторов.
Теоретическая часть
В массе авиационного редуктора масса корпуса составляет значительную часть
(15 ... 18 %) несмотря на применение легких конструкционных материалов (сплавов
алюминия
и
магния). Поэтому при конструировании должна обеспечиваться
потребная жесткость силовых элементов корпуса при минимальной их массе. Из-за
сложной формы корпусы изготовляются литьем и состоят из нескольких секций,
объединенных фланцевыми соединениями со шпильками. Взаимная центровка
секций корпуса осуществляется по цилиндрическим посадочным пояскам или
центрирующими штифтами.
Из-за
недостаточной
твердости
материала корпуса в отверстия под
подшипники опор зубчатых колес запрессовываются стальные тонкостенные втулки.
Посадка втулок определяется из условия сохранения взаимного контакта деталей при
их неодинаковой термической деформации. Толщина стенок корпуса редуктора
и его фланцев невелика. Необходимая прочность и жесткость достигается за счет
применения местных утолщений, бобышек, ребер и силовых перегородок. Наряду с
равномерно распределенными ребрами, подкрепляющими фланцы разъемов корпуса,
используются ребра, назначение которых заключается в восприятии некоторых
локальных нагрузок. Часто такие ребра используются для размещения каналов
системы смазки редуктора. Уплотнение стыков корпуса производится плоскими
паронитовыми прокладками или резиновыми кольцами круглого сечения,
уложенными в канавки фланцев корпуса.
8.5.4. Валы и их опоры
Валы авиационных редукторов составляют значительную долю массы
редукторов. Так, только на валы винтов приходится до 9 ... 16 % массы редукторов.
Валы под действием усилий в зацеплении закрепленных на них зубчатых колес
обычно нагружены крутящим и изгибающим моментами и (в случае конических или
косозубых колес) осевой силой. На валы винтов действуют также гироскопический
момент винта, инерционная нагрузка от массы винта, вызванная наличием перегрузок,
инерционная нагрузка вследствие неуравновешенности и тяга (подъемная сила) винта.
Валы обычно полые, ступенчатые, с фланцами для соединения с винтом или
зубчатыми колесами. Для уменьшения концентрации напряжений в местах изменения
диаметра или толщины вала предусматриваются плавные переходы. Посадочные
поверхности под подшипники и торцы упорных буртов обычно цементируются или
азотируются для сохранения размеров при заменах подшипников. Для увеличения
выносливости валов при изгибе их наружная поверхность подвергается наклепку и
тщательно обрабатывается (Rz < 2,5).
Опорами валов авиационных редукторов являются шариковые и роликовые
подшипники со сплошными сепараторами из бронзы или сплавов алюминия. Опорами
цилиндрических передач с прямым зубом обычно служат роликовые подшипники, а
осевая фиксация обеспечивается упорными буртами на внешней обойме и упорными
шайбами у внутренней обоймы этих подшипников (рис.8.19,а).
Рис. 8.19. Конструкция опор зубчатых колес: а — опоры цилиндрического прямозубого
колеса; б — опоры конического колеса; в - фиксация обойм подшипника гайкой и крышкой;
1 — упорный бурт; 2 — упорная шайба; 3 — зазор;
4 — гайка; 5 - кольцо разрезное;
6 - фланец
В конических передачах опорами колес также являются роликовые подшипники,
а осевая фиксация вала осуществляется упорным шариковым подшипником,
посаженным в гнездо с гарантированным зазором и размещенным в едином
подшипниковом узле с роликовым подшипником (рис.8.19,6).
В этом случае шариковый подшипник воспринимает только осевую нагрузку.
Такое решение позволяет существенно снизить диаметр применяемых подшипников
по сравнению с вариантом использования подшипника.
Внутренние обоймы подшипников устанавливаются на вал с натягом,
соответствующим посадкам п5, п6, т5 и m6. Внешние обоймы в корпус
устанавливаются по посадкам Js6 и К7, обоймы подшипников цилиндрических
прямозубых передач — с меньшим натягом по k6, m6 и Js6, H7, соответственно.
Внутренние обоймы подшипников закрепляются на валу гайкой, а внешние
обоймы — с помощью упругих разрезных колец, специальных крышек, крепящихся к
корпусу подшипника шпильками или винтами (рис.8.19, в).
8.5.5. Применяемые материалы
Корпусы редукторов изготовляются литьем из магниевых (реже алюминиевых)
сплавов, например МЛ5, обладающих хорошими литейными качествами.
Зубчатые колеса изготовляются из цементируемых высококачественных сталей
электрошлакового или вакуумного переплава и подвергаются сложной химикотермической обработке (цементация, закалка, отпуск и т. д.). В результате такой обработки рабочая поверхность зубьев имеет твердость 60 НRСЭ при твердости
сердцевины зуба 31 ... 41 HRCЭ. Наиболее употребляемая сталь 12Х2Н4А, однако при
рабочих температурах, превышающих 170°С, происходит снижение твердости
цементированного слоя в зоне контакта зубьев.
Стали 14ХГСН2МА и 20ХЗМВФА обеспечивают сохранение твердости
цементированного слоя HRCд > 58 до температуры 220... 400 °С и применяются для
изготовления теплонапряженных зубчатых колес.
Азотируемая сталь 38ХМЮА применяется для изготовления большеразмерных
колес внутреннего зацепления планетарных передач. Водило, таких передач,
изготовляется из стали 40ХНМА.
Валы, рессоры изготавливаются из высококачественных легированных сталей
12Х2Н4А, 18ХН2ВА, 40ХН2МА, термообработанных до твердости 32 ... 38 HRCЭ.
1.
2.
3.
4.
Практическая часть
Изучить раздаточный материал
Определить конструктивные элементы обеспечивающие устойчивость роторов.
Классифицировать конструктивные элементы обеспечивающие устойчивость роторов.
Сформулировать вывод о эффективности конструктивных элементов обеспечивающих
устойчивость роторов.
Вопросы для контроля
1. Назначение конструктивных элементов обеспечивающих устойчивость роторов.
2. Типы конструктивных элементов обеспечивающих устойчивость роторов
3. Классификация конструктивных элементов обеспечивающих устойчивость роторов.
.
МДК. 01.01 Конструкция авиационных двигателей базового типа и их функциональных схем
ПРАКТИЧЕСКАЯРАБОТА № 11
Тема: Основные конструктивные схемы редукторов ГТД.
Цель: На практике изучить основные конструктивные схемы редукторов ГТД.
Теоретическая часть
Угловые скорости вращения роторов турбокомпрессоров современных
турбовинтовых двигателей (ТВД), на рабочем режиме, находятся в пределах 600 —
3000 рад/с. Значения оптимальных оборотов ротора определяются из условия
получения заданной мощности в расчетных условиях, при максимальном КПД
двигателя, наименьших габаритах, массе и обеспечении необходимых запасов
прочности деталей двигателя. Число оборотов воздушного винта данного самолета
определяется при подборе винта с учетом мощности ТВД, высоты и скорости полета
самолёта, по характеристикам винта, его геометрическим размерам, допустимым, по
условиям обеспечения прочности, окружным скоростям. Число оборотов винтов ТВД
и турбовальных двигателей (ТВаД) составляет обычно 120…1500 об/мин., (таблица
8.1).
Характеристики по оборотам двигателей и редукторов Таблица 8. 1.
Турбовальный
ТВД
ГТД
Тип и наименование
двигателя
АИ-20 АИ-24 ТВ2-117 Д25-В
Частота вращения ротора турбокомпрессора 12300
15 100 12000
8300
или свободной турбины,
об/мин
Тип и частота враще- Тянущий ТянущийНесущий Несущий
ния винта, об/мин
1100
1246
192
120
Такое несоответствие, числа оборотов ротора турбокомпрессора двигателя и
потребного числа оборотов воздушного винта приводит к необходимости включения в
кинематическую схему двигателя устройств, согласования оборотов винта и ротора.
В качестве такого узла применяется редуктор.
Редуктором двигателя называется понижающая зубчатая передача от ротора на
воздушный винт с целью согласования наивыгоднейших скоростей вращения ротора и
винта.
Степень снижения скорости вращения редуктором оценивается передаточным
числом, т. е. отношением числа оборотов (ведущего) ротора двигателя к числу
оборотов (ведомого) вала винта:
ι=
nД
nВ
,
(8.1)
где nд—число оборотов ротора двигателя; пв — число оборотов вала винта.
Передаточные числа редукторов ТВД находятся в диапазоне от 5 до 17.
Величина, обратная передаточному числу, называется степенью редукции.
Редукторы могут составлять часть конструкции ГТД, а иногда представляют
собой самостоятельную часть силовой установки летательного аппарата, имеют
собственный корпус, узлы крепления, систему смазки и охлаждения и связываются с
двигателем валами (рессорами) (рис.8.1).
В схеме ТВД рис.8.1,а редуктор выполнен непосредственно в корпусе двигателя.
При этом корпус редуктора образует с наружным корпусом двигателя канал входного
устройства компрессора. На рис. 8.1,б показана
схема ТВД с вынесенным редуктором. Редуктор закреплен на двигателе (с
помощью стержневой рамы) и непосредственно в конструкцию двигателя не входит.
Передача мощности с двигателя на винт осуществляется сравнительно длинным
валом (рессорой). Величина выноса редуктора в этом случае определяется условиями
компоновки силовой установки на летательном аппарате. Схема, приведенная на рис.
8.1,в, относится к силовой установке, которая состоит из ГТД со свободной турбиной,
приводящей в движение несущий винт через редуктор, который имеет
самостоятельные узлы крепления в виде стержневой фермы. Редуктор в этой схеме
является самостоятельной частью силовой установки с собственной системой смазки и
охлаждения. Схема
рис.8.1,в применяется в качестве силовой установки в
вертолётных ГТД.
Редукторы можно использовать в конструкции ТРДД, когда одна и та же турбина
приводит в движение компрессор и вентилятор или отдельные
ступени
комбинированного компрессора двигателя, вращающиеся с различной частотой (рис.
8.1,г). В этом случае iред обычно не превышает 3. Редуктор является сложным и
ответственным агрегатом, и его доводка нередко задерживала выход многих ТВД в
серийное производство. Сложные задачи, возникающие при создании редукторов,
связаны с необходимостью при малых габаритах и массе передать на воздушный винт
большие мощности (10000— 15000 л. с.) с минимальными потерями.
Редуктор является источником возникновения крутильных колебаний в ТВД.
Причина возникновения вынуждающей силы обусловлена ошибками шага зубьев
колес редуктора и деформации зубьев при передаче мощности. Это, в свою очередь,
может вызвать колебания лопаток турбин и компрессора, опасные по причине
возможных поломок лопаток и аварии двигателя. Технологическая сложность узла
редуктора удлиняет сроки доводки ТВД по сравнению с ТРД.
Рис.
8.1.
Схемы размещения редукторов: а и б — для ТВД; в — для вертолетного ГТД; г— для ТРДД; 1 —
винт; 2 — редуктор; 3 — двигатель; 4 — вентилятор
8.1. ТРЕБОВАНИЕ К РЕДУКТОРАМ
Редуктор является одним из наиболее сложных и высоконагруженных узлов
двигателя. При проектировании, изготовлении и доводке редуктора встречаются
большие трудности, связанные с выполнением предъявляемых к нему жестких
требований.
Важнейшими требованиями, предъявляемыми к редукторам двигателей,
являются:
- малые диаметральные размеры и масса при большой мощности,
передаваемой редуктором;
- высокий КПД;
- надежность работы в пределах ресурса двигателя, гарантирующая высокую
степень безопасности полета.
Необходимость получения малого диаметра редуктора объясняется тем, что с
уменьшением его увеличивается площадь канала подвода воздуха (при
неизменном диаметре входного устройства), снижаются гидравлические потери и
неравномерность потока на входе в компрессор. Кроме того, диаметр редуктора
определяет минимальное значение диаметра втулки первой ступени компрессора.
Требование получения малой массы редуктора вытекает из важности
снижения массы двигателя в целом. Масса редуктора составляет 20—30% от
массы двигателя.
По статистическим данным масса редуктора составляет
Mр = (0,05 … 0,1) Nе, кг,
где Nе - мощность, передаваемая редуктором, л.с.
Требование обеспечения высокого КПД редуктора диктуется не столько
соображениями повышения общего КПД двигателя за счет снижения потерь на
трение в редукторе, сколько необходимостью снижения теплового режима
редуктора.
КПД редукторов современных авиационных двигателей очень высоки и
находятся в пределах ηр = 0,98..0,99.
Однако и при таких высоких КПД редукторов потери мощности на трение в
ТВД составляют 50—200 л. с.
Тепло, выделяющееся в редукторе вследствие трения (от 9 до 35 ккал/сек),
отводится маслом, для чего редуктор снабжается маслосистемой. Через нее
прокачивается масла в несколько раз больше, чем через маслосистему собственно
двигателя.
Высокая надежность работы редуктора при малых габаритах и весе
обеспечивается:
- выбором рациональной кинематической схемы ·редуктора;
- достаточными запасами прочности и необходимой жесткостью его элементов;
-изготовлением деталей ковкой и штамповкой из высоколегированных сталей
(валов - сталь 40ХНМА, шестерен - сталей 12Х2Н4А, 38ХМЮА, 18ХНВА,
40ХНМА) с высокими классами точности и чистоты поверхностей с последующей
механической обработкой ;
-поверхностным
упрочнением
контактирующих
высоконагруженных
поверхностей (цементацией, азотированием);
- нанесением на поверхности контакта меди или свинца для предотвращения
контактной ударной коррозии (наклепа);
- равномерным распределением нагрузок по элементам и по поверхностям
зубьев и шлицев;
- демпфированием (гашением) колебаний, вызывающими в элементах динамические (знакопеременные) напряжения (упругими рессорами, гидравлическими
демпферами в виде датчиков ИКМ и др.);
- хорошей смазкой и охлаждением;
- использованием предохранительных устройств, предупреждающих перегрузку
редуктора (устройств, флюгирования винта по отрицательной тяге,
автоматического ограничения мощности и оборотов и др.).
8.2. КЛАССИФИКАЦИЯ РЕДУКТОРОВ
1. По расположению относительно двигателя:
- редукторы, включённые в конструкцию самого двигателя и имеющие
общий корпус (рис.8.2,а);
Рис.8.2. Схемы размещения редукторов относительно ГТД: а-встроенный редуктор; б-выносной
редуктор; в - комбинированный редуктор; г- выносной с приводом от свободной турбины; 1редуктор; 2- двигатель; 3- дополнительный редуктор
- редукторы, размещенные отдельно от двигателя, выносные
(рис.8.2,б);
- комбинированные редукторы (рис.8.2,в);
- редукторы выносные с приводом от свободной турбины (рис.8.2,г).
В случае включения редуктора в конструкцию самого двигателя, соосно с ним
(рис.8.2,а), загромождается вход воздуха в компрессор двигателя (подвод воздуха
осуществляется по криволинейному кольцевому каналу в лобовом картере
рис.8.2, а ).
Расположение редуктора по этой схеме приводит к заметному росту
гидравлических потерь и увеличению неравномерности потока на входе в компрессор,
но способствует снижению массы редуктора.
Для обеспечения лучших условий входа воздуха в двигатель редуктор
располагают иногда выше или ниже оси двигателя.
В случае выполнения редуктора выносным в виде отдельно стоящего агрегата,
соединенного с двигателем трансмиссионным валом (рис.8.2,б), из-за удаления
винта от входа, уменьшается лобовое сопротивление силовой установки и
улучшаются условия входа воздуха в двигатель. Кроме того, при такой схеме обеспечивается возможность размещения двигателя вблизи центра тяжести самолета (в
фюзеляже или в крыле), что приводит к уменьшению момента инерции самолета и
тем самым к улучшению его маневренности.
Но в этом случае силовая установка в целом получается сложнее и тяжелее
(рис.8.1,б), а при длинном трансмиссионном вале на больших угловых скоростях
вращения возможно возникновение резонансных поперечных колебаний
(критических скоростей вращения) трансмиссионного вала.
Комбинированный редуктор (рис. 8.2, в), состоит из выносного редуктора,
являющегося основным, и дополнительного, включенного в конструкцию двигателя,
в сравнении с рассмотренными выше схемами занимает промежуточное положение
по достоинствам и недостаткам.
Дополнительный редуктор снижает обороты трансмиссионного вала и тем
самым облегчает условия его работы, однако силовая установка в целом получается
тяжелой и сложной (требуется изготовление двух редукторов).
Схема газотурбинного двигателя с размещением выносного редуктора сзади
двигателя и подводом мощности от свободной турбины приведена на рис. 8.2, г. При
пониженных оборотах турбины, вращающей винт, можно использовать редуктор с меньшим
передаточным числом (более легкий, с меньшими габаритами).
Этим же преимуществом обладает и схема двухвального ТВД с передним
расположением редуктора, в котором привод винта осуществляется также от
свободной турбины.
2.По числу ведущих и ведомых валов:
- редукторы с одним ведущим и одним ведомым валами (рис. 8.3,а);
- редукторы с одним ведущим и двумя ведомыми валами, обычно соосными
(рис.8.3,б);
- редукторы с двумя ведущими валами и одним ведомым (рис.8.3,в).
Первые применяются при сравнительно небольших передаваемых мощностях,
вторые — при больших передаваемых мощностях и в вертолетных силовых установках,
третьи применяются в силовых установках со спаренными двигателями, работающими
на один винт.
Рис. 8.3 Классификация редукторов по числу ведущих и ведомых валов: а - один ведущий и
один ведомый; б - один ведущий два ведомых; в - два ведущих и один ведомый
3 . П о р а с п о л о ж е н и ю в е д у щ е г о и в е д о м о г о в а л о в редукторы
подразделяются на:
- соосные, в которых оси главных валов совпадают (рис. 8.4,а);
Рис.8.4. Классификация редукторов по расположению ведущих и ведомых валов: а
– соосные; б – параллельные оси; в - пересекающиеся оси
- редукторы с параллельными осями (рис.8.4,б);
- редукторы с пересекающимися осями главных валов (рис.8.4,в ). Последние
схемы применяются в вертолетах.
4. По числу ступеней различают редукторы:
- одноступенчатые (рис.8.4, б);
- двухступенчатые (рис.8.4,а).
Двухступенчатые редукторы обеспечивают большое передаточное число и по этой
причине получили широкое распространение.
5. По кинематической структуре редукторы подразделяют на:
- простые (рис.8.5);
- планетарные (рис.8.8);
- дифференциальные (рис.8.10);
- комбинированные (рис 8.10,б).
6. По типу шестерен, используемых в редукторе, их подразделяют на:
- редукторы с цилиндрическими шестернями внешнего (или внешнего и
внутреннего) зацепления;
- редукторы с коническими шестернями.
7.По типу зубьев шестерен редукторы делятся на:
- редукторы с прямозубыми шестернями;
- редукторы с косозубыми шестернями;
- редукторы с шестернями, имеющими шевронный зуб;
1.
2.
3.
4.
Практическая часть
Изучить раздаточный материал
Определить конструктивные элементы схемы редуктора ГТД.
Классифицировать конструктивную схему редуктора ГТД.
Изобразить кинематическую схему редуктора ГТД.
Вопросы для контроля
1. Определение механический редуктор
2. Виды редукторов
3. Крутящий момент
4. конструктивные схемы редукторов ГТД.
МДК. 01.01 Конструкция авиационных двигателей базового типа и их функциональных схем
ПРАКТИЧЕСКАЯРАБОТА № 12
Тема: Измерители крутящих моментов
Цель: На практике изучить измерители крутящих моментов
Теоретическая часть
Измерителем крутящего момента (ИКМ) называется устройство, обычно
включаемое в конструкцию редуктора ТВД и обеспечивающее измерение величины
крутящего момента, передаваемого редуктором на воздушный винт. В ТВД, особенно
работающих при постоянных оборотах на всех режимах, по замеренной величине
крутящего момента можно не только определить мощность двигателя, но и судить о режиме его работы и обеспечивать наиболее полное использование технических
возможностей данного двигателя в процессе его эксплуатации.
Знание величины крутящего момента позволяет исключить перегрузку двигателя и
редуктора при взлете и в полете на малых высотах с большими скоростями. Это
особенно важно для высотных ТВД с ограничением мощности по прочности редуктора.
Используя ИКМ, можно поддерживать работу двигателя на экономичном режиме в
соответствии с его высотно-скоростными характеристиками и обеспечивать
своевременное флюгирование винта при аварии или выключении двигателя в полёте
из-за падения тяги ниже установленного аварийного значения.
Работа ИКМ основана или на принципе измерения величины реакции от зацепления
шестерен, или на принципе измерения угла закрутки на каком-либо участке одного из
валов редуктора двигателя.
Так, в планетарном редукторе с цилиндрическими шестернями применяется ИКМ
рычажного типа с проточными гидравлическими датчиками (рис.8.20).
Рис.8.20. Схема рычажного ИКМ с гидравлическими датчиками, установленными между
корпусом и венцом неподвижной шестерни планетарного редуктора: 1 — неподвижная
центральная шестерня; 2 — поршни; 3 — цилиндры; 4 — маслонасос; 5 – манометр; 6 —
отверстия для слива масла
В этом ИКМ крутящий момент Мкр, действующий на зубчатый венец центральной
неподвижной шестерни внутреннего зацепления редуктора, уравновешивается моментом
от сил давления масла на поршни 2 гидравлических датчиков. Масло в полости над
поршнями гидравлических датчиков подводится от специального нагнетающего
маслонасоса ИКМ 4.
В случае увеличения крутящего момента возрастают нагрузки на поршни
гидравлических датчиков со стороны рычагов неподвижной шестерни 1, вызывая
перемещение поршней 2, прикрытие сливных отверстий 6 и повышение давления масла в
полостях над поршнями.
Перемещение поршней и увеличение давления в надпоршневых полостях будет
происходить до тех пор, пока нагрузки на поршни со стороны масла не уравновесятся
усилиями со стороны шестерни. Увеличенному крутящему моменту будут
соответствовать новые равновесные положения поршней и повышенное давление масла
в надпоршневых полостях.
В этой схеме давление масла в надпоршневых полостях датчиков ИКМ
пропорционально передаваемому крутящему моменту:
(8.18)
Μ КР = ср ИКМ .
В случае, постоянных оборотов на всех рабочих режимах мощность,
передаваемая на винт, также пропорциональна давлению масла в датчиках ИКМ:
Ν е = с ′ ⋅ р ИКМ .
(8.19)
Давление масла в датчиках ИКМ измеряется манометром или каким-либо другим
прибором, указатель которого установлен в кабине экипажа самолета. Шкала
указателя давления градуируется в единицах измерения крутящего момента
(Н ·м) или непосредственно в единицах измерения мощности (квт), если число
оборотов на всех рабочих режимах поддерживается постоянным.
В существующих конструкциях число гидравлических датчиков колеблется от
двух до восьми. Чем меньше число датчиков, тем больше потребный диаметр их поршней
и потребное рабочее давление масла.
В замкнутом дифференциальном редукторе для привода одиночного винта
гидравлические датчики ИКМ поставлены в качестве связи корпуса промежуточных
шестерен в звене замыкания (корпуса перебора) с корпусом редуктора (рис.8.21).
Под действием крутящего момента, воспринимаемого корпусом перебора,
возникает сила P, стремящаяся переместить цилиндры 3, закрепленные на корпусе
перебора, навстречу поршням 2, закрепленным на корпусе редуктора.
Величина этой силы равна
Р=
М КР
,
n⋅r
( 8.20)
где Mkp — крутящий момент, передаваемый корпусом перебора на корпус
редуктора; Р — сила, приходящаяся на один датчик; n— число датчиков.
При перемещении цилиндров навстречу поршням поршневое кольцо
перекрывает канавку 4 и сброс масла из полости А уменьшается. Давление
масла, подводимого от насоса 1 ИКМ, повышается до тех пор, пока сила Р не
уравновесится давлением масла в полости А.
Рис.8.21. Схема ИКМ с гидравлическими датчиками, установленными между корпусом редуктора и
корпусом перебора звена замыкания дифференциального замкнутого редуктора для привода
одиночного винта: 1 — маслонасос; 2 — поршень; 3—цилиндр; 4 — канавка; 5 — кольцо,
ограничивающее ход поршня; 6 – датчики
Для обеспечения падежной работы редуктора при отсутствии давления масла
или при резком уменьшении крутящего момента в датчике ИКМ устанавливается
ограничитель перемещения поршня в виде упорного разжимного кольца 5.
В рассмотренных схемах ИКМ датчики одновременно служат гидравлическими
демпферами крутильных колебаний системы винт — редуктор — ротор двигателя и
способствуют более равномерному распределению нагрузки в зацеплениях зубьев
шестерен и по осям сателлитов.
Датчик гидравлического типа можно использовать и в ИКМ редуктора с
планетарной передачей (рис.8.22).
Для этого, на внешней цилиндрической поверхности неподвижной шестерни 4
выполняются косые шлицы 3 которыми, она свободно входит в шлицевой
промежуточный венец, жестко закрепленный в корпусе редуктора 8 (рис.8.22).
Рис.8.22. Схема ИКМ с гидравлическими датчиками для планетарного редуктора: 1- поршень; 2ведущая шестерня; 3- косые шлицы; 4- неподвижная шестерня; 5- канал подвода масла; 6- канал
слива масла; 7- регулировочный канал; 8 – корпус
При передаче крутящего момента от ведущей шестерни 2 на шестерню 4
зубчатой передачей в шлицевом соединении 3 возникает осевая сила Pа, которая
перемещает шестерню в осевом направлении перекрывает канал 7 давление в полости
А, над поршнем 1, повышается уравновешивая осевую силу Ра. Величина осевой силы
Ра =
Рu
tgβ
(8.21)
относительно мала, что позволяет уменьшить размеры поршней датчиков или их число,
или же снизить давление масла в системе ИКМ.
К недостаткам такого ИКМ относится, заметное
отрицательное влияние сил
трения в шлицах при осевом перемещении на точность измерения крутящего момента.
Гидравлический датчик проточного типа используется также в ИКМ с шариковой
муфтой, связывающей неподвижную шестерню с корпусом редуктора (рис.8.23).
ИКМ данного типа крутящий момент с неподвижной шестерни редуктора
передается на шарики 4, расположенные в конических лунках. При этом от окружных
усилий Ри возникают нормальные силы, перемещающие поршень 2 вправо.
Перемещаясь, поршень перекрывает отверстие слива 7, и рабочее давление в полости
над поршнем, уравновешивающее осевую силу, растет пропорционально росту осевого
усилия, а следовательно, и крутящего момента.В процессе работы возможен наклеп и
износ поверхностей, соприкасающихся с шариком, и, как следствие, изменение
тарировочной характеристики ИКМ.
Рис.8.23. Схема ИКМ с шариковой муфтой и гидравлическим датчиком: 1- неподвижная
шестерня; 2- поршень; 3 - цилиндр; 4 - шарик в конической лунке; 5 – маслонасос; 6 манометр; 7 – отверстие для слива масла
Если в редукторе отсутствуют неподвижные шестерни или какое-либо другое
неподвижное звено как, например, в дифференциальном редукторе для привода двух
соосных винтов (рис. 8.12), то рассмотренные датчики ИКМ использовать невозможно. В таких редукторах используется принцип измерения крутящего момента,
основанный на измерении угла закрутки на каком-либо участке одного из валов
редуктора, т.е. с помощью так называемых торсионных ИКМ. Связь между углом
закрутки φ на участке вала длиной l и крутящим моментам Мкр следующая:
ϕ=
М КР⋅l
,
G ⋅ JP
(8.22)
где G — модуль сдвига материала вала; Jp — полярный момент инерции
сечения вала.
Торсионные ИКМ бывают трех типов:
гидравлические - деформация от
кручения
вала, используется для
дросселирования отверстия слива масла из полости высокого давления датчика;
электромеханические - деформация от кручения вала, преобразуется в осевые
перемещения механизма следящей системы, с регистрацией их индуктивным
датчиком линейных перемещений;
электрические - измерение величины крутящего момента осуществляется путем
замера малых перемещений, вызванных закруткой вала.
В гидравлическом торсионном ИКМ (рис.8.24), так же как в ИКМ рассмотренных
ранее схем, для измерения крутящего момента используется гидравлическая система.
Рис.8.24. Схема гидравлического торсионного ИКМ: 1— ведущая шестерня; 2 — корпус
ИКМ; 3, 6 — штифты; 4 — валик; 5 — переходная муфта; 7 — подшипник;
8 — втулка с
лопастями; 9 — щель для отвода масла
В ведущей шестерне 1, выполненной за одно целое с ведущим валом-рессорой,
помещен корпус ИКМ 2, который, фиксируется в ней в окружном направлении
штифтами, а в осевом направлении — разжимным кольцом.
В заднем конце ведущего вала-рессоры с помощью муфты 5 и радиальных
штифтов 6 закреплен валик 4, на переднем конце которого закреплена втулка 8 с
двумя радиальными лопастями.
Лопасти располагаются в прорезях корпуса 2. Валик 4 центрируется относительно
ведущего вала шариковыми подшипниками 7.
Под действием передаваемого крутящего момента ведущий вал-рессора
закручивается относительно валика 4, вследствие чего между лопастями втулки 8 и
выступами корпуса ИКМ устанавливается соответствующий зазор 9, величина
которого определяет расход масла и давление его в полости подвода Б. Давление
масла, пропорциональное передаваемому крутящему моменту, замеряется манометром
ИКМ.
Чтобы исключить влияние на показания ИКМ утечек масла в магистралях от
насоса до ИКМ, а также изменения температуры масла и производительности насоса при
изменении давления, на входе в ИКМ устанавливается специальный регулятор подачи
масла (на схеме не показан).
На рис. 8.25 приведена схема ИКМ торсионного типа, в которой крутящий момент
определяется при помощи электромеханической следящей системы.
На ведущем валу 1 на шлицах установлена втулка 2, причём шлицы 8 прямые, а
шлицы 9 винтовые. При закрутке вала от передаваемого крутящего момента в винтовых
шлицах, возникает осевая сила, которая перемешает в осевом направлении втулку 2.
осевое перемещение втулки 2 через подшипник 3 передается на электромеханическую
систему, состоящую из траверсы 4 пружины 6, направляющей 5 и электромагнитного
датчика перемещений 7.
Однако электромеханические и электрические ИКМ требуют применения сложной
измерительной и регистрирующей аппаратуры (датчиков, усилителей, токосъемников и
др.) сложны в доводке и в конструктивном оформлении и пока широкого применения
не получили.
Рис.8.25. Схема ИКМ торсионного типа с электрической следящей системой: 1-вал, 2втулка, 3-подшипник, 4-траверса, 5-направляющая, 6-пружина
Таким образом, показано, что в ТВД и ТВаД редуктор является одним из основных
узлов ГТД, от надежности и ресурса которого во многом определяется степень
совершенства всего двигателя.
Конструктивное исполнение редукторов может отличаться как по кинематическим
схемам, так и исполнению.
Обязательным элементом каждого редуктора является устройство измерения
крутящего момента, которое может быть гидравлическим, механическим или
электрическим.
1.
2.
3.
4.
Практическая часть
Ознакомится с инструкцией по использованию измерителя крутящего момента
Установить и настроить измерителя крутящего момента
Познакомится с макетом многоступенчатого механического редуктора
Измерить крутящий момент на разных ступенях.
1.
2.
3.
4.
Вопросы для контроля
Крутящий момент
Устройство измерителей крутящих моментов
Расчет крутящего моментов ступеней редуктора
Передаточное отношение
МДК. 01.02 Техническое обслуживание авиационных двигателей
ПРАКТИЧЕСКАЯРАБОТА № 1
Тема: Содержание технического обслуживания и технологические процессы. Виды, классификация,
требования и понятия операции
Цель: На практике изучить содержание технического обслуживания и технологические процессы.
Виды, классификация, требования и понятия операции
Теоретическая часть
1.2. Основные термины и определения в сфере эксплуатации
В методологическом плане важным условием при изучении проблем эксплуатации АТ
является обеспечение терминологического единства всех объектов эксплуатации и требований,
предъявляемых к ним. Приведем здесь некоторые из них, которые будут наиболее часто встречаться
в последующих разделах учебного пособия.
В 1985 году был впервые введён в действие ГОСТ 25866-83 «Эксплуатация техники. Термины
и определения». В соответствии с ним под «Эксплуатацией» понимается стадия жизненного цикла
изделия, на которой реализуется, поддерживается и восстанавливается его качество. Эксплуатация
изделия включает в себя в общем случае использование по назначению, техническое обслуживание,
ремонт, транспортирование и хранение.
Под жизненным циклом изделия понимают совокупность разработки, изготовления,
обращения, эксплуатации и утилизации изделия от начала исследования возможности его создания
до окончания применения. Отличительной особенностью эксплуатации является использование или
ожидание использования изделия по назначению.
Техническая эксплуатация - часть эксплуатации, включающая техническое
обслуживание, ремонт, транспортирование и хранение изделия.
Система эксплуатации - совокупность изделий, средств эксплуатации, исполнителей и
устанавливающей правила их взаимодействия документации, необходимых и достаточных для
выполнения задач эксплуатации. Средства эксплуатации включают в себя - здания, сооружения,
средства технологического оснащения, запасные части и эксплуатационные материалы,
необходимые для эксплуатации изделия. Составной частью системы эксплуатации является система
технического обслуживания и ремонта техники.
Согласно ГОСТ 18322-78 система ТО и ремонта - это совокупность взаимосвязанных
средств, документации ТО и ремонта и исполнителей, необходимых для поддержания и
восстановления качества изделий, входящих в эту систему.
Под объектом ТО и ремонта понимается изделие, обладающее потребностью в
определённых операциях ТО (ремонта) и приспособленностью к выполнению этих операций.
Технологическое обслуживание - комплекс операций по подготовке изделия к использованию
по назначению, транспортированию и хранению и приведению его в исходное состояние после этих
процессов, потребность в которых не определяется надёжностью изделия.
Под стратегией ТО (ремонта), согласно ГОСТ 24212-80, понимается система правил
управления техническим состоянием изделия в процессе ТО (ремонта).
Программа ТО и ремонта (ГОСТ 28056-89) - документ, устанавливающий стратегии,
количественные характеристики видов ТО и ремонта, порядок их корректировки на протяжении
срока службы с начала эксплуатации до списания изделия.
Под видом ТО (ремонта) понимается ТО (ремонт), выделяемые по какому-либо
отличительному признаку (этап и условия эксплуатации, этапность выполнения и т. д.).
Метод ТО (ремонта) по ГОСТ 18322-78 - это совокупность технологических и
организационных правил выполнения операций ТО (ремонта).
Режим ТО (ремонта) согласно ГОСТ 24212-80 - это условия выполнения ТО (ремонта),
включающие перечень и периодичность выполнения операций, и при необходимости, значения
эксплуатационных характеристик применяемых средств.
Под эффективностью системы ТО и ремонта авиационной техники (ГОСТ 24212-80)
понимается свойство системы выполнять функции по поддержанию и восстановлению исправности
или работоспособности изделий авиационной техники с определёнными затратами времени, труда и
материальных средств.
Характеристики ЛА как объекта ТОиР содержат основные сведения о конструктивнокомпоновочных
особенностях
(доступность,
легкосъёмность,
взаимозаменяемость,
контролепригодность), схемах размещения зарядно-заправочных устройств и об основных
эксплуатационных люках, эксплуатационных разъёмах основных агрегатов планера, о ресурсах и
сроках службы ЛА и приспособленности конструкции функциональных систем и изделий к
прогрессивным стратегиям и методам ТОиР.
План ТОиР занимает центральное место в программе. Он устанавливает основные принципы
построения и организации, стратегии и режимы обслуживания и ремонта. План составляется для
объектов, подлежащих ТОиР в процессе эксплуатации, и включает следующие материалы:
• типовую структуру (номенклатуру и периодичность видов) ТОиР в течений всего срока
службы для характерных условий эксплуатации;
• стратегии и количественные характеристики ТОиР изделий;
• назначенный ресурс, срок службы, среднюю периодичность неплановых замен,
периодичность, трудоёмкость и продолжительность выполнения основных работ, нормы расхода
запасных частей и материалов (для всех изделий);
• ресурс до первого ремонта и межремонтный ресурс (для изделий, ТОиР ремонт которых
выполняется по наработке);
• параметры, определяющие техническое состояние объекта и значения этих параметров,
значения упреждающих допусков, перечень средств и методов контроля (для изделий,
обслуживаемых по состоянию с контролем параметров);
сведения о работах, подлежащих выполнению при хранении, и специальных видах ТОиР
(сезонное, после особых случаев полёта и посадки и др.);
• типовые технологические графики технического обслуживания ЛА;
• рекомендации по применению новых методов восстановления деталей при ТОиР.
1.
2.
3.
4.
Практическая часть
Познакомится с технологическими процессами технического обслуживания
Выпишите виды операций из технологического процесса
Перечислите виды бланков технологических карт в технологическом процессе
Составьте схему заполнения операции
1.
2.
3.
4.
Вопросы для контроля
Содержание технического обслуживания
Технологические процессы виды
технологические процессы технического обслуживания
Виды, классификация, требования и понятия операции
МДК. 01.02 Техническое обслуживание авиационных двигателей
ПРАКТИЧЕСКАЯРАБОТА № 2
Тема: Технологические процессы общего назначения. Средства и методы контроля.
Метрологические обеспечения
Цель: На практике изучить технологические процессы общего назначения, средства и методы
контроля, метрологические обеспечения
Теоретическая часть
В гражданской авиации действуют руководства по применению отдельных видов МНК, в
которых детально излагается технология проведения контроля основных узлов и деталей
авиационной техники.
Оптический контроль основан на взаимодействии электромагнитного излучения в диапазоне
длин волн (10~5...103) мкм, с объектом контроля. Это взаимодействие связано с поглощением,
отражением, рассеиванием, дисперсией, поляризацией и другими оптическими эффектами. Он
используется в основном для контроля геометрии микро– и макрообъектов, обнаружения
поверхностных дефектов, получения дополнительной информации о структуре материалов и
изделий, в том числе при контроле материалов, не прозрачных в видимой части спектра. В этом
случае используют источники ультрафиолетового, инфракрасного излучения, лазеры различных
типов. При контроле деталей авиатехники, помимо оптических приборов и инструментов общего
назначения (лупы, оптические проекторы и компараторы), широко используют специальные
оптические приборы. К последним относятся технические эндоскопы. Это – точные оптические
приборы со встроенными источниками света, используемые для прямого наблюдения.
Эндоскопы позволяют при относительно большом увеличении (до 15-кратного) наблюдать
исследуемый объект вдоль оси прибора (видение вперед), под прямым углом к оси, а также наклонно
по отношению к объективу.
Например, приборы типа РВП могут быть использованы для осмотра внутренних полостей
узлов и трубопроводов диаметром 1,5...1,7 см с увеличением (0,9...15,5) и разрешающей
способностью 5...70 мм.
Приборы
типа
ПДК
(перископические
дефектоскопы)
представляют
собой
специализированные устройства для дистанционного контроля камер сгорания (с подходом через
отверстия форсунок), узлов крепления силовых установок и других деталей и узлов. Для
безразборного диагностирования отдельных деталей и узлов авиадвигателей используют эндоскопы
Н-280, Н-320 и др. В практике НК технические эндоскопы используются также для проверки
рабочей поверхности гильз цилиндров, головок поршней, клапанов поршневых ДВС, камер
сгорания, лопаток турбин, соединительных муфт, внутренних поверхностей баков и т. д.
Рис. 4 Технический эндоскоп:
1 – корпус окуляра; 2 – окуляр; 3 – электрический разъем; 4 – электроконтактные кольца; 5 –
промежуточные линзы; 6 – телескопический корпус; 7 – объектив;
8 – оптическая призма; 9 – лампа
Наиболее совершенные технические эндоскопы снабжены световодом, выполненным в виде
жгута из прозрачных диэлектрических стержней и волокон. Число элементарных волокон может
превышать 10 на 1 см2. Разрешающая способность серийных световодов составляет в среднем 15...20
мм (отдельные образцы до 50). Если на один конец световода спроецировать какое-либо
изображение, то оно будет передано на другой. Чем меньше диаметр отдельных волокон, тем выше
разрешающая способность световода. Гибкие жгуты могут использоваться для передачи
изображения по криволинейному пути, что значительно расширяет возможности эндоскопа,
учитывая малый диаметр световода (до 2,5 мм). Длина световода может достигать нескольких
метров.
Исследуемый участок объекта освещается несколькими способами: с помощью проектора,
передающего «холодный» свет через световодный жгут, миниатюрных ламп накаливания, лампвспышек, позволяющих производить цветное фотографирование исследуемого участка и т. д.
Развитие голографии позволяет надеяться, что в ближайшее время появятся эндоскопы с
объемным голографическим изображением контролируемого объекта.
Акустический неразрушающий контроль. Он основан на регистрации параметров упругих
волн, возбуждаемых и (или) возникающих в контролируемом объекте. Этот вид контроля применяют
для обнаружения несплошности (трещины, поры, раковины, расслоения и т. п.), структурного
анализа (определение размеров зерен, наличия примесей и неоднородностей и т. д.), измерения
толщин при одностороннем доступе к деталям, определения уровня жидкости в сосудах и решения
многих других дефектоскопических и измерительных задач. По универсальности это один из лучших
методов неразрушающего контроля, который может применяться для исследования как твердых, так
и жидких тел.
Чаще всего для контроля деталей и узлов ВС используют ультразвуковой вид акустического
контроля. Излучение и прием ультразвуковых колебаний (УЗК) осуществляют с помощью
пьезоэлектрических преобразователей — специальных пластин из кварца, сульфата лития, титаната
бария и т. п. Пьезоэлектрический преобразователь является основным элементом искателя —
устройства, предназначенного для изучения и (или) приема акустических колебаний и входящего в
комплект ультразвукового дефектоскопа. Для контроля объектов применяют несколько видов
ультразвуковых волн: продольные, поперечные и поверхностные.
При акустическом контроле чрезвычайно важен ввод УЗК в контролируемое изделие с
минимальными потерями энергии колебаний в месте контакта преобразователя с деталью. Это
достигается вводом УЗК через тонкий слой жидкости (.например, масла для деталей простой
конфигурации) или через слой иммерсионной жидкости, а также применением специальных
искателей (рис. 140).
При больших скоростях и вибрациях контролируемого объекта начинают использоваться
бесконтактные преобразователи, основанные на воздушной акустической связи преобразователей с
объектом контроля, термоакустическом эффекте, эффектах электрического и электромагнитного
полей.
Для обеспечения ультразвукового контроля (УЗК) деталей сложной конфигурации
необходимо фиксировать нормальные или наклонные искатели в строго определенном месте
контактной поверхности. Для этого рекомендуется изготавливать специальные фиксирующие
приспособления, обеспечивающие ввод УЗК в тело деталей в строго определенном направлении с
учетом геометрических особенностей контрольного участка и характера искомого дефекта. При
настройке дефектоскопа часто используют безразмерные и размерные диаграммы АРД (амплитуда –
расстояние – дефект). При контроле деталей ВС используется ряд методов акустической
дефектоскопии.
При контроле по методу прошедшего излучения (теневом) УЗК, как правило, вводятся с
одной стороны, а принимаются с другой, а в зеркальном варианте с одной. УЗК, встретившие на
пути дефект в виде несплошности, отражаются в обратном направлении, что приводит к
уменьшению амплитуды либо изменению фазы УЗК, воспринимаемых, приемным элементом
искателя. В общем случае для контроля теневым методом необходим доступ к изделию с обеих
сторон. УЗК могут излучаться в непрерывном или импульсном режиме.
Метод отраженного излучения (эхо-метод). При испытаниях по этому методу в изделие
через связывающую среду вводится направленный импульс УЗК. Ультразвуковые волны отражаются
от противоположной поверхности, и отраженный сигнал (эхо-сигнал), или «донный» импульс,
воспринимается преобразователем. Излучающий, преобразователь можно одновременно
использовать в качестве приемника сигналов. Наличие в изделии дефекта (несплошности)
сопровождается возникновением отраженного сигнала. Интервал между вводом в изделие
начального импульса и приемом отраженного сигнала измеряется и наблюдается на экране
дефектоскопа. Об очертаниях и виде дефекта можно судить на основании положения и амплитуды
отраженного от него импульса. Реальные схемы эхо-дефектоскопов различны в зависимости от
способов индикации и представления окончательной информации.
Импульсный эхо-метод находит все более широкое применение при неразрушающем
контроле авиационной техники. Этим методом проверяются лопатки роторов турбин и компрессоров
авиационных двигателей, цилиндры двигателей внутреннего сгорания, барабаны колес,
ответственные крепежные и некоторые другие детали. Однако он выявляет в основном дефекты типа
нарушения сплошности,т.е. практически одну из стадий разрушения . Если- например, такой дефект
развивается быстро ,то своевременность обнаружения его ультразвуковым методом становится
проблематичной .
Наиболее широкое применение в гражданской авиации нашли ультразвуковые дефектоскопы
типа УДМ-3, ДУК-66, ДУК-66ПМ. В настоящее время промышленностью выпускаются более
современные приборы общего назначения — дефектоскопы УД-ЦПУ (экон-2), УД-23УМ (экон-6) и
др. Так, дефектоскоп УД-11ПУ выявляет внутренние дефекты в сталях, сплавах и неметаллических
материалах, позволяет контролировать сварные соединения, определяет координаты дефектов и
измеряет толщину изделий. Масса дефектоскопа 1,5 кг (питание от сети) и 2 кг (питание от
аккумуляторной батареи 10НКГК-ЗС-ПУ2).
Новый ультразвуковой толщиномер УТ-92П содержит блок цифровой индикации, позволяет
определять локальные утонения в конструкциях, вызванные, например, коррозией внутренних
поверхностей изделий из металлов, сплавов, неметаллических материалов при толщине стенки от 0,8
до 3000 мм (стали) и от 1,0 до 1000 мм (сплавы типа Д16). Аппаратура ультразвукового контроля
продолжает интенсивно разрабатываться.
Рис. 5. Изображение на экране дефектоскопа трещины (а), разрозненных подповерхностных (б),
внутренних дефектов (в), внутреннего расслоения (г): 1 – начальный импульс; 2 – импульс от
дефекта; 3 – донный импульс
Вихретоковый неразрушающий контроль. Он основан на анализе взаимодействия
электромагнитного поля вихретокового преобразователя с электромагнитным полем вихревых токов,
наводимых в контролируемом объекте. Этот метод предназначен для выявления трещин усталости,
несплошностей структуры поверхностных слоев изделий из немагнитных и некоторых
ферромагнитных металлов и сплавов, в том числе выявления дефектов, расположенных под
неэлектропроводящим покрытием.
Сущность метода заключается в следующем. Когда к поверхности металлического изделия
подносится катушка, по которой протекает переменный электрический ток, в металле наводятся
вихревые токи . Значение наведенных токов зависит от частоты переменного тока,
электропроводности, магнитной проницаемости и формы изделий, относительного расположения
катушки и изделия, а также от наличия в изделии неоднородностей или несплошностей.
Электромагнитное поле вихревых токов по направлению противоположно наводящему.
Вследствие этого вихревые токи влияют на общее сопротивление (импеданс) катушки возбуждения,
находящейся в непосредственной близости к изделию. Определение значения и характера изменений
вносимых сопротивлений (активных и индуктивных) — основа для обнаружения дефектов или
различий в физической и химической структуре материала. Зависимость сигналов преобразователя
от параметров объекта и от режима контроля выражается годографами, так как сигналы
представляются векторами на комплексной плоскости напряжений. Годографы могут быть получены
теоретическим или экспериментальным путем. Таким образом, ток, протекающий в катушке, несет
информацию об изделии, его размерах, механических и химических свойствах, а также о наличии
или отсутствии дефектов, т. е. происходит своеобразное отражение электромагнитной энергии.
Характер отраженного поля определяется в основном двумя явлениями, происходящими в
испытуемом изделии: возбуждающее поле индуктирует в металле вихревые токи и изменяет
магнитную доменную структуру испытуемого изделия. В неферромагнитных металлах происходит
только первое явление, в" то время как в ферромагнитных металлах действуют оба явления, причем
на результаты измерения преобладающее влияние оказывает второе явление.
Рис. 6 Схема электромагнитного неразрушающего контроля:
а – монолитный металл; б – металл с трещиной; Фв – возбуждающее электромагнитное поле;
Фф – наведенное электромагнитное поле; Iф— вихревые токи; δ — глубина проникновения
В различных вихретоковых приборах используется несколько способов возбуждения
вихревых токов в объекте:
- помещение объекта в катушке или катушки в объект (метод охватывающего или проходного
преобразователя),
- накладывание преобразователя на объект (так называемые накладные преобразователи) с
помощью комбинированных преобразователей.
Кроме того, преобразователи делят на абсолютные и дифференциальные.
Выявляемость дефектов зависит от глубины проникновения вихревых токов, размеров
преобразователя
и
чувствительности
дефектоскопов.
Большое
влияние
оказывают
электрофизические характеристики контролируемого материала: электропроводность и
магнитопроницаемость.
Контроль проводится на деталях из немагнитных и некоторых ферромагнитных материалов с
электропроводностью в нормальных условиях 0,4...61 мСм/м.
Ширина раскрытия усталостных трещин 20...30 мкм не влияет на их выявляемость.
Шероховатость поверхности контролируемой детали существенно влияет на чувствительность
метода и износостойкость датчика. Максимальная чувствительность достигается при контроле
деталей с шероховатостью не более Кг—20.
Наличие зазора между датчиком и контролируемой поверхностью или наличие
неэлектропроводящего покрытия на ней в пределах, указанных в паспорте, требует изменения
настройки дефектоскопа, за исключением дефектоскопов типа Д-28 и Д-29.
При вихретоковом неразрушающем контроле особо оговаривается влияние краевой зоны. Под
ней подразумеваются участки контролируемой поверхности шириной в 1...1.5 эффективных
диаметров преобразователя, прилегающие к краям контролируемой детали или контурам
поверхностей и вырезов. Приближение датчика в процессе контроля к краевой зоне вызывает
расстройку дефектоскопа. Чувствительность дефектоскопа к сквозным дефектам, расположенным в
краевой зоне, не уступает пороговой. Чувствительность к дефектам, выходящим на кромку детали,
как правило, выше по отношению к дефектам, удаленным от края.
В гражданской авиации чаще всего используют дефектоскопы ВД-22П, ППД-1МУ, ППД-2М,
ВЛУ-20, ТВД. Разработаны перспективные дефектоскопы, содержащие систему отстойки от
мешающих факторов, и блоки обработки информации (Д-28, Д-29), а также сверхпортативные
вихретоковые дефектоскопические индикаторы. Масса приборов 150...180 г, потребляемая мощность
120—180 мВт, источник питания — батарея «Крона» или аккумуляторы типа 7Д01. Индикаторы
предназначены для оперативного выявления несплошностей (трещины протяженностью от 5 мм с
шириной раскрытия 0,02 мм и глубиной 0,5 мм) и других дефектов в поверхностных слоях
магнитных и немагнитных металлов и сплавов. Работают приборы следующим образом. При
установке датчика на контролируемый объект в контур генератора вносится дополнительное
комплексное сопротивление. Режим работы ВЧ генератора можно выбрать вблизи точки срыва
генерации. Такой режим получают подбором величины обратной связи в цепи генератора.
При прохождении датчика над трещиной вследствие влияния вносимого сопротивления
изменяется комплексное сопротивление. При этом уменьшается добротность контура и происходит
срыв генерации. В этом случае от низкого уровня сигнала, поступившего через АМ-детектор ,
срабатывает мультивибратор, работающий в ждущем режиме. Генерируемые мультивибратором
импульсы поступают на вход индикаторного устройства, где они прослушиваются в головных
телефонах. Одновременно загорается световой индикатор, который также сигнализирует о наличии
дефекта.
С помощью вихретоковых дефектоскопов контролируют фланцы корпусов сопловых
аппаратов ГТД, диски турбины, лопатки компрессора турбины и другие особо нагруженные детали.
Контроль должен проводиться по специальной нормативно-технической документации, полностью
отражающей все особенности и приемы контроля конкретного изделия. Такая документация
разрабатывается предприятием-разработчиком или предприятием-изготовителем изделия, а также
организациями МГА.
Технологические особенности вихретокового контроля обычно связаны с необходимостью
разметки, подлежащей контролю поверхности на отдельные самостоятельные зоны контроля
(ОСЗК), внутри которых перемещение датчика-преобразователя дефектоскопа не приводит к
заметному изменению настройки прибора при заданной чувствительности контроля. Сканирование
в процессе контроля осуществляется, как правило, перпендикулярно предполагаемому направлению
развития дефекта. Скорость сканирования для современных дефектоскопов устанавливается 10...20
мм/с.
Рис. 7 Отдельные самостоятельные зоны контроля (ОСЗК) лопаток компрессоров и турбин ГТД: 1 –
галтели; 2 – трещины; 3 – кромки
При наличии запоминающих устройств она может быть еще выше. Большое внимание должно
уделяться настройке дефектоскопа, порядок которой указан в описании прибора. Искусственно
образованные дефекты типа прорезей на общих эталонах обладают несколько иными
электромагнитными свойствами, чем трещины. Поэтому желательно чувствительность дефектоскопа
проверять на «естественных» дефектах, обнаруженных на тех или иных деталях. При контроле
деталей сложной конфигурации необходимо применять шаблоны-насадки, фиксирующие положение
датчика относительно контролируемой поверхности.
Оценка результатов контроля проводится в соответствии с типом выходных устройств
дефектоскопов (стрелочных и цифровых индикаторов, световой или звуковой сигнализации).
Магнитный неразрушающий контроль. Он основан на анализе взаимодействия магнитного
поля с контролируемым объектом. При контроле особо ферромагнитных деталей авиационной
техники чаще всего используют магнитопорошковый метод (магнитных частиц). Он основан на
обнаружении магнитных полей рассеяния с помощью ферромагнитных порошков. Наиболее
ответственная технологическая операция магнитопорошкового контроля — намагничивание. С этой
целью используют циркулярное, продольное (полюсное) и комбинированное намагничивание. Чаще
всего используют циркулярное намагничивание. Режимы намагничивания рассчитывают либо по
формулам, либо по специальным таблицам и графикам, имеющимся в руководствах.
Чувствительность магнитопорошкового неразрушающего контроля определяется условным уровнем
(А, Б или В), который зависит от шероховатости поверхности и магнитных характеристик изделия.
Так, для уровня А при ширине выявляемого дефекта 2,5 мкм, для уровня Б при 10,0 мкм и уровня С
при 25,0 мкм минимальная протяженность выявляемой части дефекта — свыше 0,5 мм. Индикатором
дефектов в магнитопорошковом НК служат магнитные и магнито-люминесцентные порошки, пасты,
суспензии. В качестве основы индикаторных сред чаще всего используют магнетит, имеющий
плотность около 5-103 кг/м3, коэрцитивную силу 55...65 А/см и величину частиц 5...10 мкм.
Современные суспензии представляют собой взвесь магнитного порошка в жидкой негорючей
дисперсной среде, например, в воде с добавлением хромпика и нитрата натрия. Применять керосиномасляные смеси для этой цели не рекомендуется. Концентрация порошка составляет от 4...5 г/л
(магнитолюминесцентный) до 25 г/л («черный» порошок).
Технология контроля определяется способом намагничивания. Рекомендуемые схемы
намагничивания учитывают опыт магнитопорошкового контроля авиационной техники. По виду
осаждений при таком контроле выявляются следующие виды дефектов:
- заклепочные, ковочные, штамповочные, сварочные и усталостные трещины — в виде
ломаных линий различного направления, обычно с резким, плотным осаждением порошка;
- флокены — в виде отдельных черточек длиной до 30 мм, располагающихся
преимущественно группами и имеющих различное направление;
- шлифовочные трещины — в виде сетки тонких четких линий или коротких черточек. Такие
осаждения расположены, как правило, перпендикулярно направлению шлифовки;
- надрывы — в виде скобочек по всей или большей части поверхности. Их можно увидеть с
помощью лупы. Иногда в поверхностном слое заметны участки с выкрашиванием металла;
- термические (ожоговые) трещины — аналогичны шлифовочным и располагаются на
поверхности трения в виде параллельных линий;
- волосовины — в виде прямых линий различной длины, расположенных вдоль волокон
металла, с различной интенсивностью осаждения порошка, зависящей от высоты волосовин и
расположения их относительно поверхности;
- закаты — в виде извилистых линий и располагаются группами (в приложенном магнитном
поле);
- неметаллические (шлаковые) включения — в виде цепочек или точечных скоплений.
Все детали, прошедшие магнитопорошковый неразрушающий контроль, должны быть
размагничены. Размагничивание осуществляют в специальных устройствах воздействием на деталь
знакопеременного магнитного поля с убывающим до нуля значением напряженности. Эти
устройства входят в конструкцию наиболее распространенных в гражданской авиации
дефектоскопов типа ПМД-70, 77ПМД-3, МД-3, УМДЭ-2500ВИАМ и др. К вспомогательным
средствам этого вида контроля относятся кабели, стержни из меди или алюминия, электроконтакты,
фиксаторы, контрольные образцы, оптические средства для осмотра и т. д. В качестве
вспомогательной аппаратуры используются полюсоискатели, измерители освещенности,
анализаторы суспензий, микровеберметры и др
Порядок подготовки и аттестации дефектоскопистов.
Квалификация дефектоскописта считается достаточной, если он имеет удостоверение о том,
что он: прошел теоретическую и практическую подготовку по методам контроля, которые он будет
применять; изучил действующую документацию на продукцию и на контроль продукции, по
которой он будет работать; работал в должности дефектоскописта в течение времени, оговоренном в
документации на контроль.
Дефектоскописты, систематически работающие со средствами неразрушающего контроля,
подвергаются проверочным испытаниям не реже I раза в год. В исключительных случаях
дефектоскопистам, систематически работающим по контролю определенного вида продукции и
зарекомендовавшим
себя
высококвалифицированными
специалистами,
решением
квалификационной комиссии может быть продлено удостоверение на право контроля без проведения
очередных испытаний.
Метрологическое обеспечение
Метрологическое обеспечение — это установление и применение научных и
организационных основ, технических средств, правил и норм, необходимых для достижения
единства и требуемой точности измерений, выполняемых при техническом обслуживании и ремонте
ЛА.
Основными задачами метрологического обеспечения являются:
•
поддержание инструмента, средств измерения и контрольно-поверочной аппаратуры в
рабочем состоянии и постоянной пригодности к применению;
обеспечение требуемой точности измерений параметров изделий и функциональных
•
систем ЛА (к числу важнейших его задач относятся устранение повреждений, отказов и анализ
технического состояния средств измерений);
•
проведение их периодических проверок и метрологической аттестации;
метрологическая экспертиза разрабатываемой конструкторской, технологической, эксплуатационной
и ремонтной документации;
•
контроль за внедрением и правильным использованием государственных и отраслевых
стандартов;
•
разработка и внедрение стандартов предприятия, регламентирующих нормы точности
измерений, методы их выполнения, и другие положения метрологического обеспечения.
На каждой АТБ имеется метрологическая лаборатория и соответствующие специалисты
(инженеры по метрологии), которые решают практические задачи метрологического обеспечения в
цехах АТБ. При этом в каждом цехе приказом начальника АТБ назначаются ответственные лица для
выполнения практических работ метрологического обеспечения.
Для повышения качества метрологического обеспечения и большей эффективности
специалисты по метрологии проходят специальную подготовку, им выдается соответствующее
удостоверение и оформляется допуск на право выполнения соответствующих работ.
Весь инженерно-технический состав, эксплуатирующий средства измерения при ТО и
ремонте авиационной техники, обязан знать соответствующие правила работы и уметь использовать
предусмотренные средства измерения в работе.
Практическая часть
1. Ознакомитесь с технологическим процессом контроля годности детали
2. Произведите измерения в соответствии с технологическим процессом контроля годности
детали
3. Выполните эскиз детали
4. Отметьте не годные размеры
1.
2.
3.
4.
Вопросы для контроля
Технологические процессы общего назначения
Средства и методы измерительного контроля
Виды измерительного инструмента
Допуски и посадки
МДК. 01.02 Техническое обслуживание авиационных двигателей
ПРАКТИЧЕСКАЯРАБОТА № 3
Тема: Контроль технического состояния ЛА и АД.
Цель: На практике изучить способы контроля технического состояния ЛА и АД.
Теоретическая часть
Система ТО и Р представляет собой совокупность взаимосвязанных элементов: объектов и
средств, исполнителей и технических документов необходимых для поддержания надежности
изделий авиационной техники (АТ) и готовности их к полетам. Виды целевых работ и их объемы
являются исходными характеристиками ТО и Р и ее элементов. Они, в свою очередь,
складываются из трех составляющих: работ по техническому обслуживанию (ТО), по
контролю состояния; по поддержанию и восстановлению надежности.
Работы по ТО (согласно ГОСТ 25866-83 «Эксплуатация техники. Термины и определения»)
обеспечивают подготовку изделия АТ к использованию по назначению, хранению,
транспортированию и приведению в исходное состояние, и не связаны с надежностью.
Работы по контролю за состоянием обеспечивают определение фактического состояния изделий
АТ, что дает возможность принять решение об исправности и возможности дальнейшего
использования. Содержание этих работ характеризуется критериями предельного состояния, до
которого можно использовать изделие по назначению. Требования к безопасности и регулярности
полетов определяют соответствующие стратегии эксплуатации изделий:
- метод эксплуатации до выработки ресурса;
- метод эксплуатации до предотказного состояния;
- метод эксплуатации до отказа.
Работы по поддержанию и восстановлению надежности (согласно ГОСТ 27.002-83
«Надежность в технике. Термины и определения») обеспечивают возможность сохранять свойства
изделий во времени в установленных пределах значений параметров.
Правила назначения объемов и периодичности работ по поддержанию и восстановлению
надежности АТ соответствуют стратегиями ТО и Р. В системе ТО и Р реализуются следующие
работы:
- плановые работы по поддержанию и восстановлению надежности проводятся через заданные
интервалы наработки (времени), а при отказе – внеплановое восстановление;
- плановые работы не проводятся, а при отказе – внеплановое восстановление;
- плановые работы по поддержанию и восстановлению надежности проводятся по результатам
контроля состояния через заданные интервалы наработки (времени), а при отказе – внеплановое
восстановление.
Система ТО и Р АТ разрабатывается на этапах проектирования и изготовления, проверяется на
испытаниях, реализуется и корректируется в процессе эксплуатации. Базовой основой системы
ТО и Р является программа ТО и Р, которая представляет собой документ устанавливающий
количественные характеристики системы ТО и Р в целом, а также порядок разработки,
обеспечения и корректировки характеристики ТО и Р на протяжении всего срока службы объекта
АТ.
Виды и характеристики систем ТОиР
Планово-предупредительная система ТО и Р (традиционная) является в
настоящее время основной в ГА России. Она призвана решать следующие задачи:
- предотвращать возникновение отказов и неисправностей;
- распознавать неисправности на ранней стадии их возникновения;
- в случае возникновения неисправностей предотвращать их последствия.
Назначение плановых профилактических работ осуществляется либо по наработке (в часах,
посадках), либо по календарным срокам. Это дает возможность четко планировать работу АТБ и
ремзаводов ГА, обеспечивать равномерную загрузку обслуживающего персонала. Периодичность
и объемы работ устанавливаются едиными для всей совокупности самолетов данного типа
независимо от их технического состояния.
Техническое состояние самолетов при одинаковой наработке в действительности
оказывается существенно различными. Это объясняется различиями в условиях эксплуатации
таких как режимы работы,региональные условия, оснащенность АТБ, уровень организации работ
по ТОи Р, квалификация технического персонала. При формировании плановопредупредительной системы ТОиР, – межремонтный ресурс, объем ремонта, объемы и
периодичность ТО, устанавливаются из принципа обеспечения минимально допустимого уровня
надежности для самолетов эксплуатирующихся в наиболее тяжелых условиях по возможной
повреждаемости конструкции. Для каждого объекта АТ должно выполняться условие
Роп ≥ Рн,
где Роп – надежность объекта авиационного парка, Рн – минимально допустимый уровень
надежности.
Необходимость выполнения этого условия определяет основные недостатки плановопредупредительной системы ТО и Р:
- завышение объема работ для большинства объектов парка;
- недоиспользование ресурсов многих агрегатов и комплектующих изделий (А и КИ);
- низкая эффективность использования самолетов по прямому назначению;
- повышенные материальные и трудовые затраты из-за выполнения преждевременных
работ ТО и Р;
- медленные темпы увеличения ресурсов из-за необходимости выявления ВС
эксплуатирующихся в наиболее тяжелых условиях.
Важной особенностью планово-предупредительной системы ТО и Р является раздельное
формирование режимов ТО и ремонта. Межремонтный ресурс мог увеличиваться без изменения
режимов ТО. Независимо от режимов ТО и межремонтного ресурса, ремонт выполняется с
полной разборкой объекта.
Система ТОиР по состоянию
Главной особенностью системы ТО и Р по состоянию является принцип соответствия
режимов ТОиР фактическому состоянию ВС и АиКИ. Основой планирования работ является
периодичность и объемы работ по контролю и диагностированию состояния объекта
обслуживания. Объемы работ и периодичность ремонтных форм находятся в прямой зависимости
от режимов ТО.
Система ТОиР по состоянию, формируется на основе методов ТОиР, различающихся по
характеру исходной информации о техническом состоянии:
- ТОиР по состоянию с контролем уровня надежности (эксплуатация до отказа);
- ТОиР по состоянию с контролем параметров (эксплуатация до предотказного состояния).
При формировании системы ТОиР по состоянию работы выполняются в два этапа:
- перед началом эксплуатации нового ВС на основе расчетов, испытаний, опыта
эксплуатации подобных изделий, АиКИ распределяются на группы по методам ТО и Р и каждому
элементу или системе назначаются предварительные режимы диагностирования параметров и
показателей надежности. Самолету в целом устанавливается назначенный ресурс и
предварительная периодичность ремонтного цикла;
- в процессе массовой эксплуатации ВС, на основе изучения условий эксплуатации,
изменения характеристик и показателей надежности планера, Аи КИ и систем производится
корректировка режимов диагностирования.
Эти этапы построения системы ТО и Р по состоянию справедливы для ВС при создании
которых были заложены все требования ТОиР по состоянию, т. е. контролепригодность,
доступность, легкосъемность, живучесть и т.д. На ВС, эксплуатирующихся на воздушных линиях
ГА России указанные требования не нашли достаточного отражения.
Регламентировано-дифференцированная система ТО и Р
Регламентировано-дифференцированная система ТО и Р обеспечивает возможность
поэтапного внедрения системы ТОиР по состоянию на действующем парке ВС.
В такой системе предусматривается комплексный подход к решению проблемы ТЭ
самолетов, рассматривающий процесс ТОиР как единое целое.
Регламентировано-дифференцированная система ТО и Р основана на двух принципах:
1. Принцип регламентации – распространяется на периодичность выполнения
периодических форм ТО и ремонтных форм и подразумевает установление единой для всего
парка ВС периодичности ТОиР.
2. Принцип дифференциации – распространяется на объемы работ, выполняемых при
ТОиР, и подразумевает установление единых для всего парка, попеременных в зависимости от
наработки объекта, объемов работ при ТОиР.
Оба принципа направлены на достижение единой цели – приведение в соответствие
режимов эксплуатации объекта, фактическому техническому состоянию на каждом этапе
наработки.
При формировании регламентированно-дифференцированной системы ТОиР ВС
разрабатываются: регламент технического обслуживания и ремонтные формы.
При формировании регламента ТО определяется объем базовой формы (Ф) периодического
ТО. В эту форму входят работы по очистке и смазке, заправочные работы, и работы по
деффектации наименее надежных узлов и деталей. Определяется периодичность (τ) выполнения
базовой формы (Ф) по результатам статистической оценки надежности и динамики ее изменения в
межремонтный период (Т) с учетом ограничений накладываемых необходимостью контроля
наименее надежных АиКИ.
Объем работ последующих форм определяется как:
Фi = Ф + ∆Фi + Σ∆Фj,
(1.1)
где Фi – объем i-ой формы ТО;
Ф – объем базовой формы;
∆Фi – дополнительные работы свойственные только i-ой форме ТО;
∆Фj – дополнительные работы свойственные предыдущей форме ТО и подлежащие выполнению
при i-ой форме при условии, что j = i/k (k = 1, 2, 3,…i).
Объемы работ базовой формы и дополнительных работ определяются и корректируются по
эксплуатации подконтрольных экземпляров ВС.
Ремонтные формы разрабатываются следующим образом:
- определяется предварительный объем работ первой (базовой) ремонтной формы (Р1). В
эту форму, в основном, входят работы по ремонту и замене неконструктивных элементов,
пассажирского оборудования, восстановлению ЛКП и контролю наиболее ненадежных элементов
конструкции;
- назначается предварительная периодичность (Т) выполнения ремонтных форм и общая
продолжительность ремонтного цикла по результатам испытаний на выносливость, анализа
динамики изменения надежности;
- объем последующих ремонтных форм в пределах ремонтного цикла определяется как:
Рi = P1 + ∆Pi + Σ∆Pj
(1.2)
где Рi – объем i-ой ремонтной формы;
P1 – объем работ i-й ремонтной формы;
∆Pi – дополнительные работы, свойственные только i-ой ремонтной форме;
Σ∆Pj – дополнительные работы, свойственные какой-либо предыдущей ремонтной форме и
подлежащие выполнению при i-ой форме при условии, что j = i/k (k = 1, 2, 3,…i-1);
- на основе результатов подконтрольных испытаний головной группы ВС осуществляется
корректировка объемов и периодичности ремонтных форм.
Формы ТОиР формируются по единому принципу, что обеспечивает возможность
сформировать единую систему ТО и Р.
Поэтапный подход к формированию и внедрению системы ТО и Р по состоянию предполагается
от планово-предупредительной системы ТО и Р через промежуточную регламентированодифференцированную систему для всех типов самолетов.
Планово-предупредительная
система ТО и Р
Регламентированодифференцированная система ТО и Р
Система ТО и Р по состоянию
Практическая часть
1. Ознакомитесь с раздаточным материалом
2. Перечислите основные эксплуатационно-технические параметры ЛА и АД.
3. Перечислите основные показатели надежности ЛА и АД.
4. Перечислите возможные методы проверки соответствия эксплуатационно-технические
параметры ЛА и АД.
1.
2.
3.
4.
Вопросы для контроля
Перечислите основные способы контроля технического состояния ЛА и АД
Определение технического состояния ЛА и АД.
Нормативные документы по техническому состоянию ЛА и АД
Определение надежность.
МДК. 01.02 Техническое обслуживание авиационных двигателей
ПРАКТИЧЕСКАЯРАБОТА № 4
Тема: Роль ИАС в обеспечении безопасности полетов. ИАО полетов.
Цель: На практике изучить роль ИАС в обеспечении безопасности полетов и особенности ИАО
полетов.
Теоретическая часть
Инженерно-авиационное обеспечение полетов.
1.КОМПЛЕКСНАЯ ПОДГОТОВКА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ К ПОЛЕТАМ
При подготовке ЛА к полетам принимают участие специалисты различных служб,
обеспечивающих полеты: инженерно-авиационной, аэродромной, штурманской, коммерческой,
управления воздушным движением и др., что обусловливает необходимость проведения комплекса
работ на ЛА (рис. 1). Здесь регламентирующим фактором является расписание полетов и конкретное
задание на полет, определяемое экипажу командованием.. Четкая деятельность всех служб
обеспечивает соблюдение регулярности полетов и отсутствие задержек по вине служб.
Комплексная подготовка ЛА к полету включает техническую подготовку ЛА и подготовку
экипажа. Техническая подготовка осуществляется ИАС, которая несет ответственность за
инженерно-авиационное обеспечение полетов и имеет право контроля за деятельностью всех других
служб авиапредприятия. Подготовка, осуществляемая ИAC, включает следующие основные работы:
1.
выполнение очередного ТО согласно регламенту;
устранение неисправностей и отказов систем, выявленных в предыдущих полетах и при
2.
выполнении очередной формы ТО,
3.
заправку топливом, жидкостями, газами;
4.
мойку; удаление снега и льда (в зимний период);
5.
кондиционирование воздуха в кабинах;
подогрев двигателя и систем (при необходимости);
6.
7.
осмотр и приемку ЛА экипажем;
8.
оформление документации.
Все члены экипажа ЛА обязаны всякий раз в полном объеме и качественно выполнять
подготовку к полету независимо от его продолжительности и назначения (рис.2). Предполетная
подготовка выполняется в соответствии с требованиями документов, регламентирующих летную
работу: НППГА — наставления по производству полетов в гражданской авиации СССР, ОПП —
организация и проведение полетов, НШС — наставления по штурманской службе и т. д. Она
подразделяется на предварительную и предполетную. Основной вид подготовки к полету —
предварительная подготовка, которая выполняется накануне дня вылета в полном составе экипажа
под руководством командира летного подразделения и его заместителя.
В процессе предварительной подготовки уясняются задачи предстоящего полета или полетов,
подбирается и уточняется документация, необходимая для выполнения полетов, изучаются и
уточняются особенности техники пилотирования, эксплуатации ЛА и его функциональных систем,
порядок взаимодействия членов экипажа в нормальных условиях полета и особых ситуациях.
Порядок проведения и содержание предварительной подготовки определены в руководящих
документах. Такая подготовка особенно важна перед первым самостоятельным полетом командира
на данном типе ЛА, перед первым полетом командира ЛА по данной трассе, маршруту, перед
полетом по специальному заданию, перед выполнением нового вида авиационных работ. Если
выполняются систематические полеты по дан ной трассе или однотипные авиационные работы в
равнинной или холмистой местности, такая подготовка проводится один раз в 6 мес. В горной
местности она проводится не реже 1 раза в 3 мес, если имеются перерывы в полетах
продолжительностью более 30 календарных дней.
При систематических полетах по известной трассе или выполнении авиационных работ в уже
известном районе в процессе предварительной подготовки изучаются дополнительно особенности
выполнения полетов в предстоящий период года, а также изменения в инструкциях по производству
полетов и документации аэронавигационной информации. В заключение выполняется контроль
готовности экипажа к выполнению полетов.
2. ПРЕДПОЛЕТНАЯ ПОДГОТОВКА ЛА
Бригадир-авиатехник, ответственный за выполнение работ по обеспечению вылета, в первую
очередь несет ответственность за подготовку ЛА к полету. Прежде чем приступить к выполнению
работ по обеспечению вылета, бригадир-авиатехник обязан проверить карту-наряд на оперативное
ТО, которое к этому времени должно быть полностью закончено, просмотреть бортовой журнал и
убедиться лично, что документация на обслуживание ЛА оформлена правильно и подписана
должностными лицами, ответственными за выполнение работ. Работы по обеспечению каждого
вылета выполняются в строгом соответствии с регламентом технического обслуживания. Если при
этом исполнители обнаружат отдельные, не замеченные ранее повреждения или неисправности или
какие-либо другие отклонения от технических условий, то бригадир обязан об этом доложить
инженеру смены, который определяет порядок устранения замеченных отклонений технического
состояния от нормы и время окончания всех работ. Свое решение инженер докладывает начальнику
смены.
Зачастую, кроме работ по обеспечению вылета, указанных в регламенте, возникает
необходимость выполнить некоторые дополнительные работы, например:
дозаправку ГСМ спецжидкостями, водой;
дозарядку систем газами; удаление снега, инея, льда с поверхности ЛА;
кондиционирование воздуха в кабинах (зимой — подогрев, летом — охлаждение);
подогрев двигателей и изделий;
буксирование ЛА на перрон или на площадку для запуска и пробы двигателей.
Перечисленные задачи ИАС при эксплуатации современных пассажирских ЛА выливаются в
сложные процессы взаимодействия различных специалистов с ЛА и наземной техникой. Поэтому
одна из наиболее актуальных проблем в общем комплексе задач, решаемых ИАС, — проблема
механизации и автоматизации процессов ТО ЛА. Ее решение позволит не только сократить затраты
труда и повысить его производительность, но и снизить простои ЛА при подготовке к полету,
повысить интенсивность его использования, регулярность и безопасность полетов.
В соответствии с НТЭРАТ ГА подготовленным к полету считается ЛА, на котором имеется
достаточный ресурс для выполнения задания; системы заправлены ГСМ, спецжидкостями и
заряжены газами в соответствии с заданием на полет и регламентом; судовая документация
находится на борту; бортовое аварийно-спасательное оборудование и снаряжение укомплектованы
согласно описям и перечням в бортовом журнале; приведены работы по обеспечению вылета;
должностные лица АТБ в карте-наряде подписали заключение о том, что ЛА подготовлено к полету
и разрешен вылет. При этом такие работы, как уборка троса заземления и упорных колодок из-под
колес, обеспечение запуска двигателей, отключение наземных источников питания, заключительный
осмотр ЛА и обеспечение выруливания, ИТС выполняет в процессе ТО и после сдачи ЛА экипажу.
После этого должностные лица АТБ в карте-наряде подписывают заключение о том, что ЛА
подготовлен к полету и вылет разрешен. Так, для ЛА 1-го и 2-го классов это решение принимает
инженер или начальник смены, для ЛА 3-го и 4-го классов с ГТД, применяемых для воздушных
перевозок, — инженер по эксплуатации. В отдельных случаях такое заключение дают старший или
главный инженер АТБ и его заместитель по А и РЭО, начальники цехов, отделов, инженеры OTK и
техотдела, имеющие допуск. Для ЛА 4-го класса, используемых для авиационных работ, разрешение
на вылет может давать авиатехник, обслуживающий ЛА.
Перед подписанием карты-наряда должностное лицо обязано убедиться в наличии: подписей
исполнителей и контролирующих специалистов в карте-наряде, что свидетельствует о выполнении
работ по осмотру, обслуживанию и всех других дополнительных работ; подписей инженера или
бригадира по А и РЭО; подписи инженера по эксплуатации или техника-бригадира,
свидетельствующие об исправности ЛА; подписей исполнителей, ответственных за выполнение
работ по обеспечению самого вылета, и контролирующих лиц. Должностное лицо должно также
лично проверить, выполнены ли все работы по обеспечению вылета, контроль которых возложен на
инженера.
На ряде авиапредприятий и учебных заведений применяется закрепленный метод ТО. В этом
случае разрешение на вылет дает инженер или бригадир, а при единичном базировании на
временном аэродроме — авиатехник, за которым закреплен ЛА. После выполнения всего объема
работ экипаж информирует об этом и ему передаются оформленная карта-наряд на опертивное ТО,
бортовой журнал, бланк справки о работе ЛА в рейсе, судовая документация и ключи от ЛА. Дальнейший осмотр ЛА выполняется членами экипажа, а технический состав в это время снимает чехлы,
заглушки, струбцины, штыри, другие временно устанавливаемые и снимаемые перед вылетом
устройства, которые передаются бортинженеру или бортмеханику.
Если члены экипажа в процессе своего осмотра обнаружат какие-либо неисправности, то
бригадир, ответственный за обеспечение вылета, срочно принимает меры по их устранению.
Руководство по летной эксплуатации конкретных ЛА предусматривает возможность вылета с
отдельными неисправностями. Перечень таких неисправностей имеется в РЛЭ. Разрешение на вылет
в подобных случаях выдает начальник смены или инженер. При этом производится
соответствующая запись в бортжурнале о характере неисправности. Такая же запись делается в
карте-наряде на оперативное ТО и об этом информируют командира экипажа.
Возможны случаи, когда на аэродроме вылета нет специалиста инженерно-авиационной
службы, допущенного к эксплуатации данного типа ЛА. Решение о вылете с неисправностями и
повреждениями в этом случае принимает командир экипажа по согласованию с главным инженером
УГА и делает соответствующую запись в бортовом журнале. Командир экипажа как лицо,
ответственное за выполнение полета, имеет право окончательного решения во всех случаях на вылет
с неустраненными неисправностями. Свое решение он принимает с учетом условий предстоящего
полета, оборудования аэродромов взлета и посадки и других обстоятельств, влияющих на
безопасность полета.
1.
2.
3.
Практическая часть
Ознакомитесь с раздаточным материалом
Перечислите основные требования обеспечения безопасности полетов
Перечислите основные показатели безопасности полетов
4.
Сформулируйте роль ИАС в обеспечении безопасности полетов
Вопросы для контроля
1.
2.
3.
4.
ИАО полеты
Требования обеспечения безопасности полетов
Роль ИАС в полете
Роль ИАС в обеспечении безопасности полетов
МДК. 01.02 Техническое обслуживание авиационных двигателей
ПРАКТИЧЕСКАЯРАБОТА № 5
Тема: Эксплуатационно-техническая документация ТО ЛА и АД
Цель: На практике изучить эксплуатационно-техническую документацию ТО ЛА и АД
Теоретическая часть
Техническое состояние функциональных систем (ФС) и АиКИ самолетов существенно
зависит от условий эксплуатации и наработки с начала эксплуатации. Для планера и механических
систем самолета преобладает модель постепенного преобразования неисправностей в отказ: это
износ, старение, усталостные повреждения. Интенсивность отказа ФС при наличии многих
развивающихся неисправностей является возрастающей функцией времени [2].
Совокупность эксплуатационных факторов, действующих на каждую ФС и ее элементы в
процессе эксплуатации, можно представить в виде трех групп:
Xi – функциональные факторы связанные с использованием самолета по назначению;
Ki
–
региональные
факторы,
определяемые
географическим
расположением
эксплуатационного предприятия;
Оi – технические факторы, определяемые системой и процессами ТОиР.
Для каждой ФС самолета должно выполняется условие:
Pij ( t ) = Pio ( t )ϕ i ( xij ) f i ( kij )θ i ( Oij ) ≥ PHi
,
(1.3)
где Рio(t) – надежность i-й ФС в момент t при ее эксплуатации в расчетных условиях;
Рij(t) надежность i-й ФС j-го самолета при наработке t;
ϕi , f i , Θi – функции зависимости надежности от условий эксплуатации, нормализованные к
расчетным уровням факторов;
xij, kij, Oij – уровни эксплуатационных факторов для
РНi – минимально допустимый уровень надежности
j-го самолета;
i-й ФС.
Для самолета в целом:
n
Pj ( t ) = ∏ Pij ( t ) ≥ PH
i =1
,
(1.4)
где n – количество независимых ФС, обеспечивающих функционирование самолета на любом
этапе полета.
Значение РН (минимально допустимого уровня надежности) по показателям безотказности
нормируется Нормами летной годности (НЛГ). При формировании программы ТОиР самолета для
ФС и их АиКИ могут быть реализованы следующие принципы формирования режимов ТОиР,
обеспечивающие реализацию условия (1.3):
- по периодичности (по ресурсу) (ПП);
- по состоянию (ТЭС);
- дифференцированный по наработке с начала эксплуатации (ДПН).
Формирование режимов ТОиР по периодичности (по наработке) базируется на следующих
положениях:
- поток событий, характеризующих потребность выполнения работ по ТО и Р элементов ВС,
является стационарным;
- количество событий определяется только интервалом наработки, независимо от этапа
наработки самолета с начала эксплуатации.
Pi(t)
1
Di(Pi)
Pi1(t)
Piн
Pin(t)
Pio(t)
0
ti1н
tinн
tiон
t
Рис. 1.1. Реализация надежности i-й системы самолета
в различных условиях эксплуатации.
Область Di (Pi) (Рис. 1.1) возможных реализаций функции надежности i-й системы в
допускаемых условиях эксплуатации; Рi1(t) и Pin(t) – граничные реализации функции надежности i-й
системы в наиболее и наименее благоприятных условиях эксплуатации; Pio(t) – реализация функции
t
надежности системы в расчетных условиях эксплуатации; iH - наработка, при которой надежность
системы достигает предельно допустимого минимального значения; РiH – минимально допустимый
уровень надежности i-й системы.
Случайный процесс появления потребности в выполнении работ по ТО и Р определяется как
стационарный поток восстановления без последствия. Выполнение условия (1.3) определяется двумя
способами:
1. ПП-1 – полное восстановление на каждой форме;
2. ПП-2 – частичное восстановление на каждой форме.
При полном восстановлении на каждой форме ТО или ремонта (например, в системе
капитальных ремонтов) периодичность определяется из рис.1.1 и 1.2.
Pj(t)
D j(Pj)
1
Piн
P1н
Pnj(t)
P1j(t)
Pnн
0
Pij(t)
t1jн
tijн
t
Рис.1.2. Надежность j-го самолета как совокупности составляющих его систем в данных
условиях эксплуатации.
Dj (Pj) – область определения реализаций функции надежности i-ых систем j-го самолета;
Pij(t), Pnj(t) – реализации надежности наименее и наиболее надежных систем самолета в конкретных
t
ijH
условиях эксплуатации;
- наработка i-й системы в условиях эксплуатации j-го самолета при
которой достигается минимально допустимый уровень надежности системы; РiH - минимально
допустимый уровень надежности i-й системы.
{
}
τ = min tijH − ασ ( tijH ) , i = 1, n;
j = 1, N
.
(1.5)
Изучение реализации процесса изменения надежности ФС в наихудших условиях
эксплуатации приводит к тому, что периодичность и объемы ТОиР удовлетворяют условию (1.3) для
самолетов, эксплуатирующихся в наиболее тяжелых условиях. Отсюда объем любой формы
определяется из соотношения
n
Фi ( t ) = ∑ max {Фij }, i = 1, n;
j = 1, N
.
(1.6)
Так как из гипотезы о стационарности потока восстановления и условия полного
восстановления на каждой форме следует, что в моменты t = τ происходит полное восстановление
ФС, далее отсчет наработки начинается с нуля.
При частичном восстановлении на каждой форме используется то обстоятельство, что
предельный уровень надежности ФС достигается при различной наработке ФС (Рис. 1.2), поэтому с
периодичностью τ (1.5) на каждой форме необходимо выполнять восстановление тех систем,
надежность которых в интервале наработки τ k ≤ t ≤ τ (k+1) достигает предельного уровня.
Следовательно, ПП-2 определяет поток восстановления как стационарный, случайный,
периодический процесс с периодом
i =1
{
}
T = max tijH − ασ ( tijH ) , i = 1, n;
j = 1, N
.(1.7)
объем работ к-й формы в пределах цикла формируется как
Фк =Фк-1 +∆Фк.
(1.8)
Объем работ формы, замыкающей цикл, будет:
n
Фn = Ф1 + ∑ ∆Фк
(1.9)
Таким образом, каждая последующая форма полностью включает все работы предыдущей, а
замыкающая форма по объему определяется в соответствии с (1.7). При этом происходит полное
восстановление всех ФС до исходного уровня надежности и далее отсчет наработки начинается с
нуля. По такому принципу построена система действующих в ГА регламентов и
регламентированный ремонт. Эффективность ПП-2 перед ПП-1 определяется тем, что µ-я форма ТО
или ремонта в пределах цикла меньше замыкающей формы, равной по объему выполняемых работ
любой форме ПП-1.
Принцип формирования режимов ТО и Р по состоянию предполагает, что объемы и
периодичность работ ТО и Р должны определятся закономерностями изменения надежности каждого
элемента самолета в конкретных условиях его эксплуатации. Формирование режимов ТО и Р
базируется на следующих положениях:
- поток событий, возникновения необходимости работ ТО и Р является нестационарным и
случайным;
- количество событий определяется этапом наработки, величиной интервала и условиями
эксплуатации.
Следовательно, случайный процесс появления потребности в работах ТО и Р определяется
как нестационарный поток восстановления с последействием.
Рассматривая ФС как совокупность составляющих ее элементов (рис. 1.2), для j-х условий
эксплуатации самолета периодичность, при которой выполняется (1.3), определяется для каждого
элемента в виде
к =2
{
},
τν j = min t ν jH − ασ ( tν jH )
(1.10)
ν = 1, q
где
- количество элементов ФС.
Объем работ для обеспечения реализации условия (1.3) на каждом этапе наработки в любых jх условиях эксплуатации для самолета в целом, будет
n
Ф j ( t ) = ∑ Фi ( t )
. (1.11)
Дифференцированный по наработке с начала эксплуатации принцип формирования ТО и Р
основывается на том положении, что поток событий, заключающийся в возникновении потребности
в выполнении работ по ТО и Р, состоит из двух случайных процессов:
- стационарного процесса, представляющего совокупность работ, объемы которых не зависят
от этапа наработки самолета и определяются только периодичностью их выполнения (заправочносмазочные, регулировочные, смотровые, работы по очистке и т.д.);
- нестационарного процесса, представляющего совокупность работ, объемы которых
определяются этапом наработки самолета и периодичностью их выполнения (диагностика, ремонт,
замена агрегатов, восстановление покрытий).
Следовательно ДПН содержит основные положения ПП-1 и ПП-2, что обуславливает
особенности формирования режимов ТО и Р. Периодичность форм определяется по принципу ПП-2.
В каждую форму включаются работы с данной периодичностью, составляющие стационарный поток
восстановления наиболее «слабых» элементов ФС, и работы по обеспечению функционирования.
Совокупность этих работ составляет объем первой (базовой) формы ТО и Р (Ф1j) каждой ФС. Объем
работ к-й формы i-й ФС определяется как
Фiк = Ф1i + ∆Фiк + Σ∆Фск,
(1.12)
где ∆Фiк – объем дополнительных работ, свойственных только данному этапу наработки
самолета и подлежащих выполнению на к-й форме;
∆Фск – дополнительные работы, свойственные одной из предыдущих форм, и подлежащих
выполнению, если наработка, при которой выполняется к-я форма кратна потребности
периодичности их выполнения.
По отношению к регламентированному принципу программы ПП-2 программа ДПН имеет
следующие отличия:
- из каждой к-й формы исключаются работы предыдущих форм, если ее наработка не кратна
наработкам, свойственным этим формам;
- объем дополнительных работ к-й формы определяется независимо от работ формы к-1.
Структура работ по программе ДПН дает возможность их независимого переноса ∆Фi из
одной формы в другую, включать в формы разовые работы по доработкам, заменам или целевому
контролю состояния, ранжировать объемы работ в зависимости от условий эксплуатации, т.е. решать
задачи свойственные ТЭС. В ДПН предусматривается комплексный подход к процессу технической
эксплуатации, при котором циклом ТО является межремонтный ресурс, а циклом ремонта –
назначенный ресурс самолета. Деление работ на ремонтные и ТО зависит от уровня
эксплуатационной технологичности самолета и организационной структуры эксплуатационных и
ремонтных служб.
Переход от ПП системы ТО и Р к системе ДПН дает возможность сократить трудозатраты на
20÷30%, а простои на 10÷20% без существенной перестройки принципов планирования и
организации ТО и Р с поэтапным внедрением ТЭС для отдельных ФС.
i =1
Уровень надежности самолета, запланированный при проектировании, в процессе
эксплуатации можно обеспечить за счет наземного обслуживания двумя принципиально различными
методами технического обслуживания и ремонта (ТОиР):
по наработке (по ресурсу);
по фактическому состоянию.
Стратегии ТОиР по наработке (стратегии по наработке или по ресурсу) существенно
отличаются от стратегий ТОиР по состоянию (стратегий по состоянию).
Эти отличия заключаются не только в самом характере технологических процессов ТОиР, но
и в распределении ресурсов, потребных на развитие производственно-технической базы,
соответствующей требованиям той или иной стратегии
При техническом обслуживании по наработке (по ресурсу) перечень и периодичность
выполнения операций ТО определяются значением наработки изделия с начала эксплуатации или
после капитального (среднего) ремонта
При проведении ремонта по наработке объем разборки изделия и дефектации его составных
частей назначается единым для парка однотипных изделий в зависимости от наработки с начала
эксплуатации и (или) после капитального (среднего) ремонта, а перечень операций восстановления
определяется с учетом результатов дефектации составных частей изделия
Метод ТОиР по наработке (ресурсу) предполагает проведение через заранее
запланированные интервалы наработки (налета) самолета заранее заданных работ по ремонту или
замене агрегатов и систем вне зависимости от их фактического состояния.
Предполагается при этом, что в пределах установленного заранее времени эксплуатации
гарантирована безотказная работа агрегатов и систем и необходимый уровень их выходных
параметров. Ресурс в этом случае устанавливается из опыта эксплуатации аналогичных самолетов и
на основании специальных ресурсных испытаний создаваемого самолета, его агрегатов и систем в
естественных и лабораторных условиях.
Разработанные ускоренные методы наземных ресурсных испытаний тем не менее требовали
подтверждения в процессе летных испытаний. Работа парка новых самолетов на полную проектную
производительность с первых дней эксплуатации сдерживалась возможностями подтверждения
надежности в по-летах самолетов-лидеров, имеющих опережающий налет, т.е. больший, чем у
любого самолета, находящегося в эксплуатации.
Однако и в этом случае практически не представляется возможным достаточно надежно
назначить ресурс, поскольку для большинства агрегатов и систем самолета распределение отказов
по наработке имеет случайный характер и невозможно установить четкие зависимости
интенсивности отказов по наработке.
Стратегия ТОиР по наработке предполагает развитие экспериментальной базы предприятий
промышленности и обеспечение на этой основе обоснованных ресурсов до ремонта для каждой
совокупности однотипных объектов.
Метод обслуживания по ресурсу широко применялся и применяется в авиации, поскольку
только сравнительно недавно начали появляться технические возможности надежного контроля
фактического состояния агрегатов и систем самолета в процессе эксплуатации.
При техническом обслуживании по состоянию перечень и периодичность выполнения
операций ТО определяются фактическим техническим состоянием изделия в момент начала ТО.
При проведении ремонта по состоянию перечень операций, в том числе разборки,
определяется по результатам диагностирования изделия в момент начала ремонта, а также по
данным о надежности этого изделия и однотипных изделий
Метод ТОиР по состоянию предполагает проведение работ по ремонту или замене агрегатов и
систем в соответствии с их фактическим техническим состоянием на данный момент эксплуатации
по результатам непрерывного или периодического контроля параметров на предмет выявления
предотказного состояния агрегатов и систем с учетом статистических данных по всему парку
самолетов об отказах агрегатов и узлов, не влияющих на безопасность полета.
Это позволяет с самого начала эксплуатации обеспечивать расчетную производительность
самолета, непрерывно поддерживая в процессе эксплуатации запланированный ресурс.
Естественно, что при таком методе основной проблемой, решение которой позволит
эксплуатировать самолет до предотказного состояния, является контроль для выявления ранних
признаков опасных отказов, создающих аварийную или катастрофическую ситуацию
Стратегия ТОиР по состоянию предполагает обеспечение высокого уровня эксплуатационноремонтной технологичности конструкций, создание в достаточных объемах эффективных средств
диагностирования и неразрушающего контроля, развитие производственно-технической и
экспериментальной базы эксплуатационных и ремонтных предприятий.
Выбор метода технической эксплуатации должен производиться на самых ранних стадиях
проектирования самолета, поскольку это оказывает серьезное влияние на параметры агрегатов и
систем самолета, от которых в конечном счете зависит эксплуатационная технологичность –
совокупность свойств самолета, определяющих его приспособленность к выполнению всех видов
работ по эксплуатации, техническому обслуживанию и ремонту.
В условиях интенсивной эксплуатации самолета в качестве показателя эксплуатационной
технологичности выступает время подготовки к повторному вылету (при заданном уровне
материальных затрат на эту подготовку), поскольку увеличение доли самолетов, не готовых к вылету
в данный момент времени, снижает боевую или экономическую эффективность парка самолетов,
определенную в процессе проектирования.
Практическая часть
1. Ознакомьтесь с раздаточным материалом.
2. Выпишете виды эксплуатационно-техническая документации ТО ЛА и АД
3. Что регламентирует ведение эксплуатационно-техническая документация ТО ЛА и АД
(найдите нормативные документы)
4. Заполните журнал технического обслуживания АД
1.
2.
3.
4.
Вопросы для контроля
Эксплуатационно-техническая документация ТО
Эксплуатационно-техническая документация ЛА
Эксплуатационно-техническая документация АД
Правила ведения эксплуатационно-техническая документации ТО ЛА и АД
МДК. 01.02 Техническое обслуживание авиационных двигателей
ПРАКТИЧЕСКАЯРАБОТА № 6
Тема: Технологические основы ТО силовых установок. Контроль технического состояния АД,
оценка технического состояния топливных и масляных систем
Цель: На практике изучить технологические основы ТО силовых установок, контроль технического
состояния АД, оценка технического состояния топливных и масляных систем
Теоретическая часть
1 ОТКАЗЫ И НЕИСПРАВНОСТИ СУ
Опыт эксплуатации ЛА с газотурбинными двигателями показывает, что наиболее
характерными отказами СУ являются отказы двигателей, отказы и неисправности топливной и
масляной систем. Статистические данные по отказам авиационных двигателей свидетельствуют о
том, что в основном они возникают по конструктивно-производственным причинам. Однако они
появляются и по эксплуатационным причинам, таким, как попадание воды, грязи, птиц и других
посторонних предметов при запуске и движении ЛА по рулежным дорожкам или ВПП, а также при
заправке некондиционными жидкостями.
Среди отказов ГТД различают параметрические или постепенные, обусловленные выходом
какого-либо параметра за установленный допуск, и внезапные, обусловленные разрушением
отдельных деталей и узлов двигателей.
Поскольку основным параметром двигателя является тяга или создаваемая мощность, то об
отказе двигателя экипаж узнает по уменьшению ускорения ЛА на взлете или стремлению к
развороту и крену в сторону отказавшего двигателя.
Наиболее характерными являются отказы, приводящие к газодинамической неустойчивости
двигателя, из-за:
отказа или неисправности механизма управления компрессором,
отказа системы автоматического регулирования подачи топлива в двигатель,
разрушения лопаток компрессора и заклинивания вала двигателя и др.
Падение тяги или невыход двигателя на заданный режим, возможны, вследствие нарушения
регулировки топливного насоса из-за:
усадки пружин;
или засорения каналов и жиклеров в агрегате;
засорения топливных фильтров механическими примесями;
обмерзания топливных фильтров при низких температурах из-за наличия воды в топливе.
Нарушение подачи топлива, может происходить, вследствие скопления воздуха в качающих
узлах насосов или в застойных участках трубопроводов, нарушения герметичности линий командной
автоматики топливного насоса-регулятора и т. д.
Заклинивание вала ротора двигателя может происходить вследствие характерных
неисправностей системы смазки, таких как:
недостаточного поступления масла к отдельным подшипникам;
изменения зазоров между ротором и корпусом маслонасоса, которое приводит при
неравномерном остывании к изменению режима работы;
недостаточной фильтрации масла от механических примесей и неэффективного
воздухоотделения, что нарушает циркуляцию масла, и т. д.
Разрушение лопаток компрессора и турбин, вызываются:
пульсацией газовоздушного потока;
неравномерностью полей давления и температур;
повреждением лопаток посторонними частицами,
конструктивными недостатками, обусловленными низкой виброустойчивостью, дефектами
материала лопаток и т. д.
При эксплуатации силовых установок возможно появление различных неисправностей и
отказов в масляной системе. Так, эксплуатация двигателей запрещается, если:
давление масла на входе в двигатель не соответствует ТУ;
перед запуском двигателя температура масла на входе в двигатель ниже допустимой
минимальной (по ТУ для масел МС-8П и МК-8П не ниже –25°C);
-
горит сигнальное табло «Стружка в масле»;
физико-химические свойства масла не соответствуют нормам МТУ;
перетекание масла из маслобака в двигатель во время стоянки самолета более 1 л в сутки;
имеют место опасные течи горюче-смазочных материалов и др.
Масляные системы современных ЛА оборудуются диагностической аппаратурой,
позволяющей контролировать давление, температуру, наличие стружки в масле, осуществлять
пожарную сигнализацию. К средствам раннего диагностирования можно отнести магнитные пробки
для улавливания ферромагнитных частиц и периодический спектральный анализ проб масел на
содержание железа и других металлов.
В настоящее время оценка эксплуатационной надежности авиационных двигателей
производится в основном по трем среднестатистическим показателям:
наработке, приходящейся на один отказ двигателей в полете, ТОП;
наработке приходящейся на один досрочный съем двигателя, TДСД;
наработке, приходящейся на одну неисправность выявленную и устраненную при техническом
обслуживании ТОУЭ.
На эксплуатационных предприятиях выполняется оперативный учет этих показателей и
сравнение фактических значений (ТОП.Ф, ТДСД.Ф, ТОУЭ.Ф) с нормативными (ТОП.Н, ТДСД.ТОУЭ.Н).
Для оперативного решения применяются частные относительные показатели
Топ*= Топ.ф/Т оп.н'
Тдсд *= Т дсд.ф/Тдсд.н
Т'оу э* = Tоуэ.ф/Т оу э.н ·
ХАРАКТЕРНЫЕ ОТКАЗЫ И НЕИСПРАВНОСТИ (Изменение технического состояния СУ)
В настоящее время в гражданской авиации эксплуатируется большое количество различных
типов двигателей. В процессе эксплуатации каждого типа двигателя выявляются отказы и
неисправности, связанные с разрушением различных конструктивных элементов из-за
несовершенства их конструкции, технологии производства или ремонта и нарушения правил
эксплуатации. Разнообразный характер отказов и неисправностей отдельных узлов и агрегатов при
эксплуатации силовых установок в каждом конкретном случае требует индивидуального подхода к
анализу их состояния.
Наиболее частыми причинами отказов и неисправностей, приводящим к досрочной замене
двигателей и в ряде случаев к их выключению в полете, являются повреждения и разрушения
лопаток компрессора, турбины, камер сгорания, опор двигателя, вращающихся механических частей,
агрегатов системы регулирования и смазки двигателя. Повреждения компрессоров связаны зачастую
с попаданием в них посторонних предметов и усталостными разрушениями лопаток. Наиболее
частыми последствиями попадания посторонних предметов являются забоины и вмятины на
лопатках компрессора, которые создают очаги концентрации напряжений и могут привести к
усталостному разрушению.
рис 12. Эрозионно-коррозионные
повреждения лопаток турбины двигателя АИ-24
Причиной усталостного разрушения лопаток компрессора является совместное действие
статических и вибрационных нагрузок, которые под влиянием концентрации напряжений,
вызываемых различными технологическими и эксплуатационными факторами и воздействием
окружающей агрессивной среды, вызывают в итоге усталостные разрушения. При эксплуатации
двигателей большого ресурса наблюдаются случаи износа лопаток компрессора и уплотнений,
отложения пыли, грязи и солей на лопатках компрессора, что приводит к снижению коэффициента
полезного действия двигателя и уменьшению запаса устойчивости по помпажу. Усталостные
трещины чаще всего зарождаются в замковой части лопаток, на выходных и входных кромках.
Для предупреждения отказов двигателей по причине разрушения компрессоров
необходимо контролировать техническое состояние лопаток компрессоров при их
обслуживании. Конструкция двигателей должна обеспечивать возможность осмотра всех
ступеней лопаток компрессора.
Наиболее частыми дефектами турбин газотурбинных двигателей являются оплавления,
трещины, коробление и эрозионно-коррозионные повреждения лопаток сопловых аппаратов, дисков
турбин и рабочих лопаток (рис. 12). Такого рода повреждениям в первую очередь подвержены
рабочие и сопловые лопатки первых ступеней турбин, изменение состояния которых в значительной
мере влияет на экономичность двигателей, а интенсивный эрозионно-коррозионный износ
существенно снижает прочность и в ряде случаев является причиной обрыва.
Основной причиной интенсивного эрозионно-коррозионного повреждения лопаток
является попадание в двигатель солей щелочных металлов вместе с продуктами пыли, влаги и
продуктами сгорания, которые в условиях высоких температур, разрушают защитную окисную
пленку и способствуют адсорбции серы на поверхности «металл – окисел». Вследствие этого, при
длительной эксплуатации двигателей, происходит интенсивное сульфидирование металла,
приводящее к его разрушению.
Причинами коробления и оплавления лопаток сопловых аппаратов и рабочих лопаток
турбины является превышение температур выше допустимых значений при запуске двигателя или
неисправности топливорегулирующей аппаратуры, приводящие к завышению расхода топлива.
рис Трещина и обрыв заклепок камеры сгорания
Внедрение систем защиты двигателей от превышения температур в виде предельных
регуляторов температуры газов (систем ПРТ, OTT) на газотурбинных двигателях второго поколения
значительно уменьшает вероятность появления указанных дефектов.
Одним из наиболее частых дефектов турбин является усталостное разрушение рабочих
лопаток. Усталостные трещины чаще всего зарождаются в замковой части лопаток, на выходных и
входных кромках. Рабочие лопатки турбины эксплуатируются в сложных условиях и подвергаются
воздействию сложного спектра динамических и статических нагрузок. В связи с большим
количеством запусков и выключений двигателей, а также многократными изменениями режимов их
работы лопатки турбины подвергаются многократным циклическим изменениям теплового и
напряженного состояний.
На переходных режимах передние и задние кромки лопаток подвергаются более резким
изменениям температуры, чем средняя часть, в результате чего в лопатке возникают значительные
термические напряжения.
При накоплении циклов нагревания и охлаждения в лопатке могут появляться трещины
вследствие термической усталости, появляющиеся при различной наработке двигателей. При этом
главным фактором будет не общее время наработки лопатки, а число повторных циклов изменений
температуры.
Своевременное выявление усталостных трещин лопаток турбин при техническом
обслуживании значительно повышает надежность их эксплуатации в полете и предупреждает
вторичные разрушения в двигателе при обрыве лопаток турбины.
Камеры сгорания также являются уязвимым конструктивным элементом ГТД. Основными
неисправностями камер сгорания являются трещины, коробления и местные оплавления или
прогары (рис.). Возникновению трещин способствуют неравномерные нагревы камер сгорания на
переходных режимах, неисправности топливных форсунок, приводящие к искажению формы факела
пламени. Искажение формы факела пламени может приводить к местным перегревам и даже к
прогару стенок камер сгорания. Температурный режим камер сгорания в значительной мере зависит
от режимов работы двигателя. Длительная эксплуатация двигателей на повышенных режимах
приводит к повышению температуры стенок камер сгорания и степени неравномерности их нагрева.
В связи с этим для повышения надежности двигателей необходимо соблюдать установленные
ограничения непрерывной работы двигателей на повышенных режимах
10.2 Контроль, диагностирование и прогнозирование технического состояния СУ
Успешность контроля технического состояния СУ конкретных типов ЛА, определяется их
контролепригодностью, а также качеством организации работ по контролю на авиационном
предприятии.
Отказы СУ по степени их влияния на безопасность полета можно объединить в четыре
группы.
К первой следует отнести отказы, приводящие к возникновению особых ситуаций в полете,
которые обусловливают специальные действия экипажа по парированию возможных последствий.
Вторая группа отказов при их возникновении в полете не требует специальных действий от
экипажа, поскольку не вызывает особой ситуации выше, чем усложнение условий полета.
Оперативная выдача информации в этом случае не предусматривается. Однако с такой категорией
отказов продолжение полета из промежуточного аэропорта не допускается и они должны
устраняться при подготовке к очередному полету.
Третья группа отказов явного проявления не имеет и выявляется только в процессе
диагностирования на базовом предприятии. Они подлежат устранению при ТО. Вылет с такими
отказами не разрешается.
К четвертой группе отказов относятся такие, которые допускают выполнение полетов,
поскольку создают вероятность особой ситуации существенно менее нормируемой. Они подлежат
устранению при очередной форме ТО.
Контроль технического состояния СУ осуществляется бортовыми, наземно-бортовыми и
наземными устройствами.
Бортовыми средствами контроля в настоящее время оснащаются все ЛА. Эти средства
постоянно совершенствуются.
Так, например, в силовой установке самолета Ил-86 контролируются следующие системы:
масляная,
автоматического регулирования подачей топлива,
запуска,
измерения и регистрации параметров,
газовоздушного тракта двигателей.
Кроме того, оцениваются вибросостояние двигателя, состояние узлов крепления, эквивалент
и циклическая наработка, которая характеризует выработку ресурса, тяга на взлетном режиме.
Контроль технического состояния двигателей производится на режимах запуска, земного малого
газа, взлета, набора высоты, крейсерском режиме, при реверсировании тяги, при перекладке PHA,
при выдаче сигнала «номинал» от телеметрической системы управления двигателем.
В настоящее время, в большинстве случаев, обработка всех измеренных в полете параметров
осуществляется в наземных условиях вручную или автоматически. Для полноты оценки
технического состояния двигателей, информация дополняется сведениями, поступающими из
лабораторий АТБ, которые используют все доступные им наземные средства. Обработка и анализ
измеренных параметров позволяют оценивать техническое состояние СУ и, в частности, двигателей
и наметить необходимые работы по подготовке их к очередному полету.
Для обработки полученной информации, как правило, используются ЭВМ, хотя имеются
отдельные этапы ручной обработки.
Ручная обработка включает:
анализ и отбраковку резко выпадающих случайных значений параметров, обусловленных
явным сбоем в записи информации;
вычисление средних значений по выборкам;
определение начала неслучайного изменения параметров, свидетельствующего о начале
развития неисправности.
После контроля переходят к диагностированию технического состояния СУ и прогнозу
изменения параметров. Контроль, диагностирование и прогноз тесно связаны между собой.
Один из методов прогнозирования технического состояния двигателей, разработанный
специалистами РКИИГА, основывается на экстраполяции на предстоящий период эксплуатации
текущего характера изменения параметров за последние 20 полетов. Экстраполяция осуществляется
с помощью специальных полиномов первого и второго порядка. Опыт показывает, что в
большинстве случаев ввиду незначительного изменения параметров для прогноза достаточно
использовать полиномы первого порядка.
Информация о выполненном полете сохраняется до начала следующей обработки полетной
информации по данному двигателю. Карты оценки технического состояния двигателей, находящихся
в эксплуатации, сохраняются в лаборатории диагностирования не менее чем за 20 последних
полетов.
Подобная методика используется, в частности, для диагностирования состояния двигателей
по изменению температуры газов за турбиной. Диагностирование по изменению температуры газов
за турбиной осуществляется по эталонной модели tт. пр = f (nндпр) и базовыми моделям вида Tбт. пр
= f (S6). Для построения модели используются формулярные данные, а базовая модель строится по
данным наземных опробований СУ при периодических формах ТО.
Высокую ценность имеет также метод диагностирования двигателя по изменению расхода
топлива. Однако здесь следует учитывать возможность ошибочных оценок из-за неисправностей
датчиков топливомера и датчика-плотномера.
Диагностирование по накоплению продуктов изнашивания в масле основано на оценке
общего числа и интенсивности поступлений в масло продуктов износа трущихся двигательных
поверхностей. Для анализа продуктов изнашивания деталей, омываемых маслом, используются
различные методы: контроль фильтров на наличие стружки в масле, контроль при помощи
магнитных пробок, метод спектрального анализа масла Этот метод характеризуется высокой
чувствительностью и точностью. С его помощью можно выявить до 95 % зарождающихся
неисправностей деталей, омываемых маслом, за 40...50 ч до возникновения отказного состояния.
Квантомер МФС-5, применяемый при диагностировании двигателей этим методом, способен
определить содержание в масле следующих элементов: железа, меди, серебра, алюминия, свинца,
кремния, магния, хрома, никеля, олова. Метод основан на сжигании небольшой порции масла в
электрической дуге, а сам анализ заключается в установлении концентрации продуктов изнашивания
в масле. Эту величину сравнивают с допустимой, а самое главное — определяют интенсивность ее
повышения от полета к полету, которая и характеризует процесс изнашивания, т.е. развитие
неисправности.
По характеру содержащихся в масле примесей определяют предполагаемое место развития
неисправности и возможного отказа. Наряду с установкой МФС-5 используется более компактная
установка «Барс-3», представляющая собой рентгеновский бездифракционный анализатор. Эта
установка позволяет выполнять экспресс-анализ до 16 разновидностей элементов. На
авиапредприятиях используются главным образом железо, медь, хром, никель. Принцип действия
установки «Барс-3» основан на возбуждении и регистрации характеристического излучения
химических элементов, входящих в состав анализируемого вещества. Интенсивность рентгеновского
излучения образца находится в определенной зависимости от концентрации этих элементов в
исследуемом образце. В том случае, когда двигатель находится на особом контроле по повышенной
концентрации какого-либо металла в масле, ЛА выпускается в полет лишь на короткие рейсы с
отбором проб масла после каждого полета.
Диагностирование
по
вибрационным
параметрам
или
виброакустическое
диагностирование базируется на использовании информации, содержащейся в колебательных
процессах, сопровождающих функционирование ГТД, и относится к динамическим методам
диагностирования. Основные направления виброакустического диагностирования связаны с
измерением: акустического шума, излучаемого двигателем; пульсации скорости и давления потока в
проточной части ГТД; вибрации корпуса двигателя; колебаний рабочих лопаток и других
ответственных элементов ротора турбины; акустической эмиссии деталей ГТД. Съем
гидроакустической информации осуществляется с помощью измерительных преобразователей —
измерительных микрофонов и вибропреобразователей (ВП). В качестве основных типов микрофонов
применяются конденсаторные, а вибропреобразователей — индукционные и пьезоэлектрические.
Пьезоэлектрические ВП имеют существенно более широкий частотный диапазон (от долей герц до
20... 50 кГц), малые габаритные размеры, массу и большую надежность. Перспективные методы
вибродиагностики связаны с анализом структуры вибросигналов и обычно называются методами
спектрального анализа вибрации. Основные виды спектрального анализа (полосовой, частотный,
синхронный и специальные виды) основаны на изучении тонкой структуры спектра. Этим методом
контролируется уровень роторной вибрации и, следовательно, состояние роторов. В
турбовентиляторных двигателях возможно измерение в двух частотных диапазонах, так как
диапазон изменения частот вращения ротора вентилятора и роторов среднего и высокого давления
не перекрывается (в Д-36 —30...100 Гц и 115...270 Гц).
Примерами устройств, реализующих спектральный анализ вибрации, являются
малогабаритные приборы УМ-ЗХ (Швейцария) и ВВМ-337 (СССР). Приборы обеспечивают:
измерение уровня вибрации в полосе роторных частот (т. е. так же, как и бортовая
виброизмерительная аппаратура); частотный анализ в заданном интервале частот; синхронный
анализ в рабочем диапазоне режимов (при этом в качестве опорной частоты используется сигнал от
штатного или специального датчика частоты вращения, установленного на двигателе); регистрацию
результатов анализа с помощью встроенного самописца.
Для контроля рабочих лопаток ГТД могут быть применены методы, основанные на
бесконтактном съеме информации. К ним относятся дискретно-фазовый и стробоголографический
методы. Первый позволяет определить параметры колебаний лопатки с помощью одного (или
нескольких) импульсных датчиков, установленных на корпусе ГТД. Он может быть использован для
подбора лопаток на рабочем колесе и контроля автоколебаний. Второй использует различные
лазерные устройства. Получаемые интерферрограммы позволяют, например, выявить трещины
лопаток и другие дефекты.
Таким образом, системы автоматизированного контроля значительно повышают
оперативность проверки работоспособности систем ЛА и двигателей и безопасность полетов при
появлении отказов AT. На современных ЛА регистрируется более 100 параметров работы двигателя.
1.
2.
3.
1.
2.
3.
4.
5.
Практическая часть
Ознакомьтесь с раздаточным материалом
Составьте последовательность операций технического обслуживания
Составьте последовательность операций технического состояния топливных и масляных
систем
Вопросы для контроля
Виды ТО силовых установок
Контроль технического состояния АД
Элементы силовых установок
оценка технического состояния топливных и масляных систем
Элементы топливных и масляных систем
МДК. 01.02 Техническое обслуживание авиационных двигателей
ПРАКТИЧЕСКАЯРАБОТА № 7
Тема: Процесс запуска и проверка работоспособности авиационного двигателя. Особенности ТО в
сложных климатических условиях
Цель: На практике изучить процесс запуска и проверки работоспособности авиационного двигателя,
особенности ТО в сложных климатических условиях
Теоретическая часть
Качественное обслуживание ВС и своевременная подготовка их к вылету во многом зависят от четкого
взаимодействия цеха оперативного ТО с другими подразделениями Центра ТО и Р и авиакомпании.
Перед выполнением работ по обеспечению вылета, являющихся заключительными для всего комплекса
работ но подготовке ВС к полету, специалист, ответственный за выполнение работ по обеспечению вылета
(инженер СиД), проверяет карту-наряд на оперативное ТО, бортовой журнал и убеждается, что указанная
документация оформлена правильно и подписана должностными лицами, ответственными за выполнение
работ.
Работы по обеспечению вылета (объём, последовательность, действия при задержке вылета)
исполнители и контролирующие проводят руководствуясь соответствующей ЭД включая РО и документы
авиапредприятия.
В случае обнаружения в процессе выполнения работ повреждений, неисправностей и других
отклонений специалист, их обнаруживший, докладывает руководителю работ, который определяет порядок
устранения отклонений, время окончания работ, сообщает о принятом решении в диспетчерскую службу и
вышестоящему руководителю.
Экипаж, в случае выявленных при приемке ВС неисправностей, записывает в б/журнале и сообщает
специалисту, сдающему ВС, который принимает меры по устранению недостатков и докладывает о
случившемся начальнику смены.
Кроме работ по обеспечению вылета, предусмотренных регламентом, на ВС выполняют (при
необходимости) в соответствии с ЭД дозаправку ГСМ, спецжидкостями и водой, дозаправку систем газами,
удаление снега, инея, льда с поверхности судна, кондиционирование воздуха в пассажирских салонах и
кабине экипажа, подогрев двигателей и изделий, буксировку судна на перрон, площадку для запуска и
опробования двигателей.
Экипажу предъявляют ВС, подготовленное к полету. Подготовленным к полету считают ВС на
котором:
– ресурс планера, двигателей и изделий достаточен для выполнения задания;
– системы заправлены ГСМ, согласно плану (заданию) и в соответствии с действующей нормативной
ЭД спецжидкостями, и заряжены газами, в соответствии с заданием на полет и регламентом;
– судовая документация находится в ПДО, бортовое аварийно-спасательное, бытовое оборудование и
снаряжение укомплектованы, согласно описям (перечням);
– проведены работы по обеспечению вылета. Работы по обеспечению вылета, связанные с уборкой
троса заземления и упорных колодок из-под колес, обеспечением запуска двигателей, включением наземных
источников питания, заключительным осмотром судна и обеспечением его выруливания, ИТП выполняет в
процессе ТО и после сдачи ВС экипажу;
– в карте-наряде подписано (специалистом, ответственным за ТО) заключение о том, что судно
подготовлено к полету и разрешен вылет.
Окончательное заключение о подготовленности ВС к полету и разрешении вылета дает, подписывая
карту-наряд, непосредственный руководитель его подготовки - начальник смены (инженер СиД), имеющий
соответствующий допуск. Предварительно специалист, дающий разрешение на вылет, проверяет наличие в
карте-наряде подписей о выполнении и контроле произведенного ТО и работ по обеспечению вылета. При
сдаче ВС экипажу, предъявляют оформленную карту-наряд на оперативное ТО, передают бортовой журнал с
оформлением подписей: сдал – дежурный и принял – бортинженер, бланк справки о работе ЛТ в рейсе,
судовую документацию, ключи от ВС, информируют о техническом состоянии судна.
В ходе предполетного осмотра ВС, производимого экипажем, специалисты, ответственные за ТО
(авиатехники СиД и АиРЭО), снимают с ВС чехлы, заглушки струбцины, штыри и другие, временно
устанавливаемые и снимаемые перед вылетом устройства, которые передают бортинженеру (бортмеханику,
пилоту).
Специалист, ответственный за выполнение работ по обеспечению вылета, обязан принимать
оперативные меры, по устранению неисправностей, обнаруженных экипажем при предполетном осмотре и
проверке систем и оборудования.
После выполнения комплекса работ ТО, необходимых для подготовки ВС к полету, судно считается
готовым к полету, если оно осмотрено и принято экипажем, что подтверждается подписью бортинженера
(бортмеханика, пилота) в бортовом журнале и карте-наряде на оперативное техническое обслуживание.
Практическая часть
Рассчитать в соответствии с индивидуальным заданием:
1. Перечислите основные эксплуатационно-технические параметры ГТД.
2. Перечислите основные показатели надежности ГТД.
3. Перечислите показатели эффективности эксплуатации ГТД
1.
2.
3.
4.
Вопросы для контроля
Перечислите основные эксплуатационно-технические параметры ГТД.
Перечислите основные показатели надежности ГТД.
Перечислите показатели эффективности эксплуатации ГТД
Определение надежность.
МДК. 01.02 Техническое обслуживание авиационных двигателей
ПРАКТИЧЕСКАЯРАБОТА № 8
Тема: Контроль технического состояния вертолетов. Особенности ТО АД вертолетов.
Цель: На практике изучить особенности контроля технического состояния вертолетов, особенности
ТО АД вертолетов.
Теоретическая часть
На эксплуатируемых в настоящее время отечественных вертолетах применяют в основном
несущие винты с шарнирным креплением лопастей к втулке. Техническое обслуживание втулки
несущего винта (HB) во многом аналогично ТО силовых и гидромеханических элементов самолетов.
Так, при осмотре втулки следует обращать внимание на коррозионное состояние элементов
конструкции, отсутствие глубоких забоин, царапин и трещин. При нарушении защитного покрытия
элементов конструкции необходимо зачистить пораженные коррозией места, зашлифовать шкуркой
и покрыть очищенную поверхность бесцветным лаком. Трещины и наклеп на элементах
конструкции втулки HB недопустимы.
Отличительная особенность конструкции шарнирных втулок НВ - наличие значительного
числа подшипников качения, работающих в условиях высоких нагрузок и малых перемещений.
Высокая надежность шарнирных соединений обеспечивается оптимальным режимом их смазки,
учитывающим как сортность применяемых масел, так и сезонность их использования (в зависимости
от температуры наружного воздуха).
Для игольчатых подшипников осевых шарниров и подшипников рычагов поворота лопастей,
независимо от температуры наружного воздуха используют консистентную смазку ЦИАТИМ-201
(203). Подшипники в полостях вертикального и горизонтального шарниров при температурах
наружного воздуха до –250C смазываются маслом для гипоидных передач, которое разжижается при
температурах наружного воздуха ниже –250C за счет добавления в него 1/3 объема масла АМГ-10.
При повышении температуры выше +5 0C необходима замена смеси на масло для гипоидных передач
во избежание ухудшения условий смазки подшипников.
Тщательность соблюдения технологии смазочных работ на втулке HB в значительной степени
обеспечивает отсутствие такого распространенного явления, как нарушение герметичности
уплотнения масляных полостей шарниров HB. В процессе эксплуатации вертолетов при
значительных колебаниях температур (осенне-зимний, весенне-летний периоды) наблюдаются
случаи подтекания смазки по уплотнениям масляных полостей горизонтальных и осевых шарниров.
Основными причинами появления течи уплотнения шарниров наряду с их конструктивным
несовершенством являются и эксплуатационные причины: перезаливка масла в полости шарниров,
засорение дренажных клапанов, нарушение резьбовых соединений и уплотнений пробки
заправочного отверстия.
Для демпфирования угловых перемещений лопастей в плоскости вращения в современных
конструкциях шарнирных HB используются фрикционные (Ми-4), гидравлические (Ми-2, Ми-8, Ми6) и пружинно-гидравлические (Ми-26) демпферы вертикальных шарниров (ВШ). Принцип действия
демпфера любого типа заключается в поглощении кинетической энергии колебаний лопасти,
преобразовании ее в тепловую энергию и рассеивании в атмосферном воздухе. Наибольшее
распространение в настоящее время получили конструкции гидравлических демпферов ВШ,
принцип действия которых аналогичен любым типам гидродемпферов, используемых в самолетных
конструкциях.
Учитывая существенное влияние качества функционирования демпфера ВШ на
возникновение различных видов колебаний вертолета и, в частности, на возможность возникновения
«земного резонанса», необходимо уделять особое внимание контролю его технического состояния.
Надежная работа гидравлических демпферов возможна только при отсутствии воздуха в их полости,
появление которого возможно при снижении ниже допустимого значения уровня АМГ-10 в
компенсационном бачке, нарушении герметичности соединительных трубопроводов, а также
технологии монтажных работ.
Преимуществом пружинно-гидравлического демпфера (ПГД), применяемого в конструкции
втулки вертолета Ми-26, является не только хорошее демпфирование низких частот колебаний
лопасти («земного резонанса») и колебаний лопасти с частотой вращения HB в полете, но и
удовлетворительная защита конструкции вертолета от вибраций, создаваемых высокочастотными
проходными гармониками HB. Для реализации указанных преимуществ в конструкции ПГД
использована новая схема демпфера — основной демпфирующий гидроцилиндр соединен
последовательно с упругими элементами (пружинами) и параллельно с дополнительным
гидроцилиндром, демпфирующим перемещение пружин (рис.1). Кроме указанных преимуществ, у
ПГД в меньшей степени проявляется общий эксплуатационный недостаток гидравлических
демпферов — зависимость демпфирующих свойств от температуры жидкости и резкое ухудшение
работы при попадании в рабочее тело пузырьков воздуха.
Лопасти несущего винта — наиболее ответственные элементы конструкции. Наибольшее
распространение на средних и тяжелых вертолетах получили лопасти цельнометаллической
конструкции с цельнотянутым лонжероном. Наиболее распространена конструктивная схема,
включающая лонжерон, нервюры, стрингеры и обшивку, т е. все элементы, характерные для
конструктивной схемы крыла самолета. Вместе с тем компоновка лопасти и ее конструктивная схема
весьма специфичны вследствие особенностей силового нагружения лопасти вертолета в полете и на
земле. Так, для конструкции лопасти наиболее рациональной является схема, в которой все
нагрузки— поперечная сила, изгибающий и крутящий моменты, действующие в каждом сечении
лопасти, воспринимаются одним силовым элементом — лонжероном. Все остальные элементы
конструкции только передают действующие на них аэродинамические и инерционные силы на
лонжерон.
Рис. 1. Пружинно-гидравлический демпфер:
1 – шток: 2 – корпус; 3 – односторонний дроссельный клапан; 4 – двухсторонний дроссельный
клапан; 5 – плавающий шток; 6 – пружина;
7 – антифрикционная втулка; 8 – поршень
У вертолетов Ми-6, Ми-10, Ми-26 лонжерон изготавливается из высоколегированной стали со
специальной термической обработкой. Учитывая высокую функциональную значимость лонжерона,
разработана и эффективно применяется система сигнализации повреждения лонжерона,
предназначенная для выявления на ранней стадии развития сквозных трещин и повреждений стенок
лонжеронов. Конструктивно она реализована за счет герметизации внутренней полости лонжерона,
создания в ней незначительного избыточного давления, измеряемого специальным сигнализатором,
имеющим визуальную индикацию.
В случае появления трещин, давление воздуха в лонжероне падает и выравнивается с
атмосферным. Избыточное давление в сильфоне сигнализатора разжимает его и выталкивает ярко
раскрашенный колпачок сигнализатора, свидетельствующий о разгерметизации лопасти. Лонжерон
имеет значительный запас живучести. Так, при возникновении сквозной трещины около 5 мм
происходит разгерметизация лонжерона, а опасность его разрушения становится реальной при
развитии величины усталостной трещины до 70...100 мм. Все это создает реальные условия для
эксплуатации лопастей по состоянию с контролем параметров.
При техническом обслуживании лопастей HB, кроме проверки (индикации) давления в
полости лонжерона, необходимо внимательно осмотреть комлевые участки, носовые и хвостовые
части отсеков лопастей. Наиболее распространенными повреждениями и неисправностями при
эксплуатации являются их забоины и вмятины от попадания посторонних предметов,
расконтривание соединений, абразивный износ передней части лопасти, нарушение клеевых
соединений и появление трещин обшивки отсеков. Наиболее вероятной зоной появления трещин
обшивки отсеков является зона на расстоянии 0,75 длины лопасти. Допустимые значения
эксплуатационных повреждений и методы их устранения строго регламентированы.
РЕГУЛИРОВОЧНЫЕ РАБОТЫ
Регулировочные работы несущей системы проводятся в случае возникновения повышенной
вибрации вертолета («вождение» ручки управления в полете), а также после замены ряда агрегатов
несущей системы. Наиболее распространенной причиной возникновения повышения вибраций,
склонности вертолета к появлению признаков поперечной «раскачки» при запуске является
нарушение соконусности вращения несущего винта.
Движение лопастей несущего винта называется соконусным, если все лопасти движутся по
поверхности одного и того же конуса. Нарушение соконусности вращения несущего винта при
фиксированном положении органов управления – следствие неравенства аэродинамических сил
лопастей несущего винта, которое приводит к смещению равнодействующей тяги несущего винта от
оси вращения и вызывает тряску вертолета.
Неравенство аэродинамических характеристик лопасти
устраняется изменением
установочного угла лопасти (за счет изменения длины вертикальной тяги поворота лопасти) и
изменением угла отгиба закрылков. Вместе с тем наиболее сложным этапом работ, при устранении
не соконусности вращения несущего винта, является определение взаимного положения концов
лопастей в горизонтальной плоскости вращения винта. При этом осуществляется замер общего
«разброса» (концов лопастей) и отклонения каждой лопасти относительно расчетной базовой линии
вращения лопастей в горизонтальной плоскости. Одна из сложных задач, требующих специальных
решений, – распознавание каждой лопасти.
По способу замера разброса лопастей и их распознавания различают несколько методов
определения соконусности. Так, на легких вертолетах наибольшее распространение получил
контактный метод, известный как метод «флага». Эластичный «флаг» с закрепленным слоем бумаги
укрепляется на специальной штанге и устанавливается на высоте, равной высоте конуса вращения
несущего винта, каждая лопасть которого по законцовке окрашивается в различные цвета (рис.2, а).
При достижении регламентированных для замера частот вращения HB штанга подводится к конусу
вращения HB и на флаге фиксируются отпечатки законцовок лопастей (рис. 2, б). По цвету отпечатка
идентифицируется номер лопасти, а разброс отпечатков замеряется.
К недостаткам этого метода можно отнести возможность повреждения лопастей несущего
винта штангой, низкий уровень техники безопасности. Достоинство метода – высокая точность
получения отпечатков, относительно малая трудоемкость.
Рис.2. Схема проверки соконусности несущего винта с помощью «флага»:
1 – штанга: 2 – лопасть несущего винта; 3 – кисточка; 4 – обтекатель лопасти несущего винта
Соконусность вращения несущего винта на тяжелых вертолетах определяют
фотографированием концов лопастей при вращении винта (на земле и в полете) с помощью
специального фотоаппарата, устанавливаемого под углом к оси вращения винта. Относительное
положение изображений концов лопастей на фотоленте позволяет определить необходимое
регулирование для обеспечения соконусности вращения лопастей (рис. 3). Основное преимущество
данного метода – возможность наблюдения конуса вращения несущего винта при различных
скоростях полета и высокая культура выполнения работ.
Проверка соконусности с помощью фотоэлемента на отечественных вертолетах не нашла
применения из-за сложности методики и оборудования. Сущность метода заключается в том, что
специальные фотоэлементы устанавливаются на концах лопастей и имеют электрическую связь с
осциллографом. При прохождении осветительной штанги в фотоэлементе генерируется сигнал,
который оставляет отметку на экране осциллографа. Протяженность отметки определяется длиной
дуги, образуемой между соответствующими точками наклонных штанг.
Если соконусность нарушена, то концы разных лопастей проходят мимо штанг на разных
уровнях, длина дуг траектории различных лопастей между штангами будет различна, а
следовательно, различна и протяженность отметок на экране осциллографа.
Регулировочные работы систем управления вертолетом включают в себя регулирование
управления общим шагом, продольного и поперечного управления вертолетом, хвостовым винтом и
стабилизатором.
Рис.3. Относительное положение изображения концов лопастей на фотоленте: Н1. H4 – положение
концов лопастей № I и 4 относительно базовой линии
Первые три вида работ производятся при наличии давления в гидросистеме вертолета (если
она имеется на вертолете).
Все виды регулирования управления вертолетом осуществляются в соответствии с
техническими допусками на данный тип вертолета, указанными в технологии технического
обслуживания.
Регулирование системы управления общим шагом заключается в установлении соответствия
положения ручки общего шага с положением ползуна автомата перекоса и углами отклонения
лопасти несущего винта, а также соответствия показаний указателя общего шага и хода ползуна
автомата перекоса.
Регулирование продольного и поперечного управления вертолетом проводится с целью
достижения соответствия положения ручки управления циклического шага с углом наклона кольца
тарели автомата перекоса. Для проведения данной работы применяются специальные
приспособления, фиксирующие ручку управления циклического шага в необходимом положении,
приспособления для установки угломера и оптический угломер. Регулирование продольного и
поперечного управлений заключается в установке ручки циклического шага в нейтральном
положении и ее фиксации. Затем проверяют положение штока и гидроусилителей при нейтральном
положении ручки, которое должно точно соответствовать техническим условиям, а также
соответствие нейтрального положения штоков загрузочных электромеханизмов.
При нейтральном положении ручки управления циклическим шагом проверяют угол наклона
тарели автомата перекоса в продольном и поперечном направлении. Углы наклона должны
соответствовать технологическим условиям.
После проверки нейтрального положения регулируют крайние положения ручки (вперед –
назад, влево – вправо).
Положению ручки циклического шага должны соответствовать определенные углы
отклонения тарели автомата перекоса и углы отклонения лопастей, обусловленные
технологическими условиями данного типа вертолета.
Регулирование системы управления рулевым винтом производится с целью достижения
соответствия положения педалей управления с углами отклонения лопастей рулевого винта. Для
этого устанавливаются в нейтральное положение и фиксируются педали управления, проверяется
выход штока гидроусилителя и хвостового редуктора, которые должны соответствовать ТУ для
данного типа вертолета. Далее проверяется соответствие положения педалей и углов отклонения
лопастей рулевого винта.
Регулирование системы управления стабилизатором сводится к проверке соответствия
положения ручки «Шаг–газ» и углов наклона стабилизатора, обусловленных технологическими
условиями для данного типа вертолета.
2. ВИБРАЦИЯ ВЕРТОЛЕТА И ЕЕ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ
На вертолете насчитывают несколько сот различных видов колебаний отдельных частей и
всего вертолета в целом, так как имеется целый ряд источников возбуждающих сил, к которым
относятся несущая система, рулевые винты, силовая установка, редукторы и трансмиссия, системы
охлаждения двигателей и др. Колебания на вертолете, вызванные вышеуказанными причинами,
называются вынужденными. Вынужденные колебания происходят с частотой, равной частоте
возбуждающих сил. Частота последних несущего винта находится в пределах 8... 16 Гц, рулевого
винта 10...60 Гц, трансмиссий 50...600 Гц, силовой установки 600... 1000 Гц. Вибрации от лопастей
несущего винта передаются через втулки и поток воздуха, отбрасываемый лопастями. Этот поток
попадает на хвостовую и концевую балки в виде периодических импульсов и вызывает
знакопеременные напряжения в элементах конструкции.
Наиболее часто подвергаются вынужденным вибрациям тяги проводки управления
вертолетом. Особенно важно не допустить резонанса тяг, для чего необходимо знать собственную
частоту колебания тяги, которая пропорциональна диаметру тяги и обратно пропорциональна
квадрату ее длины. Поэтому для увеличения частоты собственных колебаний необходимо либо
увеличить диаметр тяги, либо уменьшить ее длину. Для устранения резонанса тяг применяются
инерционные демпферы, представляющие собой груз, смонтированный внутри тяги на резиновых
амортизаторах.
Вынужденные вибрации элементов конструкции в обычных условиях не представляют собой
опасности в связи с малыми значениями их амплитуд, однако в некоторых случаях при нарушении
условий эксплуатации они могут стать опасными. Период допустимых вибраций определяется по
действию их на конструкцию и организм человека. Вибрации считаются допустимыми, если они не
ведут к разрушению конструкции и не вызывают неприятных ощущений у человека. Чем больше
частота колебаний, тем меньше амплитуда вибраций, безболезненно переносимых человеком.
Кроме
вынужденных
колебаний,
при
эксплуатации
вертолетов
встречаются
самовозбуждающиеся колебания, возникновение которых считается аварийной ситуацией.
Различают три вида вертолетных самовозбуждающихся колебаний: земной резонанс, автоколебания·
вертолета в полете и вибрация типа флаттер.
Земным резонансом принято называть самопроизвольно возникающие колебания
(раскачивание) вертолета на земле с нарастающей амплитудой. Исследования земного резонанса
показали, что физическая сущность данного явления заключается в следующем. При собственных
колебаниях лопастей несущего винта в плоскости вращения (относительно вертикальных шарниров),
которые могут возникать от какого-либо возмущения (порыва ветра, грубая посадка и т. п.),
появляются инерционные силы в плоскости вращения винта. Передаваясь на фюзеляж вертолета,
они вызывают его колебания на упругом шасси. Силы, раскачивающие вертолет, меняются с
определенной частотой, зависящей от частоты собственных колебаний лопасти в плоскости
вращения и угловой скорости вращения винта. Наиболее легко вертолет раскачивается тогда, когда
частота изменения возбуждающих сил близка к частоте собственных колебаний вертолета на
упругом шасси. Одновременно при колебаниях корпуса вертолета возникают силы, раскачивающие
лопасти в плоскости вращения. Наличие такой двухсторонней связи между колебаниями вертолета и
лопастей приводит к тому, что при некоторой угловой скорости вращения винта вертолет может
стать неустойчивым, т. е. раз начавшиеся (вследствие какого-либо толчка) колебания вертолета
могут оказаться не затухающими, а нарастающими.
Основными конструктивными средствами борьбы с этим явлением являются установка
специальных демпферов на вертикальных шарнирах лопастей несущего винта, демпфирующих
колебания лопастей в плоскости вращения, введение специальных демпфирующих элементов в
конструкцию амортизаторов шасси или правильный выбор характеристик гидросопротивления
амортизаторов шасси при прямом и обратном ходе.
К нарушениям правил технической эксплуатации, приводящим к земному резонансу, можно
отнести: неправильную регулировку демпферов вертикальных шарниров; неправильную зарядку
амортизаторов шасси вертолета; нарушение правил зарядки демпферов шасси; неправильную
зарядку пневматиков колес шасси; нарушения соконусности несущего винта вертолета и ряд других
факторов.
Автоколебания вертолета в полете по своей природе подобны явлению земного резонанса.
Эти вибрации характеризуются сочетанием колебаний лопастей несущего винта относительно
вертикальных шарниров и упругих элементов фюзеляжа вертолета. При колебаниях лопастей
возникает центробежная сила несущего винта, которая приводит к биениям вала, деформации
стержней подредукторной рамы и силовых элементов фюзеляжа. Данное явление присуще в
основном двухвинтовым вертолетам продольной схемы.
Флаттер лопастей винтов наблюдается двух видов: изгибно-крутильный и маховой. Изгибнокрутильный флаттер в чистом виде чаще всего встречается у лопастей с жестким креплением к
втулке. Маховой флаттер, т. е. сочетание маховых движений с колебаниями лопасти относительно
шарнира, наблюдается у лопастей с шарнирной подвеской. Появление флаттера обоих видов
предупреждается при конструировании вертолетов рядом конструктивных мероприятий
(увеличением жесткости, подбором центровки лопастей и т. д.) . Однако он может возникнуть по
эксплуатационным причинам: из-за нарушения балансировки и уменьшения жесткости конструкции.
Нарушение весовой балансировки может происходить из-за смешанной каркасной конструкции
лопастей, а также гигроскопичности применяемых материалов. Весовая балансировка нарушается
чаще всего вследствие небрежного ремонта лопастей. Уменьшение жесткости лопастей происходит
вследствие скрытых разрушений элементов конструкции.
Флаттер обнаруживается по возникновению сильной тряски и «размыву» конуса вращения
лопастей. Он наблюдается при нарушении соконусности несущего винта в результате неправильной
регулировки, однако в последнем случае он не зависит от частоты вращения несущего винта.
3. ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ ВЕРТОЛЕТНЫХ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК
Техническое обслуживание вертолетных силовых установок имеет целый ряд особенностей,
обусловленных главным образом конструктивными отличиями (размещением двигателя на
вертолете, наличием редукторов и трансмиссий, систем принудительного охлаждения и т. д.) и более
жестким режимом эксплуатации.
Установка двигателя на вертолет отличается от установки самолетных двигателей тем, что
должно быть предусмотрено определенное положение двигателей относительно редуктора с учетом
деформации фюзеляжа в полете. На вертолетах, оборудованных ГТД, замер относительного
положения двигателя и редуктора при их монтаже осуществляется специальным приспособлением,
устанавливаемым на место трансмиссии двигателя. Регулировка положения двигателя
осуществляется перемещением задней регулируемой опоры двигателя и изменением длины тяг
крепления передней опоры. Замер соосности ведется по фланцу эластичной муфты с помощью
индикаторного приспособления (рис.4).
Главный редуктор на вертолете – наиболее нагруженный агрегат трансмиссии. Поэтому при
техническом обслуживании трансмиссии особое внимание уделяется контролю за наличием,
расходом, температурным режимом и чистотой масла в маслосистеме главного редуктора.
Изменение состояния масла является наиболее информативным параметром работы главного
редуктора. Так, наличие кокса в масле говорит о превышении температурного режима, наличие
стружки – о повышенном износе его деталей. На современных силовых установках вертолетов
применяются системы регистрации появления стружки, сигнализирующие о начале разрушения
деталей трансмиссии двигателя и редуктора.
Рис.4. Схема регулировки положения двигателей относительно редуктора на вертолете: 1 –
двигатель; 2, 3, 5 – валы двигателя, трансмиссии и редуктора; 4 – главный редуктор
Применение принудительной системы охлаждения двигателя предъявляет повышенные
требования к состоянию дефлекторов обдува, состоянию воздушного тракта вентилятора, системе
управления обдувом. Нарушение системы охлаждения может привести к нарушению
температурного режима, появлению местных перегревов, к отказу двигателя.
В целом техническое обслуживание вертолетных силовых установок производится теми же
методами и с применением аналогичного оборудования, что и при обслуживании самолетных
силовых установок. Однако при выполнении работ на вертолетах необходимо учитывать ряд
специфических особенностей, связанных с конструктивными отличиями и различными условиями
эксплуатации. Так как вертолетные силовые установки эксплуатируются в условиях повышенных
вибраций, особое внимание при дефектации силовых установок необходимо уделить состоянию
резьбовых соединений и их контровке, герметичности коммуникаций.
Опыт эксплуатации вертолетных ГТД показывает, что на режиме висения вблизи земли или
при работе на земле в ветреную погоду возможно забрасывание отработавших газов на вход
двигателя, вызывающее повышение температуры поступающего воздуха. Это объясняется разрывом
струй отработавших газов встречным ветром и последующим его перемешиванием с воздушными
потоками от несущего винта. Устранить полностью данное явление только проведением
конструктивных мероприятий невозможно, поэтому при запуске и опробовании ГТД необходимо
располагать вертолет против направления ветра. Такое же ориентирование вертолета необходимо
для предотвращения ударов лопастей несущего винта о хвостовую балку при их; раскрутке.
Опробование двигателя даже на пришвартованном вертолете требует особых навыков,
поэтому к его опробованию допускаются лица инженерно-технического состава после специального
обучения и получения соответствующих допусков.
Запуск поршневого вертолетного двигателя осуществляется при включенной трансмиссии
(без нагрузки), и для предотвращения чрезмерного превышения частоты вращения его ротора
необходим тщательный контроль положения рычагов коррекции и «Шаг–газ», которые должны
находиться в положении, соответствующем режиму малого газа.
Эксплуатация вертолетов в зонах с повышенной запыленностью воздуха вызывает
повышенный износ проточной части газотурбинных двигателей, что вызывает ухудшение их
характеристик: уменьшение мощности, увеличение удельного расхода топлива, возникновение
помпажа. Абразивные частицы, попадая в газотурбинный тракт двигателя и двигаясь с большой
скоростью по проточной части двигателя, вызывают сильный износ деталей компрессора.
Наибольшему износу подвержены рабочие лопатки первых ступеней, износ которых происходит по
всей высоте входной кромки и по вогнутой части. Значительно изнашиваются лопатки спрямляющих
аппаратов и внутренняя поверхность корпуса компрессора.
Рис. 5. Пылезащитное устройство инерционного типа:
1 – эжектор; 2 – обтекатель; 3 – коллекторная губа; 4 – внешняя обечайка; 5 – входной тоннель; 6 –
сепаратор; 7 – трубопровод вывода пыли
В запыленном воздухе, кроме деталей компрессора, эрозионному износу и разрушению
подвергается покрытие элементов входного устройства двигателя, что существенно увеличивает
вероятность обледенения при попадании вертолета в соответствующие метеоусловия. При этом
ускоряется износ лабиринтных уплотнений и подшипников ротора, ухудшается качество распыла
топлива и охлаждение камер сгорания. Попадая в воздушные магистрали системы автоматического
регулирования, частицы пыли могут существенно нарушить функционирование данной системы.
Существенно интенсифицируются процессы нагарообразования на лопатках турбины, где при
определенном химическом составе пыли может образоваться силикатный «панцирь» значительно
изменяющий конфигурацию лопатки, что снижает КПД турбины и двигателя в целом.
Наиболее эффективным конструктивным мероприятием по защите проточной части двигателя
от вредного воздействия пыли является установка в воздухозаборник двигателя пылезащитного
устройства (ПЗУ). В нашей стране наибольшее распространение получили ПЗУ инерционного типа с
двумя ступенями очистки воздуха от пыли.
Принцип действия ПЗУ заключается в следующем. В результате разрежения, создаваемого
при работе двигателя, запыленный воздух проходит через входной кольцевой искривленный тоннель
Л (рис.5), образованный задней частью обтекателя 2, коллекторной губой 3 и внешней обечайкой 4.
При этом под действием центробежных сил частицы пыли прижимаются к поверхности обтекателя
и, перемещаясь вместе с частью воздуха, попадают на вход сепаратора 6 в канал Б, представляющий
собой пылевую ловушку. Большая часть запыленного воздуха, очистившись от пыли в первой
ступени ПЗУ (искривленном тоннеле А), проходит по каналу Б, образованному внешней обечайкой 4
и сепаратором 6, на вход в двигатель. Меньшая часть запыленного воздуха, проходя через сепаратор
6, очищается /в нем за счет поворота потока в криволинейных межкольцевых каналах, поступает в
канал Б и далее на вход в двигатель. Наконец, наиболее запыленный воздух (пылевой концентрат)
проходит в канал В и далее в трубопровод 7 вывода пыли. За счет разрежения, создаваемого
эжектором 1, пылевой концентрат отсасывается и выбрасывается за борт вертолета в атмосферу.
Пылезащитное устройство включается в работу при подаче к эжектору сжатого воздуха,
забираемого за компрессором двигателя, для чего необходимо открыть заслонку с
электроуправлением. Степень очистки воздуха от пыли с помощью ПЗУ составляет 70...75 %, потери
мощности двигателя при включенном ПЗУ – 5...6 %, при выключенном – 2...3 %, масса ПЗУ
вертолета Ми-8 – 50...60 кг. В конструкции ПЗУ предусмотрена противо - облединительная система,
которая выполнена смешанной: одна часть узлов обогревается горячим воздухом, отбираемым за
компрессором двигателя, другая часть имеет электрообогрев. На вертолетах, оборудованных ПЗУ,
при подготовке к полетам необходимо проверять чистоту сепаратора, снимая обтекатель. Засорение
сепаратора посторонними предметами вызывает снижение эффективности и потерю
работоспособности ПЗУ, увеличивает затраты мощности двигателей.
Эксплуатационный контроль СУ вертолета осуществляется традиционными методами,
требующими значительных трудозатрат. Внедрение встроенных бортовых ACK осуществляется
крайне медленно, что существенно задерживает реализацию прогрессивных методов и стратегий
ТОиР вертолетов.
Практическая часть
Рассчитать в соответствии с индивидуальным заданием:
1. Перечислите основные эксплуатационно-технические параметры ГТД.
2. Перечислите основные показатели надежности ГТД.
3. Перечислите показатели эффективности эксплуатации ГТД
4.
5.
6.
7.
Вопросы для контроля
Перечислите основные эксплуатационно-технические параметры ГТД.
Перечислите основные показатели надежности ГТД.
Перечислите показатели эффективности эксплуатации ГТД
Определение надежность.