Анализ и совершенствование силовой установки самолета Ту-154М

Министерство образования и науки Российской Федерации ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

«САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ИМЕНИ АКАДЕМИКА С.П. КОРОЛЕВА

(НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)" (СГАУ) ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА к курсовому проекту по дисциплине Техническая эксплуатация летательных аппаратов и двигателей Выполнил: студент группы № 3502

Грицкевич А.А.

Руководитель проекта: Сошин В.М.

Самара 2013

Реферат САМОЛЕТ, КОНСТРУКЦИЯ, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ, АНАЛИЗ ЭКСПЛУАТАЦИОННОЙ НАДЕЖНОСТИ, НЕИСПРАВНОСТЬ, ДЕФФЕКТ.

В данном курсовом проекте произведен качественный и количественный анализ эксплуатационной технологичности, эксплуатационной надежности силовой установки самолета ТУ-154М. Исследованы причины возникновения неисправностей.

• Введение
• 1. Анализ и совершенствование силовой установки самолета Ту 154 М

1.1 Общая характеристика силовой установки Самолета Ту — 154

• 1.2 Анализ особенностей конструкции Силовой установки Самолета Ту-154
• 1.3 Особенности эксплуатации силовой установки Самолета Ту 154
• 1.4 Приспособленность конструкции к эксплуатации
• 2. Анализ эксплуатационной надежности силовой установки Самолета Ту 154 М
• 2.1 Качественный анализ надёжности
• 2.2 Количественный анализ надёжности
• 3. Исследование причин возникновения неисправности объекта ТОиР
• 4. Анализ эксплуатационной технологичности
• 4.1 Качественный анализ эксплуатационной технологичности
• 4.2 Количественный анализ эксплуатационной технологичности
• Заключение
• Список использованных источников
• Введение
• Целью курсового проекта является закрепление знаний, полученных на производственной практике, их применение для решения задач по диффектации, ремонту, совершенствованию технологических процессов технического обслуживания АТ.
• В данном курсовом проекте рассматриваются конструктивные особенности и эксплуатация силовой установки самолета Ту 154 М.
• Представлена статистика отказов и неисправностей силовой установки Ту 154 М. Проведены качественный и количественный анализы надежности. Так же сделан расчет долговечности подшипника средней опоры двигателя.
• 1. Анализ и совершенствование силовой установки самолета Ту 154 М

1.1 Общая характеристика силовой установки Самолета Ту — 154

Силовая установка состоит из трёх ТРДД НК-8−2(У) конструкции ОКБ-276 Н. Д. Кузнецова. Два двигателя размещены по бокам на пилонах, третий — внутри фюзеляжа с воздухозаборником в форкиле с S-образным каналом. Управление остановом и режимом работы двигателей — прямое тросовое от находящихся в кабине рычагов. Рычаги управления двигателями (РУД) находятся на среднем пульте пилота и на пульте бортинженера, связаны и работают синхронно. Рычаги останова двигателей (РОД) находятся на пульте бортинженера слева от РУД, рычаги управления реверсом (РУР) на передней части РУД пилотов.

Двигатель НК-8−2У представляет собой двухконтурный, двухкаскадный ТРД со смешением потоков наружного и внутреннего контуров.

Конструктивно двигатель состоит из следующих узлов: входного устройства, осевого двухкаскадного 10-и ступенчатого компрессора; средней опоры; кольцевой камеры сгорания; осевой реактивной 3-х ступенчатой двухкаскадной турбины и выходного устройства.

Двигатели N 1 и 3 оборудованы реверсивными устройствами решетчатого типа для получения обратной тяги, используемой при торможении самолета на пробеге после посадки или при прерванном взлете.

Для обеспечения нормальной работы двигатель оборудован рядом систем:

— система запуска: автономная, автоматическая, воздушная. Обеспечивает раскрутку ротора ВД до оборотов, с которых двигатель автоматически выходит на малый газ. Запуск двигателя производится от воздушного стартера, получающего питание сжатым воздухом или от ВСУ ТА-6А, или от наземной установки воздушного запуска УВЗ, или от компрессора ранее запущенного двигателя;

— топливная система: обеспечивает подачу дозированного количества топлива в камеру сгорания, необходимого для поддержания нормальной работы двигателя в различных условиях эксплуатации;

— масляная система: обеспечивает бесперебойную подачу масла на смазку и охлаждение трущихся поверхностей двигателя, а также вынос продуктов износа из внутренних полостей двигателя;

— противопожарная система: обеспечивает сигнализацию и эффективное тушение пожара в гондолах двигателей и в отсеке ВСУ;

— противообледенительная система: обеспечивает обогрев элементов входного устройства двигателя. Система воздушно-теплового типа, горячий воздух на обогрев ВНА КНД, кока и самолетного воздухозаборника отбирается из-за последней ступени КВД;

— система управления двигателем. Управление двигателем осуществляется с помощью трех рычагов: рычагом управления двигателем /РУД/ управляем режимами работы двигателя на прямой тяге, рычагом управления реверсом / РУР / обеспечиваем включение, выключение реверса и управление двигателем на режимах обратной тяги, а рычагом останова двигателя / РОД / открываем топливный канал при запуске и закрываем при останове двигателя.

1.2 Анализ особенностей конструкции силовой установки самолета Ту-154

Современный ГТД является сложной и дорогостоящей машиной, в которой воплощены все последние достижения науки и техники. Поэтому непременным условием успешной эксплуатации авиационных двигателей является глубокое знание летным и инженерно — техническим составом особенностей конструкции двигателя, которые изложены в настоящей главе.

Конструктивно двигатель состоит из следующих узлов: входного устройства, осевого двухкаскадного 10-и ступенчатого компрессора; средней опоры; кольцевой камеры сгорания; осевой реактивной 3-х ступенчатой двухкаскадной турбины и выходного устройства.

Двигатели N 1 и 3 оборудованы реверсивными устройствами решетчатого типа для получения обратной тяги, используемой при торможении самолета на пробеге после посадки или при прерванном взлете.

Компрессор предназначен для сжатия воздуха и подачи его в камеру сгорания и в наружный контур двигателя непрерывным потоком без пульсаций давления с наиболее выгодным полем скоростей и давлений. Компрессор осевой, 10-и ступенчатый, двухкаскадный. Компрессор низкого давления 4-х ступенчатый. Входной направляющий аппарат КНД и кок двигателя обогреваются горячим воздухом. Компрессор высокого давления 6-и ступенчатый, оборудован клапанами перепуска воздуха из-за 5-й ступени КВД и регулируемым направляющим аппаратом на входе в КВД.

Принцип работы компрессора заключается в следующем: в расширяющихся межлопаточных каналах рабочего колеса и направляющего аппарата скорость воздуха уменьшается, а давление и температура растет. Скорость воздушного потока постоянно пополняется за счет преобразования механической энергии лопаток рабочего колеса в скоростную (кинетическую) энергию.

Подобным образом ступени компрессора работают только при условии безударного входа воздуха на рабочие лопатки компрессора. При уменьшении расхода воздуха через компрессор ниже расчетных значений для данных оборотов двигателя угол входа воздуха на рабочие лопатки компрессора увеличивается и, при достижении критических значений, на спинках лопаток происходит срыв потока и образование вихрей. Вихри представляют собой большое аэродинамическое сопротивление и, распространяясь по межлопаточному каналу, полностью или частично «запирают «воздушный тракт. Движение воздуха в сторону компрессора прекращается, давление воздуха за компрессором падает и становится ниже, чем давление газов в камере сгорания. Газы из камеры сгорания движутся в сторону компрессора и выталкивают вихри из межлопаточных каналов, воздушный тракт «отпирается», очередная порция воздуха поступает в компрессор, но, если угол входа воздуха не изменился, опять происходит срыв потока и процесс повторяется сначала. Такая работа компрессора, когда воздух подается в камеру сгорания порциями, импульсами называется неустойчивой работой или помпажем двигателя. Помпаж сопровождается сильной тряской двигателя, резким ростом температуры газов и, в случае совпадения частоты собственных колебаний двигателя с частотой пульсаций воздуха, наступит резонанс, который может привести к частичному или полному разрушению двигателя.

Для уменьшения возможности возникновения помпажа в конструкции двигателя предусмотрено:

— разделение ротора на два каскада;

— применение регулируемого входного направляющего аппарата (РНА) компрессора ВД. Лопатки РНА могут устанавливаться либо на угол 45 градусов (пусковой угол), либо на угол 20 градусов (рабочий угол). При работе двигателя на частоте вращения ротора НД ниже 43+5,5% лопатки РНА установлены на угол 45 градусов — на панели приборов контроля двигателя (пульт бортинженера) горит желтый светосигнализатор «РНА ПРИКРЫТ». При увеличении частоты вращения до 43+5,5% лопатки РНА поворачиваются на угол 20 градусов — при этом гаснет желтый светосигнализатор «РНА ПРИКРЫТ «. При уменьшении режима работы двигателя РНА срабатывает в обратной последовательности.

— применение клапанов перепуска воздуха из-за 5-й ступени компрессора ВД. На частоте вращения ротора ВД ниже 74,5±1,5% клапаны открыты — горит желтый светосигнализатор «КЛАПАНЫ ПЕРЕПУСК», на режиме выше указанного клапаны закрываются — гаснет светосигнализатор «КЛАПАНЫ ПЕРЕПУСК.»

Признаки появления помпажа: сильная тряска двигателя; колебание частоты вращения роторов с тенденцией к снижению; резкий рост t газов; факеление или дымление из реактивного сопла; появление звука, напоминающего урчание или клокотание, иногда сопровождающегося «хлопками» .

Гондолы и хвостовая часть фюзеляжя, имеют противопожарные перегородки, изолирующие конструкцию фюзеляжа от зон топливной и масляной систем.

Передние кромки воздухозаборников всех трех двигателей, обогреваемые. Обогрев обеспечивается воздухом забираемым от двигателя.

1.3 Особенности эксплуатации силовой установки Самолета Ту 154

По мере накопления опыта эксплуатации конкретного типа двигателя, конструкторы вносят в его конструкцию соответствующие изменения, технологи совершенствуют процесс его изготовления, эксплуатационники улучшают методы его технического обслуживания и применяющееся при этом оборудование. Все перечисленные мероприятия направлены на повышение безопасности, регулярности и экономической эффективности полетов. В данной главе мы рассмотрим особенности эксплуатации, а так же используемое оборудование, применяемое в этих процессах.

Заправка топливом.

Заправка топливом производится централизованно под давлением через две заправочные горловины, расположенные в носке правого крыла. Управление заправки осуществляется со щитка заправки, установленного рядом с заливными горловинами. Заправка может производиться со скоростью 2500 л/мин. Потребное время на полную заправку 20 мин. Заправка, кроме, того может производиться через верхние заправочные горловины баков заправочными пистолетами.

Слив топлива из баков может производиться тремя способами:

1. С помощью насосов кессон-баков через два сливных бака справой и с левой стороны фюзеляжа.

2. С помощью топливозаправщика, отсосом через систему централизованной заправки топливом.

3. Самотеком через сливные клапаны каждого бака.

Система подачи противообледенительной жидкости.

В состав силовой установки самолета ту 154 так же входит система подачи противообледенительной жидкости, предназначенная для удаления скапливающихся на фильтрующих элементах топливных фильтров низкого давления двигателей, кристаллов льда. Тем самым, противообледенительная жидкость заправляется в специальный бак, расположенный в техническом отсеке по левому борту между шп 68 69. Контроль на земле за количеством противообледенителоьной жидкости в баке производится по мерному стеклу бака после слива из него топлива в расходный бак. Слив топлива производится с помощью насоса ЭЦН 19 А. Включение насоса и открытие кранов слива и дренажа осуществляется выключателями «Слив» и «Дренаж» на щитке наземной проверки системы. Заправка бака противообледенительной жидкостью производится под давлением не более 2 кГ/см2 через заправочный штуцер.

Система питания маслом.

Система питания маслом смонтирована на каждом двигателе. Заправка маслом баков основных двигателей и двигателя ТА — 6А производится централизованно под давлением через специальный штуцер, расположенный снизу в хвостовой части фюзеляжа.

Особенности оперативного обслуживания двигателя.

Техническое обслуживание двигателей регламентируется руководством по эксплуатации конкретного двигателя и включает в себя оперативное и периодическое обслуживание. Виды технического обслуживания целесообразно рассмотреть на примере двигателя НК 8 2У.

В регламенте предусмотрены следующие формы технического обслуживания:

— оперативное Т.О.:

форма А1,

форма А2,

форма Б;

— периодическое Т.О.:

форма Б четная, форма 1, форма 1 четная, форма 2;

— по календарным срокам;

— при хранении;

— отдельно организуемые работы (О.О.Р.);

— специальные виды Т.О.

Оперативное техническое обслуживание самолета состоит из работ:

— по встрече (ВС);

— по обеспечению стоянки (ОС);

— по осмотру и обслуживанию (Al, A2, Б);

— по обеспечению вылета (ОВ).

Формы технического обслуживания выполняются:

Форма «А1» — после каждой посадки самолета в транзитном, конечном и базовом аэропортах;

— после выполнения периодического технического обслуживания;

— при очередных заправках самолета топливом в процессе учебных и тренировочных полетов;

— после испытательного или контрольного полета (облета);

— повторно, перед полетом самолета в случае задержки предыдущего запланированного полета на 12 часов.

После выполнения каждой Ф-А1 вылет разрешается в течение 12 часов.

Форма «А2» — выполняется в базовом аэропорту через 75+15 часов.

После выполнения каждой А2 вылет разрешается в течение 12 часов.

Работы по встрече выполняются после каждой посадки самолета непосредственно.

Работы по обеспечению стоянки выполняются в тех случаях, когда продолжительность стоянки самолета превышает 5 ч. или когда самолет принимается от экипажа.

Работы по обеспечению вылета выполняются непосредственно перед вылетом самолета:

— после выполнения на самолете работ по формам Al, A2, Б;

— повторно при подготовке самолета к вылету в случае задержки предыдущего запланированного полета более чем на 1 час.

Форма «Б» — в базовом аэропорту через каждые 150±30 часов налета.

Форма «Б четная» — в базовом аэропорту через каждые ЗОО±ЗО часов налета.

Форма I — в базовом аэропорту через каждые 600±30 часов налета.

Форма I четная — в базовом аэропорту через каждые 1200±30 часов налета.

Форма 2 — один раз в год с интервалом не более 12 месяцев, совмещая с плановой формой Б четная, формой I или формой I четная.

OOP — по периодичности или каким-либо другим параметрам, указанным в графе «Дополнительные указания» в разделах регламента.

Форма Б и периодическое техническое обслуживание планера, двигателей и, А и РЭО назначаются в зависимости о налета часов с начала эксплуатации или поступления самолета из ремонтного предприятия, календарным срокам службы, посадкам (причем отсчет ведется от базовых цифр кратным: для налета в часах -;

150 л. ч., для посадок — 75 пос, для календарных сроков службы — 3 месяца) независимо от того, с каким допуском проводилось предыдущее техническое обслуживание.

В отдельных случаях периодические формы должны выполняться:

— при выполнении учебных и тренировочных полетов с техническим обслуживанием шасси, предкрылков, закрылков, интерцепторов и системы управления стабилизатором:

— через каждые 75±5 посадок в объеме формы «Б» ;

— через каждые 300±30 посадок в объеме формы «Ф—Г';

— через каждые 900±30 посадок в объеме формы «Ф—2»

При эксплуатации самолетов с относительно малым месячным налетом техническое обслуживание самолета по перечню регламентных работ назначать по календарным срокам службы:

— форма «Б» — через каждые 30±5 суток;

— форма «Б четн.» — через каждые 3 месяца ±15 суток;

— форма 1 — через каждые 6 месяцев ±15 суток;

— форма 1 четная — через каждые 12 месяцев ±20 суток;

— форма 2 — через каждые 24 месяца ±30 суток, если годовой налет составляет менее 900 часов налета.

Выполнение технического обслуживания самолета по календарным срокам производить при налете самолета менее 50% от налета, установленного для назначения форм технического обслуживания по наработке (150, 300, 600, 1200) в часах налета.

При достижении за установленные сроки для календарного технического обслуживания налета более 50% от налета для назначения форм технического обслуживания по наработке в часах налета выполнять соответствующую форму по наработке планера.

При замене двигателя в эксплуатации (досрочно или по отработке ресурса) необходимо вновь устанавливаемому двигателю выполнить работы, связанные непосредственно с заменой двигателя, и ту форму технического обслуживания, которая назначается в зависимости от налета часов планера или по календарному сроку. При установке на самолет двигателя, имеющего уже наработку в эксплуатации (отличную от наработки планера), устанавливаемому двигателю выполнить техническое обслуживание в объеме формы 2. (Разрешается выполнение и меньшего объема работ, при условии сохранения периодичности и сроков выполнения всех регламентных работ, предусмотренных настоящим регламентом).

СПЕЦИАЛЬНЫЕ ВИДЫ ТЕХНИЧЕСКОГО ОБСЛУЖИВАНИЯ Специальные виды технического обслуживания выполняются после:

— грубой посадки, посадки до ВПП, выкатывания за ВПП, посадки с весом более 90 т;

— поражения самолета разрядом атмосферного электричества;

— попадания самолета в пыльную бурю;

— прерванного взлета;

— выключение реверса тяги двигателей на скоростях менее 120 км/час;

— попадание самолета в град.

Необходимость выполнения специальных видов технического обслуживания определяется по информации экипажа (по записи в бортжурнале). Объем работ может изменяться по решению комиссии, исходя из особенностей конкретного случая.

Необходимость выполнения специальных работ по «Грубой посадке» определяется в соответствии с методическими рекомендациями, введенными указанием МГА от 29.03.84 г. № 23.1.7.—32 по результатам расшифровки бортовых средств объективного контроля.

1.4 Приспособленность конструкции к эксплуатации Для обеспечения доступа к агрегатам и системам двигателя в процессе обслуживания, а также для монтажа и демонтажа двигателя и агрегатов в мотогондолах имеются откидные крышки, люки и створки.

Люки гондол силовых установок.

Доступ к внешним двигателям обеспечивается открытием крышек нижних, верхних и боковых люклв гандол. Крышки 21 (рис 3. 4.) откидные. Верхние части крышек 21 шарнирно крепятся к нижним балкам гондолы, а нижние части соединяются между собой с помощью натяжных замков…(конструкция люка) Доступ к среднему двигателю обеспечивается открытием крышек (рис 3.5.)снизу и крышек сверху на хвостовой части фюзеляжа.

— Для монтажа внешних двигателей может быть использован автокран К-122 на базе автомашины АЯЗ. Транспортировочные тележки под мотогандолу.

— Двигатели 1, 3 (внешние) расположены в гагндолах, установленных на специальных пилонах, а двигатель № 2 (средний) -внутри хвостовой части фюзеляжа. Крепление каждого двигателя осуществляется подкосами.

Внешние двигатели могут сниматься и устанавливаться как отдельно от гандол, так и вместе с ними. Для этого гандолы стыкуются с фюзеляжем чентырьмя узлами. Все коммуникации в плоскости разьема пилона выполнены разьемными.

Монтаж и демонтаж двигателя установленного внутри фюзеляжа, производится простым подьемом-спуском двигателя без дополнительных передвижений по горизонтали. Подьем осуществляется через большой несиловой люк с двумя створками, расположенный в нижней части фюзеляжа. Этот же люк используется для подхода к агрегатам двигателя в эксплуатации что делает его многофункциональным элементом. Подход к агрегатам внешних двигателей осуществляется через люки в гандолах и пилонах.

Особенностями компановки двигателя НК 8 2У является размещение всех основных агрегатов на самом двигателе. За счет этого двигательная установка имеет минимальное число разъёмов по ее коммуникациям. Это обеспечивает быстроту замены двигателей в эксплуатации. Эти особенности двигателя, наряду с мероприятиями, введенными в конструкцию силовых установок, позволяютуменьшить время заменфы двигателей до 3−4 часов, включая опробование двигателей после монтажа.

Для контроля состояния силовой установки производится запуск всех 3-х двигателей с проверкой герметичности коммуникаций масляной и топливной систем. Особое внимание обращается на состояние системы управления самолетом, органов приземления и гидросистемы.

2. Анализ силовой установки самолета Ту 154 М

2.1 Качественный анализ надёжности силовой установки Ту-154

В настоящее время при эксплуатации самолёта Ту-154 наблюдается значительное количество неисправностей силовой установки по различным причинам. К ним относят недостаточная износостойкость и запас прочности материалов; повреждения элементов двигателя, его узлов и агрегатов. Статистические данные об отказах и неисправностях силовой установки самолёта Ту-154 представлены в таблице 1.

Таблица 1 — Статистические данные об отказах и неисправностях силовой установки самолёта Ту-154

Таблица 2 — Классификация отказов по происхождению

Рисунок 1 — Гистограмма классификация дефектов по происхождению Таблица 3 — классификация отказов по агрегатам

Рисунок 2 — Гистограмма классификация дефектов по агрегатам

Таблица 4 — Классификация отказов по видам дефектов

Рисунок 3 — Гистограмма классификации отказов по видам дефектов Таблица — 5 Классификация отказов по обстоятельствам обнаружения объектов

Рисунок — 4 Гистограмма классификации отказов по обстоятельствам обнаружения объектов

2.2 Количественный анализ надежности Количественный анализ заключается в определении теоретического закона распределения наработки объекта до отказа и его параметров. Определяется фактическая надёжность двигателя в пределах наработки, а также необходимость проведения мероприятий, направленных на повышение уровня надёжности.

Для количественного анализа выбирается дефект — Трещина по заднему уплотнительному профилю верхней створки реверса.

В эксплуатационных авиапредприятиях имеет место большое количество случаев досрочных снятий двигателей по причинам прогара жаровых труб, разрушений межвального подшипника, наличии забоин на лопатках входного направляющего аппарата и лопатках компрессора низкого давления.

Плотная обвязка двигателя Время наработки до отказа t_i: 1846, 2395,4128,5903,7115,8435,9831, 10 700, 11 980

Общее число объектов: N=15

Число отказов: n=9

Время наблюдения: Т_а=12 000 ч Группировка данных.

Интервал наработки 0…12 000 часов разбивается на разряды по правилу Старджена .

Число разрядов принимается k=4 с величиной

Расчет эмпирических характеристик надежности.

Плотность отказов:

гдечисло отказов,

N — число наблюдаемых изделий,

— длина интервала.

Интенсивность отказов:

где — число исправно работающих изделий к началу следующего интервала.

Вероятность безотказной работы:

.

Результаты расчётов представлены в таблице 2.

Таблица 6 _ Расчет эмпирических характеристик

Выбор теоретического закона распределения. По данным табл. 1 строятся графики эмпирического распределения (рис.4).

А)

Б) В)

Рисунок 5 — Гистограммы эмпирического распределения Выдвигаем гипотезу о нормальном законе распределения, так как именно оно характерно для отказов, связанных с износом. Это подтверждает и внешний вид гистограмм.

Определение параметров закона распределения. Нормальный закон распределения является двухпараметрическим, т. е. для его полного определения необходимо найти два параметра — интенсивность отказов и. Для плана наблюдений [NUT] параметры распределения можно найти методом разбиений.

Выберем значение наработки и .

Значение соответственно:

По таблице стандартной нормальной функции распределения находим значения квантилей Z, соответствующих значениям

Проверка правильности принятой гипотезы. Осуществляется с помощью критерия Пирсона Число разрядов при расчете критерия на единицу больше числа разрядов разбиения вариационного ряда k, так как добавляется интервал от t_a до +. Результаты расчетов представлены в таблицу 6.

Таблица 7 — Расчет критерия Пирсона

Число степеней свободы r в случае пяти разрядов таблицы и одного параметра закона распределения равно 2 (r=5−2-1). Задавшись уровнем значимости б=10%, в зависимости от P=1-б=90% и числа степеней свободы r=2 находим критическое значение Подсчитанное значение не попадает в критическую область (4,61; +), следовательно, принятая гипотеза о нормальном законе распределения не противоречит статистическим данным.

— квантиль нормального распределения для ;

находятся по таблице:

Таким образом интервал (315,67; 9361,72) с доверительной вероятностью покрывают 90% покрывает истинное значение параметра, а интервал (4468,69; 8886,12) — значение параметра .

Построение графиков теоретического распределения. Построение графиков распределения производим для диапазона 0

Расчетные данные сведены в таблицу 7.

Таблица 8 — Расчет теоретических характеристик

Расчет теоретических характеристик

Рисунок 8 — График теоретического распределения Определим г-процентный ресурс для г=99,99% и нижней оценки :

Квантиль, соответствующий вероятности 0,0001, определяется по таблице:

Отсюда

Вывод: Наработка 68,68 ч соответствует ТУ.

3. Исследование причин возникновения неисправности объекта ТОиР В качестве объекта исследования выбран подшипник средней опоры А176 132Р. Эксплуатационный анализ выявил, не достаточную надежность подшипника А176 132Р, в связи с его разрушением. Поэтому исследование средней опоры после разрушения шарикоподшипника выявило ряд факторов, требующих дополнительного исследования.

Анализ внешнего состояния подшипника В результате внешнего осмотра вышедшего из строя шарикоподшипника А176 132Р усталостное выкрашивание, риски, задиры поверхности дорожек качения, разрушение сепаратора. Выдвигаем предположение, что недостаточная долговечность подшипника связана с неэффективной очисткой подаваемого масла.

Рисунок 9 — Выкрашивание поверхности шарикоподшипника.

Проверочный расчет номинальной долговечности шарикого подшипника по контактной усталости.

Исходные данные для расчета:

1) конструктивный чертеж промежуточной опоры расположенной между КН и КВ;

2) геометрические характеристики шарикоподшипника и условия его работы.

Основной задачей расчетов является определить ресурс подшипника, для этого исследуем факторы:

— расчет долговечности L_h подшипника по стандартной методике;

— определение значения коэффициента а₂₃; расчет действующих нагрузок на подшипник;

— определения влияния чистоты смазки шарикоподшипника на долговечность его работы.

Размещение подшипника в средней опоре Нк 8 2У Рисунок 10 — Конструктивная схема расположения подшипника в двигателе Рисунок 11 — Схема расположения подшипника Расчет внешних нагрузок.

силовая установка самолет эксплуатация Рисунок 12 — Конструктивные параметры и условия работы подшипника

d = 150 мм, D = 225 мм, B =35 мм; диаметр шарика Dш = 22,22 мм; число шариков z=22; r=3,5 мм, частота вращения внутреннего кольца n =12 000 об/мин; смазывается маслом «Петрим»; температура масла на входе в двигатель 30…70?С.

Вычисляем эквивалентную динамическую нагрузку:

Значение номинальной долговечности где С — динамическая грузоподъемность подшипника;

Р — эквивалентная динамическая нагрузка;

m — экспериментальный показатель степени (для шариковых п/ш m=3).

Для подшипников высокого класса точности, принимаемых в ГПА, значение коэффициента a₁ принимаетм равным 0,33.

Уровень нагруженности f_s подшипника находится по формуле:

В соответствии с рекомендациями фирмы FAG расчет долговечности авиационных подшипников качения производится по формуле:

где Lh — расчетное значение номинальной долговечности подшипника;

a1 — коэффициент, учитывающий вероятность разрушения;

a23 — коэффициент рабочих условий;

f — коэффициент для «чистых» условий;

fm — коэффициент материала;

ft — температурный коэффициент;

fr — коэффициент качественной надежности техники.

Определение коэффициента а₂₃

Значение коэффициента а₂₃ определяется в зависимости от уровня нагруженности подшипника и условий смазывания в контактах.

Оценка режима смазывания Выбор коэффициента а₂₃ осуществляется в зависимости от характеристики режима смазывания в подшипнике.

По табл. 4.8 и 4.9 находим: К₀=44,1;С _?=3,9×10^-7.Кроме того С₁=118,По табл. 4.11 и 4.12 находим характеристики смазки: µ=0,0037 МПа и б=0,91 10^-8 Па^-1 [1]

Вычислим:

По табл.4.13 находим К₁=0,К₂=2. Так как К₁+K₂=2, то коэффициент а₂₃ находится в области 1 рис. 1 а₂₃=2.Если степень очистки смазки обычная, то f=1,0. Для подшипника из стали ШХ-17 f_m=1,2. Для подшипника 5-го класса точности примем f_r=1,33.

Исходя из принятых значений уточенное значение долговечности с учетом эксплуатационных характеристик FAG будет равно:

Определим долговечность с учетом рекомендаций SKF

Определим нагрузку, контактной выносливости

Коэффициент учитывающий влияние загрязнений в смазке, определим по табл, 4.16 з_с=0,8

Тогда получим

По рис4.8. Найдем эффективное значение кинематической вязкости смазки н₁=16 сСт. По табл.4.14 в н=3,85сСт

по рис. 4.6 [1]найдем а_SKF=1

Расчетные значения сходятся по методом FAG и SKF. Взаимно

Номинальная долговечность по контактной усталости составляет примерно 1369,36 ч, что подтверждает статистические данные. Требует поправочный расчет.

Так причиной разрушения является масленое голодание. Учитывая тот факт уменьшим коэффициент а₂₃ характеризующий условий смазки в контактах уменьшим соответственно и принем а₂₃=2/2=1;

Наработка Т=752 ч

Вывод: Номинальная долговечность по контактной усталости составляет примерно 684,68 ч, что подтверждает статистические данные.

4. Анализ эксплуатационной технологичности К числу важнейших показателей, характеризующих эксплуатационные качества ЛА, относится эксплуатационная технологичность (ЭТ). Под ЭТ понимается совокупность заданных и конструктивно реализованных свойств, определяющих его приспособленность к выполнению работ по ТО и Р с минимальными затратами труда, времени и средств.

Проблема обеспечения ЭТ является составной частью общей проблемы надежности авиационной техники. Уровень ЭТ объекта определяется совершенством его конструкции, а также рядом эксплуатационных факторов. К числу конструктивных особенностей объекта относятся:

— доступность;

— легкосъемность;

— удобство работ;

— взаимозаменяемость;

— контролепригодность и другие.

Заданные свойства ЭТ объектов обеспечиваются в процессе создания и изготовления ЛА. В условиях эксплуатации эти свойства реализуются и совершенствуются с учетом реальных требований и возможностей типовых технологических процессов. Так, переход на эксплуатацию по техническому состоянию (метод ТЭС) требует пересмотра практически всех свойств ЭТ конструкции.

Анализ ЭТ может носить качественный и количественный характер.

В первом случае реальные свойства конструкции сопоставляются с рядом специфических требований, предъявляемых к конструкции, при выполнении типовых регламентных работ (смазочных, регулировочных, заправочных и т. д.)

При проведении количественного анализа используется ряд обобщенных (основных) и единичных (дополнительных) показателей. Обобщенные показатели характеризуют конструкцию со стороны затрат труда, материалов, запасных частей, времени и других показателей, определяющих эффективность использования ЛА. Единичные показатели характеризуют отдельные специфические свойства конструкций. К ним относятся: показатель доступности (К_д), легкосъемности (К_л), удобства работ (К_уд) и другие. Единичные показатели используются при решении задач совершенствования технологических процессов, а также при обосновании технических требований к разрабатываемому технологическому оборудованию.

Значения единичных показателей (безразмерных коэффициентов) лежат в пределах 0 < K_j < 1. Конструкция считается полностью отвечающей требованиям ЭТ, если значения всех ее показателей равны единице. Для ряда объектов (изделий) значения единичных показателей нормированы с учетом лучших образцов отечественной и зарубежной AT. В этом случае количественный анализ ЭТ проводится путем сопоставления реальных и нормативных значений соответствующих показателей.

4.1 Качественный анализ эксплуатационной технологичности При качественном анализе эксплуатационной технологичности реальные свойства объекта сопоставляются с рядом специфических требований, предъявляемых к конструкции при выполнении типовых регламентных работ. В настоящее время отработаны общие технические требования по обеспечению ЭТ авиационной техники при выполнении типовых работ по ТО. Они позволяют провести качественный анализ ЭТ конструкции и наметить пути ее совершенствования. Анализ проводится путем сопоставления требований к ЭТ объекта, с реальными свойствами объекта. Результаты анализа представлены в виде таблицы 5:

Таблица 8 — Результаты качественного анализа ЭТ СУ

Количественная характеристика качественной оценки определяется фактическим уровнем ЭТ системы по качественным требованиям из выражения:

где:

— количество удовлетворительных оценок выполнения качественных требований;

— общее количество качественных требований к СУ.

Силовая установка самолета ТУ-154М удовлетворяет качественным требованиям эксплуатационной технологичности на 73%.

4.2 Количественный анализ эксплуатационной технологичности Обнаружение, устранение и предупреждение отказов и неисправностей авиационной техники, а также трудоемкость и время выполнения работ зависят от доступности к отдельным агрегатам, узлам и деталям, их легкосъемности и взаимозаменяемости, а также от удобства работы технического состава при выполнении технологических операций. Эти свойства характеризуются рядом дополнительных показателей, определяемых при количественном анализе эксплуатационной технологичности. Оценим ЭТ межвального подшипника двигателя НК 8 2У.

Таблица № 9 Данные хронометража работ по вибродиагностики межвального Подшипника двигателя НК 8 2 У

Произведем расчет количественных показателей эксплуатационной технологичности: доступность, легкосъемность, удобство работ.

Доступность Доступность к объекту технического обслуживания определяется коэффициентом доступности:

— трудоемкость дополнительных работ.

— трудоемкость основных работ.

Так как коэффициент доступности то необходимо провести доработку конструкции для улучшения доступности конструкции при техническом обслуживании.

Легкосъемность Легкосъемность отражает пригодность агрегата к замене с минимальными затратами времени и с наименьшей трудоемкостью.

Легкосъемность определяется коэффициентом легкосъемности:

трудоемкость демонтажно-монтажно работ.

Удобство работ В зависимости от вынужденной позы, принимаемой исполнителем, требуется различное время для выполнения одной и той же работы, т. е. производительность труда в этих случаях будет различной. Эта особенность выполняемых работ оценивается коэффициентом удобства работ:

— средняя трудоемкость операции.

— коэффициент изменения производительности труда.

Коэффициент удобства работ очень близок к единице, следовательно, данный вид обслуживания удовлетворяет показателю удобства работ.

Заключение

В данной работе были рассмотрены особенности конструкции и удобства эксплуатации силовой установки.

Была представлена статистика отказов и неисправностей силовой установки вертолета Нк 8 2У. Построены гистограммы результатов группирования отказов по причине, по узлам и агрегатам силовой установки и по методу обнаружения дефектов.

Были произведены качественный и количественный анализы надежности.

Было проведено исследование причин разрушения подшипника А176 130 произведен поверочный расчет и даны рекомендации для предотвращения появления данной неисправности. Проведен анализ эксплуатационной технологичности.

Список использованных источников

1. Перель Л. Я. Подшипники качения: Расчет, проектирование и обслуживание опор: Справочник.-М.:Машиностроение, 1983.-543 с., ил.

2. Макаровский И. М. «Техническое обслуживание и ремонт АТ» Самара: СГАУ 2004 г. 60с.

3. Скубачевский Г. С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет детали.-5-е изд., перераб. и доп.-М:Машиностроение, 1981.-550с.

4. Балякин В. Б. и др.] Теория и проектирование опор роторов авиационных ГТД. -Самара:Изд-во СГАУ, 2007. — 254 с.

5. Кочуров В. А. Новиков Г. А. Примеры расчета характеристик надежности авиационной техники: Метод. указания; СГАУ. Самара, 2002. 48с.

6. Леликов О. П. Валы и опоры с подшипниками качения. Конструирование и расчет. Издательство «Машиностроение» г. Москва. 2006. 639с.