Главная База знаний "Allbest" Транспорт Анализ надежности и эксплуатационной технологичности рулевого привода РП-230 системы управления самолета Ан-74

Анализ надежности и эксплуатационной технологичности рулевого привода РП-230 системы управления самолета Ан-74

Особенности конструкции и условия эксплуатации Ан-74. Качественный анализ эксплуатационной технологичности и надежности. Исследование причины появления не допускаемой течи масла АМГ-10 по штоку рулевого привода РП-230. Расчет изнашивания уплотнения.

Рубрика Транспорт
Вид курсовая работа
Язык русский
Дата добавления 11.10.2013
Размер файла 783,7 K

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Страница:

Размещено на http://www.allbest.ru/

Федеральное агентство по образованию РФ

Самарский государственный аэрокосмический университет

имени академика С.П. Королева

Кафедра ЭАТ

Расчетно - пояснителная записка к курсовому проекту на тему: «Анализ надежности и эксплуатационной технологичности рулевого привода РП-230 системы управления самолета Ан-74

Самара

РЕФЕРАТ

Курсовой проект

Пояснительная записка: 80 стр., 13 рис.,11 таблиц, 8 источников,

Графическая документация: 2 листа А1, 1 лист А0

САМОЛЁТ АН-74, СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ, НАДЕЖНОСТЬ, ЭКСПЛУАТАЦИОННАЯ ТЕХНОЛОГИЧНОСТЬ, РУЛЕВОЙ ПРИВОД РП-230, УПЛОТНЕНИЕ.

В данной работе проведён анализ надёжности системы управления самолёта Ан-74, определена наиболее распространенная неисправность - течь АМГ-10 по штоку рулевого привода РП-230 , определена причина неисправности - износ уплотнения штока РП-230. Предложены мероприятия по устранению неисправности. Проанализирована эксплуатационная технологичность системы управления.

Содержание

  • Введение
  • 1. Особенности конструкции и эксплуатации системы управления самолёта Ан-74
  • 1.1 Особенности конструкции и условия эксплуатации Ан-74
  • 1.2 Анализ эксплутационной надёжности
  • 1.2.1 Качественный анализ надежности
  • 1.2.2 Количественный анализ надежности
  • 1.3 Анализ эксплуатационной технологичности
  • 1.3.1 Качественный анализ эксплуатационной технологичности
  • 1.3.2 Количественный анализ эксплуатационной технологичности
  • 1.3.3 Мероприятия по повышению эксплуатационной технологичности
  • 1.4 Исследование причины появления не допускаемой течи масла АМГ-10 по штоку рулевого привода РП-230
  • 1.4.1 Проверочный расчет изнашивания уплотнения
  • 2. Анализ и совершенствование технологического процесса ТО самолета Ан-74
  • 2.1.1 Анализ методов организации процесса
  • 2.1.2 Построение логической модели процесса ТО
  • 2.1.3 Анализ структуры процесса ТО
  • 2.2 Анализ технологической оснащенности
  • 2.3 Разработка технологического оборудования
  • 2.3.1 Техническое задание
  • 2.3.1 Разработка принципиальной схемы, расчет и подбор основных элементов
  • 2.3.2 Технические характеристики и компоновка установки
  • 2.3.3 Принцип работы установки
  • 2.3.4 Инструкция по эксплуатации и ТО
  • 2.3.5 Техническое обслуживание установки
  • 2.3.6 Техника безопасности при работе на установке
  • 2.4 Технология проверки рулевого привода на внутреннюю негерметичность
  • Заключение
  • Список использованных источников
  • Спецификация
  • ВВЕДЕНИЕ
  • Задачи, рассматриваемые в проекте связаны с основными направлениями развития гражданской авиации. Постоянное усложнение авиационной техники, обусловленное необходимостью обеспечения высоких летно-технических характеристик летательных аппаратов, а также постоянно растущие объёмы авиаперевозок, особенно грузовых, выдвигают на одно из первых мест требование обеспечения высокой степени эффективности использования АТ при сохранении (увеличении) уровня безопасности полётов.
  • Эффективность использования АТ во многом зависит от её эксплуатационных качеств, от своевременного определения и устранения причин отказов и неисправностей. Важнейшим вопросом при анализе эффективности эксплуатации объекта АТ является соответствие его конструкции требованиям эксплуатационной технологичности и проблема повышения эксплуатационной надёжности.
  • В качестве объекта анализа в данном курсовом проекте рассматривается система управления Самолёта АН - 74. У данного типа самолётов наблюдаются различные отказы и неисправности в системе, связанные с несовершенством элементов конструкции или недостаточной их надёжностью. Также открытыми остаются вопросы, связанные с технологичностью процесса технического обслуживания агрегатов системы.
  • Целью курсового проекта является совершенствование технологического процесса технического обслуживания системы управления.
  • 1. Особенности конструкции и эксплуатации системы управления самолёта Ан-74
  • Ан-74 является ближнемагистральным транспортным самолетом, разработанным КБ Антонов (СССР); первый полёт совершил в 1983 году.
  • Ан-74 создан для эксплуатации в районах Арктики и Антарктиды, предназначен для перевозки грузов, техники и людей на авиалиниях малой и средней протяженности в любых климатических условиях от ?60 °C до +45 °C и на любых широтах, в том числе в условиях Северного полюса и в высокогорных районах. Его можно эксплуатировать на оборудованных и необорудованных воздушных трассах в любое время года и суток с бетонных, галечных, ледовых и снежных аэродромов, на внутренних и международных линиях.
  • Самолет Ан-74 позволяет перевозить груз до 7,5 тонн, в том числе до 10 пассажиров (до 52 в зависимости от модификации), на высоте до 10 100 метров с крейсерской скоростью 550--700 км/ч. Кроме того, он может выполнять следующие специализированные задачи:
  • проводку судов;
  • организацию и обслуживание дрейфующих станций;
  • проведение научно-исследовательских работ в высоких широтах Арктического и Антарктического бассейнов;
  • визуальную ледовую разведку;
  • разведку рыбных косяков.
  • В условиях эксплуатации самолет Ан-74 легко переоборудуется в санитарный, пожарно-десантный и другие варианты.
  • Самолет Ан-74 удовлетворяет Нормам летной годности гражданских самолетов. В конструкции самолета широко использованы новые конструкционные материалы и технологические процессы. Это обеспечило высокую весовую отдачу самолета.
  • Самолет выполнен по схеме высокоплана с двумя турбовентиляторными двигателями Д-36 серии 2А взлетной тягой по 6 500 кгс (63,7 кН) установленными над крылом, и Т-образным хвостовым оперением.
  • Установка двигателей с большим выносом вперед над верхней поверхностью крыла практически исключает попадание в двигатели посторонних предметов с поверхности ВПП при взлете и посадке, повышает подъемную силу крыла за счет обдува его верхней поверхности и внутренних закрылков струями двигателей и снижает уровень шума на местности вследствие экранирования крылом реактивных струй двигателей.
  • Кабина экипажа обеспечивает хороший обзор и возможность пилотирования в условиях аэродромов ограниченных размеров со взлетом и посадкой по крутым траекториям. Размещение приборов и органов управления в кабине экипажа оптимизировано и отработано на приборных стендах при всех практически возможных полетных ситуациях. Экипаж самолета состоит из четырех человек летного состава:
  • командир воздушного судна;
  • второй пилот;
  • штурман;
  • бортмеханик;
  • при необходимости -- бортоператор по транспортному оборудованию.
  • Возможна эксплуатация самолета без бортоператора, при этом его обязанности возлагаются на бортмеханика.
  • Самолет прост в эксплуатации, без затруднений осваивается летным и инженерно-техническим составом средней квалификации.
  • Длина самолета, м…………………………………………………….28,07
  • Размах крыла, м……………………………………………………….31,89
  • Площадь крыла, м2………………………………………………….98,62
  • Масса пустого самолета, кг………………………………………….20500
  • Максимальная взлетная масса, кг…………………………………..36500
  • Максимальная скорость полета, км/ч…………………………………..750
  • Крейсерская скорость полета, км/ч…………………………………….700
  • Практический потолок, м……………………………………………10100
  • Дальность полета, км………………………………………………...1500

1.1 Особенности конструкции и условия эксплуатации

1.1.1 Система управления

На самолете установлен электрогидромеханический комплекс систем управления, включающий в себя:

· систему управления элеронами;

· систему управления рулем направления;

· систему управления рулем высоты;

· систему управления закрылками;

· систему управления предкрылками;

· систему управления дефлекторами стабилизатора;.

· систему управления интерцепторами;

· систему стопорения рулей и элеронов.

На самолете установлена также система автоматического управления САУ-72, с помощью которой можно управлять элеронами, рулем высоты, триммером-сервокомпенсатором руля высоты и рулем направления. Путевой канал САУ-72 используется в качестве демпфера рыскания.

Размещение поверхностей управления показано на рис. 1.

Система управления элеронами обеспечивает поперечное управление самолетом при помощи двух элеронов. Каждый элерон (левый и правый) состоит из двух секций: внутренней и внешней. На внутренней секции левого и правого элеронов установлен кинематический сервокомпенсатор. Управление элеронами производится штурвалами с помощью механической проводки одновременно двумя летчиками или раздельно левым и правым летчиком.

Управление триммером, установленным на внутренней секции левого элерона - электродистанционное.

Система управления рулем направления обеспечивает путевое управление самолетом при помощи двухзвенного руля направления, второе звено которого состоит из двух частей - верхней и нижней. Верхняя часть второго звена кинематически связана с первым звеном. Управление рулем направления производится педалями с помощью механической проводки одновременно двумя летчиками или раздельно левым или правым летчиком.

В проводку управления первого звена подсоединен по необратимой схеме гидроусилитель, работающий от левой или правой гидросистемы. Угол отклонения первого звена ограничен на всех этапах полета, кроме взлета и посадки. Ограничение угла отклонения вводится или снимается автоматически или вручную переключателем.

Управление триммером, установленным на нижней части второго звена, - электродистанционное .

РИС. I. РАЗМЕЩЕНИЕ ПОВЕРХНОСТЕЙ УПРАВЛЕНИЯ

Система управления рулем высоты обеспечивает продольное управление самолетом при помощи руля высоты, состоящего из двух половин - левой и правой. На каждой половине руля высоты установлены кинематический сервокомпенсатор и триммер-сервокомпенсатор. Управление рулем высоты производится штурвальными колонками с помощью механической проводки одновременно двумя летчиками или раздельно левым или правым летчиком. В проводку управления левой и правой половинами руля высоты подсоединены по обратимой схеме два гидроусилителя, работающих от левой или правой гидросистемы.

Управление триммером-сервокомпенсатором - электродистанционное, осуществляется в двух режимах - автоматическом и ручном.

Предусмотрено принудительное отключение питания гидроусилителей руля высоты (совместно с приводом руля направления) от левой и правой гидросистем.

Система управления закрылками - электродистанционная, обеспечивает управление концевыми и внутренними закрылками в двух режимах - основном и резервном.

В основном режиме управление всеми закрылками совмещенное - (от одного рычага ПРЕДКР ЗАКР.): следящее - для концевых и трехпозиционное - для внутренних закрылков.

В резервном режиме управление концевыми и внутренними закрылками раздельное - от переключателей.

Концевые и внутренние закрылки имеют отдельные гидроприводы с трансмиссиями и подъемниками. Гидроприводы питаются рабочей жидкостью от левой и правой гидросистем.

Система обеспечивает защиту от асимметричного выпуска (уборки) закрылков в основном и резервном режимах управления.

Система управления предкрылками - электродистанционная, Обеспечивает управление предкрылками в двух режимах - основном и резервном. В основном режиме управление предкрылками осуществляется с помощью рычага управления ПРЕДКР ЗАКР. , в резервном - с помощью переключателя. Подъемники системы приводятся в действие через трансмиссию гидроприводом, работающим от левой гидросистемы.

Кроме того, система обеспечивает защиту от асимметричного выпуска (уборки) предкрылков в основном и резервном режимах управления.

Система управления дефлекторами стабилизатора - электродистанционная, обеспечивает управление дефлекторами в двух режимах - основном и резервном. В основном режиме выпуск или уборка дефлекторов осуществляется автоматически при выпуске или уборке внутренних закрылков, в резервном режиме - с помощью переключателя. Дефлекторы выпускаются и убираются гидроцилиндром через механическую проводку. Гидроцилиндр работает в основном режиме от правой гидросистемы, в резервном режиме - от левой гидросистемы.

Система управления интерцепторами - электродистанционная, обеспечивает:

· двухпозиционное управление интерцепторами № 3, 4;

· следящее управление интерцепторами № 5, 6 в глиссадном режиме и в режиме интерцепторов-элеронов;

· автоматическое отклонение интерцептора 5 или 6 на стороне, противоположной отказавшему двигателю, при выпущенных концевых закрылках для уменьшения крена самолета в случае отказа одного из двигателей.

Интерцепторы № 3, 4, 5, 6 используются в качестве воздушных тормозов для уменьшения длины пробега. Интерцепторы № 5,6 используются в качестве интерцепторов-элеронов для поперечного управления самолетом и в качестве воздушных тормозов для изменения траектории планирования.

Интерцепторы отклоняются и убираются электрогидравлическими рулевыми машинами, которые работают от левой и правой гидросистем.

Система стопорения рулей и элеронов предназначена для предохранения от поломок рулевых поверхностей при их резком отклонении. Элероны и руль направления стопорятся в нейтральном, а руль высоты - в полностью отклоненном вниз положениях. Система - электродистанционная, может быть приведена в действие только при обжатых аморт-стойках шасси и отклоненном вниз руле высоты.

1.1.2 Особенности эксплуатации
Все работы по техническому обслуживанию (ТО) самолета Ан-74 проводятся в соответствии с Регламентом технического обслуживания (РО). РО является основным эксплуатационным документом, определяющим объекты обслуживания (системы, подсистемы, изделия), перечень и периодичность выполнения работ.
При выполнении на самолете всех видов ТО следует руководствоваться Регламентом технического обслуживания, Руководством по технической эксплуатации самолета (РЭ), Руководством по технической эксплуатации двигателя Д-36 и комплектующих изделий.
В соответствии с РО, при условии выполнения всех его положений и указаний, эксплуатация осуществляется:
- планера и систем самолета - по техническому состоянию без выполнения капитального ремонта в пределах назначенного ресурса;
- комплектующих изделий - по двум методам:
- по ресурсу (ТЭР);
- по техническому состоянию до безопасного отказа (ТЭО).
ТО комплектующих изделий выполняется с периодичностью, установленной РО.
Если объемы и сроки выполнения работ по обслуживанию, указанные в паспортах и РЭ комплектующих изделий, не совпадают с объемами и сроками, приведенными в РО, то при ТО следует руководствоваться объемами и сроками, указанными в РО.
Состав работ РО и периодичность их выполнения не могут выполняться в меньшем объеме и с периодичностью, превышающей установленную в РО, без согласования с АНТК "Антонов".
По усмотрению технического руководства авиакомпании допускается выполнение ТО в большем объеме и с меньшей периодичностью без внесения изменений в ЭТД.
В процессе эксплуатации самолета Ан-74 выполняются следующие виды ТО:
-- оперативное ТО;
-- периодическое ТО;
-- специальное ТО;
-- ТО при хранении.
Оперативное и периодическое ТО составляют плановое ТО самолета при регулярной эксплуатации.
Оперативное ТО включает в себя вспомогательные работы и формы А1, А2 и Б. Вспомогательные работы состоят из:
-- работ по встрече - ВС;
-- работ по обеспечению стоянки - ОС;
-- работ по обеспечению вылета - ОВ.
Работы по встрече (ВС) выполняются непосредственно после каждой посадки самолета. Работы по обеспечению стоянки (ОС) выполняются в случаях, когда:
-- продолжительность стоянки до очередного вылета ожидается более 10-ти часов;
-- самолет ставится на выполнение периодического технического обслуживания или на хранение;
-- самолет перемещается на другую стоянку.
Работы по обеспечению вылета (ОВ) выполняются непосредственно перед каждым вылетом самолета.
Форма А1 выполняется:
-- после каждой посадки самолета, если не требуется выполнения формы А2 или Б;
-- при задержке подготовленного к вылету самолета свыше 12 часов;
-- перед полетом после периодического ТО;
-- при очередных заправках топливом в процессе учебно-тренировочных полетов.
Форма А2 выполняется в базовом или конечном аэропорту:
-- после каждой посадки самолета, если планируемая стоянка составит более 12 часов;
-- после выполнения двух-трех посадок (форм А1) при налете после предыдущей формы А2 (или -- другой более сложной формы ТО) до 12 часов, если не требуется выполнение более сложной формы ТО;
-- при подготовке самолета к полетам после стоянки от 1 до 30 суток, если самолет не ставился на хранение;
-- перед полетом после специального ТО;
-- после контрольного облета самолета.
Форма Б выполняется в базовом или конечном аэропорту:
-- один раз в 15 суток регулярной эксплуатации (при выполнении хотя бы одного полёта в сутки), если не требуется выполнять очередное периодическое ТО. Указанный срок может быть увеличен на количество нелетных суток, но не должен превышать 20 суток или 50+5 часов налета;
-- перед полетом после хранения;
-- перед началом эксплуатации после поступления самолета с доработок, если на самолете не выполнялась форма периодического ТО.
Периодическое ТО состоит из:
-- подготовительных работ;
-- основных и дополнительных работ;
-- заключительных работ.
Подготовительные и заключительные работы являются общими для всех форм ТО.
Периодическое ТО в пределах назначенного ресурса назначается по налету самолета в часах и по календарному сроку эксплуатации в месяцах и состоит из следующих форм, которые выполняются:
-- форма Ф1 - через каждые 300 часов налета;
-- форма Ф2 - через каждые 600 часов налета;
-- форма ФЗ - через каждые 1200 часов налета;
-- форма Ф4 - через каждые 2400 часов налета;
-- форма Ф5 - через каждые 3000 часов налета;
-- форма Ф6 - через каждые 6000 часов налета;
-- форма Ф7 - через каждые 1200 часов налета, начиная с 6000 часов и кратные этим величинам значения;
-- форма Ф8 - через каждые 2400 часов налета, начиная с 6000 часов и кратные этим величинам значения.
Отсчет налета в часах ведется с начала эксплуатации независимо от того, с каким допуском выполнялось предыдущее периодическое ТО.
ПРИМЕЧАНИЕ. После выполнения периодического ТО по налету с минусовым допуском налет самолета до очередной формы ТО не должен превышать 360 часов.
По календарному сроку эксплуатации:
- форма Ф1К - через каждые 6 ± 2 мес. эксплуатации;
- форма Ф2К - через каждые 12 ± 2 мес. эксплуатации;
- форма ФЗК - через каждые 24 ± 2 мес. эксплуатации;
- форма Ф4К - через каждые 36 ± 2 мес. эксплуатации;
- форма Ф5К - через каждые 10 лет ± 8 мес. эксплуатации;
- форма Ф6К - через каждые 15 лет ± 8 мес. эксплуатации.
ПРИМЕЧАНИЯ.
1. Отдельные работы выполняются с иной периодичностью:
- через каждые 3 мес. - по аккумуляторным батареям;
- по количеству посадок - для шасси.
2. Календарный срок эксплуатации между формами Ф1К - Ф6К не должен превышать 8 мес.
Периодическое ТО по календарному сроку, в пределах указанных допусков, может выполняться при очередной форме Б оперативного или очередной форме периодического ТО по налету. При назначении очередной формы ТО по календарному сроку время нахождения самолета на хранении учитывается при назначении очередной формы регламентных работ по календарному сроку и входит в общий срок службы самолета до списания.
ТО самолета при хранении выполняется в зависимости от сроков хранения и состоит из следующих работ:
-- подготовка самолета к хранению;
-- обслуживание самолета через определенные сроки хранения;
-- подготовка самолета к полетам после хранения.
Специальное ТО выполняется после:
-- грубой посадки;
-- посадки до ВПП или выкатывания за пределы ВПП;
-- посадки с массой самолета, превышающей максимальную посадочную;
-- полета с превышением допустимых эксплуатационных перегрузок;
-- полет в зоне интенсивной турбулентности атмосферы;
-- прерванного взлета;
-- попадания самолета в грозу;
-- попадания самолета в сильный дождь;
-- попадания самолета в снежную или пыльную бури;
-- нахождения в условиях обледенения (в полете или на земле);
-- столкновения с птицами (посторонним предметом);
-- письменного заявления экипажа о попадании самолета в полете в особые условия, требующие выполнения специального ТО.
Анализируя конструктивные особенности и виды работ по диагностированию и техническому обслуживанию различных типов систем управления, можно выделить общие виды работ, выполняемые на любом типе системы, и особенности технического обслуживания проводки управления трубчатыми тягами и тросовой проводки.
К общим видам работ можно отнести проверку состояния рулевых поверхностей, элементов механизации крыла, узлов их навески и рычагов управления. При этом проверяют целостность узлов, надежность контровки, отсутствие коррозии, величину люфтов. Например, суммарный люфт в узлах крепления триммеров по задней кромке при приложении усилия в 100 Н допускается для отдельных самолетов не более 2...3 мм.
Кроме того, проверяют надежность сочленения частей штурвальных колонок, каркаса и педалей ножного управления, состояние звездочки и бесшумной цепи в головках штурвальных колонок. Согласно картам смазки, где указывается тип смазки, периодичность и способ ее нанесения, производится замена смазки в шарнирных соединениях проводки управления, а также в корпусах гермовыводов. Производится также проверка герметичности корпусов, плавность хода штоков, состояние корпусов гермовыводов.
При техническом обслуживании проводят дефектацию конструктивных элементов системы стопорения (она может быть механическая, электромеханическая дистанционная или автоматическая рулевыми приводами), а также проверку ее работоспособности. Кроме этого, в стопорных механизмах проверяют зазор между стопорным пальцами и гнездом и заход стопорного штыря в гнездо (в застопоренном положении).
Работоспособность гидравлических усилителей проверяют при наличии рабочего давления в гидросистеме, обращая внимание на плавность хода штурвала, герметичность изделий, правильность и углы отклонения рулевых поверхностей при перекладке рычагов в кабине.
Оценку технического состояния системы управления производят также методом замера суммарного усилия трения в проводке. Наличие повышенного трения в любой проводке управления свидетельствует о необходимости поиска в ней неисправных элементов и устранения причин. Методика проверки усилий трения предусматривает применение специальных динамометров и строго определенных зон их крепления, а также лимитированных допусков. Например, в проводке управления рулями некоторых типов самолетов не более 50... 120 Н, а триммерами рулей 20...30 Н.
При выполнении ряда форм технического обслуживания или после замены отдельных конструктивных элементов системы управления производят частичную или полную проверку регулировки системы и необходимое подрегулирование отдельных элементов. Важность этого состоит в том, что любые неправильно выполненные демонтажно-монтажные работы в системе управления могут привести к обратному действию рулей (например, элеронов, триммеров), рассоединению проводки или другим нежелательным явлениям. Исходя из этого, основными принципами проверки регулировки являются проверка соответствия отклонения рулевых поверхностей отклонению рычагов в кабине и величины их отклонения.
Жесткая проводка в системе управления, выполненная с помощью трубчатых тяг, имеет свои особенности обслуживания. Для предупреждения резонансных колебаний тяг управления устанавливают часто опоры, что усложняет конструкцию и объемы работ при техническом обслуживании. Совпадение частот собственных колебаний тяг с вынужденными (от других источников) может привести к их разрушению при эксплуатации в результате усталостных явлений. Резонансные колебания тяг зачастую невозможно ощутить на рычагах управления, что затрудняет их своевременное обнаружение и устранение истинной причины. Несмотря на конструктивные меры по предотвращению резонансных колебаний, они могут появиться при возникновении ряда неисправностей. Собственная частота первого тона колебаний тяги с шарнирным соединением
Следовательно, частота колебания тяги может отклоняться от расчетной вследствие изменения ее длины, жесткости при изгибе или погонной массы (может изменяться при замене типа материала).
Так, например, при выработке деталей шарнирных соединений появляются люфты в проводке управления, явления износа происходят в тросовой проводке трубчатых тягах управления, имели место случаи разрушения деталей гидропривода закрылков, появления неисправностей в системе стопорения рулей, управления триммерами. Но наибольшее влияние на снижение уровня безопасности полетов оказывают нарушения технологической дисциплины при выполнении таких операций при техническом обслуживании, как регулировка системы управлениям (например, неправильное соединение проводки элеронов после замен тросов на секторной качалке; отсутствие контровки тандерных соединений тросов или болтовых соединений шарниров тяг). Такие неисправности и нарушения связаны не только с низкой технологической дисциплиной технического состава, но и с недостаточным контролем и требовательностью инженерного состава.
1.2 Анализ эксплуатационной надежности
Эксплуатационная надежность - важнейшее свойство изделий, определяющее их способность нормально функционировать в заданных условиях эксплуатации.
Анализ эксплуатационной надежности служит основой для обоснования мероприятий по совершенствованию технологических процессов ТО и конструкции объекта.
В состав работ, при анализе надежности, входят:
1. Качественный анализ надежности.
2. Количественный анализ надежности.
3. Исследование неисправностей.
4. Разработка мероприятий по повышению надежности, системы управления самолетом АН - 74.
1.2.1 Качественный анализ надежности
Качественный анализ надежности проводится на основе статистических данных об отказах и неисправностях системы управления самолетом АН - 74.
Отказ - нарушение работоспособности изделия (системы), т.е. такое событие, при котором изделие (система) не способна выполнить заданные функции и для восстановления работоспособности требуется замена всего изделия или его элементов
Неисправность - отклонение в техническом состоянии изделия, при котором оно не соответствует хотя бы одному из требований технических условий.
Дефект - каждое несоответствие изделие требованиям, установленным нормативной документацией.
Статистические данные об отказах неисправностях системы управления самолетом АН - 74, представлены в таблице 1.
Таблица 1. Статистические данные об отказах

№ п/п

Наименование узла агрегата, детали
Характер

отказа

Наработка, ч

Обстоятельства обнаружения

Причины

Классификация отказов

1
Опорный ролик,

вилка 1-го монорельса правого внутр. закрылка

Разрушен опорный ролик с вилкой

33825

Период. ТО

Нерасчётная нагрузка

КПН

2

Тяга управления элеронами

Износ тяги

8619, 19524

Период. ТО

Нарушение ЕрТЭ

Экспл.

3

Г./шланг

Течь АМГ-10 на заделке г./шланга РП-56 управ. РВ

19524

Период. ТО

Не герметичность

Экспл.

4

Подшипник в тяге управления левым РВ

Трещина подшипника

3218, 5426

Период. ТО

Нерасчётная нагрузка

КПН

5

Подшипник ШС-6101 0крепления тяги управления триммером левого элерона

Люфт в подшипнике

5503

Период. ТО

Недостаточная смазка

КПН

6

Заклёпки тяги левой половины РВ

Люфт по заклёпкам

5503, 5426

Период. ТО

Нерасчётная нагрузка

КПН

7

Подшипник тяги управления правым РВ

Осевой люфт в заделке подшипника тяги

2616

Период. ТО

Нерасчётная нагрузка

КПН

8

Кронштейны жёсткой проводки управления элеронами

Трещины на 3-х кронштейнах

2616

Период. ТО

Нерасчётная нагрузка

КПН

9

Кронштейны навески триммеров и сервокомпенсаторов элеронов

Трещины рёбер жёсткости кронштейнов

3907

Период. ТО

Нерасчётная нагрузка

КПН

10

Кронштейн узла управления РН

Трещина кронштейна

2331

Период. ТО

Нерасчётная нагрузка

КПН

11

Качалка мех-ма стопорения РН

Трещина качалки

2331, 3306, 4565

Период. ТО

Нерасчётная нагрузка

КПН

12

Винтовой подъёмник предкрылка левого полукрыла

Трещины проушины винтового подъёмника

2960

Период. ТО

Нерасчётная нагрузка

КПН

13

Кронштейн КШ и стопорения РН

Трещина кронштейна

2960

Период. ТО

Нерасчётная нагрузка

КПН

14

Гидравлич. Демпфер РН

Разрушение демпфера

4565

Период. ТО

Нерасчётная нагрузка

КПН

15

Подъёмник предкрылков

Трещина на вилке корпуса подъёмника

2438

Период. ТО

Нерасчётная нагрузка

КПН

16

Кронштейн качалки узла стопорения РВ

Трещина корпуса кронштейна

1604, 1852, 1862, 2021, 2299, 2544, 2668, 3306, 3574, 5300

Период. ТО

Нерасчётная нагрузка

КПН

17

Тяга управления РВ

Повышенный люфт в соединении “ухо-вилка”

3515

Период. ТО

Некондиционные подшипники, запрессованные в “ухо” тяги

КПН

18

Гидрошарнир БУ-45

Течь АМГ-10 по ГШ

1186

Период. ТО

Не герметичность

Экспл.

19

Ролики и тяги системы управления элеронами

Повышенный зазор

11687, 33825

Период. ТО

Выработка роликов
Экспл.

20

РП-230

Течь АМГ-10 по штоку РП-230
589;
646; 1235; 1235; 1914; 3052; 4877; 5983; 8735; 9201; 13391;

15805
Период. ТО
Износ уплотнений
КПН
Итак, анализируя данную таблицу, можно сделать выводы, что:
1) По происхождению отказы разделяются следующим образом:
конструктивно, производственный недостаток - 16 шт. (80%);
нарушение режимов эксплуатации и технологии ТО - 4шт. (20%)
2) По характерам отказов:
разрушение- 2 шт. (10%);
износ - 1шт. (5%);
течь - 3 шт. (15%);
трещины - 9 шт. (45%);
повышенные зазоры - 5 шт. (25%)
3) По наименованию отказавшего узла, агрегата, детали:
ролики - 2шт. (10%);
тяги - 3шт. (15%);
гидравл. шланги - 1шт. (5%);
подшипники - 3шт. (15%);
кронштейны - 5шт. (25%);
качалки - 1шт. (5%);
винтовые подъёмники - 2шт. (10%);
демпферы - 1шт. (5%);
шарниры - 1шт.(5%)
рулевые приводы - 1шт.(5%)
1.2.2 Количественный анализ надежности
Количественный анализ надежности заключается в определении теоретического закона распределения наработки объекта до отказа и его параметров.
В качестве объекта количественного анализа будет исследоваться износ уплотнения штока гидропривода РП-230.
Наработка КВ: t1=589, t2=646, t3=1235, t4=1235, t5=1914, t6=3052, t7=4877, t8=5983, t9=8735, t10=9201, t11=13391, t12=15805. Наблюдаемый парк самолетов: 4 шт.
Количество наблюдаемых объектов (КВ): N=48
Время наблюдения:16000 часов
Количество отказов (КВ) за время наблюдения: n=12
Группирование данных. Интервал наработки от 0 до 16000 часов разбиваем на ряды по правилу Старджена:
где n-общее число отказавших элементов
Число разрядов принимаем равным 4 с величиной ?t1=4000, ?t2=4000, ?t3=4000, ?t4=4000 часов.
Расчет эмпирических характеристик надежности. Вычислим по следующим формулам в каждом разделе значения: fi*(t), лi*(t) и Pi*(t).
[3]
Результаты расчетов представим в виде таблицы 2.
Таблица 2. Расчет эмпирических характеристик

№ инт.

ti-1, ч

ti, ч

?ti, ч

?ni

1

0

4000

4000

6

3,12*10-5

3,57*10-5

0,873

2

4000

8000

2

1,04*10-6

1,25*10-5

0,832

3

8000

12000

2

1,04*10-5

1,31*10-5

0,794

4

12000

16000

2

1,04*10-5

1,38*10-5

0,753
Выбор теоретического закона распределения. По данным таблицы 2 построим гистограммы эмпирического распределения (Рисунок 6).
Можно выдвинуть гипотезу о том, что износ уплотнения штока гидропривода РП-230 распределен по логарифмически нормальному закону распределения.
Определение параметров закона распределения. Логарифмически нормальный закон распределения является двухпараметрическим, т.е. для его полного определения необходимо найти параметры . В данном случае осуществлен план наблюдения [NUT] следовательно, параметры находим с использованием метода разделяющих разбиений с использованием выражений:
Выберем значение наработки .
Значения находим по выражению:
По таблице нормальной функции распределения находим значения квантилей , соответствующих значениям :
Проверка правильности принятой гипотезы. Эта проверка осуществляется с помощью критерия Пирсона ч2 рассчитанного по следующей формуле:
, [3]
где U - некоторая величина, характеризующая степень расхождения теоретического и эмпирического распределений,
- теоретическая вероятность отказа в интервале , она не зависит от вида распределения отказов и, при увеличении числа N будет приближаться к распределению ч2 Пирсона, т.е. U2= ч2 , [3]
При логарифмически нормальном распределении значение определяется выражением:
где ti-1 и ti - наработки, соответствующие началу и концу интервала ?ti.
Число разрядов при расчете критерия на единицу больше числа разбиения вариационного ряда k, так как добавляется интервал от ta до +?. Результаты расчета представлены в таблице 6.
Таблица 3. Расчет критерия Пирсона

№ инт.

ti-1, ч

ti, ч

?ti, ч

?ni

qi(?ti)

?ni-

U2i

1

0

4000

4000

6

0,098

4,704

1,296

0,35706

2

4000

8000

4000

2

0,053

2,544

-0,544

0,1163

3

8000

12000

4000

2

0,038

1,824

0,176

0,0169

4

12000

16000

4000

2

0,034

1,632

0,368

0,083

5

16000

?

36

0,776

37,248

-1,248

0,042

U2=?U2i = 0,6151
Распределение ч2 зависит от числа “степеней свободы” 1, которое равно числу разрядов k минус число “связей”, наложенных на qi*. Число связей равно числу неизвестных параметров распределения плюс единица (дополнительная “связь” - ). Число разрядов k для плана наблюдения [NUT] на единицу больше, так как добавляется интервал от ta до +?.
где s - число параметров закона распределения.
Число степеней свободы r в случае шести разрядов таблицы и одного параметра закона распределения в соответствии с вышеприведенной формулой равно 2 (). Задавшись уровнем значимости б=10%, по таблице 3 приложения 2 [3] в зависимости от
и числа степеней свободы находим критическое значение . Подсчитанное значение не попадает в критическую область (4,61; +?), следовательно принятая гипотеза об логарифмически нормальном законе распределения отказов не противоречит статистическим данным.
Определение точности оценок параметров распределения. Верхнюю и нижнюю границы доверительного интервала для параметров л вычисляем по формулам, приведенным в таблице 7 приложения 2 [17].
[3]
- квантиль нормального распределения для
а находятся по приложению 2[18]
Подставив найденные значения, получим:
Таким образом, интервал с доверительной вероятностью в=90% покрывает истинное значение параметра , а интервал - значение параметра .

Наработка t рулевого привода РП-230 до вероятности q=0,1 возникновения негерметичности уплотнения определяется по формуле:

,

где z = -1,645 для вероятности отказа q = 1 - P (приложение 2[4]).

ч.

Доверительный интервал:

ч;

ч.

Интервал (487; 1423) с вероятностью 0,9 покрывает истинное значение t.

Построение графиков теоретического распределения. Построение графиков распределения производится для диапазона от 0 до 16000 часов (рисунок 7). Расчеты данных выполнены по следующим формулам и сведены в таблицу 4.

рулевой привод течь уплотнение

Таблица 4. Расчет теоретических характеристик

t, час

4000

8000

12000

16000

л(t)

1,7402*10-5

1,99*10-5

2,23*10-5

2,452*10-5

f(t)

1,4618*10-5

1,605*10-5

1,74*10-5

1,88*10-5

Pн(t)

0,679

0,6198

0,5835

0,5577

P(t)

0,84

0,805

0,78

0,7668

Pв(t)

0,9967

0,9905

0,983

0,976

Рисунок 7. График зависимости плотности распределения отказов от наработки

Рисунок 8. График зависимости вероятности безотказной работы от наработки

Оценка уровня надежности. Оценка уровня надежности заключается в сравнении фактических характеристик надежности с нормативными величинами. В качестве нормативной величины выбираем коэффициент К1000 и - процентную наработку:

Определим - процентный ресурс для и нижней оценки :

Квантиль, соответствующий вероятности 0,0001 определяется по Приложению 2[2]:

отсюда

Коэффициент К1000 равен числу отказов, приходящихся на 1000 часов наработки изделия. Он определяется выражением: К1000=1000/Тср, где Тср - среднее время наработки до отказа элемента.

За контрольный уровень коэффициента К1000 принимается значение, равное 0,2. Оценка уровня надежности сводится к сравнению фактического и нормативного значений этого коэффициента (КФ1000<0,2).

Рассчитаем значение коэффициента :

Выводы:

1.Значение коэффициента К1000 и - процентной наработки удовлетворяет требованиям надежности и безопасности полетов (К1000=0,109<0,2).

2. Наработка t рулевого привода РП-230 до вероятности q=0,1 возникновения отказа составляет 487 часов.

3. Отказы рулевого привода РП-230 подчиняются логарифмически нормальному закону распределения. Закон описывает усталостную долговечность. С целью повышения вероятности безотказной работы РП-230 и предупреждения нарушения герметичности уплотнения необходимо проводить осмотр РП-230 при периодическом ТО по форме Ф1 - через каждые 300 часов налета.

1.3 Анализ эксплуатационной технологичности системы управления самолетом АН - 74

К числу важнейших показателей, характеризующих эксплуатационные качества ЛА, относится эксплуатационная технологичность (ЭТ). Под эксплуатационной технологичностью понимается совокупность заданных и конструктивно реализованных свойств конструкций, определяющих ее приспособленность к выполнению работ по техническому обслуживанию с минимальными затратами труда, времени и средств.

Анализ эксплуатационной технологичности может носить качественный и количественный характер.

1.3.1 Качественный анализ эксплуатационной технологичности

Анализ проводят путем сопоставления требований к ЭТ управления самолетами и двигателями [2] с реальными свойствами объекта. Результаты анализа и оценки ЭТ представлены в таблице 5.

Таблица 5. Результаты качественного анализа и оценки ЭТ системы управления самолетом АН - 74.

№ треб

Содержание требований

Соответствие требованиям

Примечания

1

2

3

4

1

В конструкции ЛА должны быть предусмотрены подходы для контроля состояния, смазки, регулирования и замены без разборки планера, жестких тяг, тросов управления ЛА, узлов крепления качалок, направляющих обойм роликов, рулей, элеронов, триммеров и их механизмов

Соответствует

2

Количество регулировочных точек должно быть минимальным

Соответствует

3

Доступ к шарнирным соединениям должен осуществляться через легкосъемные панели и люки.

Соответствует

4

Все детали системы (тяги, кронштейны, качалки, ролики и т.д.) должны быть взаимозаменяемыми

Соответствует

5

Подшипники в кронштейнах должны заменять без демонтажа последних. Смазка подшипников должна производиться без снятия рулей.

Не соответствует,

Подшипники запрессованы в кронштейны

6

Элементы управления элеронами должны быть легкосъемным взаимозаменяемыми

Соответствует

7

Гермовыводы тяг тросов должны компоноваться в легкосъемные блоки, панели и колодки с хорошими подходами

Соответствует

8

Ко всем системам, узлам и агрегатам системы, подвергающимся систематическому ТО, должен быть обеспечен удобный подход, позволяющий выполнить операции по ТО, без их демонтажа и разборки.

Не соответствует,

Затруднен подход к агрегатам расположенным под полом кабины пилотов

9

При ТО должно применяться минимальное количество оборудования и инструмента

Соответствует

10

ЛА должен быть оборудован встроенными инструментальными и бортовыми средствами автоматизированного контроля ТС с заданной точностью регистрации основных параметров полета и работоспособности систем

Соответствует

11

В конструкции ЛА должна быть обеспечена возможность проверки устройств механизации крыла, ГО, ВО.

Соответствует

12

Все узлы и агрегаты, обслуживаемые при предполетной подготовке, должны иметь контровку многоразового действия с исключением проволочной контровки.

Соответствует

Оценка ЭТ объекта производится путем сопоставления реальных Кр и нормативных Кн значений единичных показателей. Конструкция считается технологичной, если значения оценочных показателей стремятся к единице:

[1]

где - количество требований, которым система соответствует,

- общее (нормативное) количество требований.

Конструкция системы управления самолетом АН - 74 не удовлетворяет всем требованиям ЭТ, так как значение оценочных показателей составляет 83,3%, что ниже допустимого (), по следующим причинам:

1. Подшипники запрессованы в кронштейны, которые являются стандартной и взаимозаменяемой сборочной единицей, поэтому ни каких мероприятий по повышению ЭТ не проводятся, при выходе из строя подшипникового узла, меняется кронштейн вместе с подшипником.

2. Агрегаты, расположенные под полом кабины пилотов являются надежными и в эксплуатации не обслуживаются, поэтому ни каких мероприятий по повышению ЭТ не проводится.

1.3.2 Количественный анализ эксплуатационной технологичности

При проведении количественного анализа ЭТ используется ряд обобщенных (основных) и единичных (дополнительных) показателей. Обобщенные показатели характеризуют летательный аппарат в целом со стороны затрат труда, материалов, запасных частей, времени и других показателей, определяющих эффективность его использования. Единичные показатели характеризуют отдельные специфические свойства изделий. К ним относятся: показатель доступности (), легкосъемности (), удобства работ () и т.д.

Под доступностью понимается приспособленность объекта к выполнению работ по ТО с минимальным объемом дополнительных операций (снятие панелей, капотов, демонтаж мешающих элементов и т.д.).

Доступность объекта характеризуется показателем доступности Кд, который определяет долю дополнительных работ (подход, подготовка рабочего места) в общей трудоемкости операций :

[1]

где Тосн - трудоемкость основных работ операции.

Под легкосъемностью понимается приспособленность объекта к замене комплектующих изделий при минимальном объеме дополнительных операций.

Легкосъемность характеризуется показателем легкосъемности , который определяет долю дополнительных работ (подход, подготовка рабочего места) в общем объеме работ по замене комплектующих изделий:

[1]

где Тдм - трудоемкость демонтажно-монтажных работ.

Под удобством работ понимается приспособленность объекта к выполнению работ в удобной для исполнителя позе. В зависимости от вынужденной позы (стоя, сидя, лежа и т.д.), принимаемой исполнителем во время работы, требуется различное время для выполнения одной и той же операции, т.е. имеет место различная производительность труда.

Удобство работ характеризуется показателем , который определяет долю времени выполнения работ в неудобной позе ?t нп в общем времени выполнения операции ?ti:

[1]

где -среднее время выполнения -й работы, ч;

- количество работы целевой операции;

- коэффициент снижения производительности труда при выполнении -й работы (таблица 2).

Таблица 6. Снижение производительности труда в зависимости от позы исполнителя

Поза исполнителя

Коэффициент снижения производительности труда

Стоя, руки горизонтально

0

Стоя, руки вверх

0,25

Стоя, руки вниз

0,05

На корточках, руки вверх

0,64

На корточках, руки горизонтально

0,33

На коленях, руки горизонтально (вниз)

0,35

Лежа на спине, руки вверх

0,48

Лежа на животе, руки вниз

0,38

Для осуществления количественного анализа ЭТ рассмотрим технологическую карту “Демонтаж и монтаж рулевого привода РП - 230”

Таблица 7. Технологическая карта

№ операции

Содержание работ

Кол-во исполнителей

Время выполнения ч

Трудоемкость, Чел.ч.

Поза исполнителя

1

2

3

4

5

6

Демонтаж РП-230

1.1

Расконтрите и отсоедините рукава трубопроводов от штуцеров рулевого привода

1

0,1

0,1

Стоя, руки вверх)

1.2

Отсоедините входную качалку от тяги механической проводки.

1

0,05

0,05

Стоя, руки вверх

1.3

Отсоедините ухо штока рулевого привода от управляемой поверхности.

1

0,05

0,05

Стоя, руки вверх)

1.4

Отверните гайки крепежных болтов и снимите привод.

1

0,02

0,02

Стоя, руки вверх

1.5

Снимите рулевой привод с самолета.

1

0,01

0,01

Стоя, руки вверх

1.6

Протрите не окрашенные поверхности привода салфеткой смоченной бензином Б-70

1

0,02

0,02

На коленях, руки горизонтально (вниз)

1.7

Законсервируйте смазкой К-17 ГОСТ 10877-76, не допуская попадания смазки во внутренние полости привода.

1

0,03

0,03

Монтаж

2.1

Проверьте состояние установочных мест на объекте.

1

0,05

0,05

Стоя, руки вверх

2.2

Смажьте поверхности посадочных отверстий и крепежных болтов смазкой ЦИАТИМ-201

1

0,2

0,2

Стоя, руки вверх

2.3

Установите привод на объекте и закрепите с помощью болтов и гаек.

1

0,01

0,01

Стоя, руки вверх)

2.4

Подсоедините к штуцерам рулевого привода рукава гидросистем самолета.

ВНИМАНИЕ. ПРИ УСТАНОВКЕ РУКАВОВ НЕ ДОПУСКАЕТСЯ ИХ СКРУЧИВАНИЕ.

1

0,2

0,2

Стоя, руки вверх

2.5

Включите гидропитание установленного привода.

2

0,05

0,1

2.6

Произведите 2-3 перекладок управляемой поверхности на полный угол для заполнения полостей привода рабочей жидкостью. При этом при последних перекладках управляемая поверхность должна двигаться плавно, без рывков, остановок и вибраций. Одновременно проверьте визуально отсутствие подтекания рабочей жидкости.

Допускается появление скопления жидкости или обволакивающей пленки на штоке привода без отрыва и падения капель.

1

0,2

0,2

2.7

Выключите гидропитание.

1

0,005

0,005

Рассчитаем значение коэффициента доступности Кд:

[1]

В долю основных работ при расчете входят операции:

Рассчитаем значение коэффициента легкосъемности :

[1]

В долю дополнительных работ при расчете входят операции:

.

В долю демонтажно-монтажных работ входят операции:

Рассчитаем значение коэффициента удобства работ ИТП :

Оценка ЭТ объекта производится путем сопоставления реальных и нормативных значений показателей.

Нормативные значения показателей для некоторых операций представлены в [1].

Объект считается технологичным, если значение оценочных показателей:

[1]

Кдэ=0,75; Клэ=0,5; Кудэ=1

1.3.3 Мероприятия по повышению эксплуатационной технологичности
Для повышения значений коэффициентов , и необходимы либо конструктивные изменения в системе управления (обеспечения более легких подходов к узлам и агрегатам системы управления), либо следует уделить внимание оснащению обслуживаемого персонала, индивидуальными средствами измерения, контроля и освещения.
Конструктивные мероприятия экономически нецелесообразны, поскольку необходимо будет внести конструкторские изменения в весь парк самолетов Ан-74. В то время, как новое приспособление, будет использоваться на периодическом ТО, заметно приблизив значения показателей ЭТ к нормативным, сократив время простоя ЛА на ТО (Р), уменьшив величину эксплуатационных расходов и трудоемкость ТО.
1.4 Исследование причины появления не допускаемой течи масла АМГ-10 по штоку рулевого привода РП-230
Объектом исследования является рулевой привод РП-230, отстраненный от эксплуатации по причине обнаружения не допускаемой течи масла АМГ-10 по штоку.
Предварительное ознакомление с РП-230
При периодическом техническом обслуживании системы управления самолетом, была обнаружена капельная течь масла АМГ-10 по штоку рулевого привода РП-230. При визуальном осмотре внешних признаков повреждения РП-230 не обнаружено. В результате исследований, было установлено, что причиной неисправности является износ уплотнительных колец.
Анализ внешнего состояния
При снятии рулевого привода с самолета, никаких видимых повреждений корпуса и штока не обнаружено. Все разъемные соединения затянуты и законтрены, опломбированы и промаркированы.
Вероятной причиной нарушения герметичности сопрягаемых поверхностей, может быть:
а) эксплуатация самолета в недопустимом диапазоне температур
б) износ уплотнительного кольца
в) старение резины
Анализ условий работы
Уплотнительные кольца работают при высоком рабочем давлении жидкости - 21 МПа, в малоагрессивной среде - АМГ-10, значительных колебаниях температуры от минус 50 до плюс 120C, и высоких скоростях движения штока - 130 мм/с.
Потеря эластичности резинового уплотнения происходит под действием реакции окисления каучука и ускоряется под влиянием выделяемого тепла и давления.
Радиально-контактное уплотнение, устанавливается при сборке с натягом, при этом на поверхности сопряжения возникает предварительное удельное давление . При наличии в системе рабочего давления p достаточного для деформации уплотнительного элемента, на поверхности сопряжения создается контактное уплотнение .
Материал уплотнения при этом находится в состоянии всестороннего сжатия, за исключением части кольца выходящей в зазор. Если этот зазор мал, то кольцо может выдержать практически любые значения давления. Но если этот зазор окажется больше допустимого, то при некотором давлении начнется выдавливание этого кольца в зазор, а это в свою очередь приведет к разрушению материала уплотнения, так как прочности резины на разрыв и срез невелика. Это явление носит усталостный характер и зависит от числа пульсаций давления и градиента нарастания давления .
Эпюра распределения удельных давлений на запирающих поверхностях и схема изменения зазора приведена на рисунке 9.
Рисунок 9 - Схема изменения на запирающих поверхностях удельных давлений (а) и зазоров (б)
1.4.1 Проверочный расчет изнашивания уплотнения
Определим расход жидкости через соединение уплотнительного
О-образного кольца с цилиндром, в зависимости от радиуса поперечного сечения кольца при разных температурах масла АМГ-10. Для расчета воспользуемся методикой изложенной в [7]. Расчеты будем производить, полагая, что износ уплотнения происходит по всему диаметру уплотнительного кольца, т.е. изменение радиуса этого кольца в значительной степени определяет потерю герметичности сопрягаемых поверхностей. В данных расчетах так же будем считать, что все изменения всех остальных параметров не влияет на герметичность уплотнения (т.е. остаются постоянными).
Исходные данные:
Марка резины уплотнительного кольца ИПР-1234, диаметр штока D=40 мм, модуль упругости материала уплотнения Е=80 кгс/см2, рабочая жидкость АМГ-10 с вязкостью 1*10-6 кгс с/см2 при t=50С, внутренний диаметр уплотнительного кольца dВ=39 мм, наружный диаметр кольца dН=43 мм, натяг , скорость перемещения штока х=130 мм/с, давление в системе Р=210 кгс/см2.
Изменение удельного давления в исследуемой точке рассчитывается по следующей формуле:
где - модуль упругости материала уплотнения
, - первоначальные размеры уплотнительного кольца до сборки
- радиус окружности поперечного сечения кольца
Определим ширину сопряжения уплотнительного кольца и штока:
Определим величину пленки (зазора) между рабочей поверхностью уплотнения и штоком по следующей формуле:
где з-коэффициент динамической вязкости жидкости
х - скорость перемещения штока
Определим величину утечки рабочей жидкости через зазор по следующей формуле:
где D- диаметр штока
h - величина зазора между рабочей поверхностью уплотнения и штоком.
Результаты расчетов сведем в таблицу 8.
Таблица 8. Результаты расчета

при t=70С µ=6,37*10^-5

0,18

-206,97

0,00377177

0,059247

1,960

2,140

0,979925

11,5

0,199368

0,203452

0,182

-252,77

0,003412977

0,053611

1,959

2,141

0,969872

14,1

0,243615

0,251183

0,184

-327,34

0,002999154

0,047111

1,958

2,142

0,949972

18,2

0,312335

0,328783

0,186

-356,6

0,002873439

0,045136

1,957

2,143

0,940288

19,9

0,34038

0,361995

0,188

-415,81

0,002661029

0,041799

1,956

2,144

0,919821

23,1

0,392337

0,426536

0,19

-439,68

0,002587766

0,040649

1,955

2,145

0,909961

24,5

0,414693

0,455726

0,192

-461,65

0,002525461

0,03967

1,954

2,146

0,900319

25,8

0,435231

0,483419

0,194

-483,75

0,002467093

0,038753

1,953

2,147

0,890213

27,1

0,455545

0,511726

0,196

-529,5

0,002358097

0,037041

1,952

2,148

0,870356

29,5

0,492424

0,565773

0,198

-550,2

0,002313312

0,036337

1,951

2,149

0,859852

30,7

0,510543

0,593757

0,2

-568,93

0,002274923

0,035734

1,950

2,150

0,849893

31,8

0,526956

0,620026

при t=50С µ=8,5*10^-5

0,18

-206,97

0,004356973

0,068439

1,960

2,140

0,979925

11,5

0,199368

0,203452

0,182

-252,77

0,003942513

0,061929

1,959

2,141

0,969872

14,1

0,243615

0,251183

0,184

-327,34

0,003464483

0,05442

1,958

2,142

0,949972

18,2

0,312335

0,328783

0,186

-356,6

0,003319263

0,052139

1,957

2,143

0,940288

19,9

0,34038

0,361995

0,188

-415,81

0,003073897

0,048285

1,956

2,144

0,919821

23,1

0,392337

0,426536

0,19

-439,68

0,002989268

0,046955

1,955

2,145

0,909961

24,5

0,414693

0,455726

0,192

-461,65

0,002917296

0,045825

1,954

2,146

0,900319

25,8

0,435231

0,483419

0,194

-483,75

0,002849871

0,044766

1,953

2,147

0,890213

27,1

0,455545

0,511726

0,196

-529,5

0,002723964

0,042788

1,952

2,148

0,870356

29,5

0,492424

0,565773

Страница:


Подобные документы

Работы в архивах красиво оформлены согласно требованиям ВУЗов и содержат рисунки, диаграммы, формулы и т.д.
PPT, PPTX и PDF-файлы представлены только в архивах.
Рекомендуем скачать работу.

© 2000 — 2023, ООО «Олбест» Все права защищены