Диплом 747 2023

диапазоне 5-7,1 атм.(77-105 PSI), а температура достигает 250 . Более прочная пружина позволит увеличить срок эксплуатации данного клапана.

Соответственно можно сделать вывод, что установка более прочной пружины на клапан приведет к его более долгому сроку службы, а

соответственно снизить расходы ресурсов на ТО самолета Boeing 747.

Описание работы клапана HPSOV представлено на рис. 2.3.

Рис. 2.3. Описание работы клапана HPSOV

Для изготовления пружины предлагается использовать современные материалы, чтобы избежать ее вытяжку под действием циклических нагрузок. На пружину действуют только сжимающие усилия. Можно использовать материалы – жаропрочные никелевые сплавы (ЭИ437Б

ХН77ТЮР), такая пружина может работать в условиях повышенных температур до 750 . Использование данного сплава позволит обеспечить надежную работоспособность пружины даже при забросе температуры выше расчетной, в случае отказа какого либо из датчиков. Также можно

			Лист
		М182862.2023.БР.ПЗ.	31
Изм. Лист № докум. Подпись	Дата

использовать материал 12Х18Н10Т, у которого рабочий диапазон температур до 600 .

Внешний диаметр корпуса пружины имеет диаметр 112,5 мм, его высота составляет 88 мм. Исходя из того, что стенки корпуса имеют толщину

3 мм, и толщина поршня составляет 4 мм, получается, что рабочая площадь корпуса 106,5 мм на 78мм. Внутри корпуса расположена гильза,

выступающая внутрь на высоту 15 мм. Известно, что конечное давление на поршень составляет 105 psi. При этом стартовое давление порядка 77 psi.

Рабочий ход h=40мм. Поршень имеет диаметр 107мм. Исходя из этого получим, что на поршень действует сила:

F2=P2S=P2πR2=55158*3,14*0,05352=497,3 H

F1=P1S=P1πR2=20684*3,14*0,05352=186,5 H

Сила пружины при максимальной деформации

F3=(1,05÷1,25)F2= 525 H

Так как пружина работает при постоянном циклическом нагружении,

то в соответствии с ГОСТ Р 50753-95 принимаю выносливость NF=1*105.

Тогда получается, что пружина относится к I классу.

Жесткость пружины:

сτ = F2−F1 = 497,3−186,5 = 7,8 Н/мм h 40

Предварительная деформация пружины:

s1 = 1 = 186,5 =7,8

Рабочая деформация пружины:

s2 = 2 = 497,3 =7,8

23,9 мм

63,9 мм

			Лист
		М182862.2023.БР.ПЗ.	32
Изм. Лист № докум. Подпись	Дата

Максимальная деформация пружины:

s = 3 = 525 =

3 67,3 мм

7,8

Длина пружины при предварительной деформации:

l1 = l0 - s1 = 78мм

Отсюда длина пружины в свободном состоянии:

l0=l1+s1 = 78+23,9 = 101,9 мм

Тогда из формулы:

l0= l3 + s3 = 101,9 мм

Длина пружины при максимальной деформации составит:

l3= l0 - s3 = 101,9 – 67,3 = 34,6 мм.

Задаю диаметр проволоки пружины равный 5,5 мм

Индекс пружины будет равен:

i = 2 2 = 3,14 5,52 470 = 11,2 8 2 8 497,3

Найду значение среднего D и наружного D1 диаметра пружины

D = id = 11,2*5,5 = 61,6 мм

D1 = D + d = 61,6 + 5,5 = 67,1 мм

М182862.2023.БР.ПЗ.

Изм. Лист

№ докум.

Подпись Дата

Лист

33

Из формулы:

l3 = (n1 + 1 – n3)d = 34,6 мм

Нахожу число витков:

n1 = 3 - 1 + n3 = 34,65,5 - 1 + 1,5 = 6,8

где n3 = 1,5 – число зашлифованных витков.

Тогда число рабочих витков

n= n1 - n2 = 6,8 – 1,8 = 5

где n2 = 0÷2 – число опорных витков, и принимаю 1,8.

Проверка числа рабочих витков:

				63,9 73,5 103 5,5
n =	2		=		= 5,0
	2 2			3,14 61,62 470

где, модуль сдвига в соответствии с используемым ГОСТ Р при температуре

300 :

GT = 73,5 * 103 = МПа Число витков соответствует рассчитанному.

Длина пружины при полной деформации l3 = (n1 – 1 – n3)

			Лист
		М182862.2023.БР.ПЗ.	34
Изм. Лист № докум. Подпись	Дата

Длина пружины в свободном состоянии равна l0 = 80,8 мм, тогда из формулы

l0= l3 + s3

Относительный инерционный зазор пружины сжатия:

δ = 0,05÷0,25 = 0,1

Плотность материала

ρ = 8200 кг/м3

Принимаю диаметр проволоки пружины равный 5 мм.

Допускаемое максимальное напряжение первого класса из используемого материала при работе не более 10 часов составляет τ2 = 470

МПа.

По таблице используемого ГОСТ Р нахожу величину относительной пластической деформации под горячее заневоливание при температуре 300

и τ2 = 470 МПа.

γn = 6* 10-4

Пластическая деформация:

sn =		2	* γn =		3,14 61,62 5	6 10−4 = 6,5 мм.
					5,5
Длина пружины под горячее заневоливание при навивке (с учетом
пластической деформации) составит:
		l0n = l0 + sn = 101,9 + 6,5 = 108,4 мм
							Лист
					М182862.2023.БР.ПЗ.		35
Изм. Лист № докум.	Подпись Дата

Шаг пружины равен:

tn = −3 = 108,4−34,6 = 14,76 мм.

5

Диаметр оправки для навивки пружины:

Dопр = d [		1			− 1] = [		1			− 1] = 55,3 мм
		+1,7				5,5	+1,7	1220
						67,1−5,5		206000
	1−

Вместо подшипников скольжения, на которых установлен вал диска клапана, можно использовать подшипники скольжения бронзово-графитные с температурой до 450 , или износостойкие подшипники из сверхмолекулярного полиэтилена, полиамида, полиэфирэфиркетона, которые обеспечивают температуру свыше 300 .

2.2. Оборудование топливной системы самолета Boeing-747

топливными насосами нового поколения

2.2.1. Особенности конструкции и принципы работы топливной системы

Рассмотрим конструкцию и работу основных агрегатов подсистемы подачи топлива к двигателям и ВСУ.

Топливная система должна быть спроектирована и выполнена таким образом, чтобы обеспечивалась подача топлива с расходом и давлением,

установленными для нормальной работы основного и вспомогательного двигателей во всех ожидаемых условиях эксплуатации, в том числе при всех маневрах. Каждый основной топливный насос должен обеспечивать каждый режим и пространственное положение самолета, а соответствующий

			Лист
		М182862.2023.БР.ПЗ.	36
Изм. Лист № докум. Подпись	Дата

аварийный насос должен быть в состоянии возможной подмены основного насоса.

Рис. 2.4. Насос подкачки Boost Pump самолета Boeing-747

Наиболее частыми событиями, связанными с потерей работоспособности топливной системы являются отказы топливных насосов подкачки (Boost Pump), что приводит к значительным потерям времени и трудозатрат на замену данных компонентов, рис. 2.4.

Топливная система самолета хранит и подает топливо для двигателей и вспомогательной силовой установки самолета. Система обеспечивает автоматический контроль и распределение топлива в баках и, одновременно,

контролирует техническое состояние компонентов топливной системы.

“Топливная сводка” показывает конфигурацию топливной системы в системе индикации и оповещения экипажа (EICAS). Состояние топливной системы и данные о любых отклонениях отображаются на EICAS, при этом

			Лист
		М182862.2023.БР.ПЗ.	37
Изм. Лист № докум. Подпись	Дата

записываются условия полета и отказы в центральной вычислительной системе технического обслуживания (CMCS) (в качестве помощи специалисту).

Топливная система имеет множество подсистем и компонентов,

которые контролируют и управляют топилвообеспечением самолета, а

именно подсистемы:

система хранения топлива;

система вентиляции топливных баков;

система отчистки топлива в центральном баке;

система перекачки топлива из резервного бака в основной;

система перекачки в бак стабилизатора;

система заправки;

система подачи топлива в двигатель;

система подачи топлива к ВСУ;

система дозаправки;

система сброса топлива;

система индикации количества топлива;

система индикации давления топлива;

система индикации температуры топлива.

Электронные системы контролируют работу топливной системы. В

кабине пилота имеются органы управления, с помощью которых экипаж управляет топливной системой. Компоненты, используемые для управления топливной системой, находятся в пяти основных зонах самолета. Дисплеи системы (EICAS) находятся в кабине экипажа. Картотека топливной системы находится в Центре основного оборудования (MEC). Этот файл содержит электронные схемы, управляющие топливной системой. Блок процессора количества топлива (FQPU) находится в центральном отсеке оборудования

(CEC). Блок удаленной электроники (REU), который является расширением

FQPU, находится в кормовом центре оборудования. REU управляет подачей

			Лист
		М182862.2023.БР.ПЗ.	38
Изм. Лист № докум. Подпись	Дата

топлива в бак горизонтального стабилизатора (HST) и из него. Органы управления и индикаторы топливной системы находятся за дверцей под передней кромкой левого крыла между двигателями. Расположение элементов контроля топливной системы представлены на рис. 2.5.

Рисунок 2.5. Расположение элементов контроля топливной системы

Топливные баки предназначены для хранения топлива, необходимого для работы двигателя и вспомогательной силовой установки (ВСУ). Каждый топливный бак соединен с системой вентиляции. Топливные баки хранят топливо в следующих частях самолета:

стабилизатор;

крылья;

центральная секция.

			Лист
		М182862.2023.БР.ПЗ.	39
Изм. Лист № докум. Подпись	Дата

Расположение топливных баков:

1 в отсеке горизонтального стабилизатора;

2 резервных бака в крыльях;

2 основных бака в крыльях;

1 бак в центральной секции фюзеляжа.

Доступ к бакам осуществляется непосредственно через двери в баки или через панели доступа к входным дверям топливных баков. Они находятся за панелями доступа. Эти секции бака являются частью конструкции самолета и крыла. Они герметичны, чтобы удерживать топливо.

Резервуары имеют вентиляционные системы для выпуска воздуха или впуска воздуха в резервуар.

Каждое крыло имеет расширительный бак на внешней секции возле законцовок крыла. Горизонтальный стабилизатор также имеет расширительный бачок в правой внешней части горизонтального стабилизатора. Расширительные баки являются частью системы вентиляции топливного бака. Эти баки также собирают возможный скачок количества топлива из других топливных баков.

Расположение топливных баков представлено на рис. 2.6.

Рис. 2.6. Расположение топливных баков на самолете Boeing-747

			Лист
		М182862.2023.БР.ПЗ.	40
Изм. Лист № докум. Подпись	Дата