Разработка организации производственного процесса ремонта авиационной техники на авиаремонтном предприятии для заданной годовой програ

Введение

 

Темой данного курсового  проекта является разработка организации  производственного процесса ремонта  авиационной техники на авиаремонтном  предприятии для заданной годовой  программы.

Для разработки организации  производственного процесса необходимо:

- определить трудоёмкость  ремонта одного самолёта;

- определить трудоёмкость  выполнения годовой программы  ремонта;

- рассчитать фонды рабочего  времени оборудования и рабочих;

- определить численность  персонала для выполнения годовой  программы ремонта авиационной  техники;

- рассчитать потребное  количество оборудования;

- определить площади основных  и вспомогательных помещений  цеха (участка) авиаремонтного производства;

- предложить объёмно-планировочные  решения производственных помещений;

- провести расчеты потребления  цехом (участком) ремонтного производства  электрической энергии, сжатого  воздуха, воды;

- назначить схему технологического  процесса ремонта.

 

1. Общие сведения о ремонтируемом самолёте

 

1.  Общие сведения

Пассажирский турбовинтовой  самолет Ан-24 предназначен для перевозки  пассажиров, почты и грузов на воздушных  линиях средней протяженности.

Основной пассажирский вариант  самолета имеет от 44 до 52 мест. Конструкция пассажирской кабины позволяет использовать его, кроме основного, в следующих вариантах:

• грузопассажирском — с любым уменьшением количества пассажирских мест и увеличением количества багажа или грузов
• деловом — повышенного комфорта с небольшим числом мест.
• транспортном (грузовом),специально оборудованном для перевозки грузов, а также людей на бортовых откидных сиденьях.

Переоборудование самолета основного варианта в указанные  осуществляется путем снятия соответствующего количества пассажирских кресел и перегородок в пассажирской кабине.Экипаж самолёта состоит из трёх человек : командира корабля, правого лётчика и бортпроводника.

Крейсерская скорость самолета 450 км/ч. Максимальная коммерческая нагрузка составляет в пассажирском варианте 5500 кг, в грузовом — 5700 кг. Максимальная дальность при полной загрузке — 2000 км. Высокие взлетно-посадочные качества и шасси высокой проходимости с низким удельным давлением обеспечивают нормальную эксплуатацию самолета на грунтовых и заснеженных аэродромах ограниченных размеров.

Самолет Ан-24 представляет цельнометаллический  свободнонесущий моноплан с высокорасположенным  крылом, горизонтальным оперением обычной схемы и однокилевым вертикальным оперением.

Фюзеляж — типа нолумонокок, балочно-стрингерной конструкции, герметизирован на участке между шпангоутами № 1—40. В этом отсеке фюзеляжа размещены кабина экипажа, пассажирская кабина, гардероб, туалет, багажное и грузовое помещения.

В негерметичном носовом  отсеке (до шпангоута № 1) расположены агрегаты радиооборудования. Хвостовой отсек фюзеляжа за шпангоутом № 40 также негерметичен и представляет технический отсек.

Крыло — трапециевидной формы в плане большого удлинения, обеспечивает хорошие несущие свойства до скоростей, соответствующих числу М=0,7 при незначительном лобовом сопротивлении, а также хорошие поперечную устойчивость и управляемость в широком диапазоне углов атаки.

 

 

Рис .1.  Общий вид самолета АН-24

Крыло — кесонного типа, включает центроплан, две средние  и две концевые части, соединенные  между собой болтами по профилям разъема. Каркас крыла имеет два  лонжерона, нервюры и работающую обшивку. Центроплан крыла состоит  из цельнопрессованных крупногабаритных панелей, лонжеронов и профилей разъема. В нем расположены 4 или 8 мягких топливных баков. Кессон- бак крыла образован по контуру двумя лонжеронами и двумя профилями разъема средней части крыла, верхними и нижними панелями и нервюрами. Носок по размаху крыла оборудован воздушным обогревом. Центроплан и средние части крыла снабжены выдвижными закрылками, при выпуске которых меняется кривизна профиля крыла и увеличивается его площадь, что приводит к увеличению подъемной силы. При выпуске закрылков создается щелевой эффект, препятствующий срыву потока на больших углах атаки, что также увеличивает подъемную силу крыла. На концевых частях крыла расположены двухсекционные (разрезные) элероны. На правом корневом элероне расположен сервокомпенсатор, на левом—сервокомпенсатор и триммер.

Оперение — свободнонесущее, состоит из стабилизатора, руля высоты, киля, руля направления, форкиля и двух подфюзеляжных гребней. На каждой половине

руля высоты установлен триммер, на руле направления — пружинный  триммер-сервокомпенсатор. Стабилизатор и киль двухлонжеронного типа с работающей обшивкой. Рули имеют аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку.

Шасси — трехопорной схемы. Основные опоры установлены в гондолах, передняя — в отсеке под кабиной экипажа. Шасси убирается по полету в отсеки, закрывающиеся створками. На каждой опоре шасси самолета установлено по два колеса. Колеса основных опор шасси снабжены дисковыми тормозами.

Передняя опора оборудована  системой демпфирования колебаний и системой управления передними колесами на рулежном и взлетном режиме. Система управления колесами передней опоры обеспечивает достаточную маневренность самолета при рулении и помогает выдерживать направление при разбеге и пробеге.

Уборка и выпуск шасси  и управление колесами осуществляются гидравлической системой.

Силовая установка состоит из двух турбовинтовых двигателей АИ-24 взлетной мощностью по 2550 э. л. с. с четырехлопастными винтами АВ-72 и турбореактивного двигателя РУ19А-300 с тягой 800 кгс.

Двигатели АИ-24 сохраняют  взлетную мощность до температуры —30°  С. Наработка двигателей на номинальном  режиме допускается до 40% ресурса, что дает возможность эксплуатировать самолет с большой взлетной массой. Кроме того, разрешается работа на максимальном режиме в течение 1,5 ч, что позволяет улучшить тяговые характеристики силовой установки при отказе одного из двигателей.

Двигатели АИ-24 установлены  на рамах в гондолах под центропланом крыла. Двигатель РУ19А-300 установлен в хвостовой части правой гондолы и крепится на раме к заднему лонжерону центроплана и к ферме шасси.

Система запуска двигателей электрическая. Она обеспечивает запуск на земле и в полете и холодную прокрутку двигателей. Запуск осуществляется как от аэродромного питания, так и от генератора, установленного на двигателе РУ19А-300.

Двигатели АИ-24 оборудованы  системами автоматического, ручного и гидравлического (аварийного) флюгирования.

Каждый двигатель имеет  выполненную по короткозамкнутой схеме  масляную

систему, состоящую из внутренней системы двигателя и самолетной системы.

Топливная система состоит из системы питания двигателей топливом и системы централизованной заправки под давлением. Топливные емкости каждой половины крыла состоят из двух групп баков. Заправка может производиться либо снизу под давлением, либо сверху через заливные горловины.

Управление самолетом состоит из систем управления рулями, элеронами и триммерами руля высоты, в которые включены рулевые машины автопилота. Для фиксации рулей и элеронов на стоянке самолета имеются механизмы стопорения с тросовым управлением от рукоятки на центральном пульте.

Гидравлическая  система состоит из основной и аварийной. Основная система предназначена для уборки и выпуска шасси и закрылков, поворота колес передней опоры шасси; торможения колес основных опор шасси, привода стеклоочистителей, аварийного флюгирования воздушных винтов и останова двигателей. Высотность гидросистемы обеспечивается наддувом гидробака воздухом, отбираемым от двигателей.

Аварийная система используется при выходе из строя основной системы для выпуска закрылков и торможения колес шасси. Кроме того, насосная станция аварийной системы может быть включена в линию давления основной системы.

Питание потребителей электроэнергией осуществляется постоянным током 27,5 В, переменным однофазным током 115 В, 400 Гц и трехфазным током 36 В, 400 Гц.

В качестве основных источников электроэнергии постоянного тока на самолете используются два стартер-генератора СТГ-18ТМ. Аварийным источником постоянного  тока являются две аккумуляторные батареи 12САМ-28, основными источниками переменного тока 115 В, 400 Гц на самолете являются два генератора ГО-16ПБ8. Для аварийного питания этой сети установлен преобразователь ГЮ-750. Для питания самолетных потребителей переменным трехфазным током 36 В, 400 Гц на самолете имеются два преобразователя ПТ-1000Ц (рабочий и резервный), а для питания авиагоризонтов АГД-1 — преобразователь ПТ-125Ц.

Пилотажно-навигационное  оборудование. Самолет оснащен комплексом современного радиосвязного, радионавигационного и пилотажно-навигационного оборудования, имеющего многократное резервирование. Это оборудование обеспечивает выполнение полетов на внутренних и международных авиалиниях круглосуточно в сложных метеорологических условиях.

Основные пилотажно-навигационные  приборы и приборы, контролирующие работу двигателей и систем самолета, установлены на приборной доске пилотов, центральном, левом и правом пультах. Указатели скорости, барометрические высотомеры и авиагоризонты расположены на приборной доске пилотов.

Питание мембранно-анероидных приборов осуществляется от двух бортовых приемников воздушного давления ПВД-17 и одного приемника воздушного давления ПВД-1. Питание мембранно- анероидных приборов дублируется.

Радиотехническое  оборудование позволяет: осуществлять двухстороннюю телефонную и телеграфную связь с землей и с самолетами, находящимися в воздухе, и связь между членами экипажа; определять истинную высоту; выполнять расчет на посадку; производить посадку в сложных метеоусловиях и ночью; осуществлять обзор земной поверхности для целей навигации, определять радиопеленг, угол сноса и путевую скорость самолета; обнаруживать по маршруту грозовые фронты и зоны интенсивной турбулентности в атмосфере.

Высотное оборудование обеспечивает создание и поддержание в герметической кабине давления и температуры воздуха, необходимых для пассажиров и экипажа при полетах на больших высотах. Воздух для наддува герметической кабины отбирается от компрессоров двигателей. Теплозвукоизоляция кабин самолета защищает кабины от пониженных температур окружающего воздуха и внешних источников шума.

Высотная система обеспечивает в герметической кабине во время  полета нормальные условия для пассажиров и экипажа без дополнительного  питания кислородом. Кислородное  оборудование, установленное на самолете, предназначено для кратковременного питания кислородом членов экипажа на время снижения самолета до безопасной высоты в случае разгерметизации кабины. Кроме того, предусмотрено питание кислородом отдельных пассажиров, плохо чувствующих себя в нормальных условиях полета.

Противообледенительная  система применяется двух типов: теплового и электрического обогрева.

Для обогрева передних кромок крыла, оперения и воздухозаборников двигателей используется воздушно-тепловая противообледенительная система, работающая по принципу микро- эжекции.

Микроэжекторная воздушно-тепловая система весьма эффективна, так как

 количество горячего  воздуха, потребное для ее работы, на 30—40% меньше, чем у обычных  воздушно-тепловых противо- обледенительных  систем.

Противообледенительная  система электрического обогрева используется для обогрева воздушных винтов, лобовых стекол фонаря кабины пилотов и приемников воздушного давления. Включение противообледенительной системы ручное и автоматическое.

1.2. Краткое описание конструкции объекта ремонта

1.2.1. Фюзеляж самолета

Фюзеляж самолета представляет собой цельнометаллический балочно-стрингерный  полумонокок. Поперечное сечение фюзеляжа образовано дугами различных радиусов, в точках пересечения которых проходит плоскость пола пассажирской кабины. Фюзеляж технологическими разъемами по шп. № 11 и 40 разделен на три отсека: носовой Ф-1, средний Ф-2 и хвостовой Ф-3 (рис. 2).

Участок фюзеляжа от 1 до 40 шпангоута  выполнен герметичным. Он представляет собой гермокабину, в которой размещены: кабина экипажа, переднее грузовое помещение, пассажирская кабина, буфет, вестибюль, туалет, гардероб, заднее багажное помещение.

Отсек Ф-1 до шп. № 1 закрыт радиопрозрачным  обтекателем, под которым установлены  блоки авиационного и радиоэлектронного оборудования.

Отсек Ф-3 выполнен негерметичным. К нему крепится оперение. В отсеке размещены блоки авиационного и радиоэлектронного оборудования и механизмы управления самолетом. Для доступа на земле в отсек Ф-3 из отсека Ф-2 в стенке шп. № 40 имеется люк, крышка которого открывается в сторону гермокабины. Фюзеляж состоит из поперечного и продольного силовых наборов, пола, обшивки, фонаря кабины экипажа, окон, дверей и люков.

Поперечный силовой набор  состоит из 49 шпангоутов, которые  делятся на типовые, усиленные и  силовые. К силовым шпангоутам относятся шп. № 1, 4, 7, 17, 20, 40, 43 и 45, к усиленным— 2, 3, 5, 6, 18, 19.