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

Задняя часть правой гондолы  состоит из хвостовой части 10 и  обтекателя 11. В хвостовой части  сверху установлен воздухозаборник  двигателя РУ19А-300. Обтекатель 11 представляет собой откидной капот, в котором смонтировано реактивное сопло двигателя РУ19А-300.

Элементы гондолы

Передний силовой шпангоут 16, выполняющий одновременно функции  противопожарной перегородки, состоит  из наружного и внутреннего ободов (кольцевых профилей) и стенки из титанового сплава. Стенка толщиной 0,6 мм подкреплена горизонтальными и вертикальными профилями. В нижней части вертикального профиля имеется площадка и фитинг для установки замка створок шасси.

В нижней части шпангоута  имеется резиновая лента (профиль) герметизации крышек капотов, а также ложементов крепления огнетушителей.

Задний шпангоут 9 состоит  из силового пояса и стенки. В  левой гондоле стенка дюралюминиевая. Стенки подкреплены дюралюминиевыми профилями и имеют выштамповки под механизмы уборки, выпуска и управления створками шасси. Задний шпангоут своей верхней частью приклепан к рамке хвостовой части центроплана, образованной стойками трех хвостовых нервюр и уголками, расположенными по верхней и нижней поверхности центроплана.

Панели 8 состоят из обшивки  и стрингеров, которые к обшивке  крепятся с помощью клеесварного соединения. Кроме стрингеров, в  продольный набор боковых панелей  входят клепаные балки, окантовывающие панели снизу. К балкам на трех кронштейнах  крепятся створки 14 шасси. Панели приклепываются к силовым шпангоутам и крепятся к крылу винтами. Балки боковых панелей при помощи узловых соединений крепятся к силовым шпангоутам на болтах. Экран 15, отделяющий нишу шасси от коммуникаций двигателя, состоит из каркаса и обшивки, сваренных между собой точечной электросваркой, и крепится к шпангоутам боковых панелей винтовыми замками. Сзади экран имеет люк для подхода к нижним термопарам двигателя.

Капот двигателя (рис. 11) состоит из воздухозаборника 8 двигателя, верхней балки 17, двух боковых 13 и нижней 20 крышек. Кольцевой воздухозаборник 8 двигателя внутренней частью образует канал подвода воздуха к компрессору

двигателя.

 

.

 

            Рис. 11. Капот двигателя

 

Воздухозаборник 8 двигателя  — клепаный. Он выполнен как одно целое с воздухозаборниками 5 и 4 воздухо-масляного и воздуховоздушного радиаторов и состоит из шпангоута 6, диафрагмы, обшивки и стыковочных профилей. Носовые части воздухозаборников имеют общую микроэжекторную систему обогрева. Горячий воздух из кольца-коллектора 7 поступает в полость между обшивкой воздухозаборника и дефлектором 9, обогревая в условиях обледенения носовую часть воздухозаборника. Воздухозаборник 8 крепится к фланцу двигателя двенадцатью шпильками, установленными на внутреннем ободе шпангоута 6.

К шпангоуту 6 воздухозаборника крепятся штампованные из алюминиевого сплава кронштейны 19 с узлами навески нижней крышки 20 капота и верхней балки 17. Герметизация стыков воздухозаборника двигателя с крышками капота и воздухозаборников радиаторов с радиаторами обеспечивается резиновыми трубками, обклеенными капроном.

Верхняя балка 17 капота служит для крепления боковых крышек 13 и состоит из двух продольных профилей, склепанных с наружной и внутренней обшивками. Передним концом балка крепится болтами с амортизаторами к кронштейну на воздухозаборнике 8, задним — к кронштейну 18 на фланце компрессора двигателя. Боковые крышки 13 капота крепятся к стенке балки 17 шарнирно на трех кронштейнах 12 и уплотняются в закрытом положении резиновой трубкой, оклеенной капроном. Конструктивно каждая боковая крышка выполнена из штампованного каркаса и обшивки, соединенных точечной сваркой. На каждой крышке установлены воздухозаборники 14 обдува генератора, два патрубка 10 для вентиляции отсека двигателя и патрубок 16 для обдува заднего демпфера.

Задние кромки крышек 13 отогнуты наружу и образуют с гондолой щель для выхода воздуха, обдувающего двигатель. Крышки при техническом обслуживании открываются вверх и поддерживаются в таком положении подкосами 11. Одним концом подкос 11 шарнирно укреплен на крышке, другим устанавливается в гнездо на шпангоуте воздухозаборника. При закрытых крышках 13 подкосы 11 удерживаются пружинными замками. Крышки капота удерживаются в закрытом положении рычажно-штыревыми замками, которые закрываются и открываются рукояткой 15.

Нижняя крышка капота (рис. 12) состоит из двух продольных 2 и одной поперечной 4 балок, пяти диафрагм, выходного туннеля воздухо-воздушного радиатора 7. С внутренней стороны крышки на диафрагмах с ложементами установлены кронштейны под стяжные ленты крепления маслорадйатора 1.

 На поперечной балке  4 установлен кронштейн 5. Над туннелем  воздухо-воздушного радиатора 7 к средней диафрагме и задней балке сверху приклепаны ложементы маслобака 6. В промежутке между туннелями масляного 1 и воздухо-воздушного радиатора 6 расположен флюгерный насос. На нижней крышке капота имеются кронштейн 3 для штырей замков капота и кронштейны 5 и 8 крепления нижней крышки.

Обтекатель втулки винта (рис. 13) состоит из съемного обтекателя, диска 7, четырех обтекателей 5 комлей лопастей, четырех козырьков 6 и электрообогревательного элемента. Съемный обтекатель состоит из обечайки 10, передней 11 и задней 2 диафрагм, приклепанных к обечайке. На передней диафрагме установлена опора 1, являющаяся одновременно частью штепсельного разъема системы электрического обтекателя втулки винта 9. По окружности задней диафрагмы 2 расположены штыри 3 для крепления обтекателя к диску 7. Диск выполнен из магниевого сплава и имеет четыре бобышки с отверстиями, через которые на резиновых амортизационных втулках винта. Обтекатель к диску 7 крепится штырями 3 на обтекателе и кольцом-замком 8 на задней поверхности диска. Кольцо-замок 8 стальное и имеет по окружности дугообразные и фигурные отверстия. Через дугообразные отверстия проходят болты крепления кольца-замка 8 к диску 7, что дает возможность некоторого углового перемещения кольца- замка относительно диска.

Рис. 12. Нижняя крышка капота с установленными на ней агрегатами

Рис. 13. Обтекатель втулки воздушного винта

Рис. 14. Обтекатель редуктора

Для установки съемного обтекателя на винт необходимо совместить круглую часть фигурных отверстий кольца-замка 8 с отверстиями на диске 7, вставить в них штыри 3 обтекателя и повернуть кольцо-замок специальным ключом. При этом кольцо-замок краями фигурных отверстий войдет под головки штырей 3 и закрепит обтекатель на диске. Закрытое положение кольца-замка 8 фиксируется пружинным замком, укрепленным на диске 7. Ключ к кольцу-замку подводится через отверстия в обечайке 10. Возле отверстия, с наружной стороны обечайки нанесены надписи «Открыто» и «Закрыто» с указанием направления движения ключа. При вводе ключа штыревой замок отжимается, освобождая кольцо-замок 8.

Обтекатель 5 комля лопасти  состоит из двух половин, соединяемых между собой болтами 4. За обтекателями комля лопасти установлены козырьки 6, каждый из которых крепится к обечайке 10 двумя винтовыми замками. За обтекателем втулки винта, являясь как бы его продолжением, установлен обтекатель редуктора, образующий внутренний обвод канала подвода воздуха к компрессору двигателя.

Обтекатель редуктора (рис. 14) состоит из поперечной диафрагмы 1 и трех продольных диафрагм 2, заднего 3 и переднего 6 окантовочных профилей, кольцевой окантовки 4 и дюралюминиевой обшивки 5. Обтекатель крепится впереди картера редуктора двигателя шестью шпильками и центрируется на кольцевой проточке двигателя бобышками.

 

2. Схема технологического процесса ремонта изделий авиационной техники в цехе

Для составления схемы  технологического процесса ремонта  необходимо составить перечень работ, подлежащих выполнению, выделить этапы  технологического процесса, составить  описание каждого этапа технологического процесса ремонта.

В цехе клепальных работ  самолета АН-24 выполняются:

 

• Ремонт крыла и оперения

• Ремонт крыла
• Ремонт бак-кессона
• Ремонт обшивки носка киля, концевого обтекателя, межлонжеронной части стабилизатора, обшивки хвостовой части стабилизатора и киля.
• Ремонт рулей, элеронов и закрылов.

 

• Ремонт фюзеляжа

• Ремонт обшивки фюзеляжа
• Ремонт носового и хвостового обтекателя
• Ремонт окантовывающего профиля по промерам дверей и люков
• Ремонт панелей в грузовой кабине
• Ремонт рампы грузового люка
• Ремонт погрузочного оборудования

 

• Ремонт гондолы двигателя

• Ремонт обшивки несъемный части гондолы
• Ремонт каркаса боковой крышки, нижней крышки капота
• Ремонт обшивки воздухозаборника
• Ремонт обтекателя редуктора
• Ремонт створок отсека основного шасси
• Ремонт крепления противоположных баллонов ( рампы платформы, диафрагмы, обшивки )
• Ремонт кожуха удлинительной трубы.

 

Этапы технологического процесса.

а) Приемка в ремонт. Оборудование, которое во время технического обслуживания регистрируется, как неисправное  и неудовлетворяющее ТУ, отбраковывается  и заменяется на исправное, либо ремонтируется  на месте, либо направляется в цех  бытового оборудования в соответствующий  участок ремонта.

б) Ремонт. Под ремонтом подразумеваются  работы по приведению контрольных характеристик  оборудования в нормы ТУ. Ремонт проводится на участках клепальных работ.

    1.Дефектация. Дефектами являются царапины, забоины, трещины, пробоины, вмятины, риски, ослабление заклепочных соединений.

    2. Процесс клепки  при ремонте подразделяется на  ряд технологических операций:

• Керновка и высверливание головок заклепок;
• Удаление стержней заклепок;
• Разметка и сверление отверстий под вновь устанавливаемые заклепки;
• Образование гнезд под головку заклепки при потайной клепке;
• Установка заклепок в отверстие;
• Натяжка склепываемого пакета;
• Образование замыкающей головки;
• Контроль качества клепки.

 

На основе выделенных выше этапов составим схему технологического процесса ремонта бытового оборудования (рисунок 1).

Рис. 12. Схема технологического процесса ремонта самолета клепками

3. Определение годовой трудоемкости ремонта самолёта АН-24

Годовая трудоёмкость ремонта  одного самолёта, вертолёта, авиационного двигателя представляет собой выражение  годового объёма производственной программы  для выработки продукции в  человеко-часах и определяется по формуле 

T_г = Т₁ + Т₃,                                               (1)

где Т₁ – трудоёмкость запланированного годового количества ремонтов самолётов, вертолётов и авиационных двигателей (основная продукция авиаремонтного предприятия), чел/час;

Т₃ – трудоёмкость доработок авиационной техники по бюллетеням авиационной промышленности, чел/час.

_{,                                 (2)}

где n – число типов авиационной техники, ремонтируемой на авиапредприятии,ед;

N_ai – годовое количество ремонтов самолётов, вертолётов, авиационных двигателей соответствующего типа,ед;

α_i – коэффициент, учитывающий выполнение работ по ремонту агрегатов, приборов, по отдельным заявкам эксплуатационных предприятий, доработкам авиационной техники и изготовлению оснастки основными производственными подразделениями авиаремонтного предприятия (принимается по таблице 1 [1]);

t_ai – трудоёмкость одного ремонта соответствующего типа авиационной техники (самолётов, вертолётов, авиационных двигателей), чел/час.

t_ai = t_пр·α_р·α_с·α_п·α_м ,                                              (3)

где     t_пр – трудоёмкость ремонта прототипа;

α_р – коэффициент, учитывающий изменение размеров рассматриваемого типа летательного аппарата (авиационного двигателя) при сравнении с прототипом;

α_с – коэффициент, учитывающий изменение сложности ремонта рассматриваемого типа летательного аппарата (авиационного двигателя) при сравнении с прототипом. α_с – определяется в случае значительного изменения конструкции по сравнению с прототипом и изменяется в пределах от 0,8 до 1,2;

α_п – коэффициент, учитывающий изменение масштаба производства при ремонте рассматриваемого типа летательного аппарата при сравнении с прототипом;

α_м – коэффициент, учитывающий улучшение условий труда и уровень механизации производственных процессов при ремонте рассматриваемого типа летательного аппарата (авиационного двигателя) при сравнении с прототипом.

Трудоёмкость ремонта  самолета Ту – 154Б, выбранного в качестве прототипа, равна t_пр=2120 чел/ч.

                                                        _{,                                            (4)}

где    m_ai – масса рассматриваемого типа летательного аппарата (принимается по таблицам 3 и 4 [1]),т;

m_пр  –  масса прототипа (принимается по таблицам 3 и 4 [1] ),т.