Проект пассажирского дальнемагистрального самолёта

№3.docx

1 Вступ. Фактори впливу на навколишнє середовище
Термін «авіація» значить для нас дві речі: літак та аеропорт. Причому аеропорт для нас є місцем звідки власне літак вирушає в подорож. Проте ми тут дещо помиляємось.
Аеропорт – це багатофункціональне транспортне підприємство яке є наземною частиною авіаційної транспортної системи яка забезпечує зліт і посадку повітряних суден їх наземне обслуговування прийом і відправлення пасажирів багажу пошти і вантажів. Аеропорт забезпечує необхідні умови для функціонування авіакомпаній державних органів регулювання авіаційної та митної діяльності
У результаті авіатранспортних перевезень відбувається забруднення рунтів водних об’єктів та атмосфери а сама специфіка впливу повітряного транспорту на довкілля виявлена в значній шумовій дії та значних викидах різноманітних забруднюючих речовин
2 Вплив на людину та навколишнє середовище
Негативна дія різних авіаційних джерел шуму в першу чергу здійснюється на операторів інженерів та техніків виробничих підрозділів. Так історично склалося що аеропорти розташовані поблизу густозаселених районів міста. Тому з ростом міст та інтенсифікацією авіатранспортних процесів постає серйозна проблема співіснування міста та аеропорту. Населення авіаміста та розташованих поблизу селищ відчувають шум від літаків що пролітають. У меншій мірі відчувають шум персонал аеропортів авіапасажири та відвідувачі.
Крім шумуавіація призводить до електромагнітного забруднення середовища. Його викликає радіолокаційна та радіонавігаційна техніка аеропорту та літаків. Радіолокаційні засоби можуть створювати електромагнітні поля великої напруги які представляють реальну загрозу для людей.
Повітряні кораблі забруднюють приземні шари атмосферивідпрацьованими газами авіадвигунів поблизу аеропортів таверхні шари атмосферина висотах крейсерського польоту. Відпрацьовані гази авіаційних двигунів складають 87 % всіх викидів цивільної авіації які включають також атмосферні викиди спецавтотранспорту та стаціонарних джерел.
Хімічний склад викидів залежить від виду і якості палива технології виробництва способу спалювання в двигуні і його технічному стані. Найбільш несприятливими режимами роботи є малі швидкості і «холостий хід» двигуна коли в атмосферу викидаються забруднюючі речовини в кількостях що значно перевищують викид на навантажувальних режимах. Технічний стан двигуна безпосередньо впливає на екологічні показники викидів.
Стосовно найбільш розповсюдженого в сучасній цивільній авіації типу авіаційного двигуна – турбореактивного двоконтурного (ТРДД) можна виділити п’ять основних режимів (табл. 1) тривалість яких відповідає максимальній тривалості режимів що складають середнє значення тривалості цих режимів для найкрупніших та найбільш завантажених аеропортів світу.
Вплив повітряного транспорту на екосистеми
При постійній дії електромагнітних хвиль малої інтенсивності виникають розлади нервової та серцево-судинної системи ендокринних органів та інше. Людина відчуває роздратування головні болі ослаблення пам’яті та ін. Адаптації до електромагнітного впливу не виникає.
Викиди з авіадвигунів та стаціонарних джерелявляють собою ще один аспект впливу повітряного транспорту на екологічну ситуацію але авіація має ряд відмінностей порівняно з іншими видами транспорту:
використання здебільшого газотурбінних двигунів зумовлює інший характер протікання процесів та структуру викидів відпрацьованих газів;
використання в якості палива гасу призводить до зміни компонентів забруднюючих речовин;
польоти літаків на великій висоті та з великою швидкістю спричиняють розсіювання продуктів згорання у верхніх шарах атмосфери і на великих територіях що знижує ступінь їх впливу на живі організми.
Режими роботи авіаційного двигуна в зоні аеропорту
Тривалість режиму хв.
Холостий хід і руління перед зльотом (режим малого газу)
Руління після посадки (режим малого газу)
Підраховано викиди шкідливих речовин в зоні аеропорту за такий злітно-посадочний цикл для літаків різних типів (табл. 2).
Емісія з авіаційних двигунів за злітно-посадочний цикл для літаків різних типів:
Викиди шкідливих речовин кггод
Номінальний режим роботи двигуна як один з найбільш економічних є і одним з найбільш екологічно чистих (табл. 3).
Маса шкідливих викидів при роботі двигуна на номінальному режимі за годину:
Для забезпечення проходження авіатранспортних процесів в основному використовують паливо видобуте з нафти. До складу органічної маси нафтового палива входять наступні хімічні елементи: вуглець водень кисень азот і сірка. Не пальна частина палива включає вологу і мінеральні домішки. Продуктами повного згоряння палива є вуглекислий газ водяна пара і діоксид сірки. При недостатнім надходженні кисню відбувається неповне згоряння у результаті чого замість вуглекислого газу утворюються чадний газ.
У 2000 році за розрахунково-експертними оцінками абсолютні показники валових викидів шкідливих речовин склали 152 тис. т. У цілому по Україні об’єм викидів шкідливих речовин літаками цивільної авіації в приземному шарі атмосфери ( до висоти 900 м) склали 50 тис. т. (33 % загального об’єму викидів) із них 29 тис. т оксиду вуглецю 11 тис. т вуглеводнів що не згоріли 8 тис. т оксидів азоту та 2 тис. т оксидів сірки. На висотах більше 900 м викиди шкідливих речовин оцінені в 103 тис. т (67 % загального об’єму викидів) в тому числі 38 тис. т оксиду вуглецю 7 тис. т вуглеводнів що не згоріли 46 тис. т оксидів азоту та 12 тис. т оксидів сірки.
Аеропорти України здійснюють вплив на довкілля через стаціонарні джерела прямої та непрямої дії на навколишнє середовище які розташовані в авіатехнічній базі аеровокзальному комплексі з привокзальною площею складах паливно-мастильних матеріалів котельних сміттєспалювальних станціях (табл. 4). Кількість шкідливих речовин які потрапили у 2000 році в атмосферу від стаціонарних джерел в аеропортах склала 231 тисяч тон. Разом з викидами забруднюючих речовин парк літаків споживає у великій кількості кисень.
В аеропортах накопичуються тверді та рідкі відходи споживання та виробництва. У багатьох випадках ці відходи безпечні у санітарно-гігієнічному співвідношенні.
Джерела викиду та склад забруднюючих речовин у виробничих процесах на експлуатаційних та ремонтних ділянках аеропортів:
Назва зони ділянки відділення
Забруднюючі речовини що викидаються
Ділянка миття рухомого складу
Миття зовнішніх поверхонь
Пил луги поверхнево активні синтетичні речовини нафтопродукти розчинені кислоти феноли
Зони технічного обслуговування ділянка діагностики
Технічне обслуговування
Оксид вуглецю вуглеводні оксиди азоту масляний туман пил
Електротехнічне відділення
Заточні ізолюючі обмоточні роботи
Абразивний та азбестовий пил каніфоль пари кислот
Акумуляторна ділянка
Збір розбирання та заряджувальні роботи
Промивочні розчини пари кислот електроліт шлаки лужні аерозолі
Відділення паливного обладнання
Регульовані та ремонтні роботи по паливному обладнанню
Бензин гас дизельне паливо ацетон бензол
Електродугове та газове зварювання
Оксиди марганцю азоту хрому хлористого водню
Арматурне відділення
Різка скла ремонт дверей підлоги сидінь
Пил зварювальний аерозоль дерев’яна та металевастружка
Ділянка шиномонтажу та ремонту шин
Розбір та збір шин ремонт покришок та камер балансуючі роботи
Мінеральний та гумовий пил сірчаний ангідрид пари бензину
Ділянка лакофарбового покриття
Видалення старої фарби знежирення нанесення лакофарбового покриття
Пил пари розчинників аерозолі фарби забруднена стічна вода
Стоянки рухомого транспорту
Переміщення одиниць рухомого складу
Оксиди вуглецю азоту вуглеводні попіл сірчаний ангідрид
Склад паливно-мастильних матеріалів
Отримання зберігання видача ПММ
Пари та рідкі розливи палива і масел
Гальванічне відділення
Нанесення металопокриття
Соляна та сірчана кислота нікель мідь гідрооксид натрію хромовий ангідрид
Сажа пил сірчистий ангідрид оксид вуглецю вуглеводні
Об’єми накопичення твердих відходів у 2000 році склали: виробничі відходи – 43 тис. т; побутові відходи – 799 тис. т; відходи які видаляються з літаків міжнародних авіаліній – 21 тис. т. Відходами у аеропортах зайнято спеціальні приміщення площею до 33 тис. м2 а площа відкритих сховищ (звалищ) складає 1187 тис. м2 з них тільки 18 % спеціально підготовлені для зберігання та накопичення відходів.
У цивільній авіації авіаремонтні заводи та аеропорти із спецавтотранспортом є найбільш інтенсивними джерелами забруднення природної води.Стічні води авіаремонтних підприємств та аеропортів складаються з виробничих і господарсько-побутових стічних вод та поверхневих стоків.
Кількість стічних вод і їх склад змінюються протягом доби тижня місяця. Для ряду виробничих процесів характерний залповий скид сильно концентрованих стічних вод. Найбільшу небезпеку для водних об’єктів становлять стоки з території аеропорту: передангарного та доводневого майданчиків складів паливо-мастильних матеріалів майданчиків для миття.
Поверхневі стоки з територій транспортних підприємств містять рідкі нафтопродукти залишки миючих дезинфікуючих антиобмерзаючих і протиожеледних реагентів формувальних сумішей розчинів використовуваних у металообробці відпрацьовані електроліти акумуляторних батарей продукти руйнування штучних покрить і зносу шин.
Атмосферні опади потоки дощових та талих вод також поглинають частину димових газів котелень шкідливих викидів авто - та авіатранспорту які осідають на аеродромі.
У пришляховому просторі при зльоті літака приблизно 50 % викидів у вигляді мікрочастинок відразу розсіюється на прилеглих до аеропорту територіях.Нагромадження забруднюючих речовин у пришляховій смузі призводить до забруднення екосистем і робить рунти на прилеглих територіях непридатними до сільськогосподарського використання.
Токсичні забруднюючі речовини з пересувних і стаціонарних джерел поділяються за ступенями небезпеки на 4 класи:
– надзвичайно небезпечні (тетраетилсвинець свинець ртуть та ін.);
– високо небезпечні (марганець мідь сірчана кислота хлор та ін.);
- помірно небезпечні (ксилол метиловий спирт та ін.);
- малонебезпечні (аміак бензин паливний гас оксид вуглецю скипидар ацетон та ін.).
Таким чином авіація є джерелом досить широкого спектру факторів негативного впливу на довкілля. У зв’язку з цим своєчасною і актуальною задачею є розробка і впровадження державних нормативних актів що регламентували б розташування населених пунктів поблизу аеропортів а також є доцільною розробка заходів та рекомендацій щодо зниження негативного впливу авіатранспортних процесів на довкілля.
Шумове забруднення атмосфери – одна з форм хвильового фізичного забруднення адаптація організму до нього є неможливою. нтенсивність шумового забруднення (тиску) вимірюється в децибелах (дБ). Шуми інтенсивністю 30-80 дБ не наносять шкоди людському організму. Водночас шуми інтенсивністю 85 дБ і більше призводять до фізіологічних і психологічних негативних наслідків на нервову систему сон емоції працездатність.
Особливою шумопоглинаючою здатністю наділені рослини. Насадження клена тополі липи поглинають від 10 до 20 дБ звукових сигналів. Густа жива загорожа здатна зменшити шум автотраси у 10 разів.
Шумове забруднення завжди вважалося менш небезпечною формою чим інші види екологічного забруднення а люди практично не хвилюються про те як шум впливає на їх здоров'я. Проте дані Бюро національної статистики Великобританії показують що кількість скарг на шум в країні в останні 20 років зросла в 5 разів. Виходить що таким чином шум дійсно стає для людей все більш серйозною загрозою повідомляє УНАН.
Шумове забруднення сучасних міст і сіл є однією з найактуальніших проблем сьогодення. У зв’язку із зростанням кількості автомашин індустріалізацією Києва зростанням транспортної рухливості населення ростом технічного оснащення міського господарства розширюються контакти між техногенним середовищем міста і природного середовища. Сільські ландшафти і приміські території Київської області зазнають активного впливу шосейних доріг і залізниць аеродромів та річкових портів. До цих джерел шуму відносяться також залізничні вузли і станції великі автовокзали і автогосподарства мотелі і кемпінги трейлерні парки промислові об’єкти і великі бази будівельної індустрії енергетичні установки.
4 Шумове забруднення середовища і вплив шуму на людину
Шум – це одна з форм фізичного (хвильового) забруднення навколишнього середовища.
Але шум може впливати і позитивно. Такий вплив на людину чинить наприклад шелест листя дерев помірний стукіт дощових крапель рокіт морського прибою Позитивний вплив спокійної приємної музики відомий з давніх часів. Тому різноманітні оздоровчі процедури супроводжують спокійною симфонічною або шлюзовою музикою.
Джерелами шумів є також гучномовні пристрої ліфти телевізори радіоприймачі музичні інструменти юрби людей і окремі особи.
Нерідко шум несе важливу інформацію. Автомобіліст уважно прислухається до звуків які видає мотор шасі інші частини автомобіля що рухається бо будь-який сторонній шум може попередити аварію. Також за допомогою шум спричиненого рухом кораблів т підводних човнів їх виявляють і пеленгують. Шум відіграє велику роль в акустиці радіотехніці радіоастрономії і навіть медицині.
Що таке шум і як він впливає на організм людини?
Шум – це сукупність звуків різноманітної частоти та інтенсивності що виникають у результаті коливального руху частинок у пружних середовищах (твердих рідких газоподібних).
Шумове забруднення навколишнього середовища увесь час зростає. Особливо це стосується великих міст. Опитування жителів міст довело що шум турбує більше 50% опитаних. Причому в останні десятиліття рівень шуму зріс у 10-15 разів.
Зменшення рівня шуму поліпшує самопочуття людини і підвищує продуктивність праці. З шумом необхідно боротися як на виробництві так і в побуті. Уміння дотримуватися тиші – показник культури людини і її доброзичливого ставлення до навколишніх. Тиша потрібна людям так само як сонце і свіже повітря.
Не менш важливе значення для здоров’я і самопочуття людини має вібрація.
Вібрація – це коливання твердих тіл частин апаратів машин устаткування споруд що сприймаються організмом людини як струс.
Часто вібрації супроводжуються почутим шумом.
Тривалий вплив вібрації викликає фахове захворювання – вібраційну хворобу.
Розрізняють загальну і локальну вібрації. Локальна вібрація зумовлена коливаннями інструмента й устаткування що передаються до окремих частин тіла. При загальній вібрації коливання передаються всьому тілу від механізмів через підлогу сидіння або робочий майданчик. Найбільш небезпечна частота загальної вібрації 6-9 Гц оскільки вона збігається з власною частотою коливань внутрішніх органів людини. В результаті цього може виникнути резонанс це призводить до переміщень і механічних ушкоджень внутрішніх органів. Резонансна частота серця живота і грудної клітки – 5 Гц голови – 20 Гц центральної нервової системи – 25- Гц. Частоти сидячих людей становлять від 3 до 8 Гц.
Результати акустичних вимірів та соціологічні дослідження свідчать що головним джерелом акустичного забруднення в містах є автотранспорт. Приблизно кожний другий міський житель страждає від створюваного ним шуму.
Для багатьох великих міст джерелом значного шуму є залізничні підприємства.
Джерелом шуму є також відкриті ділянки метрополітену і міські трамваї. Шкідливий вплив не тільки на населення а й на споруди спричиняє вібрація уздовж ліній метрополітену.
Значним джерелом порушення акустичного режиму на забудованих територіях населених пунктів є авіаційний транспорт.
Особливе значення проблема захисту від шуму має в курортних та рекреаційних зонах міст де до створення комфортних акустичних умов висуваються більш високі вимоги.
Акустичне навантаження на міське населення значною мірою посилюється за рахунок внутрішніх джерел. Доза звукової енергії значно перевищує допустиму санітарними нормами СН 3077–84 для житлових приміщень і може становити приблизно 60 відсотків регламенту для промислових умов.
На сьогодні спостерігається тенденція до розширення площ акустичного дискомфорту на забудованих територіях. Недосконалість законодавчо-нормативної бази відсутність економічних важелів регулювання допустимих рівнів звуку є причиною зростання акустичного забруднення міст.
Значна кількість обладнання устаткування приладдя на підприємствах за віброакустичними параметрами не відповідає встановленим нормативам.
Дія акустичної енергії на людину може виявлятися через:
ушкодження слухової функції з тимчасовою або постійною втратою слуху;
порушення здатності передавати та сприймати звуки мовного спілкування;
подразнення неспокій порушення сну відволікання уваги від звичайних занять;
зміни фізіологічних реакцій людини на стресові сигнали;
вплив на психічне і соматичне здоров’я;
дію на трудову діяльність і продуктивність праці.
Дослідження свідчать про несприятливий вплив шуму на центральну нервову серцево-судинну систему і органи травлення. Порушення стану функціонування центральної нервової системи під впливом шуму призводить до ослаблення уваги і працездатності особливо розумової.
Рівні акустичного забруднення у містах можуть справляти негативний вплив на здоров’я і самопочуття населення у тому числі збільшувати кількість серцево-судинних захворювань.
снуючі стандарти щодо акустичного забруднення не мають достатнього сучасного технічного правового та соціально-економічного обрунтування. Назріла суттєва необхідність переходу до більш виваженого нормування акустичного навантаження його гармонізації із світовим законодавством.
В акустиці для вимірювання інтенсивності звуків або шуму застосовують спеціальну систему яка враховує логарифмічну залежність між подразненням і слуховим сприйняттям - шкалу бел і децибел. Вона відповідає фізіологічному сприйняттю і уможливлює різке скорочення діапазону значень вимірюваних величин. За цією шкалою кожен наступний ступінь звукової енергії перевищує попередній у 10 разів. Логарифмічна одиниця яка відбиває десятиразовий ступінь збільшення інтенсивності звуку називається белом (Б) тобто є десятковим логарифмом відношення інтенсивностей звуків.Отже при вимірювані інтенсивності звуків використовують не абсолютні величини звукової енергії або тиску а відносні які виражають відношення енергії або тиску звуку до порогових для слуху значень енергії або тиску. Діапазон енергії який сприймається слухом як звук становить 13 – 14 Б. Для зручності використовують не бел а одиницю що в 10 разів менша - децибел (дБ). Децибел приблизно відповідає мінімальному приросту інтенсивності звуку який розрізняє вухо. Вимірювані в такий спосіб величини називаються рівнями інтенсивності звуку або рівнями звукового тиску.
6 Розрахунок рівня шуму під траєкторією зльоту та посадки
Для розрахунку шуму під траєкторіями зльоту та посадки будуємо траєкторію та позначаємо на ній точки контролю шуму на відстані 8 та 20 кілометрів від початку розбігу виходячи з траєкторії R1=690 (м); R2=1180 (м);
Рисунок 3.1 Схематичне зображення траєкторії взльоту літака
Злітна дистанція 2100 метрів.
В точці R1 рівень шуму дорівнює:
LAPB= 1273+5*(lg690) - 577*(lg690)2 = 95 (dB)
В точці R2 рівень шуму дорівнює:
LAPB= 1391-7*(lg1180) – 377*(lg1180)2 = 81 (dB)
Згідно з нормативами рівня шуму для польотів в день і вночі рівень шуму в точці R1 перевищує задані значення 85 dB (день) та 75 dB (ніч) виходячи з цього будівництво в межах знаходження цієї точки буде заборонено.
Точка R2 відповідає стандарту лише в денний час виходячи з цього згідно з проектними параметрами літака і тим що він є дальнє магістральним ми можемо обмежити виконання польотів в межах аеропорту даного типу літака в нічні години. Згідно з обмеженнями вильоти та посадки з аеропорту можна буде виконувати лише у денний час.
нші засоби зменшення рівня шуму такі як зменшення режиму або встановлення інших двигунів буде економічно експлуатаційно та конструктивно не доцільне.
Значення радіуса шуму на поточному відрізку траєкторії розраховується для відповідного режиму роботи двигуна:
lgRш пос. = -5 – [52 + (1203 - 85)*(-58)]12 2(-58) = 1473
lgRш взл. = 7 – [72 + (1391 - 85)*(-38)]12 2(-38) = 815
Основною характеристикою заходів щодо зниження шуму під взльоту є зниження его рівня за рахунок використання екранів вони можуть представляти із себе будь які природні або штучні перешкоди (дерева вали стінки будинки ).
Допустиме значення рівня шуму в будинках = 75 (dB).
Розрахунок висоти екрану при відстані до жилих будинків с = 1200 (м):
Рівень шуму при зльоті:
LAPB= 1273+5*(lg1200) - 577*(lg1200)2 = 88 (dB)
Необхідна ефективність екрана:
LA = 88-75 = 13 (dB)
Тоді згідно коефіцієнтом ефективності акустичного екрану D = 1 (м)
Екран буде розташовано на відстані a1 = 50 (м) тоді відстань до будинків b1 = 1150 (м)
а = 1201 – 1150 = 51 (м)
Тобто висота екрана:
h = [a2 + a21]12= 10 (м)
7 Висновок проведеного розрахунку :
Врезультаті проведеного розрахунку було виявленно певні недостатки в перевищенні рівня шуму в нічний час. Для зменьшення рівня шуму було запропановано обмежити використання проектованого типу літака в нічний час якщо в межах 8 км від аеропорту проживають люди також для зменьшення негативного впливу шуму не людину було розрахована висота екрану який би зменшував рівень шуму на місцевості при зльоті літака на максимальному режимі що може дати змого використовувати літак навіть вночі.
Висновок до розділу № 3
Виходячи з приведених даних по кількості шкідливих речовин які потрапляють до атмосфери в результаті експлуатації літаків можна зробити висновок що в перспективі розвитку цього виду транспорту велике значення треба приділити рівню екологічності шляхом переходу на інші види пального (водород) абота встановлюючи більш екологічні двигуни.
Шум та вібрація е другим але не меншим негативним супровідним чинником авіатранспорту. Але на відміну від шкідливих викидів боротися з шумом та вібрацією легше. На сьогодні розроблено різноманітні пристрої для гасіння шуму двигуна наприклад спеціальні пластини які поглинають шум.

No.1 ACAD.dwg

Цилиндр уборки и выпуска шасси
Амортизационная стойка ОП
Боковой складывающийся подкос
Пассажирское оборудование кабины
Триммер руля направления
Перша частина корпуса
Обладнення кабіни пасажирів
Назва обьекту групи:
Третя частина корпуса
Обладнення кабіни пілотів
Літак пасажирський nдальнємагістральний nКомпоновка
Друга частина корпуса

Зміст.doc

1. Технічні опис літака . .. 11
2. Вибор та обгрунтування проектних параметрів .. 12
2.1. Формування технічного завдання на проект .. .. .12
2.2. Вибір і обгрунтування схеми літака .. 13
2.3. Вибір схеми крила .. . .16
2.4.Вибір схеми фюзеляжу .. 19
3. Компоновка літака . 20
4. Розрахунок геометричних характеристики компоновка крила 21
5. Компонування фюзеляжу .. 23
5.1. Визначення геометричних і конструктивно-силових
параметрів фюзеляжу .. ..23
6. Кабіна екіпажу .. .26
7. Багажні приміщення 27
8. Кухні та буфети . 28
10. Туалетні приміщення . 30
11. Нормальні та аварійні виходи і аварійні засоби .. 30
12. Розрахунок основних параметрів і компонування шасі .. . 32
13. Компонування та розрахунок основних параметрів оперення . .. 34
13.1 Визначення геометричних параметрів оперення .. ..35
14. Відомість мас літака . .37
14.1Центровочна відомість спорядженого крила .. .39
14.2 Центровачная відомість мас спорядженого фюзеляжа 42
14.3 Зведена цетровальна відомість . 43
14.4 Варианти центруваня літака . .. 43
14.5 Розрахунок злітної маси літака . .. 44
Висновки до розділу № 1 . .. ..47
1.1 сторія розвитку та використання ЕДСУ . 48
1.2 Концепція сучасної ЕДСУ .. .49
1.3 Захист діапазонів режимів польоту .49
2. Порівняльний аналіз ЕДСУ різних типів
2.1 ЕДСУ літака Airbus A-320 .51
2.2 ЕДСУ літака Boeing B-777 .53
2.3 ЕДСУ літака Ту-214 .. 56
2.4 ЕДСУ літака SSJ-100 ..57
3. Бортове радіо-електроне обладнання «БРЕО» . ..59
3.1. AFDX (Avionics Full-Duplex Switched Ethernet) .. 59
3.2 Система «AFDX»«ARINC 664» ..62
4. Вибір і обрунтування ЕДСУ на проектованому літаку .. 64
4.1 Електро-дистанційна система керування (захисні функції) 65
4.2 Система керування . 68
4.3 Система автоматичного управління польотом . ..73
Висновок до розділу № 2 .76
1 Вступ. Фактори впливу на навколишнє середовище .. 77
2 Вплив на людину та навколишнє середовище .. 77
4 Шумове забруднення середовища і вплив шуму на людину . 88
6 Розрахунок рівня шуму під траєкторією зльоту та посадки . . .92
7 Висновок проведеного розрахунку .. ..94
Висновок до розділу № 3 . .95
1 Вступ.Призначення освітлення . 96
2 Види освітлення . ..97
3 Створення безпеки праці під час виконання основних технологічних
процесів експлуатації і ремонту авіаційної техніки . 98
3.1 Загальні відомості . .98
3.2 Безпека праці під час розбірно-складальних робіт і механічної
3.3 Безпека праці під час роботи з пально-мастильними
матеріалами (ПММ) . .105
3.4 Організація безпечного руху повітряних суден спецавтотранспорту
і засобів механізації на аеродромах . ..108
4 Протипожежний захист . 114
4.1 Загальні положення.Організація пожежної охорони 114
5 Пожежна безпека 117
5.1 Загальні відомості 117
6 Розрахунок штучного освітлення ангару для стоянки літака .. 119
Висновок до розділу № 4 121
Загальний висновок до дипломної роботи .. . 122
Список використаної літератури .. .123

Список використаної літератури.docx

Список використаної літератури
Компонування і центровка літака: Методичні вказівки Київ: КЦА 1989р. – 48 стр.
Оцінка льотно-технічних характеристик літака і оформлення курсового проекту: Методичні вказівки. - Київ: КЦА 1989р. - 44 стр.
Гаража В.В. Конструкція літаків: Підручник. - К.: КМУЦА 1998р. - 524 стр.
Кисельов В.А. Питання компоновки пасажирських літаків. - М: МА 1977.-74 Стр.
Britxe Dominique AIRBUS A320A330A340 Electrical Flight Controls A Family of Fault-Tolerant Systems Dominique Britxe Pascal Traverse International Symposium on Fault-Tolerant Computing -1993. - P. 616-623.
McWha James 777 – Ready for Service James McWha RAeS Conference – The Design & Maintenance of Complex Systems on Modern Aircraft - 1995. - P. 186-201.
Ian Moir Aircraft Systems. Mechanical electrical and avionics subsystems integration Moir Ian Seabridge Allan - Third Edition. - West Sussex: John Wiley & Sons Ltd. 2008. - 536 стp.
Yeh Y.C. Triple-Triple Redundant 777 Primary Flight Computer Y.C. Yeh Aerospace Applications Conference. -1996. - P. 293-307.
Spitzer Cary R. The avionic handbook Cary R. Spitzer - Williamsburg: CRC Press LLC. 2001. - 768 стp.
Система управления самолетом SSJ (RRJ95) [Електронний ресурс]
Олег Пантелеев Суперджет (SSJ-100): реальность против домыслов. - Устройство самолёта. - Система управления самолетом
Avionics Full Duplex Switched Ethernet
[Електронний ресурс]
© AIM GmbH AFDX - AFDX Tutorial – AFDX Overview - AFDX Training
В.М. Москальова. Охорона праці. Рівне.НУВГП 2009 200 стр.
Запорожець О.. Основи охорони праці Запорожець О.. Протоєрейський О.С. Франчук Г.М. Боровик .М. : Центр учбової літератури 2009. – 264 с
Буріченко Л.А. Охорона праці в авіації Буріченко Л.А. Гулевець В.Д.: НАУ 2003.- 448 стр.

Доклад.docx

Шановний голова та члени ДЕК студент Юдін М.М. до захисту дипломної роботи готовий.
Льотно-технічні характеристики проектного літака
Проектоване повітряне судно являє собою пасажирський літак виконаний за типом класичної аеродинамічної компоновки схема низькоплан і має конструкцію типу полумонокок. Цей літак призначений для експлуатації на маршрутах довгої протяжності як правило транс-атлантичні та транс-континентальні. Крило виконано кесонного типу з трьома лонжеронами два з яких складають силову схему крила а третій служить для кріплення основних опор шасі.
Кількість пасажирів – 250
Крейсерська швидкість 840 кмгод
Дальність польоту з максимальним комерційним навантаженням – 9000 км
Злітна маса – 179288 кг
Малий запас повздовжньої стійкості
Реалізація забезпечення малого запасу повздовжньої стійкості виконується за допомогою використання ЕДСУ. У зв’язку з цим в спеціальній частині диплому був проведений аналіз існуючих ЕДСУ і на його основі була розроблена принципова схема ЕДСУ для проектованого літака.
Сучасна ЕДСУ характеризується здатністю передачі командного сигналу у вигляді електричного а також можливістю корегування цього сигналу в залежності від заданих алгоритмів в бортовій системі управління.
На цьому слайді зображена схема ЕДСУ літака Ту-204. Характерною особливістю цієї системи є те що окрім аналогової ЕДСУ в ній присутнє повне механічне резервування системи керування.
На літаку Airbus-320 вже використовуються цифрові обчислювачі а також часткова відмова від механічного резервування.
Для ЕДСУ літака Boeing-777 характерною особливістю є наявність зворотного зв'язку між переміщенням управляючих поверхонь і переміщенням командних важелів в кабіні пілотів яке задається спеціальним агрегатом – backdrive actuator.
ЕДСУ літака SSJ відрізняється від попередніх повною відсутністю механічного резервування системи управління. Також в ній застосовується нова технологія збору обміну та передачі даних AFDX. ї застосування дало змогу підвищити роботу завдяки більш високій швидкості передачі даних до 100 мбсек. (что это дает? знать что ответить)
Проведений в роботі аналіз дозволив визначити основні характеристики ЕДСУ прототипів на які необхідно звертати увагу при розробці системи.
Для підвищення безпеки польоту на сучасних ЕДСУ використовують «Закони Керування». За своєю суттю це граничні умови для різних режимів та етапів польоту.
Закони передбачають різний рівень захисту літака від виконання будь-яких маневрів які можуть впливати на безпеку польотів.
На цьому слайді ви можете бачити Закони керування в одному з яких можна здійснювати політ.
Кожен з цих Законів в межах визначених алгоритмом контролює параметри польоту а також через автопілот виконує необхідні коректування польоту.
Нормальний Закон керування – це базовий Закон який контролює максимальну кількість параметрів польоту коректує та допомагає пілотам на всіх етапах його виконання.
Альтернативний Закон керування представляє собою менш жорсткий по контролю за діями пілота а також допомозі йому в пілотуванні.
Закон прямого керування – цей Закон немає ні якого контролю за діями пілотів в ньому відсутні всі обмеження що присутні в двох інших законах.
При управлінні літаком в рамках цього Закону весь процес пілотування переходить на пілотів.
Таким чином процес управління при повній відмові САУ приймає наступний вигляд. На 3 з 4 літаків присутня механічне резервування системи управління Ту-204 Airbus-320 Boeing-777. На SSJ її не має взагалі що стало можливим завдяки багаторазовому крос-резервуванню всіх компонентів системи завдяки застосування архітектури AFDX.
В результаті проведеного аналізу ЕДСУ прототипів для проектного літака була розроблена принципова схема системи в якій буде повністю відсутнє механічне резервування.
ЕДСУ літака виконана за архітектурою AFDX що дає нам змогу відмовиться від механічного резервування системи та зменшить її вагу та полегшить умови експлуатації.
Також в проектного літаку будуть застосовані Закони керування завдяки яким зросте безпека виконання польоту.
Три канала замість двух
Для керування літаком в кабіні пілотів будуть встановлюватися ручки управління у вигляді джойстиків (SideStick) такі органи управління є більш інформативними також їх застосування в кабіні дає змогу збільшити вільний простір для пілотів що особливо важливо під час довгих перельотах.
В дипломній роботі також виконані відповідні розрахунки щодо забезпечення охорони праці та навколишнього середовища при експлуатації проектованого літака.
Дипломник Юдін М.М. доповідь закінчив

No.2 2007 ACAD.dwg

Стріл. крила за 0.25° хорди
Потрібна довжина ВПП
Геометричні розміри:
Масові характеристики:
Одиниці nвимірювання
Комерційне навантаження
Тип та марка двигунів
Льотно-эксплутаційні nдані:
n Літак пасажирський nдальньомагістральний n Вигляд загальний

No.1 2007 ACAD.dwg

Цилиндр уборки и выпуска шасси
Амортизационная стойка ОП
Боковой складывающийся подкос
Пассажирское оборудование кабины
Триммер руля направления
Перша частина корпуса
Обладнення кабіни пасажирів
Назва обьекту групи:
Третя частина корпуса
Обладнення кабіни пілотів
Літак пасажирський nдальнємагістральний nКомпоновка
Друга частина корпуса

Титульные листы.doc

МНСТЕРСТВО ОСВТИ НАУКИ
МОЛОД ТА СПОРТУ УКРАНИ
НАЦОНАЛЬНИЙ АВАЦЙНИЙ УНВЕРСИТЕТ
Кафедра конструкції літальних апаратів
ДОПУСТИТИ ДО ЗАХИСТУ
д-р техн. наук професор
(ПОЯСНЮВАЛЬНА ЗАПИСКА)
ВИПУСКНИКА ОСВТНЬО-КВАЛФКАЦЙНОГО РВНЯ
Тема: «Оптимізація проектних параметрів дальнє-магістрального
пасажирського літака з малим запасом повздовжньої стійкості»
Консультанти з окремих розділів пояснювальної записки:
Охорона навколишнього
нститут аерокосмічний Факультет літальних апаратів
Освітньо-кваліфікаційний рівень «Магістр»
Напрям (спеціальність) «Авіація та космонавтика» (8.07010301 «Технічне
обслуговування та ремонт повітряних суден і авіадвигунів»)
д-р. техн. наук професор
на виконання дипломної роботи студента
Юдіна Миколи Максимовича
Тема проекту «Оптимізація проектних параметрів дальнє-магістрального
затверджена наказом ректора від «19» листопада 2012 року за № 2313ст.
Термін виконання роботи: з «25» жовтня 2012 р. по «13» лютого 2013 р.
Вихідні данні до роботи: функціональні систем літака нормативна
експлуатаційна та конструкторська документація.
Зміст пояснювальної записки: аналіз роботи системи керування літаком;
розробка ЕДСУ; розробка заходів щодо охорони праці навколишнього
середовища та заходів щодо підвищення безпеки польотів.
Календарний план-графік
Завдання Термін Відмітка
Обробка статистичних 25.10.2012р.
даних однотипних літаків
Оптимізація 08.11.2012 р.
обрунтування та вибір
Обчислювання мас 18.11.2012 р.
Компонування та 23.11.2012 р.
Робота над 6.12.2012 р.
спеціальною частиною
Виконання креслень 15.12.2013 р.
Графічне оформлення 27.01.2013 р.
окремих частин записки10.01.2013 р.
Розгляд питань з 20.012013 р.
охорони праці та охорони25.01.2013 р.
навколишнього середовища
Консультанти з окремих розділів
Розділ Консультантпідпис
Охорона праці канд. техн.
Охорона канд. техн.
навколишнього наук доц.
середовища Черняк Л.М.
(підпис) (П..Б.)[pic]

No.2 ACAD.dwg

Стріл. крила за 0.25° хорди
Потрібна довжина ВПП
Геометричні розміри:
Масові характеристики:
Одиниці nвимірювання
Комерційне навантаження
Тип та марка двигунів
Льотно-эксплутаційні nдані:
n Літак пасажирський nдальньомагістральний n Вигляд загальний

Введение.docx

Введення в експлуатацію нових зразків дальномагістральних літаків є соціально обрунтованим і економічним способом справитися з ростом обсягу пасажирських перевезень на маршрутах великої довжини.
Статистичні дослідження в сфері пасажирських перевезень показують тенденцію росту попиту на головних маршрутах великої довжини таким як Гонконг-Лондон Сідней-Даллас Мумбаї-Ньюарк і т.д.
Ключовою вимогою експлуатантів до нових зразків авіаційної техніки є її економічність. ншою немаловажною вимогою в умовах жорстких вимог до охорони навколишнього середовища є екологічність літака яка визначається не тільки низьким рівнем шуму але й параметрами емісії двигуна.
Обидві вимоги знаходять своє рішення в підвищенні паливної ефективності реалізація якої можлива за рахунок зниження ваги планера. Широке використання композиційних матеріалів і легких сплавів дозволило істотно підняти паливну ефективність літаків Airbus А380 і Boeing B787.
ншим підходом при рішенні завдання підвищення паливної ефективності літака є поліпшення його аеродинамічних характеристик. Створення транспортних літаків з малим запасом поздовжньої стійкості дозволяє одержати найкращі характеристики як на перехідних режимах польотах так і під час крейсерського польоту.
Однак реалізація малого запасу поздовжньої стійкості не можлива без складної автоматичної системи керування яка буде "стежити" за зміною параметрів польоту та адекватно а головне - вчасно реагувати на них.
Реалізація такого завдання можлива тільки у випадку використання новітніх електродистанційних систем управління (ЕДСУ).
У зв'язку з актуальністю вищеописаної проблеми дана робота присвячена аналізу особливостей роботи ЕДСУ сучасних літаків а також розробці принципової схеми системи керування дальномагістрального літака з малим запасом поздовжньої стійкості.

№1.docx

1 Технічні опис літака
Проектоване повітряне судно являє собою пасажирський літак виконаний за типом класичної аеродинамічної компоновки схема низкоплан і має суцільнометалеву конструкцію виду полумонокок. Цей літак призначений для експлуатації на маршрутах
довгої протяжності як правило транс-антлантичні та транс-контенентальні.
Конструктивно літак підрозділяється на наступні елементи:
- Крило кесонного типу;
- Фюзеляж що включає в себе гермокабіни для екіпажу та пасажирів;
- Горизонтальне і вертикальне оперення;
- Силову установку із двигунами типу ТРДД;
Крило кесонного типу з трьома лонжеронами два з яких складають основну силову схему а третій служить для кріплення основної опори шасі.
Крила виконані по кесонній силовій схемі найбільш повно відповідають сучасним вимогам зумовленими тенденцією зростання питомих навантажень на крило з одного боку і зменшення відносної товщини профілів з іншого. Висока місцева і загальна жорсткості крила забезпечують мінімальне спотворення заданої форми при дії повітряних навантажень і зберігають його аеродинамічні характеристики на всіх режимах польоту. Обшивку крила виконують змінної товщини по розмаху з максимальною товщиною в кореневій і мінімальної в кінцевій частині що дозволило забезпечити необхідну равнопрочность конструкції при мінімальній масі крила. Носок і хвостову частини крила виконують несиловими. Обсяги крила укладені між переднім і заднім лонжеронами виконують герметичними використовують для розміщення палива і називають баками кесонами.
Фюзеляж - типу напівмонокок круглого перетину. Центральна секція фюзеляжу і центроплан крила виготовлені спільно. З лівого і правого борту знаходяться по дві пасажирські двері а також по два аварійних вихода.С правого борту внизу хвостовій частині знаходяться вантажні двері.
ГО - виконане аналогічно кострукцій крила застосовують моноблочні конструктивно-силові схеми точкове і контурне кріплення ГО та ВО до фюзеляжу. У центральній частині стабілізатора по передньому і задньому лонжеронам розміщені вузли кріплення ГО до силових шпангоутів фюзеляжу. Кермо висоти має тріммер виготовлений з композиційних матеріалів. Кермо напряму виконаний також з композиційних матеріалів. Кіль ВО - двухлонжеронное конструкції.
Шасі - Кожна з основних стійок має по чотири колеса. Передня стійка керована забирається назад. Основні стійки вбираються вбок в сторону фюзеляжу. Система управління шасі гідравлічна. В аварійних випадках випуск шасі здійснюється під дією власної ваги і швидкісного напору набігаючого потоку. Амортизатори масляно-повітряні.
2. Вибор та обгрунтування проектних параметрів
2.1. Формування технічного завдання на проект
Технічне завдання на проект літака складається студентом на базі завдання на курсовий проект зібраної статистичної інформації і повинна містити наступні групи параметрів і характеристик: тип повітряних ліній склад екіпажу і кількість бортпровідників склад обладнання вимоги щодо комфорту льотно-технічні характеристик (маса комерційного навантаження розрахункова дальність польоту крейсерська швидкість і висота польоту швидкість відриву при зльоті швидкість заходу на посадку посадочна швидкість).
Склад екіпажу призначається виходячи з вимог щодо забезпечення безпеки польотів і забезпечення заданого комфорту c урахуванням статистичних даних однотипних літаків.
Злітно-посадочні характеристики не зазначені в завданні призначаються на підставі статистичних даних та характеристик аеродрому базування c урахуванням орієнтовної злітної маси проектованого літака.
2.2. Вибір і обгрунтування схеми літака
Схема літака визначається взаємним розташуванням агрегатів їх кількістю і формою. Від схеми і аеродинамічного компонування літака залежать його аеродинамічні і техніко-експлуатаційні властивості. Вдало обрана схема дозволяє підвищити безпеку і регулярність польотів і економічну ефективність літака. Вибору схеми проектованого літака передують вивчення та аналіз схем літаків прийнятих в якості прототипів. Обгрунтуванню підлягають:
I. розташування крила й оперення щодо фюзеляжу а також вибір їх форми;
II. розташування двигунів їх кількість і тип якщо це не зазначено в завданні на проектування;
III. тип і розташування опор шасі;
Обгрунтування схеми літака слід виконувати на підставі інформації наведеної в літературі.
Проектований літак виконаний за схемою низкоплан яка з точки зору аеродинаміки та компоновки найменш вигідна оскільки в зоні сполучення крила з фюзеляжем порушується плавність обтікання і виникає додатковий опір через інтерференції системи «крило-фюзеляж». Даний недолік можна істотно зменшити постановкою залізів забезпечуючи діффузорний ефект. З компоновочної точки зору низкоплан має більш високе розташування нижнього обводу фюзеляжу над поверхнею землі. Це ускладнює процес вивантаження-навантаження вантажів багажу а також посадку-висадку пасажирів. Необхідність збереження більш високого становища фюзеляжу пов'язано у літаків схеми "низкоплан" із забезпеченням умови некасанія кінцем крила при посадці з креном поверхні ЗПС а також із забезпеченням безпечної роботи СУ при розміщенні двигунів на крилі.
Схему низкоплан найбільш часто використовують для пасажирських літаків так як вона забезпечує більшу порівняно з іншими варіантами безпеку при аварійній посадці на грунт і воду. При посадці на грунт з прибраним шасі крило сприймає енергію удару захищаючи пасажирську кабіну. При посадці на воду літак занурюється у воду по крило яке повідомляє фюзеляжу додаткову плавучість і спрощує організацію робіт пов'язаних з евакуацією пасажирів.
Важливим достоїнством схеми низкоплан є найменша маса конструкції так як основні опори шасі найчастіше пов'язані з крилом і їх габарити і маса менше ніж у високоплана.
Даний літак проектується за нормальною схемою тобто ГО розташоване за крилом. Ця схема отримала панівне поширення на літаках ГА.
Основними перевагами нормальної схеми є:
можливість ефективного використання механізації крила;
легке забезпечення балансування літака з випущеними закрилками;
розміщення оперення за крилом що дозволяє виконати носову частину фюзеляжу коротше що не тільки покращує огляд пілотові але і зменшує площу ВО так як укорочена носова частина фюзеляжу викликає поява меншого дестабілізуючого колійного моменту;
можливість зменшення площ ВО та ГО так як плечі ВО та ГО значно більше ніж у інших схем.
Розглянута схема має характерні і недоліки:
ГО створює негативну підйомну силу майже на всіх режимах польоту що призводить до зменшення підйомної сили всього літака;
ГО функціонує в збуреному повітряному потоці за крилом що негативно позначається на його роботі.
При виборі місця установки двигунів враховують особливості загальної компоновки літака умови експлуатації та забезпечення максимального ресурсу двигунів отримати найменшим лобовий опір силової установки звести до мінімуму втрати повітря в повітрозабірник. У даній схемі літака двигуни розміщуються під крилом на пілонах що забезпечує вище зазначені переваги. Одним з недоліків цієї схеми розміщення двигунів на крилі є те що зі збільшенням ступеня двухконтурности збільшується діаметр двигуна. Тому при компонуванні двигунів під крилом необхідно збільшувати висоту шасі для забезпечення нормованого відстані від обводу мотогондоли до поверхні землі.
Проектований літак має трехопорное схему шасі з носовою опорою. Така схема шасі забезпечує літаку високу стійкість на розбігу і пробігу хорошу керованість при русі по землі і ефективне гальмування коліс через відсутність капотування. Літаки на яких реалізують таку схему шасі мають горизонтальне положення подовжньої осі як на стоянці так і при русі по аеродрому тому для пілотів поліпшується огляд з кабіни екіпажу і підвищується комфорт для пасажирів. Трехопорное схема шасі з носовою опорою в значній мірі може спростити зліт і посадку літака при бічному вітрі якщо всі три опори шасі виконати самопозиціонується і оснастити демпферами автоколивань.
Найважливішим завданням при проектуванні літака є максимальне зменшення витрат палива як за рахунок аеродинамічного компонування так і за рахунок раціонального вибору типі силової установки.
Норми льотної придатності цивільних літаків вимагають щоб пасажирський літак мав не менше двох двигунів. Це необхідно для того щоб у разі відмови одного двигуна в кінці злітно-посадочної смуги (ЗПС) літак міг здійснити зліт і набір безпечної висоти з певною величиною вертикальної швидкості і кутом нахилу траєкторії зльоту. При відмові 50% двигунів у польоті літак повинен бути здатний продовжити горизонтальний політ з меншою висотою і швидкістю. Оптимальна кількість двигунів на літаку залежить від його маси дальності польоту класу аеродрому базування параметрів двигуна і визначається остаточно для кожного типу літака розрахунком не наступних етапах. На даному етапі кількість двигунів орієнтовно задається за статистичними даними з урахуванням ступеня підвищення тиску двигунів і ступеня двоконтурності.
2.3. Вибір схеми крила
До числа основних параметрів крила відносяться профіль і відносна товщина C стреловідность по 025 хорд подовження λ звуження кут поперечного V крила і питоме навантаження на крило Р форма крила в план Аеродинамічні характеристики крила і значною мірою визначаються формою крила в плані. Параметри профілю (Хс f) і відносна товщина крила (C () як показує практика літакобудування залежать від числа М крейсерського польоту - Мк
Якщо у проектованого літака Мк 06 то для його крила найбільш доцільно застосовувати несиметричні («несучі») профілі із закругленою передньою кромкою і з порівняно переднім (на 20 30% хорди) становищем максимальної товщини С яка в кореневій частині крила може становити 15 18% а на кінці крила - 10 12% хорди. Для крил сучасних навколозвукових літаків застосовують близькі до симетричних і асиметричні профілі c більш гострою передньою кромкою і з порівняно заднім положенням максимальної товщини Хс = 35 45% .. Для них характерно більш плавний розподіл тисків вздовж хорд крила що знижує значення місцевої повітряної швидкості над верхньою поверхнею крила і сприяє збільшенню критичного числа польоту Мкріт. З тих же міркувань відносна товщина крила навколозвукових літаків з Мкріт ^ 08 09 зазвичай зменшується (12 14% в корені і 8 9% на кінці крила). В останні роки для крил навколозвукових пасажирських літаків починають також застосовувати так звані суперкритичних профілі (профілі подвійної кривизни) які в порівнянні зі звичайними профілями такий же відносної товщини мають більш високі (на 008 01) значення Мкріт .
Слід враховувати що всі перераховані вище заходи спрямовані на збільшення Мкріт польоту несприятливо позначаються на жорсткістних та вагових характеристиках крила а також призводять до помітного зниження максимальних значень коефіцієнта підйомної сили СУmax. Стреловідность крила є засобом збільшення критичного числа Маха польоту збільшення стріловидності крила не тільки зміщує на великі швидкості польоту початок хвильового кризи але і пом'якшує його протікання зменшує приріст опорів покращує характеристики стійкості і керованості літака на навколозвукових швидкостях. Крім того стреловідность крила підвищує критичну швидкість флаттера і дивергенції. Однак зі збільшенням кута стреловидности знижуються Сymax і Kmax крила зменшується ефективність злітно-посадкової механізації. Через перетеканий прикордонного шару до кінців стріловидного крила у нього з'являється тенденція до кінцевого зриву потоку на великих кутах атаки наслідком якого може бути втрата поперечної керованості і поздовжня нестійкість літака при посадці. Стреловідность ускладнює виробництво і збільшує вагу крила.
Зазначені обставини обумовлюють «економне» застосування стреловидности тобто кут стріловидності крила навколозвукових літака вибирається зазвичай по мінімуму визначеного величиною заданої швидкості (числа Мк) крейсерського польоту.
Подовження крила є параметром що істотно впливає на величину індуктивного опору та максимальної якості крила і літака. Крім того λ впливає на вагові та жорсткісні характеристики конструкції крила.
Дозвукові транспортні літаки мають крила про нульовий і малої стреловидностью. Подовження таких крил лежить в досить широкому діапазоні λ = 8 12 причому більші значення подовження відносяться як правило до великорозмірним літакам з великою розрахункової дальністю польоту. Підвищені значення подовження крила іноді вибираються і для літаків з невеликою дальністю польоту у зв'язку з прагненням поліпшити їх злітно-посадочні характеристики.
Для наближеної оцінки подовження крила проектованого літака може бути використана формула: λ = 105 соs2 . Отримане значення подовження коригується на підставі даних про параметри крила літаків-аналогів.
Звуження крила надає суперечливе вплив на аеродинамічні вагові та жорсткісні характеристики крила.
Збільшення звуження сприятливо позначається на розподілі зовнішніх навантажень жорсткістних та вагових характеристиках крила. Воно призводить також до збільшення будівельної висоти і обсягів центральної частини крила що полегшує розміщення палива та різних агрегатів а зростання площі крила що обслуговується механізацією помітно підвищує її ефективність.
Однак збільшення звуження має і негативні сторони. Головна з них - тенденція крила з великим звуженням до кінцевого зриву Потоку при одночасному зниженні ефективності елеронів. У зв'язку про зазначеними обставинами звуження прямих крил дозвукових літаків заповнюється зазвичай невеликим і становить величину = 2 25 що забезпечує близьку до мінімуму індуктивний опір крила і високі значення СУmax сел.
Кут поперечного V крила як відомо служить засобом забезпечення ступеня поперечної стійкості літака. Його величина і знак залежать очним чином від схеми літака а для літаків зі стрілоподібним крилами - ще й від кута стреловидности. Для прямих крил дозвукових літаків значення кута поперечного V лежать в діапазоні від + 5 ° 7 ° - для схеми нізкоплана до -1 ° -2 ° - для високоплана. Стреловідность збільшує поперечну
стійкість крила і тому стрілоподібним крилам слід надати негативний поперечне V. Однак компонувальні та інші вимоги (наприклад посадка з креном) можуть обумовити позитивний V стріловидного крила. Це спричинить установку в системі управління автоматичних демпферів нишпорення і зажадає деякого збільшення площі вертикального оперення.
2.4. Вибір схеми фюзеляжу
Аеродинамічні та вагові характеристики фюзеляжу істотно залежать від його форми і розмірів які визначаються такими геометричними параметрами як форма поперечного перерізу подовження λф і діаметр фюзеляжу dФ. Слід зауважити що подовження і довжина фюзеляжу уточнюються при подальшій компонуванні літака з умов забезпечення необхідних обсягів для розміщення екіпажу пасажирів та вантажів а також прийнятних плечей Lво і Lго горизонтального і вертикального оперення літака. Подовження фюзеляжу і його частин (носовий λнч і хвостовий λхч) вибираються з міркувань аеродинаміки і ваги фюзеляжу.
При виборі ЛФ проектованого літака можна орієнтуватися на наступні статистичні дані сучасних літаків.
λф = 9 10 - літаки великої пасажиромісткості;
Остаточні їх значення уточнюються при виконанні компоновочного креслення фюзеляжу.
Діаметр фюзеляжу пасажирських літаків визначається в основному числом пасажирських крісел розташованих в одному поперечному ряду і класом кабіни від якої залежить ширина крісел з підлокітниками в також ширина і кількість проходів.
Попередню оцінку діаметра фюзеляжу слід виконувати спираючись на статистичні дані наведені в табл. 4 5 і параметри прототипів.
Вибираємо наступні основні параметри фюзеляжу: для розрахунків приймаємо діаметр dФ = 6.00 м λф = 93.
3. Компоновка літака
Процес компонування об'єднує в собі наступні взаємопов'язаних процеси: аеродинамічну об'ємно-масову і конструктивно-силову компоновку центрувальні розрахунок. Виконання кожного з цих умов спрямоване на одержання високої економічної ефективності літака.
Аеродинамічна компоновка повинна забезпечувати виконання аеродинамічних вимог яке зводиться до вирішення завдань щодо забезпечення:
- Великого діапазону швидкостей V від злітно-посадкових до Vma
- Максимального аеродинамічного якості літака в крейсерському польоті із заданою швидкістю. Ця вимога передбачає забезпечення мінімального опору літака і зокрема мінімальних втрат на балансування;
- При зльоті та посадці можливо більшої величини Сy літака;
- На всіх режимах польоту літака нормованих (необхідних) запасів стійкості і керованості;
- На літаку найбільш сприятливих умов для роботи силової установки що визначаються оптимально можливими втратами на вході повітря в двигуни і на виході газів з вихідних сопел двигунів;
- Безпечного виходу літака на граничні режими польоту (наприклад великі швидкості або великі кути атаки) не призводять до флаттеру бафтинг штопору глибоким зривів і іншим вкрай небезпечним явищам.
4. Розрахунок геометричних характеристики компоновка крила
Геометричні характеристики крила визначають виходячи з злітної маси m0 і питомого навантаження на крило P0 Спочатку знаходять площа крила:
Розмах крила обчислюють за формулою:
Бортова хорда для трапецієподібного крила визначається з виразу:
де dФ приймають по попереднім розрахункам.
При виборі силової схеми крила визначають кількість лонжеронів і їх положення а також місця членування крила.
На сучасних літаках застосовується кесона двох-або трьох-лонжерони крила; лонжерони крила притаманне легким спортивним санітарним та іншим літакам.
Відносне положення лонжеронів в крилі по хорді одно
де Xi-відстань i-го лонжерона від носка крила b - хорда.
У крилі з двома лонжеронами X Xi = 06.
У крилі про трьома лонжеронами X Xi = 04 Xi = 065.
Це визначає ширину кесона і ємність паливних баків.
Величину САХ знаходимо геометрично: 659 м
Після визначення геометричних характеристик крила переходять до оцінки геометрії елеронів і механізації крила.
Геометричні параметри елерона визначають у послідовності:
- Хорда елерона: bЕл = (022 02 б) b = 145
- Площа елерона Sел = (005 008) Sкр 2 = 1165 (м2).
Збільшення lел і b Ел більше рекомендованих значень не раціонально. При збільшенні lел вище зазначених значень зростання коефіцієнта моменту елерона сповільнюється а розмах механізації зменшується. При збільшенні b Ел зменшується ширина кесона.
На літаках третього покоління виявилася тенденція до зменшення відносного розмаху і площі елеронів. За рахунок цього розмах і площу механізації можуть бути збільшені що покращує злітно-посадочні характеристики літака.
5. Компонування фюзеляжу
При виборі форми і розмірів поперечного перетину фюзеляжу необхідно виходити з вимог аеродинаміки (обтічність і площа поперечного перерізу).
Стосовно до дозвуковим пасажирським і транспортним літакам (V 800 км год) хвильовий опір майже не позначається. Тому форму слід вибирати з умови забезпечення найменших значень відповідно опору тертя Сyf і профільного опору Схр. На трансзвукових і надзвукових польотах на величину хвильового опору СхЬ впливає форма носової частини фюзеляжу. Застосування ожевальной форми носовій частині фюзеляжу значно знижує його хвильовий опір.
Для навколозвукових літаків носова частина фюзеляжу повинна становити lнч = (2 3) dФ де dФ - діаметр фюзеляжу.
Крім урахування вимог аеродинаміки при виборі форми перетину слід враховувати умови компонування і вимог міцності.
Для забезпечення мінімальної ваги найбільш доцільною формою поперечного перерізу
фюзеляжу слід визнати круглий перетин. У цьому випадку товщину обшивки фюзеляжу отримують найменшою. Як різновид такого перетину можна використовувати поєднання двох або кількох кіл як по вертикалі так і по горизонталі.
Для транспортних літаків при виборі форми поперечного перетину фюзеляжу питання аеродинаміки не стають першорядними і форму перетину можна виконувати прямокутної або близькою до неї.
5.1. Визначення геометричних і конструктивно-силових параметрів фюзеляжу.
До геометричним параметрам фюзеляжу відносяться:
Діаметр фюзеляжу dФ; довжина фюзеляжу Lф; подовження фюзеляжу; подовження носовойчасті фюзеляжу ; подовження хвостової частини фюзеляжу де lнч і lхч - відповідно довжина носовій і хвостовій частин фюзеляжу. Довжину фюзеляжу визначають з урахуванням схеми літака особливостей компоновки і центрування а також з умови забезпечення посадочного кута атаки αпос.
Визначимо наступні параметри фюзеляжу:
На етапі ескізного проектування в процесі попередніх вишукувань для визначення довжини фюзеляжу можна рекомендувати співвідношення для літаків:
із стрілоподібним крилом Lф lф = 0.95 1.25.
При визначенні діаметра фюзеляжу прагнуть забезпечити мінімальне міделево перетин Sмс з одного боку і забезпечення компонувальних вимог з іншого.
Для пасажирських і транспортних літаків мидель фюзеляжу перш за все обумовлений габаритами пасажирського салону або вантажної кабіни.
Одним з основних параметрів визначальним мидель пасажирського літака є висота пасажирського салону.
Беручи: висоту салону b1 = 2.4м; ширина проходу bпр = 045 05 (м); відстань від вікна до підлоги b2 = 1 (м); висоту багажного приміщення b 3 = 2.3 (м).
Слід враховувати що знаходження потрібної ширини пасажирського салону ще не дозволяє знайти оптимальні розміри поперечного перетину фюзеляжу. З конструктивної точки зору раціонально мати круглий поперечний переріз фюзеляжу так як в цьому випадку він буде найбільш міцним і легким. Однак для розміщення пасажирів і вантажів така форма не завжди може виявитися оптимальною. Часто виявляється раціональніше сформувати поперечний переріз фюзеляжу у вигляді овалу або перетину двох кіл. Необхідно пам'ятати що овальна форма незручна у виробництві а верхня та нижня панелі при надлишковому тиску будуть робо тать на вигин і зажадають уведення виличні балок та інших посилень в конструкції.
Крок нормальних шпангоутів в конструкціях фюзеляжів знаходиться в межах 360 600 мм залежить від розмірів фюзеляжу і класи компоновки пасажирських салонів
Компонування пасажирського і побутового обладнання фюзеляжу Розміри пасажирської кабіни літака визначається числом пасажирів при стандартному розміщенні крісел.
За рівнем комфорту пасажирські літаки оброблять на три класи: перший клас туристичний і економічний. Найбільший комфорт для пасажирів надається в першому класі найменший в економічному.
Для визначення діаметра фюзеляжу треба по прототипам вибрати
кількість крісел в одному ряду і визначити потрібну ширину пасажирської кабіни. Довжина пасажирської кабіни при виконанні її одним салоном пределяет:
де n - кількість пасажирів; t-крок крісел
Довгі кабіни виглядають незатишно і тоді їх розділяє на окремі салони. Довжину кожного салону визначають так само як і кабіни. У випадку компонування кабіни з різними пасажирськими класами (наприклад першого і туристського) обов'язково треба розділяти їх жорсткою перегородкою на салони.
перший салон туристичного класу
другий салон туристичного класу
Разом загальна довжина пасажирського салону не враховуючи буфти туалети гардероби дорівнює 382 (м)
Після визначення довжини кабіни потрібно перевірити виконання вимог по обсягу що припадає на одного пасажира
клас каб = Vкаб n = 4 (м3)на одного пасажира - умова виконується
туристичний клас Vкаб = 2.5 (м3)- норма; економічний клас Vкаб = 2.2 (м3)
Чим більше дальність польоту тим більше повинен бути питома обсяг. Якщо вимоги по каб не виконуються розміри кабіни треба збільшити.
При компонуванні пасажирської кабіна слід дбати про створення належного комфорту та безпеки пасажирів.
Нормами льотної придатності передбачено що при польотах з Н = 3500 м кабіна повинна бути герметичною надлишковий тиск в кабіна не менше 567 мм рт.ст. (2400 м) швидкість зміни тиску в кабіні не більше 018 мм рт.ст. с подача свіжого повітря не менше 24 кг год на пасажира температура в кабіні 18 22 ° і вологість 30 60 Висота пасажирської кабіни в зоні проходів повинна бути не менше 1900 2000 мм. Пасажирську кабіну роблять з одним рівнем підлоги і не допускають в ній наявності виступів і западин а біля вхідних дверей не повинно бути порогу.
Кабіна екіпажу повинна займати можливо менший обсяг але в той же час забезпечувати нормальні умови для роботи та відпочинку льотного екіпажу. Найбільш суворі вимоги пред'являють до робочих місць пілотів. Крім зручності вони повинні забезпечувати ще хороший огляд. Розмір службової кабіни залежить від складу екіпажу. На міжконтинентальних і дальніх магістральних лініях екіпаж складається з 3 5 осіб на середніх і ближніх магістральних лініях 3 .. .4 На місцевих лініях 2 .. .3 Людина.
До складу екіпажу входять: командир корабля (перший пілот) другий пілот. Пілоти розміщуються в кріслах поруч.
Кабіна льотного екіпажу відділяється від інших приміщень жорсткої перегородкою з дверима що замикаються.
Бортпровідники розміщуються поза кабіною льотного екіпажу і повинні мати окремі сидіння (іноді відкидаються) з прив'язними ременями. Число бортпровідників визначається числом пасажирів і класом пасажирської кабіни: 2 бортпровідника на 30 40 пасажирів 1-го класу; I бортпровідник на 50 .. .70 пасажирів туристського і економічного класів. На міжконтинентальних і дальніх магістральних літаках великий пассажіровмещаемості мається кухар в цьому випадку число бортпровідників може бути зменшено.
Кабіну екіпажу проектуємо подібно прототипу.
7. Багажні приміщення
Багажні приміщення як правило розміщують в герметичній частині фюзеляжу під підлогою кабіни або в нижньому поверсі. При діаметрах фюзеляжу dФ 2800мм розмістити багажники під підлогою важко і тоді їх розташовують на
одному рівні з підлогою кабіни. Частіше багажники влаштовують спереду і ззаду пасажирської кабіни з тією метою щоб шляхом регулювання завантаження можна було зберегти в заданих межах центровку літака особливо при неповному числі пасажирів. ноді на багатомісних та широкофюзеляжних літаках розміри багажних приміщень роблять збільшеними щоб прінеполном числі пасажирів мати можливість завантажити літак до повної комерційної навантаження за рахунок пошти та вантажів.
Для завантаження і вивантаження багажу і вантажів зовнішні двері багажника повинні мати розміри не менш вказаних. Слід передбачати люк для доступу в багажник з літака.
Для підвищення економічності перевезень необхідно максимально використовувати обсяги хвостовій частині фюзеляжу і хвостового кока розміщуючи в них багажники самолетное обладнання та ін На вантажних літаках великої вантажопідйомності для зручності навантаження люк виконує у вигляді опускається вниз трапа по якому колісна техніка може заїжджати своїм ходом а важкі вантажі затягують наявними на борту лебідками і кранами. Враховуючи що питома навантаження на підлогу багажників становить К = 400. .. 600 кгс м і не компактність багажу площа багажників визначається:
де: mг - маса багажу пошти і вантажів відповідно.
Потрібних обсяг багажних приміщень де Vбп = Vб nпас = 0.37 350 = 80 (м3)
Vб = 036 .. 038-для фюзеляжів dФ> 5.5 (м);
Багажні приміщення проектуємо подібно прототипу.
Для забезпечення харчування пасажирів на міжконтинентальних і дальніх магістральних лініях у залежності від кількості пасажирів передбачають 1 2 кухні. Міжнародні норми передбачають що якщо на літаку зроблена змішана компоновка то обов'язково роблять дві кухні. При тривалості польоту менше 3-х годин в даний час харчування пасажирам не видається в цьому випадку передбачаються буфети для води і чаю. На літаках з часом польоту менше однієї години буфети і туалети можуть не робитися. Кухні та буфети повинні розміщуватися обов'язково біля дверей бажано між кабіною екіпажу і пасажирській або мати окрему вантажну двері. На широкофюзеляжних літаках кухня розміщується під підлогою а роздавальні візки з їжею піднімаються в кабіну ліфтом. ноді їх роблять 2-поверховими: внизу кухня вгорі буфет.
Буфети та кухні не можна розміщувати поблизу туалетних приміщень або суміщати з гардеробами. Загальний об'єм кухні Vк = (0.1 012)-nпасс і її площа
Де hк = 2.4 (м) - висота кухні. Sк = 14 (м2)
Кількість їжі на одного пасажира: сніданок обід і вечеря - по 800 грам; чай і вода - по 400 грам.
Якщо харчування організовується один раз то видається набір № 1 масою 620 грам. Харчування пасажирам видається через кожні 35 4 години польоту.
Буфет проектуємо подібно прототипу.
Гардероби для верхнього одягу пасажирів розташовують поблизу основних дверей для входу і виходу пасажирів. Гардероб для одягу екіпажу бажано робити окремим. Виконують гардероби 2-х типів. Порівняно вузькі з таким розрахунком щоб у ньому могли висіти на плічках підвішених на нерухомих трубах пальто не більше ніж у 2 ряди. Ширина одного ряду займає 500 600 мм крок плічок 70 80 мм. Площа такого гардеробу Sгард = (0035 0040) nпасс (мм2) Sгард = 14 (м2)
Гардероби доцільно розташовувати по можливості поряд з пасажирської кабіною і відокремлювати від неї шторкою або знімною перегородкою з тим щоб в літній час коли гардероби не використовуються встановлювати на їх місці додаткові сидіння. Головні убори портфелі та невеликі сумки зберігаються на полицях розташованих по борту уздовж пасажирської кабіни. Висота полиць від підлоги кабіни 1700 1800 (мм).
Гардероб проектуємо подібно прототипу
10. Туалетні приміщення
Кількість туалетних приміщень визначається кількістю пасажирів і тривалістю польоту: при t> 4:00 один туалет на 40 пасажирів при t = 2 4:00 на 50 пасажирів і I 2:00 на 60 пасажирів.
При часу польоту менше 1 години і кількості пасажирів до 15 туалетів не роблять. При великому числі туалетів для збільшення пропускної
здатності вбиральню відокремлює від умивальника. Площа одного туалету
Sтуал = 15 16 (м2) при ширині не менше одного метра. Нормами передбачено мати запас води і хімжідкості в туалетах на одну людину: при t> 4:00 q = 20 (кг) t = 2 4 години q = 10 (кг) t 2:00 q = 07 (кг) . Загальний запас води і хімжідкооті: mж = q nпасс = 700 (кг)
Туалет проектуємо подібно прототипу.
11. Нормальні та аварійні виходи і аварійні засоби
Нормальні двері для входу і виходу пасажирів виконують по лівому борту літака а при числі пасажирів більше 250 чоловік виходи можуть розташовуватися по обох бортах. Висота дверей залежить від діаметра фюзеляжу і дорівнює 1400 1830 мм. Ширина дверей повинна бути не менше 860 мм на широкофюзеляжних літаках для скорочення часу входу і виходу часто двері роблять такої ширини щоб у них могли одночасно сходити по 2 людини. Поріг у двері не допускається дверний отвір знизу обмежується площиною підлоги.
Для екстреного покидання літака в обох бортах літака роблять аварійні виходи основна двері зараховується в число аварійних. Число аварійних виходів залежить від кількості пасажирів.
Згідно з вимогами ЕНЛГС кількість і розмір аварійних лаків повинні бути такі щоб при тренуванні на землі (перевірці покидання літака) при відкритих на 50% всіх виходів у тому числі і основних або роздільно всіх лівих і всіх правих виходів евакуація здійснювалась за час 90 сек. Встановлено що при наявності двох нормальних виходів по лівому борту і двох аварійних у правому борту 120 160 пасажирів покидають літак за 30 сек. На літаках нізкопланах бажано мати не менше двох аварійних люків для виходу на крило. Для забезпечення виходу з кабіни бреши посадці літака на воду обов'язково роблять не менше двох аварійних люків для виходу на верх фюзеляжу. На літаках високопланах повинні бути верхні аварійні виходи фюзеляжу з розрахунку 1 люк на 35 пасажирів. Норми льотної придатності передбачає мати не менше однієї легкодоступною зовні дверей. Згідно з нормами КАО розмір аварійного люка повинен бути таким щоб усередині нього можна було вписати еліпс розміром не менше 483x660 мм. У зоні розташування екіпажу повинно бути або по одному виходу з кожного боку фюзеляжу розміром не менше 480x510 мм або один верхній люк не менше 500 700 мм або круглий люк 0610 мм.
Якщо нормальні та аварійні виходи розташовуються високо над землею то для виходу пасажирів необхідно мати надувний аварійний трап маса його разом з балоном 40 45 кг. Місце для нього відводиться поблизу вхідних дверей або аварійного люка. Для літаків що літають над морем передбачаються індивідуальні надувні жилети та групові рятувальні плоти маса одного плоту на 6 чоловік в комплекті з устаткуванням і харчуванням на 3 дні 15 кг. Групові плоти вміщують від 6 до 25 осіб.
Основні двері - 860x1800 мм (2По лівому і правому борту в носовій і хвостовій частині фюзеляжу).
Аварійні двері - 860x1800 мм (2По лівому і правому борту вихід на крило).
Всі двері можуть використовуватися як аварійні.
Вікна пасажирської кабіни розташовуються в одну світлову лінію (на багатопалубні по числу палуб). Форма вікна кругла діаметром 300 400 мм або прямокутна із закругленими кутами.
Вікна пасажирської кабіни приймаємо прямокутними з опуклими сторонами і кутами що округляють 260x350 мм
12. Розрахунок основних параметрів і компонування шасі
При курсовому проектуванні вибирається схема шасі кількість коліс на опорах визначаються основні параметри шасі (база винос головних і носової опор колія) та характерні кути а також підбираються пневматики шасі.
Особливістю такої схеми шасі є розташування головних стійок всередині діапазону центрівок таким чином що всі польотні положення центрів мас знаходяться попереду осей головних стійок а центр мас порожнього і спорядженого літака - ззаду.
На початковому етапі проектування коли ще не виконана центровка і немає креслень загального виду літака визначається лише частина параметрів шасі.
Винос головних коліс шасі становить:
е = (006 01) B = 1938 (м)
При занадто великому виносі утруднюється відрив передньої ноги при зльоті а при дуже малому можливо перекидання літака на хвіст коли завантажуються спочатку задні салони та багажники. Крім того навантаження на носову опору буде занадто мала і літак буде нестійкий при русі по слизькій ЗПС і бічному вітрі.
База шасі знаходиться з виразу:
B = (03-04) Lф = 1938 (м)
Винос передньої опори буде дорівнює:
d = В - е = 19.38 - 1.938 = 17.442 (м)
Колія шасі обчислюється за формулою:
К = (07 12) В ≤ 12м Приймаємо колію шасі 12 (м).
З умови запобігання бічного капотування К> 2Н. Тут Н-відстань від ВПП до центру мас (ЦМ) літака. Положення ЦМ можна прийняти по висоті. Для нізкопланов ЦМ знаходиться нижче будівельної горизонталі фюзеляжу на відстані
Yцм = (018 020) dф - при ДНК.
Колеса шасі підбираються по величині стоянкової навантаження на них від злітної маси літака; при підборі коліс носової опори враховуються динамічні навантаження. Тип пневматиків (балонні полубаллонние арочні) і тиск у них визначаються покриттям ЗПС на якому призначається експлуатувати літак. На головних а іноді і на носовій опорі встановлюють гальмівні колеса.
Навантаження на колеса визначається:
де n і z - число опор і коліс на одній опорі відповідно; Кд = 15 20-коефіцієнт динамічності.
За обчисленому значенню навантаження на колеса Ргл і Рнос і величиною
злітної Vвзл і посадкової Vпос швидкостей підбирають по каталогу пневматики виконуючи умови:
Pк> Pгл; Pк> Pнос; Vк пос> Vпос; Vк взл> Vвзл
По таблиці вибираємо наступні колеса:
Осноних опори - 1150х355В (мм) (гальмівні);
Носової опори - 950x250В (мм) (нетормозние).
Після визначення центровки літака і креслення на міліметровому папері виду літака збоку і спереду графічно визначають інші параметри шасі. Шасі повинні бути встановлені так щоб забезпечувалися умови:
φ> 10 18 ° - кут перекидання на хвіст;
γ1> φ + (1 2 °) - кут виносу головних ніг шасі;
γ2> 90 ° - умова перевалювання на носову опору ори посадці
13. Компонування та розрахунок основних параметрів оперення
Одним з найважливіших завдань аеродинамічного компонування є вибір розташування горизонтального оперення для забезпечення поздовжньої статичної стійкості літака з перевантаження його ЦМ повинен знаходитися попереду фокусу літака і відстань носку цими точками віднесене до значення середньої аеродинамічної хорди (САХ) крила визначає ступінь поздовжньої стійкості т . тобто тCy = ХT-ХF 0
де тCy - коефіцієнт моменту ХT і ХF - відповідно відносна координата ЦМ і фокуса.
Якщо тCy = 0 то літак має нейтральну подовжню статичну стійкість і якщо ж тCy> 0 то літак статично нестійкий. У нормальній схемі літака (оперення ззаду крила) фокус комбінації "крило-фюзеляж" при установці горизонтального оперення зрушується назад.
13.1 Визначення геометричних параметрів оперення
Sго = (018 025)*S = 72.8 (м2);
Sво = (012 020)*S = 58.2 (м2).
Більш точно можна визначити:
де Lго Lво - плече горизонтального і вертикального оперень l і S - розмах і площу крила Аго Аво - коефіцієнти статичних моментів.
Значення Lго і Lво залежить від ряду факторів. Перш за все на їх величину
впливають: довжина носовій і хвостовій частин фюзеляжу стреловідность і розташування крила а також умови забезпечення стійкості і керованості літака.
У першому наближенні можна вважати що Lго Lво і в залежності від конструктивних ознак знайти їх із співвідношень:
- Для важких літаків Lго = (32 33) bсах
Визначення площ рулів висоти та напрямки. Площа керма висоти. Зазвичай приймають:
Sрв = (03 04) Sго = 291 (м2).
Sрн = (035 045) Sво = 262 (м2).
Площі аеродинамічній компенсації:
Sок.рв = (0.23) Sрв = 67 м2. Sок.рн = (0.23) Sрн = 6 (м2)
Площа тріммера для керма висоти: Sрв.тр = (0.14) Sрв = 4 (м2)
Визначення розмаху горизонтального оперення
Розмах крила і оперення літака пов'язаний статичної залежністю
lго = (0.38) lкр = 18.3 (м).
Висота вертикального оперення НВО визначається в залежності від розміщення крила відносно фюзеляжу і розташування двигунів на літаку. З урахуванням викладеного приймають:
- Для літаків нізкопланов з розміщенням двигунів на крилі при
hво = (02) lкр = 9.65 (м)
Звуження горизонтального і вертикального оперення слід вибирати:
- Для літаків з М 1 го = 2 4 і во = 2.5
Приймаємо: го = 2.7 і во = 3
Подовження оперення Можна рекомендувати:
- Для дозвукових літаків λго = 4.36 і λво = 1.36;
Визначення хорд оперення bконц bсах bкорн виконують за формулами:
Для ГО: bконц = 215 м; bкорн = 58 (м)
Для ВО: bконц = 302 м; bкорн = 906 (м)
Відносна товщина профілю для горизонтального або вертикального оперення більш точно з урахуванням особливостей літака: Cоп 08 Cкр
У разі кріплення стабілізатора на кілі необхідно значення С оп брати по верхній межі для забезпечення бази кріплення стабілізатора на кілі.
Стреловідность оперення.
Стреловідность оперення приймають на 3 50 більше ніж стреловідность крила. Так надходять для забезпечення керованості літака при появі хвильового кризи на крилі. Приймаємо:
14. Відомість мас літака
14.1 Центровочна відомість спорядженого крила
Управліня літаком30%
Система протиобледеніння
Споряджене крило без палива та шасі
14.2 Центровачная відомість мас спорядженого фюзеляжа
Радіолокаційне обладнення
Обладнення гардеробов
Управліня літаком 70%
Декоративная обшивка
Аварийно рятувальне обладнення
Споряджений фюзеляж без комерційного навантаження
Споряджений фюзеляж з комерційним навантаженням
Координати центра мас спорядженого фюзеляжу визначаємо за формулою:
Ми допускаємо то що у нас проектований літак по осі Y симетричний тому визначаємо тільки координату центру тяжіння X.
Визначивши центри тяжкості спорядженого крила і фюзеляжу складаємо рівняння рівноваги моментів щодо носка фюзеляжу:
З цього рівняння определяеь положення носка САХ крила відносно носка фюзеляжу тобто величину Хсах за формулою:
Знаючи положення крила відносно фюзеляжу на компонувальному кресленні погоджують силові елементи крила і фюзеляжу. Після компоновки крила і фюзе ляжа проводиться розрахунок центрівок. Центруванням як відомо називають відносне положення центру ваги літака від носка САХ виражене в її відсотках:
14.3 Зведена цетровальна відомість
Споряджене крило ( без
Передне шасі (випущено )
Основне шасі (випущено)
Продукти харчування
Передне шасі (прибрано)
14.4 Варианти центруваня літака
Транспортувальний вар.
14.5 Розрахунок злітної маси літака
Всі властивості і параметри літака між собою взаємопов'язані. Математичним відображенням цього взаємозв'язку є рівняння балансу мас літака в зручному для аналізу вигляді рівняння балансу мас записується так:
де m - злітна маса літака mкн - маса комерційного навантаження Mк - відносна маса крила mоп - відносна маса оперення mф - відносна маса фюзеляжу mш - відносна маса шасі mсу - відносна маса силової установки mоб.у - відносна маса обладнання та управління mсн - відносна маса спорядження mт - відносна маса палива.
Відносна маса палива витрачається на зліт і набір висоти наближене дорівнює:
Відносна маса аеронавігаційного запасу палива визначається наближене за формулою:
Відносна маса палива що витрачається на крейсерському режимі польоту розраховується за формулою:
Відносна маса палива складає:
Відносна маса крила визначається за формулою:
Відносна маса оперення наближено обчислюється за формулою:
К1 = 185 - для компонувань низкоплан з кріпленням основних опор на крило
К2 = 1 при двох основних опорах
К3 = 085 088 - для магістральних літаків
Відносна маса силової установки повної комплектації з ТРДД:
де Кс х = 098 при ДНК nрев - кількість реверсіруемих двигунів Nдв - кількість двигунів
R0 - енергоозброєність літака γ - питома вага неоснащені двигуна.
Відносна маса фюзеляжу визначається за формулою:
m0 - злітна маса літака dФ - діаметр фюзеляжу λф - подовження фюзеляжу
К3 = 004 - при наявності вирізів у фюзеляжі для прибирання шасі К1 = 363-033 dФ
= 0765-001 dФ - пасажирський літак.
Відносна маса обладнання й управління обчислюється за формулою:
Розподіл мас між складовими елементами укрупнених груп літака проводиться на підставі статистичних даних однотипних літаків або по наближеним статистичними співвідношеннями:
маса основних опор шасі
маса висотного обладнання та противообледенительной системи пасажирського літака
маса пасажирського побутового обладнання декоративної обшивки фюзеляжу і теплозвукоізоляції
маса пасажирського обладнання:
маса управління і гідросистем пасажирського літака
маса електрорадіопріборного обладнання:
маса електроустаткування
маса локаційного обладнання:
маса навігаційного обладнання:
маса радиосвязного обладнання:
маса приладового обладнання:
маса паливної системи:
маса протипожежної системи:
маса противообледенительной системи СУ:
Висновок до розділу № 1
В результаті проведених розрахунків були визначені геометричні розміри визначена схема літака та шасі виконан підбір силової установки визначени конфігурація пасажирсьокого салону проведений розрахунок мас основних частин літака.

милеметровка 2010.dwg

№2.docx

1.1 сторія розвитку та використання ЕДСУ
Першим серійним транспортним літаком на якому було використано електродистанційну систему керування (ЕДСУ)у рамках сучасного розуміння цього терміну - з використанням цифрових технологій управління рульовими поверхнями - був літак авіабудівельної компанії Airbus A-320 який здійнявся в небо 22 лютого 1987 року.
ншою вагомою подією з точки зору еволюції ЕДСУ на транспортних літаках цивільної авіації було створення фірмою Boeing основним конкурентом Airbus дальньомагістрального літака B-777 на якому було запропоновано відмінну від А-320 архітектурусистеми управління літаком.
На теренах Радянського Союзу та СНД роботи в даному напрямку призвели до створення пасажирських літаківу конструкторських бюро Туполева: Ту-204 Ту-214 Ту-334;Антонова: Ан-148 Ан-158 та Сухого - Superjet 100.
Таким чиномна даному етапі розвитку ЕДСУ в галузі цивільної транспортної авіаціїпростежуються декількаідеологійщодо побудови системи управління:
- ідеологія фірми Boe
- ідеологія реалізована на літаках фірми Туполева та Антонова;
- ідеологія фірми Сухого застосована на літаку Superjet 100.
Реалізація кожного з підходів має низку переваг та недоліків.
1.2Концепція сучасної ЕДСУ
Для сучасної ЕДСУ окрім головної задачі – управління літаком – характерним є забезпеченняряду додаткових вимог пов’язаних із:
- забезпеченням необхідних характеристик стійкості та керованості літака;
- забезпеченням максимальної ефективності керованості літака на всіх режимах польоту в експлуатаційному діапазоні;
- попередженням виходу літака за границі експлуатаційного діапазону режимів польоту.
Фірма Airbus використовує для своїх літаків такий алгоритм захисту діапазону режимів польоту який не дозволяє пілотам вийти за його межі. Лише перехід від основного до альтернативних законівкерування дозволяє здійснювати політ на позамежних режимах.
ншим шляхом пішла фірма Boeing: на літаку В-777 у пілотів є можливість пересилювати обмеження які створюєЕДСУ на органах управлінняза рахунок прикладання надмірних зусиль.
Зведена інформація про ЕДСУ літаків які розглядаються у даному розділі наведена у табл.1.
1.3Захист діапазонів режимів польоту
Діапазон режимів польоту - користувальницький інтерфейс електродистанційною системи управління літаком що запобігає помилки управління або навмисні дії пілота які можуть призвести до перевищення структурних або аеродинамічних експлуатаційних обмежень. У різних варіантах він використовується на всіх сучасних літаках з ЕДСУ . Основною перевагою системи є надання пілотам можливості швидко реагувати на критичні ситуації без ризику для безпеки літака і пасажирів.
Кожен літак має діапазон режимів польоту що обмежує його безпечну експлуатацію у відношенні таких параметрів як мінімальну і максимальну швидкість польоту і експлуатаційну міцність. Бортовий комп'ютер розраховує діапазон режимів польоту додає допуск щодо безпеки і використовує цю інформацію щоб не допустити виконання пілотами дій з органами управління які виведуть літак за межі цього діапазону. Наприклад якщо пілот бере джойстик на себе щоб підняти ніс літака комп'ютери відповідальні за захист діапазонів режимів польоту не допустять збільшення кута атаки до значень що призводять до звалювання. Навіть якщо пілот буде продложать руху джойстика на себе захист діапазонів режиму польоту буде ігнорувати ці команди. Таким чином захист діапазонів режиму польоту може підвищити безпеку літака дозволяючи йому в аварійній ситуації використовувати максимальні кути крену і тангажа але не допускаючи при цьому виходу літака на недопустимі режими.
Прикладами можуть служить ситуації коли пілотові необхідно вжити маневр ухилення у відповідь на попередження системи запобігання зіткнення із землею або системи запобігання зіткнень в повітрі.
В таких випадках не маючи системи захисту діапазонів режимів польоту пілот будете намагатися не допускати різких маневрів боячись що вони призведуть до втрати керованості. Проте якщо на літаку встановлена захисту діапазонів режиму польоту тоді при керування таким літаком не потрібно сумніватися просто переміщуйте джойстик – про безпеку подбає літак.
Захист діапазонів режимів польоту не обмежує пілота а навпаки - дає йому велику свободу у прийнятті рішень і тим самим підвищує безпеку.
2 ЕДСУ різних типів літаків
2.1. ЕДСУ літака AirbusA-320
ЕДСУ Airbus A-320 виконана за принципом двократнорезервованої цифро-аналогової системи з додатковим резервнимта механічним каналом управління.
До основних складових системи управління відносять (рис.2.1.):
) Цифрові комп’ютери: два комп’ютери які відповідають за управління літаком по каналу крену та тангажу (ELAC); три комп’ютери які відповідають за управління спойлерами та елеронами (SEC); два комп'ютери для управління рулем напрямку (FAC);два комп'ютери для управління передкрилками та закрилками (SFCC).
Комп'ютери ELAC SEC і SFCC у своїй сукупності являть собою Flight Control Computer (FCC) –комп’ютер управління польотом.
Крім того у системі встановлено два комп'ютери для аналізу інформації про стан польоту та всіх бортових систем а також для виводу цієї інформації на цифрові дисплеї (FMGS).
) Органи управління в кабіні: ручки управління (S ручка управління закрилками; ручка управління інтерцепторами; ручки управління двигунами; педалі; засоби управління стабілізатором та утримування літака.
Наведено формування командного сигналу в ЕДСУ літака. На цьому і на інших рисунках суцільною лінією позначається електричний цифровий сигнал штрих-пунктирною лінією - електричний аналоговий сигнал а пунктирною лінією - сигнал який передається механічною проводкою управління. Формування командного сигналвідбувається за рахунок зчитування положення органів управління в кабіні пілотів(1).
Командний сигнал по двох незалежниходин від одного каналах “Command channel” і “Monitor channel” через цифрову шину ARINC 615передається до FCC(2) де вони порівнюються та підлягають аналізу згідно з експлуатаційним діапазонами режимів польоту.
Пріоритетним у передачі управляючого сигналу при повністю справній системі є канал “Command channel”.
Після FCCцифровий сигнал передається через цифрову шину ARINC 615 до цифро-аналогового перетворювача де він конвертується в аналоговий сигнал і вже в такому вигляді спрямовується до рульового гідравлічного приводу PCU (3) який у свою чергу переміщує рульову поверхню (4).
Резервний контур управління складеться з руля напрямку який має механічний зв'язок з педалями і переставного стабілізатора який також механічно пов'язаний зі своїм органом управління в кабіні пілотів.
Використання схеми з двома каналами необхідне для виявлення несправностей шляхом порівняння вхіднихта вихідних даних між собою.
Для управління літаком може використовуватись один із наступних законів керування:
- Normal Law.При керуванні в цьому режимі літак повністю дотримується експлуатаційного діапазону режимів польоту і автоматично корегується по трьохосяхвідповідно до команд FCC.
- Alternate Law.Практично повністю копіює Normal Law за виключенням автоматичного коректування положення літака.
- Direct Law.Режим керування при якому виконується пряма передача управляючого сигналу від ручки управління до відповідного управляючого гідравлічного приводу.При цьому сигнал минає FCC.
Рис.2.1. Принципова схема ЕДСУ А-320
2.2 ЕДСУ літака BoeingB-777
ЕДСУ Boeing B-777виконана за принципом трикратно резервованої цифро-аналогової комп’ютерної системи з додатковим резервним механічним каналом управління (рис.2.2).
Система ЕДСУ літака складається з:
) PositionTransducers (PT) –датчиків положення які визначають положення органів керування та формують аналоговий електричний сигнал пропорційно відхиленню органів управління.
) Actuating Computer Electronic (ACE) - блоків управління та контролю рульових приводів. На літаку В-777 встановлено чотири АСЕ.
) Primary Flight Computer (PFC) – основного польотного комп’ютера який відповідає за обробку та аналіз польотних даних створення командних сигналів на переміщення управляючих поверхонь та передачу цих даних до АСЕ через шину передачі даних ARINC 629. На літаку Boeing 777 є три PFC кожен з яких складається з трьох незалежних один від одного каналів передачі сигналу: “Command lane” “Standby lane” та “Monitor lane”.
) Power control unit (PCU) - механізму який перетворює аналоговий електричний сигнал у механічну роботукерування поверхньою управління.
До органів управління в кабіні пілотів відносяться: штурвал педалі та ручки управління спойлерами та тримуванням.
Органи управління(1) в кабіні пілотів механічно поєднані з датчиками положення(2) які формують аналоговий електричний сигнал пропорційний відхиленню органів управління. Далі командний сигнал прямує до ACE(3)і через цифрову шину обміну даних ARINC 629 потрапляє дотрьох PFC(4) де обробляється та аналізується.Сигнали з трьох PFC порівнюється один з одним для виявлення різниці яка може вказувати на несправністьз метоюформуванняостаточного командного сигналу який повертається до шини ARINC 629 і потім спрямовуєтьсядо АСЕ.На АСЕвідбувається перетворення цифрового сигналу в аналоговий який передається на відповідні PCU(5) і управляєпереміщенням рульової поверхні(6).
У PFC задіяна схожа з Airbus структура але в ній застосовується не два а три незалежні канали передачі сигналів: ”Command lane” “Standby lane” “Monitor lane”.Така структура використовується для підвищення надійності роботи системи та для контролю над її роботою шляхом порівняння даних всіх каналів між собою.
Характерною особливістю ЕДСУ літака є наявність у контурі механічної проводки управління приводу зворотнього ходу (Back drive actuator(8)) який під час роботи автопілоту переміщує органи управління що дозволяє пілотам візуально оцінювати роботу автоматичної системи.Ця система стає діючою за допомогою комп’ютера автопілоту AFDC (Autopilot Flight Director Computer) (7).
Резервний механічний контур складається з панелей інтерцептора №4 та 11 які механічно зв’язані з керуючим колесом та переставного стабілізатора який також механічно пов'язаний зі своїм органом управління в кабіні пілотів.
Управління літаком може відбувається в одному з трьох режимів управління:
- Normal control.При управлінні в цьому режимі літак керується в межах експлуатаційного діапазону режимів польоту і тільки в цьому режимі можливе застосування автопілоту.
- Secondary control.Керування в цьому режимі виконується шляхом прямої передачі управляючого аналогового сигналу від сенсорів положення до управляючої поверхні.
- Direct control.Повністю співпадає з попереднім режимом за винятком відсутньої системи гасіння коливань руля висоти (Yaw Damper).
Рис.2.2 Принципова схема ЕДСУ Boeing777
2.3 ЕДСУ літака Ту-214
ЕДСУ Ту-214 виконана за принципом трикратно резервованої цифро-аналогової системи в якій інформаційний датчики та резервний контур – аналогові а обчислювачі основного контору – цифрові.
ЕДСУ або автоматична система штурвального управління (АСШУ)складається з основного та резервного контуру (рис.2.3). У свою чергу основний контур утворює повздовжній та боковий канали.
Резервний контур виконаний у вигляді трьох аналогових блоків.
В обчислювачі повздовжнього та бокового каналу через шину передачі даних ПУ-56 МН потрапляють цифрові та аналогові сигнали з різних систем та датчиків літака.
На виході з обчислювачів повздовжнього та бокового каналів основного та резервного каналів виходить аналоговий сигнал управління який утворюється в результаті переміщення органів управління (1) інформація про стан системи АСШУ(2)та інформація для магнітної системи реєстрації параметрів польоту (МСРП) яка передається через шину передачі даних ПУ-56 МН.
Штурвальне та автоматичне управління літаком по каналу крену курсу та тангажу при нормальній роботі системи управління рулями (СУР) виконується через основний електродистанційний контур управління СУР.
При роботі основного електричного контуру СУР відхилення управляючих поверхонь виконується через команди сигналів з основного цифрового контуру АСШУ які потім надходять в управляючі блоки. Ці блоки у свою чергу перетворюють цифровий сигнал в аналоговий і потім спрямовують їх на виконуючі механізми(3) які переміщують рульові поверхні(4).
При повній відмові АСШУ відбувається автоматичне переведення управління на механічний контур СУР.
Управління рулем висоти та рулем напрямку здійснюється повністю через механічний канал.Управління елеронами при відмові ЕДСУ неможливе і тому замість них для управління по крену застосовують інтерцептори.
Вся механічна проводка виконана за допомогою тросів.
Рис.2.3. Принципова схема ЕДСУ Ту-214
2.4 ЕДСУ літака SSJ-100
Система управління літака SSJ-100 (рис.2.4)представляє собою ЕДСУ без механічного з'єднання органів управління літаком(1) в кабіні пілотів з поверхнями управління.
Вона має багатократнерезервування та взаємозамінність (Cross-fade) всіх своїх компонентів.
Застосування Avionics Full-Duplex Switched Ethernet (AFDX)стандарту є новим кроком в організації передачі та моніторингу даних на борту літака. Принцип роботи цієї системи полягає в тому що в ній використовується один сервер який відповідає за прийом обробку та передачу даних.Для цього використовується не звичайні мідна проводка а оптоволоконний кабель з багатоканальною пропускною здібністю що дозволяє використовувати для зв’язку двадцяти чотирьох датчиків лише один кабель і один сервер.При цьому сервер за допомогою шини може бути під'єднаний до інших серверів.
У результаті застосування такої технології значно зросла швидкість передачі даних як на прийом так і на передачу даних. Швидкість дорівнює 100 мегабітсек.
Підчас польоту літак може керуватися відповідно до одного з трьох законів керування:
- Normal Law. При керуванні літак не виходить за межі експлуатаційного діапазону режимів польоту а також може автоматично коректуватися по трьом осям відповідно до команд PFCU.
- Alternate Law. дентичний до Normal Law за виключенням автоматичного корегування положення літака.
- Direct Law. В цьому режимів відбувається пряма передача управляючого сигналу від ручки управління до відповідного гідравлічного приводу без використанняFCC.
Рис.2.4. Принципова схема ЕДСУ SSJ-100
3. Бортове радіо-електроне обладнання «БРЕО»
3.1. AFDX (Avionics Full-Duplex Switched Ethernet)
- про стандарт AFDX (крім Суперджет застосовується поки тільки на А380 і В787).
Це не TCP IP в чистому вигляді він зроблений на основі UDP але це і не зовсім UDP. Вихідний UDP там досить серйозно що називається доопрацьований напилком під вимоги авіації. судячи з того що до цих пір через затикаючи в шині не впав жоден літак вбудовані в протокол засоби контролю і виправлення помилок працюють цілком успішно.
AFDX це НЕ ethernet вірніше не чистий ethernet. AFDX розроблений для того щоб забезпечити гарантування доставки даних з затримкою не більше критичної для найгірших умов.
Це найостанніша технлогій багато краще ніж більш старі стандарти на зразок ARINC 429 або тим більше механічні приводи.
ARINC 429 був розроблений більше 30 років тому і все ще широко використовується в індустрії (на заході).
В основі - шина з одним передавачем і до 20 приймачів. Дані - 32-біта передаються по витій парі. Дві швидкості передачі - 100 кбіт сек і низька швидкість 12.5 кілобіт сек. Кожен передавач вимагає безпосереднього зв'язку зі своїми приймачами (точка-с-точкою) із за цього потрібна значна кількість передеющіх проводів що додає багато ваги.
Боїнг намагався впровадити новий стандарт ARINC 629 на своїй моделі 777. Відмінність 629-го в тому що швидкість передачі збільшена до 2 Мбіт сек а кількість приймачів - до 120. Однак система вимагала нестандарного і дорогого "заліза" тому формат не прижився.
ARINC 664 - наступний крок у розвитку "локальної мережі літака". Швидкість возрасла в 1000 разів до 100 мегабіт сек.
Він базується на IEEE 802.3 Ethernet і використовує стандартні дешеві і добре налагоджені компоненти радикально зменшуючи витрати і час на розробку.
AFDX будуэться на цьому стандарті формально називаючись "Частина 7 специфікації ARINC 664". Він був розроблений компанією Айрбас для літака А380 але і Боїнг вирішив застосувати його в новій 787 "Лайнер-мрії".
AFDX вирішує проблеми надійності та гарантує пропускну здатність мережі і надійну доставку пакетів. AFDX - мережна топологія "зірка" до 24 систем з'єднуються в маршрутизатор (switch) де кожен з них може з'єднаний з іншими маршрутизаторами мережі. Така форма мережі значно зменшує кількість проводки зменшуватись вага і спрощує створення літака.
AFDX надає якість сервісу (QoS) і двосторонню надмірність пропускної спроможності.
AFDX перевершує ARINC 429 MIL-STD-1553 та інші архітектури саме тим що він базується на стандартному UDP і маршрутизаторах. Завдяки цьому знижується вартість систем; радикально спрощується їх тестування і відладка в комплексі; знижується кількість необхідної проводки; знижується вага літака; спрощується діагностика і пошук несправних компонент.
Все це підвищує надійність літака в цілому знижує витрати на ремонт і обслуговування підвищує льотну готовність і звичайно ж доходи авіакомпаній.
Наприклад у більш старої ARINC 429 вита пара повинна була йти до кожного пристрою. Окрема щина для кожного комунікаційного шляху. Якщо 5 систем хочуть отримувати сигнал - треба 5 проводів.
У AFDX - сигнали з'єднані з комутатором (switch). Не важливо як багато систем хочуть отримувати інформацію від якогось пристрою - все одно це пристрій з'єднано з комутатором тільки одним проводом (ну для надійності їх все ж кілька)
У 429-й передавач може мати тільки 20 пристроїв які отримують сигнал.
У AFDX - це практично не обмежена.
У AFDX можна спостерігати за трафіком в мережі емулювати його аналізувати і оптимізувати скільки душі завгодно. Мається величезна кількість софта і бібліотек. Провід можуть бути і оптоволоконні.
Завдяки сей системі відмовивший прилад сам "скаже" про свою відмову - мрія для ремнотніков.
3.2. Система «AFDX»«ARINC 664»
Новітня система AFDX – це система обміну передачі та зберігання даних застосування якої дає змогу ввести декілька нововведень в радіо-електрону складову літака
Нововведення перше - єдиний бортовий цифровий шинний інтерфейс. Ця технологія дозволяє замість товстих джгутів численних сигнальних проводів передавати всі керуючі команди на численні виконавчі механізми по всьому літаку по одному дроту (для надійності прокладають 2-4 таких шини) що дозволяє отримати помітний виграш у вазі і спростити проблему електричних наведень в сигнальних колах. Такі шини роблять на оптоволокні і в підсумку вони не бояться замикання а електромагнітних наведень там не буває навіть при ядерному вибуху.
Нововведення друге - інтелектуальна і глибоко інтегрована з усіма системами літака цифрова система управління. Така СУ дозволяє реалізувати безліч раніше недоступних на вітчизняних літаках функцій:
Швидке і зручне перемикання режимів польоту. Так наприклад вихід на друге коло робиться натисканням однієї кнопки після чого включається відповідна програма і система сама збільшує тягу двигунів виставляє закрилки і перемикає індикацію МФ у відповідні режими виводячи на них схему відходу. Там де раніше пілотам треба було бігати пальцями по кабіні перемикаючи системи вручну тепер потрібно натиснути одну-дві кнопки задавши потрібний режим або програму і інші рутинні перемикання система зробить сама.
Захист від небезпечних режимів і допомогу пілоту. Сучасні інтелектуальні цифрові ЕДСУ дозволяють забити в них обмеження не дозволяють вийти на небезпечні режими польоту і програми догляду з цих режимах. При небезпеці звалювання літак сам опустить ніс і збільшить тягу двигуна при перевищенні допустимої швидкості літак підніме ніс гасячи швидкість. При перевищенні певних швидкостей система сама може прибрати закрилки і шасі якщо пілоти забули це зробити. У Суперджет приміром є програмная захист від торкання хвостом смуги при зльоті або посадці: літак сам не дозволити вдаритися хвостом об смугу.
Технологія fly-by-wire що дозволяє отримати просте і логічне керування літаком і мінімізувати індивідуальні особливості типу літака. Пілот відхиленням ручки задає кутову швидкість повороту літака по крену або відповідну керуючу функцію по тангажу. Це дозволяє легко переучувати льотчиків на інші літаки випущені даною кампанією тому всі вони абсолютно однаково реагують на однакове відхилення ручки. Тому приміром переучування пілотів з А320 на величезний А380 може зайняти пару тижнів тому в управлінні вони завдяки цій технології дуже схожі.
4 Вибір і обгрунтування ЕДСУ на проектованому літаку
В результаті проведеного інженерного аналізу існуючих на сьогодні ЕДСУ та її компонентів для застосування на проектованому літаку біде використовуватися слідуючі вузли:
Архітектура ЕДСУ буде базуватися на основі AFDX (AvionicsFull-DuplexSwitchedEthernet). Ця архітектура дозволяє зменшити кількість проводки на борту літака до мінімума завдяки використаню серверів обміну даних а також оптиволоконих кабелів для їх передачі (саме тому часто таку систему називають Fly-by-Wireless) що значною мірою зменшує вагу системи в цілому а також дозволяе підвищити резервованість системи завдяки поєднаню всіх компонентів системи в єдине ціле тобто один вузол може взяти при відмові на себе роль будь якокго іншого вузла. Така резервованість системи дає змогу повністю відмовитись від механічної резевної системи керування що також зменшує загальну вагу системи управління і літака в цілому.
В якості органа управління літаком буде використовуватися джойстик SideStick. Застосування такого типу органа управління дає можливість відмовитись від системи зворотньго звязку а також занчно полегшує навчання пілотів і їх перенавчання з інших типів (наприклад з Airbus).
Для того щоб управління літаком було безпечним буде застосовані «Захист діапазонів режиму польоту» або «Закони керування» тобо в управління літаком будуть введені штучні обмеження які не дозволять пілотам вивести літак на кретичні режими польоту що в свою чергу підвищує безпеку польоту.
Рис 2.5. Структурна схема ЕДСУ проектованого літака
4.1 Електро-дистанційна система керування . (захисні функції)
Залежно від конфігурації літака реалізовані різні алгоритми захисту по швидкості:
Захист механізації крила від перевищення швидкості Vfe (макс. експл. швидкість з випущеною механізацією).
Захист від перевищення швидкості Vмо (макс. експл. Швидкість в польотної конфігурації).
Якщо розгін літака відбувається в злітній або посадковій конфігураціях то при досягненні Vfe + 3 kt [3] механізація автоматично забирається на менший кут. Наприклад конфігурація FULL перейде в положення FLAPS 3.
Далі у міру розгону літака до наступного значення Vfe закрилки передкрилки будуть послідовно прибираються аж до переходу в польотну конфігурацію FLAPS 0. Якщо залишити рукоятку «Flaps» у вихідній позиції і знову загальмувати літак то механізація в зворотній послідовності повернеться в положення що відповідає положенню рукоятки. Тому при бажанні можна перевести рукоятку «Flaps» в положення вибране для посадки заздалегідь у процесі зниження з ешелону. Випуск закрилків станеться пізніше в дозволеному для цього діапазоні швидкостей.
Рис. 2.6. Схема обмеження швидкості в залежності від умов польоту
Якщо розгін виконується в польотної конфігурації FLAPS0 то при досягненні Vмо + 5 kt [2] відбудеться автоматичний випуск інтерцепторів. Якщо це відбувається в зниженні то одночасно з випуском інтерцепторів буде зменшуватися кут тангажу. Кут відхилення інтерцепторів і інтенсивність зменшення тангажа будуть залежати від темпу наростання швидкості. Зменшення тяги двигунів у даному алгоритмі не передбачено оскільки необхідності в цьому немає: у ДП для захисту від перевищення швидкості достатньо випустити інтерцептори. При екстреному зниженні в аварійній ситуації двигуни заздалегідь переводяться на режим «МГ». У цьому випадку вистачає інтерцепторів і зменшення кута тангажа. Те ж саме відноситься і до зниження літака в автоматичному режимі (АП працює в режимі «Descent» а АТ в режимі «Thrust») - режим двигунів «МГ». У разі перевищення Vмо автопілот просто відключиться і вступить в роботу алгоритм захисту СДУ.
Алгоритм щопопреджує вихід літакана режими звалювання побудований на послідовному застосуванні захисних функцій які починають працювати в міру наближення до «небезпечних меж» - куті атаки звалювання «Alfa Stall». При збільшенні кута атаки і досягненні ним величини «Alfa Protect» відбувається відключення автопілота і починає працювати функція обмеження кута атаки. Далі після досягнення кута «Alfa Floor» РУД автоматично переміщаються в положення «NTO» і при необхідності зменшується кут тангажу. Максимальне значення кута атаки до якого зможе дійти літак при повному відхиленні ручки «на себе» - кут «Alfa Limit». Зайти далі СДУ (в режимі «Normal Mode») йому вже не дозволить. На короткий проміжок часу можливий закид до кута спрацювання сигналізації - «Alfa Stall Warning».
Таким чином вихід літака на кут атаки звалювання «Alfa Stall» може відбутися тільки при роботі СДУ в мінімальному режимі «Direct Mode». Природно для реалізації даної функції всі значення перерахованих вище кутів (від «Alfa Protect» до «Alfa Stall») як функції поточних параметрів польоту і конфігурації літака закладені в бортових обчислювачах системи.
У режим «Direct Mode» СДУ звалюється тільки в разі відмови всіх трьох обчислювачів верхнього рівня (PFSCU).
4.2 Система керування
Система керування літаком буде включати:
- Систему ручного управління
- Систему управління стабілізатором
- Систему управління механізацією крила
- Систему автоматичного керування літаком.
Обчислювальна частина зазначених систем об'єднана і реалізується в двох «кабінетах» розташовуваних по двох бортах.
Система автоматичного і діректорного керування літаком структурно входить в комплекс авіоніки.
Система ручного управління являє собою цифрову систему дистанційного керування (СДУ) без механічного резерву. СДУ спільно з комплексом бортового обладнання літака (КБО) призначена для управління рулями висоти елеронами
інтерцепторами (в режимах поперечного управління і повітряних гальм) від пасивних бічних ручок і кермом напрямку від педалей а також стабілізатором і гальмовими щитками.
Обчислювальна частина СДУ виконана за схемою «2 борта» тобто розділена на дві підсистеми і має цифрові лінії міжмашинного обміну для передачі інформації в обчислювачі іншого борту з метою контролю даних і забезпечення їх ідентичності в різних каналах.
Обчислювальна частина включає обчислювачі СДУ верхнього рівня (PFCU) і обчислювачі нижнього рівня (АСЕ) - модулі управління приводами. Модулі АСЕ видають аналогові сигнали управління електрогідравлічними приводами. Система зв'язків між елементами
СДУ і взаємодіючими системами грунтується на використанні цифрових ліній зв'язку по ARINC-429 і аналогових ліній.
СДУ забезпечує задані характеристики стійкості і керованості і відповідає вимогам сертифікаційного базису в повному обсязі. СДУ легко адаптується до будь-якого варіанту літака зі збереженням високого рівня надійності.
В якості органів управління по тангажу крену і нишпоренню використовуються пасивні бічні ручки і механічно пов'язані між собою педалі командира екіпажу і другого пілота.
- Автоматичне обмеження граничного кута атаки α та нормальної перевантаження
- Автоматичне балансування в поздовжньому каналі;
- Стабілізація кутового положення літака по крену і тангажу при невтручанні пілотів в управління (після закінчення втручання пілотів в управління);
- Підвищення стійкості по швидкості при V> VMO і М> М
- Підвищення спіральної стійкості літака при γ ≥ γ мах;
- Автоматичне парирування збурюючої моменту рискання при відмові двигуна при зльоті посадці і догляді на друге коло а також формування сигналу в систему управління двигуном для дозволу режиму підвищеної тяги (APR) на працюючому двигуні на режимах зльоту і відходу на друге коло;
- Автоматичне парирування збурень обумовлених зміною конфігурації літака;
- Автоматичне гальмування літака при пробігу за допомогою інтерцепторів і гальмових щитків;
- Автоматичне обмеження відхилення керма напряму в залежності від Vпріб.;
- Відпрацювання сигналів автоматичної системи управління польотом (САУ)
СДУ має три режими роботи визначаються станом (справністю) власних елементів СДУ і станом (справністю) взаємодіючих систем:
- Режим «основний» що реалізовується при повній справності елементів СДУ і взаємодіючих систем;
- Режим «спрощений» що реалізовується при відмові взаємодіючих систем. У цьому режимі реалізується тільки частина функцій. Перехід з режиму «основний» в режим
«Спрощений» відбувається автоматично ненаголошених у разі появи відмов у взаємодіючих системах.
- Режим «мінімальний» що реалізовується при відмові елементів СДУ або взаємодіючих систем.
У режимі «мінімальний» забезпечується пряме управління управляючими поверхнями за найпростішим алгоритмом що дозволяє безпечно завершити політ. Перехід в режим «мінімальний» відбувається також автоматично.
Управління рулями висоти елеронами інтерцепторами і кермом напрямку
Управління рулями висоти елеронами інтерцепторами і кермом напрямку здійснюється електрогідравлічними управляючими приводами (ЕГРП). Кожна поверхня керма висоти і елеронів з'єднана механічно з двома ЕГРП один з яких активний відхиляє секцію інший знаходиться в гарячому резерві і працює в режимі демпфування. Перехід на резервний ЕГРП здійснюється автоматично по відмові активного ЕГРП. Кожна секція інтерцепторів відхиляється одним ЕГРП. Кермо напряму з'єднаний механічно з трьома активними ЕГРП що працюють одночасно.
Управління гальмовими щитками (ТЩ) здійснюється в наступних режимах:
- Автоматичному: випуск ТЩ на пробігу або при перерваному злеті спільно з інтерцепторами за сигналами системи СДУ.
При використанні цього режиму рукоятка ручки управління повітряними гальмами (ВТ) повинна бути піднята а сама ручка ВТ залишатися в положенні "прибрано".
- Ручному: випуск ТЩ на пробігу або при перерваному злеті спільно з інтерцепторами від ручки ВТ при відсутності сигналів системи СДУ.
Ручка ВТ використовується також для відхилення інтерцепторів в режимі повітряних гальм у польоті.
Випуск ВТ здійснюється гідроциліндрами з вбудованими механічними замками прибраного положення через електрогідравлічні крани сигнали на які надходять із СДУ.
Система управління стабілізатором:
Система управління стабілізатором призначена для переміщення стабілізатора в балансувальне положення на всіх етапах і режимах польоту у всій області очікуваних умов експлуатації.
Управління стабілізатором забезпечує балансування в польоті по подовжньому каналу шляхом перестановки стабілізатора в діапазоні від +2 ° до -12 °. При цьому кермо висоти утримується в положенні близьким до нейтрального; при відключенні автоматичного режиму на будь-якому етапі польоту перевантаження не перевищує 0.15.
Управління стабілізатором здійснюється системою управління МПС яка є двоканальної системою управління механізмом переміщення стабілізатора (МПС).
Система управління стабілізатором забезпечує роботу в наступних режимах:
- Автоматичного балансування (основний режим) за сигналами СДУ;
- Ручного керування від перемикачів на пульті тріммірованія для установки стабілізатора під злітне положення і для тріммірованія в режимі СДУ «мінімальний».
Режим має блокування при помилкових діях пілотів тобто якщо руху Р.В. і стабілізатора несумісні (протилежні);
В залежності від режиму польоту і положення злітно-посадкової механізації швидкість перекладки стабілізатора різна. При випущеної механізації швидкість перекладки стабілізатора максимальна.
При знаходженні літака на землі працює тільки ручний режим. В якості виконавчого механізму перемещающего стабілізатор використовується гвинтовий механізм в якому є верхній і нижній приводи зі своїми електромоторами один привід закріплений на стабілізаторі інший на фюзеляжі відповідно. Кожен
привід обертає свою ходову гайку. Обидва приводу переміщаються по загальному для них ходовому гвинту. Гвинт утримується від обертання спеціальним механічним пристроєм. Обидва приводу працюють одночасно.
Всі вищеперелічені системи забезпечують
- Автоматичний безперервний контроль функціонального стану в польоті з видачею інформації про відмови та несправності на індикацію сигналізацію і в систему
бортовий реєстрації;
- Автоматичний контроль працездатності при наземному технічному обслуговуванні з виявленням відмовив конструктивно-змінного модуля або лінії зв'язку.
Після двох будь-яких розрахункових відмов у СДУ або взаємодіючих системах а також у разі можливого механічного заклинювання будь-якого елементу забезпечується такий рівень характеристик стійкості і керованості при якому дана ситуація відноситься за ступенем небезпеки до категорії не гірше «Складна ситуація».
3.4. Система автоматичного управління польотом
Система автоматичного керування польотом (САУ) призначена для забезпечення автоматичного і діректорного управління в каналах тангажа і крену а також для автоматичного керування тягою двигуна.
САУ буде забезпечувати наступні функції:
- Автоматична стабілізація кутів крену тангажу і курсу;
- Автоматична стабілізація висоти;
- Автоматична стабілізація заданого з ПУ значення колійного кута;
- Автоматична стабілізація заданого з ПУ значення курсу;
- Автоматичний вихід на заданий з ПУ або від обчислювача літаководіння значення висоти ешелону автоматична стабілізація висоти ешелону;
- Автоматичний вихід на задану приладову швидкість (число М) або автоматична стабілізація приладової швидкості (числа М) через автомат тяги;
- Автоматичний вихід на задану вертикальну швидкість;
- Автоматичне і діректорное управління в горизонтальній і вертикальній площині по керуючим сигналами системи літаководіння у польоті за маршрутом і при маневруванні в районі аеродрому;
- Автоматичне і діректорное управління при заході на посадку при метеомінімума до IIIa категорії КАО (IIIb категорія - опціон);
- Автоматичний і діректорний догляд на друге коло;
- Діректорний захід на посадку по «зворотному променю»;
- Суміщена управління;
- Видача на індикацію команд діректорного управління інформації про поточні режими роботи САУ про готовність САУ до роботи за сигналами радіотехнічних засобів посадки (РТС) про гранично-допустимих відхиленнях від рівносигнального зони РТС на посадці а також про відключення САУ з допомогою кнопок швидкого відключення розташованих на пульті тріммірованія;
- Автоматичний безперервний контроль функціонального стану САУ в польоті з видачею інформації про відмови та несправності на індикацію сигналізацію та систему бортовий реєстрації;
- Автоматичний контроль працездатності САУ при наземному технічному обслуговуванні з виявленням відмовив конструктивно-змінного модуля і лінії зв'язку.
Керуючі сигнали сформовані САУ надходять в обчислювальну частину СДУ для відпрацювання приводами СДУ.
Система управління механізацією крила
Система управління механізацією крила включає системи управління закрилками і предкрилками працює в стежить (ручному) режимі за сигналами ручки управління механізацією.
Передбачені обмеження для випуску механізації в конфігурацію у якої VFE V польоту а для поточної конфігурації механізації захист від перевищення VFE проводиться СДУ через функцію «захист від перевищення граничних швидкостей за рахунок підвищення стійкості по швидкості». При втраті швидкості нижче VS + Δ механізаціяавтоматично випускається по сигналу від СДУ а при відновленні швидкості - відповідно прибирається.
Управління закрилками здійснюється двоканальною електродистанційною системою. Приводом системи є електромеханізмом з двома вентильними безконтактнимиелектродвигунами з електромагнітними муфтами гальмування. Обертання приводу передається через систему редукторів і трансмісійних валів до виконавчих кульковим гвинтовим механізмам гайки яких переміщують по рейках каретки закрилків. Траєкторія висунення закрилків визначається механізмами відхиленняна рейках по яких висуваються секції закрилків.
При відмові одного каналу керування переміщення закрилків проводиться в повному діапазоні кутів зі зменшеною у два рази швидкістю.
Управління предкрилками здійснюється двоканальної електродистанційною системою. Приводом системи є електромеханізмом з двома безконтактнимиелектродвигунами з електромагнітними муфтами гальмування. Обертання приводу передається через систему редукторів і трансмісійних валів на виконавчі планетарні редуктори зубчасті колеса яких переміщують зубчасті дугоподібні рейки з рейками і закріпленими до них секціями предкрилков.
При відмові одного каналу електродистанційною системи відхилення предкрилков проводиться в повному діапазоні кутів зі зменшеною у два рази швидкістю.
Висновок до розділу № 2
В результаті проведеного аналізу існуючих ЕДСУ та системи AFDX для використання на проектованому літаку була використана схожа за архітектурою та способом функціонування ЕДСУ літака SSJ. Використання такої архітектури функціонування дозволило підвищити рівень безпеки польту та підтримувати заданий малий запас повздожньої стійкості.

№4.docx

1 Вступ.Призначення освітлення
Одним із чинників які визначають сприятливі умови праці є раціональне освітлення робочої зони і робочих місць. Якщо освітлення виробничих приміщень правильно розраховане і виконане очі працівника протягом тривалого часу зберігатимуть здатність добре розрізняти предмети і знаряддя праці не втомлюючись. Це сприяє зниженню виробничого травматизму і професійного захворювання очей.
У авіації під час оперативного технічного обслуговування в нічний час незадовільне освітлення зони обслуговування може призвести до погіршення якості виконуваних робіт.
Наприклад можуть залишитися непоміченими розриви потертості які з'явилися теча пального і мастил механічні домішки і вода в пальному що в свою чергу призводить до зниження безпеки польотів. Погане освітлення перону стоянки літаків руліжних доріжок при збільшенні кількості ПС і засобів механізації які пересуваються з великою швидкістю може стати причиною багатьох випадків травматизму.
Недостатнє освітлення робочих місць є однією з причин низької продуктивності праці. У цьому випадку очі працівника сильно напружені важко розрізняють оброблювані предмети у людини знижується темп і якість роботи погіршується загальний стан.
На органах зору негативно позначається як недостатнє так і надмірне освітлення. Надмірна освітленість призводить до засліплюваності яка характеризується різкою подразнювальною дією і різзю в очах при цьому очі працівника швидко втомлюються і зорове сприймання погіршується.
Освітлення виробничих приміщень і робочих місць характеризується світловим потоком силою світла освітленістю яскравістю.
Штучне освітлення виробничих ділянок і будівель може бути загальним місцевим і комбінованим.
Загальне освітлення установлюють для створення необхідної освітленості по всьому виробничому приміщенню. Воно може бути як рівномірним (при симетричному розташуванні світильників) так і підсиленим на окремих ділянках виробничого приміщення за рахунок їхнього локалізованого розташування.)Загальне освітлення застосовують у помешканнях де за умовами роботи потрібна освітленість не більш 50 лк і де застосування місцевого освітлення пов'язане з технічними труднощами.
Місцеве освітлення поділяють на стаціонарне і переносне. Використання тільки місцевого освітлення в умовах промислових підприємств не допускається внаслідок того що велика різниця в освітленості робочих місць і оточуючого їх простору створює передумови до виникнення нещасних випадків і зниження продуктивності праці. Переносне місцеве освітлення дозволяється тільки під час виконання разових і періодичних робіт.
Комбіноване освітлення застосовують для створення високих рівнів освітленості на робочих поверхнях завдяки одночасному використанню системи загального і місцевого освітлення. Норми освітленості в експлуатаційних підприємствах цивільної авіації наведені в табл. 9.3.
Штучне електричне освітлення за призначенням поділяють на такі види:
- робоче необхідне для створення нормованої освітленості робочих місць у звичайних умовах виробництва;
- аварійне призначене для продовження виробничих процесів або евакуації людей при вимиканні основного робочого освітлення (створює освітленість не менше 5 % від нормованого робочого освітлення);
- ремонтне яке застосовують для огляду і ремонту техніки у важкодоступних місцях (для цього використовують мережі з напругою 12 і 36 В).
Для охоронного і чергового освітлення виділяють частину світильників робочого або аварійного освітлення. Рівень освітленості території перону і спеціальних приміщень установлюють відповідно до нормативних вказівок з проектування пасажирських перонів аеропортів. Найменші значення освітлених відкритих просторів на перонах автовокзалів:
- аеропорти —III класів - 20 лк;
- аеропорти IV-V класів -10 лк; на місцях стоянок літаків:
- аеропорти - класів - 5 лк;
- аеропорти IV-V класів - 2 лк.
3 Створення безпеки праці під час виконання основних технологічних процесів експлуатації і ремонту авіаційної техніки
3.1 Загальні відомості
Заходи безпеки при технічному обслуговуванні й ремонті ПС регламентуються: державними і галузевими стандартами Системи стандартів безпеки праці; настановами з виконання польотів технічної експлуатації й ремонту авіаційної техніки; регламентами технічного обслуговування; технологією ремонту; посібником та інструкціями з безпеки праці і т. ін.
Особливістю експлуатації і ремонту авіаційної техніки є те що ряд технологічних процесів - це загальні процеси для вказаних технологій (промивання і фарбування деталей вантажні роботи експлуатація посудин які працюють під тиском зварювальні роботи експлуатація електроустановок і т. ін.). Через те класифікація небезпечних і шкідливих виробничих чинників при експлуатації ПС придатна для ремонтних процесів ПС. Такими чинниками є:
— літаки спецавтотранспорт і самохідні механізми які рухаються;
— вироби заготовки і матеріали які пересуваються; незахищені рухомі елементи літаків (елерони щитки інтерцептори тримери шасі гвинти які обертаються турбіни трапи що опускаються та ін.) спецавтотранспорту (кабіни які піднімаються і опускаються люльки кузови сходи поворотні платформи) механізмів (вантажнорозвантажувальні лебідки літаків крани) і виробничого устаткування;
- осколки елементи деталі виробничого устаткування які розлітаються;
- вироби авіаційної техніки інструмент і матеріали які падать під час робіт з технічного обслуговування літаків на площинах стабілізатори фюзеляжі під час роботи на висоті із застосуванням механічних підйомників;
— ударна хвиля (вибух посудин які працюють під тиском пари горючої рідини);
— струмені відпрацьованих газів авіадвигунів і предмети що потрапили в них;
— витікаючі струмені газів і рідин з посудин і трубопроводів які працюють під тиском;
— повітряні всмоктувальні потоки що рухаються з великою швидкістю (зона сопел авіадвигунів);
— літак який завалюється (з підйомників або при помилковому прибиранні шасі);
— конструкції які руйнуються (бортові сходини стрем'янки та інше виробниче устаткування);
— високо розміщені частини літака;
— підвищене ковзання внаслідок намерзання зволоження замаслення поверхонь літака трапів стрем'янок приставних сходин і покриттів місць стоянок по яких переміщаються працівники;
— підвищені запиленість і загазованість повітря в зоні технічного обслуговування літаків;
— підвищена або понижена температура поверхонь авіаційної техніки устаткування і матеріалів;
— підвищені або понижені температура вологість і рухливість повітря в зоні технічного обслуговування літаків;
— підвищений рівень шуму вібрації ультра- та інфразвуку;
— підвищене значення напруги в електричному колі замикання якого може статися крізь тіло людини;
— підвищений рівень статичної електрики;
— підвищений рівень лазерного випромінювання в робочій зоні;
— розташування робочого місця на значній висоті відносно поверхні землі (підлоги);
— гострі краї задирки і шорсткості на поверхні літаків устаткування та інструменту;
— відсутність або нестача природного освітлення;
— недостатня штучна освітленість робочої зони;
— знижена контрастність об'єктів розрізнення з фоном;
— підвищена яскравість світла;
— пряма блискучість (прожекторне освітлення місць стоянок світло фар літаків і спецавтотранспорту) і віддзеркалена блискучість (від розлитої води та інших рідин на поверхні місць стоянок і перону);
- підвищена пульсація світлового потоку;
- підвищений рівень ультрафіолетової та інфрачервоної радіації;
- хімічні речовини (токсичні подразнювальні сенсибілізуючі канцерогенні мутагенні ті що впливають на репродуктивну функцію) які входять до складу застосовуваних матеріалів;
- пально-мастильні матеріали спецрідини і отрутохімікати які потрапляють в організм людини через органи дихання шлунково-кишковий тракт шкіру і слизові оболонки;
- патогенні мікроорганізми і продукти їхньої життєдіяльності;
- фізичні (статичні й динамічні) та нервово-психічні перевантаження (емоційні перенапруження аналізаторів).
3.2 Безпека праці під час розбірно-складальних робіт і механічної обробки
Розбірні роботи під час ремонту ПС дуже об'ємні та вміщують більшу частину перелічених вище небезпечних і шкідливих виробничих чинників.
Розбиранню ПС передує ряд операцій які багато в чому гарантують подальшу безпеку виконання робіт: ретельне промивання всього ПС очищення паливних баків і систем від залишків пального; установка страхувальних пристроїв під відповідні елементи ПС для безпеки під час демонтажу шасі і т. ін.
Розбирання виконують за допомогою різних пристроїв грамотне використання яких зазвичай гарантує безпечну працю. Однак травми при цьому ще трапляються через порушення технології розбирання нехтування правилами техніки безпеки.
Під час розбирання ПС застосовують підйомно-транспортні засоби тому персонал що виконує роботи з їхньою допомогою має бути відповідно навчений.
Під час розбирання повітряної гідравлічної та інших систем ПС необхідно виконувати правила безпеки поводження з посудинами та апаратами що працюють під тиском. Різного роду слюсарний інструмент має бути справним і відповідати виду робіт які проводяться.
Наступне за розбиранням детальне промивання і очищення елементів ПС і зокрема авіаційних двигунів виконують у спеціально призначених для цього установках. Дуже важливо щоб на робочих місцях були створені нормовані метеорологічні умови були відсутні (або не перевищували ГДК) пари і гази токсичних речовин які застосовують при цих роботах. Радикальним методом усунення перелічених виробничих шкіддивостей є герметизація промивальних ванн і установок для очищення деталей ПС і двигунів а також заміна миючих рідин нешкідливими і пожежонебезпечними.
Під час промивання часто застосовують ультразвук тому необхідно виконувати вимоги безпечної роботи у зоні його дії.
Зараз головним фактором створення безпечної праці на дільниці промивання і очищення є надійна робота вентиляційних систем. Тому контролю їхньої роботи необхідно приділяти постійну і систематичну увагу. Виконання працівниками на цій ділянці виробництва правил особистої гігієни також відіграє важливу роль в комплексі заходів які створюють безпеку праці.
Профілактика травматизму під час ремонту ПС зводиться в основному до додержання застережливих заходів при ремонті їхніх конкретних елементів і агрегатів в процесі якого виконуються такі роботи як протягання отворів шабрування притирка полірування розвертання отворів зварювання і паяння клепання механічна обробка деталей відновлення деталей гальванічними і хімічними покриттями фарбування випробування агрегатів і фюзеляжу на герметичність та інші роботи.
Особливе місце відводиться безпеці праці при виконанні робіт на металообробному устаткуванні. Тут вона забезпечується виконанням комплексу заходів за типовими правилами техніки безпеки і виробничої санітарії при обробці металів.
Цими правилами регламентуються загальні положення загальні та спеціальні вимоги до металообробного устаткування ручного інструменту організації робочих місць і розміщення устаткування.
— станки преси та інше устаткування установлюють на міцних основах або фундаментах ретельно вивіряють і надійно закріплюють;
- робочі місця ремонтних слюсарів обладнують відповідними шафами верстатами стелажами а також вантажопідйомними пристроями для переміщення деталей і вузлів великої маси;
- частини станків і механізмів які рухаються і можуть стати причиною травмування працівників захищають відповідною надійною огорожею;
- робітникам що працюють на станках які конструктивно або з інших обставин не можуть бути забезпечені захисними пристроями адміністрація зобов'язана видати зручні захисні окуляри що не заважають працювати і постійно слідкувати за їхнім застосуванням під час роботи на станках;
- установлення і знімання зі станків пресів і транспортних пристроїв заготовок деталей пристроїв та інструменту масою більше 16 кг виконують за допомогою підйомних пристроїв і механізмів;
- конструкція всіх пристроїв для закріплення оброблюваних деталей та інструменту має забезпечувати їхнє надійне закріплення і виключати можливість само відгвинчування пристроїв під час роботи;
- особам які працюють на станках із застосуванням охолодження деталей емульсіями маслами скипидаром гасом видають профілактичні мазі пасти для змащування рук; за рекомендацією лікувальної установи для цієї категорії робітників обладнують пристрій для завчасного миття рук спеціальними рідинами;
- станки на яких обробляють крихкі матеріали (чавун латунь бронза а також неметалічні матеріали) обладнують пилостружкоприймачами приєднаними до групових або індивідуальних пристроїв (відсосів) для виведення пилу і стружки з місць їхнього утворення;
- електрична апаратура і струмоведучі частини мають бути надійно ізольованими і захованими в корпусі станка або в інших місцях обладнаних блокуючим пристроєм; сам станок надійно заземляють і обладнують аварійною кнопкою СТОП;
- під час роботи з ручним інструментом (зубилом бородком керном тощо) робітникам видають захисні окуляри ручний інструмент обов'язково має бути справним;
- складання матеріалів і деталей (виробів) на робочих місцях виконують способом який забезпечує їхню стійкість і зручність для стропів при використанні вантажопідйомних механізмів;
- застосовувати стиснуте повітря для обдування виробів устаткування в робочих приміщеннях як правило забороняється (дозволяється в спеціально обладнаних шафах або камерах з місцевою витяжною вентиляцією);
- для захисту працівників від частинок металу що відлітають (наприклад під час рубання) на слюсарних верстатах установлюють суцільні сітки-щити висотою не меншою 1 м; самі верстати повинні мати жорстку і міцну конструкцію і бути достатньо стійкими.
3.3 Безпека праці під час роботи з пально-мастильними матеріалами (ПММ)
Вимоги безпеки під час робіт з ПММ направлені на запобігання можливості вибуху або пожежі що може призвести до загибелі або травмування людей і нанесення великої матеріальної шкоди. Вибух або горіння можуть виникнути при займанні пари ПММ в результаті іскор викликаних наприклад розрядом статичної електрики або працюючим авіаційним чи радіоелектронним обладнанням в результаті дії процесів самозаймання і самозапалення та в інших аналогічних випадках.
У загальному виді вимоги безпеки зводяться до таких положень:
- заправляти ПС пальним мастилом і спеціальними рідинами потрібно тільки в місцях обладнаних протипожежними засобами і заземлювальними пристроями і тільки із заправних автомашин або з інших спеціальних заправних засобів які мають справні фільтрувальні забірні і роздавальні пристрої і заземлення а також інше необхідне обладнання (пожежні засоби колодки проти самоскачування автомобіля тощо);
- перед заправкою паливозаправник і ПС необхідно заземлити і вирівняти їхні електростатичні потенціали;
- штирі й троси заземлення паливозаправника мають бути справними і з надійним контактом;
- водії паливозаправників мають вивчити і знати вимоги безпеки і протипожежних заходів при експлуатації паливно-заправних машин;
- паливозаправник має бути установлений відносно ПС в строго визначеному місці вказаному відповідним нормативно-технічним керівним документом;
- у разі застосування етилованого бензину необхідно суворо дотримуватися правил роботи з ним;
- стороннім особам знаходитись усередині і біля ПС піл час його заправки суворо заборонено;
- пальне мастило спеціальні рідини які заправляють в ПС мають відповідати типу ПС і треба мати дозвіл лабораторії на їх заправку;
- на відстані до 25 м від місця заправки не можна виконувати ніяких робіт які викликають займання або виникнення іскр;
- заправляти ПС пальним можна не раніше ніж через 5 хв після зупинки повітряних гвинтів у ПС з турбогвинтовим двигуном або поршневими двигунами і після зупинки ротора двигуна у літаків з турбореактивними двигунами;
- під час централізованої заправки ПС пальним аеродромне джерело електроенергії має бути підключене до нього до початку заправки;
- перед заправкою паливозаправником ПС необхідно доторкнутися пістолетним краном його обшивки на відстані не менше як 15 м від заправної горловини для вирівнювання електростатичних потенціалів;
- відгвинчувати і загвинчувати пробки паливних баків дозволяється тільки спеціально призначеним для цієї мети інструментом який виключає будь-яке виникнення іскр;
- виконувати заправні роботи під час грози при ввімкнених електроагрегатах радіообладнанні освітлювальних установках та інших електроустановках категорично забороняється;
- забороняється під час заправки запускати і підігрівати двигуни розливати пальне на ПС і на землю ударяти заправним наконечником по його металевих частинах;
- відстій пального слід зливати у спеціальну посудину і не допускати його зберігання на заправних стоянках;
— увесь технічний склад повинен уникати прямого контакту з пальним не вдихати його пари оскільки вона токсична.
Усі вимоги безпеки необхідно виконувати не тільки під час заправки ПС пальним а й під час його зливання.
Особливе місце в системі безпеки праці під час роботи з пмм займає технічне обслуговування паливних баків. Для роботи всередині баків начальник зміни назначає спеціальну бригаду з двох осіб яка може виконувати роботи лише в одному паливному баці. До складу бригади назначають тільки чоловіків не молодших 18 років які мають дозвіл медичної комісії і пройшли плановий інструктаж з безпеки праці.
Під час роботи всередині бака не можна мати при собі сірників запальничок горючих речовин продуктів харчування а також інструментів які здатні створити іскру. Треба застосовувати обміднений інструмент який не має гострих країв укладаючи його на м'який килимок. Перед роботою з паливного бака зливають все пальне видаляють його залишки ежекторним пилососом з гумовим шлангом без металевого наконечника і продувають стиснутим повітрям. Для нормальної дегазації потрібно мати запас повітря (при тиску 98 кПа температурі 20°С) об'єм якого в 40-50 разів перевищує об'єм дегазованого резервуара.
Щоб не створити потенціальної небезпеки при електроосвітленні всередині бака застосовують тільки світильники у вибухобезпечному виконанні від мережі напругою 11—36 В які захищені запобіжною сіткою. Вимикач і знижувальний трансформатор (якщо він є) мають знаходитися зовні бака. Електропроводка має відповідати вимогам електробезпеки.
Не допускається працювати з оголеними дротами торкатися ними вологих або гарячих предметів. Роботи слід негайно припинити якщо виявиться несправність ламп шнура або трансформатора. Перевірку герметичності ламп і справності електроланцюга необхідно виконувати не менше одного разу на місяць.
Роботу в паливному баці слід виконувати в світлий час доби і тільки в шланговому респіраторі в чистому спеціальному костюмі й взутті без металевих підків і цвяхів.
3.4 Організація безпечного руху повітряних суден спецавтотранспорту і засобів механізації на аеродромах
Рух ПС і спецавтотранспорту по аеродрому суворо регламентуеться низкою нормативних документів. Наприклад літаки і вертольоти які прибувають в аеропорти класів і II зустрічають спецавтомашини супроводження і за вказівкою диспетчера з руління визначають місце стоянки. В аеропортах класу і нижче літаки і вертольоти за вказівкою диспетчера з руління або чергового по аеродрому установлюють на місце стоянки.
Машина супроводження має бути відповідно обладнана. Для запобігання зіткненню машини супроводження з літаками або вертольотами які виконують зліт або посадку категорично забороняється зустрічати їх машинам на ЗПС. Зустріч виконують тільки на руліжних доріжках і на відстані не менше 100 м від ЗПС.
При цьому на борту спецавтомашин супроводження обов'язково повинен знаходитись черговий з служби руху який відповідає за безпеку руху ПС. У зв'язку з тим що повітряний або газовий струмінь від силових установок ПС який зарулює небезпечний для тих хто працює на стоянках а також може пошкодити інші ПС або аеродромне обладнання і споруди які знаходяться від нього на відстані менше 100 м командир екіпажу повинен вжити заходів щоб виключити таку можливість. Зв'язок між даним ПС і диспетчером служби руху (черговим по аеродрому) здійснюють за допомогою радіозв'язку або подання відповідних установлених сигналів.
Вимоги безпеки визначають місце знаходження техніка який зустрічає ПС: під час зустрічі літака з ГТД він повинен знаходитись у полі зору командира екіпажу (пілота) на відстані не меншій 25 м від нього а під час зустрічі ПС з поршневими двигунами - не меншій 10 м. При цьому рух людей автомобілів і допоміжних механізмів попереду літаків які рулюють забороняється.
Після закінчення цієї операції командир екіпажу зобов'язаний зафіксувати керування двигунами поставити ПС на стоянкове гальмо і застопорити його рулі керування а на вертольотах - загальмувати несучі гвинти. Після повної зупинки двигунів ПС треба негайно заземлити за допомогою спеціального пристрою а під колеса шасі установити відповідні упорні колодки.
Вирулювання - відповідальний етап руху ПС до ЗПС який вимагає особливої уваги як з боку тих хто випускає літак так і екіпажу.
Вимоги безпеки у цьому випадку установлюють такий порядок: перед вирулюванням ПС з місця стоянки прибирають усе аеродромне обладнання яке застосовували під час технічного обслуговування і як перешкоджає рухові; перед вирулюванням (до запуску двигунів) за командою командира екіпажу прибирають упорні колодки з-під коліс ПС при цьому колеса шасі мають бути загальмовані; запускати двигуни і починати вирулювання зі стоянки можна тільки після одержання відповідного дозволу в диспетчера служби руху і авіатехніка який випускає ПС і який має переконатися в тому що немає ніяких перешкод для безпечного маневру; під час руління ПС в нічний час або при обмеженій видимості необхідно вмикати аеронавігаційні вогні (АНВ) рульові фари і т.ін.
Виконання вимог безпеки попереджує травмування людей і пошкодження авіаційної техніки під час зустрічі й руління ПС. У зв'язку з тим що буксирування ПС тягачами під час виводу (вводу) з ангарів доків і місць стоянок є складною технологічною операцією порушення якої крім усього ншого може призвести до травмування людей і пошкодження ПС вимоги безпеки змушують виконавців виконувати ці роботи в суворій технологічній послідовності відповідно до інструкції і схеми руху ПС і транспорту на цьому аеродромі.
Основними з цих вимог є такі:
— у кабіні літака що буксирується має знаходитися пілот або бортінженер (бортмеханік) допущений до польотів на ПС цього типу або особа з інженерно-технічного складу (ТС) яка допущена наказом начальника відповідного підрозділу до виконання буксирування; зв'язок водія тягача з кабіною ПС здійснюється за допомогою радіозв'язку;
— відповідальний за буксирування зобов'язаний перед початком роботи ознайомити людей з правилами безпеки і постійно контролювати їхнє виконання розподілити роботи між виконавцями перед поданням кожної команди і сигналу слід переконатися в безпеці людей які беруть участь в роботі і в неможливості пошкодження літака що буксирується;
- повітряне судно має бути відповідним чином підготовлене до буксирування для чого необхідно від'єднати від ПС усі засоби наземного устаткування які не використовуються під час буксирування і прибрати їх із зони його руху перевірити справність засобів зв'язку між екіпажем і технічним складом заземлювальних пристроїв ПС постановку стоянкових штирів у замках шасі та контровок на штирях наявність тиску в гальмовій системі ПС справність буксиру вального пристрою і надійність його зчеплення тощо;
- рішення про можливість буксирування в складних метеорологічних умовах (ожеледиця сильний вітер) приймає начальник (інженер) зміни;
- стороннім особам забороняється знаходитись в зоні буксирування;
- буксирування тягачами необхідно виконувати строго за інструкцією при цьому швидкість тягача не повинна перевищувати 15 кмгод при буксируванні з жорстким зчепленням і 5 кмгод з м'яким (тросовим); буксирування в умовах поганої видимості (темний час доби туман і т. ін.) слід виконувати зі зниженою швидкістю і з додержанням підвищених заходів перестороги (ці ж обмеження поширюються і на буксирування ПС поблизу будь-яких споруд стоянок де його швидкість має бути не більшою за 3 кмгод);
- під час буксирування вертольота несучий гвинт фіксують в такому положенні щоб жодна з його лопатей не знаходилась над хвостовою балкою і стабілізатором;
- всі особи які беруть участь у буксируванні ПС повинні знаходитись на своїх робочих місцях (тобто забороняється знаходитись будь-кому в зоні руху коліс шасі на ПС поза кабіною стояти в кузові і на підніжці тягача тощо);
- під час буксирування ПС установлюється певний порядок подачі команд сигналів і послідовність їхнього виконання проте незалежно від цього порядку кожна особа яка бере участь у буксируванні і яка помітила небезпеку зобов'язана подати команду "Стоп" за якою рух ПС і тягача має бути негайно припинений.
У кожному аеропорту на основі нормативних документів залежно від місцевих умов розробляють схеми розміщення і організації руху транспортних засобів. Ці схеми вивчають усі водії та інший обслуговуючий персонал служб аеропорту пов'язаних з використанням на аеродромі спецмашин. На схемах вказують: розміщення маршрути руління (буксирування) ПС на пероні та місця їхніх стоянок; маршрути швидкість руху і місті стоянок спецмашин; зони заборонені для руху спецавтомобілів.
Схеми розміщення і організації руху спецавтомобілів на аеродромі розробляє замісник начальника аеропорту з наземних служб. Далі їх узгоджують із зацікавленими службами і затверджує керівник авіапідприємства. Ці схеми а також схеми під'їздів (від'їздів) машин механізмів від ПС основні правила руху і перелік обов'язків водіїв вивішують у місцях стоянок спецмашин чергових кімнатах водіїв та в інших службах аеропорту безпосередньо пов'язаних з виконанням установлених правил руху на аеродромі.
Основні положення вимог безпеки руху на аеродромах зводяться до таких:
- магістральні шляхи двостороннього руху спецавтотранспорту мають проходити як правило за хвостами ПС що стоять і не сполучатися з шляхами їхнього руління; для маневрування спецавтотранс порту в зоні ПС мають бути передбачені односторонні проїзди шириною 35 м;
- між групами літаків необхідно передбачити спеціальні проїзди шириною не менше 75 м для руху засобів автотранспорту по колу проїзди влаштовують залежно від місцевих умов;
- категорично забороняється рух спецавтомобілів по ЗПС і маршрутах руління ПС а також по всій площі аеродрому позначеній аеродромними знаками; виняток становлять випадки буксирування ПС яке виконується тягачами з дозволу керівника польотів (диспетчера) і під контролем відповідальної особи виділеної для цієї мети ПС;
- роботи аеродромних машин і механізмів на ЗПС і руліжних доріжках у всіх випадках можна виконувати тільки з дозволу керівника польотів причому машини і механізми у цьому випадку мають бути обладнані габаритними і миготливими вогнями які вмикають в нічний час а також вдень при видимості менше 2 км; головні аеродромні машини повинні мати надійний радіозв'язок з керівником польотів (диспетчером) кожна з них мас бути забезпечена буксиром для виведення її із ЗПС і руліжної доріжки;
- організацію безпечного руху аеродромних машин і механізмів на аеродромі а також контроль за їхньою роботою здійснює начальник (старший інженер інженер) аеродромної служби аеропорту;
швидкість руху спецмашин поза перонами і місцями стоянок ПС має забезпечувати безпеку руху і не перевищувати 40 кмгод; вздовж перону і місць стоянок ПС — не більше 20 кмгод;
- рух спецавтомобілів не пов'язаних з обслуговуванням ПС виконують на відстані не менше 3 м від крайніх точок ПС;
- підїзд (відїзд) від ПС спецавтомобілів виконує водій відповідно до чинних правил (під час під'їзду швидкість руху знижують до 5 кмгод і т. ін.);
- під'їзд (відїзд) установлення спецавтомобіля в робоче положення біля ПС під час технічного обслуговування завантаження (вивантаження) виконують відповідно до чинних правил і схем (рис. 12.12);
- спецавтомобілям належить під'їжджати до ПС на відстань що виключає його пошкодження. її вибирають залежно від виду робіт і типу робочих машин але у всіх випадках вона не може бути меншою за 03 м;
- місця стоянок ПС і перони належить освітлювати відповідно до установлених нормативів і т. ін.
Рис. 1 Схема під'їзду робочих позицій спецмашин під час видалення інею льоду і снігу з поверхні ПС в аеродромних умовах
4 ПРОТИПОЖЕЖНИЙ ЗАХИСТ
4.1 Загальні положення.Організація пожежної охорони.
Пожежна безпека виробництва ПС практично гарантується дотриманням правил та інших нормативних актів її забезпечення. Відповідно до законів України "Про пожежну безпеку" [55] "Правила пожежної безпеки в Україні" [82] встановлюються загальні вимоги до пожежної безпеки чинність яких поширюється на підприємства установи організації та інші об'єкти (будівлі споруди технологічні лінії тощо) а також житлові будинки які знаходяться в експлуатації будуються реконструюються технічно переоснащуються і розширюються за винятком підземних споруд та транспортних засобів вимоги до яких визначаються у спеціальних нормативних документах.
Забезпечуючи пожежну безпеку слід також керуватися стандартами будівельними нормами правилами улаштування електроустановок (ПУЕ) нормами технологічного проектування та іншими нормативними актами виходячи зі сфери їхньої дії що регламентують вимоги пожежної безпеки.
Пожежну безпеку гарантують проведенням організаційних технічних та інших заходів спрямованих на попередження пожеж убезпечення людей зниження можливих майнових втрат і зменшення негативних екологічних наслідків у разі їхнього виникнення створенням умов для швидкого виклику пожежних підрозділів та успішним гасінням пожеж.
Пожежну безпеку наземних об'єктів забезпечують системами запобігання пожежам та протипожежного захисту організаційно-технічними заходами.
Системи запобігання пожежам та протипожежного захисту повинні унеможливлювати дію на людей небезпечних чинників пожежі значення яких перевищує допустимі.
мовірність дії вказаних чинників не повинна перевищувати нормативну що дорівнює 10 за рік з розрахунку на кожну людину. По кожному об'єкту має бути установлена економічна ефективність систем які забезпечують його пожежну безпеку з урахуванням імовірності пожежі вартості об'єкта капітальних вкладів і поточних витрат на системи запобігання пожежам і протипожежного захисту.
Небезпечні чинники пожежі які діють на людей відповідно до стандарту класифікуються так: відкритий вогонь та скри підвищена температура навколишнього середовища предметів тощо; токсичні продукти горіння дим знижена концентрація кисню падаючі частини будівельних конструкцій агрегатів установок і т. ін.
Необхідні розрахунки систем запобігання пожежам і протипожежного захисту та визначення вихідних даних виконують міністерства і відомства відповідно до нормативно-технічної документації затвердженої в установленому порядку. При цьому дані про основні показники пожежної безпеки речовини необхідні для розрахунків наводяться у довідковому додатку до відповідного стандарту.
Створення вибухобезпечності встановлюється нормами вибухопопередження і вибухозахисту організаційними і організаційно-технічними заходами.
Виробничі процеси розробляють таким чином щоб імовірність виникнення вибуху на будь-якій вибухонебезпечній дільниці протягом року не перевищувала 10 . У випадках технічної або економічної недоцільності забезпечення вказаної імовірності виникнення вибуху виробничі процеси розробляють так щоб імовірність дії небезпечних чинників вибуху на людей протягом року не перевищувала 106 на одну особу. При цьому небезпечними і шкідливими факторами є: ударна хвиля на фронті якої тиск перевищує допустиме значення; полум'я; конструкції що
руйнуються; устаткування комунікації будівлі та споруди і їхні частини які розпадаються і які утворилися під час вибуху і (або) виділилися із пошкодженого устаткування; шкідливі речовини вміст яких у повітрі робочої зони перевищує ГДК.
Параметрами і властивостями які характеризують вибухонебезпечність середовища є: температура спалаху концентраційні й температурні границі запалювання; температура самозапалювання; нормальна швидкість поширення полум'я; мінімальний вибухонебезпечний вміст кисню (окислювача); мінімальна енергія запалювання; чутливість до механічної дії (удару і тертя).
Уся робота з пожежної безпеки авіапідприємств будується відповідно до "Настанови з пожежної охорони підприємств організацій та установ цивільної авіації" [104]. Настанова визначає основні положення організації та проведення пожежно-профілактичної роботи служби і бойової підготовки пожежних частин на авіапідприємствах а також обов'язки відповідальних посадових осіб щодо створення пожежної безпеки виробничих об'єктів комунально-побутових і житлових споруд утримання засобів гасіння пожеж.
Основним завданням профілактичної роботи на об'єктах цивільної авіації є: усунення причин які можуть викликати виникнення пожежі; здійснення заходів які обмежують поширення пожежі у випадку її виникнення; створення умов для успішної евакуації людей ПС майна та устаткування під час пожежі; проведення заходів які забезпечують успішну ліквідацію пожежі підрозділами пожежної охорони або добровільними пожежними дружинами.
Відповідальність за пожежну і вибухову безпеку виконання правил і дотримання протипожежного режиму на авіапідприємствах та інших підвідомчих об'єктах покладається на їхніх керівників.
Контроль за забезпеченням пожежної і вибухової безпеки авіапідприємств здійснюється відповідними службами цивільної авіації та органами Державного пожежного нагляду. Повсякденну профілактичну роботу проводять: керівництво професійної пожежної охорони і її рядові бійці; члени пожежно-технічної комісії; члени добровільних пожежних дружин та громадські пожежні уповноважені; особи відповідальні за пожежну і вибухову безпеку об'єктів.
5.1 Загальні відомості
Забезпечення пожежної безпеки є невід'ємною частиною державної діяльності щодо охорони життя та здоров'я людей національного багатства і довкілля. Закон України "Про пожежну безпеку" [55] визначає загальні правові економічні та соціальні основи забезпечення пожежної безпеки на території України регулює відносини державних органів юридичних і фізичних осіб у цій галузі незалежно від виду їхньої діяльності та форм власності.
У Законі про пожежну безпеку відображені: правова основа діяльності в галузі пожежної безпеки; порядок організації пожежної безпеки обов'язки державних органів підприємств установ та організацій громадян щодо забезпечення пожежної безпеки; права та обов'язки державного пожежного нагляду; вивчення правил пожежної безпеки та порядок погодження нормативно-технічних документів і проектної документації; дотримання вимог пожежної безпеки при проектуванні будівництві та реконструкції об'єктів виробничого та іншого призначення; організація наукових досліджень з проблем пожежної безпеки; державна відомча сільська та добровільна пожежні оборони; гасіння пожеж; відповідальність за порушення вимог пожежної безпеки; відшкодування збитків завданих порушенням законодавства про пожежну безпеку; контроль і нагляд за додержанням законодавства з питань пожежної безпеки та інші питання.
У системі заходів направлених на охорону матеріальних цінностей громадян на запобігання впливу на людей небезпечних і шкідливих чинників пожежі й вибуху питання пожежної і вибухової безпеки займають важливе місце.
Основні положення пожежної і вибухової безпеки відображені у відповідних стандартах.
Пожежа - це неконтрольований процес горіння який завдає матеріального збитку.
Пожежо- і вибухонебезпечність речовин і матеріалів - це сукупність властивостей яка характеризує їхню здатність до виникнення і поширення горіння. Наслідком горіння залежно від його швидкості й умов протікання можуть бути пожежа (дифузійне горіння) або вибух (дефлаграційне горіння попередньо перемішаної суміші пального з окислювачем).
Пожежна безпека - це такий стан об'єкта при якому з регламентованою ймовірністю виключається можливість виникнення і розвитку пожежі і впливу на людей небезпечних факторів пожежі а також забезпечується захист матеріальних цінностей.
Система запобігання пожежі забезпечується комплексом організаційних і технічних заходів направлених на неприпустимість умов виникнення пожежі а система протипожежного захисту — сукупністю організаційних і технічних заходів направлених на запобігання впливу на людей шкідливих чинників пожежі й обмеження матеріальних збитків від неї.
Під системою протидимового захисту розуміють комплекс організаційних і технічних заходів направлених на запобігання впливу на людей диму підвищеної температури і токсичних продуктів горіння.
Пожежонебезпечною речовиною є така речовина що має підвищену пожежну небезпеку. Горючість речовин — це здатність речовин горіти під дією джерела запалювання.
Вибухом називається швидке екзотермічне хімічне перетворення вибухонебезпечного середовища яке супроводжується виділенням енергії й утворенням стиснутих газів здатних виконувати роботу.
Вибухобезпечність - це такий стан виробничого процесу під час якого виключається можливість вибуху або ж у випадку його виникнення відвертається дія на людей викликаних ним небезпечних та шкідливих факторів і забезпечується зберігання матеріальних цінностей. Джерело в якому є запас енергії або температури достатній для ініціювання вибуху вибухонебезпечного середовища виробничого процесу називають джерелом ініціювання вибуху.
Вибухопопередження характеризується заходами які унеможливлюють виникнення вибуху а вибухозахист - заходами які запобігають дії на людей небезпечних і шкідливих чинників вибуху і забезпечують зберігання матеріальних цінностей.
6 Розрахунок штучного освітлення ангару для стоянки літака
Ангар буде використовуватися для проведення ТО літака або його стоянки щоб захистити літак від негативного впливу погодних чинників.
Під час виконання ТО літака виконуються різноманітні типи операцій як по розборці-зборці літака так і по замінні різних деталей літака заправці його різними ПММ и т.д. через це для виконання цих операцій для персонала необхідне достатнє
Кількість лампочок яка необхідна для ангару:
=104 –число ламп у приміщенні;
Кількість світильників:
- коефіцієнт запасу =15;
-коефіцієнт використання світлового потоку світильника =068;
- поправочний коефіцієнт = 11;
Показник освітленості приміщення:
- висота підвісу світильника над робочою поверхнею;
- показник приміщення;
Висновок до розділу № 4
В результаті проведеного розрахунку була визначена необхідна та достатня кількість лампочок та світильників для ангару з розмірами (90*70*25) щоб забезпечити достатній рівень освітленості для комфортної роботи людей в ньому.

Загальний висновок.docx

Загальний висновок до дипломної роботи
В результаті виконання дипломної роботи був проведений розрахунок основних параметрів майбутнього літака були розглянуті основні принципи роботи ЕДСУ. Для реалізації малого запасу повздовжньої стійкості була використана ЕДСУ на основі існуючих аналогів з використанням таких понять як AFDX та «Закони керування» що дало можливість підвищити безпеку польту.
Була розглянута тема «Шумове забруднення» в результаті вивчення якої був проведений розрахунок шумового фону та рівня вібрації від силової установки проектованого літака під траєкторіями зльоту та посадки та розроблені пропозиції щодо його зниження.
Проведено розрахунок необхідного рівня освітленості ангарного комплексу для технічного обслуговування та стоянки літака. Для підвищення енергоефективності були використані енергозберігаючі лампочки.

Доклад новый.docx

Шановний голова та члени ДЕК студент Юдін М.М. до захисту дипломної роботи готовий.
Льотно-технічні характеристики проектного літака
Проектоване повітряне судно являє собою пасажирський літак виконаний за типом класичної аеродинамічної компоновки схема низькоплан і має конструкцію типу полумонокок. Цей літак призначений для експлуатації на маршрутах довгої протяжності як правило транс-атлантичні та транс-континентальні. Крило виконано кесонного типу з трьома лонжеронами два з яких складають силову схему крила а третій служить для кріплення основних опор шасі.
Кількість пасажирів – 250
Крейсерська швидкість 840 кмгод
Дальність польоту з максимальним комерційним навантаженням – 9000 км
Злітна маса – 179288 кг
Малий запас повздовжньої стійкості
Реалізація забезпечення малого запасу повздовжньої стійкості виконується за допомогою використання ЕДСУ. У зв’язку з цим в спеціальній частині диплому був проведений аналіз існуючих ЕДСУ і на його основі була розроблена принципова схема ЕДСУ для проектованого літака.
Сучасна ЕДСУ характеризується здатністю передачі командного сигналу у вигляді електричного а також можливістю корегування цього сигналу в залежності від заданих алгоритмів в бортовій системі управління.
На цьому слайді зображена схема ЕДСУ літака Ту-204. Характерною особливістю цієї системи є те що окрім аналогової ЕДСУ в ній присутнє повне механічне резервування системи керування.
На літаку Airbus-320 вже використовуються цифрові обчислювачі а також часткова відмова від механічного резервування.
Для ЕДСУ літака Boeing-777 характерною особливістю є наявність зворотного зв'язку між переміщенням управляючих поверхонь і переміщенням командних важелів в кабіні пілотів яке задається спеціальним агрегатом – backdrive actuator.
ЕДСУ літака SSJ відрізняється від попередніх повною відсутністю механічного резервування системи управління. Також в ній застосовується нова технологія збору обміну та передачі даних AFDX. ї застосування дало змогу підвищити роботу завдяки більш високій швидкості передачі даних до 100 мбсек. (что это дает? знать что ответить)
Проведений в роботі аналіз дозволив визначити основні характеристики ЕДСУ прототипів на які необхідно звертати увагу при розробці системи.
Для підвищення безпеки польоту на сучасних ЕДСУ використовують «Закони Керування». За своєю суттю це граничні умови для різних режимів та етапів польоту.
Закони передбачають різний рівень захисту літака від виконання будь-яких маневрів які можуть впливати на безпеку польотів.
На цьому слайді ви можете бачити Закони керування в одному з яких можна здійснювати політ.
Кожен з цих Законів в межах визначених алгоритмом контролює параметри польоту а також через автопілот виконує необхідні коректування польоту.
Нормальний Закон керування – це базовий Закон який контролює максимальну кількість параметрів польоту коректує та допомагає пілотам на всіх етапах його виконання.
Альтернативний Закон керування представляє собою менш жорсткий по контролю за діями пілота а також допомозі йому в пілотуванні.
Закон прямого керування – цей Закон немає ні якого контролю за діями пілотів в ньому відсутні всі обмеження що присутні в двох інших законах.
При управлінні літаком в рамках цього Закону весь процес пілотування переходить на пілотів.
Таким чином процес управління при повній відмові САУ приймає наступний вигляд. На 3 з 4 літаків присутня механічне резервування системи управління Ту-204 Airbus-320 Boeing-777. На SSJ її не має взагалі що стало можливим завдяки багаторазовому крос-резервуванню всіх компонентів системи завдяки застосування архітектури AFDX.
В результаті проведеного аналізу ЕДСУ прототипів для проектного літака була розроблена принципова схема системи в якій буде повністю відсутнє механічне резервування.
ЕДСУ літака виконана за архітектурою AFDX що дає нам змогу відмовиться від механічного резервування системи та зменшить її вагу та полегшить умови експлуатації.
Також в проектного літаку будуть застосовані Закони керування завдяки яким зросте безпека виконання польоту.
Три канала вместо двух
Для керування літаком в кабіні пілотів будуть встановлюватися ручки управління у вигляді джойстиків (SideStick) такі органи управління є більш інформативними також їх застосування в кабіні дає змогу збільшити вільний простір для пілотів що особливо важливо під час довгих перельотах.
В дипломній роботі також виконані відповідні розрахунки щодо забезпечення охорони праці та навколишнього середовища при експлуатації проектованого літака.
Дипломник Юдін М.М. доповідь закінчив