Вантажний середньо-магістральний літак підвищеної транспортної ефективності з можливістю експлуатації з ґрунтових ЗПС

При злітній масі літака в 142539 кг, в залежності від комерційного навантаження, практична (максимальна) дальність польоту змінюється таким чином, як показано у табл. 3.5.

Таблиця 3.5

Залежність практичної дальності польоту від комерційного навантаження

Комерційне навантаження mком , кг	Запас витрачаємого палива mп , кг	Практична дальність польоту Lпр , км	Дальність Lз. п , км	Час tз. п , год
1	2	3	4	5
41263	16894	2774	600	0,84
35000	23157	3803	600	0,84
30000	28157	4624	600	0,84
24393	33764	5544	600	0,84

Примітка: 1. Практична дальність польоту L дана без врахування зустрічного вітру; 2. У величіні tз. п , крім часу, що витрачається на зліт, розгін, набір висоти, планування і приземлення, враховано додатковий час (10 хв) на руління перед зльотом і після приземлення, а також додатковий час (10 хв) на маневрування у повітрі після зльоту і перед приземленням.

Розрахунок продуктивності літака для зазначених вище варіантів комерційного навантаження виконаний згідно даних табл. 3.5 і формулам (3.2) і (3.3), де не враховується вплив зустрічного вітру, оскільки можливий варіант і попутного вітру, тобто метеорологічні умови усереднено. Результати розрахунків зведені у табл. 3.6.

Таблиця 3.6

Результати розрахунку продуктивності літака

mком , т	Lпр , км	Lз. п , км	tз. п , год	Vр , км/год	kк	П, т·км/год
1	2	3	4	5	6	7
41,263	2774	600	0,84	734,3	0,95	28784
35	3803	600	0,84	735,8	0,95	24466
30	4624	600	0,84	736,6	0,95	20992
24,393	5544	600	0,84	737,1	0,95	17081

Витрати на амортизацію літака визначаються по формулі (3.9). Для розрахунку використовуються наступні данні: Тл = 60000 год - амортизаційний (повний) строк служби літака; tл = 12000 год - строк служби літака між двома капітальними ремонтами; kр. л = 0,1 - відношення вартості капітального ремонту до відпускної ціни літака (без двигунів); маса силової установки mсу = 23803 кг; маса порожнього літака mпор = 79582 кг; відпускна ціна (вартість) літака при умові виробництва не менше 300 літаків згідно формули (3.10) дорівнює:

Таким чином амортизація літака на одну літако-годину рівна:



Витрати на амортизацію двигунів визначаються по формулі (3.11). Для розрахунку використовуються наступні дані: n = 4 - число двигунів на літаку; Тдв = 12000 год - амортизаційний строк служби двигуна; tдв = 3000 год - міжремонтний строк служби двигуна (ресурс); злітна потужність одного двигуна Nзл = 14466 к. с.; відпускна ціна (вартість) двигуна згідно формули (3.12) дорівнює:

Тоді амортизація двигунів літака дорівнює:

Витрати на поточний ремонт і ТО літака та його двигунів згідно формули (3.13) при kто. л = 0,5 у.о./год·т - питома вартість ТО і поточного ремонту планера літака з його обладнанням; kто. дв = 0,1 у.о./к. с.·год - питома вартість ТО і поточного ремонту двигуна; дорівнюють:

Видатки на заробітну платню льотному екіпажу і супроводжуючим згідно формули (3.21) і даним табл. 10.4 дорівнюють:



Визначення вартості палива, віднесеної до години льотної експлуатації літака, виконується стосовно чотирьох варіантів польоту з різним комерційним навантаженням, рахуючи, що сума запасу витрачаємого палива і аеронавігаційного запасу дорівнює кількості усього палива на борту літака.

Використовується паливо ТС1, вартістю Сп = 1000 у.о. за одну тону.

Вартість палива, віднесена до однієї години льотної експлуатації літака визначається згідно формули (3.14), тобто наступним чином:

Тривалість польоту визначається згідно формули (3.15), без врахування зустрічного або попутного вітру.

Результати розрахунку вартості палива зведені у табл. 3.7.

Таблиця 3.7

Результати розрахунку вартості палива

Комерційне навантаження mком , т	Кількість палива на борту mп , т	Загальна вартість палива Сп , у.о.	Час польоту Tпол , год	Вартість палива Ап , у.о./год
1	2	3	4	5
41,263	20,63	20630	3,778	5460,69
35	26,893	26893	5,168	5204,10
30	31,893	31893	6,277	5080,82
24,393	37,5	37500	7,521	4985,83

Таким чином, усі складові частини величини видатків на експлуатацію визначені, а значення самих видатків розраховується згідно формули (3.22), тобто



Результати розрахунків зведені у табл. 3.8. Значення величини А змінюється в залежності від кількості палива на борту літака і тривалості польоту, тобто в залежності від маси комерційного навантаження при незмінній злітній масі літака.

Коефіцієнт kі. в , що враховує інші прямі видатки, прийнятий рівним 1,07.

Таблиця 3.8

Результати розрахунку видатків на експлуатацію літака

mком , т	mп , т	Lпр , км	Аа. л , у.о./год	Аа. дв , у.о./год	Ато , у.о./год	Ап , у.о./год	Аз. п , у.о./год	А, у.о./год
1	2	3	4	5	6	7	8	9
41,263	20,63	2774	26,03	47,74	97,66	5460,69	70	8236,70
35	26,893	3803	26,03	47,74	97,66	5204,10	70	7866,07
30	31,893	4624	26,03	47,74	97,66	5080,82	70	7687,98
24,393	37,5	5544	26,03	47,74	97,66	4985,83	70	7550,77

Оскільки відомі значення величин продуктивності літака і годинних експлуатаційних видатків, стає можливим визначення згідно формули (3.1) собівартості тонно-кілометра а в залежності від значення величини комерційного навантаження. Результати розрахунків по визначенню собівартості тонно-кілометра при заданих параметрах польоту, тобто величини, що характеризує економічність літака, зведені у табл. 3.9.

Таким чином у даному підрозділі виконаний розрахунок економічності проектованого літака. Отримані дані по величинам, що характеризують економічність літака, зазвичай, підлягають аналізу, який виконаний у наступному підрозділі.



Таблиця 3.9

Результати розрахунку собівартості тонно-кілометра а

mком , т	mп , т	Lпр , км	А, у.о./год	П, т·км/год	а, у.о./т·км
1	2	3	4	5	6
41,263	20,63	2774	8236,70	28784	0,2862
35	26,893	3803	7866,07	24466	0,3215
30	31,893	4624	7687,98	20992	0,3662
24,393	37,5	5544	7550,77	17081	0,4420

3.3 Аналіз факторів, що впливають на економічність літака

На підставі формул (3.1) і (3.2) можна вивести наступний вираз:

(3.23)

де а - собівартість тонно-кілометра, у.о./т•км; А - видатки на експлуатацію літака протягом однієї льотної години, або собівартість однієї години льотної експлуатації, у.о./год; mком - комерційне навантаження, т; Vр - швидкість літака по розкладу, км/год; kк - коефіцієнт комерційного навантаження, або коефіцієнт завантаження. [3]

Аналізуючи формулу (3.23), при незмінній, або мало змінній собівартості однієї години льотної експлуатації А, можна зробити наступні висновки:

- чим вища рейсова швидкість польоту, тим менша собівартість тонно-кілометра і тим вища економічність, або транспортна ефективність літака;

- чим більше комерційне навантаження, тим менша собівартість тонно- кілометра і, як наслідок, вища економічність літака.

Величина рейсової швидкості Vр визначається згідно формули (3.3а), тобто

Користуючись цією формулою, для літака, розглянутого у попередньому підрозділі, побудовано графік залежності рейсової швидкості від дальності польоту для різних значень крейсерської швидкості без врахування зустрічного вітру, оскільки умови польоту усереднено (див. рис. 3.1).



Рис. 3.1. Залежність рейсової швидкості Vр від дальності польоту L і крейсерської швидкості Vкр:

1 - обмеження практичної дальності польоту зумовлене місткістю баків при сталій середній кілометровій витраті qкм = 6,09 кг/км за умови виконання польоту на максимально можливу (перегоночну) дальність, тобто польоту з повністю заповненими баками (mп = 37500 кг) і комерційним навантаженням, що обмежується злітною масою літака (mком ? 24393 кг); 2 - обмеження практичної дальності польоту за умови перевезення максимально можливого комерційного навантаження (mком = 41263 кг), що обмежується максимально допустимою посадочною масою літака

Аналізуючи формули (3.3а) і (3.23), а також побудований графік, можна зробити наступні висновки:

- чим більша крейсерська швидкість польоту, тим більша величина рейсової швидкості, тим менший негативний вплив зустрічного вітру і тим вище, згідно формулі (3.23), економічність літака;

- чим більша дальність польоту, тим більша величина рейсової швидкості, тобто тим більше величина рейсової швидкості наближається до значення величини крейсерської швидкості і, як наслідок, тим вища економічність літака (якщо при збільшенні дальності польоту комерційне навантаження залишається незмінним).

Ці висновки мають велике значення з точки зору доцільності проектування літаків для польотів з великим навантаженням на велику дальність (від 3000 до 5000-6000 км), що мають великі розміри.

Для дослідження, як змінюється собівартість тонно-кілометра при перевезенні одного і того ж комерційного навантаження на різні відстані, потрібно продовжити розрахунок, розпочатий у попередньому підрозділі, стосовно чотирьох комерційних навантажень: 24393, 30000, 35000 і 41263 кг.

При встановленій злітній масі літака (m0 = 142,539 т) і середній кілометровій витраті палива (qкм = 6,09 кг/км) комерційному навантаження 24393 кг відповідає максимальна дальність польоту L = 5544 км, комерційному навантаженню 30000 кг - L = 4624 км, комерційному навантаженню 35000 кг - L = 3803 км, комерційному навантаженню 41263 кг - L = 2774 км. При польоті на меншу дальність з таким же комерційним навантаженням, злітна маса літака відповідно зменшується за рахунок зменшення необхідного для такого польоту запасу витрачаємого палива.

При польоті на більшу дальність злітна маса літака зберігається сталою і рівна максимально допустимій, а дальність збільшується за рахунок збільшення запасу палива при відповідному зменшенні комерційного навантаження.

Максимальний запас палива визначається місткістю паливних баків, що визначає максимально можливу дальність літака - перегоночну дальність, при якому максимальне комерційне навантаження обмежується максимально допустимою злітною масою літака.

Дальність польоту з максимально можливим комерційним навантаженням (41263 кг), яке обмежується максимально допустимою посадочною масою, складає 2774 км.

Результати розрахунків по дослідженню залежності собівартості тонно- кілометра від дальності польоту при сталому комерційному навантаженні зведені у табл. 3.10, рахуючи, що Vкр = 740 км/год, Сп = 1000 у.о. за одну тону, середня кілометрова витрата палива незмінна для усіх дальностей польоту, і видатки на експлуатацію літака, крім вартості палива на політ, сталі (прийняті з попереднього підрозділу), тобто А1 = Аа. л + Аа. дв + Ато + Аз. п = 241,43 у.о./год.

Таблиця 3.10

Результати розрахунків по дослідженню залежності а від L

mком = 24,393 т
L, км	1000	1500	2000	2500	3000	4000	5000	5544
Lз. п , км	600	600	600	600	600	600	600	600
qкм , кг/км	6,09	6,09	6,09	6,09	6,09	6,09	6,09	6,09
mп , кг	6090	9135	12180	15225	18270	24360	30450	33764
Тпол , км	1,381	2,056	2,732	3,408	4,083	5,435	6,786	7,521
Ап, у.о./год	7117,50	6259,56	5826	5564,38	5389,34	5169,84	5037,77	4985,83
А, у.о./год	10623	9390,68	8764,40	8386,49	8133,65	7816,58	7625,79	7550,77
Vр , км/год	724,4	729,5	732,1	733,7	734,7	736	736,8	737,1
П, т·км/год	16786	16905	16965	17001	17026	17056	17075	17081
а, у.о./т·км	0,6333	0,5555	0,5166	0,4933	0,4777	0,4583	0,4466	0,4420
mком = 30 т
L, км	1000	1500	2000	2500	3000	4000	4500	4624
Lз. п , км	600	600	600	600	600	600	600	600
qкм , кг/км	6,09	6,09	6,09	6,09	6,09	6,09	6,09	6,09
mп , кг	6090	9135	12180	15225	18270	24360	27405	28157
Тпол , км	1,381	2,056	2,732	3,408	4,083	5,435	6,11	6,277
Ап, у.о./год	7117,50	6259,56	5826	5564,38	5389,34	5169,84	5096,50	5080,82
А, у.о./год	10623	9390,68	8764,40	8386,49	8133,65	7816,58	7710,64	7687,98
Vр , км/год	724,4	729,5	732,1	733,7	734,7	736	736,5	736,6
П, т·км/год	20791	20865	20909	20939	20961	20977	20989	20992
а, у.о./т·км	0,4517	0,4201	0,4011	0,3884	0,3794	0,3726	0.3674	0,3662
mком = 35 т
L, км	1000	1250	1500	2000	2500	3000	3500	3803
Lз. п , км	600	600	600	600	600	600	600	600
qкм , кг/км	6,09	6,09	6,09	6,09	6,09	6,09	6,09	6,09
mп , кг	6090	7612,5	9135	12180	15225	18270	21315	23157
Тпол , км	1,381	1,718	2,056	2,732	3,408	4,083	4,759	5,168
Ап, у.о./год	7117,50	6604,19	6259,56	5826	5564,38	5389,34	5264,01	5204,10
А, у.о./год	10623	9888,49	9390,68	8764,40	8386,49	8133,65	7952,60	7866,07
Vр , км/год	724,4	727,4	729,5	732,1	733,7	734,7	735,5	735,8
П, т·км/год	24085	24187	24256	24342	24394	24429	24454	24467
а, у.о./т·км	0,4414	0,4088	0,3872	0,3601	0,3438	0,333	0,3252	0,3215
mком = 41,263 т
L, км	1000	1250	1500	1750	2000	2250	2500	2774
Закінчення табл. 3.10
Lз. п , км	600	600	600	600	600	600	600	600
qкм , кг/км	6,09	6,09	6,09	6,09	6,09	6,09	6,09	6,09
mп , кг	6090	7612,5	9135	10657.5	12180	13702.5	15225	16894
Тпол , км	1,381	1,718	2,056	2,394	2,732	3,07	3,408	3,778
Ап, у.о./год	7117,50	6604,19	6259,56	6012,19	5826	5680,79	5564,38	5460,69
А, у.о./год	10623	9888,49	9390,68	9033,34	8764,40	8554,65	8386,49	8236,70
Vр , км/год	724,4	727,4	729,5	730,98	732,1	733	733,7	734,3
П, т·км/год	28395	28515	28596	28654	28698	28732	28759	28784
а, у.о./т·км	0,3744	0,3468	0,3284	0,3153	0,3054	0,2977	0,2916	0,2862

По даним табл. 3.10 побудовано графік залежності собівартості тонно-кілометра від дальності польоту літака для різних комерційних навантажень, значення яких попередньо прийняте (див. рис. 3.2).



Рис. 3.2. Залежність собівартості тонно-кілометра а від дальності польоту L і комерційного навантаження mком:

1 - обмеження дальності польоту по максимально допустимій злітній масі літака; 2 - обмеження дальності польоту зумовлене місткістю баків літака; 3 - мінімально можлива собівартість тонно-кілометра

Аналізуючи дані табл. 3.10 та криві зображені на рис. 3.2 можна сказати, що при дальностях польоту, менших розрахункової дальності (L = 3800 км), економічність літака погіршується, але до дальностей рівних 1000-2000 км - незначно. На підставі цього можна зробити висновок, що проектований літак може бути достатньо економічним не тільки при застосуванні на великі дальності, а й при середніх і навіть малих дальностях польоту.

Продовжуючи аналіз факторів, що визначають економічність літака, розглянуто вплив на собівартість тонно-кілометра крейсерської швидкості польоту. Для цього було продовжено розрахунок економічності проектованого літака стосовно польоту на сталу дальність (L = 3803 км) з незмінним комерційним навантаженням (mком = 35000 кг) для різних крейсерських швидкостей.

Результати розрахунку зведені у табл. 3.11, по яким побудовано графік залежності собівартості тонно-кілометра від крейсерської швидкості (рис. 3.3).

Таблиця 3.11

Результати розрахунків по дослідженню залежності а від Vкр

L = 3803 км; mком = 35 т
Vкр , км	700	740	750	800	850	900
Lз. п , км	390	398	400	410	425	455
qср , кг/год	4229	4260,4	4273	4397	4645	5141
mп , кг	27975	28219	29071	29308	29628	31139
tз. п , год	0,95	0,966	0,97	0,99	1,01	1,06
Тпол , км	8,313	7,92	7,829	7,408	7,033	6,715
Ап, у.о./год	4195,13	4212,48	4220,78	4313,70	4509,14	4885,82
А, у.о./год	6408,61	6433,67	6445,66	6579,89	6862,19	7406,30
Vр , км/год	667	698	708,2	748,4	788,4	825,7
П, т·км/год	15455	16221	16411	17344	18269	19134
а, у.о./т·км	0,4147	0,3966	0,3928	0,3794	0,3756	0,3871

Розглянувши криву, зображену на рис. 3.3 можна зробити висновок, що найкраща економічність досягається при польоті з крейсерською швидкістю, яка більша за швидкість, що відповідає найменшим витратам палива.

На підставі цього можна зробити висновок, що при експлуатації великого вантажного літака на дальностях, менших максимальної, при збереженні висоти польоту економічно вигідно не зменшувати запас палива, а здійснювати політ з більшими крейсерськими швидкостями, тобто більш важливим є якомога більше скорочення тривалості польоту ніж економія палива у польоті. Це потрібно враховувати при плануванні польоту. Наприклад, якщо вітер на різних висотах має різний напрямок, то більш доцільно виконувати політ на меншому ешелоні висоти з попутним вітром при додатковому збільшенні крейсерської швидкості, навіть якщо витрата палива зросте за рахунок підвищених питомих витрат палива.

Рис. 3.3. Залежність собівартості тонно-кілометра а від крейсерської швидкості Vкр при сталих дальності польоту (L = 3803 км) і комерційному навантаженні (mком = 35000

Розглянемо вплив висоти польоту на собівартість тонно-кілометра. Найвигідніший політ з точки зору отримання найбільшої дальності польоту відповідає режиму, близькому до польоту при максимальній аеродинамічній якості на максимально можливій (оптимальній) висоті. Ця оптимальна висота буде збільшуватися по мірі облегшення літака за рахунок випрацювання палива (див. рис. 3.4). Тому найвигідніший профіль польоту літака, представляє собою політ з неперервним набором висоти, як це зображено на рис. 3.5. [3]

При польотах на дальність, меншу ніж максимальна і при сталих його параметрах, економічність літака буде змінюватись в залежності від крейсерської швидкості польоту, як показано на рис. 3.3. Якщо розглянути залежність собівартості тонно-кілометра від крейсерської швидкості для різних висот польоту можна зробити висновок, що при польотах на відстань, меншу за максимальну дальність польоту для визначеного комерційного навантаження, економічно вигідніше зменшувати висоту польоту при одночасному збільшені крейсерської швидкості. У цьому випадку велика витрата палива на горизонтальній ділянці польоту за рахунок підвищених питомих витрат палива двигунами компенсуються зменшенням витрати палива на набір висоти і зниження (планування). [3]

Рис. 3.4. Зміна оптимальної висоти польоту Hопт в залежності від дальності польоту L

Загальна тривалість польоту при цьому скорочується за рахунок того, що більшу частину шляху літак проходить з підвищеною крейсерською швидкістю, що значно перевищує швидкості набору висоти і зниження. Таким чином, чим менша дальність польоту, тим на меншій висоті економічно вигідніше виконувати його.



Рис. 3.5. Профілі польоту в залежності від крейсерської висоти H і дальності польоту

ВИСНОВОК

На основі проведеного аналізу факторів, що визначають економічність проектованого літака, можна зробити наступні висновки:

1. Економічність проектованого літака тим вища, чим більше комерційне навантаження, крейсерська швидкість польоту, безпосадочна дальність польоту і корисна масова віддача літака (відносна маса навантаження і палива).

2. Видатки на паливо складають найбільшу частину експлуатаційних видатків, і тому важливою задачею при проектуванні літака є забезпечення максимально можливого зменшення витрат палива за допомогою раціонального вибору силової установки (застосування найбільш економічних двигунів) і аеродинамічної компоновки літака (максимальне збільшення аеродинамічної якості літака на крейсерському режимі).

В умовах експлуатації літака у цілях підвищення економічності вантажних перевезень і скорочення запасу палива на політ велике значення має забезпечення такої якості організації повітряного руху і прогнозування метеорологічних умов польоту, що дало б можливість звести до мінімуму аеронавігаційний запас палива і непродуктивне маневрування літака у польоті (очікування дозволу на посадку, зміна курсу в обхід заборонених зон і т. і.).

3. При польотах на відстані, менші ніж максимальна дальність польоту з визначеним комерційним навантаженням, економічно вигідніше здійснювати політ на підвищених крейсерських швидкостях і меншій висоті. Фактор тривалості польоту для економічності літака є більш важливим ніж економія палива.

4. При проектуванні літака для забезпечення високої економічності необхідно:

- встановлювати двигуни з якомога більшим міжремонтним і повним ресурсом;

- забезпечити високу живучість і надійність конструкції і систем літака з ціллю збільшення загального строку служби літака і його міжремонтного ресурсу;

- встановлювати такий комплекс обладнання на літак, що дозволяє мінімізувати кількість членів екіпажу і забезпечити надійну навігацію і керування літаком, у тому числі і у важких метеорологічних умовах, для скорочення тривалості польоту.

Аналіз факторів, впливаючих на економічність вантажного літака, дає змогу зробити загальний висновок про те, що бажання неперервно підвищувати економічність авіаційних перевезень визначає, як основний напрямок розвитку літакобудування, неперервне підвищення крейсерських швидкостей польоту.

На підставі результатів проведеного дослідження економічності проектованого літака можна стверджувати, що його економічні показники та характеристики цілком прийнятні і задовольняють визначене, у технічному завданні на проект, призначення літака у плані забезпечення підвищеної транспортної ефективності. Аналізуючи побудовані у даному розділі графіки залежностей, можна зробити висновок, що вибір проектних параметрів здійснено коректно, тобто обрані параметри проектованого літака близькі до оптимальних.

РОЗДІЛ 4. ОХОРОНА ПРАЦІ

ВСТУП

Проектований літак призначений для контейнерного перевезення вантажів у відсіку герметичної вантажної кабани. Для виконання завантажувальних робіт передбачене певне вантажне обладнання (тельфери, електролебідки, замки кріплення, стопори, ролики).

Завантажувальні та розвантажувальні роботи мають велику питому вагу у процесі експлуатації вантажного транспортного літака, тому необхідно забезпечити, у відповідності до чинного законодавства, необхідний рівень безпечності зазначених робіт.

4.1 Перелік небезпечних і шкідливих виробничих чинників під час технічної експлуатації об'єкта, що проектується

При виконанні робіт по завантаженню-розвантаженню у вантажній кабіні літака і поблизу неї можуть спостерігатися наступні небезпечні та шкідливі виробничі чинники по ОСТ 5471001-82:

1. Літальні апарати, що рухаються; спецавтотранспорт; самохідні механізми; транспорт для перевезення вантажів.

2. Незахищені рухомі елементи конструкції літака. Потенційну небезпеку несуть автоматичні механізми літака, зокрема стулки вантажного люка, рампа, гермостулка, вхідні двері у кабіну, троси електролебідок і тельферів, а також роликові доріжки.

3. Струмені газів та повітря двигунів (на відстані до 100 м від них), зокрема відносно легкі предмети, що потрапляють під їх вплив. Конструкції, що не належать літаку і потенційно можуть легко руйнуватись. Особливу небезпеку несуть приставні драбини та натягнені троси.

4. Різноманітні частини ПС, при виконанні на них певних робіт (високо розташовані вхідні двері), що потребує дотримання визначеної техніки безпеки.

5. Поверхні, що при певних погодних умовах несуть потенційну небезпеку для технічного персоналу, що обслуговує їх (недостатнє зчеплення між поверхнею та підошвою спецвзуття).

6. Поверхні літака при від'ємній їх температурі.

7. Підвищений рівень шуму у районі виконання робіт зовні та всередині вантажної кабіні, що додатково резонує у ній.

8. Недостатнє освітлення у вантажній кабіні, що підвищує імовірність накрапляння на небезпечний предмет, або елемент конструкції.

9. Понижена контрастність небезпечних елементів конструкції кабіни, через невідповідну якість лакофарбового покриття.

10. Кабелі електропроводки та елементи електричної мережі літака.

11. Підвищена загазованість у районі виконання робіт.

12. Чинники, що можуть спричинити виникнення в робочій зоні пожежу чи вибух:

- замикання електричного устаткування, що може виникнути через перевантаження його елементів, або наявності виробничих дефектів у них;

- не дотримання правил пожежної безпеки у районі виконання робіт (відкритий вогонь) де наявні паливно-мастильні речовини;

- не дотримання правил безпеки при виконанні робіт з кисневим та іншим обладнанням під високим тиском.

4.2 Технічні заходи, що виключають або обмежують вплив на персонал небезпечних і шкідливих виробничих чинників

До виконання вантажно-розвантажувальних робіт та обслуговування обладнання літака повинні допускатися лише особи, що пройшли спеціальну підготовку та інструктаж.

Так як, процес завантаження та розвантаження вантажної кабіни літака механізований, то рівень безпеки праці при використанні цих механізмів великою мірою залежить від їх технічного стану та правильності експлуатації. Згідно «Правил устрою і безпечної експлуатації вантажопідйомних кранів (машин)», тельферні крани, що встановлені на літаку, а також знімні вантажезахоплювальні знаряддя повинні підлягати періодичним перевіркам, які виконуються для визначення їх технічного стану та придатності до експлуатації, що засвідчує свідоцтво придатності.

Видача часткового свідоцтва придатності повинна проводитись не рідше як один раз в дванадцять місяців, а повного - в три роки.

В процесі експлуатації вантажезахоплювальні знаряддя необхідно оглядати:

- траверси - через кожні 6 місяців;

- кліщі та інші захвати - з періодичністю в один місяць;

- стропи - кожні 10 діб.

При організації вантажно-розвантажувальних робіт необхідно керуватись загальними правилами і вимогами безпеки, що наведені в ГОСТ 12.3.009-76.

Вплив небезпечних чинників «1» і «2» (ГОСТ 12.3.009-76) знижується шляхом додаткового навчання та інструктажу персоналу, правильної організації робіт (організація переміщення техніки, передбачення спостерігачів), реалізації конструктивних рішень, направлених на спрощення процесу ТО ПС (встановлення блокувань, стопорів, рубильників у легко доступних місцях).

Забороняється проводити опробовування двигунів під час завантаження чи розвантаження вантажної кабіни.

Для недопущення чинника «4», у конструкції літака слід передбачити вузли кріплення приставних драбин. Усі двері повинні бути обладнані ременями безпеки червоного кольору, що встановлюються впоперек дверного пройому на рівні поясу людини.

Для запобігання падінь на слизьких поверхнях, ступені драбин, рампа та підлога вантажної кабіни повинні мати поверхню, що дасть змогу підвищити зчеплення з нею.

Небезпечні чинники «7» і «8» виключаються шляхом забезпечення технічного персоналу спецодягом та передбаченням засобів зв'язку з оператором.

Для виключення можливості ураження електричним струмом, усі електроустановки повинні відповідати діючим державним стандартам, а саме ГОСТ 1.2.1.019-79 «Правила устрою електроустановок», а їх експлуатація повинна проводитись згідно з положеннями «Правил технічної експлуатації електроустановок».

Вплив факторів «9» і «10» знижується шляхом раціональної організації штучного освітлення вантажної кабіни.

4.3 Розрахунок заземлювального пристрою для захисту від статичної електрики

Оскільки літак - джерело статичної електрики, що накопичується як в польоті, шляхом взаємно тертя поверхні літака та повітря, так і на землі (при заправці та ін.), що може спричинити ураження персоналу чи займання ПММ, стоянка літака повинна бути обладнана ефективним заземлювальним пристроєм.

З цих міркувань для прикладу наведена задача по визначенню кількості заземлювачів і довжини сполучної смуги контурного заземлювального пристрою на стоянці літаків для захисту від статичної електрики, якщо в якості одиничного заземлювача виступає сталевий кутник. [11]

Вихідні дані для розрахунку:

- опір контуру Rн ? 100 Ом;

- полиця сталевого кутника bкут = 40 мм;

- довжина сталевого кутника lкут = 2 м;

- глибина закладання кутника Нкут = 2,5 м;

- ґрунту - пісок;

- відстань між кутниками а = 2 м (відношення а/lкут = 1);

- ширина сталевої смуги, що сполучає кутники за допомогою зварювання становить bсм = 40 мм.

- питомий опір ґрунту (піску) с = 7·102 Ом·м.

Розрахунок проводиться наступним чином:

1. Опір одиничного заземлювача зі сталевого кутника визначається за наступною формулою:

2. Попередньо прийнявши кількість забитих у пісок кутників рівною n = 3, довжина сполучної смуги розраховується наступним чином:

Значення глибини закладання сполучної смуги прийнято рівним Нсм = 1,5 м.

3. Опір розтіканню струму у піску від сталевої смуги:

Коефіцієнти використання одиничних заземлювачів сталевих кутника і сполучної смуги, при відношенні а/lкут = 1 і n = 3, дорівнюють зкут = 0,75 і зсм = 0,5 відповідно.

4. Опір контурного заземлювального пристрою в цілому:

Отримане значення опору контурного заземлювального пристрою менше нормованого (rк. з < 100 Ом), тому прийняті кількість одиничних заземлювачів та довжина смуг, що сполучають сталеві кутники (одиничні заземлювачі) цілком задовольняють умови безпеки праці, у плані захисту від статичної електрики, на стоянці.

4.4 Забезпечення пожежної та вибухової безпеки об'єкта, що проектується

Пожежна безпека об'єкта, що проектується, має забезпечуватися відповідно до ГОСТ 12.1.004-91 «Пожежна безпека», вибухова - за ГОСТ 12.1.010-76 «Вибухонебезпека. Загальні вимоги». [11]

Заходи пожежної безпеки (ГОСТ 12.1.004-91)

Пожежна безпека об'єкта має забезпечуватися:

- системою запобігання пожежі;

- системою протипожежного захисту;

- організаційно-технічними заходами.

Небезпечними чинниками пожежі, що впливають на людей, є:

- відкритий вогонь та іскри;

- підвищена температура навколишнього середовища, предметів тощо;

- токсичні продукти горіння;

- дим;

- знижена концентрація кисню у повітрі;

- падаючі частини будівельних конструкцій, агрегатів, установок і т. ін.;

- небезпечні чинники вибуху (ГОСТ 12.1.010-76). [11]

Вивчення причин пожеж та вибухів на ПС дозволяє розробляти та впроваджувати ефективні заходи по зниженню, або повному виключенню імовірності їх появи, а також сприяє вдосконаленню засобів і методів пожежогасіння.

Основні правила пожежної та вибухової безпеки при експлуатації проектованого об'єкта (літака), виконання яких забезпечують вимоги пожежної та вибухової безпеки:

- не допускається утворення горючого та вибухового середовища;

- не допускається утворення у горючому та вибуховому середовищі джерел запалювання, або ініціювання вибуху;

- необхідно підтримувати температуру і тиск горючого середовища меншими максимально допустимих значень по горючості;

- необхідно створювати систему засобів пожежогасіння;

- необхідно проводити регулярні навчання льотно-технічного складу;

- на стоянці, ПС повинні розташовуватися на відстані не менше 25 м один від одного, яка повинна бути обладнана ефективними засобами пожежогасіння;

- при підійманні (підвішуванні) ПС, або постановці його до ангару, необхідно зливати з баків паливо, і заповнювати їх інертним газом, якщо передбачається перебування у ангарі довше трьох діб;

- при ТО проектованого літака, підключення до нього електроустаткування і увімкнення бортової електромережі необхідно здійснювати лише з дозволу посадової особи, що відповідає за обслуговування відповідного обладнання;

- ПС повинно обладнуватися відповідними до норм пожежної та вибухової безпеки, засобами пожежогасіння.

4.5 Інструкції з техніки безпеки праці при виконанні ТО елерона

У цивільній авіації технічне обслуговування літаків виконується відповідно до вимог ОСТ 5471001-82. ССБТ. «Літаки і вертольоти цивільної авіації. Технічне обслуговування. Загальні вимоги безпеки».

Інструкції з техніки безпеки праці при виконанні робіт по ТО елерона проектованого літака:

1. До ТО елерона допускаються особи, що пройшли спеціальну підготовку та інструктаж, що мають відповідні сертифікати, тобто допуски на виконання відповідних робіт, в тому числі і на висоті.

2. При обслуговуванні елерона необхідно користуватися лише справним інструментом і засобами, що пройшли відповідні перевірки.

3. Особи, що працюють на висоті, повинні мати відповідне оснащення (каска, ремені безпеки, спецвзуття, спеціальну торбину для інструменту та ін.).

4. Роботи по ТО елерона повинні виконуватися при силі вітру не більшій за 7 м/с.

5. При виконанні ТО, елерон необхідно фіксувати (встановлювати на упор).

6. У кабіні екіпажу повинна встановлюватися табличка з попередженням, що забороняє відхиляти штурвал, який повинен бути зафіксований.

7. Під час виконання робіт по ТО елерона забороняється виконувати випуск-прибирання механізації крила, заправку паливом та опробування двигунів.

ВИСНОВОК

У даному розділі виконаний аналіз небезпечних чинників, що можуть спричинити нещасні випадки, аварії та профзахворювання технічного персоналу при льотній експлуатації та технічному обслуговуванні проектованого літака. З урахуванням цього розроблені технічні заходи, що виключають або обмежують вплив на персонал цих небезпечних і шкідливих виробничих чинників. Також, для найбільш небезпечного, у плані подальших наслідків, фактору імовірності виникнення пожежі і (або) вибуху, розроблені заходи по виключенню та усуненню можливих пожеж та вибухів на об'єкті, що забезпечують необхідну, у відповідності до державних стандартів, пожежну та вибухову безпеку.

РОЗДІЛ 5. ОХОРОНА НАВКОЛИШНЬОГО СЕРЕДОВИЩА

ВСТУП

Одним з найактуальніших та найвідповідальніших, на теперішній час, завдань при проектуванні нового типу літака - є забезпечення якомога меншого шкідливого впливу на навколишнє природне середовище (НПС), зокрема на атмосферу.

Людська діяльність завдає непоправної шкоди навколишньому середовищу, зокрема атмосфері. Це лісові пожежі, токсичне виробництво, шкідливі викиди транспорту, значна частка яких, припадає на авіаційну техніку. Авіаційні двигуни завдають шкоду не тільки шляхом викиду в атмосферу продуктів згоряння, вони ще й спалюють величезну кількість повітря, що згубно впливає на озоновий шар планети.

Незворотні фактори дії на навколишнє середовище можна поділити на три основні групи:

- фактори хімічної дії;

- фактори фізичної дії;

- фактори біологічної дії.

По відношенню до авіатранспорту, до перших належить забруднення ґрунту та атмосфери продуктами згоряння, до других - шум, електромагнітне випромінювання та ін..

Відпрацьовані гази авіаційних двигунів є основним джерелом забруднення атмосфери. Оцінка авіаційних двигунів з точки зору екологічної безпеки визначається емісійною характеристикою, що залежить від режиму роботи двигунів, температури газів перед турбіною, кількістю двигунів встановлених на літаку.

Групу шкідливих речовин, що потрапляють в атмосферу з відпрацьованими газами авіаційних двигунів, складають наступні речовини (сполуки):

- окис вуглецю СО;

- окис азоту NOx;

- окис сірки SOx;

- негорючі вуглеводні CxHx;

- тверді сполуки (сажа).

5.1 Законодавча база охорони НПС України

Екологічне законодавство України складається із Законів України «Про охорону навколишнього природного середовища», «Про охорону атмосферного повітря», «Про природно-заповідний фонд України», «Про тваринний світ», «Про рослинний світ», «Про екологічну експертизу» та інших законодавчих актів. До екологічного законодавства належать також Закон «Про правовий режим території, що зазнала радіоактивного забруднення внаслідок Чорнобильської катастрофи», Закон «Про статус і соціальний захист громадян, що постраждали внаслідок Чорнобильської катастрофи», постанова Верховної Ради України «Про невідкладні заходи щодо захисту громадян України від наслідків Чорнобильської катастрофи» та інші спеціальні законодавчі акти.

Конституція України (розділ I п.3) визначає безпеку людини як одну з найвищих соціальних цінностей.

Закон України «Про охорону навколишнього природного середовища» визначає головні принципи охорони довкілля:

- пріоритетність вимог екологічної безпеки, обов'язковість дотримання екологічних стандартів, нормативів і лімітів використання природних ресурсів;

- гарантування екологічно безпечного середовища для життя і здоров'я людини;

- екологізація матеріального виробництва на засадах комплексного вирішення питань охорони навколишнього середовища.

Закон України «Про охорону атмосферного повітря» спрямований на забезпечення та відновлення природного стану атмосферного повітря.

5.2 Розрахунок викидів окису вуглецю та окислів азоту двигунами проектованого літака

У даному підрозділі проводиться визначення маси викидів окису вуглецю та окислів азоту двигунами проектованого літака за один рік. [12, 13]

На проектованому літаку встановлені чотири ТГВД Д-27. Двигун Д-27 розроблений на основі газогенератора ТРДД Д-36, тому виходячи з цих міркувань для розрахунку викидів окису вуглецю та окислів азоту будуть використані параметри і дані по двигуну Д-36.

Маса викидів шкідливих речовин у зоні аеропорту розраховується для режимів злітно-посадочного циклу (ЗПЦ) (див. табл. 5.1).

Таблиця 5.1

Режими ЗПЦ

№ п/п	Режим	Відносна тяга	Тривалість режиму t, хв
1	2	3	4
1	Запуск, холостий хід перед зльотом (режим малого газу)	0,07	15,0
2	Зліт	1,0	0,7
3	Набір висоти	0,85	2,2
4	Захід на посадку з висоти 1000 м	0,3	4,0
5	Руління після посадки (режим малого газу)	0,07	7,0

Розрахунок маси річних викидів СО і N0х виконується по наступним формулам:

М1= М1Н+ М1ВП = 384,7 + 9,5 = 394,2 кг/рік;

М2= М2Н+ М2ВП = 167,4 + 1265,8 = 1433,2 кг/рік,

де М1Н, М2Н - маси шкідливих речовин відповідно СО і NОx, які викидаються під час наземних операцій (запуску, руління перед зльотом і після приземлення - режими 1, 5); М1ВП, М2ВП - маси шкідливих речовин відповідно СО і NOx, які викидаються за рік під час злітно-посадочних операцій (зліт, набір висоти 1000 м, захід на посадку з висоти 1000 м - режими 2, 3, 4).

М1Н = K1CП.ВИТ.МГRМГТМГ = 0,0193•0,037•4550•118,4 = 384,7 кг/рік;

М2Н = K2CП.ВИТ.МГRМГТМГ = 0,0084•0,037•4550•118,4 = 167,4 кг/рік,

де K1 = 0,0193, K2 = 0,0084 - індекси емісії (кілограм шкідливої речовини на кілограм палива) відповідно СО і NOx під час наземних операцій;

CП.ВИТ.МГ = 0,037 кг/Н·год - питома витрата палива на режимі роботи двигуна «малий газ»;

RМГ = ·R0 = 0,07•65000 = 4550 Н - тяга двигуна на режимі «малий газ», де R0 = 65 кН - максимальна (злітна) тяга двигуна;

ТМГ = tМГ N n = 0,37•80•4 = 118,4 год/рік - річний наробіток двигуна на малому газі, де tМГ = (15+7)/60 = 0,37 год - наробіток двигуна в годинах на режимі «малий газ» за один ЗПЦ (режими 1, 5 - див. табл. 5.1); N = 80 - річна кількість зльотів-посадок усіх літаків даного типу в аеропорту, прийнято умовно; n = 4 - кількість двигунів на даному типі літака.

Розрахунок маси М1ВП і М2ВП викидів відповідно СО і NOx при злітно-посадочних операціях (режими 2, 3, 4) виконується за формулами:

М1ВП = n(W1ВТВ+W1HВТHВ+W1nТn)N =

= 4(0,2•0,0117+0,2•0,0367+0,3•0,0667)80 = 9,5 кг/рік;

М2ВП = n(W2ВТВ+W2HВТHВ+W2nТn)N =

= 4(96•0,0117+59•0,0367+10•0,0667)80 = 1265,8 кг/рік,

де W1В = 0,2 кг/год, W2В = 96 кг/год - масові швидкості емісії відповідно СО і NOx під час зльоту літака; W1HВ = 0,2 кг/год, W2HВ = 59 кг/год - масові швидкості емісії відповідно СО і NOx під час набору висоти літаком висоти 1000 м; W1n = 0,3 кг/год, W2n = 10 кг/год - масові швидкості емісії відповідно СО і NOx під час зниження літака з заданої висоти польоту 1000 м; ТВ = 0,7/60 = 0,0117 год, ТHВ = 2,2/60 = 0,0367 год, Тn = 4/60 = 0,0667 год - наробіток двигунів літака на відповідних режимах, тобто під час зльоту, набору висоти і зниженні цієї з висоти.

5.3 Еколого-економічна оцінка збитку, який спричиняється річними викидами СО і NOх

У даному підрозділі проводиться еколого-економічна оцінка збитку, який спричиняється річними викидами СО і NOх, кількісно оціненими у попередньому підрозділу. [12, 13]

Оцінка збитку З (грн/рік) для будь-якого джерела визначається по наступній формулі:

З = г•у•ѓ•m,

де г - константа, кількісне значення якої дорівнює 12 грн/ум•т; у - показник відносної небезпеки забруднення атмосферного повітря (табл. 5.2); ѓ - похибка, яка враховує характер розсіювання сумішей в атмосфері (безрозмірна величина); m - зведена маса річного викиду забруднень із джерела.

Для джерел, гирло яких розташоване на висоті h < 10 м, зона активного зараження (ЗАЗ) являє собою коло радіусом 50h з центром в точці розташування джерела; при h ? 10 м радіус ЗАЗ rЗАЗ = 20цh, де h - висота гирла джерела, м; ц - безрозмірна похибка, що враховує підйом факела викидів в атмосферу, яка визначається за формулою:

де ?Т - середньорічне значення різниці температур у гирлі джерела та в навколишній атмосфері на рівні гирла, °С.

Вихідні дані для розрахунку:

h = 2 м (для режимів 1, 5 по табл. 5.1); h = 50 м (для режимів 2, 3, 4 по табл. 5.1); ѓ = 10; ?Т = 500°С.

Значення зведеної маси m1 і m2 річних викидів відповідно СО і NOх визначається за наступними формулами:

m1 = А1М1 = 1•394,2 = 394,2 кг/рік;

m2 = А2М2 = 41,1•1433,2 = 58904,5 кг/рік ,

де А1 = 1; А2 = 41,1 - показники відносної агресивності відповідно СО і NOх.

З урахуванням прийнятих значень г і ѓ оцінка збитку, який спричиняється викидами СО (З1) і NOх (З2), буде визначатись наступним чином:

З1 = 120уm1 ;

З2 = 120уm2 ,

де у - показник відносної небезпеки забруднення атмосферного повітря для територій приміських зон відпочинку, садових та дачних кооперативів і товариств.

Результати розрахунків по оцінці відносного збитку, який спричиняється навколишньому середовищу шкідливими викидами різних класів небезпеки длярізних типів територій зведені у табл. 5.2.

Таблиця 5.2

Оцінка відносного збитку навколишньому середовищу

Тип території, яка забруднюється	Значення у	З1, грн/рік	З2, грн/рік
1	2	3	4
Території курортів, санаторіїв, заказників	10	473,04	70685,4
Території приміських зон відпочинку, садових та дачних кооперативів та товариств	8	378,43	56548,32
Території промислових підприємств і промвузлів	4	189,22	28274,16
Ліси - 1-а група	0,2	9,46	1413,71
Ліси - 2-а група	0,1	4,73	706,86
Ліси - 3-я група	0,025	1,18	176,71
Орні землі південної зони	0,25	11,83	1767,14
Орні землі центрального чорноземного району	0,2	9,46	1413,71
Орні землі південного Сибіру	0,15	7,1	1060,28
Орні землі інших районів	...

Подобные документы

• Будова основних вузлів та агрегатів літака АН-32

  Основні льотно-технічні характеристики, експлуатація та модифікація літака. Аналіз конструкції основних агрегатів літака: крило, фюзеляж, оперення, шасі, силова установка. Призначення та конструктивні особливості функціональних систем, навантаження.
  
  курсовая работа [2,5 M], добавлен 25.08.2014
  

• Основні параметри конструктивно-силових елементів агрегату на прикладі кіля

  Схеми хвостового оперення. Вибір конструктивно-силової схеми кіля. Особливості побудови епюр. Розрахунок лонжеронів. Виключення небезпек під час експлуатації кіля регіонального літака шляхом застосування комплексу технічних, організаційних заходів.
  
  дипломная работа [4,4 M], добавлен 22.04.2015
  

• Аеродинамічні та льотно-технічні характеристики літака

  Порівняльна характеристика пасажирських дозвукових літаків, виконаних за схемою "літаюче крило". Аеробус надвеликої вантажопідйомності "Ту-404". Розрахунок зовнішніх навантажень на консольну частину крила літака, побудова епюр внутрішніх силових факторів.
  
  курсовая работа [2,1 M], добавлен 21.07.2014
  

• Технологія виробництва Boeing 787

  Поділ літака на агрегати. Загальна характеристика та особливості виробництва літака Boeing 787. Конструктивно-технологічне членування. Виготовлення деталей з профілю. Поділ агрегату "вертикальне оперення" на відсіки. Транспортування агрегатів літака.
  
  курсовая работа [1,3 M], добавлен 06.12.2013
  

• Розрахунок основних параметрів елементів гідроприводу

  Розрахунок конструктивних параметрів елементів гідроприводу (гідроциліндра, насоса і гідроліній). Вибір елементів гідроприводу. Визначення ємкості масляного баку. Розрахунок загального ККД і основних параметрів гідроприводу при його проектуванні.
  
  контрольная работа [757,8 K], добавлен 18.02.2014
  

• Гідравлічна підсистема прибирання та випускання шасі середньо-магістрального пасажирського літака з двома ТРДД злітною масою 40 тонн

  Аналіз технічних переваг та недоліків існуючих схем шасі транспортних та пасажирських літаків. Визначення діаметрів трубопроводів та розрахунок гідравлічної системи проектованого магістрального пасажирського літака. Розрахунок гідроциліндрів насоса.
  
  дипломная работа [3,7 M], добавлен 24.06.2015
  

• Загальна характеристика літака

  Основні льотно-технічні характеристики та модифікації. Конструктивно-силова схема крила, фюзеляжу, основні їх агрегати, відсіки, секції вузли та деталі. Призначення та склад обладнання літака. Паливна, масляна та протипожежна системи льотного апарату.
  
  дипломная работа [3,8 M], добавлен 05.03.2013
  

• Розрахунок вагон-цистерни

  Вибір основних параметрів вагона. Технічне описання конструкції його кузова та рами. Розрахунок осі колісної пари умовним методом. Розрахунок підшипника кочення на довговічність, пружини ресорного підвішування та основних елементів кузова на міцність.
  
  курсовая работа [3,3 M], добавлен 06.06.2010
  

• Розробка маршрутів доставки робітників на будівельний об’єкт

  Вибір транспортного підприємства. Визначення найкоротших відстаней між пунктами транспортної мережі. Вибір місця розташування автоколони, рухомого складу по енергоємності. Оцінка енергоємності транспортного процесу. Вибір місця розташування автоколони.
  
  курсовая работа [731,3 K], добавлен 19.10.2013
  

• Розрахунок основних параметрів підйомно-транспортних машин

  Основні параметри стрічкового, пластинчастого, скребкового конвеєрів загального призначення: продуктивність, швидкість транспортування, довжина. Розрахунок параметрів гвинтового конвеєра та ковшового елеватора. Загальний розрахунок вібраційного конвеєра.
  
  контрольная работа [1,1 M], добавлен 14.01.2010
  

• Вагон вантажний рефрижераторної секції

  Визначення площі теплопередавальних поверхонь огорожі кузова вагона. Розрахунок зведеного коефіцієнта теплопередачі огорожі кузова вагона. Опис прийнятої холодильної машини та системи охолодження. Розрахунок основних параметрів поршневого компресора.
  
  курсовая работа [467,3 K], добавлен 06.06.2010
  

• Розрахунок основних параметрів та амплітудно-частотних характеристик тягової передачі першого класу

  Визначення номінальної частоти обертання валу тягового двигуна у тривалому режимі. Оцінка передаточного числа тягового редуктора. Визначення діаметра ділильного кола зубчастого колеса та нормального модуля зубчастих коліс. Розрахунок точки резонансу.
  
  курсовая работа [452,6 K], добавлен 17.09.2016
  

• Тяговий розрахунок автомобіля та визначення показників експлуатаційних властивостей

  Визначення основних масових параметрів автомобіля. Схема загального компонування автомобіля КАМАЗ 43255. Визначення потужності, вибір та обґрунтування типу двигуна, побудова швидкісної зовнішньої характеристики. Визначення типу трансмісії автомобіля.
  
  контрольная работа [356,9 K], добавлен 14.01.2011
  

• Розробка моделі транспортної мережі

  Визначення раціональних варіантів вантажопотоків. Вибір рухомого складу і навантажувальних механізмів. Розгляд вимог до упаковки, маркування, транспортування та зберігання пшона. Розрахунок параметрів складу для транспортно-технологічної схеми доставки.
  
  курсовая работа [566,4 K], добавлен 17.04.2019
  

• Організація експлуатації тепловозів з детальною розробкою екіпіровочного господарства

  Вибір типу локомотива й місце його екіпіровки. Розрахунок експлуатації парку локомотивів та показників їх використання. Визначення контингенту локомотивних бригад. Потрібна кількість екіпіровочних матеріалів. План експлуатаційних витрат та план по праці.
  
  курсовая работа [241,4 K], добавлен 11.01.2012
  

• Вибір раціональної транспортно-технологічної схеми доставки вантажів

  Оцінка сучасного стану ринку транспортних послуг. Вибір методу моделювання транспортно-технологічної схеми доставки тарно-штучних вантажів. Побудова математичної моделі об’єкту. Визначення основних маршрутів перевезення. Розрахунок транспортних витрат.
  
  отчет по практике [1,3 M], добавлен 08.01.2016
  

• Гальмівна система вагону

  Призначення і дія ГВП вагону, рекомендовані значення основних характеристик. Розробка гальмівної системи чотирьохвічного критого вагону, а також розрахунок гальмівного шляху. Оцінка ефективності дії гальм. Привід авторегулятора, його розрахунок.
  
  курсовая работа [1022,3 K], добавлен 09.02.2012
  

• Розрахунок силових приводів засобів автоматизації устаткування вагонів та технологічних процесів

  Класифікація силових приводів технологічних процесів. Розрахунок потужності двигунів пластинчастих та роликових конвеєрів, параметрів підйомних механізмів, пневматичних та гідравлічних силових приводів. Визначення оптимального значення рівня механізації.
  
  курсовая работа [301,5 K], добавлен 27.02.2010
  

• Організація технічного обслуговування автомобілів КрАЗ-6424С4+КрАз-А20ПС2 у місті Миколаїв

  Вибір нормативів технічного обслуговування і ремонту автомобілів. Визначення чисельності ремонтно-обслуговуючого персоналу. Розрахунок параметрів потокових ліній для технічного обслуговування автомобілів. Вибір методу поточного ремонту автомобілів.
  
  дипломная работа [460,9 K], добавлен 06.03.2012
  

• Визначення параметрів транспортної системи міських пасажирських перевезень

  Визначення перспективного плану роботи пасажирської транспортної системи міста за допомогою моделювання транспортної мережі міста. Складання топологічної схеми міста. Визначення ємності транспортних районів. Розрахунок пасажиропотоків на мережі.
  
  курсовая работа [300,0 K], добавлен 19.07.2012
  

• главная
• рубрики
• по алфавиту
• вернуться в начало страницы
• вернуться к началу текста
• вернуться к подобным работам