Совершенствование методики анализа надежности функциональных систем самолетов по данным эксплуатации

Размещено на http://www.allbest.ru

Размещено на http://www.allbest.ru

Введение

Ил-76 (по кодификации НАТО: Candid -- «искренний, прямой») -- советский тяжелый военно-транспортный самолёт, разработанный ОКБ Ильюшина.

Разработка и производство.

28 июня 1966 года Министерство авиационной промышленности СССР поручило ОКБ С. В. Ильюшина провести исследовательские работы по созданию проекта военно-транспортного самолёта Ил-76. Уже 25 февраля 1967 года Генеральный конструктор С.В. Ильюшин утвердил разработанное техническое предложение по созданию Ил-76. 27 ноября 1967 года Советом Министров СССР было принято постановление о начале работ по созданию Ил-76. Работы по созданию самолёта проходили под руководством заместителя Генерального конструктора Г.В. Новожилова (с 28 июля 1970 года, Новожилов -- Генеральный конструктор ОКБ московского машиностроительного завода «Стрела»). Разработка эскизного проекта самолёта велась под руководством Д.В. Лещинера. С 12 по 31 мая 1969 года работала Макетная комиссия под руководством командующего ВТА генерал-лейтенанта Г.Н. Пакилева, тогда на изготовленном в натуральную величину макете самолёта проверялось в том числе и размещение различной военной техники в самолёте. Акт работы Макетной комиссии был утверждён Главнокомандующим ВВС П.С. Кутаховым 20 ноября 1969 года.

Постройка первого опытного самолёта проводилась в Москве на машиностроительном заводе «Стрела». Первый полёт самолёт совершил 25 марта 1971 года с Центрального аэродрома имени М.В. Фрунзе (Командир -- Герой Советского Союза Э.И. Кузнецов), посадку совершил на аэродроме Раменское. В мае 1971 года самолёт был впервые представлен вниманию международной общественности на авиасалоне в Ле Бурже. Испытания самолёт проходил в гарнизоне Кречевицы (близ Великого Новгорода) и в этой же дивизии (Витебск-Северный, Кречевицы, Кресты (Псков) впервые встал на вооружение ВВС СССР. Хорошо зарекомендовал себя на учениях «Щит-76» и «Щит-78». Показал себя с лучшей стороны в Афганистане. Первый серийный самолёт совершил свой первый полёт 5 мая 1973 года с аэродрома ташкентского авиационного завода, экипаж лётчика-испытателя A.M. Тюрюмина. В дальнейшем самолёты Ил-76 различных модификаций производились на «Ташкентском авиационном производственном объединении имени В.П. Чкалова», всего за годы производства построено около 1000 самолётов, из них более 100 отправлено на экспорт.

Рис. 1

В конце 1980-х годов под руководством главного конструктора Р.П. Папковского началась разработка новой модификации самолёта Ил-76МФ/ТФ. 1 августа 1995 года экипаж лётчика-испытателя А.Н. Кнышова совершил первый полёт на опытном Ил-76МФ, изготовленном на «Ташкентском авиационном производственном объединении имени В.П. Чкалова». В ходе работ по модернизации в фюзеляж самолёта были добавлены две вставки по 3,3 м, что значительно увеличило объём грузовой кабины (с 326 до 400 мі), силовая установка -- 4 двигателя ПС-90А-76. По сравнению с двигателями Д-30КП: большая тяга и лучшая топливная экономичность -- на 12-15 %, дальность полёта возросла на 15-20 %, также к нормам ИКАО приведён уровень шума и вредных выбросов. Серийное производство Ил-76МФ планируется в России, на авиазаводе «Авиастар-СП» в Ульяновске. В конце марта 2012 года завершается сборка первого серийного экземпляра.

Повышение эффективности использование Воздушных судов (ВС) является одной их важнейших задач эксплуатационных предприятий. Для успешного решения этой задачи необходимо использовать все резервы, среды которых важное место принадлежит процессам обеспечения безопасности полетов.

Особенности работы ВС является то обстоятельство, что в процессе эксплуатации он может находиться последовательно в различных состояниях: в полете, в резерве, на техническом обслуживании, в ремонте, на хранение, в перевозке и, кроме того в состоянии ожидания перехода из одного состоянии в другое.

Пребывание ВС на техническом обслуживании (ТО), в ремонте обычно вызвано необходимостью обеспечения требуемой надежности, и следовательно безопасности полетов.

В процессе эксплуатации самолет находится под влиянием многих эксплуатационных факторов, приводящих к снижению надежности. Это прежде всего нагрузки, возникающие в полете, при посадке, рулении и взлете, которые зависят от условий полета. На надежность ВС влияют такие режимы ее работы, вибрации, перепады температуры, акустические нагрузки, климатические условия, квалификация летного и инженерно-технического состава и др. Под влиянием этих факторов со временем ухудшается показатели надежности элементов конструкции планера, функциональных систем и их агрегатов. Для предотвращение отказов необходимы профилактические мероприятия предусматривающие восстановление или поддержание показателей надежности на необходимом уровне. При этом инженерно авиационное обеспечение решает большой комплексе задач технической эксплуатации ВС, направленных на обеспечение высокой их надежности, безопасности полетов, заданного уровня исправности и готовности к полетам минимальной себестоимости технического обслуживания.

Эффективность ремонта ВС обусловливается затратами, с вязанными с полной реализацией долговечности всех деталей, которые заложены в чертежах, Таким образом, ремонтное производства можно рассматривать как резерв увеличения производства изделий с меньшими затратами.

Уровень технологии и организация производства постоянно совершенствуются, снижается трудоемкость и стоимости ремонта, повышается качества ремонта и технико-экономические показатели авиаремонтных предприятий.

Важнейшей задачей авиационного инженера является обеспечение надежности и безопасности полетов, эффективности использование авиационной техники, снижения себестоимости ее эксплуатации и ремонта. Для этого необходимо постоянно учиться, знать и активно использовать в своей практической деятельности достижения науки и техники, обладать повышенным чувством личной ответственности за порученное дело, дисциплинированностью.

Постоянное изучение и обобщение опыта эксплуатации и ремонта, внедрение новейших методов технологии и организации производства, высокая деловая активность в сочетании с глубокими знаниями - вот основа успешной деятельности современного инженера авиатехника.

1. Конструктивный анализ конструкции планера самолета Ил - 76

1.1 Особенности конструкции самолета Ил - 76

Самолет Ил - 76 предназначен для перевозки различных грузов и техники, Экипаж самолета состоит из семи человек: командир корабля, второго пилота, штурмана, бортинженера, бортрадиста, старшего бортоператора и бортоператора.

Самолет представляет собой свободнонесущий планер с высокорасположенным стреловидным крылом и стреловидным оперением. Крыло снабжено предкрылками, гасителями подъемной силы (спойлерами) и тормозными щитками.

Герметическая часть фюзеляжа разделена на кабину экипажа и грузовую кабину.

Под крылом на пилонах установлено четыре турбореактивных двигателя Д-30КП. Двигатели двухконтурные, двухкаскадные, с устройством для реверсирования тяги при пробеге на посадке.

В обтекателе левых основных опор размещена вспомогательная силовая установка ТА - 6А.

Шасси самолета имеет пятиопорную схему, оно состоит из четырех основных и передней опор.

Основные конструкционные материалы. Силовые элементы конструкции планера выполнены из алюминиевых, магниевых, титановых сплавов, сталей и других материалов.

КРЫЛО. Крыло самолета стреловидное, кессонное, трапециевидной формы с переломом контура по задней кромке. Каждое полу крыл имеет два разъема на расстоянии 2, 4 и 11,6 метров от оси самолета, которые делят крыло на центроплан, две средние части (СЧК) и две отъемные части (ОЧК). ( Рис. - 2 )

Основой конструкции крыла является трех лонжеронные, а консоли двух лонжеронные кессоны, образованные лонжеронами, средними частями нервюр, верхними и нижними панелями. Кессоны центроплана, СЧК и ОЧК делятся нервюрами на 12 топливный и 2 дренажных бака. Полости баков отсеков полностью герметичны. Стык кессонов СЧК с кессонами центроплана и ОЧК соединителями - «гребенками».

Обтекаемую форму крыла формируют элементы вспомогательной конструкции: носовая и хвостовая части крыла, концевые обтекатели и обтекатели рельсов закрылков. В полостях носовой и хвостовой частей крыла установлены тяги, механизмы, агрегаты систем управления самолетом, трубопроводы и электро жгуты и др. Для измерения аэродинамических характеристик крыла в полете на каждом полу крыле установлены подвижные поверхности управления: пяти секционный предкрылок, два трех щелевых закрылка (по одному на СЧК и ОЧК), четыре секции тормозных щитков, четыре секции спойлеров, двухсекционных элерон.

Элероны снабжены триммерами и сервокомпенсаторами. На нижней поверхности крыла в районе нервюр №10 - 11 и 17 - 18 (СЧК) расположены узлы крепления пилонов двигателей, а в районе нервюр № 28 - 30 спецузлы внутренних и внешних подвесок.

Крыло крепится к силовым шпангоутам № 29,34 и 41 фюзеляжа при помощи соединительных узлов, установленных на лонжеронах центроплана.

Для обслуживания топливной системы, систем управления самолетом и двигателями, противообледенительной системы в крыле имеется большое количество люков. Для предохранения обслуживающего персонала от падения при работах на крыле установлены страховочные узлы.

ОПЕРЕНИЕ. Оперение состоит из горизонтального оперения (ГО), вертикального оперения (ВО) и их обтекателей. Горизонтальное оперение состоит из стреловидного стабилизатора и двух рулей высоты (РВ) с триммером-флентром на каждом; ГО подвижно закреплено на верхней части киля. Вертикальное оперение состоит из неподвижного стреловидного киля и руля направления (РН) с сервокомпенсаторами и триммером.

Обтекатель закрывает стык стабилизатора с килем. На оперении размещены: элементы электрообогрева передних кромок киля и стабилизатора; блоки и антенные радиотехнического оборудования; агрегаты и тяги управления рулями высоты, направления стабилизатором; верхний светильник импульсного маяка.

СТАБИЛИЗАТОР. Стабилизатор имеет несимметричный профиль, состоит из двух консолей. Крепится к верхней части киля в трех точках: две точки сзади и одна впереди к винтовому подъемнику стабилизатора. Стабилизатор зафиксирован от поперечных перемещений двумя клыками, в боковины которых упирается упорные ролики киля. Руль высоты состоит из двух частей, связанных между собой системой управления. На каждой части руля установлено по одному триммеру-флетнеру, который служит для балансировки самолета при безбусерном управлении, стабилизатор в полете и на земле управляется двумя электродвигателями МУС-3ПТВ и отклоняется на расстояние от +2 до - 8.

КИЛЬ. Киль стреловидный, симметричного профиля, состоит из следующих основных агрегатов: кессона трехлонжеронной конструкции; носовой части; гребня, обеспечивающего плавный переход от фюзеляжа к килю; надстройки верхней части киля; сектора-ограничителя РН с механизмом стопорения; узлов стыка с фюзеляжем и навески стабилизатора.

Руль направления состоит их двух связанных между собой частей. Он навешан на пяти опорах. В нижней части РН на шести опорах навешан сервокомпенсатор. Управление сервокомпенсатором подключено через пружинную стойку. В верхней части РН на четырех опорах навешивается триммер.

ПИЛОН. Пилон предназначен для восприятия нагрузок от двигателя и передачи их на среднюю часть крыла. Он представляет собой поверхность килевого типа. Пилон состоит из кессона, носовой части, хвостовой части и зализа.

Внутренние пилоны крепятся к узлам СЧК. Внешние пилоны крепятся с СЧК. Для обеспечения подхода к агрегатам системы кондиционирования в силовой части пилона имеются специальные люки.

Руль высоты. Руль высоты выполнена в виде двух секций, которые с помощью жестких проводок, расположенных по левому и правому бортам фюзеляжа, подсоединены соответственно к левой и правой штурвальным колонкам. В левой ветки установлены две параллельные автономные рулевые машины АРМ-62Т, а в правой одна АРМ-62Т.

Обе ветви проводки соединены между собой с помощью тяг и качалок перед АРМ-62Т и за ними, а также в районе расположения штурвалов.

ЭЛЕРОНЫ. Для поперечного управления самолетом используются элероны и гасители подъемной силы, которыми управляют с помощью штурвалов. Проводка управления гасителями подъемной силы расположена по правому борту, а элеронами - по левому, Обе проводки соединяются с помощью механизма расцепления. Штурвалы соединяются между собой через этот же механизм расцепления тросовой проводкой. В случае разрушения или заклинивания агрегатов в одной из проводок необходимо разъединить проводки, при этом поперечное управление осуществляется элеронами с помощью левого штурвала или гасителями подъемной силы с помощью правого штурвала. Проводка управления связана с элеронами через пружинные сервокомпенсаторами, назначение которых то же, что и в канале РН. На элеронах установлены триммеры, которые управляются с помощью электромеханизмов в безбустерном режиме. К проводке управления спойлерами в элероном режиме подключено загрузочное устройство, имеющее коррекцию в зависимости от скоростного напора.

ТОРМОЗНЫЕ ЩИТКИ. Тормозные щитки расположены на верхней части крыла и отклоняются вверх. Ими пользуются для уменьшения пробега по ВПП. Каждый щиток делится на четыре секции. Щитки приводятся в действие гидроцилиндрами, причем каждая пара перемещается одним цилиндром.

ЗАКРЫЛКИ. Система управления приводят в действие основное звено каждого закрылка. При выпуске до 30 градуса закрылки не раздвигаются. С увеличением угла выпуска более 30 градусов закрылки раздвигаются до 43 градусов. При уборке порядок обратный. Закрылки перемещаются винтовыми механизмами, приводимым в действие электроуправляемым из кабины гидроприводом. К гидроприводу подводится питание от двух гидросистем. Если одна из них откажет, то перемещение закрылков будет происходить с уменьшением скорости отклонения в два раза. Закрылками управляют с помощью ручки, установленной на центральном пульте кабины экипажа.

ПРЕДКРЫЛКИ. Предкрылки, расположенные вдоль передней кромки крыла, перемещаются винтовыми механизмами, приводимыми в действие через трансмиссию с помощью гидропривода. Системы управления закрылками и предкрылками имеют одинаковые гидроприводы. Управление осуществляется при помощи ручки, установленной на центральном пульте. Пользуются ручкой так же, как и закрылками. Указатель положения предкрылков и сигнализаторы «Отклон. Лев.» и «Отклон. Прав.» расположены рядом с соответствующими устройствами закрылков и имеют аналогичную конструкцию.

ШАССИ. Шасси самолета состоит из управляемой передней опоры с четырьмя подтормаживаемыми колесами и четырех основных опор с четырьмя тормозными колесами на каждой опоре. Все опоры имеют пневмогидравлические амортизаторы. Ниши отсеков опор как при выпущенном, так и при убранном положениях опор закрыты створками. Все колеса основных опор имеют гидравлические ормаза. Четыре основные опоры одинаковы по конструкции, каждая левая опора является отражением соответствующей правой, Задняя пара основных опор отличается от передней пары величиной начального давления азота в амортизаторах. Каждая основная опора убирается в негерметичный отсек фюзеляжа. Каждая основная опора состоит из: амортизатора, траверсы, рычага и тяги разворота, нижнего узла штока амортизатора, двухзвенного шлиц-шарнира, складывающегося подкоса с замком выпущенного положения опоры, четырех тормозных колес с датчиками автомата торможения, Электра и гидропроводки.

Траверса является силовым элементом и обеспечивает крепление опоры к узлам фюзеляжа. Амортизатор пневмогидравлического типа. В передней паре основных опор начальное давление азота 98066,5 (30+1) Па, в задней паре 98066,5 (25+1) Па. Рычаг поворота служит для крепления тяги разворота, тяга разворота имеет необходимые угловые перемещения тяги при уборке и выпуске стойки шасси.

Шлиц-шарнир связывает нижний узел штока с цилиндром амортизатора. Нижний узел штока амортизатора служит для установки колес.

Складывающийся подкос состоит из верхнего и нижнего звеньев, В нижней части верхнего звена установлен замок выпущенного положения опоры - замок складывающегося подкоса.

Передняя опора расположена в передней части фюзеляжа в плоскости симметрии самолета. Она убирается вперед в негерметичный отсек фюзеляжа. Передняя опора состоит из следующих узлов: амортизатора, траверсы; боковых раскосов; верхнего и нижнего поворотных хомутов; коромысла с осью колес; серьги замков выпущенного и убранного положения; рычага открытия замков створок при аварийном выпуске шасси; гидравлических цилиндров и агрегатов управления поворотом колес; четырех колес с тормозным устройством для их подтормаживания при уборке шасси и центробежными датчиками УА-53 автомата торможения; электрической и гидравлической проводки; тросовой проводки обратной связи. В амортизаторе имеются камеры 1, 11, 111. Камера 1 заряжена азотом под давлением 98066,5 Па; камера 11 заряжена азотом под давлением 98066,5(160=4) Па; камера 111 заполнена жидкостью.

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. На самолете установлено четыре двухконтурных турбореактивных двигателя Д-30КП. Каждый двигатель имеет реверсивное устройства (РУ). Компрессор двигателя двухкаскадный, осевого типа. Первый каскад (КНД) трехступенчатый, с первой сверхзвуковой ступенью, вращается второй турбиной. Второй каскад (КВД) одиннадцатиступенчатый, с поворотными лопатками входного направляющего аппарата(ВНА), вращается первой турбиной. Роторы обоих каскадов компрессора вращаются в одну сторону, но с разным числом оборотов.

Камера сгорания трубчато-кольцевого типа с 12 шаровыми трубами расположена между вторым каскадом компрессора и первой турбиной двигателя. Турбина двигателя осевого типа, реактивная, шестиступенчатая, состоит из двух турбин. Первая турбина (ВД) двухступенчатая, с охлаждаемыми воздухом дисками, сопловыми и рабочими лопатками. Вторая турбина (НД) четырехступенчатая, с охлаждаемыми дисками. Реактивное сопло дозвуковое, нерегулируемое, имеет камеру смещения потоков внутреннего и наружного контуров. Реверсивное устройства створчатого типа, с двумя наружными боковыми створками и гидравлической автономной замкнутой системой управления. Агрегаты, обеспечивающие работу систем двигателя и самолета, установлены на двух коробках приводов. Обе коробки расположены в нижней части двигателя: передняя - на разделительном корпусе, задняя - во впадине переднего наружного корпуса. Привод постоянных оборотов (ППО) с воздушной турбиной обеспечивает вращение генератора переменного тока с постоянной скоростью.

ВСПОМОГАТЕЛЬНАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. В состав ВСУ входят следующие части: ГТД ТА-6А с генераторами постоянного и переменного тока; топливная система; система подогрева; противопожарное оборудование; органы управления и контроля ВСУ. ВСУ обеспечивает: запуск основных двигателей на земле; питание сжатым воздухом системы конденционирования самолета на земле; питание бортсети самолета электроэнергией переменного и постоянного тока в полете при аварийном использовании в случае отказа основных источников энергии. Двигатель ТА-6А размещен в обтекателе левых основных опор (в отсеке ВСУ).

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА. Топливная система самолета предназначена для подачи топлива к двигателям. Топливо размещается в 12 кессонных баков, расположенных по всему размаху крыла, между передним и задним лонжеронами. Все баки образуют четыре изолированные группы ( по числу двигателей), по три бака в группе. Группа состоит из главного, дополнительного и резервного баков. Каждый двигатель питается от своей группы. Топливо подается к двигателю топливными насосами подкачки ЭЦН-333М по отдельным трубопроводам, соединенным между собой электоркранами кольцевания, которые дают возможность при необходимости объединить все баки двух рядом расположенных двигателей, а также все баки топливной системы.

ВЫСОТНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА. Высотное оборудование самолета состоит из двух самостоятельных систем, работающих совместно: системы кондиционирования воздуха (СКВ) м системы автоматического регулирования давления (САРД) в герметических кабинах.

ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА. Гидравлическая система предназначена для: уборки и выпуска шасси; торможения колес; поворота колес передней опоры; уборки и выпуска предкрылков и закрылков; Управления спойлерами и тормозными щитками; открытия и закрытия входных дверей; управления рампой, герметичной створкой и створками грузового люка; управления хвостовой опорой; управления стеклоочистителями.

В том же отсеке размещены агрегаты системы управления предкрылками, а перед отсеком расположен контейнер для плота. В заднем зализе расположен негерметичный отсек гидрооборудования, агрегатов управления закрылками, элеронами и гасителями подъемной силы. Под полом грузовой кабины находятся два герметичных багажника. Передний багажник расположен между шпангоутами 51 - 56. Между шпангоутами 35 - 51 размещены отсеки колес главного шасси.

В нижней части фюзеляжа между шпангоутами № 26 - 62 установлены обтекатели, которые закрывают узлы крепления стоек главного шасси и их колеса в убранном положении. Стойки крепятся к нижним частям силовых шпангоутов № 37, 41, 45, 49. В обтекателях размещены различные агрегаты самолетных систем; в левом обтекателе двигатель ВСУ, генератор НГ, в правом обтекателе аккумуляторы, горловины заправки и щиток, фара освещения оперения и другое оборудование. В хвостовой части фюзеляжа, снизу, размещены средняя и боковые створки грузового люка, сверху по силовым шпангоутам № 74, 76, 78, 80, 82, 83, 85 и 86 крепится вертикальное оперение.

1.2 Анализ конструкции фюзеляжа самолета Ил-76

Фюзеляж самолета представляет собой балочную конструкцию, образованную поперечным набором шпангоутов и продольными стрингерами, закрытыми обшивкой.

Фюзеляж разделен на четыре части: переднюю Ф-1 до шпангоута № 18, среднюю Ф-2 между шпангоутами № 18 - 67, хвостовую Ф- 3 между шпангоутами № 67 - 90 и кормовую Ф - 4 между шпангоутами № 90 - 95. Стыки фюзеляжа расположены по шпангоутам № 18, 67, 90. Большая часть фюзеляжа герметическая и рассчитана на избыточное давление 98066,5 (0,5+ 0,02) Па.

В фюзеляже размещены три герметичные независимые одна от другой кабины: кабина экипажа до шпангоута 14, грузовая кабина между шпангоутами № 14 - 67 и кормовая между шпангоутами № 90 - 95.

Кабина экипажа представляет собой двухпалубный отсек. На верхней палубе располагается кабина экипажа, на нижней кабине штурмана. Обе кабины имеют фонари.

В носовой части, перед шпангоутом № 1, расположен съемный обтекатель радиолокатора, второй обтекатель радиолокатора находится под полом кабины штурмана, Отсек носового шасси размещен под полом кабины штурмана и грузовой кабины, между шпангоутами № 11 - 18 по левому борту кабины экипажа расположен аварийный люк с шахтой для покидания самолета. Грузовая кабина оборудована грузовым полом. Задняя стенка грузовой кабины выполнена в виде отклоняемой назад и вверх герметичной створки на шпангоуте № 67.

К верхней части фюзеляжа по силовым шпангоутам № 29, 34 и 41 крепится центроплан. На верхней поверхности фюзеляжа, в переднем зализе размешается негерметичный отсек высотного оборудования. В этом Хвостовая часть заканчивается замыкающим отсеком. Этот отсек расположен между шпангоутами № 80-90.

Для обеспечения надежности герметичности кабин самолета герметизация выполнена в два этапа: внутришовной и поверхностной герметизации.

Для уменьшения теплового перепада при поддержании в герметических кабинах необходимой температуры и снижения в них уровня шумов внутренняя поверхность герметических частей фюзеляжа покрыта теплозвукоизоляцией. Стрингеры всех частей фюзеляжа равномерно расположены по его периметру. Отсчет стрингеров производится симметрично по правому и левому бортам сверху вниз от стрингера № 0 до стрингера № 45. Типовые шпангоуты собираются из отдельных частей.

Наклонное герметичное днище в передней части кабины экипажа и шпангоут №1 ограничивают отсек носового радиолокатора снизу и сзади.

Шпангоут №14 является герметичной перегородкой, отделяющей кабину экипажа от грузовой кабины, в стенке шпангоута под полом кабины пилота сделаны ступени для выхода из кабины экипажа через верхней аварийно-эксплуатационный люк. Над полом кабины пилотов в стенке шпангоута сделан вырез для смотрового окна.

Верхняя передняя и задняя герметичные панели расположены в верхней части фюзеляжа впереди и сзади центроплана: передняя панель между шпангоутами № 24 - 29, задняя между шпангоутами № 41 - 45. Шпангоут с герметичной створкой грузового люка является задней герметичной стенкой грузовой кабины. Герметичная створка навешивается на шпангоут в шести шарнирных узлах. Отсек носового шасси расположен в передней части фюзеляжа между шпангоутами №11 - 18 и состоит из отсеков колес и отсека стойки.

Крепление центроплана к фюзеляжу выполнено так, что болты крепления не устанавливаются непосредственно на кессоне, заполняемом топливом, и следовательно, болты не являются источником нарушения герметичности кессона центроплана. Окантовка проема нижней кромки аварийного люка экипажа расположена между шпангоутами № 9 - 11 и стрингерами № 27 - 35 по левому борту. Окантовка проема входной двери расположена между шпангоутами № 15, 17 и стрингерами № 19, 31. Окантовка проема грузового люка расположена между шпангоутами № 56 - 90. По боковым сторонам проема между шпангоутами № 51 - 90установлены бимсы. Окантовка проема верхнего аварийного - эксплуатационного люка расположена симметрично плоскости симметрии самолета между шпангоутами № 13, 14 и стрингерами № 2 левого и правого бортов.

Входная дверь кабины экипажа установлена у правого борта на шпангоуте № 14. Дверь туалета расположена у левого борта на шпангоуте 3 14. Дверь герметичной створки служит для прохода в хвостовую часть фюзеляжа и кормовую кабину. Люк в полу кабины пилотов находится между шпангоутами № 13 и 14 и служит для входа в кабину.

Для оповещения экипажа о незакрытии крышки люка или двери на щитке сигнализации люков и дверей в кабине экипажа имеются соответствующие мнемонические сигнализаторы красного света.

Грузовой люк предназначена для загрузки и выгрузки грузов и представляет собой систему состоящую из герметичной створки по шпангоуту № 67, рампы и трех створок - средней и двух боковых. При открытии грузового люка рампа опускается вниз, герметичная створка поднимается назад вверх и занимает горизонтальное положение, средняя створка поднимается вверх, а боковые открывается наружу.

Фюзеляж имеет следующие аварийные люки и выходы. Аварийный люк экипажа - расположен в кабине экипажа и состоит из нижней крышки на наружной поверхности фюзеляжа (по левому борту), верхней крышки (в полу кабины пилотов), шахты и двери в шахте. Четыре аварийных выхода в грузовой кабине, два из них расположены по левому борту фюзеляжа, а два других по правому. Аварийно-эксплуатационный люк - в верхней части технического отсека кабины пилотов, аварийная дверь кормовой кабины расположена по правому борту. Кроме того две входные двери самолета и две форточки в фонаре кабины летчиков используются и как аварийные выходы. Все аварийные люки и двери герметичные. Аварийный люк экипажа открывается только автоматически, а входные двери и аварийная дверь кормовой кабины открывается автоматически и вручную.

На самолете для обзора, наблюдения и освещения имеется остекление. Все стекла окон изготовлены в виде стеклоблоков из силикатных и органических стекол. Силикатные стекла используются там, где недопустимо искажение видимости. Эти стекла имеются только в фонарях кабин экипажа; фонарей три - в кабине летчиков, в кабине штурмана и в кормовой кабине. В грузовой кабине имеется восемь окон: два окна во входных дверях, четыре окна в дверях аварийных выходов № 1 и 2 и два окна в фюзеляже. Все окна грузовой кабины выполнены из органического стекла. Стеклоблоки фонаря кормовой кабины комбинированные. При этом основная из толщина изготовлена из силикатных стекло, и только внутренние стекла являются органическими. Боковые окна изготовлены из органического стекла. Окна № 1, 2 и 3 расположены в фонаре летчиков, окна № 4 и 5 в фонаре кормовой кабины. Силикатные окна в фонарях летчиков и штурмана имеют электрообогрев.

Окна в фонаре кормовой кабины имеют только обдув воздухом. Все стеклоблоки из органического стекла в фонарях кабины пилотов и штурмана, а также окон кормовой кабины снабжены осушительными устройствами. Все остальные стеклоблоки из органического стекла имеют специальные компенсаторы.

1.3 Цель и задачи исследования

Как уже отмечалось во введении, вся деятельность авиакомпании направлена на удовлетворение потребности в пассажирских и грузовых перевозках, в народнохозяйственных работах. При этом организация перевозок и работ, уровень их технического обслуживания и ремонт должны обеспечивать полную безопасность полетов при минимальных экономических затратах.

Безопасность полетов обусловливается многими факторами. К их числу прежде всего относится качества технического обслуживания и ремонт. ВС при каждом полете должен быть работоспособным. Работоспособность ВС нарушается в случае возникновения неисправностей и отказов.

Неисправности и отказы могут быть различными по своему влиянию на работоспособность изделия. Они также влияют на комфортабельность перевозки пассажиров или другие важные эксплуатационные параметры.

Например: малая начальная трещина обшивки крыла или фюзеляжа вблизи заклепочного соединения. Трещина малого размера не вызывает снижения статической прочности агрегата и не влечет за собой опасности его разрушения. Появление указанной трещины не вызывает необходимости немедленного прекращения полета и не затрудняет выполнение посадки. Другим примером может служить нарушение герметичности в топливных баках или в салонах экипажа, в пассажирском салоне. Нарушение герметичности может быть связана с рядом факторов его агрегатов, узлов или деталей. Однако дальнейший рост трещины способен вызывать местное или общее разрушение и привести к летному происшествию. Таким образом можно выделить группу неисправностей, развитие которых способно нанести ущерб безопасности полетов.

Исходя из выше изложенного целью данной исследования является обеспечение надежности эксплуатации самолета Ил-76.

2. Технологический анализ эксплуатации самолета Ил - 76

2.1 Особенности технического обслуживания планера самолета

В условиях эксплуатации на элементы конструкции планера действуют комплекс факторов, связанных с условиями летной и технической эксплуатации. В полете на техническое состояние конструкции влияют как уровень, так и частота повторяемости действующих нагрузок и перегрузок, а также характер факторов.

На земле конструкция планера подвергается воздействию внешней среды, в частности влажности и запыленности атмосферного воздуха, осадков, солнечной радиации, агрессивных аэрозолей и других факторов.

Значения и повторяемость нагрузок носят случайный характер и зависят от режима полета, особенностей пилотирования ВС экипажами, протяженности воздушных трасс, метеорологических явлений и др. На прочность, жесткость, и долговечность конструкции планера существенное влияние оказывают факторы, зависящие от технического обслуживания, его полноты и качества. Анализ повреждений, возникающих в элементах конструкции планера в процессе эксплуатации, показывает, что существует четыре основных физических причины их возникновения. К ним относятся усталостные напряжения от перегрузок в полете и при посадке, износ в результате трения или фреттинг коррозии, воздействие окружающей среды и случайные повреждения посторонними предметами. Единичные случаи повреждения конструкции от чрезмерных перегрузок за чает грубых посадок, полета в турбулентной атмосфере, непредусмотренного маневрирования, как правило, приводят к общему повреждению планера, потере устойчивости элементов конструкции, большим остаточным деформациям. В этом случае после тщательного инструментального контроля зачастую приходится решать вопрос о возможности дальнейшей эксплуатации ВС. Такие повреждения не могут быть отнесены к нормальной эксплуатации и рассматриваются как особые случаи.

Отказы из-за износа проявляются главным образом в подвижных элементах планера. Влияние таких отказов на безопасность полетов очевидно. Несимметричный выпуск закрылков или предкрылков, самопроизвольное открытие дверей или люков в полете представляют непосредственную угрозу безопасности полетов. Отказы из-за износа могут проявляется не только в подвижных соединениях, но и в статических конструкциях.

Коррозионные повреждения возникают в результате воздействия внешней среды на материал элементов конструкции и значительно увеличиваются при нарушении целостности защитных покрытий, контактировании металлов, обладающих неодинаковым электрохимическим потенциалом, наличии в конструкции зон где скапливаются влага. Коррозии подвергаются: наружная обшивка крыла, фюзеляжа, оперения; внутренняя обшивка гермокабины особенно в местах скопления конденсата и контакта с гигроскопическими материалами; стыковочные узлы конструкции; двери, люки, санузлы, внутренняя поверхность баков-кессонов и др.

Повреждения посторонними предметами происходят не только на земле при техническом обслуживании ВС, но и в воздухе, Вмятины и забоины могут возникнуть в результате удара птиц, попадания ВС в градовое облако, воздействия отделяющихся частиц льда при позднем включении ПОС. При попадании в самолет молнии могут образоваться пробоины и оплавления.

2.2 Анализ технического обслуживания фюзеляжа. Общие указания по обслуживанию фюзеляжа, осмотр фюзеляжа

При этом одним из важнейших параметров, определяющих качество и надежность агрегатов планера и систем, является герметичность.

Герметичность - это свойства внешних и внутренних оболочек не пропускать через себя рабочие жидкости и газы. В зависимости от этого различают внутреннюю и внешнюю герметичность. Внешняя герметичность связана с утечками жидкостей или газов контролируемой системы через неплотности в окружающую систему.

Внутренняя негерметичность связана с утечками жидкостей или газов из полостей высокого давления в полости низкого давления внутри системы или отдельного агрегата.

Сущность контроля на герметичность заключается в наполнении контролируемой системы контрольным веществом и в обнаружении и регистрации утечек этого вещества при определенном перепаде давления.

Герметичность мест соединений и отсеков в целом определяется следующими методами: - нагнетанием в отсек сжатого воздуха, или воздуха в смеси с другими газами (аммиаком, фреоном, азотом и т.д.), или топлива при исследовании баков-кессонов, - созданием вакуума на испытываемом участке шва, элемента конструкции отсека.

Отсеки в целом подвергается проверке на герметичность с помощью создания некоторого наддува от специальной установки и определяется времени, в течение которого давление в кабине в результате утечки из нее падает от начального до конечного.

В процессе испытаний периодически через определенные промежутки времени фиксируется давление. По результатам строятся графики, по которым определяется время снижения давления на величину. Необходимо, чтобы фактические время было не менее заданного техническими условиями т.е.

При этом методе определяется только факт негерметичности, а не место, хотя при значительной негерметичности можно установить его по звуку. Для определения места утечки применяется метод вакуума или нагнетания сжатого воздуха в смеси с аммиаком. При наложении на участке отсека бумаги, пропитанной в 50 процентном растворе азотнокислый ртути, в местах утечки появляются темные пятна. При определении мест негерметичности участков отсеков или швов их соединений применяются покрытие мыльной пеной и создание местного вакуума с помощью переносного специального приспособления. Величина вакуума контролируется вакуумметром. При наличии негерметичности появляются пузырьки. По образованию пузырков определяется место негерметичности.

При обнаружении негерметичности и определении ее мест производится ремонт и дополнительно восстанавливается герметизация. Герметизация заклепочных, болтовых, винтовых швов в процессе ремонта осуществляется следующими способами:

Внутришовная герметизация, при которой герметики, прокладываются между соприкасающимся поверхностями соединяемых деталей; поверхностная герметизация, при которой герметики наносятся на наружные поверхности соединяемых деталей; комбинированная герметизация, объединяющая вышеуказанных способов.

Заклепочные, болтовые, винтовые швы дополнительно герметизируются с помощью подкладки под головки резиновых уплотнительных колец. Другие виды соединений герметизируются с помощью клея или клеевой герметизирующей пленки, ленты, пасты.

Большинство герметиков не универсально и применяется в отдельности или в комплексе для каждого конкретного случая ремонта. Срок их употребления часто ограничен от 1 до 24 часа. Герметики выпускаются в виде готовых лент, паст и растворов или смешиваются из нескольких компонентов.

Трудоемкость поверхностной герметизации в 3-4 раза меньше внутренней. Наиболее трудоемкая и длительная - это смешанная герметизация, и применяется она для изделий с повышенными требованиями к надежности герметизации.

Сокращения трудоемкости и продолжительности герметизации можно добиться механизацией подготовительных и основных работ, внедрением принудительной сушки слоев герметика горячим воздухом, электроприборами и т.д. при температуре 80-100 градусов.

При обнаружении негерметичности в местах установки заклепок и винтов производится их замена на винты или заклепки, смазанные герметикам и большого диаметра, а также замена герметизирующих колец, шайб под головками болтов, винтов, гайк с последующей дополнительной герметизацией жидким или пастообразным герметикам. Иногда достаточно подтяжки болтов и винтов.

Поверхность, подлежащая герметизации, должна тщательно подготавливаться, так как опыт эксплуатации показал, что до 40 процентов течей через герметичные швы появляются из-за плохой подготовки поверхностей деталей. Поверхности протираются ветошью, салфетками, смоченными в бензине Б-70, «КОЛОША», а затем после 10 - 15 минутной сушки вновь протираются салфетками, смоченными в бензине или ацетоне, и подвергаются повторной 10-15 минутной сушке.

Растворы подслоя и герметика (клей К-5, КР-5-18,88, герметик ВТУР. УТ-32, У-20А, У-30МЭС, У-2-28, У-30МЭС-10) наносятся на проверхность деталей кистью, поливом, окунанием или с помощью шприца обычно в два-три слоя. Пасты У-30М. ВГФ-1 и замазки наносятся шпателем. Ленты и жгуты типа У-20А накладываются и наклеиваются. Шило для прокалывания отверстий должно быть диаметром на 0,2 меньше диаметра детали крепления. Конец шила должен быть полированным.

При сборке герметичных соединений необходимо обращать внимание на плотность прижатия прилагаемых деталей (листов обшивки, заклепок, болтов и т.д.). Сборка соединения осуществляется с помощью фиксаторов.

Испытания на герметичность отремонтированных соединений можно проводить через 10-15 часов после сушки последнего слоя герметика.

Кроме выше сказанных способов контроля на герметичности существуют следующие методы контроля на герметичность: визуальный, гидростатический, пневматический и др.

При визуальном контроле - проверяют наличие или отсутствие капель на поверхности элементов соединений или на фильтровальной бумаге. При обнаружении течи давление в системе сбрасывают до нуля и подтягивают накидные гайки соединений или замещают систему или трубопровод. После устранения течи проверяют проверку герметичности.

Гидростатический метод. Контроль герметичности гидросистем рабочей жидкостью проводят после их промывки и заправки перед отработкой на функционирование. В процессе контроля производится срабатывание агрегатов (5-6 раз) и после выдержки под давлением системы производят контроль. Режимы контроля герметичности должны строго соответствовать ТУ, чертежу и ПИ ОКБ разработчика или СКО серийного завода.

Герметичность гидросистемы оценивается в зависимости от наличия или отсутствия капель жидкости на контролируемой поверхности или пятен на фильтровальной бумаге, используемой в качестве индикатора. Пятна жидкости на фильтровальной бумаге может быть определены взвешиванием фильтровальной бумаги до и после контроля. Чувствительность гидростатического метода при одном и том же давлении зависит от времени выдержки проверяемой системы под давлением и диаметра пятна масла на фильтровальной бумаге.

Люминесцентный метод. При повышенных требованиях к степени герметичности гидравлических и топливных систем рекомендуется применять люминесцентный метод. Он основан на герметизации флюоресцирующих индикаторных жидкостей, проникающих в полости неплотностей, при облечении их ультрафиолетовыми лучами.

В основе метода лежит способность жидкостей, смачивающих стенки капиллярного отверстия, подниматься по каналу капилляра. Предельная высота подъема жидкости завысить от свойства жидкости, размеров канала.

Акустический метод - основанный на индикации акустических волн, возбуждаемых при вытекании индикаторной жидкости или газа через неплотности контролируемой системы или ее элемента.

Пневматический метод. Контролируемым веществом для всех систем является воздух технический (ГОСТ 11887-66), для кислородной системы - азот технический (ГОСТ 5583-59). На наружную поверхность контролируемой системы наносят индикаторную массу. При наличии течей индикаторный газ проникает через них, образуя пузырьки в индикаторном веществе. Количественная оценка общей герметичности производится замером падения давления за определенный промежутки времени с последующим перерасчетом на величину утечки.

2.3 Технологический процесс ремонта шпангоута

Поддержки служат опорами при расклепывании заклепок пневматическим молотком. В местах с затрудненным подходом разрешается применять поддержки меньшего, чем указано в таблице 1.3., веса, но не и пескострулить, для прямого метода клепки - полировать. Все остальные поверхности, желательно, протестировать резиной.

Правильный выбор веса поддержки обеспечивает полное поглощение энергии удара обжимки по заклепке. При выборе легкой поддержки происходит отскакивание ее от стержня заклепки и следствии чего происходить деформация соединяемых элементов.

Обжимки предназначены для нанесения ударов по закладной головке заклепки при обратной клепки и для формирования замыкающей головки при прямом способе клепки. Обжимки прилагаются к пневмомолотку, поскольку их размеры и вес нормализованы в зависимости от типа молотка, а также типов заклепок и метода клепки. Для заклепок с выступающей головкой применяются обжимки, имеющие на рабочей поверхности углубление, соответствующее форме головки заклепки. Для потайной клепки применяют гладкие обжимки.

Удаление поврежденных элементов конструкции производится после тщательной разметки. Рваные кромки пробоин в обшивке толщиной до 1,0 мм удаляют вырезкой при помощи ножниц, пневматических ножовок, специальных резаков и просечек, а обшивке толщиной более 1мм - высверливанием и вырезкой дисковыми торцевыми фрезами, закрепленными в пневматической дрели.

Обрезанные кромки спиливают напильником со снятием фаски. Стороны вырезки должны быть направлены параллельно и перпендикулярно продольной оси летательного аппарата.

Линия выреза должна проходить на расстоянии не менее 5 мм от кромки повреждения или конца трещины. В нервюрах, стрингерах, шпангоутах поврежденные участки вырезают или сплывают, не оставляя острых углов.

Новые участки поврежденных элементов конструкции изготовляют по удаленным участкам с последующей подгонкой по месту. Новые участки должны быть изготовлены из того же материала, что и удаленные. Ремонтные участки могут изготавливаться по разметке и шаблонам. Чаще всего шаблоном служит удаленные элемент конструкции. Детали простой конфигурации изготовляют по разметке, сложной по шаблонам. При выправлении поврежденных мест на летательном аппарате вытяжка материала вокруг места правки не допускается. Правку поврежденного участка производят легкими ударами деревянного или резинового молотка, используя при этом, гладкую тяжелую поддержку необходимой конфигурации. Расчетная длина стержня заклепки с достаточной точностью определяется по формуле:

L = S + 1.5d мм

Где: L - длина стержня заклепки, мм;

d - диаметр стержня заклепки, мм;

S - толщина склепываемого пакета, мм.

Примечание: При двухсторонней потайной клепки длина стержня заклепки определяется по формуле:

L = S + (0,60,8)d мм

При сверлении отверстий под установки заклепок в процессе ремонта необходимо соблюдать следующие требования:

- Шаг заклепок (расстояние между осями заклепок в одну ряду) должен быть:

t = 3d + 2, мм

Где: t - шаг заклепок, мм;

d - диаметр заклепки, мм

- Расстояние от оси заклепок до края листа должно быть:

C = 2.5d, мм

- Расстояние между рядами заклепок, расположенных в шахматном порядке должно быть:

t1 = 2d+3, мм

При выполнении клепальных работ в зонах прохождения электрорадиожгутов, с целью исключения их повреждения.

Необходимо жгуты освободить от отбортовки и закрепить на расстоянии не менее 200 мм от зоны выполнения работ.

Выведения жгутов из зоны сверления и клепальных работ обязательно.

При замене обшивки или установке накладок на обшивке фюзеляжа требуется по всему периметру заменяемого элемента проложить ленту У-20А ТУ 38-10574-84 шириной 16 или 35 мм (в зависимости от количества швов- однорядного или двухрядного).

Допустимое выступание ленты за контур листа (накладки) в пределах 0,51,0 мм (снаружи фюзеляжа).

В связи с применением самолета Ил-76 для выполнения работ по внесению удобрений в грунт и ядохимикатов, при борьбе с вредителями растений, распространенным дефектом является - коррозионное повреждение элементов конструкции самолета. В связи с этим, при выполнении дефектации необходимо иметь ввиду:

Признаки и виды коррозии:

- исчезновение металлического блеска или потемнение металла под разрушенным покрытием;

- разрушение анодной пленки (исчезновение желто-зеленого цвета пленки);

- вспучивание (вздутие), шелушение, растрескивание или отслоение лакокрасочного покрытия (ЛКП)

Признаки разрушения ЛКП, предшествующего коррозии:

- изменение цвета покрытия;

- появление сетки мелких трещин;

- резкое уменьшение адгезии (покрытие легко шелушится или счищается при прикосновении неметаллическим ножом).

Характерный цвет продуктов коррозии:

- для алюминиевых сплавов

- белый и серый;

- для магниевых сплавов

- грязно

- белый;

- для стальных сплавов

- бурный цвет;

По характеру коррозионного разрушения различают следующие виды коррозии:

А). Местная коррозия - возникает по поверхности металла от воздействия агрессивных сред в местах нарушения защитного покрытия, появляясь в виде порошка белого или серего цвета, иногда, в виде влажной студенистой массы того же цвета на деталях из алюминиевых сплавов. Поражение стальных деталей сопровождается появлением сплошного коричневато - красного налета (ржавчины) на поверхности.

Б). Под поверхностная коррозия - вызывает вспучивание и расслоение металла, возникает в основном в деталях, изготовленных из прессованных полуфабрикатов (лонжероны, стрингеры, профили), в местах нарушения защитного покрытия, по местам запиловок, в местах установки крепежных деталей, в ззорах при воздействии влаги, атмосферных осадков, различных загрязнений и агрессивных сред.

Внешне проявляется явлением неровностей в виде бугров и трещин, идущих от торцов и отверстий, вспучиванием и расслоением металла под покрытием. При вскрытии очагов коррозии обнаруживается порошок белого или серего цвета и коррозионного расслоения металла в виде жестких хрупких чешуек, ли волокон серого цвета. В начальной стадии коррозионного расслоения чешуйки могут сохранить металлический блеск.

В). Сквозная коррозия - полное разрушение структуры металла.

После удаления продуктов коррозии (или в случае повреждения анодной пленки) с элементов конструкции, перед окрашиванием, требуется нанести сперва слой грунтовки ВЛ-02 с просушкой его при температуре 12-350С в течение 2-1 часа. Затем нанести второй слой уже грунтовки АК-069 (АК-070) с 1,5% алюминиевой пудры ПАП-2 и просушить его при температуре (1235)0С в течение 2-1 часа (при температуре 5-110С в течение 4 часов). При образовании шероховатой поверхности, протереть загрунтованные участки обратной шлифовальной шкурки и удалить отходы чистой салфеткой х/б.

Затем нанести первый слой эмали ХВ-16 соответствующего цвета с 2,0% алюминиевой пудры и просушить покрытие при температуре t = (1217)С в течение 3-2 часов или при t = (1835)С в течение 21 часа. Слегка зачистить шероховатость обратной стороной шлифовальной шкурки и удалить пыль чистыми салфетками х/б. Нанести второй слой эмали ХВ-16 требуемого цвета и просушить покрытие при температуре t = (1217)С в течение 32 часа и при t = (1835)С в течение 21 часа.

1) Повреждение шпангоутов на длине не превышающей 20 мм.

1. Удалить заклепки крепления обшивки в районе повреждения

2. Вырезать поврежденное место (длина вырезанного участка не должна превышать 20 мм)

3. Изготовить соединительную накладку длиной с учетом перекрытия поврежденного участка 35 мм на сторону с подгонкой по месту.

4. Просверлить отверстия Ш3,1 мм, как указано на Эскизе №10.

5. Приклепать соединительную накладку заклепками 3-7 -Ан.Окс. -ОСТ 1 34078-85.

Примечание: Материал соединительной накладки должен соответствовать материалу шпангоута, толщиной на 0,2 мм больше толщине стенки шпаноута.

2) Повреждение шпангоутов на длине превышающей 20 мм;

1. Вырезать поврежденный участок шпангоута по стрингерами вырезам и приторцевать

2. Изготовить новый участок шпангоута (вкладыш) по длине вырезам и приторцевать.

3. Установить и подогнать соединительные кницы типа 48НФ по стыкам - 2шт., просверлить 20 шт. отверстий Ш 3,1 мм.

4. Приклепать за заклепки 3-6 -Ан.Окс. -ОСТ 1 34078-85 согласно Эскизу №11.

Примечания:

1. Материал нового участка (вкладыша) и толщина его должны соответствовать ремонтируемому шпангоуту.

2. при ремонте нормальных (типовых) шпангоутов с частичной заменой, стыковку нового участка (вкладыша) производить против стрингерных вырезов (49НФ) с применением книц 48НФ или 47НФ.

3. Зазор в стыках вкладыша со шпангоутом допускается не более 1,5 мм.

3) Повреждение внутренней полки типового (нормального) шпангоута:

1. Вырезать поврежденное место шпангоута в вертикальном направлении до размера не более 100 мм и по горизонтали до выреза под стрингер не менее 15 мм, скруглив углы выреза R=5 мм.

2. Изготовить Г-образную накладку с обеспечением перекрытия вырезанного участка 35 мм на сторону и подгонкой по месту (ширина накладки должна быть равной высоте стенке шпангоута, при необходимости, выполнить вырез под полку стрингера) в нахлестку на шпангоуте.

...