Топливная система самолета

5.1 Общие сведения

В каждом крыле DA 40 NG установлен один топливный бак.

Самолет выпускается в исполнениях с двумя разными конфигурациями топливных баков.

Общая полезная емкость топливной системы самолета составляет 28 ам. галл (106 л), если установлены стандартные баки, или 39 ам. галл (148 л) (+21 л), если установлены баки увеличенной емкости.

Подача топлива в двигатель осуществляется одним насосом с приводом от двигателя и одним электрическим топливным насосом (имеется также второй электрический насос, установленный параллельно первому).

Для защиты элементов системы установлен топливный фильтр. Перекачка топлива из топливного бака в правом крыле (резервный бак) в топливный бак в левом крыле (основной бак) обеспечивается насосом перекачки топлива.

Для управления системой перекачки топлива используется переключатель, осуществляющий включение и выключение электрического насоса перекачки топлива.

Переключение магистралей при перекачке топлива и для работы в аварийной ситуации выполняется при помощи топливного крана.

Для индикации количества топлива в топливных баках предусмотрен топливомер.

Под большим давлением топливо впрыскивается прямо в камеру сгорания. Форсунки впрыска (по одной на цилиндр) получают топливо по общей магистрали.

Давление в магистрали создается насосом высокого давления, который получает топливо от двух независимых насосов низкого давления.

Оба насоса имеют электрический привод.

В зависимости от мощности, давление регулируется блоком управления двигателя (ECU) посредством клапана.

Топливо, которое не было впрыснуто в камеру сгорания, сливается в резервный топливный бак (правое крыло) и снова поступает в основной топливный бак (левое крыло). Таким образом, нагретое топливо из магистрали, остывая, подогревает топливо в баках.

Полезная емкость топливного бака в каждом крыле составляет 14,0 ам. галл (53 л).

В точке соединения с магистралью подачи топлива на каждом баке установлен гребенчатый фильтр, предотвращающий попадание механических примесей в топливную систему. На нижней стенке бака установлен кран слива топлива. Кран можно использовать для полного слива топлива из топливного бака или для отбора топлива с целью анализа на наличие примесей.

В обоих топливных баках установлены датчики уровня топлива и датчики количества топлива.

В нижнем внутреннем углу правого бака расположен датчик отключения подачи топлива на насос перекачки. В верхнем внешнем углу левого бака расположен датчик отключения подачи топлива на насос перекачки. В нижнем внутреннем углу левого бака расположен датчик включения предупредительного сигнализатора LOW FUEL (низкий уровень топлива) при уменьшении количества топлива в левом баке до 3 ам. галл (+2/-1 ам. галл).

Датчики количества топлива установлены в направлении от нижнего внутреннего угла к верхнему внешнему углу каждого бака. При изменении уровня топлива изменяются электрические характеристики датчиков. Система контроля количества измеряет емкость датчика, которая соответствует количеству топлива. Количество топлива в каждом баке отображается на многофункциональном индикаторе комплекса G1000. Максимальное количество топлива, измеряемое датчиком количества топлива, составляет 14 ам. галл (53 л), оно же является верхним пределом индикации топливомера.

Рис 5.1 Схема топливной системы со стандартными топливными баками

В каждом топливном баке установлен датчик температуры топлива. Температура топлива в левом и правом баке отображается на многофункциональном индикаторе комплекса G1000.

В обратной топливной магистрали, соединяющей правый бак с левым, в месте ее присоединения к правому баку установлен топливный радиатор для охлаждения горячего топлива.

Топливные баки в крыльях соединяются гибкими шлангами с топливным краном и электрическими топливными насосами в средней части фюзеляжа.

Рис 5.2 Левый стандартный топливный бак

Топливный кран соединяется с отстойником, который оснащен фильтром и краном слива топлива. Отстойник соединяется гибким шлангом с электрическими топливными насосами. На входе электрических топливных насосов имеется топливная магистраль с клапаном перепуска топлива для поддержания постоянного давления топлива на входе топливного насоса высокого давления.

Топливо в систему впрыска топлива двигателя подается одним установленным на двигателе насосом высокого давления. Обратная магистраль от двигателя соединяется с баком в правом крыле. Внутри бака магистраль образует контур, выполняющий функции теплообменника для охлаждения поступающего от двигателя топлива. На выпуске контура установлен топливный радиатор, который соединяется гибким шлангом с левым баком.

Баки топливной системы самолета DA 40 NG с баками увеличенной емкости состоят из двух топливных камер (внутренней и внешней), которые соединены между собой.

Общее количество расходуемого топлива в каждом баке составляет 19,5 ам. галл (73,8 л). Верхний предел индикации топливомера равен 14 ам. галл (53 л) для каждого бака. Оставшееся количество топлива в каждом баке, равное 5,5 ам. галл (20,8 л), на многофункциональном индикаторе (MFD) комплекса G1000 не отображается.

Каждая камера топливного бака удерживается на месте двумя нервюрами. Между топливной камерой и каждой нервюрой установлены амортизирующие резиновые ленты. К верхней обшивке крыла крепится крышка заливной горловины, которая удерживает бак от смещения вдоль размаха крыла.

Крышка заливной горловины оснащена стопорным рычагом. Для снятия крышки необходимо потянуть стопорный рычаг вверх и повернуть крышку против часовой стрелки. Для установки крышки необходимо повернуть ее по часовой стрелке и нажать на стопорный рычаг для запирания крышки. Рядом с фланцем имеются четыре фитинга для присоединения шлангов системы вентиляции.

Рис 5.3 Элементы распределения топлива в фюзеляже

Поступление топлива в двигатель обеспечивается двумя параллельно установленными независимыми топливными насосами низкого давления с электрическим приводом. В нормальных условиях один из насосов всегда работает. В случае понижения давления топлива блок управления двигателя (ECU) автоматически включает второй насос.

Во время посадки и взлета, или понижения давления топлива, оба насоса могут быть включены выключателем ТОПЛИВНЫЕ НАСОСЫ (FUEL PUMPS). При установке в положение ВКЛ (ON) давление топлива увеличивается.

Примечание. При переключении между блоками управления двигателя (ECU) А и В, два независимых электрических насоса переключаются соответственно. В случае чрезвычайного положения оба насоса могут быть включены одновременно при нахождении переключателя FUEL PUMPS в положение ON.

5.3 Принцип работы топливной системы

A. Нормальная работа

Топливо поступает через гребенчатый фильтр левого бака на топливный кран, с которого проходит через отстойник, выполняющий также функции водоотделителя. С отстойника топливо поступает на электрические топливные насосы и топливный фильтр и далее в двигатель.

Топливный насос всегда подает на двигатель большее количество топлива, чем требуется для системы впрыска топлива. Неиспользованные излишки топлива поступают в контур охлаждения в правом топливном баке, где нагревают холодное топливо. Затем возвратное топливо из контура охлаждения через дополнительный топливный радиатор поступает в левый бак.

Благодаря такой конструкции топливо в обоих баках остается теплым даже при низкой температуре окружающего воздуха.

По мере расходования топлива двигателем уровень топлива в левом баке уменьшается. Выравнивание давления в баке с наружным давлением осуществляется системой дренажа баков. Это позволяет предотвратить снижение давления в топливных баках до уровня ниже атмосферного и обеспечить бесперебойный забор топлива из бака топливными насосами.

B. Перекачка топлива

По мере расходования топлива двигателем уровень топлива в левом баке уменьшается. Уровень топлива в правом баке не изменяется. Для уравновешивания массы топлива в левом и правом баках электрический насос перекачки топлива обеспечивает перекачку топлива из правого бака в левый.

Рис. 5.4 Схемы подачи и перекачки топлива

Насос приводится в действие выключателем FUEL XFER (перекачка топлива), расположенным в нижней части приборной доски.

При достижении высокого уровня топлива в левом баке срабатывает датчик высокого уровня топлива, расположенный в верхнем внешнем углу левого бака, который автоматически останавливает насос перекачки топлива. При достижении низкого уровня топлива в правом баке срабатывает датчик низкого уровня топлива, расположенный в нижнем внутреннем углу правого бака, который автоматически останавливает насос перекачки топлива.

C. Работа в аварийной ситуации

В аварийной ситуации (например, при отказе насоса перекачки топлива) можно при помощи топливного крана подключить магистраль перекачки топлива, идущую от правого бака, к магистрали подачи топлива. Для этого необходимо установить кран в положение EMERGENCY (аварийная ситуация). Подача топлива в двигатель будет осуществляться из правого бака, однако неиспользованный избыток топлива из двигателя будет по прежнему поступать через контур охлаждения в левый бак. По мере расходования топлива из правого бака уровень топлива в левом баке будет увеличиваться.

Внимание. При установке топливного крана в аварийное (EMERGENCY) положение начинается перекачка топлива с помощью электрического и двигательного насосов по магистрали возврата топлива из резервного в основной бак со скоростью примерно 45 ам. галл/час (170 л/час) при выключателе ТОПЛИВНЫЕ НАСОСЫ (FUEL PUMPS) в положении ВЫКЛ (OFF).

Топливный кран должен быть возвращен в нормальное (NORMAL) положение до того, как показания топливомера правого бака достигнут нуля. Если кран не вернуть в нормальное (NORMAL) положение, двигатель остановится, как только вспомогательный бак опустеет.

D. Перекрытие подачи топлива

При нормальной работе топливный кран используется для перекрытия топливной системы только при остановленном двигателе. В аварийной ситуации при помощи крана можно полностью перекрыть подачу топлива в двигатель.

E. Заправка топливом

Заправка топливом производится через заливные горловины, расположенные на верхней поверхности каждого крыла.

Топливо через трубу заливной горловины большого диаметра поступает в соответствующий бак. Воздух из топливного бака может выходить через заливную горловину. По мере заполнения топливного бака воздух может также выходить через шланги, соединяющие бак с заливной горловиной.

F. Краны слива топлива

Оба топливных бака и отстойник оснащены кранами слива топлива, которые можно использовать для слива топлива с самолета.

Эти краны можно также использовать для отбора небольшого количества топлива для анализа на наличие воды и посторонних примесей. Для слива топлива через краны на топливных баках отжать нижнюю часть крана вверх. Кран закрывается автоматически под действием установленной в нем пружины. Для слива через кран на отстойнике необходимо потянуть кран.

G. Альтернативные методы измерения количества топлива

Альтернативные методы измерения количества топлива позволяют определить количество топлива во время предполетной проверки. Он основан на принципе сообщающихся сосудов. Измерительное устройство имеет выемку, которая облегает профиль крыла. Этой выемкой устройство устанавливается напротив индикатора срыва на передней кромке крыла. Точное положение отмечено отверстием на индикаторе срыва.

Затем металлический соединитель подводится к клапану слива и нажимается. Количество топлива в баке можно считать с идущей вертикально трубки.

Для точного измерения самолет должен находиться на горизонтальной площадке. Штатным местом хранения индикатора является сумка на задней стороне пилотского сиденья.

Приспособление для замера количества топлива

5.4 Основные данные и ограничения по топливной системе

Тип топлива: JET A (ASTMD 1655),

JET A-1 (ASTMD 1655)

ТС-1 (Гост 10227-86)

и их смеси

ПРИМЕЧАНИЕ

Использовать только чистое топливо из надежных источников.

Стандартная емкость баков:

Общее количество топлива: 2×15.0 галлонов США (2×56.8 литров)

Количество используемого топлива: 2×14.0 галлонов США (2×53.0 литра)

Емкость баков для увеличенной ёмкости (если установлены):

Общее количество топлива: 2×20.5 галлонов США (2×77.6 литров)

Количество используемого топлива: 2×19.5 галлонов США (2×73.8 литров)

Максимальное отображаемое количество топлива: 14 галлонов США (53 литра) на каждый бак.

Максимальная допустимая разница топлива левого и правого баков: 9 галлонов США (приблизительно 34 литра).

Рис.5.7 Контроль параметров топливной системы

ВНИМАНИЕ

1. Если G1000 показывает в одном из баков 14 галлонов США, то для вычисления разницы топлива левого и правого баков следует брать 19.5 галлонов США.

2. Расход топлива не измеряется, а рассчитывается по давлению топлива и времени впрыска от блока управления двигателем (ECU).

Значения цветной кодировки параметров представлены в таблице:

Давление топлива (абсолютное давление):

минимальное: 4 бар

ПРИМЕЧАНИЕ. Давление топлива не обозначено; предупреждение о давлении топлива высветится на основном индикаторе полетных данных (PFD)

Цвет и значение аварийной, предупредительной и информационной световой сигнализации по топливной системе

Номограмма расхода воздуха

Расчетные значения количества топлива, отображаемые в поле FUEL CALC (расчетное количество топлива) на многофункциональном индикаторе (MFD) комплекса G1000, не учитывают показания топливомеров самолета. Отображаемые значения рассчитываются по последнему текущему значению количества топлива, вводимому пилотом, и фактическим данным о расходе топлива.

По этой причине данные о продолжительности и дальности полета можно использовать только в справочных целях; их использование для планирования полета запрещается.

Рис.5.8 Расход топлива

6 Обогрев и вентиляция кабины

6.1 Обогрев кабины

Теплый воздух для обогрева отбирается с теплообменника, установленного на моторной раме. В матрицу теплообменника поступает горячая охлаждающая жидкость из системы жидкостного охлаждения двигателя, а также окружающий воздух от воздухозаборника с правой стороны гондолы двигателя. Воздух нагревается и из теплообменника через регулирующий кран поступает в кабину самолета, где используется для обогрева кабины и оттаивания лобового стекла. Для управления потоком нагретого воздуха используются рычаги на центральном пульте в кабине, которые соединяются с регулирующим краном при помощи троса в боуденовской оболочке.

Рис. 6.1 Схема циркуляции теплого воздуха в кабине

Заслонка крана обогрева устанавливается в положение выпуска нагретого воздуха в атмосферу или в положение подачи нагретого воздуха на распределительный кран, установленный на задней поверхности противопожарной перегородки. Для управления заслонкой в кабине предусмотрен рычаг с маркировкой CABIN HEAT ON, OFF (обогрев кабины вкл., выкл).

Распределительный кран также оснащен заслонкой, которая направляет нагретый воздух в зоны ног пилотов и пассажиров, а также в переднюю часть фонаря самолета. Для управления заслонкой в кабине предусмотрен рычаг, с маркировкой DEFROST — FLOOR (оттаивание — пол).

При установке крана обогрева в положение OFF (выкл.) горячий воздух выпускается в атмосферу через нижнюю часть капота двигателя. При установке крана в положение ON (вкл.) горячий воздух поступает через противопожарную перегородку на воздухораспределительный кран. Кроме положений OFF (выкл.) и ON (вкл.), кран обогрева может быть установлен в любое промежуточное положение. При установке крана в среднее положение на распределительный кран поступает только часть потока горячего воздуха.

При установке распределительного крана в положение FLOOR (пол) воздух поступает в ниши для ног пилотов и пассажиров. При установке крана в положение DEFROST (оттаивание) воздух подается на переднюю часть фонаря самолета, что позволяет предотвратить запотевание и замерзание остекления фонаря. Кроме положений FLOOR (пол) и DEFROST (оттаивание), кран может быть установлен в любое промежуточное положение. При установке крана в среднее положение часть потока горячего воздуха поступает в ниши для ног, и часть на остекление фонаря

6.1 Вентиляция кабины

Для вентиляции мест пилотов воздух поступает в систему через два воздухозаборника, расположенные в носовой части фюзеляжа с левой и правой стороны. Воздухозаборники соединяются шлангами с двумя регулируемыми соплами на главной приборной доске.

Для вентиляции мест пассажиров воздух поступает в систему через воздухозаборник, расположенный под передней кромкой корневой части левого крыла. Передний лонжерон и внутренняя и внешняя бортовые нервюры образуют воздушный коллектор, из которого воздух может выйти только через отверстие в бортовой нервюре.

К отверстию в передней части нервюры присоединен шланг, который проходит поперек фюзеляжа до передней части бортовой нервюры правого крыла.

Рис. 6.2 Вентиляция кабины

В верхней части внутренней бортовой нервюры с каждой стороны имеется отверстие, которое соединяется с боковыми воздуховодами фюзеляжа. Боковые воздуховоды соединяются с дугой безопасности.

Прохладный воздух из отверстий в передней части бортовых нервюр с каждой стороны поступает вверх по боковым воздуховодам фюзеляжа и далее через четыре регулируемых сопла в дуге безопасности на места пассажиров.

Потоки горячего и холодного воздуха выходят из кабины через щелевые отверстия в шпангоуте крепления багажного отсека, проходят через хвостовую часть фюзеляжа и выходят из самолета через зазор между фюзеляжем и рулем направления.

7 Интерьер и оборудование кабины

7.1 Общие сведения

Кабина самолета оснащена стационарными креслами для размещения двух пилотов и двух пассажиров. Каждое кресло оснащено привязным ремнем. Поверх обшивки фюзеляжа установлены стенные панели с тканевой обивкой. Пол кабины и багажного отсека покрыт ковриками. Карманы для карт расположены на панели рядом с каждым пилотом.

В конфигурации с дополнительным багажным отсеком (по отдельному заказу) имеется стандартный багажный отсек за задними креслами и дополнительный багажный отсек, который устанавливается на заднем шпангоуте.

Крышка главной приборной панели и центральная панель изготовлены из стеклопластика.

7.2 Кресла пилотов

Каждое кресло пилота отформовано из стеклопластика, углепластика и кевлара. Сзади к чашке кресла заклепками крепится металлическая пластина. Через чашку кресла и металлическую пластину проходят два болта, которыми крепятся поясные ремни. Эти болты также удерживают металлические анкерные пластины, которые крепятся к анкерным гайкам в большом вырезе в переднем лонжероне.

Передняя часть чашки кресла изгибается вниз и доходит до задней стенки панели пола. Кресло с передней стороны крепится к панели пола двумя болтами с шайбами.

Чашка кресла из стеклопластика, углепластика и кевлара закрыта мягкой подушкой. Передняя часть подушки крепится к чашке кресла при помощи нажимных кнопок. К чашке кресла нажимными кнопками также крепится эластичный чехол. Через чехол проходит ручка управления самолетом. Верх чехла крепится к ручке управления лентой типа «липучка».

Рис. 7.1 Пилотское кресло

7.3 Пассажирское кресло

Пассажирское кресло состоит из трех основных частей. Кресло имеет двойную чашку, которая занимает всю ширину кабины. Задняя часть чашки кресла одновременно является полом багажного отсека. Пассажирское кресло имеет две спинки, которые крепятся к чашке при помощи шарнирных узлов. Для фиксации спинки кресла в вертикальном положении используется защелка, расположенная с левой стороны спинки каждого кресла. Защелку можно поднять для складывания спинки вперед для доступа к заднему багажному отсеку.

Чашка кресла из стеклопластика, углепластика и кевлара закрыта мягкой подушкой. Передняя часть подушки крепится к чашке кресла при помощи нажимных кнопок. Спинки кресла также закрыты мягкими подушками.

Рис. 7.2. Установка пассажирского кресла

Сзади к чашке кресла под каждой ее половиной заклепками крепится металлическая пластина. Через каждую половину чашки кресла и металлическую пластину проходят два болта, которыми крепятся поясные ремни. С каждой стороны чашки кресла через чашку и металлическую пластину проходят три болта с шайбами, которые крепятся анкерными гайками к металлическим анкерным пластинам. Анкерные пластины крепятся болтами к элементам конструкции фюзеляжа. Передняя часть чашки кресла крепится двумя болтами с шайбами к нервюрам на заднем главном шпангоуте. Задняя часть чашки кресла крепится к передней поверхности шпангоута крепления багажного отсека пятью болтами с шайбами.

7.4 Деформационные элементы

Каждое кресло опирается на деформационные элементы. Каждый деформационный элемент имеет многослойную конструкцию, состоящую из соединенных друг с другом слоев углепластикового композитного материала и специального жесткого пеноматериала. Деформационные элементы сжимаются при воздействии высоких нагрузок, возникающих при авиационных происшествиях, тем самым уменьшая опасность травмирования пилотов и пассажиров в случае авиационного происшествия

Задняя часть каждого кресла пилота опирается на два деформационных элемента, которые расположены рядом с точками крепления привязных ремней, во внешнем направлении от них. Чашка пассажирского кресла опирается на два деформационных элемента, расположенные с каждой стороны под анкерными пластинами.

7.5 Привязные ремни

Каждое кресло оснащено жестко фиксируемым поясным ремнем и плечевой лямкой, которая крепится к инерционной катушке. Поясной ремень имеет две лямки. Внешняя лямка оснащена регулятором, позволяющим натягивать ремень после застегивания, а также язычком, который вставляется в пряжку на внутренней лямке. Внутренняя лямка имеет фиксированную длину. На пряжке на внешней стороне лямки ремня имеется красная кнопка, которая используется для расстегивания ремня. Для застегивания ремня необходимо вставить язычок в пряжку.

Рис. 7.3. Крепление привязных ремней

Каждая лямка поясного ремня крепится к чашке кресла болтами с шайбами и самоконтрящимися гайками. Для снятия лямки поясного ремня необходимо демонтировать кресло.

Плечевая лямка крепится к инерционной катушке. Инерционная катушка оснащена замком, который реагирует на ускорение. В горизонтальном полете по прямой инерционная катушка позволяет плечевой лямке вытягиваться, преодолевая слабое сопротивление пружины. При ускорении самолета (например, в условиях турбулентности) замок препятствует вытягиванию плечевой лямки.

Инерционная катушка привязного ремня пилота расположена на стенке фюзеляжа за креслом пилота. Лямка ремня проходит через направляющую, которая крепится к дуге безопасности, расположенной чуть выше плеча пилота, и далее вниз к язычку на внешней лямке поясного ремня. Концевая пластина плечевой лямки зацепляется за шпильку на язычке.

Инерционная катушка привязного ремня заднего пассажира расположены выше пассажира, сзади от него, и крепится к внутренней поверхности верха фюзеляжа.

7.6 Дополнительный багажный отсек и багажный лоток

Дополнительный багажный отсек имеет дверь, которую можно поднять, чтобы предотвратить смещение багажа назад, или опустить для перевозки длинных предметов. В полу дополнительного багажного отсека имеется съемная панель для доступа к хвостовой части фюзеляжа и ее осмотра.

Рис. 7.4. Трафарет багажного отсека

В нижней части стандартного багажного отсека возможна установка багажного лотка. Крышка багажного лотка расположена на одном уровне с полом дополнительного багажного отсека, образуя ровную поверхность для размещения багажа. На крышке имеются элементы для крепления водила. Пространство под крышкой может использоваться для размещения мелких предметов, таких как стопор рулей и устройство измерения уровня топлива.

7.7 Аварийный топор

В комплектации ОÄМ 40-326 имеется аварийный топор, размещенный под пилотским сиденьем на полу. Если в аварийной ситуации фонарь кабины не открывается, примените аварийный топор, чтобы прорубиться наружу.

Рис. 7.5. Размещение аварийного топора

7.8 Использование солнцезащитных щитков

Солнцезащитные щитки (если установлены, OÄM 40-327) могут быть использованы во время полета на эшелоне. Во время других этапов полета они должны быть убраны в максимальную верхнюю позицию.

БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК

1. Airplane flight manual DA 40 NG. Doc. No. 6.01.15-E. - Diamond Aircraft Industries GMBH: Austria, 2011. - 298 p.

2. DA 40 NG. Airplane maintenance manual. Doc. No. 6.02.15. - Diamond Aircraft Industries GMBH: Austria, 2011. - 1594 p.

3. Austro Engine. Diamond DA 40 NG – Maintenance Training Division, 2011. – 171 p.

4. Diamond DA 40 Serial (Austro Engine). Maintenance trainings manual – Diamond Aircraft Industries GMBH: Austria, 2012. – 380 p.

5. Training Airplane Flight Manual DA 40 NG. – Diamond Aircraft Industries GMBH: Austria, 2011. - 448 p.

Яндекс.Словари

Поиск по сайту: