Руководство по летной эксплуатации самолета DA-42. РЛЭ DA-42. Руководство по летной эксплуатации da 42 ngкатегория летной годности
 Скачать 6.72 Mb.
|
|
и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-38 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E ВНИМАНИЕ Запрещается останавливать двигатели, пользуясь для этого краном переключения подачи топлива. Это может привести к выходу из строя насосов высокого давления. ВНИМАНИЕ Одновременное включение топливного насоса и режима КОЛЬЦЕВАНИЯ может привести к выходу из строя насоса высокого давления. Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-39 Схема положений крана переключения подачи топлива: На следующей схеме показаны возможные режимы работы, соответствующие трем положениям кранов переключения подачи топлива. На следующих рисунках показано движение потоков топлива для правого двигателя (потоки топлива левого двигателя аналогичны): Рисунок 1 Рисунок 1: нормальная работа Рисунок 2: режим кольцевания топлива Рисунок 3: закрытое положение переключатель подачи топлива Правый двигатель кран переключения подачи топлива Кольцевание от левого бака / в левый бак От / в правый бак обратный трубопровод трубопровод подачи топливный радиатор Рисунок 2 Правый двигатель Правый двигатель Рисунок 2 Правый бак Описание самолета и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-40 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E При установке левого крана переключения подачи топлива в положение CROSSFEED (кольцевание) топливо из правого бака подается на левый двигатель. В зависимости от положения правого крана переключения подачи топлива, топливо из правого бака подается на оба двигателя (см. рисунок 4 ниже) или только на левый двигатель, если кран переключения подачи топлива правого двигателя установлен в закрытое положение (см. рисунок 5 ниже). Рисунок 4: правый кран переключения подачи топлива в нормальном режиме, левый кран переключения подачи топлива в положении CROSSFEED (кольцевание) Рисунок 5: правый кран переключения подачи топлива в закрытом положении, левый кран переключения подачи топлива в положении CROSSFEED (кольцевание) Рисунок 4 Рисунок 5 Правый двигатель Правый двигатель переключатель подачи топлива Кольцевание на левый двигатель / от левого двигателя кран переключения подачи топлива От / в правый бак топливный радиатор Кольцевание на левый двигатель / от левого двигателя От / в правый бак Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-41 Основные топливные баки Каждый бак состоит из трех алюминиевых камер, которые соединяются гибким шлангом. Заливка топлива в бак осуществляется через заливную горловину во внешней топливной камере. Неиспользуемый остаток топлива в каждом крыле составляет всего 4 л (1 ам. галл.), поэтому общее количество расходуемого топлива в каждом крыле равно 96 л (25,4 ам. галл.). В баке имеется два продувочных отверстия. Одно оснащено обратным клапаном с капиллярной трубкой, а второе – предохранительным клапаном с давлением уставки 150 мбар (2 фунта/кв. дюйм), который позволяет топливу и воздуху вытекать наружу при чрезмерном повышении внутреннего давления. Предохранительный клапан обеспечивает защиту бака от высокого давления в случае его переполнения при отказе системы перекачки из дополнительного бака. Обратный клапан с капиллярной трубкой позволяет воздуху входить в бак, но препятствует вытеканию топлива наружу. Капиллярная трубка обеспечивает выравнивание давления воздуха во время набора высоты. Точки подключения шлангов расположены на нижней стороне крыла, на расстоянии около 2 м (7 футов) от законцовки крыла. Перед выходом каждого бака установлен фильтр грубой очистки (гребенчатый фильтр). Чтобы обеспечить слив топлива из бака, в его нижней точке предусмотрен выпускной кран. В нижней точке каждой стороны топливной системы установлен топливный фильтр со сливным клапаном. Этот сливной клапан может использоваться для слива воды и осадка, накопившихся в топливной системе. Сливные клапаны установлены в каждой гондоле за противопожарной перегородкой, на расстоянии приблизительно 15 см (0,56 фута) назад от передней кромки крыла. Индикация уровня топлива Для измерения количества топлива в каждом основном баке используются два емкостных датчика. Показания выводятся на пилотажный индикатор комплекса G1000. Информацию о расходе топлива см. в разделе 5 «ЛЕТНО- ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ». Описание самолета и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-42 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E Дополнительные топливные баки (при наличии) Дополнительные топливные баки устанавливаются по дополнительному заказу (OÄM 42-056). Описание Дополнительные топливные баки устанавливаются в задней части гондол двигателя, над главными лонжеронами крыльев. Каждый дополнительный топливный бак оснащен заливной горловиной, крышка которой располагается на верхней поверхности гондолы. Объем дополнительного топливного бака составляет 13,7 ам. галл. (52 л) на одну сторону. Общий объем топлива (в основных и дополнительных топливных баках) равен 39,7 ам. галл. (150,4 л) на одну сторону. Трубопровод подачи топлива присоединяется к гребенчатому фильтру, установленному в задней части дополнительного топливного бака. Каждый дополнительный топливный бак оснащен насосом, обеспечивающим перекачку топлива в соответствующий основной топливный бак. Продувочный трубопровод дополнительного топливного бака оснащен обратным клапаном с капиллярной трубкой. Этот клапан позволяет воздуху входить в бак, но препятствует вытеканию топлива наружу. Капиллярная трубка обеспечивает выравнивание давления воздуха во время набора высоты. В задней части каждого дополнительного бака расположен кран слива топлива. Принцип работы Насосы дополнительных топливных баков приводятся в действие расположенными в кабине переключателями AUX PUMP (насос дополнительного бака). Переключатели находятся за триммером руля высоты на центральной панели. Оба переключателя должны использоваться одновременно, чтобы предотвратить увеличение боковой разбалансировки самолета. Насос дополнительного топливного бака обеспечивает перекачку топлива из дополнительного топливного бака в соответствующий основной топливный бак. Отключение насоса осуществляется автоматически реле- сигнализатором уровня топлива после опорожнения дополнительного топливного бака или при заполнении основного топливного бака. Во время работы насосов на панели комплекса Garmin G1000 загорается уведомляющий сигнализатор перекачки топлива. Если топливо в дополнительном топливном баке отсутствует, на панели комплекса Garmin G1000 загорается предупредительный сигнализатор. В этом случае топливные насосы дополнительных баков необходимо выключить. Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-43 При неисправности одного насоса дополнительного топливного бака использовать топливо из соответствующего дополнительного топливного бака невозможно. Порядок пользования оставшимся исправным топливным насосом см. в разделе 4B.12 «L/R FUEL TRANSFER FAIL (нарушение перекачки топлива в левый/правый бак)». При этом необходимо также внести соответствующие поправки в план полета. Насосы дополнительных топливных баков электрически подключаются к основной левой шине, и для их защиты устанавливается предохранитель номиналом 5A, если не установлена противообледенительная система (OÄM 42-053). Если противообледенительная система установлена, для защиты обеих систем устанавливается предохранитель номиналом 10 A и дополнительный плавкий предохранитель номиналом 7 A для защиты насосов дополнительных топливных баков. Предохранитель (размыкатель) обозначен надписью XFER PUMP/DE ICE (насос перекачки топлива / противообледенительная система). Описание самолета и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-44 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E Резервные средства индикации количества топлива в топливном баке: Резервные средства индикации количества топлива позволяют определить количество топлива в баке в ходе предполетной проверки. Резервный прибор работает по принципу сообщающихся сосудов. Устройство измерения уровня топлива имеет углубление, соответствующее аэродинамическому профилю крыла перед сливом топливного бака, который находится на расстоянии приблизительно 10 см (4 дюйма) от гондолы двигателя, с внешней ее стороны. Металлический соединитель прижимается к сливному отверстию бака. После этого количество топлива в баке можно определить по вертикальной восходящей трубке. Чтобы обеспечить точность показаний, самолет должен располагаться на ровной поверхности, а измерительное устройство необходимо держать вертикально. Средство измерения количества топлива должно храниться в чехле с задней стороны от кресла пилота. само л е т должен р асп о л аг ать ся на ров ной по вер хн о сти ко личе ство указано в амери ка нск и х галл онах неисполь- зуемый остаток топлива Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-45 Температура топлива Максимальная температура топлива составляет 60°C (140°F). Марка топлива Разрешенные к использованию марки топлива перечислены в разделе 2.14 «ТОПЛИВО». ПРИМЕЧАНИЕ Чтобы обеспечить наличие информации о марке топлива, рекомендуется при каждой заправке вносить запись о марке топлива в бортовой журнал. Описание самолета и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-46 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E 7.9.6 СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ Оба двигателя оснащены системой жидкостного охлаждения. Система жидкостного охлаждения состоит из радиатора (теплообменника охлаждающей жидкости) и перепускного трубопровода радиатора. При низкой температуре охлаждающей жидкости топливо направляется по перепускному трубопроводу, что позволяет быстро прогреть двигатель. После увеличения температуры до определенного уровня (приблизительно 88°C или 190°F) включается клапан- термостат, направляющий охлаждающую жидкость через радиатор. Кроме того, охлаждающая жидкость на воздушный теплообменник поступает для системы отопления кабины. Поток охлаждающей жидкости через теплообменник не зависит от ее температуры. Для уравнения давления в системе предусмотрен расширительный бак. Для защиты системы от высокого давления установлен предохранительный клапан. Теплообменник охлаждающей жидкости Обогреватель кабины Предохранительный клапан Расширительный бак Терморегулирующий клапан Водяной насос Основная часть двигателя Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-47 7.9.7 МАСЛОСИСТЕМЫ Каждый двигатель оснащен двумя отдельными маслосистемами. Система смазки (двигателя и турбокомпрессора) Для смазки двигателя применяется система смазки с мокрым картером. Масло охлаждается в отдельном водо-масляном охладителе, расположенном на верхней стороне двигателя. Для проверки уровня масла через контрольное отверстие в левом капоте предусмотрен специальный щуп. При необходимости можно доливать масло через это отверстие (информацию о разрешенных к применению марках масла см. в разделе 2.4 «ОГРАНИЧЕНИЯ ПО СИЛОВОЙ УСТАНОВКЕ»). Редуктор и система регулирования частоты вращения воздушного винта Второй масляный контур обеспечивает смазку редуктора, обслуживает систему регулирования частоты вращения воздушного винта и используется для регулирования частоты вращения. Количество масла в редукторе можно проверить по смотровому стеклу, которое видно через контрольное отверстие с левой стороны капота. ВНИМАНИЕ Если количество масла в редукторе слишком мало, необходимо провести внеплановое техническое обслуживание (информацию о разрешенных к применению марках масла см. в разделе 2.4 «ОГРАНИЧЕНИЯ ПО СИЛОВОЙ УСТАНОВКЕ»). Описание самолета и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-48 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E 7.9.8 СИСТЕМА ТУРБОНАДДУВА Выхлопная система состоит из коллектора, в который поступают выхлопные газы с выходов цилиндров и откуда они подаются на турбину турбокомпрессора. После турбины выхлопные газы проходят через нижнюю часть капота и выходят за пределы самолета. Излишек выхлопных газов направляется в обход турбины. Перепуск газов регулируется блоком управления двигателем при помощи клапана отсечки. Датчик давления в коллекторе после компрессора позволяет блоку управления двигателем рассчитать нужное положение клапана отсечки. Это дает возможность предотвратить развитие чрезмерного давления на малой высоте по плотности. Входящий воздух сжимается компрессором с приводом от турбины и затем охлаждается в промежуточном охладителе для повышения мощности. Охлаждение воздуха позволяет увеличить КПД благодаря более высокой плотности воздуха в радиаторе. промежуточный охладитель вход воздушного тракта двигателя двигатель турбина клапан отсечки система выхлопа компрессор коробка фильтра воздушный фильтр клапан подачи воздуха из резервного источника вход подачи воздуха из резервного источника Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-49 7.9.9 СИСТЕМА ОБНАРУЖЕНИЯ ПОЖАРА Система обнаружения пожара в самолете DA 42 NG состоит из датчика перегрева, установленного в горячей зоне каждого двигателя. При повышении температуры в двигательном отсеке до уровня более 250°C (480°F) датчик перегрева размыкает электрическую цепь, и в окне сигнализации на основном пилотажном индикаторе (PFD) комплекса G1000 появляется аварийное сообщение. Для проверки работы датчиком перегрева (см. раздел 4A.6.1 «ПРЕДПОЛЕТНАЯ ПРОВЕРКА») нажать кнопку проверки, расположенную рядом с переключателем управления шасси. При этом должен быть подан звуковой сигнал, и в окне сигнализации основного пилотажного индикатора G1000 должно появиться аварийное сообщение о пожаре левого и правого двигателя. ВНИМАНИЕ Если аварийный сигнал не подается, необходимо провести внеплановое техническое обслуживание. Описание самолета и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-50 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E 7.10 ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Если не выполнена рекомендация MÄM 42-403 ГЕ НЕРАТ О Р ПРАВЫ Й 28 В / 7 0 А СТ АРТ ЕР ПРАВ Ы Й С РЕЛ Е СТ АРТ ЕРА РЕГ УЛ ЯТО Р ПРАВО ГО ГЕ НЕРАТ О Р А ЭЛЕ К Т Р ОННЫЙ БЛОК У П РА ВЛ Е Н И Я ПР А В ОГО Д В И ГАТ ЕЛЯ РЕЗ ЕРВНАЯ Б А Т АРЕЯ БЛ ОК ОВ УПРАВЛ ЕНИЯ ПРАВО ГО Д ВИГ АТ Е Л Я ДА ТЧ И К ТО К А ПРАВЫ Й ГЛ АВНЫ Й ВЫ КЛ ЮЧАТ ЕЛ Ь ПРАВО ГО Д ВИГ АТ Е Л Я РЕЛ Е ПРАВО ГО ГЕ НЕРАТ О Р А ШИ НА БЛ ОК ОВ УПРАВЛ ЕНИЯ БЛОК УПРАВЛ ЕНИЯ А БЛОК УПРАВЛ ЕНИЯ А БЛОК УПРАВЛ ЕНИЯ B БЛОК УПРАВЛ ЕНИЯ B ГЕ НЕРАТ О Р ПРАВЫ Й РАЗ ЪЕМ АЭРО Д Р О М НО ГО ПИТ АНИЯ ГЛ АВНАЯ АККУМ У ЛЯ Т О РНА Я Б А Т АРЕЯ 24 В 13, 6 Ач Б А Т АРЕЯ ПО САД О ЧНАЯ Ф АРА / ВКЛ ПРАВАЯ ОСНОВНАЯ ШИНА ШИ НА Б РЭО У П РАВЛ ЕНИ Е БР ЭО / АВАР СИ ГН АЛ И З АЦ И Я АВТ О П И Л О Т А ВЫ КЛ ВКЛ ГЛ АВНЫ Й ВЫ КЛ ЮЧА Т ЕЛ Ь Б РЭО ГЛ АВНО Е РЕЛ Е Б РЭО ГЕ НЕРАТ О Р ПРАВЫ Й ГЛ АВНЫ Й ВЫ КЛ ЮЧА Т ЕЛ Ь ЭЛ ЕКТ Р О О Б О РУД О ВАНИЯ ВЫ КЛ ЮЧАТ ЕЛ Ь З АПУСКА ШИНА БРЭО РЕЛ Е АЭРО Д Р О М НО ГО ПИТ АНИЯ РЕЛ Е Б А Т АРЕИ РЕЛ Е СТ АРТ ЕРА АККУМУЛЯТОРНАЯ ШИНА ЛЕВАЯ ОСНОВНАЯ ШИНА Б А Т АРЕЯ ГЕ НЕРАТ О Р Л ЕВЫ Й ГЕ НЕРАТ О Р Л ЕВЫ Й ШИНА БЛОКОВ УПРАВЛЕНИЯ ЛЕВОГО ДВИГАТЕЛЯ ЭЛ Е К Т Р ОННЫЙ БЛОК У П РА ВЛ Е Н И Я ЛЕВОГ О ДВ ИГА Т Е Л Я РЕГ УЛ ЯТО Р Л ЕВО ГО ГЕ НЕРАТ О Р А ГЕ НЕРАТ О Р Л ЕВЫ Й 28 В / 7 0 А ДА ТЧ И К ТО К А Л ЕВЫ Й РЕЗ ЕРВНАЯ Б А Т АРЕЯ БЛ ОК ОВ УПРАВЛ ЕНИЯ Л ЕВО ГО Д ВИГ АТ Е Л Я СТ АРТ ЕР ЛЕ В Ы Й С РЕ Л Е СТ АРТ ЕРА РЕЛ Е Л ЕВО ГО ГЕ НЕРАТ О Р А ГЛ АВНЫЙ ВЫ КЛ Ю Ч АТ ЕЛ Ь Л ЕВО ГО Д В И ГАТ ЕЛ Я ШИ НА БЛ ОК ОВ УПРАВЛ ЕНИЯ БЛОК УПРАВЛ ЕНИЯ А БЛОК УПРАВЛ ЕНИЯ А БЛОК УПРАВЛ ЕНИЯ B БЛОК УПРАВЛ ЕНИЯ B |