РЛЭ DA-42. Руководство полетной эксплуатации категория летной годности нормальная Требования jar23 Серийный номер Регистрация док
 Скачать 7.99 Mb.
|
|
DA 42 AFM Описание самолета и его систем Док. № 7.01.05-E Ред. 5 15 ноября 2007 г. Стр. Задняя дверь Задняя дверь закрывается аналогичным образом. Для ее закрытия необходимо потянуть вниз каркас и запереть дверь ручкой. Чтобы не допустить резкого падения двери, она оснащена газовым амортизатором При сильном ветре дверь должна быть надежно заперта. Задняя дверь оборудована дополнительным рычагом, предотвращающим ее случайное открытие. Запирание двери осуществляется при помощи замка, расположенного на левой стороне рядом с рычагом открытия двери, поворотом ключа почасовой стрелке. Закрытую и запертую дверь можно открыть изнутри, потянув рычаг во внутреннем относительно ручки открытия направлении. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ Запрещается запирать дверь на ключ до полета, чтобы обеспечить возможность аварийного доступа снаружи. Отопление и вентиляция Для управления оборудованием отопления и вентиляции используются два рычага на небольшой центральной панели под главной приборной панелью. Правый рычаг верхнее положение = отопление включено (кресла, пол) нижнее положение = отопление выключено Центральный рычаг верхнее положение = оттаивание включено (подача теплого воздуха на остекление фонаря) нижнее положение = оттаивание выключено Тепло правого двигателя используется для обогрева передних кресел и пола, тепло левого двигателя — для оттаивания остекления фонаря. Воздухозаборник системы вентиляции расположен на нижней части правого крыла, с внутренней стороны от гондолы двигателя. Воздух поступает в кабину через 6 сопел (2 на левой и правой стороне главной приборной панели, 2 на потолочной панели и 2 на левой и правой стороне пассажирского салона. Направление потока воздуха из каждого сопла легко регулируется. Вращением сопла можно также регулировать интенсивность потока. Описание самолета и его систем DA 42 Стр. Ред. 5 15 ноября 2007 г. Док. № 7.01.05-E 7.9 __ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА 7.9.1 ДВИГАТЕЛИ. ОБЩАЯ ИНФОРМАЦИЯ На самолете установлены два самолетных двигателя Thielert TAE125, обладающие следующими основными характеристиками - Четырехтактный четырехцилиндровый дизельный двигатель с жидкостным охлаждением, оснащенный системой смазки с мокрым картером - Однорядная конструкция - Система непосредственного впрыска с общим нагнетательным трубопроводом - Редуктор воздушного винта с отношением 1:1,69 - Цифровое управление двигателем со встроенным регулятором оборотов воздушного винта (отдельная маслосистема) - Турбокомпрессор с промежуточным охладителем Рабочий объем Двигатель TAE 125-01: 1689 см (103 дюйм) Двигатель TAE 125-02-99 (если выполнена рекомендация MÄM 42-198): 1991 см (121,5 дюйм) Максимальная мощность 99 кВт (135 л.с. (DIN)) при 2300 об/мин в условиях МСА на уровне моря Номинальная мощность 99 кВт (135 л.с. (DIN)) при 2300 об/мин в условиях МСА на уровне моря Индикация для контроля основных параметров двигателя вовремя работы осуществляется на индикаторе комплекса Garmin G1000. Запуск каждого двигателя возможен только после установки выключателя ENGINE MASTER главный выключатель двигателя) в положение ON (вкл.). Каждый двигатель оснащен собственным блоком управления двигателем, электропитание на который подается от генератора по крайней мере при одном работающем двигателе. Когда оба двигателя остановлены, питание на блок управления двигателем подается от аккумуляторной батареи. DA 42 AFM Описание самолета и его систем Док. № 7.01.05-E Ред. 5 15 ноября 2007 г. Стр. 7-25 7.9.2 ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ На самолете установлены два трехлопастных воздушных винта mt-Propeller MTV-6-A-C-F/CF187-129 с постоянным числом оборотов, с гидравлической системой регулировки шага и возможностью флюгирования. Каждый воздушный винт оснащен деревянно-композитными лопастями с обшивкой из пластмассы, армированной волокном, и защитной накладкой на кромке из нержавеющей стали в области втулки воздушного винта передняя кромка лопасти имеет покрытие из адгезионной полиуретановой пленки. Такая конструкция лопасти позволяет обеспечить минимальную массу и сократить до минимума вибрацию. Управление воздушным винтом Система управления шагом воздушного винта встроена в двигатель. Регулирование шага осуществляется блоком управления двигателем автоматически. Для изменения шага лопастей во втулку воздушного винта закачивается масло из редуктора. Давление масла регулируется электрическим клапаном, клапаном регулятора оборотов, управление которым осуществляет блок управления двигателем. Повышение давления масла ведет к уменьшению шага и увеличению оборотов винта. Снижение давления масла ведет к увеличению шага и уменьшению оборотов винта. В зависимости от установки мощности шаг воздушного винта регулируется таким образом, что обеспечивается поддержание заданного числа оборотов см. следующую схему. Загрузка % об /мин Описание самолета и его систем DA 42 Стр. Ред. 5 15 ноября 2007 г. Док. № 7.01.05-E Гидроаккумулятор: Используется аккумулятор масло-азотного типа. Он соединяется с масляным контуром редуктора через электрический клапан аккумулятора, который приводится в действие главным выключателем двигателя. При установке главного выключателя двигателя в положение ON (вкл.) клапан открывается. При работе двигателя аккумулятор заполняется маслом под давлением около 20 бар (290 фунт/кв. дюйм. Вовремя работы двигателя аккумулятор обеспечивает наличие необходимого давления масла в случае уменьшения потока масла, подаваемого маслонасосом редуктора, в результате отрицательного ускорения. Давление в гидросистеме удерживает шаг винта на уровне ниже рабочего положения или переводит лопасти воздушного винта в рабочее положение. Флюгирование: Для перевода воздушного винта в режим флюгирования двигатель должен быть остановлен при помощи главного выключателя соответствующего двигателя. При этом происходит открытие электрического клапана регулятора оборотов. Все масло из втулки воздушного винта вытекает, при этом лопасти устанавливаются в положение флюгирования. Одновременно электрический клапан аккумулятора давления закрывается, а давление масла в аккумуляторе повышается до первоначального уровня. Флюгирование возможно только при частоте вращения воздушного винта более 1300 об/мин. ВНИМАНИЕ При останове двигателя при частоте вращения менее 1300 об/мин величина шага воздушного винта остается ниже рабочего положения. В этом случае необходимо увеличить скорость для увеличения частоты вращения воздушного винта. DA 42 AFM Описание самолета и его систем Док. № 7.01.05-E Ред. 5 15 ноября 2007 г. Стр. 7-27 Расфлюгирование: Для расфлюгирования воздушного винта необходимо перевести главный выключатель соответствующего двигателя в положение ON (вкл.). При этом происходит открытие электрического клапана аккумулятора давления. Под действием давления аккумулятора лопасти воздушного винта устанавливаются в положение малого шага. После начала вращения воздушного винта и работы маслонасоса редуктора происходит заполнение аккумулятора маслом. Наземная эксплуатация ВНИМАНИЕ При стоянке и движении самолета по земле высокой частоты вращения воздушного винта следует избегать, поскольку при этом возможно повреждение лопастей камнями. По этой причине для опробования двигателя необходимо выбрать пригодную для этого площадку, на которой отсутствуют свободно лежащие камни и аналогичные предметы. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ Категорически запрещается проворачивать воздушный винт рукой. Описание самолета и его систем DA 42 Стр. Ред. 5 15 ноября 2007 г. Док. № 7.01.05-E 7.9.3 ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ Рычаг управления двигателем Для управления мощностью двигателя используются рычаги управления двигателем (по одному на каждый двигатель. Оба рычага управления двигателем (РУД) расположены на большой центральной панели. Термины "впереди "назад" приведены относительно направления полета. Каждый рычаг управления двигателем устанавливает требуемую НАГРУЗКУ двигателя (%) Рычаг вперед (MAX (максимум) = полная мощность Рычаг назад (IDLE (малый газ) = малый газ Для управления каждым двигателем предусмотрен отдельный блок управления двигателем, управляющий давлением на входе, количеством подаваемого топлива и частотой вращения воздушного винта в соответствии с мощностью двигателя, заданной при помощи РУД. При установке РУД в положение малой мощности (например, для захода на посадку) приубранном шасси подается звуковой сигнал, предупреждающий пилота о том, что шасси убрано. Дополнительно на основном пилотажном индикаторе (PFD) загорается предупредительный сигнализатор CHECK GEAR (проверь шасси) (если он установлен. Регулятор оборотов воздушного винта, управление которым осуществляет блок управления двигателем, установлен консольно на передней части каждого двигателя. Масло в масляный контур регулятора оборотов воздушного винта подается маслонасосом редуктора (см. также раздел 7.9.2 ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ. В случае утечки масла лопасти воздушного винта устанавливаются в положение флюгирования, что позволяет продолжать полет в соответствии с разделом 3.9.3 "НЕИСПРАВНОСТЬ СИСТЕМЫ РЕГУЛИРОВАНИЯ ЧАСТОТЫ ВРАЩЕНИЯ ВОЗДУШНОГО ВИНТА. ВНИМАНИЕ При отказе регулятора оборотов для регулирования оборотов воздушного винта пользоваться рычагом управления двигателем. Необходимо не допускать увеличения частоты вращения более 2300 об/мин. DA 42 AFM Описание самолета и его систем Док. № 7.01.05-E Ред. 5 15 ноября 2007 г. Стр. ВНИМАНИЕ Перемещение рычага управления двигателем осуществлять медленно во избежание заброса оборотов и резкого изменения частоты вращения. Изменение частоты вращения винта с легкими деревянными лопастями происходит быстрее, чем для винтов с металлическими лопастями. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ При неисправности блока управления двигателем лопасти винта могут остаться в положении максимального шага. В этом случае необходимо учесть ухудшение рабочих характеристик двигателя. Выключатель ELECT. MASTER (главный выключатель электрооборудования) Главный выключатель электрооборудования имеет два положения OFF (выкл.) — электропитание от аккумуляторной батареи не подается ON (вкл.) — электропитание от аккумуляторной батареи подается в систему распределения Выключатель ENGINE MASTER (главный выключатель двигателя) Холодный запуск каждого двигателя возможен только после установки выключателя ENGINE MASTER (главный выключатель двигателя) в положение ON (вкл.). При установке выключателя ENGINE MASTER (главный выключатель двигателя) во включенное положение подается электропитание на систему подогрева, клапан аккумулятора расфлюгирования и собственно двигатель. Останов двигателя производится переводом соответствующего выключателя ENGINE MASTER (главный выключатель двигателя) в положение OFF (выкл.). Описание самолета и его систем DA 42 Стр. Ред. 5 15 ноября 2007 г. Док. № 7.01.05-E ЗАПУСК Запуск левого двигателя производится поворотом ключа запуска (START) влево. Запуск правого двигателя производится поворотом ключа запуска вправо. Переключатель ECU SWAP (переключатель блоков управления двигателем) На панели имеется два переключателя ECU SWAP (переключатель блоков управления двигателем) - по одному для каждого двигателя. Для нормальной работы оба переключателя установлены в положение AUTOMATIC автоматически. Управление каждым двигателем осуществляет соответствующий блок управления двигателем A. При отказе рабочего блока управления двигателем (ECU) должно происходить автоматическое переключение на соответствующий блок управления двигателем B. Если автоматического переключения не происходит, переключиться на резервный блок управления двигателем B можно вручную. Это разрешается только в аварийной ситуации. Кнопка ECU TEST (проверка блока управления двигателем) На панели имеется две кнопки ECU TEST (проверка блока управления двигателем) - по одной для каждого двигателя. В зависимости от положения рычага управления двигателем и числа оборотов двигателя, кнопка ECU TEST (проверка блока управления двигателем) выполняет две различные функции. Рычаг управления двигателем в положении IDLE (малый газ, обороты менее 900 (приблизительно Нажатие и удержание кнопки до завершения процедуры запускает процедуру самоконтроля блока управления каждого двигателя. Выполнение процедуры возможно как на земле, таки в полете, однако только в том случае, если рычаг управления двигателем установлен в положение IDLE (малый газ. В противном случае запуска самоконтроля не происходит. Входе процедуры блок управления двигателем производит переключение с блока управления двигателем A на блок управления двигателем B при вращающемся воздушном винте. Контроль частоты вращения воздушного винта осуществляется блоком управления двигателем автоматически. При переключении между блоками управления двигателем может возникать небольшая вибрация двигателя. В завершение процедуры блок управления двигателем переключается с блока управления двигателем B на блок управления двигателем A. После этого оба предупредительных сигнализатора должны погаснуть, и двигатель должен работать без изменений. Рычаг управления двигателем в положении более IDLE (малый газ) или обороты более 900 (приблизительно Если отображается предупредительное сообщение блока управления двигателем A или блока управления двигателем B, для сброса сообщения можно нажать кнопку ECU TEST (проверка блока управления двигателем) и удерживать ее в течение 2 с. Сброс сообщения возможен только один рази только в случае несущественной неисправности системы. DA 42 AFM Описание самолета и его систем Док. № 7.01.05-E Ред. 5 15 ноября 2007 г. Стр. Подача воздуха из резервного источника В случае падения мощности в результате обледенения или засорения воздушного фильтра существует возможность забора воздуха из двигательного отсека. Рычаг ALTERNATE AIR (подача воздуха из резервного источника) (один для обоих двигателей) расположен под главной приборной панелью, справа от центральной панели. Для открытия резервного источника подачи воздуха рычаг необходимо повернуть вправо. Обычно резервный источник подачи воздуха закрыт, при этом рычаг установлен в переднее положение. Трафаретна рычаге, переднее положение ALTERNATE AIR (подача воздуха из резервного источника) Трафаретна рычаге, виден, когда рычаг находится в заднем положении ALTERNATE AIR ON (подача воздуха из резервного источника включена) Описание самолета и его систем DA 42 Стр. Ред. 5 15 ноября 2007 г. Док. № 7.01.05-E 7.9.4 ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ ДВИГАТЕЛЯ Приборы контроля двигателя отображаются на многофункциональном индикаторе (MFD) Garmin G1000. См. также раздел 7.13.3 МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ ИНДИКАТОР (MFD)". Приборы контроля левого двигателя отображаются в левой части, правого двигателя - в правой. Страница параметров двигателя по умолчанию Отображается при нажатии на кнопку SYSTEM (система) Отображается при нажатии на кнопку FUEL (топливо) об/мин галл/ч расход топлива температура масла давление масла температура охлаждающей жидкости температура топлива количество топлива, галл напряжение % напряжение % напряжение % об/мин об/мин электросистема А двигатель редуктор В охлаждающая жидкость бар расчетное количество топлива галл израсходованное топливо, галл продолжительность полета дальность полета, мор. миль галл/ч топливо масло остаток топлива, галл DA 42 AFM Описание самолета и его систем Док. № 7.01.05-E Ред. 5 15 ноября 2007 г. Стр. ПРИМЕЧАНИЕ На рисунке на предыдущей странице показан общий вид типовой индикации на многофункциональном индикаторе (MFD) G1000 в различных режимах отображения. Показанные значения могут не соответствовать установленным на текущий момент ограничениям по двигателю самолета DA 42. ПРИМЕЧАНИЕ Расчетные значения количества топлива, отображаемые в поле FUEL CALC (расчетное количество топлива, 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. Обозначение Индикация Единицы измерения LOAD % (нагрузка, %) Располагаемая мощность % RPM (об/мин) Частота вращения воздушного винта об/мин FUEL FLOW (расход топлива) Расход топлива ам. галл./ч OIL TEMP (температура масла) Температура масла в двигателе °C OIL PRES (давление масла) Давление масла бар COOLANT TEMP температура охлаждающей жидкости) Температура охлаждающей жидкости °C FUL TEMP (Температура топлива) Температура топлива °C FUEL QTY GAL количество топлива, галл) Количество топлива ам. галл. VOLTS (В) Напряжение В AMPS (А) Сила тока A GEARBOX (редуктор) Температура редуктора °C Описание самолета и его систем DA 42 Стр. Ред. 5 15 ноября 2007 г. Док. № 7.01.05-E 7.9.5 ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА Общие сведения обратный трубопровод ФЮЗЕЛЯЖ трубопроводы кольцевания Топливная система выполнена симметричной относительно фюзеляжа топливный радиатор обратный клапан ДВИГАТЕЛЬ TAE 125 противопожарная перегородка доп. топливный бак (по доп. заказу) фильтр дизельного топлива TAE отстойник слив подача топлива краны переключения подачи топлива обратный клапан с капиллярной трубкой продувочный трубопровод заливная горловина доп. топливного бака гребенчатый фильтр реле-сигнализатор уровня топлива слив насос доп. топливного бака предохранительный клапан предохранительный клапан по доп. заказу) заливная горловина топливного бака средняя камера продувка топливного бака внутренняя камера датчик уровня топлива внешняя камера ПРАВОЕ КРЫЛО датчик температуры топлива датчик низкого уровня топлива гребенчатый фильтр слив реле- сигнализатор уровня топлива датчик уровня топлива обратный клапан с капиллярной трубкой DA 42 AFM Описание самолета и его систем Док. № 7.01.05-E Ред. 5 15 ноября 2007 г. Стр. Топливо хранится в баках, которые расположены в крыльях. Обычно топливо для работы правого двигателя забирается из основного бака в правом крыле, левого двигателя — из основного бака в левом крыле. В каждом двигателе топливо впрыскивается под высоким давлением непосредственно в цилиндры. Топливо на сопла системы впрыска (по одному на цилиндр) подается через общий нагнетательный трубопровод. Давление в трубопроводе развивается насосом высокого давления, на который топливо подается насосом низкого давления. Давление в трубопроводе регулируется блоком управления двигателем через электрический клапан в соответствии с установкой мощности. Привод обоих насосов — механический, от двигателя. Топливо, не поступившее в систему впрыска, закачивается обратно в бак на соответствующем крыле. Обе стороны топливной системы соединяются трубопроводами кольцевания. В каждой гондоле двигателя возможна установка дополнительного топливного бака (при выполнении рекомендации OÄM 42-056). Описание самолета и его систем |