РЛЭ DA-42. Руководство полетной эксплуатации категория летной годности нормальная Требования jar23 Серийный номер Регистрация док
 Скачать 7.99 Mb.
|
|
DA 42 Стр. Ред. 5 15 ноября 2007 г. Док. № 7.01.05-E Краны переключения подачи топлива Для каждого двигателя предусмотрен один кран переключения подачи топлива. Переключатели управления кранами подачи топлива расположены на центральной панели, за рычагами управления двигателем. и имеют следующие положения ON (вкл.), CROSSFEED (кольцевание) и OFF (выкл.). При нормальной работе топливо на каждый двигатель подается из бака, расположенного на стороне данного двигателя. При включении режима кольцевания топливо на двигатель подается из бакана противоположной стороне для увеличения дальности полета и сохранения балансировки топлива при полете на одном двигателе. Кран переключения подачи топлива переключает как трубопровод подачи топлива, таки обратный трубопровод. Для установки крана в нужное положение необходимо потянуть рычаг назад. Для установки крана в положение OFF (выкл.) необходимо повернуть предохранительную крышку. Это предусмотрено для того, чтобы исключить возможность случайного перекрытия подачи топлива. ПРИМЕЧАНИЕ При полете с одним неработающим двигателем кран переключения подачи топлива этого двигателя необходимо установить в положение OFF (выкл.). ВНИМАНИЕ Запрещается эксплуатация самолета с обоими кранами переключения подачи топлива в положении CROSSFEED кольцевание. Запрещается взлет самолета с краном переключения подачи топлива в положении CROSSFEED кольцевание. ВНИМАНИЕ Запрещается останавливать двигатели, пользуясь для этого краном переключения подачи топлива. Это может привести к выходу из строя насосов высокого давления. DA 42 AFM Описание самолета и его систем Док. № 7.01.05-E Ред. 5 15 ноября 2007 г. Стр. Схема положений крана переключения подачи топлива Наследующей схеме показаны возможные режимы работы, соответствующие трем положениям кранов переключения подачи топлива. Наследующих 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 из левого бака / в левый бак Отв Правый бак обратный трубопровод трубопровод подачи топливный радиатор Рисунок 2 Правый двигатель Правый двигатель Рисунок 2 Правый бак Описание самолета и его систем DA 42 Стр. Ред. 5 15 ноября 2007 г. Док. № 7.01.05-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 Отв Правый бак топливный радиатор Кольцевание на левый двигатель / от левого двигателя Отв Правый бак DA 42 AFM Описание самолета и его систем Док. № 7.01.05-E Ред. 5 15 ноября 2007 г. Стр. 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 лам. галл, поэтому общее количество расходуемого топлива в каждом крыле равно 96 лам. 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 вовремя набора высоты. Точки подключения шлангов расположены на нижней стороне крылана 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 DA 42 Стр. Ред. 5 15 ноября 2007 г. Док. № 7.01.05-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 перекачки топлива, 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 вовремя набора высоты. В задней части каждого дополнительного бака расположен кран слива топлива. Принцип работы Насосы перекачки топлива приводятся в действие расположенными в кабине переключателями FUEL TRANSFER (перекачка топлива. Переключатели находятся за триммером руля высоты на центральной панели. Оба переключателя должны использоваться одновременно, чтобы предотвратить увеличение боковой разбалансировки самолета. Насос перекачки топлива 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. Вовремя 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 необходимо выключить. DA 42 AFM Описание самолета и его систем Док. № 7.01.05-E Ред. 5 15 ноября 2007 г. Стр. При неисправности одного насоса перекачки топлива использовать топливо из соответствующего дополнительного топливного бака невозможно. Порядок пользования оставшимся исправным топливным насосом см. в разделе 4B.10 "L/R FUEL TRANSFER FAIL (нарушение перекачки топлива в левый/правый бак. При этом необходимо также внести соответствующие поправки в план полета. Насосы перекачки топлива 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 7A для защиты насосов перекачки топлива. Предохранитель (размыкатель) обозначен надписью XFER PUMP/DE ICE (насос перекачки топлива/противообледенительная система. Описание самолета и его систем DA 42 Стр. Ред. 5 15 ноября 2007 г. Док. № 7.01.05-E Резервные средства индикации количества топлива в топливном баке Резервные средства индикации количества топлива позволяют определить количество топлива в баке входе 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. самолет должен располагаться на ровной по вер хн о сти ко личе ство указано в американских галлонах неиспользуемый остаток топлива DA 42 AFM Описание самолета и его систем Док. № 7.01.05-E Ред. 5 15 ноября 2007 г. Стр. Температура топлива Для измерения температуры топлива в каждом основном баке установлен датчик температуры топлива. Показания выводятся на пилотажный индикатор комплекса G1000. Информацию об ограничениях по температуре топлива см. в разделе 2 "ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ. Стрелка в нижнем желтом секторе указывает на то, что самолет неготов к взлету, если используется чистое дизельное топливо или дизельное топливо в смеси с реактивным топливом (разрешается только в том случае, если выполнена рекомендация MÄM 42-037). Взлет приданной температуре не разрешается также в том случае, если марка топлива неизвестна. При применении чистого дизельного топлива или дизельного топлива в смеси с реактивным топливом запрещается запуск двигателя при температуре ниже - 5°C (23°F). Запуск двигателя приданной температуре не разрешается также в том случае, если марка топлива неизвестна. При использовании реактивного топлива эксплуатация самолета при нахождении стрелки в нижнем желтом секторе разрешается. Марка топлива Разрешенные к использованию марки топлива перечислены в разделе 2.14. Пилот обязан точно знать марку используемого топлива, поскольку от марки топлива в большой степени зависят ограничения по температуре. При низкой температуре дизельное топливо имеет тенденцию к образованию хлопьев, что может привести к засорению топливного фильтра. Топливный фильтр не оснащен средствами обогрева. В случае эксплуатации самолета при низкой температуре необходимо вместо дизельного топлива использовать реактивное топливо. Чтобы исключить возможность присутствия водном из баков смеси реактивного топлива и дизельного топлива, в каждый бак необходимо по крайней мере два раза залить реактивное топливо в количестве более 65 лам. галл. Как вариант, можно перед заправкой самолета реактивным топливом слить топливо из обоих баков. Описание самолета и его систем DA 42 Стр. Ред. 5 15 ноября 2007 г. Док. № 7.01.05-E ПРИМЕЧАНИЕ Чтобы обеспечить наличие информации о марке топлива, рекомендуется при каждой заправке вносить запись о марке топлива в бортовой журнал. ВНИМАНИЕ При применении чистого дизельного топлива или дизельного топлива в смеси с реактивным топливом использование дополнительных топливных баков, если таковые установлены (OÄM 42-056), не допускается. DA 42 AFM Описание самолета и его систем Док. № 7.01.05-E Ред. 5 15 ноября 2007 г. Стр. 7-45 7.9.6 СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ Оба двигателя оснащены системой жидкостного охлаждения. Система жидкостного охлаждения состоит из радиатора 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. клапан-термостат перепускной трубопровод теплообменника теплообменник охлаждающей жидкости двигатель расширительный бак обогреватель кабины слив из двигателя предохранительная крышка Описание самолета и его систем DA 42 Стр. Ред. 5 15 ноября 2007 г. Док. № 7.01.05-E 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 отдельным радиатором, расположенным на нижней стороне двигателя. Для проверки уровня масла через контрольное отверстие в верхней части капота 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 передней стороны нижней части 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. DA 42 AFM Описание самолета и его систем Док. № 7.01.05-E Ред. 5 15 ноября 2007 г. Стр. 7-47 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 двигатель турбина клапан отсечки система выхлопа компрессор коробка фильтра воздушный фильтр клапан подачи воздуха из резервного источника вход подачи воздуха из резервного источника Описание самолета и его систем DA 42 Стр. Ред. 5 15 ноября 2007 г. Док. № 7.01.05-E 7.9.9 СИСТЕМА ОБНАРУЖЕНИЯ ПОЖАРА Система обнаружения пожара в самолете DA 42 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, ив 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, ив окне сигнализации основного пилотажного индикатора G1000 должно появиться аварийное сообщение о пожаре левого и правого двигателя. ВНИМАНИЕ Если звуковой или визуальный аварийный сигнал не подается, необходимо провести внеплановое техническое обслуживание. DA 42 AFM Описание самолета и его систем Док. № 7.01.05-E Ред. 5 15 ноября 2007 г. Стр. 7-49 7.10 _ ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Описание самолета и его систем DA 42 Стр. Ред. 5 15 ноября 2007 г. Док. № 7.01.05-E 7.10.1 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ Самолет DA 42 оснащен электросистемой постоянного тока с напряжением 28 В. Систему можно разделить наследующие подсистемы - Генерирование электроэнергии - Хранение электроэнергии - Распределение электроэнергии - Потребители Генерирование электроэнергии Генерирование электроэнергии осуществляется двумя генераторами переменного тока 60 A, которые установлены с левой нижней стороны каждого двигателя. Привод генераторов осуществляется через плоский ремень. Выходная линия левого генератора подключена клевой основной шине через реле левого генератора и предохранитель номиналом 70 A. Выходная линия правого генератора подключена к правой основной шине через реле правого генератора и предохранитель номиналом 70 A. Обе основные шины подключены к аккумуляторной шине через предохранитель номиналом 90 A. На выходных линиях обоих генераторов также установлены датчики тока, обеспечивающие индикацию силы тока в электросистеме, включая ток на зарядку аккумуляторной батареи, на индикаторе комплекса G1000. При отказе главной аккумуляторной батареи напряжение возбуждения на каждый генератор подается от двух последовательно соединенных герметичных свинцово-кислотных аккумуляторных батарей (батарей возбуждения) напряжением 12 В и емкостью 1,3 Ач, которые установлены в носовом багажном отсеке. Подключение батареи возбуждения к генератору осуществляется левым (правым) выключателем ENGINE MASTER (главный выключатель двигателя) через плавкий предохранитель номиналом 5 A. Если выполнены рекомендации MÄM 42-240, OÄM 42-074 или OÄM 42-129: Подключение батареи возбуждения к генератору осуществляется левым правым) выключателем ENGINE MASTER (главный выключатель двигателя) через плавкий предохранитель номиналом 10 A. |