Фонарь кабины и пассажирская дверь
На DA 40 NG применяются два типа дверей: фонарь кабины и
пассажирская дверь.
Фонарь кабины представляет собой формованный элемент из углепластика и
состоит из внутреннего и внешнего каркасов, которые соединяются друг с другомклеевым швом. На фонаре установлено цельное остекление из акрилового стекла.
С левой стороны фонаря расположена форточка. На некоторых самолетах
имеется также форточка с правой стороны. Форточки окна можно открывать в полете для дополнительной вентиляции.
Фонарь кабины в передней части крепится к каркасу из стальных труб.
Каркас крепится к двум узлам навески, установленным с задней стороны
противопожарной перегородки.
Для открытия фонарь сдвигается вверх ивперед. В открытом положении фонарь удерживается газовым упором.
С левой стороны фонаря расположена ручка, приводящая в действие два
стопорных болта. Внутренняя и наружная ручки имеют красный цвет. В нижних задних углах фонаря расположены стопорные болты.
Ручка состоит из двух частей: внутренней ручки с двойным рычагом и
внешней ручки красного цвета. (рис. 2.15)
При отводе ручки фонаря от каркаса фонаря происходит следующее:
- двойной рычаг поворачивается и тянет за собой тягу и трос;
- тяга тянет левый стопорный болт вперед.
Трос тянет правый стопорный болт вперед. При движении стопорного
болта вперед срабатывает микровыключатель сигнализации открытого
|
|
|
положения дверей, расположенный в обшивке фюзеляжа с правой стороны.
После этого фонарь можно открыть, сдвинув его вверх и вперед.
При фонаре в полностью закрытом положении нажать на ручку в
направлении каркаса фонаря. При этом стопорные болты входят в отверстия
ответной части в фюзеляже. Ручка фиксируется в закрытом положении
пружинным механизмом. Правый стопорный болт приводит в действие
микровыключатель световой сигнализации открытого фонаря на основном
пилотажном индикаторе PFD (рис.1.3) (DOOR (дверь) или DOORS (двери)). Когда ручка утоплена в каркас фонаря, фонарь заперт. Чтобы убедиться, что фонарь заперт, следует нажать вверх на заднюю часть каркаса фонаря.
В положении фонаря «Зазор для охлаждения» стопорные болты вводятся в
верхние отверстия в раме фонаря, оставляя зазор под фонарем.
Фонарь может быть закрыт ключом механизма блокировки
расположенного рядом с наружной ручкой фонаря путем поворота ключа по
часовой стрелке. Закрытый и заблокированный фонарь может быть открыт
внутренней ручкой открытия фонаря.
Предупреждение. Положение «Зазор для охлаждения» разрешается
использовать только на земле. Перед взлетом фонарь должен быть полностью закрыт и зафиксирован, но не на ключ.
|
|
|
Нельзя запирать фонарь на ключ перед полетом, чтобы обеспечить
экстренную эвакуацию из самолета.
Внимание. Если взлет был случайно выполнен с фонарем в положении«Зазор для охлаждения», запрещается закрывать фонарь в полете. Необходимо посадить самолет и закрыть фонарь на земле.
Пассажирская дверь включает в себя раму из углепластика и остекление из
акрилового стекла.Дверь крепится к двум узлам навески, расположенным в верхней части фюзеляжа, рядом с его осевой линией. К кронштейну с задней стороны двери и к фюзеляжу крепится газовый упор, удерживающий дверь в открытом положении.
В аварийной ситуации передний узел навески можно снять изнутри
кабины. После снятия переднего узла навески пассажирскую дверь можно
принудительно открыть.
На двери расположена ручка, приводящая в действие два стопорных болта.
Рис. 2.15. Механизм запирания фонаря кабины:
1 - трос Тефлекс; 2 - винт с потайной головкой с внутренней вырезанной головкой; 3 - внутренняя ручка фонаря; 4 - вильчатый наконечник; 5 - тяга; 6- стопорный болт правой стороны; 7 - установочный винт; 8 - заглушка; 9 - корпус фонаря; 10 - стопорный болт левой стороны; 11 - тяга управления левым стопорным винтом; 12 - обшивка фюзеляжа; 13 - прорезь; 14 - стопорный болт; 15 - тефлоновая втулка; 16 - внешняя ручка фонаря; 17 - механизм замка; 18 - накладка замка; 19 - шайба замка
|
|
|
Стопорные болты расположены в нижнем переднем и нижнем заднем углах двери. Для предотвращения случайного поворота ручки предусмотрен
предохранительный замок. Перед поворотом ручки изнутри пассажирского
салона необходимо поднять ручку предохранительного замка. Перед поворотом ручки снаружи самолета необходимо нажать расположенную рядом с этой ручкой кнопку, разблокирующую внутренний предохранительный замок.
При отводе ручки фонаря от каркаса фонаря происходит следующее:
- двойной рычаг поворачивается и тянет за собой обе тяги;
- длинная тяга тянет задний стопорный болт вперед;
- короткая тяга тянет передний стопорный болт назад.
При движении назад передний стопорный болт приводит в действие
микровыключатель сигнализатора на экране индикатора комплексной
пилотажно-навигационной системы.
При движении назад передний стопорный болт приводит в действие
микровыключатель сигнализатора на экране индикатора комплексной
пилотажно-навигационной системы.
После этого дверь можно открыть, сдвинув ее вверх и наружу.
|
|
|
При двери в полностью закрытом положении нажать на ручку в
направлении рамы двери. При этом стопорные болты входят в отверстия
ответной части в фюзеляже. Передний стопорный болт приводит в действие
микровыключатель сигнализации DOOR (дверь) или DOORS (двери) открытого положения дверей. Когда ручка утоплена в раму двери, дверь заперта. Чтобы убедиться, что дверь заперта, следует нажать наружу на низ рамы двери.
Дверь может быть закрыта механизмом блокировки рядом с внешней
ручкой открывания двери путем поворота ключа по часовой стрелке. Закрытая и заблокированная дверь может быть открыта изнутри ручкой открытия двери.
Предупреждение. Перед запуском двигателя дверь должна быть закрыта и
зафиксирована, но не на ключ.
Не запирайте дверь на ключ перед полетом, чтобы обеспечить экстренную
эвакуацию из самолета.
Съёмные панели
Число съёмных щитков и люков, имеющихся на самолете DA 40 NG,
невелико. Часто используемые щитки и люки оснащены быстросъемными
замками. Прочие панели оснащены обычными винтами.
Рис. 2.17 Расположение щитков и люков
1 – крепление стабилизатора, 2 – обтекатель киля, 3 – тяги закрылков/элерона, 4 – болт В, 5 - качалка закрылка, 6 – качалка элерона, 7 – индукционный магнитный датчик, 8 – топливные баки, 9 - основная опора шасси, 10 – топливная система, 11 - основная опора шасси, 12 – топливные баки, 13 – индукционный магнитный датчик, 14 – качалка элерона, 15 – качалка закрылка, 16 – болт В, 17 – тяги закрылков/элерона.
Все лючки расположены на нижней обшивки крыла и фюзеляжа, кроме двух лючков заливных топливных горловин. (рис. 2.17) Они находятся на верхней обшивки крыла. Эти лючки закрываются на ключ.
Управление самолетом
Описание
На самолете DA 40 NG для управления самолетом по тангажуиспользуется руль высоты, установленный на стабилизаторе. Управление по
крену осуществляется при помощи элеронов, установленных на задней кромке крыла. Управление по углу рыскания обеспечивается рулем
направления, установленным на задней стенке киля. На задней кромке крыла
установлены закрылки, улучшающие летные характеристики самолета при
взлете и посадке.
У каждого пилота имеется ручка управления самолетом. Для управления
триммером руля высоты пилот использует колесо на центральном пульте.
У каждого пилота имеются педали управления рулем направления. Узел
педалей управления рулем направления крепится к полу кабины. Каждый пилот может регулировать положение педалей управления рулем направления при помощи специальной ручки, расположенной на узле педалей управления рулем направления.
Управляющие усилия от ручки управления самолетом передаются на элероны и руль высоты при помощи качалок и жестких тяг. Руль направления управляется при помощи тросовой проводки, как и управление триммером руля высоты. Управление закрылками осуществляется при помощи трех позиционного переключателя и электромеханизмапри помощи жестких тяг.
Элероны
При помощи ручек управления самолетом (РУС) осуществляется управление
элеронами и рулем высоты через жесткие тяги. (рис. 3.1) Тяги управления элеронов
присоединяются к нижней части ручек управления. С другой стороны тяги
подсоединяются к передней качалке управления элеронами, установленной на кронштейнекрепления ручек управления. К передней качалке присоединяется короткая тяга, проходящая под центральным пультом.
Рис. 3.1. Органы управления элеронами в фюзеляже.
1 – задний шпангоут, 2 – тяга-толкатель к правому крылу, 3 – торсионная штанга закрылка, 4 – балансирующие пружины, 5 – тяга толкатель к левому крылу, 6 – отверстие под стопорный штифт, 7 – задний шпангоут, 8 – тяга-толкатель от промежуточного рычага, 9 – шпангоут крепления ручек управления, 10 – носовой шпангоут, 11 – левая ручка управления, 12 – промежуточный рычаг, 13 – отверстие под стопорный штифт,
14 – тяга-толкатель к промежуточному рычагу, 15 – регулируемый ограничитель хода элеронов, 16 – отверстие под стопорный штифт, 17 – монтажная рама ручки управления, 18 – отверстие под стопорный штифт, 19 – вал в сборе, 20 – тяга-толкатель к левой ручке управления, 21 – тяга-толкатель к правой ручке управления, 22 – отверстие под стопорный штифт, 23 – передняя качалка
Короткая тяга подсоединяется к промежуточному рычагу, установленному
на переднем лонжероне. Следующая тяга соединяет промежуточный рычаг с
задней качалкой управления элеронами, установленной на заднем лонжероне.
К задней качалке подсоединяются две тяги, расположенные в центроплане.
Каждая из этих тяг присоединяется к длинной тяге, расположенной в
соответствующей отъемной части крыла.
Каждая длинная тяга проходит через три направляющих узла с роликами.
Обе длинные тяги присоединяются к качалкам элеронов, установленным на
каждомполукрыле на концевой части крыла.
Качалки элеронов соединяются короткими тягами с кабанчиками элеронов.
Регулировка коротких тяг позволяет смещать диапазон отклонения элеронов
вверх или вниз.
Слева от нижней части ручки управления левого пилота расположен
ограничитель хода элеронов, ограничивающий отклонение ручек управления
самолетом влево (левый элерон вверх, правый элерон вниз). Справа от нижней части ручки управления правого пилота расположен ограничитель хода элеронов, ограничивающий отклонение ручки управления самолетом вправо (правый элерон вверх, левый элерон вниз). Роль ограничителя выполняет головка болта.
Максимальные углы отклонения элеронов 20 градусов - вверх и
13 градусов – вниз.
Кроме того, перед передней кромкой левого и правого элеронов
расположены нерегулируемые ограничители хода. Каждый ограничитель
представляет собой блок из стеклопластика с резиновым покрытием,
установленный на внутренней поверхности верхней обшивки крыла. При
полном отклонении элерона вниз передняя часть элерона отклоняется до упора вверх и упирается в ограничитель.
При отклонении ручки управления самолетом влево происходит
Следующее (рис. 3.2):
- тяги, присоединенные к ручке управления, движутся вправо;
- передняя качалка перемещает тягу, проходящую под центральным
пультом, назад;
- тяга, проходящая под центральным пультом, отклоняет промежуточный
рычаг и перемещает следующую тягу назад;
- следующая тяга вращает заднюю качалку, при этом длинные тяги в
крыльях перемещаются влево;
Рис. 3.2 Проводка управления элеронами в крыле
1 – качалка элерона 2, 2 – тяга-толкатель к правому крылу, 3 - отверстие под стопорный штифт, 4 – тяга-толкатель к левому крылу, 5 – корневая нервюра крыла, 6 – направляющие ролики, 7 – нервюра крепления крыла, 8, 10 – направляющие ролики, 9 – опорный кронштейн, 11 – нервюра крепления качалки элерона, 12 – отверстие под стопорный штифт, 13 – качалка левого элерона, 14 – кабанчик элерона, 15 – элерон.
Показана левая система, правая в зеркальном отражении
- качалка левого элерона в левом крыле перемещает короткую тягу,
присоединенную к кабанчику левого элерона, назад;
- левый элерон отклоняется вверх;
- тяга в правом крыле тянет качалку элерона, которая перемещает
короткую тягу в правом крыле, присоединенную к кабанчику правого элерона,
вперед;
- правый элерон отклоняется вниз.
Причем за счет присоединения длинных тяг элеронов к качалкам элеронов
не под прямыми углами, углы поворота качалок элеронов и получаются
разными на левом и правомполукрыле. При этом элерон, который отклоняется вверх, поворачивается на больший угол, чем элерон, который отклоняется вниз. Это обеспечивает дифференцированное отклонение элеронов для обеспечения равенства лобового сопротивления крыла и отсутствие разворачивающего момента самолета в противоположную сторону от заданного.
При отклонении ручек управления самолетом вправо происходит
следующее:
- левый элерон отклоняется вниз;
- правый элерон отклоняется вверх.
В случае рассоединении проводки или заклинивании элеронов поперечное
управление может осуществляться при помощи руля направления. При этом
необходимо:
- использовать пологую глиссаду и расширенную схему захода на посадку;
- избегать углов крена >20° на круге и >10° на посадочной прямой.
Руль высоты
Управление рулем высоты осуществляется при помощи двух ручек
управления самолетом, прикрепленных к валу.(рис.3.3) На валу имеется рычаг, к которому крепится короткая жесткая тяга. Короткая тяга присоединяется к промежуточному рычагу, установленному на переднем лонжероне. К промежуточному рычагу крепится длинная тяга.
Длинная тяга проходит через роликовые направляющие, установленные на
шпангоутах крепления заднего багажного отсека, кольцевых шпангоутах 1,2 и 3.
На каждой направляющей установлены три ролика.
Длинная тяга присоединяется к качалке в нижней части киля. Качалка
соединяется с проходящей в киле вертикальной тягой. Вертикальная тяга
присоединяется к кабанчику руля высоты.
Ограничитель отклонения руля высоты вниз представляет собой колодку
из стеклопластика, присоединенную к внутренней стороне обшивки киля.
Рис.3.3 Установка органов управления рулем высоты в кабине.
1 – носовой главный шпангоут, 2 – промежуточный рычаг, 3 – отверстие под стопорный штифт, 4 – тяга-толкатель к промежуточному рычагу, 5 – отверстие под стопорный штифт, 6 – монтажная рама ручки управления, 7 – вал в сборе, 8 – рычаг управления рулем высоты, 9 – левая ручка управления
При полном отклонении руля высоты вниз передняя часть кабанчика руля
высоты отклоняется до упора вверх и упирается в ограничитель.
Ограничитель отклонения руля высоты вверх представляет собой втулку,
установленную в монтажном кронштейне исполнительного механизма
триммера. При полном отклонении руля высоты вверх передняя часть
кабанчика руля высоты отклоняется до упора вниз и упирается в ограничитель.
Максимальные углы отклонения руля высоты: 21 градус – вверх и 17
градусов – вниз.
Регулировать ограничители руля высоты нельзя.
Рис. 3.4 Проводка управления рулем высоты в хвостовой части фюзеляжа
1 – заземляющая шина, 2 – балансирующий вес, 3 – нервюра рычага руля высоты, 4 – втулка с заплечиком, 5 – распорная втулка, 6 – большая шайба, 7 – приводной рычаг руля высоты, 8 – тяга-толкатель руля высоты, 9 –качалка руля высоты, 10 – отверстие под стопорный штифт, 11 – кольцевой шпангоут 2, 12 – кольцевой шпангоут 1, 13 - шпангоут крепления багажного отсека, 14 – тяга-толкатель руля высоты от промежуточной качалка, 15 – промежуточный рычаг, 16 – отверстие под стопорный штифт
При отклонении ручки управления самолетом вперед происходит
следующее:
- поворачивается вал;
- рычаг под валом толкает короткую тягу назад;
- короткая тяга толкает длинную тягу назад;
- длинная тяга толкает заднюю качалку назад;
- качалка толкает вертикальную тягу вверх;
- вертикальная тяга отклоняет переднюю часть кабанчика руля высоты
вверх;
- руль высоты отклоняется вниз.
При отклонении ручки управления самолетом назад происходит
следующее:
- поворачивается вал;
- короткая и длинная тяги движутся вперед;
- качалка тянет вертикальную тягу вниз;
- руль высоты отклоняется вверх.
Триммер руля высоты
На руле высоты самолета установлен триммер, имеющим механический
привод. Это позволяет балансировать самолет на разной скорости и при
различном положении центра тяжести самолета.
Для управления триммером используется колесо, расположенное на
центральном пульте. Для индикации положения триммера имеется
соответствующий указатель. Передача управляющих сигналов на триммер
осуществляется через трос в боуденовской оболочке.
Механизм колеса управления триммером установлен на металлической
монтажной раме, которая крепится к задней части блока рычагов управления
двигателями и верху шпангоута крепления ручек управления.
Колесо закреплено на длинном болте, установленном в отверстия
монтажной рамы. На болт вместе с колесом также установлены фрикционные
накладки, обычные и пружинные шайбы. Для регулировки усилия трения
предусмотрены две зажимные гайки.
К колесу крепится небольшое зубчатое колесо, которое входит в
зацепление с большим зубчатым сектором с внутренними зубьями. Зубчатый
сектор крепится при помощи шарнирного болта к нижней части монтажной
рамы. К зубчатому сектору при помощи шпильки с шаровым наконечником
присоединяется ушковый наконечник длинного гибкого троса. Внешняя
оболочка троса крепится к выступу в задней части монтажной рамы.
Рис. 3.5. Механизм триммера руля высоты в кабине.
1 – колесо, 2 – левая накладка, 3 – гибкий трос, 4 – рама в сборе, 5 – правая накладка, 6 – стопорящаяся гайка, 7 – правая гайка, 8 – контргайка, 9 – фрикционная гайка, 10 – простая шайба, 11 – пружинные шайбы, 12 – редуктор триммера, 13 – индикатор триммера, 14 – пластиковая фрикционная шайба, 15 - распорная втулка, 16 – левая рама, 17 – шарнирный болт, 18 – шпилька с шаровым наконечником, 19 – втулки, 20 – зубчатый сегмент с зубьями с внутренним зацеплением, 21 – пластиковые фрикционные шайбы, 22 – пружинные шайбы, 23 – стопорная шайба
Зубчатый сектор одновременно служит указателем положения триммера.
На верхней поверхности сектора в средней ее части, на равном расстоянии от
переднего и заднего краев имеется поперечная белая линия. Верхняя
поверхность сектора видна пилоту через прорезь в накладке. На накладку
нанесены метки, указывающие положение триммера: «NOSE DOUN», «T/O»,
«NOSE UP». Перед взлетом белая линия сектора должна находиться в
положении «T/O». Это соответствует углу отклонения триммера минус
20 градусов, при нейтральном положении руля высоты. В результате этого во
время разбега создается пикирующий момент самолета, исключающий
преждевременный отрыв самолета от ВПП.
Колесо управления триммером соединяется с триммером при помощи
гибкого троса. Трос проходит через отверстия в переднем и заднем лонжерона центроплана, шпангоуте крепления заднего багажного отсека и всех кольцевых шпангоутах фюзеляжа, вдоль передней стенки киля в паз в его верхней части; далее через большое отверстие в верхней части задней стенки киля к исполнительному механизму триммера. (рис.3.6)
Трос состоит из внутренней жилы и резьбовых концевых соединений. Трос
присоединяется к зубчатому сектору в кабине и к исполнительному механизму триммера в стабилизаторе при помощи сферичных концевых соединений.
Внешняя оболочка троса крепится зажимными планками к монтажной
раме спереди и кронштейну стабилизатора сзади.
Триммер представляет собой цельноформованную деталь, изготовленную
из стеклопластика. К триммеру крепятся два рычага. Левый рычаг соединяется с тросом. Правый рычаг соединяется с фрикционным стержнем.
На фрикционном стержне установлена зажимная планка с отверстием для
стержня. Усилие трения стержня в зажимной планке можно регулировать.
Рис. 3.6. Исполнительный механизм триммера
1 – триммер, 2 – левый приводной рычаг, 3 – внутренний рабочий гибкий трос, 4 – исполнительный монтажный кронштейн триммера, 5 – внешний рабочий гибкий трос, 6 – ограничитель, 7 – фрикционная зажимная планка, 8 – фрикционный стержень, 9 – правый приводной рычаг
При вращении верхней части колеса управления триммером вперед
происходит следующее( рис.3.5):
- малое зубчатое колесо двигает вперед вверх зубчатого сектора;
- зубчатый сектор тянет внутреннюю жилу троса вперед;
- внутренняя жила троса тянет левый рычаг вперед;
- левый рычаг тянет кабанчик триммера вперед, при этом триммер
отклоняется вверх.
- при отклонении триммера вверх в полете возникают аэродинамические
силы, стремящиеся отклонить руль высоты вниз, и самолет пикирует.
При вращении верхней части колеса управления триммером назад
зубчатый сектор вращается назад, трос движется назад, и триммер отклоняется вниз. (рис.3.6) При этом в полете возникает сила, стремящаяся отклонить руль высоты вверх, возникает кабрирующий момент самолета.
В каждом случае пилот видит положение триммера по положению белой
метки на зубчатом секторе.
При отказе проводки механической системы управления триммером между
колесом и приводным рычагом триммера работает фрикционный механизм,
который предотвращает возникновение автоколебаний (флаттера) триммера.
При рассоединении проводки управления рулем высоты управление по
тангажу может осуществляться при помощи триммера руля высоты и
изменением режима двигателя. При этом рекомендуется:
- закрылки выпускать в самом начале посадочной прямой;
- избегать резких изменений тяги при заходе на посадку;
- учитывать, что при понижении тяги нос самолета уходит вниз.
На руле высоты самолета DA 40 установлен триммер, который может приводиться в действие с использованием механической системы управления при помощи обычного колеса управления триммером на центральной панели или электрической системы управления при помощи переключателя триммера на ручке управления пилота. Электрическая система управления триммером руля высоты объединена с системой управления автопилота.
Электрическая система управления триммером руля высоты состоит из 2 основных элементов: переключателя на ручке управления пилота и сервомеханизма управления триммером руля высоты.
Переключатель на ручке управления пилота приводит в действие электрический сервомеханизм управления триммером руля высоты. Переключатель оснащен пружиной, обеспечивающей его возврат в нейтральное положение, и может сдвигаться вперед или назад. При нажатии на переключатель вперед сервомеханизм управления балансировкой обеспечивает компенсацию в направлении пикирования, при нажатии назад – в направлении кабрирования.
Самолет DA 40 оснащен сервомеханизмом управления продольной балансировкой, который расположен под креслом второго пилота. Сервомеханизм установлен на алюминиевой раме, к которой крепится при помощи кронштейна из стеклопластика. Усилие от сервомеханизма на колесо управления триммером руля высоты передается через зубчатое колесо на сервомеханизме, шарнирный вал и зубчатое колесо, расположенное с правой стороны от колеса управления триммером в кабине.
При нажатии пилотом на переключатель электрической системы управления триммером на ручке управления включается сервомеханизм, который приводит в движение колесо механической системы управления триммером и устанавливает его в заданное положение.
Руль направления
У каждого пилота имеется узел педалей управления рулем направления.
Положение педалей может регулироваться пилотом. Для передачи
управляющих сигналов от педалей управления к рулю направления
используется тросовая проводка. Регулировка положения руля направления
осуществляется аэродинамическими компенсаторами, отклонение которых
можно производить только на земле.
Система включает в себя следующие элементы (рис.3.8.):
- Узел педалей управления рулем направления на рабочем месте каждого
пилота в передней части кабины. Передняя часть каждой вверхней педали
соединяется с главным тормозным цилиндром.
- Ручка регулировки положения педалей каждого пилота крепится к задней
поверхности каждого узла педалей управления рулем направления.
- Трехплечая качалка расположена в фюзеляже под центральным пультом.
- Опора руля направления в хвостовой части фюзеляжа.
- Тросовая проводка.
Каждый узел педалей управления рулем направления включает в себя 2
педали, состоящие из рычага и подножки. Каждая педаль имеет S-образную
трубку, положение нижнего конца которой совпадает с осью шарнира педали, а верхнего конца – с плоскостью подножки педали.
Рис. 3.7. Органы управления системы руля направления
1 – тефлоновые направляющие трубки тросовой проводки в кабине, 2 – ролики, 3 - тандеры, 4 – опора руля направления, 5 - центрирующие пружины, 6 – тросовая проводка в фюзеляже с направляющими трубками, 7 – трехплечная качалка, 8 – шпангоут крепления ручек управления, 9 – внешний трос управления, 10 – внутренний трос управления, 11 – узел педалей управления рулем направления второго пилота
От носового шпангоута кабины к низу каждой S-образной трубки подходят
четыре кабинных троса управления. Для регулировки каждого узла крепления троса предусмотрен установленный на шпангоуте кронштейн с отверстиями.(рис. 3.8)
Все тросы проходят через S-образные трубки и выходят из верхних концов
трубок, затем идут от трубок на трехплечую качалку.
Каждый внешний трос управления проходит через тефлоновую
направляющую трубку в задней части панели пола. Затем оба внешних троса
проходят по направляющему ролику, установленному на шпангоуте крепления ручек управления, и идут внутрь. Внешние педали узлов соединяются тросами с передним плечом трехплечей качалки. Каждый внутренний трос управления проходит через тефлоновую направляющую трубку в задней части панели пола.
Эти тросы соединяют внутренние педали с боковыми плечами трехплечей
качалки.
Два фюзеляжных троса крепятся к задней части трехплечей качалки.
Каждый трос состоит из короткой передней части и длинной задней части. Все тросы проходят через тефлоновые трубки. Передние и задние тросы
соединяются тандерами, которые используются для регулировки натяжения
тросов фюзеляжа и обеспечения нейтрального положения руля направления.
Оба троса фюзеляжа проходят через тефлоновые трубки в хвостовой части
фюзеляжа и крепятся к нижнему монтажному кронштейну руля направления. В хвостовой части фюзеляжа тросы перекрещиваются для отклонения руля
направления в нужную сторону.
С обеих сторон нижнего узла навески руля направления расположены
ограничители руля направления, ограничивающие отклонение руля
направления. Каждый ограничитель руля направления состоит из гайки,
приваренной к нижнему монтажному кронштейну руля направления, и
ввинчиваемого в неё болта.
Максимальные углы отклонения руля направления:
24 градуса – влево и 26 градусов – вправо.
При нажатии левой педали управления рулем направления вперед
происходит следующее:
- верх S-образной трубки сдвигается вперед;
- S-образная трубка тянет левый кабинный трос;
- левый кабинный трос движет качалку против часовой стрелки (при виде
сверху);
- качалка тянет вперед трос фюзеляжа, прикрепленный к правому плечу,
который присоединяется к левой стороне руля направления;
- трос фюзеляжа отклоняет руль направления влево;
- при отклонении руль направления тянет назад другой трос фюзеляжа,
который присоединяется к левой стороне качалки;
- трос фюзеляжа движется назад вместе с левой стороной качалки;
- левая сторона качалки тянет назад оба правых троса кабины, которые, в
свою очередь, тянут назад S-образные трубки правых педалей управления
рулем направления;
- левая педаль правого пилота отклоняется вперед с помощью пружины,
прикрепленной к верхней подножке каждой педали.
При отжатии вперед правой педали управления рулем направления все
элементы движутся в обратном направлении. Руль направления отклоняется
вправо и тянет назад левые тросы.
Пилот может отрегулировать положение педалей. При оттягивании ручки
регулировки скоба расцепляется с нижней направляющей трубкой. При
дальнейшем оттягивании ручки узел педалей смещается вдоль направляющей трубки в направлении кресла. После этого необходимо отпустить ручку и нажать ногами на обе педали. При этом скоба фиксирует положение педалей.
Рис.3.8. Узел педалей управления рулем направления
1 - тормозные педали, 2 – регулирующая ручка, 3 – задний узел крепления педали к панели пола, 4 – левая педаль управления рулем направления, 5 – S-образная направляющая трубка для тросов управления, 6 – шток механизма регулирования, 7 – трос управления рулем направления, 8 – кронштейн с отверстием для крепления тросов, 9 – регулирующая задвижка, 10 – направляющие трубки, 11 – цилиндрические штифты, 12 – передний узел крепления к панели пола, 13 – регулирующие возвратные пружины, 14 – пружины растяжения, 15 – главный тормозной цилиндр, 16 - тормозной бак(только на стороне второго пилота), 17 – 8-образная направляющая трубка для тросов управления, 18 – правая педаль управления рулем направления
При нажатии ногами на обе педали при оттянутой ручке узел педалей
смещается вперед по направляющим трубкам. После этого необходимо
отпустить ручку и нажать ногами на обе педали. При этом скоба фиксирует
положение узла.
При регулировки управляющие тросы движутся по S-образным трубкам.
При обрыве проводки управления или заклинивании руля направления
рекомендуется:
- использовать элероны для путевого управления;
- использовать пологую глиссаду и расширенную схему захода на
посадку;
- избегать углов крена >20° на круге и >10° на посадочной прямой.
Стопорение рулей и элеронов
Рекомендуется установка стопоров при стоянке вне ангара, иначе органы
управления могут ударять по упорам при сильном ветре. Это может привести к их износу и повреждению.(рис.3.9)
Предупреждение. Стопоры снять перед вылетом.
Рис. 3.9 Стопорение рулей и элеронов
Стопоры устанавливать в следующем порядке:
1. Переместить педали руля направления полностью вперед.
2. Установить стопор на педали.
3. Ремень закрепить снизу левой приборной доски, обернуть вокруг ручки
один раз.
4. Прикрепить ремень к замкам снизу правой приборной доски и затянуть.
Снимать в обратной последовательности.
Закрылки
Закрылки отклоняются электромотором и имеют 3 положения:
· Убранное (ВВЕРХ – UP) полностью убраны0º ± 1º
· Промежуточное (ВЗЛЕТНОЕ ПОЛОЖЕНИЕ – T/O) − T/O 20º ± 2º
· Посадочное (ПОСАДКА – LDG) − LDG 42º ± 1º
Рис.3.10. Механизм управления закрылками
1 – тяга исполнительного механизма, 2 – червячные хомуты, 3 – печатная плата, 4 – электродвигатель исполнительного механизма, 5 – поворотный блок исполнительного механизма, 6 – задняя часть исполнительного механизма, 7 – монтажный кронштейн, 8 – втулка, 9 – монтажная пластина микровыключателей, 10 – микровыключатели, 11 – кулачок, 12 – регулировочные гайки кулачка, 13 – промежуточный рычаг, 14 – монтажная пластина, 15 – кулачок, 16 – микровыключатель
Закрылки управляются с помощью трехпозиционного переключателя на
левой стороне приборной доски. Положение переключателя соответствует
положению закрылков, убранное положение – верхнее положение
переключателя. Если переключатель переведен в другое положение, закрылки
автоматически перемещаются в положение, заданное переключателем.
Положения UP (ВВЕРХ) и LDG (ПОСАДКА) дополнительно защищены
концевыми выключателями для предотвращения выхода закрылков на упор.
Электропривод закрылков имеет автоматический предохранитель, который
можно включать и выключать вручную.
Текущее положение закрылков указывается тремя световыми
сигнализаторами, которые находятся рядом с переключателем положения
закрылков
Горит верхний (зеленый) индикатор – закрылки в убраном (UP)
положении;
Горит средний (белый) индикатор – закрылки в промежуточном (T/O)
положении;
Горит нижний (белый) индикатор – закрылки в посадочном (LDG)
положении.
Когда горят одновременно два индикатора, закрылки находятся в
промежуточном положении (между теми, на которые указывают индикаторы).
Возможно только в процессе перемещения закрылков.
Панель с выключателями установлена на корпусе исполнительного механизма закрылков. На панели расположены пять микровыключателей и плата полупроводниковых логических элементов.(рис.3.10)
Логические контуры осуществляют контроль выходных сигналов переключателя и микровыключателей на панели с выключателями. Контуры управляют четырьмя силовыми транзисторами, два из которых подают питание на электродвигатель привода закрылков, а другие два подключают электродвигатель к земле.(рис.3.11)
Каждый микровыключатель крепится к панели двумя винтами. Положение панели с выключателями можно регулировать при помощи трех червячных хомутов. Микровыключатели имеют следующее назначение:
− Микровыключатель 1 — убранное положение закрылков.
− Микровыключатель 2 — индикация убранного положения; выпуск для установки в положение T/O(взлет).
− Микровыключатель 3 — индикация положения T/O (взлет).
− Микровыключатель 4 — положение LDG (посадка).
− Микровыключатель 5 — индикация положения LDG (посадка);
уборка для установки в положение T/O (взлет).
Соединение элементов осуществляется при помощи жгутов с многоконтактными разъемами.
Рис. 3.11. Размещение микровыключателей положения закрылков
1 – переключатель управления закрылками, 2 – индикатор положения закрылков, 3 – светодиод UP (убранное положение),4 – светодиод T/O (взлет) 5 – светодиод LDG (посадка), 6 – микровыключатель убранное положение закрылков, 7 – микровыключатель индикации убранного положения и выпуска для установки в положение T/O (взлет), 8 – микровыключатель индикации убранного положения и выпуска для установки в положение T/O (взлет), 9 – микровыключатель индикации положения T/O (взлет), 10 – микровыключатель индикации положения LDG (посадка) и уборки для установки в положение T/O (взлет), 11 – микровыключатель положения LDG (посадка), 12 – микровыключатель индикации положения LDG (посадка) и уборки для установки в положение T/O (взлет)
Система управления закрылками обладает следующими функциями
безопасности:
- При залипании микровыключателя положения LDG (ПОСАДКА) в
замкнутом положении тяга исполнительного механизма закрылков продвигается еще приблизительно на 5 мм (0,2 дюйма) и упирается во внутренний упор. Это позволяет предотвратить повреждение закрылков. Предохранитель FLAP (закрылки) размыкается.
- При залипании микровыключателя положения LDG (ПОСАДКА) в
замкнутом положении тяга исполнительного механизма закрылков продвигается еще приблизительно на 5 мм (0,2 дюйма) и упирается во внутренний упор. Это позволяет предотвратить повреждение закрылков. Предохранитель FLAP (закрылки) размыкается.
- При залипании микровыключателя UP (убранное положение) в
замкнутом положении тяга исполнительного механизма продвигается еще
приблизительно на 5 мм, после чего упирается в торец корпуса исполнительного механизма. Это позволяет предотвратить повреждение закрылков.
Предохранитель FLAP (закрылки) размыкается.
- В случае отказа элементов механической системы управления одним
закрылком соединяющий закрылки вал предотвращает рассинхронизацию
закрылков.
Шасси
Общие сведения
Самолет DA 40 NG оснащен неубирающимся трехопорным шасси с
самоориентирующимся колесом носовой опоры. (рис.4.1) Шасси поглощает вертикальные нагрузки (например, нагрузки при посадке).
Стойка каждой основной опоры шасси представляет собой листовую рессору, которая изгибается вверх при увеличении нагрузки. По мере увеличения нагрузки сжимается эластомерный пружинный пакет носовой опоры шасси. При снятии нагрузки пружинный пакет возвращается в исходное положение.
На носовой и основных опорах шасси установлены одиночные колеса с
пневматиками низкого давления (1,2 bar в каждом). Каждая основная опора
шасси оснащена дисковым тормозом. Для управления тормозами используются ножные педали, расположенные на педалях управления рулем направления. Для торможения колес при постановке самолета на стоянку имеется кран стояночного торможения.
Чтобы привести в действие оба дисковых тормоза, следует нажать на обе
тормозные педали. При этом самолет останавливается без разворота. Чтобы
привести в действие только один дисковый тормоз, следует нажать на тормозную педаль с этой стороны. При этом самолет поворачивает в соответствующую сторону.
Рис. 4.1 Шасси самолета
1 – передняя часть бортовой нервюры, 2 – задний главный шпангоут, 3 – нервюра крепления основной опоры шасси, 4 – основная стойка шасси, 5 – носовой главный шпангоут, 6 – внешние монтажные элементы, 7 – внутренний монтажный блок, 8 – прямоугольный профиль, 9 – подшипники носовой опоры шасси, 10 – носовая опора шасси, 11 – противопожарная перегородка
Носовая опора шасси
Самолет DA 40 NG оснащен неубирающейсяносовой опорой шасси с самоориентирующимся колесом. (рис.4.2) Носовая опора шасси выполнена в виде сварнойстальной трубчатой стойки. На заднем верхнем конце опоры имеется траверса с цапфами, которыедопускают движение стойки только вверх и вниз.
Спереди снизу от узла крепления расположен сварной кронштейн, к которому крепится нижний конец эластомерного пружинного пакета. Верхний конецэластомерного пружинного пакета крепится к моторной
раме. В переднем нижнем конце стойки носовой опоры шасси имеется почти вертикальный шарнир крепления вилки колеса, обеспечивающий самоориентированиеколеса носовой опоры.
Отклонение колеса ограничено упорами в пределах ±30°.
При положении самолета на земле эластомерный пружинный пакет давит вверх на моторную раму, а цапфы давят вниз на носовую часть фюзеляжа. При положении самолета в воздухе эластомерныйпружинный пакет
давит вниз на моторную раму, а цапфы давят вверх на носовую часть фюзеляжа.
Закрепленные в фюзеляже цапфы позволяют стойке носовой опоры шасси смещаться только вперед и назад. Боковая нагрузка на колесо носовой опоры шасси вызывает его самоориентирование. Усилие трения в шарнире вилки носовой опоры можно регулировать при помощи винта крепления вилки. Это позволяет не допустить возникновения колебаний (шимми) колеса носовой опоры.
Рис. 4.2 Носовая опора шасси
1 – стопорный болт, 2 – цапфы, 3 – ось колеса носовой опоры, 4 – вилка колеса носовой опоры, 5 – упор ограничения разворота носовой опоры, 6 – трубчатая стойка носовой опоры шасси, 7 – эластомерный пружинный пакет
Основная опора шасси
Узел крепления стойки основной опоры шасси показан на рисунке 4.1. Каждая стойка основной опоры представляет собой листовую рессору, изготовленную из стального сплава. Каждая рессора крепится к средней части фюзеляжа при помощи двух прочных узлов крепления. В местах прохождения стоек черезобшивку фюзеляжа для герметизации зазоров установлены небольшие люки с эластичной средней частью.
Внутренний узел крепления представляет собой большой вертикально расположенный болт. Болт проходит через отверстие в металлическом блоке, который крепится к средней части бортовой нервюры в средней части фюзеляжа. Между верхней поверхностью рессоры и блоком установлены пружинные шайбы. Между нижней поверхностью рессоры и корончатой гайкой установлены выпуклая и вогнутая шайбы. Корончатая гайка служит для предварительного натяга пружинных шайб.
Внешний узел крепления состоит из двух частей. Верхняя часть расположена над стойкой основной опоры, а нижняя часть (фиксирующая планка) — под стойкой основной опоры. Узел крепится двумя болтами к нервюре крепления основной опоры шасси. Нервюра крепления основной опоры шасси приклеена к элементам силового набора средней части фюзеляжа. Между листовой рессорой и фиксирующей планкой установлены вкладыши из армированного синтетического каучука для предотвращения истирания и обеспечения углового смещения листовой рессоры в узле крепления.
Схема установки полуоси основной опоры шасси показана на рисунке 2. К внешней стороне каждой стойки шестью болтами крепятся следующие детали:
− Алюминиевая полуось.
− Опорная пластина тормоза.
− Монтажная пластина стеклопластикового обтекателя колеса.
При положении самолета на земле внутренний конец листовой рессоры тянет вниз внутренний узел крепления, а внешний конец давит вверх на внешний узел. При положении самолета в воздухе внутренний конец листовой рессоры давит вверх на внутренний узел крепления, а внешний конец давит вниз на фиксирующую планку внешнего узла крепления.
Рис. 4.3 Измерение углов развала и схождения колес основной опоры шасси
1 – листы скользкого полимерного материала, 2 – линейка, 3 – листы скользкого полимерного материала, 4 – измерить развал при помощи угломера, приложив его к поверхности инструмента, 5 – приложить линейку к обоим колесам, 6 – измерить схождение при помощи угломера, приложив его к поверхности инструмента и линейки, 7 – внешняя поверхность колеса, 8 – линейка, 9 – блоки одинаковой длины (приложить к плоскости поверхности обода)
При необходимости отрегулировать развал и (или) схождение.Общая величина изменения угла при использовании регулировочных прокладок должна составлять не более 2° на одну сторону (при регулировке развала и схождения). Установить регулировочные прокладки между стойкой и полуосью. При этом изменяется угол между полуосью и продольной или вертикальной осью самолета.
Конструкция колесосновной опоры показана на рисунке 4.4. Барабан колеса основной опоры шасси состоит из двух половин из алюминиевого сплава. Половины барабана соединяются друг с другом тремя болтами. Этими же болтами к внутренней половине барабана крепится тормозной диск. На колесах установлены камерные пневматики. Конические роликовые подшипники и кольцевые сальниковые уплотнения в каждой половине барабана удерживаются на месте пружинными кольцами.
Подшипники можно демонтировать для технического обслуживания. Во внешней половине барабана имеется отверстие для золотника клапана.
Колеса носовой опоры и основных опор шасси имеют одинаковую конструкцию, однако в колесе носовой опоры используется конический подшипник.
Рис. 4.4 Колёса передней и основной опоры шасси
а - колесо передней опоры; б - колесо основных опор шасси: 1 - покрышка, 2 - болт, 3 - половина барабана, 4 - конический подшипник, 5 - камера; 6 - подшипник, 7 - уплотнение, 8 - стопорное кольцо, 9 - барабан, 10 - тормозной диск, 11 - камера
Тормозная система
На DA 40 NG установлена раздельная тормозная система. Левая тормозная педаль первого и второго пилотов управляет левой системой, которая подаёт давление к левому суппорту тормоза. Соответственно правая тормозная педаль первого и второго пилотов управляет правой системой, которая подаёт давление к правому суппорту тормоза.
Принципиальная схема тормозной системы показана на рисунке 4.5.
Рис. 4.5. Принципиальная схема тормозной системы колёс
1 – вентилируемая пробка, 2 – главные цилиндры, 3 – бак тормозной жидкости, 4 – гибкий шланг, 5 – затянут стояночный тормоз опущен, 6 – кран стояночного тормоза, 7 – тормозной диск, 8 – жесткая трубка, 9 – тормозная колодка, 10 – колодка, 11 – супорт тормоза
В состав каждой системы входит бачок тормозной жидкости. Бачки
непосредственно соединяются с тормозными цилиндрами на узле тормозных
педалей правого пилота. Тормозные цилиндры на узле тормозных педалей
правого пилота гибкими шлангами соединяются с тормозными цилиндрами наузле тормозных педалей левого пилота. К этим тормозным цилиндрам
подсоединён кран стояночного торможения, который соединяется с суппортом.
Рис. 4.6. Установка главных тормозных цилиндров и баков
1 – баки тормозной жидкости, 2 – тормозные педали, 3 – верхний шарнирный палец, 4 – нижний шарнирный палец, 5 – главные тормозные цилиндры первого пилота, 6 – выходное отверстие к крану стояночного тормоза, 7 – входное отверстие от главных тормозных цилиндров второго пилота, 8 – выходное отверстие к главным тормозным цилиндрам первого пилота, 9 – главные тормозные цилиндры второго пилота
Если нажать на правую тормозную педаль правого пилота произойдёт
следующее:
- С началом хода педали связь с бачком прервётся;
- С дальнейшим движением жидкость будет толкать поршень тормозного
цилиндра;
- Через кран стояночного торможения жидкость поступает к правому
суппорту тормоза (рис. 4.7.);
- Жидкость толкает поршень и прижимает нажимную тормозную пластину
к тормозному диску;
- При прижатии нажимной пластины к тормозному диску колеса возникает
сила противодействия, стремящаяся оттолкнуть суппорт от диска;
- При этом с другой стороны тормозного диска к нему прижимается
неподвижная тормозная пластина;
- Правый тормоз затормаживает колесо.
При нажатии левой тормозной педали правого пилота происходят те же
операции.
Если нажать на правую тормозную педаль левого пилота произойдёт
следующее:
- С началом хода педали связь с главным цилиндром правого пилота
прервётся.
Рис. 4.7. Установка распределительного крана тормозной системы.
1 – шпангоут крепления ручек управления, 2 – болт крепления, 3 – рычаг стояночного тормоза, 4 – к суппорту стояночного тормоза, 5 – к суппорту левого тормоза, 6 – кран стояночного тормоза, 7 – впускное соединение для подключения левой тормозной системы, 8 – шпангоут крепления ручек управления, 9 – большая шайба, 10 – гайка, 11 – трос в боуденовской оболочке от рычага управления стояночным тормозом, 12 – регулятор натяжения троса, 13 – впускное соединение для подключения правой тормозной системы, 14 – поворотная втулка
Примечание. Любое гидравлическое давление со стороны
тормозного цилиндра правого пилота давит на поршень в тормозном цилиндрелевого пилота сверху, что увеличивает давление в тормозной системе.
- Через кран стояночного тормоза жидкость поступает к правому суппорту
тормоза;
- Жидкость толкает поршень и прижимает нажимную пластину к
тормозному диску;
- При прижатии нажимной тормозной пластины к тормозному диску
колеса возникает сила противодействия, стремящаяся оттолкнуть суппорт от
диска;
- При этом с другой стороны тормозного диска к нему прижимается
неподвижная тормозная пластина;
- Правый тормоз затормаживает колесо.При нажатии левой тормозной педали левого пилота происходят те жеоперации. (рис.4.8)
Рис. 4.8. Тормоз колеса
1 – болт крепления колодки, 2 – соединение с тормозной системой, 3 – тормозной цилиндр, 4 – тормозная колодка, 5 – суппорт, 6 – колодка, 7 – ниппель, 8 – шайба, 9 – опорная пластина тормоза
ПРИМЕЧАНИЕ: При отказе одной из тормозных систем один или оба
пилота не смогут тормозить. К примеру, течь в трубке между главными
цилиндрами левого и правого пилотов приведёт к отказу тормозов у второго
пилота, при работающих тормозах левого пилота. Если появится течь между
тормозным цилиндром левого пилота и правым суппортом тормоза, правая
тормозная педаль откажет у обоих пилотов.
Для включения стояночного тормоза необходимо:
- Нажать на обе педали;
- Переместить рычаг стояночного тормоза в положение «LOCK»;
- Отпустить педали.
Для выключения стояночного тормоза необходимо переместить рычаг
стояночного тормоза в положение «RELEASE»
Топливная система самолета
Общие сведения
В каждой отъемной части крыла DA 40 NG установлено по одному топливному баку. 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), еслиустановлены баки увеличенной емкости. Подача топлива в двигатель осуществляется
5.1. Схема топливной системы со стандартными топливными баками;
1- заливная горловина; 2 - продувочный шланг; 3 - реле высокого уровня топлива; 4 - датчик количества топлива; 5- реле низкого уровня топлива; б - отстойник; 7 - топливные насосы; 8 - топливный фильтр; 9 – магистраль подачи топлива; 10 - обратная топливная магистраль; 11 - противопожарная перегородка; 12 - клапан перепуска; 13 - топливный радиатор; 14 - обратный клапан; 15 - гребенчатый фильтр; 16 - контур охлаждения; 17 – дренажная трубка; 18 - обратный клапан (продувочный); 19 - правое крыло; 20 - датчик количества топлива;21 - топливный бак; 22 - сливной кран; 23 - шланг с молниезащитной шиной; 24 – топливный кран; 25 – фюзеляж; 26 - электрический насос перекачки топлива; 27 - гребенчатый фильтр сливно- 71ииг. 25 - левее крыло; 29 - предохранительный клапан
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. (рис. 5.1)
Для управления системой перекачки топлива используется переключатель,
осуществляющий включение и выключение электрического насоса перекачки
топлива. Переключение магистралей 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 из топливного
коллектора. Давление в топливном коллекторе создается насосом высокого
давления, который получает топливо от двух независимых насосов низкого
давления. Оба насоса имеют электрический привод. В зависимости от заданной мощности двигателя, давление регулируется блоком управления двигателя (ECU) посредством клапана слива.
Топливо, которое не было впрыснуто в камеру сгорания, через резервный
топливный бак (правое крыло) поступает в основной топливный бак (левое
крыло). Таким образом, нагретое топливо из топливного коллектора, остывая, подогревает топливо в баках.
Рис 5.2. Элементы топливной системы, размещенные в фюзеляже:
1 - противопожарная перегородка; 2 - магистраль подачи топлива; 3 - тройник; 4 - фитинг 90°; 5 - магистраль перекачки топлива от резервного бака (правого); 6 - обратная магистраль от двигателя; 7 - обратная топливная магистраль от резервного бака (правого); 8 - обратный клапан; 9 - отстойник; 10 - кран переключения подачи топлива; 11 - обратная топливная магистраль в основной бак (левый); 12 - магистраль перекачки топлива к насосу перекачки и далее в основной бак; 13 - магистраль подачи топлива от основного бака (левого); 14 - перепускной клапан; 15 - перепускная магистраль; 16 - топливные насосы; 17 - обратная топливная магистраль; 18 - прямой фитинг:
Поступление топлива в двигатель обеспечивается двумя параллельно
установленными топливными насосами низкого давления с электрическим
приводом. (рис.5.2.) 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, второй насос может быть включен выключателем ТОПЛИВНЫЕНАСОСЫ (FUEL PUMPS). При установке в положение ВКЛ (ON) включаетсявторой насос и давление топлива увеличивается.
Примечание. При переключении между блоками управления двигателя
(ECU) А и В, электрические насосы переключаются соответственно.
Описание
Во внутренней части отъемной части крыла установлен бак, в котором
размещается топливо. С внешней стороны каждого бака расположена заливная горловина и дренажные штуцеры. Полезная емкость топливного бака в каждом полукрыле составляет 14,0 ам. галл (53 л).
В точке соединения с магистралью подачи топлива в каждом баке
установлен пальчиковый фильтр, предотвращающий попадание механических примесей в топливную систему. В самой нижней точке бака установлен кран слива топлива. Кран можно использовать для полного слива топлива из топливного бака или для отбора топлива с целью анализа на отсутствие примесей.
Выпускной штуцер правого бака соединяется с топливным краном и
насосом перекачки топлива. Выпускной штуцер насоса перекачки топлива
соединяется с обратной топливной магистралью левого бака.
В обоих топливных баках установлены датчики уровня топлива и датчики
количества топлива. В нижнем внутреннем углу правого бака расположен
датчик низкого уровня топлива в правом баке. В верхнем внешнем углу левого бака расположен датчик отключения насоса перекачки топлива. 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.
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 между правым и левым баком в месте ее
присоединения к правому баку установлен топливный радиатор для охлаждения горячего топлива.
Топливные баки в крыле соединяются гибкими шлангами с топливным
краном и электрическими топливными насосами в передней части фюзеляжа
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 попадает в бак правого крыла. Внутри бака магистраль образует
контур, выполняющий функции теплообменника для охлаждения поступающего
от двигателя топлива. На выходе из бака 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
Рис. 5.3. Левый стандартный топливный бак:1 - внутренняя резиновая лента (для защиты от истирания); 2 - левый топливный бак; 3 - наружная резиновая муфта; 4 - фитинги для присоединения продувочных шлангов; 5 - червячные хомуты; 6 - упругая муфта; 7 - крышка заливной горловины топливного бака; 8 - обратный клапан (продувочный); 9 - перемычка металлизации; 10 - продувочная трубка с предохранительным клапаном; 11 - узел заливной горловины; 12 - продувочные шланги; 13 - реле высокого уровня топлива; 14 - бобышка реле высокого уровня топлива; 15 - кабелепровод кабеля реле высокого уровня топлива; 16 - датчик количества топлива; 17 - реле низкого уровня топлива; 18 - обратная топливная магистраль; 19 - сливной кран; 20 - датчик температуры; 21 - гребенчатый фильтр
часовой стрелке и нажать на стопорный рычаг для запирания крышки. Элементы топливной системы, размещенные в фюзеляже
Дата добавления: 2020-04-25; просмотров: 613; Мы поможем в написании вашей работы! |
Мы поможем в написании ваших работ!