Самолёт CESSNA МОДЕЛЬ 172S NAV III GFC 700 AFCS. Информационное руководство (2007 год)

РАЗДЕЛ 7

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО СИСТЕМ

ДВИГАТЕЛЬ (продолжение)

ПРИБОРЫ ДВИГАТЕЛЯ (продолжение)

РАСХОД ТОПЛИВА

Расход топлива отображается на странице ENGINE

горизонтальным индикатором FFLOW GPH. Диапазон показаний

индикатора составляет 0 - 20 галлонов в час (GPH) с делением

шкалы, равным 2 GPH, «зеленый» диапазон составляет 0 - 12

GPH. Белая стрелка указывает измеренный расход топлива.

Цифровое значение FFLOW GPH имеется на страницах системы

индикации работы двигателя LEAN и SYSTEM.

Датчик расхода топлива расположен в системе впрыска топлива

между блоком управления топливной/воздушной смесью

(сервопривод) и распределительным коллектором подачи топлива

(делителем потока). Датчик посылает сигнал на дисплей

двигателя, затем сигнал обрабатывается и выдается как значение

расхода топлива (FFLOW) на экранах EIS. Красный символ Х на

индикаторе показывает, что система индикации не работает.

ДАВЛЕНИЕ МАСЛА

Давление масла двигателя отображается на странице ENGINE

горизонтальным индикатором OIL PRES. Рабочий диапазон

индикатора составляет

120 PSI с нижним

«красным»

диапазоном от 0 до 20 PSI, «зеленым» диапазоном от 50 до 90 PSI

(нормальный рабочий диапазон) и верхним

«красным»

диапазоном от

115 до

120 PSI. Белая стрелка показывает

действительное давление масла. Числовое значение давления

масла показывается на странице SYSTEM.

При давлении масла 0 - 20 PSI или 115 - 120 PSI стрелка,

цифровое значение и надпись (OIL PRES) становятся красными,

сигнализируя о том, что давление масла находится вне пределов

нормальных значений. Если давление масла превышает верхнее

или нижнее предельное значение, когда открыта страница LEAN

или SYSTEM, система EIS произведет автоматическое

переключение на страницу ENGINE.

Когда значение частоты вращения двигателя (RPM) находится в

пределах зеленой дуги и значение температуры масла

- в

пределах «зеленого» диапазона, значение давления масла также

должно находиться в пределах

«зеленого» диапазона. Если

значение давления масла ниже или выше «зеленого» диапазона,

отрегулируйте частоту вращения двигателя для поддержания

нормального давления масла. При частоте вращения двигателя на

холостом ходу или приближающейся к холостому ходу, указатель

давления масла должен находиться над нижним

«красным»

диапазоном. Когда двигатель работает при нормальной рабочей

температуре масла, и частота вращения двигателя соответствует

холостому ходу или приближается к нему, положение показателя

давления масла ниже "зеленого" диапазона, но над нижним

"красным" диапазоном допустимо.

(Продолжение на след. странице)

РАЗДЕЛ 7

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО СИСТЕМ

ДВИГАТЕЛЬ (продолжение)

ПРИБОРЫ ДВИГАТЕЛЯ (продолжение)

ДАВЛЕНИЕ МАСЛА (продолжение)

В холодную погоду давление масла сначала будет высоким

(близко к верхнему «красному» диапазону при запуске двигателя).

По мере нагревания двигателя и масла, давление масла будет

снижаться до «зеленого» диапазона.

Датчик давления масла, присоединенный к переднему каналу

нагнетания масла, передает сигнал на дисплей двигателя, где

сигнал обрабатывается и отображается как давление масла.

Отдельный сигнализатор низкого давления масла включает

предупреждение OIL PRESSURE

(давление масла), когда

давление масла равняется 0 - 20 PSI. Красный символ Х на

индикаторе показывает, что система индикации не работает.

ТЕМПЕРАТУРА МАСЛА

Температура масла двигателя отображается на странице ENGINE

горизонтальным индикатором OIL TEMP. Диапазон показаний

индикатора составляет 75°F - 250°F, с «зеленым» диапазоном

(нормальный рабочий диапазон) от 100°F до 245°F и «красным»

диапазоном от

245°F до

250°F. Белая стрелка показывает

действительную температуру масла. Числовое значение

температуры масла показывается на экране SYSTEM.

Когда температура масла находится в пределах

«красного»

диапазона, 245°F - 250°F, стрелка и надпись OIL TEMP становятся

красными и мигают, сигнализируя о том, что температура масла

превышает предельное значение. Если температура масла

поднимается выше

245°F, при открытой странице LEAN или

SYSTEM, дисплей автоматически переключится на страницу

ENGINE.

Датчик температуры масла установлен в адаптере масляного

фильтра. Датчик передает сигнал на дисплей двигателя, где он

обрабатывается и отображается как показания температуры

масла. Красный символ Х на индикаторе показывает, что система

индикации не работает.

(Продолжение на след. странице)

РАЗДЕЛ 7

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО СИСТЕМ

ДВИГАТЕЛЬ (продолжение)

ПРИБОРЫ ДВИГАТЕЛЯ (продолжение)

ТЕМПЕРАТУРА ГОЛОВКИ ЦИЛИНДРА

Температура головки цилиндра (CHT) для всех четырех цилиндров

отображается на странице LEAN. Цилиндр с наибольшей

температурой головки обозначается светло-голубым цветом на

диаграмме. Диапазон показаний индикатора составляет

100°F

500°F, с нормальным рабочим диапазоном

200°F

500°F и

предельным уровнем

(красная линия)

500°F. При температуре

равной 500°F или более, сегменты диаграммы, надпись СНТ и

цифровое значение °F станут красными, указывая на превышение

предельного значения температуры головки цилиндра.

В каждой головке цилиндра установлен термоэлемент, который

посылает сигналы на дисплей двигателя, где они обрабатываются

и отображаются как показания СНТ на странице LEAN системы

индикации работы двигателя. Красный символ Х будет

отображаться на экране LEAN над каждым цилиндром с

неисправностью датчика или проводки.

ТЕМПЕРАТУРА ВЫХЛОПНЫХ ГАЗОВ

Температура выхлопных газов (EGT) отображается на странице

ENGINE горизонтальным индикатором EGT. Диапазон показаний

индикатора составляет 1250 - 1650 °F с делением шкалы, равным

50°F. Белая стрелка указывает относительную температуру EGT,

при этом номером цилиндра с наибольшей температурой,

отображается внутри стрелки. В случае отказа датчика EGT или

проводки цилиндра с наибольшей температурой, на экране будет

показываться значение EGT для следующего цилиндра с

наибольшей температурой.

EGT для всех четырех цилиндров отображается на странице LEAN

системы индикации работы двигателя. Диаграмма цилиндра с

наибольшей температурой имеет светло-голубой цвет.

Температуру выхлопных газов конкретного цилиндра можно

вызвать на экран с помощью сенсорной клавиши CYL SLCT

(выбор цилиндра). Индикация температуры самого горячего

цилиндра автоматически вернется через короткий промежуток

времени после использования клавиши CYL SLCT. Красный

символ Х будет отображаться на экране LEAN над цилиндром с

неисправностью датчика или проводки.

В выхлопной трубе каждого цилиндра установлен термоэлемент,

который измеряет EGT и посылает сигналы на дисплей двигателя,

где они обрабатываются и отображаются как показания

температуры выхлопных газов СНТ на странице LEAN системы

индикации работы двигателя.

(Продолжение на след. странице)

РАЗДЕЛ 7

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО СИСТЕМ

ДВИГАТЕЛЬ (продолжение)

ОБКАТКА И ЭКСПЛУАТАЦИЯ НОВОГО ДВИГАТЕЛЯ

Обкатка двигателя проводится на заводе изготовителе, после чего

двигатель готов к эксплуатации в полном объеме. Рекомендуется,

по мере возможности, эксплуатировать двигатель на

75%

мощности при крейсерском полете до достижения 50 часов налета

или до стабилизации расхода масла. Это обеспечит правильное

притирание поршневых колец.

СИСТЕМА СМАЗКИ ДВИГАТЕЛЯ

Двигатель использует систему смазки под давлением картерного

типа с использованием авиационного масла в качестве

смазочного

материала.

Объем картера

двигателя,

расположенного в нижней части двигателя составляет 8 quarts с

одной дополнительной quart в масляном фильтре двигателя.

Масло засасывается из картера через сетку фильтра и по

передающей трубке подается к масляному насосу с приводом от

двигателя. После насоса масло проходит через масляный фильтр

для полного потока жидкости, клапан сброса давления на задней

части правой масляной магистрали и масляный радиатор с

терморегулятором. После радиатора масло направляется в левую

масляную магистраль. Затем, элементы двигателя смазываются

маслом из масляных магистралей. После смазки двигателя масло

самотеком возвращается в картер. Адаптер масляного фильтра

оборудован перепускным клапаном, который позволяет маслу

обходить фильтр в случае его засорения или при чрезвычайно

низкой температуре масла.

Маслозаправочная горловина с мерным щупом находится в

правой задней части корпуса двигателя. Доступ к заправочной

горловине осуществляется через лючок на правой стороне

обтекателя двигателя. Двигатель нельзя эксплуатировать при

наличии менее пяти quarts масла. Чтобы минимизировать расход

масла через суфлер, залейте до восьми quarts для нормального

полета продолжительностью не более трех часов. Для

продолжительных полетов залейте до восьми quarts (только по

показаниям масляного щупа). Информация по марке и

характеристикам масла приведена в разделе

9 данного

справочного руководства пилота.

(Продолжение на след. странице)

РАЗДЕЛ 7

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО СИСТЕМ

ДВИГАТЕЛЬ (продолжение)

СИСТЕМА ЗАЖИГАНИЯ И ЗАПУСКА

Воспламенение топлива в двигателе обеспечивается двумя

магнето с приводом от двигателя и двумя свечами зажигания в

каждом цилиндре. Левое магнето зажигает левые верхние и

правые нижние свечи зажигания, правое магнето зажигает левые

нижние и правые верхние свечи зажигания. Нормальным режимом

работы является работа обоих магнето, т.к. это обеспечивает

более полное сгорание топливно-воздушной смеси в цилиндрах

двигателя.

Работа системы зажигания и стартера управляется пакетным

переключателем, расположенным на левой панели управления.

Переключатель MAGNETOS (магнето) имеет следующие надписи,

по часовой стрелке: OFF, R, L, BOTH, и START (выкл., прав., лев.,

оба и запуск). Двигатель должен работать на обоих магнето

(положение BOTH) за исключением случаев проверки магнето.

Положения R и L предназначены только для проверки и

использования в аварийных ситуациях. Когда переключатель

MAGNETOS переводится в подпружиненное положение START с

главным переключателем MASTER в положении ON

(вкл.),

пусковой контактор замыкается и стартер, получая питание,

начинает вращать двигатель. При отпускании переключателя, он

автоматически возвращается в положение BOTH.

СИСТЕМА ЗАБОРА ВОЗДУХА

Система забора воздуха питается скоростным напором воздуха через

входное отверстие на нижней передней части обтекателя двигателя.

Входное отверстие закрыто воздушным фильтром, который очищает

забираемый воздух от пыли и других посторонних частиц. После

фильтра поток воздуха попадает в воздушную камеру, которая

оборудована подпружиненным резервным клапаном для забора

воздуха. При засорении фильтра системы забора воздуха,

разрежение, создаваемое двигателем, откроет воздушный клапан и

двигатель будет снабжаться нефильтрованным воздухом из нижней

внутренней части обтекателя. Открытие резервного воздушного

клапана приводит к потере приблизительно 10% мощности на полном

газе. После воздушной камеры воздух попадает в блок управления

топливной/воздушной смесью под двигателем и, затем, направляется

в цилиндры двигателя через трубы впускного коллектора.

(Продолжение на след. странице)

РАЗДЕЛ 7

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО СИСТЕМ

ДВИГАТЕЛЬ (продолжение)

ВЫХЛОПНАЯ СИСТЕМА

Выхлопные газы из каждого цилиндра проходят через узел

вертикальных трубопроводов в общий шумоглушитель,

расположенный под двигателем и, затем, выпускаются за борт

через одиночную выхлопную трубу. Наружный воздух подается

кожух, расположенный вокруг шумоглушителя, образуя камеру

подогрева. Воздух, подогретый в кожухе, затем поступает в

кабину.

СИСТЕМА ВПРЫСКА ТОПЛИВА

Двигатель оборудован системой впрыска топлива. Система

состоит из топливного насоса с приводом от двигателя, блока

управления топливно-воздушной смесью, топливного коллектора,

индикатора расхода топлива и форсунок инжектора.

Топливо подается в блок управления топливно-воздушной смесью

топливным насосом с приводом от двигателя. Блок управления

регулирует правильное соотношение расхода топлива и потока

всасываемого воздуха. После блока управления воздух попадает

в цилиндры через трубы впускного коллектора, а отмеренное

количество топлива направляется в топливный коллектор

(делитель потока). Топливный коллектор, благодаря натяжению

пружины на мембране и клапане, равномерно распределяет

топливо по форсункам инжектора в камерах впускных клапанов

каждого цилиндра. Турбинный датчик расхода топлива,

закрепленный между блоком управления топливно-воздушной

смесью и блоком распределения топлива, генерирует цифровой

сигнал, отображающий расход топлива на экранах системы

индикации работы двигателя.

СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ

Скоростной напор воздуха для охлаждения двигателя поступает

через два входных отверстия в передней части обтекателя

двигателя. Охлаждающий воздух направляется от верхней части

двигателя, вокруг цилиндров и других зон двигателя, и затем

выходит через отверстие в нижней задней части обтекателя

двигателя.

Для данного самолета доступен комплект для эксплуатации в

зимних условиях. Информация по эксплуатации и описание

комплекта приведены в разделе 9, Дополнение 4.

ВИНТ

Самолет оборудован двухлопастным неразборным винтом

фиксированного шага, который выполнен из кованого

алюминиевого сплава. Диаметр винта - 76 inches.

РАЗДЕЛ 7

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО СИСТЕМ

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА

Топливная система самолета, см. рис.

7-6, состоит из двух

вентилируемых встроенных топливных баков (один бак в каждом

полукрыле), трехпозиционного селекторного клапана, расходного

отсека топливного бака, резервного топливного насоса с

электроприводом, запорного клапана прекращения подачи

топлива и топливного фильтра. Часть системы, закрепленная на

двигателе, состоит из топливного насоса с приводом от двигателя,

блока управления топливно-воздушной смесью, датчика расхода

топлива, распределительного клапана

(делителя потока) и

форсунок впрыска топлива.

ВНИМАНИЕ

УРОВНИ НЕВЫРАБАТЫВАЕМОГО ТОПЛИВА ДЛЯ

ДАННОГО

САМОЛЕТА

ОПРЕДЕЛЕНЫ

СООТВЕТСТВИИ

ФЕДЕРАЛЬНЫМИ

АВИАЦИОННЫМИ

ПРАВИЛАМИ

США.

НЕСОБЛЮДЕНИЕ ОГРАНИЧЕНИЙ ПО ТОПЛИВУ,

УКАЗАННЫХ В РАЗДЕЛЕ 2, ПРИ ЭКСПЛУАТАЦИИ

САМОЛЕТА МОЖЕТ ПРИВЕСТИ К ДАЛЬНЕЙШЕМУ

УМЕНЬШЕНИЮ ДОСТУПНОГО В ПОЛЕТЕ ТОПЛИВА.

ДАННЫЕ ПО КОЛИЧЕСТВУ ТОПЛИВА В U.S.

GALLONS

ТОПЛИВ

УРОВЕНЬ

ОБЩЕЕ

НЫЕ

ТОПЛИВА

КОЛИЧЕ

КОЛИЧЕСТВО

БАКИ

(КОЛИЧЕСТВО

СТВО

НЕВЫРАБАТ

ВЫРАБАТЫВАЕ-

В КАЖДОМ

ТОПЛИ-

ЫВАЕМОГО

МОГО ТОПЛИВА

БАКЕ)

ВА

ТОПЛИВА

ДЛЯ ВСЕХ УСЛОВИЙ

ПОЛЕТА

Два

Полный (28,0)

56,0

3,0

53,0

Два

Уменьшенный

35,0

3,0

32,0

(17,5)

Рисунок 7-5

(Продолжение на след. странице)

РАЗДЕЛ 7

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО СИСТЕМ

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА (продолжение)

РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ТОПЛИВА

Топливо самотеком поступает из двух крыльевых баков в

трехпозиционный селекторный клапан с надписями BOTH (оба),

RIGHT (правый) и LEFT (левый) и далее в расходный отсек

топливного бака. Из расходного отсека топливного бака топливо

поступает в топливный насос с приводом от двигателя, через

резервный топливный насос с электроприводом, запорный клапан

прекращения подачи топлива и топливный фильтр. От топливного

насоса с приводом от двигателя топливо подается в блок

управления топливно-воздушной смесью на нижней части

двигателя. Блок управления

(сервопривод подачи топлива)

обеспечивает правильное соотношение топлива и воздуха в

рабочей смеси. После блока управления отмеренное топливо

поступает на распределительный клапан

(делитель потока),

расположенный

верхней

части

двигателя.

От

распределительного клапана отходят отдельные топливные

магистрали к форсункам инжектора, расположенным во входной

камере каждого цилиндра.

СИСТЕМА ИНДИКАЦИИ ТОПЛИВА

Количество топлива измеряется двумя датчиками уровня топлива,

по одному в каждом топливном баке, и отображается на экранах

системы индикации работы двигателя. Индикаторы имеют

маркировку в gallons топлива (GAL). Пустой бак отображается на

индикаторе количество топлива

(FUEL QTY GAL) как красная

линия на левом крае шкалы индикатора и число

0. Когда

индикатор показывает пустой бак, в баке остается около

1,5

gallons невырабатываемого количества топлива. Нельзя

рассчитывать на точные показания индикаторов во время

выполнения скольжения или других акробатических фигур.

Индикатор количества топлива показывает топливо, доступное в

баке, в пределах диапазона измерения датчика. Верхний уровень

показаний может быть превышен при заливке дополнительного

топлива для полного заполнения бака, но при этом показания

индикатора не изменятся. Пределом измерения датчика является

24 gallons, что соответствует верхнему пределу

«зеленого»

диапазона. При уменьшении количества топлива ниже уровня

верхнего предела датчика топлива, индикатор запаса топлива

будет показывать данные измерения количества топлива в каждом

баке. Визуальная проверка уровня топлива в каждом крыльевом

баке должна выполняться перед каждым вылетом. Сравните

уровень топлива при визуальной проверке и показания датчика,

чтобы точно оценить количество вырабатываемого топлива.

(Продолжение на след. странице)

РАЗДЕЛ 7

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО СИСТЕМ

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА (продолжение)

СИСТЕМА ИНДИКАЦИИ ТОПЛИВА (продолжение)

Индикаторы количества топлива сообщают о низком уровне

топлива и неправильных показаниях датчика. Когда количество

топлива по показаниям индикатора становится менее 5 gallons (и

остается ниже этого уровня в течение более 60 секунд), желтые

надписи LOW FUEL L (низкий уровень топлива в левом баке) и/или

LOW FUEL R (низкий уровень топлива в правом баке) появятся на

основном пилотажном дисплее и включится звуковой сигнал.

Стрелка

(-и) индикатора количества топлива и маркировка

индикатора поменяют цвет с белого на ярко-желтый. Когда

показания уровня топлива на индикаторе достигнут низшего

уровня, надписи LOW FUEL L и/или LOW FUEL R останутся

желтыми, а стрелка (-и) и маркировка индикатора станут красными

и начнут мигать.

ПРИМЕЧАНИЕ

Не рекомендуется выполнение взлета, если обе

стрелки индикатора количества топлива находятся в

«желтом» диапазоне, и/или на основном пилотажном

дисплее имеются желтые предупреждения LOW FUEL L

или LOW FUEL R.

Кроме предупреждения о низком количестве топлива система

сигнализации сообщает о неисправностях каждого датчика. Если

система обнаруживает неисправность, на соответствующем

индикаторе количества топлива появится красный символ Х.

Красный Х в верхней части индикатора означает неисправность,

связанную с левым топливным баком. Красный Х в нижней части

индикатора означает неисправность, связанную с правым

топливным баком.

Расход топлива измеряется с помощью турбинного датчика,

установленного на верхней части двигателя между блоком

управления топливно-воздушной смесью и блоком распределения

топлива. Датчик расхода посылает сигнал, который отображается

в виде показаний расхода топлива на индикаторе FFLOW GPH на

экранах системы индикации работы двигателя. Показания расхода

топлива FFLOW GPH отображаются либо в виде горизонтальной

аналоговой шкалы, либо в виде цифрового значения, в

зависимости от активной страницы системы индикации работы

двигателя.

(Продолжение на след. странице)

РАЗДЕЛ 7

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО СИСТЕМ

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА (продолжение)

РАСЧЕТ ТОПЛИВА

ПРИМЕЧАНИЕ

При расчетах топлива не используются показания

самолетных индикаторов количества топлива, расчеты

выполняются с момента последнего обнуления

показаний топлива.

Информация о расходе топлива обеспечивается функцией

сумматора израсходованного топлива GAL USED, имеющейся на

странице SYSTEM системы индикации работы двигателя. Этот

цифровой индикатор показывает общий объем использованного

топлива с момента последнего обнуления показаний сумматора.

Чтобы обнулить значение GAL USED, необходимо открыть

страницу SYSTEM и нажать сенсорную клавишу RST USED.

Значение GAL USED рассчитывается после обнуления на основе

информации сигнала датчика расхода топлива.

Информация об оставшемся топливе обеспечивается функцией

обратного отсчета топлива GAL REM, имеющейся на странице

SYSTEM системы индикации работы двигателя. Этот цифровой

индикатор показывает рассчитанное значение оставшегося

количества топлива с момента последней настройки значения GAL

REM пилотом. Чтобы отрегулировать значение GAL REM,

необходимо открыть страницу SYSTEM и нажать сенсорную

клавишу GAL REM, затем используя соответствующие сенсорные

клавиши установить необходимое значение количества топлива.

Подробная информация по обнулению и регулировке показаний

количества топлива приведена в руководстве пилота Garmin

G1000. Значение GAL REM рассчитывается после настройки

пилотом начального значения, на основе информации сигнала

датчика расхода топлива.

ПРИМЕЧАНИЕ

Значения GAL USED и GAL REM не предоставляют

информации о действительном количестве топлива в

каждом баке, и должны использоваться только вместе с

другими действиями по управлению расходом топлива

для оценки общего количества оставшегося топлива.

(Продолжение на след. странице)

РАЗДЕЛ 7

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО СИСТЕМ

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА (продолжение)

Индикатор количества топлива

Блок двигатель/

Контрольная трубка для

самолет

заправки уменьшенного

количества топлива

Датчик уровня

Контрольная трубка для

топлива

заправки уменьшенного

количества топлива

Левый

Датчик уровня

топливный бак

топлива

Вентиляционное

Правый топливный бак

отверстие (с

обратным

клапаном)

Сетка

Дренажный клапан топливного

Дренажный клапан

бака (всего 5)

топливного бака

Магистраль возврата

(всего 5)

топлива от двигателя

Клапан переключения

топливных баков

Дренажный

клапан

Дренажный клапан

Расходный отсек

Обратный

топливного бака

клапан

Резервный топливный насос

Рукоятка

Выключатель

запорного клапана

резервного

топливного

Запорный клапан

насоса

прекращения подачи

топлива

Топливный фильтр

Блок управления

Топливно-воздушной смесью

Дренажный клапан

Топливный

топливного фильтра

Блок распределения топлива

насос с

приводом от

УСЛ. ОБОЗНАЧЕН.

двигателя

Индикатор расхода топлива

Возврат топлива

Подача топлива

Вых. отверстие

Блок двигатель/

Механическое

самолет

соединение

Электрическое

соединение

Рисунок 7-6

РАЗДЕЛ 7

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО СИСТЕМ

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА (продолжение)

ЭКСПЛУАТАЦИЯ РЕЗЕРВНОГО ТОПЛИВНОГО НАСОСА

Резервный топливный насос используется, в основном, для

заполнения двигателя топливом перед запуском. Заливка топлива

выполняется через систему впрыска топлива. Может произойти

переполнение двигателя топливом, если выключатель резервного

топливного насоса FUEL PUMP случайно переведен в положение

ON (вкл.) на длительное время при остановленном двигателе,

включенном (ON) главном переключателе MASTER и обогащенной

рабочей смеси.

Резервный топливный насос также используется для подавления

паров топлива в жаркую погоду. Обычно, кратковременного

использования достаточно для подавления паров, однако, в

некоторых случаях

может потребоваться длительное

использование насоса. Включение резервного топливного насоса

при нормально работающем двигательном топливном насосе

приведет лишь к очень незначительному обогащению рабочей

смеси.

Резервный топливный насос необязательно использовать при

нормальном взлете и посадке, т.к. сила тяжести и топливный

насос с приводом от двигателя обеспечат подачу необходимого

количества топлива. В случае отказа топливного насоса с

приводом от двигателя, использование резервного насоса

обеспечит подачу необходимого топлива для продолжения полета

на максимальной продолжительной мощности.

В жаркую погоду, на высотных аэродромах, или в условиях набора

высоты, благоприятных для образования паров топлива, может

понадобиться использование резервного топливного насоса для

обеспечения или стабилизации подачи топлива на уровне,

необходимом для выполняемого набора высоты. В этом случае,

включите резервный топливный насос и отрегулируйте состав

рабочей смеси для обеспечения необходимого уровня расхода

топлива. При колебаниях расхода топлива (колебания показаний

более 1 GPH) во время набора высоты или крейсерского полета

на большой высоте в жаркую погоду, переведите переключатель

резервного топливного насоса в положение ON

(вкл.), чтобы

очистить топливную систему от паров. Резервный топливный

насос может работать непрерывно при крейсерском полете.

(Продолжение на след. странице)

РАЗДЕЛ 7

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО СИСТЕМ

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА (продолжение)

СИСТЕМА ВОЗВРАТА ТОПЛИВА

Система возврата топлива используется для улучшения работы

двигателя при длительной эксплуатации на холостом ходе в

условиях жаркой погоды. Главными элементами системы

являются ограничительный фитинг, расположенный в верхней

части

блока управления топливно-воздушной смесью

(сервопривод подачи топлива), магистраль возврата топлива с

обратным клапаном и расходный отсек топливного бака. Система

возврата топлива предназначена для возврата отмеренного

количества топлива/паров топлива в расходный отсек топливного

бака. Увеличенный расход топлива, получаемый благодаря

системе возврата топлива, выражается в более низких рабочих

температурах топлива на входе в двигатель, что минимизирует

количество паров топлива, образующихся в топливных

магистралях при эксплуатации в жаркую погоду. Информация по

эксплуатации в жаркую погоду приведена в разделе 4.

ВЕНТИЛЯЦИЯ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ

Вентиляция топливной системы необходима для нормального

функционирования системы. Полная блокировка вентиляционной

системы приведет к уменьшению расхода топлива и возможной

остановке двигателя. Вентиляционная система состоит из

соединительной вентиляционной линии между топливными

баками и забортного вентиляционного отверстия с обратным

клапаном в левом топливном баке. Забортное вентиляционное

отверстие выступает из нижней поверхности левого крыла рядом с

верхним узлом крепления подкоса крыла. Крышки заправочных

горловин оборудованы вакуумными клапанами; клапаны крышек

заправочных горловин открываются и впускают воздух в

топливные баки, если забортное дренажное отверстие

заблокировано.

УМЕНЬШЕННОЕ КОЛИЧЕСТВО ТОПЛИВА В БАКАХ

Самолет может быть заправлен уменьшенным количеством

топлива для обеспечения возможности увеличения полезной

загрузки в кабине. Это достигается заполнением каждого бака до

нижнего края контрольной трубки заправочной горловины, что

обеспечивает заправку 17,5 gallons вырабатываемого топлива в

каждый бак.

(Продолжение на след. странице)

РАЗДЕЛ 7

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО СИСТЕМ

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА (продолжение)

ПЕРЕКЛЮЧАТЕЛЬ ТОПЛИВНЫХ БАКОВ

Переключатель топливных баков представляет собой

трехпозиционный селекторный клапан с надписями BOTH, RIGHT

и LEFT (оба, правый и левый). Селекторный клапан переключения

топливных баков должен находиться в положении BOTH при

взлете, наборе высоты, посадке и маневрах, требующих

продолжительного скольжения на крыло в течение более

секунд. Работа только на левом или правом баке используется

исключительно при горизонтальном крейсерском полете.

ПРИМЕЧАНИЕ

•

Когда селекторный клапан помещен в положение

BOTH, во время крейсерского полета, может иметь

место неравномерный расход топлива из каждого

бака, если крылья не выдерживаются в

горизонтальном положении. Неравномерный расход

топлива можно обнаружить по показаниям

индикаторов количества топлива в баках L FUEL и R

FUEL, если один из них показывает большее

значение. Неравномерное распределение топлива

можно исправить, поворачивая селекторный клапан

переключения топливных баков в сторону

топливного бака с наибольшим показанием

количества топлива. При выравнивании показаний

индикаторов L FUEL и R FUEL переведите

селекторный клапан в положение BOTH.

•

Неверно считать, что время, необходимое для

выработки всего топлива в одном баке, будет равно

времени выработки топлива из другого бака при

переключении на него. Воздушное пространство в

обоих

топливных

баках

взаимосвязано

вентиляционной линией и, таким образом, можно

ожидать переливание некоторого количества

топлива между баками, когда баки заполнены

практически полностью, а крылья не находятся в

горизонтальном положении.

•

Когда баки заполнены на

1/4 или менее,

продолжительный нескоординированный полет,

такой как при скольжении на крыло, может привести

к отливу топлива от входных отверстий топливной

системы в баке и, соответственно, недостатку

топлива и остановке двигателя. Таким образом, при

полете с одним пустым баком или на одном баке,

заполненном на

1/4 или менее, не допускайте

нескоординированный полет самолета в течение

более 30 секунд.

(Продолжение на след. странице)

РАЗДЕЛ 7

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО СИСТЕМ

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА (продолжение)

ДРЕНАЖНЫЕ КЛАПАНЫ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ

Топливная система оборудована дренажными клапанами,

являющимися средством проверки топлива в системе на наличие

загрязнений и на качество топлива. Топливную систему

необходимо проверять перед каждым вылетом и после каждой

дозаправки топлива с помощью чашки для отбора проб,

необходимой для слива топлива из каждого топливного бака,

расходного отсека топливного бака, селекторного клапана и

топливного фильтра. При обнаружении любых признаков

загрязнения топлива, их необходимо устранить в соответствии с

порядком действий при предполетной проверке и описанием в

разделе 8. Если позволяют ограничения взлетной массы для

следующего полета, топливные баки необходимо полностью

заполнять после каждого полета, чтобы предотвратить

конденсацию.

ТОРМОЗНАЯ СИСТЕМА

Самолет оборудован однодисковым тормозом с гидравлическим

приводом на каждом колесе основного посадочного шасси.

Каждый тормоз соединен гидравлической линией к главному

цилиндру, присоединенному к каждой из педалей руля

направления пилотов. Тормоза управляются за счет надавливания

на верхнюю часть левых (пилота) или правых (второго пилота)

педалей руля направления, соединенных между собой. Когда

самолет находится на стоянке, оба тормоза основных колес могут

быть включены с помощью стояночного тормоза, который

управляется ручкой под левой частью приборной доски. Чтобы

применить стояночный тормоз, обожмите тормоза с помощью

педалей руля направления, потяните ручку на себя и поверните ее

на 90° вниз.

Для обеспечения максимального срока службы тормозов

необходимо проводить регулярное техническое обслуживание

тормозной системы и снизить до минимума использование

тормоза при выруливании и посадке.

Некоторыми признаками скорого отказа тормозов являются:

постепенное снижение тормозного действия после применения

тормоза, шум и трение при работе тормозов, эффект «мягкой»

педали, слишком большой тормозной путь и слабое тормозное

действие. При появлении любого из перечисленных признаков,

необходимо провести немедленную инспекцию тормозной

системы. При снижении тормозного действия во время

выруливания или пробега при приземлении, уменьшите давление

на педали, затем снова используйте тормоза, применив большее

давление. Если тормоза становятся

«мягкими», или

увеличивается ход педали, быстрое ритмическое нажатие на

педали должно создать необходимое тормозное давление. Если

один из тормозов ослабевает или отказывает, осторожно

применяйте другой тормоз с отклонением руля направления в

противоположную сторону, при необходимости, чтобы

компенсировать действие исправного тормоза.

РАЗДЕЛ 7

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО СИСТЕМ

ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ СИСТЕМА

Самолет оборудован электрической системой 28 В постоянного

тока, см. рис.

7-7. Генератор

60 А с ременным приводом

обеспечивает питание системы. Главная аккумуляторная батарея

24 В расположена внутри обтекателя двигателя на левой

противопожарной

перегородке.

Генератор

главная

аккумуляторная

батарея

управляются

через

главный

переключатель MASTER рядом с верхней частью панели

переключателей пилота.

Питание подается на большую часть электрических цепей через

две первичные шины (ELECTRICAL BUS 1 и ELECTRICAL BUS 2),

основная шина и шина кольцевания подсоединены между двумя

главными шинами для обеспечения питания резервного

оборудования.

Система оборудована вторичной или резервной аккумуляторной

батареей, расположенной между противопожарной перегородкой и

приборной доской. Переключатель STBY BATT

(резервная

аккумуляторная батарея) управляет подачей питания на

резервную аккумуляторную батарею и от нее. Резервная

аккумуляторная батарея обеспечивает подачу питания на

основную шину в случае отказа источников питания генератора и

главной аккумуляторной батареи.

Первичные шины получают питание, когда главный

переключатель MASTER включен и не зависят от работы стартера

или внешнего источника питания. Каждая шина также подключена

к шине авионики через АЗС и переключатели AVIONICS BUS 1 и

BUS 2. Питание на каждую шину авионики подается, когда главный

переключатель MASTER и соответствующий переключатель

AVIONICS находятся в положении ON (вкл.).

ВНИМАНИЕ

ОБА ПЕРЕКЛЮЧАТЕЛЯ АВИОНИКИ BUS 1 И

BUS

2 ДОЛЖНЫ БЫТЬ ОТКЛЮЧЕНЫ ДЛЯ

ПРЕДОТВРАЩЕНИЯ

ПОВРЕЖДЕНИЯ

ЭЛЕКТРОННОГО

ОБОРУДОВАНИЯ

НЕСТАБИЛИЗИРОВАВШИМСЯ НАПРЯЖЕНИЕМ

ДО ВКЛЮЧЕНИЯ ИЛИ ВЫКЛЮЧЕНИЯ

ГЛАВНОГО ПЕРЕКЛЮЧАТЕЛЯ MASTER,

ЗАПУСКА ДВИГАТЕЛЯ ИЛИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ

ВНЕШНЕГО ИСТОЧНИКА ПИТАНИЯ.

Самолет

оборудован

распределительным

модулем,

расположенным на левой передней стороне противопожарной

перегородки. В модуле находятся все реле, используемые в

электрической сети самолета. Блок управления генератора (ACU),

датчик тока главной аккумуляторной батареи и разъем внешнего

источника питания также находятся внутри модуля.

(Продолжение на след. странице)

РАЗДЕЛ 7

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО СИСТЕМ

ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ СИСТЕМА (продолжение)

Распредели-

К сигнализатору

Блок управления

тельный

LOW VOLT

Низкое напряжение

генератора (ACU)

модуль

(низкое

(распред.

напряжение)

коробка)

Заземление

(PFD или MFD)

Поле

Датчик

Вход питания

АЗС

Не

Вход

Выход

использу

генератора

ется

Реле

(запасн.)

генератора

Генератор

АЗС

Шунт

Лист 2

Амперметр

Реле

главной акк.

стартера

АЗС

батареи (MFD

или PFD)

Лист 2

К АЗС

сигнал

изации

Переключатель

Реле

Стартер

зажигания

акк.

бата-

реи

Магнето

Не

используется

Пред

(запасн.)

охран

Переключатель

итель

BAT/ALT

5А

MASTER

Реле внешн.

источника

Главная акк.

К АЗС ALT FLD

батарея

Внешний источник питания

Рисунок 7-7 (Лист 1 из 3)

РАЗДЕЛ 7

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО СИСТЕМ

ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ СИСТЕМА (продолжение)

К осн. пилотажному дисплею

К ветиляторам обдува

К рез. топливному насосу

FUEL

PFD

приборной доски и PFD

PUMP

К проблесковому маяку

К компьютеру воздушных

BCN

ADC

сигналов и курсовертикали

AHRS

К навигационному блоку

К посадочным фарам

#1 и блоку

LAND

NAV1

ENG

двигатель/самолет

К верхнему освещению

К системе полетной

К розетке питания

CABIN \

информации (при наличии)

К розетке 12 В

FIS

LTS/PWR

Переклю-

чатель

К автоматическому

12VCABPWR

авионики

радиокомпасу (при наличии)

(при наличии)

ADF

К дальномеру (при наличии)

FLAPS

К закрылкам

DME

AVN 1

К основному пилотажному дисплею

PFD

К компьютеру воздушных сигналов

К курсовертикали

ADC

К главному

AHRS

переключателю

ALT

генератора

К блоку навигации II, блоку

FIELD

двигатель/самолет и вольтметру

К системе сигнал.

NAV 1

К питающим

резервной шины

критических углов атаки,

ENG

АЗС Лист 1

сигнализации

автопилота,

К системе связи VHF #1

сигнализации аварийного

радиомаяка, вольтметру

COMM 1

главной шины, счетчику

наработки, реле

К лампам резервных приборов

WARN

STDBY

стартера, рез. батарее и

IND LTS

датчику главной шины

К системе рез. акк.

STDBY

батареи и от нее

AVN 2

BATT

Переклю-

К обогревателю

К многофункциональному

приемника

чатель

MFD

дисплею и его вентилятору

PI TOT

PITOT

воздушного

авионики

HEAT

давления

К УВД ответчику

К навигационным

XPNDR

огням и лампам

освещения

К блоку навигации #2 и

маршрутной карты

NAV 2

заднему вентилятору

на руле напр.

обдува авионики

TAXI LT

К рулежным фарам

К системе связи VHF #2

COMM 2

К крыльевым

STROBE

стробоскопическим

К аудиопанели

AUDIO

LTS

огням

К лампам освещения

К системе автопилота (при

PANEL

AUTO

наличии)

PANEL

доски приборов

LTS

PILOT

LTS

Рисунок 7-7 (Лист 2)

РАЗДЕЛ 7

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО СИСТЕМ

ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ СИСТЕМА (продолжение)

ПАНЕЛЬ СИГНАЛИЗАТОРОВ G1000

Все системные предупреждения, аварийные сообщения и сигналы

тревоги отображаются на правой стороне экрана основного

пилотажного дисплея, рядом с индикатором вертикальной

скорости. Имеются следующие сообщения:

OIL PRESSURE (давление

LOW VACUUM (низкий

масла)

уровень вакуума)

LOW FUEL L (низкий уровень

LOW FUEL R (низкий уровень

топлива в левом баке)

топлива в правом баке)

LOW VOLTS (низкое

HIGH VOLTS (высокое

напряжение)

STBY BATT (резервная

CO LVL HIGH (высокий

аккумуляторная батарея)

уровень угарного газа)

Более подробная информация о системных сообщениях

приведена в Справочном руководстве пилота G1000, Дополнение

А.

ГЛАВНЫЙ ПЕРЕКЛЮЧАТЕЛЬ

Главный переключатель MASTER является двухполюсным

кулисным переключателем. Секция BAT переключателя отвечает

за подачу питания от главной аккумуляторной батареи к системам

самолета. Секция ALT переключателя управляет системой

генератора.

При нормальной работе обе секции переключателя (ALT и BAT)

находятся в положении ON (вкл.) одновременно; однако, секция

BAT может быть включена отдельно, при необходимости. Секция

ALT переключателя не может быть установлена в положение ON,

если секция BAT также не находится в положении ON.

В случае отказа системы генератора главный переключатель

MASTER может быть установлен в положение OFF (выкл.), чтобы

сохранить заряд главной аккумуляторной батареи для

использования на более позднем этапе полета. При главном

переключателе MASTER в положении OFF и выключателе STBY

BATT (резервная аккумуляторная батарея) в положении ARM

(состояние готовности), резервная аккумуляторная батарея будет

обеспечивать питание основной шины в течение ограниченного

периода времени. Оставшееся время работы можно оценить,

контролируя напряжение на основной шине. При напряжении 20 В

резервная аккумуляторная батарея имеет малый запас заряда или

близка к полной разрядке.

(Продолжение на след. странице)

РАЗДЕЛ 7

ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА И ЕГО СИСТЕМ

ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ СИСТЕМА (продолжение)

ВЫКЛЮЧАТЕЛЬ РЕЗЕРВНОЙ АККУМУЛЯТОРНОЙ БАТАРЕИ

Главный выключатель STBY BATT (резервная аккумуляторная

батарея)

является

трехпозиционным

(ARM-OFF-TEST)

переключателем, который обеспечивает проверку и управление

системой резервной аккумуляторной батареи. Уровень заряда

аккумуляторной батареи необходимо проверять перед запуском

двигателя, см. раздел 4, устанавливая переключатель в нажимное

положение TEST (проверка) и проверяя загорание лампы TEST,

находящейся справа от переключателя. Проверка уровня заряда

батареи после запуска двигателя не рекомендуется.

Перевод переключателя в положение ARM (состояние готовности)

во время цикла запуска двигателя позволяет резервной

аккумуляторной батарее помогать в регулировании и фильтрации

напряжения на основной шине во время цикла запуска. В

нормальном режиме полета переключатель установлен в

положение ARM, обеспечивая зарядку резервной аккумуляторной

батареи и ее готовность к подаче питания на основную шину в

случае отказа генератора и главной аккумуляторной батареи.

Перевод переключателя в положение OFF

(выкл.) отключает

резервную аккумуляторную батарею от основной шины. Работа

при переключателе STBY BATT в положении OFF препятствует

зарядке резервной батареи и автоматической подаче питания в

случае отказа электрической сети.

ВЫКЛЮЧАТЕЛЬ АВИОНИКИ

Выключатель авионики AVIONICS является двухполюсным

кулисным выключателем, который управляет подачей

электропитания на шины AVIONICS BUS 1 и BUS 2. Перевод

любой секции переключателя в положение ON (вкл.) обеспечивает

подачу питания на соответствующую шину авионики. Обе секции

переключателя AVIONICS необходимо перевести в положение OFF

(выкл.)

перед включением или выключением главного

переключателя MASTER, перед запуском двигателя или

использованием внешнего источника питания.

(Продолжение на след. странице)

Самолёт CESSNA МОДЕЛЬ 172S NAV III GFC 700 AFCS. Информационное руководство (2007 год) - часть 12