Przeglad WLOP - Instalacje-paliwowa, hydrauliczna i elektryczna-samolot F-16CD[Lotnictwo].pdf - Przegląd WLiOP - damiano031

TECHNIKA I EKSPLOATACJA

Płk w st. sp. pil. dr inż. Antoni Milkiewicz

Samolot F-16C/D

Instalacje: paliwowa, hydrauliczna i elektryczna

Instalacja paliwowa

Układ magazynowania składa się z siedmiu

integralnych i trzech podwieszanych zbiorni-

kw paliwa (rys. 1).

W pięciu integralnych zbiornikach przecho-

wywane jest paliwo. Paliwo z dwch integral-

nych zbiornikw przeznaczone jest do zasila-

nia silnika. Są to tzw. zbiorniki rezerwowe.

Przemieszczanie paliwa wewnątrz instala-

cji odbywa się dwoma niezależnymi sposo-

W skład instalacji paliwowej samolotu F-16

wchodzą następujące układy: magazynowa-

nia paliwa, przemieszczania (przepływu)

paliwa, odpowietrzania i nadciśnienia zbior-

nikw, zasilania silnika, kontroli ilości pali-

wa, tłumienia wybuchu oraz napełniania i zle-

wania paliwa.

Rys. 1. Zbiorniki paliwa samolotu F-16C: 1 Î zbiornik lewego skrzydła, 2 Î zbiornik prawego skrzydła,

3 Î zbiornik kadłubowy F-1, 4 Î zbiornik kadłubowy F-2, 5 Î przedni zbiornik rezerwowy, 6 Î tylny zbiornik

rezerwowy, 7 Î zbiornik kadłubowy A-1, 8 Î podkadłubowy zbiornik podwieszany, 9 Î lewy zbiornik

podwieszany, 10 Î prawy zbiornik podwieszany

Przegląd WLOP

bami Î sposobem grawitacyjnym i za pomocą

pomp przepompowujących. Instalacja, w celu

zwiększenia jej niezawodności, została po-

dzielona na dwie części Î przednią i tylną.

W przedniej części znajdują się: zbiorniki F-1

i F-2, zbiornik prawego skrzydła, prawy zbior-

nik podwieszany i przedni zbiornik rezerwo-

wy. W tylnej części znajdują się: zbiornik A-1,

zbiornik lewego skrzydła, lewy zbiornik pod-

wieszany i tylny zbiornik rezerwowy. Paliwo

ze zbiornika podkadłubowego tłoczone jest do

przedniej i tylnej części instalacji. Paliwo ze

zbiornikw podwieszanych przepływa do

zbiornikw kadłubowych, odpowiednio z pra-

wego do F-2 i z lewego do A-1, pod wpły-

wem nadciśnienia powietrza pobieranego po-

średnio z instalacji klimatyzacji kabiny samo-

lotu. W celu utrzymania właściwego położe-

nia środka ciężkości samolotu, paliwo jest

automatycznie przepompowywane z przedniej

części instalacji do tylnej i na odwrt.

Rys. 2. Paliwomierz samolotu F-16C. Oznaczenia

na strzałkach: FR Î forward right, przednia prawa

część instalacji paliwowej; AL Î aft left, tylna lewa

część instalacji paliwowej

Rys. 3. Usytuowanie wskaźnikw i lampek ostrzegających w kabinie samolotu

LUTY 2004

Całkowita masa paliwa w instalacji paliwo-

wej samolotu zależy od gęstości paliwa.

W integralnych zbiornikach samolotu mieści

się 3090 kg paliwa JP-4 i 3240 kg paliwa

JP-5/8, w zbiornikach podwieszanych Î

2900 kg paliwa JP-4 i 3050 kg paliwa JP-5/8.

Ilość paliwa w przedniej i tylnej części insta-

lacji paliwowej oraz łączną ilość paliwa w sa-

molocie wskazuje paliwomierz (rys. 2), nato-

miast bieżące zużycie paliwa wskazuje prze-

pływomierz. Niebezpiecznie małą pozostałość

paliwa sygnalizują, niezależnie od paliwomie-

rza, lampki ostrzegające áFWD FUEL LOWÑ

i áAFT FUEL LOWÑ (rys. 3).

Tłumienie wybuchu w instalacji paliwowej

samolotu jest zagwarantowane przez wtłacza-

nie do jej wnętrza gazu neutralnego.

Napełnianie instalacji paliwowej na ziemi

odbywa się pod ciśnieniem, z jednego punktu

uzupełniania paliwa. Samolot F-16C wypo-

sażony jest też w układ umożliwiający napeł-

nianie instalacji paliwowej podczas lotu. Punkt

napełniania znajduje się na grzbiecie kadłu-

ba, za osłoną kabiny. Proces uzupełniania pa-

liwa w locie sygnalizują pilotowi informacje

świetlne, ktre pojawiają się z prawej strony

HUD (head up display).

Instalacja hydrauliczna

Instalacja hydrauliczna samolotu, w ktrej

ciśnienie robocze wynosi 205 kG/cm 2

(300 psi), składa się z dwch układw Î A i B.

Każdy z układw zasilany jest pod ciśnieniem

przez odrębną pompę hydrauliczną (rys. 4).

Każdy układ ma własny zbiornik płynu hy-

draulicznego.

Układy A i B instalacji hydraulicznej pra-

cują jednocześnie, zasilają system sterowania

samolotem i układ sterowania klapami krawę-

dzi natarcia. W wypadku uszkodzenia jedne-

go z układw hydraulicznych pracę systemu

sterowania samolotem zapewnia układ hy-

drauliczny działający właściwie (rys. 5).

Układ A zasila rwnież hamulce aerodyna-

miczne i proporcjonalny dozownik instalacji

paliwowej samolotu. Układ B zasila działko,

pozwala uzupełniać paliwo w locie, chować

i wypuszczać podwozie i hamulce kł oraz ste-

rować kołem przedniej goleni podwozia.

W przypadku uszkodzenia układu B podwo-

zie wypuszczane jest pneumatycznie.

Jakość pracy instalacji hydraulicznej samo-

lotu wskazywana jest przez manometry ukła-

dw A i B oraz przez lampkę ostrzegającą

Rys. 4. Skrzynia przekładniowa silnika i agregatw: 1 Î generator czuwający i generator ze stałym ma-

gnesem systemu sterowania samolotem, 2 Î pompa hydrauliczna układu A, 3 Î napęd o stałej prędkości

obrotowej, 4 Î głwny generator, 5 Î pompa olejowa silnika, 6 Î wał napędu skrzyni przekładniowej

silnika, 7 Î głwna pompa paliwa, 8 Î przekładnia silnika, 9 Î alternator silnika, 10 Î kanał wylotowy

urządzenia rozruchowego, 11 Î urządzenie rozruchowe (jet fuel starter Î JFS), 12 Î wał przenoszący moc

z przekładni silnika na przekładnię agregatw, 13 Î pompa hydrauliczna układu B, 14 Î przekładnia agregatw

Przegląd WLOP

Rys. 5. Uproszczony schemat blokowy instalacji hydraulicznej samolotu

áHYD/OIL PRESSÑ. Lampka świeci, gdy ci-

śnienie w instalacji hydraulicznej czy olejo-

wej silnika spadnie poniżej minimalnej war-

tości dopuszczalnej.

Jeśli zostaną uszkodzone oba układy Î A

i B Î automatycznie włączy się awaryjne

urządzenie zasilające (emergency power unit

Î EPU), na ktrym zamontowana jest trzecia

pompa hydrauliczna. W czasie potrzebnym

do uruchomienia EPU system sterowania sa-

molotu wykorzystuje ciśnienie zmagazyno-

wane w hydroakumulatorach. Hydroakumu-

latory są wykorzystywane rwnież podczas

gwałtownego sterowania samolotem w cza-

sie lotu.

Awaryjne urządzenie zasilające (rys. 6)

jest niezależnym urządzeniem jednocze-

śnie dostarczającym ciśnienie hydraulicz-

ne do układu A oraz energię elektryczną

do instalacji elektrycznej samolotu. EPU

automatycznie włączy się wtedy, kiedy

w dwch układach instalacji hydraulicznej

(A i B) ciśnienie spadnie poniżej minimal-

nej wartości dopuszczalnej (68 kG/cm 2 ,

1000 psi), lub gdy dwa generatory, głwny

i czuwający, zostaną uszkodzone, albo gdy

w czasie lotu wyłączy się silnik. EPU może

też być włączane ręcznie. Do napędu EPU

wykorzystywana jest energia powietrza po-

chodzącego zza sprężarki wysokiego ci-

LUTY 2004

Rys. 6. Uproszczony schemat blokowy awaryjnego urządzenia zasilającego

śnienia. Gdy ta energia okaże się zbyt mała

lub gdy nastąpi wyłączenie silnika Î auto-

matycznie włączy się zasilanie hydrazyną.

Czas pracy EPU zasilanego wyłącznie hy-

drazyną wynosi 10 minut, przy normalnym

obciążeniu. Podczas spalania hydrazyny

temperatura gazw wylotowych może osią-

gnąć 920 o C (1600 o F).

Instalacja elektryczna

Źrdłami energii elektrycznej w samolocie

są: głwny generator prądu przemiennego

o mocy 60 kVA, generator czuwający prądu

przemiennego o mocy 10 kVA (rys. 4), gene-

rator awaryjny prądu przemiennego na EPU

o mocy 5 kVA oraz akumulatory (rys. 7). Prąd

Rys. 7. Uproszczony układ zasilania instalacji elektrycznej samolotu

Przegląd WLOP

Przeglad WLOP - Instalacje-paliwowa, hydrauliczna i elektryczna-samolot F-16CD[Lotnictwo].pdf

Plik z chomika:

Inne pliki z tego folderu:

Inne foldery tego chomika: