Systemy płatowcowe samolotu
TLO.03. Wykonywanie obsługi technicznej płatowca i jego instalacji oraz zespołu napędowego statków powietrznych wyodrębnionej w zawodzie: Technik mechanik lotniczy 315317
Zobrazowanie poprawności działania instalacji płatowcowych
PLANSZA INTERAKTYWNA
Spis treści
Zasady działania instalacji pneumatycznejZasady działania instalacji pneumatycznej
Zasady działania systemu hydraulicznegoZasady działania systemu hydraulicznego
Zasady działania systemu ochrony przeciwpożarowej (ATA 26)Zasady działania systemu ochrony przeciwpożarowej (ATA 26)
Zasady działania systemu paliwowego (ATA 28)Zasady działania systemu paliwowego (ATA 28)
Zasady działania systemu wentylacjiZasady działania systemu wentylacji
Zasady działania instalacji pneumatycznej
Ilustracja interaktywna przedstawia schemat instalacji pneumatycznej. Widoczny jest silnik 1, z którego wychodzą połączenia między innymi z chłodnicą czy APU. Nad schematem widoczny jest panel sterowania z pokrętłami, przyciskami i wskaźnikiem tarczowym. Na rysunku zaznaczono punktami interaktywnymi następujące elementy: 1. Odbiór powietrza zza piątego stopnia sprężarki, 2. Odbiór powietrza zza dziewiątego stopnia sprężarki, 3. Zawór wysokiego ciśnienia do zmiany miejsca odbioru powietrza, 4. Chłodnica, 5. Odbiór powietrza z APU, 6. Ogrzewanie krawędzi natarcia, 7. Podanie powietrza od silnika, po kolei: lewy, APU i prawy, 8. Nadmuch powietrza do ciśnieniowania instalacji, 9. Pulpit sterowania instalacją pneumatyczną. Po kliknięciu na punkt, pojawia się ramka z tekstem i z nagraniem dźwiękowym z nim tożsamym.
Układ pneumatyczny w samolocie Boeing 737 jest odpowiedzialny za dostarczanie powietrza do różnych systemów w samolocie:
Klimatyzacje (Air conditioning),
Utrzymanie odpowiedniego ciśnienia w samolocie (pressurisation),
Rozruch silników (Engine starting),
Systemy anty oblodzeniowe silników oraz krawędzi natarcia (Engine & wing anti‑ice),
Zbiornik wodny (Water tank),
Zbiorniki Hydrauliczne (Hydraulic reservoirs),
Dodatkowe zbiorniki paliwa (Auxiliary fuel tanks),
Zasysanie całkowite powietrza (TAT),
Układ gazu obojętnego (Inert gas system).
Powietrze z silnika (Engine bleed air) jest pobierane z piątego stopnia (5th stage) oraz z dziewiątego stopnia (9th stage) przy niskiej prędkości w silniku. W przypadku wysokiej prędkości powitrze jest pobierane z czwartego oraz dziesiątego stopnia.
Powietrze jest pobierane z piątego stopnia przechodzi przez zawór ciśnienia (bleed valve) oznaczonego strzałką w prawo. Natomiast powietrze z 9 stopnia przechodzi przez zawór wysokiego ciśnienia (High stage valve). Oba kanały powietrzne łaczą się i powietrze przepywa przez Głowny zawór powietrza pobieranego z silnika (Enginge bleed air).
Do chłodnicy (Pre‑Cooler) wpływa chłodne powietrze pochodzące za wentylatora silnika a następnie poprzez opływ kanałów rozgrzanego powietrza schładza je i nadmiar jest usuwany z instalacji.
Starter czyli rozrusznik silnika turbinowego również wymaga powietrza. Jest ono pobierane z kanału zaraz za chłodnicą (Pre‑cooler).
System anty oblodzeniowy silnika pobiera powietrze zaraz za zaworem wysokiego ciśnienia do zmiany miejsca odbiotu powietrza. Natomiast system anty oblodzeniowy dla krawędzi natarcia pobiera schłodzeone powietrze za Chłodnicą (Pre‑cooler). System ten włacza się osobno dla poszczególnych skrzydeł za pomocą przełącznika (Left/Right Pack) który możemy ustawić w pozycji off, auto oraz high.
Pneumatyczne zasilanie naziemne (Pneumatic grand cart) to urządzenie wykorzystywane w lotnictwie do zasilania układu pneumatycznego samolotu na ziemi. Jest to rodzaj wózka, ,który jest podłączany do samolotu, gdy APU (ang. Auxiliary power unit) lub silniki nie są uruchomione. Powietrze z Pneumatic Ground Cart jest przesyłane przez zawory izolacyjne i Starter Valve, aby uruchomić silnik.
Zasilanie pneumatyczne dostarczane za pomocą APU jest kontrolowane przez zawór upustowy jednostki zasilającej samolot (APU).
Powietrze dostarczane do zbiornika wodnego, dodatkowych zbiorników paliwa, układu gazu obojętnego oraz system generowania azotu jest pobierane przed lewą i prawą paczką.
Powrót do spisu treściPowrót do spisu treści
Zasady działania instalacji hydraulicznej oraz podwozia
Opis instalacji hydraulicznej i podwozia samolotu będzie przedstawiony w jednym tekście ze względu na bliskie powiązanie tych dwóch elementów. Podwozie samolotu, w warunkach normalnego funkcjonowania, jest kontrolowane za pomocą układu hydraulicznego, który korzysta z tych samych pomp i systemów A i B.
Ilustracja interaktywna przedstawia schemat instalacji hydraulicznej. Widoczne są połączenia poszczególnych elementów. Na rysunku zaznaczono punktami interaktywnymi następujące elementy: 1. Odbiór powietrza zza piątego stopnia sprężarki, 2. Odbiór powietrza zza dziewiątego stopnia sprężarki, 3. Zawór wysokiego ciśnienia do zmiany miejsca odbioru powietrza, 4. Chłodnica, 5. Odbiór powietrza z APU, 6. Ogrzewanie krawędzi natarcia, 7. Podanie powietrza od silnika, po kolei: lewy, APU i prawy, 8. Nadmuch powietrza do ciśnieniowania instalacji, 9. Pulpit sterowania instalacją pneumatyczną. Po kliknięciu na punkt, pojawia się ramka z tekstem i z nagraniem dźwiękowym z nim tożsamym.
Elementy sterowane hydraulicznie od lewej do prawej, od góry do dołu:
hamowanie alternatywne (alternate brakes)
Autopilot — kanał A
rewersy silnika nr 1 (number 1 thrust reverser)
flight spojlery (spojlery
lotne
)sterowanie przednim kołem (Nose Wheel Steering)
spojlery naziemne (Ground spoilers)
ster kierunku (rudder)
lotki (Ailerons)
ster wysokości (elevator and elev feel)
podwozie (Landing gear)
zawór transferujący od podwozia (Landing gear transfer unit)
automatyczne sloty i krawędzie natarcia klap i slotów (auto slats and leading edge flap and slats)
rewersy silnika nr 2 (Number 2 Trust reversal)
flight spojlery (spojlery „lotne”)
hamowanie alternatywne przednim kołem (Alternate nose wheel steering)
autopilot - kanał B;
Tłumik wahań drgań bocznych (yaw dumper)
hamowanie normalne (Normal Brakes)
klapy (Trailing edge flaps)
Instalacja hydrauliczna samolotu składa się z systemu A i B oraz STBY (standby — pomocniczego/awaryjnego). Instalacja jest ciśnieniowana poprzez instalację pneumatyczną w taki sposób, że część pneumatyki jest przekazana do zbiorników hydraulicznych w celu utrzymywania płynu hydraulicznego pod odpowiednim ciśnieniem. Za wzbudzenie do pracy płynu hydro odpowiada hydrauliczna pompa silnikowa EDP (Engine Drive Pump ) i jest wspomagana poprzez pompę elektryczną EMDP (ang. Electric Motor Driven Pump ). Pompa EDP działa tylko wtedy, kiedy uruchomione są silniki, dlatego jeśli na ziemi chcemy uruchomić instalację hydrauliczną a nie możemy z jakiegoś powodu uruchomić silników, włączamy pompy elektryczne EMDP. Taki zestaw pomp jest przypisana do instalacji hydro A
i drugi zestaw do B
. Pompy są zasilane napięciem 115 AC z generatorów silnika lub naziemnego źródła zasilania lub generatora APU. Za wzbudzenie pomp do pracy odpowiadają przełączniki w kabinie pilotów:
Elektrozawór steruje pompami silnikowymi ENG 1 i ENG 2, które zawsze są w pozycji ON. Jest to spowodowane tym, że elektrozawór odbiera napięcie tylko wtedy, gdy przyciski są w pozycji OFF, czyli odłączają zasilanie. Aby wydłużyć żywotność elektrozaworu, przyciski są pozostawione zawsze w pozycji ON, co odcina zasilanie od elektrozaworu. Gdy jesteśmy na ziemi i silniki nie są uruchomione, możemy uzyskać hydraulikę przez włączenie pomp elektrycznych ELEC 1 i ELEC 2. Przełączamy przyciski w pozycję ON, wtedy zgaśnie kontrolka niskiego ciśnienia (ang. LOW PRESSURE) i będziemy mieć dostęp do hydrauliki. W przypadku awarii pompy, na przykład zatarcia się lub przegrzania (np. z powodu braku paliwa w zbiorniku), zostanie włączona kontrolka/światełko przegrzanie (ang. OVERHEAT), które jest pokazane na górze.
Inne elementy samolotu jak np. krawędzie natarcia, klapy, ster wysokości, pracują z użyciem płynu hydraulicznego (chociaż również przy pomocy instalacji elektrycznej) przy pomocy właściwych dla nich dźwigni (opisane w sterowaniu samolotem).
Podnoszenie dźwigni spowoduje schowanie podwozia, natomiast opuszczanie dźwigni spowoduje jego wypuszczenie. Po wypuszczeniu, trzy zielone lampki na górze zaświecą się, co sygnalizuje, że podwozie zostało wypuszczone i zablokowane.
Sterowanie przednim kółkiem odbywa się za pomocą widocznego na zdjęciu poniżej półkola:
Skręt przednim kołem jest realizowany poprzez ruch półkola w lewo lub prawo o maksymalny kąt 78 stopni (w normalnych warunkach).
Hamowanie odbywa się za pomocą hamulców hydraulicznych poprzez działanie tłoczków na tarcze hamulca (opisane w pliku „instalacje”).
Wskazania ilości i ciśnienia płynu hydraulicznego są przedstawiane na centralnym wyświetlaczu:
gdzie RF przy liczbie oznacza „REFILL” (dolej płyn).
Innym rodzajem hamowania jest hamowanie automatyczne: Ustawiane z paneli przed pilotem, za pomocą wybieraka. Jest na nim 6 pozycji:
Wybierak ustawiony w pozycji RTO (Rejected Take Off) umożliwia pilotowi uzyskanie maksymalnej siły hamowania w przypadku skasowanego startu, gdy samolot już znajduje się na pasie startowym. Jest to zabezpieczenie przed wyjechaniem poza pas podczas rozbiegu, ponieważ samolot porusza się w dużych prędkościach, a pas się kończy. Aby uruchomić hamowanie w trybie RTO, prędkość kół musi przekroczyć 90 węzłów, a manetki mocy muszą być cofnięte do pozycji IDLE (mały gaz). Jest to warunek konieczny do skutecznego hamowania w tym trybie.
OFF – automatyczne hamowanie wyłączone
1, 2, 3, MAX – ustawienie siły hamowania. Te pozycje można aktywować tylko w powietrzu, przed lądowaniem. Siła od najmniejszej (1) do największej (MAX).
Powrót do spisu treściPowrót do spisu treści
Zasady działania systemu ochrony przeciwpożarowej (ATA 26)
Obraz przedstawia schemat systemu przeciwdziałania pożarowego. W górnej części widoczne są dwa oddzielone od siebie prostokąty. Nad nimi znajdują się odrębne oznaczenia: „1” i „2”, które identyfikują numery silników. Wewnątrz pierwszego prostokąta umieszczony jest wskaźnik zużycia gaśnicy, pod którym znajduje się gaśnica w kształcie okręgu, z której wychodzą dwie dysze nazywane „pironabojami”. Przewody prowadzące od tych dysz rozchodzą się w kierunku silnika, zarówno prawego, jak i lewego. Podobnie jest w przypadku drugiego prostokąta. Na rysunku zaznaczono punktami interaktywnymi: 1. Pironaboje, 2. Gaśnica, 3. Wskaźnik przepracowania gaśnicy. Po kliknięciu na punkt, pojawia się ramka z tekstem i z nagraniem dźwiękowym z nim tożsamym.
Opis działania systemu na przykładzie systemu gaszenia silników.
Na powyższym schemacie przedstawiono butle gaśnicze (dwie w samolocie na silniki) (A FIRE EXT i B FIRE EXT), które służą do gaszenia pożaru silnika/silników. Gaszenie odbywa się za pomocą czynnika roboczego zawartego w butlach i jest realizowane poprzez sygnał elektryczny uszkadzający błonę ochronną w butli za pomocą odpracowania pironaboju (SQUIB). Pironabój jest aktywowany poprzez rączkę gaszenia pożaru w kokpicie (na rys oznaczona jako 1 i 2). Działanie: wyciągnięcie dźwigni np. nr 1 powoduje odcięcie silnika nr 1 od paliwa, powietrza i hydrauliki, natomiast w dalszej kolejności przekręcenie rączki w lewo, spowoduje odpalenie butli nr 1 na silnik nr 1, a przekręcenie tej samej dźwigni w stronę prawą spowoduje odpalenie butli nr 2 na ten sam silnik nr 1. W podany powyżej sposób możemy użyć do gaszenia jednego silnika obu butli, co spowoduje że w przypadku kolejnego pożaru silnika pozostaniemy bez gaśnicy.
Sterowanie
Sterowanie butlami odbywa się z kokpitu poprzez dźwignie powyżej. Dźwignie wyciągamy i przekręcamy w lewo lub w prawo (tak samo dla APU).
Odpalenie butli jest sygnalizowane poprzez zaświecenie się na pomarańczowo (właściwie amberowo/bursztynowo) wskaźników „L BOTTLE DISCHARGE” dla lewej butli i „R BOTTLE DISCHARGE” dla prawej butli
Powrót do spisu treściPowrót do spisu treści
Zasady działania systemu paliwowego (ATA 28)
Ilustracja interaktywna przedstawia schemat systemu paliwowego. Widoczne są połączenia wraz z kierunkami przepływu i zamknięciami obiegu. System podzielony jest na trzy części: zbiornik numer 1, centralny zbiornik i zbiornik numer dwa. Zbiorniki 1 i 2 są połączone bezpośrednio z silnikami. Na rysunku zaznaczono punktami interaktywnymi: 1. Przednia pompa paliwowa zbiornika numer 1, 2. Zawory paliwowe silnika numer 1, 3. Przednia pompa paliwowa zbiornika numer 2, 4. Zawory paliwowe silnika numer 2, 5.Zbiornik numer 2, 6. Tylna pompa paliwowa zbiornika numer 2, 7.Pompy zbiornika centralnego, 8.Zbiornik centralny, 9. Zawór łączący zbiorniki, 10. Tylna pompa paliwowa zbiornika numer 1, .11.Czujnik temperatury paliwa, 12. Zbiornik numer 1, 13. Czujnik temperatury. Po kliknięciu na punkt, pojawia się ramka z tekstem i z nagraniem dźwiękowym z nim tożsamym.
Pojemność zbiornika nr 1 i 2: każdy po 4 876 L; zbiornik centralny: 16 273L. Paliwo pobierane jest najpierw ze zbiornika centralnego ze względu na wyższe ciśnienia robocze pomp paliwowych w zbiorniku centralnym w stosunku do zbiornika nr 1 i 2 (głównych).
Każdy ze zbiorników ma po dwie pompy paliwowe. Dodatkowo, w linii zasilania silników paliwem, znajdują się zawory paliwowe (SPAR FUEL SHUTOFF VALVE), otwierane poprzez ruch dźwigni paliwowych silnika w górę do pozycji IDLE (jak pokazano na zdjęciu), oraz zawory ENGINE FUEL SHUTOFF VALVE, otwierane przez komputer sterujący pracą silnika, czyli EEC (Engine Electronic Computer).
W celu dostarczenia paliwa do silnika nie wystarczy jedynie uruchomić napięcie i pompy paliwowe z paneli paliwowych (które są pokazane i opisane niżej). Konieczne jest również przestawienie dźwigni IDLE POWER w pozycję IDLE, aby otworzyć zawór SPAR FUEL SHUTOFF VALVE. W przypadku konieczności odcięcia dopływu paliwa, można to zrobić poprzez przestawienie dźwigni w pozycję SHUTOFF lub wyjęcie rączki od danego silnika do gaszenia pożaru (Engine fire lever, jak pokazano w instalacji przeciwpożarowej).
Na powyższym schemacie, pokazano również czujnik temperatury paliwa: jest jeden, zabudowany w lewym skrzydle. Pokazany zawór CROSSFEED VALVE (zawór łączący zbiorniki), służy do połączenia zbiorników paliwa (w normalnej pracy każdy z silników zasilany jest ze swojej części instalacji paliwowej: i tak silnik nr 1 ze zbiornika nr 1, silnik nr 2 ze zbiornika nr 2). Łączymy zbiornik wtedy, kiedy mamy nierównomierne zużycie paliwa w locie (w celu wyrównania paliwa w obu zbiornikach), lub do prac na ziemi w celu transferu paliwa pomiędzy zbiornikami aby przeprowadzić np. inspekcję jednego ze zbiorników od środka (wchodzimy wtedy do pustego zbiornika)).
Ilustracja interaktywna przedstawia panel sterowania układu paliwowego. Posiada on wiele włączników, pokrętło oraz wskaźnik temperaturowy paliwa. Na rysunku zaznaczono punktami interaktywnymi: 1. Sygnalizacja zamkniętych zaworów, 2. Temperatura paliwa, 3. Sygnalizacja pozycji zaworu crosfeed, 4. Przełącznik zaworu crosfeed, 5. Przełączniki do pomp paliwowych, 6. Sygnalizacja zapchanych filtrów paliwowych zbiornika jeden i dwa. Po kliknięciu na punkt, pojawia się ramka z tekstem i z nagraniem dźwiękowym z nim tożsamym.
Pracę pomp i pobór paliwa można przedstawić jako przełączenie ww przełączników w pozycję ON i ruch (okrężny) odpowiednich pomp przyporządkowanych do właściwych przełączników ze schematu na samej górze), przy czym pompy od lewej do prawej to: pompa AFT zbiornika nr 1, pompa FWD zbiornika nr 1, pompa L zbiornika centralnego, pompa R zbiornika centralnego, pompa FWD zbiornika nr 2 i pompa AFT zbiornika nr 2).
Dźwignie paliwowe silników poniżej.
Ilustracja interaktywna przedstawia dźwignie paliwowe silników. Są to dwa płaskie elementy, które można przesunąć jak suwak w górę i w dół. Wokół dźwigni znajduje się panel sterujący z licznymi przyciskami i wskaźnikami. Na rysunku zaznaczono punktami interaktywnymi: 1. Dźwignia silnika numer jeden, 2. Dźwignia silnika numer dwa. Po kliknięciu na punkt, pojawia się ramka z tekstem i z nagraniem dźwiękowym z nim tożsamym.
Dźwignie te, otwierają omówiony i pokazany wyżej zawór SPAR FUEL SHUTOFF VALVE (odpowiednio dla silnika nr 1 - lewa dźwignia i dla silnika nr 2 - prawa dźwignia).
Wskazania poziomu paliwa wyświetlane są na centralnym wyświetlaczu (Display Unit - DU):
Ilustracja interaktywna przedstawia centralny wyświetlacz. Jest to panel, na którym wyświetlają się na górze cztery tarcze wskazujące różne parametry. Pośrodku widoczne są również między innymi poziomy oleju. Na rysunku zaznaczono punktami interaktywnymi trzy wskaźniki tarczowe znajdujące się na dole: 1. Poziom paliwa w zbiorniku lewym numer jeden podany w kilogramach, 2. Poziom paliwa w zbiorniku centralnym podany w kilogramach, 3. Poziom paliwa w zbiorniku prawym numer dwa podany w kilogramach. Po kliknięciu na punkt, pojawia się ramka z tekstem i z nagraniem dźwiękowym z nim tożsamym.
Powrót do spisu treściPowrót do spisu treści
Zasady działania systemu wentylacji
Ilustracja interaktywna przedstawia schemat systemu wentylacji. Widoczne są przewody wentylacyjne łączące kolejne urządzenia. Na rysunku zaznaczono punktami interaktywnymi: 1. Wlot powietrza z zewnątrz samolotu, 2. Oddzieloną wodę w rurze, 3. Czujnik temperatury, 4. Podgrzewacz, 5. Turbinę mieszającą powietrze, 6. Sprężarkę mieszającą powietrze, 7. Pierwszy wymiennik ciepła, 8. Drugi wymiennik ciepła, 9. Zawór FCV sterowany przyciskiem do paczek wypuszczania powietrza do instalacji klimatyzacji, 10. Oddzielacze wody, 11. Wirnik turbiny. Po kliknięciu na punkt, pojawia się ramka z tekstem i z nagraniem dźwiękowym z nim tożsamym.
Sprężone i gorące powietrze pochodzące z układu pneumatycznego samolotu wchodzi poprzez zawór FCV (Flow Control Valve) do głównego (pierwszego) wymiennika ciepła, gdzie jego temperatura jest obniżana poprzez mieszanie z powietrzem z zewnątrz samolotu wpływającego poprzez Wlot Powietrza i jego kanał (Ram Air Duct), następnie wchodzi do sekcji sprężarki Air Cycle Machine (ACM), gdzie jego temperatura i ciśnienie są ponownie podnoszone, a następnie powietrze wchodzi do wtórnego (drugiego) wymiennika ciepła, który ponownie redukuje jego temperaturę i ostatecznie wchodzi do sekcji Turbiny Air Cycle Machine, rozszerzając się i uwalniając swoją energię, aby obracać turbinę i koła sprężarki znajdujące się na tym samym wale, przy czym temperatura spada i wilgoć skrapla się i jest usuwana przez separator wody (Water Extractors), a następnie przekazana do kanału wlotu powietrza w celu zwiększenia chłodzenia wpływającego powietrza. Tak przygotowana temperatura powietrza jest w końcowej fazie przekazywana do kanału wlotowego do kabiny pilotów i pasażerskiej. Równolegle do pracy drugiego wymiennika ciepła, do działania wchodzi również Reheater który ma za zadanie zwiększyć temperaturę powietrza. Takie współdziałanie poszczególnych elementów w jednym czasie, sterowanych przez komputer pokładowy i kontrolowane przez zestaw czujników temperatury, powoduje ustalenie zadanej temperatury na wlocie do kabiny pasażerskiej i kabiny pilotów.
Panel klimatyzacji i pneumatyki:
Na rysunku zaznaczono punktami interaktywnymi: 1. Sterowanie zaworem FCV paczki lewego silnika, 2. Sterowanie zaworem FCV paczki prawego silnika. Po kliknięciu na punkt, pojawia się ramka z tekstem i z nagraniem dźwiękowym z nim tożsamym. Ilustracja interaktywna przedstawia panel z przyciskami, włącznikami, wyświetlaczami oraz z ze wskaźnikiem tarczowym.
Klimatyzację uruchamiamy poprzez przełączenie przycisku od FCV w pozycję AUTO dla strony od której chcemy odebrać schłodzone powietrze.
Ilustracja interaktywna przedstawia Wskaźnik temperatury. Na rysunku zaznaczono punktami interaktywnymi: 1. Gałki, 2. Wskaźnik temperatury. Po kliknięciu na punkt, pojawia się ramka z tekstem i z nagraniem dźwiękowym z nim tożsamym. Trzy gałki są pokrętłami, które ustawia się odpowiednio, kręcąc w prawo - lewo. Nad nimi znajduje się włącznik, kolejne pokrętło oraz wskaźnik temperatury ze skalą od zera do stu.
Temperaturę dobieramy poprzez sterowanie gałkami od pozycji C (Cold) - zimne, do pozycji W (Warm) - ciepłe, dla trzech stref samolotu (od lewej): kabiny pilotów, przedniej części kabiny pasażerskiej i tylnej części kabiny pasażerskiej. Panującą temperaturę w poszczególnych strefach samolotu możemy sprawdzić na wskaźniku temperatury.
Powrót do spisu treściPowrót do spisu treści