ATR 72-500 - The Sunrise

ATR 72-500
Table of Contents
3 – Spis Treści
Spis Treści
3 – Spis Treści............................................................. ............................................................................1
4 - CCAS I MFC....................................... ................................................................................................7
4.1CCAS – Zcentralizowany System Ostrzegania Załogi .......................................................................7
4.1.1Kontrolki ...........................................................................................................................................9
4.1.1.1Crew alerting panel, CAP ................................................................................................................9
4.1.1.2Master Warning (MW) / Master Caution (MC) Lights ...................................................................10
4.1.1.3Control Panel ...............................................................................................................................10
4.2MFC – Multi Function Computer...........................................................................................................10
4.2.1Controls..............................................................................................................................................11
5 - Fuel System (System Paliwowy)...........................................................................................................12
5.1Fuel Control Panel (Panel Kontrolny Paliwa)..................................................................................... ..12
5.2Fuel quantity Indicator (Wskaźnik Ilości Paliwa)...................................................................................13
5.3Fuel Flow / Fuel used Indicator (Wskaźniki Spalania Paliwa/Zużyca Paliwa) ......................................13
5.4X-Feed Advisory Light (Kontrolka Zawiadamiająca o X-Feed)..............................................................14
5.5Fuel temperature indicator (Wskaźniki temperatury paliwa) ................................................................14
6 – Powerplant (Urządzenia dostarczania mocy) ......................................................................................15
6.1Fuel system (System Paliwa) .............................................................................................................16
6.2Lubrication system (Sytsem Smarowania) ............................................................................................18
6.3Ignition system (System Zapłonu) .........................................................................................................19
6.4Propeller / Power Controls (Kotrolery Smigieł/Mocy) ............................................................................19
6.4.1Hydromechanical Unit (HMU) (Jednostka Hydromechaniczna)................................ .....................20
6.4.2Engine Electronic Control (EEC) (Kontrola Elektryczna Silnika) .....................................................21
6.4.3Propeller Valve Modulator (PVM) (Modulator Kontroli Śmigła) .........................................................21
6.4.4Power Controls (Kontrolery Mocy)......................................................................................................21
6.4.4.1Power Levers (Dźwignie Mocy) .....................................................................................................22
6.4.4.2Idle Gate (Blokada Ciągu) .............................................................................................................22
6.4.4.3TOGA / Go Around Button (Przycisk) .........................................................................................23
6.4.4.4Power Management (Zarządzanie Mocą) ..................................................................................23
6.4.4.5Condition Levers (Dźwignie Mieszanki)..........................................................................................24
6.4.5Hotel Mode (Tryb Hotelowy)..............................................................................................................24
6.4.6ATPCS...............................................................................................................................................24
6.5Fire Protection (Ochrona Przeciwpożarowa).................................................................... ...................25
6.6Controls and Indicators (Kontrolki i Wskaźniki).....................................................................................26
6.6.1Torque indicator (TQ) (Wskaźnik Momentu Obrotowego) .................................................................26
6.6.2Propeller speed indicator (NP)(Wskaźnik Prędkości Smigieł)..................................... .....................27
6.6.3InterTurbineTemperature indicator (ITT) (Wskaźnik Temperatury Wewnątrz Turbiny)......................27
6.6.4High pressure Turbine speed indicator (NH) (Wskaźnik prędkości Turbiny wysokiego ciśnienia)......28
6.6.5Oil Indicator (Wskaźnik Oleju) ...........................................................................................................28
6.6.6Engine 1&2 control panel (Panel kontrolny Silnika 1&2)...................................................................29
6.6.7Engine start panel (Panel Startowy silników)...................................................................................30
6.6.8X-Start Fault Light (Światło Nieudanego X-startu)...........................................................................31
6.6.9IGN / Prop Brake Light (Swiatło Zapłonu/ Hamulca Śmiegieł)............................................................31
6.6.10Eng Test Panel (Panel Testu silnika)..............................................................................................31
6.6.11ADC Switch (Przełącznik ADC).......................................................................................................32
6.6.12Engine Fire Panel (Panel Pożaru Silnika).......................................................................................32
7 - Electrical System (System elektryczny).................................................................................................34
7.1DC power (Zasilanie DC) ......................................................................................................................34
7.1.1Generators (Generatory)....................................................................................................................35
1
7.1.1.1Batteries (Baterie)..........................................................................................................................35
7.1.1.2The starters/generators (Startery/Generatory) ..............................................................................36
7.1.2Distributors (Dystrybutory).................................................................................................................36
7.1.3Controls (Kontrolery) ......................................................................................................................37
7.1.3.1Generators (Generatory) ...............................................................................................................37
7.1.3.2Distribution (Dystrybutory) .............................................................................................................38
7.2 AC constant frequency Power (Zasilanie stałej częstotliwości AC).....................................................40
7.2.1Generators (Generatory) ..................................................................................................................40
7.2.2Distributors (Dystrybutory) ................................................................................................................40
7.2.3Controls (Kontrolery) .........................................................................................................................41
7.3AC wild frequency power controls (Kontrolery Zasilania zmiennej częstotliwości) .............................43
7.3.1Generators (Generatory) .................................................................................................................43
7.3.2Distributors (Dystrybutory) .................................................................................................................44
7.3.3Controls (Kontrolery)............................................................................................................................44
7.4External Power (Zasilanie Zewnętrzne) .................................................................................................45
8 – Hydraulics (Hydraulika) .......................................................................................................................46
8.1Controls and Indicators (Kontrolki i wskaźniki) ....................................................................................47
8.1.1Hydraulic power panel (Panel Zasilania Hydrauliki) ...........................................................................47
8.1.2Pressure Indicator (Wskaźnik Ciśnienia)............................................................................................49
8.1.3Aux Pump pedestal switch (Przełącznik piedestału pompy dodatkowej)...........................................49
9 – Pneumatics (Pneumatyka) ..................................................................................................................50
9.1Pneumatic System (System Pneumatyczny) ......................................................................................50
9.1.1Controls (Kontrolery)............................................................................ .............................................51
9.2Air Conditioning (Klimatyzacja)..............................................................................................................51
9.2.1Controls (kontrolery).......................................................................... ..............................................53
9.2.1.1Compartment Remperature Panel (Panel przedziału temperatury)...............................................53
9.2.1.2Avionics Vent Controls (Kontrolery Wentylacji awioniki)................................................................54
9.3Pressurization (Ciśnienie)....................................................................................................................55
9.3.1Auto mode (Tryb automatyczny).......................................................................................................56
9.3.2Dump function (Funkcja Dump)........................................................................................................56
9.3.3Manual mode (Tryb Ręczny)............................................................................................................56
9.3.4Ditching mode (Tryb Ditching).........................................................................................................56
9.3.5Controls (Kontrolery).......................................................................................................................56
9.3.5.1Automatic Controls (Kontrolery Automatyczne)...........................................................................56
9.3.5.2Manual controls (Kontrolery Ręczne)..........................................................................................57
9.3.5.3Cabin press indicators (Wskaźnik ciśnienia w kabinie)...............................................................58
10 - Flight Controls (Kontrolery Lotu).....................................................................................................59
10.1Roll Control (Kontrolery płatów nośnych)........................................................................................59
10.2Controls (Kontrolery) ......................................................................................................................59
10.2.1Spoiler Position Indicator (Wskaźnik Pozycji Spoilera)................................................................59
10.2.2Roll Trim Position Indicator (Wskaźnik Pozycji Trymu Lotek)......................................................60
10.2.3Roll Trim Control Switch (Przełącznik Kontrolera Trymu Lotek)..................................................60
10.3Pitch Control (Kontroler Steru Wysokości).....................................................................................60
10.3.1Pitch Trim Position Indicator (Wskaźnik Pozycji Trymu Steru Wysokości)..................................61
10.3.2Pitch Trim Asym Light (Światło desynchronizacji Trymu Steru Wysokości)................................61
10.3.3STBY Pitch Trim Control Switch (Przełącznik STBY Kontrolera Trymu Steru Wysokości).........61
10.3.4Stick Pusher pushbutton (Przycisk Stick Pusher).......................................................................62
10.3.5Stick pusher light (Swiatło Stick Pusher)....................................................................................62
10.4Yaw Control (Kontrola Orczyka)....................................................................................................62
10.4.1TLU Controls (Kontroler TLU).....................................................................................................63
10.4.2LO SPD Light (Associated to TLU) Kontrolka LO SPD (zespolona z TLU) ................................63
10.4.3Yaw Trim Position Indicator (Wskaźnik Pozycji Trymu Orczyka)...............................................63
10.4.4Yaw Trim Control switch (Przełącznik Kontrolera Trymu Orczyka)............................................63
10.5Flaps (Klapy).................................................................................................................................64
10.5.1Flaps Control Lever (Dźwignia Kontroli Klap)............................................................................64
10.5.2Flaps Position Indicator (Wskaźnik Pozycji Klap)......................................................................64
2
10.5.3Flaps Asymmetry Light (Kontrolka Asymetrii Klap)..................................................................65
10.6Gust Lock (Blokada Ciągu).........................................................................................................65
11 - Landing Gear and Brakes (Podwozie I Hamulce) ......................................................................66
11.1Landing Gear (Podwozie) ...........................................................................................................66
11.1.1Landing Gear Control Panel (Panel Kontroli Podwozia)...........................................................66
11.1.2Landing gear position indicattor – overhead panel(Wskażnk pozycji podwozia – panel górny)67
11.2Brakes (Hamulce) ........................................................................................................................67
11.2.1Emergency/Parking Brake Handle (Dźwignia Hamulca Awaryjnego/Parkingowego)................67
11.2.2Brake Temperature Indicator (Wskaźnik Temperatury Hamulców)...........................................68
11.2.3Brake Pressure Indicator (Wskaźnik Ciśnienia Hamulca) .........................................................68
11.2.4Anti-Skid Control Panel (Panel Kontroli Antypoślizgu)...............................................................68
12 - Ice and Rain Protection (Ochrona przed Lodem I Deszczem)......................................................70
12.1Anti-Ice Advisory System (AAS) (System Nadzoru Anty Oblodzenia) ..........................................70
12.1.1Controls (Kontrolery)...................................................................................................................71
12.1.1.1Ice Detector Panel (Panel Wykrycia Lodu)..............................................................................71
12.1.1.2De Icing Indicator (Wzkaźnik Odmrażania).............................................................................72
12.2Engine and Wing protection (Ochrona Silnika I Skrzydeł).............................................................72
12.2.1Controls (Kontrolery)...................................................................................................................73
12.2.1.1Engine/Wing De-Icing Panel (Panel Odmrażania Silnika/Skrzydeł).........................................74
12.2.1.2Horns Anti Icing Panel (Panel Sygnału Dźwiekowego Anty Oblodzenia).................................75
12.3Propeller Anti-icing (AntyOblodzenie Śmigła).................................................................................75
12.3.1Controls(Kontrolery). ...................................................................................................................77
12.3.1.1Propeller Anti icing panel (Panel Anty Oblodzeniowy Śmigieł). ...............................................77
12.4Window Heaters (Ogrzewanie Okna).............................................................................................77
12.4.1Controls (Kontrolery)...................................................................................................................78
12.5Probe heat (Ogrzewanie Śmigła)...................................................................................................79
12.5.1Controls (Kontrolery)...................................................................................................................79
12.6Rain protection (Ochrona Przeciwdeszczowa)..............................................................................79
13 - Flight Instruments (Instrumenty Lotu).............................................................................................81
13.1Air Data System (System Danych Powietrznych) ..........................................................................81
13.1.1Controls (Kontrolery)....................................................................................................................82
13.1.1.1Airspeed Indicator (Prędkościomierz).......................................................................................82
13.1.1.2Standby airspeed indicator (Prędkościomierz Awaryjny)..........................................................82
13.1.1.3Altimeters (Wysokościomierz) ..................................................................................................83
13.1.1.4Standby Altimeter (Wysokościomierz Awaryjny).......................................................................83
13.1.1.5TCAS Vertical Speed Indicator Wskaźnik Prędkości Pionowej TCAS) ....................................84
13.1.1.6TAT-SAT/TAS Indicator (Wskaźnik TAT-SAT/TAS)..................................................................85
13.1.1.7ADC switch (Przełącznik ADC).................................................................................... .............86
13.2Attitude and Heading Reference System (AHRS) (System Referencji Położenia I Kursu)..............86
13.2.1Controls and Indicators (Kontrolery I Wskaźniki) ..........................................................................86
13.2.1.1Radio Magnetic Indicator (RMI) (Wskaźnik Radio Magnetyczny)…………………………...........86
13.2.1.2Standby Horizon (Horyzont Awaryjny)........................................................................................87
13.2.1.3Standby Compass (Kompas Awaryjny) .....................................................................................88
13.3Eletronic Flight Instrument System (EFIS) (Elektroniczny System Instrumentów Lotu) ................88
13.3.1Controls (Kontrolery)......................................................................................................................88
13.3.1.1Electronic Attitude Director Indicator, EADI (Wskaźnik Elektronicznego Dyrektora Położenia)..88
13.3.1.2Electronic Horizontal Situation Indicator EHSI (Wskaźnik Elektronicznego Horyzontu Syt.)… .90
13.3.1.3EFIS Control Panel, ECP (Panel Kontrolny EFIS) .................................................................93
13.3.1.4CRS/HFG Panel..........................................................................................................................94
13.3.1.5CRS/ALT Panel ..........................................................................................................................94
13.4Clocks (Zegary).................................................................................................................................95
13.5Flight Recorders (Rejestrator Lotu) ..................................................................................................96
13.5.1Controls (Kontrolery)......................................................................................................................96
13.5.1.1Flight Data Entry Panel (FDEP) (Panel Wprowadzania Danych Lotu)........................................96
13.5.1.2Cockpit Voice Recorder Panel (Panel Nagrywania Odgłosów z Kokpitu)...................................98
13.5.1.3Record Panel (Panel Nagrywania)..............................................................................................98
3
14 – Navigation (Nawigacja)..................................................................................................................99
14.1VOR / ILS /Marker /DME System...................................................................................................99
14.1.1Controls (Kontrolery)...................................................................................................................99
14.1.1.1Nav 1 and 2 control box (Kontrolne Okienko Nav 1 I 2)
....................................................99
14.2ADF Systems (Systemy ADF)......................................................................................................100
14.2.1Controls (Kontrolery).................................................................................................................100
14.2.1.1ADF control box (Centralne Okienko ADF)............................................................................100
14.3Ground Proximity Warning System (System Ostrzegania Bliskości Ziemi) ..............................101
14.3.1.1Basic modes (Podstawowe Tryby)..........................................................................................101
14.3.2Controls (Kontrolery)..................................................................................................................106
15 - Automatic Flight Control System (System Automatycznej Kontroli Lotu)......................................107
15.1.1Controls (Kontrolery)...................................................................................................................107
15.1.1.1AFCS Control panel (Panel Kontrolny AFCS)……………........................................................107
15.1.1.2ADU..........................................................................................................................................108
15.1.1.3Autopilot OFF light (Kontrolka Wyłączenia Autopilota) ...........................................................108
15.1.1.4Flight Director Bars switch (Przełącznik Pasków Dyrektora Lotu)............................................109
15.1.1.5Go around pushbutton (Przycisk Krążenia) .............................................................................109
15.1.1.6Guidance Indication (Wkaźnik Naprowadzania).......................................................................109
15.1.2Operation (Sterowanie)................................................................................................................109
15.1.2.1Yaw damper .............................................................................................................................109
15.1.2.2Autopilot................................. ..................................................................................................110
15.1.2.3Flight Director (Dyrektor Lotu). .................................................................................................110
15.1.2.4Vertical Modes (Tryby Wertykalne)...........................................................................................111
Altitude Select mode (Tryb Wybierania Wysokości) ............................................................................111
Altitude Hold mode (Tryb Trzymania Wysokości)..................................................................................111
Vertical Speed mode (Tryb Predkości PIonowej)..................................................................................111
Indicated Airspeed Hold mode (Tryb Trzymania Wskazywane Predkosci) .........................................111
15.1.2.5Lateral Modes (Tryby Poboczne).............................................................................................112
Heading Select mode (Tryb Wybierania Kursu)....................................................................................112
Navigation mode (Tryb Nawigacji)........................................................................................................112
Back course mode (Tryb Kursu Powrotnego).......................................................................................112
15.1.2.6Common Modes (Tryby Wspólne)...........................................................................................113
ILS Approach mode (Tryb Podejścia ILS)............................................................................................113
Go around mode (FD only) (Tryb Krążenia (Tylko FD)).......................................................................113
16 – Communication (Komunikacja)....................................................................................................114
16.1COM 1 & 2, Transponder..............................................................................................................114
16.1.1Controls(Kontrolery)...................................................................................................................114
16.1.1.1Audio Control Panel (Panel Kontrolny Audio) .........................................................................114
16.1.1.2VHF control box (Okienko Kontrolne VHF).............................................................................115
16.1.1.3Transponder control box Okienko Kontrolne Transpondera)..................................................115
16.1.1.4Calls (Wezwania)....................................................................................................................116
16.1.1.5Emergency beacon (Boja Awaryjna).......................................................................................117
16.2Traffic Collision Avoidance System (System Zapobiegania Zderzeniom w Ruchu)TCAS............117
16.2.1Controls (Kontrolery)..................................................................................................................117
16.2.1.1TCAS Control Box (Okienko Kontrolne TCAS).......................................................................117
16.2.2Operation (Sterowanie) ............................................................................................................118
16.3The SELCAL system (System SELCAL).......................................................................................118
16.3.1Controls (Kontrolery)..................................................................................................................119
16.3.1.1SELCAL code selector (Wybieranie kodu SELCAL)...............................................................119
16.3.1.2SELCAL controls (Kontrolery SELCAL)..................................................................................119
17 - Flight Management System (System Zarządzania Lotem)...........................................................120
4
4 - CCAS & MFC
4.1 CCAS – Zcentralizowany System Ostrzegania Załogi
CCAS oznacza Centralized Crew Alerting System (Zcentralizowany System Ostrzegania Załogi). CCAS
nieprzerwanie monitoruje wszystkie systemy samolotu aby zaalarmować załogę w przypadku awarii
systemu lub nieprawidłowej konfiguracji samolotu. Te alarmy pokazują rodzaj awarii w razie niejasności i
nakierowują na odpowiednią akcje korygującą.
Są używane trzy typy ostrzeżeń wizualnych:
 Master Warning (MW) i Master Caution (MC). Te błyskające światła ostrzegające występują wraz z
ostrzeżeniem dźwiękowym. Po naciśnięciu na kontrolkę, światło gaśnie a sygnał dźwiękowy milknie.
 Panel Ostrzegania Załogi(CAP) – ten panel podaje skondensowane, liczne ostrzeżenia świetlne na
jednym panelu dzięki czemu przyczyna awarii może być zidentyfikowana.
 Lokalne światła alarmowe – te światła ostrzegające są zintegrowane z systemem panelu centralnego.
Podają pilotom dokładne informacje o usterce i proponują odpowiednią akcję korygującą. Tylko
nieliczne lokalne światła alarmujące są połączone z ostrzeżeniem dźwiękowym.
Kokpit ATRa przedstawiany jest w dwóch podstawowych stanach:
 “Wszystkie światła w kabinie załogi wyłączone”
Oprócz niebieskich i zielonych świateł w przejściowych sytuacjach, wszystkie światła są wygaszone
podczas normalnych operacji
 Sekwencja wykrywająca
Faza detekcji składa się z trzech faz:
Faza
Funkcja
Rodzaj detekcji
1
Alarm
Dźwiek i światło Master Warning / Master Caution
2
Identyfikacja
Panel alarmowy załogi CAP
3
Izolacja
Alarm lokalny
Alarmy w przypadku niesprawności systemu są podzielone na 4 poziomy alarmowe:
 POZIOM 3: Ostrzeżenia (Warnings)
Ostrzeżenia są wskazywane w przypadku awarii i gdy wymagana jest natychmiastowa reakcja załogi.
Te ostrzeżenia są identyfikowane poprzez
- Światło Master Warning błyskające wraz z ciągłym powtarzającym się dzwonkiem (CRC),
- czerwone ostrzeżenie na panelu ostrzegania załogi, CAP
- specyficzne ostrzeżenie dźwiękowe
 POZIOM 2: Uwagi (Cautions)
Reakcja załogi jest wymagana, dla uwag wskazujących na anormalne zachowanie samolotu.
Uwagi są identyfikowane poprzez:
- Światło Master Caution błyskające bursztynowo i towarzyszący temu pojedynczy dzwonek (SC)
- bursztynowe światło na CAP
 POZIOM 1: Doradczy (Advisories)
Doradca wskazuje sytuacje kiedy monitoring załogi jest konieczny.
Doradczy alarm jest identyfikowany przez:
- bursztynowe światło lokalne bez dzwonka
 POZIOM 0: Informacyjny
Tylko dla informacji załogi – np. wstrzymanie DME
Informacje są wskazywane przez niebieskie, zielone lub białe światło na panelu kontrolnym
Jak wyżej wymieniono różne rodzaje ostrzeżeń dźwiękowych zależą od sytuacji:
5
 Ciągły powtarzający się dzwonek (CRC) jest używany dla wszystkich ostrzeżeń, dokładniej
identyfikowanych przez odpowiednie światło na CAP
 Pojedynczy dzwonek (SC) jest używany dla wszystkich uwag identyfikowanych dokładniej przez światło
systemu CAP
 Specyficzne ostrzeżenia dźwiękowe dotyczą wszystkich ostrzeżeń które nie są dokładnie
identyfikowane przez specjalne światło na CAP i które są ważne dla poszczególnych operacji:
 Ostrzeżenia:
o przeciągnięcie (świerszcz)
o przekroczenie prędkości (VMO, VFE, VLE (kołatanie)
o Autopilot odłączony (cavalry charge(szarża kawalerii))
o Trym w ruchu (whooler)
 Uwagi:
o alarm wysokości (“c chord”(dźwięk C))
o wezwania (dzwonek do drzwi)
o zredukowanie możliwości AP (3 “kliki”)
Wszystkie alarmy mogą być powstrzymane, gdy nie są pożądane:
 Naciśnij przycisk CLR na CAP aby wygasić wszystkie bursztynowe światła na CAP oprócz PRKG BRK,
GPWS FAULT, MAINT PANEL, które nie mogą być wygaszone
 ENG Oil (olej), ostrzeżenia o dymie i wiele uwag może być powstrzymanych przed startem przez
naciśnięcie przycisku TO.
To także powstrzymuje towarzyszące ostrzeżenia dźwiękowe.
Tak długo jak podwozie nie będzie wysunięte lub przycisk RCL będzie wciśnięty powstrzymanie będzie
anulowane.
 Niedogodne sygnały dźwiękowe mogą być anulowane całkowicie w czasie lotu poprzez przełącznik
awaryjnego anulowania Audio na panelu kontrolnym (zobacz sekcje panel kontrolny).
Poniższa lista pokazuje jakich wskazań na CAP można się spodziewać podczas normalnych operacji:
Po włączeniu silnika:
Żadne światło alarmowe nie świeci się oprócz PRKG BRK kiedy hamulec parkingowy jest włączony.
Przed startem
Naciśnij TO CONFIG TEST
 jeśli samolot jest poprawnie skonfigurowany(Trymy, Klapy, Blokada Ciągu, selektor PWR MGT) żadne
światło nie świeci
 jeśli samolot nie jest poprawnie skonfigurowany:
•
Światło Master Warning błyska na czerwono
•
Słychać CRC
•
Czerwone światło CONFIG świeci na CAP wraz z
 FLT CTRL kiedy trymy i/lub klapy na skrzydłach nie są na pozycji TO i/lub świeci AIL
Lock wskazując sprzeczność między kontrolą blokady ciągu a napędem
 ENG kiedy PWR MGT nie jest ustawiony na pozycji TO
 Światło TLU FAULT kiedy „Jednostka Ograniczeń Podróży” (Travel Limiting Unit) nie
jest ustawiona na tryb LO SPD
Naciśnij TO na CAP, światło INHI zaświeci na niebiesko i start może być zainicjowany. Kiedy podwozie
zostanie podniesione powstrzymywanie jest wyłączane i światło INHI gaśnie.
Przed rozpoczęciem wznoszenia:
Naciśnij RCL na CAP.
Jeśli żadne światło nie świeci na CAP oznacza to brak usterek w locie
6
4.1.1 Kontrolery
4.1.1.1 Panel Ostrzegania Załogi , CAP
1. Światła Ostrzegające (Warnings)
Świecą na czerwono
2. Światła ostrzegające (POZIOM 2)
Świecą bursztynowo
3. Światła ostrzegające (Caution) (POZIOM 1)
Bursztynowe światła które mogą być wygaszone tylko poprzez odpowiednia akcje
4. Recall, przycisk RCL
Po wciśnięciu wszystkie wstrzymane lub anulowane światła ostrzegające zaświecą się jeśli system
nadal nie funkcjonuje odpowiednio.
Wszystkie ostrzeżenia dźwiękowe będą reaktywowane
5. Clear, przycisk CLR
Kiedy wciśnięty, określone światła ostrzegawcze POZIOMU 2 zostaną wygaszone
6. Start, przycisk TO
Kiedy zostanie wciśnięty światło INHI zaświeci na niebiesko i światło ostrzegawcze ENG OIL, Smoke
Warnings, wszystkie bursztynowe światła CAP oprócz EFIS COMP, PARKG BRK, GPWS FAULT,
MAINT PNL, ENG, FLT CTRL i towarzyszące im ostrzeżenia dźwiękowe będą wstrzymane. Niebieskie
światło INHI gaśnie kiedy funkcja TO INHI jest anulowana
7
4.1.1.2 Światła Master Warning (MW) / Master Caution (MC)
1. Master Warning, światło MW
Świeci w razie ostrzeżenia wraz z czerwonym światłem na CAP.
Kiedy zostanie wciśnięte, światło MW gaśnie i ostrzeżenie dźwiękowe milknie.
2. Master Caution, światło MC
Świeci w przypadku uwag wraz z bursztynowym światłem na CAP.
Kiedy zostanie wciśnięte, światło MW gaśnie.
4.1.1.3 Panel Kontrolny
1. Przycisk TO CONFIG TEST
Jest używany przed startem aby sprawdzić czy samolot jest poprawnie skonfigurowany do odlotu.
Dokonuje automatycznego RECALL i reaktywuje wszystkie alarmy dźwiękowe anulowane
poprzednio przez Emergency Audio Cancel
2. EMERGENCY AUDIO CANCEL
Ten przełącznik jest zabezpieczony kapturkiem. Użycie przełącznika anuluje ostrzeżenia
dźwiękowe spowodowane złymi wskazaniami systemu.
4.2 MFC – Multi Function Computer (Komputer wielofunkcyjny)
ATR jest wyposażony w dwa niezależne Wielofunkcyjne Komputery MFC 1 i MFC 2, które pełnią liczne
funkcje.
Każdy komputer zawiera dwa niezależne moduły A i B, a każdy z nich odbiera sygnały z różnych
systemów i systemu kontroli. Te sygnały są przetwarzane, a wynikłe rozkazy są transmitowane do
różnych systemów z rozkazem
• monitorowania, kontroli i autoryzacji operacji systemów samolotu
• zarządzania systemem usterek i nieprawidłowości w otoczeniu samolotu oraz kierowaniem sygnałów
do ostrzeżeń towarzyszących na CCAS.
8
4.2.1 Kontrolery
Kontrolki MFC są ulokowane na panelu górnym (overhade):
Każdy z 4 przycisków kontroluje operacje odpowiedniego modułu:
ON (przycisk wciśnięty)
Moduł pracuje
OFF (przycisk zwolniony)
Moduł kończy operacje.
Biały wskaźnik OFF zaczyna świecić
FAULT
Bursztynowe światło świeci i CCAS jest aktywowany
podczas awarii lub gdy pojawi się usterka w dostarczaniu
elektryczności. Wtedy moduł automatycznie przestaje
działać.
Światło błyska także podczas auto-testu modułu.
Podczas dostarczania zasilania, cztery moduły
zaznaczone dotychczas na ON, wykonują następującą
sekwencje:
Światła MFC 1A i MFC 2A FAULT (auto-test tych modułów)
błyskają.
Światła MFC 1A i MFC 2A FAULT gasną. Światła MFC 1B i
MFC 2B FAULT (auto-test tych modułów) zaczynają
błyskać.
Światła MFC 1B i MFC 2B FAULT gasną.
9
5 – System Paliwowy
ATR 72 oferuje 2 zbiorniki paliwa każdy potrafiący pomieścić 3185 litrów co równa się 840 galonom US.
Zbiorniki są umieszczone każdy w jednym ze skrzydeł. Podczas normalnych operacji każdy silnik jest
zasilany przez odpowiedni zbiornik paliwa. Oznacza to, że lewy silnik jest zasilany z lewego zbiornika (no.
1). Dla pewności, że paliwo jest doprowadzane do silników na wszystkich możliwych wysokościach w
czasie lotu, każdy zbiornik jest umocowany na stałe z 200 litrową przegrodą dozownika. W przegrodzie tej
są zainstalowane dwie pompy. Jedna pompa elektryczna i jedna pompa strumieniowa (jet pump). Pompa
strumieniowa jest poruszana przez wysokie ciśnienie, HP, paliwa z silnika jednostki hydromechanicznej,
HMU, i jest kontrolowana poprzez ruchy zaworu przepływu Każda pompa jest przystosowana do
dostarczania odpowiedniej ilości paliwa do silnika podczas całego lotu. Można kontrolować tylko pompy
elektryczne. Pompa strumieniowa jest kontrolowana automatycznie.
Aby monitorować i kontrolować system paliwowy liczne wskaźniki i przełączniki są dołączone do
symulatora.
5.1 Panel Kontrolny Paliwa
Podstawowym Kontrolerem jest Kontroler paliwa umieszczony na panelu górnym. Zawiera on:
1. Dwa przełączniki pomp paliwa dla pomp elektrycznych każdego zbiornika
Kontrolują pompy elektryczne oraz poruszają zaworem przepływu w każdym zbiorniku.
Przełącznik ma dwie pozycje: RUN i OFF.
RUN:
świeci na zielono kiedy pompa elektryczna jest aktywna. To aktywuje także ruchy zaworu
przepływu. Pompa strumieniowa i elektryczna pracują zgodnie z poniższą logiką:
o Kiedy zostanie wykryte niskie dostarczanie przez pompę strumieniową:
- Pompa elektryczna jest automatycznie aktywowana
- Pompa strumieniowa otwiera kontroler przepływu ale zamyka pozostałe dopóki
nie zostanie wytworzone odpowiednie ciśnienie
o 30 sekund po tym jak HP ciśnienia paliwa jest osiągnięte i normalna pompa
strumieniowa pracuje poprawnie (co jest oznaczone na przełączniku ciśnienia jako 600
mbar / 8.5 PSI) pompa elektryczna wyłącza się
OFF:
świeci na biało kiedy pompa elektryczna jest nieaktywna i zawór sterowania przepływem
zamknięty
2. Dwa wskaźniki pozycji zaworu LP, jeden na każdym zbiorniku
Każdy zawór jest kontrolowany przy współpracy z dźwignią przeciwpożarową. Mogą być wskazywane
dwie możliwe pozycje:
IN LINE:
Pasek przepływu świeci na zielono – zawór otwarty
CROSS LINE:
Zawór zamknięty, zielony pasek przepływu świeci w poprzek linii przepływu
Tak długo jak zawór jest w fazie przejścia, pasek przepływu jest wygaszony
10
3. Dwa światła FEED LO PR
Bursztynowe światła świecą gdy dopływ paliwa spadnie poniżej 300 mbar / 4 PSI. Wskazuje awarię
pompy lub niedobór paliwa. Ponadto aktywuje CCAS
4. jeden przełącznik cross-feed do aktywowania przepływu krzyżowego miedzy lewym a prawym
zbiornikiem
Do wybrania są dwie możliwe pozycje:
IN LINE
Pasek przepływu świeci na zielono i zawór jest otwarty
Obie pompy elektryczne są automatycznie aktywowane
CROSS LINE
Pasek przepływu świeci na zielono w poprzek systemowej linii przepływu. Zawór
jest zamknięty
Tak długo jak zawór jest w fazie przejścia, pasek przepływu jest wygaszony. Trwale wygaszenie obu
pasków wskazuje na awarie zaworu.
5. Wskaźnik paliwa w zbiorniku
Urządzenie pomiarowe temperatury jest zainstalowane w lewej przegrodzie dozującej.
5.2 Wskaźnik ilości paliwa
Do monitorowania ilości paliwa, służy panel ilości paliwa zainstalowany na panelu centralnym:
1. Wskaźniki ilości paliwa
Pokazują aktualną ilość paliwa w lewym i prawym zbiorniku w kg
2. Przycisk Testu
Naciśnij aby przetestować wyświetlacz ilości paliwa. Kiedy przycisk testu jest wciśnięty wyświetlacz
powinien pokazać same 8
3. Bursztynowe światła LO LVL
Kiedy ilość paliwa w jednym ze zbiorników spadnie poniżej 160 kg (353 lbs) odpowiednie światło się
zaświeci. Elektryczna pompa danego zbiornika włączy się automatycznie.
5.3 Wskaźnik Spalania/Zużycia Paliwa
1. Wskaźnik Przepływu Paliwa (FF)
Przepływ paliwa do silnika jest wyświetlany w 100 kg/h.
2. Licznik Zużycia paliwa (FU)
Zużyte Paliwo w kg jest wskazywane tutaj
3. Pokrętło zerowania FU
Resetuje wskaźnik zużycia paliwa do 0. Wciśnij aby zresetować.
11
Ważne: Wszystkie wyświetlacze cyfrowe (Na liczniku FU jak również na FUEL QTY. itd.) mogą być
przetestowane na panelu górnym przełącznikiem ANN LIGHT na pozycji TEST.
5.4 Światło doradcze X-Feed
Po prawej stronie instrumentów silnika jest umieszczone światło doradcze X-Feed. W przypadku aktywacji
X-Feed to światło doradcze świeci.
5.5 Wskaźnik temperatury paliwa
Dodatkiem do wskaźnika temperatury paliwa na panelu górnym są jeszcze dwa wskaźniki temperatury
paliwa dla każdego zbiornika.
W odróżnieniu od wskaźnika na panelu górnym, wskaźnik na panelu centralnym używa kolorowej skali:
Sektor Żółty:
Sektor Zielony:
Sektor Żółty:
Krótki Czerwony:
-54° do 0°C
0° do 50°C
50° do 57°C
-54° i +57°C
W przypadku gdy filtr paliwa jest zatkany światło ostrzegające FUEL CLOG świeci.
12
6 – Powerplant (Urządzenia dostarczające energii)
ATR 72-500 napędzają dwa silniki turbośmigłowe Pratt & Whitney PW 127 F. Każdy oferuje maksymalnie
2,750 koni mechanicznych mocy startowej ale podczas normalnych operacji można używać ich tylko dla
jednego silnika kiedy drugi zawiódł.
Śmigło sześciołopatowe Hamilton Standard 568 F produkuje potrzebny ciąg.
Zanim zaczniemy dyskusje o kontrolerach i wskaźnikach silnika wyjaśnijmy zadania silnika, interfejs i
podsystemy.
Generalnie silnik dostarcza:
4. Ciąg
5. Moc elektryczną
6. Pneumatykę
Mimo to, nieco więcej interfejsów istnieje przy następujących systemach:
• System Paliwowy
• System Hydrauliczny
A więc rozłóżmy silnik na części i podsystemy. Zaczniemy od śmigła i przejdziemy po kolei aż do
wydechu:
4. Śmigło sześciu-łopatowe Hamilton Standard 568 F
5. Przekładnia redukcyjna śmigła
Prędkość rotacji turbiny jest redukowana przez dwustopniową przekładnie. Wiele systemów
jest zainstalowanych w przekładni:
o Generator prądu zmiennego AC (ACW) (zobacz rozdział elektryki)
o Moduł zaworu śmigła (PVM) – kontrolowany przez Elektroniczny Kontroler śmigła(PEC)
o Pompa Wysokiego Ciśnienia (HP) i ochrona przed przekroczeniem prędkości
o Dodatkowa pompa „Feather”
o Hamulec śmigła (tylko prawy silnik)
o Chłodnica oleju chłodzenia paliwem (FCOC)
1. Wlot powietrza
Widoczny tuż za śmigłem. Strumień powietrza przenoszony jest do dwóch wlotów powietrza. Jeden
idzie do silnika a drugi mija chłodnice oleju chłodzącego (patrz system smarowania)
2. Mniejsza sprężarka
Osiowa, dwustopniowa sprężarka – umieszczona na tej samej osi co turbina niskiego ciśnienia
3. Rurka Diffusora
4. Sprężarka Wysokiego Ciśnienia
Osiowa, dwustopniowa sprężarka – umieszczona na tej samej osi co turbina wysokiego ciśnienia
5. Dodatkowa przekładnia
Jest położona z przodu silnika i jest poruszana przez cewkę HP. Łączy napęd z:
o DC starterem / generatorem
o Pompą paliwa HP
o Pompą oleju
1. Komora spalania
2. Turbina wysokiego ciśnienia
3. Turbina niskiego ciśnienia
4. Swobodna turbina – napędza przekładnie redukcyjną
Zasadniczo praca silnika turbo-śmigłowego jest podobna do silnika odrzutowego. Przez wlot powietrza
dostarczane jest powietrze do sprężarki. Strumień powietrza jest sprężany i przyspieszany w dwóch
sprężarkach przed wejściem do komory spalania. Niskie prędkości są potrzebne do właściwego spalania.
W komorze spalania paliwo jest spalane wraz ze strumieniem powietrza w wysokiej temperaturze i tak
powstaje energia kinetyczna. W turbinie strumień powietrza jest znowu przyspieszany a ciśnienie
strumienia spada. Turbina jest potrzebna do napędzania sprężarek i generatorów. Trzy wały napędowe są
zainstalowane w silniku: jeden dla sprężarki wysokiego ciśnienia i turbiny wysokiego ciśnienia. Sprężarka
niskiego ciśnienia i turbina niskiego ciśnienia są zamontowane na drugim wale. Na trzecim, centralnym
13
wale jest zamontowana swobodna turbina. Ten wał kończy się w przekładni redukcyjnej gdzie prędkość
jest redukowana dzięki czemu śmigło jest napędzane z mniejszą prędkością.
Teraz masz już przybliżone wyobrażenie z czego się składa silnik. Jest jednak nadal trochę rzeczy do
przedyskutowania a więc, przyjrzyjmy się bliżej niektórym wymienionym podsystemom:
6. System paliwowy
7. System smarowania
8. System zapłonu
6.1 System Paliwowy
Podsystem paliwowy kontroluje przepływ paliwa do sinika i podgrzewa paliwo jeśli to potrzebne. Poniższa
grafika pokazuje organizacje systemu:
Zacznijmy ‘w’ zbiorniku paliwa:
Przełącznik pompy paliwowej który został omówiony w poprzednim rozdziale, aktywuje pompy silnika
(elektryczną i strumieniową). Paliwo podąża przez podgrzewacz paliwa (fuel heater) gdzie jeśli istnieje
taka potrzeba jest dostarczane ciepło z oleju smarowniczego. Przed wprowadzeniem wysokiego ciśnienia,
pompy HP, temperatura paliwa jest mierzona i wyświetlana na wskaźniku temperatury który został
omówiony również w poprzednim rozdziale. Wtedy wchodzi jednostka hydro mechaniczna (hydro
mechanical unit), HMU, która pełni dwie funkcje:
14
2. Bada przepływ paliwa do silnika poprzez zespół zaworów dozujących (metering valve
assembly) i zwraca nadmiar paliwa do wlotu pompy HP
3. Przez zawór silnika dostarcza napęd strumieniowi, który jest wymagany przez pompę
strumieniową zbiornika paliwa
Kiedy paliwo opuszcza HMU, strumień jest mierzony i wyświetlany na wskaźniku przepływu paliwa
(omówiony w poprzednim rozdziale). Zanim paliwo wejdzie przez dysze wylotu silnika do komory spalania
jest używane do ostudzenia oleju w systemie smarowniczym. Podsystem gdzie wymiana ciepła ma
miejsce jest nazywany FCOC – Chłodnica oleju chłodzenia paliwem.
6.2 System smarowania
No więc, jak wygląda smarowanie silnika?
Poniższa grafika pokazuje drogę jaką pokonuje olej przez wszystkie, różne systemy:
Olej systemu smarowania jest przechowywany w 14.4 litrowym zbiorniku (1). Pompa ciśnieniowa (2)
napędzana przez pomocniczy wał napędowy zmusza olej do przemieszczania przez chłodnice
oleju/powietrza (3) i filtr (4) oba zabezpieczone przez by pass na wypadek zapchania. Chłodnica
oleju/powietrza jest położona we wlocie powietrza w gondoli silnika.
15
Zawór regulacji ciśnienia (7) kontroluje ciśnienie oleju a zawór niskiej temperatury (8) chroni przed
szkodliwymi skokami ciśnienia przy zimnych startach.
Strumień oleju rozdziela się na dwa strumienie, jeden idzie do przekładni redukcyjnej (RGB) poprzez
podgrzewacz paliwa (5) i FCOC (6), natomiast inny strumień idzie do oczyszczania systemów.
Oczyszczając olej opada w dół pod wpływem grawitacji, prócz No. 6 i 7 które zachowują olej w
zagłębieniach, a z redukcyjnej przekładni jest pompowany za pomocą pompy.
6.3 System Zapłonu
Każdy silnik wyposażony jest w system zapłonu wysokiej energii:
Dwa silniki są pobudzane zapłonem A i B zasilanym przez DC ESS BUS i dwa iskrowniki wyzwalające,
jeden na każdy pobudzacz zapłonu.
Cykl zapłonu jest podzielony na dwie fazy:
1. Faza:
przez 25s intensywność: 5-6 iskier na sekundę
2. Faza:
intensywność: 1 iskra na sekundę
System zapłonu dostarcza zapłon podczas:
• Startu naziemnego używając systemu A lub systemu B lub obu (zależnie od pozycji selektora
startowego)
• W czasie startu w locie używany jest system A i system B niezależnie od selektora startowego
Ponadto wyzwalacze A i B są aktywowane automatycznie jeśli NH któregoś z silników spadnie poniżej
60%. Akcja ta zostanie powstrzymana jeśli::
• NH spadnie poniżej 30%
• EEC jest odznaczony
Deselekcja EEC włącza manualną aktywacje zapłonu A&B, przy użyciu zabezpieczonego
przycisku MAN IGN
• Dźwignia mieszanki (CL) jest ustawiona na Feather (chorągiewka) lub odłączenie paliwa (fuel
Shut Off) (S/O)
• Silnik jest uszkodzony w przypadku sekwencji ATPCS
16
6.4 Kontrola Śmigła/Mocy
Śmigło jest poruszane przez turbinę swobodną. Aby zredukować prędkość turbiny zainstalowana jest
przekładnia – przekładnia redukcyjna. Wiele podsystemów pomaga kontrolować śmigła. Poniższa grafika
pokazuje te podsystemy i to jak współdziałają.
Skok śmigła jest kontrolowany hydromechanicznie przez Moduł Zaworu Śmigła (Propeller Valve Module)
(PVM). Ten zawór jest kontrolowany przez Kontrole Elektroniczną Śmigła (Propeller Electronic Control)
(PEC) zainstalowaną na każdym silniku. Interfejsem pomiędzy (PEC) a kokpitem jest Jednostka Interfejsu
Śmigła (Propeller Interface Unit) (PIU). Pozostają dwa systemy: EEC i HMU. Kontrola Elektroniczna
Silnika (Engine Electronic Control) (EEC) jest używana do obliczania prędkości śmigła na podstawie
prędkości i wysokości. Aby regulować wykalkulowaną prędkość śmigła EEC kontroluje przepływ paliwa w
Jednostce Hydromechanicznej (Hydromechanical Unit) (HMU). HMU samo reguluje przepływ paliwa do
silnika więc jest uzyskiwana potrzebna prędkość rotacji.
Skok śmigła jest regulowany przez trzy urządzenia kontrolne w kabinie załogi:
• Dźwignia Mocy (PL)
• Dźwignia Mieszanki (CL)
• Selektor Zarządzania Mocą (PWR MGT)
Wszystkie te systemy chronią śmigła przed niskim kątem skoku w locie, przekroczeniem prędkości
(overspeed) i utraceniem ciśnienia hydraulicznego. Ponadto prawy silnik jest wyposażony w hamulec
śmigła. Ten hamulec zabezpiecza śmigło przed poruszaniem więc prawy silnik może być używany na
17
podobieństwo APU do wytwarzania wentylacji (bleed air) i mocy elektrycznej na ziemi bez wymogu
poruszania śmigłem. Ta właściwość nazywana jest trybem Hotelowym (Hotel mode) i zostanie omówiona
później. Teraz obejrzyjmy wymienione systemy.
6.4.1 Jednostka Hydromechaniczna (Hydromechanical Unit) (HMU)
Zadania:
•
Mierzy paliwo w czasie określonych operacji
•
Zarządza prędkością wirnika zgodnie z 2 zasadami(Zasada 1: główna zasada, wraz z EEC chroni
NH przed nadmierną prędkością, Zasada 2: bazowa zasada, EEC jest OFF)
•
Reguluje przepływ paliwa wraz z zarządzeniami transmitowanymi przez EEC
•
Zapewnia wyłączenie silników (odcina paliwo HP)
6.4.2 Kontrola Elektroniczna Silnika(Engine Electronic Control) (EEC)
Reguluje podawaną moc (przez kontrolowanie silnika krokowego w HMU) dla uzyskania
przewidywanego momentu obrotowego (torque). Te ustawienia momentu obrotowego zależą od
•
Pozycji dźwigni mocy
•
Pozycji selektora PWR MGT
•
Warunków lotu
•
Stanu położenia zaworów wentylacji
•
Zapewnia minimalną kontrolną prędkość śmigieł, na ziemi i przy niskiej mocy
•
W przypadku awarii silnika, EEC dostarcza mocy, dla utrzymania sterowności, do pozostałego silnika
•
6.4.3 Zawór Modulatora Śmigła (Propeller Valve Modulator) (PVM)
Kontroluje maksymalna prędkość śmigieł Np wraz z PWR MGT ustawionym na wysoką moc
Kontroluje skok śmigła na niskiej mocy i kiedy używany jest ciąg wsteczny(reverse)
Zapewnia niski skok w czasie „solenoid-y” (kiedy dźwignie mocy są poniżej biegu jałowego (Flight
Idle), pozycja FI)
•
•
•
6.4.4 Kontrolery Mocy
Moc silnika kontrolowana jest przez 1 podsystem, 4 kontrolery, 2 bariery/przełączniki i 1 przycisk:
System zarządzania mocą
2 dźwignie mocy
2 dźwignie mieszanki
Zablokowanie przepustnicy (Gust Lock) (przełącznik)
Bariera biegu jałowego (Idle Gate)
TOGA / przycisk Krążenia (Go Around) (wskazywany przez '1' na grafice)
Wszystkie te kontrolery są umieszczone na panelu przepustnicy (throttle stack):
•
•
•
•
•
•
18
6.4.4.1 Dźwignie Mocy (Power Levers - PL)
Dźwignie mocy są to dwie dźwignie po lewej.
Użycie dźwigni dostosowuje ciąg silników od maksymalnego momentu obrotowego do rewersu.
Cztery pozycje dźwigni mocy są dość ważne:
Naziemny Jałowy (Ground Idle), GI:
Przepustnica jest wstrzymywana
Fwd Stop:
Przepustnica jest całkowicie otwarta
Nacięcie TO (TO Notch):
Wskazuje ustawienie mocy startowej. Jest obsługiwane przez
system PWR MGT . Kliknij dźwignie mocy prawym przyciskiem
myszy aby przestawić dźwignie mocy na TO Notch.
Ważne: Joystick lub inny sprzęt do dostosowywania
prędkości może sprawiać problem przy używaniu tej funkcji !
Upewnij się że ustawienia mocy urządzenia są skalibrowane i
na pozycji jałowej.
Rewers (Reverse):
Cofnij przepustnice maksymalnie do tyłu aby zaaplikować ciąg
wsteczny (rewers).
Innym ważnym aspektem jest GUST LOCK. Gust lock jest używane do zapobiegania nadmiernemu
otwarciu przepustnicy kiedy prawy silnik jest w trybie hotelowym. Zobacz grafikę powyżej – tekst 'Gust
Lock' wskazuje „strefę kliknięcia” Gust Lock.
6.4.4.2 Idle Gate
Idle Gate chroni położenie dźwigni mocy przed redukcją poniżej biegu jałowego tak długo jak długo
samolot jest w powietrzu. Blokada jest automatycznie usuwana kiedy samolot wyląduje i ground idle może
być wybrany. Bursztynowa banda jest wskazywana kiedy blokada idle gate jest usunięta. Idle gate nie
może być regulowany ręcznie. Kliknij dźwignie mocy prawym przyciskiem myszy aby przełączać
pomiędzy flight idle i TO notch.
Ważne: Przepustnica joysticka lub inne urządzenie może zakłócać działanie tej funkcji
19
6.4.4.3 Przycisk TOGA / Go Around
Przycisk TOGA w ATR nie wpływa na ustawienia mocy – zobacz rozdział Automatyczny System Kontroli
Lotu (Automatic Flight Control System) aby zdobyć więcej informacji.
6.4.4.4 Zarządzanie Mocą (Power Management)
System Power Management automatycznie ustawia moment obrotowy kiedy Dźwignia Mocy jest na TO
Notch. Wyliczone ustawienia momentu obrotowego są wyświetlane na wskaźniku momentu obrotowego
(zobacz odpowiednią sekcje).
1. Selektor Zarządzania Mocą (Power Management Selector)
Power Management Selector używany jest do regulowania ustawień mocy w zależności od fazy lotu:
TO
Start / Go around, ustaw TO dla startu i kiedy podwozie jest wysunięte podczas podejścia
do lądowania
MCT
Maksymalny moment obrotowy dla kontynuacji (gdy działa tylko jeden silnik)
CLB
Wznoszenie, zaznacz CLB po podniesieniu klap – komenda “climb sequence”
CRZ
Lot (cruise)
2. Światła PEC “SGL CH”
Światło SGL CH świeci gdy jeden kanał kontroli elektronicznej śmigła zostanie utracony. System zostanie
automatycznie przełączony na pozostały kanał.
Ważne: Na ziemi , gdzie każde śmigło jest unfeathering (zachorągiewkowane), ochrona LO PITCH jest
testowana przez PEC, a kanał zapasowy jest użyty w czasie 2 sekund. Światło SGL CH świeci podczas
unfeathering potem gaśnie. Można po tym rozpoznać prawidłową pracę kanału zapasowego.
3. Światła PEC FAULT
FAULT
Świeci bursztynowo i CCAS jest załączony, kiedy oba kanały
elektronicznej kontroli śmigła są stracone.
OFF(przycisk niezałączony)
PEC jest dezaktywowany i NP jest zablokowane na 102% jednak
moc jest wystarczająca
System Power Management ustawia następujące wartości we współpracy z pozycją selektora power
management i fazą lotu:
•
•
•
•
TO na ziemi:
NP = 100%
TO w locie:
NP = 82
TO w locie i PL > ~50% (go around) NP = 100%
MCT
NP = 100%
(Selektor PWR MGT musi być przez 2 sekundy na tej pozycji zanim odpowiednie NP zostanie ustawione)
• CLB
NP = 82%
• CRZ
NP = 82%
20
6.4.4.5 Dźwignie mieszanki (Condition Levers)
Dźwignie mieszanki operują
• Kontrolą chorągiewki (feather)
• Zaworem odłączania paliwa NP
• Prędkością śmigła NP
Są cztery pozycje:
• FSO
• FTR
• AUTO
• 100% OVRD
Paliwo odłączone
Chorągiewka (Feather) (daje minimalna mieszankę)
Prędkość śmigła jest kontrolowana przez Power Management
(Maksymalna Mieszanka)
100% NP (Maksymalna Mieszanka)
6.4.5 Tryb Hotelowy (Hotel Mode)
Jak wspomniano wcześniej tryb hotelowy jest używany do dostarczania powietrza pneumatycznego i
mocy elektrycznej na ziemi kiedy silniki nie zostały jeszcze uruchomione. Jest to podobne do APU.
Wykonaj następujące kroki aby uruchomić prawy silnik w trybie hotelowym:
• Sprawdź czy niebieski system hydrauliczny jest pod ciśnieniem
• Przesuń Dźwignie Mieszanki silnika 2 na FTR
• Włącz gust lock
• Poczekaj na światło gotowości (ready) na panelu górnym (obok przełącznika hamulca śmigła)
• Przełącz przełącznik hamulca śmigła na ON
6.4.6 ATPCS
ATPCS to System Automatycznej Kontroli Mocy Startowej (Automatic Take-off Power Control System). W
przypadku awarii silnika podczas startu ATPCS dostarcza zrównoważoną moc do pozostałego silnika i
automatycznie ustawia w chorągiewkę wadliwy silnik.
Ta właściwość pozwala zredukować moc startową dla obu silników o około 10% bez ingerencji w
wydajność przy starcie.
System ATPCS posiada dwa tryby dostępne w zależności od warunków:
Wyrównanie i funkcja chorągiewki uzbrojone:
• Selektor PWR MGT na TO
• Przycisk ATPCS ON
• Obie dźwignie mocy Power Levers powyżej 49°
• Oba momenty obrotowe powyżej 46%
• Samolot na ziemi
Funkcja automatycznej chorągiewki uzbrojona :
• Selektor PWR MGT na TO
• Przycisk ATPCS ON
• Obie dźwignie mocy Power Levers powyżej 49°
• Oba momenty obrotowe powyżej 46%
• Samolot w powietrzu
21
6.5 Ochrona przeciwpożarowa (Fire Protection)
Każdy silnik jest wyposażony w system ochrony przed ogniem. W jego skład wchodzą:
• Dwie pętle detekcyjne (loop), A i B zamontowane równolegle
• Jednostka wykrywania ognia
Jednostka detekcyjna bazuje na zmianach rezystancji (oporu) i pojemności elektrycznej. Jeśli rezystancja
się zmieni to jest to wykrywane tylko przez współpracująca pętlę, która zadeklaruje uszkodzenie poprzez
jednostkę wykrywającą i zostanie nadany sygnał uszkodzenia. W przypadku gdy sygnał jest wykryty przez
obie pętle A i B lub sygnał ogniowy jest wykryty przez jedną z 2 pętli jeśli inna jest zaznaczona na OFF,
czerwone ENG. FIRE Cap się zaświeci. System gaśniczy zawiera dwie butle które mogą być użyte do
silnika 1 lub silnika 2. Butle są umieszczone z obu stron kadłuba, a podwójne wyzwalacze (squibs) są
zainstalowane na każdej butli. Wyzwalacze są odpalane przez wciśnięcie odpowiedniego, świecącego
przycisku AGTN na panelu ENG FIRE (zobacz sekcja Kontroli)
6.6 Kontrolery i Wskaźniki (Controls and Indicators)
6.6.1 Wskaźnik momentu Obrotowego (Torque indicator) (TQ)
Głównym parametrem dla ciągu silników jest moment obrotowy (torque) który jest definiowany jako:
TQ = moc silnika/prędkość śmigła
Dla każdego śmigła silnika są dopasowane dwa czujniki (do przekładni redukcyjnej). Jeden z nich wysyła
sygnał do Jednostki Automatycznej chorągiewki ( Auto Feather Unit) AFU, która obsługuje analogowy
wskaźnik momentu obrotowego (wskazówkowy). Inny próbnik wysyła sygnał do Kontroli Elektronicznej
Silnika , EEC, który obsługuje elektroniczny wskaźnik momentu obrotowego (wyświetlacz cyfrowy).
1. Wyświetlacz Cyfrowy
Wyświetla aktualny moment obrotowy – zobacz definicje powyżej.
Jeśli wyświetlane jest “000” próbnik jest uszkodzony.
Jeśli wyświetlane jest “---”, Elektroniczna Kontrola Silnika, EEC nie może kontrolować Zaworu
Odpowietrzacza manipulującego (Handling Bleed Valve) (HBV)
Jeśli wyświetlany jest “LAB” wadliwy EEC jest zainstalowany
2. Wskaźnik
Wyświetla aktualny moment obrotowy – skala jest podzielona na kolory według następującego
schematu:
Zielony sektor
0-100%
Czerwony znak
100%
Bursztynowy sektor
100-106%
Czerwony promień
106,3%
Niebieska kropka
115% (Tylko funkcja testowa)
Czerwona kropka
120%
3. Znacznik FDAU
Jednostka przetwarzania danych lotu (Flight Data Acquisitation Unit), FDAU, Przelicza w zależności od
położenia selektora PWR MGT i wyświetla obliczone ustawienie momentu obrotowego jako żółty trójkąt.
Podczas startu – FDAU wyświetla rezerwowy, startowy moment obrotowy
4. Ręczny Znacznik
22
Pokazuje ręcznie wybrany moment obrotowy (biały trójkąt). Użyj pokrętła (zobacz pozycja 5) aby
ustawić ręcznie znacznik momentu obrotowego
5.Pokrętło
Nastawia ręczny znacznik momentu obrotowego.
Lewy przycisk myszy redukuje ustawiony moment obrotowy
Prawy przycisk myszy zwiększa ustawiony moment obrotowy
6. Przycisk testowy
Inicjuje sekwencje testową – kiedy przyciśniesz wskazówka i wyświetlacz pokażą moment obrotowy
115%
6.6.2 Wskaźnik prędkości śmigła (Propeller speed indicator) (NP)
1. Cyfrowy Wyświetlacz
Aktualna prędkość rotacji śmigła, NP, jest pokazywana
2. Wskaźnik
Pokazuje aktualne NP.
Bursztynowy sektor
41,6 – 65%
Zielony sektor
70,8 – 100%
Czerwony znak
100%
Czerwona kropka
120%
Niebieska kropka
115% (zobacz funkcja testowa)
3. Przycisk testowy
Inicjuje funkcje testową – podczas testu, oba wyświetlacze i wskaźnik pokazują 115%
6.6.3 Wskaźnik Temperatury Wewnętrznej Turbiny (ITT)
1. Cyfrowy wyświetlacz
Aktualna ITT (T6) jest wyświetlana
2. Wskaźnik
Pokazuje aktualne ITT
Zielony sektor
Czerwony punkt + H
Bursztynowy sektor
Czerwony znak
Biały/czerwony znak
Czerwony punkt
Czerwony punkt + S
Niebieski punkt
3. Światło alarmowe
300 – 765°C
715°C (tryb Hotelowy)
765 – 800°C
765°C (Limit temperatury podczas normalnego startu)
800°C (Limit temperatury w trudnych warunkach)
840°C (Limit temperatury w ciągu 20 sekund)
950°C (Limit temperatury dla 5 sekund w czasie startu silnika)
1150°C (zobacz funkcje testowe)
23
Świeci bursztynowo i CCAS jest aktywowany gdy ITT > 800°C lub > 715° w trybie Hotelowym
4. Przycisk Testowy
Służy do testu wskaźnika – podczas testu wyświetlacz i wskaźnik wyświetlają 1150°C (niebieski punkt)
6.6.4 Wskaźnik prędkości Turbiny wysokiego ciśnienia (High pressure Turbine) (NH)
1. Wyświetlacz cyfrowy
Aktualna prędkość rotacji cewki wysokiego ciśnienia, NH, jest wskazywany
2. Wskaźnik
Aktualny NH jest wyświetlany
Zielony sektor
62 – 102,7%
Czerwony znak
102,7%
Niebieska kropka
115% (zobacz funkcje testu)
3. Wskaźnik
Aktualna prędkość rotacji cewki niskiego ciśnienia , NL, jest wskazywana
Zielony sektor
62 – 104,2%
Czerwony znak
104,2%
Niebieski punkt
115% (zobacz funkcje testu)
4. Przycisk testu
Inicjuje sekwencje testowa – kiedy przycisk jest wciśnięty oba wyświetlacz i wskaźniki pokazują 115%
(niebieska punkt)
6.6.5 Wskaźnik Oleju (Oil Indicator)
1. Wskaźnik ciśnienia oleju
Wyświetla aktualne ciśnienie oleju
Zielony sektor
55 – 65 PSI
Bursztynowy sektor
40 – 55 PSI
Czerwony znak
40 PSI
Przerywane biało/czerwone promienie
55 PSI
2. Światło Niskiego Ciśnienia Oleju
Świeci na czerwono kiedy wskaźnik ciśnienia oleju spadnie poniżej 40 PSI. Oddzielny przełącznik
ciśnieniowy aktywuje CCAS przy 40 PSI
3. Wskaźnik Temperatury Oleju
Aktualna temperatura oleju jest wyświetlana
Zielony sektor
45 – 125°C
Bursztynowy sektor
125 – 140 °C i poniżej 0°C
Czerwony znak
140 °C
24
6.6.6 Panel kontroli Silnika 1&2
1. Przycisk EEC
Kontroluje EEC współpracujące z silnikiem
ON (przycisk wciśnięty)
EEC reguluje prace HMU – zobacz sekcje EEC i HMU
OFF (przycisk zwolniony)
HMU kontroluje tylko NH w zależności od pozycji dźwigni mocy.
Światło OFF świeci na biało
FAULT
Świeci bursztynowo i CCAS jest aktywowany kiedy awaria EEC
zostanie wykryta. Moc jest zablokowana w położeniu sprzed
awarii. Powrót HMU do stanu pierwotnego następuje przez
zwolnienie wadliwego EEC
2. Przycisk ATPCS
Przycisk wciśnięty
Jeśli wciśnięty na ziemi: Wyrównanie i funkcja automatycznej
chorągiewki są wstępnie wybrane (zobacz sekcje ATPCS)
Jeśli wciśnięty w locie: Tylko funkcja automatycznej chorągiewki
jest wstępnie wybrana
OFF (przycisk zwolniony)
Wyrównanie i funkcja automatycznej chorągiewki są nie wybrane
ARM
Świeci zielono kiedy warunki uzbrojenia są spełnione
3. Światło UP TRIM
Świeci zielono kiedy sygnał wyrównania (uptrim) jest wysyłany do pozostałego silnika i rozpoczyna się
sekwencje ATPCS
4. Światło PITCH
Świeci bursztynowo kiedy aktualny kąt łopat śmigła jest niższy niż normalny kąt Biegu Jałowego (Flight
Idle) (To światło świeci podczas wszystkich operacji naziemnych poniżej biegu jałowego). CCAS jest
aktywowany tylko w czasie lotu
6.6.7 Panel startowy silnika (Engine start panel)
Panel startowy silnika jest położony na panelu górnym.
1. Selektor Obrotowy Startu Silnika (ENG Start Rotary Selector)
Zaznacza tryb zapłonu i/lub sekwencje startową.
OFF & START ABORT Przerywa/rozbraja sekwencje startową przez odcięcie energii układu
zapłonowego
CRANK
Włącza rozruch (cranking) silnika – zapłon jest powstrzymywany
25
START
Wybrana sekwencja startowa. Możliwe do wybrania są trzy pozycje
START.
Zapłon zaskakuje kiedy zawory odcięcia paliwa są otwarte
(kontrolowane przez dźwignie mieszanki, CL). Starter i zapłon są
automatycznie de aktywowane kiedy NH będzie powyżej 45 %.
Tylko wyzwalacz A zapłonu jest dostarczany na ziemi
Tylko wyzwalacz B zapłonu jest dostarczany na ziemi
Wyzwalacze A i B zapłonu są dostarczane
START A
START B
START A & B
2. Start pushbuttons
Inicjuje sekwencje startową (lub rozruch) powiązanych silników kiedy selektor obrotowy ENG START
jest przesunięty na pozycje START lub na pozycje CRANK.
Nota: Gdy tylko jeden z silników jest uruchomiony, a odpowiedni DC GEN podłączony do głównej sieci
elektrycznej DC, start drugiego silnika jest wykonywany jako ‘cross start’(start krzyżowy): tylko inicjacja
jest dostarczona przez Baterię Główną, start jest wspomagany przez przeciwny DC GEN od 10% NH
(tylko na ziemi).
Jeśli DC GEN jest podłączony do sieci ale cross start nie jest przeprowadzany normalnie, bursztynowe
światło “X START FAULT” świeci na głównym panelu elektrycznym
ON (przycisk wciśnięty)
Inicjacja sekwencji – światło ON świeci biało. Sekwencja startowa kończy
się kiedy zostanie osiągnięte 45 % NH, a światło jest wygaszane
automatycznie
FAULT
Świeci bursztynowo i CCAS jest aktywne gdy:
• starter pozostaje włączony po 45% NH
• Jednostka Kontroli Generatora (Generator Control Unit), GCU zawiedzie podczas startu
• Kiedy hamulec śmigła jest ON ale Gust Lock nie jest aktywne(tylko prawy silnik)
3. Zabezpieczony przycisk MAN IGNition
Ręczny zapłon (Manual ignition) jest wybrany przez “zwolnienie” (depressing) zabezpieczonego
przycisku. Zapłon obu silników jest zasilany nieprzerwanie, kiedy MAN IGN jest zaznaczone. Światło
ON świeci na niebiesko.
4. Przycisk Hamulca Śmigła (Propeller Brake pushbutton)
Przełącznik hamulca śmigła jest dwu pozycyjnym przełącznikiem i kontroluje zaciągnięcie
hydraulicznego hamulca śmigła na prawym silniku. Niebieskie ciśnienie hydrauliczne jest potrzebne do
operacji hamowania śmigła.
ON
hamulec śmigła zaciągnięty
OFF
hamulec śmigła zwolniony
Światło UNLK świeci czerwono, a po 15 sekundach CCAS ostrzega, że hamulec śmigła nie jest
zablokowany, w pełni zablokowany lub jest w pełni zwolnionej pozycji.
5. Światło Gotowości (Ready Light)
Światło Ready świeci na zielono kiedy warunki włączenia lub wyłączenia hamulca śmigła są spełnione
6. Światło Hamulca Śmigła (Prop Brake Light)
Świeci na niebiesko kiedy hamulec śmigła jest w pełni zablokowany
Gaśnie kiedy hamulec śmigła nie jest w pełni zablokowany.
6.6.8 Światło awarii X-Start
Światło X-START FAULT świeci wskazując, że sekwencja startu krzyżowego (cross start sequence) nie
powiodła się, chociaż drugi DC Gen jest podłączony.
Jest umieszczone powyżej panelu startowego silnika na panelu górnym.
26
6.6.9 Światło IGN / Prop Brake
Światło IGN jest położone po prawej stronie instrumentów silnika (panel centralny). Świeci na niebiesko
wskazując zasilanie zapłonu.
Światło Prop Brake jest położone po prawej stronie instrumentów silnika (panel centralny). Świeci na
niebiesko przypominając załodze że przycisk PROP BRK jest zaznaczony na ON i mechaniczne
blokowanie jest załączone.
6.6.10 Panel Testowy Silnika (Eng Test Panel)
Panel ENG TEST jest ulokowany na piedestale.
Pozwala sprawdzić poprawne funkcjonowanie ATPCS.
Zanim selektor rotacyjny będzie mógł być przesunięty, musi być podniesiona ochrona– można to zrobić
przez klikniecie na zawiasie osłony. Klikniecie Lewym przyciskiem myszy przekręca selektor odwrotnie do
wskazówek zegara, prawym przyciskiem myszy przekręca selektor zgodnie ze wskazówkami zegara.
Tryb ARM
Światło ATPCS ARM powinno świecić
Tryb ENG
Sprawdź czy światło ENG UPTRIM świeci
2.15 sekundy później sprawdź czy światło ATPCS ARM gaśnie
6.6.11 Przełącznik ADC
ADC to Komputer Danych powietrznych (Air Data Computer). ADC nie jest symulowany i ten przełącznik
nie ma żadnej funkcji ale możesz go przełączać jeśli chcesz.
W prawdziwym samolocie ten przełącznik służy do wybierania, które dane air data computer są
przesyłane do EEC i FDAU.
Nr. 1 jest używany w dni parzyste
Nr. 2 jest używany w dni pozostałe
Światło FAULT świeci bursztynowo i wskazuje rozbieżność pomiędzy pozycją przełącznika, a wybranym
ADC.
6.6.12 Panel Przeciwpożarowy Silnika (Engine Fire Panel)
27
Dwa panele ENG Fire, są umieszczone na panelu górnym. Panel przeciwpożarowy silnika 1 jest po lewej
stronie panelu górnego panel silnika 2 po prawej stronie. Oba panele przeciwpożarowe silników są
identyczne.
1. Dźwignia ENG FIRE
Światło Ostrzegające ENG Fire jest wbudowane w dźwignie która świeci czerwono, kiedy pożar silnika
zostanie wykryty i aktywowany zostanie CCAS. CCAS pozostanie aktywny dopóki ostrzeżenie o
pożarze nie zostanie dezaktywowane bez względu na pozycje dźwigni przeciwpożarowej. Światło
ostrzeżenia pożarowego gaśnie kiedy temperatura wykryta przez obwód (Loops) spadnie poniżej progu
alarmowego.
Dźwignia ma dwie pozycje:
Pozycje normalną (mechanicznie zablokowana)
Wyciągniętą
Pociągnięcie dźwigni automatycznie:
• chorągiewkuje śmigło
• zamyka ENG LP VALVE
• zamyka HP VALVE i BLEED VALVE
• zamyka DE ICE VALVE i ISOLATION VALVE
• deaktywuje DC GEN i ACW GEN
• zapala światła SQUIB
2. Przycisk testowy Squib (wyzwalacza)
Kontroluje test wyzwalaczy i ich obwód elektryczny. Kiedy wciśnięty, a dźwignia pożarowa w normalnej
pozycji, dwa światła squib zaświecą jeśli squib i obwód są sprawne.
3. Przyciski Agent
Kontrolują zapłon squibs i w wyniku tego butle gaśnicze
SQUIB
Światła squibs, które mogą być używane świecą na biało kiedy dźwignia
ENG FIRE jest wyciągnięta
DISCH
Światło świeci bursztynowo kiedy powiązana butla gaśnicza jest
opróżniona po użyciu
Nota: Jako ze są dwie butle dla obu (!) silników odpowiednie światło
DISCH świeci na panelu przeciwpożarowym silnika także dla drugiego
silnika.
4. Przycisk Loop
Kontroluje aktywacje dźwiękowych i wizualnych alarmów kiedy sygnał pożaru lub sygnał awarii (LOOP)
jest generowany przez jednostkę kontrolną detekcji ognia z powiązanego obwodu (loop).
Wciśnięty przycisk
Dźwiękowe i wizualne alarmy są aktywowane kiedy sygnał ognia lub
awarii zostanie wygenerowany przez jednostkę detekcji ognia z
powiązanego obwodu
OFF (przycisk zwolniony)
Dźwiękowe i wizualne ostrzeżenia są powstrzymane dla powiązanego
loop. Światło OFF świeci na biało. Bursztynowe światło LOOP świeci na
CAP.
FAULT
Światło świeci bursztynowo i CCAS jest aktywowane kiedy
współpracujący przycisk jest zaznaczony ON i sygnał awarii jest
generowany przez jednostkę kontrolną detekcji ognia. Bursztynowe
światło LOOP świeci na Cap.
5. Przełącznik testowy dociskany sprężyną w pozycji neutralnej
28
Dociskany sprężyną w pozycji neutralnej. Inicjuje sekwencje testową jednostki detekcyjnej pożaru i
sygnałów awarii kiedy oba przyciski LOOP są zaznaczone ON:
FAULT
- Światła FAULT na obu przyciskach LOOP A i LOOP B świecą
- CCAS jest aktywny, bursztynowe światło LOOP świeci na Cap
FIRE
- Czerwone światło ENG FIRE świeci na dźwigni przeciwpożarowej
- światło FUEL SO świeci we współpracy z dźwignią mieszanki jeśli dźwignia
mieszanki nie jest na pozycji shutoff
- CCAS jest aktywny, czerwone światło ENG Fire świeci na Cap.
29
7 – System Elektryczny(Electrical System)
Moc elektryczna jest potrzebna przez cały czas samolotowi do niezliczonych ilości podsystemów.
Instrumenty Lotu tak samo jak automat do kawy potrzebują mocy elektrycznej. Są cztery główne systemy
dostarczające mocy elektrycznej do wszystkich systemów ATR-a:
• System DC – DC oznacza prąd stały (direct current)
• System AC stałej częstotliwości – AC oznacza prąd zmienny (alternating current)
• System AC zmiennej częstotliwości
• System mocy zewnętrznej
Po jednej stronie tych systemów są “producenci” mocy elektrycznej a po drugiej stronie są “konsumenci”
mocy elektrycznej. Moc Elektryczna jest przesyłana przez liczne magistrale.
“Producentami” Mocy Elektrycznej w ATR są:
• Główny akumulator (Main battery)
• Awaryjny akumulator (Emergency battery)
• Dwa poruszane silnikiem rozruszniki/generatory prądu stałego (DC)
• Dwa generatory prądu zmiennego (AC) zmiennej częstotliwości
• Dwie jednostki mocy zewnętrznej (AC i DC)
Lista konsumentów jest prawie nieskończona i zostanie oszczędzona w imię czytelności tego
podręcznika.
Oczywiście jest możliwe przesyłanie energii elektrycznej z systemu AC do systemu DC i vice versa:
Dwa systemy są dostępne do przesyłania mocy DC do AC i AC do DC.
Dwa statyczne inwertery transformujące moc DC do mocy AC stałej częstotliwości. Jedna Jednostka
Transformatora prostowniczego (Transformer Rectifier Unit) (TRU) transformuje moc elektryczną z
systemu AC zmiennej częstotliwości do systemu DC.
A więc przejrzyjmy wszystkie cztery, różne systemy elektryczne.
7.1 Moc DC (DC power)
System elektryczny DC pracuje przy prądzie stałym 28 Volt (28 VDC).
System DC otrzymuje moc elektryczną z
• silników/generatorów
• akumulatorów (głównego I awaryjnego)
• jednostki transformatora prostowniczego - TRU
Moc Elektryczna jest wtedy przesyłana przez liczne magistrale. Na początku zostaną omówione
producenci energii elektrycznej a potem dystrybutory i kontrolery.
Poniższa grafika pokazuje jak generatory i dystrybutory współdziałają podczas normalnych operacji:
30
7.1.1 Generatory
7.1.1.1 Akumulatory (Batteries)
ATR używa dwóch akumulatorów : jeden 24V Ni-Cd akumulator pojemności 43Ah (główny akumulator) i
drugi pojemności 15 Ah (awaryjny akumulator).
Akumulator awaryjny jest w stanie dostarczać moc elektryczną do sieci awaryjnej w przypadku gdy główny
akumulator jest całkowicie wyczerpany przez wielokrotne próby uruchomienia silnika.
Akumulatory są monitorowane przez Komputer Wielo Funkcyjny (Multi Function Computer) (MFC) który:
31
• Podłącza akumulator do współpracującej magistrali DC (DC BUS) w przypadku wyczerpania
• Analizuje obciążenie prądu i/lub napięcie współpracującej DC BUS
7.1.1.2 Rozruszniki/generatory (starters/generators)
Dwa rozrusznik/generatory DC są poruszane przez pomocniczą przekładnie silnika. Każdy generator jest
w stanie wyprodukować:12 kW (400A) nominalnej mocy wyjściowej od 27 do 31 volt
Tryb Rozruchu (Starter mode)
W trybie rozruchu, rozrusznik jest podłączony przez stycznik (contractor) START do
• Akumulatora głównego lub
• Mocy zewnętrznej lub
• Akumulatora głównego i innego działającego generatora
W czasie startu silnika rozrusznik porusza silnikiem do momentu bezpiecznego podtrzymywania (światło
silnika START ON świeci na panelu ENG START).
Na końcu sekwencji startowej przy 45% NH automatyczne przełączniki startowe otwierają się (światło
START ON gaśnie) i rozrusznik/generator przełączany jest w tryb generowania.
Tryb Generatora (Generator mode)
Kiedy silnik osiągnie 61.5% NH rozrusznik/generator działa jako generator. Każdy generator zasila DC
BUS przez automatyczny przełącznik generatora, kiedy przycisk DC jest zaznaczony i moc zewnętrzna
nie jest używana. Jednostka Kontrolna Generatora (generator control unit) (GCU) służy do kontrolowania
generatora i automatycznego przełącznika rozrusznika. Ponadto zapewnia stałe napięcie dla rozmaitych
obciążeń i prowadzi oddzielną ochronę przed awariami:
• Za wysokie/za niskie napięcie
• Za wysoka/za niska prędkość
• Zróżnicowane awarie prądu
• Przeciążenie generatora
• Moc i awaria limitu prądu
• Zamknięcie węzła magistrali (Bus Tie)
• Zawracanie prądu
• Wyrównywanie obciążenia (w przypadku awarii zamknięcia BTC)
Automatyczny przełącznik Węzła Magistrali (BUS TIE CONTACTOR) (BTC) pozwala włączyć DC BUS 1 i
2, kiedy tylko jeden generator funkcjonuje lub samolot jest zasilany z mocy zewnętrznej
7.1.2 Dystrybutory
Jedenaście magistral przesyła moc do podsystemów samolotu:
9. DC BUS 1 i 2 – magistrale główne
10. HOT BAT BUSSES
11. DC ESS BUS / DC EMER BUS / DC STBY BUS
12. UTLY BUS 1 i 2
13. DC SVCE BUS
14. GND HDLG BUS
15. TRANSFER BUS
32
7.1.3 Kontrolery
7.1.3.1 Generatory
1. Przycisk DC GEN
ON (przycisk wciśnięty):
OFF (przycisk zwolniony):
FAULT
Współdziałający generator jest zasilany a współdziałający automatyczny
przełącznik generatora zamknięty
Współdziałający generator jest nie zasilany i odłączony przez otwarcie
przełącznika automatycznego generatora
Świeci bursztynowo wraz z aktywacją CCAS w przypadku:
• ochrona przez wyłącznik samoczynny zainicjowana (przez GCU). W
przypadku niskiej prędkości generatora, będzie wykonany automatyczny
restart, w przeciwnym razie musi zostać wykonany ręczny reset
• automatyczny przełącznik generatora otwarty i przycisk nie zaznaczony
na OFF. BUS TIE CONTACTOR zamknięta, a magistrala automatycznie
dostarcza obciążenie do pozostałej magistrali.
2. Przycisk BTC
DC BUS TIE CONTACTOR łączy obie główne DC BUSSES w przypadku gdy któryś z generatorów się
zepsuje. BTC musi być zamknięty aby działał prawidłowo.
NORM (zwolniony)
BTC jest kontrolowane przez jeszcze jedną Jednostke Kontroli Mocy
Magistrali (Bus Power Control Unit), BPCU:
• W normalnych warunkach kiedy oba generatory pracują, BTC jest
otwarty aby wyizolować prace obu obwodów generatorów
• W przypadku działania na zewnętrznym źródle mocy, w trybie
HOTELOWYM lub gdy tylko jeden generator pracuje, BTC zostaje
automatycznie zamknięty i pasek przepływu świeci
ISOL (wciśnięty)
BTC jest otwarty, światło ISOL świeci na biało
3. Przycisk EXT PWR
Podłącza i odłącza zasilanie zewnętrzne
AVAIL
Moc zewnętrzna jest dostępna
ON
Moc zewnętrzna jest podłączona – zobacz sekcje moc zewnętrzna by
uzyskać więcej informacji
4. Przycisk DC SVCE/UTLY
Kontroluje podłączenie/odłączenie DC SVCE BUS i obu UTLY BUSSES współpracujących z główną
magistralą.
NORM (przycisk wciśnięty) DC SVCE BUS i oba UTLY BUSSES są dostępne
OFF (przycisk zwolniony)
DC SVCE BUS i oba UTLY BUSSES są odłączone od DC BUS. Światło
OFF świeci na biało
SHED
Świeci bursztynowo i CCAS jest aktywowany kiedy pojawiają się warunki
odprowadzania obciążenia kontrolowane przez BPCU i co najmniej jeden
UTLY AUTOBUS jest odłączony od skojarzonej głównej DC BUS.
33
7.1.3.2 Dystrybucja
1. Światła DC BUS OFF
Świecą bursztynowo kiedy odpowiednie DC BUS nie jest zasilane. CCAS będzie aktywne jeśli jedna
DC BUS jest OFF
2. Przyciski BAT CHG
Kontroluje prace automatycznego przełącznika obciążenia EMER BAT i MAIN BAT
ON (przycisk wciśnięty)
Przełącznik automatyczny jest kontrolowany przez MFC i zamknięty
podczas normalnych operacji. Jest otwierany w przypadku:
• Przeciążenia termicznego akumulatora
• Niskiego napięcia DC MAIN BUS (< 25 V)
• Sekwencja startowa zainicjowana (w tym przypadku oba przełączniki
obciążeniowe akumulatora są otwierane, a zamykają się kiedy selektor
obrotowy startu silnika, opuści pozycje START lub CRANK)
• sygnał OVRD na przełączniku BAT
OFF (przycisk wciśnięty)
Przełącznik obciążeniowy jest otwarty. Światło OFF świeci na biało.
FAULT
Świeci bursztynowo i CCAS jest aktywowany w przypadku:
• Przegrzanie wykryte przez MFC
• awaria w automatycznym przełączniku obciążeniowym
3. Przycisk TRU
Ten przycisk kontroluje jednostkę Transformatora prostowniczego (Transformer rectifier Unit), TRU
NORM (przycisk zwolniony)
• Działa jeden generator napędzany silnikiem:
• DC EMER i DC STBY BUS są zasilane z HOT EMER BAT BUS
• INV 1 jest zasilany z DC BUS 1
• DC ESS jest zasilany z HOT MAIN BUS
• Oba generatory napędzane silnikiem są zepsute
• DC EMER jest zasilany z HIT EMER BAT BUS
• INV 1, DC STBY BUS i DC ESS BUS są zasilane z HOT MAIN
BAT BUS
ON (przycisk wciśnięty)
TRU jest podłączony do ACW BUS 2. Światło ON świeci biało.
Strzałka → świeci bursztynowo kiedy jest używane połączenie DC
EMER BUS, DC STBY BUS, INV 1 i DC ESS BUS z TRU
4. Wskaźnik zasilania awaryjnego
Prawa strzałka świeci bursztynowo kiedy DC ESS BUS jest zasilana z MAIN BAT.
Lewa strzałka świeci bursztynowo kiedy DC EMER BUS jest zasilana z EMER BAT.
5. Przycisk OVRD
Kiedy zasilanie akumulatorami jest włączone ten przycisk przydziela transfer DC STBY BUS i INV 1 z
HOT MAIN BAT BUS do HOT EMER BUS.
34
NORM (przycisk zwolniony)
OVRD (przycisk wciśnięty)
UNDV
DC STBY BUS i INV 1 są zasilane z tego samego źródła co DC
ESS BUS
DC STBY BUS i INV 1 są zasilane z tego samego źródła co DC
EMER BUS. Światło OVRD świeci na biało
Światło świeci bursztynowo i wskazuje napięcie DC STBY BUS
poniżej 19.5 V. OVRD może być użyte jeśli jest to potrzebne
6. Przełącznik BAT
Przełącznik BAT posiada trzy różne pozycje:
OFF
ESS BUS, DC STBY BUS i INV 1 są odłączone od HOT MAIN
BAT BUS.DC EMER BUS jest odłączona od HOT EMER BAT
BUS
ON
Z generatorami napędzanymi silnikiem OFF i EXT POWER OFF:
ESS BUS, STBY BUS i INV 1 są zasilane z HOT MAIN BAT
BUS. EMER BUS jest zasilana z HOT EMER BAT BUS.
Z mocą generowaną inną niż dostępna z akumulatora:
ESS BUS jest zasilana przez HOT MAIN BAT BUS, EMER
BUS I STBY BUS są zasilane przez HOT EMER BAT BUS.
OVRD
Pozwala istotne szyny zasilać przez odpowiednie akumulatory
przez wszystkie nadrzędne zabezpieczenia. Ta pozycja jest
chroniona przez zabezpieczenie przełącznika.
7. Wskaźnik DC AMP
Wskazuje na ładowanie (CH) lub rozładowywanie(DCH) aktualnie wybranego akumulatora
8. Selektor odczytu BAT AMP
Używany do wybierania który akumulator jest sprawdzany przez amperomierz (zobacz pozycje wyżej)
7.2 Moc AC stałej częstotliwości
System AC (prąd zmienny) stałej częstotliwości dostarcza moc elektryczną prądu zmiennego do licznych
systemów samolotu. Jest podłączony do systemu DC BUS przez dwa statyczne konwertory (inverters) –
INV 1 i 2. Ponadto system AC może być zasilany mocą z systemu AC zmiennej częstotliwości poprzez
jednostkę transformatora prostowniczego, TRU. Poniższa grafika pokazuje schemat systemu AC stałej
częstotliwości.
35
7.2.1 Generatory
System AC stałej częstotliwości jest zasilany mocą elektryczną przez dwa konwertory statyczne. Te
konwertory (inverters) są zasilane z DC BUS 1 i 2 i napięciem z zakresu 18 VDC i 31 VDC dla większości
operacji. Konwertory produkują napięcie o następującej charakterystyce:
• Moc:
500 VA (115 VAC BUS), 250 VA (26 VAC BUS)
• napięcie wyjściowe:
115 V ± 4 V i 26V ±1V
• Częstotliwość:
400 Hz ± 5 Hz
• typ:
pojedyncza faza
W przypadku straty mocy lub obu DC BUSSES, INV 1 jest automatycznie zasilany przez HOT MAIN BAT
BUS, lub przez HOT EMER BAT BUS w konfiguracji OVRD lub przez TRU kiedy zaznaczono ON
(przełącznik główny).
7.2.2 Dystrybutory
INV 1 normalnie zasila:
• AC BUS 1
• AC STBY BUS 1
INV 2 normalnie zasila:
• AC BUS 2
W przypadku gdy któryś konwerter zawiedzie lub zostanie stracona moc wejściowa, współdziałająca AC
BUS jest odizolowana i powiązana razem z pozostałą szyną tak długo jak przycisk BTC nie jest na pozycji
ISOL. W przypadku awarii INV 1 lub gdy moc wejściowa na INV 1 jest stracona , AC STBY BUS jest
automatycznie zasilana z INV 2.
7.2.3 Kontrolery
1. Światło INV FAULT
W przypadku wykrycia za wysokiego – lub za niskiego napięcia na którymś z konwertorów to światło
ostrzegawcze świeci na bursztynowo, a CCAS jest aktywny
2. Światło BUS OFF
To światło ostrzegawcze świeci na bursztynowo i aktywuje CCAS kiedy stowarzyszona AC BUS nie jest
zasilana
3. Przycisk OVRD
36
Kiedy bateria jest włączona zasila INV 1 i dlatego AC STBY BUS są normalnie zasilane przez HOT
MAIN BUS. Ten przycisk pozwala przetransferować zasilanie do HOT EMER BAT BUS.
NORM(przycisk zwolniony)
INV 1 i AC STBY BUS są zasilane z tego samego źródła co DC
ESS BUS
OVRD (przycisk wciśnięty)
INV 1 i AC STBY BUS są zasilane z tego samego źródła co DC
EMER BUS, światło OVRD świeci na biało.
UNDV
To światło świeci wskazując że napięcie na DC STBY BUS jest
niższe niż 19.5 V. INV 1 wymaga 18 V do normalnej pracy. OVRD
może być użyte jeśli to konieczne
8. Przycisk BTC
Ten przycisk kontroluje AC BUS TIE. Kiedy zamknięty, łączy oba AC BUSSES
NORM (przycisk zwolniony)
BPCU automatycznie kontroluje BTC i odseparowuje kontrole
logiczną AC BTR.
• W normalnych warunkach (oba konwertery uruchomione), AC
BTR jest otwarte pozwalając na izolacje operacji na obu
obiegach konwerterów
• W przypadku awarii konwertera, AC BTR jest automatycznie
zamykany. Światło INV FAULT świeci ale zespolone światło
BUS OFF pozostaje wygaszone
ISOL (przycisk wciśnięty)
AC BTR jest otwarte, światło ISOL świeci na biało
37
7.3 Kontrolery mocy AC zmiennej częstotliwości
System AC zmiennej częstotliwości produkuje i przesyła moc elektryczną prądu zmiennego, zmiennej
częstotliwości. Poniższa grafika pokazuje jak jest zorganizowany system zmiennej częstotliwości AC:
7.3.1 Generatory
Dwa generatory napędzane śmigłem produkują energię elektryczną dla systemu częstotliwości ACW.
Każdy generator jest szczotkowym, chłodzonym powietrzem, 3 fazowym generatorem i dostarcza
nominalnie i nieprzerwanie 20 KVA.
• Nominalnie ustawione Napięcie
115/200 V
• Nominalna częstotliwość operacyjna
341 do 488 Hz (70 do 100% NP)
Każdy generator jest kontrolowany przez jednostkę kontroli generatora (generator control unit), GCU.
GCU jest zobowiązana zapewnić następujące funkcje kontrolne i ochronne:
• za wysokie i za niskie napięcie
• za niska i za wysoka częstotliwość
• awaria mocy i limitu prądu
• otwarta szyna główna (bus tie lock out)
• zróżnicowana ochrona
• otwarcie fazy
• regulacja napięcia
Jednostka kontroli mocy magistrali (Bus power control unit), BPCU, zapewnia funkcje kontrolne i ochronne
dla:
• Mocy zewnętrznej (External Power)
• wiązania szyn danych (BUS TIE)
• BTC
• SVCE BUS
Jest możliwe częściowe zasilanie systemu DC przez system ACW poprzez użycie jednostki
transformatora prostowniczego, TRU.
7.3.2 Dystrybucja
Moc jest dostarczana poprzez trzy szyny:
• Dwie główne szyny, ACW BUS 1 i 2
• ACW SVCE BUS
38
7.3.3 Kontrolery
1. Przycisk ACW GEN
Ten przycisk jest używany do kontroli zasilania i ustawień współdziałającego generatora
ON (przycisk wciśnięty)
Stowarzyszony generator jest zasilany i stycznik generatora
zamknięty
OFF (przycisk zwolniony)
Stowarzyszony generator nie jest zasilany i stycznik generatora
otwarty. Światło OFF świeci na biało
FAULT
Świeci bursztynowo i CCAS jest aktywny w następujących
przypadkach:
• Ochronny wyłącznik samoczynny inicjalizowany przez GCU.
Kiedy ten wyłącznik ochronny wyłączy się samoczynnie z powodu
za dużej lub za małej prędkości NP przez mniej niż 3 sekundy,
zostanie zresetowany automatycznie. W przeciwnym razie ręczny
reset zostanie wykonany
• Stycznik generatora otwiera się w wypadku gdy przycisk jest
wyłączany na OFF
W obu przypadkach BTC jest zamykany automatycznie i to
powoduje że ACW BUS zasilane będzie z pozostałego
generatora. Światło gaśnie i wadliwy obwód jest resetowany kiedy
przycisk powraca do pozycji wyjściowej.
2. Światło ACW BUS OFF
Świeci bursztynowo i aktywuje CCAS kiedy współdziałająca ACW BUS nie jest zasilana
3. Przycisk BTC
BTC kontroluje BUS TIE CONTACTORS (BTC 1 i 2) podobnie do DC i AC BTCs.
NORM (przycisk zwolniony)
BPCU automatycznie kontroluje BTC 1 i 2:
• BTC 1 i 2 są otwarte (normalne warunki, oba generatory
działają), pozwalając na indywidualne operacje dla obu obwodów
generatorów
• W przypadku operacji na zewnętrznym źródle mocy, lub gdy
pojedynczy generator zawiedzie, BTC 1 i 2 są automatycznie
zamykane – pasek przepływu świeci
ISOL (przycisk wciśnięty)
BTC 1 i 2 są otwarte, światło ISOL świeci na biało
4. Przycisk EXT PWR
Spójrz do sekcji zewnętrznego źródła mocy
7.4 Moc zewnętrzna (External Power)
ATR posiada dwa gniazda do podłączenia zewnętrznego źródła mocy ulokowane tuż z tyłu przedniego
podwozia. Dzięki tym gniazdom do ATR dostarczany jest prąd z DC i AC z zewnętrznego źródła zasilania
– Jedno gniazdo dla DC, drugie dla AC. DC i AC mocy zewnętrznej są oba kontrolowane poprzez Bus
Power Control Unit, BPCU.
Do tego aby korzystać z mocy DC i AC, służą dwa przełączniki Zewnętrznej mocy. Jeden jest położony na
panelu kontroli mocy DC (zobacz sekcje kontrolery DC). W przypadku gdy moc DC jest dostępna światło
39
AVAIL świeci się. Aby wybrać zewnętrzną moc DC naciśnij przycisk – zaświeci się niebieskie światło ON
potwierdzające wybór.
Tak samo jest dla mocy zewnętrznej AC. Przełącznik mocy zewnętrznej AC jest położony na panelu
kontrolnym AC zmiennej częstotliwości (zobacz sekcje kontrolna ACW). Światło AVAIL wskazuje że
zewnętrzna moc AC jest dostępna. Aby wybrać moc zewnętrzną AC po prostu naciśnij przycisk –
niebieskie światło ON zaświeci się aby wskazać zasilanie z zewnętrznego źródła mocy AC.
Aby odłączyć któreś zasilanie zewnętrznego źródła mocy, naciśnij przełącznik odpowiedniego źródła
zewnętrznego jeszcze raz. Niebieskie światło ON zgaśnie i znów zaświeci się światło AVAIL. Upewnij się,
że silniki zostaną wkrótce uruchomione lub że prawy silnik jest uruchomiony w trybie HOTEL, a więc moc
elektryczna jest dostarczana i akumulatory ATR - a nie wyczerpią się.
40
8 – Hydraulika
Ten rozdział zajmuje się systemem hydraulicznym w ATR. Hydraulika jest potrzebna aby poruszać
kontrolerami lotu , wypuszczać i chować podwozie, kontrolować przednie koło sterowe oraz hamować
śmigło.
System hydrauliczny ATR składa się z trzech podsystemów:
• niebieski system hydrauliczny, który zasila
• przednie koło sterowe
• klapy
• spoilery
• hamulec śmigła
• hamulec awaryjny i parkingowy
• zielony system hydrauliczny
• podwozie
• normalne hamulce
• dodatkowy system hydrauliczny, który jest połączony z niebieskim systemem
Ze względu na bezpieczeństwo istnieje przełącznik x-feed więc moc hydrauliczna może być
przetransferowana z niebieskiego i dodatkowego systemu hydraulicznego do systemu zielonego.
Poniższa grafika pokazuje schemat systemu hydraulicznego.
Każdy system jest zasilany prądem zmiennym o zmiennej częstotliwości (Alternate Current Wild Power),
ACW, za pomocą pomp napędzanych silnikiem elektrycznym. Te pompy normalnie wytwarzają ciśnienie
3,000 PSI (209.6 bar). Dostarczane ciśnienie jest wskazywane. Niebieski system jest ponadto
zaopatrzony w dodatkowy zasilany prądem stałym silnik napędzający pompy które mogą być zasilane w
przypadku gdy moc elektryczna nie jest dostępna.
41
8.1 Kontrolery i Wskaźniki
8.1.1 Panel mocy hydraulicznej
1. Przyciski Niebieskiego i Zielonego systemu pomp hydraulicznych
42
Wciśnij przycisk aby aktywować/dezaktywować główne pompy hydrauliczne. Normalnie pompy produkują
ciśnienie hydrauliczne 3000 PSI (206,9 bar). W przypadku gdy ciśnienie spadnie poniżej 1500 PSI (103,5
bar) jest to sygnalizowane przez świecące bursztynowe światło LO PR i aktywacje CCAS. W przypadku
dezaktywacji którejś pompy, świeci białe światło OFF. Obie pompy są napędzane silnikiem elektrycznym
zmiennego prądu AC.
2. Przełącznik dodatkowej pompy systemu hydraulicznego
Przełącznik pompy dodatkowej ma 3 pozycje:
• AUTO(przycisk wciśnięty):dodatkowe pompy działają dopóki następujące warunki są spełnione:
• ACW ciśnienie niebieskiej pompy spadnie poniżej 1500 PSI (103,5 bar)
• hamulec śmigła zwolniony i
• Dźwignia podwozia DOWN i
• ostatni silnik pracuje
• OFF (przycisk zwolniony): Pompa dodatkowa jest dezaktywowana – światło OFF świeci na biało
• LO PR: światło świeci na bursztynowo i CCAS jest aktywny, kiedy wyjściowe ciśnienie pompy
dodatkowej spadnie poniżej 1500 PSI (103,5 bar), a warunki funkcjonowania są spełnione.
Pompa dodatkowa jest napędzana silnikiem DC.
3. Przełącznik X-Feed
Kontroluje otwarcie i zamknięcie zaworu X-Feed.
Przycisk zwolniony: zawór przepływu krzyżowego jest zamknięty, a systemy niebieski i zielony są
odseparowane
ON: Przycisk otwiera zawór X-Feed i połączenie między obwodami hydraulicznymi niebieskim i
zielonym. Światło ON świeci na biało. W przypadku alarmu LO LVL dla któregoś obwodu
hydraulicznego, zawór X-Feed wstrzymuje otwarcie i automatycznie zamyka się gdy jest otwarty.
4. Światła ostrzegawcze przegrzania niebieskiego, zielonego i dodatkowego systemu
hydraulicznego
Światło świeci bursztynowo i CCAS jest aktywowany kiedy pompa przekroczy granice przegrzania i
wykryta
zostanie T > 121°C / 250° F
5. Światło ostrzegawcze LO LVL niebieskiego i zielonego systemu hydraulicznego
Światło ostrzegawcze LO LVL (niski poziom) świeci bursztynowo (i CCAS jest aktywny) w przypadku
gdy ilość w którymś zbiorniku spadnie poniżej 2,5 l (0,67 US galonów). X-Feed automatycznie się
zamyka.
8.1.2 Wskaźnik Ciśnienia
1. Wskaźnik ciśnienia niebieskiego i zielonego systemu hydraulicznego
Wyświetla ciśnienie hydrauliczne w x 1,000 PSI dla niebieskiego i zielonego systemu hydraulicznego
2. Wskaźnik Hamulca ACCU
Wyświetla zmagazynowane ciśnienie w hamulcach w x 1,000 PSI w systemie niebieskim, dostępne dla
ciśnienia awaryjnego i parkingowego jeśli ciśnienie > 1,600 PSI. W przypadku awarii elektryki wskaźnik
przesuwa się na “0”
43
8.1.3 Przełącznik piedestału Aux Pump
Użycie tego przełącznika zasila dodatkową pompę hydrauliczną prądem DC. Aby uruchomić silnik Nr 2 w
trybie Hotelowym (zobacz rozdział powerplant) potrzebna jest moc hydrauliczna i w przypadku gdy
jednostka naziemnej mocy hydraulicznej nie jest dostępna dodatkowa pompa hydrauliczna jest w stanie
dostarczać ciśnienie hydrauliczne przez 30 sekund.
Poniższe warunki muszą zostać spełnione:
• Brak mocy ND HDLG BUS
• inne warunki operacyjne pompy dodatkowej nie są spełnione
Uwaga: Ten przełącznik działa nawet gdy główny przełącznik akumulatorów jest w pozycji “OFF”. Częste
użycie może doprowadzić do wyczerpania się akumulatorów.
44
9 – Pneumatyka (Pneumatics)
Powietrze z zewnątrz jest używane do obsługi klimatyzacji i systemu wentylacyjnego, systemu kontroli
ciśnienia i systemu anty oblodzeniowego. Powietrze zewnętrzne jest zasysane do samolotu w czterech
miejscach:
• wloty powietrza silnika
• owiewka podwozia głównego
• naziemna jednostka niskiego ciśnienia (przez łącznik)
• zawory odpowietrzające zainstalowane w sprężarce silnika (dlatego jest ono już pod ciśnieniem)
Powietrze pneumatyczne jest doprowadzane do paczek (packs), a potem dostarczane przewodami pod
ciśnieniem do stref. Następnie jest wypuszczane poprzez zawory odpływowe. Pneumatyka w ATR może
być podzielona na trzy główne systemy:
• System pneumatyczny
Który rozpoczyna się wlotami i dostarcza powietrze do klimatyzacji
• Klimatyzacja
Zapewnia dostarczanie świeżego powietrza o prawidłowej temperaturze
• System utrzymywania ciśnienia
Dostosowuje ciśnienie w kabinie, stosunek napływu powietrza do samolotu, do upływu powietrza na
zewnątrz samolotu jest kontrolowany przez system utrzymywania ciśnienia.
9.1 System Pneumatyczny (Pneumatic System)
Skompresowane powietrze jest podawane przez kompresory niskiego i wysokiego ciśnienia w silniku, a
potem przesyłane przez liczne systemy i przewody do klimatyzacji i systemu anty oblodzeniowego.
Generalnie powietrze jest poddawane fazie nisko ciśnieniowej poprzez zawory sprawdzające
wentylacji nisko ciśnieniowej. W przypadku gdy ciśnienie z fazy niskiego ciśnienia jest niewystarczające,
źródło powietrza jest automatycznie przełączane do fazy kompresji wysoko ciśnieniowej. Zawór
wysokiego ciśnienia, HP jest elektronicznie kontrolowanym zaworem motylkowym, który pozostaje
zamknięty w przypadku braku zasilania elektrycznego. Kiedy powietrze jest poddawane fazie wysokiego
ciśnienia, zawór HP jest otwarty, zawór sprawdzający niskiego ciśnienia zostaje automatycznie zamknięty.
Kiedy zawór HP jest zamknięty powietrze jest pobierane tylko z fazy nisko ciśnieniowej.
Skompresowane powietrze do systemu anty oblodzeniowego jest pobierane tylko z fazy wysokiego
ciśnienia !
Zanim powietrze wejdzie do systemu pneumatycznego musi przejść przez motylkowy kontrolowany
elektronicznie, zawór wentylacyjny. Ten zawór działa jak zawór odcinający i zamyka się automatycznie w
następujących przypadkach:
• Przewody wentylacyjne przegrzane, OVHT
• Przewody wentylacyjne nieszczelne, LEAK
• Dźwignia Ochrony przeciwpożarowej silnika uruchomiona
• Awaria silnika podczas startu – sygnał UPTRIM
• Hamulec śmigła jest wybrany na ON (tylko lewy zawór wentylacyjny jest zamknięty)
• brak ciśnienia powietrza, zawór jest zamykany dociskaną sprężyną, niezależnie od zasilania energią
elektryczną
Aby połączyć lewą i prawą stronę systemu wentylacji jest zainstalowany zawór krzyżujący. Ten zawór jest
zamykanym dociskaną sprężyną, kontrolowanym solenoidą (spirala używana w elektromechanice – przyp.
tłumacza), pneumatycznym zaworem odcinającym i jest zamykany gdy solenoida przestaje być zasilana.
System detekcji nieszczelności jest zainstalowany aby wykrywać nieszczelności przewodów. W
przypadku gdy nieszczelność zostanie wykryta, współdziałający pakiet zaworów, zawór HP i zawór
BLEED (i zawór GRD X FEED jeśli lewa pętla (loop) jest obciążona) zostają automatycznie zamknięte.
45
Ponadto jest zainstalowany system detekcji przegrzania i zamyka zawór BLEED i zawór BLEED AIR
SHUTOFF jeśli tylko zdarzy się, iż warunki termiczne są anormalne (za wysoka temperatura). Działają
one w 274°C (525°F) i są kontrolowane przez MFC.
9.1.1 Kontrolery
1. Przełącznik wentylacji silnika (Engine Bleed)
Kontroluje powiązane zawory HP i BLEED
ON (przycisk wciśnięty)
powiązane solenoidy zaworów HP i BLEED są zasilane i zawory zostają
otwarte jeśli jest dostępne ciśnienie
OFF (przycisk zwolniony)
powiązane zawory HP i BLEED są zamknięte. Światło OFF świeci na
biało
FAULT
Światło świeci bursztynowo i aktywowany jest CCAS kiedy pozycja
zaworów wentylacji nie zgadza się z wyznaczoną pozycją, co zdarza się
szczególnie w przypadku nieszczelności lub przegrzani
2. Światło Overheat (przegrzanie)
Światło świeci bursztynowo i CCAS jest aktywny kiedy warunki przegrzania zostają wykryte przez
system detekcji przegrzania (T > 274°C / 525° F)
3. Światło ostrzeżenia o nieszczelności (Leak)
Światło świeci bursztynowo i CCAS jest aktywny kiedy system detekcji nieszczelności wykryje
nieszczelność.
4. Światło X-Valve (zawór krzyżujący)
Światło świeci bursztynowo kiedy zawór GRD X FEED jest otwarty
9.2 Klimatyzacja (Air Conditioning)
Dwa niezależnie pracujące pakiety (paczki (packs) – przyp. tłumacza) przetwarzają powietrze aby
wyregulować przepływ i temperaturę powietrza. Przetworzone powietrze jest potem przesyłane do
systemu klimatyzacji i tak lewy pakiet przesyłany jest do kokpitu i kabiny podczas gdy prawy pakiet
przesyłany jest tylko do kabiny.
Zanim powietrze jest przesłane paczkami, przechodzi przez zawory paczek. Są dwa (lewy i prawy) zawory
napędzane pneumatycznie i kontrolowane elektronicznie, i pełnią funkcje:
• odcinają paczki
• kontrolują ciśnienie co znaczy, że kontrolują przepływ. Dostępne są do wyboru normalny i wysoki
przepływ.
Zawory paczek są zamykane dociskaną sprężyną. W przypadku straty mocy elektrycznej lub braku
ciśnienia powietrza, te zawory są zamknięte.
Kiedy powietrze przejdzie przez zawory paczek jego temperatura jest regulowana w wymienniku ciepła.
Tam powietrze z wentylacji wymienia ciepło z powietrzem zewnętrznym. Powietrze zewnętrzne jest
dostarczane do wymiennika ciepła poprzez
• dwa naziemne turbo wentylatory kiedy:
IAS ≤ 150 kts i podwozie jest schowane przez mniej niż 10 minut.
46
Uwaga: W przypadku ENG OIL LOW PRESS, turbo wentylator włącza się po przeciwnej stronie i
jest włączony tak długo jak IAS ≤ 150 kts niezależnie od pozycji podwozia
• przez pęd powietrza kiedy IAS > 150 kts
Uwaga: Niewłaściwa pozycja zaworu odłączającego turbowentylator prowadzi do zamknięcia
powiązanych zaworów paczek.
Klimatyzowane powietrze wchodzi do kabiny przez nachylone otwory wlotowe i jest następnie usuwane
poprzez otwory wzdłuż ścian kabiny na poziomie podłogi. Część usuniętego powietrza jest ponownie
wykorzystywane poprzez wentylatory recyrkulacyjne, a pozostała część jest usuwana poza pokład przez
zawory odpowietrzające.
Dla kabiny załogi, przedniej przegrody bagażowej, wyposażenie elektryczne i elektronicznej wygląda
trochę inaczej.
Ponownie klimatyzowane powietrze jest przesyłane poza pokład lub ponownie włączane do obiegu ale
jest włączane ponownie do obiegu podpodłogowo aby podnosić ciśnienie w kabinie, a wybór jest
dokonywany poprzez zawór overboard (poza pokład) (OVBD), który kontroluje zawór podpodłogowy
(U/F):
• OVBD w pełni zamknięty
→
U/F otwarty
• OVBD częściowo lub w pełni otwarty →
U/F zamknięty
• OVBD TRYB NORMALNY:
Automatyczny wybór
• OVBD TRYB RĘCZNY:
używany w przypadku awarii tryby automatycznego lub na
ziemi do wspomagania ogrzewania kabiny (pełna zamknięta
pozycja)
Recyrkulowane powietrze wypuszczane przez wentylator, który może być rozpędzany do różnych
prędkości:
Prędkość rotacji jest minimalna poniżej 20°C (68°F)
Prędkość rotacji jest maksymalna powyżej 52°C (126°F)
Prędkość rotacji jest zmieniana liniowo pomiędzy minimum a maksimum.
Przycisk EXHAUST (wydech) może być używany do kontroli zaworu OVBD w częściowo otwartej pozycji
ale może być użyty tylko kiedy zawór OVBD jest aktywowany w TRYBIE AUTOMATYCZNYM.
Temperatura jest regulowana przez mieszanie gorącego i zimnego powietrza w paczkach. Jak
wspomniano lewe pakiety przesyłane są do kokpitu i kabiny podczas gdy prawe są przesyłane tylko do
kabiny. Są dostępne dwa tryby kontroli temperatury:
• TRYB AUTOMATYCZNY
Temperatura każdej uwalnianej paczki jest kontrolowana poprzez elektroniczny kontroler
temperatury, który kontrolując pozycje zaworu, wylicza temperaturę na podstawie:
• Temperatury przewodów
• Selektora pożądanej temperatury strefowej (Zone temperature)
• Temperatury kabiny
• Temperatury powierzchni samolotu
• TRYB MANUALNY
Temperatura każdego pakietu kontrolowanego przez zawór, jest kontrolowana tylko przez selektor
żądanej temperatury strefowej i ograniczana przez pneumatyczny sensor temperatury.
Klimatyzacja jest wyposażona także w system wykrywania przegrzania.
Kiedy temperatura powietrza w przewodach w dole komory mieszającej wzrośnie powyżej 88°C (191°F)
zawór kontroli temperatury jest stopniowo zamykany przez limiter w celu zredukowania przepływu
gorącego powietrza.
Kiedy temperatura w przewodach minie 92°C (200°F) ostrzeżenie przegrzania jest wysyłane do załogi –
zawór paczek nie jest zamykany.
W przypadku gdy temperatura w przewodach minie 204°C (399°F) zawór paczek jest zamykany
automatycznie.
47
9.2.1 Kontrolery
9.2.1.1 Panel temperatury kabiny
1. Przełącznik zaworu paczki
Przycisk wciśnięty
Skojarzony zawór paczki jest otwarty jeśli zasilanie elektryczne i ciśnienie
powietrza są dostępne
Uwaga: Jest 6 sekund opóźnienia na prawym pakiecie dla komfortu
pasażerów
OFF (przycisk zwolniony)
Skojarzony zawór pakietu jest zamknięty. Światło OFF świeci na biało
FAULT
W przypadku gdy pozycja zaworu paczki nie zgadza sie z wybraną
pozycją lub wykryte zostanie przegrzanie (temperatura w przewodach >
204°C / 393°F) światło FAULT świeci na bursztynowo i CCAS jest
aktywowany. W przypadku przegrzania zawór jest zamykany
automatycznie.
2. Przycisk przepływu (Flow)
NORM (przycisk zwolniony) Oba zawory paczek są kontrolowane automatycznie, dostarczając 22 PSI
regulowanego ciśnienia
HIGH (przycisk wciśnięty)
Oba zawory pakietu są kontrolowane dostarczając 30 PSI regulowanego
ciśnienia przez zwiększenie przepływu. Światło HIGH świeci na niebiesko.
3. Pokrętło temperatury kabiny
Wybiera temperaturę dla kabiny.
4. Przycisk wyboru temperatury
Wybiera tryb działania kontrolera temperatury
AUTO (przycisk wciśnięty) Tryb automatyczny jest wybrany. Pozycja zaworu jest kontrolowana przez
elektroniczny kontroler temperatury
MAN (przycisk zwolniony)
Tryb manualny jest wybrany. Pokrętło temperatury pomieszczenia
bezpośrednio kontroluje pozycje zaworu. Pneumatyczny ogranicznik
temperatury ogranicza maksymalną temperaturę w przewodach poniżej
88°C (191°F). Światło MAN świeci na biało.
OVHT
W przypadku wykrycia przegrzania (T > 92°C / 200°F) światło OVHT
świeci na bursztynowo, a CCAS jest aktywny. Nie jest wstrzymywany w
trybie MAN
5. Przycisk wentylatora recyrkulacji
Wybiera działanie dla odpowiedniego wentylatora recyrkulacyjnego.
48
Przycisk wciśnięty
Wentylatory recyrkulacji są aktywne. Prędkość rotacji wentylatora jest
zmienna liniowo od 1,500RPM do 2,200 RPM, w zależności od pozycji
zaworu kontroli temperatury. Jeśli temperatura jest niższa niż 18°C
(61°F), wysoka prędkość jest wybierana automatycznie.
OFF (Przycisk zwolniony)
Wentylatory są zatrzymane. Brak recyrkulacji, całe powietrze jest
dostarczane poprzez paczki. Światło OFF świeci na biało.
FAULT
W przypadku niskiej prędkości wentylatora ( < 900 RPM) lub wykrycia
przegrzania elektrycznego silnika wentylatora światło FAULT świeci na
bursztynowo, a CCAS jest aktywowany
6. Wskaźnik temperatury pomieszczenia (Compt indicator)
Wskazuje temperaturę w wybranym pomieszczeniu w °C
7. Wskaźnik przewodów
Wskazuje temperaturę w przewodach dla zaznaczonego pomieszczenia zanim powietrze opuści
przewody.
8. Selektor pomieszczenia
Wyznacz strefę dla której wskazywana jest temperatura (FLT COMP lub CABIN)
9. Gnd X-Feed
Zobacz sekcje System Pneumatyczny
9.2.1.2 Kontroler wentylacji awioniki
1. Przełącznik kontroli zaworu OVBD
W normalnej konfiguracji przełącznik jest zabezpieczony w pozycji AUTO aby zapewnić właściwy tryb
EXHAUST. Przełacznik może być odbezpieczony poprzez reczne wybranie pozycji przełącznika.
FULL OPEN (Pełne otwarcie)
Zawór OVBD jest w pełni otwarty
UWAGA: Nie zaznaczać pełnego otwarcia zaworu OVBD jeśli
różnica ciśnienia przekracza 1 PSI.
AUTO
Pozycja zaworu OVBD zależna od
• trybu EXHAUST wybranego przyciskiem
• stanu samolotu (lot lub na ziemi)
FULL CLOSE (pełne zamknięcie)
Zawór OVBD jest w pełni zamknięty
2. Przycisk trybu wydechu (Exhaust)
Kontroluje zawór OVBD tak długo jak przełącznik kontrolny zaworu OVBD jest w pozycji AUTO.
NORM (przycisk wciśnięty)
Na ziemi, silnik 1 jest wyłączony (OIL LOW PRESS)
• wyciąg wentylatorów pracuje nieprzerwanie
• zawór OVBD jest w pełni otwarty
• Zawór U/F jest zamknięty
W locie (lub na ziemi, silnik 1 uruchomiony)
• wyciąg wentylatorów pracuje nieprzerwanie
• zawór OVBD jest w pełni zamknięty
• Zawór U/F jest otwarty
OVBD (przycisk zwolniony)
• wyciąg wentylatorów jest OFF
• zawór OVBD jest częściowo otwarty (tylko w czasie lotu)
• zawór U/F jest zamknięty
• światło OVBD świeci na biało
49
FAULT
Świeci bursztynowo i CCAS jest aktywowany w przypadku awarii
wentylatora lub przegrzania
Uwaga 1: Samolot na ziemi, a moc zewnętrzna dostępna: jeśli
tryb wydechu jest zaznaczony na pozycji OVBD, mechanik
naziemny zgłasza zasilanie i pośrednia pozycja jest
podtrzymywana
Uwaga 2: Kiedy sekwencja startowa jest inicjowana, wyciąg
wentylatorów jest zatrzymywany na 120 sekund aby uniknąć
skoku ciśnienia. Fault trybu wydechu świeci, a mechanik
naziemny zgłasza brak zasilania
3. Światło awarii (Fault)
Świeci bursztynowo i CCAS jest aktywowany, kiedy jest niezgodność w pozycji zaworu OVBD:
• kiedy na ziemi, silnik 1 nie jest uruchomiony (OIL LOW PRESS)
zawór OVBD nie jest w pełni otwarty (oprócz przełącznika CTL
na FULL CLOSE)
• kiedy w powietrzu lub na ziemi silnik 1 uruchomiony, zawór
OVBD jest w pełni otwarty (oprócz przełącznika CTL na FULL
CLOSE)
Światło gaśnie kiedy zawór OVBD osiąga wybraną pozycje.
9.3 System utrzymywania ciśnienia
Ciśnienie otoczenia spada ze wzrostem wysokości. Dlatego kabina jest pod ciśnieniem aby zredukować
napływ do samolotu poprzez kadłub , zmiennego ciśnienia. Ciśnienie w kabinie jest kontrolowane poprzez
stosunek powietrza napływającego do samolotu do powietrza opuszczającego samolot poprzez zawory
odpływowe. ATR jest wyposażony w dwa zawory odpływowe:
• jeden zawór odpływowy elektropneumatyczny
• jeden zawór odpływowy pneumatyczny
Normalnie ciśnienie w kabinie jest kontrolowane w pełni przez automatyczny cyfrowo elektroniczny
kontroler ale system może być kontrolowany ręcznie poprzez użycie ręcznego kontrolera pneumatyki.
Podczas pracy automatycznej pneumatyczny zawór odpływowy jest zależny od elektropneumatycznego
zaworu odpływowego i ich działanie będzie takie samo.
Funkcje zabezpieczające są realizowane w przypadku awarii kontrolera:
• dodatnia różnica ciśnienia jest ograniczona do 6.35 PSI
• ujemna różnica ciśnienia jest ograniczona do -0.5 PSI
9.3.1 Tryb automatyczny
Zawory odpływowe są kontrolowane przez kontroler cyfrowy. Przetwarza sygnały do pozycjonowania
zaworu odpływowego, na podstawie następujących parametrów:
• Wysokość lądowiska – z selektora wysokości lądowiska (landing elevation)
• Wysokość wznoszenia zapamiętana przez kontroler
• Ciśnienie w kabinie
• Ciśnienie statyczne samolotu generowane przez Air Data Computer, ADC 1 z ustawień głównego
wysokościomierza barometrycznego. W przypadku awarii ADC 1 statyczne ciśnienie samolotu jest
generowane przez ADC 2 z domyślnym 1013.2 HPa (29.92 in. Hg).
Kontroler oblicza teoretyczną wysokość kabiny i wysyła sygnał do silnika zaworu odpływowego z
rozkazem wyregulowania aktualnej wysokości kabiny poprzez otwarcie lub zamkniecie zaworów
odpływowych. W przypadku gdy sygnał elektryczny zostanie utracony, zawory odpływowe zamykają się.
9.3.2 Funkcja wyrzutu (Dump function)
Funkcja wyrzutu wysyła sygnał pełnego otwarcia do zaworów odpływowych.
UWAGA: Przycisk DUMP jest mechanicznie chroniony i żadne inne urządzenia nie chronią przed użyciem
funkcji DUMP.
50
9.3.3 Tryb ręczny
W czasie działania trybu ręcznego, zawory elektropneumatyczne są zamknięte i pracują tylko
pneumatyczne zawory odpływowe. Pokrętło kontrolne używane jest do wyznaczania tempa wznoszenia
się lub opadania kabiny w odstępie od -1500 stóp/min do +2500 stóp/min.
9.3.4 Tryb wyrzucania (ditching mode)
Dwa elektryczne silniki (jeden na każdym zaworze odpływowym) podtrzymują oba zawory odpływowe w
pozycji zamkniętej. Tryb ten jest dostępny w trybie automatycznym i ręcznym.
9.3.5 Kontrolery
9.3.5.1 Kontrolery Automatyczne
1. Wskaźnik wysokości lądowiska
Wyświetla wyznaczoną wysokość lądowiska. Dwie ostatnie cyfry zawsze pokazują 0.
2. Przełącznik cynglowy ustawiania wysokości
Ustawia wysokość lądowiska. Możliwe ustawienia pomiędzy -1,500 stóp i 9,900 stóp. Regulacja jest
możliwa tylko poprzez zwiększanie o 100 stóp. Przesuń wskaźnik myszy nad przełącznik aby zmienić
wysokość lądowiska. Lewy przycisk myszy zwiększa o 100 stóp, prawy przycisk myszy zwiększa o
1,000 stóp. Przesuń przycisk poniżej przełącznika aby zmniejszyć wysokość lądowania. Lewy przycisk
myszy obniża o 100 stóp, prawy przycisk obniża o 1,000 stóp.
3. Przycisk tempa wznoszenia (Descent rate)
Wyznacza tempo wznoszenia kabiny:
NORM (przycisk zwolniony)
max. tempo wznoszenia kabiny -400 stóp/min
FAST (przycisk wciśnięty)
max. tempo wznoszenia kabiny -500 stop/min. Światło FAST
świeci na niebiesko.
4. Przycisk testowy
Inicjuje sekwencje testową. Podczas testu wysokość lądowisk będzie wskazywać 18,800 i -8,800
Naprzemiennie, a światło FAULT będzie świecić bursztynowo na przycisku MAN.
5. Chroniony przycisk wyrzutu
Ten przycisk pozwala na zaznaczenie trybu DUMP
NORMAL (przycisk zwolniony)
Kontroler cyfrowy pracuje normalnie. Tryb DUMP nie jest
zaznaczony
ON (przycisk wciśnięty)
Włącza tryb DUMP, a sygnał otwarcia jest wysyłany do
elektropneumatycznych zaworów odpływowych. Oba zawory
odpływowe są w pełni otwierane. Światło ON świeci na biało
51
9.3.5.2 Kontrolery Ręczne
1. Przycisk trybu
Wyznacza tryb kontroli ciśnienia:
Przycisk wciśnięty
Kontroler cyfrowy pracuje (tryb AUTO)
MAN (przycisk zwolniony)
Kontroler cyfrowy nie pracuje i kontroler ręczny reguluje ciśnienie w
kabinie. Światło MAN świeci na biało.
FAULT
W przypadku awarii cyfrowego kontrolera światło FAULT świeci
bursztynowo, a CCAS jest aktywowany
2. Pokrętło stopniowania ręcznego
Wyznacza tempo wznoszenia i opadania kabiny, kiedy pracuje w trybie ręcznym. Maksymalne
wyznaczone tempo wznoszenia kabiny wynosi +2,500 stóp/min, a maksymalne tempo opadania -1,500
stóp/min.
Kiedy jest włączony tryb AUTO, pokrętło musi być ustawione na NORM.
Lewy przycisk myszy obraca pokrętło według wskazówek zegara
Prawy przycisk myszy obraca pokrętło odwrotnie do wskazówek zegara
3. Chronione pokrętło wyrzutu (ditch)
Wybiera tryb wyrzutu.
ON (przycisk wciśnięty)
Zawory odpływowe wymuszają zamkniętą pozycję niezależnie od trybu
kontrolnego ciśnienia. Światło ON świeci na biało.
9.3.5.3 Wskaźniki ciśnienia w kabinie
1. Wskaźnik wysokości (ALT)
Wskazuje ciśnienie w kabinie w tysiącach stop wysokości, bazując na 1013.2 HPa (29.92 in.Hg.)
2. Wskaźnik tempa (RATE)
Wskazuje tempo zmian wysokości kabiny w 1,000 stóp/min
3. Wskaźnik różnicy (DIFF)
Wskazuje różnice ciśnienia pomiędzy tym w kabinie a ciśnieniem statycznym samolotu od -1 do +8 PSI.
52
10 – Kontrolery Lotu
Samolot może się poruszać wokół trzech osi. Dla każdej z osi potrzebne są kontrolery:
• Nachylenie (Pitch)
– kontrolowane przez dwa stery wysokości (elevator), poruszane mechanicznie
• Obrót (Roll)
– kontrolowany przez jedną lotkę (aileron), poruszaną mechanicznie i jeden
spoiler, poruszany hydraulicznie (niebieski system) na każdym skrzydle
• Odchylenie (Yaw)
– kontrolowane przez ster kierunku (rudder), poruszany mechanicznie
Ponadto para mechanicznie połączonych zewnętrznych i wewnętrznych klap (flaps), zainstalowanych na
każdym skrzydle. Klapy są poruszane hydrauliką niebieskiego systemu. Poniższa grafika pokazuje gdzie
znajdują się różne systemy.
10.1 Kontrola Obrotu (ROLL)
Obrót jest kontrolowany przez skręcanie orczykiem (yoke) w lewo i w prawo. Ruch orczyka jest
przenoszony poprzez liny i bloczki do lotek, które poruszają się zgodnie z ruchem orczyka. W prawdziwym
samolocie maksymalne wychylenie orczyka to +/- 87° podczas gdy lotki poruszają się o +/- 14° w
górę/dół. Podczas gwałtownych skrętów spoilery podnoszą się aby zwiększyć tempo obrotu. Spoilery są
wyciągane i chowane automatycznie w zależności od wychylenia orczyka.
ATR oferuje trymer obrotu, który resetuje neutralną pozycję lotek. Jest on kontrolowany elektronicznie
przez dwa przełączniki kontrolne sterujące elektrycznymi siłownikami. Maksymalne ustawienia trymu to
6.7° w gore i 6.7° w dół.
10.2 Kontrolery
10.2.1 Wskaźnik Pozycji Spoilera
Wskaźnik pozycji spoilera jest położony na panelu górnym w górnym lewym rogu. Każde niebieskie
światło gdy świeci wskazuje, że stowarzyszony spoiler nie jest w pozycji wciągniętej.
53
10.2.2 Wskaźnik Pozycji Trymera Obrotu
Wskaźnik trymera obrotu jest położony po prawej stronie panelu silników.
Wskazuje on wypuszczenie trymów lotek, stabilizujących podróż.
10.2.3 Przełącznik Kontrolny Trymu Obrotu
Przełącznik kontrolny Trymu Obrotu znajduje się na piedestale.
Jest używany do kontroli trymu obrotu.
Wciśnij prawy przycisk myszy aby nakazać opuszczenie prawego skrzydła w dół.
Wciśnij lewy przycisk myszy aby nakazać opuszczenie lewego skrzydła w dół.
10.3 Kontrola Nachylenia
Nachylenie jest kontrolowane przez dwa stery wysokości. Te stery są napędzane mechanicznie przez
kontrolowanie kolumny orczyka, w ten sposób w czasie lotu symulatorem steruje się nachyleniem.
Ponadto oferowane są dwa systemy trymu nachylenia:
Trym normalny kontrolowany przez przełącznik biegunowy w prawdziwym samolocie, a przez komendy
trymowe symulatora lotu w tym ATR
Rezerwowy system trymowy który jest kontrolowany przez przełącznik trymu na piedestale.
W prawdziwym samolocie są zawarte systemy ostrzegania przed przepadnięciem (stall), stick shaker i
stick pusher – nie jest to możliwe w tym samolocie, ze względu na ograniczenia symulatora lotu. Dlatego
tylko ostrzeżenie przed przepadnięciem funkcjonuje ale kontrolery stick shaker (wibrator) i stick pusher
(popychacz) są zaimplementowane aby zwiększyć realizm.
Kiedy samolot podchodzi do lądowania pod krytycznym kątem natarcia, dźwięk ostrzeżenia przed
przepadnięciem i stick shaker włącza się, wprowadzając w drgania kolumnę kontrolną. W przypadku gdy
kat natarcia nadal się zwiększa stick pusher włącza się, popychając kolumnę kontrolną do przodu.
54
10.3.1 Wskaźnik Pozycji Trymu Nachylenia
Wskazuje położenie trymu nachylenia stabilizującego podróż.
Sektor zielony od 0° - 2.5° wskazuje zakres trymu nachylenia w czasie startu. Jeśli trym wyjdzie poza ten
zakres, podczas startu zabrzmi dźwięk ostrzegawczy.
10.3.2 Światło a-synchronizacji Trymu Nachylenia
Świeci wskazując desynchronizacje stabilizacji nachylenia.
10.3.3 Rezerwowy (STBY) przełącznik Kontroli Trymu Nachylenia
Przełącznik STBY kontroli trymu nachylenia jest przełącznikiem zabezpieczonym. Aby otworzyć
zabezpieczenie kliknij na zawias po lewej stronie. Ponad przełącznikiem jest obszar kliknięcia
przełącznika – kliknij tam aby podciągnąć trym nosa w górę.
Aby trym nosa obniżyć w dół kliknij poniżej przełącznika.
Zauważ że aktywacja rezerwowego trymu nachylenia odłącza autopilota
UWAGA: Nie używaj trymu normalnego i rezerwowego równocześnie.
10.3.4 Przycisk Stick Pusher
FAULT
OFF
świeci (bursztynowo), wskazując awarie stick pusher lub stick shaker
Wyłącza stick shaker, stick pusher i ostrzeżenia przed przepadnięciem.
UWAGA: Żadne słuchowe i wizualne ostrzeżenia nie ostrzegają wtedy przed
przepadnięciem.
55
10.3.5 Światło Stick pusher
Światło stick pusher jest położone na panelu głównym pierwszego oficera. Aby mieć dostęp do tego
panelu należy skonfigurować ATR dla widoku panelu głównego FO używając menadżera konfiguracji
ATR!
Światło Stick pusher świeci na zielono wskazując działanie stick pusher.
10.4 Kontrola Odchylenia
Podstawowo odchylenie jest kontrolowane poprzez użycie pedałów do kontrolowania pozycji steru
kierunku (ruder). Jednostka Ograniczania Poruszania (Travel Limitation Unit), TLU, dostosowuje limit
skrętu do prędkości. Większa prędkość powoduje większe obciążenie na sterze kierunku. Aby zapobiec
zniszczeniu steru kierunku, kiedy jest wyznaczony pełny skręt w prawo i lewo steru kierunku, maksymalny
kąt wychylenia steru kierunku jest redukowany, kiedy osiągnięte zostanie 185 węzłów podczas
przyspieszania. Podczas zwalniania pełen zakres ruchu steru kierunku jest odzyskiwany kiedy osiągnie
się 180 węzłów.
Normalnie TLU pracuje automatycznie i zbiera informacje o prędkości z Komputerów Danych
Powietrznych (Air Data Computers) ADC 1 i 2. W przypadku awarii ADC pilot może wyznaczyć LO SPD
(niska prędkość) lub HIGH Speed (wysoka prędkość) ręcznie.
Trymowanie odchyłu jest wykonywane aby wyrównać skok pozycji zerowej stabilizatora. Trym odchylenia
jest kontrolowany przez dwa obrotowe selektory na sterze kierunku napędzające trymy. Zwalniana
Jednostka Centrowania (Releasable Centering Unit), RCU, chroni pedał przed ruchem podczas operacji
trymowania. Tak więc pedał pozostaje w pozycji neutralnej, kiedy używany jest trymer steru kierunku.
Ustawienia trymu są wskazywane na wskaźniku trymu. Maksymalne wskazania to +/- 3 kropki.
Aby chronić ster kierunku przed nadmiernym poruszaniem spowodowanym porywami wiatru
zainstalowany jest amortyzator steru kierunku (Yaw damper). W czasie lotu yaw damper reguluje
prędkość poruszania steru kierunku.
10.4.1 Kontrolery TLU
Panel kontrolny TLU (Jednostka Ograniczania Poruszania (Travel Limitation Unit)) jest położony na
panelu górnym, w lewym górnym rogu.
AUTO
LO SPD
HI SPD
LO SPD
FAULT
Tryb automatyczny – HI SPD jest wybierane automatycznie kiedy osiągnięte
zostaną 185 węzły podczas przyspieszenia
Jest wybierany automatycznie kiedy osiągnięte zostaną 180 węzły podczas
zwalniania
Tryb wysokiej prędkości jest wybrany ręcznie
Tryb niskiej prędkości jest wybrany ręcznie
Świeci bursztynowo kiedy zostanie wykryta awaria systemu:
• niezgodność systemu
• awaria obu ADC
56
• uszkodzone dane ADC
• awaria synchronizacji pozycji TLU
10.4.2 Światło LO SPD (Współdziałające z TLU)
Światło jest położone po prawej stronie instrumentów silnika.
Światło LO SPD świeci na zielono kiedy poruszanie sterem kierunku nie jest ograniczone
10.4.3 Wskaźnik pozycji trymu Odchylenia
Wskazuje położenie trymu
10.4.4 Przełącznik Kontroli Trymu Odchylenia (YAW)
Kontroluje siłownik trymu odchylenia.
Lewy przycisk myszy trymuje przód w lewo
Prawy przycisk myszy trymuje przód w prawo
10.5 Klapy
Każde skrzydło posiada dwie mechanicznie połączone klapy (wewnętrzne i zewnętrzne klapy). Klapy są
kontrolowane przez dźwignie kontrolną klap, która wysyła elektryczne sygnały do zaworów klap, które
podnoszą 4 siłowniki klap. Dźwignia klap może być w pozycji 0°, 15° i 30°. W przypadku gdy różnica w
kącie klap jest większa niż 6.7°, jest aktywowane ostrzeżenie asymetrii klap, a zasilanie elektryczne
systemu kontrolnego klap jest izolowane. Tak więc klapy zostają w obecnej pozycji, a dźwignia klap nie
wpływa na system. Odpowiednia akcja jest wymagana aby zresetować system klap.
57
10.5.1 Dźwignia Kontroli Klap
Kontroluje poruszanie klapami. Dopuszczane pozycje klap wynoszą 0°, 15° i 30°. Aby zmienić ustawienie
klap należy użyć odpowiedniej komendy symulatora lub przycisku myszy:
Lewy przycisk wysuwa klapy
Prawy przycisk chowa klapy.
10.5.2 Wskaźnik pozycji klap
Wskaźnik pozycji klap jest położony po prawej stronie instrumentów silnika. Wskazuje aktualną pozycję
klap.
Niebieski wskaźnik klap EXT wskazuje, że zawór klap otrzymał polecenie hydraulicznego wysunięcia klap.
10.5.3 Śwatło Asymetrii klap
Świeci bursztynowo, kiedy asymetria klap osiągnie 6.7°
10.6 Blokada Ciągu (Gust Lock)
Z powodu ograniczeń symulacji, blokada ciągu zaimplementowana w ATR Flight One jest zredukowana
do ograniczenia dźwigni mocy, aby chronić przed ustawieniem zbyt dużej mocy w trybie Hotelowym. W
prawdziwym samolocie ochrona blokuje urządzenia takie jak stery wysokości i lotki chroniąc kontrolery
lotu na ziemi.
Blokada Ciągu jest aktywowana poprzez kliknięcie obszary pokazanego w rozdziale 6 (Powerplant).
58
11 – Podwozie i Hamulce
Podwozie ATR jest podzielone na
– jedno chowane obrotowe podwozie dziobowe
– dwa chowane podwozia główne
Oba są hydraulicznie poruszane i wszystkie są wyposażone w amortyzatory absorbujące. Do operacji
naziemnych jest dopuszczone przednie koło sterowe. W przypadku awarii elektryki lub hydrauliki,
podwozie może być opuszczone przez własny ciężar.
11.1 Podwozie
Podwozie jest kontrolowane przez dźwignie podwozia i system wskaźników podwozia. Dźwignie podwozia
można znaleźć po prawej stronie instrumentów silnika, tak jak i dwa wskaźniki pozycji podwozia. Te
wskaźniki pozycji podwozia są podłączone do dwóch różnych jednostek monitorujących. Podstawowy
system zarządzany jest przez MFC podłączony do modułu 1A i kontroluje dźwignie podwozia i wskaźnik
powyżej niej, a system drugi zarządzany przez MFC modułu 2A kontroluje wskaźnik pozycji podwozia na
panelu górnym.
Pamiętaj:
• Podczas wciągania podwozie jest automatycznie hamowane
• Tak długo jak podwozie jest zablokowane w wyznaczonej pozycji, ciśnienie hydrauliczne jest zwalniane
z linii łączących
• Drzwi podwozia są podłączone mechanicznie do podwozia i są otwierane i zamykane automatycznie
W przypadku awarii normalnego wypuszczania podwozia, podwozie jest wyciągane awaryjnie. Podwozie
wypuszcza się i zatrzaskuje dzięki grawitacji i siły aerodynamicznej. Sprawdź w twoim symulatorze lotu,
który klawisz jest przyporządkowany do ręcznego wciągania podwozia.
Mechanizm kierowniczy koła nosowego jest kontrolowany mechanicznie z kokpitu i jest zasilany przez
niebieski system hydrauliczny. Kąt skrętu nosa to +/- 60 ° a maksymalne możliwe wychylenie koła
nosowego (podczas holowania !) to +/- 91 °. Wewnętrzny mechanizm przywraca koło do pozycji
wycentrowanej kiedy samolot jest ziemi. Kontrola sterowania będzie utrzymana tak długo jak to podwozie
pozostanie na ziemi.
Użyj hamulca różnicowego / różnicowego ciągu w przypadku gdy mechanizm kierowniczy jest odłączony.
11.1.1 Panel Kontrolny Podwozia
1. Dźwignia sterująca Podwoziem
Kliknięcie którymkolwiek przyciskiem myszy przełącza dźwignie podwozia:
GÓRA (UP)
Wybrano wciągnięcie podwozia
DÓŁ (DOWN)
Wybrano wysunięcie podwozia
Czerwone światło na dźwigni podwozia wskazuje, a CCAS jest aktywowane, kiedy nie jest wykryte
opuszczenie i zablokowanie któregokolwiek podwozia przez system wykrywania.
59
2. Wskaźnik położenia podwozia
Wyświetla pozycje podwozia wykrytą przez MFC 1.
świeci na zielono gdy wykryte zostanie
wypuszczenie i zablokowanie poszczególnych podwozi.
UNLK świeci na czerwono gdy odpowiednie podwozie nie jest zablokowane w wybranej pozycji dźwigni
lub, jeśli na ziemi, przegroda odblokowująca (uplock box) nie jest w pozycji otwartej.
11.1.2 Wskaźnik pozycji podwozia – panel górny
Wyświetla pozycje podwozia wykrytą przez MFC 2.
świeci na zielono gdy wykryte zostanie
opuszczenie i zablokowanie poszczególnych podwozi.
UNLK świeci na czerwono gdy odpowiednie podwozie nie jest zablokowane w wybranej pozycji dźwigni
lub, jeśli na ziemi, przegroda odblokowująca (uplock box) nie jest w pozycji otwartej.
11.2 Hamulce
Cztery główne koła podwozia są wyposażone w wielodyskowe hamulce węglowe, każdy obsługiwany
przez jeden z pięciu tłoków napędzanych siłą hydrauliczną. Są hamulce normalne i hamulce postojowe.
Normalny hamulec jest zasilany przez siłę hydrauliczną z zielonego systemu, podczas gdy hamulec
postojowy jest zasilany przez niebieski system hydrauliczny. Aby zapobiec zablokowaniu kół podczas
hamowania, koła są wyposażone w system anty-poślizgowy który jest aktywowany gdy podwozie jest
wysunięte, a szybkość samolotu jest wyższa niż 10 kts. Każde koło i każda para zewnętrznych lub
wewnętrznych kół są monitorowane. Celem systemu przeciwślizgowego, jest zmniejszenie maksymalnej
odległości hamowania poprzez zmniejszenie poślizgu kół oraz zużycia hamulców i opon.
System ochrony kół przed zablokowaniem jest realizowany poprzez porównywanie szybkości prawych i
lewych kół. Szybkość prawych i lewych zewnętrznych kół jest porównywana z szybkością kół
wewnętrznych. Dla prędkości powyżej 23 kts i różnicy w szybkości powyżej 50% lub więcej pomiędzy
dwoma sygnałami szybkości z kół, skutkuje generacją sygnału zablokowania kół i zwolnieniem hamulców.
Kiedy samolot ląduje proces hamowania jest wstrzymywany tak długo jak szybkość obrotu kół spadnie
poniżej 35 kts lub na 5 sekund tak więc szybkość kół może wzrosnąć, szczególnie na nawierzchni o
niskim tarciu lub gdy koła nie dotykają mocno podłoża.
11.2.1 Dźwignia hamulca awaryjnego/postojowego
Tryb hamulca awaryjnego i postojowego jest kontrolowany przez zawory mierzące awaryjne i postojowe.
Sprężynowo wprowadzana jest na pozycje wyłączenia (OFF).
EMER
nie symulowane
PARKOWANIE
Pełne ciśnienie jest dostarczane do hamulców
Ostrzeżenie: Anty Poślizg jest dezaktywowany w czasie działania Hamulców Awaryjnych
60
11.2.2 Wskaźnik temperatury Hamulców
Światło świeci bursztynowo i CCAS jest aktywowany kiedy temperatura co najmniej jednego z hamulców
przekracza 150 ° C.
11.2.3 Wskaźnik Ciśnienia Hamulców
Pokazuje zakumulowane ciśnienie dostarczane przez niebieski system. Normalna wartość wynosi 3,000
PSI. Sprawdź Rozdział Hydrauliki po więcej informacji o hydraulicznym systemie.
11.2.4 Panel Kontrolny Systemu Antypoślizgowego
Zapamiętaj że symulacja systemu przeciwślizgowego nie jest możliwa w symulatorze lotu. Panel jest
załączony by poprawić realizm.
1. Przycisk Systemu Antypoślizgowego
Kontroluje aktywowanie / dezaktywowanie systemu antypoślizgowego.
2. Światło usterki "kanału" Antypoślizgowego
Świeci bursztynowo i CCAS jest aktywowany w przypadku wykrycia defektu w kanale łączącym.
Anty-poślizg jest utracony gdy jakikolwiek kanał jest uszkodzony
3. Przycisk testowy
Inicjuje sekwencje testową. Światło FAULT (DEFEKT) dla wszystkich kanałów przeciwślizgowych
świeci się tak długo jak przycisk jest naciśnięty.
61
12 - Ochrona przed Lodem i Deszczem
Aby latać ATR w trudnych warunkach atmosferycznych ochrona przeciw oblodzeniowa i
przeciwdeszczowa musi być zapewniona. W ATR są zainstalowane trzy rodzaje systemów :
• Pneumatyczna ochrona anty oblodzeniowa
Stosuje gorące powietrze dostarczane z silników przez lewy i prawy zawór anty oblodzeniowy bez
względu na pozycję zaworu wentylacji. System pneumatyczny dostarcza ochronę przed lodem do
następujących systemów:
• zewnętrzne, centralne i wewnętrzne krawędzie natarcia skrzydła
• poziome krawędzie natarcia ogonowe
• wloty powietrza silnika i przewody paliwowe
• Ogrzewanie elektryczne
Moc elektryczna z systemu zmiennej częstotliwości AC jest dostarczana do grzejników. Elektryczne
ogrzewanie jest dostarczone do następujących systemów
• ramiona śmigła
• przednie szyby
• próbniki
• czujniki kontrolne lotu
• Wycieraczki przedniej szyby
Ponadto system ostrzegania przeciwoblodzeniowego jest zainstalowany, aby ostrzec załogę w przypadku
wykrycia gromadzenia się lodu.
Poniższe działy będą omawiane w tym rozdziale
• System Doradczy - Anty Oblodzeniowy
• Ochrona silnika i skrzydła
• Anty - oblodzenie Śmigła
• Ogrzewanie okien – Heaters Probe (ogrzewanie Próbników)
• Ochrona Przeciw deszczowa
12.1 System Doradztwa Anty Oblodzeniowego (AAS)
System Doradztwa Anty Oblodzeniowego , AAS, obejmuje detektor lodu, czujniki wskazywania
oblodzenia i trzy światła w kokpicie: oblodzenie [icing] (bursztyn), oblodzenie AOA (zielone) oba
ulokowane na panelu centralnym i (odmrażanie) de - Icing (niebieskie) ulokowany po prawej stronie
panelu silnika.
Detektor lodu jest umieszczony pod lewym skrzydłem i alarmuje załogę jeśli tylko jest wykryty przyrost
lodu. Jeśli przyrost lodu jest wykryty bursztynowe światło oblodzenie (icing) świeci na panelu centralnym.
System Doradztwa Anty Oblodzeniowego wykonuje nieprzerwanie auto-test i światło USTERKA (FAULT)
świeci oraz pojedynczy brzęczyk dźwięczy w przypadku gdy defekt jest wykrywany.
Poniższa grafika przedstawia cykl wykrywania lodu:
62
Zapamiętaj, że sygnalizowany jest tylko przyrost lodu !
Gdy światło OBLODZENIE (ICING) gaśnie, przyrost lodu zatrzymał się ale samolot nie jest jeszcze wolny
od lodu.
12.1.1 Kontrolery
12.1.1.1 Panel wykrywania Lodu
1. Światło Wskazywania Detekcji Lodu
W przypadku gdy przyrost oblodzenia jest wykryty światło ICING świeci bursztynowo.
Gdy jest wybrane zabezpieczanie obu czujników anty oblodzenia i odladzanie płatów, ON podświetlony
jest ciągle.
W przypadku nie wybrania czujników anty oblodzenia i / lub odmarzania płatów światło ON błyska.
Ilekroć jest wykrywamy defekt światło FAULT świeci bursztynowo.
2. Przycisk testowy Ice Det Push
Sprawdza właściwą prace detektora lodu.
Przyciśnij i przytrzymaj przez 3 sekundy:
- bursztynowe światło ICING (OBLODZENIE) błyska na panelu centralnym (w połączeniu z
ostrzeżeniem)
- ICE DET FAULT świeci (w połączeniu z ostrzeżeniem) jeżeli jest wykryta awaria detektora lodu
3. Przycisk Icing AOA (Angle of Attack, Kąt natarcia)
- Światło Icing AOA świeci na zielono gdy tylko przycisk czujników anty oblodzenia jest wybrany ON.
Tak więc załoga jest alarmowana gdy wartości progowe przepadnięcia są niższe w warunkach
zamarzania
- Światło Icing AOA może zostać wygaszone ręcznie jedynie przez naciśnięcie go, wtedy oba czujniki
anty oblodzenia są przestawiane na OFF.
Wartości progowe przepadnięcia są uzyskiwane z wartości zdefiniowanych dla lotu w warunkach
normalnych.
Sonda widoczności oblodzenia
Sonda widoczności oblodzenia jest umieszczona po stronie kapitana i jest widoczna przez boczne okno.
Wskazuje ona przyrost lodu jako że nie jest ogrzewana. Poniższa grafika pokazuje, sondę widoczności
oblodzenia nie pokrytą lodem podczas dnia, pokrytą lodem
podczas dnia i silnie pokrytą lodem w nocy.
63
12.1.1.2 Wskaźnik Odladzania
Świeci
Błyska
Na niebiesko na panelu po prawej od panelu silnika kiedy system odladzania płatów jest
wybrany na ON
Na niebiesko kiedy system odladzania płatów nadal jest wybrany ON pięć minut po
ostatnim wykryciu przyrostu lodu
12.2 Ochrona Silnika i Skrzydeł
Zasadniczą regułą systemu ochrony przed lodem silników i skrzydeł jest nadmuchiwanie fartuchów
((BOOT) rodzaj gumowych „płaszczy” którymi są obute między innymi krawędzie skrzydeł – przyp.
tłumacza) według potrzeb, aby usuwać lód.
Dostarczane ciśnienie kontrolowane przez zawory anty-oblodzeniowe wynosi 1.4 bary (20.3 PSI). Siedem
zaworów dystrybucji kontroluje dostarczanie powietrza do boots:
1. lewy wlot powietrza silnika i komora separacji
2. prawy wlot powietrza silnika i komora separacji
3. lewa zewnętrzna krawędź natarcia skrzydła
4. lewa centralna krawędź natarcia skrzydła i lewa wewnętrzna krawędź natarcia skrzydła
5. prawa zewnętrzna krawędź natarcia skrzydła
6. prawa centralna krawędź natarcia skrzydła i prawa wewnętrzna krawędź natarcia skrzydła
7. pozioma krawędź natarcia ogona
Zawory dystrybucji są kontrolowane przez MFC i mają jedno wejście i dwa wyjścia A i B.
Są używane dwa typy boots:
• chordwise boots A i B alternatywnie dla krawędzi natarcia i ścieżek paliwowych
• obrączkowe boots dla wlotów silnika
Dla obrączkowych boots anty oblodzenie MUSI zostać aktywowane przed tym jak ma miejsce przyrost
lodu- nie należy czekać na przyrost lodu!
Boots są nadmuchiwane (nadymane) zgodnie z określoną kolejnością. Kolejność dla trybu zwykłego jest
pokazana poniżej. Dwa poniższe sekwencje kolejności mogą zostać wybrane:
• Tryb Wolny: kolejne rozpoczęcia sekwencji co 180 sekund (SAT < -20 ° C)
• Tryb Szybki: kolejne rozpoczęcia sekwencji co 60 sekund (SAT > -20 ° C)
64
W trybie OVRD regulator czasowy jest całkowicie separowany od MFC i dostępny jest tylko tryb szybki.
Poniższa grafika pokazuje kolejność dla trybu OVRD.
12.2.1 Kontrolery
12.2.1.1 Panel Anty oblodzeniowy Silnika/Skrzydła
1. Przełącznik Airframe Bleed (Wentylacja płatu)
Kontroluje oba zawory anty oblodzenia i separacji
65
Przełącznik wciśnięty
Normalne operacje – zarówno zawory DE ICE (odmrażanie) i ISOLATION
(izolacja) są otwarte
OFF(Przełącznik zwolniony) Dezaktywacja odmrażania płata, a zarówno zawory DE ICE i ISOLATION
są zamknięte. Odmrażanie silnika może być nadal używane.
FAULT
W tym przypadku światło świeci bursztynowo i CCAS jest aktywowane gdy:
• Ciśnienie powietrza w strumieniu w zaworach odladzania
spada poniżej 14 PSI na więcej niż 10 sekund
• Kolejność nadmuchiwania boots płatów A albo B jest nie poprawna
• Temperatura Powietrza w strumieniu zaworów odladzania przekracza
230 ° C
Zwolnij Przełącznik aby wstrzymać alarm
2. Przełącznik Airframe
Kontroluje wyjście A i B obu skrzydeł i stabilizuje zawory dystrybujące.
Przełącznik zwolniony
Normalne Operacje – współpracujące boots pozostają nie nadmuchane
ON (przełącznik wciśnięty) MFC jest zainicjowany, by rozpocząć sekwencje odladzania w zależności
od przycisku MODE SEL. Światło ON świeci na niebiesko
FAULT
To światło świeci bursztynowo i CCAS jest uaktywniany kiedy:
• jest wykryty brak ciśnienia w strumieniu mimo otwarcia
współpracującego zaworu wyjściowego dystrybucji
• Wykryto ciśnienie w strumieniu mimo zamknięcia
współpracującego zaworu wyjściowego dystrybucji
3. Przełącznik Silników
Kontroluje zawory odmrażania i wyjście A i B odpowiednich zaworów dystrybucji silnika
ON (przełącznik wciśnięty)
zawór DE - Ice jest regulowany, otwarty i sygnał jest wysłany do
MFC by zainicjować sekwencje. Światło ON świeci na niebiesko.
Przełącznik zwolniony
Współpracujące boots pozostają nie nadmuchane. W przypadku
FAULT płatów airbleed (wycieku powietrza) i ENG FALSE
zawór odmrażania jest przełączany w pozycję zamkniętą.
FAULT
Światło FAULT świeci bursztynowo i CCAS jest aktywowany w przypadku gdy:
• jest wykryty brak ciśnienia w strumieniu mimo otwarcia
współpracującego zaworu wyjściowego dystrybucji
• ciśnienie w strumieniu mimo zamknięcia współpracującego
zaworu wyjściowego dystrybucji
• przełącznik AIRBLEED AIRFRAME jest wybrany na OFF i
temperatura powietrza strumienia w zaworze odmrażania
przewyższa 230 ° C
• Kolejność Nadmuchiwania fartuchów (boots) silnika A lub B nie
jest poprawna
4. Przełącznik wyboru trybu Odmrażania
Kontroluje wybór sekwencji nadmuchiwania fartuchów skrzydeł / silników kiedy tryb MAN jest wybrany
na MODE SEL
Przełącznik AUTO
zobacz pozycje 5
FAST (przełącznik zwolniony)
cykl czasowy 60 sekund
SLOW (przełącznik wciśnięty)
cykl czasowy 180 sekund – światło SLOW świeci na niebiesko
5. Przełącznik De Icing Override (odmrażania nadmiarowego) (chroniony)
Kontroluje operacje awaryjnego odladzania.
NORM (przełącznik zwolniony)
Normalna praca
OVRD (przełącznik wciśnięty)
światło OVRD świeci na biało i awaryjne odladzanie jest
aktywowane oraz sekwencja OVRD jest uruchamiana ( cyklem
czasowym 60s). Ta pozycja jest używana gdy współpracujące
światło FAULT świeci.
FAULT
Światło świeci bursztynowo gdy oba współpracujące moduły
MFC, kontrolujące napełnianie fartuchów zawodzą i dochodzi do
niepoprawnej sekwencji napełniania
6. Przełącznik wyboru Trybu AUTO
66
Przełącznik zwolniony
FAULT
MAN (przełącznik wciśnięty)
Normalne operacje (działanie w trybie automatycznym).
Przełącznik wyboru DE - ICING MODE (zobacz pozycje 4) jest
nieaktywny. Sekwencja odladzania jest wybrana automatycznie.
Świeci bursztynowo i CCAS jest aktywowany gdy MFC i / lub ADC
zawodzi. Tryb FAST jest wybrany automatycznie.
przełącznik wyboru DE - ICING MODE działa i pozwala wybrać
właściwą sekwencje odladzania w zależności od SAT. MAN
świeci na biało.
12.2.1.2 Panel Czułek Anty-oblodzeniowych (HORNS)
Przełączniki czułek Anty-Oblodzeniowych
Kontrolują aktywację / dezaktywacje następujących jednostek:
• RUD i L ELEV:
Czułki anty-oblodzeniowe steru (rudder) i lewego steru wysokości (elevator)
• AIL i R ELEV:
Czułki anty-oblodzeniowe lotek i prawego steru wysokości
Ogrzewanie czułek jest niedozwolone na ziemi !
ON (przełącznik wciśnięty)
Współpracujące jednostki anty oblodzenia są aktywowane.
Światło ON świeci na niebiesko
Uwaga: Wybranie co najmniej jednej czułki na ON, zmniejsza
próg alarmu przepadnięcia
OFF (przełącznik zwolniony)
FAULT
Współpracujące jednostki anty oblodzenia są dezaktywowane.
światło świeci bursztynowo i CCAS jest aktywowane wskazując,
że moc elektryczna jest stracona na odpowiednim systemie
12.3 Anty oblodzenie Śmigła
Odladzanie Śmigła jest wykonywane przez zasilane elektrycznie podgrzewacze zainstalowane w łopatach
śmigła. Oporniki użyte do ogrzewania są zainstalowane blisko powierzchni łopaty położonej wewnątrz
sekcji głównej krawędzi łopat . Grzejniki trzech łopat są elektrycznie połączone (każdy z inną łopatą) i są
one zasilane przy pomocy mocy elektrycznej 115 V z systemu zmiennej częstotliwości AC.
Są dostępne dwa tryby użytkowe i są automatycznie wybierane w zależności od temperatury.
Poniższa grafika pokazuje sekwencje czasowe obu trybów:
Cykl niskiej mocy – normalne operacje
67
Cykl Wysokiej Mocy – MODE SEL ON
12.3.1 Kontrolery
12.3.1.1 Panel Anty-oblodzeniowy Śmigła
1. Przełącznik Prop
Kontroluje elementy grzewcze śmigła, lewego i prawego śmigła.
ON (przełącznik wciśnięty)
elementy grzejne są aktywowane – światło ON świeci na
niebiesko
Przełącznik zwolniony
elementy grzewcze nie są aktywowane
FAULT
Światło FAULT świeci bursztynowo, wskazując, że co najmniej
jedna łopata nie jest ogrzewana / zasilana elektrycznie.
2. Przełącznik Anti Ice Mode Sel
Kontroluje cykle ogrzewania śmigła. Aktywny tylko gdy MAN jest wybrany przełącznikiem MODE SEL
AUTO (zobacz pozycje 3)
przełącznik zwolniony
wybrany cykl Niskiej Mocy
ON (przełącznik wciśnięty)
wybrany cykl Wysokiej Mocy. Światło ON świeci na niebiesko
Uwaga: Wybierz Niską Moc gdy temperatura jest pomiędzy 0 ° C i
-10 ° (32 ° F i 14 ° F)
Wybierz Wysoką Moc gdy temperatura jest pomiędzy -10 ° C i -30
° C { 14 ° F i -22 ° F)
Poniżej -30 ° C (-22 ° F) problemy z oblodzeniem nie powinno
występować
3. Przełącznik Mode Sel Auto (ten sam przełącznik jak ochrona Silnika i Skrzydeł)
Przełącznik zwolniony
Normalne operacje ( automatyczny tryb działania), Przełącznik
Anti Icing Sel Mode jest nieaktywny.
FAULT
Świeci bursztynowo i CCAS jest aktywowany gdy MFC i / lub ADC
zawodzi. Cykl Wysokiej Mocy jest wybrany automatycznie.
MAN (przełącznik wciśnięty)
przełącznik DE - ICING MODE Sel działa i pozwala na wybór
właściwej sekwencje odladzania w zależności od SAT. Światło
MAN świeci na biało.
68
12.4
Ogrzewanie Okien
Okna kokpitu są elektrycznie podgrzewane, by zapobiec oblodzeniu i zamgleniu.
Przednie okna są ochronione przez cienką podgrzewaną warstwę, która jest zasilana przy pomocy mocy
elektrycznej 200V z systemu zmiennej częstotliwości AC. Regulator temperatury utrzymuje temperaturę
zewnętrzną przedniej szyby powyżej 2 ° C (35.6 ° F) zapobiegając oblodzeniu, natomiast gdy wewnętrzna
temperatura jest utrzymywana powyżej 21 ° C (70 ° F) zapobiega zamgleniu.
Boczne okna są ochronione przez system elektrycznego podgrzewania, który obejmuje cienki drut
zatopiony między dwiema warstwami szkła. Są one zasilane 28 woltami DC i utrzymują wewnętrzną
temperaturę 21 ° C (70 ° F) przez co zapobiegają zamgleniu.
12.4.1 Kontrolery
1. Przełącznik Windshield (przedniej szyby) HTG (ogrzewanie) L lub R
Kontroluje aktywowanie systemów podgrzewania okna L i R
Przełącznik wciśnięty
moc jest dostarczana do systemu podgrzewania okien
OFF (przełącznik zwolniony)
system podgrzewania okien jest dezaktywowany, nie ma zasilania
energią elektryczną. Światło OFF świeci na biało
FAULT
W przypadku utraty mocy elektrycznej światło FAULT świeci
bursztynowo i CCAS jest aktywowany.
2. Przełącznik Side Windows (boczne okna)
Kontroluje aktywacje systemu podgrzewania bocznych okien
ON (przełącznik wciśnięty)
System Ogrzewania Bocznych Okien jest aktywowany – świeci
błękitne światło ON
Przełącznik zwolniony
System podgrzewania Bocznych Okien jest dezaktywowany
FAULT
W przypadku utraty mocy elektrycznej światło FAULT świeci
bursztynowo i CCAS jest aktywowany
12.5
Podgrzewanie Sond
Aby zapobiec oblodzeniu na sensorach danych lotniczych (Air Date), elektryczne ogrzewanie jest
dostarczane dla:
• rurki pilota
• lewe i prawe gniazda statyczne
• sondy Alpha ( kąta natarcia)
• Sondy TAT
Wszystkie sondy oprócz TAT są ogrzewane na ziemi i w locie. TAT jest ogrzewany tylko w czasie lotu –
ogrzewanie na ziemi jest zabronione.
69
12.5.1
Kontrolery
1. Światła Pilota
Świecą bursztynowo i CCAS jest aktywowany, jeśli którakolwiek rurka pilota nie jest ogrzewana na
ziemi lub w locie
2. Światła Alpha, TAT
Świecą bursztynowo i CCAS jest aktywowany, jeśli sonda nie jest ogrzana
3. Światła Stat
Świecą bursztynowo i CCAS jest aktywowany gdy odpowiednie sondy nie są ogrzane. Gniazda
statyczne są monitorowane przez CCAS w locie
4. Przełączniki Capt, Stby i F / O
Kontrolują aktywacje poszczególnych sond
ON (przełącznik wciśnięty)
ogrzewanie sond jest aktywowane
(przełącznik zwolniony)
ogrzewanie sond jest dezaktywowane. Światło OFF świeci na
biało i odpowiednie światła FAULT sond świecą bursztynowo
12.6
Ochrona Przeciwdeszczowa
Dla ochrony przed deszczem są zainstalowane dwie wycieraczki na szybie przedniej. Jedna jest
zainstalowana na przedniej szybie kapitana, a druga na przedniej szybie pierwszego oficera. Wycieraczki
są obsługiwane przez silniki elektryczne i są kontrolowane przez dwa selektory wycieraczki przedniej
szyby na panelu górnym. Prędkość maksymalna, przy której można uruchomić wycieraczki wynosi 160kts.
Selektor rotacyjny wycieraczek
Kontroluje wycieraczkę przedniej szyby po odpowiedniej stronie. Przyciśnij prawy przycisk myszy, by
obrócić zgodnie z kierunkiem wskazówek zegara, lewy przycisk myszy, by obrócić odwrotnie do kierunku
wskazówek zegara. 3 pozycje są dostępne:
OFF
wycieraczka przedniej szyby jest wyłączona
SLOW
wycieraczka działa w 80 cyklach / min
FAST
wycieraczka działa w 130 cyklach / min
Z powodu ograniczeń w symulatorze lotu wycieraczki są widoczne tylko w visual cockpit i zewnętrznych
widokach ale nie w panelu 2D.
70
13 - Przyrządy Lotnicze
Ten rozdział obejmuje wszystkie instrumenty zasadniczo potrzebne do latania ATR.
Jest on sprowadzony do 5 sekcji:
• System Danych Powietrznych (Air Data)
Obejmuje wskaźniki szybkości w powietrzu (airspeed), wysokościomierze i wskaźnik prędkości
pionowej
• System Odniesienia Położenia i Kursu (AHRS)
Obejmuje Horyzont Rezerwowy, rezerwowy kompas, Wskaźnik Radiowo Magnetyczny (RMI)
• System Elektronicznych Przyrządów Lotniczych (EFIS)
Obejmuje EADI, EHSI i panel kontrolny EFIS
• Zegary
• Czarne skrzynki
Obejmuje nagrywarkę Danych Lotu i nagrywarkę Głosów
13.1 Air Data System (System danych lotniczych)
Trzy systemy danych lotniczych dostarczają w czasie lotu dane z otoczenia:
• Dwa systemy główne
• Jeden system rezerwowy
Dwa niezależne Air Computers Data (komputery danych lotniczych), ADC 1 i ADC 2 obejmują systemy
główne. Liczne porty i sondy dostarczają:
• Statyczne ciśnienie powietrza
• Całkowite ciśnienie powietrza
• Całkowita temperatura powietrza
do obu jednostek ADC są więc w stanie obliczać następujące parametry:
• wysokość barometryczną
• prędkość pionową
• wskazywaną prędkość lotu (IAS)
• prawdziwą prędkość lotu (TAS)
• całkowitą temperaturę powietrza (TAT)
• statyczną temperaturę powietrza (SAT)
Tylko szybkie wyjaśnienie co do całkowitych i statycznych wartości. Weźmy jako przykład ciśnienie;
całkowite ciśnienie może być odczytane jako ciśnienie statyczne i dynamiczne. Ciśnienie statyczne jest
ciśnieniem otoczenia, więc aby odczytać to ciśnienie, może być ono mierzone gdy się nie porusza
podczas gdy dynamiczne ciśnienie jest ciśnieniem podczas ruchu. Całkowite ciśnienie jest po prostu
sumą ciśnienia statycznego i dynamicznego.
ADC 1 doprowadza obliczone dane do instrumentów lotu kapitanów ( wysokościomierz, wskaźnik
szybkości w powietrzu, wskaźnik szybkości pionowej ) i kilku innych systemów. ADC 2 dostarcza
instrumentom lotu pierwszego oficera trochę więcej systemów.
Rezerwowy system składa się z dwóch statycznych portów i sondy pilota. Rezerwowy wskaźnik szybkości
w powietrzu i rezerwowy wysokościomierz są bezpośrednio dostarczane z surowych danych.
71
13.1.1
Kontrolery
13.1.1.1
Wskaźnik Szybkości w powietrzu (Airspeed)
1. Wskazówka Szybkości w powietrzu
Pokazuje szybkość w powietrzu, IAS, wskazywaną przez wskazówkę na skali od 60 do 400 kts.
Od 70 do 210 kts
przyrost 2 kts
od 210 do 250 kts
przyrost 5 kts
od 250 do 400 kts
przyrost 10 kts
2. Wskazówka VMO
Wskazówka w czerwone i białe pasy wskazuje maksymalną szybkość w powietrzu, obliczoną przez
współpracujący ADC. Ostrzeżenie dźwiękowe (klekotanie) zabrzmi (zainicjowane przez CCAS) jeśli ta
wartość będzie przekroczona.
3. Ruchome Wskaźniki (BUGS)
Cztery kolorowe wskaźniki – mogą zostać ustawione ręcznie na pożądaną prędkość. Są cztery
"obszary do klikania" dla każdego wskaźnika które są wskazywane przez odpowiedni numer na
powyższej grafice. Kliknięcie lewym przyciskiem myszy zmniejsza wartość, podczas gdy klik prawym
przyciskiem myszy zwiększa wartość. Zielony wskaźnik: 7, Czerwony wskaźnik: 8, biały wskaźnik: 9,
żółty wskaźnik: 10
4. Selektor Szybkości
Ustawia wskaźnik szybkości (zobacz punkt 5). Kliknięcie lewym przyciskiem myszy zmniejsza
wybieraną prędkość, a klik prawym przyciskiem myszy zwiększa wybieraną prędkość
5. Wskaźnik (Bug) Prędkości
Wskazuje wybrana prędkość selektorem (4)
6. OFF / Red Flag (czerwona flaga)
Nie symulowana (Czerwona flaga OFF jest pokazana gdy brak zasilania (przyp. tumacza)
13.1.1.2
Rezerwowy wskaźnik szybkości w powietrzu
Wskazuje szybkość w powietrzu obliczoną z rezerwowego statycznego i rezerwowego ciśnienia pilota.
Skala jest kalibrowana od 40 do 330 kts. Od 40 do 200 kts skala jest kalibrowana w przyroście 5 kts i od
200 do 330 kts w przyroście 10 kts.
72
13.1.1.3
Wysokościomierz
1. Liczniki MB i In. Hg
Wyświetla ciśnienie barometryczne. Zasięg wyświetlania: 948 – 1049 mbar i 28 – 30.99 in. Hg
2. Pokrętło BARO
Dobiera ciśnienie barometryczne. Kliknięcie lewym przyciskiem myszy zmniejsza wartość, a klikniecie
prawym przyciskiem myszy zwiększa wartość.
3. Wskazówka Wysokości
Wskazuje wysokość – jeden obrót reprezentuje zmianę wysokości o 1,000 stóp
4. Licznik Wysokości
Pokazuje Wysokość, wskazując wzrosty o tysiące, setki i o dwadzieścia stóp.
Kiedy wysokość jest poniżej 10,000 stóp lewa "rolka" licznika pokazuje czarno białą flagę.
Kiedy wysokość wynosi poniżej 0 stóp lewa "rolka" licznika pokazuje czarną flagę NEG
W przypadku defektu ADC, uszkodzenia wskazówki lub awarii zasilania jest pokazana czerwona flaga
OFF
5. Światło alarmu Wysokości
Świeci bursztynowo gdy wywołany jest alarm wysokości
13.1.1.4
Rezerwowy Wysokościomierz
1. Licznik MB
Pokazuje ciśnienie barometryczne. Zasięg licznika: 948 – 1049 mbar
2. Pokrętło Baroset
Wybiera ciśnienie barometryczne. Klik lewym przyciskiem myszy zmniejsza wartość, a klik prawym
przyciskiem myszy zwiększa wartość.
3. Wskazówka Wysokości
Wskazuje wysokość – jeden obrót reprezentuje zmianę wysokości o 1,000 stóp
4. Licznik Wysokości
Pokazuje Wysokość, wskazując wzrost o dziesiątki tysięcy, tysiące i setki stóp.
Kiedy wysokość wynosi poniżej 10,000 stóp lewa "rolka" licznika pokazuje czarno białą flagę.
Kiedy wysokość wynosi poniżej 0 stóp lewa "rolka" licznika pokazuje pomarańczowo białą flagę
73
13.1.1.5
TCAS prędkościomierz Pionowy
Pionowy prędkościomierz pokazuje pionową szybkość samolotu. Ze wskaźnikiem prędkości pionowej
ATRa zintegrowany jest system TCAS. TCAS oznacza System Unikania Kolizji w Ruchu.
Wyświetlacz TCAS jest pokazany na wskaźniku prędkościomierza pionowego jako mały symbol samolotu
i jego otoczenie. Inny ruch jest wyświetlany przy pomocy kolorowych symboli w zależności od jego pozycji
względnej, prędkości i kursu. W przypadku mogącej wydarzyć się kolizji po pierwsze jest ustalany ruch
doradczy (TA) – symbol pokazujący zbliżający się samolot zmienia się w zabarwiony bursztynowo,
wypełniony okrąg. W przypadku gdy kolizja staje się prawdopodobna jest dawane ostrzeżenie doradcze
przez system TCAS i wyświetlacz zmienia symbol na czerwony wypełniony kwadrat. Ponadto kolorowe
łuki są pokazywane na prędkościomierzu pionowym, aby wskazać tor lotu, który zapobiega kolizji.
Czerwony łuk oznacza zakazaną pionową prędkość, zielony łuk pokazuje prędkości pionowe wskazane,
aby móc uniknąć kolizji.
Zobacz, paragraf TCAS w rozdziale o Komunikacji dla liczniejszych informacji o systemie TCAS.
1. Wskazówka prędkości Pionowej
Wskazuje prędkość wznoszenia / obniżenia lotu od 0 do +/- 6,000 stóp / min.
2. Łuk polecanej prędkości Pionowej (zielony)
Zielony łuk wskazuje pionowy zakres prędkości, polecany dla lotu by uniknąć kolizji – aktywowany jest
przez TCAS
3. Zakazana prędkość Pionowa (czerwony)
Czerwony łuk wskazuje pionowe szybkości zakazane (prędkość pionowa mogąca grozić kolizją)
4. Nieruchomy wskaźnik samolotu
Wskazuje własny samolot – otoczony przez okrąg, który ukazuje dystans 2 nm
5. Pokazuje wybrany zasięg
Pokazuje aktualnie wybrany zasięg TCAS.
Wybierz 6 nm dla startu, wznoszenia na niskiej wysokości, podejścia i lądowań
Wybierz 12 nm zasięgu dla rejsu na dużych wysokościach.
6. Test
Inicjuje sekwencje testującą
7. Sensor Świetlny
8. Przełącznik Rozszerzania kontrolowanej wysokości
Wybiera zasięg wysokości skanowany przez system TCAS
ABV
podgląd ruchu od 2,700 stóp poniżej do 9,900 stóp powyżej
BLW
podgląd ruchu od 2,700 stóp powyżej do 9,900 stóp poniżej
normalna pozycja: podgląd ruchu od 2,700 stóp poniżej do 2,700 stóp powyżej
74
9. Symbol Intruza
wypełniony kwadrat (czerwony)
TCAS Resolution Advisory (Doradztwo Decyzyjne)
wypełniony okrąg (bursztynowy)
TCAS Traffic Advisory (Doradztwo ruchu)
wypełniony romb (turkusowy)
bliski ruch
pusty romb (turkusowy)
inny ruch
10. Względna wysokość Intruza
pokazuje względną wysokość ruchu. Wysokość jest wyświetlana w x 100 stóp do dwóch pozycji i +
wskazujący pozycję ponad własną wysokością lub – wskazujący pozycję poniżej własnej wysokości
11. Względna prędkość pionowa
↑ wskazuje wznoszenie ruchu
↓ wskazuje schodzenie ruchu
12. Flaga prędkości Pionowej
Ukazuje się kiedy wskaźnik nie jest zdolny, by pokazywać pionową szybkość otaczającego ruchu.
Kiedy flaga V / S ukazuje się, względny pionowy prędkościomierz znika
13. Flaga Resolution Advisory
Ukazuje się dopiero, jeśli wskaźnik nie jest zdolny, by pokazywać RA lub pionową szybkość
14. Flaga funkcji Ruchu
TD FAIL
wskaźnik nie jest zdolny, by pokazywać intruzów
TCAS OFF TCAS
jest w trybie STBY
TCAS FAIL TCAS
uległ awarii
TEST
ukazuje się podczas testu
15. Wskazanie "TA only "
Ukazuje się w trybie TA ONLY i nie daje żadnych Resolution Advisory (doradztwo decyzyjne)
13.1.1.6 Wskaźnik TAT - SAT / TAS
1. Wskaźnik TAS
Wskazuje Rzeczywistą trzy cyfrową prędkość lotu. Pokazuje --- (trzy kreski) kiedy wybrany sygnał ADC
nie jest prawidłowy
2. Wskaźnik TAT
Wskazuje całkowita temperaturę powietrza w ° C jako trzy cyfry. A – Wskazuje temperatury poniżej
0°C. Kiedy wybrany sygnał ADC jest nie prawidłowy jest pokazane --- (trzy kreski)
75
3. Przełącznik SAT
Pokazuje SAT kiedy zostanie naciśnięty. SAT jest wtedy pokazany w ° C w oknie TAT
13.1.1.7
Przełącznik ADC
Wybiera ADC, do zasilania obu EEC, wskaźnika TAT / SAT / TAS. Światło FAULT świeci kiedy wybrany
ADC nie odpowiada pozycji przełącznika.
76