Альтернативный клапан статического давления в da40ng (8 видео)

Содержание

К-там 2к ЛЭВС ДА40 / Рекомндуемая литература / 1-РЛЭ DA40NG рус
Проверка ECU
К-там 2к ЛЭВС ДА40 / Рекомндуемая литература / 1-РЛЭ DA40NG рус
🔍 Видео

Видео:Watch as we fly this DA40 NG 2000 miles across the United States! #aviation #da40ng #crosscountryСкачать

К-там 2к ЛЭВС ДА40 / Рекомндуемая литература / 1-РЛЭ DA40NG рус

Основная шина подключается к аккумуляторной шине через реле питания. Она используется для подачи электропитания потребителям, непосредственно подключенным к основной шине, а также к шине БРЭО через реле, управляемое главным выключателем БРЭО. Для подключения основной шины к шине БРЭО выключатель AVIONIC MASTER (главный выключатель БРЭО) должен быть установлен в положение ON (вкл.). При нормальной работе основная шина также подключена к шине основных потребителей через реле шины основных потребителей. В случае отказа генератора пилот должен установить выключатель ESSENTIAL BUS (выключатель шины основных потребителей) в положение ON (вкл.) (см. раздел 3.4 «ОТКАЗЫ ЭЛЕКТРОСИСТЕМЫ»). При этом основная шина отключается от аккумуляторной шины и шины основных потребителей и электропитание на оборудование, подключенное к основной шине, не подается.

Шина основных потребителей:

При нормальной работе шина основных потребителей подключена к основной шине через реле шины основных потребителей. Шина основных потребителей используется для подачи электропитания потребителям, подключенным к шине основных потребителей. Для подключения шины основных потребителей к шине БРЭО выключатель AVIONIC MASTER (главный выключатель БРЭО) должен быть установлен в положение ON (вкл.). В случае отказа генератора пилот должен установить выключатель ESSENTIAL BUS (выключатель шины основных потребителей) в положение ON (вкл.) (см. раздел 3.4 «ОТКАЗЫ ЭЛЕКТРОСИСТЕМЫ»). При этом шина основных потребителей отключается от основной шины и подключается к аккумуляторной шине 2, которая в течение ограниченного времени обеспечивает подачу электропитания от батареи на оборудование, необходимое для обеспечения безопасного полета и посадки.

Отдельные потребители (радиостанция, электрический насос перекачки топлива, аэронавигационные огни и т.д.) подключаются к соответствующей шине через автоматы защиты (предохранители).

Обозначения и расшифровка сокращений предохранителей приводятся в разделе 1.5 «ОПРЕДЕЛЕНИЯ И АББРЕВИАТУРЫ».

Вольтметр обеспечивает индикацию напряжения в шине основных потребителей. В штатных рабочих условиях отображается напряжение генератора, в других условиях — напряжение главной аккумуляторной батареи.

Амперметр обеспечивает индикацию силы тока, подаваемого в электросистему генератором постоянного тока, включая ток на зарядку аккумуляторных батарей.

Посадочная и рулежная фары

Посадочная и рулежная фары установлены в левом крыле. Для включения фар используются соответствующие выключатели (LANDING (посадочная фара), TAXI (рулежная фара)), расположенные в ряду выключателей на главной приборной панели.

Комбинированные аэронавигационно-проблесковые огни (проблесковые световые маяки) установлены на законцовках обоих крыльев. Для включения каждой системы используется соответствующий выключатель (POSITION (аэронавигационные огни), STROBE (проблесковые огни)), расположенные в ряду выключателей на главной приборной панели.

Светильник заливающего света установлен над главной приборной панелью. Он обеспечивает освещение главной приборной панели, а также всех рычагов, переключателей и т.д. Для включения заливающего освещения и регулировки его яркости используется поворотная кнопка (FLOOD (заливающее освещение)) в левой части главной приборной панели.

Для включения внутренней подсветки приборов и регулировки ее яркости используется поворотная кнопка (INSTRUMENT (подсветка приборов)) в левой части главной приборной панели.

Правый Right Wing комбинированный Tip крыльевой Light Assy огонь

Лампы индивидуального освещения

Reading Lights (3 off) (3 шт., отдельные)

Левый комбинированный крыльевой огонь

Левый Left Wing комбинированный Tip крыльевой Light Assy огонь

Светильник Instrument Panel

заливающего Flood Light Strip освещения главной приборной панели

Блок посадочно Landing/Taxi -рулежных фар

Обогрев приемника полного давления

Приемник полного давления, обеспечивающий измерение давления для системы воздушного давления, оснащен электрообогревом. Для включения обогрева используется выключатель (PITOT (обогрев ППД)), расположенный в ряду выключателей на главной приборной панели. Поддержание постоянной температуры осуществляется при помощи термореле на приемнике полного давления. Для дополнительной защиты предусмотрен также встроенный плавкий предохранитель. При срабатывании плавкого предохранителя включение обогрева ППД невозможно; в этом случае при установке выключателя PITOT HT (обогрев ППД) в положение ON (вкл.) загорается сигнализатор PITOT FAIL (отказ обогрева ППД) на экране индикатора комплекса G1000 (для самолетов, оснащенных этим комплексом) или PITOT (отказ обогрева ППД) на панели сигнализации White Wire (для самолетов с этой панелью). Если обогрев ППД выключен, на экране индикатора комплекса G1000 (для самолетов, оснащенных этим комплексом) горит сигнализатор PITOT HT OFF (обогрев ППД выключен).

7.10.2 БЛОК УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕМ (ECU)

Управление двигателем и регулирование параметров двигателя

Электронный блок управления двигателем осуществляет управление исполнительными устройствами двигателя (например, топливными форсунками) в соответствии с информацией, поступающей от датчиков двигателя. Блок управления двигателем

осуществляет контроль всех важных параметров работы двигателя, управление ими и их регулирование.

Установлены следующие датчики:

Температуры масла (маслосистема

OIL TEMP (на экране индикатора

комплекса G1000 для самолетов,

оснащенных этим комплексом),

OT (на основном индикаторе

параметров двигателя (MED) для

самолетов, оснащенных этим

Давления масла (маслосистема

OIL PRES (на экране индикатора

комплекса G1000 для самолетов,

оснащенных этим комплексом),

OP (на основном индикаторе

параметров двигателя (MED) для

самолетов, оснащенных этим

/ COOLANT TEMP (на экране индикатора комплекса G1000

для самолетов, оснащенных этим комплексом),

CT (на основном индикаторе параметров двигателя (MED)

для самолетов, оснащенных этим индикатором)

/ GEARBOX (на экране индикатора комплекса G1000 для

самолетов, оснащенных этим комплексом),

GT (на основном индикаторе параметров двигателя (MED)

для самолетов, оснащенных этим индикатором)

− Частоты вращения распределительного вала (2 шт.)

− Частоты вращения коленчатого вала (2 шт.)

− Давления топлива в общей топливной рампе

Читайте также: Клапан управления опережением впрыска 2lte

− Температуры воздуха в коллекторе

− Давления окружающего воздуха

− Регулятора оборотов воздушного винта / давления масла

− Положения рычага управления двигателем (2 шт.)

− Сигнала включения переключателя VOTER (переключатель блоков управления двигателем)

− Сигнала проверки блока управления двигателем

На основании поступивших сигналов и сравнения запрограммированных диаграмм характеристик производится расчет необходимых входных сигналов, которые подаются на двигатель через следующие линии управляющих сигналов:

− Сигнал на клапан регулятора оборотов воздушного винта

− Сигнал на клапан регулирования давления в общей топливной рампе

− Сигналы на каждую из 4 форсунок системы впрыска

− Включение свечей накаливания

− Сигнал на регулятор давления наддува

На основном пилотажном индикаторе (PFD) комплекса G1000 (для самолетов, оснащенных этим комплексом) или панели сигнализации (для самолетов с этой панелью) отображаются следующие сигналы:

− Включение свечей накаливания

− Состояние блока управления двигателем A

− Состояние блока управления двигателем B

− Аварийный сигнализатор низкого давления топлива на экране индикатора комплекса G1000 (для самолетов, оснащенных этим комплексом)

Электронный блок управления двигателем состоит из двух одинаковых блоков управления двигателем. Электронный блок управления двигателем имеет встроенный переключатель VOTER (переключатель блоков управления двигателем), который предлагает переключение управления двигателем на блок, имеющий меньшую наработку или (в случае отказа) обладающий лучшими рабочими характеристиками.

При неисправности одного из блоков управления двигателем загорается предупредительный сигнализатор (ECU A/B FAIL (неисправность блока управления A/B) на основном пилотажном индикаторе (PFD) (для самолетов, оснащенных комплексом G1000) или ECU A/B (блок управления A/B) на панели сигнализации White Wire (для самолетов с этой панелью)). После загорания предупредительного сигнализатора ECU A/B FAIL (неисправность блока управления A/B) или ECU A/B (блок управления A/B) необходимо выполнить обслуживание двигателя.

7.11 СИСТЕМА ИЗМЕРЕНИЯ ВОЗДУШНОГО ДАВЛЕНИЯ

Полное давление измеряется на передней кромке приемника полного давления (ППД), расположенного под левым крылом. Измерение статического давления обеспечивается приемниками статического давления в хвостовой части фюзеляжа. Для защиты от грязи и конденсации в системе установлены фильтры. Приемник полного давления оснащен электрообогревом.

Кран резервного приемника статического давления позволяет переключиться на использование статического давления в кабине в качестве исходного значения статического давления в случае отказа системы измерения статического давления.

7.12 СИСТЕМА ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ О СВАЛИВАНИИ

При снижении воздушной скорости увеличивается объем воздуха, всасываемого через отверстие в передней кромке левого крыла, и устройство звуковой сигнализации предупреждения о приближении к режиму сваливания, расположенное в главной приборной панели, подает звуковой сигнал. При приближении к скорости сваливания громкость сигнала постепенно увеличивается. Отверстие в передней кромке левого крыла соединяется с устройством звуковой сигнализации при помощи шланга. Отверстие системы

предупреждения о приближении к режиму сваливания в левом крыле отмечено красным кругом.

Видео:Diamond DA40NG alternate air valveСкачать

Проверка ECU

11 Приборы контроля двигателя ………………..ПРОВЕРЕНЫ

Перед выполнением проверки ECU температура двигателя должна быть

в зеленом диапазоне. Для прогрева максимальная мощность 50%.

12 Переключатель выбора ECU ……………А, AUTO, B, AUTO

Кнопка проверки блоков ECU…………….нажать и держать

Винты вращаются 2 раза > 1900 оборотов

“ECU A/B failure”…………………………………………….НЕ ГОРИТ Кнопка проверки блоков ECU…………………………….отжать

13 Проверка ECU ……………………………………….ВЫПОЛНЕНА

Compiled by Peter Schmidleitner

ECU Действия в нештатных ситуациях

Прекратить эксплуатацию, прервать подготовку к полету

См. Действия в аварийных ситуациях, стр. 4, УСТРАНЕНИЕ НЕИСПРАВНОСТЕЙ ДВИГАТЕЛЯ

Примечание: в случае отказа ECU система автоматически

переключается на другое ECU

Убедитесь, что переключатель VOTER в положении AUTO

Если сигнализация ECU осталась:

Выполните посадку на ближайшем подходящем аэродр

Если есть дополнительные проблемы с двигателем:

См. Действия в аварийных ситуациях, стр. 4, УСТРАНЕНИЕ НЕИСПРАВНОСТЕЙ ДВИГАТЕЛЯ

Compiled by Peter Schmidleitner

и в наличии все ниже перечисленные условия:

индицируемая НАГРУЗКА не меняется

воспринимаемая тяга понизилась

уровень шума двигателя меняется или

двигатель работает неровно

РУД…………………………………. медленно увеличить до 1975 обор.

Если двигатель теряет тягу при увеличении

остановиться до достижения скорости винта , при которой ранее

Не увеличивайте ТЯГУ более скорости винта 1975 обор. или положения РУД, указанного в шаге 4. Увеличение тяги двигателя более этого положения ведет к другой потере тяги.

При таком положении РУД двигатель может обеспечить до 65% при максимальной

скорости вращения винта 1975 оборотов.

7 Выполните посадку на ближайшем подходящем аэродроме.

Видео:Ultimate Diamond DA40 NG Guide: Every Detail You Need Before FlyingСкачать

К-там 2к ЛЭВС ДА40 / Рекомндуемая литература / 1-РЛЭ DA40NG рус

Ручка топливного крана расположена на центральной панели и имеет следующие положения: NORMAL (нормальное положение), EMERGENCY (аварийная ситуация) и OFF (выкл.). Для установки крана в нужное положение необходимо повернуть ручку крана, вытянув предохранительную защелку на ручке крана. Это предусмотрено для того, чтобы исключить возможность случайного изменения положения крана.

Стандартные топливные баки

Основной бак (в левом крыле):

Основной бак состоит из алюминиевой камеры и трубы заливной горловины, которые соединяются гибким шлангом. В баке имеется два продувочных отверстия. Одно оснащено обратным клапаном с капиллярной трубкой, а второе — предохранительным клапаном с давлением уставки 150 мбар (2 фунт/кв. дюйм), который позволяет топливу и воздуху вытекать наружу при чрезмерном повышении внутреннего давления. Предохранительный клапан обеспечивает защиту бака от высокого давления в случае его переполнения при отказе системы перекачки топлива. Обратный клапан с капиллярной трубкой позволяет воздуху входить в бак, но препятствует вытеканию топлива наружу. Капиллярная трубка

обеспечивает выравнивание давления воздуха во время набора высоты. Точки подключения шлангов расположены на нижней стороне крыла, на расстоянии около 2 м (7 футов) от законцовки крыла.

Читайте также: Клапан обратный системы впуска воздуха

Резервный бак (в правом крыле):

Резервный бак состоит из алюминиевой камеры и трубы заливной горловины, которые соединяются гибким шлангом. В баке имеется два продувочных отверстия. На одном отверстии установлен обратный клапан с капиллярной трубкой, на втором — капиллярная трубка. Обратный клапан с капиллярной трубкой позволяет воздуху входить в бак при снижении самолета, но препятствует вытеканию топлива наружу. Капиллярная трубка обеспечивает выравнивание давления воздуха во время набора высоты. Вторая капиллярная трубка установлена для обеспечения дополнительной безопасности. Точки подключения шлангов расположены на нижней стороне крыла, на расстоянии около 2 м (7 футов) от законцовки крыла.

Перед выходом каждого бака установлен фильтр грубой очистки (гребенчатый фильтр). Чтобы обеспечить слив топлива из бака, в его нижней точке предусмотрен выпускной (сливной) кран.

На нижней стороне фюзеляжа, которая является нижней точкой всей топливной системы, расположен отстойник с установленным на нем сливным краном для слива воды и осадка из топливной системы. Для слива вода необходимо оттянуть кран вниз.

Для измерения количества топлива в каждом баке имеется емкостный датчик. Индикация количества топлива нелинейная, поэтому использовать ее для определения остатка топлива или непосредственного расчета расхода топлива невозможно. Информацию о расходе топлива см. в разделе 5 «ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ».

Исполнение с баками увеличенной емкости (по заказу)

Емкость камеры топливного бака составляет приблизительно 5 ам. галл (19 л). Система вентиляции основного и резервного баков имеет одинаковую конструкцию.

Когда количество топлива по показаниям топливомера равно нулю, в баке остается только невырабатываемый остаток топлива. Полезная емкость каждого бака составляет 19,5 ам. галл, максимальное количество топлива, на индикацию которого рассчитан топливомер, равно 14 ам. галл. При фактическом количестве топлива до 14 ам. галл показания топливомера соответствуют количеству топлива. Если фактическое количество топлива превышает 14 ам. галл, показания топливомера остаются на уровне 14 ам. галл.

Когда количество топлива по показаниям топливомера равно 14 ам. галл, фактическое количество топлива необходимо определять с использованием резервных средств индикации количества топлива. Если фактическое количество топлива с использованием резервных средств не определено, при планировании полета количество топлива принять равным 14 ам. галл.

Резервные средства индикации количества топлива

Резервные средства индикации количества топлива позволяют определить количество топлива в баке в ходе предполетной проверки. Резервный прибор работает по принципу сообщающихся сосудов. Устройство измерения уровня топлива имеет углубление, соответствующее аэродинамическому профилю крыла. Устройство устанавливается этим

углублением напротив планки срыва потока на передней кромке крыла. Точное положение устройства отмечено отверстием в планке срыва потока. Металлический соединитель прижимается к сливному отверстию бака. После этого количество топлива в баке можно определить по вертикальной восходящей трубке.

Чтобы обеспечить точность показаний, самолет должен располагаться на горизонтальной поверхности.

Устройство измерения уровня топлива должно храниться в чехле с задней стороны от кресла пилота.

Не отображается на приборной панеле

Самолет на земле Единицы измерения галлоны США

Двигатель оснащен системой жидкостного охлаждения. Система жидкостного охлаждения состоит из контура радиатора (теплообменник охлаждающей жидкости) и перепускного контура (теплообменник обогрева кабины). Контур радиатора открывается только тогда, когда охлаждающая жидкость имеет высокую температуру. Это обеспечивает быстрый прогрев холодного двигателя. После увеличения температуры охлаждающей жидкости приблизительно до 80°C (126°F) включается терморегулирующий клапан, направляющий охлаждающую жидкость через контур радиатора.

Перепускной контур оснащен теплообменником «охлаждающая жидкость — воздух» (теплообменником обогрева кабины), который обеспечивает подогрев воздуха для системы обогрева кабины.

Для компенсации расширения и регулирования давления охлаждающей жидкости предусмотрен расширительный бак. Для защиты системы охлаждения от высокого давления установлен предохранительный клапан.

Предохранительный Pressure Relief Valve клапан

Теплообменник Coolant насос Pump охлаждающей Heat

Теплообменник Cabin Перепускной Bypass Circuit контур

обогрева Heat Exchanger кабины

Контур Radiator радиатора Circuit

Воздухозаборник Engine Air Intake двигателя

Air Коробка Filter воздушного Box фильтра

Воздушный Air Filter фильтр

Выхлопная Exhaust система

Входящий воздух сжимается компрессором с приводом от турбины и затем охлаждается в промежуточном охладителе. Охлаждение воздуха позволяет увеличить КПД и мощность двигателя благодаря более высокой плотности холодного воздуха. Выхлопная система состоит из коллектора, в который поступают выхлопные газы с выходов цилиндров и откуда они подаются на турбину турбокомпрессора. После турбины выхлопные газы проходят через выхлопную трубу и выходят наружу через отверстие в нижнем капоте. Излишек выхлопных газов направляется в обход турбины. Перепуск газов регулируется блоком управления двигателем при помощи регулятора давления наддува. Датчик давления в коллекторе после компрессора позволяет блоку управления двигателем рассчитать нужное положение регулятора давления наддува. Это дает возможность предотвратить развитие чрезмерного давления на малой высоте по плотности.

Двигатель оснащен двумя отдельными маслосистемами.

Система смазки (двигателя и турбокомпрессора)

Для смазки двигателя применяется система смазки с мокрым картером. Масло охлаждается отдельным радиатором, расположенным на нижней стороне двигателя.

Для проверки уровня масла через люк, расположенный с левой стороны верхнего капота, предусмотрен специальный щуп. При необходимости можно доливать масло через это отверстие (информацию о разрешенных к применению марках масла см. в разделе 2.4 «ОГРАНИЧЕНИЯ ПО СИЛОВОЙ УСТАНОВКЕ»).

Редуктор и система регулирования частоты вращения воздушного винта

Второй масляный контур обеспечивает смазку редуктора, обслуживает систему регулирования частоты вращения воздушного винта и используется для регулирования частоты вращения.

Читайте также: Отключился газ сработал клапан как включить

Количество масла в редукторе можно проверить по смотровому стеклу, которое видно через люк с левой стороны верхнего капота.

Если масла в редукторе слишком мало, необходимо провести внеплановое техническое обслуживание (информацию о разрешенных к применению марках масла см. в разделе 2.4 «ОГРАНИЧЕНИЯ ПО СИЛОВОЙ УСТАНОВКЕ»).

7.10 ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ СИСТЕМА

РЕЗЕРВНАЯ АККУМУЛЯТОРНАЯ БАТАРЕЯ

БЛОКА УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕМ

M ASTER CO NTRO L ( главный предохранитель)

К ЭЛЕКТРОННОМУ БЛОКУ УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕМ

Принципиальная схема электрической системы

Самолет DA 40 NG оснащен электросистемой постоянного тока с напряжением 28 В. Систему можно разделить на следующие подсистемы:

Генерирование электроэнергии осуществляется генератором постоянного тока 70 A, который установлен с левой нижней стороны двигателя. Привод генератора осуществляется через плоский ремень.

Выходная линия генератора подключена к шине блоков управления двигателем через плавкий предохранитель номиналом 100 A, установленный в главной приборной панели. На выходной линии генератора также установлен датчик тока, обеспечивающий индикацию силы тока в электросистеме, включая ток на зарядку аккумуляторных батарей.

При отказе главной аккумуляторной батареи напряжение возбуждения на генератор подается от двух герметичных свинцово-кислотных аккумуляторных батарей (резервных аккумуляторных батарей блоков управления двигателем) напряжением 12 В и емкостью 7,2 Ач, которые установлены за первым кольцевым шпангоутом. Подключение резервной аккумуляторной батареи блока управления двигателем к регулятору напряжения генератора осуществляется выключателем ENGINE MASTER (главный выключатель двигателя) через плавкий предохранитель номиналом 10 A.

Блок управления генератором имеет полный набор встроенных функций диагностики, которые обеспечивают загорание аварийного индикатора ALTN FAIL (отказ генератора) на основном пилотажном индикаторе (PFD) комплекса G1000 (на самолетах, оснащенных этим комплексом) или ALTERNATOR (генератор) на панели сигнализации White Wire (на самолетах с этой панелью) в случае чрезмерного понижения или повышения напряжения; а также несколько других внутренних диагностических функций.

Основным элементом, выполняющим функции хранения электроэнергии, является главная свинцово-кислотная аккумуляторная батарея напряжением 24 В и емкостью 13,6 Ач, установленная за шпангоутом крепления багажного отсека. Главная аккумуляторная батарея подключается к аккумуляторной шине через реле аккумуляторной батареи, установленное в релейной коробке за шпангоутом крепления багажного отсека.

Реле батареи управляется ключ-выключателем ELECTRIC MASTER (главный выключатель электрооборудования), расположенным в центральной части главной приборной панели.

Кроме того, за первым кольцевым шпангоутом установлены две герметичные свинцовокислотные аккумуляторные батареи (резервные аккумуляторные батареи блока управления двигателем) напряжением 12 В и емкостью 7,2 Ач, которые используются в качестве резервного источника электропитания блока управления двигателем (только блок управления B).

При нормальной работе зарядка резервных аккумуляторных батарей блока управления двигателем происходит от шины блоков управления двигателем. В случае отказа генератора и разрядки главной аккумуляторной батареи напряжение питания подается на блок управления двигателем B от резервных аккумуляторных батарей блока управления двигателем автоматически через плавкий предохранитель номиналом 32 A. Это позволяет предотвратить останов двигателя в маловероятном случае отказа генератора и полной разрядки главной аккумуляторной батареи.

Кроме того, в модели, сертифицированной для ППП, в качестве резервного источника питания резервного указателя пространственного положения (авиагоризонта) и приборов заливающего освещения установлена неперезаряжаемая батарея сухого типа. При установке выключателя EMERGENCY (аварийный выключатель) в положение ON (вкл.) на эти две системы в течение 1 часа подается электропитание независимо от всех других электропотребителей. Исправность данной батареи необходимо проверять в ходе осмотра через каждые 100 часов. Батарею необходимо заменять каждые 2 года или каждый раз после использования (если нарушена пломба на выключателе).

Распределение электроэнергии осуществляется через аварийную аккумуляторную шину, аккумуляторные шины 1 и 2, шину блоков управления двигателем, основную шину, шину основных потребителей и шину БРЭО.

Аварийная аккумуляторная шина:

Аварийная аккумуляторная шина подключена непосредственно к главной аккумуляторной батарее, которая установлена в релейной коробке, отсоединение шины от главной аккумуляторной батареи невозможно. Аварийная аккумуляторная шина используется для подачи питания на разъем дополнительного питания и аварийный приводной передатчик, перед которыми установлены отдельные плавкие предохранители.

Аккумуляторная шина 1 подключена к главной аккумуляторной батарее через реле аккумуляторной батареи, управление которым осуществляется при помощи ключвыключателя ELECTRIC MASTER (главный выключатель электрооборудования).

Аккумуляторная шина 1 используется для подачи электропитания на аккумуляторную шину 2 и тока большой мощности на стаpтеp.

Аккумуляторная шина 1 также подключена к линии напряжения питания вилки разъема аэродромного питания.

Аккумуляторная шина 2 подключена к аккумуляторной шине 1 через плавкий предохранитель номиналом 100 A и обеспечивает подачу питания на шину блоков управления двигателем через плавкий предохранитель номиналом 80 A, а также на основную шину через реле питания, которое приводится в действие ключ-выключателем ELECTRIC MASTER (главный выключатель электрооборудования) и выключателем ESSENTIAL BUS (выключатель шины основных потребителей). Для подключения аккумуляторной шины к основной шине ключ-выключатель ELECTRIC MASTER (главный выключатель электрооборудования) должен быть установлен в положение ON (вкл.), а выключатель ESSENTIAL BUS (выключатель шины основных потребителей) — в положение

Шина блоков управления двигателем:

Шина блоков управления двигателем подключена к аккумуляторной шине 2 через плавкий предохранитель номиналом 80 A и обеспечивает подачу питания на блоки управления двигателем A и B и соответствующие топливные насосы. Эта шина также подключена

к выходной линии генератора через плавкий предохранитель номиналом 100 A и обеспечивает подачу тока на зарядку резервной аккумуляторной батареи блока управления двигателем. Для подключения блоков управления двигателем A и B к шине блоков управления двигателем выключатель ENGINE MASTER (главный выключатель двигателя) должен быть установлен в положение ON (вкл.).