Трафарет на рычаге виден, когда рычаг находится в заднем положении (резервный источник подачи воздуха закрыт):

ALTERNATE AIR (подача воздуха из Резервного источника) ON (вкл.)

Стр. 7-25 7.9.3 ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ

На самолете установлен трехлопастной воздушный винт mt-Propeller MTV-6-R/190-69 с постоянным числом оборотов и с гидравлической системой регулировки шага. Воздушный винт оснащен деревянно-композитными лопастями с обшивкой из пластмассы, армированной волокном, и металлической оковкой; в области втулки воздушного винта передняя кромка лопасти имеет покрытие из адгезионной полиуретановой ленты. Такая конструкция лопасти позволяет обеспечить минимальную массу и сократить до минимума вибрацию.

Система управления воздушным винтом

Шаг винта регулируется регулятором оборотов воздушного винта mt-Propeller P-853-16. Регулирование шага осуществляется блоком управления двигателем при помощи электромеханического исполнительного механизма регулятора. Для изменения шага лопастей во втулку воздушного винта закачивается масло из редуктора, при этом увеличивается шаг и уменьшается число оборотов винта. При уменьшении давления масла во втулке воздушного винта происходит уменьшение шага винта и увеличение числа оборотов.

В полете, в зависимости от установки мощности, шаг воздушного винта регулируется таким образом, что обеспечивается поддержание заданного числа оборотов (см. следующую схему).

Стр. 7-27 Наземная эксплуатация:

ВНИМАНИЕ: При стоянке и движении самолета по земле высокой частоты вращения воздушного винта следует избегать, поскольку при этом возможно повреждение лопастей камнями. По этой причине для опробования двигателя необходимо выбрать пригодную для этого площадку, на которой отсутствуют свободно лежащие камни и аналогичные предметы.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ:

Категорически запрещается проворачивать воздушный винт рукой.

Стр. 7-27 - 7-33 7.9.4 ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА

Топливо хранится в баках, которые расположены в крыльях. При нормальной работе забор топлива осуществляется из основного бака (в левом крыле). В двигателе топливо впрыскивается под высоким давлением непосредственно в камеры сгорания. Топливо на форсунки системы впрыска (по одной на цилиндр) подается через общую топливную рампу. Давление в рампе развивается насосом высокого давления, на который топливо подается двумя независимыми топливными насосами низкого давления. Оба насоса имеют электрический привод. Давление в рампе регулируется блоком управления двигателем через электрический клапан в соответствии с установкой мощности.

Излишек топлива, не поступивший в камеры сгорания, направляется через резервный топливный бак (в правом крыле) в основной топливный бак (в левом крыле). За счет этого обеспечивается охлаждение топлива, поступающего из топливной рампы, и нагрев холодного топлива в обоих баках. При помощи электрического насоса перекачки топливо можно перекачать из резервного бака (в правом крыле) в основной бак (в левом крыле) в ручном режиме.

Насос перекачки отключается автоматически при опорожнении резервного топливного бака или заполнении основного бака. Если перекачка топлива при помощи насоса перекачки по какой-либо причине невозможна, забор топлива может осуществляться непосредственно из резервного бака (бака в правом крыле), для чего необходимо установить топливный кран в положение EMERGENCY (аварийная ситуация).

Поскольку обратная магистраль из резервного бака проходит обратно в основной бак (бак в левом крыле), при этом будет происходить перекачка топлива из правого бака в левый.

По дополнительному заказу возможна установка баков увеличенной емкости.

ВНИМАНИЕ: При установке топливного крана в положение EMERGENCY (аварийная ситуация) начинается перекачка топлива электрическими топливными насосами и насосами с приводом от двигателя из резервного бака через обратную топливную магистраль в основной бак со скоростью приблизительно 45 ам. галл/ч (170 л/ч), если выключатель FUEL PUMPS (выключатель топливных насосов) установлен

в положение OFF (выкл.). Топливный кран необходимо вернуть в положение NORMAL (нормальное положение) до того, как количество топлива в резервном баке по показаниям топливомера будет равно нулю. Если топливный кран не вернуть в положение NORMAL (нормальное положение), сразу после опорожнения

резервного бака произойдет останов двигателя.

Рис 7.9.4.1 Схема топливной системы самолета со стандартными баками

Топливные насосы

Топливо в двигатель подается двумя параллельно установленными независимыми

электрическими топливными насосами низкого давления. При нормальной работе всегда работает только один из двух топливных насосов. При обнаружении низкого давления топлива блок управления двигателем автоматически переключается на второй топливный насос. Во время посадки и взлета, а также в случае низкого давления топлива возможно включение обоих топливных насосов при помощи выключателя FUEL PUMPS (выключатель топливных насосов). При включении обоих топливных насосов давление топлива увеличивается. Каждый топливный насос подключен к шине блоков управления двигателем и защищен предохранителем номиналом 7,5 A.

Рис 7.9.4.2 Схема топливной системы самолета с баками увеличенной емкости

Рис 7.9.4.3 Схема подачи и перекачки топлива при нормальной работе

ПРИМЕЧАНИЕ При переключении между блоками управления двигателем A и B выполняется также переключение между двумя независимыми электрическими топливными насосами. В аварийной ситуации возможно одновременное включение обоих насосов при помощи установки выключателя FUEL PUMPS (выключатель топливных насосов) в положение ON (вкл.).

Рис 7.9.4.4 Схема подачи и перекачки топлива в аварийной ситуации

Топливный кран

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 полукрыле):

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 установки 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.

Резервный бак (в правом полукрыле):

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- ЕХНИЧЕСКИЕ 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.

ПРИМЕЧАНИЕ 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.

Стр. 7 – 34 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.

7.9.4 FUEL SYSTEM

Alternate Means for Fuel Quantity Indication The following is added after the first Paragraph:

| Fuel Indicator II:

| For an exact indication the airplane must stand on horizontal ground with the wings level.

| The fuel indicator II includes a protractor for an additional pitch angle measurement. The | fuel indicator II is placed on top of the fuselage tube just in front of the vertical tail. The | lower edge of the fuel indicator II must be supported by the fuselage for its entire length. | Read the pitch angle on the fuel indicator II and read the exact fuel quantity on the tables | provided.

The Figure is added:

Fuel Quantity Indicator II

The tables are added:

Standard Tank Configuration

Fuel Quantity indicator II Pitch Angle Reading					Usable Fuel Quantity
1°	2°	3°	4°	5°	US gal	Liter
up to 5	up to 5	up to 5	up to 5	up to 5	0	0
25	21	16	12	6	1	3.8
47	37	28	20	10	2	7.6
72	58	45	32	30	3	11.3
83	75	55	48	40	4	15.1
90	87	78	71	55	5	18.9
105	97	90	80	73	6	22.7
112	107	98	92	83	7	26.5
123	115	108	103	95	8	30.3
135	128	120	112	105	9	34.1
145	137	130	124	112	10	37.8
160	152	145	137	130	11	41.6
175	168	157	150	143	12	45.4
192	188	180	172	165	13	49.2
225	215	208	202	192	14	53.0