9.4. Особенности эксплуатации топливной системы.

В процессе эксплуатации допускается работа двигателя на смеси топлив РТ, Т-1, ТС-1 в любых пропорциях.

Чистота топлива, заправляемого в самолетные баки, регламентируется на уровне 5 – 7 мкм.

При отрицательных температурах наружного воздуха предусматривается возмож-ность работы агрегатов топливной системы на топливах с добавлением жидкости «И» от 0,1% до 0,3%.

Контроль параметров топливной системы в полете осуществляется датчиками, которые обеспечивают выдачу сигналов в блоки документирования систем «Тестер» и «Экран». Наземный контроль производится по приборам пульта наземного контроля ПНК-99, который входит в состав мобильного комплекса МК-Т10.

Контроль перепада давления на топливном фильтре осуществляется с выдачей электрического сигнала в блок документирования системы «Экран» («Засорение топливного фильтра») при достижении перепада давления 0,4 кгс/ см².

10. Пусковая система.

10.1 Общая характеристика пусковой системы.

В двухдвигательной силовой установке истребителя имеются две (на каждый двигатель) однотипные турбокомпрессорные пусковые системы.

Автономная, автоматическая пусковая система двигателя обеспечивает:

- запуск двигателя на земле и в полете;

- прокрутку двигателя и турбокомпрессорного стартера – энергоузла;

- работу турбокомпрессорного стартера-энергоузла в режиме энергоузла.

Особенностью пусковой системы является наличие турбокомпрессорного стартера-энергоузла, представляющего собой турбовальный ГТД (условное обозначение ГТДЭ-117-1), который предназначен для запуска двигателя и привода агрегатов самолета при неработающем двигателе.

Привод РВД двигателя и самолетных агрегатов от ГТДЭ при запуске двигателя, самолетных агрегатов от ГТДЭ (при работе его в режиме энергоузла) или от работающего двигателя обеспечивается системой механических передач выносной коробки агрегатов (ВКА). Две ВКА (левого и правого двигателей) вынесены в фюзеляже вперед вверх от двигателей и соединены с ними гибкими валами.

На рис. 12.1 указаны установленные на ВКА самолетные агрегаты. Наличие ВКА позволяет улучшить компоновку двигательных отсеков, снизить трудоемкость и время замены двигателей, а также облегчить техническое обслуживание двигателей. При неработающих двигателях, ВКА обеспечивает возможность автономной оперативной подготовки электрических и гидравлических систем самолета с приводом агрегатов ВКА (см. рис. 12.1) от ГТДЭ.

Масса ВКА с агрегатами – 228 кг, без агрегатов – 79 кг.

ГТДЭ используется только при наземном запуске двигателя. Запуск двигателя в полете осуществляется на режиме авторотации.

В состав пусковой системы двигателя входят:

- турбокомпрессорный стартер-энергоузел ГТДЭ-117-1;

- устройства передачи крутящего момента от ГТДЭ на раскрутку РВД и привод самолетных агрегатов (электромеханизм переключения муфт, шлицевые муфты, зубчатые передачи, гибкий вал);

- система зажигания основной камеры сгорания двигателя;

- пусковая топливная система двигателя;

- система кислородной подпитки двигателя и ГТДЭ.

ГТДЭ имеет, в свою очередь, электрическую пусковую систему с электростартером СТ-115Б (рис. 12.1). Общие сведения о конструкции ГТДЭ и работе его систем приведены ниже в разделе 10.2.1.

Автоматическое управление пусковой системой двигателя осуществляется автоматом запуска АПД-99В, во взаимодействии с электронным блоком комплексного регулятора двигателя КРД-99, которые установлены на самолете.

Электропитание пусковой системы обеспечивается от наземных источников питания или двух бортовых аккумуляторных батарей 20 НК БН-25-УЗ, емкостью 25 А-ч каждая.

Время наземного запуска двигателя с момента нажатия кнопки ЗАПУСК до выхода на режим малого газа – не более 50 с.

Наземный запуск ГТДЭ и запуск двигателя в полете (на высотах более 6 км) осуществляется с кислородной подпиткой.

При работе ГТДЭ в режиме энергоузла, частота вращательного движения привода агрегатов ВКА соответствует режиму работы двигателя при n_ВД=60,2 – 68%.

Работоспособность ГТДЭ в наземных условиях обеспечивается при температуре воздуха на входе от - 60° С до + 60° С и при изменении высоты от 0 до 2500 м.

Время запуска ГТДЭ – не более 10 с.

Основные параметры ГТДЭ приведены в таблице 10.1.

Таблица 10.1

№ п/п	Наименование параметра	Режим работы
		Стартерный	Энергоузел
1.	Расход воздуха GВ, кг/с	0,9
2.	Степень повышения давления в компрессоре πК*	3,25
3.	Температура газа перед турбиной ТГ*	1170
4.	Мощность на выводном валу NВ, л.с. (кВт)	87,5 (69,4)	40 (29,4)
5.	Частота вращения, мин-1: - выводного вала; - ротора турбокомпрессора.	4500 60750	2500 52500
6.	Масса ГТДЭ, кг	38
7.	Длина х максим. диаметр., мм	780х250

Для управления пусковыми системами используются следующие элементы управления и сигнализации, которые расположены в кабине летчика.

На пульте управления двигателями (слева по полету) размещены рычаги управления двигателями (РУД). Для левого и правого двигателей соответственно установлены:

а) на энергощитке правого борта:

- кнопки ЗАПУСК;

- трехпозиционные переключатели рода работы ЗАПУСК-ПРОКРУТКА, СТАРТЕР-

ПРОКРУТКА;

- кнопки СТОП;

- кнопки запуска ПДЭ ЭНЕРГОУЗЕЛ;

б) на правом щитке приборной доски:

- светосигнализаторы ЗАПУСК зеленого цвета;

- сигнализаторы ОТКЛЮЧИ ДВИГ. И ТС желтого цвета;

в) на щитке левого борта:

- выключатели ДУБЛИР. ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ.