35Przegląd WLOP

TECHNIKA I EKSPLOATACJA

Instalacja paliwowa

W skład instalacji paliwowej samolotu F-16wchodzą następujące układy: magazynowa-nia paliwa, przemieszczania (przepływu)paliwa, odpowietrzania i nadciśnienia zbior-ników, zasilania silnika, kontroli ilości pali-wa, tłumienia wybuchu oraz napełniania i zle-wania paliwa.

Układ magazynowania składa się z siedmiuintegralnych i trzech podwieszanych zbiorni-ków paliwa (rys. 1).

W pięciu integralnych zbiornikach przecho-wywane jest paliwo. Paliwo z dwóch integral-nych zbiorników przeznaczone jest do zasila-nia silnika. Są to tzw. zbiorniki rezerwowe.

Przemieszczanie paliwa wewnątrz instala-cji odbywa się dwoma niezależnymi sposo-

Płk w st. sp. pil. dr inż. Antoni Milkiewicz

Samolot F-16C/DInstalacje: paliwowa, hydrauliczna i elektryczna

Rys. 1. Zbiorniki paliwa samolotu F-16C: 1 � zbiornik lewego skrzydła, 2 � zbiornik prawego skrzydła,3 � zbiornik kadłubowy F-1, 4 � zbiornik kadłubowy F-2, 5 � przedni zbiornik rezerwowy, 6 � tylny zbiornikrezerwowy, 7 � zbiornik kadłubowy A-1, 8 � podkadłubowy zbiornik podwieszany, 9 � lewy zbiornik

podwieszany, 10 � prawy zbiornik podwieszany

36 LUTY 2004

bami � sposobem grawitacyjnym i za pomocąpomp przepompowujących. Instalacja, w celuzwiększenia jej niezawodności, została po-dzielona na dwie części � przednią i tylną.W przedniej części znajdują się: zbiorniki F-1i F-2, zbiornik prawego skrzydła, prawy zbior-nik podwieszany i przedni zbiornik rezerwo-wy. W tylnej części znajdują się: zbiornik A-1,zbiornik lewego skrzydła, lewy zbiornik pod-wieszany i tylny zbiornik rezerwowy. Paliwoze zbiornika podkadłubowego tłoczone jest doprzedniej i tylnej części instalacji. Paliwo zezbiorników podwieszanych przepływa dozbiorników kadłubowych, odpowiednio z pra-wego do F-2 i z lewego do A-1, pod wpły-wem nadciśnienia powietrza pobieranego po-średnio z instalacji klimatyzacji kabiny samo-lotu. W celu utrzymania właściwego położe-nia środka ciężkości samolotu, paliwo jestautomatycznie przepompowywane z przedniejczęści instalacji do tylnej i na odwrót.

Rys. 2. Paliwomierz samolotu F-16C. Oznaczeniana strzałkach: FR � forward right, przednia prawaczęść instalacji paliwowej; AL � aft left, tylna lewa

część instalacji paliwowej

Rys. 3. Usytuowanie wskaźników i lampek ostrzegających w kabinie samolotu

37Przegląd WLOP

Całkowita masa paliwa w instalacji paliwo-wej samolotu zależy od gęstości paliwa.W integralnych zbiornikach samolotu mieścisię 3090 kg paliwa JP-4 i 3240 kg paliwaJP-5/8, w zbiornikach podwieszanych �2900 kg paliwa JP-4 i 3050 kg paliwa JP-5/8.Ilość paliwa w przedniej i tylnej części insta-lacji paliwowej oraz łączną ilość paliwa w sa-molocie wskazuje paliwomierz (rys. 2), nato-miast bieżące zużycie paliwa wskazuje prze-pływomierz. Niebezpiecznie małą pozostałośćpaliwa sygnalizują, niezależnie od paliwomie-rza, lampki ostrzegające �FWD FUEL LOW�i �AFT FUEL LOW� (rys. 3).

Tłumienie wybuchu w instalacji paliwowejsamolotu jest zagwarantowane przez wtłacza-nie do jej wnętrza gazu neutralnego.

Napełnianie instalacji paliwowej na ziemiodbywa się pod ciśnieniem, z jednego punktuuzupełniania paliwa. Samolot F-16C wypo-sażony jest też w układ umożliwiający napeł-nianie instalacji paliwowej podczas lotu. Punktnapełniania znajduje się na grzbiecie kadłu-ba, za osłoną kabiny. Proces uzupełniania pa-liwa w locie sygnalizują pilotowi informacjeświetlne, które pojawiają się z prawej stronyHUD (head up display).

Instalacja hydrauliczna

Instalacja hydrauliczna samolotu, w którejciśnienie robocze wynosi 205 kG/cm2

(300 psi), składa się z dwóch układów � A i B.Każdy z układów zasilany jest pod ciśnieniemprzez odrębną pompę hydrauliczną (rys. 4).Każdy układ ma własny zbiornik płynu hy-draulicznego.

Układy A i B instalacji hydraulicznej pra-cują jednocześnie, zasilają system sterowaniasamolotem i układ sterowania klapami krawę-dzi natarcia. W wypadku uszkodzenia jedne-go z układów hydraulicznych pracę systemusterowania samolotem zapewnia układ hy-drauliczny działający właściwie (rys. 5).

Układ A zasila również hamulce aerodyna-miczne i proporcjonalny dozownik instalacjipaliwowej samolotu. Układ B zasila działko,pozwala uzupełniać paliwo w locie, chowaći wypuszczać podwozie i hamulce kół oraz ste-rować kołem przedniej goleni podwozia.W przypadku uszkodzenia układu B podwo-zie wypuszczane jest pneumatycznie.

Jakość pracy instalacji hydraulicznej samo-lotu wskazywana jest przez manometry ukła-dów A i B oraz przez lampkę ostrzegającą

Rys. 4. Skrzynia przekładniowa silnika i agregatów: 1 � generator czuwający i generator ze stałym ma-gnesem systemu sterowania samolotem, 2 � pompa hydrauliczna układu A, 3 � napęd o stałej prędkościobrotowej, 4 � główny generator, 5 � pompa olejowa silnika, 6 � wał napędu skrzyni przekładniowejsilnika, 7 � główna pompa paliwa, 8 � przekładnia silnika, 9 � alternator silnika, 10 � kanał wylotowyurządzenia rozruchowego, 11 � urządzenie rozruchowe (jet fuel starter � JFS), 12 � wał przenoszący mocz przekładni silnika na przekładnię agregatów, 13 � pompa hydrauliczna układu B, 14 � przekładnia agregatów

38 LUTY 2004

�HYD/OIL PRESS�. Lampka świeci, gdy ci-śnienie w instalacji hydraulicznej czy olejo-wej silnika spadnie poniżej minimalnej war-tości dopuszczalnej.

Jeśli zostaną uszkodzone oba układy � Ai B � automatycznie włączy się awaryjneurządzenie zasilające (emergency power unit� EPU), na którym zamontowana jest trzeciapompa hydrauliczna. W czasie potrzebnymdo uruchomienia EPU system sterowania sa-molotu wykorzystuje ciśnienie zmagazyno-wane w hydroakumulatorach. Hydroakumu-latory są wykorzystywane również podczasgwałtownego sterowania samolotem w cza-sie lotu.

Rys. 5. Uproszczony schemat blokowy instalacji hydraulicznej samolotu

Awaryjne urządzenie zasilające (rys. 6)jest niezależnym urządzeniem jednocze-śnie dostarczającym ciśnienie hydraulicz-ne do układu A oraz energię elektrycznądo instalacji elektrycznej samolotu. EPUautomatycznie włączy się wtedy, kiedyw dwóch układach instalacji hydraulicznej(A i B) ciśnienie spadnie poniżej minimal-nej wartości dopuszczalnej (68 kG/cm2,1000 psi), lub gdy dwa generatory, głównyi czuwający, zostaną uszkodzone, albo gdyw czasie lotu wyłączy się silnik. EPU możeteż być włączane ręcznie. Do napędu EPUwykorzystywana jest energia powietrza po-chodzącego zza sprężarki wysokiego ci-

39Przegląd WLOP

śnienia. Gdy ta energia okaże się zbyt małalub gdy nastąpi wyłączenie silnika � auto-matycznie włączy się zasilanie hydrazyną.Czas pracy EPU zasilanego wyłącznie hy-drazyną wynosi 10 minut, przy normalnymobciążeniu. Podczas spalania hydrazynytemperatura gazów wylotowych może osią-gnąć 920oC (1600oF).

Rys. 6. Uproszczony schemat blokowy awaryjnego urządzenia zasilającego

Instalacja elektryczna

Źródłami energii elektrycznej w samolociesą: główny generator prądu przemiennegoo mocy 60 kVA, generator czuwający prąduprzemiennego o mocy 10 kVA (rys. 4), gene-rator awaryjny prądu przemiennego na EPUo mocy 5 kVA oraz akumulatory (rys. 7). Prąd

Rys. 7. Uproszczony układ zasilania instalacji elektrycznej samolotu

40 LUTY 2004

stały uzyskuje się przez przetworzenie prąduprzemiennego lub z akumulatorów.

Ze względu na konieczność zachowaniadużej niezawodności, system sterowania sa-molotem (FLCS) zasilany jest energią elek-tryczną z generatora ze stałym magnesem, któ-ry jest zintegrowany z generatorem czuwają-cym (rys. 4). System może być też zasilany

przez: główny generator, generator czuwają-cy, generator EPU, generator ze stałym ma-gnesem EPU (rys. 6) i akumulator. Jeżeli pra-cuje EPU, to w celu zmniejszenia obciążeniaodłączane są szyny zasilające mniej ważneodbiorniki prądu.

Opracowano na podstawie: Flight Manual F-16C/D.

The author describes systems of F-16 C/D aircraft: fuel, hydraulic and electrical.

F100-PW-229 � silnik samolotu F-16C/D