TECHNIKA I EKSPLOATACJA
Płk w st. sp. pil. dr inż. Antoni Milkiewicz
Samolot F-16C/D
Instalacje: paliwowa, hydrauliczna i elektryczna
Instalacja paliwowa Układ magazynowania składa się z siedmiu
integralnych i trzech podwieszanych zbiorni-
W skład instalacji paliwowej samolotu F-16 ków paliwa (rys. 1).
wchodzą następujące układy: magazynowa- W pięciu integralnych zbiornikach przecho-
nia paliwa, przemieszczania (przepływu) wywane jest paliwo. Paliwo z dwóch integral-
paliwa, odpowietrzania i nadciśnienia zbior- nych zbiorników przeznaczone jest do zasila-
ników, zasilania silnika, kontroli ilości pali- nia silnika. Są to tzw. zbiorniki rezerwowe.
wa, tłumienia wybuchu oraz napełniania i zle- Przemieszczanie paliwa wewnątrz instala-
wania paliwa. cji odbywa się dwoma niezależnymi sposo-
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 zbiornik
rezerwowy, 7  zbiornik kadłubowy A-1, 8  podkadłubowy zbiornik podwieszany, 9  lewy zbiornik
podwieszany, 10  prawy zbiornik podwieszany
Przegląd WLOP 35
bami  sposobem grawitacyjnym i za pomocą
pomp przepompowujących. Instalacja, w celu
zwiększenia jej niezawodności, została po-
dzielona na dwie części  przednią i tylną.
W przedniej części znajdują się: zbiorniki F-1
i 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. Paliwo
ze zbiornika podkadłubowego tłoczone jest do
przedniej i tylnej części instalacji. Paliwo ze
zbiorników podwieszanych przepływa do
zbiorników kadłubowych, odpowiednio z pra-
wego do F-2 i z lewego do A-1, pod wpły-
wem nadciśnienia powietrza pobieranego po-
Rys. 2. Paliwomierz samolotu F-16C. Oznaczenia
średnio z instalacji klimatyzacji kabiny samo-
na strzałkach: FR  forward right, przednia prawa
lotu. W celu utrzymania właściwego położe- część instalacji paliwowej; AL  aft left, tylna lewa
część instalacji paliwowej
nia środka ciężkości samolotu, paliwo jest
automatycznie przepompowywane z przedniej
części instalacji do tylnej i na odwrót.
Rys. 3. Usytuowanie wskaz
ników i lampek ostrzegających w kabinie samolotu
36 LUTY 2004
Całkowita masa paliwa w instalacji paliwo- Instalacja hydrauliczna
wej samolotu zależy od gęstości paliwa.
W integralnych zbiornikach samolotu mieści Instalacja hydrauliczna samolotu, w której
się 3090 kg paliwa JP-4 i 3240 kg paliwa ciśnienie robocze wynosi 205 kG/cm2
JP-5/8, w zbiornikach podwieszanych  (300 psi), składa się z dwóch układów  A i B.
2900 kg paliwa JP-4 i 3050 kg paliwa JP-5/8. Każdy z układów zasilany jest pod ciśnieniem
Ilość paliwa w przedniej i tylnej części insta- przez odrębną pompę hydrauliczną (rys. 4).
lacji paliwowej oraz łączną ilość paliwa w sa- Każdy układ ma własny zbiornik płynu hy-
molocie wskazuje paliwomierz (rys. 2), nato- draulicznego.
miast bieżące zużycie paliwa wskazuje prze- Układy A i B instalacji hydraulicznej pra-
pływomierz. Niebezpiecznie małą pozostałość cują jednocześnie, zasilają system sterowania
paliwa sygnalizują, niezależnie od paliwomie- samolotem i układ sterowania klapami krawę-
rza, lampki ostrzegające  FWD FUEL LOW dzi natarcia. W wypadku uszkodzenia jedne-
i  AFT FUEL LOW (rys. 3). go z układów hydraulicznych pracę systemu
Tłumienie wybuchu w instalacji paliwowej sterowania samolotem zapewnia układ hy-
samolotu jest zagwarantowane przez wtłacza- drauliczny działający właściwie (rys. 5).
nie do jej wnętrza gazu neutralnego. Układ A zasila również hamulce aerodyna-
Napełnianie instalacji paliwowej na ziemi miczne i proporcjonalny dozownik instalacji
odbywa się pod ciśnieniem, z jednego punktu paliwowej samolotu. Układ B zasila działko,
uzupełniania paliwa. Samolot F-16C wypo- pozwala uzupełniać paliwo w locie, chować
sażony jest też w układ umożliwiający napeł- i wypuszczać podwozie i hamulce kół oraz ste-
nianie instalacji paliwowej podczas lotu. Punkt rować kołem przedniej goleni podwozia.
napełniania znajduje się na grzbiecie kadłu- W przypadku uszkodzenia układu B podwo-
ba, za osłoną kabiny. Proces uzupełniania pa- zie wypuszczane jest pneumatycznie.
liwa w locie sygnalizują pilotowi informacje Jakość pracy instalacji hydraulicznej samo-
świetlne, które pojawiają się z prawej strony lotu wskazywana jest przez manometry ukła-
HUD (head up display). 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 prędkości
obrotowej, 4  główny generator, 5  pompa olejowa silnika, 6  wał napędu skrzyni przekładniowej
silnika, 7  główna pompa paliwa, 8  przekładnia silnika, 9  alternator silnika, 10  kanał wylotowy
urządzenia rozruchowego, 11  urządzenie rozruchowe (jet fuel starter  JFS), 12  wał przenoszący moc
z przekładni silnika na przekładnię agregatów, 13  pompa hydrauliczna układu B, 14  przekładnia agregatów
Przegląd WLOP 37
Rys. 5. Uproszczony schemat blokowy instalacji hydraulicznej samolotu
 HYD/OIL PRESS . Lampka świeci, gdy ci- Awaryjne urządzenie zasilające (rys. 6)
śnienie w instalacji hydraulicznej czy olejo- jest niezależnym urządzeniem jednocze-
wej silnika spadnie poniżej minimalnej war- śnie dostarczającym ciśnienie hydraulicz-
tości dopuszczalnej. ne do układu A oraz energię elektryczną
Jeśli zostaną uszkodzone oba układy  A do instalacji elektrycznej samolotu. EPU
i B  automatycznie włączy się awaryjne automatycznie włączy się wtedy, kiedy
urządzenie zasilające (emergency power unit w dwóch układach instalacji hydraulicznej
 EPU), na którym zamontowana jest trzecia (A i B) ciśnienie spadnie poniżej minimal-
pompa hydrauliczna. W czasie potrzebnym nej wartości dopuszczalnej (68 kG/cm2,
do uruchomienia EPU system sterowania sa- 1000 psi), lub gdy dwa generatory, główny
molotu wykorzystuje ciśnienie zmagazyno- i czuwający, zostaną uszkodzone, albo gdy
wane w hydroakumulatorach. Hydroakumu- w czasie lotu wyłączy się silnik. EPU może
latory są wykorzystywane również podczas też być włączane ręcznie. Do napędu EPU
gwałtownego sterowania samolotem w cza- wykorzystywana jest energia powietrza po-
sie lotu. chodzącego zza sprężarki wysokiego ci-
38 LUTY 2004
Rys. 6. Uproszczony schemat blokowy awaryjnego urządzenia zasilającego
śnienia. Gdy ta energia okaże się zbyt mała Instalacja elektryczna
lub gdy nastąpi wyłączenie silnika  auto-
matycznie włączy się zasilanie hydrazyną. y
ródłami energii elektrycznej w samolocie
Czas pracy EPU zasilanego wyłącznie hy- są: główny generator prądu przemiennego
drazyną wynosi 10 minut, przy normalnym o mocy 60 kVA, generator czuwający prądu
obciążeniu. Podczas spalania hydrazyny przemiennego o mocy 10 kVA (rys. 4), gene-
temperatura gazów wylotowych może osią- rator awaryjny prądu przemiennego na EPU
gnąć 920oC (1600oF). o mocy 5 kVA oraz akumulatory (rys. 7). Prąd
Rys. 7. Uproszczony układ zasilania instalacji elektrycznej samolotu
Przegląd WLOP 39
stały uzyskuje się przez przetworzenie prądu przez: główny generator, generator czuwają-
przemiennego lub z akumulatorów. cy, generator EPU, generator ze stałym ma-
Ze względu na konieczność zachowania gnesem EPU (rys. 6) i akumulator. Jeżeli pra-
dużej niezawodności, system sterowania sa- cuje EPU, to w celu zmniejszenia obciążenia
molotem (FLCS) zasilany jest energią elek- odłączane są szyny zasilające mniej ważne
tryczną z generatora ze stałym magnesem, któ- odbiorniki prądu.
ry jest zintegrowany z generatorem czuwają-
Opracowano na podstawie: Flight Manual F-16C/D.
cym (rys. 4). System może być też zasilany
The author describes systems of F-16 C/D aircraft: fuel, hydraulic and electrical.
F100-PW-229  silnik samolotu F-16C/D
40 LUTY 2004