CONTROL ENGINE SYSTEM PADA PESAWAT BOEING 737-600 / -700 / -800 / -900

  4shared                                                                                                                     DOWNLOAD

CONTROL ENGINE SYSTEM PADA PESAWAT BOEING

737-600 / -700 / -800 / -900

Generasi 737 pesawat (737-600 / -700 / -800 / -900) fitur, berdasarkan elektronik sistem kontrol propulsi baru yang hampir sepenuhnya menggantikan sistem hydromechanical digunakan dalam awal dan saat ini generasi 737 model (737-100 / - 200 / -300 / -400 / -500). Salah satu perbedaan utama adalah penambahan  electronic engine control (EEC) , yang terus menerus mencari dan kru alert penerbangan ke beberapa tingkat kesalahan yang dapat mempengaruhi operasi mesin. kru penerbangan akan menemukan bahwa PCS baru terlihat dan terasa seperti sistem di model sebelumnya saat mewakili perbaikan operabilitas, kemampuan, kehandalan, dan pemeliharaan dari sistem tersebut. Selain itu, kru pemeliharaan akan menemukan bahwa banyak alat yang berguna untuk mereka yang dibangun ke dalam sistem.

kontrol mesin elektronik adalah fitur kunci dari ditingkatkan propulsion control system (PCS) Pada semua generasi 737 pesawat. Diinstal pada mesin CFM56-7 dari 737-600, 737-700, 737-800, dan 737-900 pesawat terbang, jenis baru PCS dirancang untuk kinerja maksimum mesin, pengoperasian mesin yang optimal, dan integrasi yang efektif dengan sistem pesawat lainnya.

Full-authority digital-electronic engine controls (FADEC) merupakan sistem yang tidak baru; sistem seperti pertama kali memasuki layanan komersial pada Boeing 757 pada tahun 1984, dan sebagian besar pesawat jet baru memiliki kemampuan ini. The FADEC di PCS pada 737 generasi menggantikan kontrol hydromechanical pada 737-100 / -200 model, dan kontrol elektronik-pengawasan atas 737-300 / -400 / -500 model. (The berbagai jenis sistem mesin kontrol dijelaskan dalam April-Juni 1988 edisi majalah Airliner.)

Perbedaan utama antara PCS dalam 737 generasi dan 737 sebelumnya jatuh ke dalam tiga kategori:

1. Components and installations.

2. Flight operations.

3. Maintenance operations.

1.      Components and installations.

The 737-600 / -700 / -800 / -900 kontrol propulsi terlihat, merasa, dan bekerja sangat banyak cara yang sama seperti orang-orang dari 737 sebelumnya, meskipun banyak komponen (dan cara mereka beroperasi) benar-benar berbeda. Misalnya, dorong-set dan mesin-bahan bakar on / off control yang dilakukan secara elektrik, bukan dengan kabel kontrol mekanik; kebanyakan interface dengan sistem pesawat lainnya sekarang digital; dan banyak yang menampilkan mesin di kompartemen penerbangan didorong oleh kontrol mesin. Berikut ini adalah komponen utama sistem dan instalasi dari PCS:

1.1 Electronic engine control (EEC).

1.2. Hydromechanical unit.

1.3. EEC alternator

ELECTRONIC ENGINE CONTROL (EEC).

Komponen penggerak-kontrol utama adalah elektronik kontrol mesin (EEC) Sebuah EEC diinstal pada kasus penggemar masing-masing mesin.

EEC menerima masukan dari pesawat dan mesin sensor, menghitung dorong mesin yang diinginkan dalam hal kecepatan fan (N1), dan mengirimkan perintah listrik untuk berbagai aktuator mesin untuk membuat mesin mempercepat atau memperlambat untuk N1 ini diinginkan - cepat, akurat , dan tanpa gelombang, rotor kecepatan lampaui, atau ketidakstabilan lainnya.

Selain mengatur operasi mesin, EEC mengakuisisi, proses, dan data output untuk menampilkan penerbangan-kompartemen dan untuk penggunaan pemeliharaan; mendeteksi dan mengakomodasi kesalahan yang lain akan mengganggu operasi mesin; dan dapat dioperasikan dalam modus pemeliharaan interaktif.

HYDROMECHANICAL UNIT (HMU).

dipasang di sisi belakang-kiri gearbox aksesori.

The HMU (HYDROMECHANICAL UNIT) berisi bahan bakar metering valve yang mengontrol bahan bakar dikirim ke ruang bakar, dan katup kontrol lainnya yang beroperasi variabel stator baling-baling, variabel intercompressor berdarah katup, sistem turbin aktif-izin-control, dan bahan bakar-nozzle pementasan.

The HMU (HYDROMECHANICAL UNIT)  juga menggunakan the fuel high-pressure shutoff valve (HPSOV) ,yang menutup langsung dari kompartemen penerbangan perintah mulai tuas cutoff.

EEC ALTERNATOR.

memasok setiap saluran EEC dengan daya listrik utama. Hal ini diinstal pada wajah depan dari gearbox aksesori.

EEC alternator, EEC di mesin kecepatan lebih besar dari 12% N2. Pada kecepatan lebih rendah, EEC menggunakan daya ac 115V dari sistem listrik pesawat. Ketika mesin dimatikan, daya dimatikan.

2 Flight Operations

PCS baru menghasilkan beberapa perbedaan operasional, meskipun sebagian besar tidak terlihat oleh awak pesawat. Mereka juga cukup untuk operasi di 737 sebelumnya mirip dengan memungkinkan awak pesawat dari sebelumnya dan 737 generasi untuk mempertahankan Peringkat tipe yang sama. Perbedaan adalah dalam kategori berikut:

• Aisle-stand engine controls.
• Intersystem interfaces.
• Propulsion-control operations.

• Aisle-stand engine controls.

Untuk awak pesawat, kontrol mesin lorong-berdiri tidak berubah, tetapi instalasi dalam berdiri lorong dan di bawah lantai telah sepenuhnya didesain ulang.

Untuk setiap mesin, batang penghubung transfer perintah dorong-tuas awak pesawat untuk perakitan auto-throttle, di mana unit double-penyelesai mengirimkan perintah dorong listrik untuk setiap saluran EEC. (Ketika autothrottle yang terlibat, posisi servo-motor baik resolvers, back-mengemudi tuas dorong melalui batang penghubung sehingga tuas dorong mencerminkan perintah autothrottle.)

Untuk memilih dorong terbalik setelah mendarat, awak pesawat mengangkat tuas reverse-dorong. Sebuah dioperasikan secara elektrik "balk" blok masing-masing tuas pada posisi terbalik-idle sampai reversers dorong menyebarkan. Kemudian masing-masing balk dihapus untuk memungkinkan pemilihan penuh terbalik dorong. Ini balk dioperasikan secara elektrik menggantikan kontrol dorong kabel interlock digunakan pada 737 sebelumnya.

Tuas mesin mulai tidak lagi beroperasi kabel mech-anical. Sebuah saklar listrik start-tuas yang dioperasikan sinyal bahan bakar bertekanan tinggi penutup katup (HPSOV) solenoid. Dua baru ENG VALVE TERTUTUP lampu indikator pada panel bahan bakar menunjukkan status HPSOV (terbuka, tertutup, atau di-transit).

• Intersystem interfaces.

Kontrol propulsi memiliki antarmuka yang penting dengan sistem pesawat lainnya: sistem umum tampilan, sistem manajemen penerbangan, dan autothrottle tersebut. ARINC-429 databuses digital mentransfer data antara EECS dan sistem ini untuk operasi terpadu yang efisien.

• Propulsion-control operations.

Beberapa PCS fitur baru menyebabkan beberapa perubahan halus dalam operasi mesin dari 737 sebelumnya. Fitur-fitur ini dijelaskan di bawah ini:

Mulai dan Non-mulai Fitur Perlindungan Otomatis (fitur ini dinonaktifkan untuk inflight dimulai). Beberapa fitur baru membantu mencegah kerusakan mesin jika mesin tanah mulai tidak normal terjadi.

- perlindungan Basah-start berhenti bahan bakar dan pengapian jika suhu gas buang (EGT) tidak meningkatkan dalam waktu 15 detik setelah mesin mulai tuas dipindahkan ke IDLE.

- Sebuah peringatan hot-start berkedip garis EGT-pembacaan jika EGT terlalu panas untuk kecepatan N2 saat ini.

- perlindungan Hot-start berhenti bahan bakar dan pengapian jika EGT melebihi batas awal 725C. prosedur mesin-start awak pesawat ini tidak berubah karena fitur baru; awak masih harus urutan kontrol awal, memantau indikasi mesin, dan bertindak segera jika awal tidak melanjutkan normal.

- perlindungan Mesin rollback (hanya aktif di tanah) berhenti bahan bakar dan pengapian jika mesin, sekali dimulai, berkurang kecepatannya kurang dari kecepatan menganggur berkelanjutan dan EGT melebihi batas awal.

- perlindungan Flameout ternyata pengapian pada jika kontrol mesin mendeteksi mesin deselerasi uncommanded. Ini harus terjadi dalam rangka untuk menyala lagi mesin jika telah dinyalakan keluar tapi bahan bakar masih tersedia. kontrol ternyata pengapian off setelah 30 detik atau ketika kecepatan mesin kurang dari 50% N2.

Tidak ada-dispatch Pemberitahuan. Sebuah kuning ENGINE PENGENDALIAN cahaya pada panel belakang-overhead (gambar 5) menyala ketika pesawat berada di tanah dan kesalahan mesin-control mencegah pesawat pengiriman. Lampu ditekan dalam penerbangan karena tidak ada didefinisikan prosedur awak pesawat untuk kondisi ini. Jika lampu ENGINE PENGENDALIAN datang setelah mendarat, awak pesawat harus segera memberitahu personil pemeliharaan, karena kesalahan terkait harus diperbaiki sebelum pesawat dapat redispatched. Jika lampu ENGINE PENGENDALIAN datang setelah mesin start, lepas landas dilarang.

Alternatif modus dorong-pengaturan. Kontrol propulsi memiliki dua mode dorong-set: normal dan alternatif. Dalam mode normal, kontrol mesin menggunakan data kondisi penerbangan dari pesawat udara data sistem untuk menghitung perintah N1. Jika kondisi penerbangan data yang valid tidak tersedia, switch kontrol mesin ke mode alternatif, yang menghitung perintah N1 dari jadwal dorong-tuas-to-N1 yang berbeda. Pada mode mengubah N1-speed sementara diimbangi mencegah perubahan dorong. The kuning ALTN cahaya di saklar EEC alert awak pesawat bahwa modus alternatif aktif.

 (The switch EEC menggantikan 737-300 / -400 / -500 switch kontrol manajemen daya, yang memiliki fungsi yang sama.) Untuk menghapus dorong-tuas stagger yang mungkin berkembang sebagai kondisi penerbangan perubahan, awak pesawat menghambat kedua tuas dorong hingga pertengahan -Kekuatan dan beroperasi kedua switch EEC. Hal ini menempatkan kedua mesin dalam mode alternatif dan menghilangkan N1 kecepatan offset. Ketika dalam mode alternatif, dorong bisa melebihi Peringkat mesin bersertifikat di posisi dorong-tuas ke depan. Untuk menghindari overboost, awak pesawat harus menggunakan manajemen penerbangan computercalculated dorong batas untuk mengatur dorong untuk modus penerbangan saat ini (lepas landas, climb, atau pelayaran). Batas ini ditampilkan sebagai hijau "gagak-kaki" N1-referensi kursor

Kinerja-reserve dorong. Mesin CFM56-7 di 737 generasi berikutnya dapat dioperasikan pada salah satu dari enam peringkat dorong. Tabel 1 berisi daftar model mesin yang tersedia, dan yang model mesin dapat digunakan pada setiap model 737.

Tergantung pada pesawat-mesin model kombinasi, ekstra kinerja cadangan dorong mungkin tersedia untuk penggunaan darurat selama lepas landas dan pergi-sekitar. Sebagai contoh, kinerja-cadangan dorong tersedia untuk 737-700 dengan -7B22 mesin, sejak -700 pesawat dapat menerima lebih tinggi -7B24 dorong. The kontrol mesin memungkinkan lepas landas / go-sekitar dorong hingga rating ini ketika dorong tuas didorong ke depan penuh. Jika mesin dipasang memiliki rating tertinggi yang ditawarkan untuk itu model 737 (misalnya, 737-600 dengan rating -7B22), tidak ada kemampuan kinerja-reserve. Seperti dorong "overboost" dari 737-100 / -200 / -300 / -400 / -500, kinerja-cadangan dorong adalah untuk penggunaan darurat saja.

perangkat tambahan mesin indikasi. Sistem tampilan umum N1 dorong pengaturan indikasi ditunjukkan pada Perubahan indikasi ini dari 737-300 / -400 / -500 adalah:

- REV indikasi (hijau atau kuning) mengganti kuning reverser lampu UNLOCKED.

- Sektor perintah ditampilkan saat akselerasi mesin dan perlambatan.

- Sebuah dua warna TAI indikasi menunjukkan mesin termal Status anti-es.

- Seluruh indikasi menyala merah jika N1 melebihi kecepatan redline.

Perubahan indikasi mesin lainnya termasuk:

Sebuah kuning ENG GAGAL muncul pada indikasi EGT jika kecepatan N2 menurun hingga kurang dari siaga bila mesin mulai Lever di IDLE.

Tanda radial merah menunjukkan Start Batas EGT saat mesin tidak berjalan.

Dalam penerbangan, pesan MULAI kuning X-BLD muncul di atas indikasi N2 jika Starter membantu diperlukan.

The EGT dan indikasi N2 berubah warna menjadi merah jika nilai saat ini lebih besar daripada redline, dan indikasi EGT menjadi kuning jika suhu-erature adalah di kisaran kuning Band.

Band minyak tekanan-indikasi kuning bervariasi dengan kecepatan mesin

3. Maintenance operations.

The 737-600 / -700 / -800 / -900 prosedur perawatan propulsi kontrol berbeda secara signifikan dibandingkan 737 sebelumnya. Secara khusus, personil pemeliharaan harus tahu bagaimana dan kapan untuk memeriksa berikut:

1.      Dispatch status.

2.      Flight Management Computer/Control Display Unit (FMC/CDU) engine-maintenance pages.

3.      Other airplane systems.

4.      Engine overspeed and overtemperature

Dispatch status.

personil pemeliharaan harus melakukan pemeriksaan berkala dari propulsi kontrol Status pengiriman. Sejak logika EEC mendeteksi dan mengakomodasi banyak kesalahan, mesin dapat beroperasi secara normal ketika kesalahan ada. Misalnya, kegagalan lengkap satu saluran EEC tidak berpengaruh langsung pada operasi mesin karena saluran kedua mengambil alih. Lampu ENGINE PENGENDALIAN dan pesan di layar pemeliharaan FMC / CDU melaporkan ini kesalahan non-jelas

Kontrol propulsi memiliki empat tingkat dasar kesehatan operasional, tercantum di bawah ini agar kemampuan meningkatkan:

Tidak ada pengiriman. Lampu ENGINE PENGENDALIAN menunjukkan bahwa kontrol penggerak berada dalam kondisi tanpa pengiriman.

Minimum Equipment List (MEL) pengiriman. Pesawat MEL mendefinisikan persyaratan pengiriman jika kontrol mesin dalam modus dorong-pengaturan alternatif (cahaya ALTN aktif).dispatch waktu terbatas. Sebuah kondisi waktu terbatas-pengiriman hasil dari kesalahan yang tidak memiliki konsekuensi langsung ke operasi mesin. Namun, pesawat tidak dapat dioperasikan tanpa batas dengan cara ini, karena kesalahan mengurangi redundansi sistem, yang pada gilirannya meningkatkan kemungkinan mesin shutdown.

AS Federal Aviation Administration telah mendefinisikan dua interval-dispatch waktu terbatas untuk memperbaiki kesalahan waktu terbatas-pengiriman: waktu singkat (biasanya 150 jam) dan waktu panjang (biasanya 500 jam).

Karena kesalahan waktu terbatas-pengiriman tidak ditunjukkan ke awak pesawat, personil perawatan harus secara berkala menggunakan unit manajemen penerbangan komputer / display kontrol halaman (FMC / CDU) pemeliharaan untuk memeriksa mereka. Setiap maskapai penerbangan harus memiliki pemeriksaan dan perbaikan kebijakan yang memastikan bahwa kesalahan ini akan ditemukan dan diperbaiki sebelum batas waktu operasi berakhir. Dengan asumsi 10 jam pemanfaatan pesawat harian, cek mingguan memungkinkan hingga delapan hari untuk memperbaiki kesalahan waktu singkat.

pengiriman terbatas. Jika tidak ada waktu terbatas-pengiriman atau tidak-dispatch kesalahan terjadi dan cahaya ALTN tidak menunjukkan, kontrol propulsi berada dalam kondisi pengiriman terbatas. Namun, kontrol propulsi mungkin masih memiliki kesalahan ekonomi; yaitu, operasional kesalahan peralatan yang tidak mempengaruhi operasi pesawat. kesalahan ini harus diperbaiki ketika nyaman untuk memastikan operasi lanjutan dari fungsi terpengaruh.

Flight Management Computer/Control Display Unit (FMC/CDU) engine-maintenance pages.

atas mesin-1 halaman pemeliharaan pada FMC / CDU. CDU halaman menu memungkinkan personil pemeliharaan untuk memeriksa kesalahan dalam setiap kategori pengiriman; melakukan tes fungsional; memeriksa kecepatan mesin atau suhu pelampauan; memonitor sinyal masukan EEC; dan meninjau konfigurasi kontrol mesin

Other airplane systems.

Kontrol propulsi memiliki beberapa built-in tes yang diakses melalui halaman pemeliharaan FMC / CDU. Ketika halaman mesin yang dipanggil EEC secara otomatis bertenaga. tes pemeliharaan sistem pesawat lainnya, seperti autothrottle itu, mengharuskan kontrol propulsi secara manual diaktifkan sehingga EECS dapat berkomunikasi dengan sistem itu. Untuk daya EEC, awak pesawat menetapkan mesin mulai beralih ke CONT. Setelah tes, awak pesawat menempatkan saklar mulai kembali ke OFF dan keluar dari FMC / CDU halaman perawatan mesin sehingga depowers EEC.

Engine overspeed and overtemperature

Setelah kedua mesin yang ditutup, jika kotak pembacaan untuk N1, N2, atau EGT berubah merah, sebuah overspeed mesin atau overtemperature telah terjadi. The terlampaui besar dan durasi ditampilkan pada halaman keterlampauan pemeliharaan FMC / CDU. Manual pemeliharaan menentukan apa tindakan perawatan, jika ada, diperlukan.

Engine APU

Download                                                                                                                                   4shared

ENGINE APU (AUXILIARY POWER UNIT) PADA PESAWAT AIRBUS A320

 

Auxiliary Power Unit (APU) adalah perangkat pada kendaraan yang menyediakan energi untuk fungsi lain selain propulsi. APU biasanya dipasang pada pesawat besar, serta beberapa kendaraan darat besar. Pesawat APU umumnya menghasilkan 115V pada 400 Hz (bukan 50/60 Hz pasokan listrik), untuk menjalankan sistem listrik pesawat, selain itu dapat menghasilkan 28V DC. APU juga dipasang pada kapal-kapal angkatan laut. APU dapat memberikan listrik melalui sistem tunggal atau 3-fase.

Tujuan utama dari APU pesawat adalah untuk memberikan power untuk starting engines utama pesawat. Mesin turbin harus dipercepat untuk kecepatan rotasi tinggi untuk memberikan kompresi udara yang cukup pada saat engine beroperasi. Jet engine yang lebih kecil biasanya distart oleh sebuah motor listrik, sedangkan engineyang lebih besarbiasanya dimulai oleh motor turbin udara.Sebelumengine bergerak, APU start, umumnya oleh baterai atau akumulator hidrolik. Setelah APU bergerak, APU memberikan daya (listrik, pneumatik, atau hidrolik, tergantung pada desain) untuk memulai engine utama pesawat.

APU pada Pesawat Komersil

Fungsi

Tujuan utamadari APU pesawat adalah untuk memberikan power untuk starting engines utama pesawat. Mesin turbin harus dipercepat untuk kecepatan rotasi tinggi untuk memberikan kompresi udara yang cukup pada saat engine beroperasi. Jet engine yang lebih kecil biasanya distarting oleh sebuah motor listrik, sedangkan engine yang lebih besar biasanya distarting oleh motor turbin udara. Sebelum engine bergerak, APU pada umumnya distarting oleh baterai atau akumulator hidrolik. Setelah APU bergerak, APU memberikan daya (listrik, pneumatik, atau hidrolik, tergantung pada desain) untuk memulai engine utama pesawat

APU juga digunakan untuk menjalankan aksesori pesawat lainnya pada saat engine mati.  Hal ini memungkinkan kabin menjadi nyaman saat penumpang naik pesawat sebelum engine dinyalakan. Listrik digunakan untuk menjalankan sistem saat preflight check. Beberapa APU juga dikoneksikan ke pompa hidrolik, memungkinkan kru mengoperasikan peralatan hidrolik (seperti Flight control atau flaps) sebelum engine dinyalakan. Fungsi ini dapat juga digunakan, pada beberapa pesawat, sebagai cadangan pada saat terbang atau sistem hidrolik rusak.

APIC APS3200 APU for Airbus A318, A319, A320, and A321

Pesawat dengan APU juga dapat menggunakan power listrik dan pneumatic dari peralatan darat ketika APU rusak atau tidak dapat digunakan.

APU dipasang pada pesawat extended-range twin-engine operations (ETOPS) yang merupakan alat pengaman saat kondisi kritis, karena APU menyediakan listrik cadangan dan tekanan udara pada engine yang mati atau generator utama rusak.  Sementara beberapaAPU mungkin tidak startable dalam penerbangan, APUETOPS-compliant harus flight-startable pada ketinggian sampai keservice ceiling.  Aplikasiterbaru telah ditentukan mulai sampai denganketinggian43.000kaki (13.000 m) dari kondisi cold-soaklengkapseperti Hamilton Sundstrand APS5000 untuk Boeing 787 Dreamliner.JikaAPU atau generator listrik tidak tersedia, pesawat tidak diperbolehkanuntuk penerbanganETOPS dan diharuskanuntuk mengambilrute non-ETOPS.

APU menghasilkan listrik 400 Hz lebih kecil dan lebih terang daripada 50/60 Hz counterpart, akan tetapi harganya lebih mahal; kelamahannya adalah sistem, frekuensi tinggi menyebabkan tegangan menurun.

Sejarah

Engine 2-tak Riedel digunakan sebagai contoh pioneer APU, untuk menyalakan shaft tengah jet engine pesawat Junker Jumo 004 pada Perang Dunia II.

Intake diverter pada engine Jumo 004 yang berada di APU Riedel, lengkap dengan D-shaped pull handle pada center diverter.

Semasa PD I, British Coastal class blimp, salah satudari beberapa jenis pesawat yang dioperasikan oleh Royal Navy, membawa auxiliary engine 1.75 HP (1.30 kW) ABC. Engine ini didukung oleh generator untuk radio transmitter dan pada kondisi darurat dapat digunakan tenaga air blower tambahan (terus menyuplai tekanan udara yang dibutuhkan untuk menjaga airships’ Ballonet tetap mengembung, dan menjaga struktur gasbag).  Pada penerbangan normal, hal ini diperoleh dari slipstream propeller melalui air scoop.

Salah satu Negara yang pertama kali menggunakan APU pada pesawat militer adalah Inggris, pada PD 1, yaitu Supermarine Nighthawk, anti-Zeppelin fighter. Menggunakan engine ABC kecil, yang dihasilkan dari generator untuk sorot on-board.

Pesawat militer Amerika pertama kali menggunakan APU adalah USAF Douglas Globemaster II. Boeing 727 pada tahun 1963 merupakan pesawat jet komersil yang pertama kali memiliki fitur APU gas turbin, yang memungkinkan untuk beroperasi pada bandara kecil. Independen dari fasilitas darat. APU dapat dilihat pada banyak modem airline melalui pipa exhaust di ekor pesawat

Bagian-bagian APU

Tipe gas turbin APU untuk pesawat komersil terdiri dari tiga bagian utama yaitu :

Power Section

Power section merupakan bagian generator gas engine dan menghasilkan semua power shaft APU.

Load Compressor Section

Load compressor pada umumnya berupa shaft-mounted compressor yang menghasilkan tenaga pneumatic pesawat, sedangkan beberapa beberapa extract bleed air APU dihasilkan melalui compressor power section. Ada dua alat penggerak, yaitu Inlet guide vanes yang mengatur aliran udara yang mengalir ke load compressor dan surge control valve yang menstabilkan operasi mesin turbo.

Gearbox section

Gearbox mentransfer tenaga dari shaft utama engine ke generator oil-cooled untuk tenaga listrik. Melalui Gearbox, power juga ditransfer ke aksesoris engine seperti fuel control unit, modul pelumasan, dan fan pendingin. Selain itu, ada juga starter motor yang terhubung melalui gear train untuk melakukan fungsi awal dari APU.Beberapa desain APU menggunakan kombinasi starter/generator untuk menyalakan APU dan pembangkit tenaga listrik untuk mengurangi kompleksitas.

Pada pesawat Boeing 787 yang membutuhkan suplai listrik yang besar, APU hanya berfungsi memberikan listrik ke pesawat. Tidak adanya sistem pneumatik menyederhanakan desain, namun besarnya kebutuhan listrik memerlukan generator yang besar.

SSISTEM KERJA APU

Ketika starter dinyalakan, putaran starter mulai menggerakan roda gigi transmisi kemudian menggerakan kompresor dan turbin. Udara masuk ke kompressor sebelum, sebelum masuk ke kompresor tekanan tinggi udara dibagi menjadi 2 saluran, saluran pertama untuk start engine pesawat terbang dan saluran lainnya masuk ke kompresor tekanan tinggi, kemudian dikompresikan danmasuk ke ruang bakar. Di dalam ruang bakar udara dengan bahan bakar dibakar, sehingga menjadi gas udara bertekanan tinggi yang masuk ke turbin. Energi pembakaran tersebut diserap oleh putaran turbin dan dialirkan ke turbin exhaust. Sebagian daya yang diterima turbine wheel digunakan untuk memutar compressor, impeller dan komponen lainnya. dan sebagian dayalainnya digunakan untuk output shaft power guna menggerakan perlengkapan pendukung.

Download 

fuel system

4shared                                                                                                                              download

Fuel System di pesawat Bombardier CRJ-1000

SISTEM BAHAN BAKAR PESAWAT TERBANG

1.      BAHAN BAKAR

Benda yang jika ditemukan dengan oksigen akan terbakar dan menghasilkan energi panas.

Bahan bakar dapat di klasifikasikan sesuai wujud fisiknya : Bahan bakar Padat, Gas  & Cair.

Bahan bakar padat digunakan untuk External Combustion Engine, antara lain kayu atau batu bara. Jenis bahan bakar ini tidak cocok untuk pembakaran di dalam dengan alasan laju kecepatan pembakaran yang rendah, nilai kalor yang rendah dan masih banyak factor yang merugikan lainnya.

Bahan bakar Gas banyak digunakan untuk pembakaran dalam, namun perlu ruang yang relative besar sehingga tidak digunakan untuk bahan bakar pesawat terbang. Contohnya : Gas alam dan LPG (Liquid Petroleum Gas).

Bahan bakar Cair, sangat ideal untuk Internal Combustion. Bahan bakar cair diklasifikasikan menjadi 2, yaitu : Bahan bakar tidak mudah menguap (NONVOLATILE) dan mudah menguap (VOLATILE).  Bahan bakar Nonvolatile adlah bahan bakar berat yang digunakan pada mesin diesel. Yang termasuk kelas Volatile adalah bahan bakar yang digunakan dengan cara mengkabutkan bahan bakar tersebut masuk ke ruang bakar. Contoh : ALKOHOL, BENZOL, KEROSENE DAN GASOLINE. Bahan bakar yang digunakan untuk pesawat mengandung energi kimia yang jika dibakar akan melepas energi kalor. Kemudian dikonfersikan menjadi energi mekanis yang selanjutnya digunakan untuk menghasilkan thrust yang akan mendorong pesawat terbang.

2.      TERMINOLOGI DALAM SISTEM BAHAN BAKAR

TETRAETHYL LEAD (TEL): bahan bakar yang jika ditambahkan dalam bahan bakar akan meningkatkan kinerja engine. organik bromida & cloridadicampur dengan tel sehingga selama pembakaran akan terjadi timah halidadalam bentuk uap dan akan terbuang bersama gas hasil pembakaran. jika tel saja yang dimasukan (tanpa dicampur), maka  akan terbentuk timah oksida padat dan akan tertinggal dalam ruang bakar (silinder). inhibitorditambahkan kedalam gasoline guna mencegah terbentuknya substansi padat setelah bahan bakar menguap.

VOLATILITY : ukuran kecenderungan benda cair untuk menguap pada kondisi tertentu. jika bahan bakar terlalu cepat menguap, pipa-pipa supply bahan bakar akan terisi uap, sehingga dapat menyebabkan berkurangnya aliran bahan bakar. jika bahan bakar tidak bisa menguap secara cukup, maka menyebabkan kesulitan dalam starting engine, pemanasan engine yang terlambat, akselerasi yang kurang serta pendistribusian yang kurang serta pendistribusian bahan bakar yang tidak merata dalam silinder dan dilusi dalam cranck case.

DETONASI : pembakaran yang bersifat tidak normal dan tidak terkontrol dalam ruang bakar. engine yang beroperasi dalam kondisi normal, permukaan api (flame front) merambat dengan kecepatan tertentu (biasanya 100 ft/s) sampai seluruh campuran bahan bakar & udara terbakar. jika saat permulaan pembakaran berlangsung secara normal, tetapi saat akhir terjadi pembakaran dengan kecepatan tinggi secara sesaat, maka akan menghasilkan kenaikan tekanan yang berlebihan dalam ruang bakar.

ANGKA OKTAN (OCTANE NUMBER) : engine pesawat dengan daya yang besar dapat dihasilkan dengan menggunakan bahan bakar dengan angka oktan tinggi.   penggunaan bahan bakar tersebut dapat menghasilkan kompresi rasio & tekanan manifold yang tinggi, sehingga meningkatkan daya & efisiensi. tetapi penggunaan fuel dengan angka oktan tinggi dapat menyebabkan detonasi, karena kondisi yang kurang baik atau pengendalian engine yang tidak tepat. sistem angka oktan didasarkan pada perbandingan suatu bahan bakar terhadap campuran iso-octane dan normal-heptane. angka oktan suatu bahan bakar diartikan sebagai bahan bakar. yang mempunyai sifat anti detonasi (antiknock) yang sama dengan suatu bbahan bakar. yang mengandung persentasi iso-oktan tertentu dalam campurannya. misalnya bahan bakar. dengan grade 91 (angka oktan 91), berarti bahan bakar tersebut mempunyai sifat anti knock yang sama dengn bahan bakar yang mempunyai kandungan 91% iso-oktan & 9% normal hepatana.

3.      HAL – HAL PENTING PADA SISTEM BAHAN BAKAR PESBANG

sistem bahan bakar pesawat berfungsi untuk memberikan aliran bahan bakar yang sudah tersaring bersih, dengan aliran konstan ke karburator atau unit pengendali bahan bakar (fuel control unit).

pemberian aliran bahan bakar ini harus sesuai dengan jumlah yang dibutuhkan engine dalam operasinya pada berbagai ketinggian dan sikap (attitude) terbang.

PERSYARATAN SYSTEM BAHAN BAKAR :

A.     MEMPUNYAI KEANDALAN. 

masing – masing bahan bakar harus dikonstruksikan & disusun sedemikian rupa, sehingga menjamin aliran bahan bakar pada tekanan dan laju yang dibutuhkan olehengine serta auxilliary power unit (apu) dalam setiap kondisi operasinya.

B.      SISTEM BAHAN BAKAR HARUS INDEPENDENCE (TIDAK TERGANTUNG). 

FILLER CAP.  filler cap (tutup lubang pengisian) harus dirancang agar pemasangannya mudah & tidak lepas saat penerbangan.  beberapa cap dilengkapi ventilasi sehingga tekanan tangki selalu menyesuaikan dg tekanan atmosfer. pada daerah dekat cap biasanya dilengkapi plate bertuluskan “fuel” dan jenis serta grade minimum yang tepat sesuai yang digunakan pesawat tersebut.

C.      PELINDUNG PETIR (LIGHTNING PROTECTION). sistem bahan bakar harus dilengkapi dengan alat untuk mencegah terjadinya kebakaran akibat sambaran petir.

D.     ALIRAN BAHAN BAKAR (FUEL FLOW). aliran bahan bakar dengan cara gravity harus dapat memberikan supply paling rendah 150% dari kebutuhan aliran saat take-off. untuk sistem yang menggunakan tekanan (pressure feed system), aliran bahan bakar reciprocating engine paling rendah 125% dari kebutuhan take off persyaratan ini ditentukan dari hasil uji.

E.      KEBUTUHAN INDICATOR UNTUK SISTEM BAHAN BAKAR.

lampu peringatan (warning light) & kendali (control). indikator yang dibutuhkan dlm system bb. al:

indikator pengukur jumlah bahan bakar (fuel quantity indicator),

penunjuk tekanan (fuel pressure indicator),

penunjuk temperatur ( fuel-temperature indicator),

penunjuk aliran bahan bakar (fuel flow indicator).

4.      KOMPONEN – KOMPONEN SISTEM BAHAN BAKAR

1.      TANGKI BAHAN BAKAR (FUEL TANK)

1)     INTEGRAL TANK

2)   RIGID REMOVEABLE TANK (TANGKI YANG DAPAT DIBONGKAR)

3)    BLADER FUEL CELL

4)   EXTERNAL TANK

5)   SURGE TANK

FUEL PUMP (POMPA BAHAN BAKAR)

1)   ENGINE DRIVEN FUEL PUMP

2)   AUXILLIARRY FUEL PUMP (BOOSTER PUMP)

3)   EJECTOR PUMP

1. KATUB PENGURASAN (DRAIN VALVE)
2. FEUL SELECTOR VALVE DAN SHUTTOFF VALVE (FSV)
3. FUEL HEATER (PEMANAS BAHAN BAKAR)
4. FILLER CAP (TUTUP LUBANG PENGISIAN)
5. FUEL LINES DAN PIPING

5.      SISTEM ALIRAN BAHAN BAKAR

1.      GRAFITY FEED

2.      PRESSURE-FEED SYSTEM

3.      SISTEM FEED-PRESSURE

4.      SISTEM BAHAN BAKAR PESAWAT RINGAN ENGINE DUA (LIGHT AIRCRAFT TWIN ENGINE)

5.      SISTEM BAHAN BAKAR UNTUK TURBOPROP

6.      SISTEM BAHAN BAKAR PESAWAT BESAR ENGINE TURBO

A)  FUELING RECEPTACLE

B)  RESTRICTING ORIFICE

C)  MANUALLY OPERATED SHUTTOFF  VALVE

D)  FUELING-LEVEL CONTROL SHUTTOFF  VALVE

E)  FUELING-LEVEL CONTROL PILOT VALVE

F)  MOTOR DRIVEN VALVE

G)  FUEL FLOW TRANSMITTER

6.   SISTEM PENGENDALIAN

1. PRIMER DAN SISTEM PRIMING

2. SYSTEM VENTILASI
3. SISTEM PENGISIAN BAHAN BAKAR BERTEKANAN (PRESSURE FUELING SYSTEM)
4. SISTEM BAHAN BAKAR “CROSS FEED”
5. SISTEM PEMBUANG BAHAN BAKAR (FUEL JETTISON SYSTEM)
6. SISTEM DILUSI OLI (SISTEM PENGENCERAN OLI)

1. 7.      KOMPONEN – KOMPONEN SISTEM BAHAN BAKAR

1.      A.     TANGKI BAHAN BAKAR (FUEL TANK)

Berfungsi sebagai penyimpan bahan bakar yang digunakan untuk operasi engine pesawat terbang.   kontruksi fuel tank pesawat terbang dari bahan paduan aluminium, karet sintetis tahan bahan bakar, bahan-bahan komposit ataupun baja tahan karat (stainless steel).

JENIS FUEL TANK

1.  INTEGRAL TANK. tangki yang merupakan bagian integral (menjadi satu) dengan struktur dasar pesawat.

bagian – bagian struktur, al:  kulit sayap (wing skin), ribs, stiffeners & stringerssehingga membentuk tangki.

guna mencegah kebocoran digunakan bahan sealing, yang terbuat dari karet sintetis.

RIGID REMOVEABLE TANK (TANGKI YANG DAPAT DIBONGKAR).  merupakan tangki yang terbuat dari metal (biasanya dari aluminium yang dilas). berbentuk ruang guna menyimpan bahan bakar. jenis tangki ini banyak digunakan pada pesawat-pesawat kecil.

BLADER FUEL CELL.  berupa kantong karet yang konstruksinya diperkuat yang digunakan untuk menyimpan bahan bakar. komponen blader fuel cell al : ventilasi, fitting penguras (drain valve), fuel quantity indicator dsb.  baldder fuel cell dipasang dalam ruang dalam pesawat dengan cara memasukkanya dengan melipat.

EXTERNAL TANK.   adalah tangki yang diluar struktur pesawat, biasanya dipasang pada pylon dibawah sayap. beberapa jenis external tank yang bisa dijatuhkan saat penerbangan jika tangki tersebut tidak dibutuhkan, atau bisa dilepas dengan mudah dan cepat. pada bagian dalam tangki biasanya disekat oleh beberapa bulkhead.

SURGE TANK. biasanya dipasang pada pesawat transport dengan konstruksi mirip seperti tangki jenis integral.  surge tank sebenarnya tidak diisi bahan bakar, namun hanya digunakan untuk penampungan kelebihan atau tumpahan bahan bakar terutama pada saat pengisian bahan bakar.  letak surge tank dalam pesawat dapat dilihat pada gambar 2-2.

B.      FUEL PUMP (POMPA BAHAN BAKAR)

pompa bahan bakar digunakan untuk memompa bahan bakar dari tangki ke engine, memompa bahan bakar dari tangki yang satu ke tangki yang lain serta dari engine kembali ke tangki. prinsip kerja pompa bahan bakar    sama seperti pompa hidrolik atau jenis pompa lainnya. namun karena sifat bahan bakar yang mudah terbakar jika dipompa, maka bahan dan perancangan pompa bahan bakar harus dapat mencegah terjadinya kebakaran.

JENIS – JENIS POMPA

1.      ENGINE DRIVEN FUEL PUMP.  fungsi engine driven fuel pump(pompa bahan bakar yang diputar engine) adalah untuk memberikan bahan bakar secara kontinyu dengan tekanan yang tepat selama engine beroperasi.

2.      AUXILIARY FUEL PUMP (BOOSTER PUMP).   booster pumpmerupakan bagian penting dalam system bahan bakar, karena berfungsi :

1.      penghasil tekanan dalam bahan bakar pada saat start engine (fuel engine driven pump belum bekerja)

2.      penghasil tekanan bahan bakar pada saat emergensi yaitu saat fuel engine driven pump mati/rusak.

3.      menambah kapasitas pemompaan fuel engine driven pump guna menjamin tekanan bahan bakar yang cukup pada kondisi tertentu, al: pada saat pesawat dalam proses take off dan landing.

4.      memindahkan bahan bakar dari tangki satu ke tangki lainnya.

3.      EJECTOR PUMP.   berguna untuk menghisap fuel dari tempat yang relative jauh dari tangki & memberikan feul bertekanan untuk fuel control unit (fcu). pompa ini tidak mempunyai bagian-bagian bergerak melainkan hanya tergantung pada aliran bahan bakar dari engine driven pump.

EJECTOR PUMP

C.      KATUB PENGURASAN (DRAIN FALVE)

sistem fuel pesawat terbang dilengkapi drain valve, sehingga system dapat dikuras saat pesawat di ground.  drain valve dapat menjadi satu dengan filter bahan bakar (feul strainer), pada sump (tampungan) atau pada tempat lainnya.  katup pada sumpdigunakan untuk menguras akumulasi uap dari tangki dan untuk menguras feul dari tangki yang masih tersisa setelah defueling.

D.     FUEL SELECTOR FALVE DAN SHUTTOF FALVE (FSV)

fsv digunakan untuk  menutup aliran bahan bakar, memilih tangki yang akan digunakan (jika menggunakan multi tank), memindahkan feul dari tangki satu ke tangki lainnya serta mengarahkan fuel ke satu atau lebih engine (yang menggunakan multi engine).  satu atau lebih dari katub-katub tersebut digunakan untuk menutup semua aliran bahan bakar ke tiap-tiap engine. katub harus mudah dioperasikandan lokasinya mudah dijangkau oleh pilot atau flight engineer.

pada instalasi multi tangki, susunan katub harus disusun  sehingga setiap tangki dapat digunakan secara terpisah. fuel shutoff valve untuk pesawat besar dihubungkan dengan system pemadam kebakaran, sehingga aliran bahan bakar dapat ditutup secara otomatis jika terjadi panas berlebihan atau kebakaran.

E.      FUEL HEATHER (PEMANAS BAHAN BAKAR)

pemanas bahan bakar biasaanya digunakan dalam system fuel pada turbin engine, utnuk mencegah terbentuknya kristal es yang dapat menyumbat filter.  jika temperatur fuel dalam tangki dibawah titik beku air, maka partikel air akan membeku.  jika bahan bakar yang mengandung kristal es mengalir melalui filter, maka dapat terjadi penyumbatan.

F.       FILLER CAP (TUTUP LUBANG PENGISIAN)

filler cap harus kedap dan dirancang tidak bisa terlepas dalam penerbangan.  ventilasi tangki biasanya terdapat pada filler cap. fuel cap dilepas dengan cara mengangkat dan memutar handel pada pusat cap.  rantai pada fuel cap berguna untuk mencegah agar cap tidak jatuh saat dibuka.  pada saat dipasang, fuel cappermukaannya rata dengan sayap dan kedap bocor karena adanya seal “o” ring.

 G.     FUEL LINES DAN PIPING

SISTEM BAHAN BAKAR PESAWAT MENGGUNAKAN PIPA-PIPA PADUAN ALUMINIUM, TEMBAGA ATAU JENIS LAIN DAN SELANG (FLEXIBLE HOSE) DENGAN FITTING. HOSE INI TERBUAT DARI KARET SINTETIS DAN DIPERKUAT DENGAN ANYAMAN FIBER.  JENIS HOSE LAIN YAITU : WEATHER HEAD 3H-241 YANG DILENGKAPI DENGAN JENIS FITTING YANG BISA DIGUNAKAN LAGI.  YANG DAERAH OPERASI KERJA ANTARA -40 S/D 300F (-40 S/D 149C) JIKA DIGUNAKAN DALAM BAHAN BAKAR.

8.      SISTEM ALIRAN BAHAN BAKAR

KLASIFIKASI SISTEM ALIRAN BAHAN BAKAR

A.     GRAFITY FEED

GRAFITY FEED MENGGUNAKAN GAYA GRAFITASI UNTUK MENGALIRKAN BAHAN BAKAR KE MEKANISME PENGONTROL BAHAN BAKAR (KARBURATOR). KARENA ITU POSISI TANGKI HARUS LEBIH TINGGI DARI POSISI KARBURATOR. PADA GAMBAR DITUNJUKAN BAHAN BAKAR YANG MENGALIR DARI TANGKI SECARA GRAFITASI MELALUI PIPA KE SELECTOR VALVE, SELANJUTNYA MELALUI FILTER MENUJU KARBURATOR. FUEL UNTUK  KEPERLUAN PRIMING DIAMBAIL DARI FILTER UTAMA PADA TANGKI.

KARENA KEDUA TANGKI MEMBERIKAN BAHAN BAKAR SECARA SIMULTAN, MAKA RUANG KOSONG PADA KEDUA PERMUKAAN TANGKI HARUS SALING DIHUBUNGKAN DAN DIVENTILASIKAN KE UDARA.

B.      PRESSURE FEED SYSTEM

PRESSURE FEED MENGGUNAKAN POMPA UNTUK MENGHISAP FUEL DARI TANGKI KE KOMPONEN PENGONTROL DARI ENGINE. SYSTEM INI DIPERLUKAN KARENA POSISI TANGKI BAHAN BAKAR TERLALU RENDAH UNTUK MENGHASILKAN TEKANAN HEAD, ATAU JARAK TANGKI YANG RELATIVE JAUH DENGAN ENGINE. SYSTEM PRESSURE FEED PADA GAMBAR ADALAH UNTUK PESAWAT JENIS LOW WING, DIMANA POSISI KARBURATOR KURANG LEBIH SAMA TINGGINYA DENGAN KARBURATOR ENGINE. AKIBAT SEDOTAN ELECTRIC FUEL PUMP MENYEBABKAN BAHAN BAKAR MENGALIR MELALUI SELECTOR VALVE, MENUJU STRAINER(FILTER), POMPA DAN SELANJUTNYA KE KARBURATOR.

9.      SISTEM BAHAN BAKAR PESAWAT BESAR ENGINE TURBO

KOMPONEN – KOMPONEN SISTEM :

1. FUELING RECEPTACLE.  DIGUNAKAN SEBAGAI PENGIKAT SELANG PENGISIAN FUEL.
2.  RESTRICTING ORIFICE.  SEBAGAI ALAT YANG DIGUNAKAN UNTUK MENCEGAH ALIRAN SECARA BERLEBIHAN SELAMA PENGISIAN BAHAN BAKAR DENGAN TEKANAN.
3. MANUALLY OPERATED SHUTTOFF  VALVE.   KATUB INI DIPASANG PADA PRESSEURE-FUELING STATION UNTUK MENUTUP SALURAN.
4.  FUELING-LEVEL CONTROL SHUTTOFF  VALVE. KATUB YANG SECARA OTOMATIS MENUTUP PIPA KE TANGKI JIKA TANGKI TELAH PENUH.
5. FUELING-LEVEL CONTROL PILOT VALVE.  KATUB YANG AKAN MENUTUP SELAMA PENGISIAN BAHAN BAKAR MENYEBABKAN TEKANAN PADA FUELING-LEVEL-CONTROL SHUTOFF VALVE, SEHINGGA KATUB AKAN MENUTUP (GAMBAR 2-25)
6. MOTOR DRIVEN VALVE.  KATUB YANG DIOPERASIKAN OLEH MOTOR LISTRIK BERGUNA UNTUK MENGONTROL ALIRAN FUEL KE SELURUH SYSTEM.
7. FUEL FLOW TRANSMITTER.  TRANSMITTER YANG MERUPAKAN SENSING KECEPATAN ALIRAN BAHAN BAKAR KE ENGINE.

10.    SISTEM PENGENDALIAN

SISTEM PENGENDALIAN ALIRAN BAHAN BAKAR TIDAK TERLIBAT DALAM FUNGSINYA SEBAGAI PENGARAH ALIRAN DARI TANGKI KE ENGINE, NAMUN BERFUNGSI SEBAGAI PENCEGAH KERUSAKAN SYSTEM, MENINGKATKAN KAPABILITAS OPERASIONAL PESAWAT TERBANG DAN MENGELIMINIR KONDISI BAHAYA.

SISTEM PENGENDALIAN BAHAN BAKAR ANTARALAIN :

A.     PRIMER DAN SISTEM PRIMING

UNTUK ENGINE SYSTEM BUKAN ENJEKSI, KADANG-KADANG SEBELUM START  KARBURATOR TIDAK BERFUNGSI SECARA BAIK SAMPAI ENGINE HIDUP. DENGAN DEMIKIAN DIPERLUKAN SISTEM YANG TERPISAH UNTUK MENGALIRKAN BAHAN BAKAR YANG AKAN DIGUNAKAN STARTING ENGINE, YAITU SYSTEM PRIMING.

B.      SISTEM VENTILASI

SYSTEM VENTILASI PADA BAHAN BAKAR DIRANCANG UNTUK MENCEGAH PENINGKATAN TEKANAN DALAM TANGKI. SYSTEM VENTILASI MEMPERTAHANKAN TANGKI PADA TEKANAN ATMOSFER.  TEKANAN BERLEBIHAN DALAM TANGKI AKAN MERUSAKKAN STRUKTUR TANGKI, SEDANGKAN TEKANAN RENDAH AKAN MENYEBABKAN TIDAK BERFUNGSINYA SYSTEM DAN BERKURANGNYA JUMLAH ALIRAN BAHAN BAKAR KE ENGINE.

C.      SISTEM PENGISIAN BAHAN BAKAR BERTEKANAN (PRESSURE FUELING SYSTEM)

SYSTEM BAHAN BAKAR BERTEKANAN DIDASARKAN PADA SYSTEM PENGISIAN BAHAN BAKAR SATU TITIK ATAU SINGLE POINT REFUELING(SPR). SECARA TEKNIS PESAWAT BESAR HANYA MENGGUNAKAN SATU SALURAN UNTUK PENGISIAN SEMUA TANGKI. SYSTEM BAHAN BAKAR BERTEKANAN MENGGUNAKAN PERALATAN YANG SAMA UNTUK PENGISIAN BAHAN BAKAR PESAWAT TERBANG, TETAPI PESAWAT BISA MEMPUNYAI SALURAN PENGISIAN BAHAN BAKAR YANG TERPUSAT UNTUK SETIAP TANGKI.

D.     SISTEM BAHAN BAKAR “CROSS FEED”

SEBAGIAN BESAR PESAWAT MULTIENGINE, MANIFOLD BAHAN BAKAR DIHUBUNGKAN SEDEMIKIAN RUPA SEHINGGA SETIAP TANGKI DAPAT MENGALIRKAN BAHAN BAKAR KE TIAP ENGINE.  KEUNTUNGAN SYSTEM INI ADALAH BAHWA PEMBERIAN BAHAN BAKAR KE ENGINE LEBIH BERSIFAT FLEXIBLE. JIKA ENGINE MATI, FUEL DENGAN SEGERA DAPAT DIGUNAKAN UNTUK ENGINE YANG LAIN.  DEMIKIAN JUGA JIKA TANGKI RUSAK ATAU BOCOR, MAKA ENGINE YANG BERSANGKUTAN DAPAT DIJAMIN ALIRANNYA DARI TANGKI LAIN MELALUI CROSSFEED MANIFOLD.

E.      SISTEM PEMBUANG BAHAN BAKAR (FUEL JETTISON)

FUEL JETTISON SYSTEM TERDIRI DARI KOMPONEN-KOMPONEN PIPA, KATUB DAN POMPA YANG DIGUNAKAN UNTUK MEMBUANG FUEL PADA SAAT PENERBANGAN DARURAT. SYSTEM JETTISON DAN OPERASINYA HARUS BEBAS DARI BAHAYA KEBAKARAN.

1. F.       SISTEM DILUSI OLI (SISTEM PENGENCERAN OLI)

OLI DAPAT MENJADI BERAT DAN SULIT MENGALIR SAAT CUACA DINGIN, SEHINGGA MENYEBABKAN ENGINE SULIT START. CARA START ENGINE SAAT TEMPERATURE SANGAT DINGIN ADALAH DENGAN DILUSI OLI.  CARA INI DILAKUKAN DENGAN MENGHUBUNGKAN KARBURATOR ATAU SUMBER TEKANAN BAHAN BAKAR YANG LAIN, MELALUI KATUB SOLENOID KE KATUB DRAIN ATAU SYSTEM OLI BENTUK “Y”. OLI DIENCERKAN DENGAN DIPANASKAN MISALNYA SAAT AKHIR PENERBANGAN YAITU SEBELUM ENGINE DIMATIKAN.

Fuel System di pesawat Bombardier CRJ-1000

Fuel system pada pesawat ini mempuyai 3 tangki, tangki utama berada di tiap-tiap wing(Main Tank), wing kiri tangki utama 1 dan wing kanan tangki utama 2, sedangkan tangki tengah (Center Tank) berada di bawah badan pesawat. hampir sama dengan semua pesawat jenis sayap tetap.

         Semua control yang mengatur pendistribusian fuel selama refueling, transfer antar main tank dan menyamakan jumlah fuel antara wing kiri dan kanan oleh FQGS (Fuel Quantity Gauging System).
sedangkan untuk mengetahui jumlah fuel masing-masing tangki di control oleh FQGC ( Fuel Quantity Gauging Computer) untuk mendeteksinya di ambil dari Capacitance measurement Probes yang terpasang di tiap-tiap tangki. jadi ada dua komputer utama yang khusus menangani fuel system ini.

dari gambar di atas, gambar A merupakan refuel-defuel control panel, itu berfungsi untuk melakukan refueling, baik secara otomatis atau pun secara manual ,jadi kalo otomatis tinggal set aja berapa banyak fuel yang akan dimasukan, dan ini juga berfungsi untuk defueling atau bisa disebut mengeluarkan fuel dari tangki, tinggal di rubah aja selectornya, refueling atau defueling.

kemudian gambar B merupakan Single Point Refuel / Defuel Adapter atau tempat menyalurkan fuel dari mobil bahan bakar ke pesawat, dan untuk gambar C, itu untuk mengisi bahan bakar dari atas wing, disebut juga upper refueling, jika refueling control panel rusak, maka kita masih bisa melakukan refueling, ya sama kaya kita refueling motor atau mobil, namun harus hati-hati ketika memegang selang fuel, karena tekanannya sangat tinggi sob.

CAPACITY

Untuk kapasitas jumlah fuel di masing-masing wing berbeda, kecuali tangki utama 1 dan 2 adalah sama, untuk tangki utama 1 dan 2 (Main Tank)berkapasitas 3434 Kg (7555 lb) sedangkan untuk Tangki tengah (Center Tank) berkapasitas 2109 Kg (4642 lb). jadi kapasitasnya lebih banyak di Main Tank dibandingkan Center Tank.

FUEL FLOW DISTRIBUTION

Pendistribusian fuel untuk APU (Auxiliary Power Unit) dan untuk Engine, menggunakan standby Booster Pumps, Motive Flow dan Fuel Ejector. jadi aliran fuel flow ke Engine menggunakan Primary/Main (utama) Ejector. kemudian Main Ejector menerima motive flow dari High-Pressure Gear Pump dari masing masing engine. yang mana juga memberikan motive flow ke Scavenge Ejector. rumit ya hehehe,  ya intinya ini sama aja dengan cara kerja semprotan pembasmi nyamuk hehe. jadi pesawat bombardier ini cukup unik, tidak menggunakan electrical booster pump seperti pesawat pada biasanya.

Kemudian pada saat Engine pertama kali start atau pada saat darurat Main Ejector rusak, umpan balik (Feed) di backed up oleh Secondary/Emergency feed, yaitu menggunakan DC Driven Boost pumps. jadi Booster Pump beroperasi saat start Engine dan Emergency/darurat saja

schematic nya seperti gambar di bawah ini .

jadi Main Ejector dan dan boost pump mengambil atau menghisap fuel dari Collector Compartmen, yaitu seperti tempat fuel yang pasti selalu terisi fuel, biasanya berada paling bawah di dalam tangki fuel. dan pesawat ini juga dilengkapi dengan Gravity Cross flow Valve, yaitu berfungsi sebagai penyeimbang jumlah fuel antara Main Tank 1 dan 2. karena APU apabila beroperasi mengambil fuel dari Main Tank 1, jika jumlah fuel tidak seimbang valve akan terbuka, sehingga kelebihan di Main Tank 2 akan berpindah secara gravitasi ke Main Tank 1.