RU2191141C1 - On-board fuel gauging system with compensation for temperature and static dielectric fuel permeability - Google Patents
On-board fuel gauging system with compensation for temperature and static dielectric fuel permeability Download PDFInfo
- Publication number
- RU2191141C1 RU2191141C1 RU2001127307A RU2001127307A RU2191141C1 RU 2191141 C1 RU2191141 C1 RU 2191141C1 RU 2001127307 A RU2001127307 A RU 2001127307A RU 2001127307 A RU2001127307 A RU 2001127307A RU 2191141 C1 RU2191141 C1 RU 2191141C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- tanks
- sensors
- aircraft
- calculator
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для измерения массового запаса топлива на борту маневренного самолета. The invention relates to aircraft instrumentation and can be used to measure the mass supply of fuel on board a maneuverable aircraft.
Известна бортовая топливоизмерительная система, предназначенная для измерения запаса топлива на борту самолета [Патент Российской Федерации 2156444, МПК G 01 F 23/26, опубл. 2000]. Она содержит датчики уровня топлива, установленные в топливных баках топливной системы самолета, вычислитель объемного запаса топлива, датчик одного из характеристических параметров топлива - его температуры, установленный в одном из топливных баков, блок сравнения и индикатор. Массовый запас топлива в этой системе определяется путем коррекции вычисленного значения объемного запаса топлива по измеренному значению одного из характеристических параметров топлива - его температуры. Known on-board fuel measuring system designed to measure the fuel supply on board the aircraft [Patent of the Russian Federation 2156444, IPC G 01 F 23/26, publ. 2000]. It contains fuel level sensors installed in the fuel tanks of the aircraft’s fuel system, a fuel volume calculator, a sensor of one of the characteristic parameters of the fuel — its temperature, installed in one of the fuel tanks, a comparison unit and an indicator. The mass fuel supply in this system is determined by correcting the calculated value of the volume fuel supply from the measured value of one of the characteristic parameters of the fuel - its temperature.
Недостатками известной системы являются, во-первых, наличие методической погрешности вычисления запаса топлива в единицах массы, возникающей из-за разброса температур топлива между различными баками топливной системы и невозможностью достаточно точной коррекции всего объемного запаса топлива на борту самолета по температуре топлива, измеренной только в одном из топливных баков, во-вторых, наличие значительной эволютивной погрешности вычисления объемного запаса топлива при маневренном полете самолета. Эволютивная погрешность, проявляющаяся при маневренном полете самолета, возникает в связи с тем, что точное определение объемного запаса топлива на основании информации об уровнях топлива в достаточно плоских топливных баках, вертикальные размеры которых значительно меньше горизонтальных размеров, возможно лишь в условиях горизонтального полета самолета без существенных ускорений или при незначительных отклонениях от этих условий, когда граница раздела топлива и газа, так называемая "свободная поверхность", находится в плоских баках в относительно стационарном состоянии. Т.к. значительная часть топлива на маневренном самолете содержится именно в его плоских крыльевых баках, а полет маневренного самолета сопровождается существенными перегрузками и пространственными эволюциями, свободная поверхность топлива в крыльевых баках в процессе полета хаотически колеблется, что не дает возможности достоверно определить границу раздела жидкости и газа, точно измерить значение уровня и вычислить запас топлива. The disadvantages of the known system are, firstly, the presence of a methodological error in calculating the fuel supply in units of mass arising from the dispersion of fuel temperatures between different tanks of the fuel system and the impossibility of sufficiently accurate correction of the total volume of fuel on board the aircraft according to the fuel temperature measured only in one of the fuel tanks, and secondly, the presence of a significant evolutionary error in calculating the volume of fuel in maneuvering aircraft flight. The evolutionary error that manifests itself during a maneuvering flight of an aircraft arises due to the fact that an accurate determination of the fuel volume based on information about the fuel levels in fairly flat fuel tanks, the vertical dimensions of which are much smaller than the horizontal dimensions, is possible only in conditions of horizontal flight without significant accelerations or with slight deviations from these conditions, when the interface between fuel and gas, the so-called "free surface", is in flat tanks in a relatively stationary state. Because a significant part of the fuel on the maneuverable aircraft is contained in its flat wing tanks, and the flight of the maneuverable aircraft is accompanied by significant overloads and spatial evolutions, the free surface of the fuel in the wing tanks randomly fluctuates during the flight, which makes it impossible to reliably determine the interface between the liquid and gas, exactly measure the level value and calculate the fuel supply.
Указанные недостатки частично устранены в наиболее близкой к предлагаемому изобретению и принятой за прототип бортовой топливоизмерительной системе [Свидетельство на полезную модель Российской Федерации 13894, МПК 7 B 64 D 37/14, опубл. 2000]. These disadvantages are partially eliminated in the closest to the proposed invention and adopted as a prototype onboard fuel metering system [Certificate for a utility model of the Russian Federation 13894, IPC 7 B 64 D 37/14, publ. 2000].
В этой системе запас топлива на борту самолета вычисляется не только на основании информации об уровнях топлива в топливных баках, но и по информации о мгновенном расходе топлива из баков, для чего в бортовом вычислителе вычисляется запас топлива на борту самолета как разность между количеством топлива, заправленного в топливные баки самолета до полета, и количеством топлива, израсходованного из этих баков в полете, причем количество израсходованного топлива вычисляется путем интегрирования в бортовом вычислителе мгновенного расхода топлива в течение реального времени расходования. При этом значение запаса, вычисленное по информации о расходе топлива, индицируется экипажу самолета, а значение запаса, определенное по информации об уровне топлива, используется, во-первых, для уточнения индицируемого запаса и, во-вторых, для индицирования в случае недостоверности информации о запасе топлива, вызванной, например, отказом расходомерного измерительного канала. Поскольку пространственные эволюции самолета не оказывают влияния на погрешность измерения мгновенного расхода топлива, данная система позволяет с достаточной точностью контролировать запас топлива при пространственных эволюциях самолета в начальной стадии полета. In this system, the fuel supply on board the aircraft is calculated not only on the basis of information about the fuel levels in the fuel tanks, but also on the information on the instantaneous fuel consumption from the tanks, for which the on-board computer calculates the fuel supply on board the aircraft as the difference between the amount of fuel refueled in the fuel tanks of the aircraft before the flight, and the amount of fuel consumed from these tanks in flight, and the amount of fuel consumed is calculated by integrating in the on-board computer instantaneous flow t real-time fuel consumption. In this case, the reserve value calculated from the fuel consumption information is displayed to the aircraft crew, and the reserve value determined from the fuel level information is used, firstly, to clarify the displayed reserve and, secondly, to indicate if the information on fuel supply caused, for example, by a failure of the flow meter channel. Since the spatial evolution of the aircraft does not affect the measurement error of instantaneous fuel consumption, this system allows with sufficient accuracy to control the fuel supply during spatial evolution of the aircraft in the initial stage of flight.
Однако по мере увеличения продолжительности полета погрешность измерения запаса топлива по информации о расходе постоянно возрастает и к концу полета становится значительной в связи с накоплением в реальном времени ошибки интегрирования мгновенного расхода. However, as the flight duration increases, the error in measuring the fuel supply from the consumption information constantly increases and by the end of the flight becomes significant due to the accumulation in real time of the integration error of the instantaneous flow.
Для уменьшения этой нарастающей во времени ошибки в известной системе непрерывно сравниваются два значения запаса топлива: значение, вычисленное на основе измерения мгновенного расхода топлива, и значение, полученное на основе измерения уровней топлива в баках, и при неравенстве между собой этих значений соответствующим образом непрерывно корректируется измеряемое значение мгновенного расхода топлива. Кроме того, в известной системе в условиях горизонтального полета периодически сравниваются текущее значение запаса топлива, вычисленное по информации о мгновенном расходе топлива, с одним из фиксированных значений запаса топлива, полученным в момент достижения уровнем топлива в баке одной из заранее установленных величин, и при неравенстве между собой этих значений периодически формируется поправка к измеряемой величине мгновенного расхода топлива. To reduce this growing error in time, the known system continuously compares two values of the fuel supply: the value calculated on the basis of measuring the instantaneous fuel consumption, and the value obtained on the basis of measuring the fuel levels in the tanks, and if these values are not equal to each other, they are continuously adjusted accordingly measured value of instantaneous fuel consumption. In addition, in the known system in horizontal flight conditions, the current fuel supply value calculated from the information on the instantaneous fuel consumption is periodically compared with one of the fixed fuel supply values obtained at the moment when the fuel level in the tank reaches one of the predetermined values, and with inequality among themselves, these values are periodically formed an amendment to the measured value of the instantaneous fuel consumption.
Указанный прием снижения погрешности интегрирования мгновенного расхода, использованный в известной системе, позволяет обеспечить необходимую точность измерения объемного запаса топлива при относительно низкой маневренности самолета, характеризуемой небольшими углами крена и тангажа, не превышающими ±12 угловых градусов. Однако при увеличении степени маневренности самолета, когда значительно возрастают его ускорения, а углы крена и тангажа заметно превышают вышеуказанную величину, положение поверхности топлива в крыльевых баках самолета оказывается настолько неопределенным, что точное измерение момента достижения фиксированных уровней топлива становится затруднительным, а формирование поправки - неэффективным. В связи с этим использование известной системы на маневренном самолете характеризуется значительной погрешностью измерения запаса топлива. The indicated method of reducing the error of integration of instantaneous flow rate, used in the known system, allows to provide the necessary accuracy of measuring the volume of fuel supply at a relatively low maneuverability of the aircraft, characterized by small roll and pitch angles not exceeding ± 12 angular degrees. However, with an increase in the degree of maneuverability of the aircraft, when its accelerations increase significantly, and the roll and pitch angles significantly exceed the above value, the position of the fuel surface in the wing tanks of the aircraft becomes so uncertain that it is difficult to accurately measure when the fixed fuel levels are reached, and the correction is ineffective . In this regard, the use of the known system on a maneuverable aircraft is characterized by a significant error in measuring the fuel supply.
Т.к. данная погрешность непрерывно возрастает в течение полета и к концу полета достигает значительной величины, ее наличие является существенным недостатком известной системы, поскольку согласно общим техническим требованиям к бортовому оборудованию маневренных самолетов измерение остатка топлива в конце полета должно выполняться с повышенной точностью, гарантирующей достоверное определение экипажем времени, потребного для возврата самолета на точку постоянного базирования или запасной аэродром. Because this error continuously increases during the flight and reaches a significant value by the end of the flight, its presence is a significant drawback of the known system, since according to the general technical requirements for the airborne equipment of maneuverable aircraft, the measurement of the fuel balance at the end of the flight should be performed with increased accuracy, guaranteeing reliable determination of the time by the crew required to return the aircraft to a point of permanent basing or alternate aerodrome.
Помимо отмеченного недостатка, известная система характеризуется значительной погрешностью измерения запаса топлива в единицах массы, вызванной тем, что, во-первых, коррекция вычисленного запаса производится по фиксированным значениям уровня топлива, которые зависят не от массы топлива в баке, а от его объема, что не позволяет достаточно точно откорректировать ошибку вычисления массового запаса, и, во-вторых, тем, что массовый запас топлива на борту самолета вычисляется не по результатам измерения фактических значений характеристического параметра топлива в баках топливной системы, а по косвенным данным. В качестве последних используются паспортные значения плотности заправленного в топливные баки топлива. Однако паспортное значение плотности может отличаться от фактического даже в пределах одной и той же марки топлива на ±1,2%, что приводит к дополнительной методической погрешности определения массового запаса топлива на борту самолета. In addition to the noted drawback, the known system is characterized by a significant error in measuring the fuel supply in units of mass, caused by the fact that, firstly, the calculated stock is corrected for fixed values of the fuel level, which depend not on the mass of fuel in the tank, but on its volume, which does not allow for accurate enough correction of the calculation of the mass reserve, and, secondly, the fact that the mass fuel supply on board the aircraft is not calculated by measuring the actual values of the characteristic oh parameter of fuel in the tanks of the fuel system, and according to indirect data. As the latter, the passport density values of the fuel filled in the fuel tanks are used. However, the passport value of the density may differ from the actual value even within the same fuel grade by ± 1.2%, which leads to an additional methodological error in determining the mass fuel supply on board the aircraft.
Еще одним недостатком известной системы является невозможность определения запаса при дозаправке самолета топливом в полете. Another disadvantage of the known system is the inability to determine the margin when refueling an aircraft with fuel in flight.
В основу предлагаемого изобретения поставлена задача повышения точности измерения массового запаса топлива на борту маневренного самолета при пространственных эволюциях и ускорениях самолета, в том числе при его дозаправке топливом в полете. The basis of the invention is the task of increasing the accuracy of measuring the mass fuel supply on board a maneuverable aircraft during spatial evolutions and accelerations of the aircraft, including during its refueling in flight.
Поставленная задача достигается тем, что в бортовой топливоизмерительной системе, содержащей датчики уровня топлива, установленные в фюзеляжных топливных баках, датчики мгновенного расхода топлива, установленные в расходных топливных магистралях, сигнализаторы фиксированных количеств топлива, первый вычислитель количества топлива, второй вычислитель количества топлива, снабженный входом для приема информации о количестве заправленного до полета топлива, первый блок сравнения и индикатор, причем выходы датчиков уровня топлива подключены к измерительным входам первого вычислителя, выходы датчиков мгновенного расхода топлива подключены к измерительным входам второго вычислителя, а выход первого и первый выход второго вычислителей подключены каждый к одному из сравнивающих входов первого блока сравнения, новым согласно изобретению является то, что сигнализаторы фиксированных количеств топлива установлены в подвесных топливных баках, датчики мгновенного расхода топлива установлены в расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков, дополнительно введены датчик мгновенного расхода топлива, установленный в заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, измерители температуры топлива и статической диэлектрической проницаемости топлива, установленные в фюзеляжных топливных баках, расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков и заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, второй блок сравнения, третий вычислитель количества топлива, блок численных уставок, в качестве сигнализаторов фиксированных количеств топлива применены датчики подвески и датчики сброса подвесных топливных баков, причем выходы датчика мгновенного расхода топлива и измерителей температуры и статической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, подключены к измерительным входам третьего вычислителя, выходы измерителей температуры и статической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в фюзеляжных топливных баках, подключены к дополнительным измерительным входам первого вычислителя, выходы измерителей температуры и статической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков подключены к дополнительным измерительным входам второго вычислителя, выходы датчиков подвески подвесных топливных баков подключены к сигнальным входам блока численных уставок, выход которого соединен со вторым сравнивающим входом второго блока сравнения, подключенным своим выходом к корректирующему входу второго вычислителя, выход каждого из датчиков сброса подвесных топливных баков подключен к одному из управляющих входов второго блока сравнения, первый сравнивающий вход которого соединен со вторым выходом второго вычислителя, при этом выход третьего вычислителя подключен к дополнительному входу второго вычислителя, первый вычислитель снабжен служебным входом для введения в его память данных о геометрических характеристиках фюзеляжных топливных баков, первый и второй вычислители - служебными входами для приема информации о плотности заправленного до полета топлива, третий вычислитель - служебным входом для приема информации о плотности заправленного в полете топлива, а блок численных уставок - служебным входом для введения в его память численных данных о подвесных топливных баках. The task is achieved in that in an on-board fuel metering system containing fuel level sensors installed in the fuselage fuel tanks, instantaneous fuel consumption sensors installed in the fuel supply lines, fixed fuel quantity detectors, a first fuel quantity calculator, a second fuel quantity calculator equipped with an input for receiving information about the amount of fuel refueled before the flight, the first comparison unit and indicator, and the outputs of the fuel level sensors are connected to the measuring inputs of the first calculator, the outputs of the instantaneous fuel consumption sensors are connected to the measuring inputs of the second calculator, and the output of the first and first output of the second calculator are each connected to one of the comparison inputs of the first comparison unit, new according to the invention is that fixed fuel quantity signaling devices are installed in overhead fuel tanks, instantaneous fuel consumption sensors are installed in the fuel supply lines of wing fuel tanks; The instantaneous fuel consumption sensor installed in the fuel line of the wing fuel tank, fuel temperature and static dielectric permittivity meters installed in the fuselage fuel tanks, the fuel supply lines of the wing fuel tanks and the fuel line of the wing fuel tank, the second comparison unit, the third calculator fuel quantities, block of numerical settings, sensors for fixed fuel quantities are applied sensors ski and outboard fuel tank discharge sensors, the outputs of the instantaneous fuel consumption sensor and temperature and static dielectric permittivity meters of the fuel installed in the fuel line of the wing fuel tank are connected to the measuring inputs of the third computer, the outputs of the temperature and static dielectric constants of the fuel installed in fuselage fuel tanks, connected to additional measuring inputs of the first calculator, the outputs of the pace meters fuel and static dielectric permittivity of the fuel installed in the fuel supply lines of the wing fuel tanks are connected to additional measuring inputs of the second calculator, the outputs of the suspension sensors of the hanging fuel tanks are connected to the signal inputs of the numerical settings block, the output of which is connected to the second comparative input of the second comparison unit, connected by its the output to the correcting input of the second computer, the output of each of the sensors reset the outboard fuel tanks is connected to one of the control inputs of the second comparison unit, the first comparison input of which is connected to the second output of the second computer, while the output of the third computer is connected to an additional input of the second computer, the first computer is equipped with an auxiliary input for entering into its memory data on the geometric characteristics of the fuselage fuel tanks, the first and the second computer - service inputs for receiving information about the density of fuel refueled before the flight, the third computer - service input for receiving information ii density of the charged fuels in flight, and a block numerical settings - service entrance for the introduction into the memory of numerical data on the external fuel tanks.
Функциональная схема предложенной бортовой топливоизмерительной системы самолета показана на чертеже. A functional diagram of the proposed onboard fuel measuring system of the aircraft is shown in the drawing.
Топливоизмерительная система содержит датчик 1 уровня топлива и датчик 2 характеристических параметров топлива, в состав которого входят измеритель 3 температуры топлива и измеритель 4 статической диэлектрической проницаемости топлива, установленные в фюзеляжном топливном баке 6 топливной системы маневренного самолета, снабженном расходной топливной магистралью 6, датчик 7 мгновенного расхода топлива и датчик 2 характеристических параметров топлива, установленные в расходной топливной магистрали 8 крыльевого топливного бака 9, датчик 7 и датчик 2, установленные в заправочной топливной магистрали 10 крыльевого топливного бака 9, снабженного также перепускной топливной магистралью 11, датчик 12 подвески подвесного топливного бака 13 и датчик 14 сброса этого бака, снабженного расходной топливной магистралью 15, бортовой вычислитель 16, в состав которого входят первый вычислитель 17, второй вычислитель 18 и третий вычислитель 19 количества топлива, блок 20 численных уставок, первый блок 21 сравнения, второй блок 22 сравнения и индикатор 23. The fuel measuring system comprises a fuel level sensor 1 and a fuel characteristic sensor 2, which includes a fuel temperature meter 3 and a static dielectric constant meter 4 of fuel installed in the fuselage fuel tank 6 of the maneuverable aircraft fuel system equipped with a fuel supply line 6, instantaneous sensor 7 fuel consumption and sensor 2 characteristic fuel parameters installed in the fuel supply line 8 of the wing fuel tank 9, sensor 7 and a sensor 2 installed in the fuel line 10 of the wing fuel tank 9, also equipped with a bypass fuel line 11, a suspension sensor 12 of the suspension fuel tank 13 and a discharge sensor 14 of this tank, equipped with a fuel supply line 15, an on-board computer 16, which includes a first calculator 17, a second calculator 18, and a third fuel quantity calculator 19, a numerical setting unit 20, a first comparison unit 21, a second comparison unit 22, and an indicator 23.
Выходы датчиков 1 и 2, установленных в каждом фюзеляжном баке 5 топливной системы самолета, подключены к измерительным входам первого вычислителя 17, предназначенного для вычисления массы топлива в фюзеляжных баках 5 по информации об уровне топлива, выходы датчиков 7 и 2, установленных в каждой из расходных топливных магистралей 8, число которых равно числу двигателей на самолете, подключены к измерительным входам второго вычислителя 18, предназначенного для вычисления массы топлива на самолете по информации о расходе топлива, выходы датчиков 7 и 2, установленных в заправочной магистрали 10, подключены к измерительным входам третьего вычислителя 19, предназначенного для вычисления массы топлива, дозаправленного в полете, выходы датчиков 12, установленных в каждом подвесном баке 13, подключены к сигнальным входам блока 20 численных уставок, а выходы датчиков 14, также установленных в каждом подвесном баке 13, подключены каждый к одному из управляющих входов второго блока 22 сравнения. Служебные входы Вх bi и Вх ρ3 первого вычислителя 17 предназначены для введения в его память соответственно значений коэффициентов bi, численно задающих геометрические характеристики фюзеляжных топливных баков 5, и паспортного значения ρ3 плотности заправленного в эти баки топлива, служебный вход Вх ρ2 второго вычислителя 18 предназначен для введения в его память паспортного значения ρ2 плотности заправленного в крыльевые баки 9 топлива, служебный вход Вх М0 этого вычислителя предназначен для введения в его память значения массы Мо топлива, заправленного в баки топливной системы самолета до полета, а вход m - для передачи в память вычислителя 18 с выхода блока 19 значения массы m топлива, дозаправленного через магистраль 10 в полете. Служебный вход Вх ρ третьего вычислителя 19 предназначен для передачи в его память паспортного значения ρ плотности дозаправленного в полете топлива, служебный вход Вх Ч.У. блока 20 предназначен для введения в память этого блока численных уставок, соответствующих номерам подвесных баков 13, и массам заправленного в каждый из них топлива.The outputs of the sensors 1 and 2 installed in each fuselage tank 5 of the aircraft fuel system are connected to the measuring inputs of the first calculator 17, designed to calculate the mass of fuel in the fuselage tanks 5 according to the fuel level information, the outputs of the sensors 7 and 2 installed in each of the consumables fuel lines 8, the number of which is equal to the number of engines on the plane, connected to the measuring inputs of the second computer 18, designed to calculate the mass of fuel on the plane according to information about fuel consumption, sensor outputs 7 and 2 installed in the refueling line 10 are connected to the measuring inputs of the third computer 19, designed to calculate the mass of fuel refueled in flight, the outputs of the sensors 12 installed in each outboard tank 13 are connected to the signal inputs of the block 20 of numerical settings, and the outputs sensors 14, also installed in each suspension tank 13, are each connected to one of the control inputs of the second comparison unit 22. The service inputs Вх b i and Вх ρ 3 of the first calculator 17 are intended for entering into its memory, respectively, the values of the coefficients b i , numerically specifying the geometric characteristics of the fuselage fuel tanks 5, and the passport value ρ 3 of the density of the fuel charged into these tanks, service input Вх ρ 2 a second calculator 18 for introduction into the memory of the passport values ρ 2 density charged into the wing tanks 9 fuel service entrance Bx M 0 of the calculator is intended for administration in its memory the values of mass Mo Topley and charged into the aircraft fuel tanks to the flight system, and the entrance m - for transmission in memory of the calculator 18 from the output unit 19 the mass m of fuel added locally via line 10 in flight. The service input Вх ρ of the third computer 19 is intended for transferring to its memory the passport value ρ of the density of fuel refueling in flight, the service entrance Вх Ч.У. block 20 is intended for introducing into the memory of this block numerical settings corresponding to the numbers of the suspension tanks 13, and the masses of the fuel charged into each of them.
Выход первого вычислителя 17 и первый выход второго вычислителя 18 соединены со сравнивающими входами Вх m3 и Вх m2 соответственно первого блока 21 сравнения, выход которого соединен с входом индикатора 23 массового запаса М топлива на самолете. Второй выход второго вычислителя 18 соединен с первым сравнивающим входом Вх mn второго блока 22 сравнения, второй сравнивающий вход Вх m1 которого соединен с выходом блока 20 численных уставок, а каждый из управляющих входов - с выходом одного из датчиков 14 сброса подвесных топливных баков 13. Выход блока 22 подключен к корректирующему входу второго вычислителя 18, а выход третьего вычислителя 19 - к входу Вх m второго вычислителя 18.The output of the first calculator 17 and the first output of the second calculator 18 are connected to the comparison inputs Bx m 3 and Bx m 2, respectively, of the first comparison unit 21, the output of which is connected to the input of the indicator 23 of the mass supply of fuel M on the plane. The second output of the second calculator 18 is connected to the first comparison input Bx m n of the second comparison unit 22, the second comparison input Bx m 1 of which is connected to the output of the block 20 of numerical settings, and each of the control inputs is connected to the output of one of the sensors 14 for dumping the outboard fuel tanks 13 The output of block 22 is connected to the correcting input of the second computer 18, and the output of the third computer 19 is connected to the input Bx m of the second computer 18.
Предложенная система работает следующим образом. При разработке топливной системы маневренного самолета все баки топливной системы подразделяют в зависимости от очередности выработки из них топлива и высоты бака на три группы: группу баков первой очереди выработки (подвесные топливные баки), группу баков второй очереди выработки (крыльевые баки) и группу баков третьей очереди выработки (фюзеляжные баки). Подразделение баков по высоте производят в соответствии с т.н. требованием малой высоты бака. В процессе монтажа топливной системы самолета датчики 1, 2, 7, 12 и 14 устанавливают в баках 7, 13 и магистралях 8, 10 топливной системы, согласуя установку с очередностью выработки топлива из баков. При этом в баках 13 первой очереди выработки устанавливают датчики 12 и 14, в топливных магистралях 8, 10 баков 9 второй очереди выработки, удовлетворяющих требованию малой высоты:
где hmax i - высота i-го крыльевого бака,
Vi - объем i-го крыльевого бака,
k - конструкционный коэффициент, зависящий от геометрии i-го крыльевого бака,
устанавливают датчики 2 и 9, а в баках 5 третьей очереди выработки, не удовлетворяющих требованию малой высоты:
устанавливают датчики 1 и 2.The proposed system works as follows. When developing the fuel system of a maneuverable aircraft, all fuel system tanks are divided into three groups depending on the order of fuel generation and tank height: a group of tanks of the first generation stage (outboard fuel tanks), a group of tanks of the second generation stage (wing tanks) and a group of tanks of the third production lines (fuselage tanks). The division of the tanks in height is carried out in accordance with the so-called low tank height requirement. During the installation of the aircraft fuel system, sensors 1, 2, 7, 12, and 14 are installed in the tanks 7, 13 and highways 8, 10 of the fuel system, coordinating the installation with the order of fuel generation from the tanks. At the same time, sensors 12 and 14 are installed in the tanks 13 of the first development stage, and in the fuel lines 8, 10 of the tanks 9 of the second development stage that satisfy the low-height requirement:
where h max i is the height of the i-th wing tank,
V i - the volume of the i-th wing tank,
k is the construction coefficient, depending on the geometry of the i-th wing tank,
sensors 2 and 9 are installed, and in tanks 5 of the third stage of production that do not satisfy the low-height requirement:
set sensors 1 and 2.
Подобная расстановка датчиков учитывает тот факт, что расходование топлива из баков каждой последующей очереди выработки может производиться только после полного опорожнения всех баков предыдущей очереди. Численное значение постоянной k в требовании малой высоты устанавливают исходя из степени сосредоточенности рассматриваемого топливного бака по сравнению с баком канонической формы - кубическим или сферическим баками. A similar arrangement of sensors takes into account the fact that the consumption of fuel from the tanks of each subsequent generation line can be made only after the complete emptying of all tanks of the previous stage. The numerical value of the constant k in the low-height requirement is established based on the degree of concentration of the fuel tank in question compared to a canonical tank — cubic or spherical tanks.
Поскольку для баков кубической формы постоянная k равна единице:
а для сферического бака мало отличается от нее: kсф≈1, то значение k=1 принимают в качестве образцового значения. При этом для более низких по сравнению с кубическим баков, очевидно, kнизк<1, а для более высоких - kвыс>1.Since for the cubic tanks the constant k is equal to one:
and for a spherical tank it differs little from it: k sf ≈1, then the value k = 1 is taken as a reference value. Moreover, for lower tanks compared to cubic tanks, it is obvious that k is low <1, and for higher tanks - k high > 1.
В частности, для крыльевых баков, расположенных у основания крыла,
kкр.осн.≈0,5,
для прочих крыльевых баков -
kкр=0,1...0,5,
а для фюзеляжных баков -
kфюз=0,5...1,5.In particular, for wing tanks located at the base of the wing,
k cr ≈0.5
for other wing tanks -
k cr = 0.1 ... 0.5,
and for fuselage tanks -
k fus = 0.5 ... 1.5.
Для маневренных самолетов обычно полагают бак, расположенный у основания крыла, достаточно сосредоточенным и устанавливают значение постоянной
k=0,5.For maneuverable aircraft, the tank located at the base of the wing is usually assumed to be sufficiently concentrated and set to a constant value.
k = 0.5.
В этом случае требование малой высоты бака принимает вид
До начала полета в память блока 20 через его служебный вход Вх Ч.У. вводятся данные о численных уставках, соответствующих номерам подвесных баков 13 и массам m1i, заправленного в каждый из них топлива. В память второго вычислителя 18 через служебный вход Вх ρ2 вводятся данные о паспортном значении плотности ρ2 топлива, заправленного в крыльевые баки 9, а через вход Вх М0 - данные о значении полной массы М0 топлива, заправленного до полета в баки топливной системы самолета, равной сумме массы m1 топлива в подвесных баках 13, массы m2 топлива в крыльевых баках 9 и массы m3 топлива в фюзеляжных баках 5 топливной системы самолета:
где L - число подвесных баков 13.In this case, the requirement for a small tank height takes the form
Prior to the start of the flight, in the memory of block 20 through its service entrance data are entered on the numerical settings corresponding to the numbers of the suspension tanks 13 and the masses m 1i , the fuel filled in each of them. In the memory of the second calculator 18, through the service input Вх ρ 2 , data are entered on the passport value of the density ρ 2 of the fuel filled into the wing tanks 9, and through the input Вх М 0 , data on the value of the total mass M 0 of the fuel charged before the flight into the fuel system tanks an airplane equal to the sum of the mass m 1 of fuel in the overhead tanks 13, the mass m 2 of fuel in the wing tanks 9 and the mass m 3 of fuel in the fuselage tanks 5 of the fuel system of the aircraft:
where L is the number of hanging tanks 13.
В память первого вычислителя 17 через его служебный вход Вх ρ3 вводятся данные о паспортном значении плотности ρ3 топлива, заправленного в фюзеляжные баки 5 третьей очереди выработки, а через служебный вход Вх bi, - значения коэффициентов bi, численно задающих геометрические характеристики фюзеляжных топливных баков 5.In memory of the first calculator 17, through its service input Вх ρ 3 , data are entered on the passport value of the density ρ 3 of fuel loaded into the fuselage tanks 5 of the third generation stage, and through the service input Вх b i , the values of the coefficients b i , which numerically specify the geometric characteristics of the fuselage fuel tanks 5.
Как правило, маневренный самолет заправляют в точке постоянного базирования топливом одной марки, поэтому плотности топлив в баках 5 и 9 первой и второй очередей выработки в этом случае совпадают между собой: ρ2 = ρ3.
В полете маневренного самолета топливо расходуется в первую очередь из подвесных баков 13 через расходную магистраль 15 баков 13 и перепускную и расходную магистрали 11 и 8 соответственно баков 9. При этом сигналы о мгновенном расходе и характеристических параметрах топлива поступают соответственно с выходов датчиков 7 и 2, установленных в магистрали 8, на измерительные входы второго вычислителя 18. В вычислителе 18 масса m2 топлива, определенная по информации о мгновенном расходе топлива, вычисляется как разность между заправленным количеством М0 и израсходованным количеством mn топлива:
m2=М0-mn.As a rule, a maneuverable aircraft is fueled at the point of constant basing with fuel of the same brand, therefore the density of fuels in tanks 5 and 9 of the first and second stages of generation in this case coincide: ρ 2 = ρ 3 .
In a flight of a maneuverable aircraft, fuel is consumed primarily from the suspension tanks 13 through the flow line 15 of the tanks 13 and the bypass and flow lines 11 and 8, respectively, of the tanks 9. In this case, signals about the instantaneous flow rate and characteristic parameters of the fuel are received respectively from the outputs of the sensors 7 and 2, installed in the line 8, to the measuring inputs of the second calculator 18. In the calculator 18, the mass m 2 of fuel, determined from the information on the instantaneous fuel consumption, is calculated as the difference between the amount charged M 0 and the consumed quantity m n of fuel:
m 2 = M 0 -m n .
В случае, когда число двигателей на самолете более одного и равно числу N, масса m2 топлива вычисляется в вычислителе 18 в соответствии с выражением:
причем значения mn соотношении (1) соответствуют выражению
где ρ2 - паспортное значение плотности топлива в баках 9,
t0 - время начала расходования топлива,
t - текущее время,
qn(t) - мгновенный расход топлива n-ым двигателем, а
I - топливный индекс.In the case when the number of engines on the plane is more than one and equal to the number N, the mass m 2 of fuel is calculated in the calculator 18 in accordance with the expression:
moreover, the values of m n in relation (1) correspond to the expression
where ρ 2 is the passport value of the density of the fuel in the tanks 9,
t 0 - time to start fuel consumption,
t is the current time,
q n (t) is the instantaneous fuel consumption of the n-th engine, and
I is the fuel index.
Топливный индекс I представляет собой поправочный коэффициент к паспортному значению плотности топлива, зависящий от измеренных значений характеристических параметров топлива в баках топливной системы. Топливный индекс вычисляется в бортовом вычислителе на основании функциональной зависимости
I = ε1(1+β1T), (3)
где ε1 - статическая диэлектрическая проницаемость топлива,
β1 - температурный коэффициент статической диэлектрической проницаемости топлива,
Т - температура топлива.Fuel index I is a correction factor for the passport value of the fuel density, depending on the measured values of the characteristic parameters of the fuel in the tanks of the fuel system. The fuel index is calculated in the on-board computer based on a functional relationship
I = ε 1 (1 + β 1 T), (3)
where ε 1 is the static dielectric constant of the fuel,
β 1 - temperature coefficient of the static dielectric constant of the fuel,
T is the temperature of the fuel.
Использование в качестве характеристического параметра топлива его статической диэлектрической проницаемости ε1 дает возможность точно вычислять топливный индекс реального топлива в диапазоне плотностей от 710 кг/м3 и достаточно точно в диапазоне от 780 кг/м3.Using as a characteristic parameter of the fuel its static dielectric constant ε 1 makes it possible to accurately calculate the fuel index of real fuel in the density range from 710 kg / m 3 and quite accurately in the range from 780 kg / m 3 .
Как известно, диэлектрическая проницаемость ε жидкого углеводородного топлива зависит от его плотности ρ и может быть использована для вычисления топливного индекса I [См., напр., справочник "Свойства авиационных топлив" (Aviation fuel properties) Atlanta, Georgia, 1988]. As is known, the dielectric constant ε of liquid hydrocarbon fuel depends on its density ρ and can be used to calculate the fuel index I [See, for example, the reference book “Aviation fuel properties” Atlanta, Georgia, 1988].
Фактическое значение ε зависит как от частоты ω переменного тока, на которой производится измерение, так и от сорта топлива. Для относительно тяжелых зарубежных топлив с большим содержанием высокоароматических углеводородов и паспортным значением плотности, лежащим в диапазоне 780<ρ≤850, наиболее целесообразно вычислять I по статической диэлектрической проницаемости ε1 - проницаемости, измеряемой на частоте ω1≤0,1 МГц. Для относительно легких отечественных топлив с малым содержанием тяжелых высокоароматических молекул и паспортным значением плотности, находящемся в диапазоне 710<ρ/ ≤780, более эффективно вычислять топливный индекс на основе динамической диэлектрической проницаемости ε2 - проницаемости, измеренной на частоте ω2≥5 MГц.
Выбор значения частоты ω2 объясняется тем, что собственная частота ω0 релаксационных колебаний легких низкоароматических молекул топлива значительно превышает частоту ω1:
ω0 = 4,5...6 MГц≫ω1,
в связи с чем результаты измерений проницаемости ε1 на низкой частоте ω1 практически не зависят от молекулярного веса легких молекул топлива и, следовательно, от его плотности.The actual value of ε depends both on the frequency ω of the alternating current at which the measurement is carried out and on the type of fuel. For relatively heavy foreign fuels with a high content of highly aromatic hydrocarbons and a certified density value lying in the range of 780 <ρ≤850, it is most expedient to calculate I from the static dielectric constant ε 1 - the permeability measured at a frequency of ω 1 ≤0.1 MHz. For relatively light domestic fuels with a low content of heavy highly aromatic molecules and a certified density value in the range 710 <ρ / ≤780, it is more efficient to calculate the fuel index based on the dynamic permittivity ε 2 - permeability measured at a frequency of ω 2 ≥5 MHz.
The choice of the frequency ω 2 is explained by the fact that the natural frequency ω 0 of the relaxation vibrations of light low-aromatic fuel molecules significantly exceeds the frequency ω 1 :
ω 0 = 4.5 ... 6 MHz≫ω 1 ,
in connection with this, the results of measurements of the permeability ε 1 at a low frequency ω 1 practically do not depend on the molecular weight of light fuel molecules and, therefore, on its density.
Для вычисления топливного индекса легких топлив необходимо использовать значение диэлектрической проницаемости ε2, измеренной на частоте ω2, соизмеримой с частотой ω0: ω2≈ω0, что и определяет выбор ранее приведенного значения ω2≥5 MГц.
Для точного вычисления топливного индекса I в функции диэлектрической проницаемости ε1 топлива необходимо также учитывать зависимость ε1 от температуры Т топлива. Т.к. эта зависимость является практически линейной, ее можно аппроксимировать линейной функцией, зависящей от коэффициента β1 пропорциональности - температурного коэффициента динамической диэлектрической проницаемости топлива. Численные значения коэффициента β1 для различных марок авиационного топлива можно получить, например, из вышеупомянутого справочника.To calculate the fuel index of light fuels, it is necessary to use the value of dielectric constant ε 2 measured at a frequency of ω 2 commensurate with a frequency of ω 0 : ω 2 ≈ω 0 , which determines the choice of the previously given value of ω 2 ≥5 MHz.
To accurately calculate the fuel index I as a function of the dielectric constant ε 1 of the fuel, it is also necessary to take into account the dependence of ε 1 on the temperature T of the fuel. Because this dependence is almost linear, it can be approximated by a linear function, depending on the coefficient β 1 of proportionality - the temperature coefficient of the dynamic dielectric constant of the fuel. The numerical values of the coefficient β 1 for various grades of aviation fuel can be obtained, for example, from the aforementioned directory.
Вычисление топливного индекса в функции двух характеристических параметров топлива Т и ε1 позволяет уменьшить погрешность определения массового запаса топлива, вызванную разбросом паспортных значений его плотности, при эксплуатации самолета на зарубежных топливах от величины ±1,2% до величины ±0,5%, а при эксплуатации самолета на отечественных топливах - до величины ±0,7%.Calculation of the fuel index as a function of two characteristic fuel parameters T and ε 1 allows to reduce the error in determining the mass supply of fuel caused by the dispersion of the certified values of its density when operating the aircraft on foreign fuels from ± 1.2% to ± 0.5%, and when operating the aircraft on domestic fuels - up to ± 0.7%.
При опорожнении каждого подвесного бака 13 и сбрасывании его с самолета датчик 14 формирует сигнал сброса, поступающий на один из управляющих входов блока 22, в котором в каждый из моментов сброса баков 13 сравниваются два значения массы израсходованного топлива: значение mn, вычисленное во втором вычислителе 18 по информации о мгновенном расходе топлива, и значение m1, зафиксированное в памяти блока 20 численных уставок, равное массе топлива, содержавшегося в сброшенном баке 13. В блоке 22 сравниваются значения mn и m1 израсходованного топлива и при их несовпадении между собой формируется поправка Δm к ранее вычисленному значению mn: Δm=mn-m1.When emptying each outboard tank 13 and dropping it from the aircraft, the sensor 14 generates a reset signal that arrives at one of the control inputs of block 22, in which at each moment of dumping the tanks 13 two values of the mass of spent fuel are compared: the value of m n calculated in the second calculator 18 according to information on the instantaneous fuel consumption, and the value m 1 recorded in the memory of block 20 of numerical settings equal to the mass of fuel contained in the dumped tank 13. In block 22, the values m n and m 1 of spent fuel are compared and If they do not coincide with each other, a correction Δm to the previously calculated value of m n is formed : Δm = m n -m 1 .
Поправка Δm подается с выхода блока 22 на корректирующий вход второго вычислителя 18, в котором уточняется ранее вычисленное значение mn, вычисляется согласно (1) с учетом поправки Δm уточненное значение m2 запаса топлива и подается с выхода вычислителя 18 на сравнивающий вход Вх m2 блока 21, на другой сравнивающий вход Вх m3 которого поступает с выхода первого вычислителя 17 значение m3 массы топлива в баках 5, вычисленное на основании информации об уровне топлива в этих баках.The correction Δm is supplied from the output of block 22 to the correction input of the second calculator 18, in which the previously calculated value of m n is refined, calculated according to (1) taking into account the correction Δm, the updated value of m 2 of the fuel supply is supplied from the output of the calculator 18 to the comparative input B m 2 block 21, to the other comparing input Bx m 3 of which comes from the output of the first calculator 17, the value m 3 of the mass of fuel in the tanks 5, calculated on the basis of information about the fuel level in these tanks.
В блоке 21 непрерывно сравниваются величины m2 и m3 количества топлива и в случае, когда m2≥m3, подается с выхода блока 21 на вход индикатора 23 значение массового запаса топлива на борту самолета, равное величине m2: M= m2, а в случае, когда m2<m3, подается значение массового запаса, равное величине m3: М=m3.In block 21, the quantities m 2 and m 3 of fuel quantity are continuously compared and, in the case where m 2 ≥m 3 , the mass fuel supply value equal to m 2 is supplied from the output of block 21 to the input of indicator 23: M = m 2 , and in the case when m 2 <m 3 , the value of the mass stock equal to the value of m 3 is supplied: M = m 3 .
Количество m3 топлива, находящегося в фюзеляжных баках 5, вычисляется в первом вычислителе 17 в единицах массы на основании сигналов с выхода датчиков 1 уровня топлива в каждом из фюзеляжных баков 5 и с выхода датчиков 2 характеристических параметров топлива в каждом из этих баков, поступающих с выходов каждого из упомянутых датчиков на измерительные входы первого вычислителя 17.The amount m 3 of fuel in the fuselage tanks 5 is calculated in the first calculator 17 in mass units based on the signals from the output of the fuel level sensors 1 in each of the fuselage tanks 5 and from the output of the sensors 2 of the characteristic fuel parameters in each of these tanks coming from the outputs of each of these sensors to the measuring inputs of the first calculator 17.
При этом количество топлива в i-том фюзеляжном баке вычисляется в вычислителе 17 на основе функциональной зависимости
mi = ρ3IF[hi;φ(bi)],
где ρ3 - паспортное значение плотности топлива в баках третьей очереди выработки,
hi - уровень топлива в i-том фюзеляжном баке,
φ(bi) - функция, описывающая геометрические характеристики фюзеляжного бака,
bi - массив коэффициентов, численно задающих функцию φ(bi).
Масса m3 топлива в группе всех фюзеляжных баков самолета определяется в первом вычислителе 17 путем суммирования вычисленных значений mi:
где К - число фюзеляжных баков.In this case, the amount of fuel in the i-th fuselage tank is calculated in the calculator 17 based on the functional dependence
m i = ρ 3 IF [h i ; φ (b i )],
where ρ 3 is the passport value of the density of fuel in the tanks of the third stage of development,
h i - fuel level in the i-th fuselage tank,
φ (b i ) is a function that describes the geometric characteristics of the fuselage tank,
b i is an array of coefficients numerically defining the function φ (b i ).
The mass m 3 of fuel in the group of all fuselage tanks of the aircraft is determined in the first calculator 17 by summing the calculated values of m i :
where K is the number of fuselage tanks.
При дозаправке самолета топливом в полете из летающего танкера через заправочную топливную магистраль 10 сигналы о мгновенном расходе q(t) и характеристических параметрах дозаправленного топлива поступают с выходов датчиков 7 и 2, установленных в магистрали 10, на измерительные входы третьего вычислителя 19 и, кроме того, через служебный вход Вх ρ этого вычислителя поступают данные о паспортном значении плотности ρ топлива в баках танкера. В третьем вычислителе 19 определяется масса m дозаправленного топлива в соответствии с выражением:
где ρ - паспортное значение плотности дозаправленного топлива,
I - топливный индекс,
tx - момент начала дозаправки,
Δt - время дозаправки,
q(t) - мгновенный расход дозаправляемого топлива.When the aircraft is refueled with fuel in flight from a flying tanker through the fuel line 10, signals about the instantaneous flow rate q (t) and characteristic parameters of the refueling fuel come from the outputs of the sensors 7 and 2 installed in the line 10 to the measuring inputs of the third computer 19 and, in addition , through the service input Вх ρ of this calculator, data on the passport value of the density ρ of fuel in the tanker tanks are received. In the third calculator 19, the mass m of refueling fuel is determined in accordance with the expression:
where ρ is the passport value of the density of refueling fuel,
I is the fuel index,
t x - the moment of the beginning of refueling,
Δt is the refueling time,
q (t) is the instantaneous consumption of refueling fuel.
Информация о вычисленной в вычислителе 19 массе m дозаправленного топлива подается с выхода третьего вычислителя 19 на вход Вх m второго вычислителя 18, где масса m суммируется с хранящейся в памяти последнего массой М0 топлива, заправленного до полета. Полученная сумма m+М0 поступает в перепрограммируемую память второго вычислителя 18 взамен ранее хранившейся в ней величины М0 и в дальнейшем полете используется для вычисления в вычислителе 18 количества топлива m2, определенного по информации о мгновенном расходе топлива через расходную магистраль 8.Information about the mass m of refueling fuel calculated in the calculator 19 is supplied from the output of the third calculator 19 to the input Вх m of the second calculator 18, where the mass m is added to the fuel mass stored in the memory of the last mass М 0 charged before the flight. The resulting sum m + M 0 enters the reprogrammable memory of the second calculator 18 instead of the value M 0 previously stored in it and is then used to calculate in the calculator 18 the amount of fuel m 2 determined from the information on the instantaneous fuel consumption through the flow line 8.
Таким образом, в предложенной бортовой топливоизмерительной системе массовый запас топлива на борту маневренного самолета, эксплуатирующегося преимущественно на зарубежных топливах, определяется:
а) в начальной стадии полета - по информации о мгновенном расходе топлива, температуре и статической диэлектрической проницаемости топлива с периодической коррекцией вычисленного запаса топлива в моменты сбрасывания подвесных топливных баков, с пренебрежимо малой погрешностью вычисления массового запаса топлива, вызванной ошибкой интегрирования мгновенного расхода топлива и эволютивной погрешностью измерения запаса топлива;
б) в промежуточной стадии полета - по информации о мгновенном расходе топлива из крыльевых топливных баков, температуре и статической диэлектрической проницаемости топлива, мгновенном расходе дозаправленного топлива, его температуре и статической диэлектрической проницаемости с пренебрежимо малой эволютивной погрешностью измерения запаса топлива и с незначительной методической погрешностью вычисления запаса топлива, вызванной ошибкой интегрирования мгновенного расхода топлива, плавно возрастающей от нулевого значения в начале промежуточной стадии полета до допустимого значения в конце этой стадии;
в) в завершающей стадии полета - по информации об уровнях топлива в фюзеляжных топливных баках, температуре и статической диэлектрической проницаемости топлива с незначительной эволютивной погрешностью измерения запаса топлива, не превышающей допустимого значения погрешности вплоть до завершения полета.Thus, in the proposed on-board fuel-measuring system, the mass fuel supply on board a maneuverable aircraft operating mainly on foreign fuels is determined by:
a) at the initial stage of flight - according to information on the instantaneous fuel consumption, temperature and static dielectric constant of the fuel with periodic correction of the calculated fuel supply at the moments of dropping of the outboard fuel tanks, with a negligible error in calculating the mass fuel supply caused by the error of integration of the instantaneous fuel consumption and evolutionary the error in measuring the fuel supply;
b) in the intermediate stage of flight - according to information about the instantaneous fuel consumption from wing fuel tanks, temperature and static dielectric constant of fuel, instantaneous consumption of refueling fuel, its temperature and static dielectric constant with a negligible evolutionary error in measuring the fuel supply and with a slight methodical error in calculating fuel supply caused by the error of integration of instantaneous fuel consumption, gradually increasing from zero at the beginning of the intermediate stage of flight to an acceptable value at the end of this stage;
c) at the final stage of the flight - according to information about the fuel levels in the fuselage fuel tanks, temperature and static dielectric constant of the fuel with a slight evolutionary error in measuring the fuel supply, not exceeding the permissible error until the flight is completed.
Claims (4)
где M0 - масса топлива, заправленного в баки топливной системы самолета до полета;
ρ2 - паспортное значение плотности топлива в крыльевых баках;
I - топливный индекс;
N - число двигателей на самолете;
t0 - время начала расходования топлива;
t - текущее время;
gn(t) - мгновенный расход топлива, потребляемого n-ым двигателем;
m - масса дозаправленного в полете топлива, вычисляемая в третьем вычислителе количества топлива на основе выражения
где tx - момент начала дозаправки;
Δt - время дозаправки;
q(t) - мгновенный расход дозаправляемого топлива;
ρ - паспортное значение плотности дозаправленного топлива.2. The on-board fuel measuring system according to claim 1, characterized in that the mass m 2 of fuel on board the aircraft is calculated in the second and third fuel quantity calculators based on the functional relationship
where M 0 is the mass of fuel charged into the fuel tanks of the aircraft before flight;
ρ 2 - passport value of the density of the fuel in the wing tanks;
I is the fuel index;
N is the number of engines on the plane;
t 0 is the start time of fuel consumption;
t is the current time;
g n (t) is the instantaneous fuel consumption consumed by the n-th engine;
m is the mass of fuel refueling in flight, calculated in the third fuel quantity calculator based on the expression
where t x - the moment of the beginning of refueling;
Δt is the refueling time;
q (t) is the instantaneous consumption of refueling fuel;
ρ is the passport value of the density of refueling fuel.
где ρ3 - паспортное значение плотности топлива в фюзеляжных баках;
К - число фюзеляжных баков;
F[hi; φ(bi)] - функция, устанавливающая зависимость объема топлива в баке от уровня h; топлива в баке и геометрических характеристик бака, описываемых функцией φ(bi), bi - массив коэффициентов, численно задающих функцию φ(bi).3. The on-board fuel measuring system according to claim 1, characterized in that the mass m 3 of fuel in the fuselage tanks of the aircraft is calculated in a third fuel quantity calculator based on a functional relationship
where ρ 3 is the passport value of the density of the fuel in the fuselage tanks;
K is the number of fuselage tanks;
F [h i ; φ (b i )] - a function that establishes the dependence of the fuel volume in the tank on the level h; fuel in the tank and the geometric characteristics of the tank, described by the function φ (b i ), b i - an array of coefficients that numerically specify the function φ (b i ).
l = ε1(1+β1T),
где ε1- статическая диэлектрическая проницаемость топлива;
β1- температурный коэффициент статической диэлектрической проницаемости топлива;
Т - температура топлива.4. The on-board fuel measuring system according to claim 2 or 3, characterized in that the fuel index I is calculated in the first, second and third fuel quantity calculators based on the functional relationship
l = ε 1 (1 + β 1 T),
where ε 1 is the static dielectric constant of the fuel;
β 1 - temperature coefficient of the static dielectric constant of the fuel;
T is the temperature of the fuel.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001127307A RU2191141C1 (en) | 2001-10-10 | 2001-10-10 | On-board fuel gauging system with compensation for temperature and static dielectric fuel permeability |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001127307A RU2191141C1 (en) | 2001-10-10 | 2001-10-10 | On-board fuel gauging system with compensation for temperature and static dielectric fuel permeability |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2191141C1 true RU2191141C1 (en) | 2002-10-20 |
Family
ID=20253634
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001127307A RU2191141C1 (en) | 2001-10-10 | 2001-10-10 | On-board fuel gauging system with compensation for temperature and static dielectric fuel permeability |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2191141C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8371533B2 (en) | 2005-12-22 | 2013-02-12 | Airbus Operations Limited | Aircraft auxiliary fuel tank system and method |
| RU2532969C2 (en) * | 2013-03-07 | 2014-11-20 | Открытое акционерное общество "Техприбор" | Onboard system for fuel control and measurement with compensation for fuel dielectric constant |
| RU2532964C2 (en) * | 2013-03-07 | 2014-11-20 | Открытое акционерное общество "Техприбор" | Onboard system for fuel control and measurement with compensation for fuel dielectric constant |
-
2001
- 2001-10-10 RU RU2001127307A patent/RU2191141C1/en active
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8371533B2 (en) | 2005-12-22 | 2013-02-12 | Airbus Operations Limited | Aircraft auxiliary fuel tank system and method |
| RU2532969C2 (en) * | 2013-03-07 | 2014-11-20 | Открытое акционерное общество "Техприбор" | Onboard system for fuel control and measurement with compensation for fuel dielectric constant |
| RU2532964C2 (en) * | 2013-03-07 | 2014-11-20 | Открытое акционерное общество "Техприбор" | Onboard system for fuel control and measurement with compensation for fuel dielectric constant |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2327611C1 (en) | Fuel flow meter system with fuel temperature compensation | |
| RU2327614C1 (en) | Airborne aircraft fuel flow meter system with fuel dielectric permeability compensation | |
| EP0248121B1 (en) | Aircraft energy loading method and apparatus | |
| RU2191141C1 (en) | On-board fuel gauging system with compensation for temperature and static dielectric fuel permeability | |
| RU2191142C1 (en) | On-board fuel gauging system with compensation in fuel characteristic parameters | |
| RU2317230C1 (en) | Maneuverable aircraft onboard fuel gaging and flow-metering system at temperature compensation | |
| RU2191355C1 (en) | On-board fuel gauging system with compensation for static and dynamic dielectric fuel permeability | |
| RU2191356C1 (en) | On-board fuel gauging system with compensation in dynamic dielectric fuel permeability | |
| RU2186345C1 (en) | On boar fuel gauging system with static dielectric fuel permeability compensation | |
| RU2189926C1 (en) | Airborne fuel gagging system with temperature compensation | |
| RU2186346C1 (en) | On-board fuel gauging system with temperature and static dielectric fuel permeability compensation | |
| RU2327613C1 (en) | Airborne aircraft fuel flow meter system with fuel temperature and dielectric permeability compensation | |
| RU2220403C2 (en) | Procedure establishing mass fuel reserve aboard maneuvering aircraft | |
| RU22544U1 (en) | FUEL MEASURING SYSTEM OF A MANEUVERABLE AIRPLANE WITH COMPENSATION BY TEMPERATURE AND DYNAMIC DIELECTRIC FUEL PERMEABILITY | |
| RU22542U1 (en) | FUEL MEASURING SYSTEM OF A MANEUVERABLE AIRPLANE WITH COMPENSATION BY TEMPERATURE AND STATIC DIELECTRIC FUEL PERMEABILITY | |
| RU2327609C1 (en) | Airborne maneuverable aircraft fuel flow meter system with fuel dielectric permeability compensation | |
| RU22539U1 (en) | FUEL MEASURING SYSTEM OF A MANEUVERABLE AIRPLANE WITH COMPENSATION FOR STATIC AND DYNAMIC DIELECTRIC FUEL PERMISSIBILITY | |
| RU22543U1 (en) | FUEL MEASURING SYSTEM OF A MANEUVERED AIRCRAFT WITH COMPENSATION ON CHARACTERISTIC FUEL PARAMETERS | |
| RU22540U1 (en) | FUEL MEASURING SYSTEM OF A MANEUVERABLE AIRPLANE WITH COMPENSATION FOR DYNAMIC DIELECTRIC PERMEABILITY OF FUEL | |
| RU2317229C1 (en) | Aircraft onboard fuel gaging and flow-metering system at temperature compensation | |
| RU22541U1 (en) | FUEL MEASURING SYSTEM OF A MANEUVERABLE AIRPLANE WITH COMPENSATION FOR STATIC DIELECTRIC FUEL PERMEABILITY | |
| RU2317228C1 (en) | Maneuverable aircraft onboard fuel gaging and flow-metering system at fuel temperature and dielectric permeability compensation | |
| RU2327610C1 (en) | Fuel flow meter system with temperature compensation of maneuverable aircraft | |
| RU22463U1 (en) | FUEL MEASURING SYSTEM OF A MANEUVERED AIRCRAFT WITH TEMPERATURE COMPENSATION | |
| RU2327615C1 (en) | Airborne maneuverable aircraft fuel flow meter system with fuel dielectric permeability compensation |