RU22539U1 - Топливоизмерительная система маневренного самолета с компенсацией по статической и динамической диэлектрическим проницаемостям топлива - Google Patents

Description

Топливоизмерительная система маневренного самолета с компенсацией по статической и дипамической диэлектрическим

проницаемостям топлива

Предлагаемая полезная модель относится к авиаприборостроению и может быть использована для измерения массового запаса топлива на борту маневренного самолета.

Известна топлршоизмерительная система, предназначенная для измерения запаса топлива на самолете. Патент Российской Федерации № 2156444, МОК G01F 23/26, опубя. 2000. Она содержит датчию уровня топлива, установленные в топливных баках топливной системы самолета, вычислитезп объемного запаса топлива, датчик одного из характеристических параметров топлива - его температзфы, установленный в одном из топливных баков и блок сравнения. Массовый запас топлива в этой системе определяется путем коррекции вычисленного значения объемного запаса топлива по измеренному значению характеристического параметра топлива.

Недостатками известной системы являются, во-первых, наличие метод{1ческой погрешности вычисления запаса топлива в едишщах 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 характеристическому параметру топлива, измеренному только в одном из топяршных 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

;i :-о.-. ..I.-,-;. г..----т .

GO IF 23/26, 7B64D 37/14 Зфовнях топлива в достаточно плоских топливных баках, вертикальные размеры которых значительно меньше горизонтальных размеров, возможно лишь в условиях горизонтального полета самолета без суш;ественных 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 ка маневренном самолете содержится именно в его плоских крыльевых баках, а полет маневренного самолета сопровождается существенными церегрузками 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. Указанные недостатки частично устранены в наиболее блшкой к предлагаемому устройству топливоизмерительной системе Свидетельство на полезную модель Российской Федерации № 13894, МПК 7B64D 37/14, опубл. 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 выч11сляется путем интегр1фоваш1я в бортовол 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 иидицирования 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 контролрфовать запас топлива при пространственных эволюциях самолета в начальной стадии полета. Однако по мере )Т8еличения 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. Для уменьшения этой нарастающей во времени ошибки в известной системе непрерывно сравниваются два значения запаса топлива: значение, вычисленное ла основе измерения мгновенного расхода топлива, и значение, полученное на основе измерения уровней топлива в баках, и, гфи неравенстве между собой этих значений, соответствующим образом непрерывно корректируется измеряемое значение мгновенного расхода топлива. Кроме того, в ювестной системе в условиях горизонтального полета периодически сравниваются текущее значение запаса топлива, вычисленное по информащш 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. Указанный прием снижения погрешности интегрирования мгновенного расхода, использовмшый в известной системе, позволяет обеспечить необходкмзтю 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 погрепшостью измерения запаса топлива.

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 тогопюа в конце полета должно выполняться с повышенной точностью, гарантирующей достоверное определение экипажем времени, потребного для возврата самолета на точку постоянного базирования или запасной аэродром.

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 резу.пьтатам измерения фактических значений характеристического параметра топлива в баках топливной системы, а по косвенным данным. В качестве последних используются паспортные ч 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. В основу предлагаемой полезной модели поставлена задача повышения точности измерения массового запаса топлива на борту маневренного самолета при пространственных эволюциях и ускорениях самолета. Поставленная задача достигается тем, что в 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, и первый блок сравнения, причем выходы датчиков уровня топлива подключены к измерительным входам первого вычислителя, выходы датчиков мгновенного расхода топлива подключены к измер1ггельным входам второго вычислите.11я, а выход первого и первый выход второго вычислителей подключены каждый к одному из сравнивающих входов первого блока сравнения, новым является то, что сигнализаторы фиксированных количеств топлива установлены в подвесных тоштивных баках, датч1жи мгновенного расхода тошита установлены в расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков, дополнительно введены измерители статической и динамической диэлектрических проницаемостей топлива, установленные в фюзеляжных топливных баках и расходных топливных магистрал51Х крыльевых топливных баков, второй блок сравнения, блок численных уставок, в качестве сигналгоаторов

фиксированных количеств топлива применены датчики подвески и датчики сброса подвесных топливных баков, причем выходы измерителей статической и динамической диэлектрических проницаемостей топлива, установленных в фюзеляжных топливных баках, подключены к дополнительным измерительным входам первого вычислителя, выходы измерителей статической и динамической диэлектрических проницаемостей топлива, установленных в расходных топливных магистралях Jфi lльeвыx 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, подютюченным своим выходом к корректирующему входу второго вычислителя, выход каждого из датчиков сброса подвесных топливных баков подключен к ОДНОАГ из управляюпцк входов второго блока сравнения, первый сравнивающий вход которого соединен со вторым выходом второго вычислителя при этом 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, а блок численных уставок - служебным входом для введения в его память численных данных о подвесных топливных баках.

Фз-тпсциональная схема предложенной топливоизмерительной системы показана на чертеже/О бг 2. б

Топливоизмерительная система содержит датчик 1 уровня топлива и датчик 2 характеристических параметров топлива, в состав которого входят измеритель 3 статической диэлектрической проницаемости топлива и измеритель 4 динамической диэлектрической проницаемости топлива, установленные в фюзеляжном топливном баке 5 топливной системы маневренного самолета, снабженном расходной топливной магистралью 6, датчик 7 мгновенного расхода топлива и датчик 2 характеристических параметров топлива, также содержащий измерители 3 и 4, установленные в расходной топливной магистрали 8 крыльевого топливного бака 9, снабженного также баковой перепускной магистралью 10, соединенной с самолетной перепускной топливной магистралью 11, датчик 12 подвески подвесяого толливного бака 13, и датчик 14 сброса этого бака, снабженного расходной топливной магистралью 15, первый вычислитель 16, второй вычислитель 17 количества топлива, блок 18 численш 1х уставок, первый блок 19 сравнения и второй блок 20 сравнения. Выходы датчиков 1 и 2, установленных в каждом фюзеляжном баке 5 топливной системы самолета, подключены к измерительным входам первого вычислителя 16, 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 двигателей на салюлете, подключены к измерительным входам второго вычислителя 17, предназначенного для вьршсления массы топлива на самолете по информации о расходе топлива, выходы датчиков 12, установленных в каждом подвесном баке 13, подключены к сигнальным входам блока 18 численных уставок, а выходы датчиков 14, также установленных в каждом подвесном баке 13, подключены каждый к одному из управляющих входов второго блока 20 сравнения. Служебные входы Вх bi и Вх рз первого вычислителя 16 предназначены для введения в его память, соогвегственно, значений коэффициентов bi, численно задающих геометрические характеристики фюзеляжных топливных баков 5, и паспортного значения рз плотности заправленного в эти баки топлргоа, служебный вход Вх р2 второго вычислителя 17 предназначен для введения в его память паспортного значения р2 платности заправленного в

крыльевые баки 9 топлива, служебный вход Вх MO этого вычислителя предназначен для введения в его память значения массы MO топлива, загфавленного в баки топливной системы самолета до полета, а служебный вход Вх Ч, У. блока 18 предназначен для введения в его память численных уставок, соответствующих номерам подвесных баков 13, и массам заправленного в каждый из них топлива.

Выход первого вычислителя 16 и первый выход второго вычислителя 17 соединены со сравниваюпцши входами Вх Шз и Вх mi, соответственно, первого блока 19 сравнения, выход которого предназначен для выдачи информации о массовом запасе М топлива в Еиформационную систему самолета. Второй выход второго вычислителя 17 соединен с первым сравнивающим входом Вх Шп второго блока 20 сравнения, второй сравнивающий вход Вх mi которого соединен с выходом блока 18 численных уставок, каяедьгй из управяяюгцих входов - с выходом одного из датчиков 14 сброса подвесных топливных баков 13, а выход блока 20 с корректирующим входом второго вычислителя 17.

Предложенное устройство 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). В процессе монтажа топливной системы самолета датчики: I, 2, 7, 12 и 14 устанавливают, соответственно, в баках 5, 13 и магистралях 8 топливной системы, согласуя установку с очередностью выработки топлива го баков. При этом в баках 13 первой очереди выработки устанавливают датчики 12 и 14, а . 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. До начала полета в память блока 18 через его сл жебный вход Вх Ч.У. вводятся данные о численных уставках, соответствующих номерам подвесных баков 13 и массам шц заправленного в каждый из них топлива. В память второго вычислителя 17 через служебный вход Вх pi вводятся данные о паспортном значении плотности рз топлива, заправленного в крыльевые баки 9, а через вход Вх Мо - данные о значении полной массы Мо топлива, заправленного до полета в баки топливной системы самолета, равной сумме массы mi топлива в подвесных баках 13, массы mi топлива в крыльевых баках 9 и массы тз топлива в фюзеляжных баках 6 топливной системы самолета: MO Sniii +m2 +тз,где L - число подвесных баков 13. В память первого вычислителя 16 через его служебный вход Вх рз вводятся данные о паспортном значении плотности рз топлива, защзавленного в фюзеляжные баки 5 третьей очереди выработки, а через служебный вход Вх Ьь - значения коэффициентов bi, численно задающих геометрические характеристики фюзеляжных топливных баков 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: Р2 Рз. ч ч перепускные магистрали 10, И и расходные магистрали 8 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 17. В вычислителе 17 масса тг топлива, определенная по информации о мгновенном расходе топлива, вычисляется как разность между заправленным количеством MO и израсходованным количеством то топлива: В случае, когда число двигателей на самолете более одного и равно числу N, масса mi топлива вычисляется в вычислителе 17 в соответствии с выражением: mj MO - ZninПричем(1) значения т„в соотношении (1) соответствуют выражению Гоп P2llqn()dt , где(2) Р2 - паспортное значение плотности топлива в баках 9, to - время начала расходования топлива, t - текущее время, qn(t) - мгновенный расход топлива п-ым двигателем, а I - топливный индекс. Топливный индекс I представляет собой поправочный коэффициент к паспортному значению плотности топлива, зависящий от измеренных значений характеристических параметров топлива в баках топя гоной системы. Toш ifffiный индекс вычисляется в бортовом вычислителе на основании функщтональной зависимости т2 Мо- Год. t о 1 8|/Е2,где(3) 81- статическая диэлектрическая проницаемость топлива, измеряемая на постоянном токе или на переменном токе частоты coi 0,1 МГц, 82- динамическая диэлектрическая проницаемость топлива, юмеряемая на переменном токе частоты ®2 5 МГц. Использование двух разновидностей диэлектрической проницаемости топлива: низкочастотной статической EI и высокочастот1«)й Д1шашгческой €2 дает возможпость вычислить топливный индекс реального топлива в широком диапазоне плотностей от 710до850кг/мЛ Как известно, диэлектрическая проницаемость Б жидкого углеводородного тогишва зависит от его плотности р и может быть использована для вычисления топливного индекса I См. напр., справочник Свойства авиационных топлив (Aviation fuel properties) Atlanta, Georgia, 1988. Фактическое значение E зависит как от частоты w переменного тока, на которой производится измерение, так и от сорта топлива. Для относительно тяжелых зарубежных тошшв с большим содержанием внсокоароматических углеводородов и паспортшдм значением плотности, лежащим в диапазоне , наиболее целесообразно вычислять I по статической диэлектрической проницаемости 8i - проницаемости, измеренной на частоте Wi ОД МГц. Для относительно легких отечественных топлив с малым содержанием тяжелых высокоароматических молекул и паспортным значением плотности, находящемся в диапазоне , более эффектрюно вычислять топливный индекс на основе ддшамической диэлектрической проницаемости 2 - проницаемости, нвмеренной на частоте «2 5 МГц. Вычисление топливного индекса в функции двух характеристических параметров топлива позволяет уменьшить

ч паспортных значений плотности заправленного топлива, от величины ±1,2 % до величины ±0,5 %, в особенности при эксплуатации самолета как на зарубежных, так и на отечественных топливах. При опорожнении каждого подвесного бака 13 и сбрасывании его с самолета датчик 14 формирует сигнал сброса, поступающий на один из управляющих входов блока 20, в котором в каждый из моментов сброса баков 13 сравшюаются два зпачешм массы юрасходовашюго топл1ша: значение Шп , вычисленное во втором вычислителе 17 по информации о мгновенном расходе топлива, и значение mi, зафиксированное в памяти блока 18 численных уставок, равное массе топлива, содержавщегося в сброщенном баке 13. В блоке 20 сравниваются значения тд и mi израсходованного топлива и при их несовпадении между собой формируется поправка Am к ранее вычисленному значению mn: Поправка Am подается с выхода блока 20 на корректирующий вход второго вычислителя 17, в котором уточняется ранее вычисленное значение т„, вычисляется согласно (1) с учетом поправки Am уточненное значение mi запаса топлива и подается с выхода вычислителя 17 на сравнивающий вход Вх т2 блока 19, на другой сравнивающий вход Вх тз которого поступает с выхода первого вычислите.1Я 16 значение тз массы топлива в баках 5, вычислешюе па основании информации об уровне топлива в этих баках. В блоке 20 непрерывно сравниваются величины mi и тз количества топлива и., в случае, когда с выхода блока 20 на вход информационной системы самолета передается информация о массовом запасе топлива на борту самолета, равном величине mi: Am mn - mi. т2 тз , ч а в случае, когда т2 Гоз, информация о массовом запасе, равном вежрдше тз: Количество Шз топлива, находящегося в фюзеляжных баках 5, вычисляется в первом вычислителе 16 в единицах массы на основании сигналов с выхода датчиков 1 уровня топлива, установленных в каждом из фюзеляжных баков 5, и с выхода датчиков 2 характеристических параметров топлива, установленных в каждом из этих баков, поступающих с выходов каждого из упомянутых датчиков на измерительные входы первого вычислителя 16. При этом количество тогопюа в i-том фюзеляжном баке вычисляется в вычислителе 16 на основе фунющонаиьной зависимости (Ь.-),где Рз - паспортное значение плотности топлива в баках третьей очфеди выработки, hi - уровень топлива в i-том фюзеляжном баке, 9(bi) фушощя, описывающая геометрические характеристики фюзеляжного бака, b i - массив коэффрщиентов, численно задающих функцию ф(Ь;). Масса тз топлива в группе всех фюзеляжных баков самолета определяется в первом вычислителе 16 путем суммирования вычисленных значений mj: ,где M m2, .

Таким образом в предложенной топливоизмерительной системе массовый запас топлива на борту маневренного самолета вычисляется:

а)в начальной стадии полета - по информации о мгновенном расходе топлива и диэлектрических проницаемостях топлива с периодической коррекцией вычисленного запаса тошдта 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 и диэлектрических проницаемостях топлива с пренебрежимо малой эволютивной погрешностью измерения запаса топлива и с незначительной методической погрешностью вьиисления 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 и диэлектрических проницаемостях топлива в этих баках с незначительной эволютивной погрешностью измерения запаса топлива, не превышающей допустимого значения погрешности вплоть до завершения полета.

Claims (1)

1. Топливоизмерительная система, содержащая 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, и первый блок сравнения, 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, отличающаяся тем, что сигнализаторы фиксированных количеств топлива установлены в подвесных топливных баках, датчики мгновенного расхода топлива установлены в расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков, дополнительно введены измерители статической и динамической диэлектрических проницаемостей топлива, установленные в фюзеляжных топливных баках и расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков, второй блок сравнения, блок численных уставок, в качестве сигнализаторов фиксированных количеств топлива применены датчики подвески и датчики сброса подвесных топливных баков, причем выходы измерителей статической и динамической диэлектрических проницаемостей топлива, установленных в фюзеляжных топливных баках, подключены к дополнительным измерительным входам первого вычислителя, выходы измерителей статической и динамической диэлектрических проницаемостей 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 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, а блок численных уставок - служебным входом для введения в его память численных данных о подвесных топливных баках.