RU22541U1 - Топливоизмерительная система маневренного самолета с компенсацией по статической диэлектрической проницаемости топлива - Google Patents

Description

Топливоизмерительная система маневренного самолета с

компенсацией ио статической диэлектрической

проницаемости топлива

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

Известна топливоюмерительная система, предназначенная для измерения запаса топлива на самолете. Патент Российской Федерации № 2156444, МПК G01F 23/26, опубл. 2000. Она содержит датчики уровня топлива, установленные в топливных баках топливпой системы самолета, вычислитель объемного запаса топлива, датчик одного из характеристических параметров топлива - его температуры, 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 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 характеристическому параметру топлива, измеренному только в одном из топливных баков, во-вторых., - наличие значительной эволютивной погрешности вычисления объемного запаса топлива при маневренном полете самолета. Эволютивная погрепшость, проявляющаяся при маневренном полете самолета, возникает в связи с тем, что точное определение объемного запаса топлива на основании информации об

2- -,-р ;.. АЧ -X . ,G01F 23/26,7B64D 37/14

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.

Указанные недостатки частично устранены в наиболее близкой 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 основаьпщ 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.

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.

Для уменьшения этой нарастающей БО времени ошибки в известной системе негферывяо сравниваются два значения запаса топлива: значение, вь численное ма основе измерения мгновенного расхода топлива, и значение, полученное на основе измерения уровней топлива в баках, и, при неравенстве между собой этих значенш, 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 ииформащЕи о мгаовегшом расходе топлива, с одним из фиксированных значений запаса топлива, полученным в момент достижения уровнем топлива в баке одной из заранее установленных величин, и гфи неравенстве между собой этих значений периодически формируется к измеряемой величине мгновенного расхода топлива.

Указанный прием снижения погрешности интегрирования мгновенного расхода, использованный в известной системе, позволяет обеспечить необходимую точность измерения объемного запаса топлива

при относительно ьшзкой маневренности самолета, характеризуемой небольшими углами крена и тангажа, не нревышающими ±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 тошое гомерение 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 сзтцественным недостатком известной системы, поскольку, согласно общим техническим требованиям к бортовому оборудованию маневренных самолетов, измерение остатка топлива в конце полета должно выполняться с повышенной точностью, гарангирующей 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 зш1аса, 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 данвшм. 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 погрепшости определения массового запаса топлива на борту самолета.

В основу предлагаемой полезной модели поставлена задача повышешая точности измерения массового запаса тошпша на борту маневренного самолета при пространственных эволюциях и ускорениях самолета.

Поставленная задача достигается тем, что в тошшвоизмерительной 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 тошивва, второй вычислитель количества тошиша, 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, новым 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 гомерители статической диэлектрической проницаемости топлива, установленные в фюзеляжных топливных баках и расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков, второй блок сравнения, блок числешшх устазок, в качестве сигнализаторов

фиксированных количеств топлива применены датчики подвески и датчики сброса подвесных топливных баков, причем выходы измерителей статической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в фюзеляжных топливных баках, подключены к дополнительным измерительным входам первого вьршслителя, выходы измерителей статической диэлектрической проницаемости тошивза, установленных в расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков подключены к дополнительным измерительным входам второго вычислителя, выходы датчиков подвески подвесных топливных баков подключень 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 сравниваюпщй вход которого соединен со вторым выходом второго вычислителя, этом первый вычислитель снабжен служебным входом для введения в его память данных о геометрических характеристиках фюзеляжных топливных баков, первый и второй вычислители - служ&бтшя 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.

Функциональная схема предложенной топливоизмерительной системы показана на чертеже, шэ, г и /ол )

Тошгавоизмерительная система содержит датчик 1 уровня топлива и измеритель 2 статической диэлектрической проницаемости топлива, установленные в фюзе.яяжном топливном баке 3 топливной системы маневренного самолета, снабженном расходной топливной магистралью 4, датчик 5 мгновенного расхода топлива и измеритель 2 статической

диэлектрической проницаемости топлива, установленпые в расходной топливной магистрали 6 крыльевого топливного бака 7, снабженного также баковой перепускной топливной магистралью 8, соединенной с самолетной перепускной топливной магистралью 9, датчик 10 подвески подвесного топливного бака И, и датчик 12 сброса этого бака, снабженного расходной топливной магистралью 13, первый вычислитель 14, второй вычислитель 15 количества топлива, блок 16 численных уставок, первый блок 17 сравнения и второй блок 18 сравнения. Выходы датчиков 1 и измерителей 2, установленных в каждом фюзеляжном баке 3 топливной системы самолета, подключены к измерительным входам первого вычислителя 14, предназначенного для вычисления массы топлива в фюзеляжных баках 3 по информации об уровне топлива, выходы датчиков 5 и измерителей 2, установленных в каждой из расходных топливных магистралей 6, число которых равно числу двигателей на самолете, подключены к измерительным входам второго вычислителя 15, предназначенного для вычисления массы топлива на самолете по информации о расходе топлива, выходы датчиков 10, установленных в каждом подвесном баке 11, подключены к сигнальным входам блока 16 численных уставок, а выходы датчиков 12, также установленньтх в каждом подвесном баке 1L подключены каждый к одному из управляющих входов второго блока 18 сравнения. Служебные входы Вх bi и Вх рз первого вычислителя 14 предназначены для введения в его память, соответственно, значений коэффициентов bi, численно задаюпщх геометрические характеристики фюзеляжных топливных баков 3, и паспортного значения рз плотности заправленного в эти баки топлива, служебный вход Вх р2 второго вычислителя 15 предназначен для введения в его память паспортного значения р2 плотности заправленного в 1фыльевые баки 7 топлива, служебный вход Вх MO этого вычислителя предназначен для введения в его память значения

массы MO топлива, заправленного в баки топливной системы самолета до полета, а служебный вход Вх Ч.У. блока 16 предназначен для введения в его память численных уставок, соответствующих номерам подвесных баков 11, и массам заправленного в каждый из них топлива.

Выход первого вьршслителя 14 и первый выход второго вычислителя 15 соедаиены со сравнивающими входами Вх Шз и Вх т2 , соответственно, первого блока 17 сравнения, выход которого предназначен доя выдачи информации о массовом запасе М топлива в информационную систему самолета. Второй выход второго вычислителя 15 соединен с первым сравьздвающим входом Вх Гоп второго блока 18 сравнения, второй сравнивающий вход Вх mi которого соединен с выходом блока 16 числеьшых уставок, каждый из управляющих входов - с выходом одного из датчиков 12 сброса подвесных топливных баков 11, а выход блока 18 - с корректирующим входом второго вычислителя 15.

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 1, 5, 10, 12 и измерители 2 устанавливают в баках 3, 11 и магистралях 6 топливной системы, согласуя установку с очередностью выработки топлива из баков. При этом в баках 11 первой очереди выработки устанавливают датчики 10 и 12,

в расходных топливных магистралях 6 баков 7 второй очереди выработки устанавливают датчики 5 и измерители 2, а в фюзеляжных баках 3 третьей очереди выработки- датчики 1 и измерители 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.

До начала полета в память блока 16 через его служебный вход Вх Ч.У. вводятся данные о численных уставках, соответствующих номерам подвесных баков 11 и массам тц заправленного в каждый из них топлива. В память второго вычислителя 15 через служебный вход Вх pi вводятся данные о паспортном значении плотности Р2 топлива, заправленного в крыльевые баки 7, а через вход Вх MO - 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 mj топлива в крыльевых баках 7 и массы газ топлива в фюзеляжных баках 4 топливной системы самолета:

MO i;inii +m2 +тз,где

L - число подвесных баков 11.

В память первого вычислителя 14 через его служебный вход Вх рз вводятся данные о паспортном значении плотности рз топлива, заправленного в фюзеляжные баки 3 третьей очереди выработки, а через служебный вход Вх Ь,, - значения коэффициентов bi, численно задающих геометрические характеристики фюзеляжных топливных баков 3.

Как правило, маневренный самолет заправляют в точке постоянного базирования топливом одной марки, поэтому плотности тошшв в баках 3 и 7 первой и второй очередей выработки в этом случае совпадают между собой:

Р2 Рз.

перепускные магистрали 8, 9 и расходные магистрали 6 баков 7. При этом сигналы о мгновенном расходе и характеристических параметрах топлива поступают, соответственно, с выходов датчиков 5 и измерителей 2, установленных в магистрали 6, на измерительные входы второго вычислителя 15. В вычислителе 15 масса ffl2 топлрша, отфеделйшая по информации о мгновенном расходе топлива, вычисляется как разность между заправленным количеством MQ и израсходованным количеством т„ топлива:

В случае, когда число двигателей на самолете более одного и равно числу N, масса т2 топлива вычисляется в вычислителе 15 в соответствии с выражением:

т2 MQ - ХпШп , причем(1)

значения ШпВ соотношении (1) соответствуют выражению

Мп P2liqn(t)dt, где(2) PI - паспортное значение плотности топлива в бшсах 7,

-to - время начала расходования топлива,

1 - 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, зависяпщй от измеренных значений характеристических параметров топлива в баках топливной системы. Топливный индекс вычисляется в бортовом вычислителе на основании функциональной зависимости

m2 Mo-mn.

to

I-f(E,), где(3)

Si - статическая диэлектрическая проницаемость топлива, измеряемая на постоянном токе или на переменном токе частоты &i 0,1 МГц.

Использование в качестве характеристического параметра топлива его низкочастотной статической диэлектрической проноицаемости EI дает возможность точно вычислять топливный индекс реального топлива в диапазоне плотностей от 780 кг/м и достаточно точно в диапазоне от 710кг/мЛ

Как известно, диэлектрическая проницаемость s жидкого углеводородного топлива зависит от его плотности р и может быть использована для вьршсления топливного индекса I См. напр., справочник Свойства авиационных топлив (Aviation fuel properties) Atlanta, Georgia, 1988.

Фактическое значение 8 зависит как от частоты о 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 , наиболее целесообразно вычислять I по статической диэлектрической 1фоницаемости EI - гц оницаемости, измеренной на частоте Ш1 0,1 МГц.

Вычисление топливного индекса в функции статической диэлектрической проницаемости топлива 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 %.

При опорожнении каждого подвесного бака 11 и сбрасывании его с самолета датчик 12 формирует сигнал сброса, поступаюш;ий на один из управляющих входов блока 18, в котором в каждый из моментов сброса баков 11 сравниваются два значения массы израсходованного топлива:

)

значение mn , вычисленное во втором вьршслителе 15 по информации о мгновенном расходе тошшва, и значение mi , зафиксированное в намяти блока 16 численных уставок, равное массе топлива, содержавшегося в сброшенном баке 11. В блоке 18 срав1шваются значения т„ и mi израсходованного топлива и при их несовпадении между собой формируется поправка Am к ранее вычислеьшому значению VA.

Поправка Am подается с выхода блока 18 на корректирующий вход второго вьршслителя 15, в котором уточняется ранее вычисленное значение mn, вычисляется согласно (1) с учетом поправки Am уточненное значение т2 запаса топлива и подается с выхода вычислителя 15 на Сравнивающий вх.од Вх mi блока 17, на другой сравнивающий вход Вх тз которого поступает с выхода пфвого вычислителя 14 значение тз массы топлива в баках 3, вычисленное на основании информации об уровне тошшва в этих баках.

В блоке 17 непрерывно сравниваются величины mi и тз количества тошшва и, в случае, когда

с выхода блока 17 на вход информационной системы самолета передается информация о массовом топлива на борту самолета, равном величине mi: а в случае, когда

mi Шз,информация о массовом запасе, равном величине тз:

Количество тз топлива, находящегося в фюзеляжных баках 3, вычисляется в первом вычислителе 14 в единицах массы на основании сигналов с выхода датчиков 1 уровня топлива, установленных в каждом из

Аш nin iMimi тз ,

,

М тз.

фюзеляжных баков 3, и с выхода измерителей 2 статической диэлектрической проницаемости тошшва, установленных в каждом из этих баков, поступающих с выходов каждого из упомянутых датчиков и измерителей на измерительные входы первого вычислителя 14.

При этом количество топлива в i-том фюзеляжном баке вычисляется вычислителе 14 яа основе функциональной зависимости

(Ь,-),где

рз - паспортное значение ялотности тошнта в баках третьей очереди выработки,

hi - уровеиь топлива в i-том фюзеляжном баке,

9(bi) - функция, описывающая геометрические характеристики фюзеляжного бака, b i - массив коэффициентов, численно задающих функцию ф(Ь;).

Масса Шз топлива в группе всех фюзеляжных баков самолета определяется в первом вычислителе 14 путем суммирования вьршсленных значений mi:

Шз Ет;,где

К - число фюзеляжных баков.

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

а) в начальной стадии полета по информации о мгновенном расходе топлива и статической диэлевсгрической тфоницаемости топлива с цериодической коррекцией вычисленного запаса топлива в моменты сбрасывания подвесных топливных баков, с пренебрежимо малой погрещностью 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 статической диэлектрической проницаемости топлива с пренебрежимо малой эволютивной погрешностью измерения запаса топлива и с незначительной методической погрешностью вьршсления запаса топлива, вькванной ошибкой интегрирования мгновенного расхода топлива, плавно возрастающей от нулевого значения в начале промежуточной стадии полета до допустимого значения в конце этой стадии.

в)в завершаюш,ей стадии полета - по информации об уровнях топлива в фюзеляжных топливных баках и статической диэлектрической проницаемости топлива в этих баках с незначительной эволютивной погрешностью измерения запаса топлива, не превышаюш ей 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 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 диэлектрической проницаемости 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 диэлектрической проницаемости топлива, установленных в фюзеляжных топливных баках, подключены к дополнительным измерительным входам первого вычислителя, выходы измерителей 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 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.