RU22542U1

RU22542U1 - FUEL MEASURING SYSTEM OF A MANEUVERABLE AIRPLANE WITH COMPENSATION BY TEMPERATURE AND STATIC DIELECTRIC FUEL PERMEABILITY

Info

Publication number: RU22542U1
Application number: RU2001127762/20U
Authority: RU
Inventors: Е.Ф. Фурмаков; В.В. Коломнин; О.Ф. Петров; Ю.В. Маслов; н Н.М. Степан; Н.М. Степанян
Original assignee: Открытое акционерное общество "Техприбор"
Priority date: 2001-10-16
Filing date: 2001-10-16
Publication date: 2002-04-10

Description

Топливоизмерительная система маневренного самолета с компенсацией по температуре и статической диэлектрическойFuel-measuring system of a maneuverable aircraft with temperature compensation and static dielectric

проницаемости топливаfuel permeability

Предлагаемая полезная модель относится к авиаприборостроению и может быть использована для измерения массового запаса топлива на борту маневренного самолета.The proposed utility model relates to aircraft instrumentation and can be used to measure the mass fuel supply on board a maneuverable aircraft.

Известна тошшвоизмеррггельная 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 топливной 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.Known toshshvoizmerrgelnaya system designed to measure the fuel supply on an airplane. Patent of the Russian Federation No. 2156444, IPC G01F 23/26, publ. 2000. It contains fuel level sensors installed in the fuel tanks of the aircraft’s fuel system, a calculator of the fuel volume stock, a sensor of one of the characteristic parameters of the fuel — its temperature, installed in one of the fuel tanks and a comparison unit. The mass fuel supply in this system is determined by correcting the calculated value of the volumetric fuel supply from the measured value of the characteristic fuel parameter.

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 погрешность, проявляюп1;аяся при маневренном полете самолета, возшжает в связи с тем, что точное определение объемного запаса топлива на основании информации обThe disadvantages of the known system are, firstly, the presence of a methodological error in calculating the fuel supply in mass units 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 characteristic fuel parameter measured only in one of the fuel tanks, and secondly, is there a significant evolutionary error in calculating the volume of fuel in maneuvering aircraft flight. The evolutionary error manifested in maneuvering flight of an airplane makes it impossible to accurately determine the volume of fuel on the basis of information about

G01F 23/26, 7B64D 37/14G01F 23/26, 7B64D 37/14

уровнях топлива в достаточно нлоских 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.fuel levels in sufficiently non-flat fuel tanks, the vertical dimensions of which are much smaller than the horizontal dimensions, is possible only under conditions of horizontal flight of the aircraft without significant acceleration or with slight deviations from these conditions, when the fuel-gas interface, 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 устройству топливоизмерительной системе Свидетельство на полезную модель Российской Федерации № 13894, МГЖ 7B64D 37/14, опубл. 2000.These shortcomings were partially eliminated in the fuel measuring system closest to the proposed device. Utility Model Certificate of the Russian Federation No. 13894, МГЖ 7B64D 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 вычис.лителе 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 индицируемогоIn 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 spent fuel 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

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.stock and, secondly, to indicate in case of inaccuracy the information on the fuel stock caused, for example, by a failure of the flow measuring 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, accordingly The measured value of the instantaneous fuel consumption is continuously adjusted. 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 топливаThe specified 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

при относительно низкой маневренности самолета, характеризуемой небольшими углами крена и тангажа, не нревышаюпщми ±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 форм1фование поправки - неэффективным. В связи с этим использование известной системы на маневренном самолете характеризуется значительной погрешностью измерения запасаwith 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 forming the correction becomes ineffective . In this regard, the use of the known system on a maneuverable aircraft is characterized by a significant margin error

топлива.fuel.

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 remaining fuel at the end of the flight should be performed with increased accuracy, guaranteeing a reliable determination the crew of the time 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 мас€ы 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 паспортныеIn addition to the noted drawback, the known system is characterized by a significant error in measuring the fuel supply in mass units, due to the fact that, firstly, the calculated supply is corrected for fixed values of the fuel level, which depend not on the fuel mass in the tank, but on its volume that does not allow you to accurately correct the error in calculating the mass supply, and, secondly, the fact that the mass supply of fuel on board the aircraft is not calculated by measuring the actual values of the characteristic th parameter of fuel in the tanks of the fuel system, and indirect data. As the last used passport

0/ 0 /

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.density values of fuel refueling in fuel tanks. However, the passport value of the density may differ from the actual 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.

В основу предлагаемой полезной модели поставлена задача повышения точности измерения массового запаса топлива на борту маневренного самолета при пространственных эволюциях и ускорениях самолета.The proposed utility model is based on 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.

Поставленная задача достигается тем, что в топливоизмерительной системе, содержаш;ей 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, 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 измерители температуры и статической диэлектрической проницаемости топлива, установленные в фюзеляжных топливных баках и расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков, второй блок сравнения, блок чисденБык уставок в качестве сигнализаторов чThe task is achieved by the fact that in the fuel measuring system, it contains; fuel level sensors installed in the fuselage fuel tanks, instantaneous fuel consumption sensors installed in the fuel supply lines, fixed fuel quantity indicators, 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, and a first comparison unit, the outputs of the fuel level sensors being connected to the meter the inputs of the first calculator, the outputs of the sensors of instantaneous fuel consumption are connected to the measuring inputs of the second calculator, and the output of the first and first output of the second calculators are each connected to one of the comparison inputs of the first unit of comparison, new is that the signaling devices of fixed amounts of fuel are installed in the hanging fuel tanks , instantaneous fuel consumption sensors are installed in the fuel supply lines of wing fuel tanks, temperature meters and static permittivity fuel installed in the fuselage fuel tanks and fuel lines expendable wing fuel tanks, the second comparator unit, the setting unit chisdenByk as signaling h

Й.9//27г/ фиксированных количеств топлива применены датчики подвески и датчики сброса подвесных топливных баков, причем выходы измерителей температуры и статической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в фюзеляжных топливных баках, подключены к дополнительным юмерительным входам первого вычислителя, выходы измерителей температуры и статической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в расходных топливлых магистралях крыльевых топливных баков подключеь 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 сравнивающей вход которого соединен со вторым выходом второго вычислителя, при этом пфвый 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. Функциональная схема предложенной топливоизмеригельной системы показана на чертеже/ с г ЧР ) V. / 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 5 топливной системы маневренного самолета, снабженномJ.9 // 27g / fixed quantities of fuel, suspension sensors and discharge sensors for suspended fuel tanks were used, and the outputs of the temperature and static dielectric permittivity meters of the fuel installed in the fuselage fuel tanks are connected to additional measuring inputs of the first calculator, the outputs of the temperature meters and static dielectric the permeability of the fuel installed in the fuel supply lines of the wing fuel tanks is connected to the additional measuring inputs of the second calculation the analyzer, the outputs of the suspension sensors of the outboard fuel tanks are connected to the signal inputs of the block of numerical settings, the output of which is connected to the second comparison input of the second comparison unit, connected by its output to the correction input of the second calculator, the output of each of the sensors for resetting the outboard fuel tanks is connected to one of the control inputs the second comparison unit, the first comparing input of which is connected to the second output of the second calculator, while the pfv calculator is equipped with a service input for input tions in its memory data on the geometric characteristics of the fuselage fuel tanks, the first and second calculators - official inputs for receiving information about the density of the charged fuel to the flight, and a block numerical settings service entrance for the introduction into the memory of numerical data on the external fuel tanks. The functional diagram of the proposed fuel metering system is shown in the drawing (c / g CR) V. / The fuel metering system contains 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 the fuel installed in the fuselage fuel tank 5 of the fuel system of a maneuverable aircraft equipped with

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 топливной магистралью 10, соединенной с самолетной перепускной топливной магистралью 11, датчик 12 подвески подвесного топливлого бака 13, и датчик 14 сброса этого бака, снабженного расходной топливной магистралью 15, первый вычислитель 16, второй вычислитель 17 количества топлива, блок 18 численных уставок, первый блок 19 сравнения и второй блок 20 сравнения.a fuel supply line 6, an instant fuel consumption sensor 7 and a fuel characteristic sensor 2, further comprising meters 3 and 4 installed in the fuel supply line 8 of the wing fuel tank 9, also equipped with a fuel bypass fuel line 10 connected to the aircraft bypass fuel line 11 , the suspension sensor 12 of the suspension fuel tank 13, and the discharge sensor 14 of this tank, equipped with a fuel flow line 15, the first calculator 16, the second calculator 17 the number of top willow, numerical setting unit 18, the first comparison unit 19 and a second comparison unit 20.

Выходы датчиков 1 и 2, установленных в каждом фюзеляжном баке 5 топливной системы самолета, подключены к измерительным входам нервого вычислителя 16, предназначенного для вьгшсления массы топлива в фюзеляжных баках 5 по виформации об зфовне 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 17, предназначенного для вычисления 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 управляюпщх входов второго блока 20 сравнения. Служебные входы Вх bi и Вх рз первого вычислителя 16 предназначены для введения в его память, соответственно, значений коэффициентов bj, численно задающих геометрические характеристики фюзеляжных топливных баков 5, и паспортного значения рз плотности заправленного в эти баки тошпша, служебный вход Вх рг второго вычислителя 17 предназначен для введения в его память паспортного значения рг плотности заправленного вThe outputs of the sensors 1 and 2 installed in each fuselage tank 5 of the fuel system of the aircraft are connected to the measuring inputs of the nerve calculator 16, which is designed to increase the mass of fuel in the fuselage tanks 5 for information about fuel reserves, 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 17, designed to calculate the mass of fuel on the plane according to information about fuel consumption, the outputs of the sensor 12 mounted in each tank 13 suspended, are connected to signal inputs of numerical setting unit 18, and outputs sensor 14 is also mounted in each tank 13 suspended, each connected to one of the inputs of the second block upravlyayupschh 20 comparisons. The service inputs Вх bi and Вх рз of the first calculator 16 are intended for entering into its memory, respectively, the values of the coefficients bj, numerically specifying the geometric characteristics of the fuselage fuel tanks 5, and the passport value rz of the density of the noodles tucked into these tanks, the service input Вх рг of the second calculator 17 it is intended for introduction into its memory of the passport value of rg of density charged in

крыльевые баки 9 топлива, служебный вход Вх MO этого вычислителя предназначен для введения в его память значения массы Мо топлива, заправленного 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.fuel wing tanks 9, the service input Вх MO of this calculator is intended for entering into its memory the mass of fuel Mo loaded in the fuel tanks of the aircraft before flight, and the service input Вх Ч.У. block 18 is intended for the introduction into its memory of 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 16 и пфвый выход второго вычислителя 17 соединены со сравниваюпщми входами Вх газ и Вх mi, соответственно, первого блока 19 сравнения, выход которого предназначен для выдачи информации о массовом запасе М топлива в информационную систему самолета. Второй выход второго вычислителя 17 соединен с первым сравнивающим входом Вх тд второго блока 20 сравнения, второй сравнивающей вход Вх mi которого соединен с выходом блока 18 численных уставок, казвдый из управляющих входов - с выходом одного из датчиков 14 сброса подвесных топливных баков 13, а выход блока 20 - с корректирующим входом второго вычислителя 17.The output of the first calculator 16 and the output of the second calculator 17 are connected to the comparing inputs Вх gas and Вх mi, respectively, of the first block 19 of comparison, the output of which is designed to provide information about the mass stock M of fuel in the information system of the aircraft. The second output of the second calculator 17 is connected to the first comparison input Вх тд of the second comparison unit 20, the second comparison input Вх mi of which is connected to the output of the block 18 of numerical settings, each of the control inputs with the output of one of the sensors 14 for dumping the outboard fuel tanks 13, and the output block 20 - with the correcting input of the second calculator 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 1, 2, 7, 12 и 14 устанавливают, соответственно, в баках 5, 13 и магистралях 8 топливной системы, согласуя установку с очередностью выработки топлива из баков. При этом в баках 13 первой очереди выработки устанавливают датчики 12 и 14, а Подобная расстановка датчиков учитьгеает 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 служебный 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 рг вводятся данные о паспортном значении плотности р2 топлива, заправленного в крыльевые баки 9, а через вход Вх Мо - данные о значении полной массы Me 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 +1П2 +™з 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, заправленного в фюзеляжные баки 5 третьей очереди выработки, а через служебный вход Вх Ь{, - значения коэффициентов Ь, численно задаюпщх 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 совпадают между собой: р2 Рз1& /2 JLThe proposed device operates as follows. When developing the fuel system of a maneuverable aircraft, all the fuel system tanks are divided, depending on the order of fuel production from them and the tank height into three groups: a group of tanks of the first generation line (outboard fuel tanks), a group of tanks of the second generation line (wing tanks) and a group of tanks third stage of development (fuselage tanks). During the installation of the aircraft fuel system, sensors 1, 2, 7, 12, and 14 are installed, respectively, in the tanks 5, 13 and highways 8 of the fuel system, coordinating the installation with the order in which fuel is generated from the tanks. At the same time, sensors 12 and 14 are installed in the tanks 13 of the first generation stage, and the similar arrangement of sensors takes into account the fact that fuel consumption from the tanks of each subsequent generation stage can be made only after all tanks of the previous stage are completely empty. Before the start of the flight, in the memory of block 18 through its service entrance data are entered on the numerical settings corresponding to the numbers of the suspension tanks 13 and the masses of the fuel oil filled into each of them. In the memory of the second calculator 17, through the service input Вх рг, data are entered on the passport value of the density p2 of the fuel, filled into the wing tanks 9, and through the input Вх Мо, data on the value of the total mass Me of the fuel, filled before the flight into the fuel system of the aircraft, equal to the sum masses of mi fuel in the hanging tanks 13, masses of mi fuel in the wing tanks 9 and masses of fuel in the fuselage tanks 6 of the fuel system of the aircraft: MO Sniii + 1P2 + ™ s where L is the number of hanging tanks 13. In memory of the first computer 16 through its service input input rz input data on the export density value rz of the fuel loaded into the fuselage tanks 5 of the third generation stage, and through the service input Вх b {, are the values of the coefficients b, numerically specifying the geometric characteristics of the fuselage fuel tanks 5. As a rule, a maneuverable aircraft is refueled at the point of constant basing with the same brand of fuel , therefore, the density of fuels in tanks 5 and 9 of the first and second stages of production in this coincide: p2 Pz1 & / 2 JL

перепускные магистрали 10, 11 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 mi топлива, определенная по информации о мгновенном расходе топлива, вычисляется как разность между заправленным количеством MO и израсходованным количеством т,, топлива:bypass lines 10, 11 and flow lines 8 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 highway 8, to the measuring inputs of the second calculator 17. In the calculator 17, the mass mi fuel, determined from the information on the instantaneous fuel consumption, is calculated as the difference between the charged amount of MO and the consumed amount of t ,, fuel:

В случае, когда число двигателей на самолете более одного и равно числу N, масса Шг топлива вычисляется в вычислителе 17 в соответствии с выражением:In the case when the number of engines on the plane is more than one and is equal to the number N, the mass Шг of fuel is calculated in the calculator 17 in accordance with the expression:

mj MO - , Причем(1)mj MO -, Moreover (1)

значения тдВ соотношении (1) соответствуют выражению Шр p2lfqa(t)dt , где(2) Р2 - паспортное значение плотности топлива в баках 9,the TD values in the relation (1) correspond to the expression Шр p2lfqa (t) dt, where (2) Р2 is the passport value of the fuel density in the tanks 9,

to - время начала расходования топлива,to - start time of fuel consumption,

t - текущее время,t is the current time,

qii(t) - мгновенный расход топлива п-ым двигателем, аqii (t) is the instantaneous fuel consumption of the fifth engine, and

I - топливный ршдекс.I - fuel rhdex.

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 зависимостиFuel 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

(1 + Э,Т),где(3)(1 + E, T), where (3)

m2 Mo-mn.m2 Mo-mn.

t t

to to

81 - статическая диэлектрическая проницаемость топлива,81 - static dielectric constant of the fuel,

Т - температура топлива, аT is the temperature of the fuel, and

р1 - температурный коэффициент статической диэлектрическойp1 - temperature coefficient of static dielectric

проницаемости топлива.fuel permeability.

Использование в качестве характеристического параметра топлива его статической диэлектрической проницаемости 8i дает возможность вычислить топливный индекс реального топлива в диапазоне плотностей от 710 кг/м и достаточно точно - в диапазоне от 780 кг/м .The use of its static dielectric constant 8i as a characteristic fuel parameter makes it possible to calculate the fuel index of real fuel in the density range from 710 kg / m and quite accurately in the range from 780 kg / m.

Как известно, диэлектрическая проницаемость е жидкого углеводородного топлива зависит от его плотности р и может быть использована для вычисления топливного индекса I См. напр., справочник Свойства авиационных тошшв (Aviation fuel properties) Atlanta, Georgia, 1988.As is known, the dielectric constant e of liquid hydrocarbon fuel depends on its density p and can be used to calculate the fuel index I See, for example, Aviation fuel properties, Atlanta, Georgia, 1988.

Фактическое значение s зависит как от частоты ш переменного тока, на которой производится измерение, так и от сорта топлива. Д.11Я относительно тяжелых зарубежных толлив с большим содержанием высокоароматических углеводородов и паспортным значением плотности, лежащим в диапазоне , наиболее целесообразно вычислять I по статической диэлектрической проницаемости ei - проницаемости, измеренной на частоте Wi 0,1 МГц.The actual value of s depends both on the frequency ω of the alternating current at which the measurement is carried out and on the type of fuel. D.11YA relatively heavy foreign toll with a high content of highly aromatic hydrocarbons and a passport density value lying in the range, it is most expedient to calculate I from the static dielectric constant ei - permeability, measured at a frequency of Wi 0.1 MHz.

Для точного вычисления топливного индекса I в функции статической диэлектрической проницаемости si топлива необходимо таюке учитывать зависимость Si от температуры Т топлива. Т.к. эта зависимость является практически линейной, ее можно аппроксимировать шшейной функцией, зависящей от коэффициента pi пропорциональности температурного коэффициента статической диэлектрической проницаемости топлива. Численные значения коэффициента для различных марок авиационного топлива можно получить, например, из вышеупомянутого справочника.To accurately calculate the fuel index I as a function of the static dielectric constant si of the fuel, it is necessary to take into account the dependence of Si on the temperature T of the fuel. Because this dependence is almost linear, it can be approximated by a neck function, depending on the coefficient pi of the proportionality of the temperature coefficient of the static dielectric constant of the fuel. The numerical values of the coefficient for various grades of aviation fuel can be obtained, for example, from the aforementioned directory.

iMjmuiВычисление топливного индекса в функции двух характеристических параметров топлива Т и i позволяет уменьшить погрепшость определения массового запаса зарубежного топлива, вызванную разбросом паспортных значений плотности заправленного топлива, от величины ± 1,2 % до величины ± 0,5 %, а при эксплуатации самолета на отечественных топливах - до величины ± 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 20, в котором в каждый из моментов сброса баков 13 сравниваются два значения массы израсходованного топлива: значение Шп , вычисленное во втором вычислителе 17 по информации о мгновенном расходе топлива, и значение mi , зафиксьфованное в памяти блока 18 численных уставок, равное массе топлива, содержавшегося в сброшенном баке 13. В блоке 20 сравниваются значения Шп и mi израсходованного топлива и при их несовпадении между собой формируется поправка Am к ранее вычисленному значению Поправка Am подается с выхода блока 20 на корректирующий вход второго вычислителя 17, в котором уточняется ранее вычисленное значение mn, вычис.1шется согласно (1) с учетом поправки Am уточненное значение т2 запаса топлива и подается с выхода вычислителя 17 на сравнивающий вход Вх mi блока 19, на другой сравшшающий вход Вх тз которого поступает с выхода первого вычислителя 16 значение тз массы топлива в баках 5, вычисленное на основании информации об уровне топлива в этих баках. В блоке 20 непрерывно сравниваются величины т2 и тз количества топлива и, в случае, когда Am m,, - mi.iMjmui Calculation of the fuel index as a function of two characteristic fuel parameters T and i allows to reduce the error in determining the mass supply of foreign fuel caused by the spread of certified values of the density of refueling fuel from ± 1.2% to ± 0.5%, and when operating an aircraft in domestic fuels - up to ± 0.7%. When emptying each outboard tank 13 and dropping it from the aircraft, the sensor 14 generates a reset signal supplied to one of the control inputs of the unit 20, in which at each moment of the discharge of the tanks 13 two values of the mass of spent fuel are compared: the value of Шп calculated in the second calculator 17 according to the information on the instantaneous fuel consumption, and the value mi, fixed in the memory of block 18 of numerical settings, equal to the mass of fuel contained in the dumped tank 13. In block 20, the values of Шп and mi of spent fuel are compared and If they do not coincide with each other, a correction Am is formed to the previously calculated value. The correction Am is applied from the output of block 20 to the correction input of the second calculator 17, in which the previously calculated value of mn is refined, and calculated according to (1), taking into account the correction Am, the adjusted value of fuel reserve t2 and fed from the output of the calculator 17 to the comparing input Bx mi of the block 19, to the other matching input Bx tz of which the output tz of the fuel mass in the tanks 5, calculated on the basis of information about the fuel level in quiet tanks. In block 20, the quantities t2 and t3 of the amount of fuel are continuously compared and, in the case when Am m ,, - mi.

С выхода блока 20 на вход информационной системы самолета передается информация о массовом запасе топлива на борту самолета, равном величине mi: а в случае, когдаFrom the output of block 20 to the input of the aircraft information system, information is transmitted on the mass fuel supply on board the aircraft, equal to the value of mi: and in the case when

mi Шз,информация о массовом запасе, равном величине тз:mi Шз, information on the mass stock equal to the value of ТЗ:

Количество тз топлива, находящегося в фюзеляжных баках 5, вычисляется в первом вычислителе 16 в единицах массы на основании сигналов с выхода датчиков 1 зфовня топлива, установленных в каждом из фюзеляжных баков 5, и с выхода датчиков 2 характеристических параметров топлива, установленных в каждом ш этих баков, поступаюпщх с выходов каждого из упомянутых датчиков на измерительные входы первого вычислителя 16.The quantity ts of fuel in the fuselage tanks 5 is calculated in the first calculator 16 in mass units based on the signals from the sensors 1 of the fuel tank installed in each of the fuselage tanks 5, and from the sensors 2 of the characteristic fuel parameters installed in each of these tanks coming from the outputs of each of the above sensors to the measuring inputs of the first calculator 16.

При этом количество тошита в t-том фюзеляжном баке вычисляется в вычислителе 16 на основе функциональной зависимостиAt the same time, the amount of toshita in the t-th fuselage tank is calculated in the calculator 16 based on the functional dependence

mi рз1 F |hi; (р(Ь-,)}, гдеmi pz1 F | hi; (p (b-,)}, where

Рз - паспортное значение плотности топлива в баках третьей очереди выработки,Pz - passport value of the density of fuel in the tanks of the third stage of development,

hi - зфовень топлива в i-том фюзеляжном баке,hi - fuel level in the i-th fuselage tank,

9(bi) - функция, описывающая геометрические характеристики фюзеляжного бака, b i - массив коэффициентов, численно задающих функцию фСЬО.9 (bi) is a function that describes the geometric characteristics of the fuselage tank, b i is an array of coefficients that numerically specify the function fSbO.

Масса тз топлива в группе всех фюзеляжных баков самолета определяется в первом вьиислителе 16 путем суммирования вычисленных значений mi:The mass tk of fuel in the group of all fuselage tanks of the aircraft is determined in the first viewer 16 by summing the calculated values of mi:

Р О//2г /ДP O // 2g / D

M m2, M m2,

М тз.M tz.

К - число фюзеляжных баков.K is the number of fuselage tanks.

Таким образом в предложенной топливоизмерительной системе массовый запас топлива на борту маневренного самолета вычисляется:Thus, in the proposed fuel measuring system, the mass fuel supply on board a maneuverable aircraft is calculated:

а)в начальной стадии полета - по информации о мгновенном расходе , 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.а) at the initial stage of flight - according to information about the instantaneous fuel consumption, temperature and dielectric constant of the fuel with periodic correction of the calculated fuel supply at the moments of dropping of the suspended fuel tanks, with a negligible error in calculating the mass fuel supply caused by the error in the integration of the instantaneous fuel consumption and evolutionary error measuring the fuel supply.

б)в промежуточной стадии полета - по информации о мгновенном расходе топлива из крыльевых топливных баков, температуре и статической диэлектрической проницаемости топлива с пренебрежимо малой эволютивной погрешностью измерения запаса топлива и с незначительной методической погрешностью вычисления запаса топлива, вызванной ошибкой интегр1фования мгновенного расхода топлива, плавно возрастающей от нулевого значения в начале промежуточной стадии полета до допустимого значения в конце этой стадии.b) in the intermediate stage of flight - according to information on the instantaneous fuel consumption from wing fuel tanks, temperature and static dielectric constant of the fuel with a negligible evolutionary error in measuring the fuel reserve and with a slight methodical error in calculating the fuel reserve caused by the error in integrating instantaneous fuel consumption, which is gradually increasing from zero at the beginning of the intermediate stage of flight to an acceptable value at the end of this stage.

в)в завершающей стадии полета - по информации об уровнях топлива в фюзеляжных топливных баках, температзфе и статической диэлектрической проницаемости топлива в этих баках с незначительной эволютивной погрешностью измерения запаса топлива, не превышающей допустимого значения погрешности вплоть до завершения полета.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 in these tanks with a slight evolutionary error in measuring the fuel supply, not exceeding the permissible error value until the flight is completed.

Л2«у/г ;г/лL2 "y / g; g / l

Claims

Fuel metering system containing fuel level sensors installed in the fuselage fuel tanks, instantaneous fuel consumption sensors installed in 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 charged before flight fuel, and the first block of comparison, and the outputs of the fuel level sensors are connected to the measuring inputs of the first calculator, the outputs of the sensors instant fuel consumption codes are connected to the measuring inputs of the second calculator, and the output of the first and first output of the second calculators are each connected to one of the comparison inputs of the first comparison unit, characterized in that the signaling devices of fixed amounts of fuel are installed in suspended fuel tanks, the sensors of instant fuel consumption are installed in fuel supply lines of wing fuel tanks; temperature and static dielectric permittivity meters of fuel were additionally introduced; mounted in the fuselage fuel tanks and consumable fuel lines of wing fuel tanks, a second comparison unit, a numerical setpoint block, suspension sensors and discharge sensors for hanging fuel tanks are used as fixed fuel quantity detectors, the outputs of temperature and static dielectric permittivity meters of the fuel installed in the fuselage fuel tanks, connected to additional measuring inputs of the first calculator, outputs of temperature meters and static die the permeability 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 suspended fuel tanks are connected to the signal inputs of the numerical setpoint block, the output of which is connected to the second comparison input of the second comparison unit, connected by its output to to the correcting input of the second computer, the output of each of the sensors for resetting the outboard fuel tanks is connected to one of the control inputs in the second comparison unit, the first comparison input of which is connected to the second output of the second computer, the first computer equipped with a service input for entering into its memory data on the geometric characteristics of the fuselage fuel tanks, the first and second computer with service inputs for receiving information about the density flight of fuel, and the block of numerical settings - a service input for entering into its memory numerical data on outboard fuel tanks.