RU22543U1 - Топливоизмерительная система маневренного самолета с компенсацией по характеристическим параметрам топлива - Google Patents

Description

Топливоиэмерительная система маневренного самолета с компеисяцией по характеристическим параметрам топлива Предлагаемая полезная модель относится к авиаприборостроеншо и может быть использована для измерения массового запаса топлива на борту маневренного самолета. Известна топливоизмерительная система, предназначенная для 1змерения запаса топлива на самолете. Патент Российской Федерации № 2156444, МПК GO IF 23/26, опубл. 2000. Она содержит датчики уровня толлива, установле нные 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 температуры топлива. Недостатками известной системы являются, во-первых, наличие методической погрепшости вычисления запаса топлива в единицах массы, возникающей из-за разброса температур топлива между различными баками топливной системы, и невозможностью достаточно точной коррекции всего объемного запаса топлива на борту самолета по температуре топлива, измеренной только в одном из топливных баков, вовторых, - 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 шформации об уровнях топлива в достаточно плоских топливных баках, вертикальные размеры которых значительно меньше GO IF 23/26, 7B64D 37/14

2 y/S 77б3

ч горизонтальных размеров, возможно лишь в условиях горизонтального полета самолета без существенных ускорений или при незначительных отклонениях от этих условий , когда грашща раздела топлива и газа, так называемая «свободная поверхность, находится в плоских баках в относительно стационарном состоянии. Т.к. значительная часть топлива на маневрершом самолете содержится именно в его плоских крыльевых баках, а полет маневренного самолета сопровождается существенными перегрузками и пространственными эволюииями, 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 полезлую модель Российской Федерации № 13894, МПК 7B64D 37/14, олубл. 2000. В этой системе запас топлива на борту самолета вычисляется не только на основании информашда 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 го этих баков в полете, причем количество израсходованного топлива вычис.}1ястся n)TeAf интегр1фоваш1я в бортовоА вычислителе мгновенного расхода топлива в течение реального времени расходования. При этом значение запаса, вычислеьшое по информации о расходе топлива, индицируется экипажу самолета, а значеьше запаса, определенное по информации об уровне топлива, используется , во-первых, для уточнения ршдицируемого запаса и, во-вторых, - для индицирования в случае недостоверности информации о запасе топлива, вызванной, например, отказом

расходомерного юмерительного 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 во времени ошибки в известной системе непрерывно сравштаются два значения запаса значение, вычисленное на основе измерения мгновенного расхода тоюшва, и значение, полученное на основе измерения уровней топлива в баках, и, при неравенстве между собой этих значений, соответствуюшдш образом непрерывно корректируется измеряемое значение мгновенного расхода топлива. Кроме того, в известной системе в условиях горизонтального полета периодически сравниваются текуш,ее значение запаса топлива, вычисленное по информации о мгновенном расходе топлива, с одним го 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, использованный в известной системе, позволяет обеспечить необходимую точность измерения объемного запаса топлива при относительно низкой маневренности самолета, характеризуемой небольшими углами крена и тангажа, не гфевышаюшдми ±12 угловых

7 7 J Градусов. Однако при увеличении степени маневренности самолета, когда значительно возрастают его ускорения, а углы крена и тангажа заметно превышают вышеутсазаннуто величину, положение поверхности топлива в крыльевых баках самолета оказывается настолько неопределенным, что точное измерение Аюмента достижения ф1жсированных }7 овней топлива становится затруднительным, а формирование поправки - неэффективным. В связи с этим использование известной, системъ на маневренном самолете характеризуется значительной погрешностью 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 обпщм техническим требованиям к бортовому оборудованию маневренных самолетов, шмерение 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 аэрофором. Помимо отмеченного недостатка, говестная система характеризуется значительной погрешностью измерения запаса топлива в единицах массы, вызванной тем, что, во-первых, коррекция вычисленного запаса производится по фиксрфованным значениям уровня топлива, которые зависят не от массы топлива в баке, а от его объема, что не позволяет достаточно точно откорректировать ошибку вычисления массового запаса, и, во-вторых, тем, что массовый запас топлива на борту самолета вычисляется не по результатам измерения фактическ11х значений характеристического параметра топлива в баках топливной системы, а по косвенным данным. В качестве последних используются паспортные значения плотности заправленного в топливные баки топлива. Однако паспортное значеьше 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 топливошмерительной 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 сравнеБшя, причем выходы датчиков фовня топлива подключены к измерительным входам первого вычислителя, выходы датчр|ков мгновенного расхода топлива подключены к шмерительным входш 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 тошгивньгх баках, датчики мгновенного расхода топлива установлены в расходных ТО1ШИВНЫХ магистралях крыльевых баков, дополнительно введены датчики характеристических параметров топлива, остановленные 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 датчиков характеристических параметров топлива.

5 // 77

установленных в фюзеляжных топливных баках, подключены к дополнительным измерительным входам первого вычислителя, выходы датчиков характеристических параметров 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 сравнепия, подключенным своим выходом к корректирующему входу второго вычислителя, выход каждого из датчиков сброса подвесных топливных баков подключен к одному из управляюпщх входов второго блока сравнеьшя, 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.

Функциональная схема предложенной топливоизмерительной

системы показана на чертеже./фи 2, / J

Тогишвоизмерительная система содержит датчик 1 уровня топлива и датчрж 2 характерист1 1ческйх параметров топлива, в состав которого входят измеритель 3 статической Д11электрической проницаемости топлива, измеритель 4 температуры топлива и измеритель 5 динамической диэлектрической проницаемости топлива, установлеяные в фюзеляжном топливном баке 6 топливной системы маневренного самолета, снабженном расходной топливной магистралью 7, датчик 8 мгновенного расхода топлива и датчик 2 характеристических параметров топлива.

установленные в расходной топливной магистрали 9 крыльевого топлиовного бака 10, снабженного также баковой перепускной топливной магистралью 11, соединенной с самолетной перепускной топливной магистралью 12, датчик 13 подвески подвесного топливного бака 14, и датчик 15 сброса этого бака, снабженного расходной тошпюной магистралью 16, первый вычислитель 17, второй вычислитель 18 количества топлива, блок 19 численных уставок, первый блок 20 сравнения и второй блок 21 сравнения. Выходы датчиков 1 и 2, установленных в каждом фюзеляжном баке 6 топливной системы самолета, подключены к измерительным входам первого вычислителя 17, предназначенного для вычисления массы топлива в фюзеляжных баках 6 по информации об уровне топлива, выходы датчиков 8 и 2, установленных в каждой из расходных топливных магистралей 9, число которых равно числу двигателей на самолете, подключены к измерительным входам второго вычислителя 18, предназначенного для вычисления массы топлива на самолете по информащм о расходе топлива, выходы датчиков 13, установленных в каждом подвесном баке 14,. подключены к сигнальным входам блока 19 численных уставок, а выходы датчиков 15, также установленных в каждом подвесном баке 14, подключены каждый к одному из управляющих входов второго блока 21 сравнения. Служебные входы Вх Ь; и Вх рз первого вычислителя 17 предназначены для введения в его память, соответственно, значений коэффициентов bj, численно задающих геометрические харак1ерисгики фюзеляжных топливных баков 6, и паспортного значения рз плотности заправяенного в эти баки тошшва, служебный вход Вх р2 второго вычислителя 18 предназначен для введения в его память паспортного значения р2 плотности заправленного в крыльевые баки 10 топлива, служебный вход Вх Мо этого вычислителя предназначен для введения в его память значения массы Мо топлива.

« S / 77 заправленного в баки топливной системы самолета до полета, а служебный вход Вх Ч.У. блока 19 предназначен для введения в его память численных уставок, соответствующих номерам подвесных баков 14, и массам заправленного в каждый из них топлива. Выход первого вычислителя 17 и первый выход второго вычислителя 18 соединены со сравнивающими входами Вх Юз и Вх mi, соответственно, первого блока 20 сравнения, выход которого предназначен для выдачи информации о массовом запасе М топлива в информационную систему самолета. Второй выход второго вычислителя 18 соединен с первым сравнивающим входом Вх Гоп второго блока 21 сравнения, второй сравнивающий вход Вх mi которого соединен с выходом блока 19 численных уставок, каждый из управляющих входов с выходом одного из датчиков 15 сброса подвесных топливных баков 14, а выход блока 21 - с корректирующим входом второго вычислителя 18. Предложенное устройство работает следующим образом. При разработке тонжнвной системы маневренного самолета все баки тошийвной системы подразделяют, в зависимости от очередности выработки из них топлива и высоты бака на три группы: группу баков первой очереди вьфаботки (подвесные топлргеные 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, 8, 13 и 15 устанав.1ивают, соответственно, в баках 6, 14 и магистралях 9 топливной системы, согласуя установку с очередностью выработки топлива из баков. При этом в баках 14 первой очереди выработки устанавливают 13 и 15, а в расходных топливных магистралях 9 баков 10 второй очереди выработки устанавливают датчики 8 и 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 19 через его служебный вход Вх Ч.У. вводятся данные о численных уставках, соответствующих номерам подвесяых баков 14 и массам заправленного в каждый из них топлива. В память второго вьиислителя 18 через служебный вход Вх pi вводятся данные о паспортном значении плотности рз топлива, заправленного в крыльевые баки 10, а через вход Вх MO - данные о значении полной массы MQ топлива, заправленного до полета в баки топливной системы самолета, равной сзтшле массы mi топлива в подвесных баках 14, массы mi топлива в крыльевых баках 10 и массы тз топлива в фюзеляжных баках 6 топливной системы самолета:

Mo Zniii +m2 +тз,где

L - число подвесных баков 14.

В память первого вычислитшхя 17 через его служебный вход Вх рз вводятся данные о паспортном значении плотности рз топлива, заправленного в фюзеляжные баки 6 третьей очереди выработки, а через служебный вход Вх Ьь - значения коэффициентов bi, численно задающих геометрические характеристики фюзеляжных топливных баков 6.

Как правило, маневренный самолет заправляют в точке постоянного базирования топливом одной марки, поэтому плотности топлив в баках 6 и 10 первой и второй очередей выработки в этом случае совпадают между собой:

.

р2 Рз. перепускные магистрали 11, 12 и расходные магистрали 9 баков 10. При этом сигналы о мгновенном расходе и характеристических параметрах топлива постз тают, соответственно, с выходов датчиков 8 и 2, установленных в магистрали 9, на измерительные входы второго вычислителя 18. В вычислителе 18 масса глг топлива, определенная по информации о мгновенном расходе топлива, вычисляется как разность между заправленным количеством MQ к израсходованным ко.1шчеством Шя топлива: в случае, когда число двигателей на самолете более одного и равно числу N, масса mi топлива вычисляется в вычислителе 18 в соответствии с выражением. mj MO - Е«п„ , Причем(1) значения МдВ соотношении (1) соответствуют выражению т„ p2l|qn(t)dt, где(2) Р2 - паспортное значение плотности топлива в баках 10, 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 ToroifffiHoft системы. Топливный индекс вычисляется в бортовом вычислителе на основашш функциональной зависимости m2 Mo-mn . v

т - температура топлива, 81- статическая диэлектрическая проницаемость топлргоа, измеренная на постоянном токе или на переменном токе частоты coi 0,1 МГц, 82- динамическая диэлектрическая проницаемость топлива, измеренная на переменном токе частоты 0)2 5 МГц. Использование двух разновидностей диэлектрической проницаемости топлива: низкочастотной статической Si и высокочастотной динамической ъг дает возможность вычислить толливный ицдекс реального топлива в широком диапазоне плотностей от 710до850кг/мЛ Как известно, диэлектрическая проницаемость € 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. Фактическое значение зависит как от частоты се переменного тока, на которой производится измерение, так и от сорта топлива. Для относительно тяжелых зарубежных тошшв 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 Oi ОД МГц. Для относительно легких отечественных топлив с малым содержанием тяжелых высокоароматических молекул и паспортным значением плотности, находящемся в диапазоне , более эффективно вычислять топливный индекс на основе динамической диэлектрической проницаемости 2 - проницаемости, измеренной на частоте С02 5 МГц.

уменьшить погрешность определения массового запаса топлива, вызванную разбросом паспортных значений плотности заправленного топлива, от величины ± 1,2 % до величины ± 0,3 %, в особенности при эксплуатащш самолета как на зарубежных, так и на отечественных топливах.

При опорожнении каждого подвесного бака 14 и сбрасывании его с самолета датчик 15 формирует сигнал сброса, поступаюшдй на один из управляющих входов блока 21, в котором в каждый из моментов сброса баков 14 сравниваются два значения массы израсходованного тошшва: значение Шд , вычисленное во втором вычислителе 18 по информации о мгновенном расходе топлива, и значение mi, зафиксированное в памяти блока 19 численных уставок, равное массе топлива, содержавшегося в сброшенном баке 14. В блоке 21 сравниваются значения т„ и mi врасходованно Ч) топлива и при iix несовпадешш между собой формируется поправка Am к ранее вычисленному значению А.

Am подается с выхода блока 21 на коррекпфуюпщй вход второго вычислителя 18, в котором уточняется ранее вьлшсленное значение т„, вычисляется согласно (1) с учетом поправки Am уточненное значение mi запаса топлива и подается с выхода вычислителя 18 на сравнивающий вход Вх mi блока 20, на другой сравнивающий вход Вх тз которого поступает с выхода первого вычислителя 17 значение тз массы топлива в баках 6, вычисленное на основании информации об уровне топлива в этих баках.

В блоке 21 непрерывно сравниваются величины mi и тз количества тонлива и, в случае, когда

1112 Шз ,

Аш Юп - rai.

с выхода блока 21 на вход информационной системы самолета передается информация о массовом запасе топлива на борту самолета, равном величноне usa-i. а Б случае, когда

mi Шз,

1щформация о массовом запасе, равном величине Шз:

Количество тз топлива, находящегося в фюзеляжных баках 6, вычисляется в первом вычислителе 17 в единицах массы на основании сигналов с выхода датчиков 1 уровня топлива, установленных в каждом из фюзеляжных баков 6, 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 17.

При этом ксшичество тогаиша в i-том фюзеляжном баке вычисляется в вычислителе 17 на основе функщюнальной зависимости

(Ь}),гд€

рз - паспортное значение плотности топлива в баках третьей очереди выработки,

hi - уровень топлива в i-том фюзеляжном баке,

9(bi) - функция, описывающая геометрические х актеристики фюзеляжного бака, b i - массив коэффициентов, численно задающих функцию 9(bi).

Масса газ топлива в группе всех фюзеляжных баков самолета определяется в первом вычислителе 17 путем суммирования вычисленных значешш т

7

M m2,

М 1Пз.

К - число фюзеляжных баков.

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 характеристических параметрах топлива с периодической коррекцией вычисленного запаса топлива в моменты сбрасывания подвесных топливных баков, с пренебрежимо малой погрешностью вычисления массового запаса топлива, вызванной ошибкой интегрирования мгновенного расхода топлива и эволютивной погрешностью измерения запаса топлива.

б)в промежуточной стадии полета - по информации о мгновенном расходе топлива, из крыльевых топливных баков и характеристических параметрах топлива с пренебрежимо малой эволютивной погрешностью измерения запаса топлива и с незначительной методической погрешностью вычисления запаса топлива, вызванной ошибкой интегрирования мгновенного расхода топлива, плавно возрастающей от нулевого значения в начале гфомежуточной стадии полета до допустимого значения в конце этой стадии.

в)в завершающей стадии полета - по информации об уровнях топлива в фюзеляжных топливных баках и характеристических параметрах топлива в этих баках с незначиггельной 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 датчики характеристических параметров 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 датчиков характеристических параметров топлива, установленных в фюзеляжных топливных баках, подключены к дополнительным измерительным входам первого вычислителя, выходы датчиков характеристических параметров 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.