RU22544U1 - Топливоизмерительная система маневренного самолета с компенсацией по температуре и динамической диэлектрической проницаемости топлива - Google Patents

Description

Топливоизмерительная система маневренного самолета с компенсацией по температуре и дипамической диэлектрической

проницаемости топлива

Предлагаемая полезная модель относится к авиаприборостроенню 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 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.

Недостатками известной системы являются, во-первых, наличие методической погрешности вычисления запаса топл1та 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, проявляющаяся при маневренном полете самолета, возникает в связи с тем, что точное определение объемного запаса топлива на основании информации об

GOIF 23/26, 7B64D 37/14

уровнях топлива в достаточно плоских топливных баках, вертикальные размеры которых значительно меньше горизонтальных размеров, возможно лишь в условиях горюонтального 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 маневреьшом самолете содержится именно в его плоских крыльевых баках, а полет маневренного самолета сопровождается существенными перегрузками и пространственными эволющмми, 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 тошшвоизмерите.11ьной системе Свидетельство на полезную модель Российской Федерации № 13894, МПК 7B64D 37/14, опубл. 2000.

В этой системе запас топлива на борту самолета вычисляется не только на основании информации об уровнях топлива в топливных баках, но и по информации о мгновенном расходе топлива из баков, для чего в бортовом вычислителе вычисляется запас топлива на борту самолета как разность между количеством топлива, заправленного в топливные баки самолета до полета и количеством топлива, израсходованного из этих баков в полете, причем количество израсходованного топлива вычисляется путем интегрирования в бортовом вычисшетеле мгновенного расхода топлива в течение реального времени расходования. При этом значение запаса, вычисленное по информации о расходе топлива, индицируется экипажу самолета, а значекгае 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 noq)einHOCTb 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 непрерывло сравниваются два значения запаса топлива: значение, вычисле1шое 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 текуш,ее значение запаса топлрша, вычисленное по информащш о мгновенном расходе топлива, с одним из фиксированных значений запаса топлива, полученным в момент достижения уровнем топлива в баке одной из заранее установленных величин, и при неравенстве между собой этих значений периодически формируется поправка к измеряемой величине мгновенного расхода топлива.

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

при относительно низкой маневренности самолета, характеризуемой небольшими углами крена и тангажа, не превышающими ±12 угловых градусов. Однако при увеличении степени маневренности самолета, когда значительно возрастают его ускорения, а углы крена и тангажа заметно превышают вышеуказанную величину, положение поверхности топлива в крыльевых баках самолета оказывается настолько неопределенным, что точное измерение момента дocтIiжeния фикс1фованных уровней топлива становится затруднительным, а формирование поправки - неэффективным. В связи с этим использование известной системы 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 общим техническим требованиям к бортовому оборудованию маневренных салюлетов, 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.

Помимо отмеченного недостатка, известная система характергоуется значительной погрешностью измерения запаса топлива в единицах массы, вызванной тем, что, во-первых, коррекция вычисленного запаса производится по фиксированным значениям уровш1 топлива, которые зависят не от массы топлива в баке, а от его объема, что не позволяет достаточно точно откорректировать ошибку вычисления массового запаса, н, во-вторых, тем, что массовый запас топлива на борт} самолета вычисляется не по результатам измерения фактических значений характеристического параметра топлива в баках топливной системы, а по косвенным данным. В качестве последних используются паспортные

значения плотности заправленного в топливные баки топлива. Однако паспортное значение плотности может отличаться от фактического даже в пределах одной и той же марки топлива на ±1,2 %, что приводит к дополнительной методической погрешности определения массового запаса топлива на борту самолета.

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 тошшвоизмерительной 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 вьршслитель количества топлива, второй вычислитель ко.гшчества 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, новьпи является то, что сигнализаторы фиксированных количеств топлива установлены в подвесных топливных баках, датчики мгновенного расхода топлива установлены в расходных топливных А«агистралях крыльевых топливных баков, дополнительно введены измерители температуры и динамической диэлектрической проницаемости топлива, установленные в фюзеляжных топливных баках и расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков, второй блок сравнения, блок численных уставок, в качестве сигнализаторов

фиксрфованных количеств топлива применены датчики подвески и датчики сброса подвесных топливных баков, причем выходы измерителей температуры и динамической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в фюзеляжных топливных баках, подключены к дополнительным измерительным входам первого вьршслителя, выходы измерителей температуры и динамической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков подключены к дополнительным гомерительным 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 одноъгу 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 вьпшслители - 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 преддоженной топливоизмерительной системы показана на чертеже. ( -г u; / )

Топливо вмерительная система содертк п: 1 уровня топлива и датчик 2 характеристических параметров топлива, в состав которого входят измеритель 3 температуры топлива и измеритель 4 динамической диэлектрической проницаемости топлива, установленные в фюзеляжном топливном баке 5 топливной системы маневренного самолета, снабженном

расходной топливной магистралью 6, датчик 7 мгновенного расхода топлива и датчик 2 характеристических параметров топлива, также содержащий измерители 3 и 4, установленные в расходной топливной магистрали 8 крыльевого топливного бака 9, снабженного также баковой переп скной топливной магистралью 10, соедгшенной с самолетной перег скной топливной магистралью 11, датчик 12 подвески подвесного тогшивлого 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.

Выходы датчиков 1 и 2, установленных в каждом фюзеляжном баке 5 топливной системы самолета, подключены к измерительным входам первого вычислителя 16, предназначенного для вычисления массы топлива в фюзеляжных 5 по информации об уровне топлива, выходы датчиков 7 и 2, установленных в каждой из расходных топливных магистралей 8, число которых равно числу двигателей на самолете, подключены к измерительным входам второго вычислителя 17, гфедназначенного для вьгшсления массы топлива на самолете по информации о расходе топлива, выходы датчиков 12, установленных в каждом подвесном баке 13, подключены к сигнальным входам блока 18 численных уставок, а выходы датчиков 14, также установленных в каждом подвесном баке 13, подключены каждый к одному из управляющих входов второго блока 20 сравнения. Служебные входы Вх bj и Вх рз первого вычислителя 16 предназначены для введения в его память, соотвегственно, значений коэффициентов bi, численно задающих геометрические характеристики фюзеляжных баков 5, и паспортного значения рз плотности заправленного в эти баки тошпта, служебный вход Вх pi второго вычислителя 17 предназначен для введения в его память паспортного значения pi плотности заправленного в

крыльевые баки 9 топлива, служебный вход Вх Мо 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, соответств тощих номерам подвесных баков 13, и массам заправленного в каждый ii3 них топлива.

Выход первого вычислителя 16 и первый выход второго вычислителя 17 соединены со сравниваюпщми входами Вх тз 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 сравниваюпцш входом Вх Шп второго блока 20 сравнения, второй сравниваюпцш вход Вх mi которого соединен с выходом блока 18 численных уставок, каяедый из управляющих входов - с выходом одного из датчиков 14 сброса подвесных топливных баков 13, а выход блока 20 с корректирующим входом второго вычислителя 17.

Предложенное устройство работает следующим образом. При разработке топливной системы маневренного самолета все баки топливной системы подразделяют, в зависимости от очередности выработки из них топлива и высоты бака на три группы: группу баков первой очереди выработки (подвесные топливные баки), группу баков второй очереди выработки (крыльевые баки) и группу баков третьей очереди выработки (фюзеляжные баки). В процессе монтажа тошшвной системы самолета датчики I, 2, 7, 12 и 14 устанавливают, соответственно, в баках 5, 13 и магистралях 8 топливной системы, согласуя установку с очередностью выработки топлива из баков. При этом в баках 13 первой очереди выработки устанавливают датчики 12 и 14, а

Подобная расстановка датчиков учитывает тот факт, что расходование топлива из баков каждой последующей очереди выработки может проюводиться 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 pi вводятся данные о паспортном значении плотности р2 топлива, заправленного в крыльевые баки 9, а через вход Вх Мо - данные о значении полной массы Мо топлива, заправленного до полета в баки топливной системы самолета, равной сумме массы mi топлива в подвесных баках 13, массы Шг топлива в крыльевых баках 9 и массы газ топлива в фюзел51жных баках 6 топливной системы самолета:

Mo Sniii +1П2 +тз,где

L - число подвесных баков 13.

В память первого вычислителя 16 через его служебный вход Вх рз вводятся данные о паспортном значении плотности рз топлива, загфавленного в фюзеляжные баки 5 третьей очереди выработки, а через служебный вход Вх bj, - значения коэффициентов Ь, численно задающих геометрические характеристики фюзеляжных топливных баков 5.

Как правило, маневренный самолет заправляют в точке постоянного базирования топливом одной марки, поэтому плотности топлив в баках 5 и 9 первой и второй очередей выработки в этом случае совпадают между собой;

Р2 Рз.

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 т2 топлива, определенная по информации о мгновенном расходе топлива, вычисляется как разность между заправленным количеством MO и юрасходоваьшым количеством mn топлива:

В случае, когда число двигателей на самолете более одного и равно числу N, масса mi топлива вьиисляется в вычислителе 17 в соответствии с выражением:

- 1т„, Причем(1)

значения т„в соотношении (1) соответствуют вьфажению

т„ p2lfqn(t)dt, где(2) Р2 - паспортное значение плотности топлива в баках 9,

to - время начала расходования топлива,

t - текущее время,

qn(t) - мгновенный расход топлива п-ым двигателем, а

I - топливный индекс.

Топливный индекс I представляет собой поправочный коэффициент к паспортному значению плотности топлива, зависящий от измеренных значений характеристических параметров топлива в баках топливной системы. Топливный индекс вычисляется в бортовом вычислителе на основании ф тжциональной зависимости

т2 Мо-т„.

о

2 - динамическая диэлектрическая проницаемость топлива,

Т - температура топлива, а

2 - температзфный коэффициент динамической диэлектрической

проницаемости топлива.

Использование в качестве х актеристнческого параметра тошпта его высокочастотной динамической диэлектрической проницаемости 2 дает возможность вычислить топливный индекс реального тонлива в диапазоне плотностей до 780 кг/м и достаточно точно - в диапазоне до 850 кг/м .

Как известно, диэлектрическая проницаемость 8 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 s зависит как от частоты « 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 проницаемости EI - проницаемости, измеренной на частоте «i 0,1 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 Е2 - проницаемости, измеренной на частоте Ш2 5 МГц,

Для точного вычисления топливного индекса I в функции диэлектрической проницаемости 2 топлива необходимо также учитывать зависимость е2 от температуры Т топлива. Т.к. эта зависимость является

Практически линейной, ее можно аппроксимировать линейной функцией, зависящей от коэффициента Pi пропорциональности - температурного коэффициента динамической диэлектрической проницаемости топлива. Численные значения коэффициента рг для различных марок авиационного топлива можно пол чить, например, из вышеупомянутого справочника.

Вычисление топливного индекса в функции двух характеристичеслшх параметров топлива Т и 2 позволяет уменьшить погрешность определения массового запаса отечественного топлива, вызванную разбросом паспортных значений плотности заправленного топлива, от величины ± 1,2 % до величины + 0,5 %, а при эксплуатации самолета на зарубежных 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 nin , вычисленное во втором вычислителе 17 по информации о мгновенном расходе топлива, и значение mi , зафиксированное в памяти блока 18 численных уставок, равное массе топлива, содержавшегося в сброшенном баке 13. В блоке 20 сравниваются значения т„ и mi израсходованного топлива и при их несовпадении между собой формируется поправка Am к ранее вычисленному значению тд:

Поправка Am подается с выхода блока 20 на корректирующий вход второго вычислителя 17, в котором уточняется ранее вычисленное значе1ше ти, вычисляется согласно (1) с учетом поправки Am уточненное значение т2 запаса топлива и подается с выхода вычислителя 17 на сравнивающий вход Вх т2 блока 19, на другой сравнивающий вход Вх тз которого поступает с выхода первого вычислителя 16 значение тз массы

Am nin- mi.

топлива в баках 5, вычисленное на основании информации об уровне топлива в этих баках.

Р блоке 20 непрерывно сравниваются величины Шг и тз количества топлива и, в случае, когда

с выхода блока 20 на вход информационной системы самолета передается информация о массовом запасе топлива на борту самолета, равном величине Шз: а в случае, когда

информация о массовом запасе, равном величине Шз:

Количество Шз топлива, находящегося в фюзеляжных баках 5, вычисляется в первом вычислителе 16 в единицах массы на основании сигналов с выхода датчиков 1 уровня топлива, установленных в каждом из фюзеляжных баков 5, и с выхода датчиков 2 характеристических параметров топлива, установленных в каяодом из этих баков, поступающих С выкодов каждого из упомянутых датчиков на измерительные входы первого вычислителя 16.

При этом количество топлива в i-том фюзеляжном баке вычисляется в вьршслителе 16 на основе функциональной зависимости

т$ рз1 F hi; фСЬО, где

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

hi - уровень топлива в i-том фюзеляжном баке,

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

т2 тлз ,

М Ша,

т2 Шз,М Юз.

Масса тз топлива в группе всех фюзеляжных баков самолета определяется в первом вычислителе 16 путем суммирования вычисленных значений

«Из Е|П|,где

К - число фюзеляжных баков.

Таюш образом в предложенной топжтошмерительной системе массовый запас топлива на борту маневренного самолета вычисляется:

а)в начальной стадии полета - по информации о мгновенном расходе топлива, температуре и динамической диэлектрической проницаемости топлива с периодической коррекцией вычисленного запаса топлива в моменты сбрасывания подвесных топливных баков, с пренебрежимо малой погрепшостью вычисленоия массового запаса топлива, вызванной ошибкой интегрирования мгновенного расхода топлива и эволютивной погрепшостью измерения запаса топлива.

б)в промежуточной стадии полета - по информации о мгновенном расходе топлива из крыльевых топливных баков, температуре и Д1юамической диэлектрической проницаемости 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 промеяо очной стадии полета до допустимого значения в конце этой стадии.

в)в завершаюш;ей стадии полета - по информации об уровнях топлива в фюзеляжных топливных баках, температуре и динамической диэлектрической проницаемости топлива в этих баках с незначительной эволютивной погрешностью измерения запаса тошпша, не превышающей допустимого значения погрепшости вплоть до завершения полета. ы

Claims (1)

1. Топливоизмерительная система, содержащая датчики уровня топлива, установленные в фюзеляжных топливных баках, датчики мгновенного расхода топлива, установленные в расходных топливных магистралях, сигнализаторы фиксированных количеств топлива, первый вычислитель количества топлива, второй вычислитель количества топлива, снабженный входом для приема информации о количестве заправленного до полета топлива, и первый блок сравнения, причем выходы датчиков уровня топлива подключены к измерительным входам первого вычислителя, выходы датчиков мгновенного расхода топлива подключены к измерительным входам второго вычислителя, а выход первого и первый выход второго вычислителей подключены каждый к одному из сравнивающих входов первого блока сравнения, отличающаяся тем, что сигнализаторы фиксированных количеств топлива установлены в подвесных топливных баках, датчики мгновенного расхода топлива установлены в расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков, дополнительно введены измерители температуры и динамической 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 температуры и динамической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в фюзеляжных топливных баках, подключены к дополнительным измерительным входам первого вычислителя, выходы измерителей температуры и динамической 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.