RU2450957C2 - Device and method for testing aircraft fuel tank system - Google Patents
Device and method for testing aircraft fuel tank system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2450957C2 RU2450957C2 RU2010121240/11A RU2010121240A RU2450957C2 RU 2450957 C2 RU2450957 C2 RU 2450957C2 RU 2010121240/11 A RU2010121240/11 A RU 2010121240/11A RU 2010121240 A RU2010121240 A RU 2010121240A RU 2450957 C2 RU2450957 C2 RU 2450957C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- valve
- aircraft
- shut
- electronic control
- Prior art date
Links
Landscapes
- Loading And Unloading Of Fuel Tanks Or Ships (AREA)
Abstract
Description
Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION
Изобретение относится к устройству и способу для испытания системы топливных баков воздушного судна.The invention relates to a device and method for testing an aircraft fuel tank system.
Уровень техникиState of the art
Во время окончательной сборки воздушного судна необходимо проводить испытание системы топливных баков воздушного судна для того, чтобы убедиться в правильности функционирования управляющей аппаратуры системы топливных баков воздушного судна, в частности устройства для контроля уровня топлива. Кроме того, указанное испытание служит для обнаружения утечек в системе топливных баков. Испытание системы топливных баков воздушного судна включает подачу предварительно определенного объема топлива из топливного резервуара в систему топливных баков. Для обеспечения безопасности устройство для контроля системы топливных баков воздушного судна обычно содержит устройство аварийного отключения, которое позволяет прерывать проведение испытания при возникновении опасной критической ситуации, например чрезмерного давления в одном из испытуемых баков воздушного судна. Кроме того, подачу топлива из топливного резервуара обычно контролируют при помощи блокирующего устройства. Такое блокирующее устройство служит для незамедлительного прерывания подачи топлива из топливного резервуара, если оператор не нажимает соответствующую «кнопку бдительности», например, через равные промежутки времени или непрерывно для того, чтобы генерировать команду подтверждения для продолжения подачи топлива из топливного резервуара.During the final assembly of the aircraft, it is necessary to test the aircraft fuel tank system in order to verify the correct functioning of the control equipment of the aircraft fuel tank system, in particular, a device for monitoring fuel level. In addition, this test is used to detect leaks in the fuel tank system. Testing an aircraft fuel tank system includes supplying a predetermined amount of fuel from a fuel tank to a fuel tank system. To ensure safety, the device for monitoring the fuel tank system of an aircraft usually contains an emergency shutdown device that allows you to interrupt the test in the event of a critical emergency, such as excessive pressure in one of the test tanks of the aircraft. In addition, the fuel supply from the fuel tank is usually controlled by a blocking device. Such a locking device serves to immediately interrupt the supply of fuel from the fuel tank if the operator does not press the appropriate “alert button”, for example, at regular intervals or continuously in order to generate a confirmation command to continue supplying fuel from the fuel tank.
Испытание системы топливных баков воздушного судна может быть весьма продолжительным и в некоторых случаях занимает до восьми часов. Управление блокировочным устройством в течение такого длительного периода времени является очень неудобным для оператора. Кроме того, существует опасность, что оператор, например, из-за недостатка концентрации внимания по ошибке не нажмет на «кнопку бдительности», при этом испытание будет неумышленно прервано.Testing the aircraft fuel tank system can be very lengthy and in some cases takes up to eight hours. Operating the locking device for such a long period of time is very inconvenient for the operator. In addition, there is a danger that the operator, for example, due to a lack of concentration of attention by mistake will not press the “alert button”, and the test will be inadvertently interrupted.
Раскрытие изобретенияDisclosure of invention
Задача настоящего изобретения заключается в предложении устройства и способа, которые позволят надежно проводить испытание системы топливных баков воздушного судна и одновременно обеспечат повышенную безопасность во время этого испытания.An object of the present invention is to provide a device and method that will allow reliable testing of an aircraft fuel tank system and at the same time provide increased safety during this test.
Для решения вышеуказанной задачи устройство для испытания системы топливных баков воздушного судна согласно изобретению содержит блок подачи топлива, включающий топливный резервуар и подающий топливопровод, первый конец которого соединен с топливным резервуаром, а второй конец - с выпускным отверстием блока подачи топлива, и который, таким образом, служит для подачи топлива из топливного резервуара к выпускному отверстию блока подачи топлива. В подающем топливопроводе установлен первый запорный клапан, который является составной частью блока подачи топлива. В открытом состоянии первый запорный клапан пропускает топливо от топливного резервуара к выпускному отверстию блока подачи топлива, а в закрытом состоянии - прерывает подачу топлива от топливного резервуара к выпускному отверстию блока подачи топлива. Блок подачи топлива может представлять собой стационарное устройство, но предпочтительно является передвижным устройством, например автотопливозаправщиком. Кроме того, блок подачи топлива может содержать топливный насос, который служит для доставки топлива из топливного резервуара.To solve the above problem, the device for testing the fuel tank system of an aircraft according to the invention comprises a fuel supply unit including a fuel tank and a fuel supply pipe, the first end of which is connected to the fuel tank, and the second end to the outlet of the fuel supply unit, and which thus , serves to supply fuel from the fuel tank to the outlet of the fuel supply unit. In the fuel supply line, a first shutoff valve is installed, which is an integral part of the fuel supply unit. In the open state, the first shut-off valve passes fuel from the fuel tank to the outlet of the fuel supply unit, and in the closed state it interrupts the fuel supply from the fuel tank to the outlet of the fuel supply unit. The fuel supply unit may be a stationary device, but is preferably a mobile device, for example a tanker. In addition, the fuel supply unit may include a fuel pump, which serves to deliver fuel from the fuel tank.
Устройство для испытания системы топливных баков воздушного судна согласно изобретению содержит также перекачивающий топливопровод, первый конец которого соединен с выпускным отверстием подающего топливопровода блока подачи топлива, а второй конец может соединяться с системой топливных баков воздушного судна, и который, таким образом, служит для перекачивания топлива от выпускного отверстия подающего топливопровода блока подачи топлива к системе топливных баков воздушного судна. В перекачивающем топливопроводе установлен второй запорный клапан. В открытом состоянии второй запорный клапан пропускает топливо от выпускного отверстия блока подачи топлива к системе топливных баков воздушного судна, а в закрытом состоянии - прерывает подачу топлива от выпускного отверстия блока подачи топлива к системе топливных баков воздушного судна.A device for testing the fuel tank system of an aircraft according to the invention also comprises a fuel transfer pipe, the first end of which is connected to the outlet of the fuel supply pipe of the fuel supply unit, and the second end can be connected to the fuel tank system of the aircraft, and which thus serves to pump fuel from the outlet of the fuel supply pipe of the fuel supply unit to the aircraft fuel tank system. A second shut-off valve is installed in the fuel transfer line. In the open state, the second shutoff valve passes fuel from the outlet of the fuel supply unit to the aircraft fuel tank system, and in the closed state, it interrupts the fuel supply from the outlet of the fuel supply unit to the aircraft fuel system.
Устройство согласно изобретению содержит электронный блок управления, который выполнен с возможностью управления первым запорным клапаном и вторым запорным клапаном таким образом, чтобы прерывать подачу топлива по подающему топливопроводу и перекачивание топлива по перекачивающему топливопроводу, соответственно, в ответ на сигнал контролируемого параметра, поступивший в электронный блок управления. Иными словами, электронный блок управления управляет первым и вторым запорным клапаном таким образом, чтобы закрывать первый и второй запорные клапаны и тем самым прерывать подачу топлива по подающему топливопроводу и перекачивание топлива по перекачивающему топливопроводу, соответственно, если электронный блок управления получает соответствующий сигнал контролируемого параметра. Таким образом, первый запорный клапан блока подачи топлива встроен в контур управления электронного блока управления.The device according to the invention contains an electronic control unit that is configured to control the first shutoff valve and the second shutoff valve so as to interrupt the fuel supply through the fuel supply line and pumping fuel through the fuel transfer line, respectively, in response to a signal of a controlled parameter received in the electronic unit management. In other words, the electronic control unit controls the first and second shutoff valves in such a way as to close the first and second shutoff valves and thereby interrupt the fuel supply through the fuel supply line and pumping fuel through the fuel transfer line, respectively, if the electronic control unit receives the corresponding signal of the controlled parameter. Thus, the first shutoff valve of the fuel supply unit is integrated in the control circuit of the electronic control unit.
В результате из устройства для испытания системы топливных баков воздушного судна согласно изобретению можно исключить блокировочное устройство, предназначенное для управления прерыванием подачи топлива от блока подачи топлива. Таким образом, устройство согласно изобретению является удобным для работы оператора. Кроме того, можно повысить общую безопасность проведения испытания системы топливных баков воздушного судна, поскольку электронный блок управления в ответ на соответствующий сигнал контролируемого параметра одновременно управляет первым и вторым запорным клапаном таким образом, чтобы с их помощью прерывать подачу топлива по подающему топливопроводу и перекачивание топлива по перекачивающему топливопроводу, соответственно.As a result, an interlock device designed to control the interruption of the fuel supply from the fuel supply unit can be omitted from the device for testing the fuel tank system of the aircraft according to the invention. Thus, the device according to the invention is convenient for the operator. In addition, it is possible to increase the overall safety of testing the aircraft fuel tank system, since the electronic control unit in response to the corresponding signal of the monitored parameter simultaneously controls the first and second shut-off valves in such a way as to interrupt fuel supply through the fuel supply line and pumping fuel through to the pumping fuel line, respectively.
Электронный блок управления устройства согласно изобретению может быть также выполнен с возможностью управления топливным насосом блока подачи топлива таким образом, чтобы прекращать доставку топлива от топливного резервуара в ответ на соответствующий сигнал контролируемого параметра, поступивший в электронный блок управления. Однако в альтернативном исполнении можно также не встраивать топливный насос в контур управления электронного блока управления. Если первый запорный клапан закрыт в ответ на соответствующую команду от электронного блока управления, в то время как топливный насос продолжает работать, режим работы топливного насоса переключается на режим холостого хода.The electronic control unit of the device according to the invention can also be configured to control the fuel pump of the fuel supply unit in such a way as to stop the delivery of fuel from the fuel tank in response to the corresponding signal of the monitored parameter received by the electronic control unit. However, in an alternative embodiment, it is also possible not to integrate the fuel pump into the control circuit of the electronic control unit. If the first shutoff valve is closed in response to an appropriate command from the electronic control unit, while the fuel pump continues to operate, the fuel pump will switch to idle mode.
Для повышения безопасности по меньшей мере один из запорных клапанов - либо первый, либо второй запорный клапан устройства для испытания системы топливных баков воздушного судна согласно изобретению, - представляет собой клапан с пневматическим управлением.To increase safety, at least one of the shutoff valves — either the first or second shutoff valve of the apparatus for testing the aircraft fuel tank system of the invention — is a pneumatically controlled valve.
В предпочтительном варианте осуществления устройство согласно изобретению содержит также датчик давления, предназначенный для измерения давления в системе топливных баков воздушного судна и генерирования сигнала контролируемого параметра, соответствующего давлению в системе топливных баков воздушного судна. Датчик давления предпочтительно может присоединяться съемным образом к водосливному клапану, установленному в системе топливных баков воздушного судна. Так, например, датчик давления может быть размещен съемным образом внутри кожуха водосливного клапана, установленного в системе топливных баков воздушного судна. Альтернативно датчик давления может быть присоединен к наружной части водосливного клапана. Водосливной клапан обычно располагают в нижней части системы топливных баков воздушного судна с обеспечением доступа к нему снаружи воздушного судна с тем, чтобы иметь возможность удалить конденсационную влагу из системы топливных баков воздушного судна. За счет того, что датчик давления может быть установлен в кожухе водосливного клапана после простого съема корпуса водосливного клапана, датчик давления можно легко установить снаружи воздушного судна. Таким образом, установку датчика давления внутри системы топливных баков воздушного судна можно исключить. Поскольку водосливной клапан обычно устанавливают в самой нижней точке системы топливных баков, размещение датчика в кожухе этого клапана также позволяет надежно и точно измерять давление в системе топливных баков.In a preferred embodiment, the device according to the invention also comprises a pressure sensor for measuring the pressure in the aircraft fuel tank system and generating a controlled parameter signal corresponding to the pressure in the aircraft fuel tank system. The pressure sensor can preferably be removably connected to a spillway valve installed in the aircraft fuel tank system. So, for example, the pressure sensor can be placed in a removable manner inside the casing of the drain valve installed in the fuel tank system of the aircraft. Alternatively, a pressure sensor may be connected to the outside of the spillway valve. A spillway valve is typically located at the bottom of the aircraft fuel tank system so that it can be accessed from outside the aircraft so as to be able to remove condensation moisture from the aircraft fuel tank system. Due to the fact that the pressure sensor can be installed in the casing of the spillway valve after simply removing the body of the spillway valve, the pressure sensor can be easily installed outside the aircraft. Thus, the installation of a pressure sensor inside the fuel tank system of the aircraft can be eliminated. Since the drain valve is usually installed at the lowest point of the fuel tank system, the placement of the sensor in the casing of this valve also allows reliable and accurate measurement of pressure in the fuel tank system.
Устройство согласно изобретению может содержать множество датчиков давления, которые служат для измерения давления в отдельных баках системы топливных баков воздушного судна, т.е. в крыльевых топливных баках, в центральном баке и во вспомогательных центральных баках воздушного судна. Датчики давления, которые могут быть расположены в корпусах водосливных клапанов отдельных баков, подают на электронный блок управления сигналы, соответствующие давлению в отдельных баках системы топливных баков воздушного судна.The device according to the invention may comprise a plurality of pressure sensors which are used to measure the pressure in individual tanks of the aircraft fuel tank system, i.e. in wing fuel tanks, in the central tank and in the auxiliary central tanks of the aircraft. Pressure sensors, which can be located in the drain valve bodies of individual tanks, provide signals to the electronic control unit that correspond to the pressure in the individual tanks of the aircraft fuel tank system.
Электронный блок управления может быть выполнен с возможностью управления первым запорным клапаном и вторым запорным клапаном таким образом, чтобы прерывать подачу топлива по подающему топливопроводу и перекачивание топлива по перекачивающему топливопроводу, соответственно, если давление в системе топливных баков, измеренное при помощи одного или нескольких датчиков давления, превышает предварительно установленный предел. При этом устройство согласно изобретению надежно обеспечивает отсутствие превышения предварительно установленного предела давления в системе топливных баков воздушного судна при заполнении этой системы топливом во время проведения ее испытания. В результате можно значительно увеличить общую безопасность при проведении испытания. Кроме того, можно исключить повреждения системы топливных баков и воздушного судна под действием чрезмерного давления топлива в системе топливных баков.The electronic control unit can be configured to control the first shutoff valve and the second shutoff valve so as to interrupt the fuel supply through the fuel supply line and pumping fuel through the fuel transfer line, respectively, if the pressure in the fuel tank system, measured using one or more pressure sensors exceeds the predefined limit. Moreover, the device according to the invention reliably ensures that the preset pressure limit in the aircraft fuel tank system is not exceeded when this system is filled with fuel during its test. As a result, overall safety during testing can be significantly increased. In addition, damage to the fuel tank system and aircraft due to excessive fuel pressure in the fuel tank system can be eliminated.
Устройство согласно изобретению может также содержать переливной бак, который может быть соединен с системой топливных баков воздушного судна во время проведения ее испытания для приема топлива, переливающегося из системы топливных баков. Обычно управляющая аппаратура системы топливных баков воздушного судна включает устройство для контроля уровня топлива, которое может быть выполнено с возможностью автоматического прерывания подачи топлива в систему топливных баков воздушного судна, если устройство для определения уровня топлива, предназначенное для определения уровня топлива в системе топливных баков воздушного судна, указывает, что баки воздушного судна являются заполненными. При проведении испытания системы топливных баков воздушного судна необходимо проверять правильность функционирования устройства контроля уровня топлива. В случае неисправности устройства контроля уровня топлива, т.е., если подача топлива в систему топливных баков воздушного судна не прерывается, несмотря на то, что топливные баки уже заполнены, топливо, переливающееся из системы топливных баков воздушного судна, поступает в переливной бак. Кроме того, можно проводить испытание на переполнение, во время которого подачу топлива в систему топливных баков воздушного судна преднамеренно продолжают после заполнения топливных баков воздушного судна.The device according to the invention may also comprise an overflow tank that can be connected to the aircraft fuel tank system during its test to receive fuel overflowing from the fuel tank system. Typically, the control equipment of the aircraft fuel tank system includes a fuel level control device that can be configured to automatically interrupt the fuel supply to the aircraft fuel tank system if the fuel level determination device is used to determine the fuel level in the aircraft fuel tank system indicates that the aircraft tanks are full. When testing the aircraft fuel tank system, it is necessary to verify the correct functioning of the fuel level control device. In the event of a malfunction of the fuel level control device, i.e., if the fuel supply to the aircraft’s fuel tank system is not interrupted, despite the fuel tanks are already full, fuel flowing from the aircraft’s fuel tank system enters the overflow tank. In addition, an overfill test can be performed during which the fuel supply to the aircraft fuel tank system is deliberately continued after the aircraft fuel tanks are filled.
Устройство для испытания системы топливных баков воздушного судна согласно изобретению может содержать датчик уровня, предназначенный для измерения уровня в переливном баке и генерирования сигнала контролируемого параметра, соответствующего уровню топлива в переливном баке. Предпочтительно установить множество переливных баков для приема топлива, переливающегося из отдельных баков системы топливных баков воздушного судна. Каждый переливной бак может содержать датчик уровня для измерения уровня топлива в данном переливном баке и для генерирования сигнала контролируемого параметра, соответствующего уровню топлива в указанном переливном баке.A device for testing an aircraft fuel tank system according to the invention may comprise a level sensor for measuring a level in an overflow tank and generating a controlled parameter signal corresponding to the fuel level in the overflow tank. It is preferable to install a plurality of overflow tanks for receiving fuel overflowing from individual tanks of the aircraft fuel tank system. Each overflow tank may contain a level sensor for measuring the fuel level in a given overflow tank and for generating a signal of a monitored parameter corresponding to the fuel level in said overflow tank.
Электронный блок управления устройства согласно изобретению предпочтительно выполнен с возможностью управления первым запорным клапаном и вторым запорным клапаном таким образом, чтобы с их помощью прерывать подачу топлива по подающему топливопроводу и перекачивание топлива по перекачивающему топливопроводу, соответственно, если уровень топлива в переливном баке, определяемый при помощи датчика уровня, превышает предварительно установленный предел. Иными словами, подача топлива по подающему топливопроводу и перекачивание топлива по перекачивающему топливопроводу прерываются, если переливные баки являются заполненными.The electronic control unit of the device according to the invention is preferably configured to control the first shut-off valve and the second shut-off valve in such a way as to interrupt the fuel supply through the fuel supply pipe and pumping fuel through the fuel transfer pipe, respectively, if the fuel level in the overflow tank is determined by level sensor, exceeds the preset limit. In other words, the fuel supply through the fuel supply line and the pumping of fuel through the fuel transfer line are interrupted if the overflow tanks are full.
Устройство согласно изобретению дополнительно содержит по меньшей мере одну кнопку экстренного отключения в ручном режиме, которая при срабатывании генерирует сигнал контролируемого параметра, соответствующий управляющей команде оператора. Устройство согласно изобретению может быть снабжено несколькими кнопками экстренного отключения в ручном режиме, связанными с блоком подачи топлива, стационарной или передвижной испытательной станцией, содержащей перекачивающий топливопровод и второй запорный клапан, а также с каждым из переливных баков.The device according to the invention further comprises at least one emergency button in the manual mode, which, when triggered, generates a signal of a monitored parameter corresponding to an operator control command. The device according to the invention can be equipped with several emergency shutdown buttons in manual mode associated with a fuel supply unit, a stationary or mobile test station containing a fuel transfer pump and a second shutoff valve, as well as with each overflow tank.
Электронный блок управления устройства согласно изобретению может быть выполнен с возможностью управления первым запорным клапаном и вторым запорным клапаном таким образом, чтобы прерывать подачу топлива по подающему топливопроводу и перекачивание топлива по перекачивающему топливопроводу, соответственно, в ответ на сигнал контролируемого параметра, генерируемый кнопкой экстренного отключения. Иными словами, электронный блок управления управляет первым и вторым запорным клапаном таким образом, чтобы прерывать подачу топлива по подающему топливопроводу и перекачивание топлива по перекачивающему топливопроводу, соответственно, если оператор вручную нажимает кнопку экстренного отключения, которой снабжено устройство согласно изобретению.The electronic control unit of the device according to the invention can be configured to control the first shut-off valve and the second shut-off valve in such a way as to interrupt the supply of fuel through the fuel supply pipe and pumping fuel through the fuel transfer pipe, respectively, in response to a signal of a controlled parameter generated by the emergency shutdown button. In other words, the electronic control unit controls the first and second shutoff valves in such a way as to interrupt the supply of fuel through the fuel supply line and pumping fuel through the fuel transfer line, respectively, if the operator manually presses the emergency shutdown button provided with the device according to the invention.
Способ испытания системы топливных баков воздушного судна согласно изобретению включает этапы, на которых подают топливо из топливного резервуара к выпускному отверстию блока подачи топлива по подающему топливопроводу и перекачивают топливо от выпускного отверстия блока подачи топлива в систему топливных баков воздушного судна по перекачивающему топливопроводу. При помощи электронного блока управления управляют первым запорным клапаном, установленным в подающем топливопроводе, и вторым запорным клапаном, установленным в перекачивающем топливопроводе, таким образом, чтобы прерывать подачу топлива по подающему топливопроводу и перекачивание топлива по перекачивающему топливопроводу, соответственно, в ответ на сигнал контролируемого параметра, поступающий в электронный блок управления.A method of testing an aircraft fuel tank system according to the invention comprises the steps of supplying fuel from a fuel tank to an outlet of a fuel supply unit through a fuel supply line and pumping fuel from an outlet of a fuel supply unit to an aircraft fuel system in an aircraft fuel tank. Using the electronic control unit, the first shut-off valve installed in the fuel supply line and the second shut-off valve installed in the fuel transfer line are controlled in such a way as to interrupt the flow of fuel through the fuel supply line and pumping fuel through the fuel transfer line, respectively, in response to a signal of a controlled parameter entering the electronic control unit.
Способ согласно изобретению предпочтительно включает операции, на которых измеряют давление в системе топливных баков воздушного судна и генерируют сигнал контролируемого параметра, соответствующий давлению в системе топливных баков воздушного судна, при помощи датчика давления. При помощи электронного блока управления предпочтительно управляют первым запорным клапаном и вторым запорным клапаном таким образом, чтобы прерывать подачу топлива по подающему топливопроводу и перекачивание топлива по перекачивающему топливопроводу, соответственно, если давление в системе топливных баков воздушного судна, измеренное при помощи датчика давления, превышает предварительно установленный предел.The method according to the invention preferably includes operations in which the pressure in the aircraft fuel system is measured and a controlled parameter signal corresponding to the pressure in the aircraft fuel system is generated using a pressure sensor. Using the electronic control unit, it is preferable to control the first shut-off valve and the second shut-off valve so as to interrupt the supply of fuel through the fuel supply line and pumping fuel through the fuel transfer line, respectively, if the pressure in the aircraft fuel tank system, measured with a pressure sensor, exceeds set limit.
Способ испытания системы топливных баков воздушного судна согласно изобретению предпочтительно включает также операции, на которых измеряют уровень топлива в переливном баке, предназначенном для приема топлива, переливающегося из системы топливных баков воздушного судна, и генерируют сигнал контролируемого параметра, соответствующий уровню топлива в переливном баке, измеренному при помощи датчика уровня. При помощи электронного блока управления управляют первым и вторым запорным клапаном таким образом, чтобы прерывать подачу топлива по подающему топливопроводу и перекачивание топлива по перекачивающему топливопроводу, соответственно, если уровень топлива в переливном баке, измеренный при помощи датчика уровня, превышает предварительно установленный предел.The test method of the aircraft fuel tank system according to the invention preferably also includes operations in which the fuel level in the overflow tank is measured to receive fuel overflowing from the aircraft fuel tank system, and a controlled parameter signal corresponding to the fuel level in the overflow tank measured using a level sensor. Using the electronic control unit, the first and second shutoff valves are controlled in such a way as to interrupt the supply of fuel through the fuel supply line and pumping fuel through the fuel transfer line, respectively, if the fuel level in the overflow tank, measured with a level sensor, exceeds a predetermined limit.
Способ согласно изобретению предпочтительно включает операции, на которых обеспечивают по меньшей мере одну кнопку экстренного отключения с ручным управлением, которая при срабатывании генерирует сигнал контролируемого параметра, соответствующий управляющей команде оператора. При помощи электронного блока управления можно управлять первым запорным клапаном и вторым запорным клапаном таким образом, чтобы прерывать подачу топлива по подающему топливопроводу и перекачивание топлива по перекачивающему топливопроводу, соответственно, в ответ на сигнал контролируемого параметра, генерируемый кнопкой экстренного отключения.The method according to the invention preferably includes operations in which at least one manual emergency button is provided which, when triggered, generates a controlled parameter signal corresponding to an operator control command. Using the electronic control unit, the first shut-off valve and the second shut-off valve can be controlled in such a way as to interrupt the supply of fuel through the fuel supply line and pumping fuel through the fuel transfer line, respectively, in response to a signal of a controlled parameter generated by the emergency shutdown button.
Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings
Далее изобретение поясняется подробно со ссылкой на схематический чертеж, на котором представлен пример осуществления устройства согласно изобретению для испытания системы топливных баков воздушного судна.The invention will now be explained in detail with reference to a schematic drawing showing an embodiment of a device according to the invention for testing an aircraft fuel tank system.
Осуществление изобретенияThe implementation of the invention
Устройство 10 для испытания системы 12 топливных баков воздушного судна содержит блок 14 подачи топлива в форме автотопливозаправщика, который включает топливный резервуар 16. Топливный резервуар 16 соединен с первым концом подающего топливопровода 18. Второй конец подающего топливопровода 18 соединен с выпускным отверстием 20 блока 14 подачи топлива.The device 10 for testing the aircraft fuel tank system 12 comprises a fuel supply unit 14 in the form of a fuel tanker that includes a fuel tank 16. A fuel tank 16 is connected to the first end of the fuel supply pipe 18. The second end of the fuel supply pipe 18 is connected to an outlet 20 of the fuel supply unit 14 .
В подающем топливопроводе 18 установлен первый запорный клапан 22, который в закрытом состоянии прерывает подачу топлива от топливного резервуара 16 к выпускному отверстию 20 блока 14 подачи топлива. В открытом состоянии первый запорный клапан 22, напротив, пропускает топливо от топливного резервуара 16 к выпускному отверстию 20 блока 14 подачи топлива. Топливный насос 24 расположен в подающем топливопроводе 18 после первого запорного клапана 22 и служит для доставки топлива из топливного резервуара 16.In the fuel supply pipe 18, a first shutoff valve 22 is installed, which in the closed state interrupts the fuel supply from the fuel tank 16 to the outlet 20 of the fuel supply unit 14. In the open state, the first shutoff valve 22, in contrast, passes fuel from the fuel tank 16 to the outlet 20 of the fuel supply unit 14. The fuel pump 24 is located in the fuel supply pipe 18 after the first shutoff valve 22 and serves to deliver fuel from the fuel tank 16.
Выпускное отверстие 20 блока 14 подачи топлива соединено с первым концом перекачивающего топливопровода 26 при помощи соответствующего соединительного элемента 28. Для проведения испытания системы топливных баков воздушного судна второй конец перекачивающего топливопровода 26 соединяют с системой 12 топливных баков воздушного судна при помощи соединительного элемента 30. Первый манометр 32 установлен в перекачивающем топливопроводе 26 для измерения давления в перекачивающем топливопроводе 26. После первого манометра 32 в перекачивающем топливопроводе 26 установлено счетное устройство 34, которое служит для измерения массы, плотности и температуры топлива, протекающего по перекачивающему топливопроводу 26.The outlet 20 of the fuel supply unit 14 is connected to the first end of the pumping fuel pipe 26 using an appropriate connecting member 28. To test the aircraft fuel tank system, the second end of the pumping fuel pipe 26 is connected to the aircraft fuel tank system 12 using the connecting member 30. First pressure gauge 32 is installed in the fuel transfer pipe 26 for measuring pressure in the fuel transfer pipe 26. After the first pressure gauge 32 in the transfer fuel In the pipeline 26, a counting device 34 is installed, which serves to measure the mass, density and temperature of the fuel flowing through the pumping fuel pipe 26.
После счетного устройства 34 в перекачивающем топливопроводе 26 установлен второй запорный клапан 36. Второй запорный клапан 36, как и первый запорный клапан 22, представляет собой клапан с пневматическим управлением. В закрытом состоянии второй запорный клапан 36 прерывает подачу топлива от выпускного отверстия 20 блока 14 подачи топлива к системе 12 топливных баков воздушного судна, тогда как в открытом состоянии второй запорный клапан 36 пропускает топливо от выпускного отверстия 20 блока 14 подачи топлива к системе 12 топливных баков воздушного судна.After the metering device 34, a second shutoff valve 36 is installed in the fuel transfer pipe 26. The second shutoff valve 36, like the first shutoff valve 22, is a pneumatically controlled valve. In the closed state, the second shutoff valve 36 interrupts the fuel supply from the outlet 20 of the fuel supply unit 14 to the aircraft fuel tank system 12, while in the open state, the second shutoff valve 36 passes fuel from the outlet 20 of the fuel supply unit 14 to the fuel tank system 12 the aircraft.
После второго запорного клапана 36 в перекачивающем топливопроводе 26 установлен топливоподающий клапан 38. Топливоподающий клапан служит для регулирования расхода топлива, проходящего по перекачивающему топливопроводу 26. После топливоподающего клапана 38 в перекачивающем топливопроводе 26 установлен второй манометр 40, предназначенный для измерения давления в перекачивающем топливопроводе 26 после топливоподающего клапана 38.After the second shut-off valve 36, a fuel supply valve 38 is installed in the fuel transfer pipe 26. The fuel supply valve is used to control the flow of fuel passing through the fuel transfer pipe 26. After the fuel supply valve 38, a second pressure gauge 40 is installed in the fuel transfer pipe 26 to measure the pressure in the fuel transfer pipe 26 after fuel supply valve 38.
Переливной бак 42 соединен с системой 12 топливных баков воздушного судна при помощи переливного топливопровода 44 и служит для приема топлива, переливающегося из системы топливных баков воздушного судна в том случае, когда в систему 12 топливных баков воздушного судна поступает избыток топлива, несмотря на то, что баки системы 12 уже заполнены. В переливном баке 42 установлен датчик 46 уровня, предназначенный для измерения уровня топлива в переливном баке 42.The overflow tank 42 is connected to the aircraft fuel tank system 12 via an overflow fuel line 44 and is used to receive fuel overflowing from the aircraft fuel tank system when there is an excess fuel in the aircraft fuel tank system 12, despite the fact that the tanks of system 12 are already full. In the overflow tank 42 installed level sensor 46, designed to measure the fuel level in the overflow tank 42.
Датчик 48 давления служит для измерения давления в системе 12 топливных баков воздушного судна. Датчик 48 давления установлен съемным образом в кожухе водосливного клапана, который предусмотрен в системе 12 топливных баков. Водосливной клапан расположен в нижней части системы 12 топливных баков воздушного судна с обеспечением доступа к нему снаружи воздушного судна. Таким образом, датчик 48 давления можно вставить в кожух водосливного клапана после удаления корпуса водосливного клапана.The pressure sensor 48 is used to measure the pressure in the system 12 of the fuel tanks of the aircraft. The pressure sensor 48 is installed in a removable manner in the casing of the drain valve, which is provided in the system 12 of fuel tanks. A spillway valve is located at the bottom of the aircraft fuel tank system 12, providing access to it from outside the aircraft. Thus, the pressure sensor 48 can be inserted into the spillway housing after removing the spillway housing.
Кроме того, на блоке 14 подачи топлива, на переливном баке 42 и на передвижной испытательной станции, содержащей перекачивающий топливопровод 26, первый и второй манометры 32, 40, счетное устройство 34, второй запорный клапан 36 и топливоподающий клапан 38, предусмотрены кнопки 50, 52, 54 экстренного отключения.In addition, on the fuel supply unit 14, on the overflow tank 42, and on a mobile test station containing the fuel transfer pipe 26, the first and second pressure gauges 32, 40, the meter 34, the second shutoff valve 36 and the fuel supply valve 38, buttons 50, 52 are provided , 54 emergency shutdown.
Каждая из кнопок 50, 52, 54 экстренного отключения обеспечивает подачу сигнала контролируемого параметра на электронный блок управления (electronic control unit, ECU), который соответствует управляющей команде, т.е. команде оператора об отключении. Кроме того, на электронный блок управления ECU от датчика 46 уровня топлива поступают сигналы контролируемых параметров, соответствующие уровню топлива в переливном баке. И, наконец, электронный блок управления ECU получает сигналы контролируемого параметра от датчика 48 давления, которые соответствуют давлению в системе 12 топливных баков.Each of the emergency shutdown buttons 50, 52, 54 provides a signal of a controlled parameter to an electronic control unit (ECU), which corresponds to a control command, i.e. operator command to disconnect. In addition, the electronic control unit ECU from the sensor 46 of the fuel level receives signals of controlled parameters corresponding to the fuel level in the overflow tank. And finally, the ECU electronic control unit receives the signals of the monitored parameter from the pressure sensor 48, which correspond to the pressure in the fuel tank system 12.
Устройство 10 для испытания системы 12 топливных баков воздушного судна содержит также сливной топливопровод 56, который соединен с системой 12 топливных баков воздушного судна при помощи соединительного элемента 58. Сливной топливопровод 56 соединен с дренажным трубопроводом 59, который может быть подсоединен к соединительному элементу 30 на втором конце подающего топливопровода 18. Такая схема соединения позволяет производить циркуляцию топлива от подающего топливопровода 18 непосредственно в сливной топливопровод 56, минуя систему 12 топливных баков воздушного судна, расположенную между подающим топливопроводом 18 и сливным топливопроводом 56, например, при промывке подающего топливопровода 18. Третий манометр 60 установлен в сливном топливопроводе 56 и служит для измерения давления топлива в сливном топливопроводе 56.The device 10 for testing the aircraft fuel tank system 12 also includes a fuel drain pipe 56, which is connected to the aircraft fuel tank system 12 by means of a connecting element 58. The fuel drain pipe 56 is connected to a drain pipe 59, which can be connected to the connecting element 30 on the second the end of the fuel supply pipe 18. This connection scheme allows the circulation of fuel from the fuel supply pipe 18 directly to the drain fuel line 56, bypassing the fuel system 12 aircraft's tank, disposed between the fuel inlet pipe 18 and return pipe 56, e.g., when flushing the fuel feed 18. A third manometer 60 is installed in the return pipe 56 and serves to measure the fuel pressure in the fuel drain 56.
Слив топлива из системы 12 топливных баков воздушного судна по сливному топливопроводу 56 регулируют при помощи выпускного клапана 62. В закрытом состоянии выпускной клапан 62 прерывает слив топлива из системы 12 топливных баков воздушного судна по сливному топливопроводу 56, тогда как в открытом состоянии выпускной клапан 62 обеспечивает слив топлива из системы 12 топливных баков воздушного судна по сливному топливопроводу 56. Сливной топливопровод 56 соединен с топливным резервуаром 16 блока 14 подачи топлива. Это позволяет сливать топливо из системы топливных баков воздушного судна независимо от насоса 24 блока 14 подачи топлива. Таким образом, топливо, сливаемое по топливопроводу 56 после проведения испытания системы топливных баков воздушного судна, можно повторно использовать для других испытаний.The fuel drain from the aircraft fuel tank system 12 through the fuel drain pipe 56 is controlled by the exhaust valve 62. In the closed state, the exhaust valve 62 interrupts the fuel drain from the aircraft fuel tank system 12 through the fuel drain pipe 56, while in the open state, the exhaust valve 62 provides draining fuel from the aircraft fuel tank system 12 via a fuel drain 56. A fuel drain 56 is connected to a fuel tank 16 of the fuel supply unit 14. This allows the fuel to be drained from the aircraft fuel tank system independently of the pump 24 of the fuel supply unit 14. Thus, fuel discharged through fuel line 56 after testing the aircraft fuel tank system can be reused for other tests.
В сливном топливопроводе 56 после выпускного клапана 62 установлен фильтр 64. Фильтр 64 снабжен устройством 66 измерения дифференциального давления, которое определяет засорение или иные неисправности фильтра 64. Фильтр 64 служит для улавливания загрязняющих частиц, содержащихся в топливе, которое сливается из системы 12 топливных баков воздушного судна в топливный резервуар 16 блока 14 подачи топлива.A filter 64 is installed in the drain fuel line 56 after the exhaust valve 62. The filter 64 is equipped with a differential pressure measuring device 66 that detects clogging or other malfunctions of the filter 64. The filter 64 is used to trap contaminants contained in the fuel which is drained from the air tank system 12 the vessel into the fuel tank 16 of the fuel supply unit 14.
Для проведения испытания системы топливных баков воздушного судна второй конец перекачивающего топливопровода 26 соединяют с системой 12 топливных баков воздушного судна при помощи соединительного элемента 30. Топливоподающий клапан 38 вручную переводят в открытое положение для того, чтобы обеспечить подачу топлива от блока 14 подачи топлива в систему 12 топливных баков воздушного судна. Затем включают насос блока 14 подачи топлива, при этом топливо подается из топливного резервуара 16 в систему 12 топливных баков воздушного судна.To test the fuel tank system of the aircraft, the second end of the pumping fuel pipe 26 is connected to the fuel tank system 12 of the aircraft using the connecting element 30. The fuel supply valve 38 is manually moved to the open position in order to provide fuel from the fuel supply unit 14 to the system 12 fuel tanks of an aircraft. Then turn on the pump of the fuel supply unit 14, while the fuel is supplied from the fuel tank 16 to the aircraft fuel system 12.
Во время заполнения системы 12 топливных баков воздушного судна непрерывно измеряют давление в системе 12 топливных баков воздушного судна при помощи датчика 48 давления. Кроме того, датчик 46 уровня непрерывно измеряет уровень топлива в переливном баке 42.During filling of the aircraft fuel tank system 12, the pressure in the aircraft fuel tank system 12 is continuously measured using a pressure sensor 48. In addition, the level sensor 46 continuously measures the fuel level in the overflow tank 42.
В том случае, когда сигналы, поступающие от датчика 48 давления в электронный блок управления ECU, показывают, что давление в системе 12 топливных баков воздушного судна превышает предварительно установленный предел, электронный блок управления ECU осуществляет управление первым запорным клапаном 22, расположенным в подающем топливопроводе 18, и вторым запорным клапаном 36, расположенным в перекачивающем топливопроводе 26, таким образом, чтобы прервать подачу топлива по подающему топливопроводу 18 и перекачивание топлива по перекачивающему топливопроводу 26, соответственно. Таким образом, подача топлива из топливного резервуара 16 блока 14 подачи топлива в систему 12 топливных баков воздушного судна надежно прерывается.In the event that the signals from the pressure sensor 48 to the ECU electronic control unit show that the pressure in the aircraft fuel tank system 12 exceeds a predetermined limit, the ECU electronic control unit controls the first shut-off valve 22 located in the fuel supply pipe 18 and a second shutoff valve 36 located in the fuel transfer pipe 26, so as to interrupt the supply of fuel through the fuel supply pipe 18 and pumping fuel through the pumping top ivoprovodu 26, respectively. Thus, the fuel supply from the fuel tank 16 of the fuel supply unit 14 to the aircraft fuel tank system 12 is reliably interrupted.
Аналогично этому электронный блок управления ECU осуществляет управление первым запорным клапаном 22 и вторым запорным клапаном 36 таким образом, чтобы прервать подачу топлива по подающему топливопроводу 18 и перекачивание топлива по перекачивающему топливопроводу 26, соответственно, если сигнал, поступающий от датчика 46 уровня в электронный блок управления ECU, показывает, что переливной бак 42 заполнен.Similarly, the electronic control unit ECU controls the first shut-off valve 22 and the second shut-off valve 36 so as to interrupt the supply of fuel through the fuel supply pipe 18 and pumping fuel through the fuel transfer pipe 26, respectively, if the signal from the level sensor 46 to the electronic control unit ECU, indicates that the overflow tank 42 is full.
И, наконец, электронный блок управления ECU осуществляет управление первым запорным клапаном 22 и вторым запорным клапаном 36 таким образом, чтобы прервать подачу топлива по подающему топливопроводу 18 и перекачивание топлива по перекачивающему топливопроводу 26, соответственно, в случае нажатия оператором одной из кнопок 50, 52, 54 экстренного отключения.And finally, the ECU electronic control unit controls the first shut-off valve 22 and the second shut-off valve 36 in such a way as to interrupt the supply of fuel through the fuel supply pipe 18 and pumping fuel through the fuel transfer pipe 26, respectively, if the operator presses one of the buttons 50, 52 , 54 emergency shutdown.
Для слива топлива из системы 12 топливных баков воздушного судна сливной топливопровод 56 соединяют с системой 12 топливных баков воздушного судна при помощи соединительного элемента 58. Затем выпускной клапан 62 вручную переводят в открытое состояние для того, чтобы обеспечить слив топлива из системы 12 топливных баков воздушного судна по сливному топливопроводу 56 и возврат топлива в топливный резервуар 16 блока 14 подачи топлива.To drain fuel from the aircraft fuel tank system 12, the fuel drain pipe 56 is connected to the aircraft fuel tank system 12 using a connecting member 58. Then, the exhaust valve 62 is manually opened to allow fuel to be drained from the aircraft fuel tank system 12. through the drain fuel line 56 and returning fuel to the fuel tank 16 of the fuel supply unit 14.
Claims (9)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010121240/11A RU2450957C2 (en) | 2007-11-29 | 2007-11-29 | Device and method for testing aircraft fuel tank system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010121240/11A RU2450957C2 (en) | 2007-11-29 | 2007-11-29 | Device and method for testing aircraft fuel tank system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010121240A RU2010121240A (en) | 2012-01-10 |
| RU2450957C2 true RU2450957C2 (en) | 2012-05-20 |
Family
ID=45783228
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010121240/11A RU2450957C2 (en) | 2007-11-29 | 2007-11-29 | Device and method for testing aircraft fuel tank system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2450957C2 (en) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112985801A (en) * | 2021-02-22 | 2021-06-18 | 一汽解放汽车有限公司 | System and method for testing opening pressure and sealing performance of check valve of fuel pump |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE10028157A1 (en) * | 1999-07-06 | 2001-01-18 | Jaguar Cars | Fuel system leak detection |
| US6234224B1 (en) * | 2000-03-14 | 2001-05-22 | Robert L. Schultz, Jr. | Aircraft fueling nozzle |
| US6327898B1 (en) * | 1998-04-14 | 2001-12-11 | Stant Manufacturing Inc. | Fuel system leakage detector |
| US6440317B1 (en) * | 1996-03-18 | 2002-08-27 | Fuel Dynamics | Cyclonic ice separation for low temperature jet fuels |
| SU415945A2 (en) * | 1972-04-05 | 2006-01-20 | В.М. Цыганов | Power supply system for constant speed hydraulic cam drive |
-
2007
- 2007-11-29 RU RU2010121240/11A patent/RU2450957C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU415945A2 (en) * | 1972-04-05 | 2006-01-20 | В.М. Цыганов | Power supply system for constant speed hydraulic cam drive |
| US6440317B1 (en) * | 1996-03-18 | 2002-08-27 | Fuel Dynamics | Cyclonic ice separation for low temperature jet fuels |
| US6327898B1 (en) * | 1998-04-14 | 2001-12-11 | Stant Manufacturing Inc. | Fuel system leakage detector |
| DE10028157A1 (en) * | 1999-07-06 | 2001-01-18 | Jaguar Cars | Fuel system leak detection |
| US6234224B1 (en) * | 2000-03-14 | 2001-05-22 | Robert L. Schultz, Jr. | Aircraft fueling nozzle |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2010121240A (en) | 2012-01-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2214962B1 (en) | Apparatus and method for testing an aircraft tank system | |
| US5014543A (en) | Leak detector | |
| EP2227416B1 (en) | Apparatus and method for fuelling an aircraft tank system | |
| US20110138936A1 (en) | Means for testing filter integrity in a liquid purification system | |
| WO2008103169A1 (en) | Valve leakby diagnostics | |
| JP2020501106A (en) | Monitoring system for liquid leaks from spent fuel pools | |
| RU2450957C2 (en) | Device and method for testing aircraft fuel tank system | |
| RU2676779C2 (en) | Automated system of corrosion inhibitor solution injection for wells | |
| KR101840677B1 (en) | Leakage rate test equipment of isolation valve and test method thereof | |
| KR100209274B1 (en) | Automatic efficiency tester for pump | |
| US11921008B2 (en) | Calibration device and self-testing device of a normally closed smart water supply control system with leak detection | |
| JPH0116758B2 (en) | ||
| US7814942B2 (en) | Vapor recovery system for low temperatures | |
| CN214149457U (en) | Oil consumption instrument | |
| US20240003776A1 (en) | Automatic liquid tank jacket testing apparatus | |
| CN114577413B (en) | Isolation valve tightness test device | |
| KR102520395B1 (en) | Measuring device for liquid flow | |
| JP3548950B2 (en) | Fuel supply system with fuel leak detection function | |
| JP2010255530A (en) | Liquid flow rate measuring device | |
| CN108007709B (en) | Special detection device for medicament injection system | |
| RU2452930C2 (en) | Apparatus for refuelling system of aircraft fuel tanks and refuelling method | |
| JP3163442B2 (en) | Fuel supply system with fuel leak detection function | |
| JP6612653B2 (en) | Fuel supply device | |
| CN106764430B (en) | The collection method and device of coal gas | |
| JPS63313029A (en) | Leak monitoring device |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20171130 |