Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для измерения массового запаса топлива на борту маневренного самолета.
Известна бортовая топливоизмерительная система, предназначенная для измерения запаса топлива на борту самолета [Патент Российской Федерации 2156444, МПК G 01 F 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, блок сравнения и индикатор. 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 погрешности вычисления запаса топлива в единицах массы, возникающей из-за разброса температур топлива между различными баками топливной системы и невозможностью достаточно точной коррекции всего объемного запаса топлива на борту самолета по температуре топлива, измеренной 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 уровнях топлива в достаточно плоских топливных баках, вертикальные размеры которых значительно меньше горизонтальных размеров, возможно лишь в условиях горизонтального полета самолета без существенных ускорений или при незначительных отклонениях от этих условий, когда граница раздела топлива и газа, так называемая "свободная поверхность", находится в плоских баках в относительно стационарном состоянии. Так как значительная часть топлива на маневренном самолете содержится именно в его плоских крыльевых баках, а полет маневренного самолета сопровождается существенными перегрузками и пространственными эволюциями, свободная поверхность топлива в крыльевых баках в процессе полета хаотически колеблется, что не дает возможности достоверно определить границу раздела жидкости и газа, точно измерить значение уровня и вычислить запас топлива.
Указанные недостатки частично устранены в наиболее близкой к предлагаемому изобретению и принятой за прототип бортовой топливоизмерительной системе [Свидетельство на полезную модель Российской Федерации 13894, МПК 7 B 64 D 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 вычислителе мгновенного расхода топлива в течение реального времени расходования.
При этом значение запаса, вычисленное по информации о расходе топлива, индицируется экипажу самолета, а значение запаса, определенное по информации об уровне топлива, используется, во-первых, для уточнения индицируемого запаса и, во-вторых, для индицирования в случае недостоверности информации о запасе топлива, вызванной, например, отказом расходомерного измерительного канала. Поскольку пространственные эволюции самолета не оказывают влияния на погрешность измерения мгновенного расхода топлива, данная система позволяет с достаточной точностью контролировать запас топлива при пространственных эволюциях самолета в начальной стадии полета.
Однако по мере увеличения продолжительности полета погрешность измерения запаса топлива по информации о расходе постоянно возрастает и к концу полета становится значительной в связи с накоплением в реальном времени ошибки интегрирования мгновенного расхода.
Для уменьшения этой нарастающей во времени ошибки в известной системе непрерывно сравниваются два значения запаса топлива: значение, вычисленное на основе измерения мгновенного расхода топлива, и значение, полученное на основе измерения уровней топлива в баках, и при неравенстве между собой этих значений соответствующим образом непрерывно корректируется измеряемое значение мгновенного расхода топлива. Кроме того, в известной системе в условиях горизонтального полета периодически сравнивается текущее значение запаса топлива, вычисленное по информации о мгновенном расходе топлива, с одним из фиксированных значений запаса топлива, полученным в момент достижения уровнем топлива в баке одной из заранее установленных величин, и при неравенстве между собой этих значений периодически формируется поправка к измеряемой величине мгновенного расхода топлива.
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 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 достижения фиксированных уровней топлива становится затруднительным, а формирование поправки неэффективным. В связи с этим использование известной системы на маневренном самолете характеризуется значительной погрешностью измерения запаса топлива.
Так как данная погрешность непрерывно возрастает в течение полета и к концу полета достигает значительной величины, ее наличие является существенным недостатком известной системы, поскольку, согласно общим техническим требованиям к бортовому оборудованию маневренных самолетов, измерение остатка топлива в конце полета должно выполняться с повышенной точностью, гарантирующей достоверное определение экипажем времени, потребного для возврата самолета на точку постоянного базирования или запасной аэродром.
Помимо отмеченного недостатка известная система характеризуется значительной погрешностью измерения запаса топлива в единицах массы, вызванной тем, что, во-первых, коррекция вычисленного запаса производится по фиксированным значениям уровня топлива, которые зависят не от массы топлива в баке, а от его объема, что не позволяет достаточно точно откорректировать ошибку вычисления массового запаса, и, во-вторых, тем, что массовый запас топлива на борту самолета вычисляется не по результатам измерения фактических значений характеристического параметра топлива в баках топливной системы, а по косвенным данным. В качестве последних используются 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.
Еще одним недостатком известной системы является невозможность определения запаса при дозаправке самолета топливом в полете.
В основу предлагаемого изобретения поставлена задача повышения точности измерения массового запаса топлива на борту маневренного самолета при пространственных эволюциях и ускорениях самолета, в том числе, при его дозаправке топливом в полете.
Поставленная задача достигается тем, что в бортовой топливоизмерительной 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, первый блок сравнения и индикатор, причем выходы датчиков уровня топлива подключены к измерительным входам первого вычислителя, выходы датчиков мгновенного расхода топлива подключены к измерительным входам второго вычислителя, а выход первого и первый выход второго вычислителей подключены каждый к одному из сравнивающих входов первого блока сравнения, новым, согласно изобретению, является то, что сигнализаторы фиксированных количеств топлива установлены в подвесных топливных баках, датчики мгновенного расхода топлива установлены в расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков, дополнительно введены датчик мгновенного расхода топлива, установленный в заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, датчики характеристических параметров топлива, установленные в фюзеляжных топливных баках, расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков и заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, второй блок сравнения, третий вычислитель количества топлива, блок численных уставок, в качестве сигнализаторов фиксированных количеств топлива применены датчики подвески и датчики сброса подвесных топливных баков, причем выходы датчика мгновенного расхода топлива и датчика характеристических параметров топлива, установленных в заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, подключены к измерительным входам третьего вычислителя, 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 выход третьего вычислителя подключен к дополнительному входу второго вычислителя, 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, третий вычислитель - служебным входом для приема информации о плотности заправленного в полете топлива, а блок численных уставок - служебным входом для введения в его память численных данных о подвесных топливных баках.
Функциональная схема предложенной бортовой топливоизмерительной системы самолета показана на чертеже.
Топливоизмерительная система содержит датчик 1 уровня топлива и датчик 2 характеристических параметров топлива, в состав которого входят измеритель 3 статической диэлектрической проницаемости топлива, измеритель 4 температуры топлива и измеритель 5 динамической диэлектрической проницаемости топлива, установленные 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 топливного бака 10, датчик 8 и датчик 2, установленные в заправочной топливной магистрали 11 крыльевого топливного бака 10, снабженного также перепускной топливной магистралью 12, датчик 13 подвески подвесного топливного бака 14 и датчик 15 сброса этого бака, снабженного расходной топливной магистралью 16, бортовой вычислитель 17, в состав которого входят первый вычислитель 18, второй вычислитель 19 и третий вычислитель 20 количества топлива, блок 21 численных уставок, первый блок 22 сравнения, второй блок 23 сравнения и индикатор 24.
Выходы датчиков 1 и 2, установленных в каждом фюзеляжном баке 6 топливной системы самолета, подключены к измерительным входам первого вычислителя 18, 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 19, предназначенного для вычисления массы топлива на самолете по информации о расходе топлива, выходы датчиков 8 и 2, установленных в заправочной магистрали 11, подключены к измерительным входам третьего вычислителя 20, предназначенного для вычисления массы топлива, дозаправленного в полете, выходы датчиков 13, установленных в каждом подвесном баке 14, подключены к сигнальным входам блока 21 численных уставок, а выходы датчиков 15, также установленных в каждом подвесном баке 14, подключены каждый к одному из управляющих входов второго блока 23 сравнения. Служебные входы Вх bi и Вх ρ3 первого вычислителя 18 предназначены для введения в его память соответственно значений коэффициентов bi, численно задающих геометрические характеристики фюзеляжных топливных баков 6, и паспортного значения ρ3 плотности заправленного в эти баки топлива, служебный вход Вх ρ2 второго вычислителя 19 предназначен для введения в его память паспортного значения ρ2 плотности заправленного в крыльевые баки 10 топлива, служебный вход Вх М0 этого вычислителя предназначен для введения в его память значения массы М0 топлива, заправленного в баки топливной системы самолета до полета, а вход m - для передачи в память вычислителя 19 с выхода блока 20 значения массы m топлива, дозаправленного через магистраль 11 в полете. Служебный вход Вхρ третьего вычислителя 20 предназначен для передачи в его память паспортного значения ρ плотности дозаправленного в полете топлива, служебный вход Вх Ч.У. блока 21 предназначен для введения в память этого блока численных уставок, соответствующих номерам подвесных баков 14, и массам заправленного в каждый из них топлива.
Выход первого вычислителя 18 и первый выход второго вычислителя 19 соединены со сравнивающими входами Вх m3 и Вх m2 соответственно первого блока 22 сравнения, выход которого соединен со входом индикатора массового 24 запаса М топлива на самолете. Второй выход второго вычислителя 19 соединен с первым сравнивающим входом Вх mn второго блока 23 сравнения, второй сравнивающий вход Вх m1 которого соединен с выходом блока 21 численных уставок, а каждый из управляющих входов - с выходом одного из датчиков 15 сброса подвесных топливных баков 14. Выход блока 23 подключен к корректирующему входу второго вычислителя 19, а выход третьего вычислителя 20 - к входу Вх m второго вычислителя 19.
Предложенная система 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). Подразделение баков по высоте производят в соответствии с т.н. требованием малой высоты бака. В процессе монтажа топливной системы самолета датчики 1, 2, 8, 13 и 15 устанавливают в баках 6, 14 и магистралях 9, 11 топливной системы, согласуя установку с очередностью выработки топлива из баков. При этом в баках 14 первой очереди выработки устанавливают датчики 13 и 15, в топливных магистралях 9, 11 баков 10 второй очереди выработки, удовлетворяющих требованию малой высоты:
где hmaxi - высота i-го крыльевого бака;
Vi - объем i-го крыльевого бака;
k - конструкционный коэффициент, зависящий от геометрии i-го крыльевого бака,
устанавливают датчики 2 и 8, а в баках 6 третьей очереди выработки, не удовлетворяющих требованию малой высоты:
устанавливают датчики 1 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. Численное значение постоянной k в требовании малой высоты устанавливают исходя из степени сосредоточенности рассматриваемого топливного бака по сравнению с баком канонической формы - кубическим или сферическим баками.
Поскольку для баков кубической формы постоянная k равна единице:
а для сферического бака мало отличается от нее: kсф≈1, то значение k=1 принимают в качестве образцового значения. При этом для более низких, по сравнению с кубическим, баков очевидно kнизк<1, а для более высоких kвыс>1.
В частности, для крыльевых баков, расположенных у основания крыла, kкр.осн.≈0,5, для прочих крыльевых баков kкр=0,1...0,5, а для фюзеляжных баков - kфюз=0,5...1,5.
Для маневренных самолетов обычно полагают бак, расположенный у основания крыла, достаточно сосредоточенным и устанавливают значение постоянной k=0,5.
В этом случае требование малой высоты бака принимает вид
До начала полета в память блока 21 через его служебный вход Вх Ч.У. вводятся данные о численных уставках, соответствующих номерам подвесных баков 14 и массам m1i заправленного в каждый из них топлива. В память второго вычислителя 19 через служебный вход Вх ρ2 вводятся данные о паспортном значении плотности ρ2 топлива, заправленного в крыльевые баки 10, а через вход Вх М0 - данные о значении полной массы М0 топлива, заправленного до полета в баки топливной системы самолета, равной сумме массы m1 топлива в подвесных баках 14, массы m2 топлива в крыльевых баках 10 и массы m3 топлива в фюзеляжных баках 6 топливной системы самолета:
где L - число подвесных баков 14.
В память первого вычислителя 18 через его служебный вход Вх ρ3 вводятся данные о паспортном значении плотности ρ3 топлива, заправленного в фюзеляжные баки 6 третьей очереди выработки, а через служебный вход Вх bi - 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 ρ2 = ρ3.
В полете маневренного самолета топливо расходуется в первую очередь из подвесных баков 14 через расходную магистраль 16 баков 14 и перепускную и расходную магистрали 12 и 9 соответственно баков 10. При этом сигналы о мгновенном расходе и характеристических параметрах топлива поступают соответственно с выходов датчиков 8 и 2, установленных в магистрали 9, на измерительные входы второго вычислителя 19. В вычислителе 19 масса m2 топлива, определенная по информации о мгновенном расходе топлива, вычисляется как разность между заправленным количеством М0 и израсходованным количеством mn топлива m2=M0-mn.
В случае, когда число двигателей на самолете более одного и равно числу N, масса m2 топлива вычисляется в вычислителе 19 в соответствии с выражением
причем значения mn соотношении (1) соответствуют выражению
где ρ2 - паспортное значение плотности топлива в баках 10;
t0 - время начала расходования топлива;
t - текущее время;
qn(t) - мгновенный расход топлива n-м 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 функциональной зависимости
I = f(T;ε1;ε2), (3)
где Т, ε1,ε2 - характеристические параметры топлива, а именно Т - температура топлива;
ε1 - статическая диэлектрическая проницаемость топлива, измеренная на постоянном токе или на переменном токе частоты ω1 ≤ 0,1 МГц;
ε2 - динамическая диэлектрическая проницаемость топлива, измеренная на переменном токе частоты ω2 ≥ 5 МГц. Зависимость (3) аппроксимируется следующим выражением:
где β1 и β2 - температурные коэффициенты соответственно статической и динамической диэлектрических проницаемостей топлива.
Использование двух разновидностей диэлектрической проницаемости топлива: статической ε1 и динамической ε2 дает возможность вычислить топливный индекс реального топлива в широком диапазоне плотностей от 710 до 850 кг/м3.
Как известно, диэлектрическая проницаемость ε жидкого углеводородного топлива зависит от его плотности ρ и может быть использована для вычисления топливного индекса I [См. напр., справочник "Свойства авиационных топлив" (Aviation fuel properties) Atlanta, Georgia, 1988].
Фактическое значение ε зависит как от частоты ω 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 780<ρ≤850, наиболее целесообразно вычислять I по статической диэлектрической проницаемости ε1 - проницаемости, измеренной на частоте ω1 ≤ 0,1 МГц. Для относительно легких отечественных топлив с малым содержанием тяжелых высокоароматических молекул и паспортным значением плотности, находящимся в диапазоне 710<ρ≤780, более эффективно вычислять топливный индекс на основе динамической диэлектрической проницаемости ε2 - проницаемости, измеренной на частоте ω2 ≥ 5 МГц.
Выбор значения частоты ω2 объясняется тем, что собственная частота ω0 релаксационных колебаний легких низкоароматических молекул топлива значительно превышает частоту ω1:
ω0 = 4,5...6 MГц>>ω1,
в связи с чем результаты измерений проницаемости ε1 на низкой частоте ω1 практически не зависят от молекулярного веса легких молекул топлива и, следовательно, от его плотности.
Для вычисления топливного индекса легких топлив необходимо использовать значение диэлектрической проницаемости ε2, измеренной на частоте ω2, соизмеримой с частотой ω0:
ω2≈ω0,
что и определяет выбор ранее приведенного значения ω2≥5 MГц.
При вычислении топливного индекса I в функции диэлектрической проницаемости ε топлива следует также учитывать зависимость ε от температуры Т топлива. Т.к. эта зависимость является практически линейной, ее можно достаточно точно аппроксимировать линейной функцией, зависящей от коэффициента β пропорциональности - температурного коэффициента диэлектрической проницаемости топлива. Численные значения коэффициента β для различных марок авиационного топлива можно получить, например, из вышеупомянутого справочника.
Вычисление топливного индекса в функции трех характеристических параметров топлива позволяет уменьшить погрешность определения массового запаса топлива, вызванную разбросом паспортных значений плотности заправленного топлива, от величины ±1,2% до величины ±0,3%, в особенности при эксплуатации 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, поступающий на один из управляющих входов блока 23, в котором в каждый из моментов сброса баков 14 сравниваются два значения массы израсходованного топлива: значение mn, вычисленное во втором вычислителе 19 по информации о мгновенном расходе топлива, и значение m1, зафиксированное в памяти блока 21 численных уставок, равное массе топлива, содержавшегося в сброшенном баке 14. В блоке 23 сравниваются значения mn и m1 израсходованного топлива и при их несовпадении между собой формируется поправка Δm к ранее вычисленному значению mn
Δm=mn-m1
Поправка Δm подается с выхода блока 23 на корректирующий вход второго вычислителя 19, в котором уточняется ранее вычисленное значение mn, вычисляется согласно (1) с учетом поправки Δm уточненное значение m2 запаса топлива и подается с выхода вычислителя 19 на сравнивающий вход Вх m2 блока 22, на другой сравнивающий вход Вх m3 которого поступает с выхода первого вычислителя 18 значение m3 массы топлива в баках 6, вычисленное на основании информации об уровне топлива в этих баках.
В блоке 22 непрерывно сравниваются величины m2 и m3 количества топлива и в случае, когда m2≥m3, подается с выхода блока 22 на вход индикатора 24 значение массового запаса топлива на борту самолета, равное величине m2: М= m2, а в случае, когда m2<m3, подается значение массового запаса, равное величине m3: М=m3.
Количество m3 топлива, находящегося в фюзеляжных баках 6, в единицах массы вычисляется в первом вычислителе 18 на основании сигналов с выхода датчиков 1 уровня топлива в каждом из фюзеляжных баков 6 и с выхода датчиков 2 характеристических параметров топлива в каждом из этих баков, поступающих с выходов каждого из упомянутых датчиков на измерительные входы первого вычислителя 18.
При этом количество топлива в i-м фюзеляжном баке вычисляется в вычислителе 18 на основе функциональной зависимости
mi = ρ3IF[hi;ϕ(bi)],
где ρ3 - паспортное значение плотности топлива в баках третьей очереди выработки;
hi - уровень топлива в i-м фюзеляжном баке;
ϕ(bi) - функция, описывающая геометрические характеристики фюзеляжного бака;
bi - массив коэффициентов, численно задающих функцию ϕ(bi).
Масса m3 топлива в группе всех фюзеляжных баков самолета определяется в первом вычислителе 18 путем суммирования вычисленных значений mi
где К - число фюзеляжных баков.
При дозаправке самолета топливом в полете из летающего танкера через заправочную топливную магистраль 11 сигналы о мгновенном расходе q(t) и характеристических параметрах дозаправленного топлива поступают с выходов датчиков 8 и 2, установленных в магистрали 11, на измерительные входы третьего вычислителя 20 и, кроме того, через служебный вход Вх ρ этого вычислителя поступают данные о паспортном значении плотности ρ топлива в баках танкера. В третьем вычислителе 20 определяется масса m дозаправленного топлива в соответствии с выражением
где ρ - паспортное значение плотности дозаправленного топлива;
I - топливный индекс;
tx - момент начала дозаправки;
Δt - время дозаправки;
q(t) - мгновенный расход дозаправляемого топлива.
Информация о вычисленной в вычислителе 20 массе m дозаправленного топлива подается с выхода третьего вычислителя 20 на вход Вх m второго вычислителя 19, где масса m суммируется с хранящейся в памяти последнего массой М0 топлива, заправленного до полета. Полученная сумма m+М0 поступает в перепрограммируемую память второго вычислителя 19 взамен ранее хранившейся в ней величины М0 и в дальнейшем полете используется для вычисления в вычислителе 19 количества топлива m2, определенного по информации о мгновенном расходе топлива через расходную магистраль 9.
Таким образом, в предложенной бортовой топливоизмерительной системе массовый запас топлива на борту маневренного самолета определяется
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, характеристических параметрах топлива, мгновенном расходе дозаправленного топлива и его характеристических параметрах 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 промежуточной 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 незначительной эволютивной погрешностью измерения запаса топлива, не превышающей допустимого значения погрешности вплоть до завершения полета.
Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для измерения массового запаса топлива на борту маневренного самолета. Задача, решаемая изобретением, - повышение точности измерения массы топлива на борту самолета при пространственных эволюциях и перегрузках, а также при дозаправке самолета топливом в полете. Система содержит датчики и сигнализаторы параметров топлива, размещенные в топливных баках самолета: сигнализаторы подвески и сброса баков первой очереди выработки - подвесных баков, датчики расхода расходуемого топлива и характеристических параметров топлива. В состав системы входят блоки обработки информации о топливе, а также индикатор. Для эффективной компенсации погрешности измерения массового запаса в датчике характеристических параметров применены три различных измерителя параметров топлива: измеритель температуры топлива, измеритель статической диэлектрической проницаемости топлива, измеряемой на постоянном токе или на переменном токе низкой частоты, и измеритель динамической диэлектрической проницаемости топлива, измеряемой на переменном токе высокой частоты. Технический результат - повышение точности измерения массы топлива на борту самолета. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.
где М0 - масса топлива, заправленного в баки топливной системы самолета до полета;
ρ2 - паспортное значение плотности топлива в крыльевых баках;
I -топливный индекс;
N - число двигателей на самолете;
t0 - время начала расходования топлива;
t - текущее время;
qn(t) - мгновенный расход топлива, потребляемого n-м двигателем;
m - масса дозаправленного в полете топлива, вычисляемая в третьем вычислителе количества топлива на основе выражения
где tх - момент начала дозаправки,
Δt - - время дозаправки,
q(t) - мгновенный расход дозаправляемого топлива,
ρ - паспортное значение плотности дозаправленного топлива.
где ρ3 - паспортное значение плотности топлива в фюзеляжных баках,
К - число фюзеляжных баков,
F[hi;ϕ(bi)] - функция, устанавливающая зависимость объема топлива в баке от уровня hi топлива в баке и геометрических характеристик бака, описываемых функцией ϕ(bi);
bi - массив коэффициентов, численно задающих функцию ϕ(bi).
4. Бортовая топливоизмерителъная система по п.2 или 3, отличающаяся тем, что топливный индекс I вычисляется в первом, втором и третьем вычислителях количества топлива на основе функциональной зависимости
где T, ε1, ε2 - характеристические параметры топлива, а именно Т - температура топлива;
ε1 - статическая диэлектрическая проницаемость топлива;
ε2 - динамическая диэлектрическая проницаемость топлива;
β1 и β2- температурные коэффициенты соответственно статической и динамической диэлектрических проницаемостей топлива.
| ТОПЛИВОИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА | 1999 |
|
RU2152594C1 |
| СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ЗАПАСА ТОПЛИВА НА БОРТУ САМОЛЕТА И ТОПЛИВОИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ | 1997 |
|
RU2156444C2 |
| US 5495745 A 05.03.1996 | |||
| US 4918619 A 17.04.1990 | |||
| US 4872120 A 03.10.1989 | |||
| US 4545020 A 01.10.1985. | |||
