БОРТОВАЯ ТОПЛИВОИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА С КОМПЕНСАЦИЕЙ ПО ДИНАМИЧЕСКОЙ ДИЭЛЕКТРИЧЕСКОЙ ПРОНИЦАЕМОСТИ ТОПЛИВА Российский патент 2002 года по МПК G01F23/26 B64D37/14 

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 одного из характеристических параметров топлива - его температуры.

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. Т.к. значительная часть топлива на маневренном самолете содержится именно в его плоских крыльевых баках, а полет маневренного самолета сопровождается существенными перегрузками и пространственными эволюциями, свободная поверхность топлива в крыльевых баках в процессе полета хаотически колеблется, что не дает возможности достоверно определить границу раздела жидкости и газа, точно измерить значение уровня и вычислить запас топлива.

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 сравниваются текущее значение запаса топлива, вычисленное по информации о мгновенном расходе топлива, с одним из фиксированных значений запаса топлива, полученным в момент достижения уровнем топлива в баке одной из заранее установленных величин, и при неравенстве между собой этих значений периодически формируется поправка к измеряемой величине мгновенного расхода топлива.

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.

Т.к. данная погрешность непрерывно возрастает в течение полета и к концу полета достигает значительной величины, ее наличие является существенным недостатком известной системы, поскольку, согласно общим техническим требованиям к бортовому оборудованию маневренных самолетов, измерение остатка топлива в конце полета должно выполняться с повышенной точностью, гарантирующей достоверное определение экипажем времени, потребного для возврата самолета на точку постоянного базирования или запасной аэродром.

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, измерители динамической диэлектрической проницаемости 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 измерителя динамической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, подключены к измерительным входам третьего вычислителя, выходы измерителей динамической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в фюзеляжных топливных баках, подключены к дополнительным измерительным входам первого вычислителя, выходы измерителей 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 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 измеритель 2 динамической диэлектрической проницаемости топлива, установленные в фюзеляжном топливном баке 3 топливной системы маневренного самолета, снабженном расходной топливной магистралью 4, и датчик 5 мгновенного расхода топлива и измеритель 2 динамической диэлектрической проницаемости топлива, установленные в расходной топливной магистрали 6 крыльевого топливного бака 7, датчик 5 и измеритель 2, установленные в заправочной топливной магистрали 8 крыльевого топливного бака 7, снабженного также перепускной топливной магистралью 9, датчик 10 подвески подвесного топливного бака 11 и датчик 12 сброса этого бака, снабженного расходной топливной магистралью 13, бортовой вычислитель 14, в состав которого входят первый вычислитель 15, второй вычислитель 16 и третий вычислитель 17 количества топлива, блок 18 численных уставок, первый блок 19 сравнения, второй блок 20 сравнения и индикатор 21.

Выходы датчика 1 и измерителя 2, установленных в каждом фюзеляжном баке 3 топливной системы самолета, подключены к измерительным входам первого вычислителя 15, предназначенного для вычисления массы топлива в фюзеляжных баках 3 по информации об уровне топлива, выходы датчика 5 и измерителя 2, установленных в каждой из расходных топливных магистралей 6, число которых равно числу двигателей на самолете, подключены к измерительным входам второго вычислителя 16, предназначенного для вычисления массы топлива на самолете по информации о расходе топлива, выходы датчика 7 и измерителя 2, установленных в заправочной магистрали 8, подключены к измерительным входам третьего вычислителя 17, предназначенного для вычисления массы топлива, дозаправленного в полете, выходы датчиков 10, установленных в каждом подвесном баке 11, подключены к сигнальным входам блока 18 численных уставок, а выходы датчиков 12, также установленных в каждом подвесном баке 11, подключены каждый к одному из управляющих входов второго блока 20 сравнения. Служебные входы Вх b_i; и Вх ρ₃ первого вычислителя 15 предназначены для введения в его память, соответственно, значений коэффициентов b_i, численно задающих геометрические характеристики фюзеляжных топливных баков 3, и паспортного значения ρ₃ плотности заправленного в эти баки топлива, служебный вход Вх ρ₂ второго вычислителя 16 предназначен для введения в его память паспортного значения ρ₂ плотности заправленного в крыльевые баки 7 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 16 с выхода блока 17 значения массы m топлива, дозаправленного через магистраль 8 в полете. Служебный вход Вх ρ третьего вычислителя 17 предназначен для передачи в его память паспортного значения ρ плотности дозаправленного в полете топлива, служебный вход Вх Ч. У. блока 18 предназначен для введения в память этого блока численных уставок, соответствующих номерам подвесных баков 11, и массам заправленного в каждый из них топлива.

Выход первого вычислителя 15 и первый выход второго вычислителя 16 соединены со сравнивающими входами Вх m₃ и Вх m₂, соответственно, первого блока 17 сравнения, выход которого соединен со входом индикатора 21 массового запаса М топлива на самолете. Второй выход второго вычислителя 16 соединен с первым сравнивающим входом Вх m_n второго блока 20 сравнения, второй сравнивающий вход Вх m₁ которого соединен с выходом блока 18 численных уставок, а каждый из управляющих входов - с выходом одного из датчиков 12 сброса подвесных топливных баков 11. Выход блока 20 подключен к корректирующему входу второго вычислителя 16, а выход третьего вычислителя 17 - ко входу Вх m второго вычислителя 16.

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, 5, 10 и 12 и измерители 2 устанавливают в баках 5, 11 и магистралях 6, 8 топливной системы, согласуя установку с очередностью выработки топлива из баков. При этом в баках 11 первой очереди выработки устанавливают датчики 10 и 12, в топливных магистралях 6, 8 баков 7 второй очереди выработки, удовлетворяющих требованию малой высоты

где h_maxi - высота i-го крыльевого бака,
V_i - объем i-го крыльевого бака,
k - конструкционный коэффициент, зависящий от геометрии i-го крыльевого бака, устанавливают датчики 7 и измерители 2,
а в баках 3 третьей очереди выработки, не удовлетворяющих требованию малой высоты

устанавливают датчики1 и измерители 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
k_сф≈1,
то значение
k= 1 принимают в качестве образцового значения. При этом для более низких, по сравнению с кубическим, баков, очевидно
k_низк<1,
а для более высоких -
k_выс>1.

В частности, для крыльевых баков, расположенных у основания крыла,
k_кр.осн.≈0,5,
для прочих крыльевых баков -
k_кр=0,1...0,5,
а для фюзеляжных баков -
k_фюз=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 18 через его служебный вход Вх Ч.У. вводятся данные о численных уставках, соответствующих номерам подвесных баков 11 и массам m_1i, заправленного в каждый из них топлива. В память второго вычислителя 16 через служебный вход Вх ρ₂ вводятся данные о паспортном значении плотности ρ₂ топлива, заправленного в крыльевые баки 7, 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 11, массы m₂ топлива в крыльевых баках 7 и массы m₃ топлива в фюзеляжных баках 3 топливной системы самолета

где L - число подвесных баков 11.

В память первого вычислителя 15 через его служебный вход Вх ρ₃ вводятся данные о паспортном значении плотности ρ₃ топлива, заправленного в фюзеляжные баки 3 третьей очереди выработки, а через служебный вход Вх b_i, - значения коэффициентов b_i, численно задающих геометрические характеристики фюзеляжных топливных баков 3.

Как правило, маневренный самолет заправляют в точке постоянного базирования топливом одной марки, поэтому плотности топлив в баках 3 и 7 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 11 через расходную магистраль 12 баков 11 и перепускную и расходную магистрали 9 и 7, соответственно, баков 7. При этом сигналы о мгновенном расходе и характеристических параметрах топлива поступают, соответственно, с выходов датчиков 5 и измерителей 2, установленных в магистрали 6, на измерительные входы второго вычислителя 16. В вычислителе 16 масса m₂ топлива, определенная по информации о мгновенном расходе топлива, вычисляется как разность между заправленным количеством М₀ и израсходованным количеством m_n топлива
m₂=М₀-m_n.

В случае, когда число двигателей на самолете более одного и равно числу N, масса m₂ топлива вычисляется в вычислителе 16 в соответствии с выражением

причем значения m_n в соотношении (1) соответствуют выражению

где ρ₂ - паспортное значение плотности топлива в баках 7,
t₀ - время начала расходования топлива.

t - текущее время,
q_n(t) - мгновенный расход топлива n-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 функциональной зависимости
I = f(ε₂),
где ε₂ - динамическая диэлектрическая проницаемость топлива.

Использование в качестве характеристического параметра топлива его динамической диэлектрической проницаемости ε₂ дает возможность точно вычислять топливный индекс реального топлива в диапазоне плотностей до 780 кг/м³ и достаточно точно в диапазоне 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, измеряемой на частоте ω₁≤0,1 МГц. Для относительно легких отечественных топлив с малым содержанием тяжелых высокоароматических молекул и паспортным значением плотности, находящемся 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 МГц>>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
ω₂≈ω₀,
что и определяет выбор ранее приведенного значения
ω₂≥5 МГц.

Вычисление топливного индекса в функции динамической диэлектрической проницаемости параметров топлива ε₂ позволяет уменьшить погрешность определения массового запаса отечественного топлива, вызванную разбросом паспортных значений плотности заправленного топлива, от величины ±1,2% до величины ±0,7%, а при эксплуатации самолета на зарубежных топливах - до величины ±0,9%.

При опорожнении каждого подвесного бака 11 и сбрасывании его с самолета датчик 12 формирует сигнал сброса, поступающий на один из управляющих входов блока 20, в котором в каждый из моментов сброса баков 11 сравниваются два значения массы израсходованного топлива: значение m_n, вычисленное во втором вычислителе 16 по информации о мгновенном расходе топлива, и значение m₁, зафиксированное в памяти блока 18 численных уставок, равное массе топлива, содержавшегося в сброшенном баке 11. В блоке 18 сравниваются значения m_n и m₁ израсходованного топлива и при их несовпадении между собой формируется поправка Δm к ранее вычисленному значению m_n
Δm= m_n-m₁.

Поправка Δm подается с выхода блока 20 на корректирующий вход второго вычислителя 16, в котором уточняется ранее вычисленное значение m_n вычисляется согласно (1) с учетом поправки Δm уточненное значение m₂ запаса топлива и подается с выхода вычислителя 16 на сравнивающий вход Вх m₂ блока 19, на другой сравнивающий вход Вх m₃ которого поступает с выхода первого вычислителя 15 значение m₃ массы топлива в баках 3, вычисленное на основании информации об уровне топлива в этих баках.

В блоке 19 непрерывно сравниваются величины m₂ и m₃ количества топлива и в случае, когда
₂≥m₃,
подается с выхода блока 19 на вход индикатора 21 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 3, вычисляется в первом вычислителе 15 в единицах массы на основании сигналов с выхода датчиков 1 уровня топлива в каждом из фюзеляжных баков 3 и с выхода 2 измерителей динамической диэлектрической проницаемости топлива в каждом из этих баков, поступающих с выходов каждого из упомянутых датчиков и измерителей на измерительные входы первого вычислителя 15.

При этом количество топлива в i-том фюзеляжном баке вычисляется в вычислителе 15 на основе функциональной зависимости
m_i = ρ₃IF[h_i; ϕ(b_i)],
где ρ₃ - паспортное значение плотности топлива в баках третьей очереди выработки,
h_i - уровень топлива в i-том фюзеляжном баке,
ϕ(b_i) - функция, описывающая геометрические характеристики фюзеляжного бака,
b_i - массив коэффициентов, численно задающих функцию ϕ(b_i).

Масса m₃ топлива в группе всех фюзеляжных баков самолета определяется в первом вычислителе 15 путем суммирования вычисленных значений m_i:

где К - число фюзеляжных баков.

При дозаправке самолета топливом в полете из летающего танкера через заправочную топливную магистраль 8 сигналы о мгновенном расходе q(t) и динамической диэлектрической проницаемости дозаправленного топлива поступают с выходов датчиков 5 и измерителей 2, установленных в магистрали 8, на измерительные входы третьего вычислителя 17 и, кроме того, через служебный вход Вх ρ этого вычислителя поступают данные о паспортном значении плотности ρ топлива в баках танкера. В третьем вычислителе 17 определяется масса m дозаправленного топлива в соответствии с выражением:

где ρ - паспортное значение плотности дозаправленного топлива,
I - топливный индекс,
t_x - момент начала дозаправки,
Δt - время дозаправки,
q(t) - мгновенный расход дозаправляемого топлива.

Информация о вычисленной в вычислителе 17 массе m дозаправленного топлива подается с выхода третьего вычислителя 17 на вход Вх m второго вычислителя 16, 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 16 взамен ранее хранившейся в ней величины М₀ и в дальнейшем полете используется для вычисления в вычислителе 18 количества топлива m₂, определенного по информации о мгновенном расходе топлива через расходную магистраль 6.

Таким образом, в предложенной бортовой топливоизмерительной системе массовый запас топлива на борту маневренного самолета, эксплуатирующегося преимущественно на отечественных топливах, определяется:
а) в начальной стадии полета - по информации о мгновенном расходе топлива и динамической диэлектрической проницаемости топлива с периодической коррекцией вычисленного запаса топлива в моменты сбрасывания подвесных топливных баков, с пренебрежимо малой погрешностью вычисления массового запаса топлива, вызванной ошибкой интегрирования мгновенного расхода топлива и эволютивной погрешностью измерения запаса топлива.

б) в промежуточной стадии полета - по информации о мгновенном расходе топлива из крыльевых топливных баков и его динамической диэлектрической проницаемости, мгновенном расходе дозаправленного топлива и его динамической диэлектрической проницаемости 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 динамических диэлектрических проницаемостях 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, измерители и сигнализаторы параметров топлива, размещенные в топливных баках самолета: сигнализаторы подвески и сброса баков первой очереди выработки - подвесных баков, датчики расхода расходуемого топлива и измерители динамической диэлектрической проницаемости, датчик расхода дозаправляемого топлива и измеритель динамической диэлектрической проницаемости топлива, а также датчики уровня топлива и измерители динамической диэлектрической проницаемости топлива. В состав системы входят блоки обработки информации о топливе, а также индикатор. Для компенсации погрешности измерения массового запаса, в особенности при эксплуатации самолета на отечественных топливах, в системе использован компенсатор плотности топлива - 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.

1. Бортовая 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, 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, 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 датчик мгновенного расхода топлива, установленный в заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, измерители динамической диэлектрической проницаемости 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 измерителя динамической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, подключены к измерительным входам третьего вычислителя, выходы измерителей динамической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в фюзеляжных топливных баках, подключены к дополнительным измерительным входам первого вычислителя, выходы измерителей 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 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. 2. Бортовая топливоизмерительная система по п.1, отличающаяся тем, что масса m₂ топлива на борту самолета вычисляется во втором и третьем вычислителях количества топлива на основе функциональной зависимости

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;
q_n(t) - мгновенный расход топлива, потребляемого n-ным двигателем;
m - масса дозаправленного в полете топлива, вычисляемая в третьем вычислителе количества топлива на основе выражения

где t_х - момент начала дозаправки;
Δt - время дозаправки;
q(t) - мгновенный расход дозаправляемого топлива;
ρ - паспортное значение плотности дозаправленного топлива. 3. Бортовая топливоизмерительная система по п.1, отличающаяся тем, что масса m₃ топлива в фюзеляжных баках самолета вычисляется в третьем вычислителе количества топлива на основе функциональной зависимости

где ρ₃ - паспортное значение плотности топлива в фюзеляжных баках;
К - число фюзеляжных баков;
F[h_i; F[h_i; ϕ(b_i)] - функция, устанавливающая зависимость объема топлива в баке от уровня h_i, топлива в баке и геометрических характеристик бака, описываемых функцией ϕ(b_i), где b_i - массив коэффициентов, численно задающих функцию ϕ(b_i).
4. Бортовая топливоизмерительная 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
I = f(ε₂),
где ε₂ - динамическая диэлектрическая проницаемость топлива.