Бортовая система измерения и контроля топлива с компенсацией по температуре топлива

Изобретение относится к области авиации, в частности к топливным системам летательных аппаратов. Бортовая система контроля и измерения топлива содержит установленные в топливных баках средства контроля параметров топлива: датчики уровня, средства измерения температуры и сигнализации нижнего уровня топлива, а также бортовой вычислитель с модулями автоматического управления, пульт управления с задатчиком плотности топлива, модули топливомера и схемы запрета. В качестве средства измерения температуры и сигнализации нижнего уровня топлива применен датчик двойного назначения, выполненный на основе терморезисторного сигнализатора уровня жидкости, содержащий терморезистор, имеющий возможность непосредственного контакта с окружающей средой, и формирователь сигнала с сигнальным выходом, причем данный датчик дополнительно снабжен температурным выходом, подсоединенным к высокопотенциальному выводу терморезистора и подключенным к одному из входов соответствующего модуля топливомера через схему запрета, при этом сигнальный выход каждого датчика двойного назначения дополнительно подключен к запирающему входу схемы запрета. Достигается повышение надежности системы, уменьшение ее массы. 2 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для измерения массового запаса топлива и контроля выработки топлива из топливных баков самолета.

Известна бортовая топливоизмерительная система, предназначенная для измерения и контроля массового запаса топлива на борту самолета [Патент Российской Федерации №2156444, МПК G01F 23/26, опубл. 2000]. Она содержит датчики и сигнализаторы уровня топлива и датчики температуры топлива, установленные в топливных баках самолета, а также бортовой вычислитель. Поскольку установка каждого датчика внутри топливного бака существенно увеличивает массу и себестоимость системы, датчик температуры топлива этой системы установлен только в одном топливном баке самолета. Массовый запас топлива в известной системе определяется путем коррекции в бортовом вычислителе объемного запаса топлива по значению температуры топлива, измеренному в одном из топливных баков, причем объемный запас топлива определяется в бортовом вычислителе на основе информации, полученной от датчиков уровня топлива.

Недостатком известной системы является наличие методической погрешности определения массового запаса топлива, вызванной измерением температуры топлива только в одном из топливных баков при наличии разброса температур топлива в различных топливных баках.

Указанный недостаток устранен в наиболее близкой к предлагаемому изобретению по технической сущности и достигаемому техническому результату и принятой за ближайший аналог (прототип) системе измерения топлива с компенсацией по температуре топлива [Патент Российской Федерации №137262, МПК B64D 37/00, опубл. 2014], содержащей модули топливомера, бортовой вычислитель, в который входят модули автоматического управления, а также датчики уровня топлива, средства сигнализации уровня топлива и средства измерения температуры топлива, установленные в каждом топливном баке.

Известная система позволяет измерять массу топлива в каждом из топливных баков и на самолете в целом, однако обладает существенными недостатками: значительной погрешностью измерения средней температуры топлива в топливном баке, а также излишней конструктивной сложностью, вызванной неоправданно большим числом отдельных средств сигнализации уровня и измерения температуры топлива, установленных в топливных баках.

Погрешность измерения средней температуры топлива в баке приводит к значительной ошибке определения массового запаса топлива, а значительное число отдельных средств сигнализации уровня и измерения температуры топлива увеличивает массу системы, уменьшает ее надежность, увеличивает себестоимость, время и стоимость обслуживания в эксплуатации, повышает трудоемкость изготовления.

Задачей предлагаемого изобретения и его техническим результатом является снижение конструктивной сложности системы путем существенного уменьшения числа отдельных средств сигнализации уровня и измерения температуры топлива и повышение точности измерения массы топлива в каждом топливном баке и на самолете в целом.

Указанная задача решается за счет применения вместо отдельных средств измерения температуры топлива и средств сигнализации уровня топлива датчиков двойного назначения, одновременно формирующих сигналы о заданных уровнях топлива и о температуре топлива в каждом из топливных баков.

Данное техническое решение обеспечивается тем, что, во-первых, согласно изобретению, один и тот же элемент датчика двойного назначения - терморезистор - одновременно выполняет две существенно разнородные функции: измерение температуры топлива и формирование информации о достижении нижнего уровня топлива. Во-вторых, согласно изобретению, для определения средней температуры используется не один, а не менее двух измерителей температуры топлива, установленных в топливном баке на различной высоте.

Для решения поставленной задачи в бортовой системе измерения и контроля топлива с компенсацией по температуре топлива, в состав которой входят бортовой вычислитель с модулями автоматического управления, пульт управления с задатчиком плотности топлива, модули топливомера, а также находящиеся в топливных баках датчики уровня топлива, средства сигнализации уровня топлива и средства измерения температуры топлива, причем датчики уровня топлива и средства измерения температуры топлива каждого топливного бака подключены к соответствующим входам соответствующих модулей топливомера, сигнальные выходы средств сигнализации уровня топлива подсоединены каждый к одному из входов соответствующих модулей автоматического управления, выход задатчика плотности топлива и выходы модулей топливомера подсоединены каждый к одному из входов ботового вычислителя, введены новые элементы и связи, а также изменены состав и конструкция отдельных элементов.

Предложенная система отличается от прототипа тем, что в ее состав дополнительно введены схемы запрета и схемы усреднения, а в качестве средства сигнализации уровня топлива и средства измерения температуры в каждом топливном баке топлива применены датчики двойного назначения, установленные на нижнем и промежуточном уровнях топлива.

Датчик двойного назначения выполнен на основе известного терморезисторного сигнализатора уровня жидкости, который содержит сигнальный выход и терморезистор, подогреваемый проходящим по нему током и имеющий возможность непосредственного контакта с окружающей средой. Этот датчик, помимо известного сигнального выхода, дополнен, в соответствии с изобретением, еще одним - температурным выходом, который подключен к высокопотенциальному выводу терморезистора. При этом температурный выход каждого из датчиков двойного назначения, установленных в одном топливном баке, подсоединен к одному из входов соответствующей схемы усреднения, входящей в состав модуля топливомера, через соответствующую схему запрета, а сигнальный выход каждого датчика двойного назначения дополнительно подключен к запирающему входу этой же схемы запрета.

Устройство и работа предложенной системы поясняются Фиг. 1 и Фиг. 2.

На Фиг. 1 представлена функциональная схема левого полуборта предложенной системы для случая, когда число топливных баков самолета равно четырем, а на Фиг. 2 - электрическая схема датчика двойного назначения.

На Фигурах введены следующие обозначения:

1 - датчик уровня топлива, 2 - датчик двойного назначения нижний, 3 - датчик двойного назначения промежуточный, 4 - топливный бак, 5 - сигнальный выход, 6 - температурный выход, 7 - модуль топливомера, 8 - бортовой вычислитель, 9 - модуль автоматического управления, 10 - схема усреднения, 11 - схема запрета, 12 - пульт управления, 13 - задатчик плотности топлива, 14 - терморезистор, 15 - формирователь сигнала.

(Функциональная схема правого полуборта предложенной системы является зеркальным отражением схемы на Фиг. 1 и содержит аналогичные элементы, связи и обозначения. Электрические схемы датчика двойного назначения нижнего 2 и датчика двойного назначения промежуточного 3 идентичны).

Датчики уровня топлива 1 и датчики двойного назначения нижний 2 и промежуточный 3 установлены в топливных баках 4 топливной системы самолета, причем каждый из датчиков двойного назначения 2 и 3 снабжен сигнальным 5 и температурным 6 выходами. При этом датчик двойного назначения нижний 2 установлен на высоте нижнего уровня топлива, а датчик двойного назначения промежуточный 3 - на высоте промежуточного уровня топлива, например на уровне оголения электрического центробежного насоса. Выходы датчиков уровня топлива 1, установленных в каждом топливном баке 4, объединены между собой и подключены к одному из входов соответствующего модуля топливомера 7, причем выход каждого из последних с помощью информационной линии связи подключен к соответствующему входу бортового вычислителя 8, в состав которого входят модули автоматического управления 9. Бортовой вычислитель 8 снабжен выходом для передачи информации о топливе во внешние системы самолета по информационной линии связи, а каждый из модулей автоматического управления 9 - выходом для передачи управляющих сигналов на входы соответствующих агрегатов топливной системы самолета. Сигнальный выход 5 каждого из датчиков двойного назначения 2, 3 подсоединен к одному из входов соответствующего модуля автоматического управления 9. Температурный выход 6 каждого из датчиков двойного назначения 2, 3, находящихся в одном топливном баке, подключен к одному из входов соответствующей схемы усреднения 10, входящей в состав модуля топливомера 7 через соответствующую схему запрета 11, запирающий вход которой соединен с сигнальным выходом 5 соответствующего датчика двойного назначения 2, 3.

Кроме того, система содержит пульт управления 12 с задатчиком плотности топлива 13, выход которого соединен с соответствующим входом бортового вычислителя.

Датчик двойного назначения 2 содержит терморезистор 14, имеющий возможность непосредственного контакта с окружающей средой. Выводы терморезистора 14 подключены к формирователю 15, входящего в состав датчика двойного назначения 2. Выход формирователя 15 является сигнальным выходом 5 датчика двойного назначения 2, а выход, подсоединенный к высокопотенциальному, т.е. незаземленному выводу терморезистора 14, является температурным выходом 6 этого датчика.

Датчик двойного назначения 3 имеет такую же структуру и содержит те же элементы и связи, что и датчик 2.

В полете самолета предложенная система измеряет массу топлива в каждом из топливных баков 4 и на самолете в целом. В процессе полета заправленное на земле топливо расходуется авиадвигателями из топливных баков 4, и его количество непрерывно уменьшается. В итоге понижаются текущие значения уровня топлива h в каждом из топливных баков 4, а также изменяются текущие значения средней температуры топлива t_cp в этих баках из-за теплообмена топлива с окружающей средой и аэродинамического нагрева стенок баков, что приводит к изменению текущей информации о топливе. При этом информация о текущем значении температуры топлива в каждом из топливных баков 4, в соответствии с изобретением, вырабатывается терморезисторами 14 датчиков двойного назначения 2, 3, установленных в этом баке. Информация об уровне топлива в каждом из топливных баков 4 вырабатывается датчиками уровня топлива 1 и поступает с их выходов непосредственно на соответствующие входы одного из модулей топливомера 7, а информация о температуре топлива в нижней и центральной частях каждого из этих баков 4 поступает с температурных выходов 5 датчиков двойного назначения 2 и 3, установленных в этом баке 4 на соответствующие входы одной из схем усреднения 10 соответствующего модуля топливомера 7 через соответствующие схемы запрета 11. В схемах усреднения 10 по информации о температуре топлива в нижней и центральных частях топливного бака 4 определяется средняя температура топлива в этом баке. Необходимость определения средней температуры топлива t_cp. в баке вызвана наличием существенного градиента температуры топлива в вертикальном направлении, достигающем величины 5 К/м (Кельвин на метр), как вследствие аэродинамического нагрева несущих плоскостей самолета, так и вследствие высотного охлаждения.

В модулях топливомера 7 вычисляются изменяющиеся в течение времени полета τ текущие значения массы топлива m(τ) в каждом из топливных баков 4. В бортовом вычислителе 8, на основании информации, поступающей в этот вычислитель по информационной линии связи с выходов модулей топливомера 7, вычисляется масса топлива на самолете в целом.

Текущие значения массы топлива в каждом из баков 4 определяются в соответствии с выражением (1):

где ρ - плотность топлива;

τ - время полета;

V(τ) - текущее значение объема топлива в баке 3, вычисляемое по формуле (2):

где F - алгоритмическая зависимость, хранящаяся в памяти вычислителя 8 и связывающая текущее значение объема топлива в соответствующем топливном баке 4 с текущим значением уровня топлива h(τ) в этом баке в зависимости от геометрии последнего.

В зависимости от количества топлива в топливных баках 4 плотность топлива ρ вычисляется в бортовом вычислителе 8 по одной из трех приведенных ниже формул (3), (5) или (6).

При текущем значении уровня топлива h(τ) от верхнего h_max до промежуточного h_пр: h_пр≤h(τ)≤h_max плотность топлива ρ определяется по формуле

где ρ_о - паспортное значение плотности топлива, которое вводится в память бортового вычислителя 8 с выхода задатчика плотности топлива 13, входящего в состав пульта управления 12, при заправке самолета топливом;

α - температурный коэффициент плотности топлива;

t_cp - средняя температура топлива в топливном баке 4.

Средняя температура топлива t_cp в баке 4 определяется по формуле:

где f - функция, связывающая температуру топлива t_cp с температурой топлива t₁ в верхней части бака 4 и с температурой t₂ в нижней части этого же бака 4;

t₁ - температура, определяемая на основании сигнала, поступившего с температурного выхода 6 датчика 3;

t₂ - температура, определяемая на основании сигнала, поступившего с температурного выхода 6 датчика 2.

В простейшем случае, когда верхняя часть объема бака равна нижней, формула (4) имеет вид: t_cp=(t₁+t₂)/2.

При текущем значении уровня топлива от промежуточного h_пр до нижнего h_min: h_min≤h(τ)≤h_пр плотность топлива ρ вычисляется по формуле

где обозначения даны выше.

При текущем значении уровня топлива меньше нижнего уровня h_min: h(τ)≤h_min плотность топлива вычисляется по формуле

где обозначения соответствуют приведенным выше.

Значения температуры t₁ и t₂ в формуле (4) определяются в соответствующей схеме усреднения 10 соответствующего модуля топливомера 7 по величине сопротивлений терморезисторов 14, входящих в состав каждого из датчиков двойного назначения 2 и 3.

По мере выработки заправленного на земле топлива авиадвигателями летящего самолета текущие значения уровня топлива h(τ) в каждом из топливных баков 4 непрерывно уменьшаются, последовательно достигая уровней, на которых установлены датчики двойного назначения 3 и 2 соответственно.

В начале процесса выработки топлива из полного бака плотность топлива ρ вычисляется по формуле (3) с использованием среднего значения температуры топлива в баке t_cp.

При достижении уровнем топлива в любом из топливных баков 4 значения h_пр, равного высоте установки датчика 3, на сигнальном выходе 5 этого датчика формируется сигнал о достижении промежуточного уровня топлива, поступающий в соответствующий модуль автоматического управления 9 для формирования команды, например, на отключение оголившегося агрегата. Одновременно этот же сигнал поступает на запирающий вход соответствующей схемы запрета 10 для прекращения передачи информации о значении температуры t₁ с температурного выхода 6 этого датчика 3 в соответствующую схему запрета 10. В результате после опускания топлива в баке 4 ниже промежуточного уровня h_пр плотность топлива ρ вычисляется по формуле (5) с учетом только температуры t₂.

При дальнейшем уменьшении топлива в баке 4 до значения, равного высоте установки датчика 2, на сигнальном выходе 5 этого датчика формируется сигнал о достижении резервного остатка топлива в данном топливном баке 4. Этот сигнал с сигнального выхода 5 датчика двойного назначения 2 поступает на один из входов соответствующего модуля автоматического управления 9, в котором формируется команда о достижении резервного остатка в одном из топливных баков 4. Эта команда поступает с выхода модуля 8 на входы соответствующих агрегатов топливной системы, а также с выхода бортового вычислителя 8 передается по информационной линии связи экипажу самолета для принятия решения о режиме дальнейшего полета.

Формирование сигнала о достижении заданного уровня топлива производится формирователем сигнала 15, входящим в состав датчиков двойного назначения 2, 3. Выработка этого сигнала происходит при скачкообразном изменении сопротивления терморезистора 14. Скачок сопротивления возникает в результате перехода терморезистора из среды «жидкость» в среду «газ». Скачок сопротивления является следствием резкого изменения температуры терморезистора 14 при замене охлаждающего его жидкого топлива газом, в котором терморезистор 14 быстро нагревается проходящим по нему током до температуры, существенно превышающей температуру топлива.

В случае скачкообразного изменения сопротивления терморезистора 14 на сигнальном выходе 5 датчиков 2 или 3 соответственно вырабатывается сигнал о достижении нижнего уровня топлива.

Этот сигнал поступает на соответствующий вход модуля автоматического управления 9, а также, в соответствии с изобретением, на запирающий вход соответствующей схемы запрета 11.

При достижении нижнего уровня топлива h_min последняя операция необходима для прекращения передачи информации о температуре топлива в топливном баке 4 в модуль топливомера 7 во избежание ошибки, поскольку оголенный от топлива терморезистор 14 уже не измеряет температуру топлива. При достижении нижнего уровня топлива h_min плотность топлива ρ вычисляется по формуле (6) без учета температуры.

Резервный остаток топлива m_резерв(τ) в этом случае будет равен

m_резерв(τ)=ρ_o·V(τ).

Как следует из изложенного, в предложенной системе повышена точность измерения массового запаса топлива, кроме того, эта система существенно упрощена в конструктивном и структурном отношениях по сравнению с известной системой.

Таким образом, поставленная в изобретении задача решена.

Бортовая система контроля и измерения топлива с компенсацией по температуре топлива, содержащая бортовой вычислитель, в который входят модули автоматического управления, пульт управления, в который входит задатчик плотности топлива, модули топливомера, а также находящиеся в топливных баках датчики уровня топлива, средства измерения температуры топлива и средства сигнализации уровня топлива, при этом датчики уровня топлива и средства измерения температуры топлива каждого топливного бака подключены к входам соответствующих модулей топливомера, выходы средств сигнализации уровня топлива подсоединены к входам соответствующих модулей автоматического управления, выход задатчика плотности топлива и выходы модулей топливомера подсоединены каждый к одному из входов бортового вычислителя, отличающаяся тем, что в ее состав дополнительно введены схемы запрета, а в качестве средства измерения температуры и сигнализации нижнего уровня топлива применен датчик двойного назначения, выполненный на основе терморезисторного сигнализатора уровня жидкости, содержащий терморезистор, имеющий возможность непосредственного контакта с окружающей средой, и формирователь сигнала с сигнальным выходом, причем данный датчик дополнительно снабжен температурным выходом, подсоединенным к высокопотенциальному выводу терморезистора и подключенным к одному из входов соответствующего модуля топливомера через соответствующую схему запрета, при этом сигнальный выход каждого датчика двойного назначения дополнительно подключен к запирающему входу упомянутой схемы запрета.