Система заправки летательного аппарата топливом с ускорителем потока и способ ее применения
Изобретение относится к заправке летательных аппаратов. Ускоритель (107) потока содержит механизм (115) настройки приемного устройства, пусковое устройство (116) и регулятор (118) потока. Механизм (115) настройки приемного устройства соединен с соединительным устройством (110) приемного устройства, а пусковое устройство (116) совместно соединено между механизмом (115) настройки приемного устройства и регулятором (118) потока. Регулятор (118) потока соединен с летательным аппаратом (102), топливной цепью (108), механизмом (115) настройки приемного устройства и/или пусковым устройством (116) для контроля и/или управления их работой. Механизм (115) настройки приемного устройства может быть соединен с приемным устройством (110) для приложения к нему некоторого усилия. Пусковое устройство (116) может использоваться для изменения усилия механизма (115) настройки приемного устройства; и в ответ на измеренные параметры, такие как давление топлива, для активации пускового устройства (116) может использоваться регулятор потока. Достигается повышение безопасности и эффективности заправки. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 24 ил.
Уровень техники
Настоящее изобретение в целом относится к летательным аппаратам. Более конкретно, настоящее изобретение относится к методам заправки (и/или дозаправки) летательных аппаратов.
Для передачи топлива в летательный аппарат с целью обеспечения летательного аппарата энергией во время полета используют различные заправочные устройства, такие как топливозаправщики, топливозаправщики для заправки от гидрантов и другие топливные узлы и/или системы. Эти заправочные устройства включают в себя или могут быть соединены с контейнерами для хранения, которые содержат топливо (например, резервуары для хранения). Эти контейнеры для хранения могут быть расположены над поверхностью или под поверхностью для размещения топлива, пока они не понадобятся для заправки летательного аппарата. Эти контейнеры для хранения могут представлять собой стационарные резервуары для хранения или мобильные контейнеры, перевозимые с помощью транспортеров к летательному аппарату в то время, когда он находится на земле. Некоторые контейнеры для хранения могут использоваться самолетом-топливозаправщиком для заправки другого летательного аппарата во время полета. Примеры заправочных устройств приведены в патентах/заявках на патент США №№ US8720499, US5660798, US3648720, US2009/0315729, US2012/0043425, содержание которых полностью включено в данный документ посредством ссылки.
Во время заправки топливо подается из резервуара для хранения на летательный аппарат с использованием шлангов и других трубопроводов. Одним концом шланги могут быть присоединены к резервуарам для хранения, а другим концом - прикреплены к летательному аппарату. Шланги могут иметь наконечники, которые вставляют в гнездо заправки на летательном аппарате, для подачи топлива в топливные резервуары на летательном аппарате. Шланги могут быть соединены с резервуарами для хранения с помощью топливных устройств. Примеры таких топливных устройств приведены в патентах/заявках на патент США №№ 2011/0232801, US8720499, US8511351, US6360730, US3591050 и US4452207, содержание которых полностью включено в данный документ посредством ссылки.
Несмотря на достижения в методах заправки летательных аппаратов, остается необходимость в более безопасных и более эффективных операциях заправки летательный аппаратов.
Краткое описание графических материалов
Таким образом, чтобы перечисленные выше конструктивные особенности и преимущества могли быть поняты подробно, более конкретное описание кратко сформулированного выше может быть получено со ссылкой на его варианты осуществления, которые проиллюстрированы на прилагаемых графических материалах. Однако следует отметить, что показанные примеры не должны рассматриваться как ограничение объема изобретения. Данные фигуры не обязательно показаны в масштабе и некоторые конструктивные особенности и некоторые виды фигур могут быть показаны в увеличенном масштабе или показаны схематично для ясности и/или краткости.
Фиг. 1 представляет собой схематическое изображение площадки для заправки летательного аппарата топливом, которая включает в себя систему заправки, содержащую ускоритель потока и различные заправочные агрегаты с топливной цепью.
Фиг. 2А представляет собой схематическое изображение, иллюстрирующее конструктивные особенности ускорителя потока и топливной цепи системы заправки топливом для заправочного агрегата типа топливозаправщика для заправки от гидрантов.
Фиг. 2В1 и 2В2 представляют собой схематические изображения, изображающие типовые приемные устройства топливной цепи.
Фиг. 3А и 3В представляют собой схематические изображения системы заправки топливом с ускорителем потока в конфигурации топливозаправщика для заправки от гидрантов и топливозаправщика, соответственно.
Фиг. 4 представляет собой график, изображающий калибровку датчика Вентури для измерения моделируемого давления в наконечнике (PNS, simulated nozzle pressure).
Фиг. 5А-5С представляют собой графики, изображающие испытание на перекрывание при различных давлениях текучей среды.
Фиг. 6А-6С представляют собой графики, изображающие испытание на перекрывание с использованием различных наконечников.
Фиг. 7А-7С представляют собой графики, изображающие зависимость скорости потока от фактического давления в наконечнике (PNA, actual nozzle pressure), PNS и PNA/PNS, соответственно, для испытаний на перекрывание без форсирования потока и с различными наконечниками.
Фиг. 8А представляет собой график, изображающий испытание на перекрывание с двумя ускорениями потока с помощью ускорителя потока.
Фиг. 8В представляет собой график, сравнивающий испытания на перекрывание, представленные на фиг. 7А и 8А.
Фиг. 9А представляет собой график, изображающий еще одно испытание на перекрывание с одним ускорением потока с помощью ускорителя потока.
Фиг. 9В представляет собой график, сравнивающий испытания на перекрывание, представленные на фиг. 7В и 9А.
Фиг. 9С представляет собой график, сравнивающий испытания на перекрывание, представленные на фиг. 7A, 8A, и 9A.
Фиг. 10А представляет собой график, изображающий еще одно испытание на перекрывание с настроенным ускорением потока.
Фиг. 10В представляет собой график, сравнивающий испытания на перекрывание, представленные на фиг. 7А, 8А и фиг. 10А.
Фиг. 11 представляет собой блок-схему, изображающую способ оптимизации потока топлива к летательному аппарату.
Сущность изобретения
По меньшей мере в одном аспекте данное изобретение относится к ускорителю потока для оптимизации потока топлива, которое подают в летательный аппарат через заправочный агрегат. Заправочный агрегат содержит топливную цепь. Ускоритель потока содержит топливное приемное устройство, механизм настройки приемного устройства, пусковое устройство и регулятор потока. Топливное приемное устройство гидравлически соединено с топливной цепью и содержит корпус и поршень. Поршень содержит головку поршня, которая со скольжением перемещается в корпусе с образованием топливного приемного отверстия с изменяемыми параметрами для приема топлива через топливную цепь и в топливную цепь. Топливо воздействует на поршень с усилием, созданным топливом. Механизм настройки приемного устройства функционально соединен с топливным приемным устройством и обладает настраивающим усилием, которое прикладывает к поршню в зависимости от усилия, созданного топливом. Пусковое устройство соединено с механизмом настройки приемного устройства для выборочного изменения настраивающего усилия, приложенного с помощью механизма настройки приемного устройства. Регулятор потока соединен с датчиками, расположенными около заправочного агрегата, чтобы получать от них результаты измерения параметров топлива, и функционально соединен с пусковым устройством, чтобы выборочно активировать пусковое устройство в ответ на результаты измерения параметров топлива, благодаря чему во время заправки непрерывно регулируется поток топлива, подающегося в летательный аппарат.
Когда настраивающее усилие превышает усилие, созданное топливом, поршень вынужден перемещаться в направлении полностью закрытого положения топливного приемного отверстия, и в направлении полностью открытого положения топливного приемного отверстия, когда усилие, созданное топливом, превышает настраивающее усилие. Усилие, созданное топливом, определяется давлением топлива на топливное приемное отверстие, топливную цепь и/или летательный аппарат. Механизм настройки приемного устройства содержит источник находящейся под давлением текучей среды с находящейся под давлением текучей средой. Усилие, созданное топливом, включает в себя давление топлива, приложенное к поршню со стороны топлива, и при этом настраивающее усилие включает в себя давление текучей среды от находящейся под давлением текучей среды, приложенное к поршню со стороны текучей среды. Кроме того, поршень включает в себя хвостовик поршня, соединенный с головкой поршня посредством штока поршня, и является подвижным вместе с ними. На противоположных сторонах хвостовика поршня представлены сторона со стороны топлива и сторона со стороны текучей среды, таким образом поршневая камера разделена в корпусе на топливную камеру с топливной стороны хвостовика поршня и камеру текучей среды со стороны текучей среды хвостовика поршня. Топливная камера гидравлически связана с топливом, а камера для текучей среды гидравлически связана с находящейся под давлением текучей средой.
Механизм настройки приемного устройства содержит двигатель, функционально соединенный с поршнем, и настраивающее усилие определено движущей силой двигателя. Пусковое устройство содержит приводное устройство, соленоид и/или клапан.
В еще одном аспекте данное изобретение относится к системе заправки для оптимизации потока топлива, которое подают в летательный аппарат. Система заправки топливом содержит источник топлива, заправочный агрегат, содержащий топливную цепь, который выборочно связывается с источником топлива и летательным аппаратом, и ускоритель потока. Ускоритель потока содержит топливное приемное устройство, механизм настройки приемного устройства, пусковое устройство и регулятор потока. Топливное приемное устройство гидравлически соединено с топливной цепью и содержит корпус и поршень. Поршень содержит головку поршня, которая со скольжением перемещается в корпусе с образованием топливного приемного отверстия с изменяемыми параметрами для приема топлива через топливную цепь и в топливную цепь. Топливо воздействует на поршень с усилием, созданным топливом. Механизм настройки приемного устройства функционально соединен с топливным приемным устройством и обладает настраивающим усилием, которое прикладывает к поршню в зависимости от усилия, созданного топливом. Пусковое устройство соединено с механизмом настройки приемного устройства для выборочного изменения настраивающего усилия, приложенного с помощью механизма настройки приемного устройства. Регулятор потока соединен с датчиками, расположенными около заправочного агрегата, чтобы получать от них результаты измерения параметров топлива, и функционально соединен с пусковым устройством, чтобы выборочно активировать пусковое устройство в ответ на результаты измерения параметров топлива, благодаря чему во время заправки непрерывно регулируется поток топлива, подающегося в летательный аппарат.
Датчики включают в себя датчики давления текучей среды (Pfluid, fluid pressure), давления топлива (Pfuel, fuel pressure), давления в приемном устройстве (Pintake, intake pressure), скорости потока топлива (Qfuel, fuel flow rate), моделируемого давления в наконечнике (PNS), фактического давления в наконечнике (PNA) и датчики обратного давления со стороны летательного аппарата (Pplane, backpressure at the aircraft). Заправочный агрегат включает в себя топливозаправщик для заправки от гидрантов или топливозаправщик.
В довершение ко всему, в еще одном аспекте данное изобретение относится к способу оптимизации потока топлива, которое подают в летательный аппарат. Способ включает подачу топлива через топливное приемное устройство в топливную цепь, а также из топливной цепи в летательный аппарат, определение размера топливного приемного отверстия с помощью подвижного позиционирования поршня в топливном приемном отверстии и приложение усилия, созданного топливом, к поршню, измерение параметров топлива во время подачи, а также выборочное ускорение, во время подачи топлива и на основе параметров измерения, потока топлива в летательный аппарат с помощью выборочного приложения настраивающего усилия к усилию, созданному топливом, так что размер топливного приемного отверстия изменяется.
Выборочное ускорение включает в себя поддержание давления топлива ниже максимального давления во время подачи и/или выборочное увеличение настраивающего усилия для преодоления усилия, созданного топливом.
Подробное описание
Следующее описание включает в себя типовые устройства, способы, методы и/или последовательности команд, которые воплощают методы настоящего объекта изобретения. Однако понятно, что описанные варианты осуществления изобретения могут быть осуществлены на практике без этих конкретных деталей.
Настоящее изобретение относится к системе заправки и способу оптимизации потока топлива, которое подают в летательный аппарат, с использованием ускорителя потока для регулировки потока топлива во время заправки. Когда топливо подают из хранилища, через топливную цепь, к летательному аппарату, ускоритель потока выборочно регулирует поток с помощью механизма настройки приемного устройства, как, например, находящуюся под давлением текучую среду (например, воздух, топливо, гидравлическую жидкость и т.д.) и/или двигатель, для изменения потока через топливное приемное устройство (например, ниппель приемного отверстия, клапан регулировки давления и т.д.) топливной цепи. Механизм настройки приемного устройства прикладывает усилие к приемному отверстию топливного приемного устройства, тем самым изменяя размер (например, диаметр, площадь и т.д.) приемного отверстия и количество топлива, которое может проходить через топливную цепь к летательному аппарату. Во время заправки механизм настройки приемного устройства может прикладывать давление без контакта с топливом и/или в месторасположении, находящемся на расстоянии от летательного аппарата.
Ускоритель потока может использоваться с различными топливными цепями и/или топливным оборудованием, таким как заправочные агрегаты (например, топливозаправщики, системы заправочных гидрантов, топливные системы и т.д.), топливные приемные устройства (например, ниппели приемного отверстия, клапаны регулировки давления, и т.д.), топливные цепи (например, трубопроводы, резервуары, измерительные приборы и т.д.) и/или шланги с наконечниками (например, различных типов, размеров и т.д.). Параметры текучей среды (например, скорость потока, давление, температура и т.д.) топлива, поступающего в летательный аппарат, могут контролироваться и использоваться для выборочной регулировки механизма настройки приемного устройства и, тем самым, потока топлива. Такие регулировки могут использоваться, например, для поддержания потока топлива в пределах параметров безопасности (например, максимального давления текучей среды и/или других предписаний) и/или для ускорения эффективности функционирования (например, времени заправки и/или других эксплуатационных пределов). Ускоритель потока может регулировать поток топлива с течением времени, чтобы непрерывно настраивать поток топлива во время операции заправки и/или в режиме реального времени. Эксперименты, представленные в данном документе, показывают, что ускорение потока во время заправки может повысить эффективность и безопасность потока топлива во время заправки.
Ускоритель потока может быть обеспечен с целью достижения одного или нескольких из следующих факторов: повышение безопасности, поддержание максимального давления топлива, сокращение времени заправки, оптимизация скорости перекачки топлива, настройка потока топлива, уменьшение чрезмерного отвода текучей среды, уменьшение скачков давления, увеличение скорости потока топлива, увеличение скорости потока при повышенных значениях обратного давления, управление потоком при различных значениях обратного давления, калибровка топливного оборудования, повышение эффективности, снижение затрат, работа с различным оборудованием (например, с различными наконечниками), быстрое реагирование на контролируемые параметры потока топлива, возможности непрерывного мониторинга, снижение воздействия (например, удара, напряжения, износа и т.д.) на топливное оборудование, снижение энергопотребления, сбор данных об операциях заправки, обеспечение управлением входного потока, управление на основе отслеживаемых параметров заправки, устранение, при необходимости, случаев снижения пропускной способности при заправке и т.д.
Заправка летательного аппарата
Фиг. 1 изображает типовую площадку (или станцию) 100 для заправки летательного аппарата топливом, которую используют для заправки летательного аппарата 102. Площадка 100 для заправки топливом может представлять собой, например, поверхность аэропорта, аэродрома и/или терминала, где один или несколько летательных аппаратов 102 могут быть остановлены на поверхности для выгрузки, заправки (или дозаправки), загрузки и т.д. В еще одном примере площадка 100 для заправки топливом может представлять собой месторасположение в воздухе для заправки в полете.
Площадка 100 для заправки топливом может содержать систему 101 заправки топливом, содержащую один или несколько заправочных агрегатов 104a-d, топливные резервуары 106 и ускоритель 107 потока. Как показано в этом примере, заправочные агрегаты могут представлять собой топливозаправщик 104a для заправки от гидрантов, топливозаправщик 104b, стационарный топливозаправщик 104с и/или находящийся в воздухе топливозаправщик 104d. Заправочные агрегаты 104a-d могут быть расположены вокруг летательного аппарата 102 для подачи в него топлива.
Каждый из заправочных агрегатов 104a-d включает в себя один или несколько топливных резервуаров 106 и одну или несколько топливных цепей 108. Как показано в этом примере, топливные резервуары 106 могут быть отделены от заправочных агрегатов 104a-d, или могут быть объединены с ними. Топливные резервуары 106a-d могут быть контейнерами для размещения различных текучих сред, таких как топливо, присадки и/или другие текучие среды (совместно именуемые «топливом»), которые могут быть переданы на летательный аппарат 102 для использования в нем. Заправочные агрегаты 104a-d и/или топливные резервуары 106 могут иметь различные конфигурации, как например, мобильные, стационарные, находящиеся в воздухе, находящиеся на поверхности, находящиеся под поверхностью и/или их комбинации.
Топливные цепи 108 могут переноситься заправочными агрегатами 104a-d для передачи топлива из топливных резервуаров 106a,b в летательный аппарат 102. Топливная цепь 108 может содержать или соединяться с различным топливным оборудованием, таким как приемные устройства 110 и шланги 112. Приемные устройства 110 могут быть расположены около приемного отверстия топливной цепи 108 для приема топлива из различных топливных резервуаров 106.
Шланги 112 могут гидравлически соединять топливные цепи 108 с летательным аппаратом 102 для подачи в него топлива. Шланги 112 могут содержать наконечники 111, выполненные с возможностью соединения с летательным аппаратом 102, для выборочной передачи текучей среды из топливной цепи 108 в летательный аппарат 102. Топливная цепь 108 может содержать различные устройства управления потоком для подачи топлива из приемных устройств 110 в шланги 112, как описано далее в данном документе.
Ускоритель 107 потока схематично показан около площадки 100 для заправки топливом. Часть или весь ускоритель 107 потока может находиться над землей, под землей или представлять собой комбинации таких расположений. В этом примере предполагается, что ускоритель 107 потока находится в месте расположения над поверхностью земли и может располагаться где угодно около площадки 100 для заправки топливом. Части ускорителя 107 потока могут размещаться в различных местах расположения и/или могут быть включены в другое оборудование, такое как различные заправочные агрегаты 104a-d.
Ускоритель 107 потока соединен с приемным устройством 110 и/или топливной цепью 108, чтобы регулировать поток топлива через него во время заправки. Ускоритель 107 потока содержит механизм 115 настройки приемного устройства, пусковое устройство 116 и регулятор 118 потока. Механизм 115 настройки приемного устройства соединен с соединительным устройством 110 приемного устройства, а пусковое устройство 116 совместно соединено между механизмом 115 настройки приемного устройства и регулятором 118 потока. Регулятор 118 потока соединен с летательным аппаратом 102, топливной цепью 108, механизмом 115 настройки приемного устройства и/или пусковым устройством 116 для контроля и/или управления их работой. Механизм 115 настройки приемного устройства может быть соединен с приемным устройством 110 для приложения к нему некоторого усилия (например, усилия от давления текучей среды или усилия от привода); пусковое устройство 116 может использоваться для изменения усилия механизма 115 настройки приемного устройства; и в ответ на измеренные параметры, такие как давление топлива, для активации пускового устройства 116 может использоваться регулятор потока, как описано далее в данном документе.
Хотя на фиг. 1 показаны конкретные примеры площадки 100 для заправки топливом, заправочных агрегатов 104a-d, ускорителя 107 потока и/или соответствующего оборудования для заправки летательного аппарата 102, возможны и другие варианты. Например, могут использоваться различные комбинации одного или нескольких изображенных компонентов.
Ускоритель потока
Фиг. 2А представляет собой схематическое изображение, более подробно показывающее топливозаправщик 104a для заправки от гидрантов и ускоритель 107 потока. На этом виде показана работа системы 101 заправки с ускорителем 107 потока. Как показано на этих видах, топливозаправщик 104a для заправки от гидрантов представляет собой мобильное транспортное средство (например, грузовой автомобиль), соединенное с наземным топливным резервуаром 106 с помощью подземного трубопровода, а с летательным аппаратом 102 - с помощью шланга 112. Топливозаправщик 104a для заправки от гидрантов содержит топливную цепь 108 с приемным устройством 110.
Как показано на этом виде, топливное приемное устройство 110 содержмт корпус с проходящим через него топливным приемным отверстием. Топливное приемное отверстие гидравлически соединено с топливным резервуаром 106 для приема топлива через него. Корпус содержит подвижную стенку 219 (например, поршень, заслонку и т.д.), определяющую изменяемую геометрию (например, диаметр приемного отверстия, площадь и т.д.) Δϕ приемного отверстия текучей среды. Подвижная стенка 219 может перемещаться с помощью ускорителя 107 потока для изменения геометрии топливного приемного отверстия, тем самым изменяя поток топлива через топливную цепь 108, которое подают в летательный аппарат 102.
К подвижной стенке 219 может быть приложено давление топлива в топливной цепи (например, моделируемое давление в наконечнике (PNS)) и/или давление топлива в наконечнике (например, фактическое давление в наконечнике (PNA)). Это давление топлива прикладывает усилие, созданное топливом, к подвижной стенке 219 со стороны топлива. Ускоритель 107 потока может использоваться для обеспечения противодействующего настраивающего усилия, направленного против усилия, созданного топливом.
Механизм 115 настройки приемного устройства, пусковое устройство 116 и регулятор 118 потока ускорителя 107 потока могут использоваться для изменения настраивающего усилия, приложенного к подвижной стенке. Механизм 115 настройки приемного устройства может иметь различные конфигурации, такие как источник текучей среды с находящейся под давлением текучей средой. Находящаяся под давлением текучая среда обладает давлением текучей среды, которое действует как настраивающее усилие на подвижную стенку 219.
Пусковое устройство 116 может представлять собой клапан, используемый для изменения давления текучей среды, высвобождаемой от источника 115 давления текучей среды к подвижной стенке 219, тем самым изменяя настраивающее усилие. Например, пусковое устройство 116 может представлять собой соленоид, электрически управляемый с помощью регулятора 118 потока для регулировки давления находящейся под давлением текучей среды (Pfluid), приложенной к подвижной стенке 219. Пусковое устройство 116 может выборочно активироваться для перемещения между положениями и/или для регулировки на различные уровни с помощью регулятора 118 потока. Регулятор 118 потока может быть электрически соединен с пусковым устройством 116 для его выборочной активации.
Когда ускоритель 107 изменяет настраивающее усилие относительно усилия давления (например, из PNS и/или PNA) в топливной цепи 108, изменяемое отверстие Δϕ меняет свои характеристики (например, увеличивает/уменьшает диаметр), тем самым изменяя характеристики потока топлива (Qfuel), которое подают в летательный аппарат 102. Например, когда настраивающее усилие превышает усилие, созданное топливом, подвижную стенку можно сместить в закрытое (или более закрытое) положение с уменьшенным диаметром Δϕ приемного отверстия, тем самым уменьшая поток топлива в цепи потока. В еще одном примере, когда настраивающее усилие меньше или равно усилию, созданному топливом, подвижная стенка можно отодвинуть в открытое (или более открытое) положение с увеличенным диаметром Δϕ приемного отверстия, тем самым увеличивая поток топлива в цепи потока.
Регулятор 118 потока может быть соединен с летательным аппаратом 102, топливной цепью 108 и/или механизмом 115 настройки приемного устройства для контроля и/или управления их работой. Пусковое устройство 116 может управляться регулятором 118 потока для выборочного высвобождения находящейся под давлением текучей среды от источника 115 текучей среды к подвижной стенке 219. Используя пусковое устройство 116, регулятор 118 потока может выборочно регулировать приемное устройство 110, чтобы выборочно изменять поток топлива, которое подают в топливную цепь 108 и/или летательный аппарат 102.
Регулятор 118 потока может содержать базу данных (запоминающее устройство) 228, процессор (например, центральный процессор (CPU)) 230, контроллер 231, источник 232 энергоснабжения, коммуникатор 233 и устройство 234 ввода/вывода. База данных 228 может принимать и хранить данные из различных источников, таких как датчики S1-S7 и/или другие источники, расположенные как на площадке 100 для заправки топливом, так и вне ее. Например, регулятор 118 может быть соединен с датчиками, расположенными возле системы 101 заправки топливом, такими как датчики S1 измерения давления текучей среды (Pfluid), датчики S2 измерения давления топлива (Pfuel), датчики S3 измерения давления в приемном устройстве (Pintake), датчики S4 измерения скорости потока топлива, проходящего через топливную цепь 108 (Qfuel), датчики S5 измерения моделируемого давления в наконечнике (PNS), датчики S6 измерения фактического давления в наконечнике (PNA) и датчики S7 измерения давления со стороны летательного аппарата (обратное давление - Pplane). Датчик S5 PNS может представлять собой, например, датчик Вентури, а датчик S4 скорости потока может представлять собой измеритель скорости потока. Датчиками могут быть измерены другие параметры, такие как скорость потока, температура, состав и т.д.
Процессор 230 может обрабатывать (например, комбинировать, интерпретировать, анализировать, вычислять и т.д.) принятые данные. Контроллер 231 может быть активирован процессором для выполнения действий в отношении пускового устройства 116, механизма 115 настройки приемного устройства и/или других частей системы 101 заправки топливом. Ускоритель 107 потока может получать энергию от источника 232 энергопитания.
Коммуникатор 233 может передавать сигналы энергопитания и/или данных посредством проводного или беспроводного соединения между регулятором 118 и различными компонентами системы 101 заправки топливом, как показано пунктирными линиями. Устройство 234 ввода/вывода может использоваться для ввода данных и/или генерирования выходных данных. Устройство 234 ввода/вывода может использоваться, чтобы позволить вводимой пользователем информации дополнять, изменять, генерировать и/или иным образом предпринимать действия на основе полученных данных, как описано далее в данном документе. Могут быть сгенерированы различные выходные данные, такие как отчеты, сигналы тревоги, отображения и т.д. Показаны типовые выходные данные 235, которые изображают результаты измерения давления, выполненные с течением времени датчиками S1, S5 и S6.
Как показано в выходных данных 235, ускоритель 107 потока, регулятор 118 потока, пусковое устройство 116 и/или механизм 115 настройки приемного устройства могут работать для настройки результатов измерения давления в системе 101 заправки топливом для поддержания давления топлива, поступающего в летательный аппарат 102 (например, у наконечника 111 и/или датчика S6 (PNA)) в пределах требуемого диапазона. Регулятор 118 потока может быть установлен для активации пускового устройства 116, когда измеренные значения давления достигают минимального уровня пускового устройства для активации пускового устройства. Минимальный уровень пускового устройства может представлять собой, например, давление, соответствующее давлению топлива в пределах диапазона R (например, около 75%) от максимального давления (Pmax), как определено эксплуатационными характеристиками и/или государственными нормативными актами. Когда измеренное значение давление опускается ниже минимального уровня пускового устройства, регулятор 118 потока может активировать пусковое устройство 116, чтобы сместить механизм 115 настройки приемного устройства, тем самым изменяя давление топлива.
Это давление топлива может поддерживаться ниже Pmax и/или в пределах заранее определенного диапазона R. Этот диапазон R может представлять собой, например, диапазон, который обеспечивает максимальную эффективность в пределах рабочих возможностей. Такой диапазон может составлять, например (и без ограничения), от около 80 до около 100% (или 60 - 100%, или 75 - 100%) от Pmax. Этот диапазон R может быть установлен на заранее определенную продолжительность, например, около 50% (или 60%, или 70%, или 80%) или большего количества времени от времени заправки Tr.
На фиг. 2В1 и 2В2 показаны примеры топливного приемного устройства 210а,b с топливным приемным отверстием с изменяемой геометрией (Δϕ) приемного отверстия. На фиг. 2В1 показано топливное приемное устройство 210а в конфигурации регулирования давления. На фиг. 2В2 показано топливное приемное устройство 210b в конфигурации двигателя. Каждое из топливных приемных устройств 210a,b имеет корпус 225a,b с топливным приемным отверстием 229a,b и топливным выпускным отверстием 237a,b, а также поршень 219a,b, который перемещается в нем с возможностью скольжения. Топливный канал проходит между топливным приемным отверстием 229a,b и топливным выпускным отверстием 237a,b через участки стенки и/или кольцевой канал корпуса 225a,b.
В варианте, показанном на фиг. 2В1, корпус 225а показан в виде цилиндрического элемента с поршневой камерой, разделенной на камеру текучей среды и топливную камеру посредством поршневой головки поршня 219а. Механизм настройки приемного устройства этой конфигурации представляет собой источник 115а текучей среды, активируемый клапанным пусковым устройством 116а. Источник 115а текучей среды может представлять собой корпус контейнера (например, резервуара), заполненный находящейся под давлением текучей средой, такой как топливо, воздух, гидравлическая жидкость и т.д., способной прикладывать усилие Fp давления текучей среды к подвижной стенке (головке поршня) 219 против усилия Ff, созданного топливом. Источник 115а текучей среды может быть выборочно связан по текучей среде с топливным приемным устройством 110 через клапанное пусковое устройство 116а.
Находящаяся под давлением текучая среда из источника 115а текучей среды гидравлически связана с камерой для текучей среды, а топливо гидравлически связано с топливной камерой. Головка поршня может перемещаться с возможностью скольжения в корпусе 225a с помощью усилия Ff, созданного топливом, прикладываемого топливом, поступающим в топливную камеру, и с помощью усилия Fp давления текучей среды, созданного находящейся под давлением текучей средой, поступающей в камеру для текучей среды от источника 115а давления.
После активации клапанного пускового устройства 116а с помощью регулятора потока клапанное пусковое устройство 116а может варьировать количество находящейся под давлением текучей среды от источника 115а давления, тем самым варьируя настраивающее усилие, приложенное к поршню 219а со стороны текучей среды. Когда давление изменяется, поршень 219а перемещается в пределах корпуса 225а.
Поршень 219а также содержит хвостовик поршня, соединенный с головкой поршня посредством подпружиненного штока поршня, и может перемещаться вместе с головкой поршня. Хвостовик поршня расположен с возможностью скольжения возле топливного приемного отверстия 229а, чтобы выборочно изменять поток, проходящий через него. Хвостовик поршня может перемещаться между полностью открытым положением с открытым топливным приемным отверстием для подачи топлива через него, и полностью закрытым положением, когда поршень блокирует топливное приемное отверстие 229а. Хвостовик поршня может находиться в различных положениях между полностью открытым и закрытым положениями, чтобы изменять поток топлива, которое подают в топливное приемное отверстие 229а.
Топливное приемное устройство 210b, показанное на фиг. 2B2, аналогично устройству, показанному на фиг. 2B1, за исключением того, что корпус 225b имеет другую конфигурацию, а механизм настройки приемного устройства представляет собой двигатель 115b, приводимый в действие электрическим пусковым устройством 116b (например, соленоидом, переключателем, цепью и т.д.). В этой конфигурации двигатель 115b соединен с головкой поршня посредством штока поршня. Двигатель 115b может иметь шестерни, рычаги или другие устройства для приведения в действие поршня 219а. Двигатель 115b может представлять собой, например, обычный серводвигатель, электрически активируемый с помощью электрического пускового устройства 116b.
Регулятор 118 потока может активировать электрическое пусковое устройство 116b, чтобы запустить двигатель 115b, чтобы приложить усилие Fd от двигателя на поршень 219а, противоположное усилию Ff, созданному топливом, тем самым перемещая поршень 219а. Поршень 219а может перемещаться с помощью двигателя 115b возле приемного отверстия 229b, чтобы выборочно пропускать через него большее или меньшее количество топлива. Головка поршня расположена с возможностью скольжения возле топливного приемного отверстия 229b между полностью открытым положением с открытым топливным приемным отверстием для подачи топлива через него и полностью закрытым положением, когда поршень блокирует топливное приемное отверстие 229a, чтобы выборочно изменять поток через топливное приемное отверстие.
Фиг. 3А и 3В представляют собой схематические изображения, показывающие детали системы 101а,b заправки топливом, соответственно. На фиг. 3А показаны детали системы 101а заправки топливом с топливозаправщиком 104а для заправки от гидрантов и ускорителем 107 потока. На фиг. 3В показана система 101b заправки топливом с топливозаправщиком 104b и ускорителем 107 потока.
Как показано в примере, изображенном на фиг. 3А, топливозаправщик 104a для заправки от гидрантов содержит топливный резервуар 106 и топливную цепь 308а. Топливная цепь 308a содержит ниппель 110a приемного отверстия для приема топлива из топливного резервуара 106, и настраиваего усилия от механизма 115 настройки приемного устройства. Соединительное устройство 110a приемного устройства может представлять собой устройство с топливным приемным отверстием 310 с изменяемыми параметрами и приемным отверстием 312 для текучей среды с подвижной стенкой 319 между ними. Примеры соединительных устройств приемного устройства, которые можно использовать, включают в себя соединительное устройство топливозаправочного гидранта с регулятором давления, коммерчески доступное от компании EATON™ через сайт www.eaton.com.
Топливная цепь 308a содержит трубопроводы 220, проходящие от ниппеля 110a приемного отверстия к шлангам 112a,b. Трубопроводы 220 могут быть трубчатыми элементами (например, трубами, трубопроводами, трубками и т.д.), проходящими между топливным приемным отверстием 310a и шлангами 112a,b для подачи топлива из топливного резервуара 106 в летательный аппарат 102. Для того, чтобы определять топливный тракт для потока топлива через топливная цепь могут быть соединены различные комбинации трубчатых элементов. Части трубчатых элементов могут быть соединены с возможностью разъединения, чтобы при необходимости выборочно конфигурировать топливную цепь. Соединения между топливной цепью 108 и другими частями системы 101 заправки топливом могут быть частью топливной цепи 308а, или могут быть соединены с ней.
Один или несколько шлангов 112a,b могут быть соединены с топливной цепью 308a для соединения с летательным аппаратом. В этом примере изображены два набора шлангов 112a,b с наконечниками 111. Шланги 112a включают в себя аэродромные шланги 112a и шланги 112b, которые находятся на барабане 322 для наматывания шлангов. Для поддержки шлангов 112a,b могут быть предусмотрены барабаны для наматывания шлангов 322. Шланги 112a,b содержат на своем конце наконечники 111, выполненные с возможностью соединения с летательным аппаратом 102 для подачи в него топлива. Наконечники 111 могут иметь пусковые устройства для выборочной подачи топлива из шлангов 112a,b в летательный аппарат 102.
Топливная цепь 308а снабжена различными устройствами управления текучей средой для функционирования с топливом, проходящим через топливную цепь 308а. Топливная цепь 308а содержит клапан 324а для подачи топлива в аэродромные шланги 112а, и клапан 324b для подачи топлива в шланг 112b. Топливная цепь 308а также содержит топливный фильтр 327 для фильтрации топлива, когда оно проходит через топливную цепь 308а. Для выполнения различных функций текучей среды в различных местах вдоль топливной цепи могут быть расположены другие устройства управления потоком, такие как клапаны, фильтры, ограничители, наконечники, сливные резервуары, линии отбора проб, сливные линии и т.д. Клапаны 324a,b могут включать в себя различные устройства для выборочной подачи топлива в части топливной цепи 308a, такие как ниппель 110a приемного отверстия, клапаны 324a,b регулирования потока и другие клапаны. Наконечник 111 шлангов 112а также может действовать как клапан и/или устройство управления потоком, чтобы выборочно подавать топливо в летательный аппарат 102.
Как также показано на фиг. 3А, пусковое устройство 116 ускорителя 107 потока соединено с соединительным устройством 110a приемного устройства для приложения настраивающего усилия от механизма 115 настройки приемного устройства. Регулятор 118 ускорителя 107 потока соединен с датчиками S1-S7 для определения параметров текучей среды, таких как давление в наконечнике (PNS/PNA), скорость потока топлива (Qfuel) и давление текучей среды (Pfluid). Эти параметры текучей среды могут контролироваться регулятором 118 потока для активации пускового устройства 116, чтобы изменять настраивающее усилие, приложенное механизмом 115 настройки приемного устройства к приемному отверстию 312 текучей среды.
Давление (Pfluid) прикладывает усилие к подвижной стенке 319a. От давления в наконечнике (PNA или PNS) к подвижной стенке 319a прикладывается противодействующее усилие. Давление (Pfluid) может регулироваться регулятором 118 потока для того, чтобы преодолеть давление в наконечнике (PNA или PNS), достаточное для смещения подвижной стенки 319a, чтобы изменить размер топливного приемного отверстия 310, тем самым изменяя скорость потока (Qfuel). Регулятор 118 может непрерывно контролировать датчики S1-S7 и выполнять регулировку топливного приемного отверстия 310 и/или соединительного устройства 110a приемного устройства для изменения потока топлива при необходимости. Эти регулировки могут быть выполнены, например, путем активации регулятора 118, чтобы подать сигнал клапану (например, электромагнитному клапану) 116, чтобы регулировать подачу находящейся под давлением текучей среды от источника 115 текучей среды к соединительному устройству 110a приемного устройства, тем самым изменяя силу, приложенную к подвижной стенке 319, поток топлива через топливное приемное устройство 110a и давление топлива в летательном аппарате 102. Эти регулировки могут быть выполнены для поддержания давления в наконечнике (PNS) на уровне или ниже заранее определенного максимального давления (Pmax) и/или для ускорения потока топлива в пределах диапазона максимального давления.
Система 101b заправки топливом, показанная на фиг. 3В, аналогична системе 101а заправки топливом, показанной на фиг. 3А, за исключением того, что показан топливозаправщик 104b с включенным в него топливным резервуаром 106. Кроме того, для перекачки топлива из топливного резервуара 106 в топливное приемное отверстие 310b предусмотрен насос 326, и топливное приемное отверстие 110b является встроенным клапаном управления давлением, регулируемым механизмом 115 настройки приемного устройства и пусковым устройством 116. Примеры клапанов регулировки давления, которые могут быть использованы, включают в себя пневматические встроенные клапаны регулировки давления, коммерчески доступные под торговой маркой CARTER™ через сайт www.eaton.com.
Примеры
Фиг. 4-10В изображают графики 400-1000b, на которых изображены различные параметры системы 101 заправки топливом, измеренные во время испытаний. В ходе испытаний сравнивали операции заправки, выполняемые с использованием системы 101 заправки топливом, с ускорением потока, обеспечиваемым путем подачи находящейся под давлением текучей среды (Pfluid) в топливную цепь (например, приемное устройство), с операциями заправки, которые не имели ускорения потока. Ускорение потока предназначено для управления значениями скорости потока топлива (Qfuel) в летательный аппарат, тем самым сокращая время заправки. Ускорение потока также предназначено для обеспечения возможности настройки для выборочной регулировки потока топлива (и, следовательно, значений давления) для поддержания давления в наконечнике (PNS/PNA) в заранее определенных пределах, как например, при максимальном давлении (Pmax).
Испытание проводится на испытательном стенде с системой заправки топливом в конфигурации, аналогичной системе 101 заправки топливом, показанной на фиг. 3А. Реактивное топливо использовалось под давлением подачи в топливную цепь при температуре окружающей среды через приемное устройство соединительного устройства. С целью испытаний вместо летательного аппарата 102 предусмотрен испытательный стенд, и на испытательном стенде используется испытательный клапан для перекрытия потока к испытательному стенду во время испытаний на перекрывание.
Во время испытаний топливо проходит из топливного резервуара 106 через топливную цепь 108 в испытательный стенд, и с одного или нескольких датчиков S1-S7 в системе заправки топливом, таких как датчика Вентури (PNS), датчика обратного давления (Pplane), датчика давления на испытательном стенде (Pintake), давления в наконечнике (PNA), первичного давления воздуха (Pfluid), а также датчиков скорости потока топлива (Qfuel), снимаются результаты измерения. Результаты измерений включают в себя, например, результаты измерения давления и/или скорость потока топлива, проходящего через систему заправки топливом. Для испытаний, показанных в Примерах 1-4, ускоритель 107 потока деактивируется, так что ускорение потока не обеспечивается. Для испытаний, показанных в Примерах 5-7 с ускорением потока, ускоритель 107 потока активируется для обеспечения ускорения потока.
Пример 1. Калибровка датчика Вентури
В этом Примере 1 выполняется калибровка датчиков в системе заправки топливом. Во время калибровки топливо подается из топливного резервуара в топливную цепь. Датчики собирают результаты измерения в зависимости от скорости потока (Qfuel) топлива, поступающего в топливный резервуар. Испытания начинаются с увеличения скорости потока (Qfuel) от около 0 GPM (галлонов в минуту) до около 280 GPM, и снижения до значения около 120 GPM в течение начального периода 460a, составляющего от около 175 секунд до около 275 секунд.
В течение критического периода 460b, составляющего от около 275 секунд до около 400 секунд PNS/PNA стабилизируется до критического давления от около 20 psi (1,41 кг/см2) до около 30 psi (2,11 кг/см2). В течение конечного периода 460с, составляющего от около 400 секунд до около 500 секунд, скорость потока (Qfuel) снова увеличивается до около 280 GPM. В течение периодов 460a-c результаты измерений получают от датчиков PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid и Qfuel.
Фиг. 4 представляет собой линейный график 400, изображающий результаты измерения, полученные датчиками текучей среды в топливной цепи во время калибровки. График 400 показывает зависимость давления (P) (Y1) и скорости потока (Q) (Y2) от времени для датчиков текучей среды PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid и Qfuel. Как показано на графике 400, фактическое давление в наконечнике (PNA) и моделируемое давление в наконечнике (PNS) измеряются по-разному в течение начального и конечного периодов 460a,c. Как также показано на графике 400, фактическое давление в наконечнике (PNA) и моделируемое давление в наконечнике (PNS) измеряют примерно одинаковое давление в течение стабильного периода времени, как указано в рамке 462, и в течение критического периода 460b. Это может использоваться для подтверждения того, что датчики фактического давления в наконечнике (PNA) и моделируемого давления в наконечнике (PNS) откалиброваны.
Пример 2. Испытание на перекрывание без ускорения - при различном давлении текучей среды (Pfluid)
В этом примере испытание на перекрывание выполняется в системе заправки топливом при различных значениях давления текучей среды (Pfluid) и с отключенным ускорителем 107 потока. Испытание на перекрывание включает прохождение топлива из топливного резервуара через топливную цепь к испытательному стенду. Во время испытания на перекрывание испытательный клапан закрыт и результаты измерения получают от каждого из датчиков PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid и Qfuel.
Фиг. 5А-5С представляют собой графики 500а-с, изображающие результаты измерений, сделанные во время испытания на перекрывание. Графики 500a-c отображают давление (P) (Y1) и скорость потока (Q) (Y2) в зависимости от времени для результатов измерений, полученных от каждого из датчиков PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid и Qfuel. Испытание на перекрывание проводят при значении давления текучей среды (Pfluid), составляющем около 60 psi (4,22 кг/см2) (фиг. 5А), при значении давления текучей среды (Pfluid), составляющем около 70 psi (4,92 кг/см2) (фиг. 5B), при значении давления текучей среды (Pfluid), составляющем около 80 psi (5,63 кг/см2) (фиг. 5C), и максимальном давлении (Pmax), заданном на уровне 55 psi (3,87 кг/см2).
Как показано на графиках 500a-c, после того, как испытательный клапан закрыт, скорость потока (Qfuel) топлива уменьшается, как показано окружностями 566a-c. Из графиков 500a-c можно определить максимальное давление находящейся под давлением текучей среды (Pfluid-max), а именно: 60 psi (4,22 кг/см2) (фиг. 5A), 70 psi (4,92 кг/см2) (фиг. 5B) и 80 psi (5,63 кг/см2) (фиг. 5C). Эти графики показывают, что давление находящейся под давлением текучей среды (Pfluid-max), необходимое для поддержания давления в наконечнике (PNS/PNA) ниже максимального давления (Pmax), составляет около 70 psi (4,92 кг/см2).
Пример 3. Испытание на перекрывание без ускорения - с использованием различных наконечников
В этом примере выполняется испытание на перекрывание в системе заправки топливом с использованием различных наконечников и с отключенным ускорителем потока. Испытание на перекрывание включает прохождение топлива из топливного резервуара через топливную цепь к испытательному стенду. Три различных наконечника подключены к испытательному стенду, и испытание на перекрывание повторяют, используя каждый из трех наконечников. Давление топлива (Pintake) и давление текучей среды (Pfluid) остаются постоянными при 100 psi (7,03 кг/см2) и 61 psi (4,29 кг/см2), соответственно, во время каждого из этих испытаний на перекрывание. Во время испытания на перекрывание испытательный клапан закрыт и результаты измерения получают от каждого из датчиков PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid и Qfuel, чтобы определить, являются ли различия в результатах измерения результатом использования различных наконечников.
На фиг. 6А-6С показаны графики 600а-с, изображающие результаты измерений, сделанные во время испытания на перекрывание. Графики 600a-c отображают давление (P) (Y1) и скорость потока (Q) (Y2) в зависимости от времени для результатов измерений, полученных от каждого из датчиков PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid и Qfuel. Испытание на перекрывание проводят с использованием наконечника 45 psi (3,16 кг/см2) (фиг. 6А), наконечника 50 psi (3,52 кг/см2) (фиг. 6В) и наконечника 55 psi (3,87 кг/см2) (фиг. 6С).
Как показано на графиках 600a-c, после того, как испытательный клапан закрыт, скорость потока (Qfuel) топлива уменьшается. Как также показано на графиках 600a-c, значения давления в наконечнике (PNS, PNA) остаются согласованными с каждым из испытанных наконечников в течение критического периода, как показано окружностями 668a-c. Эти графики 600a-c показывают, что существует небольшая разница в результатах измерениях между наконечниками.
Пример 4. Сравнение PNS и PNA для испытаний на перекрывание, показанных в Примере 3
Графики, показанные на фиг. 6А-6С анализируются и используются для создания графиков 700а-с, показанных на фиг. 7А-7С. Графики 700a-c изображают зависимость скорости потока (Q) (ось Y) от давления (PNS), (PNA), (PNS/PNA), соответственно, (ось X), для каждого из различных значений давления в наконечнике. На фиг. 7А показана зависимость скорости потока (Qfuel) от фактического давления в наконечнике (PNA) для наконечника 45 psi (3,16 кг/см2) (фиг. 6А), наконечника 50 psi (3,52 кг/см2) (фиг. 6В) и наконечника 55 psi (3,87кг/см2) (фиг. 6в), соответственно. На фиг. 7В представлена диаграмма скорости потока (Q) топлива с использованием значения давления в наконечнике (PNS) для наконечников 45 psi, 50 psi и 55 psi (3,87 кг/см2), показанных на фиг. 6A-6C, соответственно. На фиг. 7C показаны графики, изображенные на фиг. 7A и 7B, на одном графике 700c. На графиках 700a-c также показана линия максимального давления (Pmax) при 50 psi (3,52 кг/см2).
Как показано на графиках 700a-700c, скорость потока топлива во время испытания на перекрывание (без ускорителя потока) остается значительно ниже максимального давления (Pmax) для большей части испытания на перекрывание. Как также показано на графике 700с, скорость потока для каждого из датчиков давления (PNS/PNA) согласуется для части испытания на перекрывание, когда давление обоих датчиков давления (PNS/PNA) приближается к максимальному давлению (Pmax), как указано окружностью 768.
Пример 5. Испытание на перекрывание с ускорением топлива - Сравнение PNA
В этом примере испытание на перекрывание выполняют в системе заправки топливом с активированным ускорителем 107 потока, и в сравнении с испытанием на перекрывание, показанном на фиг. 7А без ускорения потока. Испытание на перекрывание включает в себя подачу топлива из топливного резервуара через топливную цепь к испытательному стенду и закрытие испытательного клапана, как в испытаниях на перекрывание, показанных на фиг. 5A-6C. В этой версии ускорение потока обеспечивается регулировкой давления текучей среды (Pfluid) в течение около 30 секунд. Эти регулировки давления используются для изменения (например, ускорения) скорости потока топлива (Qfuel) в топливной цепи, как показано на фиг. 2А. Во время этого испытания на перекрывание максимальное давление (Pmax) составляет 50 psi (3,52 кг/см2), и результаты измерения получают от каждого из датчиков PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid и Qfuel.
Фиг. 8А-8В представляют собой графики 800а-b, изображающие результаты измерений, проведенных во время испытания на перекрывание при активированном ускорителе потока. График 800a отображает давление (P) (Y1) и скорость потока (Q) (Y2) в зависимости от времени для результатов измерений, полученных от каждого из датчиков PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid и Qfuel. Как указано окружностями 870a,b, ускоритель потока активируется в момент времени t = 0,4 для снижения давления (Pfluid) от значения, составляющего около 100 psi (7,03 кг/см2) до около 80 psi (5,63 кг/см2), и в момент времени t = 0,6 для снижения давления (Pfluid) от значения, составляющего 80 (5,63 кг/см2) psi до 60 psi (4,22 кг/см2). Это приводит к регулировке давления, измеренного каждым из датчиков PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid и Qfuel. Как показано на графике 800a, находящаяся под давлением текучая среда (Pfluid) может использоваться для обеспечения ускорения потока для управления фактическим давлением в наконечнике (PNA), а также другими значениями давления в системе заправки топливом. Эта регулировка может использоваться для поддержания PNA ниже Pmax.
На графике 800b показана зависимость скорости потока (Q) (ось Y) от PNA (ось X) с использованием результатов измерений, проведенных в ходе испытания на перекрывание, показанных на фиг. 8A, для создания линии 800a’ ускорителя потока. График 800b также показывает график 700a, приведенный на фиг. 7, для сравнения. Как показано пунктирным треугольником 872, скорость потока топлива с ускорением под давлением увеличивает скорость потока (Qfuel) до скорости, близкой к максимальному давлению (Pmax), равному 50 psi (3,52 кг/см2). График 800b также показывает, что PNA для ускорения потока 800a’ попадает в диапазон R1 80% в течение более 50% времени, а PNA без ускорения потока на графике 700a находился в диапазоне R1 в течение менее чем 10% времени.
Графики 800a,b указывают, что ускорение потока может использоваться для увеличения фактического давления в наконечнике (PNA) и/или для управления потоком топлива (Pfuel). Этот график 800b также указывает, что ускорение потока увеличивает скорость потока (Qfuel), которых подают в летательный аппарат, тем самым сокращая время для заполнения топливных резервуаров в летательном аппарате. Увеличенная скорость потока (Qfuel) с использованием ускорителя потока может обеспечивать давление в топливной цепи, тем самым компенсируя случаи обратного давления, которые могут возникать во время заправки, как показано на графике 800a,b.
Основываясь на графиках, расчеты показывают, что без ускорения при обратном давлении около 25 psi (1,76 кг/см2) поток в течение 5 минут при скорости 800 л/мин создает около 4000 литров (1056,69 галлона), которые принимают на борт. Используя ускоритель потока, показанный на фиг. 8А и 8В, при обратном давлении 25 psi (1,76 кг/см2) и потоке около 280 галлонов (1059,91 литра) в минуту, объем 1058 галлонов (4004,96 литра) при 280 галлонах (1059,91 литра) за минуту заполняется примерно за 3,78 минуты. Значение в 3,78 минуты представляет собой сокращение времени заправки при использовании ускорителя потока на протяжении всего цикла заправки примерно на 25%.
Пример 6. Испытание на перекрывание с ускорением топлива - Сравнение PSA
Этот пример аналогичен Примеру 5, за исключением того, что ускорение потока в этой версии выполняется путем однократной регулировки давления текучей среды (Pfluid) при активированном ускорителе потока, и сравнение результатов с моделируемым давлением в наконечнике (PNS), показанном на фиг. 7B без ускорения потока. Этот пример 5 также демонстрирует использование ускорения потока при поддержании моделируемого давления в наконечнике (PNS) ниже максимального давления (Pmax).
Фиг. 9А-9С представляют собой графики 900а-с, изображающие результаты измерений, проведенных во время испытания на перекрывание при активированном ускорителе потока. График 900a отображает давление (P) (Y1) и скорость потока (Q) (Y2) в зависимости от времени для результатов измерений, полученных от каждого из датчиков PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid и Qfuel. Как показано пунктирной окружностью 970, ускоритель потока активируется в момент времени t = 0,4, чтобы снизить давление (Pfluid) от значения, составляющего 75 psi (5,27 кг/см2) до 60 psi (4,22 кг/см2).
Как показано на графике 900a, находящаяся под давлением текучая среда (Pfluid) может использоваться для обеспечения ускорения потока, чтобы увеличить моделируемое давление в наконечнике (PNS), а также другие значения давления системы заправки топливом и/или для управления потоком топлива (Pfuel). Это ускорение потока приводит к соответствующему увеличению давления, измеренного каждым из датчиков PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid и Qfuel, а также давления топлива от превышения максимального давления (Pmax).
На графике 900b показана зависимость скорости потока (Q) (ось Y) от PNS (ось X) с использованием результатов измерений, проведенных в ходе испытания на перекрывание, показанных на графике 900a Фиг. 9A, для создания линии 900a’ ускорителя потока. График 900b также, для сравнения, показывает график 700b. Как показано пунктирной окружностью 972a, скорость потока топлива с ускорением под давлением увеличивает скорость потока (Qfuel) до скорости, близкой к максимальному давлению (Pmax), равному 50 psi (3,52 кг/см2). Этот график 900b также указывает, что ускорение потока увеличивает скорость потока (Qfuel), которых подают в летательный аппарат, тем самым сокращая время для заполнения топливных резервуаров в летательном аппарате, поддерживая при этом давление топлива ниже максимального давления (Pmax). График 900b также показывает, что PNS для ускорения потока 900a’ попадает в диапазон R2, равный 60%, в течение около 100% времени, и PNA попадает в диапазон R2 в течение около 90% времени, но PNA без ускорения потока, согласно графику 700b, находился в диапазоне R2 менее чем около 30% времени.
На графике 900c показана зависимость скорости потока (ось Y) от PNS/PNA (ось X) с использованием результатов измерений, проведенных в ходе испытаний на перекрывание, показанных в линии 800a’ на фиг. 8A и 900a’ на фиг. 9A. График 900b также, для сравнения, показывает график 700a’. График 700a’ представляет собой среднее значение точек на графике 700a, показанных на фиг. 7. Как показано пунктирным параллелограммом 972b, скорость потока топлива с ускорением под давлением увеличивает скорость потока (Qfuel) до скорости, близкой к максимальному давлению (Pmax), равному 50 psi (3,52 кг/см2) от значений моделируемого и фактического давления (PNS/PNA) в наконечнике.
График 900b показывает, что PNA для ускорения потока 800a’ и 1000a’ попадает в диапазон R3, равный 60%, в течение около 70% времени, а PNA без ускорения потока на графике 700b находился в диапазоне R3 в течение менее чем около 10% времени. Этот график 900c также показывает разницу в производительности ускорителя потока при мониторинге PNS по сравнению с PNA.
Пример 7. Испытание на перекрывание с наконечником 45 psi (3,16 кг/см2) - сравнение PNS и PSA
Это испытание на перекрывание аналогично Примеру 3, показанному на фиг. 6А, за исключением того, что этот испытание на перекрывание проводится без ускорения с использованием различных наконечников при давлении текучей среды 45 psi (3,16 кг/см2) и 80 psi (5,63 кг/см2). Фиг. 10А-10В представляют собой графики 1000a-b, изображающие результаты измерений, проведенных во время испытания на перекрывание без ускорителя потока, активированного при постоянном давлении. График 1000a отображает давление (P) (Y1) и скорость потока (Q) (Y2) в зависимости от времени для результатов измерений, полученных от каждого из датчиков PNS, Pintake, Pplane, PNA, Pfluid и Qfuel.
Как показано на графике 1000a, постоянное, повышенное давление текучей среды (Pfluid) при 80 psi (5,63 кг/см2) обеспечивает постоянное ускорение с подходящим наконечником при 45 psi (3,16 кг/см2), обеспечивающим управление для поддержания давления ниже максимального давление (Pmax). График 1000a показывает, что это постоянное ускорение потока, выполненное при параметрах выше стандартного давления воздуха, может использоваться для поддержания моделируемого давления в наконечнике (PNS) и/или потоке топлива (Pfuel) вблизи максимального давления (Pmax).
На графике 1000b показана зависимость скорости потока (Q) (ось Y) от PNS (ось X) с использованием результатов измерений, проведенных в ходе испытания на перекрывание, показанных на графике 1000a Фиг. 10A, для создания линии 1000a’ ускорителя потока. График 1000b также показывает графики 700a, представленные на фиг. 7 и 800a’, представленный на фиг. 8, для сравнения. Как показано на графиках, ускоритель потока может использоваться для ускорения (Qfuel) во время функционирования и/или для поддержания давления (PNS/PNA) ниже максимального давления (Pmax).
Фиг. 11 представляет собой блок-схему, изображающую способ 1100 оптимизации потока топлива, которое подают в летательный аппарат. Способ включает 1180 - гидравлическое соединение источника топлива с топливной цепью заправочного агрегата через топливное приемное устройство, и 1182 - гидравлическое соединение топливной цепи с летательным аппаратом через шланг с наконечником. Заправочный агрегат содержит топливную цепь, ускоритель потока и шланг. Способ продолжается с 1186 - подача топлива из источника топлива в топливную цепь (через топливное приемное устройство) и из топливной цепи - в летательный аппарат (через шланг), 1188 - измерение параметров текучей среды (например, Qfuel, PNS, PNA) топлива во время подачи, и 1190 - выборочное ускорение, во время подачи топлива и на основе параметров измерения, потока топлива, которое подают в летательный аппарат, с помощью выборочного приложения настраивающего усилия к усилию, созданному топливом, так что размер топливного приемного устройства (например, приемного устройства соединительного устройства/встроенного клапана регулировки давления) изменяется.
Выборочное ускорение может включать в себя поддержание давления топлива ниже максимального давления во время подачи, поддержание давления топлива в пределах диапазона максимального давления во время подачи, выборочное увеличение настраивающего усилия (например, Pfluid) для преодоления усилия, созданного топливом (например, PNA/PNS), непрерывное прикладывание настраивающего усилия (Pfluid) к топливному приемному устройству во время подачи, усилие ускорения (например, давление текучей среды, сигнал соленоида), приложенное против усилия, созданного топливом (PNA/PNS) топливного приемного устройства и/или срабатывание механизма настройки приемного устройства для изменения настраивающего усилия.
Могут быть выполнены эти и другие способы. По мере необходимости может быть выполнена часть способа в любом порядке или способ целиком и/или способ может быть скомбинирован.
Хотя варианты осуществления изобретения описаны со ссылкой на различные варианты реализации и использования, следует понимать, что эти варианты осуществления являются иллюстративными и что объем объекта изобретения не ограничен ими. Возможны многие варианты, модификации, дополнения и усовершенствования. Например, могут использоваться различные комбинации одной или нескольких конструктивных особенностей, представленных в данном документе.
Множественные случаи могут быть предусмотрены для компонентов, операций или структур, описанных здесь как единичный случай. В общем, структуры и функциональные возможности, представленные как отдельные компоненты в типовых конфигурациях, могут быть реализованы в виде комбинированной структуры или компонента. Аналогичным образом, структуры и функциональные возможности, представленные как один компонент, могут быть реализованы как отдельные компоненты. В объем объекта изобретения могут попадать эти и другие варианты, модификации, дополнения и усовершенствования.
Поскольку в приведенном выше описании и на прилагаемых графических материалах раскрыты любые дополнительные объекты, не входящие в объем пункта(пунктов) формулы изобретения, представленной в данном документе, данные изобретения не предназначены для широкой общественности и зарезервировано право подать одну или несколько заявок для того, чтобы предъявить претензию на такое дополнительное изобретение. Хотя в данном документе может представлена довольно узкая формула изобретения, следует признать, что объем данного изобретения намного шире, чем представлено пунктом(пунктами) формулы изобретения. Правопритязания в более широком объеме могут быть поданы в заявке на получение преимуществ с учетом приоритета в соответствии с этой заявкой.
Множественные случаи могут быть предусмотрены для компонентов, операций или структур, описанных здесь как единичный случай. В общем, структуры и функциональные возможности, представленные как отдельные компоненты в типовых конфигурациях, могут быть реализованы в виде комбинированной структуры или компонента. Аналогичным образом, структуры и функциональные возможности, представленные как один компонент, могут быть реализованы как отдельные компоненты. В объем объекта изобретения могут попадать эти и другие варианты, модификации, дополнения и усовершенствования.
1. Ускоритель потока для оптимизации потока топлива, которое подают в летательный аппарат через заправочный агрегат, причем заправочный агрегат содержит топливную цепь, при этом ускоритель потока содержит:
топливное приемное устройство, гидравлически связанное с топливной цепью, причем топливное приемное устройство содержит корпус и поршень, при этом поршень содержит головку поршня, которая со скольжением перемещается в корпусе с образованием топливного приемного отверстия с изменяемыми параметрами для приема топлива через топливное приемное отверстие и в топливную цепь, при этом топливо воздействует на поршень с усилием, созданным топливом;
механизм настройки приемного устройства, функционально соединенный с топливным приемным устройством, причем механизм настройки приемного устройства обладает настраивающим усилием, приложенным к поршню против усилия, созданного топливом;
пусковое устройство, соединенное с механизмом настройки приемного устройства для выборочного изменения настраивающего усилия, приложенного с помощью механизма настройки приемного устройства; и
регулятор потока, соединенный с датчиками, расположенными около заправочного агрегата, чтобы получать от них результаты измерения параметров топлива, причем регулятор потока функционально соединен с пусковым устройством, чтобы выборочно активировать пусковое устройство в ответ на результаты измерения параметров топлива, благодаря чему во время заправки непрерывно регулируется поток топлива, которое подают в летательный аппарат.
2. Ускоритель потока по п. 1, отличающийся тем, что поршень вынужден перемещаться в направлении полностью закрытого положения топливного приемного отверстия, когда настраивающее усилие превышает усилие, созданное топливом, и в направлении полностью открытого положения топливного приемного отверстия, когда усилие, созданное топливом, превышает настраивающее усилие.
3. Ускоритель потока по п. 1, отличающийся тем, что усилие, созданное топливом, определяется давлением топлива в одном из: топливное приемное отверстие, топливная цепь, летательный аппарат, а также их комбинации.
4. Ускоритель потока по п. 1, отличающийся тем, что механизм настройки приемного устройства содержит источник находящейся под давлением текучей среды с находящейся под давлением текучей средой.
5. Ускоритель потока по п. 4, отличающийся тем, что усилие, созданное топливом, включает в себя давление топлива, приложенное к поршню со стороны топлива, и при этом настраивающее усилие включает в себя давление текучей среды от находящейся под давлением текучей среды, приложенное к поршню со стороны текучей среды.
6. Ускоритель потока по п. 5, отличающийся тем, что поршень дополнительно содержит хвостовик поршня, соединенный с головкой поршня посредством штока поршня и являющийся подвижным вместе с ними, причем на противоположных сторонах хвостовика поршня представлены сторона со стороны топлива и сторона со стороны текучей среды, таким образом поршневая камера разделена в корпусе на топливную камеру с топливной стороны хвостовика поршня и камеру текучей среды со стороны текучей среды хвостовика поршня, при этом топливная камера гидравлически связана с топливом, а камера для текучей среды гидравлически связана с находящейся под давлением текучей средой.
7. Ускоритель потока по п. 1, отличающийся тем, что механизм настройки приемного устройства содержит двигатель, функционально соединенный с поршнем, и при этом настраивающее усилие определено движущей силой двигателя.
8. Ускоритель потока по п. 1, отличающийся тем, что пусковое устройство содержит одно из: привод, соленоид, клапан, а также их комбинацию.
9. Ускоритель потока по п. 1, отличающийся тем, что результаты измерения параметров топлива содержат давление топлива, и при этом регулятор потока имеет минимальный уровень пускового устройства для активации пускового устройства, причем минимальный уровень пускового устройства соответствует давлению топлива, составляющему 75% от заранее определенного максимального давления топлива.
10. Система заправки топливом для оптимизации потока топлива, которое подают в летательный аппарат, причем система заправки топливом содержит:
источник топлива;
заправочный агрегат, содержащий топливную цепь, который выборочно связывается с источником топлива и летательным аппаратом; и
ускоритель потока, содержащий:
топливное приемное устройство, гидравлически связанное с топливной цепью, причем топливное приемное устройство содержит корпус и поршень, при этом поршень содержит головку поршня, которая со скольжением перемещается в корпусе с образованием топливного приемного отверстия с изменяемыми параметрами для приема топлива через топливное приемное отверстие и в топливную цепь, при этом топливо воздействует на поршень с усилием, созданным топливом;
механизм настройки приемного устройства, функционально соединенный с топливным приемным устройством, причем механизм настройки приемного устройства обладает настраивающим усилием, приложенным к поршню против усилия, созданного топливом;
пусковое устройство, соединенное с механизмом настройки приемного устройства для выборочного изменения настраивающего усилия, приложенного с помощью механизма настройки приемного устройства; и
регулятор потока, соединенный с датчиками, расположенными около заправочного агрегата, чтобы получать от них результаты измерения параметров топлива, причем регулятор потока функционально соединен с пусковым устройством, чтобы выборочно активировать пусковое устройство в ответ на результаты измерения параметров топлива, благодаря чему во время заправки непрерывно регулируется поток топлива, которое подают в летательный аппарат.
11. Система заправки топливом по п. 10, отличающаяся тем, что датчики включают в себя датчик давления текучей среды (Pfluid), датчик давления топлива (Pfuel), датчик давления в приемном устройстве (Pintake), датчик скорости потока топлива (Qfuel), датчик моделируемого давления в наконечнике (PNS), датчик фактического давления в наконечнике (PNA) и датчик обратного давления со стороны летательного аппарата (Pplane).
12. Способ оптимизации потока топлива, которое подают в летательный аппарат, включающий в себя:
подачу топлива через топливное приемное устройство в топливную цепь, а также из топливной цепи в летательный аппарат;
определение размера топливного приемного отверстия топливного приемного устройства с помощью подвижного позиционирования поршня в топливном приемном отверстии и приложения усилия, созданного топливом, к поршню;
измерение параметров топлива во время подачи; и
выборочное ускорение, во время подачи топлива и на основе параметров измерения, потока топлива, которое подают в летательный аппарат, с помощью выборочного приложения настраивающего усилия, направленного против усилия, созданного топливом, так что размер топливного приемного отверстия топливного приемного устройства изменяется.
13. Способ по п. 12, отличающийся тем, что выборочное ускорение включает в себя поддержание давления топлива ниже максимального давления во время подачи.
14. Способ по п. 12, отличающийся тем, что выборочное ускорение включает в себя выборочное увеличение настраивающего усилия для преодоления усилия, созданного топливом.
15. Способ по п. 12, отличающийся тем, что параметры топлива включают в себя давление топлива, и при этом выборочное ускорение включает поддержание давления топлива в пределах 75% от заранее определенного максимального давления в течение более 50% подачи.
