ТОПЛИВОИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА САМОЛЕТА

Топливоизмерительная система самолета
Полезная модель относится к авиаприборостроению и может быть использована для контроля запаса топлива в топливных баках топливной системы самолета.
Известна Топливоизмерительная система самолета, содержащая установленные в топливных баках топливной системы самолета датчики уровня топлива, вычислитель запаса топлива и датчик угла наклона поверхности топлива Л.Б. Лещинер и др. Проектирование топливных систем, М., «Машиностроение, стр.254-256,1991.
В вьлислителе этой системы вычисляются текущие запасы топлива в каждом баке в функпии измеренного значения уровня топлива в баке с учетом геометрических характеристик бака и с последующей коррекцией вычисленного запаса топлива на самолете по углу наклона поверхности топлива, изменяющемуся при ускорениях и пространственных эволюциях самолета.
Недостатком известной системы является наличие значительной методической эволютивной погрешности определения запаса топлива на самолете, возникающей при ускорениях и пространственных эволюциях самолета вследствие того, что корректируется не каждый из текущих запасов топлива в отдельных баках топливной системы, а сразу весь суммарный запас топлива на самолете.
От этого недостатка свободна наиболее близкая к предлагаемой и принятая за прототип топливоизмерительная система самолета Патент Российской Федерации № 2156444, МКИ G01F 23/26 , опубл. 2000. Система содержит установленные в топливных баках самолета датчики уровня топлива, датчики угла наклона поверхности топлива, датчик температуры топлива, блок преобразования и нормирования сигналов датчиков, бортовой вычислитель запаса топлива в баке и суммирующий блок определения запаса топлива на самолете. Выход каждого датчика уровня топлива, каждого датчика угла наклона поверхности топлива и выход датчика температуры топлива подключены к соответствующим входам блока преобразования и нормирования сигналов датчиков, выходы которого соединены с первой группой входов вычислителя, подключенного своими выходами к входам суммирующего блока, содержащего выход для подключения ко входам потребителей информации о запасе топлива на борту самолета. Бортовой вьршслитель содержит вторую группу входов для ввода данных о геометрических характеристиках баков топливной системы самолета, и он реализует функциональную зависимость:
Vi F hi,f(ai,bi), где: Vj- объемный запас топлива в i- м баке, hi-текущее значение уровня топлива в i-м баке, bi -массив коэффициентов геометрических характеристик i-ro бака, tti- текущее значение угла наклона поверхности топлива в i-м баке.
f - функция, учитывающая влияние bj и а; на величину текущего
запаса топлива в i-м баке, F - функция, описывающая зависимость Vi от hi и f(ai,bi).
В прототипе методическая эволютивная погрещность определения запаса топлива на самолете сведена к незначительной величине благодаря тому, что датчики уровня топлива и датчики угла наклона поверхности топлива установлены в каждом баке, и измеренные с их помощью показатели учитьшаются непосредственно при вычислении объемных запасов топлива в каждом баке.
В этой топливоизмерительной системе предусмотрена возможность определения массового запаса топлива на борту самолета путем попытки коррекции вычисленного объемного запаса по температуре и характеристикам топлива. Однако при этом температуру измеряют с помощью единственного датчика температуры, установленного в одном из топливных баков топливной системы, а текущие значения характеристик топлива вообще не измеряют в процессе полета, а вводят в бортовой вычислрггель топливоизмерительной системы, например, по нормативным паспортным данным топлива, заправляемого в процессе предполетной подготовки.
В результате работа системы сопровождается значительной методической погрешностью измерения массы топлива на борту самолета.
Указанная погрешность вызвана двумя причинами.
Во-первых, определение средней температуры всего топлива, находящегося на борту самолета, по температуре, измеренной только в одной из точек топливной системы, связано со значительной ошибкой, вызванной разбросом температур топлива между баками. Разброс температур топлива между различными баками топливной системы может достигать при эксплуатации самолета величины ± . Например, в случае нескольких последовательных дозаправок самолета, не полностью израсходовавшего запас топлива в предыдущем перелете, в аэропортах, расположенных в меридиональном направлении, с температурами заправляемого топлива - 35°С (в северном аэропорту) и + 35°С (в южном аэропорту), температуры топлива в различных баках могут отличаться между собой на 70°С.
Во-вторых, определение марки заправленного топлива в прототипе производится не на основе измеренных значений характеристик тоцлива, а по нормативным значениям параметров топлива, что также сопровождается значительной ошибкой. В качестве нормативного параметра при определении массового запаса топлива путем коррекции объемного запаса обычно используют параметр Рм2о нормативную плотность заправляемого топлива указанной марки М при температуре 20° С.
Однако, при перелете дальнемагистрального самолета с дозаправками в нескольких аэропортах топливами различных марок, достоверно установить какое-либо конкретное значение плотности топлива
без измерения фактических характеристических параметров топлива становится затруднительным, т.к. разные баки самолета могут оказаться заполненными топливами различных марок, а некоторые из баков - смесью топлив. При этом разброс плотности топлив различных марок, находящихся в различных баках самолета, даже при одинаковой температуре топлива может достигать ± 4%, а при разбросе температур топлива в различных баках с учетом температурного коэффициента плотности топлива, составляющего 0,1 % на градус, может достигать в диапазоне температур от + 35°С до -  величины ± 7 % См., напр., справочник «Свойства авиационных топлив («Aviation fuel properties). Atlanta, Georqia, 1988.
Т.к. нормативные документы Единые нормы летной годности гражданских транспортных самолетов. Приложение 8.0; Специальные требования. П 8.8.10; п.2.1; -М., 1987.  безусловно требуют измерения массового запаса топлива на борту самолета с погрешностью, не превышающей ± 3,5 % во всех условиях эксплуатации, и, в том числе, - при изменениях марки топлива, то очевидно, что топливоизмерительная система- прототип фактически не может быть применена для определения массового запаса топлива на борту гражданских транспортных самолетов.
В основу предлагаемой полезной модели поставлена задача повышения точности измерения массового запаса топлива на борту самолета, в том числе - при разбросе температур и марок топлива в
различных баках топливной системы самолета, а также при ускорениях и эволюциях самолета.
Поставленная задача решается тем, что в топливоизмерительной системе самолета, содержащей вычислитель запаса топлива, суммирующий блок, датчик температуры топлива, N датчиков уровня топлива, для установки в каждом топливном баке и N датчиков угла наклона поверхности топлива для установки в каждом топливном баке, где N количество топливных баков, блок преобразования и нормирования сигналов датчиков, выходы упомянутых датчиков соединены с соответствующими входами блока преобразования и нормирования сигналов датчиков, выходы которого соединены со входами первой группы входов вычислителя запаса топлива, вторая группа входов которого предназначена для ввода массивов коэффициентов геометрических характеристик баков, выходы вычислителя запаса топлива соедршены со входами суммирующего блока, снабженного выходом для подключения к потребителям информации о запасе топлива, новым, согласно полезной модели является то, что система дополнительно содержит N датчиков теплопроводности топлива и N-1 датчиков температуры топлива для установки в каждом из топливных баков, выходы упомянутых дополнительно установленных датчиков подключены к дополнительным входам блока преобразования и нормирования сигналов датчиков.
вычислитель запаса топлива выполнен с обеспечением возможности измерения массового запаса mj топлива в баке и реализует зависимость:
mi  F hi, ti, f (bi, tti ),ф (,ti), где: hi-Teicyu ee значение уровня топлива в i-м баке, ti - текущее значение температуры топлива в i-м баке, bi -массив коэффициентов геометрических характеристик i-ro бака, tti- текущее значение угла наклона поверхности топлива в i-м баке, f - функция, учитывающая влияние bi и cxi на величину текущего
массового запаса топлива в i-м баке,
Ai -текущее значение коэффициента теплопроводности топлива в i-м баке, Ф (Ai,ti) -функция идентификации марки топлива в i-м баке в зависимости
от Xi и ti., F - функция, описывающая зависимость mi от hi; ti; f (bi, at), ф (A,i,ti).
Целесообразно функцию ф (A,ti) идентификации марки топлива определять следующей зависимостью:
9(pt,)  X,l±,где:
l + pjt,
Я-i - текущее значение коэффициента теплопроводности топлива в i-м баке
PJ - температурный коэффициент плотности топлива,
Рг - температурный коэффициент теплопроводности топлива,
ti- температура топлива в i-м баке.
Для более полного раскрытия сущности полезной модели на Фигуре представлена функциональная схема предлагаемой топливоизмерительной системы.
Топливоизмерительная система самолета содержит предназначенные для установки в каждый из (1, 2, ..., N) топливных баков 1 топливной системы самолета датчики текущих параметров топлива в баке: датчик 2 уровня топлива, датчик 3 теплопроводности топлива, датчик 4 температуры топлива и датчик 5 угла наклона поверхности топлива. Датчики 3 теплопроводности могут быть выполнены, в частности, в виде терморезисторных мерных ячеек теплопроводности.
В случае, когда конфигурация топливного бака достаточно сложна, вместо одного датчика 2 уровня топлива в баке 1 может быть установлено несколько датчиков 2 уровня топлива с целью достоверного определения истинного положения поверхности топлива в баке.
Имеющийся в системе блок 6 преобразования и нормирования величины сигналов датчиков предназначен для приведения к единому нормализованному виду неунифицированных сигналов датчиков различных физических величин. Блок 6 имеет N групп входов (по числу баков). Датчики 2, 3, 4, 5 каждого бака (своими выходами) подключены к соответствующей группе входов, например, датчик 4 температуры ti топлива первого бака подключен к одному из входов первой группы входов - Вх ti блока 6, датчик 2 уровня hN топлива N-ro бака подключен к одному
из входов N-ной группы входов - Вх HN блока 6. В случае, когда конфигурация топливного бака 1 достаточно сложна, вместо одного датчика 2 уровня топлива в баке может быть установлено несколько датчиков 2 уровня топлива с целью достоверного определения истинного положения поверхности топлива в баке. Топливоизмерительная система снабжена вычислителем 7 запаса топлива в баке. Выходы блока 6 (Вых hi...Bbix
tti)(Вых HN... Вых QN) подключены к первой группе входов
вычислителя 7 запаса топлива в баке.
Вторая группа входов вычислителя 7 предназначена для ввода в вычислитель коэффициентов, входящих в массив коэффициентов Ь,,
характеризующих геометрию баков. N выходов вычислителя 7 подключены к соответствующим входам суммирующего блока 8, выход которого соединен со входами потребителей информации о суммарном массовом
запасе топлива m   на борту самолета.
Заявленная система работает следующим образом.
Предварительно в постоянную память вычислителя 7 вводят массивы bi коэффициентов, математические выражения функциональной зависимости f (bi, ai) и функции ф(Я,1,1{) идентификации марки топлива в i-м баке. Также вводится математическое выражение зависимости:
mi  F hi., ti, f (bi, tti), Ф (Xi,ti), где:(1)
hi-текущее значение уровня топлива в i-м баке,
/11 U
tj - текущее значение температуры топлива в i-м баке, bj -массив коэффициентов геометрических характеристик i-ro бака, tti- текущее значение угла наклона поверхности топлива в i-м баке, f - функщы, учитывающая влияние bi и oti на величину текущего
запаса топлива в i-м баке,
7 - текущее значение коэффициента теплопроводности топлива в i-м баке, Ф (A,i,ti) -функция идентификации марки топлива в i-м баке в
зависимости от Х,{ и ti,
F - функция, описывающая зависимость nij от hi Д f (bi, аО, ф (Ki,ii) В качестве функции ф (Xi,ti) реализуется зависимость:
9(;..,t,)  ,l±ML,где:
l+pjt,
Xi - текущее значение коэффициента теплопроводности топлива в i-м баке,
р, - температурный коэффрщиент плотности топлива,
Рг - температурный коэффициент теплопроводности топлива,
ti - температура топлива в i- м баке.
В процессе работы заявленной топливоизмеррггельной системы на входы блока 6 (Вх hj, Вх Хь Вх ti, Вх аь ..., Вх bj, Вх XN, Вх IN, Вх UN поступает оперативная информация с датчиков 2, 3, 4, 5, измеряющих параметры топлива в каждом из N топливных баков, а именно информация о текущих значениях: - уровня hj.
-теплопроводности Я,,,
-температуры Ь,,
-угла а. наклона поверхности топлива.
В блоке 6 поступившая информация преобразовывается и нормализуется и с выходов Вых hi, Вых Xi, Вых ti, Вых ai,..., Вых Ьк, Вых Х, Вых IN,
Вых UN этого блока передается на соответствующие входы первой грзшпы входов бортового вычислителя 7.
Через вторую группу входов Вх bi...Bx bN вычислителя 7 в его перепрограммируемую память вводятся данные о значениях коэффициентов, входящих в массивы bi...bi4 коэффициентов, характеризующих геометрию топливных баков 1.
В вычислителе 7 на основе зависимости (1) в функции поступающих на входы вычислителя 7 текущих нормализованных значений сигналов датчиков 2, 3, 4 и 5 вычисляются текущие массовые запасы mi топлива в каждом из (1...N) баков топливной системы самолета, причем вычисление текущего массового запаса в i-том баке выполняется в вычислителе 7 с учетом марки Mi топлива, идентифицированной для данного бака на основании функции ф(х,,е,); в случае, когда i-тый бак заполнен смесью топлив различных марок, в вычислителе 7 для данного бака идентифицируется условная марка топлива, характеристики которой наиболее близки к характеристике смеси топлив в данном баке. Информация о вычисленных текущих массовых запасах mi топлива подается с выходов
(Вых mi... Вых ) вычислителя 7 на соответствующие входы
суммирующего блока 8, где, в соответствии с вьфажением т  т,,
вычисляется суммарный массовый запас m топлива на самолете, информация о котором поступает на выход Вых блока 8 для потребителей информации о суммарном массовом запасе топлива на самолете.
Т.к., массовый запас mi топлива в каждом баке вычисляется с учетом марки топлива, вдентифищфованной для данного бака, или условной марки топлива, определенная для данного бака, методическая погрешность определения запаса m-i топлива в единицах массы в случае, когда бак заполнен топливом одной марки, имеет незначительную величину, не превышающую ± 0,5 %. В случае, когда бак заполнен смесью топлив двух и более марок, дополнительная методическая ошибка определения условной марки топлива в баке составляет не более ±0,6 %.
Таким образом, предлагаемая топливоизмерительная система самолета дает возможность определить запас топлива с суммарной методической погрешностью вычисления массы топлива в баке, не превышающей ±1,1 %, что позволяет получить массовый запас топлива на борту самолета с погрешностью не более ± 2,0 % во всех условиях эксплуатации, в том числе - при разбросе температур и марок топлив в различных баках, а также при ускорениях и пространственных эволюциях самолета.