СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ КОНТРОЛЯ В РЕАЛЬНОМ ВРЕМЕНИ СИСТЕМЫ ИЗМЕРЕНИЯ РАСХОДА ТОПЛИВА
REAL-TIME CONTROL METHOD AND DEVICE OF FUEL CONSUMPTION MEASURING SYSTEM

Изобретение относится кспособу для контроля в реальном времени системы измерения расхода топлива для самолетного двигателя, оснащенного массовым расходомером индуктивного типа, который сам по себе известен. Главной задачей изобретения является обеспечение того, чтобы бортовой компьютер мог отличать действительную информацию, указывающую расход, который является нулевым или малым, от похожей на нее информации, которая является ошибочной и которая появляется в результате некоторых иных причин, таких как неисправность датчика или ошибка технического обслуживания.
На множестве самолетов используется расходомер типа массового расходомера, который периодически выдает парные импульсы. Временное расстояние между двумя импульсами пары является представлением расхода жидкости, проходящей через расходомер. Это измерение временного расстояния посылается в компьютер, который использует его для различных операций, таких как регулирование, управление неисправностями или определение потребления топлива двигателем.
Когда расход равен нулю, расходомер никаких сигналов не генерирует.
Однако известно, что при работе в условиях обледенения расходомер такого типа может иметь значительные искажения. Возможно также, что во время проведения операции технического обслуживания возникла обусловленная человеческим фактором ошибка (например, разъем жгута остался неподсоединенным), которая в результате является причиной отсутствия выходного сигнала от расходомера.
Целью изобретения является исключение таких неоднозначностей и там, где это необходимо, генерация сигнала, который объявляет недействительным выдаваемое расходомером измерение нулевого расхода.
Более точно, изобретение обеспечивает способ контроля в реальном времени системы измерения расхода топлива для самолетного двигателя, оснащенного массовым расходомером индуктивного типа, который сам по себе известен, данный способ отличается тем, что он заключается в непрерывной оценке удовлетворения, по меньшей мере, следующих условий:
- сигнал, выдаваемый упомянутым расходомером, меньше предопределенной пороговой величины;
- двигатель работает сам по себе со скоростью, большей предопределенной величины, и
в объявлении недействительным измерения, выдаваемого упомянутым расходомером, если упомянутые условия удовлетворяются одновременно.
Таким образом, бортовой компьютер способен определять, является ли сигнал, выдаваемый расходомером и указывающий расход, который равен нулю или мал, заслуживающим доверия, учитывая рабочий режим двигателя.
К условиям, которые непрерывно оценивают, можно добавить учет факта, что отсечной топливный клапан действительно открыт.
Вся информация, представляющая вышеупомянутые условия, на самолете обычно имеется, так что для того, чтобы реализовать способ по изобретению, эту информацию достаточно лишь собрать и выполнить соответствующие сравнения.
Тем не менее и предпочтительно все эти условия должны удовлетворяться в течение продолжительности, которая достаточна для обеспечения защиты от естественной инерционности расходомера в случае закрытия и последующего незамедлительного открытия отсечного топливного клапана. Такая операция иногда выполняется пилотом специально. С этой целью измерение расхода признается недействительным только в том случае, когда упомянутые условия одновременно удовлетворяются в течение предопределенного временного интервала. Этот временной интервал зависит от конкретных характеристик расходомера, а более конкретно - от его постоянной времени, которая, в частности, может быть порядка 5 секунд (с).
Изобретение предлагает также контролирующую установку, предназначенную для контроля системы измерения расхода топлива для самолетного двигателя, оснащенного массовым расходомером индуктивного типа, который сам по себе известен, причем установка отличается тем, что она содержит комбинаторную логическую схему аддитивного типа, содержащую, по меньшей мере:
- вход, соединенный со средством сравнения, принимающим сигнал от упомянутого расходомера и сравнивающим его с предопределенной пороговой величиной;
- вход, принимающий сигнал, представляющий скорость вращения работающего самостоятельно двигателя; и
тем, что выход упомянутой комбинаторной логической схемы соединен со средством для, по меньшей мере, сигнализации о неисправности расходомера.
Термин "комбинаторная логическая схема аддитивного типа" используется, например, для обозначения схемы, имеющей функцию И или функцию НЕ-И и принимающей вышеописанную информацию или ее эквивалент.
Предпочтительно эта комбинаторная логическая схема включает в себя по меньшей мере один дополнительный вход, принимающий сигнал, представляющий факт того, что топливный отсечной клапан открыт.
В соответствии с предпочтительной характеристикой таймерные средства встроены в упомянутую логическую схему. Таким образом, информация о неисправности расходомера признается действительной только в конце временнуго интервала, в течение которого все вышеупомянутые условия удовлетворялись.
Изобретение может быть понято лучшим образом, а его иные преимущества будут более очевидными, исходя из нижеследующего описания варианта исполнения контролирующей установки, построенной в соответствии с принципом изобретения, которое приведено чисто в качестве примера, со ссылками на сопроводительные чертежи.
Фиг.1 представляет собой схематичный вид в перспективе массового расходомера индуктивного типа в разобранном виде, к которому, в частности, относится изобретение.
Фиг.2 представляет собой блок-схему контролирующей установки, предназначенной для контроля системы измерения расхода топлива самолетного двигателя, системы, включающей в себя такой расходомер.
Фиг.1 показывает массовый расходомер 11 индуктивного типа, к которому, в частности, может быть отнесено изобретение. Этот расходомер содержит корпус 13, образующий трубообразный элемент, через который проходит топливо. Корпус имеет входное отверстие Е для текучей среды и противоположное выходное отверстие S для текучей среды. На своем входном конце он имеет небольшую турбинную вертушку 15, через которую проходит текучая среда. Вертушка вращает расположенный аксиально внутри корпуса вал 17. Вал 17 прикреплен также к вращающемуся барабану 19, расположенному рядом с выходным отверстием. Ниже по потоку от ротора 15 колесо из неподвижных лопаток образует выпрямитель потока 12, который расположен выше по потоку от лопастного колеса 23, предназначенного для вращения вокруг вала. Колесо соединено с валом 17 и, таким образом, с барабаном 19 посредством пружины 25.
Лопастное колесо 23 несет на себе магниты 27, которые перемещаются мимо первой катушки 29. Барабан 19 несет на себе магниты 31, которые перемещаются мимо второй катушки 33. Известно, что импульсы, выдаваемые катушками, имеют одну и ту же частоту, но их смещение по фазе представляет массовый расход текучей среды (топлива), проходящей через расходомер. На основании пар импульсов, выдаваемых двумя катушками, можно генерировать (например, посредством бистабильного счетчика 35) последовательность импульсов с крутыми фронтами. Длительность такого импульса представляет смещение по фазе и, таким образом, расход. Эта информация D воспринимается бортовым компьютером (не показан); она используется, например, для информирования пилота о потреблении топлива двигателем самолета.
Если информация D о расходе показывает расход, который равен нулю или почти нулю, то желательно, чтобы бортовой компьютер устранил неоднозначность нескольких возможностей, то есть расход, который действительно нулевой, или ошибочное измерение от расходомера в результате его неисправности, например, вследствие обледенения или же действительно вследствие некоторых иных причин, таких как ошибка при техническом обслуживании (например, неправильно подсоединенный жгут проводов).
Эта проблема решена посредством контролирующей установки по фиг.2, которая реализует вышеопределенный способ.
Контролирующая установка содержит комбинаторную логическую схему 39 аддитивного типа, содержащую главным образом логический элемент 40 типа И, имеющий множество входов и выход 41, соединенный с таймерным средством 42. Выход 43 из таймерного средства и выход из логического элемента И 40 соединены с двумя входами логического элемента И 45. Выход 46 из логического элемента И 45 выдает сигнал, пригодный для выполнения различения между информацией о расходе, выданной расходомером, которая должна быть подтверждена или признана недействительной.
Более конкретно логический элемент И 40 имеет вход е1, подсоединенный к выходу компаратора 48. Этот компаратор принимает сначала сигнал D, выданный бистабильным счетчиком 35 фиг.1, а затем - опорную величину R, представляющую порог минимального расхода. Минимальным расходом может быть, например, расход, соответствующий срабатыванию расходомера, который составляет около 65 килограмм в час (кг/ч).
Второй вход е2 логического элемента И принимает информацию о том, что двигатель самолета действительно работает самостоятельно со скоростью вращения, большей предопределенной величины. Эта предопределенная величина может быть, например, скоростью отсечки стартера. Если двигатель работает с большей скоростью, это означает, что он работает самостоятельно и больше не приводится от стартера. Например, датчик может измерять скорость вращения вала, а компаратор может сравнивать эту скорость с величиной, представляющей скорость отсечки стартера. Третий вход е3 логического элемента И 40 может также принимать информацию, сформированную компьютером и представляющую собой "статус достоверности", удостоверяющую, что информация, присутствующая на входе е2, является надежной.
Четвертый вход е4 логического элемента И 40 принимает информацию о том, что отсечной топливный клапан действительно проверен и находится в открытом состоянии.
Пятый вход е5 логического элемента И 40 принимает информацию, сформированную компьютером и представляющую собой "статус достоверности", удостоверяющую, что информация, присутствующая на входе е4, является надежной.
Если вся информация, принятая по различным входам элемента И 40, является "положительной", то возможны следующие ситуации:
- информация о расходе, сообщенная расходомером, является нулевой или почти нулевой;
- двигатель работает нормально и самостоятельно;
- отсечной топливный клапан открыт.
Следствием этого является то, что априори расходомер 11 является неисправным, или в любом случае информация, которую он сообщает, не корректна. В этих условиях сигнал ДА, выдаваемый на выходе 41 логического элемента И 40, подается на один из входов логического элемента И 45 и на вход таймерного средства 42, выход 43 которого подсоединен к другому входу логического элемента И 45.
Таймерное средство может быть образовано счетчиком, связанным с генератором тактовой частоты. Если на выходе 41 логического элемента И 40 появляется ДА, то счетчик увеличивается. Если на выходе - НЕТ, то счетчик переустанавливается. Если на выходе 41 ДА держится в течение предопределенного интервала времени, то таймерная схема выдает на вход логического элемента И 45 сигнал ДА. Начиная с этого момента, выдачей сигнала ДА на выход 46 информация о расходе объявляется недействительной.
После этого могут создаться две ситуации. Неисправность возникла до того, как двигатель был запущен, как это может быть, например, в том случае, когда во время операции технического обслуживания был неправильно подключен жгут. Неисправность может также возникнуть в полете, если расходомер является поврежденным или если на его работу повлияли проблемы, связанные с обледенением. Изобретение делает возможным обнаружение двух типов вышеуказанных неисправностей.