Способ обнаружения утечки топлива в двигателе летательного аппарата и система для осуществления этого способа

Авторы патента:


Способ обнаружения утечки топлива в двигателе летательного аппарата и система для осуществления этого способа
Способ обнаружения утечки топлива в двигателе летательного аппарата и система для осуществления этого способа
Способ обнаружения утечки топлива в двигателе летательного аппарата и система для осуществления этого способа
Способ обнаружения утечки топлива в двигателе летательного аппарата и система для осуществления этого способа
Способ обнаружения утечки топлива в двигателе летательного аппарата и система для осуществления этого способа

 


Владельцы патента RU 2397920:

ЭРБЮС ФРАНС (FR)

Изобретение относится к способу обнаружения и локализации утечки топлива в многодвигательном летательном аппарате. Способ заключается в определении потребления топлива для каждого двигателя летательного аппарата. Потребление топлива каждого двигателя сравнивают с потреблением других двигателей летательного аппарата. Определяют двигатель с наибольшим потреблением топлива. Определяют коэффициент превышения потребления этого двигателя по отношению к другим двигателям. Проверяют, является ли превышение потребления следствием утечки. При положительном результате проверки включают тревожный сигнал. Система содержит вычислительное устройство летательного аппарата, применяющее указанный способ. Летательный аппарат содержит указанную систему. Технический результат заключается в обеспечении обнаружения утечки топлива. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Область техники

Настоящее изобретение касается способа обнаружения и локализации утечки топлива в двигателе летательного аппарата. Этот способ позволяет обнаружить наличие утечки в одном из двигателей летательного аппарата типа многодвигательного летательного аппарата и определить двигатель, в котором произошла утечка. Изобретение касается также системы для осуществления этого способа.

Изобретение предназначено для применения в области авиации и, в частности, в области обнаружения утечки топлива в летательном аппарате.

Уровень техники

В области авиации очень важно иметь возможность обнаружения наличия утечки топлива в топливной магистрали питания двигателей. Действительно, присутствие не обнаруженной утечки топлива может создать проблемы во время полета, в частности, когда летательный аппарат находится в зоне, удаленной от какого-либо запасного аэродрома. Для решения этой проблемы большинство самолетов оборудуют автоматической системой обнаружения утечки топлива. Эта система содержит датчики уровня топлива, каждый из которых установлен в топливном баке самолета и позволяет в любой момент измерить количество топлива на борту. Для каждого двигателя система содержит также расходомер, позволяющий определить количество топлива, поступающего в двигатель, и на основании него определить количество топлива, потребляемое каждым двигателем. Сравнение первого потребления, вычисленного на основании изменения количества топлива на борту с начала полета (данные, поступающие от датчиков летательного аппарата), со вторым потреблением, вычисленным на основании показаний расходомера каждого двигателя, с начала полета (сумма для всех двигателей), позволяет обнаружить наличие утечки топлива. Иначе говоря, эта система определяет разность между первым потреблением и вторым потреблением, и эта разность должна быть равна нулю. Если эта разность не равна нулю, это значит, что на борту самолета есть утечка топлива.

Однако эта система позволяет обнаружить утечку в топливной магистрали только на входе расходомера, то есть между топливными баками и расходомерами двигателей. Таким образом, она не позволяет обнаружить утечку в остальных трубопроводах после расходомера.

Кроме того, эта система позволяет только обнаружить наличие утечки. Она не позволяет локализовать утечку. Определение места утечки осуществляют последовательно в соответствии с определенной рабочей процедурой в полете. Ее осуществляют изолируя участок за участком топливную магистраль самолета.

Сущность изобретения

Задачей настоящего изобретения является устранение недостатков вышеуказанных технических решений, то есть обеспечение обнаружения утечки на выходе расходомера и определения двигателя, в котором происходит утечка. Для этого в соответствии с настоящим изобретением предлагается способ обнаружения утечки топлива в двигателе летательного аппарата типа многодвигательного летательного аппарата, например, четырехмоторного летательного аппарата. Этот способ основан на сравнении потребления топлива различными двигателями летательного аппарата и на предположении, что двигатель с наибольшим потреблением топлива может иметь утечку. В этом случае определяют коэффициент для определения соотношения между наиболее высоким потреблением топлива и средним потреблением другими двигателями. Если коэффициент достигает заранее определенной величины, считается, что имеется утечка. Двигателем, в котором есть утечка, считается двигатель с наибольшим потреблением топлива.

В этом случае можно отключить подачу топлива в этот двигатель, чтобы ограничить последствия такой утечки.

В частности, объектом настоящего изобретения является способ обнаружения и локализации утечки топлива в двигателе летательного аппарата типа многодвигательного летательного аппарата, отличающийся тем, что содержит следующие этапы:

(а) определяют потребление топлива для каждого двигателя летательного аппарата,

(б) потребление топлива для каждого двигателя сравнивают с потреблением для других двигателей летательного аппарата,

(в) определяют двигатель с наибольшим потреблением топлива,

(г) определяют коэффициент превышения потребления этого двигателя по отношению к другим двигателям,

(д) проверяют, является ли превышение потребления следствием утечки, и

(е) при положительном результате проверки на этапе (д) включают тревожный сигнал.

Настоящее изобретение может содержать также один или несколько следующих отличительных признаков:

- потребление топлива каждым двигателем является количеством топлива, использованным в течение заранее определенного первого интервала времени,

- первый интервал времени является скользящим интервалом,

- потребление топлива является расходом топлива каждого двигателя,

- операция проверки превышения потребления состоит в сравнении значения коэффициента превышения с заранее определенным пороговым значением коэффициента превышения и в подтверждении того, что значение коэффициента превышения сохраняется в течение заранее определенного второго интервала времени,

- второй интервал времени изменяется обратно пропорционально значению коэффициента превышения,

- этапы (а)-(д) осуществляют одновременно для количества топлива, использованного в течение первого интервала времени, и для расхода топлива,

- этап (е) начинают, если превышение потребления обнаруживают по количеству топлива или по расходу топлива,

- пороговое значение коэффициента для расхода топлива превышает пороговое значение коэффициента для количества топлива,

- способ содержит операцию локализации утечки с определением двигателя, имеющего утечку,

- тревожный сигнал включается только, если выполнены определенные критерии, связанные с условиями полета,

- этапы (а) и (б) осуществляют только, если двигатели работают в одинаковом режиме (первый критерий),

- критерием является полет летательного аппарата на минимальной высоте (второй критерий),

- критерием является работа двигателей выше минимального режима (третий критерий). Минимальным режимом является режим, ниже которого расход подвержен чрезмерным колебаниям, что делает обнаружение не эффективным. В этом случае обнаружение блокируется.

Объектом настоящего изобретения является также система обнаружения и локализации утечки топлива в двигателе летательного аппарата типа многодвигательного летательного аппарата, отличающаяся тем, что осуществляет описанный выше способ.

Эта система может содержать один или несколько следующих отличительных признаков:

- она установлена в вычислительном устройстве летательного аппарата и для каждого двигателя соединена с вычислительным устройством двигателя, чтобы принимать данные, связанные с условиями работы летательного аппарата и каждого двигателя,

- вычислительное устройство летательного аппарата содержит логические схемы, выполненные с возможностью обработки данных, поступающих от вычислительных устройств двигателей и от вычислительного устройства летательного аппарата,

- система содержит схему проверки условий полета, по меньшей мере, одну схему обнаружения коэффициента превышения потребления и схему включения тревожного сигнала.

Объектом настоящего изобретения является также летательный аппарат, содержащий описанную выше систему.

Краткое описание чертежей

Фиг.1 - электронная схема определения коэффициента потребления топлива двигателем в течение заранее определенного интервала времени, находящаяся в вычислительном устройстве двигателя.

Фиг.2 - электронная схема проверки условий полета для осуществления способа в соответствии с настоящим изобретением, находящаяся в вычислительном устройстве летательного аппарата.

Фиг.3 - электронная схема определения коэффициента потребления для двигателя с наибольшим потреблением.

Фиг.4 - электронная схема определения коэффициента расхода топлива для двигателя с наибольшим расходом топлива.

Фиг.5 - электронная схема включения тревожного сигнала, использующая коэффициенты, определенные схемами, показанными на фиг.3 и 4.

Подробное описание вариантов выполнения изобретения

В соответствии с изобретением предложены способ и система, предназначенные для обнаружения наличия утечки в двигателе летательного аппарата и для локализации этой утечки. Эта система может быть установлена в вычислительном устройстве многомоторного летательного аппарата, то есть содержащего несколько двигателей, например, четыре. Эта система применяет способ в соответствии с настоящим изобретением, который будет описан в связи с описанием схем, образующих систему в соответствии с настоящим изобретением.

Система обнаружения и локализации в соответствии с настоящим изобретением содержит несколько электронных схем, соединенных друг с другом и получающих данные от каждого вычислительного устройства двигателя или FADEC, а также от других вычислительных устройств летательного аппарата. Эти электронные схемы обеспечивают обработку этих данных для определения потребления топлива каждым двигателем летательного аппарата и на основании этих данных позволяют сделать вывод о возможном наличии утечки в одном из этих двигателей.

На Фиг.1-5 показаны различные электронные схемы системы в соответствии с настоящим изобретением. В частности, на Фиг.1 показана электронная схема, находящаяся в вычислительном устройстве двигателя и позволяющая определить потребление топлива этим двигателем в течение заранее определенного первого интервала времени. Иначе говоря, эта схема, показанная на Фиг.1, позволяет определить количество топлива, использованное двигателем, с которым она связана, в течение первого интервала времени. Количество топлива, использованное в течение интервала времени, является первым вариантом оценки потребления топлива двигателем. Как будет показано ниже, расход топлива двигателя является другим вариантом оценки потребления топлива двигателем.

Первым заранее определенным интервалом времени является интервал в 5 минут. Продолжительность интервала выбирают, в частности, в зависимости от характеристик летательного аппарата, от числа двигателей и от характеристик этих двигателей. Этот первый интервал времени является скользящим интервалом, то есть потребление топлива периодически определяется в режиме реального времени в окне 5 минут, предшествующем моменту вычисления.

Электронная схема, показанная на Фиг.1, является известной схемой, присутствующей в большинстве вычислительных устройств двигателей. Поэтому в данном случае она описана только для пояснения происхождения некоторых данных, используемых системой в соответствии с настоящим изобретением.

Количество топлива, потребленное в течение первого интервала времени, определяемое схемой, показанной на Фиг.1, называют меткой 240, и оно обозначено L240. Эту метку 240 определяют для каждого двигателя при помощи каждого вычислительного устройства двигателя. Эту метку 240 определяют с учетом, в течение времени подтверждения в 300 секунд (то есть 5 минут), следующих критериев:

(с1) - калибровка FMV двигателя: проверяют, нет ли ошибки в калибровке FMV (Fuel Metering Valve), то есть проверяют, соответствует ли положение дозировочного устройства, обеспечивающего поступление топлива в двигатель, значению расходомера; если оно не соответствует этому значению, значит имеется ошибка в калибровке. Вычислительное устройство двигателя постоянно проверяет, соответствует ли данному положению FMV значение расхода, выдаваемое расходомером. При наличии погрешности в х% вычислительное устройство двигателя указывает на наличие проблемы в калибровке FMV,

(с2) - состояние зажигания двигателя (проверяют, работает ли двигатель),

(с3) - информация о расходе топлива соответствует действительности,

(с4) - информация о положении ручки управления (TRA) соответствует действительности,

(с5) - положение ручки управления TRA: ручка управления может занимать несколько положений в зависимости от режима работы двигателя; в способе согласно изобретению проверяют, находится ли эта ручка в положении MCL, то есть в положении, используемом для автоматического пилотирования, что подтверждает работу всех двигателей летательного аппарата в одинаковом режиме.

Логический вентиль ЕТ, обозначенный позицией 10, позволяет определить, все ли эти критерии с1-с5 проверены. Если один из этих критериев с1-с5 не проверен и если это подтверждается во время первого интервала времени (например, 300 секунд), то в этом случае метку 240 устанавливают на значение NCD на этапе 13, то есть она считается не поддающейся вычислению. И, наоборот, если все критерии выполнены и подтверждены в течение этого первого интервала времени, метку 240 можно определить, и в этом случае параметр L240 устанавливается на значение NOP на этапе 14, то есть он считается вычисленным и подтвержденным для дальнейших вычислений.

После проверки всех этих критериев схема 11 в зависимости от значения расхода топлива вычисляет значение L240 в каждый момент. Это значение L240 получают на этапе 12, и оно передается на электронную схему 2, показанную на Фиг.2.

Схема 2 системы в соответствии с настоящим изобретением обеспечивает проверку активации логического блока в вычислительном устройстве летательного аппарата. Эта схема 2 проверки должна проверить, все ли критерии, необходимые для осуществления способа в соответствии с настоящим изобретением, проверены.

Для этого на этапе 21 в схему 2 поступает информация о состоянии меток 240 для каждого двигателя. В описанном примере самолет является четырехмоторным реактивным самолетом, который содержит четыре двигателя, обозначенных 1, 2, 3 и 4. Позицией 21 обозначена метка 240 в значении NOP для двигателя 1, для двигателя 2, для двигателя 3 и для двигателя 4. Если ни одна из этих меток 240 не оказывается неподтвержденной, то в этом случае при помощи комплекта логических вентилей 28 и 26 делается вывод о том, что логический блок обнаружения утечки может быть активирован на этапе 27.

Параллельно на этапе 22 схема 2 получает информацию о состоянии меток 244 каждого двигателя. Метка 244, обозначенная L244, соответствует расходу топлива каждого из двигателей 1, 2, 3 и 4. Как было указано выше, расход топлива каждого двигателя является вариантом оценки потребления топлива двигателем. Значение расхода топлива для каждого двигателя поступает от расходомера двигателя. Таким образом, потребление топлива двигателем оценивается расходом или количеством потребленного топлива, например, за 5 минут. Как будет подробнее пояснено ниже, эти два варианта оценки потребления топлива вычисляются параллельно и используются в зависимости от серьезности обнаруженной утечки. В частности, когда утечка является незначительной, оценка и локализация основываются на информации, определяемой меткой 240, а если утечка является относительно серьезной, оценка и локализация основаны на информации по метке 244.

Таким образом, схема 2 получает метку 244 по каждому двигателю и проверяет при помощи комплекта логических вентилей 29 и 26, что все метки 244 установлены на значении NOP, то есть, что метка 244 поддается определению для каждого двигателя. Как и в случае метки 240, если одна из меток 244 одного из двигателей не подтверждена, то способ в соответствии с настоящим изобретением не имеет своего продолжения. Если же все метки 244 подтверждены, способ может быть продолжен активацией логического блока обнаружения утечки на этапе 27.

На входе 23 схема 2 получает значение высоты полета летательного аппарата. Высота Z полета летательного аппарата тоже является критерием для продолжения способа на этапе 27. Считается, что высота полета должна быть равной или превышать минимальную высоту крейсерского полета, например, 29000 футов. Действительно, часто, когда высота полета опускается ниже 29000 футов, проявляются различия в расходе, даже если двигатели работают в одном режиме, по причине отбора мощности электрическими сетями, гидравлическими контурами и т.д. Поэтому на высоте ниже этого минимального значения в способе в соответствии с настоящим изобретением обнаружение утечки блокируется.

На этапе 24 схема 2 получает метку 346 каждого двигателя. Эта метка 346 соответствует режиму компрессора низкого давления каждого двигателя. Действительно, если режимы компрессоров низкого давления соответствуют режиму малого газа, это значит, что самолет находится в стадии снижения. Поэтому, если компрессоры низкого давления работают в режиме малого газа и высота полета летательного аппарата ниже высоты Z, например, ниже 29000 футов, это подтверждает, что летательный аппарат снижается. Если это подтверждается в течение времени 25, например, 600 секунд, то при помощи комплекта логических вентилей 20 и 26 делается вывод, что логический блок обнаружения утечки не может быть активирован на этапе 27.

Таким образом, когда логический блок активирован на этапе 27, схема 2, показанная на Фиг.2, позволяет убедиться, что способ будет учитывать сравнимые значения потребления топлива, так как они изначально должны быть равными, если все двигатели работают нормально. Вместе с тем, следует отметить, что, как и для любого двигателя, могут иметь место колебания потребления от одного двигателя к другому в зависимости от срока службы двигателя, от погрешностей, связанных с механикой, от стандартов эволюции двигателя, от отбора мощности (гидравлические контуры, электрические сети и воздушные контуры) и т.д. Эти колебания при отсутствии утечки относительно невелики, порядка 15%-20%.

Если на этапе 27 логический блок обнаружения утечки активируется, способ продолжается в схемах 3 и 4, показанных соответственно на Фиг.3 и 4.

На Фиг.3 показана электронная схема 3 определения коэффициента превышения потребления для двигателя с наибольшим потреблением топлива. На входах 31, 32, 33 и 34 эта схема 3 получает значения меток 240 двигателей 1, 2, 3 и 4 соответственно. Иначе говоря, на входе 31 эта схема получает информацию о количестве топлива, использованном за 5 минут двигателем 1, на входе 32 - о количестве топлива, использованном за 5 минут двигателем 2 и т.д. Совокупность логических элементов 36 позволяет сравнить значение метки 240 каждого двигателя со значением метки 240 других двигателей. Таким образом, определяют наиболее высокое значение метки 240 и, следовательно, двигатель с наибольшим потреблением с точки зрения количества топлива, использованного за 5 минут. Когда двигатель определен, на экране в кабине экипажа самолета должно появиться сообщение. Это сообщение, обозначенное позицией 35, содержит номер двигателя, которому соответствует наибольшее значение метки 240. Например, если наибольшая метка 240 поступила от двигателя №4, то информация 35 выглядит как №240=4.

Результат этого сравнения используется также на этапе 37 для определения коэффициента превышения потребления, называемого также соотношением превышения потребления и обозначенного Q240. Этот коэффициент превышения потребления Q240 соответствует значению, полученному делением значения метки 240 двигателя с наибольшей меткой 240 на среднее значение остальных меток 240. Например, если двигатели 1, 2 и 3 имеют метку 240, равную 200, а двигатель 4 имеет метку, равную 400, значит коэффициент Q240 равен 200%, что означает, что метка 240 двигателя 4 в два раза превышает метку 240 двигателей 1, 2 и 3 в среднем. Значение этого коэффициента Q240 получают на этапе 38, и оно передается затем в схему 5 включения тревожного сигнала.

Параллельно вычислению коэффициента Q240 электронной схемой 4 определения коэффициента превышения потребления, показанной на Фиг.4, определяется коэффициент Q244. На входах 41, 42, 43 и 44 эта схема 4 получает значения меток 244 соответственно двигателей 1, 2, 3 и 4. Иначе говоря, на входе 41 схема 4 получает значение расхода топлива двигателя 1, на входе 42 - значение расхода топлива двигателя 2 и т.д. Совокупность логических элементов 46 позволяет сравнить значение метки 244 каждого двигателя со значением метки 244 других двигателей. Таким образом, определяют наиболее высокое значение метки 244 и, следовательно, двигатель с наибольшим расходом топлива. Когда двигатель определен, на экране в кабине экипажа самолета должно появиться сообщение. Это сообщение, обозначенное позицией 45, содержит номер двигателя, которому соответствует наибольшее значение метки 244. Например, если наибольшая метка 244 поступила от двигателя №4, то информация 45 выглядит как №244=4.

Результат этого сравнения используется также на этапе 47 для определения коэффициента превышения потребления с точки зрения расхода топлива, обозначенного Q244. Этот коэффициент превышения потребления Q244 соответствует значению, полученному делением значения метки 244 двигателя с наибольшей меткой 244 на среднее значение остальных меток 244. Значение этого коэффициента Q244 получают на этапе 48, и оно передается затем в схему 5 включения тревожного сигнала.

Схемы 3 и 4 идентичны, за исключением того, что они учитывают разные значения потребления топлива, а именно: для схемы 4 - расход топлива, измеренный непосредственно расходомером каждого двигателя 1, 2, 3 и 4, а для схемы 3 - количество топлива, использованное в течение первого интервала времени двигателями 1, 2, 3 и 4.

На Фиг.5 показана электронная схема 5 включения тревожного сигнала. Эта электронная схема 5 учитывает результаты вычислений схем 2, 3 и 4. В частности, схема 5 получает на входе следующие данные:

- вход 27: получает данную, подтверждающую, что логический блок обнаружения может быть активирован;

- вход 38: получает значение коэффициента превышения потребления Q240;

- вход 48: получает значение коэффициента превышения потребления Q244.

Коэффициент Q240, полученный на входе 38, сравнивают при помощи компаратора 51 с пороговым значением коэффициента или пороговым соотношением RS1, на основании которого делают вывод о наличии утечки. Например, этот пороговый коэффициент может составлять 1,25, что означает, что на основании коэффициента Q240 в 25% можно сделать вывод о наличии утечки и включить тревожный сигнал. Если коэффициент Q240 превышает 1,25, то на этапе 55 способ проверяет, остается ли эта информация действительной в течение времени подтверждения t1. Это время подтверждения t1 может меняться в зависимости от процентной величины коэффициента Q240. Например, оно может составлять 88 минут, если процентная величина находится в пределах от 25 до 50%, и 60 минут, если процентная величина составляет от 51 до 80%. Предпочтительно время подтверждения, по меньшей мере, равно 2,5-кратному первому интервалу времени метки 240 (то есть, 5 минут), чтобы это подтверждение было установлено, по меньшей мере, для двух меток 240.

Параллельно коэффициент Q244, полученный на входе 48, при помощи компаратора 52 сравнивают с пороговым значением RS2 коэффициента, превышающим пороговое значение RS1 коэффициента. Например, это пороговое значение RS2 может составлять 4, следовательно, если расход топлива рассматриваемого двигателя в четыре раза больше среднего расхода других двигателей, то можно считать, что имеется утечка и необходимо включить тревожный сигнал. Если коэффициент Q244 больше 4, тогда на этапе 54 способ проверяет, остается ли эта информация действительной в течение определенного времени подтверждения t2. Для коэффициента Q244 это время подтверждения t2 предпочтительно является фиксированным, например, равным 4 минутам.

Выходы этих этапов проверки 55 и 54 связаны с логическим элементом ИЛИ 56. Как только данная, связанная с наличием утечки, поступает на элемент ИЛИ и если логический блок обнаружения утечки активирован (этап 27), то на этапе 59 может быть подан тревожный сигнал. Наоборот, если на этапе 27 определено, что логический блок обнаружения не должен быть активирован, тревожный сигнал не включается.

Способ в соответствии с настоящим изобретением предлагает учитывать либо коэффициент Q244, соответствующий расходу топлива, либо коэффициент Q240, соответствующий количеству топлива, использованному в течение определенного интервала времени. При массивных утечках, например, порядка 3-5 тонн топлива менее чем за час, нет необходимости сглаживать возможные разности расхода в течение длительного времени полета. В этом случае есть смысл определять утечку количественно непосредственно на основании расхода, так как в этом случае обнаружение можно осуществить менее чем за час полета.

Согласно способу в соответствии с настоящим изобретением считается, что, начиная с определенной процентной величины разности потребления топлива между рассматриваемым двигателем и средним значением потребления других двигателей, расход может учитываться непосредственно вместо количества топлива, использованного в течение определенного интервала времени. Действительно, ниже определенной процентной величины превышения потребления, например, порядка 20-30%, ощущаемая потеря слишком мала, чтобы ее можно было вычислить непосредственно на основании расхода. Как было указано выше, некоторые внешние критерии влияют на расход топлива, что снижает надежность коэффициента Q244 при незначительных утечках. И, наоборот, коэффициент Q240 является очень надежным, поскольку он вычислен за определенный интервал времени со сглаживанием разностей за счет накапливания определенного количества топлива перед сравнением. По этой причине способ в соответствии с настоящим изобретением использует метку 240, которая регулярно обновляется.

1. Способ обнаружения и локализации утечки топлива в двигателе летательного аппарата типа многодвигательного летательного аппарата, отличающийся тем, что содержит следующие этапы:
(а) определяют потребление топлива (L240, L244) для каждого двигателя летательного аппарата,
(б) потребление топлива каждого двигателя сравнивают с потреблением других двигателей летательного аппарата (38),
(в) определяют двигатель с наибольшим потреблением топлива (35, 45),
(г) определяют коэффициент превышения потребления (Q240, Q244) этого двигателя по отношению к другим двигателям (38, 48),
(д) проверяют, является ли превышение потребления следствием утечки (51-56), и
(е) при положительном результате проверки на этапе (д) включают тревожный сигнал (59).

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что потребление топлива каждым двигателем является количеством топлива (L240), использованным в течение заранее определенного первого интервала времени.

3. Способ по п.2, отличающийся тем, что первый интервал времени является скользящим интервалом.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что потребление топлива является расходом топлива каждого двигателя (L244).

5. Способ по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что операция проверки превышения потребления состоит в том, что
сравнивают (51, 52) значение коэффициента превышения (Q240, Q244) с заранее определенным пороговым значением (RS1, RS2) коэффициента превышения, и
подтверждают (54, 55), что значение коэффициента превышения сохраняется в течение заранее определенного второго интервала времени (t1, t2).

6. Способ по п.5, отличающийся тем, что второй интервал времени изменяется обратно пропорционально значению коэффициента превышения.

7. Способ по пп.2 и 4, отличающийся тем, что этапы (а)-(д) осуществляют одновременно для количества топлива, использованного в течение первого интервала времени, и для расхода топлива.

8. Способ по п.7, отличающийся тем, что операцию (е) начинают, если превышение потребления обнаруживают (56) либо по количеству топлива, либо по расходу топлива.

9. Способ по п.7, отличающийся тем, что пороговое значение (RS2) коэффициента для расхода топлива превышает пороговое значение (RS1) коэффициента для количества топлива.

10. Способ по п.1, отличающийся тем, что содержит операцию локализации утечки с определением двигателя, имеющего утечку (35, 45, 58).

11. Способ по п.1, отличающийся тем, что тревожный сигнал включают только, если выполнены определенные критерии, связанные с условиями полета (27).

12. Способ по п.1, отличающийся тем, что этапы (а)-(д) осуществляют только, если двигатели работают в одинаковом режиме.

13. Способ по п.11, отличающийся тем, что критерием является полет летательного аппарата на минимальной высоте (23).

14. Способ по любому из пп.11 и 12, отличающийся тем, что критерием является работа двигателей выше минимального режима (с5).

15. Система обнаружения и локализации утечки топлива в двигателе летательного аппарата типа многодвигательного летательного аппарата, отличающаяся тем, что использует способ по любому из пп.1-14.

16. Система по п.15, отличающаяся тем, что установлена в вычислительном устройстве летательного аппарата и для каждого двигателя соединена с вычислительным устройством двигателя, чтобы принимать данные, связанные с условиями работы летательного аппарата и каждого двигателя.

17. Система по любому из пп.15 и 16, отличающаяся тем, что содержит логические схемы (2, 3, 4, 5), выполненные с возможностью обработки данных, поступающих от вычислительных устройств двигателей и от вычислительного устройства летательного аппарата.

18. Система по любому из пп.15, 16, отличающаяся тем, что содержит
схему проверки условий полета (2),
по меньшей мере, одну схему обнаружения коэффициента превышения потребления (3, 4), и
схему включения тревожного сигнала (5).

19. Летательный аппарат, отличающийся тем, что содержит систему по пп.15-18.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области неразрушающего контроля деталей, узлов и конструкций из ферромагнитных марок сталей. .

Изобретение относится к области испытательной техники и направлено на обеспечение возможности автоматизации контроля герметичности и на повышение его эффективности.

Изобретение относится к способам и средствам транспортировки газов и жидкостей и может быть использовано для испытаний запорно-регулирующей арматуры (ЗРА) магистрального трубопровода (МТ).

Изобретение относится к контрольно-измерительной и испытательной технике. .

Изобретение относится к внутритрубным снарядам для обследования магистральных трубопроводов с повышенной стабильностью скорости движения. .

Изобретение относится к способам бронезащиты различных объектов. .

Изобретение относится к испытательной технике для трубопроводной арматуры (ТПА), в частности задвижек, отводов и кранов. .

Изобретение относится к области обеспечения безопасности при использовании опасных веществ. .

Изобретение относится к области авиации, а именно к способу испытания самолетной системы нейтрального газа для минимизации образования воспламеняемых паров топлива.

Изобретение относится к устройствам предотвращения проливов агрессивных, ядовитых и токсичных жидкостей и может быть использовано в системах защиты топливных баков воздушных и космических аппаратов.

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно, к топливному баку летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно, к топливному баку летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно, к топливному баку летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к топливным системам летательных аппаратов. .

Изобретение относится к устройствам, связанным с подачей топлива к силовой установке, более конкретно - к клапанам топливного бака. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к модулю резервуара для летательного аппарата
Наверх