Способ регулирования положения центра тяжести воздушного судна



Способ регулирования положения центра тяжести воздушного судна
Способ регулирования положения центра тяжести воздушного судна

 


Владельцы патента RU 2482023:

ЭЙРБАС ОПЕРЭЙШНЗ ЛИМИТЕД (GB)

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления перекачкой топлива между топливными баками воздушного судна. Способ регулирования положения центра тяжести воздушного судна, имеющего несколько топливных баков, включающий перекачку топлива из одного или более топливных баков согласно предварительно установленной последовательности, временные характеристики которой зависят от уменьшения полного полетного веса воздушного судна за счет выработки топлива во время полета. Предварительно установленная последовательность обеспечивает сохранение положения центра тяжести воздушного судна в заданных пределах. Повышается надежность работы системы перекачки топлива, влияющей на балансировку воздушного судна и безопасность полетов. 11 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к способу регулирования положения центра тяжести воздушного судна с полным полетным весом (англ.: gross weight centre of gravity, GWCG) при помощи предварительно установленной последовательности перекачки топлива в зависимости от изменения полного полетного веса воздушного судна.

Уровень техники

Для воздушного судна с несколькими топливными баками обычной практикой является автоматическая перекачка топлива между отдельными баками во время полета по мере использования топлива. Управление перекачкой топлива зависит от количества топлива в различных баках, однако другие факторы также могут учитываться. Одним из таких факторов является положение центра тяжести воздушного судна с полным полетным весом (GWCG). По мере использования топлива GWCG может перемещаться вперед или назад вдоль центральной оси воздушного судна. Если GWCG будет перемещаться за определенные пределы, возможности пилота в управлении воздушным судном могут ухудшаться. Перекачка топлива между различными баками воздушного судна используется для управления перемещением GWCG и предотвращает его выход за передний и задний пределы.

На некоторых воздушных судах один или более топливных баков расположены в задней части воздушного судна, например, в горизонтальных стабилизаторах хвостовой части или в задней части грузового отсека. Поскольку такой топливный бак расположен в конце воздушного судна, вес содержащегося в нем топлива оказывает большое влияние на положение GWCG воздушного судна в целом.

Обычно положение GWCG воздушного судна рассчитывается при помощи массы топлива в каждом отдельном топливном баке, при этом масса топлива в каждом топливном баке измеряется указателем количества топлива (англ.: fuel quantity indication, FQI). На основании этого расчетного значения наряду с другими параметрами осуществляется управление перекачкой топлива для поддержания положения GWCG между передним и задним пределами. Однако в случае неисправности одного или более FQI, и в частности FQI уравновешивающего бака, становится невозможным непосредственно рассчитывать положение GWCG на основании измеренной массы топлива и, следовательно, невозможно непосредственное управление перекачкой топлива для регулирования положения GWCG на этой основе.

Раскрытие изобретения

Согласно одному аспекту настоящего изобретения обеспечен способ регулирования положения центра тяжести воздушного судна, имеющего несколько топливных баков, включающий перекачку топлива из одного или более топливных баков согласно предварительно установленной последовательности, временные характеристики которой зависят от уменьшения полного полетного веса воздушного судна.

Предварительно установленная последовательность обеспечивает сохранение положения центра тяжести воздушного судна между заданными передним и задним пределами.

Указанные несколько топливных баков предпочтительно включают уравновешивающий бак, а указанная последовательность содержит чередование перекачки топлива из одного или более топливных баков, за исключением уравновешивающего бака, в течение времени, которое требуется для уменьшения полного полетного веса на первую величину, и перекачки топлива из уравновешивающего бака в течение времени, которое требуется для уменьшения полного полетного веса на вторую величину, при этом вторая величина меньше, чем первая величина.

Полный полетный вес воздушного судна можно рассчитать как сумму предварительно установленной величины веса воздушного судна при отсутствии топлива на борту и текущего количества топлива на борту.

При этом текущее количество топлива на борту можно рассчитать как исходное количество топлива на борту (FOBinit) минус количество использованного топлива.

Кроме того, исходное количество топлива на борту (FOBinit) можно определить в тот момент времени, когда все двигатели воздушного судна запущены, как сумму количества топлива, содержащегося в каждом топливном баке. Величину количества топлива в каждом топливном баке можно вводить в ручном режиме.

Альтернативно этому каждый топливный бак может иметь связанный с ним указатель количества топлива, а исходное количество топлива на борту (FOBinit) можно определить в момент времени, когда все двигатели воздушного судна запущены, как сумму приписанной величины количества топлива для каждого топливного бака, имеющего неисправный указатель количества топлива, плюс сумма топлива в каждом из остальных топливных баков.

Указанная приписанная величина предпочтительно лежит в пределах от нуля до максимальной емкости топливного бака.

Приписанную величину можно автоматически установить равной количеству топлива в одном из остальных топливных баков, имеющих функционирующий указатель количества топлива. Альтернативно этому приписанная величина может быть введена ручным способом и может быть равной нулю.

Альтернативно этому уменьшение полного полетного веса воздушного судна можно считать равным весу использованного топлива.

Дополнительно или альтернативно этому последовательность перекачки топлива может продолжаться до тех пор, пока уравновешивающий бак не будет объявлен пустым. Уравновешивающий бак может быть объявлен пустым, если сигнал давления топлива из топливного насоса, расположенного в уравновешивающем баке, ниже порогового значения в течение времени, превышающего установленный период времени.

Краткое описание чертежей

Ниже приведено описание вариантов осуществления настоящего изобретения при помощи примеров, которые не являются ограничивающими, со ссылками на прилагаемые чертежи, где представлены:

фиг.1 - схематическое изображение возможного расположения топливных баков воздушного судна, и

фиг.2 - изменение положения GWCG воздушного судна при перекачке топлива, производимой в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения.

Осуществления изобретения

Типичное расположение отдельных топливных баков в топливной системе воздушного судна схематически показано на фигуре 1, при этом для простоты показаны только те части воздушного судна, которые содержат топливные баки, т.е. крылья и хвостовая часть. Две пары топливных баков (в сумме четыре отдельных бака) - внутренняя пара 4а, 4b и наружная пара 5а, 5b, расположены в крыльях 2 воздушного судна. Кроме того, в крыльях расположены два других бака 6а, 6b, из которых отбирается топливо, фактически подаваемое в каждый двигатель. Эти баки называются питающими баками. Обычно основная часть топлива, переносимого воздушным судном, содержится в крыльевых баках. Один центральный бак 7 расположен в фюзеляже воздушного судна между крыльями. Кроме того, один уравновешивающий бак 8 расположен в хвостовой части воздушного судна, а именно в горизонтальных стабилизаторах 10. Следует понимать, что данная схема расположения топливных баков показана только в качестве примера, и возможны также другие схемы расположения. Так, например, некоторые воздушные суда могут иметь дополнительные баки, расположенные в грузовом отсеке воздушного судна.

Указатель количества топлива (англ.: fuel quantity indicator, FQI), связанный с каждым топливным баком, обеспечивает измерение величины количества топлива в каждом баке, и эта величина, как правило, указывается в килограммах. На практике показания ряда отдельных указателей количества топлива принимаются для каждого топливного бака вместе с информацией, касающейся положения воздушного судна в пространстве, и дополнительной информацией относительно формы топливного бака, а затем объединяются соответствующим процессором обработки данных, чтобы получить единое значение измеренного количества топлива, содержащегося в топливном баке. Однако для ясности и простоты понимания FQI для каждого топливного бака можно рассматривать в качестве отдельного элемента. Значения, измеряемые каждым FQI для всех отдельных топливных баков, обычно сообщаются летному экипажу при помощи соответствующего дисплея, установленного в кабине воздушного судна, а также поступают в другие части систем управления воздушным судном, включая систему управления подачей топлива. Как указано выше, положение центра тяжести воздушного судна с полным полетным весом (GWCG) воздушного судна можно рассчитать при помощи значений массы топлива в каждом отдельном баке. Определение положения GWCG, в свою очередь, используется системой управления подачей топлива для автоматической перекачки топлива между отдельными топливными баками, чтобы сохранять положение GWCG в предварительно установленных пределах безопасности для воздушного судна. Однако в случае неисправности одного из FQI непосредственный расчет положения GWCG таким способом становится невозможным.

Согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения в случае неисправности одного или более FQI топливных баков применяется стратегия перекачки топлива, которая основана на изменении веса топлива на борту воздушного судна и, следовательно, на изменении общего веса воздушного судна по мере использования топлива. Эта стратегия заключается в чередовании перекачки топлива в питающие баки из одного или более основных топливных баков, т.е. из крыльевых топливных баков или из центрального топливного бака, при этом перекачка топлива в питающие баки из центрального топливного бака оказывает наибольшее влияние на положение GWCG, и длительность каждой перекачки равна времени, которое требуется для уменьшения общего веса топлива на борту воздушного судна на предварительно установленную величину. Согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения топливо перекачивают из крыльевых баков в течение времени, которое требуется для уменьшения общего веса топлива на борту и, следовательно, для уменьшения полного полетного веса воздушного судна на 30 тонн, а затем топливо перекачивают из уравновешивающего бака в течение времени, которое требуется для уменьшения полного полетного веса воздушного судна на 5 тонн. Затем этот цикл повторяется. Топливный бак, который оказывает наибольшее влияние на положение GWCG воздушного судна, отличается в различных воздушных судах в зависимости от схемы расположения топливных баков. Так, например, это может быть уравновешивающий бак, расположенный в горизонтальных стабилизаторах, или бак заднего грузового отсека.

Цикл перекачек топлива и их длительность предварительно устанавливают таким образом, чтобы обеспечить сохранение положения GWCG воздушного судна между определенными передним и задним пределами для соответствующего воздушного судна на основании допущения, что GWCG первоначально расположен между передним и задним пределами в момент возникновения неисправности FQI. Это допущение является достоверным, поскольку при нормальном управлении перекачками топлива положение GWCG регулируется таким образом, чтобы он находился с необходимым запасом между передним и задним пределами. Фигура 2 графически иллюстрирует изменение фактического положения GWCG воздушного судна, когда перекачки топлива выполняют в соответствии с описанным выше вариантом осуществления настоящего изобретения. Вертикальная ось представляет полный полетный вес воздушного судна (в данном конкретном случае - большое пассажирское воздушное судно), в то время как обе горизонтальные оси - верхняя и нижняя - представляют положение центра тяжести воздушного судна, измеренное в процентах средней аэродинамической хорды (англ.: Mean Aerodynamic Chord, MAC) от передней кромки MAC и в тоннах/метр, соответственно. Жирная сплошная линия представляет предварительно установленные пределы положения GWCG воздушного судна для различных возможных полных полетных весов воздушного судна, в которых гарантируется, что положение GWCG обеспечивает возможность безопасного управления воздушным судном. Эти пределы для новых конструкций воздушных судов обычно определяют методами численного моделирования и проверяют фактическими данными, получаемыми в результате испытательных полетов, поэтому они отличаются для различных конструкций воздушных судов. Передний предел положения GWCG представлен левыми элементами сплошной линии, обозначенными стрелками 12 и 14, в то время как задний предел указан стрелкой 16. Тонкая линия 18, проходящая между передним и задним пределами положения GWCG, представляет зависимость фактического положения GWCG воздушного судна от времени по мере использования топлива и, следовательно, от полного полетного веса воздушного судна, при перекачках топлива, выполняемых в соответствии с вариантом осуществления изобретения. Верхний конец указанной линии представляет собой момент времени, в который возникает неисправность FQI и который в показанном примере соответствует полному полетному весу воздушного судна, составляющему примерно 370 тонн. Согласно описанному выше варианту осуществления изобретения перекачка топлива из крыльевых баков начинается и продолжается до уменьшения полного полетного веса воздушного судна на 30 тонн. Это показано на фигуре 2 стрелкой 20. В этой точке перекачка из крыльевых баков прекращается, и начинается перекачка из уравновешивающего бака, которая продолжается до уменьшения полного полетного веса воздушного судна еще на 5 тонн, как показано стрелкой 22. Этот цикл повторяется. На фигуре 2 можно видеть, что перекачки топлива из уравновешивающего бака (отмеченные стрелками 22, 24 и 26) оказывают гораздо большее влияние на положение GWCG воздушного судна, чем перекачки из крыльевых баков (отмеченные стрелками 20, 28, 30 и 32).

Указанный цикл перекачек прекращается, когда воздушное судно начинает снижение перед посадкой или когда уравновешивающий бак объявляется пустым. Уравновешивающий бак может объявляться пустым либо на основании результата измерения, полученного от его FQI, либо если FQI уравновешивающего бака является неисправным, когда показание давления одного или более топливных насосов, расположенных в уравновешивающем баке, является низким в течение времени, превышающего предварительно установленный период. Это показывает, что количество топлива, оставшегося в уравновешивающем баке, является недостаточным для нормальной эксплуатации насоса.

В соответствии с вариантами осуществления настоящего изобретения можно использовать ряд способов для определения изменения полного полетного веса воздушного судна в случае неисправности FQI. Одним из таких способов является расчет величины полного полетного веса воздушного судна, AGW_Failed_FQI, при помощи способа, описанного в патентной заявке, одновременно представленной заявителем (регистрационный номер заявителя ХА2939). Этот способ позволяет рассчитывать AGW_Failed_FQI как:

AGW_Failed_FQI=FOB_FailedFQI+ZFW,

где ZFW - предварительно установленный вес воздушного судна при отсутствии топлива на борту (обычно экипаж воздушного судна вводит эту величину ручным способом в систему управления подачей топлива), a FOB_FailedFQI представляет собой расчетную величину количества топлива на борту воздушного судна. Расчет FOB_FailedFQI выполняется следующим образом:

FOB_FailedFQI=FOBinit - Fuel_Used,

Fuel_Used представляет собой количество топлива, использованного двигателями воздушного судна с момента времени, когда все двигатели воздушного судна были запущены и полностью вышли на режим работы, и определяется как сумма значений, полученных от указателей количества использованного топлива, которые связаны с каждым двигателем воздушного судна.

FOBinit представляет собой величину исходного количества топлива на борту в момент, когда все двигатели воздушного судна полностью запущены перед отправлением воздушного судна, т.е., в тот же самый момент, от которого начинается определение Fuel_Used. Если все FQI воздушного судна функционируют в момент отправления воздушного судна, то величина FOBinit определяется как сумма значений количества топлива, измеренных каждым FQI. Тогда в случае последующей неисправности FQI величина FOB_Failed_FQI постоянно рассчитывается системой управления подачей топлива во время полета воздушного судна, при этом расчетное значение FOB_Failed_FQI заменяет нормальную величину FOB.

Если неисправность FQI возникает перед отправлением воздушного судна, величина FOBinit определяется альтернативным способом. Согласно некоторым вариантам осуществления изобретения величина FOBinit определяется как сумма величин, измеренных работающими FQI, плюс приписанная величина количества топлива в топливном баке, связанном с неисправным FQI. Приписанная величина может просто представлять собой величину, вводимую в ручном режиме экипажем воздушного судна на основании его знания ожидаемого количества топлива в баке, связанном с неисправным FQI. Альтернативно этому приписанную величину можно автоматически определять в зависимости от расположения топливного бака, связанного с неисправным FQI. Так, например, если топливный бак, связанный с неисправным FQI, представляет собой один из крыльевых баков (4а, 5а), приписанная величина устанавливается равной величине, измеренной FQI для соответствующего парного бака (4b, 5b), расположенного в противоположном крыле. Если топливный бак, связанный с неисправным FQI, представляет собой уравновешивающий бак, приписанная величина устанавливается равной нулю. Если возникает неисправность более чем одного FQI, приписанная величина для каждого из связанных с ними баков определяется любым из вышеописанных способов, например, одновременно можно использовать более чем один способ определения соответствующей приписанной величины.

Другой альтернативный способ определения величины FOBinit заключается во введении в ручном режиме ориентировочного значения количества топлива для каждого топливного бака (независимо от того, отказал ли связанный с ним FQI или нет) и в суммировании всех ориентировочных значений.

Применяя вышеуказанные способы для расчета величины AGW_Failed_FQI в случае неисправности FQI, можно определить изменение AGW_Failed_FQI и использовать его управления циклом перекачки топлива согласно варианту осуществления настоящего изобретения.

Альтернативно этому в других вариантах осуществления можно использовать величину FOB_Failed_FQI для определения изменения полного полетного веса воздушного судна и, таким образом, для управления циклом перекачки топлива.

В других вариантах осуществления количество использованного топлива, которое определяют путем суммирования значений количества топлива, использованного каждым двигателем согласно данным указателей использования топлива, связанных с каждым двигателем, можно использовать для непосредственного определения изменения полного полетного веса воздушного судна и, таким образом, для управления режимом перекачки топлива.

При этом, как указано выше, следует понимать, что длительность каждой перекачки топлива будет различной для разных конструкций воздушного судна. Однако во всех случаях длительность перекачки будет определяться на основе известных характеристик GWCG (в соответствии с примером, показанным на фигуре 2), для того чтобы перекачки топлива обеспечивали сохранение положения GWCG между установленными передним и задним пределами для соответствующего воздушного судна.

1. Способ регулирования положения центра тяжести воздушного судна, имеющего несколько топливных баков, в случае неисправности одного или более указателей количества топлива (FOI), связанных с соответствующими топливными баками, включающий перекачку топлива из одного или более топливных баков согласно предварительно установленной последовательности, временные характеристики которой зависят от уменьшения полного полетного веса воздушного судна, при этом полный полетный вес воздушного судна рассчитывают как сумму предварительно установленной величины веса воздушного судна при отсутствии топлива на борту и исходного количества топлива на борту (FOBinit) минус количество использованного топлива.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что предварительно установленная последовательность обеспечивает сохранение положения центра тяжести воздушного судна между предварительно установленными передним и задним пределами.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что указанные несколько топливных баков включают уравновешивающий бак, а указанная последовательность содержит чередование перекачки топлива из одного или более топливных баков, за исключением уравновешивающего бака, в течение времени, которое требуется для уменьшения полного полетного веса на первую величину, и перекачки топлива из уравновешивающего бака в течение времени, которое требуется для уменьшения полного полетного веса на вторую величину, при этом вторая величина меньше, чем первая величина.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что исходное количество топлива на борту (FOBinit) определяют в момент времени, когда все двигатели воздушного судна запущены, как сумму количества топлива в каждом топливном баке.

5. Способ по п.4, отличающийся тем, что количество топлива в каждом топливном баке вводят ручным способом.

6. Способ по п.1, отличающийся тем, что каждый топливный бак имеет связанный с ним указатель количества топлива, а исходное количество топлива на борту (FOBinit) определяют в момент времени, когда все двигатели воздушного судна запущены, как сумму приписанной величины количества топлива для каждого топливного бака, связанного с неисправным указателем количества топлива, плюс сумма количества топлива в каждом из остальных топливных баков.

7. Способ по п.6, отличающийся тем, что приписанная величина лежит в пределах от нуля до максимальной емкости топливного бака.

8. Способ по п.7, отличающийся тем, что приписанная величина автоматически устанавливается равной количеству топлива в одном из остальных топливных баков, имеющих функционирующий указатель количества топлива.

9. Способ по п.7, отличающийся тем, что приписанную величину вводят ручным способом.

10. Способ по п.9, отличающийся тем, что величина, вводимая ручным способом, равна нулю.

11. Способ по п.3, отличающийся тем, что последовательность перекачек топлива продолжают до тех пор, пока уравновешивающий бак не будет объявлен пустым.

12. Способ по п.11, отличающийся тем, что уравновешивающий бак объявляют пустым, если сигнал давления топлива от топливного насоса, расположенного в уравновешивающем баке, ниже порогового значения в течение времени, превышающего установленный период времени.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к испытательным устройствам для тестирования системы дополнительных центральных топливных баков (системы ACT) воздушного судна. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к способу балансировки запаса топлива в крыльевых баках самолета. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к способу балансировки запаса топлива в крыльевых баках самолета. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к способу балансировки запаса топлива в крыльевых баках самолета. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к способу балансировки запаса топлива в крыльевых баках самолета. .

Изобретение относится к средствам подачи топлива к силовой установке в той части, которая связана с перекачкой топлива для обеспечения балансировки самолета. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления перекачкой топлива между топливными баками воздушного судна

Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для управления заправкой самолета топливом на земле, измерения массового запаса топлива на самолете в полете, управления поперечной центровкой самолета по топливу и формирования сигнала о резервном остатке топлива. Система содержит установленные в топливных баках самолета датчики параметров топлива: уровня и температуры, а также сигнализаторы верхнего и нижнего уровней топлива, бортовой вычислитель с левым и правым модулями управления, контрольными каналами и ячейками памяти о геометрии топливных баков, левые и правые модули топливомера, устройство сравнения, устройство балансировки, пульт управления с задатчиком плотности топлива, устройством заправки и индикатором, причем датчики температуры топлива установлены на высоте сигнализаторов нижнего уровня топлива. Бортовой вычислитель предложенной системы снабжен входами для получения вспомогательной информации от датчиков расхода топлива и сигнализатора положения шасси самолета. Техническим результатом изобретения является повышение точности, достоверности и эффективности измерения массового запаса топлива, резервного остатка топлива и управления центровкой самолета по топливу как в штатном, так и в нештатном режимах работы системы. 1 ил.

Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для управления заправкой самолета топливом на земле, измерения массового запаса топлива на самолете в полете, управления поперечной центровкой самолета по топливу и формирования сигнала о резервном остатке топлива. Система содержит установленные в топливных баках самолета датчики параметров топлива: уровня и температуры, а также сигнализаторы нижнего уровня топлива, бортовой вычислитель с левым и правым модулями управления, контрольными каналами и ячейками памяти о геометрии топливных баков, левые и правые модули топливомера, устройство сравнения, устройство балансировки, пульт управления с задатчиком плотности топлива, устройством заправки и индикатором, причем датчики температуры топлива установлены на высоте сигнализаторов нижнего уровня топлива. Бортовой вычислитель снабжен входами для получения вспомогательной информации от датчиков расхода топлива и датчика углов крена и тангажа самолета. Техническим результатом изобретения является повышение точности, достоверности и эффективности измерения массового запаса топлива, резервного остатка топлива и управления центровкой самолета по топливу как в штатном, так и в нештатном режимах работы предложенной системы. 1 ил.

Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для управления заправкой самолета топливом на земле, измерения массового запаса топлива на самолете в полете, управления поперечной центровкой самолета по топливу и формирования сигнала о резервном остатке топлива. Система содержит установленные в топливных баках самолета датчики параметров топлива: уровня и температуры, а также сигнализаторы нижнего уровня топлива, бортовой вычислитель с левым и правым модулями управления, контрольными каналами и ячейками памяти о геометрии топливных баков, левые и правые модули топливомера, устройство сравнения, устройство балансировки, пульт управления с задатчиком плотности топлива, устройством заправки и индикатором, причем датчики температуры топлива установлены на высоте сигнализаторов нижнего уровня топлива. Бортовой вычислитель предложенной системы снабжен входом для получения вспомогательной информации от сигнализатора положения шасси самолета. Техническим результатом изобретения является повышение точности, достоверности и эффективности измерения массового запаса топлива, резервного остатка топлива и управления центровкой самолета по топливу как в штатном, так и в нештатном режимах работы системы. 1 ил.

Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для управления заправкой самолета топливом на земле, измерения массового запаса топлива на самолете в полете, управления поперечной центровкой самолета по топливу и формирования сигнала о резервном остатке топлива. Система содержит установленные в топливных баках самолета датчики параметров топлива: уровня и температуры, а также сигнализаторы нижнего уровня топлива, бортовой вычислитель с левым и правым модулями управления, контрольными каналами и ячейками памяти о геометрии топливных баков, левые и правые модули топливомера, устройство сравнения, устройство балансировки, пульт управления с задатчиком плотности топлива, устройством заправки и индикатором, причем датчики температуры топлива установлены на высоте сигнализаторов нижнего уровня топлива. Бортовой вычислитель предложенной системы снабжен входами для получения вспомогательной информации от датчиков расхода топлива и сигнализатора положения шасси самолета. Техническим результатом изобретения является повышение точности, достоверности и эффективности измерения массового запаса топлива, резервного остатка топлива и управления центровкой самолета по топливу как в штатном, так и в нештатном режимах работы системы. 1 ил.

Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для управления заправкой самолета топливом на земле, измерения массового запаса топлива на самолете в полете, управления поперечной центровкой самолета по топливу и формирования сигнала о резервном остатке топлива. Система содержит установленные в топливных баках самолета датчики параметров топлива: уровня и диэлектрической проницаемости, а также сигнализаторы верхнего и нижнего уровней топлива, бортовой вычислитель с левым и правым модулями управления, контрольными каналами и ячейками памяти о геометрии топливных баков, левые и правые модули топливомера, устройство сравнения, устройство балансировки, а также пульт управления с задатчиком плотности топлива, устройством заправки и индикатором, причем датчики диэлектрической проницаемости топлива установлены на высоте сигнализаторов нижнего уровня топлива. Бортовой вычислитель системы снабжен входом для получения вспомогательной информации от сигнализатора положения шасси самолета. Техническим результатом изобретения является повышение точности, достоверности и эффективности измерения массового запаса топлива, резервного остатка топлива и управления центровкой самолета по топливу как в штатном, так и в нештатном режимах работы предложенной системы. 1 ил.

Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для управления заправкой самолета топливом на земле, измерения массового запаса топлива на самолете в полете, управления поперечной центровкой самолета по топливу и формирования сигнала о резервном остатке топлива. Система содержит установленные в топливных баках самолета датчики параметров топлива: уровня и диэлектрической проницаемости, а также сигнализаторы верхнего и нижнего уровней топлива, бортовой вычислитель с левым и правым модулями управления, контрольными каналами и ячейками памяти о геометрии топливных баков, левые и правые модули топливомера, устройство сравнения, устройство балансировки, а также пульт управления с задатчиком плотности топлива, устройством заправки и индикатором, причем датчики диэлектрической проницаемости топлива установлены на высоте сигнализаторов нижнего уровня топлива. Бортовой вычислитель предложенной системы снабжен входами для получения вспомогательной информации от датчиков расхода топлива и датчика углов крена и тангажа самолета. Техническим результатом изобретения является повышение точности и надежности системы как в штатном, так и в нештатном режимах ее работы. 1 ил.

Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для управления заправкой самолета топливом на земле, измерения массового запаса топлива на самолете в полете, управления поперечной центровкой самолета по топливу и формирования сигнала о резервном остатке топлива. Система содержит установленные в топливных баках самолета датчики параметров топлива: уровня и диэлектрической проницаемости, а также сигнализаторы нижнего уровня топлива, бортовой вычислитель с левым и правым модулями управления, контрольными каналами и ячейками памяти о геометрии топливных баков, левые и правые модули топливомера, устройство сравнения, устройство балансировки, а также пульт управления с задатчиком плотности топлива, устройством заправки и индикатором, причем датчики диэлектрической проницаемости топлива установлены на высоте сигнализаторов нижнего уровня топлива. Бортовой вычислитель предложенной системы снабжен входами для получения вспомогательной информации от датчиков расхода топлива и сигнализатора положения шасси самолета. Техническим результатом изобретения является повышение точности, достоверности и эффективности измерения массового запаса топлива, резервного остатка топлива и управления центровкой самолета по топливу как в штатном, так и в нештатном режимах работы системы. 1 ил.

Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для управления заправкой самолета топливом на земле, измерения массового запаса топлива на самолете в полете, управления поперечной центровкой самолета по топливу и формирования сигнала о резервном остатке топлива. Система содержит установленные в топливных баках самолета датчики параметров топлива: уровня и температуры, а также сигнализаторы верхнего и нижнего уровней топлива, бортовой вычислитель с левым и правым модулями управления, контрольными каналами и ячейками памяти о геометрии топливных баков, левые и правые модули топливомера, устройство сравнения, устройство балансировки, пульт управления с задатчиком плотности топлива, устройством заправки и индикатором, причем датчики температуры топлива установлены на высоте сигнализаторов нижнего уровня топлива. Бортовой вычислитель предложенной системы снабжен входом для получения вспомогательной информации от датчика углов крена и тангажа самолета. Техническим результатом изобретения является повышение точности, достоверности и эффективности измерения массового запаса топлива, резервного остатка топлива и управления центровкой самолета по топливу как в штатном, так и в нештатном режимах работы системы. 1 ил.

Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для управления заправкой самолета топливом на земле, измерения массового запаса топлива на самолете в полете, управления поперечной центровкой самолета по топливу и формирования сигнала о резервном остатке топлива. Система содержит установленные в топливных баках самолета датчики параметров топлива: уровня и диэлектрической проницаемости, а также сигнализаторы верхнего и нижнего уровней топлива, бортовой вычислитель с левым и правым модулями управления, контрольными каналами и ячейками памяти о геометрии топливных баков, левые и правые модули топливомера, устройство сравнения, устройство балансировки, а также пульт управления с задатчиком плотности топлива, устройством заправки и индикатором, причем датчики диэлектрической проницаемости топлива установлены на высоте сигнализаторов нижнего уровня топлива. Бортовой вычислитель предложенной системы снабжен входом для получения вспомогательной информации от и датчика углов крена и тангажа самолета. Техническим результатом изобретения является повышение точности, достоверности и эффективности измерения массового запаса топлива, резервного остатка топлива и управления центровкой самолета по топливу как в штатном, так и в нештатном режимах работы системы. 1 ил.
Наверх