Система измерения и контроля топлива с компенсацией по температуре топлива



Система измерения и контроля топлива с компенсацией по температуре топлива
Система измерения и контроля топлива с компенсацией по температуре топлива

 


Владельцы патента RU 2583119:

Открытое акционерное общество "Концерн Радиоэлектронные технологии" (RU)

Изобретение относится к системам контроля и измерения топлива. Система контроля и измерения топлива с компенсацией по температуре топлива содержит бортовой вычислитель, пульт управления, модули топливомера, схему запрета, а также размещенные в топливном баке датчики уровня топлива, средства измерения температуры и сигнализации нижнего уровня топлива. Бортовой вычислитель содержит модуль автоматического управления. Пульт управления содержит задатчик плотности топлива. Средство измерения температуры и сигнализации нижнего уровня топлива содержит датчик двойного назначения на основе терморезисторного сигнализатора уровня топлива. Терморезисторный сигнализатор уровня топлива содержит терморезистор с температурным выходом и формирователь сигнала низкого уровня топлива с сигнальным выходом. Обеспечивается упрощение конструкции. 2 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для измерения массового запаса топлива и контроля выработки топлива из топливных баков самолета.

Известна бортовая топливоизмерительная система, предназначенная для измерения и контроля массового запаса топлива на борту самолета [патент Российской Федерации №2156444, МПК G01F 23/26, опубл. 2000]. Она содержит датчики и сигнализаторы уровня топлива и датчики температуры топлива, установленные в топливных баках самолета, а также бортовой вычислитель. Поскольку установка каждого датчика внутри топливного бака существенно увеличивает массу и себестоимость системы, датчик температуры топлива этой системы установлен только в одном топливном баке самолета. Массовый запас топлива в известной системе определяется путем коррекции в бортовом вычислителе объемного запаса топлива по значению температуры топлива, измеренному в одном из топливных баков, причем объемный запас топлива определяется в бортовом вычислителе на основе информации, полученной от датчиков уровня топлива.

Недостатком известной системы является наличие методической погрешности определения массового запаса топлива, вызванной измерением температуры топлива только в одном из топливных баков при наличии разброса температур топлива в различных топливных баках.

Указанный недостаток устранен в наиболее близкой к предлагаемому изобретению по технической сущности и достигаемому техническому результату и принятой за ближайший аналог (прототип) системе измерения топлива с компенсацией по температуре топлива [патент Российской Федерации №137262, МПК B64D 37/00, опубл. 2014], содержащей модули топливомера, бортовой вычислитель, в который входят модули автоматического управления, а также находящиеся в топливных баках датчики уровня топлива, средства сигнализации уровня топлива и средства измерения температуры топлива, установленные в каждом топливном баке.

Известная система позволяет с достаточной точностью измерять массу топлива в каждом из топливных баков и на самолете в целом, однако обладает существенным недостатком, заключающимся в излишней конструктивной сложности, вызванной неоправданно большим числом отдельных средств сигнализации уровня и измерения температуры топлива, установленных в топливных баках.

Значительное число отдельных средств сигнализации уровня и измерения температуры топлива приводит к увеличению массы системы, уменьшению ее надежности, росту себестоимости, увеличению времени и стоимости обслуживания в эксплуатации, повышает трудоемкость изготовления.

Задачей предлагаемого изобретения и его техническим результатом является снижение конструктивной сложности системы путем существенного уменьшения числа отдельных средств сигнализации уровня и измерения температуры топлива при сохранении всех функций системы, относящихся к формированию контрольных сигналов и измерению параметров топлива.

Указанная задача решается за счет применения вместо отдельных средств измерения температуры топлива и средств сигнализации нижнего уровня топлива датчиков двойного назначения, одновременно формирующих сигналы о нижнем уровне топлива и о температуре топлива в каждом из топливных баков.

Данное техническое решение обеспечивается тем, что согласно изобретению один и тот же элемент датчика двойного назначения - терморезистор - одновременно выполняет две существенно разнородные функции: измерение температуры топлива и формирование информации о достижении нижнего уровня топлива.

Для решения поставленной задачи в системе измерения и контроля топлива с компенсацией по температуре топлива, в состав которой входят бортовой вычислитель с модулями автоматического управления, пульт управления с задатчиком плотности топлива, модули топливомера, а также находящиеся в топливных баках датчики уровня топлива, средства сигнализации нижнего уровня топлива и средства измерения температуры топлива, причем датчики уровня топлива и средства измерения температуры топлива каждого топливного бака подключены к соответствующим входам соответствующих модулей топливомера, сигнальные выходы средств сигнализации нижнего уровня топлива подсоединены каждый к одному из входов соответствующих модулей автоматического управления, выход задатчика плотности топлива и выходы модулей топливомера подсоединены каждый к одному из входов ботового вычислителя, введены новые элементы и связи, а также изменены состав и конструкция отдельных элементов.

Предложенная система отличается от прототипа тем, что в ее состав дополнительно введена схема запрета, а в качестве средства сигнализации нижнего уровня топлива и средства измерения температуры в каждом топливном баке топлива применен датчик двойного назначения.

Датчик двойного назначения выполнен на основе известного терморезисторного сигнализатора уровня жидкости, который содержит сигнальный выход и терморезистор, подогреваемый проходящим по нему током и имеющий возможность непосредственного контакта с окружающей средой. Этот датчик, помимо известного сигнального выхода, дополнен в соответствии с изобретением еще одним - температурным выходом, который подключен к высокопотенциальному выводу терморезистора. При этом температурный выход каждого датчика двойного назначения подсоединен к одному из входов соответствующего модуля топливомера через соответствующую схему запрета, а сигнальный выход каждого датчика двойного назначения дополнительно подключен к запирающему входу этой же схемы запрета.

Устройство и работа предложенной системы поясняются Фиг. 1 и Фиг. 2.

На Фиг. 1 представлена функциональная схема левого полуборта предложенной системы для случая, когда число топливных баков самолета равно четырем, а на Фиг. 2 - электрическая схема датчика двойного назначения.

На Фигурах введены следующие обозначения:

1 - датчик уровня топлива, 2- датчик двойного назначения, 3 -топливный бак, 4 - сигнальный выход, 5 - температурный выход, 6 - модуль топливомера, 7 - бортовой вычислитель, 8 - модуль автоматического управления, 9 - схема запрета, 10 - пульт управления, 11 - задатчик плотности топлива, 12 - терморезистор, 13 - формирователь сигнала.

(Функциональная схема правого полуборта предложенной системы является зеркальным отражением схемы на Фиг. 1 и содержит аналогичные элементы, связи и обозначения).

Датчики уровня топлива 1 и датчики двойного назначения 2 установлены в топливных баках 3 топливной системы самолета, причем каждый из датчиков двойного назначения 2 снабжен сигнальным 4 и температурным 5 выходами. Выходы датчиков уровня топлива 1, установленных в каждом топливном баке 3, объединены между собой и подключены к одному из входов соответствующего модуля топливомера 6, причем выход каждого из последних с помощью информационной линии связи подключен к соответствующему входу бортового вычислителя 7, в состав которого входят модули автоматического управления 8. Бортовой вычислитель 7 снабжен выходом для передачи информации о топливе во внешние системы самолета по информационной линии связи, а каждый из модулей автоматического управления 8 - выходом для передачи управляющих сигналов на входы соответствующих агрегатов топливной системы самолета. Сигнальный выход 4 каждого из датчиков двойного назначения 2 подсоединен к одному из входов соответствующего модуля автоматического управления 8. Температурный выход 5 каждого из датчиков двойного назначения 2 подключен к одному из входов соответствующего модуля топливомера 6 через соответствующую схему запрета 9, запирающий вход которой соединен с сигнальным выходом 5 того же датчика 2.

Кроме того, система содержит пульт управления 10 с задатчиком плотности топлива 11, выход которого соединен с соответствующим входом бортового вычислителя.

Датчик двойного назначения 2 содержит терморезистор 12, имеющий возможность непосредственного контакта с окружающей средой. Выводы терморезистора 12 подключены к формирователю сигнала 13, входящего в состав датчика двойного назначения 2. Выход формирователя 13 является сигнальным выходом 4 датчика двойного назначения 2, а выход, подсоединенный к высокопотенциальному, т.е. незаземленному выводу терморезистора 12, является температурным выходом 5 этого датчика.

В полете самолета предложенная система измеряет массу топлива в каждом из топливных баков 3 и на самолете в целом. В процессе полета заправленное на земле топливо расходуется авиадвигателями из топливных баков 3, и его количество непрерывно уменьшается. В итоге понижаются текущие значения уровня топлива h в каждом из топливных баков 3, а также изменяются текущие значения температуры топлива t в этих баках из-за теплообмена топлива с окружающей средой и аэродинамического нагрева стенок баков. Это приводит к изменению текущей информации о топливе. При этом информация о текущем значении температуры топлива в каждом из топливных баков 3 в соответствии с изобретением вырабатывается терморезистором 12 датчика двойного назначения 2, установленного в этом баке. Информация об уровне топлива в каждом из топливных баков 3 вырабатывается датчиками уровня топлива 1 и поступает с их выходов непосредственно на соответствующие входы одного из модулей топливомера, а информация о температуре топлива в этих баках поступает с температурных выходов 5 каждого из датчиков двойного назначения 2 на соответствующие входы одного из модулей топливомера 6 через соответствующую схему запрета 9. В модулях топливомера 6 вычисляются изменяющиеся в течение времени полета τ текущие значения массы топлива m(τ) в каждом из топливных баков 3. В бортовом вычислителе 7 на основании информации, поступающей в этот вычислитель по информационной линии связи с выходов модулей топливомера 6, вычисляется масса топлива на самолете в целом.

Текущие значения массы топлива в каждом из баков 3 определяются в соответствии с выражением (1):

где ρ0 - паспортное значение плотности топлива, которое вводится в память бортового вычислителя 7 с выхода задатчика плотности топлива 11, входящего в состав пульта управления 10, при заправке самолета топливом;

α - температурный коэффициент плотности топлива;

t - температура топлива в топливном баке 3;

τ - время полета;

V(τ) - текущее значение объема топлива в баке 3, вычисляемое по формуле (2):

где F - алгоритмическая зависимость, хранящаяся в памяти вычислителя 7 и связывающая текущее значение объема топлива в соответствующем топливном баке 3 с текущим значением уровня топлива h(τ) в этом баке в зависимости от геометрии последнего.

Значение температуры t в формуле (1) определяется в соответствующем модуле топливомера 6 по величине сопротивления терморезистора 12, входящего в состав датчика двойного назначения 2.

По мере выработки заправленного на земле топлива авиадвигателями летящего самолета текущие значения уровня топлива h(τ) в каждом из топливных баков 3 непрерывно уменьшается вплоть до уровней, на которых установлены датчики двойного назначения 2.

При достижении уровнем топлива в любом из топливных баков 3 значения, равного высоте установки датчика 2, на сигнальном выходе 4 этого датчика формируется сигнал о достижении резервного остатка топлива в данном топливном баке 3. Этот сигнал с сигнального выхода 4 датчика двойного назначения 2 поступает на один из входов соответствующего модуля автоматического управления 8, в котором формируется команда о достижении резервного остатка в одном из топливных баков 3. Эта команда поступает с выхода модуля 8 на входы соответствующих агрегатов топливной системы, а также с выхода бортового вычислителя 7, передается по информационной линии связи экипажу самолета для принятия решения о режиме дальнейшего полета.

Формирование сигнала о достижении нижнего уровня топлива производится формирователем сигнала 13, входящим в состав датчика двойного назначения 2. Выработка этого сигнала происходит при скачкообразном изменении сопротивления терморезистора 12. Скачок сопротивления возникает в результате перехода терморезистора из среды «жидкость» в среду «газ». Скачок сопротивления является следствием резкого изменения температуры терморезистора 12 при замене охлаждающего его жидкого топлива газом, в котором терморезистор 12 быстро нагревается проходящим по нему током до температуры, существенно превышающей температуру топлива.

В случае скачкообразного изменения сопротивления терморезистора 12 на сигнальном выходе 4 датчика 2 вырабатывается сигнал о достижении нижнего уровня топлива.

Этот сигнал поступает на соответствующий вход модуля автоматического управления 8, а также, в соответствии с изобретением, на запирающий вход соответствующей схемы запрета 9.

Последняя операция необходима для прекращения передачи информации о температуре топлива в топливном баке 3 в модуль топливомера 6 во избежание ошибки, поскольку оголенный от топлива терморезистор 12 уже не измеряет температуру топлива. При достижении нижнего уровня топлива резервный остаток топлива mрезерв(τ) вычисляется по формуле (1), где t=0:

mрезерв(τ)=ρо·V(τ).

Как следует из изложенного, предложенная система существенно упрощена в конструктивном и структурном отношениях по сравнению с известной системой при полном сохранении всех заданных функций и метрологических параметров.

Таким образом, поставленная в изобретении задача решена.

Система контроля и измерения топлива с компенсацией по температуре топлива, содержащая бортовой вычислитель, в который входят модули автоматического управления, пульт управления, в который входит задатчик плотности топлива, модули топливомера, а также находящиеся в топливных баках датчики уровня топлива, средства измерения температуры топлива и средства сигнализации уровня топлива, при этом датчики уровня топлива и средства измерения температуры топлива каждого топливного бака подключены к входам соответствующих модулей топливомера, выходы средств сигнализации уровня топлива подсоединены к входам соответствующих модулей автоматического управления, выход задатчика плотности топлива и выходы модулей топливомера подсоединены каждый к одному из входов бортового вычислителя, отличающаяся тем, что в ее состав дополнительно введены схемы запрета, а в качестве средства измерения температуры и сигнализации нижнего уровня топлива применен датчик двойного назначения, выполненный на основе терморезисторного сигнализатора уровня жидкости, содержащий терморезистор, имеющий возможность непосредственного контакта с окружающей средой, и формирователь сигнала с сигнальным выходом, причем данный датчик дополнительно снабжен температурным выходом, подсоединенным к высокопотенциальному выводу терморезистора и подключенным к одному из входов соответствующего модуля топливомера через соответствующую схему запрета, при этом сигнальный выход каждого датчика двойного назначения дополнительно подключен к запирающему входу упомянутой схемы запрета.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к топливным системам летательных аппаратов. Бортовая система контроля и измерения топлива содержит установленные в топливных баках средства контроля параметров топлива: датчики уровня, средства измерения температуры и сигнализации нижнего уровня топлива, а также бортовой вычислитель с модулями автоматического управления, пульт управления с задатчиком плотности топлива, модули топливомера и схемы запрета.

Система нейтрального газа пассажирского самолета содержит следующие подсистемы: генерирования нейтрального газа, распределения нейтрального газа, контроля и управления.

Изобретение относится к области авиации, в частности к топливным системам летательных аппаратов. Система топливных баков содержит последовательность многочисленных топливных баков, связанных сборками трубопровода.

Изобретение относится к области авиации, в частности к топливным системам летательных аппаратов. Топливная система летательного аппарата содержит многоотсечный топливный бак и систему подачи газа избыточного давления.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам подачи топлива в двигатель летательного аппарата. Способ подачи топлива в двигатель летательного аппарата заключается в наддуве полости отсека газом избыточного давления до определенной величины избыточного давления с последующим переливом топлива через магистрали в последний отсек топливного бака.

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.

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.

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.

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.

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.
Наверх