бортовая топливоизмерительная система с компенсацией по температуре и статической диэлектрической проницаемости топлива

Формула изобретения

1. Бортовая топливоизмерительная система, содержащая датчики уровня топлива, установленные в фюзеляжных топливных баках, датчики мгновенного расхода топлива, установленные в расходных топливных магистралях, сигнализаторы фиксированных количеств топлива, первый вычислитель количества топлива, второй вычислитель количества топлива, снабженный входом для приема информации о количестве заправленного до полета топлива, первый блок сравнения и индикатор, причем выходы датчиков уровня топлива подключены к измерительным входам первого вычислителя, выходы датчиков мгновенного расхода топлива подключены к измерительным входам второго вычислителя, а выход первого и первый выход второго вычислителей подключены каждый к одному из сравнивающих входов первого блока сравнения, отличающаяся тем, что сигнализаторы фиксированных количеств топлива установлены в подвесных топливных баках, датчики мгновенного расхода топлива установлены в расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков, дополнительно введены датчик мгновенного расхода топлива, установленный в заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, измерители температуры топлива и статической диэлектрической проницаемости топлива, установленные в фюзеляжных топливных баках, расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков и заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, второй блок сравнения, третий вычислитель количества топлива, блок численных уставок, в качестве сигнализаторов фиксированных количеств топлива применены датчики подвески и датчики сброса подвесных топливных баков, причем выходы датчика мгновенного расхода топлива и измерителей температуры и статической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, подключены к измерительным входам третьего вычислителя, выходы измерителей температуры и статической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в фюзеляжных топливных баках, подключены к дополнительным измерительным входам первого вычислителя, выходы измерителей температуры и статической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков, подключены к дополнительным измерительным входам второго вычислителя, выходы датчиков подвески подвесных топливных баков подключены к сигнальным входам блока численных уставок, выход которого соединен со вторым сравнивающим входом второго блока сравнения, подключенным своим выходом к корректирующему входу второго вычислителя, выход каждого из датчиков сброса подвесных топливных баков подключен к одному из управляющих входов второго блока сравнения, первый сравнивающий вход которого соединен со вторым выходом второго вычислителя, при этом выход третьего вычислителя подключен к дополнительному входу второго вычислителя, первый вычислитель снабжен служебным входом для введения в его память данных о геометрических характеристиках фюзеляжных топливных баков, первый и второй вычислители - служебными входами для приема информации о плотности заправленного до полета топлива, третий вычислитель - служебным входом для приема информации о плотности заправленного в полете топлива, а блок численных уставок - служебным входом для введения в его память численных данных о подвесных топливных баках.

2. Бортовая топливоизмерительная система по п.1, отличающаяся тем, что масса m₂ топлива на борту самолета вычисляется во втором и третьем вычислителях количества топлива на основе функциональной зависимости



где M₀ - масса топлива, заправленного в баки топливной системы самолета до полета;

₂ - паспортное значение плотности топлива в крыльевых баках;

I - топливный индекс;

N - число двигателей на самолете;

t₀ - время начала расходования топлива;

t - текущее время;

g_n(t) - мгновенный расход топлива, потребляемого n-ым двигателем;

m - масса дозаправленного в полете топлива, вычисляемая в третьем вычислителе количества топлива на основе выражения



где t_x - момент начала дозаправки;

t - время дозаправки;

q(t) - мгновенный расход дозаправляемого топлива;

- паспортное значение плотности дозаправленного топлива.

3. Бортовая топливоизмерительная система по п.1, отличающаяся тем, что масса m₃ топлива в фюзеляжных баках самолета вычисляется в третьем вычислителе количества топлива на основе функциональной зависимости



где ₃ - паспортное значение плотности топлива в фюзеляжных баках;

К - число фюзеляжных баков;

F[h_i; (b_i)] - функция, устанавливающая зависимость объема топлива в баке от уровня h; топлива в баке и геометрических характеристик бака, описываемых функцией (b_i), b_i - массив коэффициентов, численно задающих функцию (b_i).

4. Бортовая топливоизмерительная система по п.2 или 3, отличающаяся тем, что топливный индекс I вычисляется в первом, втором и третьем вычислителях количества топлива на основе функциональной зависимости

l = ₁(1+₁T),

где ₁- статическая диэлектрическая проницаемость топлива;

₁- температурный коэффициент статической диэлектрической проницаемости топлива;

Т - температура топлива.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для измерения массового запаса топлива на борту маневренного самолета.

Известна бортовая топливоизмерительная система, предназначенная для измерения запаса топлива на борту самолета [Патент Российской Федерации 2156444, МПК G 01 F 23/26, опубл. 2000]. Она содержит датчики уровня топлива, установленные в топливных баках топливной системы самолета, вычислитель объемного запаса топлива, датчик одного из характеристических параметров топлива - его температуры, установленный в одном из топливных баков, блок сравнения и индикатор. Массовый запас топлива в этой системе определяется путем коррекции вычисленного значения объемного запаса топлива по измеренному значению одного из характеристических параметров топлива - его температуры.

Недостатками известной системы являются, во-первых, наличие методической погрешности вычисления запаса топлива в единицах массы, возникающей из-за разброса температур топлива между различными баками топливной системы и невозможностью достаточно точной коррекции всего объемного запаса топлива на борту самолета по температуре топлива, измеренной только в одном из топливных баков, во-вторых, наличие значительной эволютивной погрешности вычисления объемного запаса топлива при маневренном полете самолета. Эволютивная погрешность, проявляющаяся при маневренном полете самолета, возникает в связи с тем, что точное определение объемного запаса топлива на основании информации об уровнях топлива в достаточно плоских топливных баках, вертикальные размеры которых значительно меньше горизонтальных размеров, возможно лишь в условиях горизонтального полета самолета без существенных ускорений или при незначительных отклонениях от этих условий, когда граница раздела топлива и газа, так называемая "свободная поверхность", находится в плоских баках в относительно стационарном состоянии. Т.к. значительная часть топлива на маневренном самолете содержится именно в его плоских крыльевых баках, а полет маневренного самолета сопровождается существенными перегрузками и пространственными эволюциями, свободная поверхность топлива в крыльевых баках в процессе полета хаотически колеблется, что не дает возможности достоверно определить границу раздела жидкости и газа, точно измерить значение уровня и вычислить запас топлива.

Указанные недостатки частично устранены в наиболее близкой к предлагаемому изобретению и принятой за прототип бортовой топливоизмерительной системе [Свидетельство на полезную модель Российской Федерации 13894, МПК 7 B 64 D 37/14, опубл. 2000].

В этой системе запас топлива на борту самолета вычисляется не только на основании информации об уровнях топлива в топливных баках, но и по информации о мгновенном расходе топлива из баков, для чего в бортовом вычислителе вычисляется запас топлива на борту самолета как разность между количеством топлива, заправленного в топливные баки самолета до полета, и количеством топлива, израсходованного из этих баков в полете, причем количество израсходованного топлива вычисляется путем интегрирования в бортовом вычислителе мгновенного расхода топлива в течение реального времени расходования. При этом значение запаса, вычисленное по информации о расходе топлива, индицируется экипажу самолета, а значение запаса, определенное по информации об уровне топлива, используется, во-первых, для уточнения индицируемого запаса и, во-вторых, для индицирования в случае недостоверности информации о запасе топлива, вызванной, например, отказом расходомерного измерительного канала. Поскольку пространственные эволюции самолета не оказывают влияния на погрешность измерения мгновенного расхода топлива, данная система позволяет с достаточной точностью контролировать запас топлива при пространственных эволюциях самолета в начальной стадии полета.

Однако по мере увеличения продолжительности полета погрешность измерения запаса топлива по информации о расходе постоянно возрастает и к концу полета становится значительной в связи с накоплением в реальном времени ошибки интегрирования мгновенного расхода.

Для уменьшения этой нарастающей во времени ошибки в известной системе непрерывно сравниваются два значения запаса топлива: значение, вычисленное на основе измерения мгновенного расхода топлива, и значение, полученное на основе измерения уровней топлива в баках, и при неравенстве между собой этих значений соответствующим образом непрерывно корректируется измеряемое значение мгновенного расхода топлива. Кроме того, в известной системе в условиях горизонтального полета периодически сравниваются текущее значение запаса топлива, вычисленное по информации о мгновенном расходе топлива, с одним из фиксированных значений запаса топлива, полученным в момент достижения уровнем топлива в баке одной из заранее установленных величин, и при неравенстве между собой этих значений периодически формируется поправка к измеряемой величине мгновенного расхода топлива.

Указанный прием снижения погрешности интегрирования мгновенного расхода, использованный в известной системе, позволяет обеспечить необходимую точность измерения объемного запаса топлива при относительно низкой маневренности самолета, характеризуемой небольшими углами крена и тангажа, не превышающими 12 угловых градусов. Однако при увеличении степени маневренности самолета, когда значительно возрастают его ускорения, а углы крена и тангажа заметно превышают вышеуказанную величину, положение поверхности топлива в крыльевых баках самолета оказывается настолько неопределенным, что точное измерение момента достижения фиксированных уровней топлива становится затруднительным, а формирование поправки - неэффективным. В связи с этим использование известной системы на маневренном самолете характеризуется значительной погрешностью измерения запаса топлива.

Т.к. данная погрешность непрерывно возрастает в течение полета и к концу полета достигает значительной величины, ее наличие является существенным недостатком известной системы, поскольку согласно общим техническим требованиям к бортовому оборудованию маневренных самолетов измерение остатка топлива в конце полета должно выполняться с повышенной точностью, гарантирующей достоверное определение экипажем времени, потребного для возврата самолета на точку постоянного базирования или запасной аэродром.

Помимо отмеченного недостатка, известная система характеризуется значительной погрешностью измерения запаса топлива в единицах массы, вызванной тем, что, во-первых, коррекция вычисленного запаса производится по фиксированным значениям уровня топлива, которые зависят не от массы топлива в баке, а от его объема, что не позволяет достаточно точно откорректировать ошибку вычисления массового запаса, и, во-вторых, тем, что массовый запас топлива на борту самолета вычисляется не по результатам измерения фактических значений характеристического параметра топлива в баках топливной системы, а по косвенным данным. В качестве последних используются паспортные значения плотности заправленного в топливные баки топлива. Однако паспортное значение плотности может отличаться от фактического даже в пределах одной и той же марки топлива на 1,2%, что приводит к дополнительной методической погрешности определения массового запаса топлива на борту самолета.

Еще одним недостатком известной системы является невозможность определения запаса при дозаправке самолета топливом в полете.

В основу предлагаемого изобретения поставлена задача повышения точности измерения массового запаса топлива на борту маневренного самолета при пространственных эволюциях и ускорениях самолета, в том числе при его дозаправке топливом в полете.

Поставленная задача достигается тем, что в бортовой топливоизмерительной системе, содержащей датчики уровня топлива, установленные в фюзеляжных топливных баках, датчики мгновенного расхода топлива, установленные в расходных топливных магистралях, сигнализаторы фиксированных количеств топлива, первый вычислитель количества топлива, второй вычислитель количества топлива, снабженный входом для приема информации о количестве заправленного до полета топлива, первый блок сравнения и индикатор, причем выходы датчиков уровня топлива подключены к измерительным входам первого вычислителя, выходы датчиков мгновенного расхода топлива подключены к измерительным входам второго вычислителя, а выход первого и первый выход второго вычислителей подключены каждый к одному из сравнивающих входов первого блока сравнения, новым согласно изобретению является то, что сигнализаторы фиксированных количеств топлива установлены в подвесных топливных баках, датчики мгновенного расхода топлива установлены в расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков, дополнительно введены датчик мгновенного расхода топлива, установленный в заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, измерители температуры топлива и статической диэлектрической проницаемости топлива, установленные в фюзеляжных топливных баках, расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков и заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, второй блок сравнения, третий вычислитель количества топлива, блок численных уставок, в качестве сигнализаторов фиксированных количеств топлива применены датчики подвески и датчики сброса подвесных топливных баков, причем выходы датчика мгновенного расхода топлива и измерителей температуры и статической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, подключены к измерительным входам третьего вычислителя, выходы измерителей температуры и статической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в фюзеляжных топливных баках, подключены к дополнительным измерительным входам первого вычислителя, выходы измерителей температуры и статической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков подключены к дополнительным измерительным входам второго вычислителя, выходы датчиков подвески подвесных топливных баков подключены к сигнальным входам блока численных уставок, выход которого соединен со вторым сравнивающим входом второго блока сравнения, подключенным своим выходом к корректирующему входу второго вычислителя, выход каждого из датчиков сброса подвесных топливных баков подключен к одному из управляющих входов второго блока сравнения, первый сравнивающий вход которого соединен со вторым выходом второго вычислителя, при этом выход третьего вычислителя подключен к дополнительному входу второго вычислителя, первый вычислитель снабжен служебным входом для введения в его память данных о геометрических характеристиках фюзеляжных топливных баков, первый и второй вычислители - служебными входами для приема информации о плотности заправленного до полета топлива, третий вычислитель - служебным входом для приема информации о плотности заправленного в полете топлива, а блок численных уставок - служебным входом для введения в его память численных данных о подвесных топливных баках.

Функциональная схема предложенной бортовой топливоизмерительной системы самолета показана на чертеже.

Топливоизмерительная система содержит датчик 1 уровня топлива и датчик 2 характеристических параметров топлива, в состав которого входят измеритель 3 температуры топлива и измеритель 4 статической диэлектрической проницаемости топлива, установленные в фюзеляжном топливном баке 6 топливной системы маневренного самолета, снабженном расходной топливной магистралью 6, датчик 7 мгновенного расхода топлива и датчик 2 характеристических параметров топлива, установленные в расходной топливной магистрали 8 крыльевого топливного бака 9, датчик 7 и датчик 2, установленные в заправочной топливной магистрали 10 крыльевого топливного бака 9, снабженного также перепускной топливной магистралью 11, датчик 12 подвески подвесного топливного бака 13 и датчик 14 сброса этого бака, снабженного расходной топливной магистралью 15, бортовой вычислитель 16, в состав которого входят первый вычислитель 17, второй вычислитель 18 и третий вычислитель 19 количества топлива, блок 20 численных уставок, первый блок 21 сравнения, второй блок 22 сравнения и индикатор 23.

Выходы датчиков 1 и 2, установленных в каждом фюзеляжном баке 5 топливной системы самолета, подключены к измерительным входам первого вычислителя 17, предназначенного для вычисления массы топлива в фюзеляжных баках 5 по информации об уровне топлива, выходы датчиков 7 и 2, установленных в каждой из расходных топливных магистралей 8, число которых равно числу двигателей на самолете, подключены к измерительным входам второго вычислителя 18, предназначенного для вычисления массы топлива на самолете по информации о расходе топлива, выходы датчиков 7 и 2, установленных в заправочной магистрали 10, подключены к измерительным входам третьего вычислителя 19, предназначенного для вычисления массы топлива, дозаправленного в полете, выходы датчиков 12, установленных в каждом подвесном баке 13, подключены к сигнальным входам блока 20 численных уставок, а выходы датчиков 14, также установленных в каждом подвесном баке 13, подключены каждый к одному из управляющих входов второго блока 22 сравнения. Служебные входы Вх b_i и Вх ₃ первого вычислителя 17 предназначены для введения в его память соответственно значений коэффициентов b_i, численно задающих геометрические характеристики фюзеляжных топливных баков 5, и паспортного значения ₃ плотности заправленного в эти баки топлива, служебный вход Вх ₂ второго вычислителя 18 предназначен для введения в его память паспортного значения ₂ плотности заправленного в крыльевые баки 9 топлива, служебный вход Вх М₀ этого вычислителя предназначен для введения в его память значения массы Мо топлива, заправленного в баки топливной системы самолета до полета, а вход m - для передачи в память вычислителя 18 с выхода блока 19 значения массы m топлива, дозаправленного через магистраль 10 в полете. Служебный вход Вх третьего вычислителя 19 предназначен для передачи в его память паспортного значения плотности дозаправленного в полете топлива, служебный вход Вх Ч.У. блока 20 предназначен для введения в память этого блока численных уставок, соответствующих номерам подвесных баков 13, и массам заправленного в каждый из них топлива.

Выход первого вычислителя 17 и первый выход второго вычислителя 18 соединены со сравнивающими входами Вх m₃ и Вх m₂ соответственно первого блока 21 сравнения, выход которого соединен с входом индикатора 23 массового запаса М топлива на самолете. Второй выход второго вычислителя 18 соединен с первым сравнивающим входом Вх m_n второго блока 22 сравнения, второй сравнивающий вход Вх m₁ которого соединен с выходом блока 20 численных уставок, а каждый из управляющих входов - с выходом одного из датчиков 14 сброса подвесных топливных баков 13. Выход блока 22 подключен к корректирующему входу второго вычислителя 18, а выход третьего вычислителя 19 - к входу Вх m второго вычислителя 18.

Предложенная система работает следующим образом. При разработке топливной системы маневренного самолета все баки топливной системы подразделяют в зависимости от очередности выработки из них топлива и высоты бака на три группы: группу баков первой очереди выработки (подвесные топливные баки), группу баков второй очереди выработки (крыльевые баки) и группу баков третьей очереди выработки (фюзеляжные баки). Подразделение баков по высоте производят в соответствии с т.н. требованием малой высоты бака. В процессе монтажа топливной системы самолета датчики 1, 2, 7, 12 и 14 устанавливают в баках 7, 13 и магистралях 8, 10 топливной системы, согласуя установку с очередностью выработки топлива из баков. При этом в баках 13 первой очереди выработки устанавливают датчики 12 и 14, в топливных магистралях 8, 10 баков 9 второй очереди выработки, удовлетворяющих требованию малой высоты:



где h_{max i} - высота i-го крыльевого бака,

V_i - объем i-го крыльевого бака,

k - конструкционный коэффициент, зависящий от геометрии i-го крыльевого бака,

устанавливают датчики 2 и 9, а в баках 5 третьей очереди выработки, не удовлетворяющих требованию малой высоты:



устанавливают датчики 1 и 2.

Подобная расстановка датчиков учитывает тот факт, что расходование топлива из баков каждой последующей очереди выработки может производиться только после полного опорожнения всех баков предыдущей очереди. Численное значение постоянной k в требовании малой высоты устанавливают исходя из степени сосредоточенности рассматриваемого топливного бака по сравнению с баком канонической формы - кубическим или сферическим баками.

Поскольку для баков кубической формы постоянная k равна единице:



а для сферического бака мало отличается от нее: k_сф1, то значение k=1 принимают в качестве образцового значения. При этом для более низких по сравнению с кубическим баков, очевидно, k_низк<1, а для более высоких - k_выс>1.

В частности, для крыльевых баков, расположенных у основания крыла,

k_кр.осн.0,5,

для прочих крыльевых баков -

k_кр=0,1...0,5,

а для фюзеляжных баков -

k_фюз=0,5...1,5.

Для маневренных самолетов обычно полагают бак, расположенный у основания крыла, достаточно сосредоточенным и устанавливают значение постоянной

k=0,5.

В этом случае требование малой высоты бака принимает вид



До начала полета в память блока 20 через его служебный вход Вх Ч.У. вводятся данные о численных уставках, соответствующих номерам подвесных баков 13 и массам m_1i, заправленного в каждый из них топлива. В память второго вычислителя 18 через служебный вход Вх ₂ вводятся данные о паспортном значении плотности ₂ топлива, заправленного в крыльевые баки 9, а через вход Вх ₀ - данные о значении полной массы М₀ топлива, заправленного до полета в баки топливной системы самолета, равной сумме массы m₁ топлива в подвесных баках 13, массы m₂ топлива в крыльевых баках 9 и массы m₃ топлива в фюзеляжных баках 5 топливной системы самолета:



где L - число подвесных баков 13.

В память первого вычислителя 17 через его служебный вход Вх ₃ вводятся данные о паспортном значении плотности ₃ топлива, заправленного в фюзеляжные баки 5 третьей очереди выработки, а через служебный вход Вх b_i, - значения коэффициентов b_i, численно задающих геометрические характеристики фюзеляжных топливных баков 5.

Как правило, маневренный самолет заправляют в точке постоянного базирования топливом одной марки, поэтому плотности топлив в баках 5 и 9 первой и второй очередей выработки в этом случае совпадают между собой: ₂ = ₃.

В полете маневренного самолета топливо расходуется в первую очередь из подвесных баков 13 через расходную магистраль 15 баков 13 и перепускную и расходную магистрали 11 и 8 соответственно баков 9. При этом сигналы о мгновенном расходе и характеристических параметрах топлива поступают соответственно с выходов датчиков 7 и 2, установленных в магистрали 8, на измерительные входы второго вычислителя 18. В вычислителе 18 масса m₂ топлива, определенная по информации о мгновенном расходе топлива, вычисляется как разность между заправленным количеством М₀ и израсходованным количеством m_n топлива:

m₂=М₀-m_n.

В случае, когда число двигателей на самолете более одного и равно числу N, масса m₂ топлива вычисляется в вычислителе 18 в соответствии с выражением:



причем значения m_n соотношении (1) соответствуют выражению



где ₂ - паспортное значение плотности топлива в баках 9,

t₀ - время начала расходования топлива,

t - текущее время,

q_n(t) - мгновенный расход топлива n-ым двигателем, а

I - топливный индекс.

Топливный индекс I представляет собой поправочный коэффициент к паспортному значению плотности топлива, зависящий от измеренных значений характеристических параметров топлива в баках топливной системы. Топливный индекс вычисляется в бортовом вычислителе на основании функциональной зависимости

I = ₁(1+₁T), (3)

где ₁ - статическая диэлектрическая проницаемость топлива,

₁ - температурный коэффициент статической диэлектрической проницаемости топлива,

Т - температура топлива.

Использование в качестве характеристического параметра топлива его статической диэлектрической проницаемости ₁ дает возможность точно вычислять топливный индекс реального топлива в диапазоне плотностей от 710 кг/м³ и достаточно точно в диапазоне от 780 кг/м³.

Как известно, диэлектрическая проницаемость жидкого углеводородного топлива зависит от его плотности и может быть использована для вычисления топливного индекса I [См., напр., справочник "Свойства авиационных топлив" (Aviation fuel properties) Atlanta, Georgia, 1988].

Фактическое значение зависит как от частоты переменного тока, на которой производится измерение, так и от сорта топлива. Для относительно тяжелых зарубежных топлив с большим содержанием высокоароматических углеводородов и паспортным значением плотности, лежащим в диапазоне 780<850, наиболее целесообразно вычислять I по статической диэлектрической проницаемости ₁ - проницаемости, измеряемой на частоте ₁0,1 МГц. Для относительно легких отечественных топлив с малым содержанием тяжелых высокоароматических молекул и паспортным значением плотности, находящемся в диапазоне 710</ 780, более эффективно вычислять топливный индекс на основе динамической диэлектрической проницаемости ₂ - проницаемости, измеренной на частоте ₂5 MГц.

Выбор значения частоты ₂ объясняется тем, что собственная частота ₀ релаксационных колебаний легких низкоароматических молекул топлива значительно превышает частоту ₁:

₀ = 4,5...6 MГц₁,

в связи с чем результаты измерений проницаемости ₁ на низкой частоте ₁ практически не зависят от молекулярного веса легких молекул топлива и, следовательно, от его плотности.

Для вычисления топливного индекса легких топлив необходимо использовать значение диэлектрической проницаемости ₂, измеренной на частоте ₂, соизмеримой с частотой ₀: ₂₀, что и определяет выбор ранее приведенного значения ₂5 MГц.

Для точного вычисления топливного индекса I в функции диэлектрической проницаемости ₁ топлива необходимо также учитывать зависимость ₁ от температуры Т топлива. Т.к. эта зависимость является практически линейной, ее можно аппроксимировать линейной функцией, зависящей от коэффициента ₁ пропорциональности - температурного коэффициента динамической диэлектрической проницаемости топлива. Численные значения коэффициента ₁ для различных марок авиационного топлива можно получить, например, из вышеупомянутого справочника.

Вычисление топливного индекса в функции двух характеристических параметров топлива Т и ₁ позволяет уменьшить погрешность определения массового запаса топлива, вызванную разбросом паспортных значений его плотности, при эксплуатации самолета на зарубежных топливах от величины 1,2% до величины 0,5%, а при эксплуатации самолета на отечественных топливах - до величины 0,7%.

При опорожнении каждого подвесного бака 13 и сбрасывании его с самолета датчик 14 формирует сигнал сброса, поступающий на один из управляющих входов блока 22, в котором в каждый из моментов сброса баков 13 сравниваются два значения массы израсходованного топлива: значение m_n, вычисленное во втором вычислителе 18 по информации о мгновенном расходе топлива, и значение m₁, зафиксированное в памяти блока 20 численных уставок, равное массе топлива, содержавшегося в сброшенном баке 13. В блоке 22 сравниваются значения m_n и m₁ израсходованного топлива и при их несовпадении между собой формируется поправка m к ранее вычисленному значению m_n: m=m_n-m₁.

Поправка m подается с выхода блока 22 на корректирующий вход второго вычислителя 18, в котором уточняется ранее вычисленное значение m_n, вычисляется согласно (1) с учетом поправки m уточненное значение m₂ запаса топлива и подается с выхода вычислителя 18 на сравнивающий вход Вх m₂ блока 21, на другой сравнивающий вход Вх m₃ которого поступает с выхода первого вычислителя 17 значение m₃ массы топлива в баках 5, вычисленное на основании информации об уровне топлива в этих баках.

В блоке 21 непрерывно сравниваются величины m₂ и m₃ количества топлива и в случае, когда m₂m₃, подается с выхода блока 21 на вход индикатора 23 значение массового запаса топлива на борту самолета, равное величине ₂: M= m₂, а в случае, когда m₂<m, подается значение массового запаса, равное величине m₃: М=m₃.

Количество m₃ топлива, находящегося в фюзеляжных баках 5, вычисляется в первом вычислителе 17 в единицах массы на основании сигналов с выхода датчиков 1 уровня топлива в каждом из фюзеляжных баков 5 и с выхода датчиков 2 характеристических параметров топлива в каждом из этих баков, поступающих с выходов каждого из упомянутых датчиков на измерительные входы первого вычислителя 17.

При этом количество топлива в i-том фюзеляжном баке вычисляется в вычислителе 17 на основе функциональной зависимости

m_i = ₃IF[h_i;(b_i)],

где ₃ - паспортное значение плотности топлива в баках третьей очереди выработки,

h_i - уровень топлива в i-том фюзеляжном баке,

(b_i) - функция, описывающая геометрические характеристики фюзеляжного бака,

b_i - массив коэффициентов, численно задающих функцию (b_i).

Масса m₃ топлива в группе всех фюзеляжных баков самолета определяется в первом вычислителе 17 путем суммирования вычисленных значений m_i:



где К - число фюзеляжных баков.

При дозаправке самолета топливом в полете из летающего танкера через заправочную топливную магистраль 10 сигналы о мгновенном расходе q(t) и характеристических параметрах дозаправленного топлива поступают с выходов датчиков 7 и 2, установленных в магистрали 10, на измерительные входы третьего вычислителя 19 и, кроме того, через служебный вход Вх этого вычислителя поступают данные о паспортном значении плотности топлива в баках танкера. В третьем вычислителе 19 определяется масса m дозаправленного топлива в соответствии с выражением:



где - паспортное значение плотности дозаправленного топлива,

I - топливный индекс,

t_x - момент начала дозаправки,

t - время дозаправки,

q(t) - мгновенный расход дозаправляемого топлива.

Информация о вычисленной в вычислителе 19 массе m дозаправленного топлива подается с выхода третьего вычислителя 19 на вход Вх m второго вычислителя 18, где масса m суммируется с хранящейся в памяти последнего массой ₀ топлива, заправленного до полета. Полученная сумма m+М₀ поступает в перепрограммируемую память второго вычислителя 18 взамен ранее хранившейся в ней величины М₀ и в дальнейшем полете используется для вычисления в вычислителе 18 количества топлива m₂, определенного по информации о мгновенном расходе топлива через расходную магистраль 8.

Таким образом, в предложенной бортовой топливоизмерительной системе массовый запас топлива на борту маневренного самолета, эксплуатирующегося преимущественно на зарубежных топливах, определяется:

а) в начальной стадии полета - по информации о мгновенном расходе топлива, температуре и статической диэлектрической проницаемости топлива с периодической коррекцией вычисленного запаса топлива в моменты сбрасывания подвесных топливных баков, с пренебрежимо малой погрешностью вычисления массового запаса топлива, вызванной ошибкой интегрирования мгновенного расхода топлива и эволютивной погрешностью измерения запаса топлива;

б) в промежуточной стадии полета - по информации о мгновенном расходе топлива из крыльевых топливных баков, температуре и статической диэлектрической проницаемости топлива, мгновенном расходе дозаправленного топлива, его температуре и статической диэлектрической проницаемости с пренебрежимо малой эволютивной погрешностью измерения запаса топлива и с незначительной методической погрешностью вычисления запаса топлива, вызванной ошибкой интегрирования мгновенного расхода топлива, плавно возрастающей от нулевого значения в начале промежуточной стадии полета до допустимого значения в конце этой стадии;

в) в завершающей стадии полета - по информации об уровнях топлива в фюзеляжных топливных баках, температуре и статической диэлектрической проницаемости топлива с незначительной эволютивной погрешностью измерения запаса топлива, не превышающей допустимого значения погрешности вплоть до завершения полета.