способ определения массового запаса топлива на борту маневренного самолета

Формула изобретения

1. Способ определения запаса топлива на борту самолета, при котором определяют количество топлива, заправленного в баки топливной системы самолета, в полете измеряют мгновенный расход топлива из баков топливной системы и уровни топлива в баках топливной системы, вычисляют в бортовом вычислителе количество израсходованного топлива, вычисляют количество топлива, находящегося в баках топливной системы, вычисленное количество израсходованного топлива периодически сравнивают с фиксированными количествами топлива в баках, при их несовпадении формируют компенсирующую поправку количества израсходованного топлива, а запас топлива на борту самолета вычисляют как разность между количествами заправленного и израсходованного топлива, отличающийся тем, что подразделяют баки топливной системы самолета, в зависимости от очередности расходования из них топлива, на баки первой очереди выработки - подвесные топливные баки, каждый из которых заправляют фиксированной массой топлива, баки второй очереди выработки, отвечающие условию

2h³_{max i}/V_i 1,

где h_{max i} - наибольшая высота i-го бака;

V₁ - его объем,

и баки третьей очереди выработки, отвечающие условию

2h³_{max i}/V_i > 1,

до полета определяют и вводят в память бортового вычислителя фиксированные значения масс топлива, содержащихся в каждом из баков первой очереди выработки, и паспортные значения плотности топлива, заправленного в баки второй и третьей очередей выработки, в процессе полета измеряют мгновенный расход топлива из баков первой и второй очередей выработки и характеристические параметры израсходованного топлива, уровни топлива и характеристические параметры топлива в баках третьей очереди выработки, а также мгновенный расход топлива и характеристические параметры топлива, дозаправленного в баки второй очереди выработки, вычисляют в бортовом вычислителе массу m₃ топлива в баках третьей очереди выработки с использованием функции, зависящей от уровней топлива в баках, геометрических характеристик баков и характеристических параметров топлива в этих баках, вычисляют массу m_n израсходованного топлива в баках второй очереди выработки с использованием функции, зависящей от измеренного мгновенного расхода топлива и характеристических параметров топлива в этих баках, определяют моменты опорожнения каждого из баков первой очереди выработки, упомянутую вычисленную массу m_n периодически сравнивают с фиксированным значением массы топлива, находившегося до их опорожнения в баках первой очереди выработки, и при их несовпадении между собой формируют компенсирующую поправку в каждый из моментов опорожнения баков первой очереди выработки, на основе которой уточняют значение ранее вычисленной массы m_n, после чего вычисляют m₂ - разность между количеством топлива, заправленного в баки, и уточненным значением ранее вычисленной массы m_n и в случае, когда

m₂ m₃,

индицируют запас топлива на борту самолета, равный значению массы m₂:

М=m₂,

а в случае, когда

m₂ < m₃,

индицируют запас топлива на борту самолета, равный значению массы m₃

М=m₃.

2. Способ определения массового запаса топлива по п.1, отличающийся тем, что массу m₃ топлива в баках третьей очереди выработки вычисляют в бортовом вычислителе на основе функциональной зависимости

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

К - число баков третьей очереди выработки;

F[h_i; (b_i)] - функция, устанавливающая зависимость объема топлива в баке от уровня h_i топлива в баке и геометрических характеристик бака, описываемых функцией (b_i);

b₁ - массив коэффициентов, численно задающих функцию (b_i).

3. Способ определения массового запаса топлива по п.2, отличающийся тем, что топливный индекс I вычисляют в бортовом вычислителе на основе функциональной зависимости

I=f(T; ₁; ₂),

где Т; ₁; ₂ - характеристические параметры топлива, а именно:

Т - температура топлива;

₁ - статическая диэлектрическая проницаемость топлива;

₂ - динамическая диэлектрическая проницаемость топлива.

4. Способ определения массового запаса топлива по п.3, отличающийся тем, что упомянутую функциональную зависимость аппроксимируют выражением

где ₁ и ₂ - температурные коэффициенты соответственно статической и динамической диэлектрических проницаемостей топлива.

Описание изобретения к патенту

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

Известен способ определения запаса топлива на борту самолета путем вычисления в бортовом вычислителе объемного запаса топлива в баках топливной системы самолета с использованием функции, зависящей от уровня топлива в каждом баке и геометрических характеристик бака, представляющих собой приближенное математическое описание поверхности бака в аналитической или табличной форме [Патент Российской Федерации 2156444, МПК G 01 F 23/26, опубл. 2000] . Массовый запас топлива в этом способе определяют, измеряя характеристический параметр топлива - температуру - в одном из баков топливной системы и корректируя вычисленное значение объемного запаса топлива по измеренному значению характеристического параметра.

Недостатками известного способа являются, во-первых, наличие методической погрешности определения запаса топлива в единицах массы, возникающей в результате разброса температур топлива между различными баками топливной системы и невозможностью достаточно точно откорректировать величину всего объемного запаса топлива по температуре топлива, измеренной только в одном из баков топливной системы, во-вторых, - наличие значительной эволютивной погрешности определения 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 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 топливо-газ, так называемая "свободная поверхность", находится в плоских баках в относительно стационарном состоянии. Т.к. значительная часть топлива на маневренном самолете содержится 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 определить запас топлива.

Указанные недостатки частично устранены в наиболее близком к предлагаемому изобретению и принятом за прототип способе определения запаса топлива на борту самолета, осуществленном в топливомерно-расходомерной системе самолета [Свидетельство на полезную модель Российской Федерации 13894, МПК 7 B 64 D 37/14, опубл. 2000].

Согласно данному способу запас топлива на борту самолета определяют не только на основании информации об уровнях топлива в баках, но и по информации о мгновенном расходе топлива из баков, для чего вычисляют в бортовом вычислителе запас топлива на борту самолета как разность между количеством топлива, заправленного в топливные баки самолета до начала полета и количеством топлива, израсходованного из этих баков в процессе полета, причем количество израсходованного топлива определяют, интегрируя в бортовом вычислителе мгновенный расход топлива в течение реального времени расходования.

При этом значение запаса, вычисленное по информации о расходе топлива, считают приоритетным и индицируют его экипажу, а значение запаса, определенное по информации об уровне топлива, считают дублирующим и используют его, во-первых, для уточнения приоритетного значения запаса в условиях горизонтального полета, и, во-вторых, - для индицирования в случае недостоверности приоритетного значения, вызванной, например, отказом расходомера. Поскольку пространственные эволюции самолета не оказывают влияния на погрешность измерения мгновенного расхода топлива, известный способ 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 расходу постоянно возрастает и к концу полета становится значительной в связи с накоплением в реальном времени ошибки интегрирования мгновенного расхода.

Для парирования этой нарастающей во времени ошибки в известном способе непрерывно сравнивают два значения запаса топлива: значение, вычисленное на основе измерения мгновенного расхода топлива, и значение, полученное на основе измерения текущего уровня топлива в баке, и, при неравенстве между собой этих значений, соответствующим образом непрерывно корректируют величину мгновенного расхода топлива. Кроме того, в известном способе в условиях горизонтального полета периодически сравнивают 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 формируют дополнительную поправку к величине мгновенного расхода топлива.

Данный способ парирования ошибки интегрирования мгновенного расхода 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 дополнительной поправки - неэффективным. В связи с этим известный способ при его осуществлении 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 известного способа, поскольку согласно общим техническим требованиям к бортовому оборудованию маневренных самолетов измерение остатка топлива в конце полета следует выполнять с повышенной точностью, гарантирующей достоверное определение экипажем времени, потребного для возврата самолета на точку постоянного базирования или запасной аэродром.

Помимо отмеченного недостатка, известный способ характеризуется значительной погрешностью измерения запаса топлива в единицах массы, вызванной тем, что, во-первых, коррекцию вычисленного запаса производят по фиксированным значениям уровня топлива, которые зависят не от массы топлива в баке, а от его объема, что не позволяет достаточно точно корректировать ошибку вычисления массового запаса, и, во-вторых, тем, что массовый запас топлива на борту самолета определяют не по результатам измерения фактических значений характеристических параметров топлива в баках топливной системы, а по косвенным данным. В качестве последних используют 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 известного способа является отсутствие возможности 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 способе определения запаса топлива на борту самолета, при котором до полета определяют количество топлива, заправленного в баки топливной системы самолета, в полете измеряют мгновенный расход топлива из баков топливной системы и уровни топлива в баках топливной системы, вычисляют в бортовом вычислителе количество израсходованного топлива с использованием операции интегрирования мгновенного расхода топлива в реальном времени, количество топлива, находящегося в баках топливной системы, с использованием функции, зависящей от уровней топлива в баках и геометрических характеристик этих баков, и запас топлива на борту самолета как разность между количествами заправленного и израсходованного топлива, вычисленный запас топлива непрерывно сравнивают с количеством топлива, полученным на основе информации об уровнях топлива в баках, количество топлива, вычисленное по информации о мгновенном расходе топлива, периодически сравнивают с фиксированными количествами топлива в баках, при их несовпадении формируют компенсирующую поправку и индицируют вычисленный запас топлива, новым согласно изобретению является то, что подразделяют баки топливной системы самолета, в зависимости от очередности расходования из них топлива, на баки первой очереди выработки - подвесные топливные баки, каждый из которых заправляют фиксированной массой топлива, баки второй очереди выработки, отвечающие условию

2h_maxi ³/V_i1,

где h_maxi - наибольшая высота i-го бака,

V_i - его объем,

и баки третьей очереди выработки, отвечающие условию

2h_maxi ³/V_i>1,

до полета определяют и вводят в память бортового вычислителя фиксированные значения масс топлива, содержащихся в каждом из баков первой очереди выработки, и паспортные значения плотности топлива, заправленного в баки второй и третьей очередей выработки, в процессе полета измеряют мгновенный расход топлива из баков первой и второй очередей выработки и характеристические параметры израсходованного топлива, уровни топлива и характеристические параметры топлива в баках третьей очереди выработки, а также мгновенный расход топлива и характеристические параметры топлива, дозаправленного в баки второй очереди выработки, вычисляют в бортовом вычислителе массу m₃ топлива в баках третьей очереди выработки с использованием функции, зависящей от уровней топлива в баках, геометрических характеристик баков и характеристических параметров топлива в этих баках, массу израсходованного топлива в баках второй очереди выработки с использованием функции, зависящей от мгновенного расхода топлива и характеристических параметров топлива в этих баках, определяют моменты опорожнения каждого из баков первой очереди выработки, массу израсходованного топлива, вычисленную по информации о мгновенном расходе топлива, периодически сравнивают с фиксированными массами топлива в опорожненных баках первой очереди выработки и при их несовпадении между собой формируют компенсирующую поправку в каждый из моментов опорожнения баков первой очереди выработки, непрерывно сравнивают вычисленные массы m₂ и m₃ топлива, и в случае, когда

m₂m₃,

индицируют запас топлива на борту самолета, равный значению массы m₂:

М=m₂,

а в случае, когда

m₂<m,

индицируют запас топлива на борту самолета, равный значению массы m₃:

М=m₃.

В частности, массу m₂ топлива, вычисленную по информации о мгновенном расходе топлива, определяют в бортовом вычислителе с использованием функциональной зависимости



где М₀ - масса топлива, заправленного в баки топливной системы самолета до полета,

₂ - паспортное значение плотности топлива в баках второй очереди выработки,

I - топливный индекс,

N - число двигателей на самолете,

t₀ - время начала расходования топлива,

t - текущее время,

q_n(t) - мгновенный расход топлива, потребляемого n-м двигателем,

m - масса дозаправленного в полете топлива, определяемая в бортовом вычислителе на основе выражения



где t_x - момент начала дозаправки,

t - время дозаправки,

q(t) - мгновенный расход дозаправляемого топлива,

- паспортное значение плотности дозаправленного топлива.

Массу m₃ топлива в баках третьей очереди выработки вычисляют в бортовом вычислителе, в частности, на основе функциональной зависимости



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

К - число баков третьей очереди выработки,

F[h_i; (b_i)] - функция, устанавливающая зависимость объема топлива в баке от уровня h_i топлива в баке и геометрических характеристик бака, описываемых функцией (b_i),

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

В том числе топливный индекс I топлива целесообразно вычислять в бортовом вычислителе на основе функциональной зависимости

I = f(T; ₁; ₂),

где T, ₁, ₂ - характеристические параметры топлива, а именно

Т - температура топлива,

₁ - статическая диэлектрическая проницаемость топлива,

₂ - динамическая диэлектрическая проницаемость топлива.

В частности, вышеупомянутую функциональную зависимость аппроксимируют выражением



где ₁ и ₂ - температурные коэффициенты соответственно статической и динамической диэлектрических проницаемостей топлива.

На чертеже представлена функциональная схема бортовой топливомерно-расходомерной системы, осуществляющей заявленный способ.

Топливомерно-расходомерная система содержит датчик 1 уровня топлива и датчик 2 характеристических параметров топлива, установленные в фюзеляжном топливном баке 3 топливной системы маневренного самолета, снабженном расходной топливной магистралью 4, датчик 5 мгновенного расхода топлива и датчик 2 характеристических параметров топлива, установленные в расходной топливной магистрали 6 крыльевого топливного бака 7, датчик 5 и датчик 2, установленные в заправочной топливной магистрали 8 этого бака, снабженного также перепускной топливной магистралью 9, датчик 10 подвески подвесного топливного бака 11 и датчик 12 сброса этого бака, снабженного расходной топливной магистралью 13, бортовой вычислитель 14, в состав которого входят первый вычислитель 15, второй вычислитель 16 и третий вычислитель 17 количества топлива в баках топливной системы самолета, блок 18 числовых уставок, первый блок 19 сравнения, второй блок 20 сравнения и индикатор 21.

Выходы датчиков 1 и 2, установленных в каждом из фюзеляжных баков 3 топливной системы самолета, подключены к основным входам первого вычислителя 15, предназначенного для вычисления количества топлива в баках 3 третьей очереди выработки, выходы датчиков 5 и 2, установленных в расходных магистралях 6, число которых равно числу двигателей на самолете, подключены к основным входам второго вычислителя 16, предназначенного для вычисления запаса топлива на самолете по информации о мгновенном расходе топлива, выходы датчиков 5 и 2, установленных в заправочной магистрали 8, подключены к основным входам третьего вычислителя 17, предназначенного для вычисления количества топлива, дозаправленного в полете, выходы датчиков 10, установленных в каждом подвесном баке 11, подключены к основным входам блока 18, а выходы датчиков 12, установленных в каждом подвесном баке 11, подключены к управляющим входам первого блока 19 сравнения.

Вспомогательные входы Вx b_i и Вх ₃ первого вычислителя 15 предназначены соответственно для введения в его память значений коэффициентов b_i, численно задающих геометрические характеристики фюзеляжных топливных баков 3, и паспортного значения ₃ плотности заправленного в эти баки топлива, вспомогательный вход Вх ₂ второго вычислителя 16 предназначен для введения в его память паспортного значения ₂ плотности заправленного в крыльевые баки 7 топлива, вход Вх М₀ этого вычислителя - для введения в его память значения массы М₀ топлива, заправленного в баки топливной системы самолета до полета, а вход m - для введения в память вычислителя 16 значения массы m топлива, дозаправленного через магистраль 8 в полете.

Вспомогательный вход Вх третьего вычислителя 17 предназначен для введения в его память паспортного значения плотности дозаправленного в полете топлива, вспомогательный вход Вх Ч.У. блока 18 предназначен для введения в память этого блока числовых уставок, соответствующих номерам подвесных баков 11 и массам содержащегося в каждом из них топлива.

Выход первого вычислителя 15 и один из выходов второго вычислителя 16 соединены со сравнивающими входами Вх m₃ и Вх m₂ соответственно второго блока 20 сравнения, выход которого соединен со входом Вх М индикатора 21. Другой выход второго вычислителя 16 соединен с первым из сравнивающих входов Вх _n первого блока 19 сравнения, второй сравнивающий вход Вх m₁ которого соединен с выходом блока 18, а каждый из управляющих входов - с выходом одного из датчиков 12 сброса подвесных баков 11. Выход блока 19 подключен к корректирующему входу второго вычислителя 16, а выход третьего вычислителя 17 подключен ко входу Вх m второго вычислителя 16. Датчик 2 характеристических параметров топлива может представлять собой измеритель температуры топлива, измеритель статической диэлектрической проницаемости топлива или измеритель динамической диэлектрической проницаемости топлива.

При необходимости более точного измерения массы топлива датчик 2 может содержать все три указанные разновидности измерителей или любые две из них.

Ниже приводится пример реализации заявленного способа.

Пример

При осуществлении способа все топливные баки топливной системы самолета подразделяют, в зависимости от очередности выработки из них топлива, на три группы: баки первой очереди выработки - подвесные топливные баки 11, баки второй очереди выработки - крыльевые топливные баки 7, удовлетворяющие требованию малой высоты бака:



где h_maxi - наибольшая высота i-го крыльевого бака,

V_i - объем i-го крыльевого бака,

k - конструкционная постоянная, зависящая от пространственной сосредоточенности i-го крыльевого бака,

и баки третьей очереди выработки - фюзеляжные топливные баки 3, не удовлетворяющие требованию малой высоты бака:



с условием, что расходование топлива из баков каждой последующей очереди выработки начинают только после опорожнения всех баков предыдущей очереди. Численное значение постоянной k устанавливают, исходя из степени сосредоточенности рассматриваемого топливного бака по сравнению с баком канонической формы - кубическим или сферическим.

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.осн0,5, 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 определяют массу топлива m_1i в каждом из подвесных баков 11 и вводят в перепрограммируемую память блока 18 через его вспомогательный вход Вх Ч.У. числовые уставки, соответствующие номерам подвесных баков 11 и массам заправленного в каждый из них топлива, вводят в перепрограммируемую память второго вычислителя 16 через его вспомогательный вход Вх ₂ - паспортное значение плотности ₂ топлива, заправленного в баки 7 второй очереди выработки, а через вход Вх М₀ - значение массы М₀ топлива, заправленного в баки топливной системы самолета, равное сумме массы m₁ топлива в подвесных баках 11, массы m₂ топлива в крыльевых баках 7 и массы m₃ топлива в фюзеляжных баках 3 топливной системы:



где L - число подвесных баков 11.

В перепрограммируемую память первого вычислителя 15 через его вспомогательный вход Вх ₃ вводят паспортное значение плотности ₃ топлива, заправленного в баки 3 третьей очереди выработки, а в постоянную память, через вспомогательный вход Вх b_i, - значения коэффициентов b_i, численно задающих геометрические характеристики топливных баков 3.

Как правило, маневренный самолет заправляют в точке постоянного базирования топливом одной марки, и плотности топлив в баках первой и второй очередей выработки в этом случае совпадают:

₂ = ₃

В полете маневренного самолета расходуют топливо в первую очередь из подвесных баков 11 через расходную магистраль 13 баков 11 и перепускную и расходную магистрали 9 и 6 соответственно баков 7. При этом мгновенный расход и характеристические параметры топлива измеряют соответственно с помощью датчиков 5 и 2, установленных в магистрали 6, и подают полученную информацию на основные входы второго вычислителя 16. В вычислителе 16 вычисляют массу m₂ топлива как разность между заправленной массой М₀ и израсходованной массой m_n топлива:

m₂=M₀-m_n.

В случае, когда число двигателей на самолете составляет более одного и равно числу N, массу m₂ топлива вычисляют в соответствии с выражением:



Значения m_n в соотношении (1) находят из выражения



где ₂ - паспортное значение плотности топлива в баках второй очереди выработки,

t₀ - время начала расходования топлива,

t - текущее время,

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

I - топливный индекс.

Топливный индекс представляет собой поправочный коэффициент к паспортному значению плотности топлива, зависящий от измеренных значений характеристических параметров топлива в баках топливной системы. Топливный индекс вычисляют в бортовом вычислителе в соответствии с функциональной зависимостью

I = f(T; ₁; ₂),

где T, ₁, ₂ - характеристические параметры топлива, а именно

Т - температура топлива,

₁ - статическая диэлектрическая проницаемость топлива, измеряемая на постоянном токе или на переменном токе частоты ₁0,1 МГц,

₂ - динамическая диэлектрическая проницаемость топлива, измеряемая на переменном токе частоты ₂5 МГц.

Использование двух разновидностей диэлектрической проницаемости топлива: статической ₁ и динамической ₂ дает возможность вычислить топливный индекс реального топлива в широком диапазоне плотностей от 710 до 850 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 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, измеренной на частоте ₁0,1 МГц. Для относительно легких 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 МГц.

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

0</sub> = 4,5...6 МГц₁,

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 МГц.

При вычислении топливного индекса I в функции диэлектрической проницаемости топлива следует также учитывать зависимость от температуры Т топлива. Т. к. эта зависимость является практически линейной, ее можно достаточно точно аппроксимировать линейной функцией, зависящей от коэффициента пропорциональности - температурного коэффициента диэлектрической проницаемости топлива. Численные значения коэффициента для различных марок авиационного топлива можно получить, например, из вышеупомянутого справочника.

Вычисление топливного индекса в функции трех переменных - характеристических параметров топлива Т, ₁, ₂ - позволяет уменьшить погрешность определения массового запаса топлива, вызванную разбросом паспортных значений плотности заправленного топлива, с величины 1,2% до величины 0,3%.

При опорожнении каждого подвесного бака 11 его сбрасывают с самолета, определяют момент сброса с помощью датчика 12 и сравнивают в блоке 19 в момент сброса бака 11 два значения массы израсходованного топлива: значение m_n, вычисленное во втором вычислителе 16 по информации о расходе топлива, и значение m₁, зафиксированное в памяти блока 18 и равное массе топлива, содержавшегося в сброшенном баке 11. В блоке 19 сравнивают значения m_n и m₁ израсходованного топлива и при их несовпадении между собой формируют компенсирующую поправку m к вычисленному значению m_n:

m=m_n-m₁.

Поправку m подают с выхода блока 19 на корректирующий вход вычислителя 16, в котором уточняют ранее вычисленное значение m_n, вычисляют согласно (1) с учетом поправки m уточненное значение m₂ массы хранящегося в баках топливной системы топлива и подают его с выхода вычислителя 16 на один из сравнивающих входов Вх m₂ блока 20, на другой сравнивающий вход Вх m₃ которого подают с выхода первого вычислителя 15 значение m₃ массы топлива в баках 3 третьей очереди выработки, вычисленное на основании информации об уровнях топлива в этих баках.

В блоке 20 непрерывно сравнивают величины m₂ и m₃ количества топлива и, в случае, когда

m₂m₃,

передают с выхода блока 20 на вход Вх М индикатора 21 информацию о массовом запасе топлива на борту самолета, равном величине m₂:

М=m₂,

а в случае, когда

m₂<m,

передают информацию о массовом запасе, равном величине m₃:

М=m₃.

Для вычисления массы m₃ топлива измеряют с помощью датчиков 1 уровни топлива в каждом из фюзеляжных баков 3 и с помощью датчиков 2 - характеристические параметры топлива в каждом из этих баков.

Количество топлива в i-м фюзеляжном баке вычисляют в первом вычислителе 15 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 баке,

(b_i) - функция, описывающая геометрические характеристики бака,

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

Массу m₃ топлива в группе фюзеляжных баков самолета находят в первом вычислителе 15 путем суммирования вычисленных значений m_i:



где К - число фюзеляжных баков.

При дозаправке самолета топливом в полете из летающего танкера через топливную магистраль 8 измеряют мгновенный расход q(t) и характеристические параметры дозаправляемого топлива с помощью датчиков 5 и 2 соответственно, установленных в магистрали 8, и вводят через вспомогательный вход Вх вычислителя 17 в его перепрограммируемую память полученные данные о паспортном значении плотности топлива в баках танкера. В третьем вычислителе 17 вычисляют массу m дозаправленного топлива в соответствии с выражением:



где - паспортное значение плотности дозаправленного топлива,

I - топливный индекс,

t_х - момент начала дозаправки,

t - время дозаправки,

q(t) - мгновенный расход дозаправляемого топлива.

Вычисленное в вычислителе 17 значение массы m дозаправленного топлива подают с выхода этого вычислителя на вход Вх m второго вычислителя 16, где суммируют с хранящимся в памяти последнего значением массы М₀ топлива, заправленного до полета, вводят полученную сумму (m+М₀) в перепрограммируемую память вычислителя 16 вместо ранее хранившейся в ней величины М₀ и в дальнейшем полете используют эту сумму при вычислении в вычислителе 16 массы топлива m₂, определяемой по информации о расходе топлива через магистраль 6.

Предложенный способ дает возможность определять массовый запас топлива на борту маневренного самолета:

а) в начальной стадии полета - по информации об измеренных значениях мгновенного расхода расходуемого топлива и характеристических параметров топлива с периодической коррекцией вычисленного значения запаса топлива в моменты сбрасывания подвесных баков, с пренебрежимо малыми значениями методической погрешности определения массового запаса топлива, вызванной ошибкой интегрирования мгновенного расхода топлива и эволютивной погрешностью измерения;

б) в промежуточной стадии полета - по информации об измеренных значениях мгновенного расхода топлива, расходуемого из крыльевых баков, и характеристических параметров этого топлива, а также мгновенного расхода дозаправленного топлива и характеристических параметров этого топлива с пренебрежимо малой величиной эволютивной погрешности определения массового запаса топлива и с незначительной величиной методической погрешности определения массового 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 измеренных значениях уровня топлива в фюзеляжных топливных баках и характеристических параметров топлива в этих баках с незначительной величиной эволютивной погрешности определения массового запаса топлива, не превышающей допустимого значения вплоть до окончания полета.