способ определения запаса топлива на летательном аппарате

Формула изобретения

1. Способ определения запаса топлива на летательном аппарате (ЛА), согласно которому определяют запас топлива в контрольный момент времени и в следующие за контрольным моменты времени полета определяют текущий расход топлива в единицу времени, вычисляют количество израсходованного топлива как интеграл текущего расхода топлива в единицу времени от контрольного момента времени до текущего момента времени, определяют запас топлива в текущий момент времени как разность между значением запаса топлива в контрольный момент времени и вычисленным количеством израсходованного топлива и отображают запас топлива с помощью средств индикации, отличающийся тем, что в упомянутые следующие за контрольным моменты времени измеряют текущие параметры полета и параметры работы силовой установки ЛА и по ним определяют текущий расход топлива в единицу времени с использованием предварительно подготовленного массива, элементы которого представляют собой значения расхода топлива в единицу времени для наборов узловых значений параметров полета и параметров работы силовой установки ЛА, осуществляя интерполяцию, если измеренные значения параметров отличаются от узловых значений.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что показания запаса топлива корректируют по сигналам установленных в топливных баках реперных дискретных датчиков уровня топлива, при этом в качестве контрольного момента времени поочередно принимают момент достижения уровнем топлива уровня установки реперного датчика.

3. Способ по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что в качестве измеряемых параметров полета используют скорость ЛА, высоту полета и отклонение температуры наружного воздуха от температуры на измеренной высоте полета по международной стандартной атмосфере.

4. Способ по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что в качестве измеряемого параметра работы силовой установки используют один из следующих параметров: крутящий момент на валу двигателя, или число оборотов ротора двигателя, или число оборотов винта (для турбовинтового двигателя), или температуру газов за турбиной двигателя.

5. Способ по п.4, отличающийся тем, что в качестве измеряемых параметров работы силовой установки дополнительно используют значение величины отбора мощности от двигателя на нужды ЛА и значение величины отбора воздуха на нужды ЛА.

6. Способ по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что параллельно определяют запас топлива другим способом, в процессе полета летательного аппарата отслеживают работоспособность аппаратуры, реализующей другой способ, и фиксируют ее показания, в качестве контрольного момента времени используют момент отказа упомянутой аппаратуры, а запас топлива в контрольный момент времени определяют по ее показаниям перед моментом отказа.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиации, в частности, к способам определения запаса топлива на борту летательного аппарата (ЛА). Преимущественной областью применения является дальнемагистральная авиация, в особенности гражданская. Предлагаемый способ может использоваться как в качестве основного, так и в качестве резервного.

Известны требования, предъявляемые нормами летной годности (НЛГС), авиационными правилами (АП) к надежности летательных аппаратов (ЛА) и их систем. К числу систем, к которым предъявляются жесткие требования безотказности, относятся и самолетные системы измерения запаса топлива на борту.

В настоящее время количество топлива на борту определяют с помощью следующих способов (Демотенко Н.Т., Кравец А.С. и др. Авиационные силовые установки. Системы и устройства. - М.: Транспорт, 1976, стр.178-180; Лещинер Л.Б., Ульянов И.Е. Проектирование топливных систем самолетов. - М.: Машиностроение, 1975, стр.225-229):

1. Измерением уровня топлива в баке с последующим вычислением запаса топлива на основании градуировочной характеристики бака (зависимости объема топлива в баке от его уровня). Топливомерные системы, предназначенные для реализации этого способа, включают в себя устанавливаемые в топливных баках датчики уровня топлива, блок обработки и преобразования идущих от датчиков сигналов и индикатор. Датчики могут быть различного типа: поплавковые (потенциометрические), электроемкостные, ультразвуковые и т.д. Недостатком этого способа является зависимость точности определения от положения ЛА в пространстве, от правильности установки датчиков, от их количества в измеряемом объеме.

2. Измерением расхода топлива, вытекающего из баков и поступающего в двигатели, с последующим вычислением запаса как разницы между количеством заправленного в бак топлива и количеством израсходованного топлива. Расходомерные системы включают в себя датчики расхода, устанавливаемые в топливных магистралях, блок преобразования и индикатор. Недостатком такого способа является накопление ошибки измерения в процессе полета.

Общим недостатком известных способов является значительный вес (до 1% веса топлива) топливомерных и расходомерных систем, реализующих эти способы, что увеличивает вес самолета и ухудшает его летные характеристики.

Кроме того, основным недостатком таких систем является недостаточная надежность, не отвечающая современным требованиям по безотказности (АП и НЛГС). Для обеспечения требований по надежности необходимо резервировать каналы топливоизмерения или устанавливать на самолет две независимые системы определения запаса топлива (как правило, одну топливомерную и одну расходомерную - см.: Демотенко Н.Т., Кравец А.С. и др. Авиационные силовые установки. Системы и устройства. - М.: Транспорт, 1976, стр.180). При этом резервирование систем не удовлетворяет требованиям авиационных правил, если их аппаратура преобразования объединена (с целью уменьшения веса) в единый комплекс.

В то же время современные самолеты оборудованы независимыми от средств измерения запаса топлива вычислительными системами, обрабатывающими сигналы многочисленных приборов аэронавигации и способными прогнозировать условия полета.

Наиболее близким к изобретению является способ, реализованный в системе управления и измерения запаса топлива самолета ИЛ-114 (см.: ИЛ-114. Руководство по технической эксплуатации. Раздел 28. Топливная система. Подраздел 28.40.00. Приборы и устройства контроля. Описание и работа.). Система состоит из трех частей (там же, стр.7):

- измерительной, включающей топливомерные датчики, датчик плотности, блок топливомера и индикаторы,

- вычислительной, включающей блок электронных преобразований,

- автоматической, состоящей из датчиков-сигнализаторов.

В процессе работы системы осуществляется непрерывное непосредственное измерение массы топлива в баках с помощью топливомерных датчиков, которые осуществляют преобразование уровня топлива в баках в электрическую емкость, пропорциональную запасу топлива. Одновременно непрерывно измеряется текущий расход топлива с помощью датчиков расхода с последующим определением суммарного остатка топлива на самолете. Система осуществляет контроль и за другими параметрами процесса расхода топлива, а определяемые ею параметры отображаются на индикаторах. Для повышения надежности в системе предусмотрено резервирование аппаратуры.

Недостатком этой комплексной системы является значительный общий вес ее компонентов.

Задачей изобретения является снижение веса технических средств, устанавливаемых на ЛА специально для целей определения запаса топлива, и повышение надежности работы используемых для этого технических средств.

Задача решается с помощью способа определения запаса топлива на летательном аппарате (ЛА), согласно которому определяют запас топлива в контрольный момент времени и в следующие за контрольным моменты времени полета определяют текущий расход топлива в единицу времени, вычисляют количество израсходованного топлива как интеграл текущего расхода топлива в единицу времени от контрольного момента времени до текущего момента времени, определяют запас топлива в текущий момент времени как разность между значением запаса топлива в контрольный момент времени и вычисленным количеством израсходованного топлива и отображают запас топлива с помощью средств индикации, который отличается тем, что в упомянутые следующие за контрольным моменты времени измеряют текущие параметры полета и параметры работы силовой установки ЛА и по ним определяют текущий расход топлива в единицу времени с использованием предварительно подготовленного массива, элементы которого представляют собой значения расхода топлива в единицу времени для наборов узловых значений параметров полета и параметров работы силовой установки ЛА, осуществляя интерполяцию, если измеренные значения параметров отличаются от узловых значений.

Для устранения накопленной в процессе определения запаса топлива ошибки, вызванной невозможностью учета всех параметров, влияющих на расход топлива, показания запаса топлива корректируют по сигналам установленных в топливных баках реперных дискретных датчиков уровня топлива, при этом в качестве контрольного момента времени поочередно принимают момент достижения уровнем топлива уровня установки реперного датчика.

В качестве измеряемых параметров полета используют скорость ЛА, высоту полета и отклонение температуры наружного воздуха от температуры на измеренной высоте полета по международной стандартной атмосфере.

В качестве измеряемого параметра работы силовой установки используют один из следующих параметров: крутящий момент на валу двигателя, или число оборотов ротора двигателя, или число оборотов винта (для турбовинтового двигателя), или температуру газов за турбиной двигателя.

В качестве измеряемых параметров работы силовой установки дополнительно используют значение величины отбора мощности от двигателя на нужды ЛА и значение величины отбора воздуха на нужды ЛА.

Способ может быть реализован параллельно с определением запаса топлива другим способом. В этом случае в процессе полета параллельно определяют запас топлива другим способом, в процессе полета летательного аппарата отслеживают работоспособность аппаратуры, реализующей другой способ, и фиксируют ее показания, в качестве контрольного момента времени используют момент отказа упомянутой аппаратуры, а запас топлива в контрольный момент определяют по ее показаниям перед моментом отказа.

Предлагаемое изобретение позволяет:

1. за счет использования достижений современной вычислительной техники реализовать новый принцип определения запаса топлива, заключающийся в том, что текущий расход топлива вычисляется в режиме реального времени по введенному в вычислитель массиву, элементы которого представляют собой значения расхода топлива в единицу времени для наборов узловых значений параметров полета (высоты, скорости, температуры наружного воздуха), и параметров работы силовой установки;

2. уменьшить вес бортовой топливоизмерительной аппаратуры (ТИА), так как для реализации предлагаемой системы используются уже имеющиеся на ЛА датчики и информационно-измерительные системы, а в качестве вычислителя используется интегральный бортовой вычислитель. Устанавливаемыми на ЛА специально для реализации предлагаемого способа (но известными) являются только реперные дискретные датчики уровня топлива. Суммарный вес этих датчиков значительно меньше веса известных систем измерения и индикации запаса топлива;

3. повысить надежность, т.к. надежность входящих в предлагаемую систему элементов заведомо выше надежности применяемой ныне ТИА.

Изобретение поясняется чертежами.

На фиг.1, 2 показаны типовые высотно-скоростные характеристики (ВСХ) двигателей ЛА: на фиг.1 - зависимость тяги двигателя Р от скорости полета V (или числа М) в условиях международной стандартной атмосферы (МСА) для различных значений высоты полета Н при постоянном числе оборотов двигателя n и при постоянных значениях отбора мощности N и отбора воздуха G_возд от двигателя на самолетные нужды; на фиг.2 - зависимость удельного расхода топлива С_е от скорости полета V (или числа М) в условиях МСА для различных значений высоты полета Н, при постоянном числе оборотов двигателя n и при постоянных значениях отборов мощности N и воздуха G_возд от двигателя на самолетные нужды.

На фиг.3 изображено построенное на основании ВСХ (фиг.1 и 2) семейство рассчитанных для конкретного ЛА зависимостей текущего расхода топлива g от скорости полета V в условиях МСА для установившегося режима полета при постоянных значениях высоты Н, отборов мощности N и воздуха G_возд от двигателя на самолетные нужды.

Предлагаемый способ заключается в следующем.

В некоторый начальный контрольный момент времени t_к определяют значение запаса топлива G_к на ЛА. Это значение или заранее определено в испытаниях и присутствует в вычислителе (например, максимальное количество заправляемого в ЛА топлива), или вводится в него автоматически от датчика (например, от датчика уровня топлива, соответствующего фиксированному варианту заправки), или вводится вручную по данным наземных счетчиков заправки топлива. Например, в качестве контрольного момента может быть выбран:

- момент начала запуска двигателей,

- момент выхода двигателей на режим после запуска,

- момент взлета,

- момент отказа другой аппаратуры определения запаса топлива (т.е. момент исчезновения сигнала исправности этой аппаратуры),

- момент прохождения уровнем топлива реперного датчика, установленного в топливном баке на высоте, соответствующей известному запасу топлива.

Если способ применяется с начала запуска двигателей, то:

где G₀ - начальный запас топлива,

Q₀ - начальный объем топлива,

- фактическая плотность топлива.

Момент выхода двигателей на режим после запуска может быть выбран в качестве контрольного момента с целью упрощения вычислений, так как для конкретной марки двигателя количество израсходованного на запуске топлива величина практически постоянная и может быть учтено как поправка. В этом случае:

где G₃ - количество топлива, необходимое для запуска двигателей.

Можно начать определение расхода и запаса топлива предлагаемым способом в момент отказа другой топливоизмерительной аппаратуры, реализующей другой способ определения запаса топлива. В этом случае в процессе полета отслеживают работоспособность другой топливоизмерительной аппаратуры и фиксируют ее показания, в качестве контрольного момента времени используют момент отказа этой аппаратуры, в качестве запаса топлива в этот момент принимают показания этой аппаратуры перед моментом отказа.

После того, как выбран контрольный момент и определен запас топлива в этот момент, в следующие затем моменты времени полета с помощью соответствующих датчиков измеряют необходимые текущие параметры полета и текущие параметры работы силовой установки и по ним определяют текущий расход топлива в единицу времени g(t) (т.е. расход топлива в текущий момент времени) с использованием предварительно рассчитанного и уточненного по результатам летных испытаний массива зависимости расхода топлива ЛА от этих параметров. Элементы этого массива представляют собой значения расхода топлива в единицу времени для наборов узловых значений измеряемых параметров. Расход топлива, соответствующий фактическим, отличным от узловых, значениям параметров, измеряемым в процессе полета, вычисляется по указанному выше массиву методом интерполяции. Способ расчета элементов этого массива описан ниже.

Для каждого из моментов времени, для которых определяют текущий расход топлива, количество израсходованного топлива _p вычисляют как интеграл общего текущего расхода топлива g(t) от контрольного момента t_к до текущего t:

Запас топлива в текущий момент G_т текущий (индицируемый) запас определяют как разницу между запасом топлива в контрольный момент G_к и количеством израсходованного топлива G_p:

Текущий запас топлива отображают с помощью средства индикации.

Для устранения накопления ошибки вычислений и повышения точности показаний (особенно в конце полета) запас топлива корректируют. Для этого используют сигналы установленных в топливных баках реперных дискретных датчиков уровня топлива и датчиков плотности топлива, а в качестве контрольного момента времени принимают момент достижения уровнем топлива уровня срабатывания очередного реперного датчика. В момент срабатывания датчика запас топлива определяют так:

где Q_peп - объем топлива, соответствующий уровню срабатывания реперного датчика (реперный объем),

- плотность топлива, зависящая от температуры и марки топлива.

После коррекции продолжают определять запас топлива по измеряемым параметрам полета и силовой установки.

Из литературы известны способы вычисления зависимостей расхода топлива ЛА в единицу времени от параметров полета и параметров работы силовой установки. Эти зависимости используются при проектировании летательных аппаратов и их испытаниях.

В качестве примера можно привести метод, основанный на использовании высотно-скоростных характеристик двигателя (ВСХ). ВСХ двигателя называют зависимости тяги и удельного расхода топлива от высоты и скорости полета (см.: Аэромеханика самолета: Динамика полета: Учебник для авиационных вузов /А.Ф. Бочкарев и др., 2-е изд. - М.: Машиностроение, 1985, стр. 44). ВСХ двигателя входят в состав техдокументации на двигатель, а методика их определения описана в литературе (например, там же, стр. 44-72). ВСХ уточняют по результатам летных испытаний.

Таким образом, для двигателей ЛА известны высотно-скоростные характеристики типа представленных на фиг.1 и 2, а именно набор зависимостей значений тяги Р и удельного расхода топлива С_е двигателя (С_е - расход массы топлива на единицу тяги в единицу времени) от скорости V (числа М) полета для ряда значений высот Н, чисел оборотов ротора двигателя n (или М_кр - крутящий момент на валу двигателя, или n_в - обороты винта для турбовинтового двигателя (ТВД), или Т_тр - температура газов за турбиной двигателя), величин отборов мощности N и воздуха G_возд от двигателя и для ряда значений параметров атмосферы, характеризующих отклонения от МСА.

Расчет расхода топлива ЛА может быть выполнен в следующем порядке.

1) Из математической модели двигателя, поставляемой фирмой-изготовителем двигателя, выделяют семейство высотно-скоростных характеристик (ВСХ) двигателя, задаваемое графически, или таблично, или в виде компьютерных программ расчета. Как было упомянуто, ВСХ представляют собой функции:

и

где Р - тяга двигателя;

С_е - удельный расход топлива на двигатель: С_е=g/Р, т.е. расход топлива одним двигателем на единицу тяги в единицу времени;

a₁, а₂,..., a_m - учитываемые параметры полета и параметры работы силовой установки.

В качестве a₁, a₂,..., a_m могут быть использованы следующие параметры полета:

V и Н скорость и высота полета соответственно;

T отклонение температуры наружного воздуха Т от температуры воздуха на высоте Н по МСА ТН_мса, T=Т-ТН_мса;

и следующие параметры работы силовой установки:

G_возд - отбор воздуха от двигателя на нужды ЛА;

N - отбор мощности от двигателя на нужды ЛА;

Dr - параметр работы силовой установки из числа замеряемых, однозначно определяющий режим работы двигателя, в качестве которого может быть выбран крутящий момент на валу двигателя М_кр, или обороты ротора двигателя n, или обороты винта n_в (для ТВД), или температура газов за турбиной двигателя Т_тр.

Задавая для каждого из m параметров, входящих в формулы (6) и (7), ряд узловых значений, рассчитывают m-мерный массив узловых значений расходов топлива в единицу времени g для двигателя ЛА:

Количество параметров m, от которых зависит расход топлива (например, V, Н, Т, G_возд, N, Dr), и шаг каждого параметра в диапазоне его возможного изменения определяются наличием учета его в математической модели двигателя, влиянием конкретного параметра на тягу Р и удельный расход С_е, степенью влияния этого параметра на расход топлива g, требуемой точностью определения расхода топлива g.

2) Полученный массив узловых значений расходов топлива может быть уточнен по результатам летных испытаний ЛА. Для этого:

2.1) Вычисляют по известным формулам аэромеханики потребную для установившегося режима полета, характеризуемого высотой Н и скоростью V (в условиях МСА-Т=0), тягу одного двигателя (Р_потр), соответствующую фактическому весу ЛА G_ла:

где q - скоростной напор, q=f₄(V,H)=_h·V²/2;

i_дв - число двигателей;

S - площадь крыла ЛА;

Сх - коэффициент лобового сопротивления ЛА, определяемый по полученной в летных испытаниях поляре самолета Сх=f(Cy) для соответствующего значения коэффициента подъемной силы Су;

_h - плотность воздуха на высоте Н.

На режиме горизонтального полета:

где - угол атаки ЛА, определяемый по полученной в летных испытаниях зависимости Су=f₅();

- угол установки двигателя,

G_ла - вес летательного аппарата, который равен

где G_нач - вес ЛА без топлива и грузов;

G_топ - текущий запас топлива;

G_гр - вес грузов.

2.2) Используя зависимость (6), определяют в условиях МСА, т.е. при T=0 потребный режим работы двигателя, Dr_потр(Н, V) как функцию от Н и V для зафиксированных в полете значений N, G_возд, соответствующий потребной тяге, а затем из (7) вычисляют расчетный расход топлива:

2.3) Используя g_расч(Н, V) и значения расходов, полученные из летных испытаний и приведенные к условиям МСА g_ли(Н, V), корректируют массив узловых значений расходов, рассчитанный по формуле (8), следующим образом:

На самолете, как правило, не предусмотрено измерение отборов мощности и воздуха на самолетные нужды, поэтому необходимо рассчитать по формуле (8) несколько массивов узловых значений расходов топлива, соответствующих различным комбинациям включения (выключения) самолетных систем, являющихся потребителями мощности и воздуха от двигателя. Указанные комбинации выбираются из всего множества возможных в эксплуатации самолета комбинаций, исходя из следующих соображений:

а) Каждая из выбранных комбинаций предполагает наличие отборов, необходимых для функционирования тех самолетных систем, использование которых предусмотрено в течение всего полета для нормальной эксплуатации самолета.

б) Из числа выбираемых комбинаций исключаются те комбинации включения (выключения) взаимозависимых самолетных систем, при которых не обеспечивается нормальная эксплуатация этих систем.

в) На основании анализа данных, получаемых в ходе расчета массивов узловых значений расходов топлива, производится возможное объединение тех комбинаций включения (выключения) самолетных систем, при которых значения расходов различаются не значительно.

При определении расхода топлива в полете на основании анализа текущей схемы включения (выключения) самолетных систем осуществляют автоматизированный выбор узловых значений расходов топлива из числа заранее сформированных по выше приведенному алгоритму.

Например, в массив узловых значений расходов могут входить наборы элементов, соответствующие:

- потреблению мощности и расхода воздуха от двигателя самолетными системами, работающими в течение всего полета, и отключенному состоянию потребителей, которые работают не постоянно;

- потреблению мощности и расхода воздуха от двигателя самолетными системами, работающими в течение всего полета плюс включение противообледенительной системы (ПОС),

- потреблению мощности и расхода воздуха от двигателя самолетными системами, работающими в течение всего полета плюс включение системы кондиционирования (СК),

- потреблению мощности и расхода воздуха от двигателя самолетными системами, работающими в течение всего полета плюс включение ПОС и СК, и так далее.

Способ может быть реализован с помощью системы, которая содержит комплекс датчиков, измеряющих параметры полета и параметры двигателя, выходы которых соединены с входами вычислителя, включающего также запоминающее устройство и таймер и выходом соединенного с индикатором. В вычислитель предварительно введен массив узловых значений расходов топлива, скорректированный по результатам летных испытаний _кор.. В процессе работы системы вычислитель обеспечивает непрерывный расчет в режиме реального времени текущего расхода топлива, соответствующего текущим показаниям упомянутых датчиков путем интерполяции по элементам массива узловых значений расходов топлива, и вычисление значения запаса топлива на ЛА, которое затем подается на индикатор.

В качестве вычислителя системы может быть использован интегральный бортовой вычислитель, например, БЦВМ-90 (разработка ГУП ОКБ “Электроавтоматика”, г.Санкт-Петербург) или EIV-7000 (разработка Rockwell-Collins, США). Обе эти ЭВМ имеют в своем составе запоминающие устройства и таймеры и обладают высокой надежностью и достаточным быстродействием для выполнения расчетов в реальном времени.

В систему входят датчики, определяющие скорость и высоту полета, датчики температуры воздуха, датчики оборотов двигателей или крутящих моментов на валах двигателей. В качестве датчиков, определяющих скорость и высоту полета, могут быть использованы навигационные датчики.

Система содержит также установленные в топливных баках реперные дискретные датчики уровня топлива и датчики плотности топлива. Их выходы соединены с входами вычислителя. Эти датчики предназначены для коррекции по формуле (5) вычисляемого запаса топлива. При этом реперные датчики фиксируют моменты, когда уровень топлива соответствует высоте, на которой установлен соответствующий датчик. Датчики плотности топлива предназначены для определения массы топлива по его объему, определенному реперными датчиками.