топливомерно-расходомерная система маневренного самолета с компенсацией по температуре и диэлектрической проницаемости топлива

Формула изобретения

Топливомерно-расходомерная система маневренного самолета с компенсацией по температуре и диэлектрической проницаемости топлива, содержащая бортовой вычислитель, устройство сравнения, индикатор, датчики уровня топлива, установленные в фюзеляжных баках, датчики расхода топлива, установленные в заправочной и расходных магистралях крыльевых баков, датчики температуры топлива и датчики диэлектрической проницаемости топлива, установленные в фюзеляжных баках, а также в заправочной и расходных магистралях крыльевых баков, и сигнализаторы уровня топлива, установленные в подвесных баках, причем выход каждого из упомянутых датчиков уровня топлива, каждого из упомянутых датчиков расхода топлива, каждого из упомянутых датчиков температуры топлива и каждого из упомянутых датчиков диэлектрической проницаемости топлива соединен с одним из соответствующих входов бортового вычислителя, а выход каждого из упомянутых сигнализаторов уровня топлива подсоединен к одному из соответствующих входов устройства сравнения, подключенного к индикатору и соединенного с бортовым вычислителем, отличающаяся тем, что в ее состав дополнительно введены блок перепуска, блок возврата, блок заправки, блок дозаправки, блок балансировки и счетчик массового расхода топлива, установленный в магистрали выдачи топлива, датчики расхода топлива дополнительно установлены в заправочных магистралях фюзеляжных баков, в магистралях подкачки топлива, в возвратных магистралях и в балансировочных магистралях, датчики температуры топлива и датчики диэлектрической проницаемости топлива дополнительно установлены в заправочных магистралях фюзеляжных баков, сигнализаторы уровня топлива дополнительно установлены в фюзеляжных баках, каждый из датчиков уровня топлива дополнительно подсоединен к одному из соответствующих входов блока возврата, устройство сравнения соединено с бортовым вычислителем посредством двусторонней информационной связи, каждый из упомянутых дополнительно введенных блоков: блок перепуска, блок возврата, блок заправки, блок дозаправки и блок балансировки соединен с бортовым вычислителем соответствующей двусторонней информационной связью, а выход упомянутого дополнительно введенного счетчика массового расхода топлива подключен к соответствующему входу блока дозаправки, при этом выход каждого из дополнительно установленных в заправочных магистралях фюзеляжных баков датчиков расхода топлива, датчиков температуры топлива и датчиков диэлектрической проницаемости топлива соединен с одним из соответствующих входов блока заправки, выход каждого из дополнительно установленных в балансировочных магистралях датчиков расхода топлива соединен с одним из соответствующих входов блока балансировки, выход каждого из датчиков расхода топлива, дополнительно установленных в возвратных магистралях и в магистралях подкачки топлива, соединен с одним из соответствующих входов блока перепуска, выход каждого из дополнительно установленных в фюзеляжных баках сигнализаторов уровня топлива подключен к одному из соответствующих входов блока возврата, блок балансировки снабжен выходами, каждый из которых предназначен для подключения к управляющему входу одного из исполнительных механизмов силовой установки, расположенного в одной из балансировочных магистралей, блок дозаправки снабжен выходом, предназначенным для подключения к управляющему входу исполнительного механизма силовой установки, расположенного в магистрали выдачи топлива, бортовой вычислитель снабжен двусторонней информационной связью, предназначенной для подключения к внешним системам самолета, а блок заправки, блок дозаправки и блок балансировки снабжены каждый входом, предназначенным для подсоединения к одному из соответствующих выходов внешних систем самолета.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для измерения запаса и расхода топлива на борту самолета.

Известна топливоизмерительная система, предназначенная для измерения запаса топлива на борту самолета [Патент на изобретение Российской Федерации №2156444, МПК G01F 23/26, опубл. 2000]. Она содержит датчики уровня топлива, установленные в баках силовой установки самолета, бортовой вычислитель объемного запаса топлива, датчик температуры топлива, установленный в одном из баков, устройство сравнения и индикатор. Массовый запас топлива в этой системе определяется путем коррекции вычисленного значения объемного запаса топлива по измеренному значению температуры топлива.

Недостатками этой системы являются наличие методической погрешности вычисления запаса топлива в единицах массы, возникающей из-за разброса температур топлива между различными баками силовой установки самолета и невозможности достаточно точной коррекции всего объемного запаса топлива на борту самолета по характеристическому параметру топлива - его температуре, измеренной только в одном из баков, а также наличие эволютивной погрешности измерения объемного запаса топлива, возникающей при эволюциях самолета в полете.

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 поверхность раздела топлива и газа находится в относительно стационарном состоянии. Так как значительная часть топлива на маневренном самолете содержится именно в его плоских крыльевых баках, а полет маневренного самолета сопровождается существенными перегрузками и пространственными эволюциями, поверхность раздела топлива и газа 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 топливомерно-расходомерной системе самолета [Патент на изобретение Российской Федерации №2182698, МПК 7 G01F 17/00, G01F 23/26, опубл. 2002].

В этой системе запас топлива на борту самолета вычисляется не только на основании информации от датчиков уровня топлива, установленных в фюзеляжных баках, но и по информации от датчиков мгновенного расхода топлива, установленных в магистралях силовой установки самолета, для чего в бортовом вычислителе вычисляется запас топлива на борту самолета как разность между количеством топлива, заправленного в баки силовой установки на земле, и количеством топлива, израсходованного из этих баков в полете, причем количество израсходованного топлива вычисляется путем интегрирования в бортовом вычислителе сигналов, поступающих от датчиков расхода топлива в течение реального времени расходования.

При этом значение запаса топлива, вычисленное по информации о его расходе, индицируется экипажу самолета, а значение запаса топлива, 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.

Недостатком этой системы является наличие постоянно возрастающей в течение полета погрешности измерения запаса топлива, вычисленного на основе информации о расходе топлива. Указанная погрешность непрерывно увеличивается по мере полета и к его окончанию становится значительной в связи с накоплением в реальном времени ошибки интегрирования мгновенного расхода.

Для уменьшения этой нарастающей во времени погрешности в данной системе непрерывно сравниваются между собой два значения запаса топлива: значение, вычисленное на основе информации о мгновенном расходе топлива, и значение, полученное на основе измерения уровней топлива в баках, и при неравенстве между собой этих значений соответствующим образом корректируются измеряемые значения расхода топлива.

Кроме того, в данной системе в условиях горизонтального полета периодически сравнивается текущее значение запаса топлива, вычисленное по информации о расходе топлива, с одним из фиксированных значений запаса топлива, полученным в момент достижения уровнем топлива в баке заранее установленной величины, и при неравенстве между собой этих значений формируется соответствующая поправка.

Недостатки этой системы отсутствуют в наиболее близкой к предлагаемому изобретению и принятой за прототип известной бортовой топливоизмерительной системе с компенсацией по температуре и статической диэлектрической проницаемости топлива [Патент на изобретение Российской Федерации №2191141, МПК 7 В64D 37/00, 37/14, G01F 23/26, опубл. 2002].

В состав известной системы, предназначенной для измерения количества топлива в единицах массы и массового расхода топлива на борту самолета, входят бортовой вычислитель, содержащий первый, второй и третий вычислители количества топлива, устройство сравнения, содержащее первый и второй блоки сравнения, индикатор, датчики уровня топлива, установленные в фюзеляжных баках, датчики расхода топлива, установленные в заправочной и расходных магистралях крыльевых баков, сигнализаторы количества топлива, установленные в подвесных баках, а также датчики характеристических параметров топлива, каждый из которых содержит датчик температуры топлива и датчик статической диэлектрической проницаемости топлива, установленные в фюзеляжных баках и в заправочной и расходных магистралях крыльевых баков (здесь под статической диэлектрической проницаемостью топлива понимается диэлектрическая проницаемость топлива, измеренная на постоянном токе или на переменном токе низкой частоты). Каждый из выходов каждого из вышеуказанных датчиков уровня топлива, датчиков расхода топлива и датчиков характеристических параметров топлива соединен с соответствующим входом бортового вычислителя, выход каждого из вышеуказанных сигнализаторов уровня топлива подключен к соответствующему входу устройства сравнения, а устройство сравнения соединено с бортовым вычислителем и с индикатором.

В известной системе существенно снижена погрешность измерения массового запаса топлива на борту самолета, в основном, за счет использования на каждой из стадий полета самолета: начальной, промежуточной и завершающей стадий различных источников информации о количестве топлива.

В этой системе запас топлива на борту самолета вычисляется на каждой из стадий полета с использованием следующих источников информации:

а) в начальной стадии полета - по сигналам, получаемым от сигнализаторов уровня топлива о полной выработке топлива из топливных баков первой очереди выработки - подвесных баков;

б) в промежуточной стадии полета - по информации, получаемой от датчиков расхода топлива и датчиков характеристических параметров топлива (температуры и статической диэлектрической проницаемости топлива) о массовом расходе топлива из топливных баков второй очереди выработки - крыльевых баков;

в) в завершающей стадии полета - по информации, получаемой от датчиков уровня топлива и датчиков характеристических параметров топлива об остатке топлива в топливных баках третьей очереди выработки - фюзеляжных баках.

Однако известной системе присущи три следующие недостатка, относящиеся к измерению запаса топлива, к распределению топлива в баках силовой установки самолета и к управлению самолетом на основании информации о топливе:

1) наличие дополнительных методических погрешностей измерения запаса топлива;

2) возможность поперечной несбалансированности топлива в крыльевых баках;

3) сложность и недостаточная эффективность управления заправкой самолета топливом, выдачей топлива из самолета и возвратом самолета по топливу.

Первый недостаток - наличие дополнительных методических погрешностей измерения запаса топлива на борту самолета проявляется в известной системе, во-первых, из-за неучета количества топлива, которое перекачивается внутри самолета по перепускным магистралям, и, во-вторых, - в связи с недостаточно точным учетом количества топлива, выдаваемого из самолета в режиме летающего танкера.

На самолете, помимо основных магистралей, предназначенных для приема топлива при заправке самолета топливом на земле и дозаправке топливом в полете, а также для выдачи топлива в расходные баки силовой установки самолета, используются также и дополнительные - перепускные - магистрали, предназначенные для перепуска топлива внутри самолета между различными баками его силовой установки. Перепускные магистрали используются, например, при переполнении одного из баков топливом, при резком увеличении потребления топлива из расходных баков в случае перехода авиадвигателей на форсированный режим работы и пр.

Поскольку перепуск топлива из одного бака в другой не изменяет общего запаса топлива на борту самолета, а изменяет только распределение топлива между отдельными баками силовой установки самолета, в известной системе не учитывается расход топлива, которое перекачивается по перепускным магистралям: возвратным магистралям и магистралям подкачки топлива.

Возвратные магистрали предназначаются для автоматического возврата избытка топлива из расходных баков в фюзеляжные во избежание переполнения расходных баков в случае, когда топливо не успевает своевременно вырабатываться из расходных баков, например при уменьшении потребления топлива авиадвигателями вследствие изменения режима их работы.

Магистрали подкачки топлива используются для автоматической подкачки топлива в расходные баки из основных баков при переходе авиадвигателей на форсированный режим работы с повышенным потреблением топлива из расходных баков.

Неучет в известной системе расхода топлива, перекачиваемого по перепускным магистралям, приводит к появлению дополнительных методических погрешностей измерения запаса топлива в полете.

Так, например, после перекачки некоторого количества топлива из подвесного бака, вмещающего количество топлива m₀, в расходный бак количество топлива m₁, избыточно поданное в расходный бак из подвесного, автоматически перекачивается из него по возвратной магистрали в фюзеляжный бак во избежание переполнения расходного бака.

Однако после опорожнения и сброса подвесного бака запас топлива на борту самолета, ранее определенный в устройстве сравнения известной системы и зафиксированный в бортовом вычислителе, автоматически уменьшается на величину m₀ , равную вместимости сброшенного подвесного бака, хотя фактический запас топлива на борту самолета уменьшился не на величину m ₀, а на величину m₀-m ₁, поскольку количество топлива m₁ не было выдано из расходного бака в силовую установку самолета, а возвратилось в фюзеляжный бак.

Т.к. величина m ₀ всегда превышает величину m₀-m ₁:

m₀>m₀ -m₁,

то неучет количества топлива, перекаченного по возвратной магистрали из расходного бака в фюзеляжный, приводит к занижению фактического запаса топлива на величину m₁, что вызывает методическую погрешность измерения

₁=m₁,

где ₁ - дополнительная методическая погрешность измерения запаса топлива, вызванная неучетом количества топлива, перекачанного по возвратной магистрали;

m ₁ - неучтенное количество топлива, перекачанного по возвратной магистрали.

Сходным образом возникает дополнительная методическая погрешность ₂, вызванная неучетом количества топлива m₂, перекачанного по магистрали подкачки топлива:

₂=m₂.

В результате суммарная методическая погрешность измерения запаса топлива на борту самолета может достигать существенной величины

где - суммарная методическая погрешность измерения запаса топлива, вызванная неучетом количества топлива, перекачанного по перепускным магистралям;

₁ и ₂ - дополнительные методические погрешности измерения запаса топлива, перекачанного, соответственно, по 1-ой и 2-ой перепускным магистралям;

m_i - неучтенное количество топлива, перекачанного по i-ой перепускной магистрали;

i - порядковый номер перепускной магистрали.

К этому же недостатку известной системы относится наличие дополнительной методической погрешности измерения запаса топлива на борту самолета, возникающей при выдаче топлива из самолета.

Указанная дополнительная погрешность проявляется при использовании самолета в режиме летающего танкера. В этом случае выдача топлива из самолета производится с максимально возможным расходом Q _m, обеспечивающим максимально быструю дозаправку самолета-приемника в воздухе.

При этом расход Q_m выдаваемого из самолета топлива существенно превышает верхний предел измерения q_m датчиков расхода топлива, используемых в известной системе и предназначенных для работы только при номинальных режимах перекачки топлива, когда расход топлива не превышает верхнего предела измерения q_m указанных датчиков.

Так как измерение расхода Q_m с помощью используемых в системе датчиков расхода топлива невозможно, то количество выдаваемого из самолета топлива определяется в известной системе не по его фактическому расходу через магистраль выдачи топлива, а по разности между запасом топлива на самолете в момент начала выдачи топлива и запасом топлива в момент окончания выдачи:

где M - разность между запасами топлива на самолете в моменты t₁ и t₂;

- запас топлива в момент t₁;

- запас топлива в момент t₂;

t₁ - момент начала выдачи топлива;

t₂ - момент окончания выдачи топлива.

Однако подобный способ определения количества выдаваемого из самолета топлива сопровождается дополнительной методической погрешностью измерения, возникающей, в основном, в результате ошибочного учета количества топлива m₄, которое не выдается из самолета-танкера в самолет-приемник, а используется собственной силовой установкой самолета-танкера за время выдачи топлива, что приводит к появлению дополнительной методической погрешности измерения запаса топлива на борту самолета-танкера, равной ошибочно учтенному количеству топлива m ₃:

₃=m₃,

где ₃ - дополнительная методическая погрешность измерения запаса топлива, возникающая при выдаче топлива из самолета;

m₃ - количество ошибочно учтенного топлива.

Вторым недостатком известной системы является возможность распределения топлива, не сбалансированного по бортам самолета. Несбалансированное распределение топлива приводит к нарушению поперечной центровки самолета, поскольку при этом массы топлива в правом и левом крыльевых баках самолета отличаются между собой.

В известной системе текущие значения масс топлива в каждом из крыльевых баков летящего самолета определяются путем вычитания массы топлива, непрерывно расходуемого из крыльевого бака, из массы топлива, залитого в этот бак при заправке самолета топливом.

Однако обе указанные величины: масса расходуемого из бака топлива и масса залитого в этот бак топлива - вычисляются в известной системе с погрешностью измерения и интегрирования мгновенного расхода топлива, а также с погрешностью измерения значений характеристических параметров топлива в данном баке.

В связи с этим в известной системе возникает и возрастает по мере расходования топлива из крыльевых баков ошибка определения фактической массы топлива, находящегося в каждом из крыльевых баков, что приводит к поперечной разбалансировке самолета по топливу, ухудшающей его аэродинамическое качество и маневренность.

Поперечная центровка самолета может нарушаться также и в результате несимметричного сбрасывания груза с одного из бортов самолета.

Подобное нарушение центровки не парируется известной системой, и так же, как разбалансировка по топливу, ухудшает аэродинамическое качество и маневренность самолета.

Третьим недостатком известной системы является сложность и недостаточная эффективность управления заправкой самолета топливом, распределения топлива по бакам силовой установки, выдачей топлива из самолета при дозаправке в воздухе самолета-приемника, а также возвратом самолета в случае опасной выработки топлива.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение точности и эффективности измерения запаса топлива и управления распределением топлива за счет уменьшения дополнительных методических погрешностей измерения количества топлива на самолете, за счет повышения точности управления топливной балансировкой самолета, а также за счет увеличения эффективности управления заправкой и дозаправкой самолета топливом и возвратом самолета по топливу.

Для решения поставленной задачи топливомерно-расходомерная система маневренного самолета с компенсацией по температуре и диэлектрической проницаемости топлива, в состав которой входят бортовой вычислитель, устройство сравнения, индикатор, датчики уровня топлива, установленные в фюзеляжных баках, датчики расхода топлива, установленные в заправочной и расходных магистралях крыльевых баков, датчики температуры и датчики диэлектрической проницаемости топлива, установленные в фюзеляжных баках и в заправочной и расходных магистралях крыльевых баков, а также сигнализаторы уровня топлива, установленные в подвесных баках, причем выход каждого из упомянутых датчиков: датчиков уровня топлива, датчиков расхода топлива, датчиков температуры топлива и датчиков диэлектрической проницаемости топлива соединен с одним из соответствующих входов бортового вычислителя, а выход каждого из упомянутых сигнализаторов уровня топлива подключен к одному из соответствующих входов устройства сравнения, соединенного с бортовым вычислителем и с индикатором, дополнена новыми элементами и связями.

Предлагаемая система отличается от прототипа тем, что в ее состав дополнительно введены блок перепуска, блок возврата, блок заправки, блок дозаправки, блок балансировки и счетчик массового расхода топлива, установленный в магистрали выдачи топлива. Помимо этого, в системе использованы дополнительные датчики расхода топлива, установленные в возвратных магистралях, магистралях подкачки топлива и в балансировочных магистралях, дополнительные датчики расхода топлива, дополнительные датчики температуры топлива и дополнительные датчики диэлектрической проницаемости топлива, установленные в заправочных магистралях фюзеляжных баков, а также дополнительные сигнализаторы уровня топлива, установленные в фюзеляжных баках. Каждый из датчиков уровня топлива предлагаемой системы дополнительно подсоединен к одному из соответствующих входов блока возврата, а устройство сравнения соединено с бортовым вычислителем посредством двусторонней информационной связи.

При этом каждый из вышеуказанных дополнительно введенных блоков предлагаемой системы соединен с бортовым вычислителем соответствующей двусторонней информационной связью, выход каждого из вышеуказанных дополнительных датчиков расхода топлива, вышеуказанных дополнительных датчиков температуры топлива и вышеуказанных дополнительных датчиков диэлектрической проницаемости топлива, установленных в заправочных магистралях фюзеляжных баков, подключен к одному из соответствующих входов блока заправки, а выход каждого из вышеуказанных дополнительных датчиков расхода топлива, установленных в балансировочных магистралях, соединен с одним из входов блока балансировки, снабженного выходами, каждый из которых предназначен для подключения к управляющему входу исполнительного механизма силовой установки, расположенного в одной из балансировочных магистралей.

Выход каждого из вышеуказанных дополнительных датчиков расхода топлива, установленных в возвратных магистралях и в магистралях подкачки топлива, подключен к одному из соответствующих входов блока перепуска, выход каждого из вышеуказанных дополнительных сигнализаторов уровня топлива, установленных в фюзеляжных баках, соединен с одним из соответствующих входов блока возврата, а выход вышеуказанного дополнительно введенного счетчика массового расхода топлива подключен ко входу блока дозаправки, снабженного выходом для подключения к управляющему входу исполнительного механизма силовой установки, расположенного в магистрали выдачи топлива.

Бортовой вычислитель предложенной системы снабжен двусторонней информационной связью для подключения к внешним системам самолета, а блок заправки, блок дозаправки и блок балансировки предложенной системы снабжены каждый входом для подсоединения к одному из соответствующих выходов внешних систем.

Работа предложенной системы поясняется чертежом.

На чертеже представлена функциональная схема предложенной системы и введены следующие обозначения: 1 - датчик уровня топлива, 2 - датчик характеристических параметров топлива, 3 - датчик диэлектрической проницаемости топлива, 4 - датчик температуры топлива, 5 - фюзеляжный бак, 6 - датчик расхода топлива, 7 - расходная магистраль фюзеляжного бака, 8 - возвратная магистраль, 9 - заправочная магистраль фюзеляжного бака, 10 - расходный бак, 11 - магистраль подкачки топлива, 12 - заправочная магистраль расходного бака, 13 - расходная магистраль расходного бака, 14 - счетчик массового расхода топлива, 15 - крыльевой бак, 16 - магистраль выдачи топлива, 17 - расходная магистраль крыльевого бака, 18 - заправочная магистраль крыльевого бака, 19 - балансировочная магистраль, 20 - исполнительный механизм силовой установки, 21 - сигнализатор уровня топлива, 22 - подвесной бак, 23 - расходная магистраль подвесного бака, 24 - бортовой вычислитель, 25 - блок перепуска, 26 - блок заправки, 27 - блок дозаправки, 28 - блок возврата, 29 - блок балансировки, 30 - устройство сравнения, 31 - индикатор, 32 - внешние системы.

На чертеже двойными стрелками показаны направления движения топлива в каждой из магистралей 7, 8, 9, 11, 12, 13, 16, 17, 18, 19 и 23.

Выход каждого датчика уровня топлива 1, установленного в каждом фюзеляжном баке 5, подключен к одному из соответствующих входов бортового вычислителя 24, а также к одному из соответствующих входов блока возврата 28. Выход каждого из датчиков диэлектрической проницаемости топлива 3 и выход каждого из датчиков температуры топлива 4, установленных в фюзеляжных баках 5, а также выход каждого датчика расхода топлива 6, выход каждого датчика диэлектрической проницаемости топлива 3 и выход каждого датчика температуры топлива 4, установленных в расходных магистралях 17 и в заправочной магистрали 18 крыльевых баков 15, соединен с соответствующим входом бортового вычислителя 24.

Выход счетчика массового расхода 14, установленного в магистрали выдачи топлива 16, подключен к одному из входов блока дозаправки 27, другой вход которого соединен с соответствующим выходом внешних систем 32, а выход - с управляющим входом исполнительного механизма силовой установки 20, установленного в магистрали выдачи топлива 16.

Выход каждого из датчиков расхода топлива 6, установленных в балансировочных магистралях 19, соединен с одним из входов блока балансировки 29, каждый из выходов которого подключен к управляющему входу одного из исполнительных механизмов силовой установки 20, установленных каждый в одной из балансировочных магистралей 19.

Выход каждого из сигнализаторов уровня топлива 21, установленных в подвесных баках 22, подключен к соответствующему входу устройства сравнения 30, выход которого соединен с индикатором 31, а выход каждого из сигнализаторов уровня топлива 21, установленных в фюзеляжных баках 5, соединен с соответствующим входом блока возврата 28.

Выход каждого из датчиков расхода топлива 6, установленных в возвратных магистралях 8 и в магистралях подкачки топлива 11, подключен к соответствующему входу блока перепуска 25.

Выход каждого из датчиков расхода топлива 6, выход каждого из датчиков температуры топлива 4 и выход каждого из датчиков диэлектрической проницаемости 3, установленных в заправочных магистралях 9 фюзеляжных баков 5, подключен к одному из соответствующих входов блока заправки 26.

Каждый из блоков предлагаемой системы: блок перепуска 25, блок заправки 26, блок дозаправки 27, блок возврата 28 и блок балансировки 29 соединен с бортовым вычислителем 24 соответствующей двусторонней информационной связью.

Двусторонняя информационная связь также соединяет с бортовым вычислителем 24 устройство сравнения 30. Каждый из выходов внешних систем 32 подключен к соответствующему входу одного из следующих блоков: блока заправки 26, блока дозаправки 27 и блока балансировки 29; внешние системы 32 соединены с бортовым вычислителем 24 двусторонней информационной связью.

Предложенная система предназначена для измерения запаса и расхода топлива и управления распределением топлива в силовой установке самолета при заправке и дозаправке самолета топливом, при топливной балансировке самолета, а также при возврате самолета по топливу. Силовая установка маневренного самолета содержит баки, исполнительные механизмы и магистрали, в том числе подвесные 22, крыльевые 15, фюзеляжные 5 и расходные 10 баки, исполнительные механизмы силовой установки 20, заправочные 9 и 18, расходные 7, 13, 17 и 23, перепускные 8 и 11 и балансировочные 19 магистрали, а также магистраль выдачи топлива 16; в качестве исполнительного механизма силовой установки может быть использован, например, агрегат перекачки топлива.

Подвесные 22, крыльевые 15 и фюзеляжные 5 баки силовой установки предназначены для хранения и выдачи топлива в расходные баки 10, а расходные баки 10 служат для бесперебойной подачи топлива в авиадвигатели.

Заправочные магистрали 9 и 18 предназначены для заправки топлива в баки, расходные магистрали 7, 13, 17 и 23 - для расходования топлива из баков, магистраль выдачи топлива 16 обеспечивает выдачу топлива из самолета-танкера в самолет-приемник, перепускные магистрали 8 и 11 служат для перепуска топлива между баками силовой установки самолета, а исполнительные механизмы силовой установки 20 предназначены для перекачки топлива из баков или в баки по соответствующим магистралям. Помимо взаимодействия с исполнительными механизмами силовой установки самолета предложенная система может обмениваться информацией также и с внешними системами самолета: гироскопами, навигационными системами и пр.

Заправка самолета топливом с использованием предложенной системы производится следующим образом.

В процессе проектирования самолета его баки, в зависимости от очередности выработки из них топлива, подразделяются на следующие четыре группы: группа не вырабатываемых полностью баков (расходные баки 10), группа баков первой очереди выработки (подвесные баки 22), группа баков второй очереди выработки (крыльевые баки 15) и группа баков третьей очереди выработки (фюзеляжные баки 5).

При заправке самолета топливом на земле в ходе предполетной подготовки заправка каждого бака топливом выполняется в соответствии с одним из вариантов заправки, входящим в следующий перечень вариантов: вариант 1 (Полная+ПБ), вариант 2 (Полная), вариант 3 (Основная) и вариант 4 (Частичная); здесь ПБ - подвесные баки 22.

В варианте 1, предназначенном для дальнего перегона самолета или для его использования в режиме летающего танкера, полностью заправляются топливом все подвесные баки 22 и все крыльевые баки 15. Все фюзеляжные баки 5 заполняются топливом до уровня ввода в каждый фюзеляжный бак 5 возвратной магистрали 8.

В варианте 2, предназначенном для стандартной заправки топливом самолета, базирующегося на нескольких, удаленных один от другого, аэродромах, подвесные баки 22 не заправляются топливом и не подвешиваются к самолету.

В варианте 3, предназначенном для стандартной заправки топливом самолета, базирующегося на одном аэродроме, не заправляются подвесные баки 22 и крыльевые баки 15; фюзеляжные баки 5 заправляются топливам полностью (до уровня ввода в каждый фюзеляжный бак 5 возвратной магистрали 8).

В варианте 4, предназначенном, в основном, для тренировочных полетов самолета, заправляются только фюзеляжные баки 5, причем заполнение фюзеляжных баков 5 производится не полностью (ниже уровня ввода в фюзеляжный бак 5 возвратной магистрали 8).

При заправке самолета топливом по варианту 1 в предлагаемой системе используются кодовые данные о вместимости каждого из подвесных баков 22, введенные в память устройства сравнения 30 при установке предлагаемой системы на самолет, а конкретный номер заправленного топливом подвесного бака 22 определяется в устройстве сравнения 30 по сигналу, вырабатываемому сигнализатором уровня топлива 21, установленном в данном баке.

При заправке самолета топливом по одному из вариантов 2, 3 или 4 количество топлива, необходимого для заправки на земле крыльевых баков 15 и фюзеляжных баков 5, определяется выбранным вариантом заправки, который вводится экипажем из внешних систем 32 в блок заправки 26 в виде кода данного варианта. Учет количества топлива, фактически заправленного на земле в крыльевые баки 15, производится в бортовом вычислителе 24 на основе интегрирования по времени заправки сигналов, вырабатываемых датчиками расхода топлива 6, установленными в заправочных магистралях 18 крыльевых баков 15, с учетом информации, вырабатываемой датчиками характеристических параметров топлива 2, установленными в данных магистралях.

Учет количества топлива, фактически заправленного на земле в фюзеляжные баки 5, и соответствие этого количества выбранному варианту заправки производятся в блоке заправки 26 на основе сигналов, поступающих в этот блок от датчиков уровня топлива 1, установленных в фюзеляжных баках 5, с учетом принимаемой блоком заправки 26 информации от датчиков характеристических параметров топлива 2, установленных в этих баках.

В полете самолета выработка топлива из баков с использованием предложенной системы производится следующим образом.

Расходуемое в полете топливо поступает в расходные баки 10 из подвесных 22, крыльевых 15 и фюзеляжных баков 5 через расходные магистрали 23, 17 и 7, соответственно, указанных баков и заправочные магистрали 12 расходных баков 10. Из расходных баков 10 топливо подается в магистрали питания авиадвигателей через расходные магистрали 13 расходных баков 10.

Очередность выработки топлива из баков летящего самолета соответствует варианту заправки, код которого введен экипажем из внешних систем 32 в бортовой вычислитель 24 через соответствующий вход блока заправки 26 и соответствующую двустороннюю информационную связь, соединяющую бортовой вычислитель 24 с блоком заправки 26.

Если в бортовой вычислитель введен код заправки по варианту 1, то в начальной стадии полета топливо вырабатывается из каждого подвесного бака 22 через расходную магистраль 23 этого бака вплоть до срабатывания сигнализатора уровня топлива 21, установленного на нулевом уровне данного бака 22, после чего выработанный подвесной бак 22 автоматически сбрасывается с самолета.

Учет порции топлива, равной топливной вместимости сброшенного подвесного бака 22, производится в соответствии с кодом, соответствующим номеру этого бака, в устройстве сравнения 30, в память которого введены кодовые данные о номерах и вместимостях каждого из баков 22.

В промежуточной стадии полета топливо вырабатывается из крыльевых баков 15 через расходные магистрали 17 этих баков и заправочные магистрали 12 расходных баков 10 вплоть до опорожнения каждого крыльевого бака 15.

Учет текущего количества топлива, непрерывно расходуемого из каждого крыльевого бака 15 в промежуточной стадии полета, производится в бортовом вычислителе 24 путем интегрирования по времени расходования сигналов, поступающих от датчиков расхода топлива 6, установленных в расходных магистралях 17 крыльевых баков 15, с коррекцией результатов интегрирования по информации, вырабатываемой датчиками характеристических параметров топлива 2, установленными в этих магистралях.

В завершающей стадии полета топливо поступает в расходные баки 10 из фюзеляжных баков 5 через расходные магистрали 7 этих баков и заправочные магистрали 12 расходных баков 10.

Выработка топлива из фюзеляжных баков 5 производится беспрепятственно только до уровня топлива в каждом из этих баков, соответствующего аэронавигационному остатку топлива, определяемому в блоке возврата 28 по сигналам, вырабатываемым сигнализаторами уровня топлива 21, установленными в каждом фюзеляжном баке 5 на заданной высоте от его днища.

Если самолет используется в режиме летающего танкера, то выдаваемое из него в полете топливо перекачивается с помощью исполнительного механизма силовой установки 20, расположенного в магистрали выдачи топлива 16, в приемную магистраль самолета-приемника.

Порция топлива, предназначенная для выдачи из самолета-танкера, должна соответствовать требуемому варианту дозаправки. Вариант дозаправки выбирается экипажем из перечня установленных вариантов дозаправки в соответствии с требованием самолета-приемника.

Информация о вариантах дозаправки, содержащая данные о темпе выдачи топлива, количестве выдаваемого топлива и коде каждого из вариантов дозаправки, вводится в память блока дозаправки 27 при его проектировании.

Кодовый сигнал, соответствующий выбранному экипажем варианту дозаправки, подается из внешних систем 32 на соответствующий вход блока дозаправки 27 и инициирует в нем выдачу управляющего сигнала, поступающего с выхода блока дозаправки 27 на управляющий вход исполнительного механизма силовой установки 20, расположенного в магистрали выдачи топлива 16. Учет количества топлива, выдаваемого по упомянутой магистрали с заданным темпом выдачи, производится в блоке дозаправки 27 на основании сигналов, вырабатываемых счетчиком массового расхода топлива 14. При этом данные о количестве выданного топлива непрерывно транслируются по двусторонней информационной связи с выхода блока дозаправки 27 на вход бортового вычислителя 24. После выдачи из самолета-танкера количества топлива, соответствующего выбранному экипажем варианту дозаправки, в блоке дозаправки 27 формируется сигнал окончания выдачи топлива, поступающий с его выхода на управляющий вход исполнительного механизма силовой установки 20, расположенного в магистрали 16 выдачи топлива, и выдача топлива в самолет-приемник прекращается.

При полете самолета, заправленного топливом по одному из вариантов 1 или 2, может наблюдаться различие в расходовании топлива из крыльевых баков 15, при котором расходы топлива через каждую из расходных магистралей 17 крыльевых баков 15 не равны между собой.

Т.к. неодинаковое расходование топлива из крыльевых баков 15 приводит к нарушению поперечной центровки самолета, в предлагаемой системе предусмотрено управление балансировочной перекачкой топлива из одного крыльевого бака 15 в другой крыльевой бак, целью которой является восстановление поперечной центровки самолета.

При заправке топливом крыльевых баков 15 в бортовом вычислителе 24 на основе информации, полученной от датчика расхода топлива 6 и датчика характеристических параметров топлива 2, установленных в магистрали заправки крыльевых баков 18, вычисляется количество топлива, заправленного в вышеуказанные баки, и вычисленные значения запаса топлива в крыльевых баках 15 передаются по двусторонней информационной связи для хранения в память устройства сравнения 30.

При расходовании в полете топлива из крыльевых баков 15 бортовой вычислитель 24 на основе информации, получаемой от датчиков расхода топлива 6 и датчиков характеристических параметров топлива 2, установленных в каждой из расходных магистралей 17 этих баков, непрерывно вычисляет количество топлива, израсходованного из каждого крыльевого бака 15, путем интегрирования сигналов датчиков расхода топлива 6 по времени расходования с учетом информации, получаемой от датчиков характеристических параметров топлива 2, установленных в расходных магистралях крыльевых баков 17. Вычисленные данные передаются по двусторонней информационной связи из бортового вычислителя 24 в устройство сравнения 30.

В устройстве сравнения 30 с использованием получаемых из бортового вычислителя 24 данных о текущем количестве топлива, расходуемого из крыльевых баков 15, а также данных о первоначальном запасе топлива в этих баках, хранящихся в памяти устройства сравнения 30, определяются текущие значения остатков топлива в каждом из крыльевых баков 15. В случае, когда разница между текущими значениями указанных остатков топлива превышает установленный предел, в устройстве сравнения 30 вырабатывается сигнал на перекачку заданной порции топлива из крыльевого бака 15 с большим остатком топлива в крыльевой бак 15 с меньшим остатком. Указанный сигнал поступает по соответствующей двусторонней информационной связи из устройства сравнения 30 в бортовой вычислитель 24 и далее, по соответствующей двусторонней информационной связи, передается в блок балансировки 29, формирующий управляющую команду на перекачку заданной порции топлива, поступающую на управляющий вход исполнительного механизма силовой установки 20, расположенного в одной из балансировочных магистралей 19, соответствующей требуемому направлению перекачки.

Контроль перекачки заданной порции топлива по упомянутой магистрали выполняется в блоке балансировки 29 путем непрерывного интегрирования по времени перекачки сигнала, снимаемого с датчика расхода топлива 6, установленного в данной магистрали. При равенстве между собой перекачанного количества топлива и заданной порции топлива в блоке балансировки 29 формируется команда прекращения перекачки, поступающая на управляющий вход соответствующего исполнительного механизма силовой установки 20, после чего перекачка прекращается.

В том случае, когда нарушение поперечной центровки вызвано дисбалансом грузов, возникающим, например, при несимметричном сбрасывании груза с одного из бортов самолета, восстановление центровки производится по сигналу, поступающему на соответствующий вход блока балансировки 29 от бортового гироскопа, входящего в состав внешних систем 32. В соответствии с полученным сигналом в блоке балансировки 29 вырабатывается команда перекачки, поступающая на управляющий вход исполнительного механизма силовой установки 20, расположенного в балансировочной магистрали 19, соответствующей требуемому направлению перекачки.

После устранения дисбаланса путем перекачки топлива из одного из крыльевых баков 15 в противоположный крыльевой бак из внешних систем 32 в блок балансировки 29 поступает сигнал о восстановлении поперечной центровки самолета, и блок балансировки 29 выдает на соответствующий исполнительный механизм силовой установки 20 команду прекращения перекачки топлива.

Если в полете самолета производится перекачка топлива по возвратным магистралям 8 или магистралям подкачки топлива 11, то учет перекачанного по этим магистралям количества топлива производится на основе информации, вырабатываемой датчиками расхода топлива 6, установленными в возвратных магистралях 8 и в магистралях подкачки топлива 11.

При этом сигнал, вырабатываемый каждым из упомянутых датчиков расхода топлива 6, поступает на соответствующий вход блока перепуска 25, где производится интегрирование сигнала по времени перепуска. Информация о количестве топлива, перекачанного по каждой из магистралей 8 и 11, передается по двусторонней информационной связи с выхода блока перепуска 25 на вход бортового вычислителя 24, в котором производится корректировка данных об остатке топлива в каждом из баков 5 и 15 в соответствии с полученной из блока перепуска 25 информацией.

На завершающей стадии полета самолета, когда топливо полностью выработано из подвесных 22 и крыльевых 15 баков, выработка топлива из фюзеляжных баков 5 контролируется в бортовом вычислителе 24 по сигналам, снимаемым с датчиков уровня топлива 1 и датчиков характеристических параметров топлива 2, установленных в этих баках. Данные о текущем остатке топлива в фюзеляжных баках 5 передаются из бортового вычислителя 24 в устройство сравнения 30 по соответствующей двусторонней информационной связи.

При этом в бортовой вычислитель 24 из внешних систем 32 непрерывно поступает по соответствующей двусторонней информационной связи навигационная информация об удаленности летящего самолета от ближайшего аэродрома. Эта информация по соответствующей двусторонней информационной связи передается из бортового вычислителя 24 в блок возврата 28, в котором, с учетом потребления топлива на километр полета, определяется минимальное количество топлива, необходимое для возврата самолета на ближайший аэродром. Полученные данные о минимально необходимом количестве топлива передаются из блока возврата 28 в устройство сравнения 30 через бортовой вычислитель 24 по соответствующим двусторонним информационным связям.

В устройстве сравнения 30 производится непрерывное сравнение текущего остатка топлива в фюзеляжных баках 5 с количеством топлива, минимально необходимом для возврата самолета, и при равенстве этих величин вырабатывается сигнал «Возврат», поступающий для оповещения экипажа с выхода устройства сравнения 30 на индикатор 31.

При дальнейшей выработке топлива из фюзеляжных баков 5, в случае достижения уровнем топлива в любом из этих баков точки установки сигнализатора уровня топлива 21, указанный сигнализатор вырабатывает и передает в блок возврата 28 сигнал о минимальном остатке топлива, равном аэродинамическому остатку. Поступление указанного сигнала в блок возврата 28 приводит к формированию в этом блоке команды о достижении аэродинамического остатка, транслируемой по соответствующим двусторонним информационным связям из блока возврата 28 через бортовой вычислитель 24 в устройство сравнения 30 и, далее, с выхода последнего - в индикатор 31. В этом случае на индикаторе 31 высвечивается опасный сигнал «Топлива мало», требующий решения экипажа о безусловной посадке.

Таким образом, в предложенной топливомерно-расходомерной системе маневренного самолета с компенсацией по температуре и диэлектрической проницаемости топлива решена поставленная задача.

Во-первых, в предложенной системе уменьшены дополнительные методические погрешности измерения запаса топлива на самолете, вызванные неучетом количества топлива, перекачанного по перепускным магистралям 8 и 11.

Указанные погрешности существенно снижены за счет измерения количества перепускаемого топлива в блоке перепуска 25 на основании информации, поступающей в этот блок от датчиков расхода топлива 6, каждый из которых установлен в одной из перепускных магистралей 8, 11, и корректировке в бортовом вычислителе 24 значений фактического запаса топлива в каждом из баков 5, 15 по информации о количестве перепущенного топлива, поступившей в бортовой вычислитель 24 из блока перепуска 25 по соответствующей двусторонней информационной связи.

Дополнительная методическая погрешность измерения запаса топлива, возникающая при выдаче топлива из самолета-танкера в самолет-приемник, существенно снижена путем учета в бортовом вычислителе 24 массы выдаваемого топлива, определяемой в блоке дозаправки 27, обрабатывающем информацию, поступающую в него от счетчика массового расхода топлива 14, установленного в магистрали выдачи топлива 16; при этом данные о массе выдаваемого из самолета топлива передаются в бортовой вычислитель 24 из блока дозаправки 27 по соответствующей двусторонней информационной связи.

Во-вторых, предложенная система обеспечивает восстановление поперечной центровки самолета, нарушенной либо вследствие разбаланса топлива в противоположных крыльевых баках 15 самолета, либо в результате несимметричного сбрасывания груза с одного из бортов самолета.

Нарушение поперечной балансировки самолета по топливу устраняется в предложенной системе путем управления перекачкой топлива по балансировочным магистралям 19. Формирование сигналов управления балансировочной перекачкой топлива и контроль количества перекачиваемого топлива выполняются в блоке балансировки 29 на основании принимаемой этим блоком информации от датчиков расхода топлива 6, установленных в каждой из балансировочных магистралей 19, с учетом данных о запасе топлива в каждом из крыльевых баков 15, принимаемых блоком балансировки 29 из бортового вычислителя 24 по двусторонней информационной связи.

При нарушении поперечной центровки самолета в результате несимметричного сбрасывания груза в блоке балансировки 29, в дополнение к вышеописанной процедуре восстановления поперечной центровки самолета, учитываются также команды, поступающие на соответствующий вход этого блока из внешних систем 32.

В-третьих, предложенная система позволяет упростить и сделать более эффективным управление заправкой самолета топливом на земле, дозаправкой самолета топливом в полете, а также возвратом самолета по топливу.

Упрощение и повышение эффективности управления с помощью предложенной системы достигнуто благодаря применению в ней блоков заправки 26, дозаправки 27 и возврата 28, в память каждого из которых введены коды данных о наиболее эффективных вариантах, соответственно, заправки, дозаправки и возврата. При этом управление заправкой производится в блоке заправки 26 на основании информации, поступающей в этот блок от датчиков расхода топлива 6 и датчиков характеристических параметров топлива 2, установленных в заправочных магистралях 9 фюзеляжных баков 5, с использованием обмена данными между блоком заправки 26 и бортовым вычислителем 24 по соответствующей двусторонней информационной связи и с учетом команд, поступающих на соответствующий вход блока заправки 26 из внешних систем 32.

Управление дозаправкой производится в блоке дозаправки 27 на основании команд, передаваемых в этот блок внешними системами 32, и информации, поступающей в него от счетчика массового расхода топлива 14, с учетом обмена данными между блоком дозаправки 27 и бортовым вычислителем 24 по соответствующей двусторонней информационной связи.

Формирование информации о необходимости возврата по топливу производится в блоке возврата 28 на основании сигналов, вырабатываемых датчиками уровня топлива 1 и сигнализаторами уровня топлива 21, установленными в фюзеляжных баках 5, с учетом обмена данными между блоком возврата 28 и бортовым вычислителем 24 по соответствующей двусторонней информационной связи; сформированная информация поступает через устройство сравнения 30 в индикатор 31 для оповещения экипажа.