устройство для заправки топливом системы топливных баков воздушного судна и способ заправки

Формула изобретения

1. Устройство (10) для заправки топливом системы (12) топливных баков воздушного судна, в частности, во время проведения испытания топливных баков на герметичность, содержащее: подающий топливопровод (14) для подачи топлива в систему (12) топливных баков воздушного судна, по меньшей мере один датчик (26) давления для измерения давления в системе (12) топливных баков воздушного судна и подачи сигнала, соответствующего давлению в системе (12) топливных баков воздушного судна, электронный блок управления для обработки сигнала датчика (26) давления и генерирования сигнала аварийного отключения в случае, если давление в системе (12) топливных баков воздушного судна превышает первый предварительно установленный уровень, и устройство (24) аварийного отключения, управляемое электронным блоком управления и выполненное с возможностью прерывания подачи топлива в систему (12) топливных баков воздушного судна в ответ на сигнал аварийного отключения от электронного блока управления.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что электронный блок управления выполнен с возможностью генерирования предупредительного сигнала в случае, если давление в системе (12) топливных баков воздушного судна превышает второй предварительно установленный уровень, при этом устройство (10) содержит также устройство (27) выдачи предупредительного сигнала для выдачи визуального и/или акустического сигнала в ответ на предупредительный сигнал от электронного блока управления.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно содержит устройство подачи сжатого воздуха для подачи сжатого воздуха в систему (12) топливных баков воздушного судна.

4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что датчик (26) давления выполнен с возможностью съемного присоединения к водосливному клапану, который предусмотрен в системе (12) топливных баков воздушного судна.

5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что предусмотрен первый манометр (32), установленный в подающем топливопроводе (14) перед устройством (24) аварийного отключения, и второй манометр (34), установленный в подающем топливопроводе (14) после устройства (24) аварийного отключения.

6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно содержит клапан (30) подачи топлива, установленный в подающем топливопроводе (14).

7. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно содержит первый фильтр (28), установленный в подающем топливопроводе (14).

8. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно содержит сливной топливопровод (36), который ответвляется от подающего топливопровода (14) и предназначен для слива топлива из системы (12) топливных баков воздушного судна.

9. Устройство по п.8, отличающееся тем, что оно содержит вентиляционное устройство для вентилирования системы (12) топливных баков воздушного судна.

10. Устройство по п.8, отличающееся тем, что оно содержит клапан (38) слива топлива, который установлен в сливном трубопроводе (36) и который в первом состоянии пропускает топливо, сливаемое из системы (12) топливных баков воздушного судна, а во втором состоянии предотвращает слив топлива из системы (12) топливных баков воздушного судна.

11. Устройство по п.8, отличающееся тем, что оно содержит второй фильтр (40), установленный в сливном топливопроводе (36).

12. Способ заправки топливом системы (12) топливных баков воздушного судна, в частности, во время проведения испытания топливных баков на герметичность, включающий следующие шаги: подают топливо в систему (12) топливных баков воздушного судна по подающему топливопроводу (14), измеряют давление в системе (12) топливных баков воздушного судна и подают сигнал, соответствующий давлению в системе (12) топливных баков воздушного судна, при помощи датчика (26) давления, обрабатывают сигнал датчика (26) давления при помощи электронного блока управления и генерируют сигнал аварийного отключения в случае, если давление в системе (12) топливных баков воздушного судна превышает первый предварительно установленный уровень, и управляют устройством (24) аварийного отключения при помощи электронного блока управления таким образом, чтобы прерывать подачу топлива в систему (12) топливных баков воздушного судна в ответ на сигнал аварийного отключения от электронного блока управления.

13. Способ по п.12, отличающийся тем, что он включает следующие шаги: генерируют предупредительный сигнал при помощи электронного блока управления в случае, если давление в системе (12) топливных баков воздушного судна превышает второй предварительно установленный уровень, и выдают визуальный и/или акустический сигнал в ответ на предупредительный сигнал от электронного блока управления при помощи устройства (27) выдачи предупредительного сигнала.

14. Способ по п.12, отличающийся тем, что он включает следующие шаги: заполняют топливом систему (12) топливных баков воздушного судна до предварительно установленного уровня топлива и подают сжатый воздух в систему (12) топливных баков воздушного судна до тех пор, пока давление в системе (12) топливных баков воздушного судна не достигнет предварительно установленного уровня.

15. Способ по п.12, отличающийся тем, что он включает шаг, на котором поддерживают давление в системе (12) топливных баков воздушного судна на предварительно установленном уровне в течение предварительно установленного периода времени.

16. Способ по п.12, отличающийся тем, что он включает шаг, на котором датчик (26) давления присоединяют с возможностью съема к водосливному клапану, предусмотренному в системе (12) топливных баков воздушного судна.

17. Способ по п.12, отличающийся тем, что он включает шаг, на котором регулируют подачу топлива в систему (12) топливных баков воздушного судна при помощи клапана (30) подачи топлива, установленного в подающем топливопроводе (14).

18. Способ по п.12, отличающийся тем, что он включает шаг, на котором осуществляют фильтрацию топлива, поступающего в систему (12) топливных баков воздушного судна по подающему топливопроводу (14).

19. Способ по п.12, отличающийся тем, что он включает шаг, на котором сливают топливо из системы (12) топливных баков воздушного судна по сливному топливопроводу (36), который ответвляется от подающего топливопровода (14).

20. Способ по п.19, отличающийся тем, что он включает шаг, на котором осуществляют вентилирование системы (12) топливных баков воздушного судна перед сливом топлива из системы (12) топливных баков воздушного судна.

21. Способ по п.19, отличающийся тем, что он включает шаг, на котором регулируют слив топлива из системы (12) топливных баков воздушного судна при помощи клапана (38) слива топлива, установленного в сливном топливопроводе (36), при этом указанный клапан в первом состоянии пропускает топливо, сливаемое из системы (12) топливных баков воздушного судна, а во втором состоянии предотвращает слив топлива из системы (12) топливных баков воздушного судна.

22. Способ по п.19, отличающийся тем, что он включает шаг, на котором осуществляют фильтрацию топлива, сливаемого из системы (12) топливных баков воздушного судна по сливному топливопроводу (36).

Описание изобретения к патенту

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к устройству для заправки топливом системы топливных баков воздушного судна и к способу заправки, в частности, во время проведения испытания топливных баков на герметичность.

Уровень техники

Во время окончательной сборки воздушного судна проводят испытание топливных баков на герметичность для того, чтобы проверить правильность функционирования топливных баков воздушного судна. Испытание топливных баков на герметичность обычно включает создание в топливных баках предварительно установленного уровня давления, который может даже превышать максимальный уровень давления, допустимый во время нормальной эксплуатации воздушного судна. Однако увеличение давления в топливных баках выше предварительно установленного уровня, например, вследствие дефектов отдельных компонентов или дефектов сборки системы топливных баков может приводить к критическим с точки зрения безопасности ситуациям.

Раскрытие изобретения

Задачей настоящего изобретения является обеспечение устройства заправки топливом системы топливных баков воздушного судна и способа заправки, в частности, во время проведения испытания топливных баков на герметичность, которые позволяют повысить безопасность во время операции заправки топливом.

В контексте настоящего изобретения термин "заправка топливом" не следует буквально ограничивать операцией заполнения топливных баков воздушного судна топливом. Вместо этого операция "заправки топливом" согласно настоящему изобретению может включать операцию заполнения топливных баков воздушного судна топливом, операцию выдержки топлива в баках воздушного судна в течение предварительно установленного периода времени, а также операцию опорожнения топливных баков воздушного судна, т.е. операцию слива топлива из топливных баков воздушного судна. Кроме того, термин "топливо" не следует ограничивать типичным авиационным топливом, например керосином. Вместо этого термин "топливо" в рамках настоящего изобретения может включать также заменяющие текучие среды, которые имеют температуру вспышки предпочтительно >100°С.

Для решения вышеуказанной задачи устройство для заправки топливом системы топливных баков воздушного судна согласно изобретению, в частности, во время проведения испытания топливных баков на герметичность содержит подающий топливопровод для подачи топлива в систему топливных баков воздушного судна. Такой подающий топливопровод может представлять собой, например, гибкий трубопровод любой требуемой длины, который изготавливают из материала, стойкого к воздействию топлива. Топливо может представлять собой типичное авиационное топливо, например керосин или какую-либо заменяющую его текучую среду. Кроме того, устройство согласно изобретению содержит по меньшей мере один датчик давления для измерения давления в системе топливных баков воздушного судна и подачи сигнала, соответствующего давлению в системе топливных баков воздушного судна. Для повышения надежности предпочтительно используют несколько датчиков давления, например два или четыре датчика давления.

Электронный блок управления устройства согласно изобретению выполнен с возможностью приема и обработки сигнала датчика давления и генерирования сигнала аварийного отключения в случае, если давление в системе топливных баков воздушного судна превышает первый предварительно установленный уровень. И, наконец, предусмотрено устройство аварийного отключения, управляемое электронным блоком управления и выполненное с возможностью прерывания подачи топлива в систему топливных баков воздушного судна в ответ на сигнал аварийного отключения от электронного блока управления. Устройство аварийного отключения может представлять собой, например, автоматический клапан, установленный в подающем топливопроводе и прерывающий подачу топлива в систему топливных баков воздушного судна по подающему топливопроводу, если давление в системе топливных баков воздушного судна во время заправки топливом системы топливных баков превысит первый предварительно установленный уровень. Устройство согласно изобретению надежно исключает превышение первого предварительно установленного уровня давления в системе топливных баков воздушного судна во время заправки топливом системы топливных баков при проведении испытания на герметичность. В результате можно существенно повысить общую безопасность во время проведения испытания. Кроме того, можно избежать повреждений системы топливных баков и воздушного судна вследствие чрезмерного давления топлива в системе топливных баков.

Первый конец подающего топливопровода предпочтительно выполнен с возможностью присоединения к топливному резервуару при помощи первого соединительного элемента. Топливный резервуар может представлять собой стационарный резервуар. Однако первый конец подающего топливопровода устройства согласно изобретению может также соединяться с передвижным топливным резервуаром, например с автотопливозаправщиком. Первый соединительный элемент предпочтительно снабжен клапаном, который может быть выполнен с возможностью ручного управления, например, посредством соответствующего рычага. В закрытом состоянии клапан предотвращает подачу топлива из топливного резервуара в подающий топливопровод, в то время как в открытом состоянии клапан пропускает топливо из топливного резервуара в подающий топливопровод. Аналогично этому второй соединительный элемент также может быть снабжен клапаном, который может быть выполнен с возможностью ручного управления, например, посредством соответствующего рычага. В закрытом состоянии клапан предотвращает подачу топлива из подающего топливопровода в систему топливных баков воздушного судна, в то время как в открытом состоянии клапан пропускает топливо из подающего топливопровода в систему топливных баков воздушного судна.

Электронный блок управления может быть выполнен с возможностью генерирования предупредительного сигнала в случае, если давление в системе топливных баков воздушного судна превышает второй предварительно установленный уровень. Во время заправки системы топливных баков воздушного судна при проведении испытания на герметичность топливных баков воздушного судна второй предварительно установленный уровень давления может быть выбран более низким, чем первый предварительно установленный уровень, но более высоким, чем уровень давления в системе топливных баков воздушного судна при нормальных условиях испытания. Предупредительный сигнал может передаваться на устройство выдачи предупредительного сигнала, например на гудок и/или сигнальную лампу, которые служат для выдачи визуального и/или акустического сигнала в ответ на предупредительный сигнал от электронного блока управления. Выдача визуального и/или акустического сигнала обращает внимание оператора устройства согласно изобретению на тот факт, что в системе топливных баков воздушного судна обнаружено чрезмерное давление. При этом оператор оповещается об опасности и может принять необходимые меры, например вручную нажать кнопку аварийного отключения в случае дальнейшего нежелательного повышения давления в системе топливных баков воздушного судна.

Предпочтительный вариант осуществления устройства согласно изобретению включает устройство подачи сжатого воздуха, предназначенное для подачи сжатого воздуха в систему топливных баков воздушного судна. В частности, сжатый воздух подают в систему топливных баков воздушного судна после заправки системы топливных баков топливом до предварительно установленного уровня, равного, например, 90%. Устройство подачи сжатого воздуха подает сжатый воздух в систему топливных баков воздушного судна до тех пор, пока давление в системе топливных баков воздушного судна, т.е. сумма статического давления топлива и давления воздуха над поверхностью топлива, измеряемая при помощи датчика давления, не достигнет предварительно установленного уровня. Этот предварительно установленный уровень давления в системе топливных баков воздушного судна может лежать в пределах от 300 до 400 мбар и предпочтительно составляет примерно 350 мбар. Такой уровень давления является оптимальным для обнаружения утечек в системе топливных баков воздушного судна.

В предпочтительном варианте осуществления настоящего изобретения датчик давления выполнен с возможностью съемного присоединения к водосливному клапану, который предусмотрен в системе топливных баков воздушного судна. При этом датчик давления может быть выполнен с возможностью расположения в корпусе водосливного клапана, предусмотренного в системе топливных баков воздушного судна. Альтернативно датчик давления может быть выполнен с возможностью присоединения к наружной части водосливного клапана.

Водосливной клапан обычно устанавливают в нижней части топливных баков воздушного судна таким образом, чтобы он был доступен снаружи воздушного судна для удаления конденсационной влаги из топливных баков воздушного судна. За счет того, что датчик давления может быть установлен в корпусе водосливного клапана после простого снятия тела водосливного клапана, датчик давления можно легко установить снаружи воздушного судна. Таким образом, установку датчика давления внутри системы топливных баков воздушного судна можно исключить. Поскольку водосливной клапан обычно размещают в самой нижней точке системы топливных баков, установка датчика в корпусе этого клапана также обеспечивает особую надежность и точность измерения давления в баке.

Устройство аварийного отключения может быть выполнено с возможностью регулирования расхода и/или давления топлива, поступающего в систему топливных баков воздушного судна. Для повышения безопасности предпочтительно используют механическое устройство аварийного отключения, которое может иметь пневматический привод. Однако можно также использовать устройство аварийного отключения, например, в виде клапана с электромагнитным управлением и переменным проходным сечением. Устройство аварийного отключения может также управляться соответствующими управляющими сигналами, поступающими от электронного блока управления.

В подающем топливопроводе перед устройством аварийного отключения предпочтительно установлен первый манометр. Первый манометр позволяет определять давление топлива в подающем топливопроводе, которое создается насосом, обычно расположенным вблизи резервуара. Второй манометр может быть установлен в подающем топливопроводе после устройства аварийного отключения. Второй манометр позволяет контролировать давление топлива в подающем топливопроводе, которое регулируется при помощи устройства аварийного отключения.

В предпочтительном варианте осуществления устройство согласно изобретению содержит также клапан подачи топлива, установленный в подающем топливопроводе. В открытом состоянии клапан подачи топлива пропускает топливо в систему топливных баков воздушного судна, а в закрытом состоянии предотвращает подачу топлива в систему топливных баков воздушного судна. Клапан подачи топлива может представлять собой клапан с ручным управлением, который, например, установлен в подающем топливопроводе после устройства аварийного отключения. Наличие клапана подачи топлива обеспечивает дополнительную безопасность всей системы. Кроме того, при сливе топлива из системы топливных баков воздушного судна клапан подачи топлива закрывают, что позволяет надежно исключить попадание топлива, сливаемого из системы топливных баков воздушного судна, в подающий топливопровод.

В подающем топливопроводе может быть установлен первый фильтр, например, перед устройством аварийного отключения. Первый фильтр может быть снабжен устройством измерения дифференциального давления для того, чтобы обнаруживать засорение или другие неисправности первого фильтра. Наличие первого фильтра исключает попадание загрязняющих частиц, содержащихся в топливе, в топливные баки воздушного судна. Это особенно важно в тех случаях, когда топливо, поступающее в систему топливных баков воздушного судна с целью проведения испытания, используется несколько раз и поэтому содержит больше загрязнений, чем свежее топливо.

Устройство согласно изобретению, используемое для проведения испытаний, например для проведения испытаний на герметичность системы топливных баков воздушного судна, предпочтительно содержит также сливной топливопровод для слива топлива из системы топливных баков воздушного судна. После окончания испытания на герметичность воздушное судно можно освободить от топлива при помощи сливного топливопровода. При этом топливо можно возвращать в топливный резервуар и повторно использовать для дальнейших испытаний. Сливной топливопровод предпочтительно ответвляется от подающего топливопровода, поэтому требуется только одно соединение трубопроводной системы устройства согласно изобретению с топливным резервуаром и только одно соединение трубопроводной системы устройства согласно изобретению с системой топливных баков воздушного судна.

Устройство согласно изобретению может также содержать вентиляционное устройство для вентилирования системы топливных баков воздушного судна. Вентиляционное устройство может содержать, например, вентиляционный трубопровод, в котором установлен выпускной клапан. Если устройство согласно изобретению используют для проведения испытания на герметичность топливных баков воздушного судна, то вентиляционное устройство используют для вентилирования системы топливных баков воздушного судна во время заправки системы топливных баков топливом и, в особенности, перед сливом топлива из системы топливных баков воздушного судна в конце испытания.

В сливном топливопроводе может быть установлен клапан слива топлива, предназначенный для того, чтобы в первом состоянии пропускать сливаемое топливо из системы топливных баков воздушного судна, а во втором состоянии предотвращать слив топлива из системы топливных баков воздушного судна. Как и клапан подачи топлива, клапан слива топлива может представлять собой клапан с ручным управлением. Во время слива топлива из топливных баков воздушного судна клапан слива топлива открывают, а клапан подачи топлива закрывают, таким образом, топливо из топливных баков воздушного судна по сливному топливопроводу возвращается в топливный резервуар.

В сливном топливопроводе может быть установлен второй фильтр, например, после клапана слива топлива. Как и первый фильтр, второй фильтр может быть снабжен устройством измерения дифференциального давления для того, чтобы обнаруживать засорение или другие неисправности второго фильтра. Наличие второго фильтра исключает попадание в топливный резервуар загрязняющих частиц, которые могут вымываться из топливных баков воздушного судна, в частности, при заправке топливом новых воздушных судов при помощи устройства согласно изобретению. Это особенно важно в тех случаях, когда топливо, поступающее в систему топливных баков воздушного судна в целях тестирования, используется несколько раз.

И, наконец, в сливном топливопроводе может быть установлен обратный клапан. Обратный клапан предпочтительно устанавливают в сливном топливопроводе после клапана слива топлива и второго фильтра. При заправке топливом топливных баков воздушного судна обратный клапан предотвращает прохождение топлива по сливному топливопроводу, таким образом, топливо поступает в систему топливных баков воздушного судна исключительно по подающему топливопроводу.

Способ заправки топливом системы топливных баков воздушного судна, в частности, во время проведения испытания топливных баков на герметичность, согласно изобретению, включает шаги, на которых подают топливо в систему топливных баков воздушного судна по подающему топливопроводу, измеряют давление в системе топливных баков воздушного судна и подают сигнал, соответствующий давлению в системе топливных баков воздушного судна, при помощи датчика давления. Сигнал датчика давления обрабатывают при помощи электронного блока управления для генерирования сигнала аварийного отключения в случае, если давление в системе топливных баков воздушного судна при заправке топливом системы топливных баков воздушного судна превышает первый предварительно установленный уровень. При помощи электронного блока управления управляют устройством аварийного отключения таким образом, чтобы прерывать подачу топлива в систему топливных баков воздушного судна в ответ на сигнал аварийного отключения от электронного блока управления.

При помощи электронного блока управления генерируют также предупредительный сигнал в случае, если давление в системе топливных баков воздушного судна превышает второй предварительно установленный уровень. Предупредительный сигнал может передаваться на устройство выдачи предупредительного сигнала, например на гудок и/или сигнальную лампу, которые служат для выдачи визуального и/или акустического сигнала в ответ на предупредительный сигнал от электронного блока управления. Во время заправки системы топливных баков воздушного судна при проведении испытания на герметичность топливных баков воздушного судна второй предварительно установленный уровень давления может быть выбран более низким, чем первый предварительно установленный уровень, но более высоким, чем уровень давления в системе топливных баков воздушного судна при нормальных условиях испытания.

В предпочтительном варианте осуществления способ заправки топливом системы топливных баков воздушного судна, который особенно пригоден для проведения испытания на герметичность системы топливных баков воздушного судна, согласно изобретению, включает шаг, на котором заполняют топливом систему топливных баков воздушного судна до предварительно установленного уровня топлива. Предпочтительно топливные баки воздушного судна заполняют топливом на 90%. Затем в систему топливных баков воздушного судна подают сжатый воздух до тех пор, пока давление в системе топливных баков воздушного судна, т.е. сумма статического давления топлива и давления воздуха над поверхностью топлива, не достигнет предварительно установленного уровня. Этот предварительно установленный уровень давления в системе топливных баков воздушного судна может находиться в пределах от 300 до 400 мбар и предпочтительно составляет примерно 350 мбар. Такой уровень давления является оптимальным для обнаружения утечек в системе топливных баков воздушного судна.

После заполнения топливных баков воздушного судна топливом и сжатым воздухом давление в системе топливных баков воздушного судна можно поддерживать на предварительно установленном уровне, т.е. примерно 350 мбар, в течение предварительно установленного периода времени. В предпочтительном варианте осуществления способа согласно изобретению указанное давление поддерживают в течение одного часа.

Способ заправки топливом системы топливных баков воздушного судна, согласно изобретению, предпочтительно включает также шаг, на котором датчик давления присоединяют, с возможностью съема, к водосливному клапану, предусмотренному в системе топливных баков воздушного судна.

Кроме того, способ может включать шаг, на котором управляют устройством аварийного отключения таким образом, чтобы регулировать расход и/или давление топлива, поступающего в систему топливных баков воздушного судна.

Подачу топлива в систему топливных баков воздушного судна регулируют при помощи клапана подачи топлива, установленного в подающем топливопроводе, который в первом состоянии пропускает поток топлива в систему топливных баков воздушного судна, а во втором состоянии предотвращает подачу топлива в систему топливных баков воздушного судна.

Способ согласно изобретению предпочтительно включает шаг, на котором осуществляют фильтрацию топлива, поступающего в систему топливных баков воздушного судна по подающему топливопроводу, для того, чтобы исключить попадание загрязняющих частиц в систему топливных баков.

Кроме того, способ согласно изобретению может включать шаг, на котором сливают топливо из системы топливных баков воздушного судна по сливному топливопроводу, который ответвляется от подающего топливопровода. Перед сливом топлива из системы топливных баков воздушного судна может быть проведена вентиляция системы топливных баков воздушного судна.

Слив топлива из системы топливных баков воздушного судна можно регулировать при помощи клапана слива топлива, установленного в сливном топливопроводе, который в первом состоянии пропускает топливо, сливаемое из системы топливных баков воздушного судна, а во втором состоянии предотвращает слив топлива из системы топливных баков воздушного судна.

Предпочтительно осуществляют фильтрацию топлива, сливаемого из системы топливных баков воздушного судна по сливному топливопроводу, для того, чтобы предотвратить вымывание загрязняющих частиц из системы топливных баков в топливный резервуар.

Краткое описание чертежей

Далее приведено более подробное описание настоящего изобретения со ссылкой на схематический чертеж, на котором представлен предпочтительный вариант осуществления устройства согласно изобретению для заправки топливом системы топливных баков воздушного судна.

Осуществление изобретения

Устройство 10 для заправки топливом системы 12 топливных баков воздушного судна, особенно пригодное для проведения испытания на герметичность системы 12 топливных баков воздушного судна, содержит подающий топливопровод 14 для подачи топлива в систему 12 топливных баков воздушного судна. Первый конец подающего топливопровода 14 присоединен к стационарному топливному резервуару (не показанному на чертеже) при помощи первого соединительного элемента 16. Насос (не показанный на чертеже), установленный вблизи резервуара, служит для подачи топлива из резервуара в систему 12 топливных баков воздушного судна по подающему топливопроводу 14. Первый соединительный элемент 16 снабжен клапаном 18 с ручным управлением. В закрытом положении клапан 18 предотвращает подачу топлива из топливного резервуара в подающий топливопровод 14, а в открытом положении пропускает топливо из топливного резервуара в подающий топливопровод 14.

Второй конец топливопровода 14 при помощи второго соединительного элемента 20 соединяется с системой 12 топливных баков воздушного судна. Аналогично первому соединительному элементу 16 второй соединительный элемент 20 также снабжен клапаном 22 с ручным управлением. В закрытом положении клапан 22 предотвращает подачу топлива из подающего топливопровода 14 в систему топливных баков воздушного судна, а в открытом положении пропускает топливо из подающего топливопровода 14 в систему 12 топливных баков воздушного судна.

Устройство 10 содержит также устройство подачи сжатого воздуха, предназначенное для подачи сжатого воздуха в систему 12 топливных баков воздушного судна. Устройство подачи сжатого воздуха не показано на чертеже и содержит источник сжатого воздуха, соединенный с системой 12 топливных баков воздушного судна при помощи подающего воздушного трубопровода. В подающем воздушном трубопроводе установлен клапан подачи воздуха, который в закрытом положении предотвращает подачу воздуха в систему 12 топливных баков воздушного судна, а в открытом положении пропускает сжатый воздух в систему 12 топливных баков воздушного судна.

В подающем топливопроводе 14 установлено устройство 24 аварийного отключения, которое выполнено в виде механического клапана с переменным проходным сечением. Клапан с пневматическим управлением, образующий устройство 24 аварийного отключения, предназначен для изменения расхода и/или давления топлива, поступающего в систему 12 топливных баков воздушного судна по подающему топливопроводу 14, за счет изменения проходного сечения клапана. Устройство 24 аварийного отключения соединяется с электронным блоком управления (electronic control unit, ECU), который далее соединяется с панелью 25 управления, снабженной кнопкой аварийного отключения и дисплеем.

Датчик 26 давления служит для измерения давления в системе 12 топливных баков воздушного судна. Датчик 26 давления устанавливают с возможностью съема в корпусе водосливного клапана, который находится в системе 12 топливных баков воздушного судна. Водосливной клапан устанавливают в нижней части системы 12 топливных баков воздушного судна таким образом, чтобы он был доступен снаружи воздушного судна. Таким образом, датчик 26 давления может быть установлен в корпусе водосливного клапана после удаления тела водосливного клапана. Сигналы, которые генерирует датчик 26 давления и которые соответствуют давлению в системе 12 топливных баков воздушного судна, передаются на электронный блок управления ECU. Электронный блок управления ECU обрабатывает сигналы, полученные от датчика 26 давления, для управления устройством 27 подачи предупредительного сигнала и устройством 24 аварийного отключения в зависимости от сигналов давления, которые поступают на электронный блок управления ECU от датчика 26 давления.

В подающем топливопроводе 14 перед устройством 24 аварийного отключения установлен первый фильтр 28. Первый фильтр 28 снабжен устройством измерения дифференциального давления для того, чтобы обнаруживать засорение или другие неисправности первого фильтра 28. Первый фильтр 28 служит для того, чтобы предотвратить попадание загрязняющих частиц, содержащихся в топливе, в систему 12 топливных баков воздушного судна.

Кроме того, в подающем топливопроводе после устройства 24 аварийного отключения установлен клапан 30 подачи топлива с ручным управлением. В первом открытом положении клапан 30 подачи топлива пропускает поток топлива в систему 12 топливных баков воздушного судна, а во втором закрытом положении клапан 30 подачи топлива предотвращает подачу топлива в систему 12 топливных баков воздушного судна.

Первый манометр 32 установлен в подающем топливопроводе 14 перед устройством 24 аварийного отключения. Первый манометр 32 позволяет определять давление топлива в подающем топливопроводе, которое создает насос, расположенный вблизи резервуара. Второй манометр 34 установлен в подающем топливопроводе 14 после устройства 24 аварийного отключения. Второй манометр 34 позволяет контролировать давление топлива в подающем топливопроводе 14, которое регулируется устройством 24 аварийного отключения в ответ на сигнал, поступающий от электронного блока управления ECU.

Устройство 10, предназначенное для испытания топливных баков на герметичность, содержит также сливной топливопровод 36 для слива топлива из системы 12 топливных баков воздушного судна. По сливному топливопроводу 36, который ответвляется от подающего топливопровода 14, топливо можно направлять из системы 12 топливных баков воздушного судна в резервуар, где его можно хранить, а затем повторно использовать для последующих испытаний.

Кроме того, используется вентиляционное устройство (не показанное на чертеже) для вентилирования системы 12 топливных баков воздушного судна во время заправки системы топливных баков топливом и, в особенности, перед сливом топлива из системы 12 топливных баков. Вентиляционное устройство содержит вентиляционный трубопровод, который соединен с системой 12 топливных баков воздушного судна и в котором установлены предохранительный клапан повышенного давления и предохранительный клапан пониженного давления. Кроме того, вентиляционное устройство содержит соединительное средство для соединения вентиляционного устройства с испытательной станцией подачи сжатого воздуха при помощи соответствующего трубопровода.

В сливном топливопроводе 36 установлен клапан 38 слива топлива. В первом открытом положении клапан 38 слива топлива пропускает сливаемое топливо из системы 12 топливных баков воздушного судна, а во втором закрытом положении клапан 38 слива топлива предотвращает слив топлива из системы 12 топливных баков воздушного судна.

Для того чтобы исключить смыв загрязняющих частиц из системы 12 топливных баков воздушного судна в резервуар, второй фильтр 40 устанавливают в сливном топливопроводе 36 после клапана 38 слива топлива. Как и первый фильтр 28, второй фильтр 40 также снабжен средством измерения дифференциального давления для того, чтобы обнаруживать засорение или другие неисправности второго фильтра 40.

И, наконец, в сливном топливопроводе 36 после клапана 38 слива топлива и второго фильтра 40 установлен обратный клапан 42. Во время заправки топливом системы 12 топливных баков воздушного судна обратный клапан 42 предотвращает прохождение топлива по сливному топливопроводу 36, таким образом, топливо поступает в систему 12 топливных баков воздушного судна исключительно по подающему топливопроводу 14.

Для проведения испытания на наличие утечек в системе 12 топливных баков воздушного судна первый конец подающего топливопровода 14 соединяют с топливным резервуаром при помощи первого соединительного элемента 16. Второй конец подающего топливопровода 14 соединяют с системой 12 топливных баков воздушного судна при помощи второго соединительного элемента 20. Клапаны 18, 22, установленные на первом и втором соединительных элементах 16, 20, вручную приводят в открытое положение для того, чтобы обеспечить подачу топлива из топливного резервуара в подающий топливопровод 14 и из подающего топливопровода 14 в систему 12 топливных баков воздушного судна, соответственно.

Тело водосливного клапана удаляют из корпуса водосливного клапана, расположенного в нижней части системы 12 топливных баков воздушного судна. Затем снаружи воздушного судна в корпус водосливного клапана вставляют датчик 26 давления для измерения давления в системе 12 топливных баков воздушного судна.

Для начала испытания вручную открывают клапан 30 подачи топлива, при этом клапан 38 слива топлива и клапан подачи воздуха оставляют в закрытом положении. Вентиляционный клапан устанавливают в открытом положении. Включают насос для того, чтобы топливо поступало из топливного резервуара в систему 12 топливных баков воздушного судна по подающему топливопроводу 14. Обратный клапан 42, установленный в сливном трубопроводе 36, предотвращает прохождение топлива по сливному трубопроводу 36 во время операции заправки топливом. Первый фильтр 28, установленный в подающем трубопроводе 14, предотвращает попадание загрязняющих частиц в топливо, поступающее в систему 12 топливных баков воздушного судна.

Топливные баки воздушного судна заполняют топливом до уровня 90%. Затем клапан 30 подачи топлива и вентиляционный клапан закрывают, а клапан подачи воздуха открывают таким образом, чтобы сжатый воздух поступал в систему 12 топливных баков воздушного судна до тех пор, пока давление в системе 12 топливных баков воздушного судна, т.е. сумма статического давления топлива и давления воздуха над поверхностью топлива, не достигнет предварительно установленного уровня, равного примерно 350 мбар. Затем клапан подачи воздуха закрывают и поддерживают давление на предварительно установленном уровне, равном примерно 350 мбар, в течение одного часа. Во время этой фазы выдержки давления давление в системе 12 топливных баков воздушного судна постоянно корректируют, при этом операции корректировки давления могут включать повторное открытие клапана подачи воздуха и дополнительную подачу сжатого воздуха в систему 12 топливных баков воздушного судна.

Во время заправки топливных баков воздушного судна устройство 24 аварийного отключения регулирует расход и/или давление топлива, поступающего в систему 12 топливных баков воздушного судна по подающему топливопроводу 14. Устройством 24 аварийного отключения управляет электронный блок управления ECU в соответствии с сигналами давления, которые поступают на электронный блок управления ECU от датчика 26 давления. Величина давления, измеряемая датчиком 26 давления, непрерывно отображается на дисплее панели 25 управления. Давление топлива в подающем топливопроводе 14, создаваемое насосом, который расположен вблизи резервуара, можно измерять при помощи первого манометра 32. Второй манометр 34 позволяет контролировать давление топлива в подающем топливопроводе 14 после устройства 24 аварийного отключения.

Если давление в системе 12 топливных баков воздушного судна во время заправки топливом системы 12 топливных баков воздушного судна превышает первый предварительно установленный уровень, электронный блок управления ECU обеспечивает управление устройством 24 аварийного отключения таким образом, чтобы незамедлительно прервать подачу топлива в систему 12 топливных баков воздушного судна. Иными словами, клапан, представляющий собой устройство 24 аварийного отключения, автоматически закрывается, если электронный блок управления ECU во время операции заправки топливом передает на устройство 24 аварийного отключения сигнал аварийного отключения, который указывает, что давление в системе 12 топливных баков воздушного судна превышает первый предварительно установленный уровень.

Если давление в системе 12 топливных баков воздушного судна во время заправки топливом системы 12 топливных баков воздушного судна превышает не первый, а второй предварительно установленный уровень, который выбирают более низким, чем первый предварительно установленный уровень, но более высоким, чем уровень давления в системе 12 топливных баков воздушного судна при нормальных условиях испытания, электронный блок управления ECU генерирует предупредительный сигнал и передает этот предупредительный сигнал на устройство 27 выдачи предупредительного сигнала. После получения предупредительного сигнала от электронного блока управления ECU устройство 27 выдачи предупредительного сигнала выдает видимый и/или акустический сигнал для того, чтобы обратить внимание оператора устройства 10 к тому факту, что в системе 12 топливных баков воздушного судна обнаружено избыточное давление. Таким образом, оператор извещен и может принять необходимые меры, например вручную нажать кнопку аварийного отключения, расположенную на панели 25 управления, в случае последующего нежелательного увеличения давления в системе 12 топливных баков воздушного судна.

Во время подачи сжатого воздуха в систему 12 топливных баков воздушного судна второй предварительно установленный уровень давления, который служит в качестве порогового значения для определения необходимости подачи предупредительного сигнала электронным блоком управления ECU, выбирают в качестве зависимой от времени переменной. Величина этой зависимой от времени переменной определяется кривой зависимости номинального давления от времени, показывающей номинальное давление, т.е. номинальную сумму статического давления топлива и давления воздуха над поверхностью топлива во время подачи сжатого воздуха в систему 12 топливных баков воздушного судна. В частности, во время подачи сжатого воздуха в систему 12 топливных баков воздушного судна второй предварительно установленный уровень давления всегда выбирают немного более высоким, чем соответствующее номинальное значение давления, зависимое от времени.

Во время фазы выдержки давления второй предварительно установленный уровень давления выбирают немного большим, чем номинальное значение давления во время этой фазы, т.е. 350 мбар. При соответствующем выборе значения второго предварительно установленного уровня давления также во время подачи сжатого воздуха в систему топливных баков воздушного судна и во время фазы выдержки давления устройство 27 выдачи предупредительного сигнала выдает видимые и/или акустические предупредительные сигналы в ответ на соответствующие предупредительные сигналы, поступающие от электронного блока управления ECU.

После выдержки давления в системе 12 топливных баков воздушного судна на предварительно установленном уровне, равном примерно 350 мбар, в течение одного часа открывается выпускной клапан. Затем вручную открывают клапан 38 слива топлива, в то время как клапан 30 подачи топлива оставляют в закрытом состоянии. После этого топливо можно слить из системы 12 топливных баков воздушного судна по сливному топливопроводу 36. Топливо, сливаемое из системы 12 топливных баков воздушного судна, фильтруется при прохождении через второй фильтр 40, а затем возвращается в резервуар, где его можно хранить и повторно использовать в дальнейших испытаниях.