Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ЗАПАСА ТОПЛИВА НА ЛЕТАТЕЛЬНОМ АППАРАТЕ И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ

Изобретение относится к авиационному приборостроению, в частности к способам и устройствам определения запаса топлива на борту летательного аппарата (ЛА). Преимущественной областью применения является дальнемагистральная авиация, в особенности гражданская. Предлагаемая система может использоваться как в качестве основной, так и в качестве резервной топливоизмерительной аппаратуры (ТИА).

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

1. Измерением уровня топлива в баке с последующим вычислением запаса топлива на основании градуировочной характеристики бака (зависимости объема топлива в баке от его уровня). Топливомерные системы включают в себя устанавливаемые в топливных баках датчики уровня топлива, блок обработки и преобразования идущих от датчиков сигналов и индикатор. Датчики могут быть различного типа: поплавковые (потенциометрические), электроемкостные, ультразвуковые и т.д.

Недостатком этого способа является зависимость точности определения от положения ЛА в пространстве.

2. Измерением расхода топлива, вытекающего из баков и поступающего в двигатели, с последующим вычислением запаса как разницы между количеством заправленного в бак топлива и количеством израсходованного топлива. Расходомерные системы включают в себя датчики расхода, устанавливаемые в топливных магистралях, блок преобразования и индикатор.

Недостатком такого подхода является накопление ошибки измерения в процессе полета.

Общими недостатками известных топливомерных и расходомерных систем являются значительный вес (до 1% веса топлива) и недостаточная надежность, не отвечающая современным требованиям по безотказности (Авиационным правилам - АП). Для обеспечения требований АП необходимо резервировать каналы топливоизмерения или устанавливать на самолет две независимые системы определения запаса топлива (как правило, одну топливомерную и одну расходомерную - см.: Демотенко Н. Т., Кравец А.С. и др. Авиационные силовые установки. Системы и устройства. М.: Транспорт, 1976, стр. 180).

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

Наиболее близким к изобретению является подход, реализованный в системе управления и измерения запаса топлива самолета ИЛ-114 (см. ИЛ-114. Руководство по технической эксплуатации. Раздел 28. Топливная система. Подраздел 28.40.00. Приборы и устройства контроля. Описание и работа.). Система состоит из трех частей (там же, стр. 7):
- измерительной, включающей топливомерные датчики, датчик плотности, блок топливомера и индикаторы;
- вычислительной, включающей блок электронных преобразований;
- автоматической, состоящей из датчиков-сигнализаторов.

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

Недостатком этой системы является значительный общий вес ее компонентов.

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

Задача решается с помощью способа определения запаса топлива, в котором определяют запас топлива G_к в контрольный момент времени и общий текущий расход топлива g в следующие затем моменты времени, вычисляют количество израсходованного топлива G_p как интеграл общего текущего расхода топлива g от контрольного момента времени до текущего момента времени, определяют запас топлива G_т в текущий момент времени как разность между значением запаса топлива G_к в контрольный момент времени и вычисленным количеством израсходованного топлива G_p и отображают запас топлива G_т с помощью средств индикации, причем согласно изобретению по высотно-скоростным характеристикам двигателей летательного аппарата и показаниям датчиков высоты полета Н, скорости полета V или числа М, оборотов n_i или крутящего момента М_крi на валу определяют для каждого двигателя тягу Р_i и удельный расход топлива С_ei, после чего текущий расход топлива g_i через i-ый двигатель определяют в соответствии с соотношением:
g_i=(P_i•С_ei)/3600 [кг/с],
а общий текущий расход топлива g определяют суммированием текущих расходов g_i, топлива через N двигателей:
g=g₁+g₂+...+g_N.

В качестве контрольного момента времени может быть использован любой характерный момент полета, например момент запуска двигателей ЛА.

Способ может быть осуществлен параллельно с определением запаса топлива другим способом. В этом случае в процессе полета отслеживают работоспособность аппаратуры, реализующей другой способ определения запаса топлива, и фиксируют ее показания, а в качестве контрольного момента времени используют момент отказа упомянутой аппаратуры, и в качестве запаса топлива в этот момент принимают показания упомянутой аппаратуры перед моментом отказа.

Для устранения накопленной ошибки, вызванной невозможностью учета всех факторов, влияющих на точность вычисления текущего расхода, значение запаса топлива корректируют по сигналам установленных в топливных баках реперных дискретных датчиков уровня топлива, при этом в качестве контрольного момента времени поочередно принимают момент достижения уровнем топлива уровня установки реперного датчика.

Способ может быть реализован как для группы сообщающихся баков и работающих от них двигателей, так и для всех баков и двигателей ЛА одновременно.

Для реализации этого способа предлагается система определения запаса топлива на ЛА, состоящая из комплекса датчиков, которые соединены с входами вычислителя, выход которого соединен со средством индикации, отличается тем, что в комплекс датчиков входят датчики высоты полета, скорости полета или числа М, оборотов или крутящих моментов на валах двигателей, а вычислитель снабжен запоминающим устройством и таймером и выполнен с возможностью определения запаса топлива G_к в контрольный момент времени и общего текущего расхода топлива g в следующие затем моменты времени по высотно-скоростным характеристикам двигателей летательного аппарата и показаниям упомянутых датчиков, вычисления количества израсходованного топлива G_p как интеграла общего текущего расхода топлива g от контрольного момента времени до текущего момента времени и определения запаса топлива G_т в текущий момент времени как разности между значением запаса топлива G_к в контрольный момент времени и вычисленным количеством израсходованного топлива G_p.

Система содержит также установленные в топливных баках реперные дискретные датчики уровня топлива и датчики плотности топлива, соединенные с входами упомянутого вычислителя, который выполнен с возможностью коррекции определяемого запаса топлива по показаниям реперных датчиков.

В случае использования системы в качестве резервной один из входов вычислителя соединен с другой системой определения запаса топлива с возможностью фиксации запоминающим устройством показаний упомянутой другой системы, а также регистрации им факта и времени отказа упомянутой другой системы.

В качестве датчиков, определяющих скорость и высоту полета, используются навигационные датчики, уже установленные на ЛА.

В качестве датчиков оборотов двигателей или крутящих моментов на валах двигателей используются датчики, уже установленные на ЛА.

В качестве вычислителя используется интегральный бортовой вычислитель.

Предлагаемое изобретение позволяет:
- за счет использования достижений современной техники реализовать новый принцип определения запаса топлива, заключающийся в том, что текущий расход топлива вычисляется по имеющейся на борту информации о высоте и скорости полета с учетом характеристик двигателя и аэродинамических характеристик ЛА;
- уменьшить вес бортовой ТИА, так как для реализации предлагаемой системы можно использовать уже имеющиеся на ЛА датчики и информационно-измерительные системы, а в качестве вычислителя использовать интегральный бортовой вычислитель. Не устанавливаемыми на ЛА для целей корректировки запаса топлива (но известными), являются только реперные дискретные датчики уровня топлива. Суммарный вес этих датчиков значительно меньше веса известных систем измерения и индикации запаса топлива;
- повысить надежность, т.к. надежность входящих в предлагаемую систему элементов заведомо выше надежности применяемой ныне ТИА.

Изобретение поясняется фигурами.

На фиг.1, 2 изображены типовые высотно-скоростные характеристики двигателей ЛА: на фиг.1 - зависимость тяги Р двигателя от числа М (числа Маха, зависящего от скорости V) полета при постоянных высоте Н полета и числе n оборотов двигателя; на фиг.2 - зависимость удельного расхода С_е топлива через двигатель от числа М (скорости V) полета при постоянных высоте Н полета и числе n оборотов двигателя.

На фиг.3 изображены рассчитанные зависимости текущего расхода g топлива от скорости V для стабильного (крейсерского) режима полета при постоянных значениях высоты Н, полетного веса самолета G_пол и потребителях мощности двигателя.

На фиг.4 изображена общая функциональная схема предлагаемой системы определения запаса топлива.

Предлагаемый способ может быть реализован как для каждой группы сообщающихся баков (например, правой и левой), так и для всего ЛА в целом. Рассмотрим реализацию способа для группы сообщающихся баков.

В некоторый момент времени t_к, выбираемый в качестве контрольного, определяют значение запаса G_к топлива в группе баков в этот момент времени. Это значение может быть введено при этом в вычислитель.

В следующие затем моменты времени по сигналам датчиков, определяющих высоту Н, скорость V (число М), частоту вращения вала двигателя n_i, где i - номер двигателя, или крутящие моменты М_кр на валах двигателей, и по имеющимся высотно-скоростным характеристикам двигателей ЛА (см. фиг.1, 2) вычисляют величину g_i, текущего расхода топлива i-м двигателем.

Рассмотрим подробнее процедуру определения текущего (мгновенного или "секундного") расхода топлива по значениям высоты, скорости, числам оборотов двигателей или их крутящим моментам и высотно-скоростным характеристикам.

Высотно-скоростными характеристиками (ВСХ) двигателя называют зависимости тяги и удельного расхода топлива от высоты и скорости полета (см. Аэромеханика самолета: Динамика полета: Учебник для авиационных вузов/А.Ф. Бочкарев и др., 2-ое изд., М.: Машиностроение, 1985, стр. 44-45, или Теория реактивных двигателей: Б.С., Стечкин и др. М., 1958, стр. 210-211). ВСХ двигателя входят в состав техдокументации на двигатель, а методика их расчета для установившихся или квазиустановившихся режимов полета описана в литературе (например, Аэромеханика самолета: Динамика полета: А.Ф. Бочкарев и др., 2-ое изд., М.: Машиностроение, 1985, стр. 44-72). ВСХ характеризуют систему "самолет-двигатель" и уточняются по результатам летных испытаний опытного самолета.

Таким образом, при эксплуатации самолета для его двигателей известны высотно-скоростные характеристики типа представленных на фиг.1 и 2, а именно - набор зависимостей значений тяги двигателя Р и удельного расхода топлива двигателем С_е от скорости V полета (или числа М - числа Маха, пропорционального скорости), для определенных значений высот Н и чисел оборотов n_i,:
Р_i=f₁(М, Н, n_i), (1)
C_ei=f₂(M, H, n_i). (2)
Для турбовинтовых двигателей текущий расход топлива двигателем может быть определен с учетом значения крутящего момента М_кр винта вместо числа оборотов, т.к. его величина однозначно связана с мгновенной мощностью N и числом оборотов n (см., например, Яворский Б.М., Детлаф А.А. Справочник по физике. М.: Наука, 1968, стр. 61, глава 3, 3, п.3: N = M_кр•ω = M_кр•2πn, где ω - угловая частота). При использовании датчиков крутящих моментов тяга и удельный расход топлива определяются как:
Р_i=f₁(М, Н, М_крi), (3)
C_ei=f₂(M, H, M_kpi). (4)
Наборы зависимостей (1), (2) или (3), (4) могут быть введены в память бортового вычислителя. Для значений чисел М, высот Н и чисел оборотов n_i, не совпадающих с теми, для которых составлен этот набор, значения тяги Р и удельного расхода С_е могут быть найдены из этого же набора путем интерполяции или экстраполяции.

Удельный расход топлива двигателем C_ei - это расход массы топлива на единицу тяги в час этим двигателем (там же, стр. 45).

Вычислить текущий расход топлива (называемый иногда мгновенным или "секундным") через i-ый двигатель по описанным ВСХ для мгновенных значений высоты, скорости и числа оборотов значения тяги Р и удельного расхода C_ei можно следующим образом (Аэромеханика самолета: Динамика полета: А.Ф. Бочкарев и др., 2-ое изд., М. Машиностроение 1985, стр. 72-73, формула (5,2) и пояснения; хотя в указанном источнике удельный расход топлива и определен как функция степени дросселирования, он также может быть представлен как функция числа оборотов или крутящих моментов, т.к. степень дросселирования двигателя R=Р/Р_mах (там же, стр.46), где Р_mах - максимальная тяга двигателя, а тяга Р связана с числом оборотов или крутящим моментом):
g_i=(С_еi•P_i)/3600, [кг/с]. (5)
Общий текущий расход топлива для всей группы баков определяют суммированием текущих расходов топлива каждым двигателем:
g=g₁+g₂+...+g_N, (6)
где N - число двигателей, работающих от данной группы баков.

Величина временного шага вышеописанных вычислений выбирается такой, чтобы обеспечить необходимую точность дальнейшего интегрирования по времени текущего расхода топлива. При этом в пределах этого временного шага режим полета можно считать установившимся или квазиустановившимся (там же, стр. 48).

Количество израсходованного топлива G_p вычисляют как интеграл общего текущего расхода топлива от контрольного момента t_к до текущего t (см. там же стр. 72-73):

Запас топлива в текущий момент G_т - текущий (индицируемый) запас определяют как разницу между запасом топлива в контрольный момент G_к и количеством израсходованного топлива G_p:
G_т=G_к-G_р. (8)
Текущий запас топлива отображают с помощью средства индикации.

В качестве контрольного момента может быть выбран, например, один из следующих моментов:
- момент начала запуска двигателей;
- момент выхода двигателей на режим после запуска;
- момент отказа другой системы определения количества топлива;
- момент прохождения уровнем топлива реперного датчика, установленного в топливном баке на высоте, соответствующей известному запасу топлива.

Если способ начинает применяться с начала запуска двигателей, перед этим в вычислитель вводится начальное значение запаса топлива, в этом случае:
G_к = G₀ = Q₀•ρ (9)
где G₀ - начальный запас топлива,
Q₀ - его начальный объем,
ρ - фактическая плотность топлива.

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

Можно начать определение расхода и запаса топлива предлагаемым способом в момент отказа другой топливоизмерительной аппаратуры, реализующей другой способ определения запаса топлива. В таком случае в процессе полета отслеживают работоспособность другой топливоизмерительной аппаратуры и фиксируют ее показания, в качестве контрольного момента времени используют момент отказа этой аппаратуры, в качестве запаса топлива в этот момент принимают показания этой аппаратуры перед моментом отказа. Момент отказа определяют по пропаданию формируемого в упомянутой аппаратуре сигнала ее исправности. После этого момента значения текущего запаса топлива определяют в соответствии с этапом полета по формулам (7) - (8), как описано выше.

Для устранения накопления ошибки вычислений и ошибки, вызванной невозможностью учета всех факторов, запас топлива может быть скорректирован, что особенно важно в конце полета. Для этого используют показания установленных в топливных баках реперных дискретных датчиков уровня топлива и датчиков плотности топлива, а в качестве контрольного момента времени поочередно принимают последний момент достижения уровнем топлива уровня срабатывания реперных датчиков.

По сигналу датчика текущий запас топлива в группе сообщающихся баков (или в расходном баке) корректируется так:
G_т = Q_реп•ρ, (10)
где Q_peп - объем топлива, соответствующий уровню срабатывания реперного датчика (реперный объем),
ρ - плотность топлива, зависящая от температуры и марки топлива.

Если реперному объему соответствуют несколько (К) реперных датчиков, установленных на одном уровне, например в баках, вырабатываемых симметрично, или в одном протяженном баке, то по сигналу одного из датчиков в значение запаса топлива вносится коррекция. При этом скорректированное значение запаса топлива G'_т определяется так:

где m - количество сработавших на данный момент времени реперных датчиков, соответствующих данному Q_peп (m изменяется от 1 до К),
G_т - запас топлива, индицируемый в момент срабатывания реперного датчика.

При срабатывании всех К датчиков, соответствующих данному реперному объему, формула (11) упрощается и переходит в формулу (10).

При коррекции по формуле (11) учитывается, что сигналы от установленных на одном уровне датчиков могут приходить не одновременно по следующим причинам:
- из-за отличия в положении датчиков в пределах допусков,
- из-за выполнения маневра в это время.

Если на ЛА есть несколько групп баков, общий запас топлива может быть определен любым из двух способов:
- суммированием запасов топлива G_т в группах баков в текущий момент времени,
- суммированием запасов топлива G_к во всех баках, текущих расходов топлива g_i для всех двигателей, определением по формуле (7) количества топлива G_p, израсходованного всеми двигателями к этому моменту времени, а затем общего запаса -по формуле (8).

Для повышения точности вычислений текущего расхода топлива следует учитывать изменение полетного веса самолета и подключение или отключение конкретных потребителей мощности двигателя (например, системы кондиционирования, противооблединительной системы и т.п.). В процессе полета для фактических значений высоты, скорости, полетного веса значения текущего расхода определяются интерполяцией (или экстраполяцией) их значений из наборов, рассчитанных для конкретной ситуации подключения потребителей.

Расчеты могут вестись по полученным заранее из описанных выше высотно-скоростных характеристик расчетным зависимостям текущего расхода топлива от значений скорости при фиксированных значениях высоты Н, полетного веса G_пол и подключения потребителей. Их пример приведен на фиг.3.

Если текущий расход топлива определяют по заранее рассчитанным для горизонтального полета зависимостям, величину расхода топлива на опробование двигателей, рулежку, разбег, взлет и набор высоты вычисляют по статистическим данным. Погрешности, возникающие в периоды отклонения от горизонтального полета, так же, как и погрешности, возникающие по любым другим причинам, могут быть к концу полета скорректированы за счет использования реперных датчиков, как описано выше.

Система для реализации предлагаемого способа содержит (см. фиг.4) комплекс 1 датчиков, выходы которых соединены с входами вычислителя 2. Вычислитель 2 включает также запоминающее устройство и таймер (не показаны). Функцией запоминающего устройства является хранение информации о запасе топлива в контрольный момент времени и последующие моменты, для которых производится определение текущего расхода и текущего запаса топлива. Возможно также хранение и результатов промежуточных вычислений. Функцией таймера является обеспечение привязки вычислений к реальному моменту полета.

Т. о. , вычислитель 2 должен обеспечивать в реальном масштабе времени определение текущего расхода топлива по высотно-скоростным характеристикам ЛА и показаниям упомянутых датчиков. Это может быть реализовано, например, если вычислитель выполнен в виде ЭВМ и в него введена соответствующая программа.

В качестве вычислителя системы может быть использован интегральный бортовой вычислитель, например БЦВМ-90 (разработки ГУП ОКБ "Электроавтоматика", г. Санкт-Петербург) или EIV-7000 (разработки Rockwell-Collins, США). Обе эти ЭВМ имеют в своем составе запоминающие устройства и таймеры и обладают достаточным быстродействием.

В качестве вычислителя 2 может быть использован и вычислитель системы индикации.

Вычислитель выходом соединен со средством индикации 3.

В комплекс 1 входят датчики, определяющие скорость и высоту полета, датчики оборотов двигателей или крутящих моментов на валах двигателей. В качестве датчиков, определяющих скорость и высоту полета, могут быть использованы навигационные датчики.

Система содержит также установленные в топливных баках 4 реперные дискретные датчики 5 уровня топлива и датчики 6 плотности топлива. Их выходы соединены с входами вычислителя 2.

Один из входов вычислителя 2 может быть соединен с другой системой определения запаса топлива - ТИА (не показано). При этом запоминающее устройство вычислителя 2 регистрирует показания этой другой системы определения запаса топлива, а вычислитель 2 снабжен средством для регистрации факта и времени отказа упомянутой другой системы определения запаса топлива.

Один из выходов вычислителя 2 может быть соединен с системой самолетовождения 7.

Предлагаемая система определения запаса топлива на ЛА работает следующим образом.

Вычислитель настраивают таким образом, чтобы он мог определять текущий расход топлива как функцию высоты и скорости (числа М) полета, числа оборотов двигателя или крутящего момента на валу. Например, в вычислитель вводят программу - в таком случае в алгоритм программы заложены высотно-скоростные характеристики типа изображенных на фиг.1, 2, 3.

Система начинает работать либо сразу после начала запуска двигателей, если она используется в качестве основной ТИА, либо после отказа основной ТИА (другой системы определения запаса топлива), если система используется в качестве резервной.

В первом случае в вычислитель 2 вводят значение запаса топлива перед полетом, как было описано выше. Во втором случае систему настраивают так, чтобы в запоминающее устройство вычислителя 2 поступала информация о работоспособности основной ТИА и ее показаниях.

В процессе работы системы с помощью введенного в нее алгоритма непрерывно, как было описано выше, определяются: текущий расход топлива на всех этапах полета по формулам (5) - (6), количество израсходованного топлива по формуле (7), затем оставшийся запас топлива по формуле (8). Последний отображается на индикаторе 3.

Датчики 5 и 6 предназначены для коррекции по формулам (10) или (11) вычисляемого запаса топлива. При этом датчики 5 фиксируют моменты, когда уровень топлива соответствует высоте, на которой установлен соответствующий датчик 5. Датчики 6 плотности топлива предназначены для определения массы топлива по его объему, определенному датчиками 5.