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

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

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для измерения массового запаса топлива на самолете и управления распределением топлива в топливных баках самолета.

Известна бортовая топливоизмерительная система, предназначенная для измерения запаса топлива на борту самолета [Патент Российской Федерации №2156444, МПК G01 F23/26, опубл. 2000]. Она содержит датчики уровня топлива, установленные в топливных баках, бортовой вычислитель, датчик температуры топлива, установленный в одном из топливных баков, и индикатор. Массовый запас топлива в этой системе определяется путем коррекции в бортовом вычислителе объемного запаса топлива по измеренному значению температуры топлива в одном из топливных баков, причем объемный запас топлива определяется в бортовом вычислителе на основе информации, полученной от датчиков уровня топлива.

Недостатками известной системы являются наличие методической погрешности определения массового запаса топлива, вызванной разбросом температур топлива в различных топливных баках, а также невозможность обнаружения разбаланса топлива в симметрично расположенных топливных баках противоположных бортов самолета.

Указанные недостатки частично отсутствуют в 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 этой системы, предназначенной для измерения массового запаса и разбаланса топлива на борту самолета, входят бортовой вычислитель, индикатор, а также установленные в топливных баках сигнализаторы уровня топлива и датчики параметров топлива: уровня, температуры и диэлектрической проницаемости.

Известная система характеризуется достаточно низкой погрешностью измерения массового запаса топлива на борту самолета, что достигнуто, во-первых, за счет установки датчиков температуры топлива во всех стационарных топливных баках самолета, во-вторых, - благодаря использованию датчиков диэлектрической проницаемости топлива, позволяющих идентифицировать марку используемого топлива.

Однако в известной системе балансировка топлива по бортам самолета выполняется с существенной методической погрешностью, что приводит к возникновению разбаланса топлива, нарушающего поперечную центровку самолета в полете, поскольку массы топлива в правых и левых симметрично расположенных топливных баках самолета могут существенно отличаться между собой.

Указанная методическая погрешность вызвана тем, что в известной системе текущие значения массы топлива в каждом из топливных баков определяются путем вычитания массы топлива, израсходованного авиадвигателями из топливных баков в полете, из массы топлива, залитого в эти баки при заправке самолета топливом на земле.

Так как обе указанные величины - масса израсходованного топлива и масса заправленного топлива в конкретном топливном баке - вычисляются в известной системе с погрешностью интегрирования мгновенного расхода топлива по времени полета, а также с погрешностью измерения значений температуры и диэлектрической проницаемости топлива в упомянутом баке, то в известной системе возникает и возрастает по мере интегрирования по времени полета погрешность определения фактической массы топлива в топливном баке, что приводит к возрастанию разбаланса топлива и нарушению поперечной центровки самолета по топливу.

Указанный недостаток частично устранен в наиболее близкой к предлагаемому изобретению по технической сущности и достигаемому техническому результату и принятой за ближайший аналог (прототип) бортовой топливомерно-расходомерной системе самолета с компенсацией по температуре и диэлектрической проницаемости топлива [Патент Российской Федерации №2327613, МПК G01F 23/26, B64D 37/14, B64D 37/00, опубл. 2008], в состав которой входят бортовой вычислитель, содержащий входы для приема информации от датчиков расхода топлива, устройство балансировки, устройство заправки, индикатор, а также установленные в топливных баках сигнализаторы нижнего уровня топлива и подключенные к бортовому вычислителю датчики параметров топлива: уровня, температуры и диэлектрической проницаемости, причем бортовой вычислитель соединен информационной линией связи с устройством балансировки, снабженным выходами для передачи сигналов управления перекачкой топлива во внешние системы самолета.

Известная система позволяет с достаточной точностью измерять массу топлива в каждом из топливных баков самолета и на самолете в целом, определять величину резервного остатка топлива и управлять балансировкой самолета по топливу в штатном режиме работы, т.е. при отсутствии отказов элементов системы, существенного изменения их передаточных функций или существенных изменений внешних условий.

Однако при существенном изменении условий полета, например, вызванных пространственными эволюциями самолета, или существенных отклонениях параметров заправляемого топлива от номинальных, например, вызванных отклонением фактического значения плотности заправляемого топлива от номинального значения, а также при отказах элементов или связей системы, известная система недостаточно точно измеряет массовый запас топлива, а также недостаточно достоверно формирует сигнал о резервном остатке топлива.

Также недостаточно точно, достоверно и эффективно известная система управляет поперечной балансировкой самолета по топливу, в особенности, на завершающей стадии полета, а также в нештатном режиме работы. Балансировка самолета по топливу необходима для устранения разбаланса топлива между симметрично расположенными топливными баками противоположных бортов самолета, приводящего к нарушению поперечной центровки самолета. Для управления балансировкой в известной системе формируются сигналы управления перекачкой топлива из топливных баков с количеством топлива, большим номинального, в симметрично расположенные топливные баки с количеством топлива, меньшим номинального.

Назначением балансировочной перекачки топлива является восстановление номинальной поперечной центровки самолета путем выравнивания масс топлива на его левом и правом бортах. Формирование сигналов управления перекачкой топлива производится на основании сопоставления в бортовом вычислителе значений остатка топлива в левых и правых симметрично расположенных топливных баках самолета. Запас топлива в топливном баке определяется путем вычитания массы топлива, израсходованного из этого бака в полете, из массы топлива, заправленного в него на земле. Однако при определении разбаланса топлива в известной системе масса израсходованного из топливных баков топлива определяется по информации о расходе топлива из этих баков. Так как израсходованная в полете масса топлива вычисляется в известной системе методом интегрирования расхода топлива по времени полета, то ошибка интегрирования нарастает со временем полета и уже к середине полета может достигнуть существенной величины.

Поэтому использованный в известной системе способ определения величины разбаланса по информации об объемном расходе топлива содержит существенную, возрастающую со временем полета, методическую погрешность измерения, что не позволяет известной системе вести эффективное управление поперечной центровкой самолета по топливу, начиная уже с середины полета.

Кроме того, в известной системе разбаланс топлива вообще не может быть достоверно определен при отказе любого из датчиков расхода топлива.

Также в известной системе не может быть достоверно определена масса топлива в топливном баке, содержащем датчики параметров топлива: уровня, температуры и диэлектрической проницаемости, в нештатном режиме работы, т.е. при отказе любого из упомянутых датчиков, в особенности, - при отказе датчиков уровня топлива

Помимо этого, в известной системе достоверный сигнал о резервном остатке топлива может быть сформирован только в штатном режиме работы, т.е. при отсутствии отказов элементов системы и существенных изменений внешних условий.

Это объясняется тем, что сигнал о резервном остатке топлива вырабатывается в известной системе только одним источником информации - сигнализатором нижнего уровня топлива. Поэтому в нештатном режиме работы, при отказе упомянутого сигнализатора или при существенном изменении внешних условий его работы, например, при пространственных эволюциях самолета, сигнал о резервном остатке либо вообще не может быть сформирован, либо формируется с существенной ошибкой.

Задачей предлагаемого изобретения и его техническим результатом является повышение точности и надежности работы системы как в штатном, так и в нештатном режимах.

Указанная задача решается

во-первых, за счет повышения точности измерения массы топлива путем метрологического комплексирования информации об уровне, диэлектрической проницаемости, температуре и плотности топлива, углах пространственного положения его свободной поверхности и о геометрии топливных баков,

во-вторых, за счет метрологического парирования отказов датчиков параметров топлива путем использования информации от соответствующего исправного датчика, расположенного на противоположном борту самолета симметрично отказавшему,

в-третьих, за счет мажоритарного формирования сигнала о резервном остатке топлива с использованием трех физически разнородных источников измерительной информации.

Для решения поставленной задачи бортовая топливомерно-расходомерная система с компенсацией по температуре и диэлектрической проницаемости топлива, содержащая бортовой вычислитель, устройство балансировки, устройство заправки, индикатор и установленные в топливных баках сигнализаторы нижнего уровня топлива, а также установленные в топливных баках и подключенные к бортовому вычислителю датчики параметров топлива: уровня, температуры и диэлектрической проницаемости, причем бортовой вычислитель содержит входы для подключения к датчикам расхода топлива, выход для подключения с помощью информационной линии связи к внешним системам самолета и соединен с помощью информационной линии связи с устройством балансировки, снабженным выходами для передачи сигналов управления перекачкой топлива во внешние системы самолета, дополнена новыми элементами и связями.

Предложенная система отличается от прототипа тем, что в ее состав дополнительно введены левый и правый модули управления, каждый из которых снабжен основным и дублирующим входами, правые и левые модули топливомера, пульт управления, задатчик плотности топлива, а также правые и левые контрольные каналы и правые и левые ячейки памяти, причем число контрольных каналов и число ячеек памяти равны, каждое, числу отсеков топливных баков, содержащих датчики параметров топлива, задатчик плотности топлива, устройство заправки и индикатор входят в состав пульта управления, правые и левые ячейки памяти входят в состав правого и левого модулей управления, соответственно, а модули управления и контрольные каналы входят в состав бортового вычислителя, дополненного входом, предназначенным для подключения с помощью информационной линии связи к датчику углов крена и тангажа самолета.

Элементы предложенной системы имеют следующие связи и соединения.

Датчики параметров топлива подключены к бортовому вычислителю через модули топливомера, причем установленные в конкретном топливном баке упомянутые датчики подключены к бортовому вычислителю через модуль топливомера, соответствующий упомянутому баку. При этом выходы каждого из левых модулей топливомера соединены с помощью соответствующих информационных линий связи с основным входом левого модуля управления и с дублирующим входом правого модуля управления, а выходы каждого из правых модулей топливомера соединены с помощью соответствующих информационных линий связи с основным входом правого модуля управления и с дублирующим входом левого модуля управления.

Левый и правый модули управления соединены между собой двусторонней информационной линией связи, причем выход каждого из упомянутых модулей подключен с помощью соответствующей информационной линии связи к выходу бортового вычислителя, соединенному информационной линией связи с устройством балансировки, выход каждого из левых контрольных каналов соединен соответствующей двусторонней информационной линией связи с одним из входов левого модуля управления, а выход каждого из правых контрольных каналов соединен соответствующей двусторонней информационной линией связи с одним из входов правого модуля управления; пульт управления соединен с бортовым вычислителем двусторонней информационной линией связи, а выход устройства заправки и выход задатчика плотности топлива соединены, каждый, с одним из входов индикатора.

Датчики параметров топлива подключены к бортовому вычислителю через соответствующие модули топливомера следующим образом: выходы каждого из установленных в конкретном топливном баке датчиков уровня топлива объединены между собой и соединены с одним из входов модуля топливомера, соответствующего упомянутому баку, а выход каждого из установленных в том же топливном баке датчиков температуры топлива и диэлектрической проницаемости топлива соединен с одним из двух других входов упомянутого модуля. Выход каждого из сигнализаторов нижнего уровня топлива соединен с одним из соответствующих входов бортового вычислителя, а выходы устройства балансировки предназначены для передачи сигналов управления перекачкой топлива во внешние системы самолета.

Устройство и работа предложенной системы поясняются Фигурой.

На Фигуре представлена функциональная схема предложенной системы для случая, когда число топливных баков n=4. Так как число входов модулей топливомера, число контрольных каналов и число ячеек памяти предложенной системы пропорциональны числу топливных баков (или топливных отсеков) с установленными в них датчиками параметров топлива и сигнализаторами уровня топлива, то при изменении числа топливных баков (или топливных отсеков) изменяется только число упомянутых элементов и входов, однако структура взаимосвязей между элементами системы при этом остается неизменной. Поэтому сущность предложенного изобретения не зависит от числа топливных баков (или топливных отсеков), при условии, что это число - четное, а левые и правые топливные баки симметричны.

На Фигуре введены следующие обозначения: 1 - датчик уровня топлива, 2 - датчик температуры топлива, 3 - датчик диэлектрической проницаемости топлива, 4 - сигнализатор нижнего уровня топлива, 5 - переборка, 6 - первый левый топливный бак, 7 - второй левый топливный бак, 8 - первый правый топливный бак, 9 - второй правый топливный бак, 10 - первый левый модуль топливомера, 11 - второй левый модуль топливомера, 12 - первый правый модуль топливомера, 13 - второй правый модуль топливомера, 14 - левый модуль управления, 15 - правый модуль управления, 16 - бортовой вычислитель, 17 - основной вход модуля управления, 18 - дублирующий вход модуля управления, 19 - первая левая ячейка памяти, 20 - вторая левая ячейка памяти, 21 - первая правая ячейка памяти, 22 - вторая правая ячейка памяти, 23 - первый левый контрольный канал, 24 - второй левый контрольный канал, 25 - первый правый контрольный канал, 26 - второй правый контрольный канал, 27 - устройство балансировки, 28 - пульт управления, 29 - устройство заправки, 30 - индикатор, 31 - задатчик плотности топлива, 32 - датчик углов крена и тангажа самолета, 33 - датчик расхода топлива, 34 - внешние системы самолета.

Датчики уровня топлива 1, температуры топлива 2, диэлектрической проницаемости топлива 3, а также сигнализаторы нижнего уровня топлива 4 установлены в топливных отсеках, которые с помощью переборок 5 могут быть выделены в первом и втором левых топливных баках 6 и 7, соответственно, и в первом и втором правых топливных баках 8 и 9, соответственно.

Выходы датчиков уровня топлива 1, установленных в первом левом топливном баке 6, объединены между собой и подключены к одному из входов первого левого модуля топливомера 10.

Аналогичным способом объединены между собой и подключены к одному из входов второго левого модуля топливомера 11 датчики уровня топлива 1 второго левого топливного бака 7, объединены между собой и подключены к одному из входов первого правого модуля топливомера 12 датчики уровня топлива 1 первого правого топливного бака 8, объединены между собой и подключены к одному из входов второго правого модуля топливомера 13 датчики уровня топлива 1 второго правого топливного бака 9.

Остальные датчики параметров топлива подключены к модулям топливомера таким же образом: датчик температуры топлива 2 и датчик диэлектрической проницаемости топлива 3, установленные в одном из топливных баков 6, 7, 8, 9, подключены, каждый, к соответствующему входу модуля топливомера 10, 11, 12, 13, отвечающего упомянутому топливному баку.

Модули управления 14, 15 входят в состав бортового вычислителя 16. Выход каждого из сигнализаторов нижнего уровня топлива 4 подсоединен к соответствующему входу бортового вычислителя 16. Один из выходов первого левого модуля топливомера 10 соединен информационной линией связи с основным входом 17 левого модуля управления 14, а другой выход упомянутого модуля топливомера соединен информационной линией связи с дублирующим входом 18 правого модуля управления 15; точно также один из выходов второго левого модуля топливомера 11 соединен информационной линией связи с основным входом 17 левого модуля управления 14, а другой выход упомянутого модуля топливомера соединен информационной линией связи с дублирующим входом 18 правого модуля управления 15.

Аналогично один из выходов первого правого модуля топливомера 12 соединен информационной линией связи с основным входом 17 правого модуля управления 15, а другой выход упомянутого модуля 12 соединен информационной линией связи с дублирующим входом 18 левого модуля управления 14; точно также один из выходов второго правого модуля топливомера 13 соединен информационной линией связи с основным входом 17 правого модуля управления 15, а другой выход упомянутого модуля 13 соединен информационной линией связи с дублирующим входом 18 левого модуля управления 14.

Левый модуль управления 14 содержит первую и вторую левые ячейки памяти 19 и 20, соответственно, предназначенные для хранения информации о геометрии первого и второго левых топливных баков 6 и 7, соответственно, а правый модуль управления 15 снабжен первой и второй правыми ячейками памяти 21 и 22, соответственно, предназначенными для хранения информации о геометрии первого и второго правых топливных баков 8 и 9, соответственно. Левый и правый модули управления 14 и 15 связаны между собой двусторонней информационной линией связи, кроме того, левый модуль управления 14 соединен двусторонней информационной линией связи с первым левым контрольным каналом 23 и двусторонней информационной линией связи со вторым левым контрольным каналом 24; таким же образом, правый модуль управления 15 соединен двусторонней информационной линией связи с первым правым контрольным каналом 25 и двусторонней информационной линией связи со вторым правым контрольным каналом 26. Все упомянутые контрольные каналы входят в состав бортового вычислителя 16.

Выход левого модуля управления 14 и выход правого модуля управления 15 подключены, каждый, с помощью соответствующей информационной линии связи к выходу бортового вычислителя 16, соединенному с помощью информационной линии связи со входом устройства балансировки 27.

Бортовой вычислитель 16 соединен двусторонней информационной линией связи с пультом управления 28, в состав которого входят устройство заправки 29, индикатор 30 и задатчик плотности топлива 31, причем выход устройства заправки 29 и выход задатчика плотности топлива 31 соединены, каждый, с соответствующим входом индикатора 30. Датчик углов крена и тангажа самолета 32, взаимодействующий с предложенной системой, соединен информационной линией связи с соответствующим входом бортового вычислителя 16. Каждый из датчиков расхода топлива 33, взаимодействующих с предложенной системой, также подключен к соответствующему входу бортового вычислителя 16, один из выходов которого соединен с помощью информационной линии связи с соответствующим входом внешних систем самолета 34, в состав которых входят информационная система самолета и силовая установка. Каждый из выходов устройства балансировки 27 подключен к одному из входов внешних систем самолета 34.

На различных стадиях предполетной подготовки и полета самолета предложенная система выполняет нижеперечисленные функции. При предполетной подготовке предложенная система

- управляет заправкой топливом каждого топливного бака 6, 7, 8, 9 самолета.

В полете предложенная система

- измеряет массовый запас топлива в топливных баках 6, 7, 8, 9 и на самолете в целом как в штатном режиме работы (при отсутствии отказов), так и в нештатном режиме (при наличии отказов);

- управляет балансировкой топлива в штатном и нештатном режимах;

- вырабатывает сигнал о резервном остатке топлива в штатном и нештатном режимах.

В ходе предполетной подготовки самолета управление заправкой топливом топливных баков 6, 7, 8, 9 производится с пульта управления 28.

С помощью устройства заправки 29, входящего в состав упомянутого пульта, оператором задается и индицируется на индикаторе 30 заданное значение массы топлива m_n в n-ном топливном баке, а также суммарная масса топлива на самолете m (массовый запас топлива), равная сумме масс топлива, заправленных в каждый из топливных баков 6, 7, 8, 9 (здесь n - номер топливного бака согласно принятой на Фигуре нумерации n=6, 7, 8, 9).

Кроме того, помощью задатчика плотности топлива 31 оператором задается и индицируется на индикаторе 30 паспортное значение плотности заправляемого топлива ρ₀. Данные о заданных значениях массы топлива m_n в каждом из топливных баков 6, 7, 8, 9 о суммарной массе топлива на самолете m и о паспортном значении плотности топлива ρ₀ передаются по двусторонней информационной линии связи с пульта управления 28 в бортовой вычислитель 16.

По мере заполнения топливных баков 6, 7, 8, 9 топливом датчики уровня топлива 1, установленные в каждом из этих баков, формируют аналоговую измерительную информацию о текущем значении уровня топлива h₀(τ)_n в n-ном топливном баке (здесь τ - текущее значение времени). При этом датчик температуры топлива 2 и датчик диэлектрической проницаемости топлива 3, установленные в том же топливном баке, формируют, каждый, аналоговую корректирующую информацию о параметрах топлива: температуре t_n и диэлектрической проницаемости топлива ε_n в n-ном топливном баке 6, 7, 8, 9.

Сформированные датчиками 1, 2, 3 параметров топлива, установленными в n-ном топливном баке, измерительная и корректирующая информации поступают на соответствующие входы одного из модулей топливомера 10, 11, 12, 13, соответствующего данному топливному баку, например, информация с выхода каждого из датчиков 1, 2, 3, установленных в первом левом топливном баке 6, поступает на соответствующие входы первого левого модуля топливомера 10.

В каждом из модулей топливомера 10, 11, 12, 13 принятая аналоговая информация нормализуется, преобразуется в цифровую форму и по информационным линиям связи передается с соответствующих выходов каждого из упомянутых модулей на соответствующие входы модулей управления 14, 15: с выходов первого левого модуля топливомера 10 - на основной вход 17 левого модуля управления 14 и на дублирующий вход 18 правого модуля управления 15, с выходов второго левого модуля топливомера 11 - на основной вход 17 левого модуля управления 14 и на дублирующий вход 18 правого модуля управления 15, с выходов первого правого модуля топливомера 12 -на основной вход 17 правого модуля управления 15 и на дублирующий вход 18 левого модуля управления 14, а с выходов второго правого модуля топливомера 13 - на основной вход 17 правого модуля управления 15 и на дублирующий вход 18 левого модуля управления 14.

При этом в штатном режиме работы системы в модулях управления 14, 15 используется только та информация, которая поступает на их основные входы 17, а в нештатном - только та информация, которая поступает на основной вход модуля управления, соответствующего борту, не содержащему отказавших датчиков уровня топлива 1, и на дублирующий вход 18 модуля управления, соответствующего борту, содержащему хотя бы один отказавший датчик уровня топлива 1.

В каждом из модулей управления 14, 15 полученная цифровая измерительная информация о текущих значениях уровня топлива h₀(τ)_n в каждом из топливных баков 6, 7, 8, 9 корректируется по полученному значению цифровой корректирующей информации о значении диэлектрической проницаемости топлива ε_n в каждом из упомянутых баков.

Корректировка текущего значения уровня топлива h₀(τ)_n дает возможность получить в каждом из модулей управления 14, 15 текущее эффективное значение уровня топлива в n-ном топливном баке:

h ( τ ) n = F 1 [ h 0 ( τ ) n ; ε n ]                                                                    (1)

Где τ - текущее значение времени;

F₁ - алгоритмическая зависимость, связывающая текущее эффективное значение уровня топлива в n-ном топливном баке с текущим значением уровня топлива в том же баке в зависимости от значения диэлектрической проницаемости топлива в этом баке;

h₀(τ)_n - текущее значение уровня топлива в n-ном топливном баке;

ε_n - значение диэлектрической проницаемости топлива в n-ном топливном баке;

n - номер топливного бака, n=6, 7, 8, 9.

Эффективное значение уровня топлива соответствует фактическому уровню топлива в n-ном топливном баке и позволяет вычислить объем топлива в этом баке без методической погрешности, возникающей при непредусмотренных изменениях диэлектрической проницаемости топлива 8, например, при заправке самолета смесью различных марок топлива. По вычисленному текущему эффективному значению уровня топлива h(τ)_n в n-ном топливном баке 6, 7, 8, 9 в модуле управления 14, 15, соответствующем борту этого бака, с использованием данных о геометрии n-ного топливного бака, затребованных из ячейки памяти 19, 20, 21, 22, соответствующей упомянутому баку, и информации об углах γ и β пространственной эволюции самолета, полученной бортовым вычислителем 16 от датчика углов крена и тангажа самолета 32, вычисляется текущее значение объема топлива в n-ном топливном баке:

V ( τ ) n = F 2 [ h ( τ ) ; n f ( h 0 , γ , β ) n ] ,                                                                   ( 2 )

где F₂ - алгоритмическая зависимость, связывающая текущее значение объема топлива в n-ном топливном баке с текущим эффективным значением уровня топлива в этом баке в зависимости от геометрии n-ного топливного бака и углов крена γ и тангажа β самолета;

f(h₀,γ,β)_n - алгоритмическая функция, связывающая геометрию плоского горизонтального сечения n-ного топливного бака с координатой этого сечения, равной текущему значению уровня топлива h₀ при нескольких значениях углов крена γ и тангажа β самолета, например, при номинальных, максимальных и минимальных значениях. При заправке самолета топливом углы γ и β принимаются равными углам стояночного положения самолета γ₀ и β₀, которые вводятся в память бортового вычислителя 15 при загрузке рабочей программы. Необходимо отметить, что объем топлива в баке фактически зависит от углов γ_т, β_т пространственного положения свободной поверхности топлива. Однако, поскольку значения упомянутых углов можно считать равными углам γ, β крена и тангажа самолета:

γ_т≈γ, β_т≈β,

то в качестве аргументов выражения (2) использованы углы γ и β. Из (1) и (2) следует, что текущее значение объема топлива в n-ном топливном баке 6, 7, 8, 9 определяется в произвольный момент времени τ следующим выражением:

V ( τ ) n = F 2 { [ F 1 [ h 0 ( τ ) n ; ε n ] ; f ( h 0 , γ , β ) n } ,                                                  (3)

где при заправке самолета топливом

τ₀≤τ≤τ_m.

здесь τ₀ и τ_m - значения моментов времени начала и окончания заправки, соответственно.

Остальные обозначения пояснены при рассмотрении выражений (1) и (2).

Значения алгоритмической функции f(h₀,γ,β)_n для первого и второго левых топливных баков 6 и 7 хранятся в ячейках памяти левого модуля управления 14: в первой и второй левых ячейках памяти 19 и 20, соответственно. Аналогично значения упомянутой функции для первого и второго правых топливных баков 8 и 9 хранятся в первой и второй правых ячейках памяти 21 и 22, соответственно, правого модуля управления 15.

Т.к. масса m связана с объемом V и плотностью ρ известной формулой m=Vρ, то на основе вычисленных по формуле (3) текущих значений объемов топлива V(τ)_n в каждом из топливных баков 6, 7, 8, 9 в модулях управления 14, 15 определяются текущие значения массы топлива в каждом из этих баков в соответствии с выражением:

m ( τ ) n = F 2 { [ F 1 [ h 0 ( τ ) n ; ε n ] ; f ( h 0 , γ , β ) n } ρ 0 ( 1 + α t n ) ,                             (4)

где ρ₀ - паспортное значение плотности топлива;

α - температурный коэффициент топлива;

t_n - температура топлива в n-ном топливном баке.

Остальные обозначения пояснены при рассмотрении выражений (1) и (2).

Использованное в формуле (4) паспортное значение плотности топлива ρ₀ поступает на вход бортового вычислителя 16 по двусторонней информационной линии связи с выхода пульта управления 28, а значение температурного коэффициента плотности топлива α вводится в память бортового вычислителя 16 при загрузке рабочей программы.

При достижении в n-ном топливном баке равенства заданного значения массы топлива m_n текущему значению массы топлива m(τ)_n

m n = m ( τ ) n                                                                                           (5)

в бортовом вычислителе 16 вырабатывается и с его выхода по информационной линии связи передается во внешние системы самолета 34 команда на прекращение подачи топлива в n-ный топливный бак, и заправка данного бака топливом прекращается. При выполнении равенства (5) для всех n=6, 7, 8, 9 заправка самолета топливом заканчивается.

В полете самолета предложенная система измеряет массу топлива в каждом из топливных баков 6, 7, 8, 9 и на самолете в целом путем метрологического комплексирования измерительной информации о топливе, вырабатываемой несколькими независимыми, физически разнородными источниками информации.

При этом описанная выше процедура измерения текущих значений уровня топлива, объема топлива и массы топлива в каждом из топливных баков 6, 7, 8, 9 и на самолете в целом сохраняется и алгоритмически соответствует выражениям (1), (3) и (4).

В процессе полета заправленное на земле топливо расходуется авиадвигателями из топливных баков 6, 7, 8, 9 и его количество непрерывно уменьшается. В итоге понижаются текущие эффективные значения уровня топлива h(τ)_n в каждом из топливных баков 6, 7, 8, 9, а также изменяются текущие значения температуры топлива t_n в этих баках из-за их теплообмена с окружающим воздухом и текущие значения углов крена γ и тангажа β самолета из-за пространственных эволюций самолета. Это приводит к изменению текущей информации о топливе, вырабатываемой датчиками уровня топлива 1, датчиками температуры топлива 2, а также датчиком углов крена γ и тангажа β самолета 32, которая поступает на соответствующие входы модулей топливомера 10, 11, 12, 13, а также на соответствующий вход бортового вычислителя 16.

С выходов упомянутых модулей текущая информация передается по информационным линиям связи на соответствующие входы модулей управления 14, 15, в которых вычисляются, в соответствии с (4), изменяющиеся в полете текущие значения массы топлива m(τ)_n в каждом из топливных баков 6, 7, 8, 9 и на самолете в целом.

Если в полете самолета происходит выход из строя одного из датчиков параметров топлива 1, 2, 3, формирующих аналоговую информацию о топливе в топливных баках 6, 7, 8, 9, предложенная система продолжает работу в нештатном режиме с сохранением точности и надежности измерений. С этой целью в нештатном режиме в модулях управления 14, 15 производится метрологическое парирование информации отказавших датчиков. Поскольку параметрический отказ топливного датчика, заключающийся в плавном изменении его передаточной функции, маловероятен, в модулях управления 13, 14 контролируются только случаи катастрофических отказов: короткого замыкания датчика или обрыва его линии связи.

Так как при катастрофическом отказе датчик не функционирует, то сигнал на выходе отказавшего датчика температуры топлива 2 и отказавшего датчика диэлектрической проницаемости топлива 3 отсутствует. Отсутствие сигнала на выходе датчика работающей системы является достоверным диагностическим признаком его отказа. При обнаружении отказа в одном из модулей управления 14, 15, соответствующем борту отказавшего датчика 2 или 3, формируется команда на переключение выхода отказавшего датчика на выход одноименного исправного датчика, расположенного на противоположном борту самолета симметрично отказавшему датчику. При этом информация о параметре топлива, формируемая отказавшим датчиком 2 или 3, заменяется соответствующей информацией от симметрично установленного датчика 2 или 3, и предложенная система продолжает работу без существенного изменения погрешности измерения.

Однако катастрофический отказ датчика уровня топлива 1 не может быть обнаружен описанным способом по отсутствию выходного сигнала, т.к. расположенные в каждом из топливных баков 6, 7, 8, 9 датчики уровня топлива 1 предложенной системы объединены в пределах каждого топливного бака в группу параллельно соединенных датчиков.

Хотя при отказе одного или нескольких датчиков уровня топлива 1 этой группы сигнал на ее выходе скачкообразно изменяется, он, тем не менее, сохраняет конечную величину, и факт отказа не может быть установлен по отсутствию сигнала на выходе группы датчиков уровня топлива 1. Поэтому в предложенной системе отказ датчика уровня топлива 1 устанавливается методом допускового контроля путем периодического сравнения параме