Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
БОРТОВАЯ ТОПЛИВОИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА С КОМПЕНСАЦИЕЙ ПО СТАТИЧЕСКОЙ ДИЭЛЕКТРИЧЕСКОЙ ПРОНИЦАЕМОСТИ ТОПЛИВА
БОРТОВАЯ ТОПЛИВОИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА С КОМПЕНСАЦИЕЙ ПО СТАТИЧЕСКОЙ ДИЭЛЕКТРИЧЕСКОЙ ПРОНИЦАЕМОСТИ ТОПЛИВА

БОРТОВАЯ ТОПЛИВОИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА С КОМПЕНСАЦИЕЙ ПО СТАТИЧЕСКОЙ ДИЭЛЕКТРИЧЕСКОЙ ПРОНИЦАЕМОСТИ ТОПЛИВА

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для измерения массового запаса топлива на борту маневренного самолета. Система содержит размещенные в топливных баках сигнализаторы подвески и сброса подвесных баков, датчики расхода расходуемого топлива и измерители его статической диэлектрической проницаемости, установленные в расходных магистралях крыльевых баков, датчики расхода дозаправляемого топлива и измеритель статической диэлектрической проницаемости топлива, установленные в заправочной магистрали крыльевого бака, а также датчики уровня топлива и измерители статической диэлектрической проницаемости топлива, установленные в фюзеляжных баках. В систему входят три вычислителя количества топлива, два блока сравнения, блок численных уставок, а также индикатор. Для эффективной компенсации погрешности измерения массового запаса в системе использован компенсатор плотности топлива - измеритель статической диэлектрической проницаемости топлива, измеряемой на постоянном токе или на переменном токе низкой частоты. Система характеризуется повышенной точностью измерения массы топлива на борту самолета при пространственных эволюциях и перегрузках, а также при дозаправке самолета топливом в полете. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2186345
Класс(ы) патента: G01F23/26, B64D37/14
Номер заявки: 2001127304/28
Дата подачи заявки: 10.10.2001
Дата публикации: 27.07.2002
Заявитель(и): Открытое акционерное общество "Техприбор"
Автор(ы): Фурмаков Е.Ф.; Коломнин В.В.; Петров О.Ф.; Маслов Ю.В.; Степанян Н.М.
Патентообладатель(и): Открытое акционерное общество "Техприбор"
Описание изобретения: Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для измерения массового запаса топлива на борту маневренного самолета.
Известна бортовая топливоизмерительная система, предназначенная для измерения запаса топлива на борту самолета. [Патент Российской Федерации 2156444, МПК G 01 F 23/26, опубл. 2000]. Она содержит датчики уровня топлива, установленные в топливных баках топливной системы самолета, вычислитель объемного запаса топлива, датчик одного из характеристических параметров топлива - его температуры, установленный в одном из топливных баков, блок сравнения и индикатор. Массовый запас топлива в этой системе определяется путем коррекции вычисленного значения объемного запаса топлива по измеренному значению одного из характеристических параметров топлива - его температуры.
Недостатками известной системы являются, во-первых, наличие методической погрешности вычисления запаса топлива в единицах массы, возникающей из-за разброса температур топлива между различными баками топливной системы и невозможностью достаточно точной коррекции всего объемного запаса топлива на борту самолета по температуре топлива, измеренной только в одном из топливных баков, во-вторых, наличие значительной эволютивной погрешности вычисления объемного запаса топлива при маневренном полете самолета. Эволютивная погрешность, проявляющаяся при маневренном полете самолета, возникает в связи с тем, что точное определение объемного запаса топлива на основании информации об уровнях топлива в достаточно плоских топливных баках, вертикальные размеры которых значительно меньше горизонтальных размеров, возможно лишь в условиях горизонтального полета самолета без существенных ускорений или при незначительных отклонениях от этих условий, когда граница раздела топлива и газа, так называемая "свободная поверхность", находится в плоских баках в относительно стационарном состоянии. Т.к. значительная часть топлива на маневренном самолете содержится именно в его плоских крыльевых баках, а полет маневренного самолета сопровождается существенными перегрузками и пространственными эволюциями, свободная поверхность топлива в крыльевых баках в процессе полета хаотически колеблется, что не дает возможности достоверно определить границу раздела жидкости и газа, точно измерить значение уровня и вычислить запас топлива.
Указанные недостатки частично устранены в наиболее близкой к предлагаемому изобретению и принятой за прототип бортовой топливоизмерительной системе [Свидетельство на полезную модель Российской Федерации 13894, МПК 7 B 64 D 37/14, опубл. 2000].
В этой системе запас топлива на борту самолета вычисляется не только на основании информации об уровнях топлива в топливных баках, но и по информации о мгновенном расходе топлива из баков, для чего в бортовом вычислителе вычисляется запас топлива на борту самолета как разность между количеством топлива, заправленного в топливные баки самолета до полета и количеством топлива, израсходованного из этих баков в полете, причем количество израсходованного топлива вычисляется путем интегрирования в бортовом вычислителе мгновенного расхода топлива в течение реального времени расходования. При этом значение запаса, вычисленное по информации о расходе топлива, индицируется экипажу самолета, а значение запаса, определенное по информации об уровне топлива, используется, во-первых, для уточнения индицируемого запаса и, во-вторых, для индицирования в случае недостоверности информации о запасе топлива, вызванной, например, отказом расходомерного измерительного канала. Поскольку пространственные эволюции самолета не оказывают влияния на погрешность измерения мгновенного расхода топлива, данная система позволяет с достаточной точностью контролировать запас топлива при пространственных эволюциях самолета в начальной стадии полета.
Однако по мере увеличения продолжительности полета погрешность измерения запаса топлива по информации о расходе постоянно возрастает и к концу полета становится значительной в связи с накоплением в реальном времени ошибки интегрирования мгновенного расхода.
Для уменьшения этой нарастающей во времени ошибки в известной системе непрерывно сравниваются два значения запаса топлива: значение, вычисленное на основе измерения мгновенного расхода топлива, и значение, полученное на основе измерения уровней топлива в баках, и при неравенстве между собой этих значений соответствующим образом непрерывно корректируется измеряемое значение мгновенного расхода топлива. Кроме того, в известной системе в условиях горизонтального полета периодически сравниваются текущее значение запаса топлива, вычисленное по информации о мгновенном расходе топлива, с одним из фиксированных значений запаса топлива, полученным в момент достижения уровнем топлива в баке одной из заранее установленных величин, и при неравенстве между собой этих значений периодически формируется поправка к измеряемой величине мгновенного расхода топлива.
Указанный прием снижения погрешности интегрирования мгновенного расхода, использованный в известной системе, позволяет обеспечить необходимую точность измерения объемного запаса топлива при относительно низкой маневренности самолета, характеризуемой небольшими углами крена и тангажа, не превышающими ±12 угловых градусов. Однако при увеличении степени маневренности самолета, когда значительно возрастают его ускорения, а углы крена и тангажа заметно превышают вышеуказанную величину, положение поверхности топлива в крыльевых баках самолета оказывается настолько неопределенным, что точное измерение момента достижения фиксированных уровней топлива становится затруднительным, а формирование поправки - неэффективным. В связи с этим использование известной системы на маневренном самолете характеризуется значительной погрешностью измерения запаса топлива.
Т.к. данная погрешность непрерывно возрастает в течение полета и к концу полета достигает значительной величины, ее наличие является существенным недостатком известной системы, поскольку, согласно общим техническим требованиям к бортовому оборудованию маневренных самолетов, измерение остатка топлива в конце полета должно выполняться с повышенной точностью, гарантирующей достоверное определение экипажем времени, потребного для возврата самолета на точку постоянного базирования или запасной аэродром.
Помимо отмеченного недостатка известная система характеризуется значительной погрешностью измерения запаса топлива в единицах массы, вызванной тем, что, во-первых, коррекция вычисленного запаса производится по фиксированным значениям уровня топлива, которые зависят не от массы топлива в баке, а от его объема, что не позволяет достаточно точно откорректировать ошибку вычисления массового запаса, и, во-вторых, тем, что массовый запас топлива на борту самолета вычисляется не по результатам измерения фактических значений характеристического параметра топлива в баках топливной системы, а по косвенным данным. В качестве последних используются паспортные значения плотности заправленного в топливные баки топлива. Однако паспортное значение плотности может отличаться от фактического даже в пределах одной и той же марки топлива на ±1,2%, что приводит к дополнительной методической погрешности определения массового запаса топлива на борту самолета.
Еще одним недостатком известной системы является невозможность определения запаса при дозаправке самолета топливом в полете.
В основу предлагаемого изобретения поставлена задача повышения точности измерения массового запаса топлива на борту маневренного самолета при пространственных эволюциях и ускорениях самолета, в том числе, - при его дозаправке топливом в полете.
Поставленная задача достигается тем, что в бортовой топливоизмерительной системе, содержащей датчики уровня топлива, установленные в фюзеляжных топливных баках, датчики мгновенного расхода топлива, установленные в расходных топливных магистралях, сигнализаторы фиксированных количеств топлива, первый вычислитель количества топлива, второй вычислитель количества топлива, снабженный входом для приема информации о количестве заправленного до полета топлива, первый блок сравнения и индикатор, причем выходы датчиков уровня топлива подключены к измерительным входам первого вычислителя, выходы датчиков мгновенного расхода топлива подключены к измерительным входам второго вычислителя, а выход первого и первый выход второго вычислителей подключены каждый к одному из сравнивающих входов первого блока сравнения, новым согласно изобретению является то, что сигнализаторы фиксированных количеств топлива установлены в подвесных топливных баках, датчики мгновенного расхода топлива установлены в расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков, дополнительно введены датчик мгновенного расхода топлива, установленный в заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, измерители статической проницаемости топлива, установленные в фюзеляжных топливных баках, расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков и заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, второй блок сравнения, третий вычислитель количества топлива, блок численных уставок, в качестве сигнализаторов фиксированных количеств топлива применены датчики подвески и датчики сброса подвесных топливных баков, причем выходы датчика мгновенного расхода топлива и измерителя статической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, подключены к измерительным входам третьего вычислителя, выходы измерителей статической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в фюзеляжных топливных баках, подключены к дополнительным измерительным входам первого вычислителя, выходы измерителей статической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков, подключены к дополнительным измерительным входам второго вычислителя, выходы датчиков подвески подвесных топливных баков подключены к сигнальным входам блока численных уставок, выход которого соединен со вторым сравнивающим входом второго блока сравнения, подключенным своим выходом к корректирующему входу второго вычислителя, выход каждого из датчиков сброса подвесных топливных баков подключен к одному из управляющих входов второго блока сравнения, первый сравнивающий вход которого соединен со вторым выходом второго вычислителя, при этом выход третьего вычислителя подключен к дополнительному входу второго вычислителя, первый вычислитель снабжен служебным входом для введения в его память данных о геометрических характеристиках фюзеляжных топливных баков, первый и второй вычислители - служебными входами для приема информации о плотности заправленного до полета топлива, третий вычислитель - служебным входом для приема информации о плотности заправленного в полете топлива, а блок численных уставок - служебным входом для введения в его память численных данных о подвесных топливных баках.
Функциональная схема предложенной бортовой топливоизмерительной системы самолета показана на чертеже.
Топливоизмерительная система содержит датчик 1 уровня топлива и измеритель 2 статической диэлектрической проницаемости топлива, установленные в фюзеляжном топливном баке 3 топливной системы маневренного самолета, снабженном расходной топливной магистралью 4, датчик 5 мгновенного расхода топлива и измеритель 2 статической диэлектрической проницаемости топлива, установленные в расходной топливной магистрали 6 крыльевого топливного бака 7, датчик 5 и измеритель 2, установленные в заправочной топливной магистрали 8 крыльевого топливного бака 7, снабженного также перепускной топливной магистралью 9, датчик 10 подвески подвесного топливного бака 11 и датчик 12 сброса этого бака, снабженного расходной топливной магистралью 13, бортовой вычислитель 14, в состав которого входят первый вычислитель 15, второй вычислитель 16 и третий вычислитель 17 количества топлива, блок 18 численных уставок, первый блок 19 сравнения, второй блок 20 сравнения и индикатор 21.
Выходы датчика 1 и измерителя 2, установленных в каждом фюзеляжном баке 3 топливной системы самолета, подключены к измерительным входам первого вычислителя 15, предназначенного для вычисления массы топлива в фюзеляжных баках 3 по информации об уровне топлива, выходы датчиков 5 и измерителей 2, установленных в каждой из расходных топливных магистралей 6, число которых равно числу двигателей на самолете, подключены к измерительным входам второго вычислителя 16, предназначенного для вычисления массы топлива на самолете по информации о расходе топлива, выходы датчиков 5 и измерителей 2, установленных в заправочной магистрали 8, подключены к измерительным входам третьего вычислителя 17, предназначенного для вычисления массы топлива, дозаправленного в полете, выходы датчиков 10, установленных в каждом подвесном баке 11, подключены к сигнальным входам блока 18 численных уставок, а выходы датчиков 12, также установленных в каждом подвесном баке 11, подключены каждый к одному из управляющих входов второго блока 20 сравнения. Служебные входы Вх bi и Bxρ3 первого вычислителя 15 предназначены для введения в его память, соответственно, значений коэффициентов bi, численно задающих геометрические характеристики фюзеляжных топливных баков 3, и паспортного значения ρ3 плотности заправленного в эти баки топлива, служебный вход Bxρ2 второго вычислителя 16 предназначен для введения в его память паспортного значения ρ2 плотности заправленного в крыльевые баки 7 топлива, служебный вход Вх М0 этого вычислителя предназначен для введения в его память значения массы М0 топлива, заправленного в баки топливной системы самолета до полета, а вход m - для передачи в память вычислителя 16 с выхода блока 17 значения массы m топлива, дозаправленного через магистраль 8 в полете. Служебный вход Вх ρ третьего вычислителя 17 предназначен для передачи в его память паспортного значения ρ плотности дозаправленного в полете топлива, служебный вход Вх Ч. У. блока 18 предназначен для введения в память этого блока численных уставок, соответствующих номерам подвесных баков 11, и массам заправленного в каждый из них топлива.
Выход первого вычислителя 15 и первый выход второго вычислителя 16 соединены со сравнивающими входами Вх m3 и Вх m2, соответственно, первого блока 19 сравнения, выход которого соединен со входом индикатора 21 массового запаса М топлива на самолете. Второй выход второго вычислителя 16 соединен с первым сравнивающим входом Вх mn второго блока 20 сравнения, второй сравнивающий вход Вх m1 которого соединен с выходом блока 18 численных уставок, а каждый из управляющих входов - с выходом одного из датчиков 12 сброса подвесных топливных баков 11. Выход блока 20 подключен к корректирующему входу второго вычислителя 16, а выход третьего вычислителя 17 - ко входу Вх m второго вычислителя 16.
Предложенная система работает следующим образом. При разработке топливной системы маневренного самолета все баки топливной системы подразделяют в зависимости от очередности выработки из них топлива и высоты бака на три группы: группу баков первой очереди выработки (подвесные топливные баки), группу баков второй очереди выработки (крыльевые баки) и группу баков третьей очереди выработки (фюзеляжные баки). Подразделение баков по высоте производят в соответствии с т.н. требованием малой высоты бака. В процессе монтажа топливной системы самолета датчики 1, 5, 10, 12 и измерители 2 устанавливают в баках 5, 11 и магистралях 6, 8 топливной системы, согласуя установку с очередностью выработки топлива из баков. При этом в баках 11 первой очереди выработки устанавливают датчики 10 и 12, в топливных магистралях 6, 8 баков 7 второй очереди выработки, удовлетворяющих требованию малой высоты:

где hmax i - высота i-го крыльевого бака,
Vi - объем i-го крыльевого бака,
k - конструкционный коэффициент, зависящий от геометрии i-го крыльевого бака, устанавливают датчики 5 и измерители 2,
а в баках 3 третьей очереди выработки, не удовлетворяющих требованию малой высоты:

устанавливают датчики 1 и измерители 2.
Подобная расстановка датчиков учитывает тот факт, что расходование топлива из баков каждой последующей очереди выработки может производиться только после полного опорожнения всех баков предыдущей очереди. Численное значение постоянной k в требовании малой высоты устанавливают, исходя из степени сосредоточенности рассматриваемого топливного бака по сравнению с баком канонической формы - кубическим или сферическим баками.
Поскольку для баков кубической формы постоянная k равна единице:

а для сферического бака мало отличается от нее:
kсф≈1,
то значение
k=1
принимают в качестве образцового значения. При этом для более низких по сравнению с кубическим баков очевидно,
kнизк<1,
> а для более высоких -
kвыс>1.
В частности, для крыльевых баков, расположенных у основания крыла,
kкр.осн.≈0,5,
для прочих крыльевых баков -
kкр=0,1...0,5,
а для фюзеляжных баков -
kфюз=0,5...1,5.
Для маневренных самолетов обычно полагают бак, расположенный у основания крыла, достаточно сосредоточенным и устанавливают значение постоянной
k=0,5.
В этом случае требование малой высоты бака принимает вид

До начала полета в память блока 18 через его служебный вход Вх Ч.У. вводятся данные о численных уставках, соответствующих номерам подвесных баков 11 и массам m1i заправленного в каждый из них топлива. В память второго вычислителя 16 через служебный вход Bxρ2 вводятся данные о паспортном значении плотности ρ2 топлива, заправленного в крыльевые баки 7, а через вход Вх 0 - данные о значении полной массы М0 топлива, заправленного до полета в баки топливной системы самолета, равной сумме массы m1 топлива в подвесных баках 11, массы m2 топлива в крыльевых баках 7 и массы m3 топлива в фюзеляжных баках 3 топливной системы самолета:

где L - число подвесных баков 11.
В память первого вычислителя 15 через его служебный вход Bxρ3 вводятся данные о паспортном значении плотности ρ3 топлива, заправленного в фюзеляжные баки 3 третьей очереди выработки, а через служебный вход Вх bi, - значения коэффициентов bi, численно задающих геометрические характеристики фюзеляжных топливных баков 3.
Как правило, маневренный самолет заправляют в точке постоянного базирования топливом одной марки, поэтому плотности топлив в баках 3 и 7 первой и второй очередей выработки в этом случае совпадают между собой:
ρ2= ρ3.
В полете маневренного самолета топливо расходуется в первую очередь из подвесных баков 11 через расходную магистраль 13 баков 11 и перепускную и расходную магистрали 9 и 6, соответственно, баков 7. При этом сигналы о мгновенном расходе и характеристических параметрах топлива поступают, соответственно, с выходов датчиков 5 и измерителей 2, установленных в магистрали 6, на измерительные входы второго вычислителя 16. В вычислителе 16 масса m2 топлива, определенная по информации о мгновенном расходе топлива, вычисляется как разность между заправленным количеством М0 и израсходованным количеством mn топлива:
m20-mn.
В случае, когда число двигателей на самолете более одного и равно числу N, масса m2 топлива вычисляется в вычислителе 16 в соответствии с выражением:

причем значения mn в соотношении (1) соответствуют выражению

где ρ2 - паспортное значение плотности топлива в баках 7,
t0 - время начала расходования топлива,
t - текущее время,
qn(t) - мгновенный расход топлива n-м двигателем, а
I - топливный индекс.
Топливный индекс I представляет собой поправочный коэффициент к паспортному значению плотности топлива, зависящий от измеренных значений характеристических параметров топлива в баках топливной системы. Топливный индекс вычисляется в бортовом вычислителе на основании функциональной зависимости
I = f(ε1), (3)
где ε1- статическая диэлектрическая проницаемость топлива.
Использование в качестве характеристического параметра топлива его статической диэлектрической проницаемости ε1 дает возможность точно вычислять топливный индекс реального топлива в диапазоне плотностей от 780 кг/м3 и достаточно точно в диапазоне от 710 кг/м3.
Как известно, диэлектрическая проницаемость ε жидкого углеводородного топлива зависит от его плотности ρ и может быть использована для вычисления топливного индекса I [См. напр., справочник "Свойства авиационных топлив" (Aviation fuel properties) Atlanta, Georgia, 1988].
Фактическое значение ε зависит как от частоты ω переменного тока, на которой производится измерение, так и от сорта топлива. Для относительно тяжелых зарубежных топлив с большим содержанием высокоароматических углеводородов и паспортным значением плотности, лежащим в диапазоне 780<ρ>≤850, наиболее целесообразно вычислять I по статической диэлектрической проницаемости ε1- проницаемости, измеряемой на частоте ω1≤0,1 МГц. Для относительно легких отечественных топлив с малым содержанием тяжелых высокоароматических молекул и паспортным значением плотности, находящемся в диапазоне 710<ρ>≤780, более эффективно вычислять топливный индекс на основе динамической диэлектрической проницаемости проницаемости, измеренной на частоте ω2≥5МГц.
Выбор значения частоты ω2 объясняется тем, что собственная частота ω0 релаксационных колебаний легких низкоароматических молекул топлива значительно превышает частоту ω1
ω0= 4,5...6 МГц≫ω1,
в связи с чем результаты измерений проницаемости ε1 на низкой частоте ω1 практически не зависят от молекулярного веса легких молекул топлива и, следовательно, - от его плотности.
Для вычисления топливного индекса легких топлив необходимо использовать значение диэлектрической проницаемости ε2, измеренной на частоте ω2, соизмеримой с частотой ω0
ω2≈ω0,
что и определяет выбор ранее приведенного значения
ω2≥5 МГц.
Вычисление топливного индекса в функции статической диэлектрической проницаемости ε1 топлива позволяет уменьшить погрешность определения массового запаса топлива, вызванную разбросом паспортных значений его плотности при эксплуатации самолета на зарубежных топливах от величины ±1,2% до величины ±0,5%, а при эксплуатации самолета на отечественных топливах - до величины ±0,7%.
При опорожнении каждого подвесного бака 11 и сбрасывании его с самолета датчик 12 формирует сигнал сброса, поступающий на один из управляющих входов блока 20, в котором в каждый из моментов сброса баков 11 сравниваются два значения массы израсходованного топлива: значение mn, вычисленное во втором вычислителе 16 по информации о мгновенном расходе топлива, и значение m1, зафиксированное в памяти блока 18 численных уставок, равное массе топлива, содержавшегося в сброшенном баке 11. В блоке 20 сравниваются значения mn и m1 израсходованного топлива и при их несовпадении между собой формируется поправка Δm к ранее вычисленному значению mn:
Δm = mn-m1.
Поправка Δm подается с выхода блока 20 на корректирующий вход второго вычислителя 16, в котором уточняется ранее вычисленное значение mn, вычисляется согласно (1) с учетом поправки Δm уточненное значение m2 запаса топлива и подается с выхода вычислителя 18 на сравнивающий вход Вх m2, блока 19, на другой сравнивающий вход Вх m3 которого поступает с выхода первого вычислителя 15 значение m3 массы топлива в баках 3, вычисленное на основании информации об уровне топлива в этих баках.
В блоке 19 непрерывно сравниваются величины m2 и m3 количества топлива и в случае, когда
m2≥m3,
подается с выхода блока 19 на вход индикатора 21 значение массового запаса топлива на борту самолета, равное величине 2:
М=m2,
а в случае, когда
m2<m>3,
подается значение массового запаса, равное величине m3:
М=m3.
Количество m3 топлива, находящегося в фюзеляжных баках 3, вычисляется в первом вычислителе 15 в единицах массы на основании сигналов с выхода датчиков 1 уровня топлива в каждом из фюзеляжных баков 3 и с выхода измерителей 2 в каждом из этих баков, поступающих с выходов каждого из упомянутых датчиков на измерительные входы первого вычислителя 15.
При этом количество топлива в i-м фюзеляжном баке вычисляется в вычислителе 15 на основе функциональной зависимости
mi= ρ3IF[hi; ϕ(bi)],
где ρ3- паспортное значение плотности топлива в баках третьей очереди выработки,
hi - уровень топлива в i-м фюзеляжном баке,
ϕ(bi) - функция, описывающая геометрические характеристики фюзеляжного бака,
bi - массив коэффициентов, численно задающих функцию ϕ(bi).
Масса m3 топлива в группе всех фюзеляжных баков самолета определяется в первом вычислителе 15 путем суммирования вычисленных значений mi:

где К - число фюзеляжных баков.
При дозаправке самолета топливом в полете из летающего танкера через заправочную топливную магистраль 8 сигналы о мгновенном расходе q(t) и характеристических параметрах дозаправленного топлива поступают с выходов датчиков 5 и измерителей 2, установленных в магистрали 8, на измерительные входы третьего вычислителя 17 и, кроме того, через служебный вход Вх ρ этого вычислителя поступают данные о паспортном значении плотности ρ топлива в баках танкера. В третьем вычислителе 17 определяется масса m дозаправленного топлива в соответствии с выражением:

где ρ = паспортное значение плотности дозаправленного топлива,
I - топливный индекс,
tx - момент начала дозаправки,
Δt - время дозаправки,
q(t) - мгновенный расход дозаправляемого топлива.
Информация о вычисленной в вычислителе 17 массе m дозаправленного топлива подается с выхода третьего вычислителя 17 на вход Вх m второго вычислителя 16, где масса m суммируется с хранящейся в памяти последнего массой 0 топлива, заправленного до полета. Полученная сумма m+М0 поступает в перепрограммируемую память второго вычислителя 16 взамен ранее хранившейся в ней величины М0 и в дальнейшем полете используется для вычисления в вычислителе 16 количества топлива m2, определенного по информации о мгновенном расходе топлива через расходную магистраль 6.
Таким образом, в предложенной бортовой топливоизмерительной системе массовый запас топлива на борту маневренного самолета, эксплуатирующегося, в основном, на зарубежных сортах топлива, определяется:
а) в начальной стадии полета - по информации о мгновенном расходе топлива и статической диэлектрической проницаемости топлива с периодической коррекцией вычисленного запаса топлива в моменты сбрасывания подвесных топливных баков с пренебрежимо малой погрешностью вычисления массового запаса топлива, вызванной ошибкой интегрирования мгновенного расхода топлива и эволютивной погрешностью измерения запаса топлива,
б) в промежуточной стадии полета - по информации о мгновенном расходе топлива из крыльевых топливных баков и статической диэлектрической проницаемости топлива, мгновенном расходе дозаправленного топлива и его статической диэлектрической проницаемости с пренебрежимо малой эволютивной погрешностью измерения запаса топлива и с незначительной методической погрешностью вычисления запаса топлива, вызванной ошибкой интегрирования мгновенного расхода топлива, плавно возрастающей от нулевого значения в начале промежуточной стадии полета до допустимого значения в конце этой стадии,
в) в завершающей стадии полета - по информации об уровнях топлива в фюзеляжных топливных баках и статической диэлектрической проницаемости топлива с незначительной погрешностью измерения запаса топлива, не превышающей допустимого значения погрешности вплоть до завершения полета.
Формула изобретения: 1. Бортовая топливоизмерительная система, содержащая датчики уровня топлива, установленные в фюзеляжных топливных баках, датчики мгновенного расхода топлива, установленные в расходных топливных магистралях, сигнализаторы фиксированных количеств топлива, первый вычислитель количества топлива, второй вычислитель количества топлива, снабженный входом для приема информации о количестве заправленного до полета топлива, первый блок сравнения и индикатор, причем выходы датчиков уровня топлива подключены к измерительным входам первого вычислителя, выходы датчиков мгновенного расхода топлива подключены к измерительным входам второго вычислителя, а выход первого и первый выход второго вычислителей подключены каждый к одному из сравнивающих входов первого блока сравнения, отличающаяся тем, что сигнализаторы фиксированных количеств топлива установлены в подвесных топливных баках, датчики мгновенного расхода топлива установлены в расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков, дополнительно введены датчик мгновенного расхода топлива, установленный в заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, измерители статической проницаемости топлива, установленные в фюзеляжных топливных баках, расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков и заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, второй блок сравнения, третий вычислитель количества топлива, блок численных уставок, в качестве сигнализаторов фиксированных количеств топлива применены датчики подвески и датчики сброса подвесных топливных баков, причем выходы датчика мгновенного расхода топлива и измерителя статической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в заправочной топливной магистрали крыльевого топливного бака, подключены к измерительным входам третьего вычислителя, выходы измерителей статической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в фюзеляжных топливных баках, подключены к дополнительным измерительным входам первого вычислителя, выходы измерителей статической диэлектрической проницаемости топлива, установленных в расходных топливных магистралях крыльевых топливных баков, подключены к дополнительным измерительным входам второго вычислителя, выходы датчиков подвески подвесных топливных баков подключены к сигнальным входам блока численных уставок, выход которого соединен со вторым сравнивающим входом второго блока сравнения, подключенным своим выходом к корректирующему входу второго вычислителя, выход каждого из датчиков сброса подвесных топливных баков подключен к одному из управляющих входов второго блока сравнения, первый сравнивающий вход которого соединен со вторым выходом второго вычислителя, при этом выход третьего вычислителя подключен к дополнительному входу второго вычислителя, первый вычислитель снабжен служебным входом для введения в его память данных о геометрических характеристиках фюзеляжных топливных баков, первый и второй вычислители - служебными входами для приема информации о плотности заправленного до полета топлива, третий вычислитель - служебным входом для приема информации о плотности заправленного в полете топлива, а блок численных уставок - служебным входом для введения в его память численных данных о подвесных топливных баках.
2. Бортовая топливоизмерительная система по п. 1, отличающаяся тем, что масса m2 топлива на борту самолета вычисляется во втором и третьем вычислителях количества топлива на основе функциональной зависимости

где М0 - масса топлива, заправленного в баки топливной системы самолета до полета;
ρ2 - паспортное значение плотности топлива в крыльевых баках;
I - топливный индекс;
N - число двигателей на самолете;
t0 - время начала расходования топлива;
t - текущее время,
qn(t) - мгновенный расход топлива, потребляемого n-м двигателем,
m - масса дозаправленного в полете топлива, вычисляемая в третьем вычислителе количества топлива на основе выражения

где tx - момент начала дозаправки;
Δt - время дозаправки;
q(t) - мгновенный расход дозаправляемого топлива;
ρ - паспортное значение плотности дозаправленного топлива.
3. Бортовая топливоизмерительная система по п. 1, отличающаяся тем, что масса m3 топлива в фюзеляжных баках самолета вычисляется в третьем вычислителе количества топлива на основе функциональной зависимости

где ρз - паспортное значение плотности топлива в фюзеляжных баках;
К - число фюзеляжных баков;
F(hi;ϕ(bi)] - функция, устанавливающая зависимость объема топлива в баке от уровня hi топлива в баке и геометрических характеристик бака, описываемых функцией ϕ(bi);
bi - массив коэффициентов, численно задающих функцию ϕ(bi).
4. Бортовая топливоизмерительная система по п. 2 или 3, отличающаяся тем, что топливный индекс I вычисляется в первом, втором и третьем вычислителях количества топлива на основе функциональной зависимости
I = f(ε1),
где ε1 - статическая диэлектрическая проницаемость топлива.