Система измерения расхода топлива летательного аппарата
Полезная модель относится к области топливных систем летательных аппаратов (ЛА), преимущественно беспилотных ЛА большой дальности с воздушно-реактивным маршевым двигателем.
Предлагаемым техническим решением обеспечивается повышение точности измерения и регистрации секундного расхода топлива в двигатель ЛА.
Для достижения указанного технического результата в топливной системе ЛА, содержащей топливный бак, источник газа наддува топливного бака, магистраль подачи в бак газа наддува, магистраль подачи топлива из бака в двигатель, снабженную топливным насосом, клапаном и расходомером топлива, расходомер топлива выполнен в виде мерной емкости с подвижной перегородкой, разделяющей полость емкости на воздушный и топливный объем, при этом воздушный объем мерной емкости сообщен с магистралью подачи газа наддува, а топливный с магистралью подачи топлива, снабженной датчиком давления, причем участок магистрали наддува от бака до места подсоединения линии сообщения с мерной емкостью выполнен с гидравлическим сопротивлением, превышающим гидравлическое сопротивление линии сообщения.
Полезная модель относится к области топливных систем летательных аппаратов (ЛА), преимущественно беспилотных ЛА большой дальности с воздушно-реактивным маршевым двигателем, обладающим сравнительно малым секундным расходом топлива, а также позволяющим производить отбор воздуха с избыточным (по отношению к атмосферному) давлением, который необходим для работы топливной системы. Относительно малый секундный расход топлива в двигатель с одной стороны усложняет задачу его достоверного измерения, с другой стороны повышает актуальность решения этой задачи, в особенности на этапе летных испытаний ЛА при отработке маршевого двигателя, поскольку знание секундного расхода позволяет определить технико-экономические показатели двигателя, а его измерение в различных условиях позволяет оценить максимальную гарантированную дальность полета ЛА.
Известна система измерения расхода топлива ЛА (Л.Б.Лещинер, И.Е.Ульянов "Проектирование топливных систем самолетов", Москва, "Машиностроение", 1975 г., стр.60, рис.4.5). При этом топливная система ЛА содержит топливный бак, источник газа наддува топливного бака, магистраль подачи в бак газа наддува, магистраль подачи топлива из бака в двигатель, снабженную топливным насосом, установленные за насосом клапан и расходомер топлива, размещенный в магистрали подачи топлива и содержащий турбину вращения.
Совпадающими признаками с известной топливной системой ЛА является то, что топливная система включает топливный бак, источник газа наддува топливного бака, магистраль подачи в бак газа наддува, магистраль
подачи топлива из бака в двигатель, снабженную топливным насосом, установленным за насосом клапаном и расходомером топлива.
Недостатком такой системы при применении ее на ЛА, в особенности на беспилотных ЛА со сравнительно малыми секундными расходами топлива в двигатель, является низкая точность традиционно применяемых схем измерения расхода топлива в двигатель, которая связана с условиями, характерными при применении ее на ЛА - широким диапазоном изменения температур топлива и, как следствие, его вязкости, многообразными механическими воздействиями и т.д. Кроме того, такая система требует тарировки записываемого регистрирующей аппаратурой электросигнала расходомера для перевода его в расход топлива и вносит дополнительное гидравлическое сопротивление в магистраль подачи топлива в двигатель, которые увеличивают погрешность измерения расхода топлива.
Предлагаемым техническим решением обеспечивается повышение точности измерения и регистрации секундного расхода топлива в двигатель ЛА.
Для достижения указанного технического результата в топливной системе ЛА, содержащей топливный бак, источник газа наддува топливного бака, магистраль подачи в бак газа наддува, магистраль подачи топлива из бака в двигатель, снабженную топливным насосом, клапаном и расходомером топлива, расходомер топлива выполнен в виде мерной емкости с подвижной перегородкой, разделяющей полость емкости на воздушный и топливный объем, при этом воздушный объем мерной емкости сообщен с магистралью подачи газа наддува, а топливный с магистралью подачи топлива, снабженной датчиком давления, причем участок магистрали наддува от бака до места подсоединения линии сообщения с мерной емкостью выполнен с гидравлическим сопротивлением, превышающим гидравлическое сопротивление линии сообщения. Увеличение гидравлического сопротивления участка магистрали наддува от бака до места
подсоединения линии сообщения с мерной емкостью может быть реализовано уменьшением диаметра участка или снабжением его дросселем.
Как наиболее экономичный вариант, обеспечивающий простоту конструкции, уменьшение ее веса и объема, а также улучшение ее технологичности, разделительная перегородка мерной емкости может быть выполнена в виде эластичной мембраны.
Отличительными признаками предлагаемой конструкции топливной системы с измерением секундного расхода топлива в двигатель от указанной выше известной является наличие расходомера топлива, выполненного в виде мерной емкости с подвижной перегородкой, разделяющей полость емкости на воздушный и топливный объем, при этом воздушный объем мерной емкости сообщен с магистралью подачи газа наддува, а топливный - с магистралью подачи топлива, которая снабжена датчиком давления, причем участок магистрали наддува от бака до места подсоединения линии сообщения с мерной емкостью выполнен с гидравлическим сопротивлением, превышающим гидравлическое сопротивление линии сообщения. Кроме того, дополнительным отличительным признаком может быть выполнение разделительной перегородки в виде эластичной мембраны для разделения полости мерной емкости на два объема, что обеспечивает простоту и технологичность конструкции, уменьшение ее веса и объема.
Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными (указанными в ограничительной части формулы), достигается следующий технический результат: обеспечивается уменьшение погрешности измерения секундного расхода топлива в двигатель ЛА. Кроме того, дополнительно:
- не увеличивается гидравлическое сопротивление магистрали подачи топлива в двигатель ЛА;
- упрощается конструкция расходомера топлива;
- обеспечивается измерение расхода без ограничения вязкости жидкого топлива, в отличии от расходомеров турбинного типа, ограничивающих вязкость топлива ˜100 сСт.
В результате поиска по источникам патентной и научно-технической информации совокупность признаков, характеризующая предлагаемую систему измерения расхода топлива ЛА, имеющую в своем составе расходомер, выполненный в виде мерной емкости с подвижной перегородкой, и датчик давления, не обнаружена. Таким образом, предлагаемая полезная модель соответствует критерию охраноспособности "новое".
Предложенное техническое решение может найти применение в конструкциях топливных систем ЛА, преимущественно беспилотных ЛА большой дальности с воздушно-реактивным маршевым двигателем, обладающим относительно малым секундным расходом топлива.
Полезная модель поясняется рисунками - фиг.1 и фиг.2.
На фиг.1 представлена пневмогидравлическая схема предлагаемого устройства. На фиг.2 представлен график изменения давления в мерной емкости устройства и в магистрали подачи топлива в двигатель ЛА в месте сообщения с мерной емкостью.
Представленная на фиг.1 топливная система содержит топливный бак 1, сообщенный с источником 2 газа наддува магистралью 3 подачи газа и с магистралью 4 подачи топлива в двигатель, содержащей подкачивающий топливный насос 5 и клапан 6, а также установленные за насосом 5 датчик давления 7 и мерную емкость 8, содержащую подвижную перегородку 9, разделяющую мерную емкость 8 на два объема - топливный 10 и воздушный 11; при этом воздушный объем 11 сообщен линией 12 наддува с магистралью 3, а участок 13 магистрали 3 от бака 1 до места подсоединения линии 12 выполнен с гидравлическим сопротивлением, превышающим гидравлическое сопротивление линии 12 благодаря установленному на участке 13 дросселю 14. Эффект использования дросселя 14 может быть обеспечен и подбором
диаметров или длин линии 12 и участка 13. Возможна также замена дросселя клапаном перепада давления.
Устройство работает следующим образом. В начале работы топливной системы, после включения топливного насоса 5 мерная емкость 8 полностью заполняется топливом за счет работы подкачивающего топливного насоса 4, характеристики которого выбираются из условия обеспечения одновременно подачи топлива на заполнение мерной емкости и подачи топлива в двигатель ЛА с потребными напорами и расходами на всех режимах его работы. После заполнения мерной емкости 8 топливом подвижная перегородка 9 полностью переложена в сторону линии наддува мерной емкости 10, датчик давления 7 регистрирует давление в топливной системе P1 (см. фиг.2), равное сумме давления наддува топливного бака Р 3 и напора, создаваемого топливным насосом 5.
Во время полета ЛА на конкретных участках траектории и режимах работы маршевого двигателя, для которых необходимо измерить секундный расход топлива, по соответствующей команде происходит отключение топливного насоса 5 и подача топлива в двигатель в течение времени t1 будет осуществляться путем опорожнения мерной емкости 8 за счет давления ее наддува p 2, Которое больше давления Р3 наддува топливного бака, поскольку участок 13 магистрали наддува выполнен с гидравлическим сопротивлением, превышающим гидравлическое сопротивление линии 12 сообщения магистрали 3 с воздушной полостью 11 мерной емкости 8. При этом магистраль 4, соединяющая мерную емкость 8 и насос 5, автоматически перекрывается обратным клапаном 6. Датчик давления 7 регистрирует давление в топливной системе Р 2.
Сразу после окончания опорожнения мерной емкости, когда давление в магистрали подачи 4 будет определяться давлением наддува топливного бака р3, системой управления формируется сигнал на включение топливного насоса 5, который, одновременно с подачей топлива в маршевый двигатель,
вновь заполнит топливом мерную емкость 8, давление в топливной системе опять станет равным P1.
Таким образом контроль за выработкой мерной емкости и определение времени ее выработки t1 осуществляется по показаниям датчика давления 6. Определение секундного расхода топлива производится расчетом по формуле:
V - объем мерной емкости;
t 1 - время опорожнения мерной емкости.
Повышенная точность определения расхода предлагаемым устройством обеспечивается благодаря тому, что современная техника позволяет фиксировать время с высокой степенью точности, и погрешность измерения расхода будет в основном определяться точностью знания объема V мерной емкости 8, который может быть установлен на земле в стационарных условиях с возможным отклонением не более 1 см 3. При этом максимальная погрешность измерения расходов топлива до 100 см3/с при объеме мерной емкости 8 - V=500 см3 составит:
Для сравнения - погрешность турбинных датчиков расхода типа ТПР, ТРД составляет ˜1%, которая, в отличии от предлагаемого устройства, дополнительно возрастет за счет регистрации сигнала датчика на ЛА и передаче его телеметрической аппаратурой.
1. Топливная система летательного аппарата, содержащая топливный бак, источник газа наддува топливного бака, магистраль подачи в бак газа наддува, магистраль подачи топлива из бака в двигатель, снабженную топливным насосом, а также установленные за насосом клапан и расходомер топлива, отличающаяся тем, что расходомер топлива выполнен в виде мерной емкости с подвижной перегородкой, разделяющей полость емкости на воздушный и топливный объем, при этом воздушный объем мерной емкости сообщен с магистралью подачи газа наддува, а топливный с магистралью подачи топлива, которая снабжена датчиком давления, причем участок магистрали наддува от бака до места подсоединения линии сообщения с мерной емкостью выполнен с гидравлическим сопротивлением, превышающим гидравлическое сопротивление линии сообщения.
2. Топливная система летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что разделительная перегородка мерной емкости выполнена в виде эластичной мембраны.
