[發(fā)明專利]一種綜合利用飛行大姿態(tài)變化的燃油測(cè)量系統(tǒng)

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202011076018.1
• 申請(qǐng)日: 2020-10-10
• 公開（公告）號(hào): CN112229464A
• 公開（公告）日: 2021-01-15
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 陳雄昕;朱光蔚;彭克順;謝艷嬌;韓亦俍;雷明章;范睿;胡豪;萬宇陽;李嘉新
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 江西洪都航空工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司
• 主分類號(hào): G01F9/00
• 分類號(hào): G01F9/00
• 代理公司: 南昌新天下專利商標(biāo)代理有限公司 36115
• 代理人: 王燕

本發(fā)明提供一種綜合利用飛行大姿態(tài)變化的燃油測(cè)量系統(tǒng)，包括有浮子式燃油測(cè)量傳感器（1）、油量數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)（2）、飛行姿態(tài)采集系統(tǒng)（3）和綜合顯示系統(tǒng)（4）；飛行姿態(tài)采集系統(tǒng)（3）適時(shí)采集飛行俯仰和滾轉(zhuǎn)角變化，其角度值輸送至油量數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)（2），油量數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)（2）綜合利用姿態(tài)角變化值和浮子式燃油測(cè)量傳感器（1）所測(cè)得的數(shù)值進(jìn)行油量解算，并將結(jié)果輸送至綜合顯示系統(tǒng)（4）顯示。該系統(tǒng)可在飛機(jī)作大幅機(jī)動(dòng)動(dòng)作時(shí)仍保持一定的測(cè)量精度，有效地提高了浮子式燃油測(cè)量系統(tǒng)的測(cè)量精度。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于航空控制領(lǐng)域，具體為一種綜合利用飛行大姿態(tài)變化的燃油測(cè)量系統(tǒng)。

背景技術(shù)

飛機(jī)機(jī)翼油箱內(nèi)的燃油經(jīng)輸油管路輸送到消耗油箱，消耗油箱的燃油經(jīng)供油管路進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)。傳統(tǒng)的浮子式燃油測(cè)量系統(tǒng)通常由兩部分組成，包括安裝于機(jī)翼油箱內(nèi)的浮子式燃油測(cè)量傳感器和安裝于座艙儀表板的顯示裝置。浮子式燃油測(cè)量傳感器內(nèi)置一個(gè)滑動(dòng)變阻器，傳感器的浮子始終漂浮在油面上，隨著燃油的消耗，浮子跟隨油面下降，與浮子相連的連桿機(jī)構(gòu)帶動(dòng)滑動(dòng)變阻器的滑動(dòng)片移動(dòng)，從而改變傳感器兩端的電阻比值。安裝于座艙儀表板的顯示裝置根據(jù)傳送過來的電阻比值，經(jīng)數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換顯示油量數(shù)值。

上述浮子式燃油測(cè)量系統(tǒng)的測(cè)量精度受飛行姿態(tài)的影響極大，通常來說，當(dāng)飛機(jī)俯仰角或滾轉(zhuǎn)角超過±5°時(shí)，其測(cè)量的結(jié)果精度不可采信。

針對(duì)上述技術(shù)問題，研究提出一種綜合利用飛行大姿態(tài)變化的燃油測(cè)量系統(tǒng)，可在飛機(jī)作大幅機(jī)動(dòng)動(dòng)作時(shí)仍保持一定的測(cè)量精度，以解決傳統(tǒng)浮子式燃油測(cè)量系統(tǒng)的缺陷。

發(fā)明內(nèi)容

為解決上述現(xiàn)有技術(shù)存在的不足，本發(fā)明提出一種綜合利用飛行大姿態(tài)變化的燃油測(cè)量系統(tǒng)。

本發(fā)明所述的一種綜合利用飛行大姿態(tài)變化的燃油測(cè)量系統(tǒng)，包括有浮子式燃油測(cè)量傳感器和綜合顯示系統(tǒng)，浮子式燃油測(cè)量傳感器的浮子漂浮在油面上，隨著燃油的消耗，浮子跟隨油面下降，與浮子相連的連桿機(jī)構(gòu)帶動(dòng)滑動(dòng)變阻器的滑動(dòng)片移動(dòng)，從而改變傳感器輸出的電阻值，測(cè)量系統(tǒng)依據(jù)電阻值與油箱油量的映射關(guān)系，實(shí)時(shí)解算出油箱的油量，再經(jīng)過一系列數(shù)據(jù)處理后，送至座艙內(nèi)的綜合顯示系統(tǒng)顯示。為適應(yīng)飛行大姿態(tài)變化，測(cè)量系統(tǒng)還包括有飛行姿態(tài)采集系統(tǒng)和油量數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)，飛行姿態(tài)采集系統(tǒng)適時(shí)采集飛行俯仰和滾轉(zhuǎn)角變化，其角度值輸送至油量數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)，油量數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)綜合利用姿態(tài)角變化值和浮子式燃油測(cè)量傳感器所測(cè)得的數(shù)值進(jìn)行油量解算，并將結(jié)果輸送至綜合顯示系統(tǒng)顯示。

進(jìn)一步地，油量數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)包括四個(gè)模塊，分別是油量解算子模塊、姿態(tài)角處理子模塊、耗量積分子模塊以及數(shù)據(jù)后處理子模塊。油量解算子模塊用于將測(cè)量得到的電阻信號(hào)轉(zhuǎn)化為油量信號(hào)；姿態(tài)角處理子模塊用于接收飛行姿態(tài)采集系統(tǒng)發(fā)送的飛機(jī)姿態(tài)角數(shù)據(jù)，并作出判斷飛機(jī)是否處于大姿態(tài)角飛行，若處于大姿態(tài)角飛行則屏蔽油量解算模塊輸出的油量信號(hào)；耗量積分子模塊在飛機(jī)進(jìn)入大姿態(tài)角飛行時(shí)，燃油測(cè)量系統(tǒng)提取飛機(jī)恰好進(jìn)入大姿態(tài)角時(shí)解算的油量作為初始油量，在這一段時(shí)間內(nèi)，油箱油量等于初始油量減去發(fā)動(dòng)機(jī)耗量的積分；數(shù)據(jù)后處理子模塊用于將上述模塊處理過后的油量數(shù)據(jù)進(jìn)行平滑濾波處理，然后輸出至飛機(jī)座艙綜合顯示系統(tǒng)顯示。

進(jìn)一步地，油量數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)中所述的飛機(jī)大姿態(tài)角飛行時(shí)是指飛機(jī)俯仰角或滾轉(zhuǎn)角超過±5°時(shí)。

上述技術(shù)方案，所提出的一種綜合利用飛行大姿態(tài)變化的燃油測(cè)量系統(tǒng)，可在飛機(jī)作大幅機(jī)動(dòng)動(dòng)作時(shí)仍保持一定的測(cè)量精度，解決了傳統(tǒng)浮子式燃油測(cè)量系統(tǒng)的固有缺陷，有效地提高了浮子式燃油測(cè)量系統(tǒng)的測(cè)量精度。

附圖說明

圖1為本發(fā)明綜合利用飛行大姿態(tài)變化的燃油測(cè)量系統(tǒng)組成圖。

圖2為本發(fā)明油量數(shù)據(jù)處理流程圖。

圖1-2中：1、浮子式燃油測(cè)量傳感器，2、油量數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)，3、飛行姿態(tài)采集系統(tǒng)，4、綜合顯示系統(tǒng)，21、油量解算子模塊，22、姿態(tài)角處理子模塊，23、耗量積分子模塊，24、數(shù)據(jù)后處理子模塊。