一种飞机燃油供给系统及辅助燃油控制方法与流程

本发明涉及用于飞机的燃油供给系统以及辅助燃油控制方法。

背景技术：

民用飞机是通过在原有机型上加装辅助油箱系统来增加飞机载油量，从而延长飞机航程。辅助燃油系统一般都在原机型设计定型和生产完成之后再进行设计和生产制造安装。

辅助燃油系统的主要功能是为机翼油箱补充燃油，辅助油箱内的燃油通常不是直接供给发动机进行消耗，而是先将辅助油箱内的燃油转输至机翼油箱，通过机翼油箱燃油泵供给发动机消耗。因此，需要根据机翼油箱的油量情况控制辅助油箱燃油转输开始/停止，否则可能会由于燃油转输过多导致原机油箱内油量过多而使原机燃油箱结构超压，或者油面过高导致飞行过程中燃油从机翼油箱溢出。辅助燃油控制系统的主要功能是实现辅助油箱燃油的转输控制和加油控制。

一种常见的辅助燃油控制系统架构如图1所示，该系统是在机翼油箱内加装专门用于感应指定油位高度的传感器，辅助燃油计算机根据该传感器的输出信号控制辅助燃油转输阀的打开和关闭。

对于图1所示的控制系统，其存在以下缺点：

(1)该系统采用单一控制信号，单点失效即会导致转输不能切断，从而引起机翼油箱超压；

(2)该控制系统无法实现辅助油箱与机翼油箱自动加油控制；

(3)由于该控制系统需要在原机油箱内新增传感器及其连接线缆，这会增加飞机重量和单机成本；

(4)在机翼油箱主结构(前、后梁)新增开孔，设计阶段需要充分评估改装方案对结构强度的影响。对已经出厂的飞机加装辅助燃油系统，改装工作繁重，需特别关注新增机翼油箱开孔的密封问题；

(5)机翼油箱新增用电设备，需充分验证对25.981条款的符合性。验证传感器、辅助燃油计算机和线缆构成的子系统在任何失效状态下都不会产生大于200μj能量的点火源。进入油箱的电子电气系统还需要满足正常工作、失效及闪电情况下电流限制。此外，这些与25.981条相关的设计特征还要作为关键设计构型控制限制项目(cdccl)，通过计划维修任务在飞机的全寿命周期内确保其设计特性的保持。

图2示出了现有的另一种辅助燃油控制系统。该系统是对原机燃油计算机全面升级，使原机燃油计算机增加辅助燃油系统控制功能。这种方案的主要缺点是研发成本高、构型管理复杂、改装实施复杂。具体而言，辅助燃油系统构型识别模块、所有阀状态信号及控制信号、油位信号、监控管理等功能需要全部集中到原机燃油计算机处理，这需要更改原机燃油计算机软件、复杂电子硬件。由于辅助燃油系统主要功能是为机翼油箱补充燃油，通常是dalc的系统，而原机燃油系统涉及“错误油量指示”等影响飞机安全的失效情况，通常是dalb或dala的系统。对原机燃油计算机进行更改以支持辅助燃油系统功能仍需按照dalb或者dala开发，极大地增加研发成本，提高项目风险。

另外，图2的控制系统中，原机燃油计算机软件、硬件需设计两种构型选项，以适用于加装/不加装辅助燃油系统的飞机，增加构型管理复杂度。并且，这种方案新增功能的相关线路全部与原机燃油计算机交联，改装实施非常复杂，限制了辅助燃油系统的使用灵活性。

技术实现要素：

针对根据现有技术的辅助燃油控制的上述现状，本发明的目的之一在于提供一种适用于飞机的辅助燃油控制方法，其无需对现有的原机燃油计算机(fqc)进行硬件、软件的更改。

该目的通过本发明以下形式的辅助燃油控制方法来实现。其中，飞机既有的部分包括机翼油箱、辅助油箱、连接所述机翼油箱和所述辅助油箱的阀门、监测所述机翼油箱的第一油量值和第一油位值的原机燃油计算机，所述辅助燃油控制方法包括以下步骤：

利用辅助燃油计算机(afcu)从原机燃油计算机获取所述第一油量值和所述第一油位值；

在确定所述第一油量值高于第一油量阈值时，关闭所述辅助油箱的所述阀门；

在确定所述第一油量值未高于第一油量阈值时，判断所述第一油位值是否达到第一油位阈值，若判断结果为是，则开启所述阀门以向所述机翼油箱转输燃油；若判断结果为否，则关闭所述阀门。

根据本发明的一种优选实施方式，利用多个油位传感器提供多个所述第一油位值，并且在判断所述第一油位值是否达到第一油位阈值的过程中，当多个所述第一油位值中的至少两个低于所述第一油位阈值时开启所述阀门。

根据该方法，新增的辅助燃油计算机作为辅助燃油系统控制器，其通过抽引原机燃油计算机信号实现辅助燃油系统的转输控制。该控制系统完全由afcu实现辅助燃油系统的控制功能，因此不需要对原机燃油计算机(fqc)的硬件及软件做任何更改。

根据本发明的一种优选实施方式，所述辅助燃油控制方法还包括：

当多个所述第一油位值中的一个等于或大于第二油位阈值时，将所述阀门由开启状态被调整为关闭状态；或者

当所述第一油量值等于或大于第二油量阈值时，将所述阀门由开启状态被调整为关闭状态。

根据本发明的一种优选实施方式，所述辅助燃油控制方法还包括加油控制操作，所述加油控制操作包括：

步骤i：利用所述辅助燃油计算机从所述原机燃油计算机获取加油舱门信号、目标加油量；

步骤ii：利用所述加油舱门信号判断所述飞机的加油舱门是否开启，若是，则进入步骤iii，若否，则进入步骤i；

步骤iii：判断目标加油量是否大于机翼油箱最大载油量，若否，则进入步骤i，若是，将所述阀门保持关闭状态并进入步骤iv；

步骤iv：判断是否接到所述原机燃油计算机发出的机翼油箱切断信号，若否则进入步骤iii，若是，进入步骤v；

步骤v：开启进入所述辅助油箱的加油阀门。

根据上述方法，辅助燃油计算机还利用从原机燃油计算机获得的信号进行加油控制，进一步提高了该控制方法、控制系统的适用性。

根据本发明的一种优选实施方式，所述加油控制还包括步骤vi：利用所述辅助燃油计算机从所述原机燃油计算机获取实时的加油量，当所述加油量达到目标量时，关闭所述加油阀门。

上述辅助燃油控制方法可通过以下飞机燃油供给系统来控制。其中该飞机燃油供给系统包括：

机翼油箱；

至少一个辅助油箱；

多个检测所述机翼油箱的油位传感器：多个油位传感器被设置在所述机翼油箱的不同位置，以检测处于不同飞行姿态下的机翼油箱的不同位置的油位；

原机燃油计算机，其连接多个所述油位传感器以获得所述机翼油箱的油量值和油位值；

辅助燃油计算机，其连接所述原机燃油计算机以获得所述油量值和油位值；

阀门，所述阀门位于联接所述机翼油箱和所述辅助油箱的管路中，

其中，所述辅助燃油计算机基于所述油量值和油位值控制所述阀门的开启或关闭。

本发明同时涉及具有上述任一种飞机燃油供给系统的飞机。

在符合本领域常识的基础上，上述各优选实施方式，可任意组合，即得本发明各较佳实例。

附图说明

为了更好地理解本发明的上述及其他目的、特征、优点和功能，可以参考附图中所示的优选实施方式。附图中相同的附图标记指代相同的部件。本领域技术人员应该理解，附图旨在示意性地阐明本发明的优选实施方式，对本发明的范围没有任何限制作用，图中各个部件并非按比例绘制。

图1是根据现有技术的第一种辅助燃油控制系统的架构图；

图2是根据现有技术的第二种辅助燃油控制系统的架构图；

图3是根据本发明的优选实施方式的飞机燃油控制系统的构架图；

图4是示出燃油系统的透视性的飞机结构示意图；

图5是辅助燃油系统的转输控制流程图；

图6是飞机燃油系统的加油控制流程图。

附图标记说明：

飞机：10；机翼油箱：11；

辅助油箱：11；联通机翼油箱和辅助油箱的管路：13；

油箱隔舱：14、15。

具体实施方式

接下来将参照附图详细描述本发明的发明构思。这里所描述的仅仅是根据本发明的优选实施方式，本领域技术人员可以在所述优选实施方式的基础上想到能够实现本发明的其他方式，所述其他方式同样落入本发明的范围。在以下的具体描述中，例如“上”、“下”、“内”、“外”、“纵”、“横”等方向性的术语，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。

参见图3，其示出了安装有本发明的辅助燃油控制系统的飞机10。飞机10包括机翼油箱11和辅助油箱12。机翼油箱11由飞机10的左翼跨过飞机10机身并延伸到飞机10右翼，其作为飞机10的主要储油装置。机翼油箱11内有设有检测其油位的多个油位传感器。多个油位传感器分设在机翼油箱11的不同位置，以此检测飞机10在各种飞行姿态下机翼油箱11的不同位置的油位值。

辅助油箱12一般由多个串接的辅助子油箱组成，其设置在飞机舱的底部。对于较长航程的飞机10而言，辅助油箱12内需要注入燃油。在机翼油箱11内燃油消耗到一定程度时，开启联接辅助油箱12和机翼油箱11的管路13的阀门，辅助燃油可被泵送到机翼油箱11以供使用。

参见图4，飞机10控制台内设有原机燃油计算机。原机燃油计算机分别连接机翼油箱11内的各个油位传感器以获取其内部的机翼油箱11内的油位情况，并且原机燃油计算机基于各个油位传感器测得的油位值而计算获得油量值。

飞机10控制台还设有与原机燃油计算机通信连接的辅助燃油计算机。辅助燃油计算机同时与联通机翼油箱11和辅助油箱12的管路13上的阀门通信连接，用于以控制该阀门的开启、关闭。

辅助燃油计算机从原机燃油计算机获取上述油位值和油量值，并利用该数据来控制辅助油箱12的转输控制和加油操作控制。根据本发明，控制系统无需在机翼油箱11内增设用于控制辅助油箱12的传感器，同时辅助油箱12内也可以不设置相应的传感器。

以下结合附图5说明根据本发明的转输控制。辅助燃油计算机实时从原机燃油计算机内获取机翼油箱11的油量值信号以及油位值信号。当油量值信号指示油量高于第一油量阈值时，辅助燃油计算机不向阀门发出开启信号。阀门此时保持关闭状态。其中，第一油量阈值可基于当下飞行姿态状态和当前外界空气环境条件下，左、右发动机可以保持无障碍地获取机翼油箱11的燃油的要求来设定，本领域技术人员基于不同机型的机翼油箱11的燃油输出口的位置以及飞机10的操作指南等获得。

当油量值信号指示油量低于第一油量阈值时，辅助燃油计算机根据获得的油位信号判断油位值是否达到第一油位阈值(对应于转输高度)。当油位值低于第一油位阈值时，辅助燃油计算机控制阀门使其打开，辅助油箱12开始向机翼油箱11转输燃油；若高于第一油位阈值，则阀门保持关闭状态。

优选地，在多个油位传感器测得的对应油位值达到第一油位阈值后才打开阀门。这可以避免某个传感器出现故障的情况下，辅助油箱12不必要地向机翼油箱11转输燃油，因此，该方案避免了单点失效引起的功能丧失或功能异常。

继续结合附图5说明。在阀门开启后，辅助燃油计算机保持从原机燃油计算机采集油位信号和油量信号。当油位值信号指示油位达到第二油位阈值或者油量值信号指示油量达到第二油量阈值时，关闭阀门，辅助油箱12停止转输作业。可以理解，第二油位阈值高于第一油位阈值，第二油量阈值高于第一油量阈值，第二油位阈值、第二油量阈值的设定可避免机翼油箱11的油量过多。

根据本发明的一种优选实施方式，利用多个油位传感器提供多个第一油位值，并且在判断第一油位值是否达到第一油位阈值的过程中，当多个第一油位值中的至少两个达到第一油位阈值时才开启阀门。在图5的方案中，为了便于说明，其仅示出两个油位传感器，设置更多的油位传感器的实施方式可参照图5类似地实施。

可以理解，新增的辅助燃油计算机作为辅助燃油系统控制器，其通过抽引原机燃油计算机信号实现辅助燃油系统的转输控制。该控制系统完全由afcu实现辅助燃油系统的控制功能，因此不需要对原机燃油计算机(fqc)的硬件及软件做任何更改，因此可以改善现有控制系统的缺陷。

根据以上优选方案，转输开始条件设定为多个油位传感器获得的油位值低于第一油位阈值；而将转输结束的一种条件设定中多个油位传感器中的一个油位传感器获得的油位值低于第二油位阈值，这可以防止飞机在空中由于姿态变化导致其中一个传感器达到设定的第一油位阈值时而开启转输阀(即阀门)，又由于姿态变化关闭转输阀，导致转输阀频繁的开启和关断，从而降低转输阀的使用寿命。

以下结合图6说明根据本发明的加油控制操作。如图6所示，进行加油控制操作时。辅助燃油计算机首先从原机燃油计算机获取加油舱门信号、目标加油量以分别确认飞机10是否进入加油状态以及飞机10所需加油的总量。如果加油舱门信号指示飞机10的加油舱门被开启，则判断目标加油量是否大于机翼油箱最大载油量。机翼油箱最大载油量是机翼油箱11的荷载最大载油量(出厂飞机10核定的定值)和机翼油箱11当前油量的差值。

在目标加油量大于机翼油箱最大载油量的情况下，加油管路中通向机翼油箱11的旁路上的加油阀门a被开启，而通向辅助油箱12的旁路上的加油阀门b被先行保存关闭状态。当机翼油箱11的油量达到机翼油箱最大载油量时，原机燃油计算机关闭加油阀门a，并向辅助燃油计算机发出判断机翼油箱切断信号。同时，辅助油箱12开启通向辅助油箱12的旁路上的加油阀门b，辅助油箱12开始加油。

继续参见图6，辅助燃油计算机还从原机燃油计算机获取实时的加油量，当辅助油箱12的加油量达到目标量时，辅助燃油计算机发出辅助油箱加油切断信号，由此关闭通向辅助燃油箱的旁路的加油阀门b完成加油操作(加油阀门a此时也保持关闭状态)。

以下结合示意性的加油场景说明加油控制过程：

a)当加油人员设置的目标加油量小于机翼油箱11最大载油量，如机翼油箱11最大载油量为10吨，目标加油量为9吨，则辅助油箱12无需加油，仅原机燃油计算机(fqc)控制机翼油箱11加油。

b)当设置的目标加油量大于机翼油箱11最大载油量，如目标加油量为15吨，则机翼油箱11先开始加油，到机翼油箱11达到10吨时，原机燃油计算机(fqc)发出机翼油箱11加油切断控制指令，该控制信号同时被辅助燃油计算机(afcu)获取。然后，afcu控制辅助油箱12加油切断阀打开，当辅助油箱12油量达到5吨时，afcu控制辅助油箱12加油切断，加油完成。

当飞机10型号发展而使得飞机10重量的重心分布发生变化，或者飞机10机翼油箱11内燃油温度分布变化，引起辅助燃油系统燃油转输出口位置调整时，该辅助燃油控制系统架构及布置无需调整。根据本发明的燃油控制系统只需要所需采集的机翼油位传感器数据源接口。例如，参见图3，当辅助油箱12通向机翼油箱11的转输出口从图3的油箱隔舱14调整为油箱隔舱15时，采用的油位传感器信号由tu1和tu2更改为tu3和tu4即可。

本发明的保护范围仅由权利要求限定。得益于本发明的教导，本领域技术人员容易认识到可将本发明所公开结构的替代结构作为可行的替代实施方式，并且可将本发明所公开的实施方式进行组合以产生新的实施方式，它们同样落入所附权利要求书的范围内。