RU2452930C2 - Apparatus for refuelling system of aircraft fuel tanks and refuelling method - Google Patents
Apparatus for refuelling system of aircraft fuel tanks and refuelling method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2452930C2 RU2452930C2 RU2010122816/11A RU2010122816A RU2452930C2 RU 2452930 C2 RU2452930 C2 RU 2452930C2 RU 2010122816/11 A RU2010122816/11 A RU 2010122816/11A RU 2010122816 A RU2010122816 A RU 2010122816A RU 2452930 C2 RU2452930 C2 RU 2452930C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- aircraft
- fuel tank
- tank system
- pressure
- Prior art date
Links
Landscapes
- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
- Examining Or Testing Airtightness (AREA)
Abstract
Description
Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION
Изобретение относится к устройству для заправки топливом системы топливных баков воздушного судна и к способу заправки, в частности, во время проведения испытания топливных баков на герметичность.The invention relates to a device for refueling an aircraft fuel tank system and to a method for refueling, in particular, during a leak test of fuel tanks.
Уровень техникиState of the art
Во время окончательной сборки воздушного судна проводят испытание топливных баков на герметичность для того, чтобы проверить правильность функционирования топливных баков воздушного судна. Испытание топливных баков на герметичность обычно включает создание в топливных баках предварительно установленного уровня давления, который может даже превышать максимальный уровень давления, допустимый во время нормальной эксплуатации воздушного судна. Однако увеличение давления в топливных баках выше предварительно установленного уровня, например, вследствие дефектов отдельных компонентов или дефектов сборки системы топливных баков может приводить к критическим с точки зрения безопасности ситуациям.During the final assembly of the aircraft, the fuel tanks are tested for leaks in order to verify the correct functioning of the aircraft fuel tanks. Leak test of fuel tanks usually involves creating a pre-set pressure level in the fuel tanks, which may even exceed the maximum pressure level allowed during normal operation of the aircraft. However, an increase in pressure in the fuel tanks is above a predetermined level, for example, due to defects in individual components or assembly defects in the fuel tank system can lead to safety-critical situations.
Раскрытие изобретенияDisclosure of invention
Задачей настоящего изобретения является обеспечение устройства заправки топливом системы топливных баков воздушного судна и способа заправки, в частности, во время проведения испытания топливных баков на герметичность, которые позволяют повысить безопасность во время операции заправки топливом.An object of the present invention is to provide a fueling device for an aircraft fuel tank system and a fueling method, in particular during a leak test of fuel tanks, which can improve safety during a fueling operation.
В контексте настоящего изобретения термин "заправка топливом" не следует буквально ограничивать операцией заполнения топливных баков воздушного судна топливом. Вместо этого операция "заправки топливом" согласно настоящему изобретению может включать операцию заполнения топливных баков воздушного судна топливом, операцию выдержки топлива в баках воздушного судна в течение предварительно установленного периода времени, а также операцию опорожнения топливных баков воздушного судна, т.е. операцию слива топлива из топливных баков воздушного судна. Кроме того, термин "топливо" не следует ограничивать типичным авиационным топливом, например керосином. Вместо этого термин "топливо" в рамках настоящего изобретения может включать также заменяющие текучие среды, которые имеют температуру вспышки предпочтительно >100°С.In the context of the present invention, the term “fueling” should not be literally limited to the operation of filling aircraft fuel tanks with fuel. Instead, the “fueling” operation of the present invention may include the operation of filling the aircraft fuel tanks with fuel, the operation of holding the fuel in the aircraft tanks for a predetermined period of time, and the operation of emptying the aircraft fuel tanks, i.e. the operation of draining fuel from the fuel tanks of the aircraft. In addition, the term “fuel” should not be limited to typical aviation fuel, such as kerosene. Instead, the term "fuel" in the framework of the present invention may also include replacement fluids that have a flash point of preferably> 100 ° C.
Для решения вышеуказанной задачи устройство для заправки топливом системы топливных баков воздушного судна согласно изобретению, в частности, во время проведения испытания топливных баков на герметичность содержит подающий топливопровод для подачи топлива в систему топливных баков воздушного судна. Такой подающий топливопровод может представлять собой, например, гибкий трубопровод любой требуемой длины, который изготавливают из материала, стойкого к воздействию топлива. Топливо может представлять собой типичное авиационное топливо, например керосин или какую-либо заменяющую его текучую среду. Кроме того, устройство согласно изобретению содержит по меньшей мере один датчик давления для измерения давления в системе топливных баков воздушного судна и подачи сигнала, соответствующего давлению в системе топливных баков воздушного судна. Для повышения надежности предпочтительно используют несколько датчиков давления, например два или четыре датчика давления.To solve the above problem, the device for refueling the aircraft fuel tank system according to the invention, in particular, during the leak test of the fuel tanks, comprises a fuel supply pipe for supplying fuel to the aircraft fuel tank system. Such a fuel supply pipe can be, for example, a flexible pipe of any desired length, which is made of a material resistant to fuel. The fuel may be a typical aviation fuel, such as kerosene or any substitute fluid. In addition, the device according to the invention comprises at least one pressure sensor for measuring pressure in the aircraft fuel tank system and supplying a signal corresponding to the pressure in the aircraft fuel tank system. To increase reliability, it is preferable to use several pressure sensors, for example two or four pressure sensors.
Электронный блок управления устройства согласно изобретению выполнен с возможностью приема и обработки сигнала датчика давления и генерирования сигнала аварийного отключения в случае, если давление в системе топливных баков воздушного судна превышает первый предварительно установленный уровень. И, наконец, предусмотрено устройство аварийного отключения, управляемое электронным блоком управления и выполненное с возможностью прерывания подачи топлива в систему топливных баков воздушного судна в ответ на сигнал аварийного отключения от электронного блока управления. Устройство аварийного отключения может представлять собой, например, автоматический клапан, установленный в подающем топливопроводе и прерывающий подачу топлива в систему топливных баков воздушного судна по подающему топливопроводу, если давление в системе топливных баков воздушного судна во время заправки топливом системы топливных баков превысит первый предварительно установленный уровень. Устройство согласно изобретению надежно исключает превышение первого предварительно установленного уровня давления в системе топливных баков воздушного судна во время заправки топливом системы топливных баков при проведении испытания на герметичность. В результате можно существенно повысить общую безопасность во время проведения испытания. Кроме того, можно избежать повреждений системы топливных баков и воздушного судна вследствие чрезмерного давления топлива в системе топливных баков.The electronic control unit of the device according to the invention is configured to receive and process a pressure sensor signal and generate an emergency shutdown signal if the pressure in the aircraft fuel tank system exceeds a first predetermined level. And finally, an emergency shutdown device is provided, controlled by an electronic control unit and configured to interrupt the fuel supply to the aircraft fuel tank system in response to an emergency shutdown signal from the electronic control unit. The emergency shutdown device can be, for example, an automatic valve installed in the fuel supply pipe and interrupting the supply of fuel to the aircraft fuel system through the fuel supply pipe if the pressure in the aircraft fuel system during refueling of the fuel tank system exceeds the first preset level . The device according to the invention reliably eliminates the excess of the first pre-set pressure level in the fuel tank system of the aircraft during fueling of the fuel tank system during the leak test. As a result, overall safety during the test can be significantly improved. In addition, damage to the fuel tank system and the aircraft due to excessive fuel pressure in the fuel tank system can be avoided.
Первый конец подающего топливопровода предпочтительно выполнен с возможностью присоединения к топливному резервуару при помощи первого соединительного элемента. Топливный резервуар может представлять собой стационарный резервуар. Однако первый конец подающего топливопровода устройства согласно изобретению может также соединяться с передвижным топливным резервуаром, например с автотопливозаправщиком. Первый соединительный элемент предпочтительно снабжен клапаном, который может быть выполнен с возможностью ручного управления, например, посредством соответствующего рычага. В закрытом состоянии клапан предотвращает подачу топлива из топливного резервуара в подающий топливопровод, в то время как в открытом состоянии клапан пропускает топливо из топливного резервуара в подающий топливопровод. Аналогично этому второй соединительный элемент также может быть снабжен клапаном, который может быть выполнен с возможностью ручного управления, например, посредством соответствующего рычага. В закрытом состоянии клапан предотвращает подачу топлива из подающего топливопровода в систему топливных баков воздушного судна, в то время как в открытом состоянии клапан пропускает топливо из подающего топливопровода в систему топливных баков воздушного судна.The first end of the fuel supply pipe is preferably adapted to be connected to the fuel tank by a first connecting element. The fuel tank may be a stationary tank. However, the first end of the fuel supply line of the device according to the invention can also be connected to a mobile fuel tank, for example, a tanker. The first connecting element is preferably provided with a valve, which can be made with the possibility of manual control, for example, by means of a corresponding lever. In the closed state, the valve prevents the fuel from flowing from the fuel tank to the fuel supply pipe, while in the open state, the valve passes fuel from the fuel tank to the fuel supply pipe. Similarly, the second connecting element can also be equipped with a valve, which can be made with the possibility of manual control, for example, by means of a corresponding lever. In the closed state, the valve prevents the fuel supply from the fuel supply pipe to the aircraft fuel tank system, while in the open state, the valve passes fuel from the fuel supply pipe to the aircraft fuel tank system.
Электронный блок управления может быть выполнен с возможностью генерирования предупредительного сигнала в случае, если давление в системе топливных баков воздушного судна превышает второй предварительно установленный уровень. Во время заправки системы топливных баков воздушного судна при проведении испытания на герметичность топливных баков воздушного судна второй предварительно установленный уровень давления может быть выбран более низким, чем первый предварительно установленный уровень, но более высоким, чем уровень давления в системе топливных баков воздушного судна при нормальных условиях испытания. Предупредительный сигнал может передаваться на устройство выдачи предупредительного сигнала, например на гудок и/или сигнальную лампу, которые служат для выдачи визуального и/или акустического сигнала в ответ на предупредительный сигнал от электронного блока управления. Выдача визуального и/или акустического сигнала обращает внимание оператора устройства согласно изобретению на тот факт, что в системе топливных баков воздушного судна обнаружено чрезмерное давление. При этом оператор оповещается об опасности и может принять необходимые меры, например вручную нажать кнопку аварийного отключения в случае дальнейшего нежелательного повышения давления в системе топливных баков воздушного судна.The electronic control unit may be configured to generate an alert if the pressure in the aircraft fuel tank system exceeds a second predetermined level. During refueling of the aircraft fuel tank system during an aircraft fuel tank leak test, the second preset pressure level can be selected lower than the first preset level, but higher than the pressure level in the aircraft fuel tank under normal conditions tests. The warning signal may be transmitted to a warning signal device, for example, a beep and / or a signal lamp, which serve to issue a visual and / or acoustic signal in response to the warning signal from the electronic control unit. The generation of a visual and / or acoustic signal draws the attention of the device operator according to the invention to the fact that excessive pressure has been detected in the aircraft fuel tank system. In this case, the operator is notified of the danger and can take the necessary measures, for example, manually press the emergency shutdown button in the event of a further undesirable increase in pressure in the aircraft fuel tank system.
Предпочтительный вариант осуществления устройства согласно изобретению включает устройство подачи сжатого воздуха, предназначенное для подачи сжатого воздуха в систему топливных баков воздушного судна. В частности, сжатый воздух подают в систему топливных баков воздушного судна после заправки системы топливных баков топливом до предварительно установленного уровня, равного, например, 90%. Устройство подачи сжатого воздуха подает сжатый воздух в систему топливных баков воздушного судна до тех пор, пока давление в системе топливных баков воздушного судна, т.е. сумма статического давления топлива и давления воздуха над поверхностью топлива, измеряемая при помощи датчика давления, не достигнет предварительно установленного уровня. Этот предварительно установленный уровень давления в системе топливных баков воздушного судна может лежать в пределах от 300 до 400 мбар и предпочтительно составляет примерно 350 мбар. Такой уровень давления является оптимальным для обнаружения утечек в системе топливных баков воздушного судна.A preferred embodiment of the device according to the invention includes a compressed air supply device for supplying compressed air to the aircraft fuel tank system. In particular, compressed air is supplied to the aircraft fuel tank system after fueling the fuel tank system with fuel to a predetermined level of, for example, 90%. The compressed air supply device supplies compressed air to the aircraft fuel tank system until the pressure in the aircraft fuel tank system, i.e. the sum of the static pressure of the fuel and the air pressure above the surface of the fuel, measured with a pressure sensor, will not reach a predetermined level. This pre-set pressure level in the aircraft fuel tank system can range from 300 to 400 mbar and is preferably about 350 mbar. This pressure level is optimal for detecting leaks in the aircraft fuel tank system.
В предпочтительном варианте осуществления настоящего изобретения датчик давления выполнен с возможностью съемного присоединения к водосливному клапану, который предусмотрен в системе топливных баков воздушного судна. При этом датчик давления может быть выполнен с возможностью расположения в корпусе водосливного клапана, предусмотренного в системе топливных баков воздушного судна. Альтернативно датчик давления может быть выполнен с возможностью присоединения к наружной части водосливного клапана.In a preferred embodiment of the present invention, the pressure sensor is removably connected to a spillway valve, which is provided in the fuel tank system of the aircraft. In this case, the pressure sensor can be made with the possibility of location in the body of the drain valve provided in the fuel tank system of the aircraft. Alternatively, the pressure sensor may be configured to connect to the outside of the spillway valve.
Водосливной клапан обычно устанавливают в нижней части топливных баков воздушного судна таким образом, чтобы он был доступен снаружи воздушного судна для удаления конденсационной влаги из топливных баков воздушного судна. За счет того, что датчик давления может быть установлен в корпусе водосливного клапана после простого снятия тела водосливного клапана, датчик давления можно легко установить снаружи воздушного судна. Таким образом, установку датчика давления внутри системы топливных баков воздушного судна можно исключить. Поскольку водосливной клапан обычно размещают в самой нижней точке системы топливных баков, установка датчика в корпусе этого клапана также обеспечивает особую надежность и точность измерения давления в баке.A drain valve is usually installed at the bottom of the aircraft fuel tanks so that it is accessible from outside the aircraft to remove condensation moisture from the aircraft fuel tanks. Due to the fact that the pressure sensor can be installed in the body of the spillway valve after simply removing the body of the spillway valve, the pressure sensor can be easily installed outside the aircraft. Thus, the installation of a pressure sensor inside the fuel tank system of the aircraft can be eliminated. Since the spillway valve is usually located at the lowest point of the fuel tank system, the installation of a sensor in the valve body also provides particular reliability and accuracy in measuring the pressure in the tank.
Устройство аварийного отключения может быть выполнено с возможностью регулирования расхода и/или давления топлива, поступающего в систему топливных баков воздушного судна. Для повышения безопасности предпочтительно используют механическое устройство аварийного отключения, которое может иметь пневматический привод. Однако можно также использовать устройство аварийного отключения, например, в виде клапана с электромагнитным управлением и переменным проходным сечением. Устройство аварийного отключения может также управляться соответствующими управляющими сигналами, поступающими от электронного блока управления.The emergency shutdown device may be configured to control the flow rate and / or pressure of the fuel entering the aircraft fuel tank system. To increase safety, it is preferable to use a mechanical emergency shutdown device, which may have a pneumatic drive. However, you can also use the emergency shutdown device, for example, in the form of a valve with electromagnetic control and a variable flow area. The emergency shutdown device can also be controlled by appropriate control signals from the electronic control unit.
В подающем топливопроводе перед устройством аварийного отключения предпочтительно установлен первый манометр. Первый манометр позволяет определять давление топлива в подающем топливопроводе, которое создается насосом, обычно расположенным вблизи резервуара. Второй манометр может быть установлен в подающем топливопроводе после устройства аварийного отключения. Второй манометр позволяет контролировать давление топлива в подающем топливопроводе, которое регулируется при помощи устройства аварийного отключения.In the fuel supply line in front of the emergency shutdown device, a first pressure gauge is preferably installed. The first pressure gauge allows you to determine the fuel pressure in the fuel supply line, which is created by a pump, usually located near the tank. The second pressure gauge can be installed in the fuel supply line after the emergency shutdown device. The second pressure gauge allows you to control the fuel pressure in the fuel supply line, which is regulated by an emergency shutdown device.
В предпочтительном варианте осуществления устройство согласно изобретению содержит также клапан подачи топлива, установленный в подающем топливопроводе. В открытом состоянии клапан подачи топлива пропускает топливо в систему топливных баков воздушного судна, а в закрытом состоянии предотвращает подачу топлива в систему топливных баков воздушного судна. Клапан подачи топлива может представлять собой клапан с ручным управлением, который, например, установлен в подающем топливопроводе после устройства аварийного отключения. Наличие клапана подачи топлива обеспечивает дополнительную безопасность всей системы. Кроме того, при сливе топлива из системы топливных баков воздушного судна клапан подачи топлива закрывают, что позволяет надежно исключить попадание топлива, сливаемого из системы топливных баков воздушного судна, в подающий топливопровод.In a preferred embodiment, the device according to the invention also comprises a fuel supply valve installed in the fuel supply pipe. In the open state, the fuel supply valve passes fuel into the aircraft fuel tank system, and when closed, it prevents the fuel from flowing into the aircraft fuel tank system. The fuel supply valve may be a manual valve, which, for example, is installed in the fuel supply line after the emergency shutdown device. The presence of a fuel supply valve provides additional security for the entire system. In addition, when fuel is drained from the aircraft’s fuel tank system, the fuel supply valve is closed, which reliably eliminates the ingress of fuel discharged from the aircraft’s fuel tank system into the fuel supply pipe.
В подающем топливопроводе может быть установлен первый фильтр, например, перед устройством аварийного отключения. Первый фильтр может быть снабжен устройством измерения дифференциального давления для того, чтобы обнаруживать засорение или другие неисправности первого фильтра. Наличие первого фильтра исключает попадание загрязняющих частиц, содержащихся в топливе, в топливные баки воздушного судна. Это особенно важно в тех случаях, когда топливо, поступающее в систему топливных баков воздушного судна с целью проведения испытания, используется несколько раз и поэтому содержит больше загрязнений, чем свежее топливо.A first filter may be installed in the fuel supply pipe, for example, in front of an emergency shutdown device. The first filter may be provided with a differential pressure measuring device in order to detect clogging or other malfunctions of the first filter. The presence of the first filter eliminates the ingress of contaminant particles contained in the fuel into the fuel tanks of the aircraft. This is especially important when the fuel entering the aircraft’s fuel tank system for testing purposes is used several times and therefore contains more pollution than fresh fuel.
Устройство согласно изобретению, используемое для проведения испытаний, например для проведения испытаний на герметичность системы топливных баков воздушного судна, предпочтительно содержит также сливной топливопровод для слива топлива из системы топливных баков воздушного судна. После окончания испытания на герметичность воздушное судно можно освободить от топлива при помощи сливного топливопровода. При этом топливо можно возвращать в топливный резервуар и повторно использовать для дальнейших испытаний. Сливной топливопровод предпочтительно ответвляется от подающего топливопровода, поэтому требуется только одно соединение трубопроводной системы устройства согласно изобретению с топливным резервуаром и только одно соединение трубопроводной системы устройства согласно изобретению с системой топливных баков воздушного судна.The device according to the invention, used for testing, for example for conducting leak tests of an aircraft fuel tank system, preferably also includes a fuel drain pipe for draining fuel from the aircraft fuel tank system. After completing the leak test, the aircraft can be freed from fuel using the fuel drain line. In this case, the fuel can be returned to the fuel tank and reused for further testing. The drain fuel line preferably branches off from the fuel supply line, therefore only one connection of the piping system of the device according to the invention to the fuel tank and only one connection of the piping system of the device according to the invention to the aircraft fuel tank system are required.
Устройство согласно изобретению может также содержать вентиляционное устройство для вентилирования системы топливных баков воздушного судна. Вентиляционное устройство может содержать, например, вентиляционный трубопровод, в котором установлен выпускной клапан. Если устройство согласно изобретению используют для проведения испытания на герметичность топливных баков воздушного судна, то вентиляционное устройство используют для вентилирования системы топливных баков воздушного судна во время заправки системы топливных баков топливом и, в особенности, перед сливом топлива из системы топливных баков воздушного судна в конце испытания.The device according to the invention may also comprise a ventilation device for venting the aircraft fuel tank system. The ventilation device may comprise, for example, a ventilation pipe in which an exhaust valve is installed. If the device according to the invention is used to conduct an aircraft fuel tank leak test, the ventilation device is used to ventilate the aircraft fuel tank system during refueling of the fuel tank system and, in particular, before draining the fuel from the aircraft fuel tank system at the end of the test .
В сливном топливопроводе может быть установлен клапан слива топлива, предназначенный для того, чтобы в первом состоянии пропускать сливаемое топливо из системы топливных баков воздушного судна, а во втором состоянии предотвращать слив топлива из системы топливных баков воздушного судна. Как и клапан подачи топлива, клапан слива топлива может представлять собой клапан с ручным управлением. Во время слива топлива из топливных баков воздушного судна клапан слива топлива открывают, а клапан подачи топлива закрывают, таким образом, топливо из топливных баков воздушного судна по сливному топливопроводу возвращается в топливный резервуар.A fuel drain valve may be installed in the fuel drain pipe to allow fuel to be drained from the aircraft fuel tank system in the first state and to prevent fuel drain from the aircraft fuel tank system in the second state. Like the fuel supply valve, the fuel drain valve may be a manual valve. During the draining of fuel from the aircraft fuel tanks, the fuel drain valve is opened and the fuel supply valve is closed, thus, fuel from the aircraft fuel tanks is returned to the fuel tank via the fuel drain line.
В сливном топливопроводе может быть установлен второй фильтр, например, после клапана слива топлива. Как и первый фильтр, второй фильтр может быть снабжен устройством измерения дифференциального давления для того, чтобы обнаруживать засорение или другие неисправности второго фильтра. Наличие второго фильтра исключает попадание в топливный резервуар загрязняющих частиц, которые могут вымываться из топливных баков воздушного судна, в частности, при заправке топливом новых воздушных судов при помощи устройства согласно изобретению. Это особенно важно в тех случаях, когда топливо, поступающее в систему топливных баков воздушного судна в целях тестирования, используется несколько раз.A second filter may be installed in the fuel drain pipe, for example, after a fuel drain valve. Like the first filter, the second filter can be equipped with a differential pressure measuring device in order to detect clogging or other malfunctions of the second filter. The presence of a second filter prevents contaminants from entering the fuel tank, which can be washed out of the fuel tanks of the aircraft, in particular when refueling new aircraft with the device according to the invention. This is especially important in cases where the fuel entering the aircraft fuel tank system for testing purposes is used several times.
И, наконец, в сливном топливопроводе может быть установлен обратный клапан. Обратный клапан предпочтительно устанавливают в сливном топливопроводе после клапана слива топлива и второго фильтра. При заправке топливом топливных баков воздушного судна обратный клапан предотвращает прохождение топлива по сливному топливопроводу, таким образом, топливо поступает в систему топливных баков воздушного судна исключительно по подающему топливопроводу.And finally, a non-return valve can be installed in the fuel drain line. The non-return valve is preferably installed in the fuel drain line after the fuel drain valve and the second filter. When refueling aircraft fuel tanks, the non-return valve prevents fuel from flowing through the fuel drain pipe, thus, fuel enters the aircraft fuel tank system exclusively through the fuel supply pipe.
Способ заправки топливом системы топливных баков воздушного судна, в частности, во время проведения испытания топливных баков на герметичность, согласно изобретению, включает шаги, на которых подают топливо в систему топливных баков воздушного судна по подающему топливопроводу, измеряют давление в системе топливных баков воздушного судна и подают сигнал, соответствующий давлению в системе топливных баков воздушного судна, при помощи датчика давления. Сигнал датчика давления обрабатывают при помощи электронного блока управления для генерирования сигнала аварийного отключения в случае, если давление в системе топливных баков воздушного судна при заправке топливом системы топливных баков воздушного судна превышает первый предварительно установленный уровень. При помощи электронного блока управления управляют устройством аварийного отключения таким образом, чтобы прерывать подачу топлива в систему топливных баков воздушного судна в ответ на сигнал аварийного отключения от электронного блока управления.A method for refueling an aircraft fuel tank system, in particular during a leak test of a fuel tank according to the invention, includes the steps of supplying fuel to an aircraft fuel tank system through a fuel supply line, measuring a pressure in an aircraft fuel tank system, and provide a signal corresponding to the pressure in the fuel tank system of the aircraft, using a pressure sensor. The pressure sensor signal is processed by an electronic control unit to generate an emergency shutdown signal if the pressure in the aircraft fuel tank system when refueling the aircraft fuel tank system exceeds a first predetermined level. Using the electronic control unit, the emergency shutdown device is controlled in such a way as to interrupt the supply of fuel to the aircraft fuel tank system in response to an emergency shutdown signal from the electronic control unit.
При помощи электронного блока управления генерируют также предупредительный сигнал в случае, если давление в системе топливных баков воздушного судна превышает второй предварительно установленный уровень. Предупредительный сигнал может передаваться на устройство выдачи предупредительного сигнала, например на гудок и/или сигнальную лампу, которые служат для выдачи визуального и/или акустического сигнала в ответ на предупредительный сигнал от электронного блока управления. Во время заправки системы топливных баков воздушного судна при проведении испытания на герметичность топливных баков воздушного судна второй предварительно установленный уровень давления может быть выбран более низким, чем первый предварительно установленный уровень, но более высоким, чем уровень давления в системе топливных баков воздушного судна при нормальных условиях испытания.An electronic control unit also generates an alert if the pressure in the aircraft fuel tank system exceeds a second pre-set level. The warning signal may be transmitted to a warning signal device, for example, a beep and / or a signal lamp, which serve to issue a visual and / or acoustic signal in response to the warning signal from the electronic control unit. During refueling of the aircraft fuel tank system during an aircraft fuel tank leak test, the second preset pressure level can be selected lower than the first preset level, but higher than the pressure level in the aircraft fuel tank under normal conditions tests.
В предпочтительном варианте осуществления способ заправки топливом системы топливных баков воздушного судна, который особенно пригоден для проведения испытания на герметичность системы топливных баков воздушного судна, согласно изобретению, включает шаг, на котором заполняют топливом систему топливных баков воздушного судна до предварительно установленного уровня топлива. Предпочтительно топливные баки воздушного судна заполняют топливом на 90%. Затем в систему топливных баков воздушного судна подают сжатый воздух до тех пор, пока давление в системе топливных баков воздушного судна, т.е. сумма статического давления топлива и давления воздуха над поверхностью топлива, не достигнет предварительно установленного уровня. Этот предварительно установленный уровень давления в системе топливных баков воздушного судна может находиться в пределах от 300 до 400 мбар и предпочтительно составляет примерно 350 мбар. Такой уровень давления является оптимальным для обнаружения утечек в системе топливных баков воздушного судна.In a preferred embodiment, the method of refueling an aircraft fuel system of a vehicle, which is particularly suitable for conducting a leak test of an aircraft fuel system of a vehicle according to the invention, includes the step of filling the aircraft fuel system with fuel to a predetermined fuel level. Preferably, the fuel tanks of the aircraft are 90% full of fuel. Then, compressed air is supplied to the aircraft fuel tank system until the pressure in the aircraft fuel tank system, i.e. the sum of the static pressure of the fuel and the air pressure above the surface of the fuel will not reach a predetermined level. This pre-set pressure level in the aircraft fuel tank system can range from 300 to 400 mbar and is preferably about 350 mbar. This pressure level is optimal for detecting leaks in the aircraft fuel tank system.
После заполнения топливных баков воздушного судна топливом и сжатым воздухом давление в системе топливных баков воздушного судна можно поддерживать на предварительно установленном уровне, т.е. примерно 350 мбар, в течение предварительно установленного периода времени. В предпочтительном варианте осуществления способа согласно изобретению указанное давление поддерживают в течение одного часа.After filling the aircraft fuel tanks with fuel and compressed air, the pressure in the aircraft fuel tanks system can be maintained at a predetermined level, i.e. approximately 350 mbar, for a predefined period of time. In a preferred embodiment of the method according to the invention, said pressure is maintained for one hour.
Способ заправки топливом системы топливных баков воздушного судна, согласно изобретению, предпочтительно включает также шаг, на котором датчик давления присоединяют, с возможностью съема, к водосливному клапану, предусмотренному в системе топливных баков воздушного судна.The method for refueling an aircraft fuel tank system according to the invention preferably also includes a step in which a pressure sensor is removably connected to a spillway valve provided in the aircraft fuel tank system.
Кроме того, способ может включать шаг, на котором управляют устройством аварийного отключения таким образом, чтобы регулировать расход и/или давление топлива, поступающего в систему топливных баков воздушного судна.In addition, the method may include the step of controlling the emergency shutdown device so as to control the flow rate and / or pressure of the fuel entering the aircraft fuel tank system.
Подачу топлива в систему топливных баков воздушного судна регулируют при помощи клапана подачи топлива, установленного в подающем топливопроводе, который в первом состоянии пропускает поток топлива в систему топливных баков воздушного судна, а во втором состоянии предотвращает подачу топлива в систему топливных баков воздушного судна.The fuel supply to the aircraft fuel tank system is controlled by the fuel supply valve installed in the fuel supply pipe, which in the first state passes fuel flow into the aircraft fuel tank system, and in the second state prevents the fuel supply to the aircraft fuel tank system.
Способ согласно изобретению предпочтительно включает шаг, на котором осуществляют фильтрацию топлива, поступающего в систему топливных баков воздушного судна по подающему топливопроводу, для того, чтобы исключить попадание загрязняющих частиц в систему топливных баков.The method according to the invention preferably includes the step of filtering the fuel entering the fuel tank system of the aircraft through the fuel supply pipe in order to prevent contaminants from entering the fuel tank system.
Кроме того, способ согласно изобретению может включать шаг, на котором сливают топливо из системы топливных баков воздушного судна по сливному топливопроводу, который ответвляется от подающего топливопровода. Перед сливом топлива из системы топливных баков воздушного судна может быть проведена вентиляция системы топливных баков воздушного судна.In addition, the method according to the invention may include a step in which fuel is drained from the aircraft fuel tank system via a fuel drain pipe that branches off from the fuel supply pipe. Before draining fuel from the aircraft fuel tank system, the aircraft fuel tank system may be ventilated.
Слив топлива из системы топливных баков воздушного судна можно регулировать при помощи клапана слива топлива, установленного в сливном топливопроводе, который в первом состоянии пропускает топливо, сливаемое из системы топливных баков воздушного судна, а во втором состоянии предотвращает слив топлива из системы топливных баков воздушного судна.The fuel drain from the aircraft fuel tank system can be controlled using the fuel drain valve installed in the fuel drain pipe, which in the first state passes fuel discharged from the aircraft fuel tank system, and in the second state prevents fuel drain from the aircraft fuel tank system.
Предпочтительно осуществляют фильтрацию топлива, сливаемого из системы топливных баков воздушного судна по сливному топливопроводу, для того, чтобы предотвратить вымывание загрязняющих частиц из системы топливных баков в топливный резервуар.It is preferable to filter the fuel discharged from the aircraft fuel tank system through the fuel drain line in order to prevent the leaching of contaminants from the fuel tank system into the fuel tank.
Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings
Далее приведено более подробное описание настоящего изобретения со ссылкой на схематический чертеж, на котором представлен предпочтительный вариант осуществления устройства согласно изобретению для заправки топливом системы топливных баков воздушного судна.The following is a more detailed description of the present invention with reference to a schematic drawing showing a preferred embodiment of a device according to the invention for refueling an aircraft fuel tank system.
Осуществление изобретенияThe implementation of the invention
Устройство 10 для заправки топливом системы 12 топливных баков воздушного судна, особенно пригодное для проведения испытания на герметичность системы 12 топливных баков воздушного судна, содержит подающий топливопровод 14 для подачи топлива в систему 12 топливных баков воздушного судна. Первый конец подающего топливопровода 14 присоединен к стационарному топливному резервуару (не показанному на чертеже) при помощи первого соединительного элемента 16. Насос (не показанный на чертеже), установленный вблизи резервуара, служит для подачи топлива из резервуара в систему 12 топливных баков воздушного судна по подающему топливопроводу 14. Первый соединительный элемент 16 снабжен клапаном 18 с ручным управлением. В закрытом положении клапан 18 предотвращает подачу топлива из топливного резервуара в подающий топливопровод 14, а в открытом положении пропускает топливо из топливного резервуара в подающий топливопровод 14.The device 10 for refueling the aircraft fuel tank system 12, particularly suitable for conducting a leak test of the aircraft fuel tank system 12, comprises a fuel supply pipe 14 for supplying fuel to the aircraft fuel tank system 12. The first end of the fuel supply pipe 14 is connected to the stationary fuel tank (not shown in the drawing) using the first connecting element 16. A pump (not shown in the drawing), installed near the tank, serves to supply fuel from the tank to the aircraft fuel tank system 12 through the feed fuel line 14. The first connecting element 16 is provided with a valve 18 with manual control. In the closed position, the valve 18 prevents the supply of fuel from the fuel tank to the fuel supply pipe 14, and in the open position passes fuel from the fuel tank to the fuel supply pipe 14.
Второй конец топливопровода 14 при помощи второго соединительного элемента 20 соединяется с системой 12 топливных баков воздушного судна. Аналогично первому соединительному элементу 16 второй соединительный элемент 20 также снабжен клапаном 22 с ручным управлением. В закрытом положении клапан 22 предотвращает подачу топлива из подающего топливопровода 14 в систему топливных баков воздушного судна, а в открытом положении пропускает топливо из подающего топливопровода 14 в систему 12 топливных баков воздушного судна.The second end of the fuel line 14 by means of the second connecting element 20 is connected to the system 12 of the fuel tanks of the aircraft. Like the first connecting element 16, the second connecting element 20 is also provided with a manually controlled valve 22. In the closed position, the valve 22 prevents the supply of fuel from the fuel supply pipe 14 to the aircraft fuel tank system, and in the open position passes fuel from the fuel supply pipe 14 to the aircraft fuel tank system 12.
Устройство 10 содержит также устройство подачи сжатого воздуха, предназначенное для подачи сжатого воздуха в систему 12 топливных баков воздушного судна. Устройство подачи сжатого воздуха не показано на чертеже и содержит источник сжатого воздуха, соединенный с системой 12 топливных баков воздушного судна при помощи подающего воздушного трубопровода. В подающем воздушном трубопроводе установлен клапан подачи воздуха, который в закрытом положении предотвращает подачу воздуха в систему 12 топливных баков воздушного судна, а в открытом положении пропускает сжатый воздух в систему 12 топливных баков воздушного судна.The device 10 also includes a compressed air supply device for supplying compressed air to the aircraft fuel system 12. A compressed air supply device is not shown in the drawing and contains a compressed air source connected to the aircraft fuel tank system 12 by means of a supply air pipe. An air supply valve is installed in the supply air pipe, which in the closed position prevents air supply to the aircraft fuel tank system 12, and in the open position, allows compressed air to enter the aircraft fuel tank system 12.
В подающем топливопроводе 14 установлено устройство 24 аварийного отключения, которое выполнено в виде механического клапана с переменным проходным сечением. Клапан с пневматическим управлением, образующий устройство 24 аварийного отключения, предназначен для изменения расхода и/или давления топлива, поступающего в систему 12 топливных баков воздушного судна по подающему топливопроводу 14, за счет изменения проходного сечения клапана. Устройство 24 аварийного отключения соединяется с электронным блоком управления (electronic control unit, ECU), который далее соединяется с панелью 25 управления, снабженной кнопкой аварийного отключения и дисплеем.An emergency shutdown device 24 is installed in the fuel supply line 14, which is made in the form of a mechanical valve with a variable flow area. The pneumatically controlled valve forming the emergency shutdown device 24 is designed to change the flow rate and / or pressure of the fuel entering the aircraft fuel tank system 12 through the fuel supply pipe 14, by changing the valve cross section. The emergency shutdown device 24 is connected to an electronic control unit (ECU), which is further connected to a control panel 25 provided with an emergency shutdown button and a display.
Датчик 26 давления служит для измерения давления в системе 12 топливных баков воздушного судна. Датчик 26 давления устанавливают с возможностью съема в корпусе водосливного клапана, который находится в системе 12 топливных баков воздушного судна. Водосливной клапан устанавливают в нижней части системы 12 топливных баков воздушного судна таким образом, чтобы он был доступен снаружи воздушного судна. Таким образом, датчик 26 давления может быть установлен в корпусе водосливного клапана после удаления тела водосливного клапана. Сигналы, которые генерирует датчик 26 давления и которые соответствуют давлению в системе 12 топливных баков воздушного судна, передаются на электронный блок управления ECU. Электронный блок управления ECU обрабатывает сигналы, полученные от датчика 26 давления, для управления устройством 27 подачи предупредительного сигнала и устройством 24 аварийного отключения в зависимости от сигналов давления, которые поступают на электронный блок управления ECU от датчика 26 давления.The pressure sensor 26 is used to measure the pressure in the system 12 of the fuel tanks of the aircraft. The pressure sensor 26 is installed with the possibility of removal in the body of the drain valve, which is located in the system 12 of the fuel tanks of the aircraft. A drain valve is installed in the lower part of the aircraft fuel tank system 12 so that it is accessible from outside the aircraft. Thus, the pressure sensor 26 can be installed in the body of the spillway valve after removing the body of the spillway valve. The signals that the pressure sensor 26 generates and which correspond to the pressure in the aircraft fuel tank system 12 are transmitted to the ECU electronic control unit. The electronic control unit ECU processes the signals received from the pressure sensor 26 to control the warning device 27 and the emergency shutdown device 24 depending on the pressure signals that are supplied to the electronic control unit ECU from the pressure sensor 26.
В подающем топливопроводе 14 перед устройством 24 аварийного отключения установлен первый фильтр 28. Первый фильтр 28 снабжен устройством измерения дифференциального давления для того, чтобы обнаруживать засорение или другие неисправности первого фильтра 28. Первый фильтр 28 служит для того, чтобы предотвратить попадание загрязняющих частиц, содержащихся в топливе, в систему 12 топливных баков воздушного судна.In the fuel supply line 14, a first filter 28 is installed in front of the emergency shutdown device 24. The first filter 28 is equipped with a differential pressure measuring device in order to detect clogging or other malfunctions of the first filter 28. The first filter 28 serves to prevent the ingress of contaminants contained in fuel to the aircraft fuel tank system 12.
Кроме того, в подающем топливопроводе после устройства 24 аварийного отключения установлен клапан 30 подачи топлива с ручным управлением. В первом открытом положении клапан 30 подачи топлива пропускает поток топлива в систему 12 топливных баков воздушного судна, а во втором закрытом положении клапан 30 подачи топлива предотвращает подачу топлива в систему 12 топливных баков воздушного судна.In addition, in the fuel supply line after the emergency shutdown device 24, a manually controlled fuel supply valve 30 is installed. In the first open position, the fuel supply valve 30 allows fuel to flow into the aircraft fuel tank system 12, and in the second closed position, the fuel supply valve 30 prevents fuel from being supplied to the aircraft fuel tank system 12.
Первый манометр 32 установлен в подающем топливопроводе 14 перед устройством 24 аварийного отключения. Первый манометр 32 позволяет определять давление топлива в подающем топливопроводе, которое создает насос, расположенный вблизи резервуара. Второй манометр 34 установлен в подающем топливопроводе 14 после устройства 24 аварийного отключения. Второй манометр 34 позволяет контролировать давление топлива в подающем топливопроводе 14, которое регулируется устройством 24 аварийного отключения в ответ на сигнал, поступающий от электронного блока управления ECU.The first pressure gauge 32 is installed in the fuel supply pipe 14 in front of the emergency shutdown device 24. The first pressure gauge 32 allows you to determine the fuel pressure in the fuel supply line, which creates a pump located near the tank. The second pressure gauge 34 is installed in the fuel supply pipe 14 after the emergency shutdown device 24. The second pressure gauge 34 allows you to control the fuel pressure in the fuel supply pipe 14, which is regulated by the emergency shutdown device 24 in response to a signal from the electronic control unit ECU.
Устройство 10, предназначенное для испытания топливных баков на герметичность, содержит также сливной топливопровод 36 для слива топлива из системы 12 топливных баков воздушного судна. По сливному топливопроводу 36, который ответвляется от подающего топливопровода 14, топливо можно направлять из системы 12 топливных баков воздушного судна в резервуар, где его можно хранить, а затем повторно использовать для последующих испытаний.The device 10, designed to test fuel tanks for leaks, also contains a drain fuel line 36 for draining fuel from the system 12 of the fuel tanks of the aircraft. Through a drain fuel line 36, which branches off from the fuel supply line 14, fuel can be sent from the aircraft fuel tank system 12 to a tank where it can be stored and then reused for subsequent tests.
Кроме того, используется вентиляционное устройство (не показанное на чертеже) для вентилирования системы 12 топливных баков воздушного судна во время заправки системы топливных баков топливом и, в особенности, перед сливом топлива из системы 12 топливных баков. Вентиляционное устройство содержит вентиляционный трубопровод, который соединен с системой 12 топливных баков воздушного судна и в котором установлены предохранительный клапан повышенного давления и предохранительный клапан пониженного давления. Кроме того, вентиляционное устройство содержит соединительное средство для соединения вентиляционного устройства с испытательной станцией подачи сжатого воздуха при помощи соответствующего трубопровода.In addition, a ventilation device (not shown) is used to ventilate the aircraft fuel system 12 during refueling of the fuel system and, in particular, before draining the fuel from the fuel system 12. The ventilation device includes a ventilation pipe that is connected to the aircraft fuel tank system 12 and in which a pressure relief valve and a pressure relief valve are installed. In addition, the ventilation device includes connecting means for connecting the ventilation device to a test station for supplying compressed air using an appropriate pipe.
В сливном топливопроводе 36 установлен клапан 38 слива топлива. В первом открытом положении клапан 38 слива топлива пропускает сливаемое топливо из системы 12 топливных баков воздушного судна, а во втором закрытом положении клапан 38 слива топлива предотвращает слив топлива из системы 12 топливных баков воздушного судна.In the drain fuel line 36, a fuel drain valve 38 is installed. In the first open position, the fuel drain valve 38 allows fuel to be drained from the aircraft fuel tank system 12, and in the second closed position, the fuel drain valve 38 prevents fuel from being drained from the aircraft fuel tank system 12.
Для того чтобы исключить смыв загрязняющих частиц из системы 12 топливных баков воздушного судна в резервуар, второй фильтр 40 устанавливают в сливном топливопроводе 36 после клапана 38 слива топлива. Как и первый фильтр 28, второй фильтр 40 также снабжен средством измерения дифференциального давления для того, чтобы обнаруживать засорение или другие неисправности второго фильтра 40.In order to prevent the flushing of contaminants from the aircraft fuel tank system 12 into the tank, a second filter 40 is installed in the fuel drain pipe 36 after the fuel drain valve 38. Like the first filter 28, the second filter 40 is also provided with differential pressure measuring means in order to detect clogging or other malfunctions of the second filter 40.
И, наконец, в сливном топливопроводе 36 после клапана 38 слива топлива и второго фильтра 40 установлен обратный клапан 42. Во время заправки топливом системы 12 топливных баков воздушного судна обратный клапан 42 предотвращает прохождение топлива по сливному топливопроводу 36, таким образом, топливо поступает в систему 12 топливных баков воздушного судна исключительно по подающему топливопроводу 14.And finally, in the fuel drain pipe 36, after the fuel drain valve 38 and the second filter 40, a check valve 42 is installed. During fueling of the aircraft fuel tank system 12, the check valve 42 prevents fuel from passing through the fuel drain pipe 36, so that fuel enters the system 12 aircraft fuel tanks exclusively through the fuel supply line 14.
Для проведения испытания на наличие утечек в системе 12 топливных баков воздушного судна первый конец подающего топливопровода 14 соединяют с топливным резервуаром при помощи первого соединительного элемента 16. Второй конец подающего топливопровода 14 соединяют с системой 12 топливных баков воздушного судна при помощи второго соединительного элемента 20. Клапаны 18, 22, установленные на первом и втором соединительных элементах 16, 20, вручную приводят в открытое положение для того, чтобы обеспечить подачу топлива из топливного резервуара в подающий топливопровод 14 и из подающего топливопровода 14 в систему 12 топливных баков воздушного судна, соответственно.To test for leaks in the aircraft fuel tank system 12, the first end of the fuel supply pipe 14 is connected to the fuel tank using the first connecting member 16. The second end of the fuel supply pipe 14 is connected to the aircraft fuel tank system 12 using the second connecting member 20. Valves 18, 22 mounted on the first and second connecting elements 16, 20 are manually brought into the open position in order to provide fuel from the fuel tank to the under yuschy fuel 14 from the fuel supply line 14 in the system 12, the fuel tanks of the aircraft, respectively.
Тело водосливного клапана удаляют из корпуса водосливного клапана, расположенного в нижней части системы 12 топливных баков воздушного судна. Затем снаружи воздушного судна в корпус водосливного клапана вставляют датчик 26 давления для измерения давления в системе 12 топливных баков воздушного судна.The body of the spillway valve is removed from the body of the spillway valve located at the bottom of the aircraft fuel tank system 12. Then, a pressure sensor 26 is inserted into the body of the overflow valve outside the aircraft to measure pressure in the aircraft fuel tank system 12.
Для начала испытания вручную открывают клапан 30 подачи топлива, при этом клапан 38 слива топлива и клапан подачи воздуха оставляют в закрытом положении. Вентиляционный клапан устанавливают в открытом положении. Включают насос для того, чтобы топливо поступало из топливного резервуара в систему 12 топливных баков воздушного судна по подающему топливопроводу 14. Обратный клапан 42, установленный в сливном трубопроводе 36, предотвращает прохождение топлива по сливному трубопроводу 36 во время операции заправки топливом. Первый фильтр 28, установленный в подающем трубопроводе 14, предотвращает попадание загрязняющих частиц в топливо, поступающее в систему 12 топливных баков воздушного судна.To start the test, manually open the fuel supply valve 30, while the fuel drain valve 38 and the air supply valve are left in the closed position. The vent valve is installed in the open position. The pump is turned on so that fuel flows from the fuel tank to the aircraft fuel tank system 12 through the fuel supply pipe 14. A check valve 42 installed in the drain pipe 36 prevents fuel from passing through the drain pipe 36 during the fueling operation. The first filter 28, installed in the supply pipe 14, prevents the ingress of contaminants into the fuel entering the aircraft fuel tank system 12.
Топливные баки воздушного судна заполняют топливом до уровня 90%. Затем клапан 30 подачи топлива и вентиляционный клапан закрывают, а клапан подачи воздуха открывают таким образом, чтобы сжатый воздух поступал в систему 12 топливных баков воздушного судна до тех пор, пока давление в системе 12 топливных баков воздушного судна, т.е. сумма статического давления топлива и давления воздуха над поверхностью топлива, не достигнет предварительно установленного уровня, равного примерно 350 мбар. Затем клапан подачи воздуха закрывают и поддерживают давление на предварительно установленном уровне, равном примерно 350 мбар, в течение одного часа. Во время этой фазы выдержки давления давление в системе 12 топливных баков воздушного судна постоянно корректируют, при этом операции корректировки давления могут включать повторное открытие клапана подачи воздуха и дополнительную подачу сжатого воздуха в систему 12 топливных баков воздушного судна.The fuel tanks of the aircraft are filled with fuel to the level of 90%. Then, the fuel supply valve 30 and the ventilation valve are closed, and the air supply valve is opened so that compressed air enters the aircraft fuel tank system 12 until the pressure in the aircraft fuel tank system 12, i.e. the sum of the static pressure of the fuel and the air pressure above the surface of the fuel does not reach a pre-set level of approximately 350 mbar. The air supply valve is then closed and the pressure is maintained at a preset level of approximately 350 mbar for one hour. During this pressure holding phase, the pressure in the aircraft fuel tank system 12 is constantly being adjusted, while pressure adjusting operations may include re-opening the air supply valve and additional supply of compressed air to the aircraft fuel tank system 12.
Во время заправки топливных баков воздушного судна устройство 24 аварийного отключения регулирует расход и/или давление топлива, поступающего в систему 12 топливных баков воздушного судна по подающему топливопроводу 14. Устройством 24 аварийного отключения управляет электронный блок управления ECU в соответствии с сигналами давления, которые поступают на электронный блок управления ECU от датчика 26 давления. Величина давления, измеряемая датчиком 26 давления, непрерывно отображается на дисплее панели 25 управления. Давление топлива в подающем топливопроводе 14, создаваемое насосом, который расположен вблизи резервуара, можно измерять при помощи первого манометра 32. Второй манометр 34 позволяет контролировать давление топлива в подающем топливопроводе 14 после устройства 24 аварийного отключения.During refueling of the aircraft fuel tanks, the emergency shutdown device 24 controls the flow rate and / or pressure of the fuel entering the aircraft fuel tank system 12 via the fuel supply line 14. The emergency shutdown device 24 is controlled by the ECU electronic control unit in accordance with the pressure signals that are supplied to ECU electronic control unit from pressure sensor 26. The pressure measured by the pressure sensor 26 is continuously displayed on the display of the control panel 25. The fuel pressure in the fuel supply pipe 14 created by the pump, which is located near the tank, can be measured using the first pressure gauge 32. The second pressure gauge 34 allows you to control the fuel pressure in the fuel supply pipe 14 after the emergency shutdown device 24.
Если давление в системе 12 топливных баков воздушного судна во время заправки топливом системы 12 топливных баков воздушного судна превышает первый предварительно установленный уровень, электронный блок управления ECU обеспечивает управление устройством 24 аварийного отключения таким образом, чтобы незамедлительно прервать подачу топлива в систему 12 топливных баков воздушного судна. Иными словами, клапан, представляющий собой устройство 24 аварийного отключения, автоматически закрывается, если электронный блок управления ECU во время операции заправки топливом передает на устройство 24 аварийного отключения сигнал аварийного отключения, который указывает, что давление в системе 12 топливных баков воздушного судна превышает первый предварительно установленный уровень.If the pressure in the aircraft fuel tank system 12 during refueling of the aircraft fuel tank system 12 exceeds a first predetermined level, the ECU electronic control unit controls the emergency shutdown device 24 so as to immediately interrupt the fuel supply to the aircraft fuel tank system 12 . In other words, the valve, which is the emergency shutdown device 24, automatically closes if the ECU electronic control unit transmits an emergency shutdown signal to the emergency shutdown device 24 during the fueling operation, which indicates that the pressure in the aircraft fuel tank system 12 exceeds the first set level.
Если давление в системе 12 топливных баков воздушного судна во время заправки топливом системы 12 топливных баков воздушного судна превышает не первый, а второй предварительно установленный уровень, который выбирают более низким, чем первый предварительно установленный уровень, но более высоким, чем уровень давления в системе 12 топливных баков воздушного судна при нормальных условиях испытания, электронный блок управления ECU генерирует предупредительный сигнал и передает этот предупредительный сигнал на устройство 27 выдачи предупредительного сигнала. После получения предупредительного сигнала от электронного блока управления ECU устройство 27 выдачи предупредительного сигнала выдает видимый и/или акустический сигнал для того, чтобы обратить внимание оператора устройства 10 к тому факту, что в системе 12 топливных баков воздушного судна обнаружено избыточное давление. Таким образом, оператор извещен и может принять необходимые меры, например вручную нажать кнопку аварийного отключения, расположенную на панели 25 управления, в случае последующего нежелательного увеличения давления в системе 12 топливных баков воздушного судна.If the pressure in the aircraft fuel tank system 12 during refueling of the aircraft fuel tank system 12 exceeds not the first but the second pre-set level, which is chosen lower than the first pre-set level, but higher than the pressure level in the system 12 aircraft fuel tanks under normal test conditions, the electronic control unit ECU generates a warning signal and transmits this warning signal to the issuing device 27 will warn effective signal. After receiving the warning signal from the electronic control unit ECU, the warning signal issuing device 27 provides a visible and / or acoustic signal in order to draw the attention of the device operator 10 to the fact that overpressure has been detected in the aircraft fuel tank system 12. Thus, the operator is notified and can take the necessary measures, for example, manually press the emergency shutdown button located on the control panel 25, in the event of a subsequent undesirable increase in pressure in the aircraft fuel tank system 12.
Во время подачи сжатого воздуха в систему 12 топливных баков воздушного судна второй предварительно установленный уровень давления, который служит в качестве порогового значения для определения необходимости подачи предупредительного сигнала электронным блоком управления ECU, выбирают в качестве зависимой от времени переменной. Величина этой зависимой от времени переменной определяется кривой зависимости номинального давления от времени, показывающей номинальное давление, т.е. номинальную сумму статического давления топлива и давления воздуха над поверхностью топлива во время подачи сжатого воздуха в систему 12 топливных баков воздушного судна. В частности, во время подачи сжатого воздуха в систему 12 топливных баков воздушного судна второй предварительно установленный уровень давления всегда выбирают немного более высоким, чем соответствующее номинальное значение давления, зависимое от времени.During the supply of compressed air to the aircraft fuel tank system 12, a second pre-set pressure level, which serves as a threshold value for determining whether a warning signal is required by the ECU electronic control unit, is selected as a time-dependent variable. The value of this time-dependent variable is determined by the curve of the dependence of the nominal pressure on time, showing the nominal pressure, i.e. the nominal amount of static fuel pressure and air pressure above the fuel surface during the supply of compressed air to the aircraft fuel tank system 12. In particular, during the supply of compressed air to the aircraft fuel tank system 12, the second pre-set pressure level is always chosen slightly higher than the corresponding pressure-dependent nominal pressure value.
Во время фазы выдержки давления второй предварительно установленный уровень давления выбирают немного большим, чем номинальное значение давления во время этой фазы, т.е. 350 мбар. При соответствующем выборе значения второго предварительно установленного уровня давления также во время подачи сжатого воздуха в систему топливных баков воздушного судна и во время фазы выдержки давления устройство 27 выдачи предупредительного сигнала выдает видимые и/или акустические предупредительные сигналы в ответ на соответствующие предупредительные сигналы, поступающие от электронного блока управления ECU.During the pressure holding phase, the second pre-set pressure level is chosen to be slightly larger than the nominal pressure value during this phase, i.e. 350 mbar. With the appropriate choice of the value of the second pre-set pressure level also during the supply of compressed air to the aircraft fuel tank system and during the pressure holding phase, the warning device 27 generates visible and / or acoustic warning signals in response to the corresponding warning signals from the electronic ECU control unit.
После выдержки давления в системе 12 топливных баков воздушного судна на предварительно установленном уровне, равном примерно 350 мбар, в течение одного часа открывается выпускной клапан. Затем вручную открывают клапан 38 слива топлива, в то время как клапан 30 подачи топлива оставляют в закрытом состоянии. После этого топливо можно слить из системы 12 топливных баков воздушного судна по сливному топливопроводу 36. Топливо, сливаемое из системы 12 топливных баков воздушного судна, фильтруется при прохождении через второй фильтр 40, а затем возвращается в резервуар, где его можно хранить и повторно использовать в дальнейших испытаниях.After maintaining the pressure in the system 12 of the aircraft fuel tanks at a preset level of approximately 350 mbar, the exhaust valve opens within one hour. Then, the fuel drain valve 38 is manually opened, while the fuel supply valve 30 is left closed. After that, the fuel can be drained from the aircraft fuel tank system 12 through the fuel drain line 36. The fuel drained from the aircraft fuel tank system 12 is filtered while passing through the second filter 40, and then returned to the tank, where it can be stored and reused in further testing.
Claims (22)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010122816/11A RU2452930C2 (en) | 2007-11-29 | 2007-11-29 | Apparatus for refuelling system of aircraft fuel tanks and refuelling method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010122816/11A RU2452930C2 (en) | 2007-11-29 | 2007-11-29 | Apparatus for refuelling system of aircraft fuel tanks and refuelling method |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010122816A RU2010122816A (en) | 2012-01-10 |
| RU2452930C2 true RU2452930C2 (en) | 2012-06-10 |
Family
ID=45783240
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010122816/11A RU2452930C2 (en) | 2007-11-29 | 2007-11-29 | Apparatus for refuelling system of aircraft fuel tanks and refuelling method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2452930C2 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2339327A1 (en) * | 1973-08-03 | 1975-02-13 | Peter Neunzig | Safety-device for filling aircraft fuel tanks - with valve-button controlling pump used for fuel flow |
| RU2083966C1 (en) * | 1994-06-08 | 1997-07-10 | Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Plant detecting gas leakages from vessel |
| RU2234441C1 (en) * | 2003-01-27 | 2004-08-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Старт" | Refueling truck |
| RU2260705C2 (en) * | 2003-08-01 | 2005-09-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Topping up system (versions) |
-
2007
- 2007-11-29 RU RU2010122816/11A patent/RU2452930C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2339327A1 (en) * | 1973-08-03 | 1975-02-13 | Peter Neunzig | Safety-device for filling aircraft fuel tanks - with valve-button controlling pump used for fuel flow |
| RU2083966C1 (en) * | 1994-06-08 | 1997-07-10 | Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Plant detecting gas leakages from vessel |
| RU2234441C1 (en) * | 2003-01-27 | 2004-08-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Старт" | Refueling truck |
| RU2260705C2 (en) * | 2003-08-01 | 2005-09-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Topping up system (versions) |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2010122816A (en) | 2012-01-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2227416B1 (en) | Apparatus and method for fuelling an aircraft tank system | |
| EP2214962B1 (en) | Apparatus and method for testing an aircraft tank system | |
| JP4814330B2 (en) | Method and apparatus for continuous monitoring of gaps in gasoline storage facilities and pipelines | |
| US20190219474A1 (en) | Fire Hose Testing Apparatus and Method | |
| JP5044494B2 (en) | Double shell tank leak inspection device | |
| HRP20010717A2 (en) | Water dispensing apparatus with filter integrity testing system | |
| KR20120127417A (en) | Hydrostatic pressure testing system and method | |
| JP4811604B2 (en) | Gas filling system | |
| US20090152179A1 (en) | Method for Blowing Free a Wetted Hydrophobic Filter, and Device for Carrying Out the Method | |
| JP2011504831A (en) | Apparatus and method for pressurizing an aircraft cabin structure and measuring the amount of leakage in the aircraft cabin structure | |
| RU2452930C2 (en) | Apparatus for refuelling system of aircraft fuel tanks and refuelling method | |
| JP3964820B2 (en) | Water tank type pressure expansion measurement method for high pressure vessel | |
| CN110823468A (en) | One-way valve failure detection device and method for detecting failure of one-way valve | |
| JP5136299B2 (en) | Double shell tank leak detector | |
| KR20200045254A (en) | State Monitoring System for controlling AVSS on Ships | |
| US10563784B2 (en) | Pressurized fluid system including an automatic bleed value arrangement; components; and, methods | |
| CN101081689B (en) | Equipment and method for refueling airplane fuel tank system | |
| JP2023506723A (en) | Apparatus and method for filling tanks | |
| JP4301409B2 (en) | Ballast tank gas detector | |
| RU2450957C2 (en) | Device and method for testing aircraft fuel tank system | |
| JP2006008203A (en) | Under ground tank value and regular leakage monitoring method of under ground equipment using the valve and effluence prevention method of its content | |
| CN100585370C (en) | Device and method for testing airplane tank system | |
| JP3418493B2 (en) | Alarm system for sewer system | |
| RU2449928C2 (en) | Method of creating aircraft cabin pressure differential and measuring volume of leaks and device to this end | |
| EP1739053A1 (en) | Fuel vapour recovery system with temperature sensor and method therefor |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20171130 |