用于直接测量燃料的量的方法及系统与流程

本公开内容总体上涉及用于测量燃料箱(诸如贮藏箱或其它容器)中的液体燃料的量的方法和系统。更具体地，本公开内容涉及通过在燃料箱中不需要引入电组件的方式来测量在燃料箱中的液体燃料的量的方法和系统。

背景技术：

在许多商业和军事应用中，需要连续测量燃料箱中的液体燃料的量。例如，液位传感器通常被用在飞机、汽车和卡车的燃料箱中。液位传感器还被用于监测用于分配燃料的贮藏箱内的液位。

许多用于测量液位的传感器都是利用电力。这种传感器的电力输出响应于待测量的液位中的变化而变化，并通常以电阻、电容、电流、磁场、频率等形式变化。这种类型的传感器可包括可变电容器或电阻器、光学组件、霍尔效应传感器、应变仪、超声波设备等。

当前在飞机上的大多燃料传感器使用电力。例如，现有的电力电容传感器需要在箱内部的电线，其依次需要复杂的安装以及保护措施以防止在特定电力故障的状态下的安全问题。这种电线需要仔细的屏蔽、压焊以及接地，以减小杂散电容，并且还需要定期维护以确保电接触的完整性。

在商用和军用飞行的情况下，对于机组成员来说，在每次飞行之前知晓装载有足够用于任务的燃料是非常重要的。对于机组成员来说同样重要的是，在飞行期间知晓在箱中剩余足够的燃料以安全完成每次飞行。需要简单并准确的燃料的量的度量系统。对于典型的远距离运输机，它需要四分之一磅到半磅的燃料来运输一磅的重量。额外的燃料是固定负载(dead weight)并且需要额外重量的燃料来对其进行传输。

如果可以在不引入电流到燃料箱以及在不使用光学技术的情况下测量燃料箱中的液体燃料的量将是有利的。

技术实现要素：

以下详细公开的主题涉及用于在不需要准确定位整个燃料箱中的燃料高度的情况下，使用多个燃料测量探头直接测量燃料箱中的液体燃料的量的测量燃料的量的方法和系统。该方法可包括当燃料流出燃料箱时执行的以下步骤：(a)改变在时间区间内在燃料箱中的气体的体积(通过注入或排出气体)；(b)测量在时间区间内燃料箱中的气体的体积的变化率；(c)测量在时间区间内燃料流出燃料箱的速率；(d)测量在时间区间的起始点处燃料箱中的气体的第一压力和第一温度；(e)测量在时间区间的结束点处燃料箱中的气体的第二压力和第二温度；(f)基于从步骤(c)到(f)所获得的测量数据来计算燃料箱中的燃料的量。由处理单元执行步骤(f)。该计算很简单并且不需要计算瞬时燃料体积的拓扑结构。计算能力的要求也是最低的。与电气和电子探头不同，燃料箱中不需要电流。

为了满足航行需要，需要两组完全独立的燃料测量器。典型的飞机可以具有用于飞行的多点电子系统，以及能够在燃料加载过程中地面工作人员所使用的磁性系统或机械系统。本文中所提出的系统可以用作主系统或辅助系统。它也可以与当前的电子系统一起使用，使得机组人员可以使用两个独立的飞行实用系统。本文中所公开的方法并不限于飞机应用，而是也可用于陆地和海洋交通工具以及固定液体燃料箱。

在以下详细公开的主题的一个方面是用于测量燃料箱(例如，飞机上的燃料箱)中的液体燃料的量的系统，包括：第一计量器测量通过与所述燃料箱流体连通的气体管道的气体的流动速率；第二计量器，测量经由燃料管道流出所述燃料箱的所述液体燃料的速率；第一测量器，测量燃料箱的气隙中的气隙温度；第二测量器，测量燃料箱的气隙中的气隙压力；以及处理单元，被编程为基于来自第一计量器与第二计量器以及来自第一测量器与第二测量器的测量数据计算燃料箱中的液体燃料的量。该系统可进一步包括燃料测量器，被连接以接收并显示表示燃料的量的符号(symbology)。

根据一些实施方式，处理单元被编程部分地基于由所述第一测量器与第二测量器在第一时间和第二时间所测量的相应的气隙温度和气隙压力，来计算在所述第一时间之后的所述第二时间时所述燃料箱中的所述液体燃料的量。

根据其它实施方式，处理单元被编程为：通过在从第一时间到第二时间的时间区间上对第一计量器的输出进行积分来计算燃料箱中的气体的质量的变化；通过在时间区间上对第二计量器的输出进行积分来计算燃料箱中的液体燃料的体积的变化；并且基于所计算出的在时间区间内燃料箱中的气体的质量和液体燃料的体积的变化以及通过第一测量器和第二测量器在第一时间和第二时间测量出的相应的气隙温度和气隙压力，来计算在第二时间时燃料箱中的液体燃料的量。

在以下详细公开的主题的一个方面是用于当燃料流出燃料箱时测量燃料箱中的液体燃料的量的方法，包括以下步骤：(a)在开始于第一时间并结束于第二时间的时间区间内改变燃料箱中的气体的体积；(b)测量在时间区间内燃料箱中的气体的体积的变化率；(c)测量时间区间内燃料流出燃料箱的速率；(d)测量在第一时间时燃料箱中的气体的第一压力；(e)测量在第一时间时燃料箱中的气体的第一温度；(f)测量在第二时间时燃料箱中的气体的第二压力；(g)测量在第二时间时燃料箱中的气体的第二温度；并且(h)基于从步骤(b)到(g)所获得的测量数据来计算燃料箱中的燃料的量，其中，由处理单元执行步骤(h)。该方法可进一步包括在步骤(a)之前关闭与气隙流体连通的排放口，其中，步骤(a)包括当阀门被关闭时，在时间区间内经由气体管道将气体注入燃料箱中，并且步骤(b)包括：测量经由气体管道流入燃料箱的气体的速率。在可替代实施方式中，该方法可进一步包括：在步骤(a)之前打开与气隙流体连通的排放口，其中，步骤(a)包括在时间区间内经由打开的排放口排出所述气隙中的气体，并且步骤(b)包括测量气隙中的气体经由打开的排放口流出的速率。该方法可进一步包括显示表示燃料的量的符号。在一个实施方案中，执行步骤(a)到(h)是在飞机上执行的。

另一个方面是用于测量在飞行过程中机载的燃料箱中的液体燃料的量的方法，包括以下步骤：(a)在开始于第一时间并结束于第二时间的时间区间内改变燃料箱中的气体的体积；(b)测量在时间区间内燃料箱中的气体的体积的变化率；(c)测量在时间区间内燃料流出燃料箱的速率；(d)测量在第一时间时燃料箱中的气体的第一压力和第一温度；(e)测量在第二时间时燃料箱中的气体的第二压力和第二温度；(f)计算在时间区间内燃料箱中的气体的质量的变化；(g)计算在时间区间内燃料箱中的燃料的体积的变化；(h)基于所计算的在时间区间内燃料箱中的气体的质量和燃料的体积的变化、第一和第二温度以及第一压力和第二压力来计算在第二时间时燃料箱中的燃料的量；以及(i)显示表示燃料的量的符号，其中，由处理单元执行步骤(f)到步骤(h)。

在以下公开了用于测量燃料箱中的燃料的量的方法和系统的其它方面。

附图说明

图1是示出用于将液体燃料转换成动力的机载系统的主要组件的框图。

图2是示出含有液体燃料和气隙气体的燃料箱以及用于测量在开始注入气体(由标示为“气体ΔM”的虚线箭头表示)时的气隙气体的压力和温度的测量器的框图。

图3是示出在注入等于ΔM的量的气体(由标示为“气体ΔM”的实线箭头表示)之后与在图2中所示相同的组件的框图。

图4是示出根据一个实施方式的当气体被注入到燃料箱时用于直接测量燃料箱中的液体燃料的量的方法的步骤的流程图。

图5是示出根据另一个实施方式的当气体排出燃料箱时用于直接测量燃料箱中的液体燃料的量的方法的步骤的流程图。

图6是标识根据某些实施方式的用于测量燃料箱中的液体燃料的液位的系统的组件的框图。

在下文中将参考附图，其中，在不同的附图中相同的元件具有相同的参考标号。

具体实施方式

为了说明的目的，现将对用于测量飞机上的燃料箱中的液体燃料的量(即，体积或质量)的方法及系统进行详细描述。然而，应当理解的是，在本文中所公开的方法并不限于飞机应用，而是还可用于陆地和海洋的交通工具以及静止的液体燃料箱。在以下公开的至少一些细节涉及可选的特征或者方面，在一些应用中，在不背离所附的权利要求书的范围的情况下可省略该可选的特征或者方面。

在交通工具中的燃料箱装载了被用于操作交通工具的发动机的燃料。该燃料在存在氧气或者空气的情况下是易燃的。当使用燃料时，燃料的液位降低。这种降低的燃料的液位导致填充气体的空间大小变大，高于在燃料箱中的液体燃料的液位。液体燃料上方的空间可包含空气和燃料蒸气。该空间被称为“气隙(ullage)”。

可通过使用惰性气体系统来增加燃料箱的安全性。惰性气体系统可以生成并分配惰性气体，以减少在燃料箱中存在的氧气的含量。具体地，在燃料箱中的燃料表面上方的空间(即，气隙)填充有惰性气体。在燃料箱中的惰性气体取代包含氧气的空气。惰性气体还可取代燃料蒸气和其它元素。这个过程被称为“惰化”。惰性气体通过减少燃烧事件(包括点火、爆震或爆燃)的可能性的方式来减小空间内的氧气含量。燃烧事件可以是燃料的燃烧、燃料蒸汽的燃烧，或者两者。

机载惰性气体发生系统(OBIGGS)可以被用于产生贫氧(即，惰性的)气体以使燃料箱中的气隙惰化。惰化燃料箱的气隙部分减少了在燃料箱中的氧化剂，并因此减少了在其中的蒸汽的可燃性。例如，此惰性气体可以是氮气、富氮气体、二氧化碳以及其它类型的惰性气体。

图1是示出用于将液体燃料转换成动并惰化燃料箱的机载系统的主要组件的框图。该系统包括机载惰性气体发生系统(OBIGGS)2。气体被输送到OBIGGS 2。OBIGGS 2在与燃料箱4连通的流体中。在OBIGGS 2中，氧气被从空气中分离，并且剩余的贫氧气体被发送到燃料箱4。燃料箱4的内部体积包含覆盖液体燃料10的气隙气体8。典型的OBIGGS 2将空气的两个主要组成部分(氧气和氮气)进行分离。不使用氧气，而是将富氮气体注入燃料箱4，以减少气隙气体8的氧气浓度。在某些实施方式中，OBIGGS 2从发动机的排气产生富氮气体(即，飞机上的气压系统消耗的从不同的发动机的压缩机级排出的加压空气)。气隙气体8可以从燃料箱4排出机外。燃料从燃料箱4输送到发送机或者输送到辅助动力单元(APU)6，从而当燃料燃烧时能够产生电力。通常每次飞行之前、装载燃料之后打开OBIGGS 2。对于军用飞机，通常开启该系统。在商用飞机上，可能在飞行中关闭该系统。

气体(包括燃料箱中的气隙气体)是可压缩的，这意味着当给定质量的气体被加压时，其体积减小，即，在渐增的压力下，更大质量的气体可被压缩成相同的体积。空气和富氮气体两者均是可压缩的，并且是理想气体。由理想气体定律决定理想气体的性能：

PV＝MRT

其中P是压力，V是体积，M是量(例如，质量)，R是理想气体常数以及T是温度。在SI单位中，P的单位是帕斯卡，V的单位是立方米，M的单位是摩尔以及T的单位是开氏度。如果用标准大气压(atm)代替帕斯卡，并且用公升代替立方米，则R的值是8.314J·K^-1mol，或者是0.08206L atm mol^-1K^-1。

相比于气体的可压缩性，液体则是不可压缩的，这意味着，当液体被加压时，其体积不发生变化。液体燃料是不可压缩的。

在各种实施方式中，该飞机包括两个主要类型的燃料测量系统：发动机的燃料流量计量器和燃料箱的燃料量测量器。发动机的燃料流量计量器在发动机中的燃料管道上。它非常准确地给出提供给各发动机的燃料的瞬时燃料流量的读数。对来自所有燃料流量计量器的读数求和并且对飞行时间积分得出在飞行中消耗的燃料总量。该系统的问题仅在于只有进入发动机的燃料的量是已知的。燃料流量计量器不提供在每个燃料箱中有多少燃料的量。

在飞行中至少使用五种类型的燃料箱的燃料量测量器：(1)观察镜(sight glass)、(2)机械式的、(3)电气式的；(4)电子式的以及(5)光学式的。由于燃料箱的复杂性，飞行状态的变化性以及飞机姿势不恒定，因此为了准确性，需要在箱中的多个位置进行读数。典型的小型商用飞机可能需要最少二十个燃料测量探头，并且大型飞机可能有超过六十个燃料测量探头。总系统重量很高，并且任何一个探头出现故障都会降低准确性。为了将瞬时探头数据和飞行数据转换成燃料的量，需要精密的算法。该算法需要大量运算力。当设计变化时，诸如改变注入燃料箱的路径时，需要更新燃料的量的软件。除了燃料测量探头，飞机可能需要用于补偿燃料电容率的变化的探头补偿器，测量燃料密度的光密度计，以及测量燃料温度的温度传感器。在大部分时间都是在水平巡航的飞行中，燃料和气隙接口管道相对稳定和水平。在这种状态下，水平传感测量器提供准确的数据。在飞机不断机动(maneuvered)的飞行中，这些测量器可能不能提供理想的结果。

本文中提出的燃料测量系统克服了在前面段落中所描述的许多缺点。对于各燃料箱，该燃料测量系统包括：输入气体管道、具有阀门的排放管道、气隙气压测量器以及气隙气温测量器。在读取各燃料的量期间进行压力测量和温度测量。

图2是示出含有液体燃料10和气隙气体8的燃料箱4、用于测量燃料箱4内的气隙气体的压力的压力测量器12以及用于测量燃料箱4内的气隙气体的温度的温度测量器14的框图。在图2中所示的系统还包括用于经由输入气体管道(未示出)将富氧气体(由标记为“气体ΔM”的虚线箭头表示)注入燃料箱4中的一个或多个注入管口(未示出)、用于燃料箱排出(均压)以及排出气隙气体的排放管道16以及排放管道16上控制排气的爬升/俯冲阀门(climb/dive valve)18。随着排放管道16上的阀门18关闭时，由在图2中的ΔM表示的少量(质量)气体被注入到燃料箱4中。由燃料箱过压设计的限制来限定量ΔM。在图2中所示的在压力测量器12和温度测量器14上的读数旨在表示在时间区间(该时间区间在时间2结束，其中，时间2-时间1＝ΔT)的起始处(以下也称为“时间1”)的气隙的压力和温度。在图2中用虚线箭头标记的“气体ΔM”表示在时间1开始注入的气体。该气体的注入至少持续到时间2。

图3是在从时间1到时间2的时间区间注入等于ΔM(由标记为“气体ΔM”的实线箭头表示)的气体量之后与在图2中所示相同的组件的框图。换句话说，ΔM表示在ΔT期间气隙气体的质量的变化。如将在稍后更详细地描述的，可通过对从时间1到时间2的时间区间内气体流入燃料箱4的速率进行积分来计算ΔM。

虽然未在图2和图3中标明，但是当气体被注入燃料箱4时，液体燃料10也从燃料箱4中流出。如将在后面更详细描述的，可通过对从时间1到时间2的时间区间内燃料流出燃料箱4的速率进行积分来计算ΔV。

由于气体被注入燃料箱4并且燃料10流出燃料箱4，因此气隙气体8的压力和温度发生变化，可将在图3中所示的压力测量器12和温度测量器14的读数与在图2中的相同的测量器的各读数进行比较来表示该变化。

根据一种方法，如通过在图2中示出的压力测量器12和温度测量器14的读数所指示的，在时间1进行的第一压力测量和第一温度测量。如通过在图3中示出的压力测量器12和温度测量器14的读数所指示的，在时间2进行第二压力测量和第二温度测量。当在从时间1到时间2的时间区间内(在此期间排放管道16的阀门18被关闭)将气体被添加入气隙8时，由于气体是可压缩的并且气隙是受限的，因此所测量的气隙的压力和气隙的温度都应增加。相反，燃料是不可压缩的。因此，虽然随着气体被注入，气隙压力增大，但是由于这种气隙压力的增大的燃料体积不发生变化(尽管它确实由于流向发动机的燃料流而变化)。

在OBIGGS不可用或飞机没有OBIGGS的情况下，发动机的排出气体可以被用作注入气体。发动机的排出气体很热，因此可能需要预冷却。在注入气体的情况下，可由沿着入气管道放置的气流计量器来测量气体速率。通过对时间1与时间2之间的气流速率进行积分，可得到气体质量的变化ΔM。在飞行过程中，可在发动机处测量流向发动机的燃料流速率(gpm或lb/小时)，并且这是已知量。通过对时间1和时间2之间的燃料流速率进行积分，可以得到燃料体积的变化ΔV。由于燃料箱的体积是恒定的，因此在时间区间内燃料体积的变化将等于或者对等于气隙体积中的变化。

增压气体的另一个来源是来自机舱的气体。对于商用飞机来说，在机舱中的气体不断地变化。气体被排到机外。对于长距离的飞机来说，可使用这种气体对气隙进行加压。在飞机机舱内的压力通常设定为8000英尺的海拔的压力或者每平方英寸11磅。在35000英尺的巡航海拔处的周围气体的压力是每平方英寸3.5磅。在机舱的气体内存在充足的气压来运行燃料测量系统。此外，机舱气体是废气，因此它不会消耗用于增压的燃料。

然后使用理想气体定律计算在时间2的气隙体积(V+ΔV)。在时间1和时间2的两个气体定律如下：

P₁V＝MRT₁

P₂(V+ΔV)＝(M+ΔM)RT₂

在时间1(在开始注入气体时或者在开始注入气体之后)处测量压力P₁和温度T₁；在时间2(在此时刻继续注入气体)处测量压力P₂和温度T₂；并且在注入气体的时间区间(从时间1到时间2)测量ΔM。R是理想气体常数。在时间1处的燃料箱4中的初始气隙体积V和初始气体质量M仅是两个未知数。同时求解时间1和时间2处的相应的热力学状态方程，用于时间1的气隙体积V和时间1的气隙气体质量M。在每个示例中所计算的气隙体积是在忽略了气隙形状或者多少气泡组成了气隙体积的情况下真实的气隙体积。

在时间2处的燃料箱的内部体积与气隙体积(V+ΔV)之间的差是在时间2处的燃料体积。同样，可通过时间2和时间3或者时间1和时间3的理想气体定律来计算在时间3(继时间2之后)处的燃料体积。在各示例中，燃料体积与燃料密度的乘积是燃料重量。

继续进行测量和计算过程，直到气隙的气压达到一个预先规定的界限。受限的气隙压力一直低于燃料箱的过压设计的限制。当达到受限的气隙压力时，阀门18被打开以允许气隙减压。在减压期间，继续测量气隙的气压和温度。唯一的区别是，气隙气体ΔM的质量的变化现在为负。

图4是示出根据一个实施方式的当气体被注入并且燃料流出燃料箱时，直接测量在燃料箱中的液体燃料的量的方法的步骤的流程图。首先，将排气阀关闭(步骤20)。然后在时间T处开始并在时间(T+ΔT)处结束的时间区间内经由气体管道将气体注入燃料箱，同时关闭排放阀门(步骤22)。在整个时间区间内对气体流入燃料箱的速率以及燃料流出燃料箱的速率进行测量(步骤24)。此外，在时间T处测量燃料箱中的气体的压力和温度(步骤26)，并且在时间(T+ΔT)测量燃料箱中的气体的压力和温度(步骤28)。然后计算在时间区间ΔT期间在燃料箱中的燃料的体积的变化(步骤30)。同样地，计算在时间区间ΔT期间内注入燃料箱的气体的质量的变化(步骤32)。然后使用如前述的时间T和(T+ΔT)的相应的气体定律方程来计算在时间T处的气隙的气体质量M和气隙的气体体积V(步骤34)。然后可计算在时间(T+ΔT)处的燃料体积(步骤36)。同时，确定气隙的气压是否已经达到预设的最大压力(步骤38)。如果已经达到预设的最大压力，那么停止注入气体(步骤40)。如果尚未达到预设的最大压力，则继续注入气体，并且处理返回到步骤28，即，在经过以时间(T+ΔT)开始并以时间(T+2ΔT)结束的第二时间区间之后，再次测量燃料箱中的气体的压力和温度。可以在规律的时间增量ΔT，即，连续的时间(T+nΔT)(其中n＝1，2，3，等…)来获得连续的数据点。

图5是示出根据另一个实施方式的当气体被注入并且燃料流出燃料箱时直接测量燃料箱中的液体燃料的量的方法的步骤的流程图。首先，将排气阀打开(步骤60)。然后在时间T处开始并在时间(T+ΔT)处结束的时间区间内经由排放管道(例如，使用的气体泵)将气隙的气体排出燃料箱，同时打开排放阀门(步骤62)。在整个时间区间对气体流入燃料箱的速率以及燃料流出燃料箱的速率进行测量(步骤24)。此外，在时间T测量燃料箱中的气体的压力和温度(步骤26)，并且在时间(T+ΔT)处测量燃料箱中的气体的压力和温度(步骤28)。然后计算在时间区间内燃料箱中的燃料的体积变化(步骤30)。同样，计算在时间区间内排出燃料箱的气体的质量的变化(步骤64)。然后使用如前述的时间T和(T+ΔT)的相应的气体定律方程来计算在时间T处的气隙的气体质量M和气隙的气体体积V(步骤34)。然后可计算在时间(T+ΔT)处的燃料体积(步骤36)。同时，确定气隙的气压是否已经达到零(相对于周围环境的压力)(步骤66)。如果气隙的气压已经达到零，则关闭排放阀门(步骤20)。如果气隙的气压没有达到零，那么继续排出气体，并且处理返回到步骤28，即，在经过前述的第二时间区间之后，再次测量燃料箱中的气体的压力和温度。

图6是标识根据上述的实施方式的用于测量燃料箱中的液体燃料的液位的系统的组件的框图。由处理单元44执行所有的计算，该处理单元从压力测量器12、温度测量器14、燃料流速计量器48以及气体流速计量器50接收测量数据。处理单元44被编程以执行将在燃料箱中的燃料的量进行量化的算法。处理单元44将燃料的量的数据输出给显示表示燃料的量的符号的燃料测量器46。燃料测量器46可采取具有显示处理器的显示设备，显示处理器被编程以在显示屏幕上以图形和/或字母数字显示测量结果(例如，燃料液位)。由处理单元44提供给燃料测量器46的读数在被呈现之前可被积分或者求平均值，并且可在基本连续或者不同的时间区间内实时地提供。

处理单元44可以是一个专用的微处理器或通用计算机。根据一个实施方式，由处理单元44所执行的算法包括：(1)通过对在时间区间内燃料流出燃料箱的速率(由燃料流计量器48提供)进行积分来计算在时间区间内燃料箱中的燃料的体积的变化ΔV的算法；(2)通过对在时间区间内流入或者流出燃料箱的气流的速率(由气流计量器50提供)进行积分来计算在时间区间内的燃料箱中的气体的质量的变化ΔM的算法；(3)基于ΔV、ΔM计算在时间区间的起点的气隙的气体质量M和气隙的气体体积V，由压力测量器12测量在时间区间的开始和结束点的压力，并且由温度测量器14测量在时间区间的开始和结束点的温度的算法，以及(4)基于(V+ΔV)和燃料箱固定的体积计算在时间区间内的终点处的燃料体积的算法。可用燃料体积与燃料密度的乘积来计算燃料重量。

上述系统的一个优点是，它测量气隙而不是燃料液位(即，燃料的表面位置)。飞机的海拔或者飞行状态都不影响读数或者测量的准确性。

大多数飞机有多个燃料箱。与目前燃料系统的应用相似，每个燃料箱可设置有其自己的单独的燃料的量测量系统。对于具有多个分区的油箱，可能需要一个以上的温度探头。

气隙的气体不限于OBIGGS富氮气体或者发动机的排气。可以使用其它气体或惰性气体，如二氧化碳。对于非飞机和固定箱的应用，可以使用加压气体或瓶装气体。

此外，气隙的气体并不限定于理想气体。可以使用任何气体。例如，当使用范德华气体时，可以使用气体的范德华方程和相应的范德华常数。

混合两种不同的气体(即，添加气体)是与在燃料箱中的情况不同的，它可以实施但是可能会使最终的运算更加繁琐。

所有飞机系统都需要有备份系统以备不时之需。这种燃料测量系统重量轻并且价格低廉。可以通过复制燃料箱中的整个系统来实现备份，只要他们是独立于彼此的。

尽管已经参考各种实施方式对用于测量燃料箱中的液体燃料的量的方法进行了说明，但是本领域的技术人员将理解的是，在不背离本文的教导的情况下，可进行各种变化以及可用等价物来代替其元件。此外，可作出许多修改以适应在本文所公开的特定情况的做法的构思以及应用的变形。因此，其意图是由权利要求涵盖的主题并不限于所公开的实施方式。

此外，本公开内容包括根据以下项的实施方式：

项1.一种用于测量在燃料箱中的液体燃料的量的系统，包括：

第一计量器，测量通过与所述燃料箱流体连通的气体管道的气体的流动速率；

第二计量器，测量经由燃料管道流出所述燃料箱的所述液体燃料的速率；

第一测量器，测量所述燃料箱的气隙中的气隙温度；

第二测量器，测量所述燃料箱的所述气隙中的气隙压力；以及

处理单元，被编程为基于来自所述第一计量器与所述第二计量器以及来自所述第一测量器与所述第二测量器的测量数据计算所述燃料箱中的所述液体燃料的量。

项2.根据项1所述的系统，进一步包括连接用于接收和显示表示所述燃料的量的符号的燃料测量器。

项3.根据项1所述的系统，其中，所述处理单元被编程以部分地基于由第一测量器与第二测量器在第一时间和第二时间所测量的相应的气隙温度和气隙压力，来计算在第一时间之后的第二时间时的燃料箱中的液体燃料的量。

项4.根据项1所述的系统，其中，所述处理单元被编程为：

通过在从第一时间到第二时间的时间区间上对所述第一计量器的输出进行积分来计算所述燃料箱中的气体的质量的变化；

通过在所述时间区间上对所述第二计量器的输出进行积分来计算所述燃料箱中的所述液体燃料的体积的变化；并且

基于所计算出的在所述时间区间内所述燃料箱中的气体的质量和所述液体燃料的体积的变化以及通过所述第一测量器和所述第二测量器在所述第一时间和所述第二时间测量出的相应的气隙温度和气隙压力，来计算在所述第二时间时所述燃料箱中的所述液体燃料的量。

项5.根据项1所述的系统，其中，所述处理单元进一步被编程为响应于气隙压力等于预设的最大压力而关闭所述气体管道。

项6.根据项1所述的系统，其中，所述气体管道被连接至机载的惰性气体生成系统。

项7.根据项1所述的系统，其中，所述气体管道接收发动机的排出气体。

项8.根据项1所述的系统，其中，所述气体管道是排气管。

项9.根据项1所述的系统，其中，燃料箱是飞机的一部分。

项10.一种用于测量在燃料流出燃料箱时燃料箱中的液体燃料的量的方法，包括以下步骤：

(a)在开始于第一时间并结束于第二时间的时间区间内改变所述燃料箱中的所述液体燃料上方的气隙中的气体的体积；

(b)测量在所述时间区间内所述燃料箱中的气体的体积的变化率；

(c)测量在所述时间区间内所述液体燃料流出所述燃料箱的速率；

(d)测量在所述第一时间时所述燃料箱中的气体的第一压力；

(e)测量在所述第一时间时所述燃料箱中的气体的第一温度；

(f)测量在所述第二时间时所述燃料箱中的气体的第二压力；

(g)测量在所述第二时间时所述燃料箱中的气体的第二温度；并且

(h)基于从步骤(b)到步骤(g)所获得的测量数据来计算所述燃料箱中的所述液体燃料的量，

其中，由处理单元执行步骤(h)。

项11.根据项10所述的方法，进一步包括在步骤(a)之前关闭与所述气隙流体连通的排放口，其中，步骤(a)包括当所述排放口关闭时，在所述时间区间内经由气体管道将气体注入所述燃料箱中，并且步骤(b)包括测量经由所述气体管道流入所述燃料箱的气体的速率。

项12.根据项11所述的方法，进一步包括响应于气隙压力等于预设最大电压而关闭气体管道。

项13.根据项10所述的方法，进一步包括在步骤(a)之前打开与所述气隙流体连通的排放口，其中，步骤(a)包括在所述时间区间内经由打开的所述排放口排出所述气隙中的气体，并且步骤(b)包括测量所述气隙中的气体经由打开的所述排放口流出的速率。

项14.根据项13所述的方法，进一步包括响应于气隙压力等于零而关闭所述排放口。

项15.根据项10所述的方法，进一步包括：显示表示所述燃料量的符号。

项16.根据项10所述的方法，其中，步骤(h)包括：

计算在所述时间区间内所述燃料箱中的气体的质量的变化；

计算在所述时间区间内所述燃料箱中的液体燃料的体积的变化；并且

基于所计算出的在所述时间区间内所述燃料箱中的气体的质量和所述液体燃料的体积的变化以及所述第一温度和所述第二温度与所述第一压力和所述第二压力，来计算在所述第二时间时所述燃料箱中的所述液体燃料的量。

项17.根据项10所述的方法，其中，所述注入气体是富氮气体。

项18.根据项10所述的方法，其中，所述注入气体是发动机排出气体。

项19.根据项10所述的方法，其中，步骤(a)到(h)是在飞机上执行的。

项20.一种用于测量在飞行中机载的燃料箱中的液体燃料的量的方法，包括以下步骤：

(a)改变在开始于第一时间并结束于第二时间的时间区间内高于燃料箱中的液体燃料的气隙中的气体的体积；

(b)测量在所述时间区间内在燃料箱中的气体的体积的变化率；

(c)测量在所述时间区间内燃料流出燃料箱的速率；

(d)测量在第一时间时在燃料箱中的气体的第一压力和第一温度；

(e)测量在第二时间时在燃料箱中的气体的第二压力和第二温度

(f)计算在所述时间区间内燃料箱中的气体的质量的变化；

(g)计算在所述时间区间内燃料箱中的燃料的体积的变化；

(h)基于所计算的在所述时间区间内、所述第一温度和第二温度下以及所述第一压力和第二压力下燃料箱中的气体的质量和燃料的体积的变化来计算在所述第二时间时燃料箱中的燃料的量；并且

(i)显示表示所述燃料的量的符号，

其中，由处理单元执行步骤(f)到(h)。

下文中陈述的方法权利要求不应解释为要求其中所陈述的操作要按照字母顺序(权利要求中的字母顺序仅用于引用以上陈述的操作的目的)或者按照它们被陈述的顺序执行。它们也不应被解释为排除同时或交替执行两个或多个操作。