相关申请的交叉引用
本申请要求于2017年10月19日提交的美国临时专利申请第62/574,385号的优先权，其全部内容通过引用并入本文。
本技术涉及燃料泵管理系统和用于操作燃料泵管理系统的方法。具体地，该系统和方法允许分析燃料流体的液位，以确定燃料泵是否要关闭。
背景技术：
在低燃料状态下操作航空器可能存在燃料箱着火的风险。在没有保护机制的情况下，即使与燃料泵流体连接的燃料箱为空或接近空，燃料泵仍可保持工作。这样的情况可能导致燃料泵变热，从而出现故障的风险和/或着火的风险，进而可能导致航空器级别上的起火危险。例如，当航空器在地面上并且维修人员忘记关闭燃料泵时，可能会发生这种情况。
为了减轻与燃料泵过热相关联的风险，已经研究了多种方法。此类方法包括将一个或多个热敏开关和/或一个或多个热熔断器嵌入燃料泵的定子接线中。热开关和/或热熔断器通常在被加热到一定水平以上时触发。如果已经发生检测到过热的触发，则这种方法可能导致需要更换热敏开关和/或热熔断器，或者如果没有发生检测到过热的触发，则这种方法可能导致热敏开关和/或热熔断器的潜在故障。由于这些可能的潜在故障，可能需要额外保护。此类额外保护可以包括将接地故障断路器(gfi)或快速动作电弧故障断路器(faaf)嵌入在燃料泵的电路中。此类额外保护可能存在缺陷，因为gfi(1)不检测燃料箱的空运行(即，它仅在燃料箱为空时防止电线电弧起火)，并且(2)不防止异物损坏(fod)，异物如果在空运行情况下卡在叶轮中，则其本身会是点火源。此外，可能还需要进行额外的接线和/或测试，以证明gfi和/或faaf可正常工作。
可替代地，额外保护还可以包括为燃料泵的定子接线中的每一根导线嵌入双重熔断器。然而，那些方法可能存在缺陷，特别是但不限于，在航空器的燃料系统中增加组件，从而增加了复杂性和/或重量。
第一替代方法包括在hydro-aire，inc.的美国专利6,908,289中描述的系统和方法。该系统和方法监视燃料箱内的燃料压力，如果压力下降到阈值以下，则关闭系统。该系统和方法试图基于燃料泵的压力水平而自动关闭燃料。
第二替代方法包括tdgaerospace，inc.的美国专利7,352,550中描述的系统和方法。该系统和方法涉及触发燃料泵关闭的故障检测电路。
即使已经开发出多种方法，但仍然可能需要改进。
在背景技术部分中讨论的主题不应仅仅由于在背景技术部分中提及该主题而被认为是现有技术。类似地，在背景技术中提到的或与背景技术的主题相关联的问题不应被认为是现有技术中先前已经认识到的。背景技术部分中的主题仅表示不同的方法。
技术实现要素：
在一个方面，本技术的各种实施方式提供了一种用于航空器的燃料泵管理系统，该系统包括：
燃料计，该燃料计被配置用以以电子方式读取燃料箱中容纳的燃料流体的液位；
燃料泵，所述燃料泵与燃料箱和待被供给燃料流体的动力单元流体连通；和
控制器，所述控制器连接至燃料计和燃料泵，该控制器被配置为用以(1)分析由燃料计读取的燃料流体的液位，以及(2)在确定燃料流体的液位等于或低于预定燃料液位阈值时，使燃料泵关闭。
在另一方面，燃料计位于燃料箱内。
在另一方面，燃料计包括电容探针和接近感测单元中的至少一者。
在另一方面，燃料计包括超声换能器、磁阻液位变送器、激光变送器和导波雷达中的至少一者。
在又一方面，燃料计被配置为用以将容纳在燃料箱中的燃料流体的液位的一个或多个读数传输到燃料控制器。
在另一方面，预定燃料液位阈值是最小阈值，该最小阈值被确定为使得燃料泵在关闭之前不经受燃料压力下降和异物点火中的一者。
在又一方面，关闭燃料泵包括切断流向燃料泵的电流。
在另一方面，燃料泵包括螺线管，并且其中，关闭燃料泵包括向螺线管发送信号，以便螺线管使得流向燃料泵的电流被切断。
在又一方面，在使燃料泵关闭之前，控制器确定安装有燃料泵管理系统的航空器是否在地面上。
在另一方面，动力单元是航空器发动机和辅助动力单元(apu)中的一者。
在另一方面，本技术的各种实施方式提供了一种操作航空器的燃料泵管理系统的方法，该方法包括：
从燃料计接收容纳在燃料箱中的燃料流体的液位的电子读数；以及
分析燃料流体的液位的电子读数，该分析包括：
在确定燃料流体的液位等于或低于预定燃料液位阈值时，使与燃料箱连通的燃料泵关闭。
在另一方面，燃料计位于燃料箱内。
在又一方面，燃料计包括电容探针和接近感测单元中的至少一者。
在另一方面，燃料计包括超声换能器、磁阻液位变送器，激光变送器和导波雷达中的一者。
在又一方面，燃料计被配置为用以将容纳在燃料箱中的燃料流体的液位的一个或多个读数传输至燃料控制器。
在另一方面，预定燃料液位阈值是最小阈值，该最小阈值被确定为使得燃料泵在关闭之前不经受燃料压力下降和异物点火中的一者。
在又一方面，关闭燃料泵包括切断流向燃料泵的电流。
在另一方面，燃料泵包括螺线管，并且其中，关闭燃料泵包括向螺线管发送信号，以便螺线管使得流向燃料泵的电流被切断。
在又一方面，在使燃料泵关闭之前，控制器确定安装有燃料泵管理系统的航空器是否在地面上。
在另一方面，本技术的各种实施方式提供了一种控制器，该控制器包括处理器和非暂时性计算机可读介质，该非暂时性计算机可读介质包括控制逻辑，该控制逻辑在由处理器执行时引起航空器的燃料泵管理系统的操作。
在其他方面，本技术的各种实施方式提供了一种非暂时性计算机可读介质，其存储用于操作航空器的燃料泵管理系统的程序指令，该程序指令可由基于计算机的系统的处理器执行，以执行上述一种或多种方法。
在其他方面，本技术的各种实施方式提供了基于计算机的系统，例如但不限于，电气系统控制器，其包括至少一个处理器和存储程序指令的存储器，所述程序指令用于航空器的燃料泵管理系统的操作，该程序指令可由电气系统控制器的所述至少一个处理器执行，以执行上述方法中的一种或多种。
在本说明书的上下文中，除非另有明确规定，否则计算机系统可以指代但不限于“电子设备”、“控制器”、“燃料控制器”、“控制计算机”、“控制系统”、“基于计算机的系统”、“燃料管理系统”和/或其适合于当前相关任务的任何组合。
在本说明书的上下文中，除非另有明确规定，否则表述“计算机可读介质”和“存储器”旨在包括任何性质和种类的介质，其非限制性示例包括ram、rom、盘片(cd-rom、dvd、软盘、硬盘驱动器等)、usb密钥、闪存卡、固态驱动器和磁带驱动器。仍在本说明书的上下文中，“一”计算机可读介质和“该”计算机可读介质不应被解释为相同的计算机可读介质。相反，在适当的情况下，“一”计算机可读介质和“该”计算机可读介质也可以被解释为第一计算机可读介质和第二计算机可读介质。
在本说明书的上下文中，除非另有明确规定，否则词语“第一”、“第二”、“第三”等用作形容词，其目的仅是为了允许将它们修饰的名词彼此区分开，而不是为了描述这些名词之间的任何特定关系。
本技术的实施方式具有上述目的和/或方面中的至少一个，但不必具有全部的上述目的和/或方面。应当理解，由于试图实现上述目的而导致的本技术的某些方面可能不满足该目的，和/或可能满足本文未具体叙述的其他目的。
根据以下描述、附图和所附权利要求，本技术的实施方式的附加和/或替代特征、方面和优点将变得显而易见。
附图说明
为了更好地理解本技术以及本技术的其他方面和进一步的特征，参考以下说明，该说明将与附图结合使用，其中：
图1是从航空器的左前顶部获取的透视图；
图2是根据本技术的实施例的燃料管理系统的图；
图3是根据本技术的实施例的计算环境的图；和
图4是示出流程图的图，该流程图例示了实现本技术的实施例的计算机实现的方法。
还应注意，除非本文另有明确规定，否则附图均未按比例绘制。
具体实施方式
本文中所列举的示例和条件语言主要旨在帮助读者理解本技术的原理，而不是将其范围限制于这样具体列举的示例和条件。应当理解，本领域技术人员可以设计各种布置，尽管这里没有明确描述或示出，但是它们体现了本技术的原理并且被包括在其精神和范围内。
此外，为了帮助理解，以下描述可以描述本技术的相对简化的实施方式。如本领域技术人员将理解的，本技术的各种实施方式可能具有更大的复杂性。
在某些情况下，也可以提出被认为是对本技术的修改的有用示例。这样做仅是为了帮助理解，并且同样也不是为了限定本技术的范围或阐述本技术的界限。这些修改不是详尽的列表，并且本领域技术人员可以进行其他修改，而仍然保留在本技术的范围内。此外，在未提出修改示例的情况下，不应解释为不可能进行修改和/或所描述的是实现本技术的该元素的唯一方式。
此外，本文中叙述本技术的原理、方面和实施方式以及其特定示例的所有陈述旨在涵盖其结构和功能等同物，无论它们是当前已知的还是在将来要开发的。因此，例如本领域技术人员将理解，本文的任何框图表示体现本技术原理的说明性电路的概念图。类似地，将理解的是，任何流程图、流程框图、状态转换图、伪代码等都表示各种过程，其中这些过程可以基本在计算机可读介质中表示，且因此由计算机或处理器执行，无论是否明确示出了计算机或处理器。
附图中所示的各种元件的功能，包括标记为“处理器”或“控制器”的任何功能块，可以通过使用专用硬件以及能够与适当的软件相关联地执行软件的硬件来提供。当由处理器提供时，功能可以由单个专用处理器、单个共享处理器或多个单独的但其中一些可以共享的处理器提供。在本技术的一些实施例中，处理器可以是通用处理器，诸如中央处理器(cpu)，或专用于特定目的的处理器，例如数字信号处理器(dsp)。此外，术语“处理器”或“控制器”的明确使用不应解释为专门指能够执行软件的硬件，而是可以隐含地包括但不限于专用集成电路(asic)、现场可编程门阵列(fpga))、用于存储软件的只读存储器(rom)、随机存取存储器(ram)和非易失性存储装置。也可以包括其他常规的和/或定制的硬件。
在本文中，软件模块，或简单地说，暗示为软件的模块，可以表示为流程图元素或指示过程步骤和/或文本描述的执行的其他元素的任何组合。这样的模块可以由明确或隐含示出的硬件执行。
有了这些基本原理，我们现在将考虑一些非限制性示例，以说明本技术各方面的各种实施方式。
参考图1，示出了航空器10。航空器10是航空器的示例性实施方式，并且可以设想其他类型的航空器。航空器10具有机身12，在机身12的前部的驾驶舱14以及在机身12的后部的尾部16。尾部16具有左右水平稳定器18和垂直稳定器20。每个水平稳定器18设置有升降舵22，升降舵22用于控制航空器10的俯仰。垂直稳定器20设置有用于控制航空器10的偏航的方向舵24。航空器10还具有一对机翼26。左机翼26连接至机身12并在其左侧延伸。右机翼26连接至机身12并在其右侧延伸。机翼26设置有襟翼28和副翼30。襟翼28用于控制航空器10的升力，并且副翼30用于控制航空器10的滚转。可选地，每个机翼26在其顶端设置有小翼32。左发动机总成和右发动机总成34分别连接到左机翼和右机翼26的底部，如将在下面更详细地描述的。可以设想到的是，一个以上的发动机总成34可以连接到各机翼26。航空器10设置有更多的组件和系统，诸如起落架和辅助动力单元，在此将不进行描述。
现在同时参考图1和图2，将更详细地描述左发动机总成34和燃料管理系统200。由于右发动机总成34类似于左发动机总成34，因此在此将不对其进行详细描述。在附图中，与左发动机总成34的元件相对应的右发动机总成34的元件已经用相同的附图标记进行了标记。
左发动机总成34具有发动机机舱50，在发动机机舱50的内部是发动机52。在本实施方式中，发动机52是涡扇发动机，诸如pratt&whitneytmpw1500gtm涡扇发动机。可以设想使用其他涡扇发动机。还可以设想到，可以使用除了涡扇发动机以外的发动机。
吊架54连接在发动机机舱50和左机翼26的底部之间，从而将发动机52连接到左机翼26。吊架54沿着发动机机舱50的顶部延伸。吊架54的大部分延伸到左机翼26的前缘56的前方。吊架54的后顶部连接到机翼26的前底部。
从图2中可以看出，发动机总成34也流体地连接到燃料管理系统200。在一些实施例中，燃料管理系统200可以等同地被称为航空器燃料系统。广义上讲，燃料管理系统200可以依靠系统和控制逻辑来泵送、管理和输送燃料流体(等同地称为喷气燃料)，以确保发动机总成34在航空器的任何操作阶段都能接收到适量的燃料流体。这些操作阶段可以包括当航空器静止在地面上、滑行和/或飞行时(例如，在起飞、巡航和/或着陆期间)的操作。在一些实施例中，燃料管理系统200可以包括附加功能，诸如但不限于，通过动态地调节每个燃料箱中的燃料流体的分配来管理航空器的重心。燃料管理系统200还可包括对于本技术领域的技术人员而言可能变得显而易见的其他功能。
在所图示的实施例中，燃料管理系统200包括燃料箱202，一个或多个燃料计204、一个或多个燃料泵206以及一个或多个燃料控制器208。附加的系统和组件也可以是燃料管理系统200的一部分，诸如燃料管和燃料阀。这样的附加系统和组件对于本技术领域的技术人员而言可易于变得显而易见。
燃料箱、燃料计和燃料泵的数量可能会根据航空器的构造而变化。在一些实施例中，每个燃料箱与对应的燃料泵和对应的燃料计相关联。在一些替代实施例中，每个燃料箱可以与多个燃料泵和/或燃料计相关联。在一些实施例中，多个燃料箱可分布在整个航空器上，诸如但不限于，分布在机翼中和/或机身内(例如，在腹部整流罩内)。在一些替代实施例中，诸如在喷气式战斗机中，燃料箱可以位于外部(例如，附接到机翼的副燃料箱)。
在一些实施例中，燃料箱202是“内置”在航空器的结构中，该航空器的结构被密封以允许燃料存储。如前所述，燃料箱202可以位于航空器的各个部分上，诸如但不限于在航空器的机翼、机身和/或尾翼中。
在一些实施例中，相对于燃料箱202安装燃料计204，以便读取容纳在燃料箱202中的燃料流体的液位。在一些实施例中，燃料计204可以等同地称为传感器和/或探针。在一些实施例中，燃料计204位于燃料箱202内。在一些实施例中，燃料计204与燃料箱202一体地形成。在一些实施例中，燃料计204被配置为允许直接读取燃料流体的液位。在一些实施例中，液位的读取是直接和电子地完成的，从而允许准确地确定燃料液位的水平。在一些实施例中，电子读数允许一定的精度，这是传统仪表(诸如机械探针)不可能做到的。
在一些实施例中，燃料计204可包括电容探针和/或接近感测单元。在一些实施例中，燃料计204可以包括超声换能器、磁阻液位变送器、激光变送器和/或导波雷达。
在一些实施例中，燃料计204可包括各种类型的浸入燃料的量计、传感器和/或探针。在一些实施例中，燃料计204可包括一个或多个探针，该探针由两个同心的金属圆柱体组成，该两个金属圆柱体竖直安装在燃料箱202的结构上。这些探针测量探针位置处的燃料高度。当不存在燃料时，探针可能会记录周围空气的干电容。探针之间的干电容可能不同，这取决于探针的高度。由于燃料箱202(例如，机翼燃料箱、机身燃料箱)的结构设计，在燃料箱内，探针高度可能不同。当将燃料引入燃料箱202中时，同心的圆柱体之间的空间充满燃料流体，从而改变了由探针测量的电容。电容的变化可以由探针记录，并且可以与燃料高度成比例。然后可以依靠各种方法来根据该测量结果计算体积。一种这样的方法包括基于使用至少三个点(即，燃料箱202内的至少三个探针)对燃料流体的平面建模，来记录燃料高度并计算燃料流体的体积。然后可以依靠燃料流体的体积来确定燃料箱202内的燃料流体的量。在一些实施例中，还可以通过在控制软件内输入恒定值和/或测量燃料箱202内的燃料密度来确定燃料密度。在一些实施例中，可以通过使用介电常数和/或通过使用密度计来测量燃料密度。可以依靠燃料密度将燃料体积转换成燃料质量。
在一些实施例中，当燃料液位达到低液位时，可以依靠位于燃料箱202的低点的单个探针来触发低燃料量。如果燃料流体液位低于阈值，则可以确定要关闭一个或多个燃料泵。在一些实施例中，可通过电浮子开关和/或热敏电阻类型的传感器来实现低燃料液位感测。
在一些实施例中，燃料计204允许以给定频率对液位进行电子读取。在一些实施例中，电子读取是连续且实时的。在这样的实施例中，燃料计204可以连续地将燃料流体的液位的读数传输到燃料控制器208。
在一些实施例中，燃料泵206可以是流体地连接到燃料箱202的电动泵，以便将燃料流体从燃料箱202泵送到发动机总成34。在一些实施例中，燃料泵206可以等同地从燃料箱202向apu泵送燃料流体，而不脱离本技术的范围。在一些实施例中，可以通过电连接到燃料控制器208的螺线管来电控制燃料泵206。对于本技术领域的技术人员而言，关于如何实现燃料泵206的更多细节将变得显而易见。
在一些实施例中，燃料控制器208可以经由导线或以无线方式连接到燃料计204和/或燃料泵206。在一些实施例中，燃料控制器208是航空器的航空电子设备的一部分。在一些替代实施例中，燃料控制器208可以是独立的组件，或者可以是系统操作控制逻辑的一部分，以便实现燃料控制器208。将结合图3的描述来进一步描述关于如何实现燃料控制器208的更多细节。
在一些实施例中，燃料控制器208执行控制逻辑，以便从一个或多个燃料计204接收读数并分析该读数。在一些实施例中，分析进一步包括将燃料流体的液位(由一个或多个燃料计204读取)与阈值进行比较。在一些实施例中，阈值可以是预定值。在一些实施例中，预定值与体积单位(例如，升)相关联。
在一些实施例中，预定值可以由用户(例如，飞行员、副飞行员、维修人员)编辑。在一些实施例中，预定值可以由燃料控制器208和/或航空电子设备的一个或多个系统自动计算和/或动态调节。预定阈值是最小阈值，该最小阈值被确定为使得燃料泵在关闭之前不经受燃料压力下降和/或异物点火。在一些实施例中，所述一个或多个燃料泵206中的每一个和/或所述一个或多个燃料箱202中的每一个可以与对应的预定阈值和/或对应的燃料控制器208相关联。作为示例，第一燃料箱可能与两个燃料泵和一个燃料控制器相关联。在这样的示例中，燃料控制器可以依靠单个阈值来确定是否必须关闭两个燃料泵。在其他实施例中，两个燃料泵中的每一个可以依靠不同的阈值。在其他实施例中，燃料控制器可以与安装在不同的燃料箱中的多个燃料泵相关联。因此，在不脱离本技术范围的情况下可以设想多种变化。
在一些实施例中，在确定燃料流体的液位等于或低于阈值时，燃料控制器208使所述一个或多个燃料泵206关闭。在一些实施例中，使所述一个或多个燃料泵206关闭包括向航空器的电气控制系统发出信号，以关闭所述一个或多个燃料泵206。在一些实施例中，使所述一个或多个燃料泵206关闭包括切断流向燃料泵的电流。在一些实施例中，所述一个或多个燃料泵206包括螺线管，并且使所述一个或多个燃料泵206关闭包括向螺线管发送信号，以便螺线管使流向所述一个或多个燃料泵206的电流被切断。在一些实施例中，燃料控制器208直接或间接地(例如，经由电气接线盒中的继电器)电连接到所述一个或多个燃料泵206。
在一些实施例中，燃料控制器208确定航空器是在地面上还是在飞行中。在一些实施例中，燃料控制器208不仅确定航空器是否在地面上，而且还确定航空器是否在滑行。在一些实施例中，基于从航空器的一个或多个起落架获得的读数(例如，轮重测定)来确定航空器是在地面上还是在飞行中。在一些实施例中，燃料控制器208仅在先前已经确定航空器在地面上时才使所述一个或多个燃料泵206关闭。这样的实施例允许在维护操作期间提供危险保护，同时确保所述一个或多个燃料泵206在滑行和/或飞行期间即使燃料流体的液位等于或低于阈值也保持运行。
在多种益处当中，以上段落中描述的燃料管理系统200可以允许(1)通过限制热敏开关和/或燃料泵的一个或多个热熔断器的跳闸来提高可靠性；(2)避免在燃料泵中包括一个或多个gfi的必要性；(3)减少燃料泵无意空运行的机会；和/或(4)在一个或多个燃料泵在关闭前经受燃料压力下降和/或异物着火之前，自动关闭所述一个或多个燃料泵。
现在转向图3，示出了根据本技术的实施例的计算环境300的图。在一些实施例中，计算环境300可以由燃料控制器208实现。在一些实施例中，计算环境300包括各种硬件组件，其中包括以处理器310统一表示的一个或多个单核或多核处理器、固态驱动器320、随机存取存储器330和输入/输出接口350。计算环境300可以是专门设计用于安装在航空器中的计算机。在一些替代实施例中，计算环境300可以是适于满足某些要求(诸如但不限于认证要求)的通用计算机系统。计算环境300可以是“电子设备”、“控制器”、“控制计算机”、“控制系统”、“基于计算机的系统”、“燃料控制器”、“燃料管理系统”和/或适合于当前相关任务的其任何组合。在一些实施例中，计算环境300也可以是以上列出的系统之一的子系统。在一些其他实施例中，计算环境300可以是“现成的”通用计算机系统。在一些实施例中，计算环境300也可以分布在多个系统中。计算环境300也可以专门用于实现本技术。如本技术领域的技术人员可以理解的，可以设想关于如何实现计算环境300的多种变型而不脱离本技术的范围。
可以通过一个或多个内部和/或外部总线360(例如，pci总线、通用串行总线、ieee1394“火线”总线、scsi总线、串行ata总线、arinc总线等)来实现计算环境300的各个组件之间的通信，各种硬件组件都以电子方式联接总线360。
输入/输出接口350可以直接和/或间接联接到所述一个或多个燃料计204和/或所述一个或多个燃料泵206和/或航空器的其他控制系统(例如，航空器的航空电子设备)。
根据本技术的实施方式，固态驱动器320存储适于被加载到随机存取存储器330中并且由处理器310执行以用于操作燃料泵管理系统的程序指令。例如，程序指令可以是库或应用的一部分。
在一些实施例中，计算环境300可以被配置以便分析燃料流体的液位的读数，并且在确定燃料流体的液位等于或低于预定燃料液位阈值时，使与燃料箱连通的燃料泵关闭。
现在转向图4，示出了图示操作燃料泵管理系统的计算机实现的方法400的流程图。在一些实施例中，可以在燃料控制器208和/或燃料管理系统200上(完全或部分地)实现计算机实施的方法400。
方法400可以开始于步骤402，即确定航空器是否在地面上。如果确定得出的结论是航空器在地面上，则方法400进行到步骤404。如果确定得出的结论是航空器不在地面上，则方法400停止。在一些实施例中，步骤402可以是可选的，并且方法400可以直接在步骤404处开始。在一些实施例中，步骤402可以进一步包括确定航空器是静止的还是在滑行。在步骤404，方法400执行从燃料计接收容纳在燃料箱中的燃料流体的液位的电子读数。在一些实施例中，燃料计位于燃料箱内。在一些实施例中，燃料计包括电容探针和接近感测单元中的至少一者。在一些实施例中，燃料计包括超声换能器、磁阻液位变送器、激光变送器和导波雷达中的至少一者。在一些实施例中，燃料计被配置为用以将容纳在燃料箱中的燃料流体的液位的一个或多个读数传输到燃料控制器。
然后，在步骤406，方法400分析燃料流体的液位的电子读数。在一些实施例中，步骤406包括步骤408和410。步骤408包括确定燃料流体的液位等于或低于预定燃料液位阈值。如果确定得出的结论是燃料流体的液位等于或低于预定燃料液位阈值，则方法400前进到步骤410，即使得与燃料箱连通的燃料泵关闭。在一些实施例中，预定燃料液位阈值是最小阈值，该最小阈值被确定为使得燃料泵在关闭之前不经受燃料压力下降和异物点火中的一者。在一些实施例中，关闭燃料泵包括切断流向燃料泵的电流。在一些实施例中，燃料泵包括螺线管，并且关闭燃料泵包括向螺线管发送信号，以便螺线管使得流向燃料泵的电流被切断。
虽然已经参考以特定顺序执行的特定步骤描述和示出了上述实施方式，但是应该理解，可以在不脱离本技术的教导的情况下，对这些步骤进行组合、细分或重新排序。这些步骤中的至少一些可以并行或串行地执行。因此，步骤的顺序和分组不是本技术的限制。
应该明确地理解，并非在本技术的每一个实施例中都需要享有本文提到的所有技术效果。例如，可以在用户不享有这些技术效果中的一些技术效果的情况下实现本技术的实施例，而可以在用户享有其他技术效果或完全不享有其他技术效果的情况下实现其他实施例。
对于本领域技术人员而言，对本技术的上述实施方式的修改和改进可能变得显而易见。前述描述旨在是示例性的，而不是限制性的。因此，本技术的范围旨在仅由所附权利要求的范围来限制。
1.一种用于航空器的燃料泵管理系统，所述系统包括：
燃料计，所述燃料计被配置为用以以电子方式读取容纳在燃料箱中的燃料流体的液位；
燃料泵，所述燃料泵与所述燃料箱和待被供应燃料流体的动力单元流体连通；和
控制器，所述控制器被连接至所述燃料计和所述燃料泵，所述控制器被配置为用以(1)分析由所述燃料计读取的燃料流体的液位，以及(2)在确定燃料流体的液位等于或低于预定燃料液位阈值时，使所述燃料泵关闭。
2.根据权利要求1所述的燃料泵管理系统，其中，所述燃料计位于所述燃料箱内。
3.根据权利要求1所述的燃料泵管理系统，其中，所述燃料计包括电容探针和接近感测单元中的至少一者。
4.根据权利要求1所述的燃料泵管理系统，其中，所述燃料计包括超声换能器、磁阻液位变送器、激光变送器和导波雷达中的至少一者。
5.根据权利要求1所述的燃料泵管理系统，其中，所述燃料计被配置为用以将容纳在所述燃料箱中的燃料流体的液位的一个或多个读数传输至燃料控制器。
6.根据权利要求1所述的燃料泵管理系统，其中，所述预定燃料液位阈值是最小阈值，所述最小阈值被确定为使得所述燃料泵在关闭之前不经受燃料压力下降和异物点火中的一者。
7.根据权利要求1所述的燃料泵管理系统，其中，关闭所述燃料泵包括切断流向所述燃料泵的电流。
8.根据权利要求1所述的燃料泵管理系统，其中，所述燃料泵包括螺线管，并且其中，关闭所述燃料泵包括向所述螺线管发送信号，以便所述螺线管使得流向所述燃料泵的电流被切断。
9.根据权利要求1所述的燃料泵管理系统，其中，在使所述燃料泵关闭之前，所述控制器确定安装有所述燃料泵管理系统的航空器是否在地面上。
10.根据权利要求1所述的燃料泵管理系统，其中，所述动力单元是航空器发动机和辅助动力单元(apu)中的一者。
11.一种操作航空器的燃料泵管理系统的方法，所述方法包括：
从燃料计接收容纳在燃料箱中的燃料流体的液位的电子读数；以及
分析燃料流体的液位的电子读数，所述分析包括：
在确定所述燃料流体的液位等于或低于预定燃料液位阈值时，使与所述燃料箱连通的燃料泵关闭。
12.根据权利要求11所述的方法，其中，所述燃料计位于所述燃料箱内。
13.根据权利要求11所述的方法，其中，所述燃料计包括电容探针和接近感测单元中的至少一者。
14.根据权利要求11所述的方法，其中，所述燃料计包括超声换能器、磁阻液位变送器、激光变送器和导波雷达中的一者。
15.根据权利要求11所述的方法，其中，所述燃料计被配置为用以将容纳在所述燃料箱中的燃料流体的液位的一个或多个读数传输至燃料控制器。
16.根据权利要求11所述的方法，其中，所述预定燃料液位阈值是最小阈值，所述最小阈值被确定为使得所述燃料泵在关闭之前不经受燃料压力下降和异物点火中的一者。
17.根据权利要求11所述的方法，其中，关闭所述燃料泵包括切断流向所述燃料泵的电流。
18.根据权利要求11所述的方法，其中，所述燃料泵包括螺线管，并且其中，关闭所述燃料泵包括向所述螺线管发送信号，以便所述螺线管使得流向所述燃料泵的电流被切断。
19.根据权利要求11所述的方法，其中，在使所述燃料泵关闭之前，所述控制器确定安装有所述燃料泵管理系统的航空器是否在地面上。
技术总结