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La présente invention se rapporte aux commandes de com- bustible pour moteurs à turbines à gaz, particulièrement pour moteurs d'aviation.
Le but de l'invention est de procurer une commande de combustible perfectionnée pour des réglages donnant de faibles puis- sances au moteur. Le principal avantage de la commande suivant l'in- ventîon est de permettre un réglage plus exact de la puissance dé- veloppée par le moteur et de maintenir cette puissance en substance constante :pour des réglages donnant de faibles puissances tels que ceux utilisés avant l'atterrissage d'un appareil d'aviation. Un au- tre avantagè de l'invention est qu'elle permet d'empêcher la combus- 'tion du moteur de s'éteindre quand il est réglé sur faible puissance.
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L'invention maintient les avantages de la commande princi- pale de combustible très étudiée du moteur, qui est maintenue pour commander le démarrage et l'accélération du moteur, son fonction- nement aux grandes puissances, et sa décélération.
A titre indicatif, il peut être mentionné que la commande principale de combustible d'une turbine à gaz doit principalement maintenir à la turbine une température désirée et empêcher cette température de devenir excessive. Ceci peut se faire par mesure directe de la.température d'admission de la turbine et dosage du combustible par rapport à la température mesurée. Ceci peut être obtenu en mesurant indirectement des quantités telles que la pres- sion à l'admission du compresseur due à la progression de l'appareil 'd'aviation, ou la pression de sortie du compresseur,, la température d'admission du compresseur, et la vitesse de rotation de l'arbre du moteur, et en dérivant de ces quantités, par un mécanisme compu- teur, le réglage approprié d'une valve de dosage de combustible pour obtenir la température désirée à la turbine.
Une commande sui- vant la présente invention est utilisée de préférence en combinaison avec une commande principale de combustible qui combine la commande par mesure directe de la température à la turbine et la commande in- directe par d'autres quantités. citées ci-dessus. Une commande prin- cipale de combustible de ce genre, étant donné qu'elle doit s'acco- moder d'un grand débit de combustible pour le fonctionnement du mo- teur à pleine puissance, manque de précision pour le dosage du com- bustible pour les faibles débits requis en vol décéléré pendant 1' approche du terrain d'attérrissage.
Egalement, de par leur nature, ' ces commandes varient la puissance développée par le moteur suivant la température ambiante, la pression ambiante et la vitesse de pro- gression de l'appareil d'aviation, ce qui est peu souhaitable lors d'un atterrissage.
Elles peuvent également, en réponse à un mauvais . fonctionnement de commande couper momentanément le combustible au moteur lorsque celui-ci fonctionne avec un réglage donnant une fai- ble puissance,arrêtant ainsi la. combustion,
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Une forme de réalisation de l'invention sera décrite ci- après à titre d'exemple avec référence aux dessins annexés, dans lesquels :
Fig. 1 est un schéma d'un système de commande de combus- tible relié à un moteur d'aviation à turbopropulseur ;
Fig. 2 est une représentation graphique du fonctionnement et des avantages de la commande;
Fig. 3 est une représentation graphique de l'importance' d'un dispositif d'arrêt du combustible aux faibles vitesses, inclus dans le système de combustible.
La Fig. l représente un moteur à turbine à gaz E relié à un régulateur de vitesse à hélice P par un arbre S et un réducteur de vitesse R. Du combustible est débité au moteur par une pompe 10 entraînée par le moteur par l'intermédiaire d'engrenages 11 et d'un arbre 12. Le trajet normal du combustible de la pompe se fait par un conduit 13, une valve de dosage principale de combustible 14, un conduit 16, une valve tarée 17, un conduit 18, une valve d'arrêt de combustible 19, un conduit 20, qui est relié à des ajutages de combustible (non représentés) du moteur.
Etant donné que la commande principale de combustible est bien connue, elle n'est représentée que schématiquement pour la clarté des dessins. Sa représentation schématique suffit pour mon- trer sa relation avec la présente invention. La valve de dosage principale 14 représentée comprend un manchon ou cylindre 21 et un piston-valve 22 pouvant coulisser dans le cylindre. Dans la posi- tion représentée, le piston-valve 22 recouvre le conduit d'échap- pement 16. Le piston-valve est déplacé vers le haut pour alimenter le moteur de combustible par un mécanisme de commande indiqué com- më étant un computeur principal de combustible 23 relié par un le- vier coudé 24 au piston-valve 22.
Le computeur principal de combus- tible répond au réglage de la commande, qui est le réglage du levier de. commande de.puissance de pilote, à la vitesse, qui est la vi- tesse de rotation du moteur, à la température d'admission, qui est
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la température d'admission de l'air entrant dans le moteur, à la pression de sortie du compresseur, qui est la pression de l'air débité par le compresseur à la turbine à gaz, et à la température à la turbine, qui est de préférence la température des gaz de com- bustion entrant dans la turbine. La pression de l'air entrant à 1' admission du moteur peut être, comme c'est fréquemment le cas, uti- lisée pour la commande au lieu de la pression de sortie du compres- seur.
Le computeur ouvre la valve de combustible 14 d'une quantité suffisante pour laisser passer au moteur la quantité désirée ou computée de combustible. La valve de dosage de combustible 14 est maintenue constamment à une valeur de pression convenable, par exem- ple à 30 livres par pouce carré (2,1 kg/cm2), par une valve de bypass 24 qui laisse passer du combustible du conduit de sortie de la pompe 13 dans un conduit 26 relié au conduit d'admission 27 de la pompe. La valve de bypass comprend un piston étrangleur 28 sol- licité vers le bas, comme représenté, pour ouvrir le bypass par une pression régnant dans le conduit 13 en amont de la valve de dosage 14 et sollicité vers le haut pour fermer le bypass par un ressort 29 et par la pression régnant à la sortie de la valve de dosage com- muniquée par le conduit 16 et une dérivation 31.
La construction de ces commandes est assez complexe et ne sera pas décrite davanta- ge ici.
La valve 19 est une valve standard qui permet de couper complètement le débit de combustible au moteur. Elle est toujours complètement ouverte lorsque le moteur fonctionne. La valve tarée 17 sert à tran.s f'érer la commande de combustible de la valve de do- sage principale 14 à la commande de faible débit de l'invention lorsque la valve de dosage est presque fermée. La valve 17 est une valve d'un genre connu dans laquelle un obturateur 33 est sollicité contre son siège par un ressort de pression 34. La valve 17 main- . tient ainsi une chute de pression en substance constante de préfé- rence d'environ 15 livres par pouce carré (1,05 kg/cm2) entre les conduits 16 et 18 lorsque le débit ouvre la valve.
Si la différence
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de pression entre les conduits 16 et 18 est insuffisante pour vain- cre le ressort 34, la valve se ferme et empêche le débit de la val- ve de dosage principale par le conduit 18 vers le moteur. La valve
17 se ferme aux faibles débits étant donné qu'il existe un autre trajet du conduit 16 au moteur par la connnande de faibles débits de l'invention.
Ce trajet comprend un conduit 36 partant du conduit prin- cipal 16 de sortie de la valve de dosage, une valve d'étranglement
37 commandée par un anéroïde, un conduit 38, une valve d'arrêt 39 commandée par la vitesse de rotation, et des conduits 41 reliés au conduit 18. Egalement un bypass court-circuitant la valve de dosage principale du conduit 13 au conduit 12, une valve d'appoint 43, et 'un embranchement 44 relié au conduit 16. La valve d'appoint 43 peut @ comprendre un piston-valve 46 coulissant dans un cylindre 47, pro- pre à étrangler l'écoulement entre les conduits 42 et 44. Le piston, valve 46 est déplacé par un culbuteur 48 pivoté en 49 et relié par une tige 51 à un diaphragme flexible 52.
La chambre 53 sous le dia- phragme 52 est reliée au conduit 1$,qui est à la pression P3 du com- bustible débitéau moteur. La chambre 54 au-dessus du diaphragme est reliés au conduit 44, et est ainsi à la pression P2 régnant dans les con- duits 44, 16 et 36. La différence entre P2 et P3 fait passer du com- bustible par la valve d'étranglement 37 lorsque la valve d'arrêt 39 est ouverte.
Le culbuteur 48 est sollicité par un ressort de compres- sion 56 agissant de manière à solliciter la valve d'appoint 46 vers sa position ouverte. Le ressort 56 est comprimé de façon variable par un suiveur de came 57 monté à coulisse et actionné par une came 58. La position de la came 58 est déterminée par le soufflet 59 sen- sible à la température, relié à la came et relié par le conduit 61 au bulbe-palpeur de température d'admission du moteur 62. La fonction ,de la valve d'appoint sera décrite ci-après, et on dira simplement ici qu'elle laisse passer du combustible lorsque la valve de dosage
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principale 14 est fermée, et commande la rhute de pression dans la valve d'étranglement 37.
La valve d'étranglement 37 comprend -un plongeur 63 pou- vant coulisser dans une paroi 64 entre des chambres 66 et 67 et comprenant un pointeau 68 coopérant avec un orifice de dosage 69 entre la chambre 67 et la chambre 71. Le conduit d'admission 36 de la valve est relié à la chambre 67 et le conduit d'échappement 38 est relié à la chambre 71. La chambre 71 est reliée à la chambre 66 par un conduit 72 pour équilibrer les pressions régnant aux extré- mités du plongeur 63. Le plongeur 63 est actionné par un culbuteur
73 pivoté en 74 dans le corps de la valve et actionné par un souf- flet à vide ou anéroïde 76. L'anéroide 76 est monté dans une chambra 77 dans laquelle de l'air à la pression atmosphérique statique am- biante (et non la pression due à la progression) est admis par une ouverture 78.
La position du plongeur 63 et le degré d'ouverture de l'orifice de valve est alors déterminée par la pression ambiante.
La relation entre la pression ambiante .et la dimension de l'ouverture est déterminée par la forme du pointeau 68.
La valve d'arrêt 39 est prévue comme dispositif automa- tique pour désaffecter la commande de faibles débits de combustible pendant le démarrage du moteur. Elle comprend un piston-valve 79 pouvant coulisser dans un cylindre 81 sous la commande d'un dispo- sisitf sensible à la vitesse 82 entraîné par l'arbre 12 par l'inter- médiaire d'engrenages 83. La valve est représentée en position fermée
Lorsque le moteur approche de la gamme de vitesses de fonctionnement, le régulateur de vitesse 82 ouvre la valve 39 pour qu'elle n'agisse plus sur le système de combustible pendant le fonctionnement du mo- teur, une fois que celui-ci a démarré.
La façon dont la commande de faibles débits de combusti-- ble fonctionne peut être décrite en supposant que le moteur fonc- .lionne normalement à une puissance de croisière et que cette puis- sance est réduite pour l'atterrissage. Il est normal lorsqu'un appa reil d'aviation à turbopropulseurs atterrit de réduire la puissance
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développée aux arbres des moteurs à une valeur légèrement moindre que zéro,. que l'on appellera "freinage en vol par le moteur",à la- quelle 1' hélice détermine la vitesse du moteur. La raison pour laquelle on fait fonctionner le moteur à puissance négative est que l'atterrissage est facilité si le moteur exerce un léger freinage de l'avion plutôt que de le propulser en avant. Cette puissance négative n'est pas grande.
Pour un moteur développant 3.500 C.V. à l'arbre, la puissance développée en vol freiné peut être d'envi- ron moins 250'C.V. Evidemment, la'demande de combustible pour cette faible puissance développée est beaucoup moindre que celle requise pour la pleine puissance, environ un tiers de celle-ci.
Si le moteur est en vol normal, le compteur de combusti- 'ble principal est réglé à un niveau approchant le plafond de la gamme de puissances développées et le computeur de combustible prin- cipal dose le combustible pour maintenir une température de turbine proche d'un maximum. La pompe 10 débite du combustible au moteur par la valve de dosage principale 14 et la valve tarée 17. L'excé- dent du débit de la pompe est ramené à l'admission de celle-ci par la valve de bypass 28 ce qui maintient constante la chute de pres- sion dans la valve de dosage principale 14.
Si la,commande de puissance est ramenée à un réglage plus faible, la valve 14 est fermée et la puissance développée par le mo- teur diminue. A tout moment, en plus du combustible passant par la valve tarée 17 et le conduit 18, du -combustible s'écoule également par-.le conduit 36, la valve 37, le conduit 38, la valve 39 et le conduit 41. Ceci n'affecte pas la quantité de combustible débité au moteur en fonctionnement normal, étant donné que le combustible a'déjà été dosé par la valve 14. Cependant, à mesure que le débit de combustible diminue, un taux sera atteint auquel tout le combus- tible peut passer par la valve 37 à la pression de dosage établie .par la valve tarée 17, et la valve tarée se ferme. Lorsque la com- mande est réglée pour vol freiné par le moteur, la valve de dosage principale se ferme complètement.
Lorsque la valve principale est @
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fermée, du combustible est débité au moteur par le conduit 42, la valve d'appoint 43, les conduits 44, 16 et 36, et la valve d'étran- glement 37. La valve 46 est appelée valve "d'appoint" étant donné qu'elle débite ou laisse passer une quantité suffisante de combus'- tible pour faire fonctionner le moteur en vol freiné si la valve de dosage principale ne fournit pas ce combustible. La valve 46 peut effectuer ceci si la valve de dosage principale est pratique- ment fermée, mais pas tout à fait, et la valve principale ne doit pas nécessairement être complètement fermée en vol freiné par le moteur, pour autant qu'elle soit suffisammentfermée pour que la valve 17 se ferme.
Comme indiqué ci-dessus, le ressort 56 tend à ouvrir la valve d'appoint 43, qui est une valve équilibrée. La différence entre P2 et P3, qui est la pression de dosage dans la valve d'étran- glement 37 tend à fermer la valve 43. Si la valve de dosage princi- pale 14 se ferme et que la valve 43 est fermée, il n'y a pas de débit par la valve 37 ou par la valve 17, et P3 augmente et devient égal à P2. Ceci permet au ressort 56 d'ouvrir la valve 43 et la chute de pression résultante dans la valve 37 agit pour fermer la valve 43 à l'encontre du ressort 56. Ainsi, pour une charge donnée du ressort 56, la valve 43 s'ouvre automatiquement suffisamment pour maintenir une chute de pression prédéterminée entre P2 et P3 dans la valve d'étranglement 37.
S'il passe suffisamment de combustible par la valve de dosage pour maintenir cette pression différentielle, la valve d'appoint 43 se ferme . La valeur de la pression différen- tielle entre P2 et P3 est par conséquent commandée par le tarage du ressort 56, qui peut être varié par la température d'admission du moteur., palpée par le bulbe 62 et agissant par l'intermédiaire du soufflet de température 59, de la came.58, et du suiveur 57. Ainsi) la chute de pression dans l'orifice de dosage 69 est commandée par la température d'admission.
Ceci est l'un des deux facteurs qui déterminent le débit de la valve 37, l'autre étant l'ouverture de l'orifice par le poin-
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teau 68. Comme décrit ci-dessuscette ouverture est une fonction prédéterminée de la pression atmosphérique ambiante résultant de 1' actionnement du plongeur par l'anéroïde 76, et de la forme prédéter, minée du pointeau. Le débit vers le moteur est par conséquent déter- miné par la pression ambiante et la température d'admission. Ces Jeux facteurs sont particulièrement propres à maintenir constante la puissance développée par le moteur sans tenir compte des chan- gements de la vitesse de progression de l'appareil d'aviation, de la pression ambiante, et de la température ambiante.
Par conséquent,lorsque la commande du moteur est réglée sur vol freiné par le moteur pendant l'approche du terrain d'atter-. rissage., la commande de combustible de l'invention remplace la com- mande principale de combustible et maintient le moteur très exacte- ment à une puissance désirée de vol freiné par le moteur.
On comprendra évidemment que les contours de la came 58 et du pointeau . 68 sont différents pour différentes installations de manière à convenir aux caractéristiques d'un moteur particulier, qui changent d'un modèle de moteur à l'autre. Il est possible de déterminer par des essais le débit de combustible qu'il est désira- ble d'avoir pour maintenir un développement de puissance requis en vol freiné au moteur en fonction de la pression ambiante et de la température d'admission et de donner la forme désirée à la came 58 de manière qu'elle maintienne une puissance en substance constante en variant le débit suivant les nécessités pour compenser les chan- gements de température d'admission.
De même, le pointeau 68 est con- formé de manière que la section effective de l'orifice change le débit de façon telle qu'il maintienne la puissance constante sans égard aux changements de pression ambiante.
Les courbes de la Fig.2 représentent la commande appliquée à un exemple de moteur à turbopropulseur. Fig. 2 représente les va- riations de la puissance développée à l'arbre du moteur (en ordonnée) avec celles des vitesses d'air (en abscisse) et de la température d'admission d'air, pour un réglage sur faible puissance de la com-
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mande du moteur. La vitesse de l'air, qui est la vitesse de progres- sion, en augmentant la pression d'admission du compresseur tend à augmenter la puissance développée. Avec une commande qui tend à . maintenir constante la température à la turbine, la puissance aug- ; mente lorsque la vitesse dans l'air augmente. Ceci est une carac- téristique de la commande principale de combustible.
Cependant, la commande de faibles débits de combustible, qui répond à la pression statique ambiante, ne change pas la puissance lorsque la vitesse de progression-change. Egalement, la puissance est plus élevée lors- que la température ambiante est plus faible quand la température à la turbine est maintenue constante. Ainsi, la courbe A représente le rapport de puissances développées et de la vitesse de progres- sion dans l'air par une journée très froide. La courbe B est une courbe'semblable à la température atmosphérique ordinaire, et la courbe C est la courbe de puissance par une journée très chaude. Il est clair que sans tenir compte de la température, la courbe de puissance monte lorsque la vitesse de progression dans l'air augmente Egalement, les ordonnées de la courbe diminuent lorsque la tempé- rature ambiante augmente.
Le résultat désiré est d'éliminer ces variations. En corri geant le débit de combustible pour la température d'admission du mo- teur, comme indiqué par les lignes pointillées Bl, la puissance peut être maintenue en substance constante sans égard aux variations de la température ambiante, mais les effets de la vitesse de progression de l'appareil d'aviation demeurent. Si une autre compensation pour la pression de l'air est introduite en dosant le combustible suivant la pression ambiante statique de manière que l'effet de la pression due à la vitesse de progression de l'appareil d'aviation n'augmente pas le débit de combustible, la puissance peut être maintenue en sub- stance constante comme indiqué par les lignes B2.
La puissance est mainte- nue très proche de la valeur désirée légèrement négative de vol frei. né par le moteur et n'est pas altérée de façon significative par des changements de température de l'air lorsque l'avion approche le sol-
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ou réduit sa vitesse à 'l'approche du terrain d'atterrissage.
En considérant la Fig. 2 en fonction du système represen- té sur la Fig. 1, la fonction de la came 58 est d'approcher la cor- rection pour la température d'admission et la fonction du pointeau
68 est d'apporter la correction pour la pression d'air.
Etant donné que des courbes caractéristiques de puissances développées en fonction de la pression ambiante et, de la températu- re d'admission, peuvent être dessinées pour n'importe quel moteur, les contours de la came 58 -et du pointeau 68 peuvent être détermi- ne$,
Fig. 3 montre la raison de l'existence de la valve 39 d'a@ rêt de combustible au démarrage. Cette figure représente le débit 'de combustible nécessaire au démarrage du moteur en fonction de la vitesse de celui-ci. Au début de l'admission de combustible pen- dant le démarrage, le débit de combustible est inférieur au débit minimum corrigé E qui serait éta.bli par le système d.e faibles dé- bits de combustible.
A mesure que le cycle de démarrage progresse., le combustible passe au-dessus de la ligne de débit minimum corrigé.
Quelque part dans cette zone, comme indiqué par la ligne pointillée verticale D, la valve d'arrêt est ouverte, mettant en action la com- mande de faibles débits de combustible. Ceci se produit à une vites- se inférieure à la vitesse de fonctionnement du moteur en vol freiné par le moteur. La vitesse de fonctionnement du moteur en vol freiné par le moteur peut être la même que la vitesse de fonctionnement à pleine puissance, et dans la plupart des cas, est.proche de la pleine vitesse de fonctionnement.
Les avantages d'une commande de faibles débits peuvent être résumés brièvement. Elle permet au pilote de s'assurer d 'un développement constant de puissance pour chaque moteur et d'une puissance égale pour. tous les moteurs pendant l'approche du terrain d'atterrissage, à la valeur établie comme étant la plus souhaitable.
La commande'de faibles débits maintient également le débit de com- bustible au moteur à une valeur suffisante pour maintenir la com- bustion même si la valve principale de dosage est fermée. Si le le-
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vier de puissance est réglé sur faible puissance, la valve de dosa- ge sera pratiquement fermée. Dans ces conditions, il est possible que la commande fonctionne mal et ferme momentanément la valve de dosage principale. Si la commande de faibles débits ne maintenait pas le débit à ce moment, l'alimentation du moteur serait interrom- pue temporairement . La flamme s'éteindrait dans le moteur et un non- veau débit de combustible ne rétablirait pas la combustion. Un dé- -faut de puissance dû à ces raisons pendant un atterrissage peut provoquer un accident.
N'importe quel mécanisme convenable de valve tel qu'une valve actionnée à la main peut être utilisé pour couper la commande de faibles débits aux fins de démarrage. D'autres dispositifs de do- 'sage de combustible sensibles à la température d'admission et à la pression ambiante peuvent être substitués au dispositif représenté et décrit. Par exemple, les fonctions de température d'admission et de pression ambiante peuvent être renversées de manière que la tem- pérature d'admission commande l'ouverture de la valve d'étranglé*- ment et que la pression ambiante commande la pression de dosage dans cette valve. La disposition représentée est cependant la disposition préférée.
REVENDICATIONS.
**ATTENTION** fin du champ DESC peut contenir debut de CLMS **.
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The present invention relates to fuel controls for gas turbine engines, particularly for aircraft engines.
The object of the invention is to provide improved fuel control for settings giving low engine power. The main advantage of the control according to the invention is to allow a more exact adjustment of the power developed by the engine and to keep this power substantially constant: for settings giving low power such as those used before l landing of an aviation device. Another advantage of the invention is that it makes it possible to prevent the combustion of the engine from going out when it is set to low power.
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The invention maintains the advantages of the engine's well-designed primary fuel control, which is maintained to control the starting and acceleration of the engine, its operation at high power, and its deceleration.
As a guide, it may be mentioned that the primary fuel control of a gas turbine is primarily to maintain the turbine at a desired temperature and prevent this temperature from becoming excessive. This can be done by direct measurement of the inlet temperature of the turbine and metering of the fuel with respect to the measured temperature. This can be achieved by indirectly measuring such quantities as the inlet pressure of the compressor due to the advancement of the aircraft, or the outlet pressure of the compressor, the inlet temperature of the compressor. , and the speed of rotation of the motor shaft, and deriving from these quantities, by a counting mechanism, the appropriate setting of a fuel metering valve to obtain the desired temperature at the turbine.
A control according to the present invention is preferably used in combination with a main fuel control which combines the control by direct measurement of the temperature at the turbine and the indirect control by other quantities. cited above. A main fuel control of this kind, since it has to accommodate a large flow of fuel to operate the engine at full power, lacks precision in fuel metering for the low flow rates required in decelerated flight during the approach to the landing field.
Also, by their nature, 'these controls vary the power developed by the engine depending on the ambient temperature, the ambient pressure and the forward speed of the aircraft, which is undesirable during a landing. .
They can also in response to a bad one. control operation momentarily cut off fuel to the engine when the latter is operating at a low power setting, thus stopping the. combustion,
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An embodiment of the invention will be described below by way of example with reference to the accompanying drawings, in which:
Fig. 1 is a schematic of a fuel control system connected to a turboprop aircraft engine;
Fig. 2 is a graphical representation of the operation and advantages of the control;
Fig. 3 is a graphical representation of the importance of a low speed fuel shutoff device included in the fuel system.
Fig. 1 represents a gas turbine engine E connected to a propeller speed regulator P by a shaft S and a speed reducer R. Fuel is supplied to the engine by a pump 10 driven by the engine via gears 11 and a shaft 12. The normal path of the fuel from the pump is via a conduit 13, a main fuel metering valve 14, a conduit 16, a calibrated valve 17, a conduit 18, a shut-off valve fuel 19, a conduit 20, which is connected to fuel nozzles (not shown) of the engine.
Since the main fuel control is well known, it is only shown schematically for clarity of the drawings. Its schematic representation suffices to show its relation to the present invention. The main metering valve 14 shown comprises a sleeve or cylinder 21 and a piston-valve 22 slidable in the cylinder. In the position shown, the piston-valve 22 covers the exhaust duct 16. The piston-valve is moved upwardly to supply the engine with fuel by a control mechanism indicated as a main computer. fuel 23 connected by an elbow lever 24 to the piston-valve 22.
The main fuel counter responds to the control setting, which is the setting of the control lever. pilot power control, at speed, which is the rotational speed of the engine, at intake temperature, which is
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the inlet temperature of the air entering the engine, at the compressor outlet pressure, which is the pressure of the air supplied by the compressor to the gas turbine, and at the temperature at the turbine, which is preferably the temperature of the combustion gases entering the turbine. The air pressure entering the engine inlet can, as is frequently the case, used for control in place of the compressor outlet pressure.
The computer opens the fuel valve 14 by an amount sufficient to pass the desired or calculated amount of fuel to the engine. The fuel metering valve 14 is constantly maintained at a suitable pressure value, eg, 30 pounds per square inch (2.1 kg / cm2), by a bypass valve 24 which passes fuel from the fuel line. outlet of the pump 13 in a duct 26 connected to the inlet duct 27 of the pump. The bypass valve comprises a throttling piston 28 pressed downwards, as shown, to open the bypass by a pressure prevailing in the duct 13 upstream of the metering valve 14 and urged upwards to close the bypass by a pressure. spring 29 and by the pressure prevailing at the outlet of the metering valve communicated by conduit 16 and a bypass 31.
The construction of these commands is quite complex and will not be described further here.
The valve 19 is a standard valve which makes it possible to completely cut off the flow of fuel to the engine. It is always fully open when the engine is running. The calibrated valve 17 serves to transfer the fuel control from the main metering valve 14 to the low flow control of the invention when the metering valve is nearly closed. The valve 17 is a valve of a known type in which a shutter 33 is urged against its seat by a pressure spring 34. The valve 17 main-. Thus maintains a substantially constant pressure drop of preferably about 15 pounds per square inch (1.05 kg / cm2) between conduits 16 and 18 as the flow opens the valve.
If the difference
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There is insufficient pressure between conduits 16 and 18 to defeat spring 34, the valve closes and prevents flow from the main metering valve through conduit 18 to the motor. Valve
17 closes at low flow rates since there is another path from conduit 16 to the motor by the low flow rate connection of the invention.
This path comprises a duct 36 extending from the main duct 16 for the outlet of the metering valve, a throttle valve
37 controlled by an aneroid, a conduit 38, a shut-off valve 39 controlled by the speed of rotation, and conduits 41 connected to the conduit 18. Also a bypass bypassing the main metering valve from the conduit 13 to the conduit 12, a make-up valve 43, and a branch 44 connected to the conduit 16. The make-up valve 43 may comprise a piston-valve 46 sliding in a cylinder 47, suitable for restricting the flow between the conduits 42 and 44. The piston, valve 46 is moved by a rocker arm 48 pivoted at 49 and connected by a rod 51 to a flexible diaphragm 52.
The chamber 53 under the diaphragm 52 is connected to the conduit 1 $, which is at the pressure P3 of the fuel delivered to the engine. The chamber 54 above the diaphragm is connected to the conduit 44, and is thus at the pressure P2 prevailing in the conduits 44, 16 and 36. The difference between P2 and P3 causes fuel to pass through the valve. throttling 37 when the stop valve 39 is open.
Rocker arm 48 is biased by a compression spring 56 acting to bias booster valve 46 toward its open position. The spring 56 is variably compressed by a cam follower 57 slidably mounted and actuated by a cam 58. The position of the cam 58 is determined by the temperature sensitive bellows 59, connected to the cam and connected by the conduit 61 to the intake temperature sensor bulb of the engine 62. The function of the make-up valve will be described below, and it will simply be said here that it lets fuel pass when the metering valve
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main 14 is closed, and controls the pressure drop in the throttle valve 37.
The throttle valve 37 comprises a plunger 63 which can slide in a wall 64 between chambers 66 and 67 and comprising a needle 68 cooperating with a metering orifice 69 between the chamber 67 and the chamber 71. The duct of inlet 36 of the valve is connected to chamber 67 and exhaust conduit 38 is connected to chamber 71. Chamber 71 is connected to chamber 66 by conduit 72 to balance the pressures prevailing at the ends of plunger 63 The plunger 63 is actuated by a rocker arm
73 pivoted at 74 in the valve body and actuated by a vacuum or aneroid bellows 76. The aneroid 76 is mounted in a chamber 77 in which air at ambient static atmospheric pressure (and not pressure due to progression) is admitted through an opening 78.
The position of the plunger 63 and the degree of opening of the valve orifice is then determined by the ambient pressure.
The relationship between the ambient pressure and the size of the opening is determined by the shape of the needle 68.
The shut-off valve 39 is provided as an automatic device to de-affect the control of low fuel flow rates during engine starting. It comprises a piston-valve 79 slidable in a cylinder 81 under the control of a speed sensitive device 82 driven by the shaft 12 through gears 83. The valve is shown in position. closed
When the engine approaches the operating speed range, the speed regulator 82 opens the valve 39 so that it no longer acts on the fuel system during operation of the engine, once the latter has started. .
The manner in which the low fuel flow control operates can be described assuming that the engine normally operates at cruising power and that power is reduced for landing. It is normal when a turboprop aviation aircraft lands to reduce power.
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developed to the motor shafts at a value slightly less than zero ,. referred to as "in-flight engine braking", at which the propeller determines engine speed. The reason you run the engine at negative power is that landing is easier if the engine brakes the airplane lightly rather than propelling it forward. This negative power is not great.
For an engine developing 3,500 C.V. at the shaft, the power developed in braked flight can be around minus 250 C.V. Obviously, the fuel demand for this low power output is much less than that required for full power, about a third of it.
If the engine is in normal flight, the main fuel meter is set to a level approaching the cap of the developed power range and the main fuel meter meters fuel to maintain a turbine temperature near to. a maximum. The pump 10 delivers fuel to the engine through the main metering valve 14 and the calibrated valve 17. The excess flow of the pump is returned to the inlet of the latter by the bypass valve 28 which maintains constant pressure drop in main metering valve 14.
If the power control is returned to a lower setting, valve 14 is closed and the power developed by the motor decreases. At all times, in addition to the fuel passing through the calibrated valve 17 and the conduit 18, fuel also flows through the conduit 36, the valve 37, the conduit 38, the valve 39 and the conduit 41. This does not affect the amount of fuel supplied to the engine during normal operation, since fuel has already been metered through valve 14. However, as the fuel flow decreases, a rate will be reached at which all fuel is metered. tible can pass through the valve 37 at the metering pressure established by the calibrated valve 17, and the calibrated valve closes. When the control is set for engine braked flight, the main metering valve closes completely.
When the main valve is @
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When closed, fuel is delivered to the engine through line 42, make-up valve 43, lines 44, 16 and 36, and choke valve 37. Valve 46 is referred to as "make-up" valve being since it delivers or passes a sufficient amount of fuel to operate the engine in braked flight if the main metering valve does not supply that fuel. Valve 46 can do this if the main metering valve is nearly closed, but not quite, and the main valve does not need to be fully closed in engine-braked flight, as long as it is closed enough to be able to do this. that the valve 17 closes.
As indicated above, the spring 56 tends to open the make-up valve 43, which is a balanced valve. The difference between P2 and P3, which is the metering pressure in the choke valve 37 tends to close the valve 43. If the main metering valve 14 closes and the valve 43 is closed, it does not. there is no flow through valve 37 or through valve 17, and P3 increases and becomes equal to P2. This allows the spring 56 to open the valve 43 and the resulting pressure drop across the valve 37 acts to close the valve 43 against the spring 56. Thus, for a given load of the spring 56, the valve 43 will be closed. Automatically opens enough to maintain a predetermined pressure drop between P2 and P3 across the throttle valve 37.
If enough fuel passes through the metering valve to maintain this differential pressure, the make-up valve 43 closes. The value of the differential pressure between P2 and P3 is consequently controlled by the calibration of the spring 56, which can be varied by the intake temperature of the engine, sensed by the bulb 62 and acting through the bellows. temperature 59, cam 58, and follower 57. Thus) the pressure drop across metering port 69 is controlled by the inlet temperature.
This is one of two factors that determine the flow rate of valve 37, the other being the opening of the orifice by the needle.
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teau 68. As described above, this opening is a predetermined function of the ambient atmospheric pressure resulting from the actuation of the plunger by the aneroid 76, and of the predetermined shape of the needle. The flow rate to the engine is therefore determined by the ambient pressure and the inlet temperature. These factor sets are particularly suitable for maintaining constant the power developed by the engine without taking into account the changes in the speed of progression of the aircraft, in the ambient pressure, and in the ambient temperature.
Therefore, when the engine control is set to flight braked by the engine during approach to the landing ground. The fuel control of the invention replaces the main fuel control and maintains the engine very precisely at a desired engine-braked flight power.
It will obviously be understood that the contours of the cam 58 and of the needle. 68 are different for different installations so as to suit the characteristics of a particular engine, which change from one engine model to another. It is possible to determine by tests the fuel flow rate which it is desirable to have in order to maintain the required power development in engine braked flight as a function of the ambient pressure and the inlet temperature and to give the desired shape of the cam 58 so that it maintains substantially constant power by varying the flow rate as necessary to compensate for changes in inlet temperature.
Likewise, the needle 68 is shaped such that the effective cross section of the orifice changes the flow rate so as to keep the power constant regardless of changes in ambient pressure.
The curves in Fig. 2 represent the control applied to an example of a turboprop engine. Fig. 2 represents the variations of the power developed at the motor shaft (on the ordinate) with those of the air speeds (on the abscissa) and of the air intake temperature, for a low power setting of the com
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engine control. The speed of the air, which is the speed of progression, by increasing the inlet pressure of the compressor tends to increase the power developed. With an order that tends to. keep the temperature at the turbine constant, the power increases; lies when the speed in the air increases. This is a feature of the main fuel control.
However, the control of low fuel flow rates, which responds to ambient static pressure, does not change power as the forward speed changes. Also, the power is higher when the ambient temperature is lower when the temperature at the turbine is kept constant. Thus, curve A represents the ratio of developed powers and the speed of progression in the air on a very cold day. Curve B is a curve similar to ordinary atmospheric temperature, and curve C is the power curve on a very hot day. It is clear that regardless of temperature, the power curve rises as the rate of travel in air increases. Also, the ordinates of the curve decrease as the ambient temperature increases.
The desired result is to eliminate these variations. By correcting the fuel flow rate for the engine inlet temperature, as indicated by the dotted lines B1, power can be kept substantially constant regardless of variations in ambient temperature, but the effects of engine speed. progress of the aviation apparatus remain. If another compensation for the air pressure is introduced by metering the fuel according to the static ambient pressure so that the effect of the pressure due to the forward speed of the aircraft does not increase the flow fuel, the power can be kept constant as indicated by lines B2.
The power is kept very close to the desired slightly negative vol frei value. born by the engine and is not significantly altered by changes in air temperature as the aircraft approaches the ground-
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or reduce its speed on approach to the airstrip.
Considering FIG. 2 depending on the system shown in FIG. 1, the function of cam 58 is to approach the correction for the inlet temperature and the needle function.
68 is to make the correction for the air pressure.
Since characteristic curves of powers developed as a function of ambient pressure and of the inlet temperature can be drawn for any engine, the contours of the cam 58 and of the needle 68 can be determined. - do $,
Fig. 3 shows the reason for the existence of the fuel shut-off valve 39 at start-up. This figure represents the flow of fuel required to start the engine as a function of the speed thereof. At the start of fuel intake during start-up, the fuel flow rate is less than the corrected minimum flow rate E which would be established by the low fuel flow system.
As the start-up cycle progresses, the fuel rises above the corrected minimum flow line.
Somewhere in this area, as indicated by vertical dotted line D, the shut-off valve is open, activating the low fuel flow control. This occurs at a rate lower than the engine operating speed in flight braked by the engine. The engine operating speed in flight braked by the engine may be the same as the full power operating speed, and in most cases, is close to full operating speed.
The advantages of controlling low flow rates can be briefly summarized. It allows the pilot to ensure a constant development of power for each engine and an equal power for. all engines during approach to airstrip, to the value determined to be most desirable.
The low flow control also maintains the flow of fuel to the engine at a level sufficient to maintain combustion even if the main metering valve is closed. If the-
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If the power lever is set to low power, the metering valve will be practically closed. Under these conditions, the control may malfunction and momentarily close the main metering valve. If the low flow control did not maintain flow at this time, power to the motor would be temporarily cut off. The flame would go out in the engine and a low flow of fuel would not restore combustion. A power failure due to these reasons during a landing can cause an accident.
Any suitable valve mechanism such as a hand operated valve can be used to shut off the low flow control for starting. Other fuel metering devices responsive to inlet temperature and ambient pressure may be substituted for the device shown and described. For example, the inlet temperature and ambient pressure functions can be reversed so that the inlet temperature controls the opening of the choke valve * - and the ambient pressure controls the metering pressure. in this valve. The arrangement shown is however the preferred arrangement.
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