CN102575586B - 用于航空发动机的燃料供给线路和包括燃料供给线路的航空发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于航空发动机的燃料供给线路(10)，该线路包括具有第一、第二容积式泵(18a、18b)的高压泵系统(18)、液压致动器(200)以及燃料计量单元(100)。根据所述致动器的滑块(202)位置，所述致动器的进料孔(OA)可以与所述第二泵(18b)的出口(40b)所连接的高压输送孔(U1)或与所述低压供给管线(20)所连接的低压输送孔(U2)相连接。所述燃料计量单元提供有通截面，其中一个所述通截面(114)与高压泵系统的出口连接，而另一个通截面(116)与高压泵系统的出口相连接且通向所述液压致动器的高压引燃室(P1)。

Description

用于航空发动机的燃料供给线路和包括燃料供给线路的航空发动机
技术领域
本发明涉及用于航空发动机的燃料供给线路，更特别地涉及输送燃料的线路，该燃料用于供给发动机的燃烧室喷射器，并且也用作为控制所述发动机的可变几何元件的致动器的液压流体。 
背景技术
通常地，航空发动机的燃料供给线路具有泵系统，所泵系统述由与高压泵相关联的低压泵组成。通常地，所述高压泵呈具有恒定的气缸容积的容积式齿轮泵的形式，所述容积式齿轮泵通过附件齿轮箱(AGB)由发动机驱动。所述泵的作用是在高压下输送燃料到燃烧室喷射器以及所述发动机的可变几何元件的致动器。 
尽管如此，所述燃料被输送的速度与发动机在全部运转点的真实需求并不匹配，它超出了所述发动机大范围内的转速需求。因此，当所述发动机具有那些转速时，那些没有被燃料线路消耗的燃料流流回所述高压泵的上游。这一回流导致所述燃料的温度上升，并且消耗来自于泵的机械动力，其不利于来自于发动机的推力。 
为了弥补该问题，公知的可借助于两级式高压泵，即呈现有两级齿轮的泵，所述齿轮被发动机同时地驱动并且具有不同的气缸容积。具有这样的结构类型，当所述发动机运转点不需要大的气缸容积时，所述高压泵优选地使用单级泵运转。在这样的情况下，来自于其他泵的燃料流在保持低压负荷时全部地回流，从而减小从该级得到的所述机械动力的总量。对于需要更大的气缸容积的发动机运转点，所述第二泵得以被激活。 
专利文件US7234293公开了一种两级高压泵的例子。特别地，该文件描述了一种用于在一级和二级结构之间切换的基于对调节阀进行改进的系统，其具有两个回流区域(对应于所述高压泵的每一级)。不幸地，这一类型的切换导致了对于所述燃料所测量的流速的干扰，这样的干扰在被测量的燃料流速的准确性方面特别地有害。 
发明内容
本发明的主要目的在于通过提出一种用于两级高压泵的切换系统来缓解这一缺点，所述切换系统使得在不影响被测量的燃料流速的准确性的情况下在一级和两级结构之间切换成为可能。 
此目的通过用于航空发动机的燃料供给线路得以实现，所述线路包括通过低压供给管线连接到高压泵系统的低压泵系统，所述高压泵系统具有同时地被发动机驱动的第一和第二容积式泵，以便在高压下将燃料输送到燃烧室喷射器以及输送到用于致动发动机的可变几何元件的致动器， 
所述燃料供给线路特征在于，其进一步地包括： 
液压致动器，所述液压致动器具有连接到第一泵出口的进料孔、连接到所述第二泵的出口的高压输送孔以及通过燃料回流管连接到低压供给管线的低压输送孔，所述进料孔能够根据所述致动器滑块的位置与所述高压输送孔或低压输送孔相连接；以及 
燃料计量单元，具有滑块，该滑块在气缸中能够滑动并且带有三个将所述气缸的内体积细分为两个控制室的支承面，所述两个控制室设置于所述气缸的端部并且连接伺服阀，以及位于所述支承面之间的两个通截面，而且其中一个所述通截面与高压泵系统的出口连接且通向燃烧室喷射器，而另一个所述通截面与高压泵系统的出口相连接且通向所述液压致动器的高压引燃室，所述致动器也具有与所述燃料回流管相连接的低压引燃室，施加于所述致动器的引燃室内的压力彼此之间起反作用，以便控制所述致动器的滑块的移动。 
对所述液压致动器的引燃室内的压力加以控制使得在单泵结构与双泵结构之间切换所述高压泵系统成为可能。更确切地，所述液压致动器的滑块的位置决定所述高压泵系统是处于单泵结构还是双泵结构。另外，这一切换不需要对调节阀做任何修改。因此，在切换过程中，所述燃料计量的准确性受到非常小的影响。因此，所述燃料被喷射的速度的稳定性也得以提高。 
用这样的线路，当所述涡轮喷气发动机的转速低时(相对应于再次点火以及自转的运转点)，以及当燃料被喷射的速度高时(相对应于起飞和上升的运转点)，所述高压泵系统占用它的双泵结构。所述单泵结构则被应用于发动机其它的运转点上，特别是在当所述发动机空转或巡航时。 
优选地，所述液压致动器的高压引燃室与在所述低压泵系统的上游连接所述燃料供给线路的中间引燃室相联通，并且具有设于其中的弹簧。 
同样优选地，所述燃料供给线路进一步地包括连接所述高压泵系统的出口与所述低压供给管线的燃料回流管线，以及设置于该燃料回流管线上的调节阀。 
同样优选地，在所述液压致动器的高压输送孔与所述第二泵的出口之间设置有单向阀。 
本发明还提供了一种包括有如上所述燃料供给线路的航空发动机。 
附图说明
本发明的其它特征以及优点将在参考唯一的说明书附图在如下的描述中加以呈现，所述说明书附图示出了本发明所述的燃料供给线路的一个实施方式，并且具有非限制性特征。 
具体实施方式
应用于燃气涡轮飞机发动机上的本发明所述的燃料供给线路在下文中得以描述。尽管如此，本发明的应用领域可延伸至其它飞行器的燃气涡轮发动机，特指直升机，也可延伸至不同于燃气涡轮机的其它航空发动机。 
所述燃料供给线路10包括低压泵系统12、燃料燃油热交换器14、主燃料过滤器16以及高压泵系统18。 
所述低压泵系统12在上游侧与飞机的燃料箱(未示出)相连接，而在下游侧则通过低压供给管线20与高压泵系统18相连接。 
在所述低压泵系统18的出口处，所述燃料供给线路10分成多个截然不同的燃料管线，即：用于向燃烧室喷射器24供给燃料的燃料管线22；用于向致动发动机的可变几何元件的致动器28供给燃料的另外一条燃料管线26；以及装配有调节阀32用以将没被使用的燃料流输送回位于所述热交换器14上游的低压供给管线20的燃料回流管线30。 
在公知技术中，所述用于向所述燃烧室喷射器24供给燃料的燃料管线22也包括由伺服阀34所控制的燃料计量单元100(在下文中得以详细描述)，以及同样由伺服阀38所控制的起截流作用的压力控制阀36。 
本线路的所述高压泵系统18为两级式，即，该高压泵系统18由同时由所述发动机驱动的两个容积式齿轮泵18a、18b组成，所述两个泵所输送的汽缸容量不同。更确切地，所述第一泵18a的汽缸容量大于所述第二泵18b的汽缸容量，也就是说，在运转过程中，由所述第一泵18a所喷射出的燃料的速率大于由所述第二泵18b所喷射出的燃料的速率。换句话说，所述高压泵系统的第一泵18a所具有的抽吸能力要大于所述第二泵18b的抽吸能力。 
所述低压泵系统12以及所述高压泵系统18的两个泵18a、18b被所述发动机的高压轴通过附件齿轮箱(AGB)同时地驱动。 
根据本发明，所述燃料供给线路10还具有设置于高压泵系统的两个泵18a、18b的各自出口40a以及40b之间的液压致动器200，所述液压致动器200能够占有两个不同的位置：第一位置以及第二位置，在所述第一位置中，所述两个泵各自的出口40a、40b相互连通，以便将它们的燃料流合并从而向所述燃烧室喷射器24以及可变几何致动器28输送高压燃料；而在所述第二位置中，所述第一泵18a的出口40a与燃料回流管42相连通，用于将所有的出口燃料流从所述第一泵中排至所述低压供给管线20中。 
更确切地，所述液压致动器200具有滑块202，所述滑块在气缸内可作直线平移运动。所述致动器200还具有与所述第一泵18a的出口40a相连接的进料孔OA、与所述第二泵18b的出口40b相连接的高压输送孔U1以及通过所述燃料回流管42与所述低压供给管线20相连接的低压输送孔U2，根据所述致动器的滑块202的位置，所述进料孔OA可与所述高压输送孔U1或所述低压输送孔U2相连接。 
因此，所述液压致动器的滑块202的位置限定了如上所述的两种位置：在第一位置中，所述进料孔OA与所述高压输送孔U1连接，从而使得所述两个泵的出口40a和40b相互连通，而所述低压输送孔U2被遮盖；在第二位置中，所述进料孔OA与所述低压输送孔U2连通，从而使得燃料能够通过回流管42回流至所述低压供给管线20，此时所述高压输送孔U1被遮盖。 
所述液压致动器还包括三个控制室，即：与所述燃料计量单元100相连接的高压引燃室P1、通过分支管44与所述燃料回流管42连接的低压引燃室P2以及通过 燃料管线46在所述低压泵系统12上游处与所述燃料供给线路相连接的中间引燃室P3。进一步地，所述引燃室P 1、P3通过形成在所述致动器的滑块202内部的通道204彼此连通。此外，弹簧206被封装在所述中间引燃室P3内。 
在所述致动器的这三个引燃室P1-P3中的不同的压力使得所述气缸中的滑块202的移动能够被控制，从而将所述滑块定位在如上所述的两个位置上。特别地，与所述致动器的高压引燃室P1相连接的所述燃料计量单元100能够使得该室中的压力得以变化。 
为达此目的，所述燃料计量单元100具有能够在气缸中滑动并且带有三个支承面104、106、108的滑块102。所述支承面将所述气缸的内体积细分为两个分别位于所述气缸端部的控制室110、112，以及位于所述支承面之间的通截面114、116。所述控制室110、112通过控制管线与所述伺服阀34相连接。 
限定在所述支承面104、106之间的所述通截面114与所述高压泵系统18的出口相连接，并且经由输送孔118通向所述燃烧室喷射器24。所述输送孔118通过所述支承面104而被关闭的程度决定了被测量的燃料流速。 
另外的通截面116也与所述高压泵系统18的出口相连接，并且经由输出孔120通向所述液压致动器的高压引燃室P1。 
所述高压泵系统以如下方式在单泵和双泵结构之间切换。 
在所述发动机低速运转点，此时，双泵结构是必须的，所述伺服阀34作用于在所述燃料计量单元100的控制室110、112内的压力，以至于所述测量单元的输送孔120得以完全地被遮盖。因此，所述致动器200的高压引燃室P1的压力接近于位于所述低压泵系统12上游的燃料供给线路的压力PFC(这是由于所述高压引燃室P1经由所述中间引燃室P3以及燃料管线46与燃料供给线路相连接)。 
在与所述燃料回流管42相连接的所述致动器的低压引燃室P2中，其中的压力PLP与所述低压泵系统12出口处的压力相对应。进一步地，设计设置于所述致动器中间引燃室P3中的弹簧206的尺寸，以便对抗来自于所述引燃室P2中的燃料的压力PLP。 
因此，在这些不同的压力的影响下，所述致动器200的滑块202移动到第一位置，在该位置下所述高压泵系统的两个泵18a、18b的出口40a、40b彼此连通，从而得以将它们的燃料流合并。 
在所述发动机处于中间运转点时，此时，仅具有一个泵的结构为优选的(切换低)，所述伺服阀34作用于所述燃料计量单元100的控制室110、112内的压力，以至于所述计量单元的输送孔120得以完全地被遮盖。因此，所述致动器200的高压引燃室P1的压力仍然接近于压力PFC。 
进一步地，所述低压泵系统12出口处的压力升高(相对于低速运转点)，以至于，存在于所述低压引燃室P2内部的压力PLP可与由所述弹簧206所施加的力量相对抗，所述弹簧206设置于所述中间引燃室P3内。 
因此，在这些不同的压力的影响下，所述致动器200的滑块202移动到第二位置，在该位置上，从所述第一泵18a流出的出口燃料流被排出到所述低压供给线路20中。 
在所述发动机处于得以测量的高速运转点，此时，双泵结构是必须的(切换高)，所述伺服阀34作用于在所述燃料计量单元100的控制室110、112内的压力，以至于所述计量单元的输送孔120不再被遮盖，并且存在于所述致动器的高压引燃室P1的压力对应于所述第二泵18b的出口处的高压PHP。 
该高压PHP高于存在于所述致动器的低压引燃室P2的压力PLP，所述低压引燃室P2依然与所述低压供给线路20相连通。 
因此，在这些不同的压力的作用下，所述致动器200的滑块202移动到第一位置，在该位置上，所述高压泵系统的两个泵18a、18b的出口40a、40b为了合并它们的燃料流而彼此相互连通。 
根据本发明的一个有益的特征，单向阀50设置于连接所述液压致动器200的高压输出孔U1与所述第二泵18b的出口40b的燃料管线上。该单向阀用来在切换发生时防止所述致动器抽吸流速。 
应该可以看出：所述燃料回流管42可通向所述低压供给管线20，无论是在所述热交换器14的上游，或是在所述热交换器14与主燃料过滤器16之间，或是主燃料过滤器16的下游(所述高压泵系统的两个泵18a、18b的入口之间的分叉位置的上游，或是所述第一泵18a入口位置的上游，如图所示)。 
也应该可以看出：所述液压致动器不需要具有连接如上所述的低压泵系统上游的燃料线路的中间室。在这一变化中(未示出)，所述弹簧被封装在所述高压引燃室P1中。 
也应该可以看出：所述高压泵系统的容积泵必不一定是齿轮泵，但是它们可以是叶片式的泵。 

Claims (6)

1.一种用于航空发动机的燃料供给线路(10)，所述线路包括通过低压供给管线(20)连接到高压泵系统(18)的低压泵系统(12)，所述高压泵系统具有同时地被发动机驱动的第一和第二容积式泵(18a、18b)，以便在高压下将燃料输送到燃烧室喷射器(24)以及输送到用于致动发动机的可变几何元件的致动器(28)，
所述燃料供给线路的特征在于：它进一步地包括：
液压致动器(200)，所述液压致动器具有连接到第一泵(18a)的出口(40a)的进料孔(OA)、连接到所述第二泵(18b)的出口(40b)的高压输送孔(U1)以及通过燃料回流管(42)连接到低压供给管线的低压输送孔(U2)，所述进料孔能够根据所述致动器的滑块(202)的位置与所述高压输送孔或低压输送孔相连接；以及
燃料计量单元(100)，所述燃料计量单元具有滑块(102)，该滑块在气缸中能够滑动并且带有三个将所述气缸的内体积细分为两个控制室(110，112)的支承面(104，106，108)，所述两个控制室设置于所述气缸的端部并且连接伺服阀(34)，以及位于所述支承面之间的两个通截面(114，116)，而且其中一个所述通截面(114)与高压泵系统的出口连接且通向燃烧室喷射器，而另一个所述通截面(116)与高压泵系统的出口相连接且通向所述液压致动器的高压引燃室(P1)，所述致动器也具有与所述燃料回流管相连接的低压引燃室(P2)，施加于所述致动器的引燃室内的压力彼此之间起反作用，以便控制所述致动器的滑块的移动。
2.如权利要求1所述的线路，其特征在于：所述液压致动器(200)的高压引燃室(P1)与在所述低压泵系统的上游连接所述燃料供给线路的中间引燃室(P3)相连通，并且具有设于其中的弹簧(206)。
3.如权利要求1或2所述的线路，其特征在于：所述燃料供给线路进一步地包括连接所述高压泵系统的出口与所述低压供给管线(20)的燃料回流管线(30)，以及设置于该燃料回流管线上的调节阀(32)。
4.如权利要求1所述的线路，其特征在于：在所述液压致动器(200)的高压输送孔(U1)与所述第二泵(18b)的出口(40b)之间设置有单向阀(50)。
5.如权利要求1所述的线路，其特征在于：所述第一泵(18a)的抽吸能力大于所述第二泵(18b)的抽吸能力。
6.一种包括有如权利要求1至5中任一项权利要求所述的燃料供给线路(10)的航空发动机。
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