CN102575587B - 用于航空发动机的燃料供给回路 - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于航空发动机的燃料供给回路(10)，所述燃料供给回路包括以高压向燃烧室喷嘴(24)输送燃料的高压泵浦系统，高压泵浦系统具有由发动机同时驱动的第一和第二变容齿轮泵(18a，18b)。液压开关装置(38)位于这两个泵的各自出口(36a，36b)之间。液压开关装置使得可以，在一种状态下，组合来自两个泵的出口流，以高压向燃烧室喷嘴输送燃料，在另一种状态下，将来自第一泵的出口流的部分或全部排到低压供给管，电子控制装置(50)用于使所述液压开关装置从一种状态转换至另一种状态。

Description

用于航空发动机的燃料供给回路

技术领域

本发明涉及用于航空发动机的燃料供给回路，具体来讲，涉及输送燃料供给发动机的燃烧室喷嘴的回路，可选地用做输送燃料用作工作流体以控制发动机可变翼构件的致动装置的回路。

背景技术

通常，航空发动机的燃料供给回路具有泵系统，该泵系统由与高压泵联合的低压泵组成。高压泵通常采用气缸容积恒定的变容齿轮泵的形式，由发动机通过附件传动箱(accessory gearbox，AGB)驱动。泵的功能是以高压向燃烧室喷嘴以及发动机可变翼构件的致动装置输送燃料。

在某些燃料供给回路中，高压泵是两极泵，即，它具有由发动机同时驱动并具有不同气缸容积的不同的两级齿轮。在这种类型的泵中，这两级齿轮中的一级齿轮专门用于向燃烧室喷嘴提供燃料，而另一级齿轮用于向促动发动机可变翼构件的致动装置提供燃料。

不管为高压泵选择的构造如何，燃料输送速率与发动机的真实需要并不匹配，在很大范围的发动机旋转速度上，燃料输送速率超过了发动机的真实需要。从而，在发动机的这些旋转速度期间，燃料回路未消耗的燃料流从高压泵向上游回流。

燃料的这种受迫回流首先引起机械能被抽取出来驱动高压泵，抽取出的机械能不会对发动机的推力产生贡献，其次，导致燃料温度升高。由于燃料构成了“冷”流而油料构成了“热”流，对燃料的加热会对发动机的整体温度产生影响。因此，通过燃料进行冷却的性能变差，使得需要通过空气/油料热交换器将热量耗散到空气中，而这对于重量、安装空间以及拖曳力是不利的。

发明内容

从而，本发明的主要目的是提出一种用于航空发动机的燃料供给回路来缓解这种缺陷，这种燃料供给回路使得可以以简单可靠的方式向燃烧室喷嘴输送燃料，同时采用不同的气缸容积向发动机可变翼的致动装置输送燃料。

通过一种用于航空发动机的燃料供给回路实现了这个目的，该燃料供给回路包括以高压从低压供给管向燃烧室喷嘴输送燃料的高压泵浦系统，高压泵浦系统具有由发动机同时驱动的第一和第二变容齿轮泵，燃料供给回路的特征在于，它还包括：

液压开关装置，所述液压开关装置位于所述两个泵的各自的出口之间，使得可以在一种状态下组合来自这两个泵的出口流，将高压燃料输送到燃烧室喷嘴，在另一种状态下将来自第一泵的出口流的一部分或全部排到低压供给管；以及

电子控制装置，用于控制液压开关装置，使液压开关装置从一种状态转换到另一种状态。

本发明的两个燃料回路泵具有不同的气缸容积。具体来讲，第一泵优选具有比第二泵大的泵吸能力。从而，根据发动机的工作点，可以使开关装置确保输送的燃料流来自两个泵，或者只来自这两个泵中的一个泵(具体为第二泵)。例如，在启动发动机时，需要较高的燃料流速，操作开关装置，使输送的燃料流来自这两个泵。在空转和巡航之间的工作点上，操作开关装置，使输送的燃料流只来自第二泵。最后，对于超出巡航点的工作点，操作开关装置，使输送的燃料流来自这两个泵。

从而，与现有技术中的已知方案相比，本发明的燃料供给回路在热功率方面(限制已经被加热至高温然后随后回流的燃料的量)和去除的机械动力(可以减少这个对发动机推力没有贡献的机械去除量)两方面具有显著的改善。

另外，由于该燃料供给回路只需要提供液压开关装置和电子控制装置，该燃料供给回路易于实现。这对燃料供给回路的其他部件没有影响，具体来讲，对调节阀或燃料计量单元没有影响。

本发明的燃料供给回路在应用中还具有很大的灵活性。具体来讲，对于只有一个泵工作的空转到巡航范围内的工作点而言，在需要对燃料进行加热的结冰状态下，可以对开关装置起作用，以激活另一个泵。另外，在超速的情况下，可以在电子控制下关闭第一泵，以便将燃料喷射速率降低到对应于最大巡航速度的燃料喷射速率。

最后，本发明的燃料供给回路具有如下优点：适于优化第二泵气缸容积的大小，可以更好地改进热性能和改善抽取的机械能。

优选地，开关装置包括液压开关装置，该液压开关装置位于这两个泵的各自的出口之间，并包括液压方向控制阀，所述液压方向控制阀具有连接至第一泵的出口的供给口、连接至第二泵的出口的高压输送口以及通过燃料回流管连接至低压供给管的低压输送口，由于液压方向控制阀的滑块的受控位置的作用，供给口能够连接至高压输送口或者低压输送口，以组合来自两个泵的出口流或将来自第一泵的出口流的部分或全部排到低压供给管。

电子控制装置可以包括位于燃料歧管上的电磁阀，燃料歧管首先连接至燃料回流管，然后连接至液压方向控制阀的两个引导腔中的一个。在这种情况下，液压方向控制阀的另一个引导腔连接至第二泵的出口，液压方向控制阀的两个引导腔通过隔膜彼此连通。

可替换地，用于控制开关装置的电子控制装置可以包括位于燃料回流管上的电磁阀。在这种情况下，电磁阀可以是开关类型的电磁阀，或者可以是流速调节类型的电磁阀。

本发明还提供了包括上文定义的燃料供给回路的航空发动机。

附图说明

从下文参照附图给出的说明中可以很清楚地看到本发明的其他特征和优点，这些附图示出了具有非限定性特征的实施例，其中：

图1和图2示出了根据本发明的燃料供给回路的第一实施例；以及

图3和图4示出了根据本发明的燃料供给回路的第二实施例。

具体实施方式

下文参照图1和图2对根据本发明的应用于燃气涡轮飞机发动机的环境中的燃料供给回路的第一实施例进行说明。然而，本发明的应用领域可以扩展至其他类型航空器的燃气涡轮发动机，特别是直升飞机，还可以扩展至非燃气涡轮发动机的航空发动机。

本发明的第一实施例的燃料供给回路10常规上包括低压泵12、燃料/油料热交换器14、燃料主滤清器16以及高压泵浦系统18(通过示例示出了热交换器14和燃料主滤清器16的位置，还可以以其他方式对这些部件进行定位)。

低压泵12在上游侧连接至飞机的燃料箱(图中未示出)，在下游侧通过低压供给管20连接至高压泵浦系统18。

在高压泵浦系统18的出口处，燃料供给回路10分成多个不同的燃料管，也就是说，向燃烧室喷油嘴24供给燃料的燃料管22，燃料被喷入喷嘴的速度由燃料计量单元26以常规方式测量，另一个用于对发动机的可变翼构件的致动装置30提供动力的燃料管28，以及用于使没有被低压供给管20使用的燃料流回流的燃料回流管32，所述燃料回流管32被提供有调节阀34。

高压泵浦系统18是两级类型的，即，它是由两个变容齿轮泵18a和18b组成，这两个变容齿轮泵由发动机同时驱动，并输送不同的气缸容积。具体来讲，第一齿轮泵18a比第二个齿轮泵18b的气缸容积大，即，在操作中，第一齿轮泵的喷射燃料流速可以比第二齿轮泵的喷射燃料流速大。换句话说，高压泵浦系统的第一齿轮泵18a的泵流量比第二齿轮泵18b的泵流量大。

低压泵12以及高压泵浦系统18的两个齿轮泵由发动机的高压轴通过AGB同时驱动。

根据本发明，燃料供给回路10还包括液压开关装置，液压开关装置连同控制该液压开关装置的电子控制装置位于高压泵浦系统的两个泵18a和18b的各自出口36a和36b之间。

在图1和图2的第一实施例中，液压开关装置采用了液压方向控制阀38的形式。在电子控制装置的作用下，液压方向控制阀38 可以位于两个不同的位置：第一位置，其中，泵18a的出口36a和18b的出口36b彼此连通，以便结合其中的燃料流将高压燃料流输送到燃烧室喷嘴24和可变翼致动装置30(见图1)；以及第二位置，其中，第一齿轮泵18a的出口36a与燃料回流管40连通，以将来自第一齿轮泵18a的出口36a的燃料排至低压供给管20(见图2)。

具体来讲，液压方向控制阀38包括连接至第一齿轮泵18a的出口36a的供给口OA、连接至第二齿轮泵18b的出口36b的高压输送口U1、以及连接至燃料回流管40的低压输送口U2。

液压方向控制阀38还具有滑块42，该滑块42在电子控制装置的作用下可以在气缸内进行线性平移。滑块的位置定义了上述的两个位置：在第一位置，供给口OA连接至高压输送口U1，使得两个泵的出口36a和36b彼此连通，低压输送口U2被遮盖(见图1)；在第二位置，供给口OA与低压输送口U2连通，使得燃料通过燃料回流管40返回低压供给管20，高压输送口U1被遮盖(见图2)。

液压方向控制阀38还具有两个引导腔，即，第一引导腔P1和第二引导腔P2，第一引导腔P1连接至第二齿轮泵18b的出口36b，第二引导腔P2连接至其中定位有弹簧46的燃料歧管44，在下文中将对燃料歧管44进行说明。另外，引导腔P1和P2通过管路48彼此连通，管路48从滑块42的正中穿过，并具有固定在其中的隔膜49。

用于控制液压方向控制阀的电子控制装置用于根据施加在第二引导腔P2中的压力起作用，其中，施加在引导腔P1和P2上的力彼此在相反方向上起作用，以控制阀的滑块42的移动。

为了实现这个目的，液压方向控制阀的电子控制装置包括位于燃料歧管44中的电磁阀50(即，电子控制阀)，燃料歧管44首先连接至燃料回流管40，然后连接至液压方向控制阀的第二引导腔P2。

电磁阀50是开关类型的阀：当被供电时，电磁阀打开，燃料可以在第二引导腔P2和燃料回流管40之间的燃料歧管44中流动。不过，当没有被供电时，电磁阀关闭，燃料歧管中没有燃料流动。在变型实施例中，电磁阀可以是流速调节类型的电磁阀。

从而，当电磁阀50没有被供电时，第一引导腔P1中的压力等于第二齿轮泵18b的出口36b的高压P_HP。由于燃料歧管44关闭，第二引导腔P2中的压力等于高压P_HP(第二引导腔P2通过管路48与另一个引导腔P1连通)加上弹簧46施加的力。从而，第二引导腔P2中的力较大，液压方向控制阀的滑块42向第一位置移动(如图1所示，其中，两个泵的出口彼此连通)。

当对电磁阀50进行供电时，第一引导腔P1中的压力保持不变，等于高压P_HP。由于燃料歧管44现在处于打开状态，第二引导腔P2中的压力等于存在于低压泵出口处的压力P_LP(第二引导腔P2通过燃料回流管40和燃料歧管44与低压供给管20连通)加上弹簧46施加的力。从而，第一引导腔P1中的压力较大，液压方向控制阀的滑块42向第二位置移动(如图2所示，其中，第一齿轮泵喷射的燃料回流)。

电磁阀50由发动机控制单元(Engine Control Unit，ECU)所控制，该ECU输送对电磁阀供电所需的电力。

另外，可以设想出第一实施例的变型。具体地，液压方向控制阀的滑块和电磁阀可以合并在单个部件中。

参照图3和图4，下文对根据本发明的第二实施例的燃料供给回路10’进行说明。

燃料供给回路10’与第一实施例中的燃料供给回路的不同在于液压方向控制阀38’具有连接至第一齿轮泵18a的出口36a的供给口OA，并只有一个输送口U1，该输送口U1连接至第二齿轮泵18b的出口。

另外，用于控制该液压方向控制阀38’的电子控制装置包括直接位于燃料回流管40上的电磁阀50’。

再次参照第一实施例的燃料供给回路，液压方向控制阀的第一引导腔P1连接至第二齿轮泵18b的出口36b，第二引导腔P2连接至第一齿轮泵18a的出口36a。

那么，液压方向控制阀的操作如下所述：最初，调整来自弹簧46的压力，使得对电磁阀的滑块42进行定位，从而使供给口OA与 高压输送口U1连通，使得两个泵的出口彼此连通。之后，根据电磁阀50’的位置，操作有所不同。

当电磁阀50’没有被供电时(阀关闭)，液压方向控制阀的第二引导腔P2中的压力等于第一齿轮泵的出口36a的高压加上来自弹簧46的力。从而，液压方向控制阀的滑块42保持在使供给口OA与高压输送口U1连通的位置(如图3所示)。

当对电磁阀50’进行供电时(阀打开)，液压方向控制阀的第一引导腔P1中的压力等于第二齿轮泵的出口36b处的燃料的高压，而第二引导腔P2连接至燃料歧管44(燃料处于低压状态)。从而，液压方向控制阀的滑块移动到第二位置，其中，供给口OA与高压输送口U1被遮盖(如图4所示，其中，第一齿轮泵喷射的燃料流返回至燃料回流管40).

与第一实施例中的情况一样，电磁阀50’由ECU控制，ECU提供控制电磁阀所需的电力。

另外，电磁阀50’可以是开关类型的电磁阀或者可以是流速调节类型的电磁阀。如果电磁阀是流速调节类型的电磁阀，优选地可以对第一齿轮泵18a喷射的燃料的返回燃料流进行调节。

另外，可以构想出第二实施例的变型。具体来讲，电磁阀可以位于第一齿轮泵18a的出口36a与燃料歧管44之间的节点上。从而，可以去除液压方向控制阀中的滑块，然后，通过调节电磁阀的压力来实现滑块所执行的功能(此时，电磁阀应该具有一个入口和两个出口，入口连接至第一齿轮泵的出口36a，一个出口连接至燃料回流管40，另一个出口连接至第二齿轮泵的出口36b)。另外，在这个实施例中，从液压方向控制阀的滑块中穿过的管路48中的隔膜49不再是必须的。

一般来讲，某些变型均适用于上述两个实施例。

具体来讲，燃料回流管40可以连接至低压供给管20，其中，可以如图所示连接在热交换器14的上游，或者连接在热交换器14和燃料主滤清器16之间，或者连接在燃料主滤清器的上游(在高压泵浦系统的泵18a的入口和18b的入口之间的岔口的上游，或者第一泵 18a的入口的上游)。

另外，在本发明的对于两个实施例共有的有利构造下，止回阀60位于将液压方向控制阀38、38’的高压输送口U1连接到第二泵18b的出口36b的燃料管中。在图3的实施例中，该止回阀60应当位于供给可变翼制动机构的燃料管28和高压输送口U1之间。在这种情况下，止回阀从而用于避免在进行切换时通过燃料回流管40流到低压管的寄生流。

Claims (5)

1.一种用于航空发动机的燃料供给回路(10，10’)，所述燃料供给回路包括以高压从低压供给管(20)向燃烧室喷嘴(24)输送燃料的高压泵浦系统(18)，所述高压泵浦系统具有由发动机同时驱动的第一变容齿轮泵(18a)和第二变容齿轮泵(18b)，燃料供给回路的特征在于，它还包括：

液压开关装置，所述液压开关装置位于两个泵的各自出口(36a，36b)之间并包括液压方向控制阀，所述液压方向控制阀具有供给口(OA)、高压输送口(U1)以及低压输送口(U2)，供给口(OA)连接至第一变容齿轮泵(18a)的出口(36a)，高压输送口(U1)连接至第二变容齿轮泵(18b)的出口(36b)，低压输送口(U2)通过燃料回流管(40)连接至低压供给管(20)，由于所述液压方向控制阀的滑块的受控位置的作用，在一种状态下，所述供给口可以连接至高压输送口，以组合来自两个变容齿轮泵的出口流，在另一种状态下，所述供给口可以连接至低压输送口，以将来自第一变容齿轮泵的出口流的部分或全部排至低压供给管；以及

电子控制装置(50，50’)，所述电子控制装置用于控制所述液压开关装置，以使所述液压开关装置从一种状态转换至另一种状态，所述电子控制装置包括位于燃料歧管(44)上的电磁阀(50)，所述燃料歧管首先连接至燃料回流管(40)，然后连接至所述液压方向控制阀的两个引导腔中的一个引导腔(P2)。

2.根据权利要求1所述的燃料供给回路，其特征在于，所述液压方向控制阀的另一个引导腔(P1)连接至第二变容齿轮泵(18b)的出口(36b)，所述液压方向控制阀的两个引导腔(P1，P2)通过隔膜(49)彼此连通。

3.根据权利要求1所述的燃料供给回路，其特征在于，止回阀(60)位于所述液压方向控制阀的高压输送口(U1)和第二变容齿轮泵(18b)的出口(36b)之间。

4.根据权利要求1至3中的任何一项权利要求所述的燃料供给回路，其特征在于，第一变容齿轮泵(18a)具有比第二变容齿轮泵(18b)大的泵吸能力。

5.一种航空发动机，其包括根据权利要求1至4中的任何一项权利要求所述的燃料供给回路(10，10’)。