CN105745498B - 用于飞行器发动机的多点喷射装置 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种用于飞行器发动机(M)的多点燃料喷射装置(1)，该多点燃料喷射装置包括：输入管线(10)、至少两条喷射管线(11，12)以及净化管线(14)、燃料分配器部件(2)，该燃料分配器部件被连接至每条管线并包括具有喷射通道(223)的可动元件(22)，其中，可动元件(22)还包括净化通道(226)并被配置成呈现第一位置范围和第二位置范围，在第一位置范围，喷射通道(223)将输入管线(10)与喷射管线(11，12)互连，在第二位置范围，喷射通道(223)将输入管线(10)与至少第一喷射管线(11)互连，并且同时，净化通道(226)将净化管线(14)与至少第二喷射管线(12)互连，该装置的特征在于它还包括致动器，该致动器适于在检测到分配部件的故障时将可动元件移动至安全位置，在可动元件(22)的这种安全位置，喷射通道(223)将输入管线(10)与第一喷射管线(11)互连，并且同时，净化通道(226)不将净化管线(14)与任何喷射管线(12)互连。
Description
技术领域
本发明涉及燃料喷射器领域，更具体地，本发明涉及用于飞行器发动机的多点燃料喷射器领域。
背景技术
一些年来，欧盟指令要求航空部门降低飞行器排放的氮氧化物(NOx)的水平。
为减少飞行器的NOx的排放，已知的是使用多点燃料喷射装置，即在通至发动机的两条喷射管线上传输燃料的喷射装置。这种喷射装置通常包括燃料喷射部件，该燃料喷射部件能够对进入燃料喷射管线中的一条和/或另一条的燃料流进行分配，以使发动机中的空气/燃料混合物能够具有更好的均匀性，并因此能够更好地燃烧，这能够减少污染物。
燃料流在两条喷射管线之间的分配利用可动元件来调节，该可动元件通常由第一致动器和第一传感器控制。该分配根据不同的飞行参数进行，在某些的情况下，例如在起飞期间或地面上的怠速期间或飞行期间，只有已确定的第一喷射管线(通常被称为“先导”管线)被允许传输燃料，而第二喷射管线必须被关闭。
此外，取决于结构选择以及发动机，可决定该第二喷射管线在第二管线关闭时应排尽它所包含的滞留燃料，以消除滞留燃料在该第二喷射管线中的焦化。
同样地，某些喷射装置包括代替分配器的附加的净化部件，其被设计成触发第二喷射管线的净化。
然而，必须以完全同步的方式对净化部件和分配器进行控制。实际上，净化部件仅可在该第二管线不接收来自分配器的燃料时触发第二喷射管线的净化，否则，燃料喷射将在飞行中被扰乱。
此外，将这个附加的净化部件增加到喷射装置中增加了该装置的尺寸。
文献US 2012/0159953中描述的喷射装置尝试利用可在允许执行燃料喷射和/或净化的位置之间移动的元件来弥补这些缺点。
然而，这种装置的可动元件可能会发生故障，并因此会被阻挡在有害于发动机运行的位置。
这种故障的第一个后果是净化期间收集的燃料发生燃烧的风险。
第二个后果是在流入发动机中的燃料方面的不足的燃料喷射，这使得发动机无法维持飞行器的飞行。
发明内容
本发明的一个目的在于减小同时执行多点喷射操作和净化操作所引起的风险。
本发明的另一目的在于减小提供多点喷射功能和净化功能的喷射装置的尺寸。
另一目的在于，在这种喷射装置失效的情况下，避免净化后收集的燃料发生燃烧的风险以及接收燃料的发动机的推力不足的风险。
因此，提出了一种用于飞行器发动机的多点燃料喷射装置，该多点燃料喷射装置包括：输入管线、至少两条喷射管线、净化管线以及燃料分配器，该燃料分配器被连接至每个管线并包括具有喷射通道和净化通道的可动元件，并且该可动元件被配置成呈现：
-第一位置范围，在第一位置范围中，喷射通道将输入管线与喷射管线互连，以及
-第二位置范围，在第二位置范围中，喷射通道将输入管线与至少一条第一喷射管线互连，并且同时，净化通道将净化管线与至少一条第二喷射管线互连，
该装置进一步包括致动器，该致动器被设计成：在检测到分配部件的故障时将可动元件移动至安全位置，在可动元件的该安全位置，喷射通道将输入管线与喷射管线中的至少一条互连，并且同时，净化通道不将净化管线与任何喷射管线互连。
当该装置的因此提出的可动元件占据包含在第一范围内的位置时，分配器在从输入管线接收到燃料时实施分布在不同喷射管线之间的多点喷射。
并且，当可动元件占据包含在第二范围内的位置时，分配器同时朝向至少一条喷射管线实施喷射，并实现对第二管线的净化。然后，可动元件中存在的两个通道使得能够确保输入管线不能将燃料供给至第二喷射管线，而第二管线的内含物被排至净化管线。
因此，多点喷射和净化的操作被有利地结合在单个的分配器中，并且由可动元件在第一位置范围和第二位置范围之间的简单移动来选择性地启动，因此可防止前述的去同步化(de–synchronization)的风险。
此外，在安全位置，净化管线不能接收来自任何喷射管线的燃料；因此，已收集的燃料不会被点燃。
而且，在安全位置，喷射管线中的至少一条通过喷射通道接收来自输入管线的燃料。因此，燃料的供给被确保，以避免接收燃料的发动机的推力损失。
此外，根据本发明的喷射装置易于实施，并相比现有技术中的喷射装置占据更少的空间。
喷射装置可包括：被设计成测量可动元件的位置的单个传感器；以及用以移动可动元件的单个致动器，传感器和致动器被连接至包含在发动机内(或更普遍地包含在飞行器内)的控制器。现有技术的包括不同的净化部件和分配器的喷射装置可由最少具有两个致动器和两个位置传感器的控制器来控制。然而，这种控制器通常仅包括具有待控制设备的有限数量的连接端口。因此，与现有技术的喷射装置相比，根据本发明的喷射装置所需的这种控制器的连接端口更少，并能够释放较多数量的这种端口以用于通过这种控制器来控制其他设备。
此外，与包括不同的分配器和净化部件的装置相比，本申请所提出的喷射装置易于制造，并在发动机中使用较少的空间。
喷射通道可被设计成：当可动元件呈现安全位置时，喷射通道将输入管线仅与第一喷射管线互连。
在飞行器的起飞或着陆或飞行期间，仅需要使用两条喷射管线中的一条。因此，在这些特定的飞行阶段中，安全位置由此被配置成能够克服喷射装置的故障。
输入管线能够终止于输入端口，所述输入端口在可动元件呈现安全位置时整体通至喷射通道的输入端口。第一喷射管线可终止于喷射端口，所述喷射端口在可动元件呈现安全位置时整体通至喷射通道。
这些特征具有的作用在于，增加在安全位置传输至发动机的燃料流量，并因此还能够在喷射装置失效的情况下减小发动机的推力损失的风险。
可动元件可被配置成呈现第三位置范围，在该第三位置范围中，喷射通道将输入管线仅与第一喷射管线互连，并且其中，净化通道不将净化管线与喷射管线中的任何一条互连。
可动元件可以是在护壳中沿纵向轴线滑动的抽匣件，并且，在安全位置，抽匣件可抵靠护壳的底部。
喷射管线的数量可以为两条，并且每条喷射管线终止于通至护壳的喷射端口，喷射通道能够以横向地于纵向轴线的方式延伸并具有沿所述轴线的宽度，该宽度等于两个喷射端口的最接近的边缘沿所述轴线隔开的长度和两个喷射端口沿所述轴线的直径的总和，这两个端口具有相同的直径。
此外，输入管线可终止于输入端口，所述输入端口在介于喷射端口各自的纵向位置之间的纵向位置处通至护壳，喷射通道沿纵向轴线的直径大于输入端口沿所述轴线的直径。
净化管线还可终止于通至护壳的净化端口，输入端口和净化端口的最接近的边缘沿纵向轴线以大于喷射通道沿所述轴线的直径的距离隔开。
抽匣件可包括将喷射通道和净化通道分隔开的中间部分，中间部分沿纵向轴线的长度大于每个喷射端口沿所述轴线的直径，并小于两个喷射端口的最接近的边缘沿所述轴线隔开的距离。
中间部分沿纵向轴线的长度可进一步小于输入端口与终止于第二喷射管线的喷射端口沿所述轴线隔开的距离。
此外，还在本发明的范围内提出了一种飞行器发动机，包括至少一个诸如先前描述的喷射装置。
附图说明
本发明的其它特征、目标和优点将通过下文中的说明来揭示，所述说明是纯说明性且非限制性的，并且必须参照附图来阅读，在附图中：
图1示意性地示出了包括根据本发明一个实施例的燃料喷射装置的飞行器发动机的燃料回路。
图2A和图2B为根据一个实施例的分配器的两个单独元件的部分截面视图，并且该分配器被包括在图1的喷射装置中。
图3为包括图2A和图2B中示出的元件的分配器的截面视图，该分配器被配置成处于第一构型。
图4为图3的分配器的截面视图，该分配器被配置成处于第二构型。
图5为图3的分配器的截面视图，该分配器被配置成处于第三构型。
图6为图3的分配器的截面视图，该分配器被配置成处于第四构型。
图7为图3的分配器的截面视图，该分配器被配置成处于第五构型。
在所有的附图中，相似的元件具有相同的附图标记。
具体实施方式
参照图1，飞行器发动机M包括多点燃料喷射装置1。
喷射装置1包括分配器2，该分配器连接至输入管线10、两条喷射管线11、12以及一条净化管线14。
每条管线10、11、12、14是被设计成载运燃料的管道。
输入管线10包括上游端部和下游端部，上游端部被设计成连接至燃料源S，下游端部被连接至分配器2的第一端口。
每条喷射管线包括连接至分配器2的相应的喷射端口的上游端部。每条喷射管线11、12还可包括多个下游端部，每个下游端部终止于喷嘴。
被称为“先导”喷射管线的第一喷射管线11被设置成：对被针对低功率设置优化的恒定的燃料流进行传输。
被称为“主”喷射管线的第二喷射管线12被设置成：对被这对高功率设置优化的间歇性的燃料流进行传输。这两条管线11、12被开发成使得空气和燃料能够更好地适配燃烧室的不同的运行机制，以便减少它们的诸如氮氧化物以及烟雾之类的污染物的排放。
净化管线14包括上游端部和下游端部，该上游端部被连接至分配器2的净化端口204，该下游端部被设计成连接至净化收集器装置。
分配器2包括可在多种构型之间移动的元件，其将在稍后进行描述。
喷射装置还包括致动器16和用于该可动元件的位置传感器18，致动器例如为液压类型的致动器，并被设计成用于移动该可动元件，位置传感器例如为LVDT(线性差动变压器)类型的传感器18。致动器16和位置传感器18能够与分配器2集成在一起或不与分配器2集成。
位置传感器18被连接至控制器5的相应的端口，并被设计成将可动元件在分配器2中的当前位置通信至该端口。
致动器16被连接至控制器5的另一端口。
控制器5被设计成基于分配命令和净化命令来控制可动元件的移动。
控制器5能够被集成在喷射装置1内，或在喷射装置的外部(例如，该单元可以是图1所示的集成到发动机M中的计算器、或者可以是飞行器的不仅连接至喷射装置1而且还连接至该飞行器的其他设备的计算器)。
喷射装置1在输入管线10上还可包括流量控制器17，流量控制器被布置在分配器2的上游。流量控制器17被设计成以所控制的流量将燃料流供给至分配器2。例如，该流量可由控制器5来确定。
参照图2A和图2B，分配器2包括护壳20，并且可动元件是可在护壳20中沿纵向轴线X平移移动的抽匣件(drawer)22。
护壳20包括限定出圆筒形腔的内壁205，其中的发生器平行于纵向轴线X，护壳还包括底部206。内壁205中形成有输入端口200、喷射端口201、202以及净化端口204。
按照惯例，除非有相反的陈述，下文中提及的所有的长度和直径是平行于纵向轴承X明确地测量出的。
此外，接近护壳20的底部206的喷射端口将被称为第一喷射端口201，并且距护壳20的底部206最远的喷射端口将被称为第二喷射端口202。
两个喷射端口201、202居中地位于壁的第一发生器上，并且输入端口200和净化端口204居中地位于壁的相对于纵向轴线X与第一发生器相反的第二发生器上，与输入端口200相比，净化端口204距底部206更远。
抽匣件22包括面向护壳20的底部206的第一端部220以及与第一端部220相反的第二端部228。
喷射装置1的位置传感器18(在图1中示出)在第二端部228处被容置在抽匣件22中。喷射装置1的致动器16(也在图1中示出)也被附接至第二端部228。
抽匣件22包括两个不同的通道：喷射通道223和净化通道226，该两个通道被设计成沿反向于垂直于纵向轴线X的抽匣件22的方向传输燃料。
抽匣件22沿纵向轴线X包括以下五个相继的部分：
-第一末端部分221，该第一末端部分终止于抽匣件22的面向底部206的第一端部220，
-第一中间部分222，该第一中间部分对第一末端部分221加以延伸并限定出喷射通道223，
-中央部分224，该中央部分对第一中间部分222加以延伸，
-第二中间部分225，该第二中间部分对中央部分224加以延伸并限定出净化通道226，以及
-第二末端部分227，该第二末端部分对第二中间部分225加以延伸并终止于抽匣件22的第二端部228。
末端部分221、227和中央部分224具有所谓的“外”横截面，该“外”横截面大致与护壳20的腔的横截面互补。本领域技术人员由“大致互补的横截面”理解到的是，截面被设计成防止燃料于部分221、224和227处在抽匣件22的壳和护壳20的腔之间泄露。
抽匣件22的第一中间部分222具有例如以轴线X为中心的比外横截面更小的截面。因此，第一中间部分222和护壳20的壁之间留出的环形间隙限定出喷射通道223。
第一中间部分222延伸经过的长度大于：
-第一喷射端口201的直径D1，
-第二喷射端口202的直径D2，
-输入端口200的直径；以及
-两个喷射端口201、202的最接近的边缘之间的距离。
例如，抽匣件22的第二中间部分225也具有以轴线X为中心的、比抽匣件22的外横截面更小的横截面。因此，第二中间部分225和护壳20的壁之间留出的环形间隙限定出喷射通道226。
抽匣件22的中间部分224使两个通道彼此隔离。
中间部分224沿纵向轴线X的长度L4大于第二喷射端口202的直径D2。
此外，中间部分224沿纵向轴线X的长度L4小于输入端口200和第二喷射端口202的最接近的边缘之间沿纵向轴线X的距离。
输入端口200和净化端口204的最接近的边缘之间的纵向距离D’大于第一中间部分222的长度L2。
喷射装置1的分配器2可通过使抽匣件22在护壳20内沿轴线X滑动而被配置成多种构型，每个构型对应于抽匣件22在护壳20中的位置的特定范围。这些构型将参照图3至图7进行详细说明。
按照惯例，抽匣件22的位置意指由位置传感器18测量的位置。
此外，下文中使用的用于喷射装置1的管道和管线的术语“连接”或“互连”隐含地表示管的允许燃料流过的连接。
多点喷射构型
在抽匣件22的被称为多点喷射的位置范围中，喷射通道223将输入端口200与喷射管线11、12互连，如图3和图4所示。
更确切的说，在该多点喷射范围的每个位置，输入孔口200完全通至喷射通道223，并且喷射端口201、202中的至少一个的至少一部分也通至喷射通道223。
多点喷射范围由抽匣件22的分别表示为0％和100％的两个位置所界定。
图3示出了抽匣件22的0％位置，而图4示出了抽匣件22的介于0到100％之间的位置。
第一中间部分222的长度L2(对应于喷射管线223的直径)和两个喷射端口201、202的直径被设计成：在多点喷射范围的任何位置x处，穿过输入端口200通至喷射通道223的燃料的总流量的x％由第一喷射管线11传输，而该总流量的(100-x)％被传输至第二喷射管线12。长度L2可等于两个喷射端口的最接近的边缘相隔的长度D和两个喷射端口中的一个的直径的总和。
由于抽匣件22的中间部分224的长度比第二喷射端口202的直径更大，该第二喷射孔口202不能通至净化通道226。因此，在多点喷射范围的每个位置处，净化通道226不能被连接至喷射管线11、12中的任何一条。
此外，净化端口204不能通至喷射通道223，这防止穿过输入端口200进入喷射通道223的燃料被朝向净化端口204重新引导。
单点喷射构型
在抽匣件22的被称为单点喷射的位置范围中，喷射通道223仅将输入端口200与喷射管线11、12中的一个互连，如图5所示。
图5示出了抽匣件22的包含在单喷射范围内的被表示为100％的位置。
该单喷射范围与双喷射范围相关；因此，一旦整个第二喷射端口202被抽匣件22的中间部分224所阻塞，抽匣件22就通过使抽匣件22以靠近护壳20的底部206的方式移动而由双喷射范围转变成单喷射范围。
由于中间部分224的长度L4大于喷射端口202的直径，该单喷射范围未被缩减为单个位置。
在该单喷射范围的每个位置，整个输入端口200和整个第一喷射端口201通至喷射通道223。
因此，来自输入管线10的燃料流可通过输入端口200穿入喷射通道223中并通过第一喷射端口201离开喷射通道223，而流量不会减小。
有利地，在飞行器的某些飞行阶段中(像飞行器的起飞阶段或地面怠速阶段)，喷射装置1的抽匣件22可被配置于单喷射范围。
净化构型
在抽匣件22的所谓的净化位置的范围中，喷射通道223将输入端口200与第一喷射端口201互连，并且净化通道226将第二喷射端口202与净化端口204互连。
图6示出了抽匣件22的包含在单喷射范围内的被表示为110％的位置。
该净化范围与单喷射范围相关；一旦第二喷射端口202的至少一部分通至净化通道226并且净化端口204的至少一部分也通至净化通道226，抽匣件22就通过使抽匣件22以接近护壳20的底部206的方式移动而从单喷射范围转变至净化范围。
由于中间部分224沿轴线的长度小于输入端口200和第二喷射端口202的最接近的边缘之间的纵向距离，存在有抽匣件22的包含在净化范围内的至少一个位置，其中，整个输入端口200通至喷射通道223，并且其中，整个第二喷射端口202通至净化通道226：于是，来自输入管线10的流量的100％可被传输至第一喷射管线11，而抽匣件22不会引起该流量的减小。
此外，滞留在第二喷射管线12中的燃料在穿过净化通道226之后可通过净化管线14被排尽。
归因于净化管线14和第二喷射管线12之间和压力差和/或仅归因于重力，滞留的燃料可通过净化管线14被自动排空。
安全构型
在抽匣件22的所谓的安全位置的范围中，喷射通道223将输入端口200与第一输出端口互连，并且净化通道226不将第二喷射端口202与输出端口互连。
图7示出了抽匣件22的包含在安全范围内的被表示为120％的位置。
该安全范围与净化范围相关；一旦净化端口204或第二喷射端口202(在所示的实施例中，是由末端部分227阻塞的净化端口204)不再通至净化通道226而是被第二末端部分227所阻塞，则抽匣件22就可通过仍使抽匣件22以接近护壳20的底部206的方式移动而从净化范围转变至安全范围。
该安全范围尤其包括抽匣件22在护壳20中的极限位置(即，在图7中示出的位置)：抽匣件22的该极限位置在抽匣件22的第一端部220抵靠护壳20的底部206时获得。
正如单喷射范围一样，安全范围能够使来自输入管线10的燃料流重新引导至第一输出管线，并且不对第二喷射管线12进行任何净化。
当抽匣件22在护壳20中的移动失控时(例如，由位置传感器18的故障引起)，该安全范围是有利的。
当检测到这种失控时，抽匣件22将自然地(通过所施加的力的平衡)行进至其极限位置，以保证通过第一喷射管线11单独喷射至发动机，同时防止对第二喷射管线12的净化。推力的这种平衡例如可由包括在致动器16内的弹簧来实现。
安全位置范围的目的之一在于，使由喷射装置的故障引起的发动机劣化被最小化。
首先，在安全位置，两条喷射管线中仅有一条(第一管线或“先导”管线)被使用。在飞行器的起飞或着陆或空中怠速期间，仅需要使用两条喷射管线中的一条。因此，在这些特定飞行阶段，安全位置由此被配置成能够克服喷射装置的故障。
其次，任何净化在安全位置都被阻止，这是因为来自燃烧室中的极热的空气将会进入与燃料回路连接的净化部件中。这会有火灾的风险，在喷射装置的故障情况下，这种风险相比喷射管线中可能的焦化更加不利。
第三，尽管两条喷射管线中仅有一条(在这种情况下，“先导”管线)被使用，在安全位置适合避免发动机熄火。这是因为，在该安全范围的每个位置，整个输入端口200以及整个第一喷射端口201通至喷射通道223。事实上，这使得喷射通道能够将来自输入管线的最大流量传输至第一喷射管线(“先导”管线)。
控制器5能够决定致动器16的先导命令，使抽匣件22在护壳20中朝向先前陈述的那些范围中的一个或另一个移动。
该命令可基于两个指令来阐述：分配指令和净化指令。
例如，分配指令可以是待供给至喷射管线11、12中的一个(例如第一喷射管线)的总流量的比率(介于0％和100％之间)。
净化指令可以是指示是否应当触发第二喷射管线12的净化的布尔值。
其他实施例
根据本发明的多点喷射装置不限于先前的参照附图描述的实施例。
喷射通道和净化通道可以其他的方式来阻塞，而不是使用具有减小的横截面的部分：例如，通过纵向延伸的槽，允许沿大致横向方向的燃料通道。
喷射通道和净化通道可以是笔直的，或具有包括转弯或曲线的复杂轮廓。
该装置的位置传感器18可被布置到抽匣件22中的其他位置处。
输入端口、净化端口以及喷射端口可具有相同或不同的尺寸。
输入端口、净化端口以及喷射端口可具有圆形或非圆形的横截面(在该情况下，前面的说明中使用的术语“直径”是指平均直径)。
喷射装置1的可动元件22不限于在护壳20中滑动的抽匣件22。在未示出的变型中，可动元件22能够相对于分配器2的支撑元件可旋转地移动，这些端口被设置成在支撑元件中相对于彼此成角度，所述角度适于确保先前描述的互连(以及互连的断开)。因此，通过该可动元件22相对于支撑元件的旋转，喷射装置1能够从一种构型转变成另一构型。
喷射装置1可进一步包括多于两条的喷射管线11、12，这些喷射管线中的至少一条可通过与净化管线互连来被净化。
Claims (13)
1.一种用于飞行器发动机(M)的多点燃料喷射装置(1)，所述多点燃料喷射装置包括：
-输入管线(10)、至少两条喷射管线(11，12)以及净化管线(14)，
-燃料分配器(2)，所述燃料分配器被连接至所述输入管线、所述喷射管线和所述净化管线，并包括具有喷射通道(223)的可动元件(22)，
其中，所述可动元件(22)还包括净化通道(226)，并且所述可动元件被配置成呈现：
-第一位置范围，在该第一位置范围中，所述喷射通道(223)将所述输入管线(10)与所述喷射管线(11，12)互连，以及
-第二位置范围，在该第二位置范围中，所述喷射通道(223)将所述输入管线(10)与两条喷射管线中的至少一条第一喷射管线(11)互连，并且同时所述净化通道(226)将所述净化管线(14)与两条喷射管线中的至少一条第二喷射管线(12)互连，
其特征在于，其进一步包括致动器，所述致动器被配置成：在检测到所述燃料分配器的故障时将所述可动元件移动至安全位置，在所述可动元件(22)的所述安全位置，所述喷射通道(223)将所述输入管线(10)和两条喷射管线中的至少一条喷射管线(11)互连，并且同时所述净化通道(226)不将所述净化管线(14)与两条喷射管线中的任何喷射管线(12)互连。
2.根据权利要求1所述的燃料喷射装置(1)，其中，当所述可动元件(22)呈现所述安全位置时，所述喷射通道(223)将所述输入管线(10)仅与所述第一喷射管线(11)互连。
3.根据权利要求1或2所述的燃料喷射装置(1)，其中，所述输入管线终止于输入端口(200)，所述输入端口在所述可动元件(22)呈现所述安全位置时整体通至所述喷射通道(223)。
4.根据权利要求1或2所述的燃料喷射装置(1)，其中，所述第一喷射管线(11)终止于喷射端口(201)，所述喷射端口在所述可动元件(22)呈现所述安全位置时整体通至所述喷射通道(223)。
5.根据权利要求1或2所述的燃料喷射装置(1)，其中，所述可动元件(22)被配置成呈现第三位置范围，在该第三位置范围中，所述喷射通道(223)将所述输入管线(10)仅与所述第一喷射管线(11)互连，并且其中，所述净化通道(226)不将所述净化管线(14)与两条喷射管线中的任何喷射管线(12)互连。
6.根据权利要求1或2所述的燃料喷射装置(1)，其中，所述可动元件(22)是在护壳(20)中沿纵向轴线(X)滑动的抽匣件，并且其中，在所述安全位置，所述抽匣件抵靠所述护壳(20)的底部(206)。
7.根据权利要求6所述的燃料喷射装置(1)，其中，所述喷射管线(11，12)的数量为两条，并且每条喷射管线终止于通至所述护壳(20)的喷射端口(201，202)，所述喷射通道以横向于所述纵向轴线(X)的方式延伸并且具有沿所述轴线(X)的宽度，所述宽度等于两个喷射端口(201，202)的最接近的边缘沿所述轴线(X)隔开的长度和所述两个喷射端口(201，202)沿所述轴线(X)的直径的总和，所述两个喷射端口具有相同的直径(D1，D2)。
8.根据权利要求6所述的燃料喷射装置(1)，其中，所述喷射管线(11，12)的数量为两条，并且每条喷射管线终止于通至所述护壳(20)的喷射端口(201，202)，其中，所述输入管线(10)终止于输入端口(200)，所述输入端口在介于所述喷射端口(201，202)各自的纵向位置之间的纵向位置处通至所述护壳，所述喷射通道(223)沿所述纵向轴线(X)的直径(L2)大于所述输入端口(200)沿所述轴线(X)的直径。
9.根据权利要求6所述的燃料喷射装置(1)，其中，所述输入管线(10)终止于通至所述护壳的输入端口(200)，并且其中，所述净化管线(14)终止于同样通至所述护壳(20)的净化端口(204)，所述输入端口(200)和所述净化端口(204)的最接近的边缘沿所述纵向轴线(X)以大于所述喷射通道(223)沿所述轴线(X)的直径(L2)的距离(D’)隔开。
10.根据权利要求6所述的燃料喷射装置(1)，其中，所述喷射管线(11，12)的数量为两条，并且每条喷射管线终止于通至所述护壳(20)的喷射端口(201，202)，其中，所述抽匣件包括将所述喷射通道(223)和所述净化通道(226)分隔开的中间部分(224)，所述中间部分(224)沿所述纵向轴线(X)的长度大于每个喷射端口(201，202)沿所述轴线(X)的直径(D1，D2)，并小于所述两个喷射端口(201，202)的最接近的边缘沿所述轴线(X)隔开的距离(D)。
11.根据权利要求10所述的燃料喷射装置(1)，其中，所述中间部分(224)沿所述纵向轴线(X)的长度进一步小于所述输入端口(200)和所述喷射端口(202)沿所述轴线(X)隔开的距离，所述喷射端口(202)终止所述第二喷射管线(12)。
12.一种飞行器发动机(M)，包括至少一个根据权利要求1至11中一项所述的多点燃料喷射装置(1)。
13.根据权利要求12所述的飞行器发动机(M)，其中，第一喷射管线(11)被设计成：对针对低发动机功率设置的恒定的燃料流进行传输，并且，所述第二喷射管线(12)被设计成对：对针对高发动机功率设置的间歇性的燃料流进行传输。
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