CN109073101B - 用于飞机引擎的燃料回路阀的阀芯 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于飞机引擎的燃料回路阀(20)的阀芯(22)，该阀芯沿着纵向轴线(23)延伸，并包括在两个圆柱形端部部分(29、31)之间延伸的缩窄的中间部分(32)，第一端部部分(29)通过肩部(36)与缩窄的中间部分(32)分隔开，肩部具有布置为完全垂直于纵向轴线(23)的表面(37)，缩窄的中间部分(32)还包括远离肩部(36)地延伸的至少一个圆柱形部分(34)，肩部(36)被设置有台阶部(42)，该台阶部远离第一端部部分(29)的圆柱形表面(30)地延伸，当燃料沿着所述第一端部部分(29)朝向缩窄的中间部分(32)和第二端部部分(31)流动时，该台阶部确保在缩窄的中间部分(32)的圆柱形区段(34)上产生燃料射流，在肩部(36)之前的区域(40)中形成燃料的流通。

Description

用于飞机引擎的燃料回路阀的阀芯
技术领域
本发明涉及用于飞机引擎的燃料回路的阀芯/套筒类型的阀的领域。更准确地说，本发明涉及一种用于飞机引擎燃料回路的阀的阀芯。
背景技术
图1示出用于飞机引擎的燃料回路的阀1的实例，包括套筒2，该套筒2的内部设置有沿着纵向轴线4延伸的阀芯3。
套筒2包括设置有燃料入口6的第一腔室5和设置有燃料出口8的第二腔室7，第一腔室5和第二腔室7通过管道9彼此连接。套筒2还包括两个控制腔室(未示出)，其能够根据两个腔室之间的压力差引起阀芯3沿着纵向轴线4的移动。
阀芯3包括延伸到第一腔室5中的第一圆柱形部分10、延伸到第二腔室7中的第二圆柱形部分以及连接第一部分10和第二部分11的第三部分12，在该第三部分处，阀芯3的横截面区域缩窄。阀芯3在两个控制腔室之间的压力差的影响下沿着纵向轴线4在关闭位置和打开位置之间移动，在关闭位置，阀芯3的第一部分10阻塞管道9以防止燃料从燃料入口6流动到燃料出口8，在打开位置，阀芯3的第一部分10释放管道9以使燃料能够从燃料入口6流动到燃料出口8。
现在利用这种类型的阀1，在打开位置，燃料流在燃料入口6和燃料出口8之间不具有相同的运动量。实际上，在打开位置，第一部分10与第三部分12之间的截面面积的差产生了燃料射流，该燃料射流在阀芯3上施加额外的负荷。该额外的负荷，也称为“射流力”，是特别有问题的，因为它包括会通过压力差扰乱阀芯3的控制的轴向分量。实际上，应当理解任何施加到阀芯3上的额外的轴向负荷会导致阀芯3的定位错误并随之由于第二腔室7的出口处的燃料流量而产生不精确。因此，射流力对于燃料回路的正确操作是有害的。
为了避免这种不精确，例如由WO80/00870已知在阀芯中设置一个或多个纵向延伸的凹槽，该凹槽具有圆形的纵向轮廓，并且其曲率半径被确定为使得燃料射流进入和离开凹槽，同时与纵向轴线形成相同的约69°的角度。这使得能够减小射流力对阀芯的影响。然而，该减小不足以确保燃料回路正确操作所需的精确度。
因此，需要进一步限制射流力对飞机引擎燃料回路的阀芯的影响。
发明内容
本发明通过提出一种用于飞机引擎燃料回路的阀的阀芯来响应该问题，该阀芯包括肩部，肩部被设置有台阶部，台阶部确保所述肩部产生的燃料射流流入到阀芯的圆柱形区段上以及在肩部之前的燃料的流通。以此方式，避免了产生趋向于使阀芯轴向移位的轴向负荷。
更准确地说，本发明作为其目标具有一种用于飞机引擎燃料回路的阀的阀芯，该阀芯沿着纵向轴线延伸，并包括在两个圆柱形端部部分之间延伸的缩窄的中间部分，第一端部部分通过肩部与所述缩窄的中间部分分隔开，所述肩部具有完全垂直于所述纵向轴线布置的表面，所述缩窄的中间部分本身包括作为所述肩部的延伸部的至少一个圆柱形区段。
所述肩部设置有台阶部，该台阶部是相对于所述肩部突出的扰流部，作为第一端部部分的圆柱形表面的延伸部，当燃料沿着第一端部部分在缩窄的中间部分和第二端部部分的方向上流动时，该台阶部确保在缩窄的中间部分的圆柱形区段上产生燃料射流，在所述肩部之前的区域中形成燃料流通。
根据一个实施例，所述台阶部特别是从所述肩部的表面基本垂直地延伸。
优选地，所述肩部包括至少一个凹槽，所述凹槽沿着所述纵向轴线的方向从所述第一端部部分的圆柱形表面径向延伸直到所述缩窄的中间部分的圆柱形区段。该凹槽形成燃料流通区域，该燃料流通区域确保，当燃料沿着所述第一端部部分在缩窄的中间部分和第二端部部分的方向上流动时，产生的燃料射流到达所述圆柱形区段。
所述台阶部从所述凹槽延伸，以加快所述流通区域中燃料的流通。
优选地，所述凹槽在所述缩窄的中间部分的圆柱形区段上从所述肩部纵向延伸，并且所述凹槽在所述圆柱形区段处具有完全平坦的底部，由所述凹槽产生的燃料射流在所述凹槽的底部处到达所述圆柱形区段。
在一个实施例中，所述台阶部从所述肩部的表面基本垂直地延伸。
本发明还作为其目标具有一种用于飞机引擎燃料回路的阀，包括套筒，在所述套筒的内部设置有如上所述的阀芯，所述套筒包括两个控制腔室和一个中间腔室，所述阀芯在所述两个控制腔室之间延伸，所述中间腔室设置有燃料入口和燃料出口，阀芯的第一和第二端部部分以及缩窄的中间部分在所述中间腔室中延伸，所述阀芯被构造成在所述两个控制腔室之间的压力差的影响下相对于套筒在关闭位置与打开位置之间移位，在所述关闭位置，所述阀芯阻塞所述燃料入口，在所述打开位置，所述阀芯释放所述燃料入口。
本发明还作为其目标具有一种飞机涡轮机燃料回路，包括如上所述的阀。
本发明还作为其目标具有一种组件，包括这种类型的回路和飞机涡轮机，以及具有一种飞机，包括联接到这种类型的燃料回路的涡轮机。
附图说明
通过阅读下文的详细描述并参照以非限制性实例给出的附图，本发明的其他特征、目的和优点将变得明显，在附图中：
图1示出现有技术的阀芯/套筒类型的飞机引擎燃料回路的阀的纵向部分的示意图；
图2示出根据本发明的一个实施例用于阀芯/套筒类型的飞机引擎燃料回路的阀的纵向部分的局部示意图；
图2a示出图2中所示的阀的细节视图；
图3示出图2中所示的阀的阀芯的立体图；
图4示出图3中所示的阀芯的正视图。
具体实施方式
图2示出用于飞机引擎燃料回路的阀20的实例。阀20具体包括套筒21，套筒的内部设置有阀芯22，阀芯22沿着纵向轴线23延伸。
套筒21包括两个控制腔室231、232，两个控制腔室能够根据这两个腔室之间的压力差而引起阀芯22沿着纵向轴线23移动。套筒21还包括中间腔室，中间腔室由设置有燃料入口25的第一腔室24和设置有燃料出口27的第二腔室26形成，第一腔室24和第二腔室26通过管道28彼此连接。
阀芯22在中间腔室中在两个控制腔室231、232之间延伸。
阀芯22包括在两个圆柱形端部部分29、31之间延伸的缩窄的中间部分32，第一端部部分29通过肩部36与缩窄的中间部分32间隔开，肩部36具有布置为相对于纵向轴线23完全垂直的表面37。缩窄的中间部分32包括作为肩部36的延伸部的至少一个圆柱形区段34。缩窄的中间部分32还可包括截头圆锥形部分35，该截头圆锥形部分将圆柱形区段34连接到阀芯22的第二端部部分31。
阀芯22在两个控制腔室231、232之间的压力差的影响下在关闭位置和打开位置之间移位，在该关闭位置，阀芯22的第一端部部分29阻塞管道28以防止燃料从燃料入口25流动到燃料出口27，在该打开位置，阀芯22的第一端部部分29释放管道28以允许燃料从燃料入口25流动到燃料出口27。在打开位置，第一端部部分29和缩窄的中间部分32之间的部分的突然变化导致在缩窄的中间部分32上产生燃料射流。
肩部36设置有远离第一端部部分29的圆柱形表面30延伸的台阶部42。台阶部42是相对于肩部36突出的扰流部。台阶部提供了肩部之前(流通区域40)的燃料的流通，并因此提供了，当燃料沿着第一端部部分29在缩窄的中间部分32和第二端部部分31的方向上流动时，在缩窄的中间部分32的圆柱形区段34上产生燃料射流。台阶部42能够减小燃料压力对阀芯22的影响。台阶部在图2a中更详细地示出。
台阶部42基本平行于纵向轴线23从肩部36延伸。换言之，台阶部42被布置为基本垂直于肩部36和限定肩部的径向表面37。“基本平行”或“基本垂直”的意思是在误差极限，即10°内平行或垂直。
肩部36还包括至少一个凹槽38，该凹槽沿着纵向轴线23的方向从第一端部部分29的圆柱形表面30径向延伸直到圆柱形区段34。凹槽38确保肩部之前(流通区域40)的燃料的流通，并因此确保，当燃料沿着第一端部部分29在缩窄的中间部分32和第二端部部分31的方向上流动时，在缩窄的中间部分32的圆柱形区段34上产生燃料射流。凹槽38能够减小燃料压力对阀芯22的影响。
台阶部42从所述凹槽38延伸，以加快流通区域40中燃料的流通。在此情况下，台阶部42形成优选布置在凹槽38的整个宽度上的扰流部。
台阶部42在图2a中更详细地示出。
凹槽38包括完全垂直于纵向轴线23设置的表面39，表面39相对于第二端部部分31从肩部36的表面37缩回。
由此形成的燃料流通区域40定位在燃料射流下方，即燃料射流与阀芯22之间。在燃料流通区域40处产生的燃料漩涡使得燃料射流到达缩窄的中间部分32的角度收到限制，并因此确保燃料射流到达圆柱形区段34上，而不到达缩窄的中间部分32的截头圆锥形部分35上。此外，燃料的流通能够减小燃料压力对阀芯22的影响。
将理解的是，由于圆柱形区段34的圆柱形形状，燃料射流不向圆柱形区段34施加趋向于使阀芯22纵向移位的轴向负荷，在此情况下，仅施加到阀芯22的轴向分量对应于燃料的摩擦力。这些摩擦力是极小的，因此摩擦力被显著地限制。另一方面，在没有台阶部42且没有流通区域40的情况下，燃料射流很可能到达缩窄的中间部分33的截头圆锥形部分35，由此产生扰乱阀芯22定位的轴向力。此外，与趋向于补偿阀的入口和出口之间的运动量的偏差的现有技术不同，本发明不趋向于在阀20的入口25和出口27之间产生任何运动量的偏差。
通过加快流通区域40中燃料的流通，流通区域40中的燃料压力在凹槽38的表面39上产生的负荷收到限制。因此，能够减小阀芯22上产生的更多轴向负荷，并且特别是补偿由燃料流动在阀芯22上产生的摩擦力。
优选地，凹槽38在缩窄的中间部分32的圆柱形区段34上从肩部36纵向延伸。凹槽38具有当阀20处于打开位置时避免燃料流中产生湍流的效果，并因此限制阀芯中的锤击现象。
凹槽38在圆柱形区段34处全部具有平坦的底部41，由凹槽38产生的燃料射流到达所述凹槽38的底部的所述圆柱形区段。
阀芯22包括例如相对于彼此在直径上设置的两个凹槽38。
凹槽38还具有嵌条381，嵌条位于凹槽38的表面39和所述凹槽38的底部41之间，构造成保持流通区域40中燃料的流通。为此，嵌条381的尺寸设置成保持流通区域40中燃料的流通。嵌条381便于设置在流通区域40处的运动的燃料，并由此设置所述流通区域40中的所述燃料的流通。
阀20和更具体而言的阀芯22，通过借助台阶部42形成燃料流通区域40和通过确保由肩部36产生的燃料射流到达阀芯的整个圆柱形区段34，而具有减小施加到阀芯22的射流力的优点。因此，阀20能够避免燃料流在阀芯22上施加轴向负荷。

Claims (7)

1.一种用于飞机引擎燃料回路的阀(20)的阀芯(22)，该阀芯(22)沿着纵向轴线(23)延伸，并包括在圆柱形的第一端部部分(29)和圆柱形的第二端部部分(31)之间延伸的缩窄的中间部分(32)，所述第一端部部分(29)通过肩部(36)与所述缩窄的中间部分(32)分隔开，所述肩部(36)具有完全垂直于所述纵向轴线(23)布置的表面(37)，所述缩窄的中间部分(32)本身包括作为所述肩部(36)的延伸部的至少一个圆柱形区段(34)，
所述阀芯的特征在于，所述肩部(36)被设置有台阶部(42)，该台阶部是相对于所述肩部突出的扰流部，作为所述第一端部部分(29)的圆柱形表面(30)的延伸部，当燃料沿着所述第一端部部分(29)在所述缩窄的中间部分(32)和所述第二端部部分(31)的方向上流动时，该台阶部(42)确保在所述缩窄的中间部分(32)的圆柱形区段(34)上产生燃料射流，在邻接所述肩部(36)的流通区域(40)中形成燃料的流通；其中，所述肩部(36)包括至少一个凹槽(38)，所述至少一个凹槽(38)沿着所述纵向轴线(23)的方向从所述第一端部部分(29)的圆柱形表面(30)径向延伸直到所述圆柱形区段(34)，并且所述台阶部(42)从所述凹槽延伸，以加快燃料在所述流通区域(40)中的流通。
2.根据权利要求1所述的阀芯(22)，其中，所述台阶部(42)基本平行于所述纵向轴线(23)从所述肩部(36)延伸。
3.根据权利要求1所述的阀芯(22)，其中，所述凹槽(38)在所述缩窄的中间部分(32)的圆柱形区段(34)上从所述肩部(36)纵向延伸，并且其中，所述凹槽(38)在所述圆柱形区段处具有完全平坦的底部(41)，由所述凹槽(38)产生的燃料射流在所述凹槽(38)的底部(41)处到达所述圆柱形区段。
4.一种用于飞机引擎燃料回路的阀(20)，包括套筒(21)，在所述套筒的内部设置有根据权利要求1至3中任一项所述的阀芯(22)，所述套筒(21)包括两个控制腔室(231、232)和一个中间腔室，所述阀芯(22)在所述两个控制腔室(231、232)之间延伸，所述中间腔室设置有燃料入口(25)和燃料出口(27)，阀芯(22)的第一端部部分(29)和第二端部部分(31)以及缩窄的中间部分(32)在所述中间腔室中延伸，所述阀芯(22)被构造成在所述两个控制腔室(231、232)之间的压力差的影响下相对于套筒(21)在关闭位置与打开位置之间移位，在所述关闭位置，所述阀芯(22)阻塞所述燃料入口(25)，在所述打开位置，所述阀芯释放所述燃料入口(25)。
5.一种飞机涡轮机燃料回路，包括根据权利要求4所述的阀(20)。
6.一种组件，包括根据权利要求5所述的燃料回路和飞机涡轮机。
7.一种飞机，包括联接到根据权利要求5所述的燃料回路的涡轮机。
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