CN112379588A - 一种双裕度航空发动机燃油调节控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种双裕度航空发动机燃油调节控制系统。包括主、副供油系统、电磁阀，主供油系统包括依次相连的机械燃油泵、主溢流阀、电子燃油调节器和燃油截止阀，副供油系统包括依次相连的电动燃油泵、副溢流阀、梭阀，燃油截止阀与梭阀另一进口连通，梭阀与电磁阀连通，电磁阀与燃油喷嘴连通。采用主、副供油系统双裕度控制，在一路出现故障时另一路依靠梭阀的结构依然能够供油，确保飞机飞行安全，而且利用机械燃油泵和电动燃油泵的不同特点，确保在飞机不同飞行状态下可以高精度的控制，燃油控制更精准、合理。

Description

一种双裕度航空发动机燃油调节控制系统

技术领域

本发明涉及一种双裕度航空发动机燃油调节控制系统。

背景技术

航空发动机燃油调节系统主要用来向主燃烧室、加力燃烧室以及燃油液压控制系统供给燃油，并根据发动机状态和外界条件的变化，调节供油量，以保证发动机在各个状态下都能稳定工作。

现有的航空领域燃油控制系统是一种单裕度控制系统，一般采用机械燃油泵配合机械燃油调节系统，机械燃油泵由发动机附件机匣驱动，机械燃油泵将抽吸过来的燃油经过增压后通过机械燃油调节器，从而提供发动机在不同飞行状态下所需的燃油油量，为了满足不同飞行状态的燃油需求，要求机械燃油泵能力较设计点需求加大，以弥补发动机间起动燃油需求差异及带转转速差异。

然而，飞机在点火起飞、低慢或高慢车状态时对于燃油精度要求较高，供油压力必须保持稳定才能避免发动机超温或起动不成功的风险，而且所需流量较小；在巡航、加减速和大功率输出时，对于流量的控制精度要求则相对较低，而且对燃油流量的需求较大，上述的单裕度控制系统则无法很好的满足需求。

另一方面，现有的单裕度控制系统在面临发动机或飞机出现故障或燃油系统自身出现故障时可能会由于供油路径故障而无法正常提供燃油，这将造成极其严重的飞行事故，这对于对安全十分敏感的航空领域来说是无法容忍的。

因此，亟需一种可根据飞机不同飞行状态进行高精度适应性调节并能尽量改善现有单裕度燃油调节控制系统安全性不足的缺陷的燃油调节控制系统。

发明内容

本发明提出一种双裕度航空发动机燃油调节控制系统，以解决现有单裕度燃油调节控制系统不能根据飞机不同飞行状态进行高精度适应性调节且安全性不足的技术问题。

本发明的技术方案是这样实现的：一种双裕度航空发动机燃油调节控制系统包括：

主供油系统，包括机械燃油泵、主溢流阀、电子燃油调节器、燃油截止阀，机械燃油泵由发动机附件机匣驱动，机械燃油泵的进油口与燃油箱连通、出油口与主溢流阀的进油口连通，主溢流阀的出油口与电子燃油调节器的进油口连通、回油口与燃油箱连通，电子燃油调节器的出油口与燃油截止阀的进油口连通；

副供油系统，包括电动燃油泵、副溢流阀、梭阀，梭阀包括第一、第二进口和出口，电动燃油泵的进油口与燃油箱连通、出油口与副溢流阀的进油口连通，副溢流阀的出油口与梭阀的第一进口连通、回油口与燃油箱连通；

燃油截止阀的出油口与梭阀的第二进口连通；

电磁阀，梭阀的出口与电磁阀的进油口连通；

燃油喷嘴，电磁阀的出油口与燃油喷嘴的进油口连通。

在上述方案的基础上，进一步改进如下，主供油系统、副供油系统和电磁阀共用同一集成壳体，集成壳体内部具有实现各部件按上述连通关系连通的内部油道，集成壳体上具有用于与燃油箱连通的燃油进口以及与燃油喷嘴连通的燃油出口。

在上述方案的基础上，进一步改进如下，所述机械燃油泵为齿轮泵。

在上述方案的基础上，进一步改进如下，齿轮泵的泵壳集成在所述集成壳体上。

在上述方案的基础上，进一步改进如下，电动燃油泵包括泵头和电机，电机与泵头固定连接，泵头与集成壳体可拆连接。

在上述方案的基础上，进一步改进如下，齿轮泵的泵壳前端具有连接法兰，连接法兰的端面上设置有密封圈。

在上述方案的基础上，进一步改进如下，集成壳体上部具有外凸的连接板，连接板的四角处设置螺纹孔，连接板中间对应于电子燃油调节器的各个油口对应设置有油道以在电子燃油调节器与连接板通过螺栓连接后实现油道的连通。

在上述方案的基础上，进一步改进如下，集成壳体通过3D打印加工而成。

在上述方案的基础上，进一步改进如下，集成壳体上分别设置有两个插接口，主溢流阀和副溢流阀分别与两个插接口插接配合。

采用了上述技术方案，本发明的有益效果为：本发明的双裕度航空发动机燃油调节控制系统在飞机点火起飞、低慢或高慢车和降落时采用副供油系统供油，电动燃油泵从燃油箱抽吸燃油并加压，经过副溢流阀、梭阀和电磁阀后经过燃油喷嘴喷出，在此过程中，由于机械燃油泵需要发动机附件机匣带动，主供油系统暂时未起动，燃油截止阀处于关闭状态，此时需油量不算太大，但是对于油量的调整精度要求较高，利用电动燃油泵调整精度高的特性，从而满足飞机在点火起飞、低慢或高慢车和降落时的高精度供油需求，确保供油压力稳定，从而避免发动机超温或起动不成功等情况发生，确保飞机的安全稳定飞行；在飞机处于巡航、加减速和大功率输出状态时，此时对于供油精度要求不高，但是供油量较大，主供油系统的机械燃油泵被带动，通过电子燃油调节器调节后经过燃油截止阀到达梭阀，梭阀类似于两个单向阀的组合，此时内部阀芯自动关闭与副溢流阀的通道，实现主供油系统供油的目的，而此时副供油系统则利用副溢流阀进行回油，利用主供油系统的机械燃油泵供油量大的特点，并通过电子燃油调节器进行一定精度的控制，从而满足稳定的供油压力的需求；更关键的是，巧妙的利用梭阀结构，并通过控制主供油系统和副供油系统，在主供油系统供油时，副供油系统处于副溢流阀回油的状态，一旦主供油系统出现故障而无法继续供油时，梭阀自动将副供油系统与电磁阀导通，从而实现副供油系统继续供油的目的，能够避免发动机或飞机因机械故障和电气故障造成的燃油断供现象，更好的保障飞行安全。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明一种双裕度航空发动机燃油调节控制系统的原理示意图；

图2为图1核心部件的立体图第一视角；

图3为图1核心部件的立体图第二视角；

图4为图2的主视图；

图5为图4的俯视图；

图6为集成壳体的立体图；

图7为与图4视角相同的集成壳体的主视图；

图8为图7的俯视图；

其中：S1-主供油系统，S2-副供油系统，1-燃油箱，2-发动机附件机匣，3-电磁阀，4-燃油喷嘴，5-集成壳体，6-回油油路，11-机械燃油泵，12-主溢流阀，13-电子燃油调节器，14-燃油截止阀，21-电动燃油泵，22-副溢流阀，23-梭阀。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的一种双裕度航空发动机燃油调节控制系统的具体实施例，如图1-8所示，包括主供油系统S1、副供油系统S2、电磁阀3和燃油喷嘴4。

主供油系统S1包括机械燃油泵11、主溢流阀12、电子燃油调节器13、燃油截止阀14，机械燃油泵11由发动机附件机匣2驱动，机械燃油泵11的进油口与燃油箱1连通、出油口与主溢流阀12的进油口连通，主溢流阀12的出油口与电子燃油调节器13的进油口连通、回油口与燃油箱1连通，电子燃油调节器13的出油口与燃油截止阀14的进油口连通。

副供油系统S2包括电动燃油泵21、副溢流阀22、梭阀23，梭阀23包括第一、第二进口和出口，电动燃油泵21的进油口与燃油箱1连通、出油口与副溢流阀22的进油口连通，副溢流阀22的出油口与梭阀23的第一进口连通、回油口与燃油箱1连通；燃油截止阀14的出油口与梭阀23的第二进口连通；梭阀23的出口与电磁阀3的进油口连通；电磁阀3的出油口与燃油喷嘴4的进油口连通。

电动燃油泵21包括叶轮、磁极、电枢、电刷、泄压阀、单向阀滤网等部件，其内部结构为现有技术，其泵壳设置对应于集成泵壳的接口即可，电动燃油泵21泵送能力有限，泵送流量和泵送压力均较低，能够连续不断地把燃油从油箱吸出，给燃油系统提供规定压力和流量的燃油，其主要是通过直流电动机驱动。

截止阀则是一种通断阀，采用液压控制或者电磁控制均可，起到根据设定或控制自动通断的目的。

燃油压力调节器的功用主要是调节管路的燃油压力，使油路中的燃油压力保持恒定，并确保喷出的燃油量与系统的开启时间成正比，从而便于精确控制喷油量。

梭阀23相当于两个单向阀的组合，其作用相当于“或门”，其具有两个进口和一个出口，两个进口都可与出口相通，但两个进口不通，两个进口中压力较大的那个能导通出口。

更具体地，主供油系统S1、副供油系统S2和电磁阀3共用同一集成壳体5，集成壳体5内部具有实现各部件按上述连通关系连通的内部油道，集成壳体5上具有用于与燃油箱1连通的燃油进口以及与燃油喷嘴4连通的燃油出口。所述机械燃油泵11为齿轮泵。齿轮泵的泵壳集成在所述集成壳体5上。电动燃油泵21包括泵头和电机，电机与泵头固定连接，泵头与集成壳体5可拆连接。齿轮泵的泵壳前端具有连接法兰，连接法兰的端面上设置有密封圈。集成壳体5上部具有外凸的连接板，连接板的四角处设置螺纹孔，连接板中间对应于电子燃油调节器13的各个油口对应设置有油道以在电子燃油调节器13与连接板通过螺栓连接后实现油道的连通。集成壳体5通过3D打印加工而成。集成壳体5上分别设置有两个插接口，主溢流阀12和副溢流阀22分别与两个插接口插接配合。

本发明的双裕度航空发动机燃油调节控制系统在飞机点火起飞、低慢或高慢车和降落时采用副供油系统S2供油，电动燃油泵21从燃油箱1抽吸燃油并加压，经过副溢流阀22、梭阀23和电磁阀3后经过燃油喷嘴4喷出，在此过程中，由于机械燃油泵11需要发动机附件机匣2带动，主供油系统S1暂时未起动，燃油截止阀14处于关闭状态，此时需油量不算太大，但是对于油量的调整精度要求较高，利用电动燃油泵21调整精度高的特性，从而满足飞机在点火起飞、低慢或高慢车和降落时的高精度供油需求，确保供油压力稳定，从而避免发动机超温或起动不成功等情况发生，确保飞机的安全稳定飞行；在飞机处于巡航、加减速和大功率输出状态时，此时对于供油精度要求不高，但是供油量较大，主供油系统S1的机械燃油泵11被带动，通过电子燃油调节器13调节后经过燃油截止阀14到达梭阀23，梭阀23类似于两个单向阀的组合，此时内部阀芯自动关闭与副溢流阀22的通道，实现主供油系统S1供油的目的，而此时副供油系统S2则利用副溢流阀22进行回油，利用主供油系统S1的机械燃油泵11供油量大的特点，并通过电子燃油调节器13进行一定精度的控制，从而满足稳定的供油压力的需求；更关键的是，巧妙的利用梭阀23结构，并通过控制主供油系统S1和副供油系统S2，在主供油系统S1供油时，副供油系统S2处于副溢流阀22回油的状态，一旦主供油系统S1出现故障而无法继续供油时，梭阀23自动将副供油系统S2与电磁阀3导通，从而实现副供油系统S2继续供油的目的，能够避免发动机或飞机因机械故障和电气故障造成的燃油断供现象，更好的保障飞行安全。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种双裕度航空发动机燃油调节控制系统，其特征在于，包括：

主供油系统，包括机械燃油泵、主溢流阀、电子燃油调节器、燃油截止阀，机械燃油泵由发动机附件机匣驱动，机械燃油泵的进油口与燃油箱连通、出油口与主溢流阀的进油口连通，主溢流阀的出油口与电子燃油调节器的进油口连通、回油口与燃油箱连通，电子燃油调节器的出油口与燃油截止阀的进油口连通；

副供油系统，包括电动燃油泵、副溢流阀、梭阀，梭阀包括第一、第二进口和出口，电动燃油泵的进油口与燃油箱连通、出油口与副溢流阀的进油口连通，副溢流阀的出油口与梭阀的第一进口连通、回油口与燃油箱连通；

燃油截止阀的出油口与梭阀的第二进口连通；

电磁阀，梭阀的出口与电磁阀的进油口连通；

燃油喷嘴，电磁阀的出油口与燃油喷嘴的进油口连通。

2.根据权利要求1所述的一种双裕度航空发动机燃油调节控制系统，其特征在于，主供油系统、副供油系统和电磁阀共用同一集成壳体，集成壳体内部具有实现各部件按上述连通关系连通的内部油道，集成壳体上具有用于与燃油箱连通的燃油进口以及与燃油喷嘴连通的燃油出口。

3.根据权利要求2所述的一种双裕度航空发动机燃油调节控制系统，其特征在于，所述机械燃油泵为齿轮泵。

4.根据权利要求3所述的一种双裕度航空发动机燃油调节控制系统，其特征在于，齿轮泵的泵壳集成在所述集成壳体上。

5.根据权利要求2所述的一种双裕度航空发动机燃油调节控制系统，其特征在于，电动燃油泵包括泵头和电机，电机与泵头固定连接，泵头与集成壳体可拆连接。

6.根据权利要求4所述的一种双裕度航空发动机燃油调节控制系统，其特征在于，齿轮泵的泵壳前端具有连接法兰，连接法兰的端面上设置有密封圈。

7.根据权利要求2所述的一种双裕度航空发动机燃油调节控制系统，其特征在于，集成壳体上部具有外凸的连接板，连接板的四角处设置螺纹孔，连接板中间对应于电子燃油调节器的各个油口对应设置有油道以在电子燃油调节器与连接板通过螺栓连接后实现油道的连通。

8.根据权利要求2所述的一种双裕度航空发动机燃油调节控制系统，其特征在于，集成壳体通过3D打印加工而成。

9.根据权利要求2所述的一种双裕度航空发动机燃油调节控制系统，其特征在于，集成壳体上分别设置有两个插接口，主溢流阀和副溢流阀分别与两个插接口插接配合。

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