JP2013506795A - 航空エンジンのための燃料供給回路 - Google Patents

Abstract

本発明は、航空エンジンのための燃料供給回路（１０）であって、第１および第２の容積型ポンプ（１８ａ、１８ｂ）と、油圧作動装置（２００）と、燃料計測ユニット（１００）とを有する高圧圧送システム（１８）を備える回路に関する。作動装置の摺動体（２０２）の位置に応じて、作動装置の供給オリフィス（ＯＡ）は、第２のポンプ（１８ｂ）の出口（４０ｂ）に接続された高圧の送出オリフィス（Ｕ１）、または低圧供給ライン（２０）に接続された低圧の送出オリフィス（Ｕ２）に接続され得る。燃料計測ユニットには通過セクションが設けられ、これら通過セクションの一方（１１４）は、高圧圧送システムの出口に接続され、他方の通過セクション（１１６）は、高圧圧送システムの出口に接続され、油圧作動装置の高圧パイロット室（Ｐ１）に通じている。

Description

本発明は、航空エンジンのための燃料供給回路に関し、より詳細にはエンジンの燃焼室の燃料噴射装置に供給するために、またエンジンの可変形状部材の作動装置を制御するための油圧流体として使用するために燃料を送出する回路に関する。

通常、航空エンジンの燃料供給回路は、高圧ポンプに関連付けられた低圧ポンプから構成されたポンプシステムを有する。高圧ポンプは、一般に、補機ギヤボックス（ＡＧＢ）を介してエンジンによって駆動される一定のシリンダ容量を有する容積型ギヤポンプの形態である。ポンプの機能は、高圧の燃料を燃焼室の燃料噴射装置およびエンジンの可変形状部材の作動装置に送出することである。

それにも関わらず、燃料が送出されるレートは、エンジンの作動点のすべてにおいてその真の必要性に適合されておらず、エンジンの回転速度の広い範囲にわたってこれらの必要性を超過している。したがって、エンジンがこうした速度で回転する間、燃料回路によって消費されない燃料の流れは、高圧ポンプの上流側に戻される。こうして戻すことは、燃料の温度の上昇を招き、エンジンからの推力に寄与しないポンプから機械力を取り出す。

この問題に対処するために、２段高圧ポンプ、すなわちエンジンによって同時に駆動され、異なるシリンダ容量を有する２段のギヤを有するポンプに頼ることが知られている。このタイプのアーキテクチャでは、高圧ポンプは、好ましくは、エンジンの作動点が大きなシリンダ容量を必要としないときは単一の段を使用して作動する。そのような状況下では、他のポンプからの流れが、低圧の負荷を保ちながら完全に戻され、それによってこの段から引き出される機械力の量を減少させる。より大きいシリンダ容量を必要とするエンジンの作動点では、第２のポンプが作動される。

米国特許第７２３４２９３号明細書

特許文献の米国特許第７２３４２９３号明細書は、２段高圧ポンプの例を開示している。特に、この文献は、２つの戻りセクション（高圧ポンプの各段につき１つ）を有する調節弁への変更に基づいて１段構成と２段構成の間で切り替えるためのシステムを説明している。残念なことに、このタイプの切り替えは、燃料の計測流量に外乱を生じさせ、この外乱は、燃料が計測される精度に関して特に有害となる。

したがって、本発明の主な目的は、流量が計測される精度に影響を与えずに、１段構成と２段構成の間を切り替えることを可能にする２段高圧ポンプのための切り替えシステムを提案することによってそのような欠点を緩和することである。

本目的は、低圧供給ラインによって高圧圧送システムに接続された低圧圧送システムを備えた航空エンジンのための燃料供給回路であって、高圧圧送システムが、高圧の燃料を燃料噴射装置およびエンジンの可変形状部材を作動させるための作動装置に送出するために、エンジンによって同時に駆動される第１および第２の容積型ポンプを有する、燃料供給回路において、
第１のポンプの出口に接続された供給オリフィスと、第２のポンプの出口に接続された高圧の送出オリフィスと、燃料戻り管によって低圧供給ラインに接続された低圧の送出オリフィスとを有する油圧作動装置であって、供給オリフィスが、作動装置の摺動体の位置に応じて高圧送出オリフィスまたは低圧送出オリフィスに接続されることが可能である、油圧作動装置と、
シリンダ内で摺動することができ、シリンダの内側容積をシリンダの端部に位置する２つの制御室に細分する３つの支承面を担持し、サーボ弁に接続される摺動体と、支承面の間に位置する２つの通過セクションであって、通過セクションの１つが、高圧圧送システムの出口に接続され、燃焼室の燃料噴射装置に通じており、他方の通過セクションが、高圧圧送システムの出口に接続され、油圧作動装置の高圧パイロット室に通じている、通過セクションとを有する燃料計測ユニットとをさらに備え、作動装置がまた、燃料戻り管に接続された低圧パイロット室も有し、作動装置の摺導体の移動を制御するために、互いに対向する作動装置のパイロット室内に圧力がかけられることを特徴とする、燃料供給回路によって達成される。

油圧作動装置のパイロット室内で圧力を制御することにより、高圧圧送システムを１段ポンプ構成と２段ポンプ構成の間で切り替えることが可能になる。より正確には、油圧作動装置の摺動体の位置は、高圧圧送システムが、１ポンプ構成にあるか２ポンプ構成にあるかを決定付ける。さらに、この切り替えは、調節弁に対していかなる変更も必要としない。その結果、燃料計測の精度は、切り替え中ほとんど影響されない。したがって、燃料が噴射されるレートの安定性が改良される。

そのような回路では、高圧圧送システムは、ターボジェットの回転速度が低い（再点火および風車状態の作動点に相当する）場合、また、燃料が噴射されるレートが高い（離陸および上昇の作動点に相当する）場合もその２ポンプ構成をとるようにされる。単一のポンプ構成は、エンジンの他の作動点、特にアイドリング状態または巡航状態の場合に適用される。

好ましくは、油圧作動装置の高圧パイロット室は、低圧圧送システムの上流側の燃料供給回路に接続され、中にばねが配置される中間パイロット室と連通する。

また好ましくは、燃料供給回路は、高圧圧送システムの出口と低圧供給ラインを接続する燃料戻りラインと、燃料戻りライン上に配置された調節弁とをさらに含む。

また好ましくは、逆止弁が、油圧作動装置の高圧送出オリフィスと第２のポンプの出口との間に配置される。

本発明はまた、上記で規定された燃料供給回路を含む航空エンジンも提供する。

本発明の他の特性および利点は、本発明による、限定特性を有さない燃料供給回路の実施形態を示す単一の添付の図を参照してなされる以下の説明から明確になる。

本発明による燃料供給回路の実施形態を示す。

本発明による燃料供給回路が、ガスタービン航空エンジンへの適用に照らして以下で説明される。そうではあるが、本発明の用途の分野は、他の航空機、特にヘリコプター用のガスタービンエンジン、およびガスタービン以外の航空エンジンにも拡大する。

燃料供給回路１０は、低圧圧送システム１２と、燃料／油熱交換器１４と、主要燃料フィルタ１６と、高圧圧送システム１８とを備える。

低圧圧送システム１２は、上流側が航空機の燃料タンク（図示せず）に、下流側が高圧圧送システム１８に低圧供給ライン２０を介して接続される。

高圧圧送システム１８の出口では、燃料供給回路１０が、複数の別個の燃料ライン、すなわち、燃焼室の燃料噴射装置２４に燃料を供給する燃料ライン２２、およびエンジンの可変形状部材を作動させるための作動装置２８に供給する別の燃料ライン２６と、熱交換器１４の上流側の低圧供給ライン２０に使用されなかった燃料の流れを戻す、調節弁３２が設けられた燃料戻りライン３０とに分かれる。

知られている方式では、燃焼室の燃料噴射装置２４に燃料を供給する燃料ライン２２はまた、サーボ弁３４によって制御される（以下に詳細に説明される）燃料計測ユニット１００と、遮断機能のためにサーボ弁３８によって同様に制御される加圧弁３６とを含む。

この回路の高圧圧送システム１８は、２段タイプのものであり、すなわちこれは、エンジンによって同時に駆動され、異なるシリンダ容量を送出する２つの容積型ギヤポンプ１８ａおよび１８ｂから構成される。より正確には、第１のポンプ１８ａは、第２のポンプ１８ｂのものより大きいシリンダ容量を有し、すなわち、作動中、第１のポンプは、燃料が第２のポンプによって作動中に噴射されるレートより高いレートで燃料を噴射することができる。言い換えれば、高圧圧送システムの第１のポンプ１８ａは、第２のポンプ１８ｂのものより大きい圧送容量を有する。

低圧圧送システム１２、および高圧圧送システム１８の２つのポンプ１８ａおよび１８ｂは、ＡＧＢを介して、エンジンの高圧シャフトによって同時に駆動される。

本発明によれば、燃料供給回路１０はまた、高圧圧送システムの２つのポンプ１８ａおよび１８ｂのそれぞれの出口４０ａと４０ｂの間に挿入され、２つの異なる位置、すなわち２つのポンプの出口４０ａおよび４０ｂが、高圧燃料を燃焼室の燃料噴射装置２４および可変形状体の作動装置２８に送出するために、これらの流れを組み合わせるように互いに連通状態である第１の位置と、第１のポンプ１８ａの出口４０ａが、第１のポンプからの出口流のすべてを低圧の供給ライン２０に排出するために燃料戻り管４２と連通する第２の位置とをとることができる油圧作動装置２００も有する。

より正確には、油圧作動装置２００は、シリンダの内側で線形並進で移動可能である摺動体２０２を有する。作動装置２００はまた、第１のポンプ１８ａの出口４０ａに接続された供給オリフィスＯＡと、第２のポンプ１８ｂの出口４０ｂに接続された高圧の送出オリフィスＵ１と、燃料戻り管４２によって低圧供給ライン２０に接続された低圧の送出オリフィスＵ２とを有し、供給オリフィスＯＡは、作動装置の摺動体２０２の位置に応じて高圧送出オリフィスＵ１または低圧送出オリフィスＵ２に接続可能である。

したがって、油圧作動装置の摺動体２０２の位置は、２つの上記で説明された位置を規定し、第１の位置では、供給オリフィスＯＡは、２つのポンプの出口４０ａおよび４０ｂが互いに連通状態であるように高圧の送出オリフィスＵ１に接続され、その間低圧送出オリフィスＵ２は覆われており、第２の位置では、供給オリフィスＯＡは、燃料を戻り管４２を介して低圧供給ライン２０に戻すことができるように低圧の送出オリフィスＵ２と連通し、その間高圧の送出オリフィスＵ１は覆われている。

油圧作動装置はまた、３つの制御室、すなわち燃料計測ユニット１００に接続された高圧パイロット室Ｐ１と、枝管４４を介して燃料戻り管４２に接続された低圧パイロット室Ｐ２と、燃料ライン４６を介して低圧圧送システム１２の上流側の燃料供給回路に接続された中間パイロット室Ｐ３とを有する。さらに、パイロット室Ｐ１およびＰ３は、作動装置の摺動体２０２内に形成されたチャネル２０４によって互いに連通している。加えて、ばね２０６が、中間パイロット室Ｐ３内に収容される。

作動装置のこれら３つのパイロット室Ｐ１からＰ３の内側で圧力を変更することにより、摺動体を２つの上記で説明された位置に配置するようにシリンダ内の摺動体２０２の移動を制御することができる。特に、作動装置の高圧パイロット室Ｐ１に接続された燃料計測ユニット１００により、このチャンバ内の圧力を変更することができる。

この目的のため、燃料計測ユニット１００は、シリンダ内で摺動することができ、３つの支承面１０４、１０６、および１０８を担持する摺動体１０２を有する。支承面は、シリンダの内部容積をシリンダの端部に位置する２つの制御室１１０および１１２に細分し、支承面の間に位置する通過セクション１１４および１１６に細分する。制御室１１０および１１２は、制御ラインによってサーボ弁３４に接続される。

支承面１０４と１０６の間に形成された通過セクション１１４は、高圧圧送システム１８の出口に接続され、送出オリフィス１１８を介して燃焼室の燃料噴射装置２４に通じている。送出オリフィス１１８が支承面１０４によって閉じられる程度により、燃料の計測流量が決定される。

他方の通過セクション１１６もまた、高圧圧送システム１８の出口に接続され、出口オリフィス１２０を介して油圧作動装置２００の高圧パイロット室Ｐ１に通じている。

高圧圧送システムは、以下の方法で１ポンプ構成と２ポンプ構成の間で切り替えられる。

２ポンプ構成が必要であるエンジンの低速の作動点では、サーボ弁３４が、計測ユニットの送出オリフィス１２０が完全に覆われるように燃料計測ユニット１００の制御室１１０および１１２内の圧力に作用する。作動装置２００の高圧パイロット室Ｐ１内の圧力は、したがって、低圧圧送システム１２の上流側の燃料供給回路の圧力Ｐ_ＦＣに近くなる（これは、この圧力が中間パイロット室Ｐ３および燃料ライン４６を介して圧力Ｐ_ＦＣに接続されるためである）。

燃料戻り管４２に接続された作動装置の低圧パイロット室Ｐ２内では、その中に存在する圧力Ｐ_ＬＰは、低圧圧送システム１２の出口における圧力に相当する。さらに、作動装置の中間パイロット室Ｐ３内に配置されたばね２０６は、パイロット室Ｐ２内の燃料の圧力Ｐ_ＬＰからの力に対抗するように寸法設定される。

したがって、これらさまざまな圧力の影響の下、作動装置２００の摺動体２０２は、高圧圧送システムの２つのポンプ１８ａおよび１８ｂの出口４０ａおよび４０ｂが、これらの流れを組み合わせるために互いに連通状態である第１の位置に移動する。

ポンプを１つだけ備えた構成が好ましいエンジンの中間作動点（低への切り替え）では、サーボ弁３４は、計測ユニットの送出オリフィス１２０が完全に覆われるように燃料計測ユニット１００の制御室１１０および１１２内の圧力に作用する。作動装置２００の高圧パイロット室Ｐ１内の圧力は、したがって依然として圧力Ｐ_ＦＣに近い状態である。

さらに、低圧圧送システム１２の出口における圧力は、低圧パイロット室Ｐ２の内側に存在する圧力Ｐ_ＬＰが、中間パイロット室Ｐ３内に配置されたばね２０６によって及ぼされた力に対抗するように（低速作動点に対して）増大する。

したがって、これらさまざまな圧力の影響の下、作動装置２００の摺動体２０２は、第１のポンプ１８ａからの出口流が低圧供給ライン２０に排出される第２の位置に移動する。

２ポンプ構成が必要である高い計測レート（高に切り替え）における作動点に関しては、サーボ弁３４は、計測ユニットの送出オリフィス１２０の覆いが外されるように燃料計測ユニット１００の制御室１１０および１１２内の圧力に作用し、作動装置の高圧パイロット室Ｐ１内に存在する圧力は、第２のポンプ１８ｂの出口における高圧Ｐ_ＨＰに相当する。

この高圧Ｐ_ＨＰは、依然として低圧供給ライン２０と連通状態である作動装置の低圧パイロット室Ｐ２内に存在する圧力Ｐ_ＬＰより高い。

したがって、これらさまざまな圧力の影響の下、作動装置２００の摺動体２０２は、高圧圧送システムの２つのポンプ１８ａおよび１８ｂの出口４０ａおよび４０ｂが、これらの流れを組み合わせるために互いに連通状態である第１の位置に移動する。

本発明の有利な特性によれば、逆止弁５０が、油圧作動装置２００の高圧の出口オリフィスＵ１を第２のポンプ１８ｂの出口４０ｂに接続する燃料ライン上に配置される。この逆止弁は、切り替えを行う間に作動装置が流量を引き出すことを防止するように働く。

燃料戻り管４２は、熱交換器１４の上流側または熱交換器１４と主要燃料フィルタ１６との間、または実際には主要燃料フィルタの下流側（高圧圧送システムの２つのポンプ１８ａおよび１８ｂの入口間の分割部の上流側、または単一の図に示されるように、第１のポンプ１８ａの入口の上流側）の低圧供給ライン２０まで通じることができることに注意されたい。

また、油圧作動装置は、上記で説明されたように低圧圧送システムの上流側の燃料回路に接続された中間チャンバを有する必要がないことにも注意されたい。この変形形態（図示せず）では、ばねはこのとき、高圧パイロット室Ｐ１内に収容される。

また、高圧圧送システムの容積型ポンプは、必ずしもギヤポンプではなく、ベーンタイプのポンプでよいことにも注意されたい。

Claims (6)

1. 低圧供給ライン（２０）によって高圧圧送システム（１８）に接続された低圧圧送システム（１２）を備えた航空エンジンのための燃料供給回路（１０）であって、高圧圧送システムが、高圧の燃料を燃焼室の燃料噴射装置（２４）およびエンジンの可変形状部材を作動させるための作動装置（２８）に送出するために、エンジンによって同時に駆動される第１および第２の容積型ポンプ（１８ａ、１８ｂ）を有する、燃料供給回路において、
   第１のポンプ（１８ａ）の出口（４０ａ）に接続された供給オリフィス（ＯＡ）と、第２のポンプ（１８ｂ）の出口（４０ｂ）に接続された高圧の送出オリフィス（Ｕ１）と、燃料戻り管（４２）によって低圧供給ラインに接続された低圧の送出オリフィス（Ｕ２）とを有する油圧作動装置（２００）であって、供給オリフィスが、作動装置の摺動体（２０２）の位置に応じて高圧送出オリフィスまたは低圧送出オリフィスに接続されることが可能である、油圧作動装置（２００）と、
   シリンダ内で摺動することができ、シリンダの内側容積をシリンダの端部に位置する２つの制御室（１１０、１１２）に細分する３つの支承面（１０４、１０６、１０８）を担持し、サーボ弁（３４）に接続された摺動体（１０２）と、支承面の間に位置する２つの通過セクション（１１４、１１６）であって、通過セクションの１つ（１１４）が、高圧圧送システムの出口に接続され、燃焼室の燃料噴射装置に通じており、他方の通過セクション（１１６）が、高圧圧送システムからの出口に接続され、油圧作動装置の高圧パイロット室（Ｐ１）に通じている、通過セクションとを有する燃料計測ユニット（１００）とをさらに備え、作動システムがまた、燃料戻り管に接続された低圧パイロット室（Ｐ２）も有し、作動装置の摺導体の移動を制御するために、互いに対向する作動装置のパイロット室内に圧力がかけられることを特徴とする、回路（１０）。
2. 油圧作動装置（２００）の高圧パイロット室（Ｐ１）が、低圧圧送システムの上流側の燃料供給回路に接続され、中にばね（２０６）が配置された中間パイロット室（Ｐ３）と連通することを特徴とする、請求項１に記載の回路。
3. 高圧圧送システムの出口を低圧供給ライン（２０）に接続する燃料戻りライン（３０）と、燃料供給ライン上に配置された調節弁（３２）とをさらに含むことを特徴とする、請求項１または２に記載の回路。
4. 逆止弁（５０）が、油圧作動装置（２００）の高圧の送出オリフィス（Ｕ１）と第２のポンプ（１８ｂ）の出口（４０ｂ）との間に配置されることを特徴とする、請求項１から３までのいずれか一項に記載の回路。
5. 第１のポンプ（１８ａ）が、第２のポンプ（１８ｂ）のものより大きい圧送容量を有することを特徴とする、請求項１から４までのいずれか一項に記載の回路。
6. 請求項１から５までのいずれか一項に記載の燃料供給回路（１０）を含む航空エンジン。

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