JP2870961B2 - 燃料ポンプ - Google Patents
燃料ポンプInfo
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- JP2870961B2 JP2870961B2 JP2091985A JP9198590A JP2870961B2 JP 2870961 B2 JP2870961 B2 JP 2870961B2 JP 2091985 A JP2091985 A JP 2091985A JP 9198590 A JP9198590 A JP 9198590A JP 2870961 B2 JP2870961 B2 JP 2870961B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- pump
- inducer
- housing
- suction
- impeller
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02M—SUPPLYING COMBUSTION ENGINES IN GENERAL WITH COMBUSTIBLE MIXTURES OR CONSTITUENTS THEREOF
- F02M37/00—Apparatus or systems for feeding liquid fuel from storage containers to carburettors or fuel-injection apparatus; Arrangements for purifying liquid fuel specially adapted for, or arranged on, internal-combustion engines
- F02M37/04—Feeding by means of driven pumps
- F02M37/18—Feeding by means of driven pumps characterised by provision of main and auxiliary pumps
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/22—Fuel supply systems
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D13/00—Pumping installations or systems
- F04D13/12—Combinations of two or more pumps
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D9/00—Priming; Preventing vapour lock
- F04D9/04—Priming; Preventing vapour lock using priming pumps; using booster pumps to prevent vapour-lock
- F04D9/06—Priming; Preventing vapour lock using priming pumps; using booster pumps to prevent vapour-lock of jet type
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Details Of Reciprocating Pumps (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 （産業上の利用分野） 本発明は回転式燃料ポンプに関し、さらに詳細には、
航空機用タービンエンジン燃料送り出しシステムに特に
使用されるようなブーストポンプシステムに関する。
航空機用タービンエンジン燃料送り出しシステムに特に
使用されるようなブーストポンプシステムに関する。
（従来の技術） 航空機用ガスタービンエンジンは、吸込口に影響を与
える多くのパラメータに応じて広範な種類の吸込燃料条
件で作動可能である必要がある。吸込燃料条件は気体の
ブースト圧力の損失が生じた場合や、吸引供給（suctio
n−feed）燃料送り出しモードで動作させた場合に最も
顕著な影響を被る。吸込燃料はまた燃料温度、燃料の蒸
気圧真値、管路損失や燃料流量によっても影響を受け
る。２つの重要な設計パラメータは、ポンプ吸込口の蒸
気／液体率と、吸込温度での燃料の蒸気圧真値を越える
ポンプ吸込口の圧力である、有効吸込圧力（NPSP:Net P
ositive Suction Pressure）である。典型的なシステム
設計仕様においては、0.45の蒸気／液体率と5.0psiのNP
SPが必要とされる。しかしながら、より新しいシステム
の仕様においては、典型的には、より広範な燃料の流量
範囲にわたって0.45の蒸気／液体率能力が必要であり、
さらに、間欠的な全液体又は全蒸気動作について1.0psi
のNPSPが必要である。さらに、NPSPは典型的には全燃料
流量範囲にわたって5.0psiにまで増加し、ある場合には
全流量範囲にわたって1.0psiにまでなる。
える多くのパラメータに応じて広範な種類の吸込燃料条
件で作動可能である必要がある。吸込燃料条件は気体の
ブースト圧力の損失が生じた場合や、吸引供給（suctio
n−feed）燃料送り出しモードで動作させた場合に最も
顕著な影響を被る。吸込燃料はまた燃料温度、燃料の蒸
気圧真値、管路損失や燃料流量によっても影響を受け
る。２つの重要な設計パラメータは、ポンプ吸込口の蒸
気／液体率と、吸込温度での燃料の蒸気圧真値を越える
ポンプ吸込口の圧力である、有効吸込圧力（NPSP:Net P
ositive Suction Pressure）である。典型的なシステム
設計仕様においては、0.45の蒸気／液体率と5.0psiのNP
SPが必要とされる。しかしながら、より新しいシステム
の仕様においては、典型的には、より広範な燃料の流量
範囲にわたって0.45の蒸気／液体率能力が必要であり、
さらに、間欠的な全液体又は全蒸気動作について1.0psi
のNPSPが必要である。さらに、NPSPは典型的には全燃料
流量範囲にわたって5.0psiにまで増加し、ある場合には
全流量範囲にわたって1.0psiにまでなる。
（発明が解決しようとする課題） 従って、本発明の課題は、拡大されたエンジン動作範
囲にわたる航空機用タービンエンジン燃料送り出しシス
テムに必要な流量を満足させることが可能であり、キャ
ビテーションなしに1.0までの蒸気／液体吸込率及び拡
大された燃料流量範囲にわたり2.0psiのNPSPで動作可能
な燃料ポンプを提供することにある。さらに、本発明の
別の目的は、航空機応用技術の厳しい重量及び容積条件
において経済的かつ効果的な構造を有し、長い動作期間
にわたり信頼性に富むサービスを提供可能な上記タイプ
の燃料ポンプを提供することにある。
囲にわたる航空機用タービンエンジン燃料送り出しシス
テムに必要な流量を満足させることが可能であり、キャ
ビテーションなしに1.0までの蒸気／液体吸込率及び拡
大された燃料流量範囲にわたり2.0psiのNPSPで動作可能
な燃料ポンプを提供することにある。さらに、本発明の
別の目的は、航空機応用技術の厳しい重量及び容積条件
において経済的かつ効果的な構造を有し、長い動作期間
にわたり信頼性に富むサービスを提供可能な上記タイプ
の燃料ポンプを提供することにある。
（課題を解決するための手段） 本発明の１つの観点に基づく、航空機用タービンエン
ジン燃料送り出しシステムその他の応用装置に使用され
る燃料ポンプは、その内部で回転するように取り付けら
れたポンプ駆動軸を備えたハウジングを備えている。さ
らに、渦巻ポンプステージが、上記ハウジング内で回転
するように上記軸に連結された羽根車を含み、上記羽根
車が、上記軸に隣接する吸込端と上記羽根車の周囲にあ
る吐出端とを備えた半径方向に伸びる通路の周方向配列
と、上記羽根車の周囲を囲む上記ハウジング内の環状集
液キャビティとを備えている。さらに、インデューサス
テージは、上記羽根車と共に回転するべく上記軸に連結
された螺旋インデューサを含み、上記インデューサが、
上記羽根車の通路の上記吸込端に隣接する吐出端と上記
インデューサの吐出端から軸方向に離れた側の吸込端と
を備えている。インジェクタステージは、上記ハウジン
グ内に通路手段を含み、上記インデューサ吸込端と上記
通路手段にアライメントがとれたハウジング内のノズル
オリフィスの周方向配列に流体を送り、上記集液キャビ
ティからの流体を受けるように構成されている。さら
に、上記ノズルオリフィスに平行に上記通路手段に吸込
流体を送るための上記ハウジング内のポンプ吸込手段が
設けられている。ポンプ吸込口はインジェクタ通路に給
油し、インジェクタのノズルは通路と協働して、流体圧
をブーストし、通路を介してインデューサの吸込口に流
体を流し、インデューサの吸込口は交互に流体圧をブー
ストし羽根車に流体を送る。
ジン燃料送り出しシステムその他の応用装置に使用され
る燃料ポンプは、その内部で回転するように取り付けら
れたポンプ駆動軸を備えたハウジングを備えている。さ
らに、渦巻ポンプステージが、上記ハウジング内で回転
するように上記軸に連結された羽根車を含み、上記羽根
車が、上記軸に隣接する吸込端と上記羽根車の周囲にあ
る吐出端とを備えた半径方向に伸びる通路の周方向配列
と、上記羽根車の周囲を囲む上記ハウジング内の環状集
液キャビティとを備えている。さらに、インデューサス
テージは、上記羽根車と共に回転するべく上記軸に連結
された螺旋インデューサを含み、上記インデューサが、
上記羽根車の通路の上記吸込端に隣接する吐出端と上記
インデューサの吐出端から軸方向に離れた側の吸込端と
を備えている。インジェクタステージは、上記ハウジン
グ内に通路手段を含み、上記インデューサ吸込端と上記
通路手段にアライメントがとれたハウジング内のノズル
オリフィスの周方向配列に流体を送り、上記集液キャビ
ティからの流体を受けるように構成されている。さら
に、上記ノズルオリフィスに平行に上記通路手段に吸込
流体を送るための上記ハウジング内のポンプ吸込手段が
設けられている。ポンプ吸込口はインジェクタ通路に給
油し、インジェクタのノズルは通路と協働して、流体圧
をブーストし、通路を介してインデューサの吸込口に流
体を流し、インデューサの吸込口は交互に流体圧をブー
ストし羽根車に流体を送る。
本発明の別の観点によれば、燃料送り出しシステムは
ブーストステージを備え、このブーストステージは、、
上述の渦巻ステージ、インデューサステージ、インジェ
クタステージと、さらに、羽根車の吐出口においてブー
ストステージからの吸込流量を受けるベーンポンプステ
ージを含んでいる。ベーンポンプステージはポンプハウ
ジング内で回転するように軸に連結されたロータを含ん
でいる。ロータは、複数の半径方向に広がる周辺溝を備
え、複数のベーンが上記溝に独立に摺動可能に配置され
ている。上記ロータを囲む上記ハウジング内にカムリン
グが形成され、カムリングは、ベーントラックを形成す
る半径方向内側に向いたカムリング表面と上記表面と上
記ロータの間の少なくとも１つの流体圧キャビティとを
備えている。ベーンポンプ吸込口が、上記集液キャビテ
ィに連結され、ベーンポンプ吐出口が、ポンプハウジン
グ内のポートにまで伸びている。
ブーストステージを備え、このブーストステージは、、
上述の渦巻ステージ、インデューサステージ、インジェ
クタステージと、さらに、羽根車の吐出口においてブー
ストステージからの吸込流量を受けるベーンポンプステ
ージを含んでいる。ベーンポンプステージはポンプハウ
ジング内で回転するように軸に連結されたロータを含ん
でいる。ロータは、複数の半径方向に広がる周辺溝を備
え、複数のベーンが上記溝に独立に摺動可能に配置され
ている。上記ロータを囲む上記ハウジング内にカムリン
グが形成され、カムリングは、ベーントラックを形成す
る半径方向内側に向いたカムリング表面と上記表面と上
記ロータの間の少なくとも１つの流体圧キャビティとを
備えている。ベーンポンプ吸込口が、上記集液キャビテ
ィに連結され、ベーンポンプ吐出口が、ポンプハウジン
グ内のポートにまで伸びている。
（実施例及び作用） 以下本発明の好適な実施例について添付図面を参照し
ながら説明する。
ながら説明する。
第１図は、本発明の好適な実施例に基づく燃料ポンプ
10を説明しており、燃料ポンプ10は端部カバー14により
閉鎖された開口端を備えた概ねカップ形状のハウジング
12を備えている。駆動軸16が、相互に隔置された軸受け
スリーブ18,20によりハウジング12内に回転自在に支持
されている。環状シール22がカバー14に担持され、ハウ
ジング12の内側をシールするべく軸16上のフランジ24に
係合している。ポンプのはね車ステージ26はシャフト16
にキー止めされ、ハウジング12内で軸16と共に回転自在
である羽根車28を備えている。羽根車28は、軸16近辺の
吸込端から羽根車28の周辺の吐出端にまで半径方向に伸
びる螺旋通路30の周辺配列を含んでいる。羽根車通路30
の吐出端は羽根車周辺において環状集液キャビティ30に
向かって開放しており、環状集液キャビティ30はハウジ
ング12内に羽根車周辺を囲むように形成されている。
10を説明しており、燃料ポンプ10は端部カバー14により
閉鎖された開口端を備えた概ねカップ形状のハウジング
12を備えている。駆動軸16が、相互に隔置された軸受け
スリーブ18,20によりハウジング12内に回転自在に支持
されている。環状シール22がカバー14に担持され、ハウ
ジング12の内側をシールするべく軸16上のフランジ24に
係合している。ポンプのはね車ステージ26はシャフト16
にキー止めされ、ハウジング12内で軸16と共に回転自在
である羽根車28を備えている。羽根車28は、軸16近辺の
吸込端から羽根車28の周辺の吐出端にまで半径方向に伸
びる螺旋通路30の周辺配列を含んでいる。羽根車通路30
の吐出端は羽根車周辺において環状集液キャビティ30に
向かって開放しており、環状集液キャビティ30はハウジ
ング12内に羽根車周辺を囲むように形成されている。
ポンプインデューサステージ34は、通路30の内側端に
隣接して羽根車28の軸方向突起として一体的に形成され
たカラー38から半径方向外側に飛び出した螺旋ベーン36
を含んでいる。螺旋ベーン36は羽根車29と一体的に形成
された第２のカラー40に半径方向外側の終端を有してい
る。このように、ベーン36及びカラー38,40により、羽
根車と同軸であるが羽根車から隔置された吸込端から、
羽根車28内の通路30の内側端に給油する吐出端にまで伸
びるインデューサを介して、螺旋状流体通路が形成され
る。ポンプインジェクタステージ42は、少なくとも部分
的軸16を囲むように伸びるカバー14内の通路44により形
成される。通路44は、第１図に示すように、弓形断面を
有しており、第１図及び第２図に示すように、インデュ
ーサステージ34の半径方向外側に隔置された吸込端46か
らインデューサ34の吸込端側の吐出端48に向けて広がっ
ている。吸込端46は、第２図に示すように、強化リブ29
により周方向に分断されている。第１図及び第３図に示
すように、角度をもって隔置されたノズルオリフィスの
周辺配列が、通路44の吸込端46と軸方向にアライメント
がとれるようにかつ吸込端から隔置されるようにカバー
14内に形成される。オリフィス50が羽根車28の周辺に集
液キャビティ32から加圧流を受けるように位置決めされ
ている。
隣接して羽根車28の軸方向突起として一体的に形成され
たカラー38から半径方向外側に飛び出した螺旋ベーン36
を含んでいる。螺旋ベーン36は羽根車29と一体的に形成
された第２のカラー40に半径方向外側の終端を有してい
る。このように、ベーン36及びカラー38,40により、羽
根車と同軸であるが羽根車から隔置された吸込端から、
羽根車28内の通路30の内側端に給油する吐出端にまで伸
びるインデューサを介して、螺旋状流体通路が形成され
る。ポンプインジェクタステージ42は、少なくとも部分
的軸16を囲むように伸びるカバー14内の通路44により形
成される。通路44は、第１図に示すように、弓形断面を
有しており、第１図及び第２図に示すように、インデュ
ーサステージ34の半径方向外側に隔置された吸込端46か
らインデューサ34の吸込端側の吐出端48に向けて広がっ
ている。吸込端46は、第２図に示すように、強化リブ29
により周方向に分断されている。第１図及び第３図に示
すように、角度をもって隔置されたノズルオリフィスの
周辺配列が、通路44の吸込端46と軸方向にアライメント
がとれるようにかつ吸込端から隔置されるようにカバー
14内に形成される。オリフィス50が羽根車28の周辺に集
液キャビティ32から加圧流を受けるように位置決めされ
ている。
ベーンポンプステージ52はハウジング12内を回転自在
に軸16に対してキー止めされたロータ54を含んでいる。
ロータ54には複数の半径方向に伸びる周辺溝が設けられ
ている。複数のベーン56はそれぞれロータの角溝に対し
て摺動自在に配置されている。カムリング58が軸受けプ
レート60,62とポートプレート64,66の間でロータ54を取
り囲むようにハウジング12内に捕捉されている。カムリ
ング58は半径方向内側に配向するカムリング表面を有
し、このカムリング表面によりベーン56が係合するベー
ントラックが形成されると同時に、カムリング表面と対
向するロータ間に少なくとも１つの流体圧キャビティが
形成される。ベーンポンプステージ52の吸込口68は羽根
車28の周囲を取り囲む集液キャビティ32に連結される。
ベーンポンプステージ52の吐出口はハウジング12内の燃
料排出ポート70に対して開口している。ベーンポンプス
テージ52については、本件出願人に譲渡され、参考とし
て本明細書に組み込まれている米国特許出願代334,502
号に開示されている。
に軸16に対してキー止めされたロータ54を含んでいる。
ロータ54には複数の半径方向に伸びる周辺溝が設けられ
ている。複数のベーン56はそれぞれロータの角溝に対し
て摺動自在に配置されている。カムリング58が軸受けプ
レート60,62とポートプレート64,66の間でロータ54を取
り囲むようにハウジング12内に捕捉されている。カムリ
ング58は半径方向内側に配向するカムリング表面を有
し、このカムリング表面によりベーン56が係合するベー
ントラックが形成されると同時に、カムリング表面と対
向するロータ間に少なくとも１つの流体圧キャビティが
形成される。ベーンポンプステージ52の吸込口68は羽根
車28の周囲を取り囲む集液キャビティ32に連結される。
ベーンポンプステージ52の吐出口はハウジング12内の燃
料排出ポート70に対して開口している。ベーンポンプス
テージ52については、本件出願人に譲渡され、参考とし
て本明細書に組み込まれている米国特許出願代334,502
号に開示されている。
燃料制御サーボバルブシステムからの戻り燃料は、軸
16を貫通して軸方向に伸びる半径方向通路74に終端を有
する通路72に供給される。燃料制御バイパス及び計量弁
システムから戻されたバイパス燃料は、ハウジング12内
のポート76を通して、及び円筒状フィルタ78を通して、
ベーンポンプステージ52の吸込口68に供給される。エン
ジンの部品を冷却するためにエンジンシステム内で使用
される燃料は、カバー14内の管継手80を介して、さらに
カバー14内の通路82を介してインデューサステージ34に
供給される。第１の燃料吸込口84は、ノズルオリフィス
配列50とインジェクタ通路端部46の間に間隙又は空間86
とアライメントがとれたハウジング12内の半径方向に配
向るすポートである。
16を貫通して軸方向に伸びる半径方向通路74に終端を有
する通路72に供給される。燃料制御バイパス及び計量弁
システムから戻されたバイパス燃料は、ハウジング12内
のポート76を通して、及び円筒状フィルタ78を通して、
ベーンポンプステージ52の吸込口68に供給される。エン
ジンの部品を冷却するためにエンジンシステム内で使用
される燃料は、カバー14内の管継手80を介して、さらに
カバー14内の通路82を介してインデューサステージ34に
供給される。第１の燃料吸込口84は、ノズルオリフィス
配列50とインジェクタ通路端部46の間に間隙又は空間86
とアライメントがとれたハウジング12内の半径方向に配
向るすポートである。
動作時、ポート84の吸込燃料はインジェクタステージ
42の弓形状通路44を介してインデューサ34の吸込端部に
供給される。通路44を貫通する燃料の流れはノズルのオ
リフィス50を通してキャビティ32から射出される加圧下
の燃料によって支援されブーストされる。ここで留意す
べきは、節の多いインジェクタ通路44がインデューサス
テージ34に対する第１の燃料送り出し通路として機能す
る点である。インデューサの吸込処理性能を補助するた
めにインジェクタを使用することにより、標準的なイン
デューサ配列に比較して広範な燃料流量範囲にわたって
NPSP性能が補強される。インジェクタオリフィスの流量
が小さいので、低い流量でのNPSP問題を生じさせるほど
燃料を加熱することがない。インジェクタ42によってイ
ンデューサ34の吸込端部に供給される燃料は、さらに羽
根車ステージ26に対してインデューサによってブースト
され、羽根車ステージ26は、上述の通り、インジェクタ
のノズルオリフィス50を通して加圧された少量の燃料を
供給し、さらに、ベーンポンプステージ52に大量の加圧
燃料を供給する。ベーンポンプ52は通常通り操作してさ
らに燃料圧力をブーストし、燃料排出口70に燃料を流
す。
42の弓形状通路44を介してインデューサ34の吸込端部に
供給される。通路44を貫通する燃料の流れはノズルのオ
リフィス50を通してキャビティ32から射出される加圧下
の燃料によって支援されブーストされる。ここで留意す
べきは、節の多いインジェクタ通路44がインデューサス
テージ34に対する第１の燃料送り出し通路として機能す
る点である。インデューサの吸込処理性能を補助するた
めにインジェクタを使用することにより、標準的なイン
デューサ配列に比較して広範な燃料流量範囲にわたって
NPSP性能が補強される。インジェクタオリフィスの流量
が小さいので、低い流量でのNPSP問題を生じさせるほど
燃料を加熱することがない。インジェクタ42によってイ
ンデューサ34の吸込端部に供給される燃料は、さらに羽
根車ステージ26に対してインデューサによってブースト
され、羽根車ステージ26は、上述の通り、インジェクタ
のノズルオリフィス50を通して加圧された少量の燃料を
供給し、さらに、ベーンポンプステージ52に大量の加圧
燃料を供給する。ベーンポンプ52は通常通り操作してさ
らに燃料圧力をブーストし、燃料排出口70に燃料を流
す。
第４図は、本発明の第２の実施例に基づくポンプ90を
示しており、その中で、詳細を上述したポンプ10と同一
の又は均等の機能を果たす要素については対応するよう
に同一の参照番号を付してある。ポンプ90においては、
ポンプ90においては、ポンプ吸込口はポンプハウジング
シェル96内の環状室94内に開口する半径方向通路92によ
って形成される。インデューサ34は室94内に直接開口し
ており、羽根車ステージ26に流体を供給する。キャビテ
ィ32の羽根車ステージ26の吐出口はシェル96内の通路98
によって環状キャビティ100に供給される。インジェク
タステージ102は室94内のキャビティ100からカバー108
内の個々の半径方向注入通路106を通してインデューサ
ステージ34の螺旋フィン36に隣接する位置にまで半径方
向内側に伸びるノズルオリフィス104の周辺配列であ
る。羽根車ステージの吐出口キャビティ32はさらにフィ
ルタ50を介してベーンステージ52に連通している。この
構成は、キャビティ94からの流れにインデューサ34に対
する２つの平行経路を与える点において、すなわち、イ
ンデューサ内に又はインデューサセット102を介して直
接流れを許す点において、第１図に示す構成と異なって
いる。このコンセプトは低いエンジン燃料流量でのイン
デューサ34を介しての流量を増加させるためのインジェ
クタループを使用することによって具体化される。イン
ジェクタシステムはより高いエンジン流量を飽和させ、
システムの必要流量に応じて吸込流量から効果的に除去
される。
示しており、その中で、詳細を上述したポンプ10と同一
の又は均等の機能を果たす要素については対応するよう
に同一の参照番号を付してある。ポンプ90においては、
ポンプ90においては、ポンプ吸込口はポンプハウジング
シェル96内の環状室94内に開口する半径方向通路92によ
って形成される。インデューサ34は室94内に直接開口し
ており、羽根車ステージ26に流体を供給する。キャビテ
ィ32の羽根車ステージ26の吐出口はシェル96内の通路98
によって環状キャビティ100に供給される。インジェク
タステージ102は室94内のキャビティ100からカバー108
内の個々の半径方向注入通路106を通してインデューサ
ステージ34の螺旋フィン36に隣接する位置にまで半径方
向内側に伸びるノズルオリフィス104の周辺配列であ
る。羽根車ステージの吐出口キャビティ32はさらにフィ
ルタ50を介してベーンステージ52に連通している。この
構成は、キャビティ94からの流れにインデューサ34に対
する２つの平行経路を与える点において、すなわち、イ
ンデューサ内に又はインデューサセット102を介して直
接流れを許す点において、第１図に示す構成と異なって
いる。このコンセプトは低いエンジン燃料流量でのイン
デューサ34を介しての流量を増加させるためのインジェ
クタループを使用することによって具体化される。イン
ジェクタシステムはより高いエンジン流量を飽和させ、
システムの必要流量に応じて吸込流量から効果的に除去
される。
第５図は、燃料温度約57℃（135゜F）で燃料MIL−Ｔ
−5674、JP−４を使用して6700乃至6800rpmで動作させ
た場合の各種ポンプ構造に関するNPSPに対するエンジン
流量を示している。曲線120は羽根車ステージ26は備え
ているが、インデューサステージ34又はインジェクタス
テージ42を備えていないポンプの動作を示している。ポ
ンプは１つの流量ポイント122（約20gpm）に有してお
り、そこで動作は5psi NPSPに接近する。方向インジェ
クタを付加することにより曲線124を得ることができ、
この場合には、3psi NPSPでポイント126,128の間に流量
範囲（約４乃至27gpm）が拡大されている。節を有する
（torous）インジェクタ（第１図の参照番号42）を使用
することにより、流量範囲の高い方の端部をポイント13
0（曲線131上の約40gpmの地点）にまで拡張することが
できる。インデューサステージ34及び羽根車ステージ26
の組合わせにより、減少された2psiのNPSPでポイント13
4,136の間で拡大された流量範囲（約4.5乃至60gpm）を
有する曲線132を得ることができる。第４図に示すよう
に、インデューサ、インジェクタ及び羽根車ステージを
フル装備することにより、ポイント138に曲線132の低い
方の端部を広げることが可能であり、流量範囲を2psi N
PSP以下で約２乃至60gpmにまで増加することが可能にな
る。
−5674、JP−４を使用して6700乃至6800rpmで動作させ
た場合の各種ポンプ構造に関するNPSPに対するエンジン
流量を示している。曲線120は羽根車ステージ26は備え
ているが、インデューサステージ34又はインジェクタス
テージ42を備えていないポンプの動作を示している。ポ
ンプは１つの流量ポイント122（約20gpm）に有してお
り、そこで動作は5psi NPSPに接近する。方向インジェ
クタを付加することにより曲線124を得ることができ、
この場合には、3psi NPSPでポイント126,128の間に流量
範囲（約４乃至27gpm）が拡大されている。節を有する
（torous）インジェクタ（第１図の参照番号42）を使用
することにより、流量範囲の高い方の端部をポイント13
0（曲線131上の約40gpmの地点）にまで拡張することが
できる。インデューサステージ34及び羽根車ステージ26
の組合わせにより、減少された2psiのNPSPでポイント13
4,136の間で拡大された流量範囲（約4.5乃至60gpm）を
有する曲線132を得ることができる。第４図に示すよう
に、インデューサ、インジェクタ及び羽根車ステージを
フル装備することにより、ポイント138に曲線132の低い
方の端部を広げることが可能であり、流量範囲を2psi N
PSP以下で約２乃至60gpmにまで増加することが可能にな
る。
（発明の効果） 以上のように、本発明によれば、拡大されたエンジン
動作範囲にわたる航空機用タービンエンジン燃料送り出
しシステムに必要な流量を満足させることが可能であ
り、キャビテーションなしに1.0までの蒸気／液体吸込
率及び拡大された燃料流量範囲にわたり2.0psiのNPSPで
動作可能な燃料ポンプが提供される。さらに、本発明に
よれば、航空機応用技術の厳しい重量及び容積条件にお
いて経済的かつ効果的な構造を有し、長い動作期間にわ
たり信頼性に富むサービスを提供可能な上記タイプの燃
料ポンプが提供される。
動作範囲にわたる航空機用タービンエンジン燃料送り出
しシステムに必要な流量を満足させることが可能であ
り、キャビテーションなしに1.0までの蒸気／液体吸込
率及び拡大された燃料流量範囲にわたり2.0psiのNPSPで
動作可能な燃料ポンプが提供される。さらに、本発明に
よれば、航空機応用技術の厳しい重量及び容積条件にお
いて経済的かつ効果的な構造を有し、長い動作期間にわ
たり信頼性に富むサービスを提供可能な上記タイプの燃
料ポンプが提供される。
第１図は、本発明の好適な実施例に基づき、航空機用タ
ービンエンジン燃料送り出しシステムその他の応用装置
に使用される複数のステージを備えた燃料ポンプの横断
面図であり、 第２図は、第１図の線２−２により切断した部分断面図
であり、 第３図は、同様に第１図の線３−３により切断した部分
断面図であり、 第４図は、本発明の第２の実施例を示す航空機用エンジ
ンの燃料ポンプの横断面図であり、さらに、 第５図は、本発明の動作を示すための説明図である。 10……燃料ポンプ、 12,96……ハウジング、 16……軸、 12,90……渦巻ポンプステージ、 28……羽根車、 32……キャビティ、 34……インデューサステージ、 36……螺旋インデューサ、 42……インジェクタステージ、 44,96……通路手段、 50,104……ノズルオリフィス、 84,92……ポンプ吸込手段、
ービンエンジン燃料送り出しシステムその他の応用装置
に使用される複数のステージを備えた燃料ポンプの横断
面図であり、 第２図は、第１図の線２−２により切断した部分断面図
であり、 第３図は、同様に第１図の線３−３により切断した部分
断面図であり、 第４図は、本発明の第２の実施例を示す航空機用エンジ
ンの燃料ポンプの横断面図であり、さらに、 第５図は、本発明の動作を示すための説明図である。 10……燃料ポンプ、 12,96……ハウジング、 16……軸、 12,90……渦巻ポンプステージ、 28……羽根車、 32……キャビティ、 34……インデューサステージ、 36……螺旋インデューサ、 42……インジェクタステージ、 44,96……通路手段、 50,104……ノズルオリフィス、 84,92……ポンプ吸込手段、
フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) F02C 7/236 F04B 7/02 F04B 29/18 F04B 29/66 F02M 37/08 ＷＰＩ
Claims (7)
- 【請求項１】航空機用タービンエンジン燃料送り出しシ
ステムその他の応用装置に使用される燃料ポンプであっ
て、 その内部で回転するように取り付けられたポンプ駆動軸
を備えたハウジングと、 上記ハウジング内で回転するように上記軸に連結された
羽根車を含み、上記羽根車が、上記軸に隣接する吸込端
と上記羽根車の周囲にある吐出端とを備えた半径方向に
伸びる通路の周方向配列と、上記羽根車の周囲を囲む上
記ハウジング内の環状集液キャビティとを備えているよ
うな、渦巻ポンプステージと、 上記羽根車と共に回転するべく上記軸に連結された螺旋
インデューサを含み、上記インデューサが、上記羽根車
の通路の上記吸込端に隣接する吐出端と上記インデュー
サの吐出端から軸方向に離れた側の吸込端とを備えてい
るような、インデューサステージと、 上記ハウジング内に通路手段を含み、上記インデューサ
吸込端と上記通路手段にアライメントがとれたハウジン
グ内のノズルオリフィスの周方向配列に流体を送り、上
記集液キャビティからの流体を受けるように構成され
た、インジェクタステージと、さらに、 上記ノズルオリフィスに平行に上記通路手段に吸込流体
を送るための上記ハウジング内のポンプ吸込手段とを含
むことを特徴とする、燃料ポンプ。 - 【請求項２】上記通路手段が少なくとも上記軸を部分的
に囲む弓形通路であり、上記ノズルオリフィスが上記軸
を囲んで角度をもって隔置されていることを特徴とす
る、請求項１に記載にポンプ。 - 【請求項３】上記通路手段が上記ノズルオリフィス近辺
から上記インデューサの吸込端近辺に広くなっているこ
とを特徴とする、請求項１に記載のポンプ。 - 【請求項４】上記羽根車と上記インデューサが一体的構
造を有することを特徴とする、請求項１に記載のポン
プ。 - 【請求項５】上記通路手段が上記ノズルオリフィスとア
ライメントがとれた通路の周方向配列であることを特徴
とする、請求項１に記載のポンプ。 - 【請求項６】上記吸込手段が、上記通路手段に平行に上
記インデューサ吸込端に燃料流体を供給するための手段
を備えていることを特徴とする、請求項５に記載のポン
プ。 - 【請求項７】上記ハウジング内で回転するように上記軸
に連結され複数の半径方向に広がる周辺溝を備えたロー
タと、 上記溝に独立に摺動可能に配置された複数のベーンと、 上記ロータを囲む上記ハウジング内でカムリングを形成
し、ベーントラックを形成する半径方向内側に向いたカ
ムリング表面と上記表面と上記ロータの間の少なくとも
１つの流体圧キャビティとを備えた手段と、 上記集液キャビティに連結された上記ハウジング内のベ
ーンポンプ吸込口と、さらに、 上記ハウジング内のベーンポンプ吐出口とを備えたボー
ンポンプステージをさらに含むことを特徴とする、請求
項１に記載のポンプ。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US35429289A | 1989-05-19 | 1989-05-19 | |
| US354292 | 1989-05-19 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02305358A JPH02305358A (ja) | 1990-12-18 |
| JP2870961B2 true JP2870961B2 (ja) | 1999-03-17 |
Family
ID=23392655
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2091985A Expired - Lifetime JP2870961B2 (ja) | 1989-05-19 | 1990-04-06 | 燃料ポンプ |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5123810A (ja) |
| EP (1) | EP0398005B1 (ja) |
| JP (1) | JP2870961B2 (ja) |
| DE (1) | DE69011731T2 (ja) |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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| US6022197A (en) * | 1997-11-14 | 2000-02-08 | Sundstrand Corporation | Aircraft pump system with internal pressure control, comprising a regenerative pump and a centrifugal pump |
| KR100407501B1 (ko) * | 2001-03-29 | 2003-12-01 | (주)모토닉 | 엘피지차량용 연료펌프의 윤활장치 |
| GB0622565D0 (en) * | 2006-11-13 | 2006-12-20 | Airbus Uk Ltd | Water scavenging system |
| US8517699B2 (en) * | 2008-12-16 | 2013-08-27 | Cleveland Clinic Foundation | Centrifugal pump with offset volute |
| CN104755758B (zh) * | 2012-05-01 | 2018-02-06 | 伊顿公司 | 离心式泵送和计量系统中的变排量泵的流体力学式压力补偿控制装置及相关方法 |
| JP6056982B2 (ja) * | 2013-09-25 | 2017-01-11 | 株式会社Ihi | 燃料システム |
| CN107605744B (zh) * | 2017-10-27 | 2019-02-05 | 江苏大学 | 一种由空压机驱动的自吸离心泵系统 |
| US11186383B2 (en) * | 2019-04-02 | 2021-11-30 | Hamilton Sundstrand Corporation | Centrifugal fuel pump ice prevention |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2704516A (en) * | 1955-03-22 | Rotary pump | ||
| FR653243A (fr) * | 1928-03-01 | 1929-03-19 | Appareil centrifuge à retour continu | |
| US2444100A (en) * | 1944-02-28 | 1948-06-29 | Marison Company | Pump |
| GB607830A (en) * | 1946-02-12 | 1948-09-06 | Self Priming Pump & Eng Co Ltd | Improvements in or relating to motor-driven pumps for liquid |
| US2924178A (en) * | 1955-01-28 | 1960-02-09 | John X Hogan | Fluid proportioning pump |
| US4142839A (en) * | 1975-02-03 | 1979-03-06 | Lear Siegler, Inc. | Centrifugal pump for high V/L performance |
| US4767281A (en) * | 1987-06-04 | 1988-08-30 | Lear Siegler, Inc. | Centrifugal pump system with inlet reservoir |
-
1990
- 1990-03-31 EP EP90106230A patent/EP0398005B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1990-03-31 DE DE69011731T patent/DE69011731T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1990-04-06 JP JP2091985A patent/JP2870961B2/ja not_active Expired - Lifetime
-
1991
- 1991-01-31 US US07/648,202 patent/US5123810A/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE69011731D1 (de) | 1994-09-29 |
| US5123810A (en) | 1992-06-23 |
| JPH02305358A (ja) | 1990-12-18 |
| EP0398005A3 (en) | 1992-01-08 |
| EP0398005B1 (en) | 1994-08-24 |
| DE69011731T2 (de) | 1995-03-16 |
| EP0398005A2 (en) | 1990-11-22 |
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