JPH02305358A - 燃料ポンプ - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

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。

（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（ｓｕｃｔ
ｉｏｎ−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つの重量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（Ｎ　
Ｐ　Ｓ　Ｐ　：　Ｎｅｔ　Ｐｏ５ｉｔｉｖｅｓｕｃｔｉ
ｏｎ　Ｐｒｅｓｓｕｒｅ）である。典型的なシステム設
計仕様においては、０４５の蒸気／液体率と５．０　ｐ
ｓｉのＮＰＳＰ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゜０　ｐｓｉ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゜０　ｐｓｉにまで増加し、ある場合には全流量範囲
にわたって１．０　ｐｓｉ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２．０　ｐｓｉのＮＰＳ
Ｐで動作可能な燃料ポンプを提供することにある。ざら
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。

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１、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イ」図面を参照し
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１
０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
た軸受はスリーブ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１
４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
っ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５
８が軸受はプレート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５
２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式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１
６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するポートである。

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ＮＰ
ＳＰ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、燃料排出ロア０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である。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９
４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１
００に供給される。インジェクタステージ１０２は室９
４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３
４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。このコンセッ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ｉ約５７°Ｃ（１３５°Ｆ）で燃料Ｍ
ＩＬ−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２０　ｇｐｍ）に有
しており、そこで動作は５　ｐｓｉ　ＮＰＳＰに接近す
る。方向インジェクタを伺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、３ｐｓｉＮＰＳＰで
ポイント１２６　、１２８の間に流量範囲（約４乃至２
７　ｇｐｍ）が拡大されている。節を有する（　ｔｏｒ
ｏｕｓ）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１
３０（曲線１３１上の約４０　ｇｐｍ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２　ｐ
ｓｉのＮＰＳＰでポイント１３４．１’３６の間で拡大
された流量範囲（約４．５乃至６０　ｇｐｍ）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２ｐ
ｓｉＮＰＳＰ以下で約２乃至６０　ｇｐｍ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
及び拡大された艙料流量範囲にわたり２．０　ｐｓｉ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。

【図面の簡単な説明】

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１６一 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、采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１ 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、 手続補正書（自発） 平成２年６月１８日

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 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。 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。 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。 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。 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。 ６　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 を備えたベ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。