JPH0650298A - エゼクタポンプ - Google Patents
エゼクタポンプInfo
- Publication number
- JPH0650298A JPH0650298A JP20208592A JP20208592A JPH0650298A JP H0650298 A JPH0650298 A JP H0650298A JP 20208592 A JP20208592 A JP 20208592A JP 20208592 A JP20208592 A JP 20208592A JP H0650298 A JPH0650298 A JP H0650298A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- pump
- fuel
- pressure fluid
- pressure
- diffuser pipe
- 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.)
- Pending
Links
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims abstract description 36
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 36
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 5
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
Landscapes
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 キャビテーション性能に優れたエゼクタポン
プを得ることを目的とする。 【構成】 ケーシング内へ導かれる高圧流体をケーシン
グのスロート部８からディフューザ管９内へ噴出させて
低圧流体をケーシング内に吸い込み高圧流体とともに噴
出させるエゼクタポンプ２におけるディフューザ管９下
流において分岐された流体の一部をノズル１０によりス
ロート部８からディフューザ管８内へ噴出させるように
構成する。
プを得ることを目的とする。 【構成】 ケーシング内へ導かれる高圧流体をケーシン
グのスロート部８からディフューザ管９内へ噴出させて
低圧流体をケーシング内に吸い込み高圧流体とともに噴
出させるエゼクタポンプ２におけるディフューザ管９下
流において分岐された流体の一部をノズル１０によりス
ロート部８からディフューザ管８内へ噴出させるように
構成する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機における燃料供
給システムなどに適用されるエゼクタポンプに関する。
給システムなどに適用されるエゼクタポンプに関する。
【０００２】
【従来の技術】図３は航空機における燃料供給システム
に使用されている従来の燃料ポンプの説明図である。図
において、航空機における燃料供給システムに使用され
る燃料ポンプは、高高度で燃料ポンプの吸い込み圧力が
低い状態でも、燃料温度が高い状態でも正常に作動する
必要があり、キャビテーション性能に優れたものでなけ
ればならない。このため、燃料ポンプは歯車式の高圧ポ
ンプ０３の上流にブーストポンプが設けられており、大
略５千メートル以下の高度で作動する燃料ポンプは、同
図（ａ）に示すようにブーストポンプとしてエゼクタポ
ンプ０２が使用されている。また、大略５千メートル以
上の高度で作動する燃料ポンプは、同図（ｂ）に示すよ
うにブーストポンプとして遠心ポンプ０１１を組み合わ
せて用いている。
に使用されている従来の燃料ポンプの説明図である。図
において、航空機における燃料供給システムに使用され
る燃料ポンプは、高高度で燃料ポンプの吸い込み圧力が
低い状態でも、燃料温度が高い状態でも正常に作動する
必要があり、キャビテーション性能に優れたものでなけ
ればならない。このため、燃料ポンプは歯車式の高圧ポ
ンプ０３の上流にブーストポンプが設けられており、大
略５千メートル以下の高度で作動する燃料ポンプは、同
図（ａ）に示すようにブーストポンプとしてエゼクタポ
ンプ０２が使用されている。また、大略５千メートル以
上の高度で作動する燃料ポンプは、同図（ｂ）に示すよ
うにブーストポンプとして遠心ポンプ０１１を組み合わ
せて用いている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】上記のような従来の燃
料ポンプにおいて、エゼクタポンプ０２は極めて構造が
簡単なうえ動く部品がないため、安価で信頼性が高い
が、遠心ポンプ０１１に比べてキャビテーション性能が
劣り、また遠心ポンプ０１１はインペラが毎分数万回の
割合で回転するため、構造が複雑でコストや信頼性の点
で不利である。
料ポンプにおいて、エゼクタポンプ０２は極めて構造が
簡単なうえ動く部品がないため、安価で信頼性が高い
が、遠心ポンプ０１１に比べてキャビテーション性能が
劣り、また遠心ポンプ０１１はインペラが毎分数万回の
割合で回転するため、構造が複雑でコストや信頼性の点
で不利である。
【０００４】
【課題を解決するための手段】本発明に係るエゼクタポ
ンプは上記課題の解決を目的にしており、図１，２の実
施例に示されるように、ケーシング内へ導かれる高圧流
体を上記ケーシングのスロート部８からディフューザ管
９内へ噴出させて低圧流体を上記ケーシング内に吸い込
み上記高圧流体とともに噴出させるエゼクタポンプ２に
おいて、上記ディフューザ管９下流において分岐された
流体の一部を上記スロート部８から上記ディフューザ管
９内へ噴出させるノズル１０を備えた構成を特徴とす
る。
ンプは上記課題の解決を目的にしており、図１，２の実
施例に示されるように、ケーシング内へ導かれる高圧流
体を上記ケーシングのスロート部８からディフューザ管
９内へ噴出させて低圧流体を上記ケーシング内に吸い込
み上記高圧流体とともに噴出させるエゼクタポンプ２に
おいて、上記ディフューザ管９下流において分岐された
流体の一部を上記スロート部８から上記ディフューザ管
９内へ噴出させるノズル１０を備えた構成を特徴とす
る。
【０００５】
【作用】即ち、本発明に係るエゼクタポンプ２において
は、ケーシング内へ導かれる高圧流体をケーシングのス
ロート部８からディフューザ管９内へ噴出させて低圧流
体をケーシング内に吸い込み高圧流体とともに噴出させ
るエゼクタポンプ２におけるディフューザ管９下流にお
いて分岐された流体の一部をノズル１０によりスロート
部８からディフューザ管９内へ噴出させるようになって
おり、スロート部８の上流にディフューザ管９の下流で
得られる流体の一部を導いてノズル１０により低圧流体
の下流方向に向かって噴出させ低圧流体の流速を増加さ
せてスロート部８入口における低圧流体の全圧を高める
ことによりスロート部８におけるキャビテーションの発
生が防止される。
は、ケーシング内へ導かれる高圧流体をケーシングのス
ロート部８からディフューザ管９内へ噴出させて低圧流
体をケーシング内に吸い込み高圧流体とともに噴出させ
るエゼクタポンプ２におけるディフューザ管９下流にお
いて分岐された流体の一部をノズル１０によりスロート
部８からディフューザ管９内へ噴出させるようになって
おり、スロート部８の上流にディフューザ管９の下流で
得られる流体の一部を導いてノズル１０により低圧流体
の下流方向に向かって噴出させ低圧流体の流速を増加さ
せてスロート部８入口における低圧流体の全圧を高める
ことによりスロート部８におけるキャビテーションの発
生が防止される。
【０００６】
【実施例】図１および図２は本発明の一実施例に係る燃
料ポンプの説明図である。図において、本実施例に係る
燃料ポンプは航空機における燃料供給システムに使用さ
れるもので、航空機における燃料供給システムに使用さ
れる燃料ポンプは、高高度で燃料ポンプの吸い込み圧力
が低い状態でも、燃料温度が高い状態でも正常に作動す
る必要があり、キャビテーション性能に優れたものでな
ければならない。このため、本燃料ポンプでは歯車式の
高圧ポンプ３の上流にブーストポンプとしてエゼクタポ
ンプ２が使用されており、このブーストポンプにより大
略１万メートルの高度でも作動可能になっている。符号
４はフィルタ、６は差圧一定弁、６ａはばね、６ｂは差
圧調整用ねじ、７は燃料出口、８はスロート部、９はデ
ィフューザ管、１０は複数のノズルである。
料ポンプの説明図である。図において、本実施例に係る
燃料ポンプは航空機における燃料供給システムに使用さ
れるもので、航空機における燃料供給システムに使用さ
れる燃料ポンプは、高高度で燃料ポンプの吸い込み圧力
が低い状態でも、燃料温度が高い状態でも正常に作動す
る必要があり、キャビテーション性能に優れたものでな
ければならない。このため、本燃料ポンプでは歯車式の
高圧ポンプ３の上流にブーストポンプとしてエゼクタポ
ンプ２が使用されており、このブーストポンプにより大
略１万メートルの高度でも作動可能になっている。符号
４はフィルタ、６は差圧一定弁、６ａはばね、６ｂは差
圧調整用ねじ、７は燃料出口、８はスロート部、９はデ
ィフューザ管、１０は複数のノズルである。
【０００７】ブーストポンプは歯車式の高圧ポンプ３の
吸い込み口にキャビテーションを生じさせないように、
高圧ポンプ３の入口に設けられているフィルタ４による
圧力損失を加味してブーストポンプの出口における絶対
圧力を２ｋｇ／ｃｍ2 以上に設定する必要がある。ま
た、ブーストポンプの入口における絶対圧力は高度１万
メートルにおいて０．３ｋｇ／ｃｍ2 であるからブース
トプンプに求められる圧力比は２／０．３≒７である。
これは、従来のエゼクタポンプでは比較的高圧の燃料を
使用したときに流量比（高圧流体の流量に対する低圧流
体の流量）の低い範囲においてのみ可能で、実用的に必
要とする流量比の範囲ではエゼクタポンプのスロート部
８にキャビテーションを生じて圧力比７は達成できな
い。このキャビテーションの起き易さを示すパラメータ
としてσ＝（Ｐｔ−Ｐｖ）／Ｐｈが用いられるが、Ｐｔ
はスロート部入口の低圧流体の全圧、Ｐｖは低圧流体の
蒸気圧、Ｐｈは高圧流体の全圧で、パラメータσが所定
の値よりも低いとキャビテーションを生じる。このパラ
メータσから解かるように、スロート部８におけるキャ
ビテーションを防止するにはスロート部８入口における
低圧流体の全圧Ｐｔを高めてやればよい。
吸い込み口にキャビテーションを生じさせないように、
高圧ポンプ３の入口に設けられているフィルタ４による
圧力損失を加味してブーストポンプの出口における絶対
圧力を２ｋｇ／ｃｍ2 以上に設定する必要がある。ま
た、ブーストポンプの入口における絶対圧力は高度１万
メートルにおいて０．３ｋｇ／ｃｍ2 であるからブース
トプンプに求められる圧力比は２／０．３≒７である。
これは、従来のエゼクタポンプでは比較的高圧の燃料を
使用したときに流量比（高圧流体の流量に対する低圧流
体の流量）の低い範囲においてのみ可能で、実用的に必
要とする流量比の範囲ではエゼクタポンプのスロート部
８にキャビテーションを生じて圧力比７は達成できな
い。このキャビテーションの起き易さを示すパラメータ
としてσ＝（Ｐｔ−Ｐｖ）／Ｐｈが用いられるが、Ｐｔ
はスロート部入口の低圧流体の全圧、Ｐｖは低圧流体の
蒸気圧、Ｐｈは高圧流体の全圧で、パラメータσが所定
の値よりも低いとキャビテーションを生じる。このパラ
メータσから解かるように、スロート部８におけるキャ
ビテーションを防止するにはスロート部８入口における
低圧流体の全圧Ｐｔを高めてやればよい。
【０００８】このため、本燃料ポンプにおいては図に示
すようにスロート部８の上流にディフューザ管９の下流
で得られる中圧の流体の一部を分岐してノズル１０内に
導き、この中圧の流体をノズル１０から低圧流体の下流
方向に向かって噴出させるようになっており、低圧流体
の流速を増加させている。燃料は燃料タンク１からエゼ
クタポンプ２によって吸い上げられ、フィルタ４を介し
て高圧ポンプ３に送られて加圧され、燃料制御弁５で計
量された後に燃料出口７から図示しない燃料ノズルに送
られる。燃料制御弁５で計量されなかった燃料は差圧一
定弁６からエゼクタポンプ２に戻され、燃料タンク１か
ら燃料を吸い上げる駆動流体として使用される。このよ
うなシステムにおいて、エゼクタポンプ２のスロート部
８の上流にディフューザ管９の下流で得られる中圧の流
体の一部を分岐して導き、低圧流体の下流方向に向かっ
て複数のノズル１０から噴出させて低圧流体と混合さ
せ、低圧流体の流速を増加させることによりスロート部
８入口における低圧流体の全圧Ｐｔを高め、上述のキャ
ビテーションのパラメータσを高くしてキャビテーショ
ンの発生を防止している。ノズル１０は図２に示すよう
に極めて簡単な構造でノズル孔を有するだけであり、コ
ストや重量を増加させることなくキャビテーション性能
に優れたエゼクタポンプ２を得ることができる。これに
より、エゼクタポンプ２は航空機における燃料システム
において大略５千メートル以上の高度で作動する燃料ポ
ンプにブーストポンプとして遠心ポンプに代えて組み合
わせ用いることができ、またエゼクタポンプ２は極めて
構造が簡単なうえ動く部品がないために安価で信頼性が
高く、航空機における燃料システムのコスト、重量、信
頼性などが改善される。
すようにスロート部８の上流にディフューザ管９の下流
で得られる中圧の流体の一部を分岐してノズル１０内に
導き、この中圧の流体をノズル１０から低圧流体の下流
方向に向かって噴出させるようになっており、低圧流体
の流速を増加させている。燃料は燃料タンク１からエゼ
クタポンプ２によって吸い上げられ、フィルタ４を介し
て高圧ポンプ３に送られて加圧され、燃料制御弁５で計
量された後に燃料出口７から図示しない燃料ノズルに送
られる。燃料制御弁５で計量されなかった燃料は差圧一
定弁６からエゼクタポンプ２に戻され、燃料タンク１か
ら燃料を吸い上げる駆動流体として使用される。このよ
うなシステムにおいて、エゼクタポンプ２のスロート部
８の上流にディフューザ管９の下流で得られる中圧の流
体の一部を分岐して導き、低圧流体の下流方向に向かっ
て複数のノズル１０から噴出させて低圧流体と混合さ
せ、低圧流体の流速を増加させることによりスロート部
８入口における低圧流体の全圧Ｐｔを高め、上述のキャ
ビテーションのパラメータσを高くしてキャビテーショ
ンの発生を防止している。ノズル１０は図２に示すよう
に極めて簡単な構造でノズル孔を有するだけであり、コ
ストや重量を増加させることなくキャビテーション性能
に優れたエゼクタポンプ２を得ることができる。これに
より、エゼクタポンプ２は航空機における燃料システム
において大略５千メートル以上の高度で作動する燃料ポ
ンプにブーストポンプとして遠心ポンプに代えて組み合
わせ用いることができ、またエゼクタポンプ２は極めて
構造が簡単なうえ動く部品がないために安価で信頼性が
高く、航空機における燃料システムのコスト、重量、信
頼性などが改善される。
【０００９】
【発明の効果】本発明に係るエゼクタポンプは前記のよ
うに構成されており、スロート部におけるキャビテーシ
ョンの発生が防止されるので、キャビテーション性能に
優れたエゼクタポンプを得ることができる。
うに構成されており、スロート部におけるキャビテーシ
ョンの発生が防止されるので、キャビテーション性能に
優れたエゼクタポンプを得ることができる。
【図１】図１は本発明の一実施例に係る燃料ポンプのシ
ステム図である。
ステム図である。
【図２】図２はその断面図である。
【図３】図３は従来の燃料ポンプのシステム図である。
１ 燃料タンク ２ エゼクタポンプ ２ａ ケーシング ３ 高圧ポンプ ４ フィルタ ５ 燃料制御弁 ６ 差圧一定弁 ６ａ ばね ６ｂ 差圧調整用ねじ ７ 燃料出口 ８ スロート部 ９ ディフューザ管 １０ ノズル
Claims (1)
- 【請求項１】 ケーシング内へ導かれる高圧流体を上記
ケーシングのスロート部からディフューザ管内へ噴出さ
せて低圧流体を上記ケーシング内に吸い込み上記高圧流
体とともに噴出させるエゼクタポンプにおいて、上記デ
ィフューザ管下流において分岐された流体の一部を上記
スロート部から上記ディフューザ管内へ噴出させるノズ
ルを備えたことを特徴とするエゼクタポンプ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP20208592A JPH0650298A (ja) | 1992-07-29 | 1992-07-29 | エゼクタポンプ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP20208592A JPH0650298A (ja) | 1992-07-29 | 1992-07-29 | エゼクタポンプ |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0650298A true JPH0650298A (ja) | 1994-02-22 |
Family
ID=16451722
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP20208592A Pending JPH0650298A (ja) | 1992-07-29 | 1992-07-29 | エゼクタポンプ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0650298A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007018831A (ja) * | 2005-07-06 | 2007-01-25 | Toyota Motor Corp | 燃料電池システム |
| CN102777252A (zh) * | 2011-03-25 | 2012-11-14 | 摩尔动力(北京)技术股份有限公司 | 高压气源压缩系统 |
| CN103573723A (zh) * | 2012-11-05 | 2014-02-12 | 摩尔动力(北京)技术股份有限公司 | 射流气体压缩系统 |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6394100A (ja) * | 1986-10-09 | 1988-04-25 | Hokuto:Kk | 戻り機構付き蒸気（ガス）エジエクタ |
-
1992
- 1992-07-29 JP JP20208592A patent/JPH0650298A/ja active Pending
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6394100A (ja) * | 1986-10-09 | 1988-04-25 | Hokuto:Kk | 戻り機構付き蒸気（ガス）エジエクタ |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007018831A (ja) * | 2005-07-06 | 2007-01-25 | Toyota Motor Corp | 燃料電池システム |
| CN102777252A (zh) * | 2011-03-25 | 2012-11-14 | 摩尔动力(北京)技术股份有限公司 | 高压气源压缩系统 |
| CN103573723A (zh) * | 2012-11-05 | 2014-02-12 | 摩尔动力(北京)技术股份有限公司 | 射流气体压缩系统 |
| CN103573723B (zh) * | 2012-11-05 | 2016-04-27 | 摩尔动力(北京)技术股份有限公司 | 射流气体压缩系统 |
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