RU2012118384A - Контур подачи топлива для авиационного двигателя - Google Patents

Контур подачи топлива для авиационного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2012118384A
RU2012118384A RU2012118384/06A RU2012118384A RU2012118384A RU 2012118384 A RU2012118384 A RU 2012118384A RU 2012118384/06 A RU2012118384/06 A RU 2012118384/06A RU 2012118384 A RU2012118384 A RU 2012118384A RU 2012118384 A RU2012118384 A RU 2012118384A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
outlet
high pressure
fuel
low pressure
pressure
Prior art date
Application number
RU2012118384/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2532081C2 (ru
Inventor
Николя Ален БАДЕР
Фредерик БРЕТТ
Бастьен ДОР
Лоран Жильбер Ив ОДИНО
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2012118384A publication Critical patent/RU2012118384A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2532081C2 publication Critical patent/RU2532081C2/ru

Links

Classifications

    • 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
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/48—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant
    • 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
    • F02C7/236—Fuel delivery systems comprising two or more 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
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/263—Control of fuel supply by means of fuel metering valves
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/15—Control or regulation
    • F02K1/16—Control or regulation conjointly with another control
    • F02K1/17—Control or regulation conjointly with another control with control of fuel supply

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)

Abstract

1. Контур (10) подачи топлива для авиационного двигателя, содержащий насосную систему (12) низкого давления, соединенную с насосной системой (18) высокого давления посредством линии (20) подачи низкого давления, причем насосная система высокого давления содержит первый и второй насосы (18а, 18b) прямого вытеснения, одновременно приводимые в действие двигателем для подачи топлива под высоким давлением к форсункам (24) камеры сгорания и на приводы (28) для приведения в действие элементов двигателя с изменяемой геометрией,при этом контур подачи топлива отличается тем, что дополнительно содержит:гидравлический привод (200), содержащий впускное отверстие (ОА), соединенное с выходным отверстием (40а) первого насоса (18а), выпускное отверстие (U1) высокого давления, соединенное с выходным отверстием (40b) второго насоса (18b), и выпускное отверстие (U2) низкого давления, соединенное с линией подачи низкого давления посредством трубопровода (42) возврата топлива, при этом впускное отверстие выполнено с возможностью соединения с выпускным отверстием высокого давления или с выпускным отверстием низкого давления в зависимости от положения плунжера (202) привода; иблок (100) дозирования топлива, содержащий плунжер (102), выполненный с возможностью скольжения в цилиндре и перемещения трех несущих поверхностей (104, 106, 108), разделяющих внутренний объем цилиндра на две камеры (110, 112) управления, расположенные на концах цилиндра и соединенные с сервоклапаном (34), и две сквозных секции (114, 116), расположенные между несущими поверхностями, причем одна из сквозных секций (114) соединена с выходным отверстием насосной системы высокого давления и ведет к форсункам к�

Claims (6)

1. Контур (10) подачи топлива для авиационного двигателя, содержащий насосную систему (12) низкого давления, соединенную с насосной системой (18) высокого давления посредством линии (20) подачи низкого давления, причем насосная система высокого давления содержит первый и второй насосы (18а, 18b) прямого вытеснения, одновременно приводимые в действие двигателем для подачи топлива под высоким давлением к форсункам (24) камеры сгорания и на приводы (28) для приведения в действие элементов двигателя с изменяемой геометрией,
при этом контур подачи топлива отличается тем, что дополнительно содержит:
гидравлический привод (200), содержащий впускное отверстие (ОА), соединенное с выходным отверстием (40а) первого насоса (18а), выпускное отверстие (U1) высокого давления, соединенное с выходным отверстием (40b) второго насоса (18b), и выпускное отверстие (U2) низкого давления, соединенное с линией подачи низкого давления посредством трубопровода (42) возврата топлива, при этом впускное отверстие выполнено с возможностью соединения с выпускным отверстием высокого давления или с выпускным отверстием низкого давления в зависимости от положения плунжера (202) привода; и
блок (100) дозирования топлива, содержащий плунжер (102), выполненный с возможностью скольжения в цилиндре и перемещения трех несущих поверхностей (104, 106, 108), разделяющих внутренний объем цилиндра на две камеры (110, 112) управления, расположенные на концах цилиндра и соединенные с сервоклапаном (34), и две сквозных секции (114, 116), расположенные между несущими поверхностями, причем одна из сквозных секций (114) соединена с выходным отверстием насосной системы высокого давления и ведет к форсункам камеры сгорания, при этом другая сквозная секция (116) соединена с выходным отверстием насосной системы высокого давления и ведет к пусковой камере (Р1) высокого давления гидравлического привода, при этом привод также содержит пусковую камеру (Р2) низкого давления, соединенную с трубопроводом возврата топлива, при этом давления, приложенные в пусковых камерах гидравлического привода, противоположны друг другу для управления перемещением плунжера привода.
2. Контур по п.1, отличающийся тем, что пусковая камера (Р1) высокого давления гидравлического привода (200) сообщается с промежуточной пусковой камерой (Р3), соединенной с контуром подачи топлива выше по потоку относительно насосной системы низкого давления, и содержит расположенную в ней пружину (206).
3. Контур по п.1, отличающийся тем, что он дополнительно включает в себя линию (30) возврата топлива, соединяющую выходное отверстие насосной системы высокого давления с линией (20) подачи низкого давления, и регулирующий клапан (32), размещенный на линии возврата топлива.
4. Контур по п.1, отличающийся тем, что запорный клапан (50) расположен между выпускным отверстием (U1) высокого давления гидравлического привода (200) и выходным отверстием (40b) второго насоса (18b).
5. Контур по п.1, отличающийся тем, что первый насос (18a) имеет пропускную способность, большую, чем второй насос (18b).
6. Авиационный двигатель, содержащий контур (10) подачи топлива по п.1.
RU2012118384/06A 2009-10-06 2010-09-30 Контур подачи топлива для авиационного двигателя RU2532081C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0956952A FR2950864B1 (fr) 2009-10-06 2009-10-06 Circuit d'alimentation en carburant d'un moteur d'aeronef
FR0956952 2009-10-06
PCT/FR2010/052064 WO2011042642A1 (fr) 2009-10-06 2010-09-30 Circuit d'alimentation en carburant d'un moteur d'aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012118384A true RU2012118384A (ru) 2013-11-20
RU2532081C2 RU2532081C2 (ru) 2014-10-27

Family

ID=42246321

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012118384/06A RU2532081C2 (ru) 2009-10-06 2010-09-30 Контур подачи топлива для авиационного двигателя

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9222418B2 (ru)
EP (1) EP2486261B1 (ru)
JP (1) JP5666604B2 (ru)
CN (1) CN102575586B (ru)
BR (1) BR112012008011B1 (ru)
CA (1) CA2776314C (ru)
FR (1) FR2950864B1 (ru)
RU (1) RU2532081C2 (ru)
WO (1) WO2011042642A1 (ru)

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2970303B1 (fr) * 2011-01-06 2014-06-13 Snecma Circuit de carburant de turbomachine aeronautique a vanne de regulation de pression de carburant
US9140190B2 (en) * 2012-06-06 2015-09-22 Honeywell International Inc. Gas turbine engine fuel metering valve adapted to selectively receive fuel flow increase/decrease commands from the engine control and from the back-up fuel control
CN102926876B (zh) * 2012-11-13 2014-07-02 中国科学院工程热物理研究所 一种三通道燃气轮机液态燃料计量方法及装置
US9140191B2 (en) 2013-04-22 2015-09-22 Hamilton Sundstrand Corporation System for controlling two positive displacement pumps
WO2015080778A2 (en) * 2013-09-10 2015-06-04 United Technologies Corporation Fuel management system for a turbine engine
GB201400085D0 (en) 2014-01-03 2014-02-19 Rolls Royce Controls & Data Services Ltd Engine fuel control system
US9574500B2 (en) 2014-02-28 2017-02-21 General Electric Company Direct metering using a variable displacement vane pump
FR3021360B1 (fr) * 2014-05-21 2020-02-28 Safran Aircraft Engines Circuit d'alimentation en fluide de geometries variables et circuit d'alimentation de systeme d'injection
FR3028245B1 (fr) * 2014-11-06 2019-05-24 Airbus Operations Circuit d'alimentation en carburant d'un aeronef
FR3035155B1 (fr) * 2015-04-17 2018-05-11 Safran Aircraft Engines Circuit de distribution de carburant de turbomachine a encombrement reduit
FR3044044B1 (fr) 2015-11-19 2021-01-29 Snecma Systeme d'alimentation en fluide d'au moins un organe d'un ensemble propulsif d'aeronef
US10502138B2 (en) 2016-04-11 2019-12-10 Hamilton Sundstrand Corporation Dual pump fuel system with pump sharing connection
US10428742B2 (en) * 2016-06-07 2019-10-01 General Electric Company Fuel delivery system and method for a gas turbine engine
JP6972608B2 (ja) * 2017-03-27 2021-11-24 日本電産トーソク株式会社 スプールバルブ
JP6835249B2 (ja) 2017-11-16 2021-02-24 株式会社Ihi 燃料供給制御装置
FR3074533B1 (fr) * 2017-12-06 2020-11-06 Safran Aircraft Engines Circuit de commande hydraulique et pneumatique pour turboreacteur a echangeur de chaleur carburant/air
US11485513B2 (en) * 2018-10-05 2022-11-01 Parker-Hannifin Corporation Fuel pump override control method
US20210079848A1 (en) 2019-03-20 2021-03-18 United Technologies Corporation Secondary fuel flow demand fuel pumping system
US20200300169A1 (en) * 2019-03-20 2020-09-24 United Technologies Corporation Mechanical demand fuel pumping system
US11378018B2 (en) 2020-06-11 2022-07-05 Honeywell International Inc. Fuel metering system
CN113494364B (zh) * 2021-07-27 2022-07-29 达魔重卡电动汽车制造(杭州)有限公司 一种用于涡轮发动机气体燃料供应系统的闭环控制模块
US11649768B2 (en) * 2021-08-20 2023-05-16 Hamilton Sundstrand Corporation Pump system for a gas turbine engine
CN114109613A (zh) * 2021-11-05 2022-03-01 中国航发西安动力控制科技有限公司 一种航空发动机两级齿轮泵载荷平衡装置
US11976599B1 (en) * 2022-12-20 2024-05-07 Hamilton Sundstrand Corporation Pumps with backup capability
WO2024163832A1 (en) * 2023-02-03 2024-08-08 Woodward, Inc. Systems and methods for dual, motor-driven pumping and direct metering

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1439764A (en) * 1972-08-23 1976-06-16 Lucas Industries Ltd Fuel control systems for gas turbine engines
US5463863A (en) * 1983-10-06 1995-11-07 Rolls-Royce Plc Fuel control system
US4607486A (en) * 1983-12-02 1986-08-26 United Technologies Corporation Centrifugal main fuel pump
GB8923329D0 (en) * 1989-10-17 1989-12-06 Dowty Defence A fluid flow system
US5245819A (en) * 1990-07-09 1993-09-21 General Electric Company Gas turbine engine fuel and hydraulic fluid pumping system
US5896737A (en) * 1997-06-16 1999-04-27 United Technologies Corporation Combined pressure regulating and fuel flow system
US6487847B1 (en) * 2000-11-03 2002-12-03 General Electric Company Gas turbine engine fuel control system
US6810674B2 (en) * 2002-07-18 2004-11-02 Argo-Tech Corporation Fuel delivery system
RU2228455C2 (ru) * 2002-08-15 2004-05-10 ОАО "Омское машиностроительное конструкторское бюро" Система топливопитания и регулирования газотурбинного двигателя
FR2846711B1 (fr) * 2002-10-30 2006-09-22 Hispano Suiza Sa Dispositif de dosage de carburant a soupape de regulation compensee, dans une turbomachine
GB0401207D0 (en) * 2004-01-21 2004-02-25 Goodrich Control Sys Ltd Fuel supply system
WO2007044020A2 (en) * 2004-11-19 2007-04-19 Goodrich Pump & Engine Control Systems, Inc. Two-stage fuel delivery for gas turbines
GB0508126D0 (en) * 2005-04-22 2005-06-01 Goodrich Control Sys Ltd Fuel system
RU2317431C1 (ru) * 2006-05-10 2008-02-20 Открытое акционерное общество "СТАР" Система топливопитания газотурбинного двигателя
US8256222B2 (en) * 2008-02-11 2012-09-04 Honeywell International Inc. Direct metering fuel control with integral electrical metering pump and actuator servo pump
RU2368794C1 (ru) * 2008-03-26 2009-09-27 Открытое акционерное общество "Омское машиностроительное конструкторское бюро" Система топливоподачи газотурбинного двигателя
US8793971B2 (en) * 2010-05-25 2014-08-05 Hamilton Sundstrand Corporation Fuel pumping system for a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
US20120266600A1 (en) 2012-10-25
US9222418B2 (en) 2015-12-29
CN102575586A (zh) 2012-07-11
BR112012008011A2 (pt) 2016-04-05
JP2013506795A (ja) 2013-02-28
FR2950864A1 (fr) 2011-04-08
CA2776314C (fr) 2017-11-21
EP2486261A1 (fr) 2012-08-15
BR112012008011B1 (pt) 2020-07-14
EP2486261B1 (fr) 2013-06-05
CN102575586B (zh) 2014-11-19
WO2011042642A1 (fr) 2011-04-14
FR2950864B1 (fr) 2011-11-25
RU2532081C2 (ru) 2014-10-27
JP5666604B2 (ja) 2015-02-12
CA2776314A1 (fr) 2011-04-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2012118384A (ru) Контур подачи топлива для авиационного двигателя
JP2013506795A5 (ru)
JP4912409B2 (ja) 可変圧力噴射用の多源燃料システム
RU2012118663A (ru) Контур подачи топлива для авиационного двигателя
GB0812888D0 (en) Improvements relating to fuel pumps
EP1533516A4 (en) CONTROL DEVICE FOR HIGH-PRESSURE FUEL PUMP OF INTERNAL COMBUSTION ENGINE
RU2016144414A (ru) Способ (варианты) и система для комбинированного впрыска топлива из общей топливной рампы
RU2013126781A (ru) Устройство и способ для двигателя внутреннего сгорания с прямым впрыском двух видов топлива
DK1785618T3 (da) Brændstofkölesystem til forbrændingsmotorer
JP2015086867A5 (ru)
RU2015121972A (ru) Способы (варианты) и топливная система
ATE511602T1 (de) Kraftstoffinjektor mit kolbenrückholung eines druckübersetzerkolbens
KR101920701B1 (ko) 연료 공급 시스템, 선박, 및 연료 공급 방법
JP2014520233A5 (ru)
ATE487055T1 (de) Kraftstoffeinspritzeinrichtung für eine brennkraftmaschine
US20070200011A1 (en) Fuel injector having nozzle member with annular groove
WO2012167211A3 (en) High pressure piezoelectric fuel injector
US7353800B2 (en) Multi-source fuel system having grouped injector pressure control
ATE337482T1 (de) Hochdruckpumpe mit variabler förderrate für ein brennstoffeinspritzsystem
ATE507388T1 (de) Kraftstoffeinspritzsystem
CN103038495A (zh) 低泄漏凸轮辅助的共轨燃料系统、燃料喷射器及其操作方法
DK201000158A (en) Hydraulic supply system of a large two-stroke diesel engine
US7591247B2 (en) Fuel injector
ATE484671T1 (de) Kraftstoffinjektor
US7392791B2 (en) Multi-source fuel system for variable pressure injection

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner