RU2531840C2 - Контур подачи топлива для авиационного двигателя - Google Patents

Контур подачи топлива для авиационного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2531840C2
RU2531840C2 RU2012118663/06A RU2012118663A RU2531840C2 RU 2531840 C2 RU2531840 C2 RU 2531840C2 RU 2012118663/06 A RU2012118663/06 A RU 2012118663/06A RU 2012118663 A RU2012118663 A RU 2012118663A RU 2531840 C2 RU2531840 C2 RU 2531840C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
pump
fuel
outlet
high pressure
hydraulic distributor
Prior art date
Application number
RU2012118663/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012118663A (ru
Inventor
Николя Ален БАДЕР
Режи Мишель Поль ДЕЛЬДАЛЛЬ
Лоран Жильбер Ив ОДИНО
Николя ПОТЕЛЬ
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 RU2012118663A publication Critical patent/RU2012118663A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2531840C2 publication Critical patent/RU2531840C2/ru

Links

Images

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
    • F02C9/26—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
    • 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
    • F02C9/30—Control of fuel supply characterised by variable fuel pump output
    • 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
    • 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
    • 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
    • F02C9/36—Control of fuel supply characterised by returning of fuel to sump

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

Изобретение относится к контуру для подачи топлива для авиационного двигателя, содержащему систему нагнетания высокого давления для подачи топлива под высоким давлением к форсункам камеры сгорания, упомянутая система нагнетания высокого давления имеет первый и второй шестеренчатые насосы прямого вытеснения, которые одновременно приводятся в движение двигателем. Элемент гидравлического переключения вставлен между соответствующими выходами насосов. Этот элемент делает возможным в одном положении объединять потоки сброса из двух насосов, чтобы подать топливо под высоким давлением к форсункам камеры сгорания, и в другом положении сбрасывать часть или весь поток сброса из первого насоса в линию подачи низкого давления, элемент электронного управления переключением служит для того, чтобы перемещать элемент гидравлического переключения из одного положения в другое. Технический результат изобретения - упрощение и повышение надежности подачи топлива для авиационного двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Изобретение относится к контуру подачи топлива для авиационного двигателя, более точно к контуру, который доставляет топливо для подачи к форсункам камеры сгорания двигателя и, по выбору, для использования в качестве рабочей жидкости для управления исполнительными механизмами элементов двигателя с изменяемой геометрией.
Обычно контур подачи топлива для авиационного двигателя имеет систему нагнетания, состоящую из насоса низкого давления взаимодействующего с насосом высокого давления. Насос высокого давления, как правило, в форме шестеренчатого насоса прямого вытеснения с постоянным объемом цилиндра, который приводится в движение двигателем через коробку приводов агрегатов (AGB). Функцией насоса является подача топлива под высоким давлением к форсункам камеры сгорания и к исполнительным механизмам элементов двигателя с изменяемой геометрией.
В определенных контурах подачи топлива насос высокого давления является двухступенчатым насосом, то есть он представляет собой две разные ступени шестерней, которые одновременно приводятся в движение двигателем, и которые имеют разные объемы цилиндра. С таким типом насоса, одна из ступеней выделена специально для питания форсунок камеры сгорания, в то время как другая ступень выделена для питания исполнительных механизмов для привода в действие элементов двигателя с изменяемой геометрией.
Какая бы ни была выбрана конфигурация насоса высокого давления, скорость с которой доставляется топливо, не соответствует реальным потребностям двигателя и превышает эти потребности на широком диапазоне частоты вращения двигателя. Поток топлива, который не расходуется топливным контуром на этих частотах вращения двигателя и поэтому возвращается, выше по потоку от насоса высокого давления.
Такой принудительный возврат топлива дает увеличение, во-первых, механической силы предназначенной для привода в движение насоса высокого давления, мощность которого не вносит вклад в силу тяги двигателя, и во-вторых, увеличение температуры топлива. Такой нагрев топлива оказывает влияние на общую температуру двигателя, так как топливо является «холодной» жидкостью, в то время как масло является «горячей» жидкостью. В результате возможность для охлаждения посредством топлива снижается на столько, что тепло необходимо рассеивать в воздухе посредством воздушного/масляных теплообменников, наличие которых идет в ущерб весу, пространству для установки и лобовому сопротивлению.
ЦЕЛЬ И СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Основная цель настоящего изобретения, таким образом, состоит в том, чтобы уменьшить вышеупомянутые недостатки, предлагая контур подачи топлива для авиационного двигателя, который дает возможность простым и надежным образом подать топливо к форсункам камеры сгорания двигателя и к исполнительным механизмам двигателя с изменяемой геометрией при использовании цилиндров разных объемов.
Эта цель достигается посредством контура подачи топлива для авиационного двигателя, контур включает в себя систему нагнетания высокого давления для подачи топлива под высоким давлением к форсункам камеры сгорания с линии подачи низкого давления, система нагнетания высокого давления имеет первый и второй шестеренчатые насосы прямого вытеснения, одновременно приводящиеся в движение двигателем,
контур подачи топлива отличается тем что, дополнительно включает:
элемент гидравлического переключения, вставленный между соответствующими выходами насосов и позволяющий, в одном положении объединить выходные потоки из двух насосов, чтобы подать топливо под высоким давлением к форсункам камеры сгорания, и в другом положении, чтобы сбросить часть или весь выходной поток первого насоса до линии подачи низкого давления; и
элемент электрического управления для управления элементом гидравлического переключения, чтобы заставить его переходить из одного положения в другое.
Насосы топливного контура согласно изобретению имеют цилиндры разного объема. В частности, первый насос, предпочтительно, имеет производительность насоса большую, чем второй насос. Соответственно, в зависимости от рабочей точки двигателя возможно заставить элемент переключения обеспечить, чтобы подаваемый поток топлива поступал либо из обоих насосов, или, иначе, только из одного из них (конкретно из второго насоса). Например, при запуске двигателя, который требует высокого расхода топлива, элемент переключения может работать так, что подаваемые потоки топлива поступают из обоих насосов. В рабочих точках между холостым режимом и крейсерским режимом, точки, которые не требуют такого высокого расхода, элемент переключения работает так, что подаваемый поток топлива поступает только из второго насоса. Наконец, для рабочих точек за пределами точек крейсерского режима, элемент переключения работает так, что подаваемый поток топлива поступает из обоих насосов.
По сравнению с известными решениями предшествующего уровня техники топливный контур согласно изобретению, таким образом, представляет значительные улучшения как в показателях теплотворности (посредством ограничения количества топлива, давление которого было поднято до высокого, и затем, впоследствии, возвращено), так и в показателях величины механической силы, которая была отобрана (где такой механический отбор, который не вносят вклад в тягу двигателя, может быть уменьшен).
Более того, контур прост для реализации, так как он требует предоставления только элемента гидравлического переключения и элемента электрического управления. Нет никакого влияния на другие детали топливного контура, и, в частности, нет влияния на регулирующий клапан или регулятор подачи топлива.
Топливный контур изобретения также представляет большую гибкость в использовании. В частности, для рабочих точек в пределах от холостого режима до крейсерского режима и, в которых только один насос активен, при условиях обледенения, которые требуют, чтобы топливо было подогрето, можно воздействовать на элемент переключения таким образом, чтобы задействовать другой насос. Более того, в случае превышения допустимой частоты вращения, можно выключить первый насос при помощи электрического управления, чтобы снизить скорость, с которой впрыскивается топливо до скорости, которая соответствует максимальной крейсерской скорости.
В заключение, топливный контур изобретения имеет преимущество быть пригодным для оптимизации определения объема цилиндра второго насоса, чтобы получить дополнительные тепловые улучшения и дополнительные улучшения механического отбора.
Предпочтительно, элемент переключения включает в себя элемент гидравлического переключения, вставленный между соответствующими выходами насосов, и заключает в себе гидравлический распределитель, имеющий впускное отверстие, подсоединенное к выходу первого насоса, выпускное отверстие высокого давления, подсоединенное к выходу второго насоса, и выпускное отверстие низкого давления, подсоединенное к линии подачи низкого давления посредством топливной возвратной трубки, впускное отверстие имеет возможность подсоединения к выпускному отверстию высокого давления или к выпускному отверстию низкого давления, в зависимости от управляемого положения золотника гидравлического распределителя, чтобы объединять выходные потоки из двух насосов, или чтобы сбрасывать часть или весь выходной поток из первого насоса до линии подачи низкого давления.
Устройство электрического управления может содержать электромагнитный клапан, установленный на топливном патрубке, который соединен, во-первых, с возвратной трубкой и, во-вторых, с одной из пилотных камер гидравлического распределителя. При таких условиях, другая пилотная камера гидравлического распределителя подсоединена к выходу второго насоса, пилотные камеры гидравлического распределителя сообщаются между собой через диафрагму.
Альтернативно, электрический элемент для управления элементом переключения может содержать электромагнитный клапан, расположенный на топливной возвратной трубке. При таких условиях, электромагнитный клапан может быть клапаном двухпозиционного типа или типом регулятора расхода.
Изобретение также предусматривает авиационный двигатель, включающий в себя контур подачи топлива, как описано выше.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения следуют из последующего описания, приведенного со ссылкой на прилагаемые чертежи, которые показывают варианты осуществления, не обладающие ограничивающим характером. На фигурах:
Фиг.1 и 1A показывают первый вариант осуществления контура подачи топлива в соответствии с изобретением; и
Фиг.2 и 2A показывают второй вариант осуществления контура подачи топлива в соответствии с изобретением.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
Первый вариант осуществления контура подачи топлива в соответствии с изобретением описан ниже со ссылкой на фиг.1 и 1A в контексте применения к газотурбинному самолетному двигателю. Тем не менее, область применения изобретения распространяется на газотурбинные двигатели других летательных аппаратов, в частности вертолетов, и на авиационные двигатели отличные от газотурбинных.
Контур 10 подачи топлива этого первого варианта осуществления изобретения содержит, стандартным образом, насос 12 низкого давления, топливно-масляный теплообменник 14, основной фильтр 16 топлива, систему 18 нагнетания высокого давления (положения теплообменника 14 и фильтра 16 показаны в виде примера; для этих элементов допускается расположение другим образом).
Насос 12 низкого давления подсоединен со стороны впуска к топливным бакам самолета (не показано), и со стороны выпуска к системе 18 накачивания высокого давления через линию 20 подачи низкого давления.
На выходе системы 18 нагнетания высокого давления контур 10 подачи топлива разделяется на множество отдельных топливных линий, а именно: топливная линия 22 для подачи топлива к форсункам 24 камеры сгорания, со скоростью, с которой топливо впрыскивается в форсунки, измеренной известным образом посредством регулятора 26 подачи топлива; другая топливная линия 28 для снабжения исполнительных механизмов элементов 30 двигателя с изменяемой геометрией; и линия 32 возврата топлива, предусмотренная для регулирующего клапана 34 для возврата неиспользованного потока топлива на линию 20 подачи низкого давления.
Система 18 нагнетания высокого давления является системой двухступенчатого типа, то есть, она состоит из двух шестеренчатых насосов 18а и 18b прямого вытеснения, которые одновременно приводятся в действие двигателем, и это дает разные объемы цилиндра. Более точно, первый насос 18a имеет объем цилиндра больше, чем у второго насоса 18b, то есть, в действии он допускает впрыск топлива со скоростью большей, чем скорость, с которой топливо впрыскивается вторым насосом в действии. Другими словами, первый насос 18a системы нагнетания высокого давления имеет производительность насоса большую, чем у второго насоса 18b.
Насос 12 низкого давления, а так же два насоса 18a и 18b системы 18 нагнетания высокого давления одновременно приводятся в движение валом высокого давления двигателя через AGB.
Согласно изобретению, контур 10 подачи топлива также включает элемент гидравлического переключения, который вставлен между соответствующими выходами 36a и 36b двух насосов 18a и 18b системы нагнетания высокого давления, вместе с элементом электрического управления для управления элементом переключения.
В первом варианте осуществления по фиг.1 и 1A, элемент переключения представлен в виде гидравлического распределителя 38. Под действием элемента электрического управления гидравлический распределитель 38 может принимать два разных положения: первое положение, в котором выходы 36a и 36b двух насосов 18a и 18b сообщаются друг с другом, чтобы объединить их потоки для подачи топлива под высоким давлением к форсункам 24 камеры сгорания и к исполнительным механизмам 30 с изменяемой геометрией (см. фиг.1); и второе положение, в котором выход первого насоса 18a сообщается с топливной возвратной трубкой 40 для сброса всего выходного потока с насоса 18a до линии 20 подачи низкого давления (см. фиг.1A).
Более точно, гидравлический распределитель 38 включает в себя впускное отверстие OA, подсоединенное к выходу 36a первого насоса 18a, выпускное отверстие U1 высокого давления, подсоединенное к выходу 36b второго насоса 18b, и выпускное отверстие U2 низкого давления, подсоединенное к топливной возвратной трубке 40.
Распределитель 38 также имеет золотник 42, линейно перемещаемый внутри цилиндра под действием элемента электрического управления. Положение золотника определяет два описанных выше положения: в первом положении, впускное отверстие OA подсоединено к выпускному отверстию U1 высокого давления таким образом, что выходы 36a и 36b двух насосов сообщаются друг с другом, и выпускное отверстие U2 низкого давления перекрыто (фиг.1); во втором положении, впускное отверстие OA сообщается с выпускным отверстием U2 низкого давления, так чтобы дать возможность топливу быть возвращенным на линию 20 подачи низкого давления через возвратную трубку 40, и выпускное отверстие U1 высокого давления перекрыто (фиг.1A)
Распределитель 38 так же имеет две пилотные камеры, а именно: первая пилотная камера P1 подсоединена к выходу 36b второго насоса 18b; и вторая пилотная камера P2 подсоединена к патрубку 44, который описан ниже, и в котором расположена пружина 46. Кроме того, пилотные камеры P1 и P2 сообщаются друг с другом посредством канала 48, проходящего прямо через золотник 42 и имеющего диафрагму 49, установленную в нем.
Элемент электрического управления для управления распределителем служит для воздействия на прилагаемое давление во второй пилотной камере P2, совместно с давлениями, прилагаемыми в пилотных камерах P1 и P2, которые действуют против друг друга для управления перемещением золотника 42 распределителя.
Для этой цели, элемент электрического управления распределителем содержит электромагнитный клапан 50 (например, электрически управляемый клапан), который расположен на патрубке 44, трубка подсоединена, во-первых, к топливной возвратной трубке 40 и, во-вторых, ко второй пилотной камере P2 распределителя.
Этот электромагнитный клапан 50 является клапаном двухпозиционного типа: когда электрически запитан, электромагнитный клапан открыт, и топливо может течь в патрубок 44 между второй пилотной камерой P2 и топливной возвратной трубкой 40. Тем не менее, когда клапан не запитан электрически, он закрыт, и в патрубке нет потоков топлива. В отличающемся варианте осуществления, электромагнитный клапан может быть клапаном типа, который регулирует расход топлива.
Таким образом, когда электромагнитный клапан 50 не запитан, давление внутри первой камеры P1 эквивалентно высокому давлению PHP на выходе 36b второго насоса 18b. Так как патрубок 44 закрыт, давление, которое имеется во второй камере P2, эквивалентно давлению PHP (эта пилотная камера P2 сообщается с другой пилотной камерой P1 через канал 48) плюс давление, оказываемое пружиной 46. Таким образом, сила во второй камере P2 больше и золотник 42 гидравлического распределителя передвигается в первое положение (как показано на фиг.1, где выходы двух насосов сообщаются друг с другом).
Когда электромагнитный клапан 50 запитан, давление внутри первой камеры P1 остается эквивалентным высокому давлению PHP. Так как патрубок 44 теперь открыт, давление, которое имеется во второй камере P2 эквивалентно давлению PLP, которое имеется на выходе из насоса низкого давления (эта пилотная камера P2 сообщается с линией 20 подачи низкого давления через патрубок 40 и обратную трубку 44), плюс сила, воздействующая пружиной 46. Таким образом, давление в первой камере P1 больше и золотник 42 гидравлического распределителя передвигается во второе положение (как показано на фиг.1A, где поток, впрыснутый первым наосом, возвращен).
Электромагнитный клапан 50 управляется устройством (ECU) управления двигателем, которое доставляет электроэнергию необходимую, чтобы запитать клапан.
Кроме того, возможно представить себе модификации этого первого варианта осуществления. В частности, золотник гидравлического распределителя и электромагнитный клапан могут быть объединены в один компонент.
Со ссылкой на фиг.2 и 2A следует описание контура подачи топлива 10' во втором варианте осуществления изобретения.
Отличие контура 10' от контура первого варианта осуществления, в частности, в том, что гидравлический распределитель 38' имеет впускное отверстие OA, подсоединенное к выходу 36a первого насоса 18a и только одно выпускное отверстие U1, которое подсоединено к выходу второго насоса 18b.
Кроме того, элемент электрического управления для управления гидравлическим распределителем 38' содержит электромагнитный клапан 50', который расположен непосредственно в топливной возвратной трубке 40.
Еще со ссылкой на контур первого варианта осуществления, первая пилотная камера P1 гидравлического распределителя подсоединена к выходу 36b второго насоса 18b, и вторая пилотная камера P2 подсоединена к выходу 36a первого насоса 18a.
Работа гидравлического распределителя, таким образом, изложена ниже. В начале, сила от пружины 46 отрегулирована так, что золотник 42 распределителя имеет такое положение, что впускное отверстие OA сообщается с выпускным отверстием U1 высокого давления так, чтобы выходы двух насосов сообщались друг с другом. После этого, в зависимости от положения электромагнитного клапана 50 работа отличается.
Когда электромагнитный клапан 50' не запитан (клапан закрыт), давление внутри второй камеры P2 гидравлического распределителя эквивалентно высокому давлению на выходе 36a первого насоса плюс сила от пружины 46. Как результат, золотник 42 гидравлического распределителя остается в положении, в котором впускное отверстие OA сообщается с выпускным отверстием U1 высокого давления (как показано на фиг.2).
Когда электромагнитный клапан 50' запитан (клапан открыт), давление внутри первой камеры P1 гидравлического распределителя эквивалентно высокому давлению топлива на выходе 36b второго насоса, в то время как вторая камера P2 подсоединена к патрубку 40 (топливо под низким давлением). Таким образом, золотник гидравлического распределителя перемещается во второе положение, в котором впускное отверстие OA и выпускное отверстие U1 высокого давления перекрыты (как показано на фиг.2A, где поток, впрыснутый первым насосом, возвращен возвратной топливной трубкой 40).
Как и в первом варианте осуществления, электромагнитный клапан 50' управляется посредством ECU, который поставляет необходимую электроэнергию для управления клапаном.
Кроме того, электромагнитный клапан 50' может быть клапаном двухпозиционного типа или он может быть типом регулятора расхода. Если он представляет собой тип регулятора расхода, возвращаемый поток топлива, впрыснутый первым насосом 18a, может таким образом преимущественно регулироваться.
Кроме того, возможно представить себе модификации этого второго варианта осуществления. В частности, электромагнитный клапан может быть установлен на узле между выходом 36a первого насоса 18a и патрубком 44. Таким образом, становится возможным убрать золотник из гидравлического распределителя вместе с функцией, которую он выполняет, совершая регулирование давления электромагнитного клапана (который затем должен иметь вход, подсоединенный к выходу 36a первого насоса, и два выхода: один, подсоединенный к возвратной трубке 40, и другой, подсоединенный к выходу 36b второго насоса). Кроме того, наличие диафрагмы 49 в канале 48, проходящем через золотник 42 гидравлического распределителя, не является существенным в этом варианте осуществления.
В более общем смысле, некоторые варианты применяют в обоих описанных выше вариантах осуществления.
В частности, возвратная топливная трубка 40 может вести к линии 20 подачи низкого давления, либо выше по потоку от теплообменника 12, как показано на фигурах, или между теплообменником 14 и основным топливным фильтром 16, или еще выше по потоку от основного топливного фильтра (выше по потоку от раздела между входами насосов 18a и 18b системы нагнетания высокого давления, или выше по потоку от входа первого насоса 18a).
Кроме того, в преимущественном предоставлении изобретения, которое является общим для обоих вариантов осуществления, обратный клапан 60 установлен на линии топлива, соединяя выпускное отверстие U1 высокого давления гидравлического распределителя 38, 38' с выходом 36b второго насоса 18b. В варианте осуществления по фиг.2, этот обратный клапан 60 должен быть расположен между топливной линией 28 для обеспечения исполнительных механизмов с изменяемой геометрией и выпускным отверстием U1 высокого давления. При таких обстоятельствах, обратный клапан, таким образом, служит для избегания паразитных потоков через возвратную топливную трубку 40 в линии низкого давления пока идет переключение.

Claims (9)

1. Контур (10, 10') подачи топлива для авиационного двигателя, контур содержит систему (18) нагнетания высокого давления для подачи топлива под высоким давлением к форсункам камеры сгорания (24) с линии (20) подачи низкого давления, система нагнетания высокого давления имеет первый и второй шестеренчатые насосы (18a, 18b) прямого вытеснения, которые одновременно приводятся в движение двигателем,
контур подачи топлива отличается тем, что дополнительно содержит:
элемент (38, 38') гидравлического переключения, вставленный между соответствующими выходами (36a, 36b) насосов и содержащий гидравлический распределитель (38, 38'), имеющий впускное отверстие (OA), подсоединенное к выходу (36a) первого насоса, выпускное отверстие (U1) высокого давления, подсоединенное к выходу (36b) второго насоса (18b), и выпускное отверстие (U2) низкого давления, подсоединенное к линии (20) подачи низкого давления посредством возвратной топливной трубки (40), впускное отверстие имеет возможность подсоединения в одном положении к выпускному отверстию высокого давления и в другом положении к выпускному отверстию низкого давления в зависимости от управляемого положения золотника гидравлического распределителя, чтобы объединять выходные потоки из двух насосов или чтобы сбрасывать часть или весь выходной поток из первого насоса до линии подачи низкого давления; и
элемент (50, 50') электрического управления для управления элементом гидравлического переключения, чтобы заставить его переходить из одного положения в другое.
2. Контур по п.1, отличающийся тем, что элемент электрического управления содержит электромагнитный клапан (50), установленный на топливном патрубке (44), который соединен, во-первых, с возвратной трубкой (40) и, во-вторых, с одной из пилотных камер (P2) гидравлического распределителя.
3. Контур по п.2, отличающийся тем, что другая пилотная камера (P1) гидравлического распределителя соединена с выходом (36b) второго насоса (18b), пилотные камеры (P1, P2) гидравлического распределителя сообщаются друг с другом через диафрагму (49).
4. Контур по п.1, отличающийся тем, что электрический элемент для управления элементом переключения содержит электромагнитный клапан (50'), установленный на топливной возвратной трубке (40).
5. Контур по п.4, отличающийся тем, что электромагнитный клапан (50') является клапаном двухпозиционного типа.
6. Контур по п.4, отличающийся тем, что электромагнитный клапан (50') представляет собой тип регулятора расхода.
7. Контур по п.1, отличающийся тем, что обратный клапан (60) установлен между выпускным отверстием (U1) высокого давления гидравлического распределителя (38, 38') и выходом (36b) второго насоса (18b).
8. Контур по п.1, отличающийся тем, что первый насос (18a) имеет производительность насоса большую, чем второй насос (18b).
9. Авиационный двигатель включает в себя контур (10, 10') подачи топлива по п.1.
RU2012118663/06A 2009-10-06 2010-09-30 Контур подачи топлива для авиационного двигателя RU2531840C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0956950 2009-10-06
FR0956950A FR2950863B1 (fr) 2009-10-06 2009-10-06 Circuit d'alimentation en carburant d'un moteur d'aeronef
PCT/FR2010/052063 WO2011042641A1 (fr) 2009-10-06 2010-09-30 Circuit d'alimentation en carburant d'un moteur d'aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012118663A RU2012118663A (ru) 2013-11-20
RU2531840C2 true RU2531840C2 (ru) 2014-10-27

Family

ID=42226595

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012118663/06A RU2531840C2 (ru) 2009-10-06 2010-09-30 Контур подачи топлива для авиационного двигателя

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9500135B2 (ru)
EP (1) EP2486262B1 (ru)
JP (1) JP5539525B2 (ru)
CN (1) CN102575587B (ru)
BR (1) BR112012008031B1 (ru)
CA (1) CA2775829C (ru)
FR (1) FR2950863B1 (ru)
RU (1) RU2531840C2 (ru)
WO (1) WO2011042641A1 (ru)

Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8793971B2 (en) * 2010-05-25 2014-08-05 Hamilton Sundstrand Corporation Fuel pumping system for a gas turbine engine
FR2970303B1 (fr) 2011-01-06 2014-06-13 Snecma Circuit de carburant de turbomachine aeronautique a vanne de regulation de pression de carburant
US8408233B2 (en) * 2011-03-18 2013-04-02 Hamilton Sundstrand Corporation Flow control system and method for controlling two positive displacement pumps
US8893466B2 (en) 2011-03-18 2014-11-25 Hamilton Sundstrand Corporation Dual pump fuel flow system for a gas turbine engine and method of controlling
FR2974818B1 (fr) 2011-05-05 2013-05-24 Alchimer Procede de depot de couches metalliques a base de nickel ou de cobalt sur un substrat solide semi-conducteur ; kit pour la mise en oeuvre de ce procede
US8944793B2 (en) * 2012-06-05 2015-02-03 Hamilton Sundstrand Corporation Flow and pressure ripple reduction with advance dual gear and bearing face cut
US8951021B2 (en) * 2013-01-18 2015-02-10 General Electric Company Dual pump/dual bypass fuel pumping system
FR3009280B1 (fr) * 2013-08-02 2017-05-26 Snecma Circuit carburant d'un moteur d'aeronef a vanne de retour de carburant commandee par un differentiel de pression d'une pompe basse pression du systeme carburant
GB2532388B (en) * 2013-08-02 2020-06-17 Snecma Fuel circuit of an aircraft engine with a fuel recirculating valve controlled by a pressure differential of a low-pressure pump of the fuel system
FR3028245B1 (fr) * 2014-11-06 2019-05-24 Airbus Operations Circuit d'alimentation en carburant d'un aeronef
US20170051682A1 (en) * 2015-08-20 2017-02-23 General Electric Company System and method for abatement of dynamic property changes with proactive diagnostics and conditioning
GB201518619D0 (en) * 2015-10-21 2015-12-02 Rolls Royce Controls & Data Services Ltd Gear Pump
US10100747B2 (en) * 2015-11-18 2018-10-16 General Electric Company Fuel supply system for use in a gas turbine engine and method of controlling an overspeed event therein
CN106762184B (zh) * 2015-11-24 2019-10-18 西安航空动力控制科技有限公司 一种用于主备份转换的泵控制装置
US10428816B2 (en) * 2016-10-24 2019-10-01 Hamilton Sundstrand Corporation Variable speed multi-stage pump
FR3062421B1 (fr) * 2017-01-30 2021-04-16 Safran Aircraft Engines Dispositif d'entrainement d'une pompe a carburant pour turbomachine
EP3399174B1 (en) * 2017-05-04 2020-11-04 Volvo Car Corporation Fuel system for a vehicle, a vehicle comprising such a fuel system and a method for supplying fuel to a combustion engine
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
JP6892017B2 (ja) * 2018-08-31 2021-06-18 株式会社Ihi 流体供給システム
CN109250062B (zh) * 2018-11-14 2024-03-15 北京空天高科技有限公司 一种平流层飞艇姿态调整装置
US11060461B2 (en) * 2018-12-13 2021-07-13 Hamilton Sundstrand Corporation Fuel systems having reduced bypass flow
US11603802B2 (en) 2019-08-27 2023-03-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Methods and systems for starting a gas turbine engine
US20220403785A1 (en) * 2019-08-30 2022-12-22 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Gas turbine engine
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
CN114033590B (zh) * 2021-11-05 2023-08-04 中国航发西安动力控制科技有限公司 一种用于组合泵供油切换的开环调节控制装置
US11725585B2 (en) * 2021-11-30 2023-08-15 Hamilton Sundstrand Corporation (HSC) Fuel delivery pump selection
US20230383736A1 (en) * 2022-05-26 2023-11-30 Hamilton Sundstrand Corporation Dual pump fuel systems
US11976599B1 (en) * 2022-12-20 2024-05-07 Hamilton Sundstrand Corporation Pumps with backup capability

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5463863A (en) * 1983-10-06 1995-11-07 Rolls-Royce Plc Fuel control system
FR2764336A1 (fr) * 1997-06-05 1998-12-11 Hydraulique Chateaudun L Dispositif d'alimentation en carburant d'un moteur rotatif a combustion
EP1557546A1 (en) * 2004-01-21 2005-07-27 Goodrich Control Systems Ltd Fuel supply system
EP1715161A2 (en) * 2005-04-22 2006-10-25 Goodrich Control Systems Limited Fuel system
WO2007044020A2 (en) * 2004-11-19 2007-04-19 Goodrich Pump & Engine Control Systems, Inc. Two-stage fuel delivery for gas turbines
RU2364738C1 (ru) * 2008-01-21 2009-08-20 Открытое акционерное общество "Омское машиностроительное конструкторское бюро" Система топливопитания газотурбинного двигателя
RU2368794C1 (ru) * 2008-03-26 2009-09-27 Открытое акционерное общество "Омское машиностроительное конструкторское бюро" Система топливоподачи газотурбинного двигателя

Family Cites Families (16)

* 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
US5245819A (en) * 1990-07-09 1993-09-21 General Electric Company Gas turbine engine fuel and hydraulic fluid pumping system
US6385960B1 (en) * 1999-10-14 2002-05-14 General Electric Company Methods and apparatus for operation of gas turbines
GB0023727D0 (en) * 2000-09-27 2000-11-08 Lucas Industries Ltd Control system
US6651441B2 (en) * 2002-01-22 2003-11-25 Hamilton Sundstrand Fluid flow system for a gas turbine engine
US6810674B2 (en) * 2002-07-18 2004-11-02 Argo-Tech Corporation Fuel delivery system
US7185485B2 (en) * 2003-05-29 2007-03-06 Honeywell International Inc. Method and system for failure accommodation of gas generator fuel metering system
US7624564B2 (en) * 2004-07-23 2009-12-01 Power Systems Mfg., Llc Apparatus and method for providing an off-gas to a combustion system
US7845177B2 (en) * 2004-09-16 2010-12-07 Hamilton Sundstrand Corporation Metering demand fuel system
US7401461B2 (en) * 2005-05-27 2008-07-22 Honeywell International Inc. Reduced-weight fuel system for gas turbine engine, gas turbine engine having a reduced-weight fuel system, and method of providing fuel to a gas turbine engine using a reduced-weight fuel system
GB0700511D0 (en) * 2007-01-11 2007-02-21 Goodrich Control Sys Ltd Fuel System
EP1959143B1 (en) * 2007-02-13 2010-10-20 Yamada Manufacturing Co., Ltd. Oil pump pressure control device
GB0705850D0 (en) * 2007-03-27 2007-05-02 Goodrich Control Sys Ltd Fuel system
US8172551B2 (en) * 2009-03-25 2012-05-08 Woodward, Inc. Variable actuation pressure system for independent pressure control
US8793971B2 (en) * 2010-05-25 2014-08-05 Hamilton Sundstrand Corporation Fuel pumping system for a gas turbine engine
US8991152B2 (en) * 2011-01-24 2015-03-31 Hamilton Sundstrand Corporation Aircraft engine fuel system

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5463863A (en) * 1983-10-06 1995-11-07 Rolls-Royce Plc Fuel control system
FR2764336A1 (fr) * 1997-06-05 1998-12-11 Hydraulique Chateaudun L Dispositif d'alimentation en carburant d'un moteur rotatif a combustion
EP1557546A1 (en) * 2004-01-21 2005-07-27 Goodrich Control Systems 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
EP1715161A2 (en) * 2005-04-22 2006-10-25 Goodrich Control Systems Limited Fuel system
RU2364738C1 (ru) * 2008-01-21 2009-08-20 Открытое акционерное общество "Омское машиностроительное конструкторское бюро" Система топливопитания газотурбинного двигателя
RU2368794C1 (ru) * 2008-03-26 2009-09-27 Открытое акционерное общество "Омское машиностроительное конструкторское бюро" Система топливоподачи газотурбинного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
CN102575587B (zh) 2015-07-29
CA2775829C (fr) 2017-02-28
EP2486262A1 (fr) 2012-08-15
BR112012008031B1 (pt) 2020-09-01
JP2013506794A (ja) 2013-02-28
US20120260658A1 (en) 2012-10-18
EP2486262B1 (fr) 2013-06-26
RU2012118663A (ru) 2013-11-20
WO2011042641A1 (fr) 2011-04-14
CN102575587A (zh) 2012-07-11
CA2775829A1 (fr) 2011-04-14
FR2950863B1 (fr) 2012-03-02
BR112012008031A2 (pt) 2016-03-01
US9500135B2 (en) 2016-11-22
FR2950863A1 (fr) 2011-04-08
JP5539525B2 (ja) 2014-07-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2531840C2 (ru) Контур подачи топлива для авиационного двигателя
RU2532081C2 (ru) Контур подачи топлива для авиационного двигателя
US9617923B2 (en) Engine fuel control system
CA2740743C (en) Fuel delivery and control system including a variable displacement actuation pump supplementing a fixed displacement main pump
US8196385B2 (en) Turbomachine control system
US7966995B2 (en) Dual level pressurization control based on fuel flow to one or more gas turbine engine secondary fuel loads
CA2740619C (en) Fuel delivery and control system including a positive displacement actuation pump with a variable pressure regulator supplementing a fixed displacement main fuel pump
US8127548B2 (en) Hybrid electrical/mechanical turbine engine fuel supply system
US20170306856A1 (en) Engine fuel control system
US7201128B2 (en) Fuel supply system for internal combustion engine with direct fuel injection
US6675570B2 (en) Low-cost general aviation fuel control system
US8869509B2 (en) Accessory flow recovery system and method for thermal efficient pump and control system
JP2016503861A (ja) 複式ポンプ／複式バイパス燃料ポンプシステム
CN107074374B (zh) 用于流体分配系统的泵权限切换装置
KR20070012393A (ko) 연료 시스템 열 이득을 가지는 엔진 오버－트러스트 보호에사용되는 ２가지－배기량 설정의 가변 배기량 펌프
JP3910057B2 (ja) 燃料計量ユニットによって制御される２レベル加圧バルブ
RU2324065C2 (ru) Система регулирования подачи топлива в газотурбинный двигатель
GB2450973A (en) Steam power cycle control
RU2413856C1 (ru) Система топливоподачи газотурбинного двигателя

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner