RU2532081C2 - Контур подачи топлива для авиационного двигателя - Google Patents

Контур подачи топлива для авиационного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2532081C2
RU2532081C2 RU2012118384/06A RU2012118384A RU2532081C2 RU 2532081 C2 RU2532081 C2 RU 2532081C2 RU 2012118384/06 A RU2012118384/06 A RU 2012118384/06A RU 2012118384 A RU2012118384 A RU 2012118384A RU 2532081 C2 RU2532081 C2 RU 2532081C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
outlet
high pressure
fuel
pump system
low pressure
Prior art date
Application number
RU2012118384/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012118384A (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

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
    • F02C9/48—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

Изобретение относится к контуру подачи топлива для авиационного двигателя, причем контур содержит насосную систему высокого давления, содержащую первый и второй насосы прямого вытеснения, гидравлический привод и блок дозирования топлива. В зависимости от положения плунжера привода впускное отверстие привода может быть соединено с выпускным отверстием высокого давления, соединенным с выходным отверстием второго насоса, или выпускным отверстием низкого давления, соединенным с линией подачи низкого давления. Блок дозирования топлива снабжен сквозными секциями, при этом одна из этих сквозных секций соединена с выходным отверстием насосной системы высокого давления и другая сквозная секция соединена с выходным отверстием насосной системы высокого давления и ведет к пусковой камере высокого давления гидравлического привода. Технический результат изобретения - повышение надежности дозирования топлива. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.
.

Description

Область техники
Изобретение относится к контуру подачи топлива для авиационного двигателя и, точнее, к контуру, подающему топливо для питания форсунок камеры сгорания двигателя и также для использования гидравлической текучей средой для управления приводами элементов двигателя с изменяемой геометрией.
Предшествующий уровень техники
Обычно контур подачи топлива для авиационного двигателя содержит насосную систему, состоящую из насоса низкого давления, соединенного с насосом высокого давления. Насос высокого давления обычно представлен в виде шестеренчатого насоса прямого вытеснения с постоянным рабочим объемом цилиндра, приводимого в действие двигателем посредством промежуточного редуктора (ПР). Функция насоса состоит в подаче топлива под высоким давлением к форсункам камеры сгорания и на приводы элементов двигателя с изменяемой геометрией.
Однако расход подачи топлива не согласован с реальными потребностями двигателя для всех его рабочих режимов, и он превосходит эти потребности в широком диапазоне скоростей вращения двигателя. Поток топлива, не расходуемый топливным контуром при таких скоростях вращения двигателя, таким образом, возвращается выше по потоку от насоса высокого давления. Этот возврат приводит к повышению температуры топлива и отбирает механическую энергию насоса, что не способствует тяге двигателя.
Известно, что для решения этой проблемы прибегают к помощи двухступенчатых насосов высокого давления, т.е. насосов, содержащих две ступени шестерней, одновременно приводимых в действие двигателем и обладающих разным рабочим объемом цилиндра. Посредством такого типа конструкции насос высокого давления предпочтительно функционирует с использованием одной ступени, когда рабочий режим двигателя не требует большого рабочего объема цилиндра. В таких условиях поток от другого насоса возвращается полностью, сохраняя нагрузку низкого давления, таким образом, уменьшая количество механической энергии, израсходованной на этой ступени. Для рабочих режимов двигателя, требующих большего рабочего объема цилиндра, приводится в действие второй насос.
Патентный документ US 7234293 раскрывает пример двухступенчатого насоса высокого давления. В частности этот документ описывает систему переключения между одно- и двухступенчатой конфигурациями на основе модификации регулирующего клапана, содержащего две возвратные секции (одна для каждой ступени насоса высокого давления).
К сожалению, такой тип переключения приводит к увеличению нарушений дозированного расхода топлива, при этом нарушения особенно нежелательны в отношении точности дозирования топлива.
Краткое изложение существа изобретения
Основная задача настоящего изобретения состоит, таким образом, в уменьшении таких недостатков, предлагая систему переключения для двухступенчатого насоса высокого давления, позволяющую переключаться между одно- и двухступенчатой конфигурациями, не затрагивая точность дозированного расхода.
Эта задача достигнута контуром подачи топлива для авиационного двигателя, причем контур содержит насосную систему низкого давления, соединенную с насосной системой высокого давления посредством линии подачи низкого давления, при этом насосная система высокого давления содержит первый и второй насосы прямого вытеснения, одновременно приводимые в действие двигателем для подачи топлива под высоким давлением к форсункам камеры сгорания и на приводы для приведения в действие элементов двигателя с изменяемой геометрией, при этом контур подачи топлива отличается тем, что дополнительно содержит:
гидравлический привод, содержащий впускное отверстие, соединенное с выходным отверстием первого насоса, выпускное отверстие высокого давления, соединенное с выходным отверстием второго насоса, и выпускное отверстие низкого давления, соединенное с линией подачи топлива низкого давления посредством трубопровода 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 привода; и
блок дозирования топлива, содержащий плунжер, выполненный с возможностью скольжения в цилиндре и перемещения трех несущих поверхностей, разделяющих внутренний объем цилиндра на две камеры управления, расположенные на концах цилиндра и соединенные с сервоклапаном, и две сквозные секции, расположенные между несущими поверхностями, причем одна из сквозных секций соединена с выходным отверстием насосной системы высокого давления и ведет к форсункам камеры сгорания, при этом другая сквозная секция соединена с выходным отверстием насосной системы высокого давления и ведет к пусковой камере высокого давления гидравлического привода, при этом привод также содержит пусковую камеру низкого давления, соединенную с трубопроводом возврата топлива, при этом давления, приложенные в пусковых камерах гидравлического привода, противоположны друг другу для управления перемещением плунжера привода.
Управление давлением в пусковых камерах гидравлического привода позволяет переключать насосную систему высокого давления между конфигурацией с одним насосом и конфигурацией с двумя насосами. Точнее положение плунжера гидравлического привода определяет, находится ли насосная система высокого давления в конфигурации с одним или двумя насосами. Кроме того, такое переключение не требует никакой модификации регулирующего клапана. В результате при переключении точность дозирования топлива изменяется лишь немного. Стабильность расхода топлива таким образом улучшена.
С помощью такого контура насосная система высокого давления вынуждена переходить в двухнасосную конфигурацию, когда скорость вращения турбореактивного двигателя низкая (в соответствии с несущими режимами повторного запуска и авторотации), и также когда высока скорость подачи топлива (в соответствии с рабочими режимами отрыва от земли и набора высоты). Конфигурация с одним насосом применяется для других рабочих режимов двигателя, в частности, для режима холостого хода или крейсерского хода.
Предпочтительно, пусковая камера высокого давления гидравлического привода сообщается с промежуточной пусковой камерой, соединенной с контуром подачи топлива выше по потоку относительно насосной системы низкого давления, и содержит расположенную в ней пружину.
Также предпочтительно, контур подачи топлива дополнительно включает в себя линию возврата топлива, соединяющую выходное отверстие насосной системы высокого давления с линией подачи низкого давления, и регулирующий клапан, размещенный на линии возврата топлива.
Также предпочтительно, запорный клапан расположен между выпускным отверстием высокого давления гидроусилителя и выходным отверстием второго насоса.
Изобретение также предусматривает авиационный двигатель, включающий в себя контур подачи топлива, как определено выше.
Краткое описание чертежей
В дальнейшем изобретение поясняется описанием предпочтительных вариантов воплощения изобретения со ссылками на сопроводительный чертеж, на котором:
Фиг. 1 изображает схему контура подачи топлива для авиационного двигателя, согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения.
Описание предпочтительных вариантов осуществления изобретения
Контур подачи топлива в соответствии с изобретением описан ниже в контексте заявки на газотурбинный двигатель самолета. Однако область заявки на изобретение распространяется на газотурбинные двигатели для других воздушных летательных аппаратов, и в частности для вертолетов, и на авиационные двигатели, отличные от газотурбинных.
Контур 10 подачи топлива содержит насосную систему 12 низкого давления, топливомасляный теплообменник 14, основной топливный фильтр 16 и насосную систему 18 высокого давления.
Насосная система 12 низкого давления соединена со стороны выше по потоку с топливными баками самолета (не изображены) и со стороны ниже по потоку с насосной системой 18 высокого давления посредством линии 20 подачи низкого давления.
У выходного отверстия насосной системы 18 высокого давления контур 10 подачи топлива разделяется на множество раздельных топливопроводов, а именно: топливопровод 22 для подачи топлива к форсункам 24 камеры сгорания; другой топливопровод 26 для питания приводов 28 для приведения в действие элементов двигателя с изменяемой геометрией; и линию 30 возврата топлива, снабженную регулирующим клапаном 32, для возврата неиспользованного потока топлива в линию 20 подачи низкого давления выше по потоку относительно теплообменника 14.
В известном способе топливопровод 22 для подачи топлива к форсункам 24 камеры сгорания также включает в себя блок 100 дозирования топлива (описанный подробно ниже), управляемый сервоклапаном 34, и клапан 36 поддержания давления, аналогично управляемый сервоклапаном 38 для функций выключения.
Насосная система 18 высокого давления этого контура имеет двухступенчатый тип, т.е. она состоит из двух шестеренчатых насосов 18a и 18b прямого вытеснения, одновременно приводимых в действие двигателем, и это обеспечивает различные рабочие объемы цилиндров. Точнее, первый насос 18a имеет рабочий объем цилиндра больше, чем у второго насоса 18b, т.е. при функционировании он способен к впрыску топлива в количестве, большем, чем при впрыскивании топлива при функционировании второго насоса. Другими словами, первый насос 18a насосной системы высокого давления обладает большей производительностью, чем второй насос 18b.
Насосная система 12 низкого давления и два насоса 18a и 18b насосной системы 18 высокого давления одновременно приводятся в действие валом высокого давления двигателя посредством ПР.
В соответствии с изобретением контур 10 подачи топлива также содержит гидравлический привод 200, расположенный между соответствующими выходными отверстиями 40a и 40b двух насосов 18a и 18b насосной системы высокого давления, и выполнен с возможностью расположения в двух различных положениях: первое положение, при котором выходные отверстия 40a и 40b двух насосов находятся в соединении друг с другом для объединения их потоков для подачи топлива под высоким давлением к форсункам 24 камеры сгорания и приводом 28 изменяемой геометрии; и второе положение, в котором выходное отверстие 40a первого насоса 18a сообщается с трубопроводом 42 возврата топлива для выпуска всего выходящего потока из первого насоса в линию 20 подачи низкого давления.
Точнее, гидравлический привод 200 содержит плунжер 202, выполненный с возможностью перемещения в линейном направлении внутри цилиндра. Привод 200 также содержит впускное отверстие ОА, соединенное с выходным отверстием 40a первого насоса 18a, выпускное отверстие U1 высокого давления, соединенное с выходным отверстием 40b второго насоса 18b, и выпускное отверстие U2 низкого давления, соединенное с линией 20 подачи низкого давления посредством трубопровода 42 возврата топлива, при этом впускное отверстие ОА выполнено с возможностью соединения с выпускным отверстием U1 высокого давления или с выпускным отверстием U2 низкого давления в зависимости от положения плунжера 202 привода.
Таким образом, положение плунжера 202 гидравлического привода определяет два вышеописанных положения: в первом положении впускное отверстие ОА соединено с выпускным отверстием U1 высокого давления так, чтобы выходные отверстия 40a и 40b двух насосов находились в соединении друг с другом, в то время как выпускное отверстие U2 низкого давления скрыто; во втором положении впускное отверстие ОА сообщается с выпускным отверстием U2 низкого давления для возможности возврата топлива в линию 20 подачи низкого давления посредством возвратного трубопровода 42, в то время как выпускное отверстие U1 высокого давления скрыто.
Гидравлический привод также содержит три камеры управления, а именно: пусковую камеру Р1 высокого давления, соединенную с блоком 100 дозирования топлива; пусковую камеру Р2 низкого давления, соединенную с трубопроводом 42 возврата топлива посредством трубопровода 44 ответвления; и промежуточную пусковую камеру P3, соединенную с контуром подачи топлива выше по потоку относительно насосной системы 12 низкого давления посредством топливопровода 46. Кроме того, пусковые камеры Р1 и P3 сообщаются друг с другом посредством канала 204, образованного в плунжере 202 привода. Кроме того, в промежуточной пусковой камере P3 размещена пружина 206.
Изменение давления внутри этих трех пусковых камер Р1, Р2, P3 привода делает возможным управление перемещением плунжера 202 в цилиндре для размещения плунжера в двух вышеописанных положениях. В частности, блок 100 дозирования топлива, соединенный с пусковой камерой Р1 высокого давления привода, дает возможность изменять давление в этой камере.
Для этой цели блок 100 дозирования топлива содержит плунжер 102, выполненный с возможностью скольжения в цилиндре и перемещения трех несущих поверхностей 104, 106, и 108. Несущие поверхности разделяют внутренний объем цилиндра на две камеры 110 и 112 управления, расположенные на концах цилиндра, и на сквозные секции 114 и 116, расположенные между несущими поверхностями. Камеры 110 и 112 управления соединены с сервоклапаном 34 линиями управления.
Сквозная секция 114, образованная между несущими поверхностями 104 и 106, соединена с выходным отверстием насосной системы 18 высокого давления и ведет через выпускное отверстие 118 к форсункам 24 камеры сгорания. Степень закрытия выпускного отверстия 118 несущей поверхностью 104 определяет дозированный напор топлива. Другая сквозная секция 116 также соединена с выходным отверстием насосной системы 18 высокого давления и ведет через выходное отверстие 120 к пусковой камере Р1 высокого давления гидравлического привода 200.
Насосная система высокого давления переключается между одно- и двухнасосными конфигурациями следующим образом.
При низкоскоростных рабочих режимах двигателя, при которых необходима двухнасосная конфигурация, сервоклапан 34 воздействует на давления в камерах 110 и 112 управления блока 100 дозирования топлива так, чтобы его выпускное отверстие 120 было полностью скрыто. Давление в пусковой камере Р1 высокого давления гидравлического привода 200 таким образом близко к давлению PFC линии контура подачи топлива выше по потоку относительно насосной системы 12 низкого давления (так как она соединена с ним через промежуточную пусковую камеру P3 и линию 46 подачи топлива).
В пусковой камере Р2 низкого давления привода, соединенной с трубопроводом 42 возврата топлива, давление PLP, существующее в ней, соответствует давлению на выходе из насосной системы 12 низкого давления. Кроме того, пружина 206, размещенная в промежуточной пусковой камере P3 гидравлического привода, имеет такой размер, чтобы противодействовать усилию давления PLP топлива в пусковой камере P2.
Таким образом, при воздействии таких разных давлений, плунжер 202 привода 200 перемещается в первое положение, в котором выходные отверстия 40a и 40b двух насосов 18a и 18b насосной системы высокого давления находятся в соединении друг с другом для объединения их потоков.
При промежуточных рабочих режимах двигателя, для которых предпочтительна конфигурация только с одним насосом (переключение на нижний уровень), сервоклапан 34 воздействует на давления в управляющих камерах 110 и 112 блока 100 дозирования топлива так, чтобы его выпускное отверстие 120 было полностью скрыто. Давление в пусковой камере Р1 высокого давления привода 200 таким образом все еще близко давлению PFC.
Кроме того, давление на выходе насосной системы 12 низкого давления увеличивается (относительно низкоскоростных рабочих режимов) так, чтобы давление PLP, существующее внутри пусковой камеры Р2 низкого давления, противодействовало усилию, приложенному к пружине 206, размещенной в промежуточной пусковой камере P3.
Таким образом, под воздействием этих разных давлений, плунжер 202 привода 200 перемещается во второе положение, в котором выходящий поток из первого насоса 18a выпускается в линию 20 подачи низкого давления.
Для рабочих режимов с высоким расходом, при которых необходима конфигурация с двумя насосами (переключение вверх), сервоклапан 34 воздействует на давления в камерах 110 и 112 управления блока 100 дозирования топлива так, чтобы его выпускное отверстие 120 было открыто и давление, существующее в пусковой камере Р1 высокого давления гидравлического привода, соответствовало высокому давлению PHP на выходном отверстии второго насоса 18b.
Это высокое давление PHP выше давления PLF, существующего в пусковой камере Р2 низкого давления привода, при этом камера все еще находится в соединении с линией 20 подачи низкого давления.
Таким образом, под воздействием этих разных давлений плунжер 202 привода 200 перемещается в первое положение, в котором выходные отверстия 40a и 40b двух насосов 18a и 18b насосной системы высокого давления находятся в соединении друг с другом для объединения их потоков.
Согласно преимущественному отличию изобретения, запорный клапан 50 размещен на топливопроводе, соединяющем выпускное отверстие U1 высокого давления гидравлического привода 200 с выходным отверстием 40b второго насоса 18b. Этот запорный клапан служит для предотвращения сброса напора привода при переключении.
Необходимо отметить, что трубопровод 42 возврата топлива может вести к линии 20 подачи низкого давления, или выше по потоку относительно теплообменника 14, или между теплообменником 14 и основным топливным фильтром 16, или действительно ниже по потоку относительно основного топливного фильтра (выше по потоку относительно разделения между впускными отверстиями двух насосов 18a и 18b насосной системы высокого давления, или выше по потоку относительно впускного отверстия первого насоса 18a, как изображено на чертеже).
Необходимо также отметить, что гидравлический привод может не содержать промежуточную камеру, соединенную с топливным контуром выше по потоку относительно насосной системы низкого давления как описано выше. Тогда в этом варианте (не изображено) пружина размещена в пусковой камере Р1 высокого давления.
Необходимо также отметить, что насосы прямого вытеснения насосной системы высокого давления не обязательно являются шестеренчатыми насосами, а могут быть насосами лопастного типа.

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 RU2012118384A (ru) 2013-11-20
RU2532081C2 true 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 (24)

* 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
EP3044443B1 (en) * 2013-09-10 2018-08-08 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

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0145636A1 (en) * 1983-12-02 1985-06-19 United Technologies Corporation Fuel supply system comprising a centrifugal main fuel pump
RU2228455C2 (ru) * 2002-08-15 2004-05-10 ОАО "Омское машиностроительное конструкторское бюро" Система топливопитания и регулирования газотурбинного двигателя
US7234293B2 (en) * 2004-01-21 2007-06-26 Goodrich Control Systems Limited Fuel supply system
RU2317431C1 (ru) * 2006-05-10 2008-02-20 Открытое акционерное общество "СТАР" 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 (12)

* 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
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
FR2846711B1 (fr) * 2002-10-30 2006-09-22 Hispano Suiza Sa Dispositif de dosage de carburant a soupape de regulation compensee, dans une turbomachine
EP1819914A2 (en) * 2004-11-19 2007-08-22 Goodrich Pump & Engine Control Systems, Inc. Two-stage fuel pump for gas turbines
GB0508126D0 (en) * 2005-04-22 2005-06-01 Goodrich Control Sys Ltd Fuel system
US8256222B2 (en) * 2008-02-11 2012-09-04 Honeywell International Inc. Direct metering fuel control with integral electrical metering pump and actuator servo pump
US8793971B2 (en) * 2010-05-25 2014-08-05 Hamilton Sundstrand Corporation Fuel pumping system for a gas turbine engine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0145636A1 (en) * 1983-12-02 1985-06-19 United Technologies Corporation Fuel supply system comprising a centrifugal main fuel pump
RU2228455C2 (ru) * 2002-08-15 2004-05-10 ОАО "Омское машиностроительное конструкторское бюро" Система топливопитания и регулирования газотурбинного двигателя
US7234293B2 (en) * 2004-01-21 2007-06-26 Goodrich Control Systems Limited Fuel supply system
RU2317431C1 (ru) * 2006-05-10 2008-02-20 Открытое акционерное общество "СТАР" 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
FR2950864A1 (fr) 2011-04-08
CA2776314C (fr) 2017-11-21
BR112012008011A2 (pt) 2016-04-05
US9222418B2 (en) 2015-12-29
CN102575586A (zh) 2012-07-11
CA2776314A1 (fr) 2011-04-14
CN102575586B (zh) 2014-11-19
RU2012118384A (ru) 2013-11-20
BR112012008011B1 (pt) 2020-07-14
EP2486261A1 (fr) 2012-08-15
WO2011042642A1 (fr) 2011-04-14
EP2486261B1 (fr) 2013-06-05
JP2013506795A (ja) 2013-02-28
JP5666604B2 (ja) 2015-02-12
FR2950864B1 (fr) 2011-11-25
US20120266600A1 (en) 2012-10-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2532081C2 (ru) Контур подачи топлива для авиационного двигателя
RU2531840C2 (ru) Контур подачи топлива для авиационного двигателя
EP2390484B1 (en) Fuel pumping system for a gas turbine engine
EP2891781B1 (en) Engine fuel control system
EP3236050A1 (en) Engine fuel control system
US9140191B2 (en) System for controlling two positive displacement pumps
JP2003184681A (ja) 内燃機関に用いられる燃料噴射装置
US6619025B2 (en) Ecology valve and system in an aircraft engine fuel system
US20110023982A1 (en) Fuel System
CN102220926A (zh) 当重启动带有停止-启动系统的内燃发动机时快速累积压力的燃料喷射系统
EP2235351B1 (en) Fuel-pumping system and fuel-injection system comprising a fuel-pumping system
WO2008030491A2 (en) Two stage pressure regulation system for variable displacement hydraulic pumps
EP3919734A1 (en) Fuel injection system for aircraft engine
RU2278291C2 (ru) Система впрыска топлива в турбомашине
RU2324065C2 (ru) Система регулирования подачи топлива в газотурбинный двигатель
RU2228455C2 (ru) Система топливопитания и регулирования газотурбинного двигателя
US10865728B2 (en) Method of using backflow from common-rail fuel injector
US9416732B2 (en) Engine manifold drain system
RU2256810C1 (ru) Система суфлирования масляной опоры ротора газотурбинного двигателя
RU2413856C1 (ru) Система топливоподачи газотурбинного двигателя
RU2289713C2 (ru) Система управления створками реактивного сопла газотурбинного двигателя
RU2374144C2 (ru) Система подачи топлива в двигатель летательного аппарата
RU2158696C1 (ru) Насосно-аккумуляторный гидропривод
JP2003232223A (ja) 可変容量タービンのアクチュエータ駆動装置

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner