RU2627883C2 - Системы подачи топлива летательного аппарата - Google Patents

Системы подачи топлива летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2627883C2
RU2627883C2 RU2014146203A RU2014146203A RU2627883C2 RU 2627883 C2 RU2627883 C2 RU 2627883C2 RU 2014146203 A RU2014146203 A RU 2014146203A RU 2014146203 A RU2014146203 A RU 2014146203A RU 2627883 C2 RU2627883 C2 RU 2627883C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuel
pump
pressure
downstream
power plant
Prior art date
Application number
RU2014146203A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014146203A (ru
Inventor
Джон Генри ВУД
Original Assignee
Итон Лимитед
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 Итон Лимитед filed Critical Итон Лимитед
Publication of RU2014146203A publication Critical patent/RU2014146203A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2627883C2 publication Critical patent/RU2627883C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02M—SUPPLYING COMBUSTION ENGINES IN GENERAL WITH COMBUSTIBLE MIXTURES OR CONSTITUENTS THEREOF
    • F02M37/00—Apparatus or systems for feeding liquid fuel from storage containers to carburettors or fuel-injection apparatus; Arrangements for purifying liquid fuel specially adapted for, or arranged on, internal-combustion engines
    • F02M37/20—Apparatus or systems for feeding liquid fuel from storage containers to carburettors or fuel-injection apparatus; Arrangements for purifying liquid fuel specially adapted for, or arranged on, internal-combustion engines characterised by means for preventing vapour lock
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • B64D37/02—Tanks
    • B64D37/14—Filling or emptying
    • B64D37/20—Emptying systems
    • B64D37/22—Emptying systems facilitating emptying in any position of tank
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • B64D37/32—Safety measures not otherwise provided for, e.g. preventing explosive conditions
    • 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
    • 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
    • F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02M—SUPPLYING COMBUSTION ENGINES IN GENERAL WITH COMBUSTIBLE MIXTURES OR CONSTITUENTS THEREOF
    • F02M37/00—Apparatus or systems for feeding liquid fuel from storage containers to carburettors or fuel-injection apparatus; Arrangements for purifying liquid fuel specially adapted for, or arranged on, internal-combustion engines
    • F02M37/04—Feeding by means of driven pumps
    • F02M37/18—Feeding by means of driven pumps characterised by provision of main and auxiliary pumps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C37/00—Convertible aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/04—Aircraft characterised by the type or position of power plants of piston type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02M—SUPPLYING COMBUSTION ENGINES IN GENERAL WITH COMBUSTIBLE MIXTURES OR CONSTITUENTS THEREOF
    • F02M37/00—Apparatus or systems for feeding liquid fuel from storage containers to carburettors or fuel-injection apparatus; Arrangements for purifying liquid fuel specially adapted for, or arranged on, internal-combustion engines
    • F02M37/04—Feeding by means of driven pumps
    • F02M37/08—Feeding by means of driven pumps electrically driven
    • F02M2037/085—Electric circuits therefor
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T137/00—Fluid handling
    • Y10T137/0318—Processes
    • Y10T137/0324—With control of flow by a condition or characteristic of a fluid
    • Y10T137/0379—By fluid pressure

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
  • Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)
  • Control Of Non-Positive-Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Группа изобретений относится к системам и способам подачи топлива при эксплуатации к силовой установке летательного аппарата (ЛА). Система подачи топлива содержит топливный трубопровод, насос, расположенный ниже по потоку, насос, расположенный в топливном баке выше по потоку, датчик давления, расположенный на впуске или рядом с находящимся ниже по потоку насосом, контроллер. Для подачи топлива из топливного бака к силовой установке ЛА используют насосы, расположенные ниже и выше по потоку соответственно, управляют насосом при падении абсолютного давления на впуске в расположенный ниже насос или рядом с ним ниже заданного порогового значения. Обеспечивается необходимое давление для подачи топлива. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Это изобретение было осуществлено с поддержкой правительства в рамках контракта под номером N00019-06-C-0081, заключенного министерством военно-морского флота - авиационно-техническим командованием ВМС. Правительство имеет определенные права на изобретение.
Это изобретение относится к системам подачи топлива летательного аппарата и к ассоциированным способам подачи топлива из бака к силовой установке летательного аппарата и, в частности, но не исключительно, к системам подачи топлива вертолета.
В типичной конфигурации вертолета топливный бак размещается в нижней части вертолета, а главная силовая установка, приводящая в движение винт вертолета, размещается в верхней части вертолета. Топливо всасывается через топливопровод из топливного бака посредством всасывающего насоса, расположенного рядом с главной силовой установкой. Эта конфигурация всасывания является предпочтительной, поскольку она снижает опасность возникновения пожара в случае повреждения топливопровода между баком и насосом, поскольку разность давления будет приводить к тому, что воздух всасывается в топливопровод, что является более предпочтительным, чем разбрызгивание топлива из трубопровода, как будет в случае, если насос будет размещаться в топливном баке, и это будет представлять потенциальную опасность. Однако, поскольку вертолеты требуют все большего напора топлива между топливным насосом и баком, это означает, что требуемое всасывание увеличивается. Также, в частности, в военных вертолетах, поскольку маневры, которые вертолет может выполнять, становятся более экстремальными, существует риск того, что сочетание напора топлива между насосом и баком и большого ускорения, испытываемого во время экстремальных маневров, приведет к тому, что абсолютное давление на впуске во всасывающий насос может приближаться или падать ниже истинного давления паров топлива. Это может вызывать выделение паров топлива и вызывать выход растворенного воздуха из раствора, и если пропорция газа и/или пара к жидкому топливу на впуске насоса превышает производительность насоса, поток топлива к силовой установке вероятно может прерываться или значительно ограничиваться, таким образом, приводя в результате к потере мощности двигателя или к отказу двигателя.
Поэтому была разработана система подачи топлива для летательного аппарата, которая поддерживает преимущества живучести системы подачи за счет всасывания, но которая поддерживает достаточное давление на впуске силовой установки, чтобы по меньшей мере снизить вероятность формирования избыточного воздуха и/или пара, который может повлиять на производительность топливного насоса. Она основана на понимании того, что давление на впуске расположенного ниже по потоку насоса равно абсолютному давлению, которое может быть меньше окружающего атмосферного давления, и что положительный перепад давления между давлением топлива и атмосферой снаружи трубопровода не требуется в большинстве, если не во всех, случаев.
Соответственно, в одном аспекте это изобретение предусматривает систему подачи топлива для летательного аппарата для подачи при эксплуатации топлива из топливного бака к силовой установке летательного аппарата, упомянутая система подачи топлива содержит:
топливный трубопровод, по которому при эксплуатации топливо может протекать из упомянутого бака к упомянутой силовой установке, топливный трубопровод имеет расположенный ниже по потоку конец рядом с силовой установкой и расположенный выше по потоку конец рядом с топливным баком,
расположенный ниже по потоку насос, ассоциированный с упомянутой силовой установкой для всасывания флюида вдоль упомянутого канала, чтобы подавать ее к упомянутой силовой установке при эксплуатации,
находящийся выше по потоку насос, расположенный в или ассоциированный с упомянутым топливным баком и работающий, чтобы нагнетать флюид по упомянутому трубопроводу,
датчик давления для отслеживания давления на впуске в упомянутый расположенный ниже по потоку насос, и
контроллер топливной системы, реагирующий на упомянутый датчик давления, чтобы управлять упомянутым расположенным выше по потоку насосом, чтобы поддерживать давление на впуске в упомянутый расположенный ниже по потоку насос на уровне или выше заданного порогового давления.
Хотя, как предполагается, система прежде всего предназначена для вертолетов, будет понятно, что система управления может также быть полезна на борту другого летательного аппарата, например военно-транспортного самолета.
Расположенный выше по потоку насос может быть подающим насосом, который задействуется, чтобы нагнетать подачу топлива к расположенному ниже по потоку насосу, чтобы гарантировать, что давление на впуске в расположенный ниже по потоку всасывающий насос является достаточным для его правильной работы.
В некоторых конфигурациях абсолютное давление на впуске расположенного выше по потоку насоса измеряется и используется в контуре управления, который управляет работой расположенного выше по потоку насоса. Например, в одной схеме контроллер топливной системы управляет расположенным выше по потоку насосом, чтобы поддерживать абсолютное давление на впуске в упомянутый расположенный ниже по потоку насос в рамках заданного допуска выше значения истинного давления насыщенного пара для топлива. Значение истинного давления насыщенного пара может быть фиксированным значением, представляющим значение в диапазоне истинных давлений насыщенного пара для топлива на всем протяжении ожидаемого рабочего диапазона летательного аппарата. Альтернативно, переменное значение истинного давления насыщенного пара может быть определено на основе одного или более параметров, таких как, например, температура топлива и тип топлива. Таким образом, система может включать в себя данные, которые обеспечивают значения истинного давления насыщенного пара для различных комбинаций температуры топлива и типа топлива, которые затем используются для определения соответствующего значения истинного давления насыщенного пара.
В других конфигурациях может быть реализована адаптивная система, которая вместо управления расположенным выше по потоку насосом на основе непосредственного измерения абсолютного давления на впуске расположенного ниже по потоку насоса измеряет давление на выпуске расположенного ниже по потоку насоса (или рост давления через расположенный ниже по потоку насос), и контроллер топливной системы может увеличивать или уменьшать подачу под давлением, вызываемую расположенным выше по потоку насосом в ответ на уменьшения или увеличения в упомянутом измеренном давлении. Таким образом, система подачи топлива может работать самоприспосабливающимся образом, чтобы гарантировать, что давление на впуске расположенного ниже по потоку насоса является достаточным для правильной работы расположенного ниже по потоку насоса.
Соответственно, в другом аспекте это изобретение предусматривает систему подачи топлива для летательного аппарата для подачи при эксплуатации топлива из топливного бака к силовой установке летательного аппарата, упомянутая система подачи топлива содержит:
топливный трубопровод, по которому при эксплуатации топливо может протекать из упомянутого бака к упомянутой силовой установке, топливный трубопровод имеет расположенный ниже по потоку конец рядом с силовой установкой и расположенный выше по потоку конец рядом с топливным баком,
расположенный ниже по потоку насос, ассоциированный с упомянутой силовой установкой для всасывания флюида вдоль упомянутого канала, чтобы подавать ее к упомянутой силовой установке при эксплуатации,
находящийся выше по потоку насос, расположенный в или ассоциированный с упомянутым топливным баком и работающий, чтобы нагнетать флюид по упомянутому трубопроводу,
датчик давления для отслеживания давления рядом с упомянутым расположенным ниже по потоку насосом, и
контроллер топливной системы, реагирующий на упомянутый датчик давления, чтобы управлять упомянутым расположенным выше по потоку насосом в ответ на изменения в давлении, измеренном рядом с упомянутым расположенным ниже по потоку насосом.
Этот датчик давления может измерять давление ниже по потоку от расположенного ниже по потоку насоса, или он может измерять рост давления через насос.
Предпочтительно расположенный выше по потоку насос может управляться так, чтобы нагнетать давление потока к расположенному ниже по потоку насосу с переменной производительностью. Например, упомянутый расположенный выше по потоку насос может включать в себя мотор с переменной скоростью, приводимый в действие под управлением контроллера мотора с переменной скоростью, и контроллер топливной системы может управлять мотором с переменной скоростью таким образом, что расположенный выше по потоку насос нагнетает достаточное давление, чтобы поддерживать давление на впуске в упомянутый расположенный ниже по потоку насос на упомянутом заданном пороговом значении или выше него.
Хотя расположенный выше по потоку насос может быть расположен между топливным баком и расположенным ниже по потоку насосом, предпочтительно, чтобы расположенный выше по потоку насос размещался в упомянутом топливном баке.
Хотя возможны электрический или другие приводные механизмы, предпочтительно, чтобы расположенный ниже по потоку насос приводился в действие посредством упомянутой силовой установки.
Во многих типичных конфигурациях вертолета топливный бак размещается в нижней части вертолета, а силовая установка размещается в его верхней части, хотя система может быть использована в других конфигурациях, где высокие G-ускорения вызывают локальное снижение в давлении топлива.
Датчик выпускного давления на выпуске насоса может быть предусмотрен на выпуске упомянутого расположенного ниже по потоку насоса, и контроллер топливной системы может дополнительно реагировать на упомянутый датчик давления на выпуске насоса, чтобы регулировать упомянутое пороговое давление. Датчик выпускного давления насоса типично обнаруживает относительное давление в выходном отверстии насоса. Это может быть использовано, например, чтобы компенсировать кавитацию или другие факторы, которые снижают напор давления через расположенный ниже по потоку насос.
В другом аспекте это изобретение предусматривает способ подачи топлива по каналу из топливного бака к главной силовой установке летательного аппарата, который содержит:
обеспечение расположенного ниже по потоку насоса, ассоциированного с упомянутой силовой установкой, и задействование упомянутого расположенного ниже по потоку насоса, чтобы подавать топливо к упомянутой силовой установке,
обеспечение расположенного выше по потоку насоса, ассоциированного с упомянутым топливным баком, отслеживание абсолютного давления на впуске упомянутого расположенного ниже по потоку насоса и задействование упомянутого расположенного выше по потоку насоса, чтобы нагнетать поток к расположенному ниже по потоку насосу, если упомянутое обнаруженное абсолютное давление падает ниже заданного порогового значения.
В то время как изобретение было описано выше, оно распространяется на любую изобретенную комбинацию признаков, изложенных выше, или на последующее описание или чертежи.
Изобретение может быть выполнено различными способами, и только в качестве примера сейчас будет описан конкретный вариант его осуществления с обращением к сопровождающим чертежам, на которых:
Фиг. 1 - схематичный вид системы подачи топлива вертолета в соответствии с этим изобретением, и
Фиг. 2 - блок-схема, иллюстрирующая контур управления для использования в системе на фиг. 1.
Обращаясь первоначально к фиг. 1, показан вертолет 10, который включает в себя силовую установку 12 для приведения в действие винта (не показан). Силовая установка 12 устанавливается в верхней части фюзеляжа вертолета и получает топливо от главного (расположенного ниже по потоку) топливного насоса 14, который в этом варианте осуществления приводится в действие посредством вала 16 отбора мощности от силовой установки 12. Топливо подается к главному топливному насосу 14 посредством топливопровода 18, который протягивается от топливного бака 20 в нижней части фюзеляжа вертолета. Будет отмечено, что существует значительный перепад 'H', отделяющий насос от топливного бака. С увеличением размера вертолета этот перепад также увеличивается, что означает, что величина всасывания, требуемая, чтобы преодолевать перепад и пропускать флюид к двигателю, увеличивается. Расположенный выше по потоку (подающий) насос 22 размещается в топливном баке и соединяется с трубопроводом подачи топлива в T-образном соединении 24. Другая ветвь T-образного соединения проходит к всасывающему отверстию 26, которое включает в себя невозвратный клапан 28, через который топливо всасывается, если поток из расположенного выше по потоку насоса отсутствует или является слабым, но который закрывается, когда расположенный выше по потоку насос осуществляет подачу с более высокими скоростями.
Расположенный выше по потоку насос 22 функционирует, чтобы нагнетать поток в топливопроводе к расположенному ниже по потоку насосу и компенсировать падение давления в топливопроводе 18, когда вертолет испытывает экстремальные маневры, которые приводят в результате к высоким G-ускорениям, которые значительно влияют на падение давления вследствие перепада. Датчик 30 абсолютного давления предусмотрен на впуске в расположенный ниже по потоку насос и отслеживает абсолютное давление топлива в трубопроводе в этой точке. Контроллер 32 топливной системы отслеживает измеряемое абсолютное давление и управляет скоростью вращения расположенного выше по потоку насоса 22, чтобы нагнетать подаваемое топливо в трубопроводе 18 достаточным образом, так что абсолютное давление на впуске в расположенный ниже по потоку насос 14 не падает ниже конкретного порогового значения. Таким образом, если измеренное абсолютное давление падает ниже порогового значения, контроллер 32 топливной системы инструктирует насосу 22 вращаться с достаточной скоростью, чтобы формировать достаточное давление, чтобы поддерживать соответствующее давление. Пороговое давление задается согласно вычисленному или иначе описанному значению давления насыщенного пара топлива. Оно может быть получено как фиксированное стандартное значение, которое не изменяется с окружающими и рабочими условиями, или значение истинного давления насыщенного пара может регулироваться для изменения истинного давления насыщенного пара с помощью других параметров, таких как тип топлива и температура топлива и т.д. Контроллер может типично функционировать так, чтобы инструктировать расположенный выше по потоку насос работать так, чтобы гарантировать, что абсолютное давление при подаче к расположенному ниже по потоку насосу никогда не упадет ниже значения, соответствующего истинному давлению насыщенного пара плюс допуск, например, 5 фунтов/дюйм2.
Наши вычисления указывают, что для типичных видов топлива нагнетание до значения, равного приблизительно истинное давление насыщенного пара плюс 5 фунтов/дюйм2, все еще будет давать в результате давление, которое ниже, чем окружающее, на высотах до 22000 футов. Это означает, что, если топливопровод разрывается или пробивается в месте между расположенными выше по потоку и ниже по потоку насосами, давление в топливопроводе в большинстве, если не во всех, местоположений будет ниже окружающего и, таким образом, летательный аппарат не будет рисковать от утечки топлива. В некоторых экстремальных значениях высоты и огибающей маневра могут быть временные отклонения, когда локальное внутреннее давление превышает давление окружающей среды, но это, вероятно, должно быть лишь в течение очень коротких периодов, и, таким образом, любая утечка топлива будет продолжаться только в течение переходного режима, таким образом, ограничивая продолжительность какого-либо риска; тогда как другие меры, такие как самовосстанавливающиеся покрытия, могут помогать минимизировать утечку топлива в этих обстоятельствах.
Будет понятно, что в других полетных условиях, например при горизонтальном полете на уровне моря, насос, приводимый в действие мотором с переменной скоростью, не потребуется для того, чтобы обеспечивать давление. В этих условиях подающий насос будет срабатывать моментально относительно условия с обратной связью по скорости, чтобы проверять доступность системы, или он может быть выключен совсем, при этом топливо тогда всасывается через невозвратный клапан 28. Но как только давление на стыке двигателя падает во время маневров вследствие увеличения в эффективном напоре от бака к двигателю, насос ускоряется посредством контроллера, чтобы возвращать абсолютное давление к требуемому значению.
Дополнительный датчик 34 давления может быть предусмотрен на стороне подачи расположенного ниже по потоку насоса, чтобы отслеживать давление топлива в этой точке. Например, если должна произойти временная кавитация главного насоса, это приведет к падению на нагнетательной стороне насоса. Это может быть компенсировано посредством контроллера двигателя, например посредством увеличения значения абсолютного давления, отправленного контроллеру, или увеличения значения допуска до более чем 5 футов/дюйм2. Таким образом, расположенный выше по потоку насос инструктируется пошагово увеличивать величину нагнетания таким образом, что давление на впуске в расположенный ниже по потоку насос увеличивается и таким образом уменьшается вероятность кавитации.
Обращаясь теперь к фиг. 2, показан контур управления, который может быть реализован посредством контроллера двигателя. Порог абсолютного давления (который вычисляется на основе истинного давления насыщенного пара топлива, используемого с допуском типично 5 футов/дюйм2) сравнивается в блоке 40 с показателем давления всасывания при форсаже, измеренным посредством датчика 30 абсолютного давления. Это создает ошибку, которая затем усиливается в блоке 42 и используется в качестве входного сигнала для контроллера 44 мотора с переменной скоростью, который управляет скоростью мотора 46, который приводит в действие расположенный выше по потоку насос 22 в топливном баке 20. Скорость насоса обеспечивает конкретное давление/удельный массовый расход в зависимости от массового расхода для двигателя, как указано по ссылке 48. Давление окружающей среды имеет аддитивный эффект с ускорением (прежде всего в вертикальном направлении (GZ)), плотностью топлива и высотой летательного аппарата, все из которых оказывают влияние на давление на впуске расположенного ниже по потоку насоса. Контур управления, иллюстрированный на фиг. 2, следовательно, гарантирует, что подходящее значение давления на впуске подкачивающего насоса поддерживается на всем протяжении полного диапазона рабочих условий, испытываемых вертолетом.
Контроллер 32 топливной системы может управлять топливной системой во множестве различных рабочих режимов. Для подкачки топлива расположенный выше по потоку топливный насос в топливном баке может быть задействован без обратной связи при его максимальном рабочем давлении, после поддерживания или при запуске силовой установки, чтобы наполнять подающие топливопроводы, которые были осушены от топлива, чтобы сжимать какой-либо воздух в системе и непрерывно подавать топливо к расположенному ниже по потоку насосу. Операция подкачки топлива может также быть использована в полете в качестве повторного запуска двигателя. В режиме тестирования перед полетом последовательность потребного давления может быть введена, чтобы проверять возможности системы. Для непрерывного 'встроенного теста' (BIS) уровень ошибки измерения давления, определенной в блоке 40, может отслеживаться. В режиме боевых действий могут быть отключены некоторые режимы, такие как адаптивное управление и автоматический перезапуск двигателя. В режиме отказа пробой топливопровода 18 будет приводить в результате к притоку воздуха, и соответствующее увеличение в давлении, обнаруживаемое посредством датчика 30 абсолютного давления, может быть использовано, чтобы отмечать событие пробоя и, следовательно, инструктировать системе прекращать работу. Однако признаком этого варианта осуществления является то, что необнаруженная утечка не является рискованной и не требуется логики активного управления, чтобы выключать систему.
Как отмечено выше, для адаптивного управления датчик 34 давления может быть использован, чтобы обнаруживать кратковременную кавитацию расположенного ниже по потоку насоса (14), и с помощью контура управления, модифицируемого пошагово, инструктировать увеличение давления на впуске в расположенный ниже по потоку насос 14 посредством увеличения нагнетания давления, прикладываемого расположенным выше по потоку насосом 22.
Таким образом, вместо управления скоростью расположенного выше по потоку насоса на основе измерения абсолютного давления контроллер топливной системы может измерять только выходное давление расположенного ниже по потоку насоса и управлять расположенным выше по потоку насосом так, что это выходное давление поддерживается. Система управления на фиг. 2 может быть адаптирована так, что измеренное выходное давление используется в качестве заданного значения для контура управления.

Claims (33)

1. Система подачи топлива для летательного аппарата (10) для подачи при эксплуатации топлива из топливного бака (20) к силовой установке (12) летательного аппарата, причем упомянутая система подачи топлива содержит:
топливный трубопровод (18), по которому при эксплуатации топливо может протекать из упомянутого бака (20) к упомянутой силовой установке (12), причем топливный трубопровод (18) имеет расположенный ниже по потоку конец рядом с силовой установкой и расположенный выше по потоку конец рядом с топливным баком,
расположенный ниже по потоку насос (14), ассоциированный с упомянутой силовой установкой (12) для всасывания флюида вдоль упомянутого канала, чтобы подавать его к упомянутой силовой установке при эксплуатации,
находящийся выше по потоку насос (22), расположенный в упомянутом топливном баке (20) или ассоциированный с ним и выполненный с возможностью нагнетания флюида по упомянутому трубопроводу (18),
датчик (30) давления для отслеживания давления на впуске в упомянутый расположенный ниже по потоку насос (14), и
контроллер (32) топливной системы, реагирующий на упомянутый датчик (30) давления для управления упомянутым расположенным выше по потоку насосом (22), чтобы поддерживать давление на впуске в упомянутый расположенный ниже по потоку насос (14) на уровне или выше заданного порогового давления.
2. Система подачи топлива по п. 1, при этом топливная система управляет расположенным выше по потоку насосом, чтобы поддерживать абсолютное давление на впуске в упомянутый расположенный ниже по потоку насос в пределах заданного допуска выше значения истинного давления насыщенного пара для топлива.
3. Система подачи топлива по п. 2, в которой значение истинного давления насыщенного пара является заданным значением.
4. Система подачи топлива по п. 2, в которой упомянутый контроллер (32) топливной системы определяет переменное значение истинного давления насыщенного пара на основании одного или более параметров, включающих в себя температуру топлива и тип топлива.
5. Система подачи топлива по любому из предшествующих пунктов, в которой упомянутый расположенный ниже по потоку насос (14) включает в себя мотор (46) с переменной скоростью под управлением контроллера (44) мотора с переменной скоростью, и контроллер (32) топливной системы управляет контроллером (42) мотора с переменной скоростью таким образом, что расположенный выше по потоку насос (22) обеспечивает достаточное давление, чтобы поддерживать давление на впуске в упомянутый расположенный ниже по потоку насос (14) на уровне или выше упомянутого заданного порогового значения.
6. Система подачи топлива по п. 1, в которой упомянутый расположенный выше по потоку насос (22) находится в упомянутом топливном баке (20).
7. Система подачи топлива по п. 1, в которой упомянутый расположенный ниже по потоку насос (14) приводится в действие упомянутой силовой установкой (12).
8. Система подачи топлива по п. 1, в которой топливный бак (20) размещен в нижней части вертолета (10), а силовая установка (12) размещена в его верхней части.
9. Система подачи топлива по п. 1, дополнительно включающая в себя датчик (34) выходного давления насоса на выпуске упомянутого расположенного ниже по потоку насоса (14),
и при этом контроллер (32) топливной системы дополнительно реагирует на упомянутый датчик (34) выходного давления насоса для регулирования упомянутого порогового давления.
10. Система подачи топлива по п. 9, в которой упомянутый датчик (34) выходного давления насоса измеряет относительное давление на выпуске упомянутого расположенного ниже по потоку насоса (14).
11. Система подачи топлива для летательного аппарата (10) для подачи при эксплуатации топлива из топливного бака (20) к силовой установке (12) летательного аппарата, причем упомянутая система подачи топлива содержит:
топливный трубопровод (18), по которому при эксплуатации топливо может протекать из упомянутого бака (20) к упомянутой силовой установке (12), причем топливный трубопровод (18) имеет расположенный ниже по потоку конец рядом с силовой установкой и расположенный выше по потоку конец рядом с топливным баком,
расположенный ниже по потоку насос (14), ассоциированный с упомянутой силовой установкой (12) для всасывания флюида вдоль упомянутого канала, чтобы подавать ее к упомянутой силовой установке при эксплуатации,
находящийся выше по потоку насос (22), расположенный в упомянутом топливном баке (20) или ассоциированный с ним и выполненный с возможностью нагнетания флюида по упомянутому трубопроводу (18),
датчик давления для отслеживания давления рядом с упомянутым расположенным ниже по потоку насосом (14), и
контроллер (32) топливной системы, реагирующий на упомянутый датчик давления для управления упомянутым расположенным выше по потоку насосом (22) в ответ на изменения в давлении, измеренном рядом с упомянутым расположенным ниже по потоку насосом.
12. Способ подачи топлива по каналу из топливного бака к главной силовой установке летательного аппарата, который содержит этапы, на которых:
обеспечивают расположенный ниже по потоку насос, ассоциированный с упомянутой силовой установкой, и управляют упомянутым расположенным ниже по потоку насосом для подачи топлива к упомянутой силовой установке,
обеспечивают расположенный выше по потоку насос, ассоциированный с упомянутым топливным баком,
отслеживают абсолютное давление на впуске в упомянутый расположенный ниже по потоку насос, и
управляют упомянутым расположенным выше по потоку насосом для нагнетания потока к расположенному ниже по потоку насосу, если упомянутое измеренное абсолютное давление падает ниже заданного порогового значения.
13. Способ подачи топлива по каналу из топливного бака к главной силовой установке летательного аппарата, который
содержит этапы, на которых:
обеспечивают расположенный ниже по потоку насос, ассоциированный с упомянутой силовой установкой, и управляют упомянутым расположенным ниже по потоку насосом для подачи топлива к упомянутой силовой установке,
обеспечивают расположенный выше по потоку насос, ассоциированный с упомянутым топливным баком,
отслеживают давление рядом с упомянутым расположенным ниже по потоку насосом, и
управляют упомянутым расположенным выше по потоку насосом для нагнетания давления потока к расположенному ниже по потоку насосу в соответствии с отслеживаемым давлением.
RU2014146203A 2012-04-18 2013-04-18 Системы подачи топлива летательного аппарата RU2627883C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB1206831.8A GB2501289A (en) 2012-04-18 2012-04-18 Aircraft fuel supply system
GB1206831.8 2012-04-18
PCT/IB2013/002579 WO2014027250A2 (en) 2012-04-18 2013-04-18 Aircraft fuel supply systems

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014146203A RU2014146203A (ru) 2016-06-10
RU2627883C2 true RU2627883C2 (ru) 2017-08-14

Family

ID=46209270

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014146203A RU2627883C2 (ru) 2012-04-18 2013-04-18 Системы подачи топлива летательного аппарата

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9556838B2 (ru)
EP (1) EP2838795B1 (ru)
CN (1) CN104349977B (ru)
BR (1) BR112014025993A2 (ru)
CA (1) CA2870497C (ru)
ES (1) ES2608795T3 (ru)
GB (1) GB2501289A (ru)
RU (1) RU2627883C2 (ru)
WO (1) WO2014027250A2 (ru)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11001391B2 (en) 2015-03-25 2021-05-11 Sikorsky Aircraft Corporation Automatic adjusting fuel boost pump
GB201506838D0 (en) * 2015-04-22 2015-06-03 Eaton Ltd Aircraft fuel pump
CN105649782B (zh) * 2015-12-31 2017-09-26 西北工业大学 一种微/小型喷气发动机燃油控制系统及控制方法
FR3061240B1 (fr) * 2016-12-22 2019-05-31 Safran Aircraft Engines Procede ameliore de regulation d'un circuit d'alimentation
US11485513B2 (en) * 2018-10-05 2022-11-01 Parker-Hannifin Corporation Fuel pump override control method
US11326590B2 (en) * 2020-01-08 2022-05-10 GM Global Technology Operations LLC Method and apparatus for controlling a variable displacement pump
CN115030824B (zh) * 2022-08-11 2022-11-22 成都凯天电子股份有限公司 一种直升机全飞行剖面下自适应供油系统及方法
US20240068478A1 (en) * 2022-08-29 2024-02-29 Hamilton Sundstrand Corporation Variable speed hydraulic motor driven fuel systems

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2021168C1 (ru) * 1992-04-10 1994-10-15 Товарищество с ограниченной ответственностью "Аэротон" Способ выработки топлива из баков летательного аппарата и топливная система летательного аппарата
RU2271310C2 (ru) * 2000-12-06 2006-03-10 Вейнберг Вениамин Яковлевич Вертолет
US7096658B2 (en) * 2003-06-16 2006-08-29 Woodward Governor Company Centrifugal pump fuel system and method for gas turbine engine
WO2009139801A2 (en) * 2008-05-13 2009-11-19 Sikorsky Aircraft Corporation Offset ambient level fuel feed system
RU2399778C2 (ru) * 2005-02-17 2010-09-20 Испано Сюиза Питание топливом двигателя летательного аппарата

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5490387A (en) * 1994-05-25 1996-02-13 Coltec Industries Inc Flame-out resistant fuel pumping system
KR20070012393A (ko) * 2004-03-29 2007-01-25 아르고-테크 코포레이션 연료 시스템 열 이득을 가지는 엔진 오버－트러스트 보호에사용되는 ２가지－배기량 설정의 가변 배기량 펌프
US7628057B1 (en) * 2006-12-07 2009-12-08 Solomon Ahmad G Apparatus and method for determining vapor pressure of multi-component liquids
CN102216157B (zh) * 2008-11-19 2014-04-09 空中客车操作有限公司 燃料传送监测系统和方法
DE102010031628A1 (de) * 2009-08-17 2011-02-24 Robert Bosch Gmbh Kraftstofffördereinrichtung für eine Kraftstoffeinspritzeinrichtung einer Brennkraftmaschine
JP5126339B2 (ja) * 2010-02-25 2013-01-23 株式会社デンソー 燃料供給装置
CN201626552U (zh) * 2010-04-20 2010-11-10 新乡平原航空技术工程有限公司 直升机应急供油装置
JP5461380B2 (ja) * 2010-12-17 2014-04-02 愛三工業株式会社 ポンプユニット
US9677559B2 (en) * 2011-02-25 2017-06-13 Hamilton Sundstrand Corporation Bearing face geometry for gear pump
US8944767B2 (en) * 2012-01-17 2015-02-03 Hamilton Sundstrand Corporation Fuel system centrifugal boost pump impeller

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2021168C1 (ru) * 1992-04-10 1994-10-15 Товарищество с ограниченной ответственностью "Аэротон" Способ выработки топлива из баков летательного аппарата и топливная система летательного аппарата
RU2271310C2 (ru) * 2000-12-06 2006-03-10 Вейнберг Вениамин Яковлевич Вертолет
US7096658B2 (en) * 2003-06-16 2006-08-29 Woodward Governor Company Centrifugal pump fuel system and method for gas turbine engine
RU2399778C2 (ru) * 2005-02-17 2010-09-20 Испано Сюиза Питание топливом двигателя летательного аппарата
WO2009139801A2 (en) * 2008-05-13 2009-11-19 Sikorsky Aircraft Corporation Offset ambient level fuel feed system

Also Published As

Publication number Publication date
GB201206831D0 (en) 2012-05-30
EP2838795B1 (en) 2016-11-09
RU2014146203A (ru) 2016-06-10
WO2014027250A2 (en) 2014-02-20
BR112014025993A2 (pt) 2017-06-27
CN104349977B (zh) 2016-06-29
CA2870497A1 (en) 2014-02-20
CA2870497C (en) 2017-03-14
CN104349977A (zh) 2015-02-11
WO2014027250A9 (en) 2014-07-10
US9556838B2 (en) 2017-01-31
US20150114477A1 (en) 2015-04-30
ES2608795T3 (es) 2017-04-17
WO2014027250A3 (en) 2014-05-22
EP2838795A2 (en) 2015-02-25
GB2501289A (en) 2013-10-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2627883C2 (ru) Системы подачи топлива летательного аппарата
US9512783B2 (en) Aircraft fuel system
US10746284B2 (en) Gearbox lubrication system for aircraft
RU2644317C2 (ru) Устройство и способ для временного увеличения мощности
US12078074B2 (en) System and method for detecting an uncommanded or uncontrollable high thrust event in an aircraft
EP4082897B1 (en) System and method for detecting and mitigating a propeller failure condition
BR112014005840B1 (pt) Método de rastreamento da eficiência volumétrica de uma bomba de alta pressão em um sistema regulador hidráulico de uma turbomáquina
US10253699B2 (en) Device and method for testing the integrity of a helicopter turbine engine rapid restart system
RU2308606C1 (ru) Система топливоподачи и регулирования газотурбинного двигателя
US10054045B2 (en) Multi-engine power plant having an emergency fluid injection system, and an aircraft
US20090099750A1 (en) Manuever-based aircraft gas turbine engine speed control system and method
EP3473835B1 (en) Two stage oxygen removal for gas turbine engine fuel system
US11378006B2 (en) Device for temporarily increasing turbomachine power
EP3203053B1 (en) Gas turbine engine fuel system
CN112173124B (zh) 飞行器的空气管理系统、供应加压空气的方法和飞行器
JP6914763B2 (ja) 燃料タンクを不活性化する方法及びシステム
US20220243668A1 (en) Fault detection of a fuel control unit
RU2472957C2 (ru) Способ управления газотурбинным двигателем
RU2251513C1 (ru) Способ гидравлического привода системы управления самолетом
RU2436978C2 (ru) Способ управления газотурбинным двигателем