WO2009052794A2 - Kraftstoffzumesseinheit für ein flugzeugtriebwerk - Google Patents

Kraftstoffzumesseinheit für ein flugzeugtriebwerk Download PDF

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WO2009052794A2
WO2009052794A2 PCT/DE2008/001709 DE2008001709W WO2009052794A2 WO 2009052794 A2 WO2009052794 A2 WO 2009052794A2 DE 2008001709 W DE2008001709 W DE 2008001709W WO 2009052794 A2 WO2009052794 A2 WO 2009052794A2
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fuel
pump
displacement pump
metering unit
electric motor
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Inventor
Karel Stastny
Helmut Streifinger
Original Assignee
Mtu Aero Engines Gmbh
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    • 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

Definitions

  • the present invention relates to a fuel metering unit for an aircraft engine arranged to convey and meter fuel between a fuel tank and a combustion chamber of the aircraft engine. Furthermore, the invention relates to a method for metering fuel by means of a fuel metering unit.
  • the published patent application DE 100 18 137 A1 discloses an apparatus and a method for metering fuels, in particular for aircraft engines.
  • the fuel is delivered by a fuel pump and then metered to the aircraft engine through a fuel metering valve.
  • the pressure applied to the fuel metering valve is controllable by a recirculation flow with a recirculation valve.
  • Aircraft engines have so-called equipment carrier (gear or gear box), which operate a variety of auxiliary equipment. This also includes the drive of the fuel pump, so that the speed and thus the flow rate of the fuel pump depends directly on the current operating point of the aircraft engine.
  • a fuel metering unit is known from the European patent application EP 1 645 738 A1.
  • a centrifugal pump which is driven by a shaft through the gear box.
  • the fuel conveyed by means of the centrifugal pump is fed to a further pressure pump, in order subsequently to enter the aircraft engine to arrive.
  • the additional pressure pump is driven by an electric motor, which in turn is controlled by a control unit.
  • This pressure ripple has frequencies of less than one kHz, whereby a critical influence on the delivery behavior into the combustion chamber and thus on the combustion of the fuel in the aircraft engine arises.
  • a fuel flow measuring device is fundamentally required via which the electric motor is operatively connected to drive the pressure pump in such a way that the measured delivery pressure or the measured delivery volume must serve as a manipulated variable for the operation of the pump.
  • several fuel-hydraulic actuators must be provided, which are required for the adjustment of multiple pressure control valves.
  • the invention includes the technical teaching that the promotion and metering of the fuel by an electric motor-driven conveyor with an electric backing pump and an electric displacement pump with adjustable capacity, for example, an axial piston pump or a vane pump.
  • a highly flexible system can be provided, which is characterized by a simple structure and no expensive control valves with a low efficiency required.
  • the drive shaft between the gear box and the pump is eliminated, so that the use of mechanical seals with the use of at least one wet rotor motor is superfluous.
  • no further fuel metering units are required, which must be controlled by actuators acting on the various control valves.
  • the use of highly oversized conveyors which must deliver more fuel even at a maximum acceleration of the aircraft engine, as the engine actually needed. As a result, the efficiency of the fuel metering unit increases.
  • the normal shutdown fuel metering unit does not require a shut-off valve, but it is sufficient to shut off the engine and that the invention does not require any means to prevent leakage of the fuel nozzles into the combustion chamber after the engine has stopped, but instead Engine runs backwards and sucks the fuel from the nozzles and pumps back into the aircraft tank.
  • the fore pump and the displacement pump of the delivery device are arranged relative to one another and fluidically connected to one another such that the fuel delivered from the fuel tank first flows through the fore pump and subsequently the displacement pump.
  • the backing pump is preferably designed as a centrifugal pump and both the backing pump and the displacement pump are driven by an electric motor.
  • both the centrifugal pump and the displacement pump can be driven by a common drive shaft, wherein the drive is effected by means of a single electric motor.
  • the displacement pump is designed as an adjustable pump, wherein an electric or fuel-hydraulic actuator is provided, which cooperates with the displacement pump to regulate the flow rate to the combustion chamber of the aircraft engine.
  • an adjustable displacement pump By an adjustable displacement pump, a higher speed of the pump can be driven even at lower metering, whereby the problem of ripple of the pressure curve in the fuel flow is solved and a sufficient inlet pressure to prevent cavitation in the displacement pump is ensured.
  • the actuator cooperate with the displacement pump in such a way that in the case of a vane pump, the eccentricity of the delivery chamber, which forms the adjustment of the vane pump, can be varied.
  • the flow rate through the displacement pump is independent of the speed adjustable.
  • both the centrifugal pump and the displacement Pump are driven via a single shaft by a common electric motor, the speed of the centrifugal pump are adjusted independently of the effective flow rate of the displacement pump.
  • a central control unit is provided, via which at least the motor and the actuator are controlled.
  • the central control unit may be connected to the central control system of the engine or aircraft to control the current performance of the engines through the current metering of fuel to the engines.
  • At least one pressure regulating valve for controlling the delivery pressure of fuel-hydraulic actuators and sensor valves, a shut-off valve for switching off the fuel delivery flow and a flow measuring device are arranged. From the flow measuring device, the fuel reaches a distributor unit in order to input the fuel into the combustion chamber via the distributor unit.
  • a fuel filter and / or a fuel-oil heat exchanger may be arranged between the backing pump and the displacement pump.
  • a pressure relief valve provided to limit the delivered fuel to a maximum delivery pressure.
  • This valve can be designed as a spring-loaded seat valve, and opens at too great a difference in the pressure of the fuel before and after the displacement pump.
  • This pressure relief valve can also be designed as an electrically controlled emergency valve, so that a situation of overloading the aircraft engine is avoided, in which an excessive amount of fuel is entered.
  • an auxiliary pump may be arranged in or on this, which promotes the fuel from the fuel tank at least to the backing pump.
  • one or more hydraulic actuators for influencing the geometry and / or the air flow (gas flow) provided the engine.
  • These can optionally be VSV actuators.
  • the figure shows a schematic view of the erfmdungsdorfen Kraftstoffzumessvik for an aircraft engine for delivery and metering of fuel from a fuel tank into the combustion chamber of an aircraft engine.
  • the fuel metering unit 1 according to the invention is shown, which is provided with a frame and disposed between a fuel tank 2 and a combustion chamber 3.
  • the fuel metering unit 1 serves to convey and meter fuel between the fuel tank 2 and the combustion chamber 3 located inside the aircraft engine.
  • the fuel metering unit 1 according to the invention has a backing pump 4 and a displacement pump 5 designed as a vane-cell pump, through which the fuel flows in succession.
  • the provision of the fuel from the fuel tank 2 can optionally take place via an auxiliary pump 16, which conveys the fuel from the tank 2 to the forepump 4. At low altitude and cold fuel can also be dispensed with the pump 16 or it is switched off or may fail.
  • the fore pump 4 is z. B. is designed as a centrifugal pump and is driven by an electric motor 6, which also drives the displacement pump 5. For reasons of manageability only a dashed line connection between the electric motor 6 and the backing pump 4 and the displacement pump 5 is indicated, wherein both pumps 4 and 5 are operated on a common drive shaft which is driven by the electric motor 6.
  • the fore pump is designed as a turbomachine, thus generating pressure whereby the throughput is variable.
  • an actuator 7 is provided, which cooperates with the vane pump.
  • the vane chamber in which the vane cells perform a rotational movement, has an eccentricity relative to the drive axis of the vane, which is adjustable with the actuator 7.
  • the flow rate through the wing tensor pump can be independent of the speed of the vane, which is provided via the electric motor 6, be adjusted.
  • the main pump is designed as a displacement pump 5, so produces volume flow at variable outlet pressure.
  • a control unit 8 For controlling the actuator 7 is a control unit 8, which is shown schematically by a box in the lower part of the figure. About the control unit 8, the electric motor 6 is also driven to adjust the required speed of the electric motor 6. Between the displacement pump 5 and the combustion chamber 3, a pressure control valve 9 for controlling the delivery pressure of kahrstoffhydraulischen actuators and servo valves, a shut-off valve 10 for switching off the fuel delivery flow and a flow measuring device 11 is arranged.
  • the pressure control valve 9 can be combined with the flow meter 11 (1 valve, 2 functions) to provide a current flow information to the control unit 8.
  • the fuel delivered to the combustion chamber 3 passes into a distributor unit 15 in order to inject the fuel uniformly into the combustion chamber in an arrangement of nozzles which is distributed radially uniformly around the rotational axis of the engine.
  • the fuel injected into the combustion chamber 3 is referred to as fuel, the term being to be understood as a synonym for fuel.
  • an actuator 17 is shown, which is in communication with the control unit 8. By the actuator 17 reaches a return volume of the fuel from the pressure side to the input side of the displacement pump 5, which is located between the backing pump 4 and the displacement pump 5.
  • the actuator 17 is used for. B. for adjusting the vanes of the aircraft engine, which is shown only schematically. Between the fore pump 4 and the displacement pump 5, both a fuel filter 12 and a fuel-oil heat exchanger 13 are introduced, which are successively flowed through with the delivered fuel.

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Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Kraftstoffzumesseinheit (1) für ein Flugzeugtriebwerk, die zur Förderung und Zumessung von Kraftstoff zwischen einem Kraftstofftank (2) und einer Brennkammer (3) des Flugzeugtriebwerkes angeordnet ist sowie ein Verfahren hierzu. Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass die Förderung und Zumessung des Kraftstoffes durch eine elektromotorisch betriebene Fördereinrichtung mit einer Vorpumpe (4) und einer Verdrängungspumpe (5) erfolgt.

Description

Kraftstoff zumesseinheit für ein Flugzeugtriebwerk
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Kraftstoffzumesseinheit für ein Flugzeugtriebwerk, die zur Förderung und Zumessung von Kraftstoff zwischen einem Kraftstofftank und einer Brennkammer des Flugzeugtriebwerks angeordnet ist. Ferner betrifft die Erfindung ein Verfahren zur Zumessung von Kraftstoff mittels einer Kraftstoffzumesseinheit.
Aus der Offenlegungsschrift DE 100 18 137 Al ist eine Vorrichtung sowie ein Verfahren zur Zumessung von Kraftstoffen insbesondere für Flugtriebwerke bekannt. Der Kraftstoff wird mittels einer Kraftstoffpumpe gefördert und anschließend dem Flugzeugtriebwerk durch ein Kraftstoffzumessventil zugemessen. Der Druck, mit dem das Kraftstoffzumessventil beaufschlagt wird, ist durch einen Rezirkulationsfluss mit einem Rezirkulationsventü regelbar. Flugzeugtriebwerke weisen sogenannte Geräteträger (Getriebe oder Gear-Box) auf, welche eine Vielzahl von Hilfsaggregaten betreiben. Hierzu zählt auch der Antrieb der Kraftstoffpumpe, so dass die Drehzahl und damit die Fördermenge der Kraftstoffpumpe unmittelbar vom aktuellen Betriebspunkt des Flugzeugtriebwerks abhängt. Folglich ist ein vergleichsweise großer Rezirkulationsfluss durch das Rezirkulationsventü erforderlich, wenn bei einer hohen Drehzahl der Kraftstoffpumpe nur ein kleines Fördervolumen des Kraftstoffs gewünscht ist. Folglich ist die Kraftstoffzumessung stark überdimensioniert und fördert stets mehr Kraftstoff als das Triebwerk selbst bei maximaler Beschleunigung benötigt. Dadurch wird der Kraftstoff mehr als grundsätzlich notwenig aufgeheizt und seine Kapazität als Wärmesenke für andere Systeme reduziert.
Ferner ist eine Kraftstoffzumesseinheit aus der europäischen Patentanmeldung EP 1 645 738 Al bekannt. Hierin ist eine Schleuderpumpe beschrieben, die über eine Welle durch die Gear-Box angetrieben wird. Der mittels der Schleuderpumpe geförderte Kraftstoff wird einer weiteren Druckpumpe zugeführt, um anschließend ins Flugzeug- triebwerk zu gelangen. Die zusätzliche Druckpumpe wird über einen elektrischen Motor angetrieben, welcher wiederum über eine Steuereinheit angesteuert wird.
Bei den genannten elektrisch angetriebenen Systemen gemäß des Standes der Technik entsteht das Problem, dass durch die Drehzahlabhängigkeit der Antriebswelle, über die die jeweilige Vorpumpe betrieben wird, der Druckverlauf des geförderten Kraftstoffs eine Welligkeit aufweist (Fuel-Ripple-Problematik). Diese Druckwelligkeit weist Frequenzen von weniger als einem kHz auf, wodurch ein kritischer Einfluss auf das Förderverhalten in die Brennkammer und damit auf die Verbrennung des Kraftstoffs im Flugzeugtriebwerk entsteht. Ferner ist grundsätzlich eine Kraftstoffdurchflussmessein- richtung erforderlich, über die der elektrische Motor zum Antrieb der Druckpumpe derart in Wirkverbindung steht, dass der gemessene Förderdruck oder das gemessene Fördervolumen als Stellgröße für den Betrieb der Pumpe dienen muss. Zudem müssen mehrere kraftstoffhydraulische Aktuatoren vorgesehen werden, die zur Verstellung mehrerer Druckregelventile erforderlich sind.
Ein weiteres Problem entsteht durch die mechanische Verbindung zwischen der Gear- Box und der Druckpumpe, so dass Gleitringdichtungen erforderlich sind, welche einer intensiven Wartung unterliegen. Durch das Leckagerisiko ist die Zuverlässigkeit des Betriebs der Pumpen über die Gear-Box begrenzt.
Auch alternative Systeme, elektrisch angetriebene Systeme ohne Gear-Box, welche auf Zahnradpumpen-Konfigurationen beruhen, müssen ein- oder zweimotorig ausgeführt sein, wobei bei einer derartigen Ausführungen das Fuel-Ripple-Problem in den Vordergrund tritt und zu dessen Reduzierung zusätzliche Dämpfer erforderlich sind.
Es ist daher die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Kraftstoffzumesseinheit für ein Flugzeugtriebwerk zu schaffen, welches die Nachteile des vorangenannten Standes der Technik vermeidet, eine vereinfachte Ausführung aufweist und die Fuel-Ripple Problematik minimiert. Diese Aufgabe wird ausgehend von einer Kraftstoffzumesseinheit für ein Flugzeugtriebwerk gemäß des Oberbegriffs des Anspruches 1 in Verbindung mit den kennzeichnenden Merkmalen gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind in den abhängigen Ansprüchen angegeben.
Die Erfindung schließt die technische Lehre ein, dass die Förderung und Zumessung des Kraftstoffes durch eine elektromotorisch betriebene Fördereinrichtung mit einer elektrischen Vorpumpe und einer elektrischen Verdrängungspumpe mit verstellbarer Kapazität beispielsweise einer Axialkolbenpumpe oder einer Flügelzellenpumpe erfolgt.
Durch die Umsetzung eines elektrischen Kraftstoffsystems ohne einen mechanischen Abtrieb durch die Gear-Box kann ein hochflexibles System bereitgestellt werden, welches sich durch einen einfachen Aufbau auszeichnet und keine aufwendigen Regelventile mit einem niedrigen Wirkungsgrad erforderlich macht. Insbesondere entfällt die Antriebswelle zwischen der Gear-Box und der Pumpe, so dass der Einsatz von Gleitringdichtungen bei Verwendung wenigstens eines Nassläufer-Motors überflüssig wird. Darüber hinaus sind keine weiteren Kraftstoffzumesseinheiten erforderlich, welche durch Aktuatoren angesteuert werden müssen, die auf die verschiedenen Regelventile wirken. Insbesondere entfällt der Einsatz von stark überdimensionierten Fördereinrichtungen, die auch bei einer maximalen Beschleunigung des Flugzeugtriebwerks mehr Kraftstoff liefern müssen, als das Triebwerk tatsächlich benötigt. Folglich erhöht sich der Wirkungsgrad der Kraftstoffzumesseinheit.
Weitere Vorteile der Erfindung sind, dass die Kraftstoffzumesseinheit für die normale Abschaltung kein Abschaltventil benötigt, sondern es ausreicht, den Motor abzuschalten, und dass die Erfindung keine Einrichtung benötigt, um Leckage der Kraftstoffdüsen in die Brennkammer nach Abstellen des Triebwerks zu vermeiden, sondern dafür der Motor rückwärts läuft und den Kraftstoff aus den Düsen saugt und zurück in den Flugzeugtank pumpt. Erfindungsgemäß sind die Vorpumpe und die Verdrängungspumpe der Fördereinrichtung derart zueinander angeordnet und fluidisch miteinander verbunden, dass der aus dem Kraftstofftank geförderte Kraftstoff zunächst die Vorpumpe und nachfolgend die Verdrängungspumpe durchströmt. Die Vorpumpe ist vorzugsweise als Kreiselpumpe ausgeführt und sowohl die Vorpumpe als auch die Verdrängungspumpe werden mittels eines Elektromotors angetrieben. Dabei ist es von Vorteil, den elektrischen Antrieb der Kreiselpumpe und/oder der Verdrängungspumpe als Nassläufer auszuführen, um den Einsatz von Gleitringdichtungen zu vermeiden. Sowohl die Kreiselpumpe als auch die Verdrängungspumpe können über eine gemeinsame Antriebswelle angetrieben werden, wobei der Antrieb mittels eines einzigen Elektromotors erfolgt. Durch den Einsatz eines Einmotorenkonzeptes in Kombination mit einer verstellbaren Flügelzellenpumpe und den entsprechenden Regelalgorithmen zur Ansteuerung der Pumpendrehzahl sowie der Fördermenge der Pumpen wird erreicht, dass die Dynamik für die Ansteuerung von kraftstoffhydraulischen Aktuatoren ausreichend ist, um die Kraftstoff bereitstellung bei sich schnell ändernden Betriebspunkten des Flugzeugtriebwerkes dynamisch anzupassen.
Vorzugsweise ist die Verdrängungspumpe als verstellbare Pumpe ausgeführt, wobei ein elektrischer oder kraftstoffhydraulischer Aktuator vorgesehen ist, der mit der Verdrängungspumpe zusammenwirkt, um die Fördermenge zur Brennkammer des Flugzeugtriebwerks zu regeln. Durch eine verstellbare Verdrängungspumpe kann eine höhere Drehzahl der Pumpen auch bei geringeren Zumessungen gefahren werden, womit das Problem der Welligkeit des Druckverlaufs im Kraftstoffförderstrom gelöst wird und ein ausreichender Eintrittsdruck zur Vermeidung von Kavitation in der Verdrängungspumpe sichergestellt wird. Der Aktuator wirken derart mit der Verdrängungspumpe zusammen, dass im Falle einer Flügelzellenpumpe die Exzentrizität der Förderkammer, die das Verstellglied der Flügelzellenpumpe bildet, variiert werden kann. Damit ist die Fördermenge durch die Verdrängungspumpe unabhängig von der Drehzahl einstellbar. Dem folgend kann dann, wenn sowohl die Kreiselpumpe als auch die Verdrängungs- pumpe über eine einzige Welle durch einen gemeinsamen Elektromotor angetrieben werden, die Drehzahl der Kreiselpumpe unabhängig von der effektiven Fördermenge der Verdrängungspumpe verstellt werden. Durch diese erfmdungsgernäße Wirkverbindung zweier Pumpenkonzepte, die über einen einzigen Elektromotor angetrieben werden, kann ein vollelektrisches Antriebssystem für eine Kraftzumesseinheit erst erfolgreich umgesetzt werden.
In Ergebnis wird erreicht, dass konventionelle Durchflussmesseinheiten zur Regelung wegfallen, der Betrieb eines elektrischen Kraftstoffsystems mit kraftstoffhydraulischen Aktuatoren möglich wird und das Gesamtkonzept unabhängig von der Gear-Box betreibbar ist. Ferner entsteht keine kritische Wellenfrequenz im Kraftstoffzustrom bei geringen Kraftstoff-Zumessungen, wobei ferner der Einsatz von Gleitringdichtungen entfällt und das Leckagerisiko minimiert wird.
Gemäß einer Weiterbildung der vorliegenden Erfindung ist eine zentrale Steuereinheit vorgesehen, über die wenigstens der Motor und der Aktuator gesteuert werden. Die zentrale Steuereinheit kann mit dem zentralen Steuerungssystem des Triebwerks oder Luftfahrzeugs in Verbindung gebracht sein, um über die aktuelle Zumessung des Kraftstoffs zu den Triebwerken die aktuelle Leistung der Triebwerke zu regeln.
Vorzugsweise sind in der Kraftstoffverbindung zwischen Flügelzellenpumpe und der Brennkammer zumindest ein Druckregelventil zur Regelung des Förderdruckes von kraftstoffhydraulischen Aktuatoren und Sensorventilen, ein Abschaltventil zur Abschaltung des Kraftstoffförderstroms und eine Durchflussmesseinrichtung angeordnet. Von der Durchflussmesseinrichtung gelangt der Kraftstoff an eine Verteilereinheit, um über die Verteilereinheit den Kraftstoff in die Brennkammer einzugeben.
Zwischen der Vorpumpe und der Verdrängungspumpe können ein Kraftstofffilter und/oder ein Kraftstoff-Öl- Wärmetauscher angeordnet sein. Darüber hinaus ist in einer fluidisch parallelen Anordnung zur Verdrängungspumpe ein Druckbegrenzungsventil vorgesehen, um den geförderten Kraftstoff auf einen maximalen Förderdruck zu begrenzen. Dieses Ventil kann als federbelastetes Sitzventil ausgeführt sein, und öffnet bei einer zu großen Differenz des Druckes des Kraftstoffes vor und nach der Verdrängungspumpe. Somit können die Folgen eines Fehlers, beispielsweise bei der Ansteuerung oder dem Betrieb des Aktuators, der auf die Exzentrizitätsverstellung der die Verdrängungspumpe bildenden Flügelzellenpumpe wirkt, erfolgreich vermieden werden. Dieses Druckbegrenzungsventil kann auch als elektrisch angesteuertes Notventil ausgeführt werden, so dass eine Situation der Überlastung des Flugzeugtriebwerks vermieden wird, in dem eine zu große Kraftstoffmenge eingegeben wird.
Zur Bereitstellung des Kraftstoffs aus dem Kraftstofftank kann in oder an diesem eine Hilfspumpe angeordnet sein, welche den Kraftstoff aus dem Kraftstofftank zumindest bis zur Vorpumpe fördert.
Des Weiteren sind zwischen der Kraftstoff leitung, welche den Abschnitt zwischen der Flügelzellenpumpe und dem Druckregelventil darstellt und dem Abschnitt, welcher zwischen dem Kraftstofffilter bis zur Flügelzellenpumpe vorhanden ist, optional ein oder mehrere krafstoffhydraulische Aktuatoren zur Beeinflussung der Geometrie und/oder des Luftstroms (Gasstroms) des Triebwerks vorgesehen. Diese können optional VSV- Aktuatoren sein. Damit kann trotz der erfmdungsgemäßen Ausführung der vollelektrischen Kraftstoffzumesseinheit eine variable Statorblattverstellung, der Einsatz von Abblasventilen, einer Düsenverstellung und dergleichen Anwendung finden.
Weitere, die Erfindung verbessernde Maßnahmen werden nachstehend gemeinsam mit der Beschreibung eines bevorzugten Ausführungsbeispiels der Erfindung anhand der einzigen Figur näher dargestellt.
Die Figur: zeigt eine schematische Ansicht der erfmdungsgemäßen Kraftstoffzumesseinheit für ein Flugzeugtriebwerk zur Förderung und Zumessung von Kraftstoff aus einem Kraftstofftank in die Brennkammer eines Flugzeugtriebwerks.
In der Figur ist die erfindungsgemäße Kraftstoffzumesseinheit 1 gezeigt, welche mit einem Rahmen versehen und zwischen einem Kraftstofftank 2 und einer Brennkammer 3 angeordnet ist. Die Kraftstoffzumesseinheit 1 dient zur Förderung und Zumessung von Kraftstoff zwischen dem Kraftstofftank 2 und der Brennkammer 3, die sich innerhalb des Flugzeugtriebwerkes befindet. Die erfindungsgemäße Kraftstoffzumesseinheit 1 weist eine Vorpumpe 4 und eine als Flügelzellenpumpe ausgeführte Verdrängungspumpe 5 auf, die durch den Kraftstoff aufeinanderfolgend durchströmt werden. Die Bereitstellung des Kraftstoffes aus dem Kraftstofftank 2 kann optional über eine Hilfs- pumpe 16 erfolgen, welche den Kraftstoff vom Tank 2 zur Vorpumpe 4 fördert. Bei niedriger Höhe und kaltem Kraftstoff kann auch auf die Pumpe 16 verzichtet werden bzw. wird sie abgeschaltet oder darf ausfallen.
Die Vorpumpe 4 ist z. B. als Kreiselpumpe ausgeführt und wird über einen Elektromotor 6 angetrieben, welcher zugleich die Verdrängungspumpe 5 antreibt. Aus Gründen der arstellbarkeit ist lediglich eine gestrichelte Linienverbindung zwischen dem Elektromotor 6 und der Vorpumpe 4 sowie der Verdrängungspumpe 5 angegeben, wobei beide Pumpen 4 und 5 auf einer gemeinsamen Antriebswelle betrieben werden, die durch den Elektromotor 6 angetrieben ist. Die Vorpumpe ist als Strömungsmaschine ausgelegt, erzeugt also Druck wobei der Durchsatz variabel ist.
Zur Verstellung der Menge des zu fördernden Kraftstoffs durch die als Flügelzellenpumpe ausgeführte Verdrängungspumpe 5 ist ein Aktuator 7 vorgesehen, welcher mit der Flügelzellenpumpe zusammenwirkt. Die Flügelzellenkammer, in der die Flügelzellen eine Rotationsbewegung ausführen, weist relativ zur Antriebsachse der Flügelzellen eine Exzentrizität auf, welche mit dem Aktuator 7 verstellbar ist. In Abhängigkeit der verstellten Exzentrizität kann die Fördermenge durch die Flügelzeltenpumpe unabhängig von der Drehzahl der Flügelzellen, die über den Elektromotor 6 bereitgestellt wird, verstellt werden. Die Hauptpumpe ist als Verdrängungspumpe 5 ausgeführt, erzeugt also Volumendurchsatz bei variablem Austrittsdruck.
Zur Ansteuerung des Aktuators 7 dient eine Steuereinheit 8, welche schematisch durch einen Kasten im unteren Bereich der Figur dargestellt ist. Über die Steuereinheit 8 wird ebenfalls der Elektromotor 6 angesteuert, um die erforderliche Drehzahl des Elektromotors 6 einzustellen. Zwischen der Verdrängungspumpe 5 und der Brennkammer 3 ist ein Druckregelventil 9 zur Regelung des Förderdruckes von krafstoffhydraulischen Aktua- toren und Servoventilen, ein Abschaltventil 10 zur Abschaltung des Kraftstoffförderstroms und eine Durchflussmesseinrichtung 11 angeordnet. Das Druckregelventil 9 kann mit der Durchflussmesseinrichtung 11 zusammengefasst werden (1 Ventil, 2 Funktionen), um eine aktuelle Durchflussinformation an die Steuereinheit 8 zu liefern. Der zur Brennkammer 3 geförderte Kraftstoff gelangt in eine Verteilereinheit 15, um den Kraftstoff in einer radial gleichverteilt um die Rotationsachse des Triebwerks ausgestalteten Anordnung von Düsen den Kraftstoff gleichförmig in die Brennkammer einzuspritzen. Vorliegend wird der in die Brennkammer 3 eingespritzte Brennstoff als Kraftstoff bezeichnet, wobei der Begriff als Synonym für Treibstoff zu verstehen sei.
Ferner ist ein Aktuator 17 dargestellt, welcher mit der Steuereinheit 8 in Verbindung steht. Durch den Aktuator 17 gelangt ein Rückfördervolumen des Kraftstoffs von der Druckseite zur Eingangsseite der Verdrängungspumpe 5, welche sich zwischen der Vorpumpe 4 und der Verdrängungspumpe 5 befindet. Der Aktuator 17 dient z. B. zur Verstellung der Leitschaufeln des Flugzeugtriebwerkes, wobei dieser nur schematisch dargestellt ist. Zwischen der Vorpumpe 4 und der Verdrängungspumpe 5 ist sowohl ein Kraftstofffϊlter 12 als auch ein Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher 13 eingebracht, welche aufeinanderfolgend mit dem geförderten Kraftstoff durchströmt werden.
Die Erfindung beschränkt sich in ihrer Ausführung nicht auf das vorstehend angegebene bevorzugte Ausführungsbeispiel. Vielmehr ist eine Anzahl von Varianten denkbar, wel- che von der dargestellten Lösung auch bei grundsätzlich anders gearteten Ausführungen Gebrauch macht.

Claims

A n s p r ü c h e
1. Kraftstoffzumesseinheit (1) für ein Flugzeugtriebwerk, die zur Förderung und Zumessung von Kraftstoff zwischen einem Kraftstofftank (2) und einer Brennkammer
(3) des Flugzeugtriebwerkes angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, dass die Förderung und Zumessung des Kraftstoffes durch eine elektromotorisch betriebene Fördereinrichtung mit einer elektrischen Vorpumpe (4) und einer elektrischen Verdrängungspumpe mit verstellbarer Kapazität (5) erfolgt.
2. Kraftstoffzumesseinheit (1) nach Anspruch 15 dadurch gekennzeichnet, dass die Vorpumpe (4) und die Verdrängungspumpe (5) der Fördereinrichtung derart zueinander angeordnet und fluidisch miteinander verbunden sind, dass der aus dem Kraftstofftank (2) geförderte Kraftstoff zunächst die Vorpumpe
(4) und nachfolgend die Verdrängungspumpe (5) durchströmt.
3. Kraftstoffzumesseinheit (1) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Vorpumpe (4) als Kreiselpumpe ausgeführt ist und sowohl die Vorpumpe (4) als auch die Verdrängungspumpe (5) mittels eines Elektromotors (6) angetrieben sind.
4. Kraftstoffzumesseinheit (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass der mindestens eine Elektromotor (6) der Fördereinrichtung als Nassläufer ausgeführt ist, um den Einsatz von Gleitringdichtungen zu vermeiden.
5. Kraftstoffzumesseinheit (1) nach einem der vorgenannten Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass sowohl die Kreiselpumpe als auch die Verdrängungspumpe (5) über eine gemeinsame Antriebswelle angetrieben sind, und der Antrieb mittels eines einzigen Elektromotors (6) erfolgt.
6. Kraftstoffzumesseinheit (1) nach einem der vorgenannten Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass ein elektrischer oder kraftstoffhydraulischer Aktuator (7) vorgesehen ist, welcher mit der Verdrängungspumpe (5) zusammenwirkt, um die Fördermenge zur Brennkammer (3) des Flugzeugtriebwerkes zu regeln.
7. Kraftstoffzumesseinheit (1) nach einem der vorgenannten Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass eine zentrale Steuereinheit (8) vorgesehen ist und über die wenigstens der Motor (6) und der Aktuator (7) angesteuert sind.
8. Kraftstoffzumesseinheit ( 1 ) nach einem der vorgenannten Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass in der Kraftstoffverbindung zwischen der Verdrängungspumpe und der Brennkammer (3) zumindest ein Druckregelventil (9) zur Regelung des Förderdruckes, ein Abschaltventil (10) zur Abschaltung des Kraftstoffförderstromes und eine Durchflussmesseinrichtung (11) angeordnet sind.
9. Kraftstoffzumesseinheit (1) nach einem der vorgenannten Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen der Vorpumpe (4) und der Verdrängungspumpe (5) ein Kraftstofffilter (12) und/oder ein Kraftstoff-Öl- Wärmetauscher (13) angeordnet ist.
10. Kraftstoffzumesseinheit ( 1 ) nach einem der vorgenannten Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass in einer fluidisch parallelen Anordnung zur Verdrängungspumpe (5) ein Druckbegrenzungsventil (14) angeordnet ist, um den geförderten Kraftstoff auf einen maximalen Förderdruck zu begrenzen.
11. Verfahren zur Zumessung von Kraftstoff mittels einer Kraftstoffzumesseinheit (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass zur Einstellung des Förderstromes des Kraftstoffes die Drehzahl des Elektromotors (6) und/oder die Stellung des Aktuators (7) verstellt wird.
12. Verfahren nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass die Regelung der Kraftstoffzumessung durch die zentrale Steuereinheit (8) erfolgt, durch die die Drehzahl des Elektromotors (6) und die Stellung des Aktuators (7) derart aufeiander abgestimmt wird, dass der Wirkungsgrad der Verdrängungspumpe (5) maximiert ist, Fuel-Ripple vermieden wird und Kavitation am Eintritt der Verdrängungspumpe vermieden wird.
PCT/DE2008/001709 2007-10-27 2008-10-20 Kraftstoffzumesseinheit für ein flugzeugtriebwerk WO2009052794A2 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE200710051498 DE102007051498A1 (de) 2007-10-27 2007-10-27 Kraftstoffzumesseinheit für ein Flugzeugtriebwerk
DE102007051498.2 2007-10-27

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