CN117295883A - 用于飞行器发动机的燃料供应系统 - Google Patents

Abstract

系统包括：‑燃料储罐；‑抽吸管道，该抽吸管道连接到储罐并被定位成高于储罐；‑电动泵(36)；‑供应泵，该供应泵被配置成由附件齿轮箱机械地驱动，并在出口处连接到发动机的燃料供应回路；和‑空气排放口(26)。电动泵(36)独立于供应泵与抽吸管道连通，并与排放口连通。供应泵独立于电动泵与抽吸管道连通。

Description

用于飞行器发动机的燃料供应系统

技术领域

本发明涉及飞行器发动机的燃料回路。本发明特别地涉及直升机涡轮轴发动机的燃料供应。

背景技术

在飞行器燃气涡轮发动机的燃料回路中，流速的产生通常提供给所谓的“高压”(HP)容积泵，该“高压”容积泵由燃气涡轮发动机的转子经由附件齿轮箱进行驱动，换句话说，经由由燃气涡轮发动机的发动机轴驱动的齿轮系进行驱动。转子本身被设定为通过燃料的燃烧而进行旋转。还可以在容积泵的上游设置所谓的“低压”(BP)离心泵，以保证容积泵入口处有足够的压力，从而避免空蚀现象。

在某些飞行器(通常是直升机)上，发动机被安装在飞行器的上部中，而燃料储罐位于飞行器的下部中。

只有在高压泵的入口处存在液体燃料的情况下，才能保证发动机的燃料回路的正常运作。然而，在启动或重新启动时，该回路中可能存在空气或燃料蒸汽。

例如，在导致发动机或燃料回路设备部件的拆卸或安装的维护操作之后，可以在下一次的首次重新启动时注意到空气的存在。类似地，当发动机停止时，进气可能发生在动态或半动态密封件或阀处。在此，同样，在早上首次重新启动发动机时注意到空气的存在。同时，蒸汽的存在可能是在挥发性燃料存在的情况下重新启动热发动机时燃料蒸发的结果。燃料回路中存在空气或蒸汽相阻止、延迟或可能在启动期间中断燃料供应，从而影响燃料供应的成功。

为了解决这个问题，已知的是，使用位于燃料储罐中的一个或多个泵送构件(通常是电动泵送构件)，旨在通过对任何气泡进行压缩来促进燃料的供应。类似地，在储罐侧存在这种泵送系统的情况下，在发动机中与朝向储罐的返回通道连接的排放闭合构件目前用于在发动机启动之前排出空气。

然而，即使从储罐延伸到发动机的燃料柱最初有排空的风险，飞行器制造商也可能希望省去在储罐处设置泵送构件。这种应用是专门为中小型发动机制定的。换句话说，发动机必须是自起动式的。飞行器制造商也可能希望省去朝向储罐的返回管道。

因此，本发明的目的在于省去燃料储罐中的泵送构件，或者也省去朝向储罐的返回管道。

发明内容

为此，根据本发明提供了用于飞行器发动机的液体燃料供应系统，系统包括：

-燃料储罐，

-抽吸管道，该抽吸管道连接到储罐并被定位成高于储罐，

-电动泵，

-供应泵，该供应泵被配置成由附件齿轮箱机械地驱动并在出口处连接到发动机的燃料供应回路，以及

-空气排放口，

电动泵独立于供应泵与抽吸管道连通，并且与排放口连通，供应泵独立于电动泵与抽吸管道连通。

因此，电动泵能够排出位于供应泵上游的燃料回路中的任何气体。该电动泵由电动马达独立于由燃气涡轮发动机的高压(HP)轴的旋转驱动的附件齿轮箱的齿轮的旋转而驱动。因此，该电动泵可以特别地在燃气涡轮发动机启动之前被致动，使得在启动时由供应泵泵送的燃料不含气泡。在这些条件下，不再需要在燃气涡轮发动机启动之前在储罐本身中设置泵来排出气体。应当注意，一旦空气被排出，该装置不会将任何液体排放到排放口。

本发明使得能够在飞行器中节省质量。本发明降低了错误启动或与维护操作相关的风险。本发明需要在燃料回路的两个点处进行液压连接，但不会在该燃料回路、特别是该燃料回路的泵上产生任何应力。该解决方案还省去了通常适用于低压泵(如果存在的话)和某些液压机械单元(hydromechanical unit，HMU)的设计限制。本发明可以容易地适用于现有的发动机。这种排放装置不一定需要电力电子设备。排放口保持干燥。还可以看出，由于本发明的布置，电动泵与主燃料回路分离，因此不会破坏该主燃料回路。本发明省去了在维修操作之后对发动机进行排气以修复燃料回路的需要。

已知的是，在直升机的情况下，供应回路相对于燃料流从上游到下游包括储罐、低压泵、过滤器和高压泵，储罐被定位成高于过滤器。于是，电动泵可以邻接到主过滤器，以形成单个单元。因此，当在过滤器上游设置低压泵时，这将优选地(或者甚至必须地)是离心泵：该泵即使停止，也必须是液体可渗透的，从而使得电动泵能够从储罐中抽吸燃料。相反，停止的容积泵(例如带齿轮的容积泵)实际上是不可渗透液体的。

此外，本发明可以具有以下特征中的至少一个：

-抽吸管道借助于从储罐连续向上延伸的管道连接到储罐；

-系统包括空气/液体分离室，该空气/液体分离室流体地串联设置在电动泵的出口与排放口之间；

-具有液压保险器功能的阀流体地串联设置在空气/液体分离室的出口与排放口之间，阀被配置成当液体燃料进入阀时关闭；

-阀被配置成当阀的相对于通过系统的燃料流的方向的上游端与阀的下游端之间的压差大于给定阈值时关闭；

-系统包括闭合构件，该闭合构件在相对于电动泵形成旁路的管道中延伸，闭合构件被配置成当电动泵经受超过给定阈值的压差时实现连通；

-系统包括检查装置，该检查装置被配置成使得当电动泵停止时，没有气体或液体能够从相对于通过系统的燃料流的方向位于电动泵的下游的管道进入电动泵，该装置例如与阀是分立的或结合到阀中；

-电动泵位于燃料回路相对于通过系统的燃料流的方向在供应泵的上游延伸的部分的最高点处；和

-供应泵形成第一供应泵，系统包括第二供应泵，该第二供应泵相对于通过系统的燃料流的方向在电动泵的上游延伸。

根据本发明还提供了一种飞行器，该飞行器包括发动机，诸如燃气涡轮发动机，该发动机被配置成由根据本发明的系统供应燃料，发动机包括高压轴，该高压轴被配置成通过燃料的燃烧旋转地驱动并驱动供应泵。

该飞行器可以例如是旋翼飞行器。

最后，根据本发明提供了一种用于向飞行器发动机供应燃料的方法，在该方法中：

-独立于发动机的燃料供应泵，发动机的电动泵从位于飞行器上的储罐中泵送燃料并通过排放口排出气体，以及

-独立于电动泵，供应泵从储罐中泵送燃料并供应发动机。

附图说明

现将参考附图以非限制性示例的方式来阐述本发明的实施例，其中：

-图1是根据本发明的实施例的飞行器涡轮喷气发动机的轴向截面图；

-图2是图1的涡轮喷气发动机的附件齿轮箱的透视图；

-图3和图4示出了图1的发动机的燃料回路；

-图5是上一幅图的回路的一部分的细节图；和

-图6示出了前一幅图的回路的阀的运作的两个视图；

-图7A至图7C示出了另一实施例中的阀的运作的三个步骤；以及

-图8是这种阀的详细示例性实施例的轴向截面图。

具体实施方式

图1示出了根据本发明的实施例的飞行器涡轮喷气发动机2，在此是双轴式飞行器涡轮喷气发动机。该飞行器涡轮喷气发动机围绕主纵向轴线X-X延伸。该飞行器涡轮喷气发动机包括高压轴4和低压轴6。该飞行器涡轮喷气发动机从左到右(即，相对于流经燃气涡轮发动机中运作的主流动路径的气流从上游到下游)包括：风扇8、高压压缩机10、燃烧室12、高压涡轮14和低压涡轮16。

高压轴4被配置成通过燃料的燃烧而旋转地驱动。

涡轮喷气发动机包括径向轴20，该径向轴以本身已知的方式与高压轴4接合，以由该高压轴旋转地驱动。

该涡轮喷气发动机还包括图2所示的附件齿轮箱18，某些设备部件在其中就位。箱包括传递轴22，该传递轴平行于主轴线X-X、远离主轴线并由径向轴20旋转地驱动。从发动机芯部的动力连接器，通过径向轴20和传递轴22，附件齿轮箱18以本身已知的方式驱动并支撑设备部件，诸如燃油泵、发电机、润滑单元、起动器、脱脂器以及其他构件，这些构件共同形成发动机的所有辅助设备和用于飞行器发电。

下文是对涡轮喷气发动机的燃料供应回路、特别是该回路的构件(一些构件由附件齿轮箱18承载)的描述。

回路包括抽吸管道24(图4)、排放口26(图5)以及形成出口28(图4)的下游供应管道，抽吸管道、排放口和下游供应管道中的每一个都通向箱的外部。

在这种情况下，该回路还包括低压供应泵30和高压供应泵32。这两个泵由轴向次级转子22以本身已知的方式旋转地驱动，这将不再赘述。

回路还包括起动装置34，特别是包括用于起动燃料泵送的电动泵36。

飞行器还配备有位于燃气涡轮发动机外部的至少一个燃料储罐40，如图4所示。

图3和图4示出了燃料回路的主要布置。低压泵30通过管道24借助于管道42与储罐40连通。管道42从储罐连续地向上延伸。

因此，该低压泵确保了燃料在回路中的首次压力上升。该低压泵将燃料送入再热器44(燃料被油加热)，然后送入过滤器46，最后送入高压泵32。该高压泵32将燃料送入形成燃料计量单元的调节器48，然后通过用于喷射器的流量分配构件50，最后一直送到涡轮喷气发动机的喷射器52。因此，按照相对于燃料流经回路的流动方向从上游到下游的顺序，以下构件在该回路中串联地布置：低压泵30、再热器44、过滤器46、高压泵32、调节器48、分配构件50和喷射器52。调节器48还通过返回管道连接到再热器44上游的燃料回路，以将过量的泵送燃料返回到回路中。在变型中，返回也可以在再热器的下游实现。

起动装置34通过旁路管道54在再热器44的下游连接到再热器44，从而使从再热器44通向过滤器46的管道分支。首先是将起动装置34连接到高压泵32上游的高点的情况；在图5中，该装置连接到过滤介质上游的过滤块中的高点。

因此，起动装置34位于再热器44的下游。这同样适用于过滤器46。然而，该装置和过滤器并不位于彼此的下游。

还可以看出，低压泵30位于电动泵36的上游。该低压泵独立于电动泵36与管道24连通。这同样适用于高压泵32。低压泵和高压泵被配置成由附件齿轮箱18旋转地驱动。

下文是参照图5对起动装置34的详细描述。

起动装置34与过滤器46上游的入口连通。

电动泵36在此是小容积泵，也称为微泵。电动泵位于燃料回路在高压泵32上游延伸的一部分的最高点。

该装置包括位于电动泵36下游的空气/燃料分离室56。该空气/燃料分离室可以是通过重力和/或气旋效应进行运作的腔室。

因此，可以看出，电动泵36与管道24和排放口26连通，每次都独立于低压泵和高压泵。泵36优选地位于局部低点，使得即使在空气进入的情况下，无论该空气的来源如何，都能保持该泵36“湿润”。具体地，与干式泵相比，湿式泵在空气中通常具有更好的性能。

空气/燃料分离室56具有以下述方式分离空气和燃料的功能：

-优先地，沿排放方向排出空气，以及

-优先地，将燃料输送至泵送构件。如果在空气泵送阶段，泵通过向下游排出燃料而变干，则空气/燃料分离室使得能够在重力作用下将液体带回泵。

因此，分离室能够满足下述某些建议：

-在低点处进入泵送构件；

-在与入口不同的轴线上的高点处朝向排放口离开；

-实现空气/燃料分离的低平均速度，例如小于1米/秒。

泵36下游的通道和分离室56的总体积必须大于或等于浸没泵送构件所需的体积。

起动装置34包括具有液压保险器功能的阀58，该阀58流体地串联设置在空气/燃料分离室56的出口与排放口26之间。阀被配置成当阀的上游端与下游端之间的压差大于预定阈值时关闭。

这种阀是本身已知的并且可以以不同的方式布置。例如参照图6的结构来说明该阀的工作原理。该阀在此包括主体60和环形构件62，该环形构件可滑动地安装在主体中并且包括用于流体的中心通道。因此，该通道62在阀的第一开口处形成阀的可动孔。阀还包括指状部64，该指状部的后端刚性地附接到主体的一端，该指状部的自由的另一端沿构件62的方向进行定向。弹簧66一方面支承在指状部的后端上，另一方面支承在滑动构件62上，以使滑动构件移动远离指状部。阀包括与弹簧和指状部相对地延伸的侧向开口67。该开口在下游与排放口26连通。

考虑施加在滑动构件62上的上游外部压力与施加在侧向开口67上的下游外部压力之间的差异。

图6的第一个视图示出了阀的通过配置。滑动构件62通过弹簧66保持远离指状部64的端部，使得流体可以通过滑动构件进入阀内，并且经由侧向开口67从阀中离开。因此，流体通过阀从上游流向下游。当通过流体是气体(例如，由电动泵36冲洗的空气和燃料蒸汽的混合物)时，该气体通过滑动构件62几乎不在滑动构件62的上游与下游之间产生负载损失，使得阀保持处于其通过配置。

当大量的基本上是液体的燃料到达阀58时，意味着液体燃料通过阀对空气进行冲洗而从储罐中被带到电动泵36的出口，液体在阀的上游与下游之间通过所产生的负载损失使得在滑动构件62上产生力。这种力倾向于抵抗弹簧66的作用使滑动构件62移位，直至该滑动构件抵接指状部64。然后，指状部的端部阻塞构件62的中心通道的孔，从而阻挡液体流动。然后，阀处于非通过配置，如图6的第二个视图所示。

因此，阀具有对液体的通过做出反应的液压保险器功能。当阀中出现大量液体燃料时，该阀关闭。特别是由构件62的中心通道的孔的直径以及弹簧66的整定值(tarage)决定的阀的阈值被选择成使得电动泵36能够通过止回阀(参见下文)对空气进行冲洗，而不对阀进行锁定。当燃料进入电动泵时，由于空气和燃料之间的密度不同，因此电动泵产生的相同体积流量对阀进行锁定。因此，该阀对空气和燃料进行区分。该阀在不需要设置检测构件的情况下避免了在排出空气之后将液体燃料排放到排放口中。

起动装置34还包括闭合构件57，例如球和弹簧类型的闭合构件，提供检查功能。因此，该闭合构件被配置成使得当电动泵36停止时，没有气体或液体能够从位于电动泵下游的管道进入电动泵36。阀58和闭合构件57形成分配构件。根据为阀选择的构造，闭合构件可以结合到阀中。

由于管道42中的燃料可以沿着整个起动装置34产生减压，因此该闭合构件特别有用。在任何情况下，在直升机上，装置34必须被特别地密封在弹簧66的整定值之下。当发动机停止时，闭合构件入口处的压力通常小于P0，P0是与相对于直升机的储罐的高度差相关的测压高度。

装置34还可以包括过压闭合构件69，该过压闭合构件在相对于电动泵36形成旁路的管道70中延伸。因此，旁路管道以流体平行于包括电动泵36的管道的方式从分离室56一直延伸至过滤器46的上游入口。闭合构件69被配置成当电动泵36经受超过预定阈值的压差时实现连通。因此，如果必要的话，一旦阀被锁定，该闭合构件就可以限制压力。该闭合构件是可选的。

例如，本发明的方法可以实施如下。

假设涡轮喷气发动机已停止且尚未启动。

启动电动泵36。这不需要启动涡轮喷气发动机。

电动泵36首先泵送位于将电动泵连接到储罐的管道42中的气体，因为如果在那里发现气体，则该气体至少位于管道42的顶部一直到该管道与抽吸管道24之间的连接处。如此泵送的气体穿过低压泵30、再热器44，然后穿过电动泵36、分离室56，最后穿过阀58和闭合构件57，由排放口26排出。

气体被优先泵送。当不再存在任何气体时，泵送的是液体燃料，直至该液体燃料进入阀58，在阀58处，该液体燃料在阀的入口处产生压力增加，导致阀关闭。

然后停止电动泵36，因为燃料供应回路由于几乎一直被填充到过滤器46而被起动。因此可以看出，独立于低压泵和高压泵，电动泵从储罐中泵送燃料。

然后启动涡轮喷气发动机(或涡轮轴发动机)以使高压轴4旋转。独立于电动泵，低压泵和高压泵从储罐中泵送燃料以供应燃气涡轮发动机的喷射器。

因此，一个是涉及用于起动燃料回路的电动泵，该电动泵排出空气但不排出燃料。由于阀58，排放口保持干燥。

图7A至图7C和图8示出了阀58’的另一实施例。例如，当飞行器是直升机时，该阀58’是可用的。这次，检查功能被结合到该阀中。

阀58’包括具有前开口82和后开口84的筒体80。连接到分离室56的燃料供应管道86包括分支，使得该燃料供应管道一方面与前开口82连通，另一方面与后开口84连通。限制件88或喷嘴插入在分支与前开口82之间。

活塞90通过在筒体80中滑动而可动地安装，活塞90在筒体80中界定出前腔室92和后腔室94，该前腔室92在阀98打开时能够与前开口82连通，该后腔室94与后开口84连通。排放口26也侧向地通向前腔室92。

活塞90被具有高整定值的弹簧96朝向后开口84收回，弹簧一方面支承抵靠筒体80的前端，另一方面支承抵靠活塞的肩部。弹簧96例如被选择成使得活塞90在经受至少100kPa的压差时朝向筒体的前部行进。正是将阀98设置在抵接部上阻止了组件的向前移位。

阀被布置成使得后开口84从不关闭：这是因为在后腔室94中活塞90的流体压力施加在其上的表面S必须保持恒定，使得力F＝P×S仅取决于压力P。因此，后腔室94的底部与活塞90之间将保持最小的距离，该距离在此通过止动件77获得，该止动件77由活塞的支承抵靠筒体80肩部的前环形肩部形成，如图8所示。

活塞90的前端支承阀98，该阀98通过在活塞中滑动而可动地安装，并通过具有低整定值的弹簧100沿筒体的前端的方向恢复。第一弹簧96的整定值高于第二弹簧的整定值。具有低整定值的弹簧100被选择成使得阀98在经受至少15kPa的压差时打开。

图7A示出了第一位置，并且对应于起动微泵36未被激活的停止情况。于是，微泵入口处的流体压力基本上等于排放口26中的(大气)压力，施加在阀58’上的压差实际上为零。因此，阀保持关闭。活塞90支承在筒体的肩部上，而不关闭后开口84。同时，阀98支承抵靠筒体的前端，使得前开口82被关闭，并且排放口26因此不与管道86连通。发动机停止，并且阀入口处的压力通常小于P0(即，与相对于直升机的储罐的高度差相关的测压高度)。

在图7B中，第二位置对应于微泵36被激活并且入口处的流体基本上是气态的情况。尽管存在限制件88，但通过泵排出的气体的压力足以打开阀的前开口82：阀98抵抗其弹簧100的作用向右侧移动。同时，气体压力不足以使右侧腔室94中的气体向左侧推动活塞90，活塞的弹簧96的力占优势。因此，阀的前开口82保持打开，并且气体可以被排出到排放口26中。

最后，在图7C中，第三位置对应于微泵36被激活并且入口处的流体基本上是液体的情况。由于限制件88的存在，前腔室92中的流体压力小于后腔室94中的流体压力。由于弹簧96被设定成使得施加在活塞90上的压差相对于弹簧的力占优势，因此活塞90被推回左侧，随之驱动阀98，直至阀98在压缩弹簧100的同时支承抵靠其阀座，从而关闭阀的前开口82。因此，排放口26不再与入口管道86连通。

因此，该阀58’通过燃料自动锁定并通过空气自动解锁。

图8示出了该阀的详细示例性实施例。于是，阀98在关闭位置向左侧支承抵靠O形环102。当阀打开时，空气经由形成在阀的圆柱形主体上的外部纵向凹槽104一直通到排放口。筒体80在此形成为两个部分81、83，即，在图8中位于右侧的围绕活塞90的部分81和位于左侧的围绕阀98前部的部分83。

将本发明应用于诸如为直升机的旋翼飞行器是有益的。在这种情况下，有利的是，将电动泵36放置在飞行器的燃料回路的最高点处，如图4所示。

当然，在不脱离本发明的范围的情况下，可以对本发明进行许多修改。

本发明也适用于其他类型的飞行器发动机，例如小型直升机的热活塞式发动机。

低压泵30和再热器44不是不可或缺的。可以同时省去低压泵和再热器中的任何一者或两者。如果两者都被省去，则供应系统的管道24恰好位于主过滤器与起动装置34之间的连接处的上游。

Claims (11)

1.用于飞行器发动机(2)的液体燃料供应系统，所述系统包括：

-燃料储罐(40)，

-抽吸管道(24)，所述抽吸管道连接到所述储罐(40)并被定位成高于所述储罐(40)，

-电动泵(36)，

-供应泵(32)，所述供应泵被配置成由附件齿轮箱(18)机械地驱动，并在出口处连接到所述发动机(2)的燃料供应回路，以及

-空气排放口(26)，

所述电动泵(36)独立于所述供应泵与所述抽吸管道连通，并且与所述排放口连通，所述供应泵(32)独立于所述电动泵与所述抽吸管道连通。

2.根据前一项权利要求所述的系统，其中，所述抽吸管道(24)借助于从所述储罐连续地向上延伸的管道(42)连接到所述储罐(40)。

3.根据前述权利要求中任一项所述的系统，其中，所述系统包括空气/液体分离室(56)，所述空气/液体分离室流体地串联设置在所述电动泵(36)的出口与所述排放口(26)之间。

4.根据前一项权利要求所述的系统，其中，具有液压保险器功能的阀(58；58’)流体地串联设置在所述空气/液体分离室(56)的出口与所述排放口(26)之间，所述阀被配置成当液体燃料进入所述阀时关闭。

5.根据前一项权利要求所述的系统，其中，所述阀(58)被配置成当所述阀的相对于通过所述系统的燃料流的方向的上游端与所述阀的下游端之间的压差大于给定阈值时关闭。

6.根据前述权利要求中任一项所述的系统，其中，所述系统包括闭合构件(69)，所述闭合构件在相对于所述电动泵(36)形成旁路的管道(70)中延伸，所述闭合构件被配置成当所述电动泵经受超过给定阈值的压差时实现连通。

7.根据前述权利要求中任一项所述的系统，其中，所述系统包括检查装置(57；90，98)，使得当所述电动泵停止时，没有气体或液体能够从相对于通过所述系统的燃料流的方向位于所述电动泵的下游的管道进入所述电动泵(36)，所述装置例如与根据权利要求4所述的阀(58)是分立的或结合到所述阀(58’)中。

8.根据前述权利要求中任一项所述的系统，其中，所述电动泵(36)位于所述燃料回路相对于通过所述系统的燃料流的方向在所述供应泵(32)的上游延伸的一部分的最高点处。

9.根据前述权利要求中任一项所述的系统，其中，所述供应泵(32)形成第一供应泵，所述系统包括第二供应泵(30)，所述第二供应泵相对于通过所述系统的燃料流的方向在所述电动泵(36)的上游延伸。

10.飞行器，所述飞行器包括发动机(2)，诸如燃气涡轮发动机，所述发动机被配置成由根据前述权利要求中任一项所述的系统供应燃料，所述发动机(2)包括高压轴(4)，所述高压轴被配置成通过燃料的燃烧而旋转地驱动并驱动所述供应泵(32)。

11.用于向飞行器发动机(2)供应燃料的方法，在所述方法中：

-独立于所述发动机的燃料供应泵(32)，所述发动机的电动泵(36)从位于飞行器上的储罐(40)中泵送燃料并通过排放口(26)排出气体，以及

-独立于所述电动泵，所述供应泵(32)从所述储罐中泵送燃料并供应所述发动机。