航空发动机燃油系统及其喉嘴距可变射流泵

摘要

一种航空发动机燃油系统及其喉嘴距可变射流泵，以保证射流泵结构与燃油系统的匹配性。其中的喉嘴距可变射流泵的包括设置于泵体内的弹性件，喉管为一个独立实体且可移动地设置于泵体内，泵体提供有喉管的第一止点和第二止点，弹性件提供弹性力于喉管上，以使喉管保持在泵体内的第一止点，喉管的射流压力大于设定值时能克服弹性件的弹性力迫使喉管向第二止点移动，喉管与喷嘴的距离定义为喉嘴距，喉嘴距在喉管于第一止点时最大且在喉管于第二止点时最小。

说明书

技术领域

本发明涉及射流泵，尤其涉及航空发动机燃油系统中的射流泵。

背景技术

传统航空发动机燃油系统主要由低压泵、高压泵、计量活门、高压关断活门、回油活门、压差活门、燃油总管和燃油喷嘴等组成，飞机来油经过低压泵和高压泵增压后，通过计量活门和高压关断活门进入燃油总管和燃油喷嘴供至发动机燃烧室。计量活门用于计量到发动机燃烧室的燃油量；高压关断活门用于保持系统有足够的最小伺服压力，并在发动机停车后切断至发动机燃烧室的燃油；压差活门用于保证计量活门前后压差恒定，这样控制计量活门的位置便能控制至燃烧室的燃油量；回油活门用于将高压泵提供的多余发动机需求的燃油回至低压泵后。

由于高压泵多采用定排量泵，而高压泵转轴与转子通过齿轮传动。这样就有一种结果，在发动机转速较高但需求燃油流量较小时大量的高压燃油会通过回油活门回至低压泵后，造成液压功率虚耗，燃油系统温度升高等一系列问题，有一种方案是在回油活门后增加射流泵以提高液压功率使用率。

但航空发动机燃油需求量最大值与最小值相差很大，反映在射流泵设计中，就是引射流(回油)与被引射流(去燃烧室)差别很大，引射流与被引射流之比Q变化很大，在空慢等大转速小流量点时，Q值在100左右，而在大转速大流量点如起飞时，Q值为1左右，射流泵结构与燃油系统匹配困难，无法做出一种固定结构的射流泵在所有发动机状态点保证较高的效率与较大的扬程比。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机燃油系统及其喉嘴距可变射流泵，以保证射流泵结构与燃油系统的匹配性。

根据本发明的喉嘴距可变射流泵，包括泵体以及在所述泵体内设置的喷嘴、混合室以及喉管，其特点是，该喉嘴距可变射流泵还包括设置于所述泵体内的弹性件，所述喉管为一个独立实体且可移动地设置于所述泵体内，所述泵体提供有所述喉管的第一止点和第二止点，所述弹性件提供弹性力于所述喉管上，以使所述喉管保持在所述泵体内的第一止点，所述喉管的射流压力大于设定值时能克服所述弹性件的弹性力迫使所述喉管向所述第二止点移动，所述喉管与所述喷嘴的距离定义为喉嘴距，所述喉嘴距在所述喉管于所述第一止点时最大且在所述喉管于所述第二止点时最小。

在一实施例中，所述泵体包括用于设置所述喉管的喉管壳体以及用于设置所述喷嘴的喷嘴壳体，所述喉管壳体和所述喷嘴壳体对接，所述喷嘴壳体内形成内轴肩，所述喉管提供外轴肩，所述弹性件的一端施加作用力于所述外轴肩并且另一端施加作用力于所述内轴肩，所述内轴肩至所述外轴肩之间形成所述混合腔室。

在一实施例中，所述内轴肩为所述第二止点。

在一实施例中，所述喉管壳体提供内轴肩，所述喉管壳体的所述内轴肩为所述第一止点。

在一实施例中，所述喉嘴距的变化范围为所述喷嘴的0.5倍到1倍。

根据本发明的航空发动机燃油系统，包括低压泵、高压泵、回油活门以及射流泵，所述回油活门输出的燃油作为所述射流泵的引射流，所述低压泵输出的燃油作为所述射流泵的被引射流，所述高压泵的输入燃油为所述射流泵的出射流，其中，所述射流泵为任一所述的喉嘴距可变射流泵。

根据本发明的喉嘴距可变射流泵结构具有以下有益效果：

1.利用弹性件制成可伸缩式喷管，根据发动机燃油系统状态进行自发调整，保证射流泵结构时刻工作在较高的效率点上，自动保证了射流泵结构与燃油系统的匹配性。

2.通过利用传统航空发动机燃油系统状态压力与流量分配规律自动实现较高效率的射流泵结构，不需额外增加控制设备，不增加发动机控制系统的复杂程度。

附图说明

本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1为根据本发明的航空发动机燃油系统的方块图。

图2为根据本发明的喉嘴距可变射流泵的剖视图。

图3为该喉嘴距可变射流泵的第一工作状态的示意图。

图4为该喉嘴距可变射流泵的第二工作状态的示意图。

图5为该喉嘴距可变射流泵的另一实施例的示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。

需要注意的是，附图均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本发明实际要求的保护范围构成限制。

如图2所示，航空发动机燃油系统包括低压泵1、高压泵2、计量活门3、高压关断活门4、回油活门5、压差活门6、燃油总管8和燃油喷嘴7以及射流泵9，飞机来油经过低压泵1、射流泵9、高压泵2增压后，通过计量活门3和高压关断活门4进入燃油总管8和燃油喷嘴7供至发动机燃烧室。计量活门3用于计量到发动机燃烧室的燃油量。高压关断活门4用于保持系统有足够的最小伺服压力，并在发动机停车后切断至发动机燃烧室的燃油。压差活门6用于保证计量活门3前后压差恒定，这样控制计量活门3的位置便能控制至燃烧室的燃油量。回油活门5用于将高压泵2提供的多余发动机需求的燃油作为引射流汇流到射流泵9。

图2示出了射流泵9的剖视图。如图2所示，射流泵9包括喉管壳体901、喉管902、弹性件903、喷嘴壳体904和喷嘴905，喉管壳体901和喷嘴壳体904构成射流泵9的泵体，在如图2所示的实施例中，二者是分体件并对接，在另一实施例中，二者可以是一体件。喷嘴905设置在喷嘴壳体904中，在如图所示的实施例中，二者是分体件，但在另一实施例中，喷嘴905可以一体成型于喷嘴壳体904中。喷嘴905的入口侧具有一段等径的喷管段，在出口侧具有一段渐缩的管段，其入口用于接收引射流，即回油活门5输出的燃油。喉管902在其入口段具有一段实质上等径的管段，在其出口侧具有一段渐扩的管段。喉管902设置在喉管壳体901内，与喷嘴905对置，二者可以共轴线设置，喉管902的入口管径可以大于喷嘴905的出口管径。喷嘴壳体904提供有内轴肩9041，喉管902提供有外轴肩9021，弹性件903可以是螺旋弹簧，其一端抵靠在喉管902的外轴肩9021上，另一端抵靠在喷嘴壳体904的内轴肩9041上。喉管902以喷嘴壳体904的内轴肩9041为第二止点，并且以喉管壳体901上提供的内轴肩9011为第一止点，随着射流压力的变化，在第一止点和第二止点之间移动。当喉管902位于第一止点时，弹性件903也施加有弹性力作用于喉管902上，使喉管902保持在第一止点，随着喷嘴905的引射流的增加，喉管902输出的射流压力随之增加，射流压力抵消弹性件903的弹性力后，喉管902由第一止点向第二止点移动，直到射流压力和弹性力达到平衡的位置，最多移动到第二止点。

在另一实施例中，第一止点可以不是喉管壳体901的内轴肩9011，例如为可以固定设置于喉管壳体901的固定件。另外，弹性件903施加于喉管902上的弹性力也不限于为压缩力，可以是其他方式，例如提供拉力作为回复力。

在如图所示的实施例中，喉管902的入口管径要大于喷嘴905的出口管径，在第二止点，喉管902的入口套在喷嘴905的出口外侧。

继续参照图2，被引射流的入口9042设置在喷嘴壳体904上，喉管902的外轴肩9021和喷嘴壳体904的外轴肩9041之间的泵体内腔作为射流泵的混合室，混合室也可以称之为引射室，入口9042接受来自低压泵1的传输的燃油，经过回油活门5输出的燃油引射后，在喉管902入口处因周围的流体被射流卷走而形成真空，被引射流因此从入口9042处吸入，随后引射流和被引射流在喉管902内混合并进行动量交换，使被输送的流体动能增加，喉管902的直径渐扩部分将大部分动能转换为压力能。

图3为图1所示的系统在小回油状态下的结构示意图，引射流即来自回油活门5的然后与被引射流即来自于低压泵1的燃油的流量之和等于高压泵2的排量，被引射流流量与通过燃烧室流量相等。由于回油活门5接收的高压回油流量较小，射流增压后出射流的压力较低，无法克服弹性件903预设弹力，射流泵9工作在大喉嘴距状态，此时可以获得较高的扬程比和引射效率。在优选的实施例中，此时的喉嘴距约等于喷嘴直径，在此喉嘴距下射流泵可以达到较高的效率与较大的扬程比。

图4为图1所示的系统在大回油状态下的结构示意图，由于回油活门5接收的高压回油流量较大，因此喉管902输出的射流增压后，出射流的压力较高，克服弹性件903预设弹力，并最终停在力平衡位置，射流泵9工作在较小喉嘴距状态，经与燃油系统的匹配设计后，可使射流泵获得较高的扬程比和引射效率。在优选的实施例中，在发动机状态为大转速小流量或其他回油流量较大的状态点时，由喷嘴射流的燃油流量较大，最终的射流增压能力较高，射流泵喉管在弹簧作用下向右移动，喉嘴距减小，此时，喉嘴距约等于0.5倍的喷嘴直径，在此喉嘴距下射流泵可以达到较高的效率与较大的扬程比。

图5示出了本发明的另一实施例，在该实施例中，喉管902的第二止点为凸设于喉管壳体901内壁的止动件910，止动件910与喉管902的外轴肩9021相配合。止动件910与外轴肩9021配合的部分可以是偏心结构，通过转动止动件910从而可以在偏心范围内调节第二止点的位置。

可以看出，根据本发明的喉嘴距可变射流泵结构具有以下有益效果：

1.利用弹性件制成可伸缩式喷管，根据发动机燃油系统状态进行自发调整，保证射流泵结构时刻工作在较高的效率点上。

2.通过利用传统航空发动机燃油系统状态压力与流量分配规律自动实现较高效率的射流泵结构，不需额外增加控制设备，不增加发动机控制系统的复杂程度。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。