[发明专利]用于涡轮机组的燃料喷射器

说明书

本发明涉及用于涡轮发动机，诸如航空器涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机的燃料喷射器。

涡轮发动机通常包括环形燃烧室，该环形燃烧室具有在其上游端有规律地分布的燃料喷射器以及用于供给绕着喷射器的空气的装置。

存在两种主要类型的喷射器，即所谓的“航空力学”喷射器，其具有两个燃料回路，提供匹配涡轮发动机的不同工作阶段(起动阶段、在低功率或在全功率的工作阶段)的燃料流速，以及所谓的“航空动力学”喷射器，其只具有一个燃料回路，用于涡轮发动机的所有工作阶段。

以申请人名字的专利申请FR2 832 492描述了航空力学类型喷射器，具有主燃料回路，例如，用于起动和用于低功率阶段，以及具有次级回路，其参与除了主回路外的在中功率到高功率的随后的工作阶段。

这种类型的喷射器包括本体，该本体具有允许压力下燃料进入的进料装置，安装在进料装置下游本体中的截止阀，该截止阀设计为在第一确定的燃料压力下打开和在超过所述第一压力下保持打开，以供给主燃料回路，以及安装在截止阀下游本体中的计量阀，该计量阀设计为在超过第二确定的燃料压力下打开以及在超过第二压力下保持打开，以供给次级燃料回路，该第二确定的燃料压力大于第一压力。

通过计量阀中所形成的计量狭槽和通过依据阀位置，即，依据燃料供给压力而变化的流动截面来控制次级回路中燃料的流速。燃料供给压力越大，狭槽的流动截面越大。

在起动和在低功率工作阶段的期间，关闭计量阀。次级回路中存在的燃料不流动，但是它遭受到高温。这可以导致次级回路中燃料的焦化，在次级回路中这对喷射器的正常工作和使用寿命是有害的。

举例说明，在低功率下工作周期，接着在全功率下工作周期的期间，当飞机下降时发生了该现象。在这种情况下，喷射器的环境可以达到范围在80℃到600℃的温度。

现有的用于限制次级回路中燃料加热的装置，诸如安装一个或多个热护罩。也可以设想从主回路到次级回路产生燃料泄漏。

这种泄漏将防止燃料停滞在次级回路中，将由此避免燃料焦化。

然而，该泄漏将存在于涡轮发动机的整个工作范围，即，不仅在起动期间和在低功率工作时，也在全功率工作时，并且它将在燃烧室中产生不均匀性，这对涡轮发动机的性能将是有害的。

本发明的特定目的是提供简单、有效和廉价的针对该问题的方案。

为此，本发明提出了用于涡轮发动机，诸如航空器涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机的燃料喷射器，该喷射器包括本体，该本体具有允许压力下燃料进入的进料装置，安装在进料装置下游本体中的截止阀，该截止阀设计为在第一确定的燃料压力下打开和在超过所述第一压力下保持打开，以供给主燃料回路，以及安装在截止阀下游本体中的计量阀，该计量阀设计为在超过第二确定的燃料压力下打开以及在超过第二压力下保持打开，以供给次级燃料回路，该第二确定的燃料压力大于第一压力，喷射器的特征在于：它包括至少一个泄漏通道，该泄漏通道从位于截止阀下游和计量阀上游的区域延伸到位于计量阀下游的区域，以在次级回路中产生永久的泄漏流，泄漏通道设计为在计量阀的关闭位置中打开以及通过计量阀移动被关闭。

通过这种方式，只有当计量阀关闭时，即，只有在起动和低功率工作阶段的期间，泄漏流才流过泄漏通道和供给次级回路。

相比较，在中或高功率工作阶段的期间，燃料的供给压力足够高以移动和打开计量阀，因此引起泄漏通道被关闭，并且由此中断泄漏流。

这种喷射器由此避免起动和低功率阶段期间次级回路中存在燃料的焦化，但是不会损害在中或高功率下的涡轮发动机的性能。

根据本发明的特征，本体包括位于截止阀下游和计量阀上游的至少第一室，该至少第一室与主燃料回路流体流动连接或属于该主燃料回路，位于计量阀下游的至少第二室，该至少第二室适于当计量阀关闭时，通过计量阀与第一室分离，第二室与次级燃料回路流体流动连接或形成次级燃料回路的部分，泄漏通道形成在计量阀中，以当计量阀在关闭位置时，将第一室和第二室连接在一起。

优选地，计量阀在其冲程的第一部分被关闭，然后在其冲程的第二部分逐渐地打开，泄漏通道的关闭发生在计量阀冲程的第一部分上。

因此，在计量阀的计量狭槽打开到位于所述阀下游和连接到次级回路的区域中之前，泄漏通道关闭。

根据本发明的另一个特征，泄漏通道包括用于校准泄漏流速率的校准装置。