[发明专利]航空发动机燃油系统及其喉嘴距可变射流泵

说明书

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。

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。