阅读说明：本技术 回油射流器及包括其的航空发动机燃油系统 (Oil return ejector and aircraft engine fuel system comprising same ) 是由 单亚杰 陶金伟 于 2018-05-29 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种回油射流器及包括其的航空发动机燃油系统,回油射流器包括喷嘴壳体和喉管组件对接并且连通；喷嘴安装在喷嘴壳体内,喷嘴的外端面与喷嘴壳体的外端部相抵,使得喷嘴能够在喷嘴壳体内左右滑动；在喷嘴壳体上靠近喷嘴的外端面处开设有通孔,当高压泵回油从喷嘴处回油时,回油的液压力推动喷嘴向喷嘴壳体内滑动,通孔与喷嘴壳体的内部连通,回油由通孔旁通,流出喷嘴壳体。航空发动机燃油系统包括上述回油射流器。本发明具有以下诸多优势：一、分配射流喷嘴功能合一,减轻重量；二、弹簧特性、型孔形状匹配设计,优化分配特性；三、喉嘴距可调,优化射流效率；四、机构简单可靠,自发调节,寿命长。(The invention provides an oil return ejector and an aircraft engine fuel system comprising the same, wherein the oil return ejector comprises a nozzle shell and a throat pipe assembly which are butted and communicated; the nozzle is arranged in the nozzle shell, and the outer end face of the nozzle is abutted against the outer end part of the nozzle shell, so that the nozzle can slide left and right in the nozzle shell; the through hole is formed in the position, close to the outer end face of the nozzle, of the nozzle shell, when oil returned by the high-pressure pump returns from the nozzle, the hydraulic pressure of the returned oil pushes the nozzle to slide into the nozzle shell, the through hole is communicated with the interior of the nozzle shell, and the returned oil bypasses the through hole and flows out of the nozzle shell. The aircraft engine fuel system comprises the oil return ejector. The invention has the following advantages: firstly, the functions of the distribution jet nozzle are integrated, so that the weight is reduced; secondly, the spring characteristic and the shape of the hole are matched, and the distribution characteristic is optimized; thirdly, the throat nozzle distance is adjustable, and the jet flow efficiency is optimized; fourthly, the mechanism is simple and reliable, can be adjusted spontaneously, and has long service life.)

回油射流器及包括其的航空发动机燃油系统

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，特别涉及一种回油射流器及包括其的航空发动机燃油系统。

背景技术

图1为传统航空发动机燃油系统的原理图。如图1所示，传统航空发动机燃油系统10主要由低压泵11、高压泵12、计量活门13、高压关断活门14、回油活门15、压差活门16、燃油总管17和燃油喷嘴18等组成。当飞机来油经过低压泵11和高压泵12增压后，通过计量活门13和高压关断活门14进入燃油总管17和燃油喷嘴18供至发动机燃烧室。计量活门13用于计量到发动机燃烧室的燃油量。高压关断活门14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16用于保证计量活门13的前后压差恒定。这样控制计量活门13的位置便能控制至燃烧室的燃油量，回油活门15用于将高压泵12提供的多余发动机需求的燃油回至低压泵11后。

由于高压泵多采用定排量泵，而高压泵转轴与N2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。

其中，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。图2为传统航空发动机燃油系统增加射流泵的原理图。如图2所示，该系统中燃油流返回位置为射流泵19的喷嘴前，但航空发动机燃油需求量最大值与最小值相差很大。在高转速小流量点及一些超转切油点，回油活门15需把几乎所有的燃油泵燃油返回至齿轮泵前。在这种情况下，短时间内燃油系统的压力会被提高至很高的状态，不利于燃油泵卸荷，对燃油泵的寿命等产生影响，同时回油流量范围较宽，射流泵与燃油系统的匹配性设计较难。

有鉴于此，为了解决射流泵与整个燃油系统的匹配问题，且使大回油状态的射流泵喷嘴前压力不至于过高，本领域技术人员亟待于研制新型的回油射流器结构。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中射流泵与燃油系统的匹配问题，及使大回油状态的射流泵喷嘴前压力不至于过高的缺陷，提供一种回油射流器及包括其的航空发动机燃油系统。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

一种回油射流器，其特点在于，所述回油射流器包括

喷嘴壳体和喉管组件，所述喷嘴壳体和所述喉管组件对接并且连通；

喷嘴，所述喷嘴安装在所述喷嘴壳体内，所述喷嘴的外端面与所述喷嘴壳体的外端部相抵，使得所述喷嘴能够在所述喷嘴壳体内左右滑动；

在所述喷嘴壳体上靠近所述喷嘴的外端面处开设有通孔，当高压泵回油从所述喷嘴处回油时，回油的液压力推动所述喷嘴向所述喷嘴壳体内滑动，所述通孔与所述喷嘴壳体的内部连通，回油由所述通孔旁通，流出所述喷嘴壳体。

根据本发明的一个实施例，所述喷嘴包括依次连接为一体的进口直段、主体直段和出口渐缩段，所述进口直段的外端面与所述喷嘴壳体的外端部相抵，所述进口直段与所述主体直段的连接处形成一台阶面；

所述喷嘴壳体的内壁面上设置有一止靠部件，所述喷嘴的所述主体直段上安装有一弹性部件；

当所述喷嘴在所述喷嘴壳体内向右滑动时，所述台阶面用于止靠所述弹性部件的一端部，所述止靠部件用于止靠所述弹性部件的另一端部。

根据本发明的一个实施例，所述弹性部件为弹簧。

根据本发明的一个实施例，所述止靠部件为沿所述喷嘴壳体的内壁面凸出的凸起部。

根据本发明的一个实施例，所述止靠部件为设置在所述喷嘴壳体的内壁面上的弹簧并圈或弹簧座。

根据本发明的一个实施例，所述止靠部件上设置有节流孔。

根据本发明的一个实施例，所述喷嘴壳体的下部设置有引流孔，所述引流孔位于所述喉管组件和所述止靠部件之间。

根据本发明的一个实施例，所述喷嘴壳体的外端部设置有中空的盖板，所述盖板包括底板和凸起主体，所述凸起主体设置在所述底板上，所述凸起主体***所述喷嘴壳体的外端部内，与所述喷嘴的外端部相抵。

根据本发明的一个实施例，所述喉管组件包括喉管壳体和喉管，所述喉管安装在所述喉管壳体内，所述喉管壳体与所述喷嘴壳体上靠近所述喷嘴的出口渐缩段处对接。

本发明还公开了一种航空发动机燃油系统，其特点在于，所述航空发动机燃油系统包括如上所述的回油射流器。

本发明的积极进步效果在于：本发明回油射流器及包括其的航空发动机燃油系统具有以下诸多优势：

一、分配射流喷嘴功能合一，减轻重量；

二、弹簧特性、型孔形状匹配设计，优化分配特性；

三、喉嘴距可调，优化射流效率；

四、机构简单可靠，自发调节，寿命长。

附图说明

本发明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的更加明显，在附图中相同的附图标记始终表示相同的特征，其中：

图1为传统航空发动机燃油系统的原理图。

图2为传统航空发动机燃油系统增加射流泵的原理图。

图3为本发明航空发动机燃油系统的原理图。

图4为本发明回油射流器的结构示意图。

图5为本发明回油射流器在小回油状态下的状态示意图。

图6为本发明回油射流器在中等回油状态下的状态示意图。

图7为本发明回油射流器在紧急停车等大回油状态下的状态示意图。

【附图标记】

传统航空发动机燃油系统 10

低压泵 11、21

高压泵 12、22

计量活门 13、23

高压关断活门 14、24

回油活门 15、25

压差活门 16、26

燃油总管 17、28

燃油喷嘴 18、27

射流泵 19

航空发动机燃油系统 20

回油射流器 100

喷嘴壳体 110

喷嘴 120

通孔 111

进口直段 121

主体直段 122

出口渐缩段 123

台阶面 124

弹簧 125

止靠部件 112

节流孔 113

引流孔 114

盖板 115

底板 116

凸起主体 117

喉管壳体 130

喉管 131

引射流 A

被引射流 B

喷嘴燃油 C

旁通燃油 D

具体实施方式

为让本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，以下结合附图对本发明的具体实施方式作详细说明。

现在将详细参考附图描述本发明的实施例。现在将详细参考本发明的优选实施例，其示例在附图中示出。在任何可能的情况下，在所有附图中将使用相同的标记来表示相同或相似的部分。

此外，尽管本发明中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本发明说明书中所提及的一些术语可能是申请人按他或她的判断来选择的，其详细含义在本文的描述的相关部分中说明。

此外，要求不仅仅通过所使用的实际术语，而是还要通过每个术语所蕴含的意义来理解本发明。

图3为本发明航空发动机燃油系统的原理图。如图3所示，所述航空发动机燃油系统20主要包括低压泵21、高压泵22、计量活门23、高压关断活门24、回油活门25、压差活门26、燃油喷嘴27、燃油总管28、带旁路功能的回油射流器100。具体地，高压泵22、计量活门23和高压关断活门24依次连接，高压关断活门24通过燃油总管28与燃油喷嘴27连接。高压泵22和计量活门23之间的通路与回油活门25连通，计量活门23和回油活门25之间的通路与压差活门26连通，计量活门23和高压关断活门24之间的通路与压差活门26连通。同时压差活门26、回油活门25和回油射流器100依次连接。此处的回油射流器100的进口和出口分别与高压泵22连接，回油射流器100的旁路连接至低压泵21。

根据上述描述，本发明航空发动机燃油系统在回油射流器100上增加了一路旁路，使回油可通过压力的选择通过回油射流器100的喷嘴或直接进入回油射流器29的出射口。在回油量猛的增加，造成回油压力急剧提高之时，旁路活门可打开对油泵压力进行泄压。同时，这种原理中回油射流器100的喷嘴值可选取更小的直径，增加了回油射流器100出射口的压力。这样可以解决现有技术中如图2方案中喷嘴值设置的较小回油不畅，造成计量功能失效的风险。

图4为本发明回油射流器的结构示意图。如图4所示，进一步具体地，本发明公开的回油射流器100包括喷嘴壳体110、喷嘴120和喉管组件，喷嘴壳体110和所述喉管组件对接并且连通。喷嘴120安装在喷嘴壳体110内，喷嘴120的外端面与喷嘴壳体110的外端部相抵，使得喷嘴120能够在喷嘴壳体110内左右滑动。同时，在喷嘴壳体110上靠近喷嘴120的外端面处开设有通孔111，当高压泵22回油从喷嘴120处回油时，回油的液压力推动喷嘴120向喷嘴壳体110内滑动，通孔111与喷嘴壳体110的内部连通，回油由通孔111旁通，流出喷嘴壳体110。

优选地，喷嘴120包括依次连接为一体的进口直段121、主体直段122和出口渐缩段123，进口直段121的外端面与喷嘴壳体110的外端部相抵，进口直段121与主体直段122的连接处形成一台阶面124。喷嘴壳体110的内壁面上设置有一止靠部件112，在喷嘴120的主体直段122上安装有一弹性部件，此处的所述弹性部件优选为弹簧125。当喷嘴120在喷嘴壳体110内向右滑动时，台阶面124用于止靠所述弹性部件的一端部，止靠部件112用于止靠所述弹性部件的另一端部。

进一步地，止靠部件112可以设置为沿喷嘴壳体110的内壁面凸出的凸起部。或者，止靠部件112也可以为设置在喷嘴壳体110的内壁面上的弹簧并圈或弹簧座(图中未示)。这些结构都可以起到止靠所述弹性部件的作用。

另外，在止靠部件112上还设置有节流孔113。喷嘴壳体110的下部设置有引流孔114，且引流孔114位于所述喉管组件和止靠部件112之间。此处的所述喉管组件包括喉管壳体130和喉管131，将喉管131安装在喉管壳体130内，喉管壳体130与喷嘴壳体110上靠近喷嘴120的出口渐缩段123处对接。

优选地，喷嘴壳体110的外端部设置有中空的盖板115，盖板115包括底板116和凸起主体117，将凸起主体117设置在底板116上，凸起主体117***喷嘴壳体110的外端部内，与喷嘴120的外端部相抵。

如上结构所述，喷嘴壳体110可供喷嘴120在壳体内左右滑动，向左止靠在盖板115上，向右可通过止靠部件112进行止靠。弹簧125作用在喷嘴120的右肩上，对喷嘴120施加向左的力。

图5为本发明回油射流器在小回油状态下的状态示意图。

如图5所示，引射流A与被引射流B的流量之和等于高压泵的排量，被引射流B的流量与通过燃烧室的流量相等。由于高压回油流量较小，压力不足以使喷嘴120克服遮蔽段的弹力，回油不进行旁通，全部进入喷嘴120作为喷嘴燃油C。

图6为本发明回油射流器在中等回油状态下的状态示意图。

如图6所示，当发动机工作在大转速小流量状态时，喷嘴120在回油压力与弹簧力的作用下移动到中间某个位置，将回油(即引射流A)按压力分配为喷嘴燃油C和旁通燃油D，使回油射流器的出口压力达到最高。

也就是说，由于高压回油流量较大，喷嘴前压力较高，克服弹簧预设弹力，并最终停在力平衡位置，对喷嘴燃油和旁通燃油进行分配，使射流泵出口压力最高。

图7为本发明回油射流器在紧急停车等大回油状态下的状态示意图。

如图7所示，当紧急停车等状况发生时，大量高压泵回油(即引射流A)从喷嘴120处回油，喷嘴120受到向右的液压力，克服弹簧力，滑动到右止靠位。对喷嘴120的左肩进行光洁锐边处理，与喷嘴壳体110上的通孔111形成旁通排油口，将燃油旁通，降低回油压力，为燃油泵卸荷。

也就是说，由于高压回油流量极大，喷嘴前压力极高，克服全部弹簧弹力，喷嘴右止靠，将绝大部分回油通过旁通通孔回至高压泵进口，为高压泵卸荷。

如上所述，本发明回油射流器及包括其的航空发动机燃油系统可以提高系统匹配性及在紧急停车等状态下对发动机燃油系统进行泄压。

将回油射流器的喷嘴进行压力可变性设计，喷嘴的进口直段与壳体内壁(衬套)组成阀芯衬套组件，喷嘴右肩与壳体组成控制腔，喷嘴的功能由原先的增加燃油出射速度增加了旁路分配的功能。同时弹簧特性、型孔形状具备与系统匹配的分配性能，在弹簧腔与回油之间具备阻尼孔，控制喷嘴的动态特性，在喷嘴左右移动时，喉嘴距也会发生变化，可根据系统特性优化其射流泵效率。解决了回油射流器与整个燃油系统的匹配问题，且使大回油状态下回油射流器的喷嘴前压力不至于过高。

综上所述，本发明回油射流器及包括其的航空发动机燃油系统具有以下诸多优势：

一、分配射流喷嘴功能合一，减轻重量；

二、弹簧特性、型孔形状匹配设计，优化分配特性；

三、喉嘴距可调，优化射流效率；

四、机构简单可靠，自发调节，寿命长。

虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式作出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。