用于涡轮机组的燃料喷射器的制造方法
【专利摘要】用于涡轮机组的燃料喷射器。本发明涉及用于涡轮机组的燃料喷射器，包括本体(2)，该本体(2)包括压力下燃料进入的装置；截止阀，提供该截止阀以供给主燃料回路(31、20)；以及安装在截止阀下游的计量阀(15)，提供该计量阀(15)以供给次级燃料回路(17、21)。喷射器(1)包括至少一个泄漏通道(35)，该泄漏通道(35)由例如，螺纹形成，该螺纹从位于截止阀(7)下游和计量阀(15)上游的区域(32)延伸到位于计量阀(15)下游的区域(17)，以在次级回路(17、21)中产生永久的泄漏流。
【专利说明】用于涡轮机组的燃料喷射器
[0001] 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。
[0002] 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。
[0003] 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。
[0004] 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。
[0005] 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。
[0006] 通过计量阀中所形成的计量狭槽和通过依据阀位置，S卩，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。
[0007] 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，该高温可以导致它在次级回路中焦化，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。
[0008] 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°C到600°C的温度。
[0009] 现有的用于限制次级回路中燃料被加热的程度的装置，诸如安装一个或多个热护 罩。
[0010] 然而，这种护罩不一定防止上述焦化现象。
[0011] 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。
[0012] 为此，本发明提供了用于涡轮发动机，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。
[0013] 特别地在起动和在低功率工作阶段的期间，泄漏流防止燃料停滞在次级回路中， 由此防止它焦化。应该观察到泄漏流是永久的，即，在所有工作阶段下建立它，同样地当在 起动或在低功率时，以及当在中或高功率下工作时建立它。
[0014] 优选地，泄漏通道是线圈或迷宫的形式，这样，即使流动截面大时，也会产生相当 大的压头损失。特别地在中和高功率工作阶段的期间，该相当大的压头损失用于限制泄漏 流速率，以及由此也限制燃烧室中不均匀性。大的流动截面也用于避免泄漏通道被杂质堵 塞的任何风险。
[0015] 举例说明，泄漏通道具有螺旋形的形状，以及可以绕着与计量阀的轴线重合的轴 线延伸。
[0016] 在本发明的实施方式中，计量阀可移动地安装在管状支撑中，螺旋形槽形成在管 状支撑的外壁中，衬套围绕管状支撑以盖住螺旋形槽和形成泄漏通道，该泄漏通道分别地 在计量阀上游和下游的其端部处打开。
[0017] 在本发明的另一个实施方式中，计量阀可移动地安装在管状支撑中，该管状支撑 具有相对于计量阀的轴线偏移的孔，以及具有安装在其中的插件，泄漏通道形成在插件中。
[0018] 本发明也提供了涡轮发动机，诸如航空器涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机， 其包括上述类型的至少一个喷射器。
[0019] 通过阅读下面通过非限制性实施例和参考附图所进行的说明书，可以更好地理解 本发明，并且呈现其它细节、特征和优点。其中 ：
[0020] 图1是现有技术燃料喷射器的纵向截面图；以及
[0021] 图2和图3是本发明的两个实施方式中一部分喷射器的纵向截面图。
[0022] 图1中示出了以 申请人:名字的专利申请FR 2 832 492中所公开的燃料喷射器1。
[0023] 该喷射器1是航空力学类型，并且包括主燃料回路，例如，用于在起动和低功率阶 段期间使用，以及次级燃料回路，其参与除了主回路外的在中功率和高功率的随后的工作 阶段期间。
[0024] 喷射器1具有中空本体2,其带有燃料进口 3,用于接收压力下来自于燃料泵（未 示出）的燃料，以及燃料在通过滤网5后，开口到预进料室4中。
[0025] 本体2也具有位于预进料室4下游（在通过喷射器的燃料的流动方向上）和通过 截止阀7与其隔开的进料室6。隔板8放置在预进料室4和截止阀7之间。
[0026] 截止阀7具有头部9和可移动地安装在环形支撑12的管状部分11中的杆部10， 该环形支撑12相对于本体2是固定的。支撑置于管状衬套13上，该管状衬套13向下延伸 和本身置于另一个管状支撑14上，该另一个管状支撑14具有安装在其中的计量阀15。最 后，支撑14置于部件16上，该部件16限定接收室17,该接收室17位于计量阀15下面和用 于支撑两个同轴的管18和19。
[0027] 内管18形成用于通过主燃料流的管道20,两个管18、19之间的环形空间形成用于 通过次级燃料流的管道21。
[0028] 在衬套13的外壁和本体2之间限定形成主回路部分的环形空间31。衬套13的内 壁也限定位于计量阀15上游的内室32。
[0029] 截止阀7通过复位弹簧22保持在关闭位置，同时当该阀上游燃料的压力超过第一 预确定值P1时，截止阀7打开。
[0030] 计量阀15也通过复位弹簧23保持在关闭位置，同时当该阀15上游燃料的压力超 过第二预确定值P2时，计量阀15打开，该第二预确定值大于上述第一阀PI。
[0031] 计量阀15具有形成头部的底端，该头部将要置于相应支撑的座24上，以及杯件25 所固定到其的顶端。复位弹簧首先承靠杯件25,其次承靠支撑14的径向表面26。
[0032] 计量阀15具有中心轴向孔27和径向开口 28,该径向开口 28打开到中心孔27中 以及计量狭槽29中，该计量狭槽29具有在计量阀15的外表面中形成的适合的形状。
[0033] 计量阀15在两个末端位置，分别地完全地关闭位置和完全地打开位置之间可移 动，在该完全地关闭位置中，在相应复位弹簧23的作用下，它的头部置于支撑14的座24 上，并且在完全地打开位置中，杯件25开始对接管状支撑14的顶端30。
[0034] 在如图1中所示的计量阀15的完全地关闭位置，开口 28和狭槽29位于面对管状 支撑14,狭槽29的底端不开口到接收室17中。在该位置，室32中所存在的燃料由此不流 到接收室17中或次级管道21中。
[0035] 当位于室32中燃料压力增加时，该压力引起计量阀15朝向它的打开位置移动， 艮P，向下移动，抗复位弹簧23所施加的力。
[0036] 当该压力超过第二阀P2时，狭槽29开口到接收室17中，并且燃料可以流到次级 管道21中。
[0037] 狭槽29的形状是这样的，以致于狭槽29的流动截面根据计量阀15的位置变化。 特别地，室27中燃料的压力越高，狭槽29的流动截面越大。
[0038] 工作时，可以出现几种情况。
[0039] 在第一种情况下，预进料室4中燃料的压力小于P1。截止阀7然后由复位弹簧22 保持在关闭位置中，并且燃料既不流到主管道20中，也不流到次级管道21中。
[0040] 在第二种情况下，对应于起动阶段或对应于在低功率的工作，预进料室4中燃料 的压力大于P1，但是室32中燃料的压力小于P2。然后，截止阀7打开，并且燃料可以流到 环形空间31中，然后流到主管道20(主回路）中。然而，计量阀15保持关闭，并且燃料不 会流到次级管道21中。
[0041] 在第三种情况下，对应于在中或全功率的工作阶段，预进料室4中燃料的压力大 于P1，并且室32中燃料的压力大于P2。截止阀7打开，并且燃料可以流到环形空间31中， 然后流到主管道20(主回路）中。此外，计量阀15也打开，并且流体可以流过室32,开口 28、狭槽29以及接收室17,然后流过次级管道21 (次级回路）。
[0042] 如上所述，在第二种工作情况下，次级管道21可以遭受到非常热的环境，并且管 道21中所存在的燃料具有焦化的风险。
[0043] 图2表示本发明第一实施方式中喷射器1的一部分，其中环形槽33形成在管状支 撑14的外壁中，衬套34围绕管状支撑14以盖住螺旋形槽33和形成螺旋形泄漏通道35,该 泄漏通道35分别地在计量阀15上游和下游的其端部处打开，S卩，分别地打开到室32和17 中。
[0044] 举例说明，泄漏通道35的流动截面大于0. 3平方毫米（mm2)，以避免通道35变得 堵塞的任何风险，并且它优选地在〇. 3mm2到0. 4mm2范围之间。泄漏通道35的总长度在400 毫米（mm)到500mm的范围。该通道35所产生的压头损失在0. 1巴到1. 5巴的范围。
[0045] 在该实施例方式中的衬套34也限定接收室17和次级管道21。自然地，接收室17 和次级管道21可以由互相不同的构件形成，如图1中所示。
[0046] 同样地，在该实施方式中，本体2具有限定主管道20的窄的下游端，该主管道20 具有环形形式和围绕次级管道21。自然地，该管道20可以由本体2的不同构件形成，如图 1中所示。
[0047] 图3表示本发明的实施方式，其中管状支撑14具有偏移本体2和计量阀15的轴 线A的孔，该孔接收插件36。该插件36具有在其圆柱形外表面上的螺旋形螺纹，该螺旋形 螺纹配合孔的圆柱形表面，以限定具有所要求尺寸的螺旋形泄漏通道35。
[0048] 该泄漏通道具有三角形截面，例如0. 7mmX0. 7mm。
[0049] 也在管状构件14的径向地外周缘和衬套34之间提供密封装置，诸如0形环37。 举例说明，该〇形环37安装在管状支撑14的槽38中。
[0050] 泄漏通道35防止在起动和在低功率工作阶段期间，S卩，当计量阀15还没有打开 时，燃料停滞在次级管道1中，因此防止次级回路17、21中的燃料焦化。
[0051] 泄漏通道35的螺旋形形状产生了相当大的压头损失，这可以保留足够大的流动 截面。
[0052] 如上所述，特别地在中或高功率工作阶段的期间，相当大的压头损失限制泄漏流 的速率，由此也限制燃烧室中的不均匀性。大的流动截面也用于避免泄漏通道35变得堵塞 的任何风险。
【权利要求】
1. 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 (1)，该喷射器（1)包括本体（2)，该本体（2)具有允许压力下燃料进入的进料装置（3)，安 装在进料装置（3)下游本体（2)中的截止阀（7)，该截止阀（7)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（31、20)，以及安装在截止 阀（7)下游本体（2)中的计量阀（15)，该计量阀（15)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（17、21)，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（35)，该泄漏通道（35)从 位于截止阀（7)下游和计量阀（15)上游的区域（32)延伸到位于计量阀（15)下游的区域 (17)，以在次级回路（17、21)中产生永久的泄漏流。
2. 根据权利要求1的喷射器（1)，其特征在于：泄漏通道（35)是线圈或迷宫的形式。
3. 根据权利要求2的喷射器（1)，其特征在于：泄漏通道（35)具有螺旋形形状。
4. 根据权利要求3的喷射器（1)，其特征在于：泄漏通道（35)绕着与计量阀（15)的轴 线重合的轴线（A)延伸。
5. 根据权利要求3或权利要求4的喷射器（1)，其特征在于：由圆柱形表面的螺纹形成 泄漏通道（35)。
6. 根据权利要求3至5中任一权利要求的喷射器（1)，其特征在于：计量阀（15)可移 动地安装在管状支撑（14)中，螺旋形槽（33)形成在管状支撑（14)的外壁中，衬套（34)围 绕管状支撑（14)以盖住螺旋形槽（33)和形成泄漏通道（35)，该泄漏通道（35)分别地在计 量阀（15)上游和下游的其端部处打开。
7. 根据权利要求1至3中任一权利要求的喷射器（1)，其特征在于：计量阀（15)可移 动地安装在管状支撑（14)中，该管状支撑（14)具有相对于计量阀（15)的轴线（A)偏移的 孔，以及具有安装在其中的插件（36)，泄漏通道（35)形成在插件（36)中。
8. 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，其包括根据权利要 求1至7中任一权利要求的至少一个喷射器（1)。
【文档编号】F02C9/26GK104114834SQ201380009834
【公开日】2014年10月22日 申请日期:2013年2月12日 优先权日:2012年2月24日
【发明者】埃米莉·夏洛特·波赛, 乔斯·罗纳德·罗德里格斯 申请人:斯奈克玛