[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，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。

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被加热的程度的装置，诸如安装一个或多个热护罩。

然而，这种护罩不一定防止上述焦化现象。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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：

图1是现有技术燃料喷射器的纵向截面图；以及

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。

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。

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。