本发明专利技术属于航空领域，涉及一种飞机发动机供油压力调节系统及其调节方法。所述供油压力调节系统包括集油箱、引射泵、单向活门、调压阀。所述集油箱内置供油泵，该供油泵出口管路一路直接与引射泵连通，另一路顺次经单向活门、调压阀向发动机供油；另外，集油箱具有一路直接与调压阀后端相连的吸力供油管路，该管路上有单向活门，避免燃油回流；其中，调压阀根据其入口燃油流量大小，对流道阻力损失进行逆向调节以保证调压阀出口压力恒定。该发明专利技术既确保了供油泵出口引射泵入口的动流高压，又确保了向发动机提供符合压力要求的燃油，同时不影响发动机吸力供油功能，保证了飞机使用和飞行安全。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航空领域，涉及。
技术介绍
现有飞机燃油系统采用变频供油泵与引射泵交联的方式进行输油。供油泵出口燃油一部分流向发动机，需要满足 其入口流量和压力要求。同时，供油泵出口的另一部分燃油通入输油系统作为引射输油的动流。为了保证引射输油的高效率，要求有较高的压力，要求油泵的设计供油压力值较高，这样，引射输油的高压要求和发动机入口压力要求(相对低压)形成了一对不可调和的矛盾。现有燃油系统很难实现两者的匹配设计，因此，需要设计飞机发动机燃油入口压力调节方法。在经过多种尝试后发现，单纯通过设计油泵的参数无法实现两者的合理匹配，因此考虑在系统中增加调节元件实现功能要求。发动机供油管路对飞机的安全至关重要，因此希望增加的元件少，功能可靠，同时不影响系统的其他功能——如吸力供油等。最直接的方法是设计相对高的供油压力，首先保证引射输油效率，同时在发动机入口端设计合理的限流元件，限制发动机入口高压。但是，发动机入口供油流量的差异在十倍量级，限流元件的特性是流阻随流量成指数函数量级增加，导致发动机入口压力随流量增大不断递减，无法满足发动机入口压力要求，难以实现成品自身参数匹配和系统的压力匹配。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种能够实现飞机发动机引射动流高压与发动机入口低压匹配的供油压力调节系统。另外，提供一种飞机发动机供油压力调节方法。本专利技术的技术方案是一种飞机发动机供油压力调节系统，其包括单向活门、发动机、调压阀、供油泵、引射泵、出口压力、环境压力感受端、入口压力、集油箱、输油箱；所述集油箱内置供油泵，该供油泵出口管路一路直接与引射泵连通，另一路顺次经单向活门、调压阀向发动机供油；另外，集油箱具有一路直接与调压阀后端相连的吸力供油管路，该供油管路上设置有单向活门，避免燃油回流；其中，调压阀为能够根据入口压力大小，对流道阻力损失进行逆向调整的柱塞式流量调节阀。所述调压阀包括滑动密封圈、导套、出口壳体、筒状活门、大弹簧、调整垫片、管接头、支撑套筒、入口壳体，所述筒状活门一端装配在出口壳体内的导套上，另一端搭接在支撑套筒上，搭接处设置有滑动密封圈和调整垫片，另外，筒状活门内部设置有大弹簧，管接头作为环境压力感受端安装在支撑套筒上，并导通到筒状活门内部，支撑套筒与入口壳体相连。调压阀环境压力感受端与集油箱通气系统管路相连。一种飞机发动机供油压力调节方法步骤I :供油泵出口燃油压力满足引射泵入口高压集油箱供油泵同时向引射泵和供油管路供油，供油泵出口燃油压力使得引射泵入口压力大于Ibar ；步骤2:调压阀压力调节供油泵燃油通过单向活门进入调压阀，当调压阀入口压力过高而使出口压力高于设计值时，出口压力作用在活门体承压面积上产生的关闭力克服弹簧力，使活门体开度减小，流阻增大，降低出口压力至要求范围内；当入口压力较低而使出口压力低于要求值时，活门体在弹簧力的作用下保持全开状态，保证管路的流通能力。步骤3 :对燃油相对环境压力进行匹配调整调压阀调节后的燃油压力与油箱环境压力进行匹配，获得满足发动机入口压力要求的燃油。其中，该设计值为发动机入口压力上限+管路损失+发动机与调压阀安装位置高差对应压力。本专利技术的技术效果是本专利技术通过设计特殊的压力调节系统，通过其核心调压装置一调压阀，根据入口压力大小，对流道阻力损失进行逆向调整，控制发动机入口压力，保证发动机入口压力满足要求且不随流量显著变化，实现输油系统动流压力和发动机入口压力在各种工作状态下的兼顾。本专利技术飞机发动机供油压力调节方法，通过安装在发动机供油管路上安装特殊的 压力调节装置，进行参数匹配，从而调节发动机入口的燃油压力，既确保了引射输油的动流压力，又确保了在各种条件下向发动机不间断地提供符合压力要求的燃油。另外，本系统及实现方法以非常低的成本解决了采用引射输油的飞机供输油系统的固有问题，既保证了引射输油的高效率，又保证了发动机供油功能的完整性。本专利技术在某国家重大专项工程供油系统上得到应用，产生较大的经济效益，并可扩展应用至其它飞机燃油系统，具有较大的实际应用价值。附图说明图I是本专利技术飞机发动机供油压力调节系统的结构框图；图2是调压阀的结构示意图，其中，I-单向活门、2_发动机、3_调压阀、4_供油泵、5_引射泵、6_出口压力、7_环境压力感受端、8-入口压力、9-集油箱、10-输油箱、11-滑动密封圈、12-导套、13-出口壳体、14-筒状活门、15-大弹簧、16-调整垫片、17-管接头、18-支撑套筒、19-入口壳体。具体实施例方式下面通过具体实施方式对本专利技术作进一步的说明请参阅图1，其是本专利技术飞机发动机供油压力调节系统的结构框图。所述飞机发动机供油压力调节系统，其包括单向活门I、发动机2、调压阀3、供油泵4、引射泵5、出口压力6、环境压力感受端7、入口压力8、集油箱9、输油箱10。所述集油箱9内置供油泵4，该供油泵4出口管路一路直接与引射泵5连通，另一路顺次经单向活门I、调压阀4向发动机2供油。另外，集油箱9具有一路直接与调压阀3后端相连的吸力供油管路，该供油管路上设置有单向活门1，避免燃油回流。其中，调压阀3为能够根据入口压力大小，对流道阻力损失进行逆向调整的柱塞式流量调节阀，该调压阀出入口串联在供油管路上，同时其环境压力感受端与集油箱通气系统管路相连。请参阅图2，其是所述调压阀的结构示意图。所述调压阀3包括滑动密封圈11、导套12、出口壳体13、筒状活门14、大弹簧15、调整垫片16、管接头17、支撑套筒18、入口壳体19。其中，所述筒状活门14 一端装配在出口壳体13内的导套12上，另一端搭接在支撑套筒18上，搭接处设置有滑动密封圈11和调整垫片16，另外，筒状活门14内部设置有大弹簧15。管接头17作为环境压力感受端安装在支撑套筒18上，并导通到筒状活门14内部。另外，支撑套筒18与入口壳体19相连。当调压阀3出口压力超过设计的最低压力工作点时，产品活门4体和左壳体9形成调压环节，活门体内腔与大气相通，通过大弹簧15力和活门体承压面积的匹配，将出口 最高压力控制在要求值。当入口压力过高而使出口压力高于要求值时，出口压力作用在活门体承压面积上产生的关闭力克服弹簧力，使活门体开度减小，流阻增大，降低出口压力至要求范围内；当入口压力较低而使出口压力低于要求值时，活门体在弹簧力的作用下保持全开状态，保证管路的流通能力。下面给出本专利技术飞机发动机供油压力调节方法，其包括如下步骤步骤I :供油泵出口燃油压力满足引射泵入口高压集油箱供油泵同时向引射泵和供油管路供油，供油泵出口燃油压力使得引射泵入口压力大于Ibar ；步骤2:调压阀压力调节供油泵燃油通过单向活门进入调压阀，当调压阀入口压力过高而使出口压力高于设计值时，出口压力作用在活门体承压面积上产生的关闭力克服弹簧力，使活门体开度减小，流阻增大，降低出口压力至要求范围内；当入口压力较低而使出口压力低于要求值时，活门体在弹簧力的作用下保持全开状态，保证管路的流通能力；步骤3 :对燃油相对环境压力进行匹配调整调压阀调节后的燃油压力与油箱环境压力进行匹配，获得满足发动机入口压力要求的燃油。其中，步骤2中发动机出口压力的设计值为发动机入口压力上限+管路损失+发动机与调压阀安装位置高差对应压力。本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种飞机发动机供油压力调节系统，其特征在于包括单向活门(I)、发动机(2)、调压阀(3)、供油泵(4)、引射泵(5)、出口压力(6)、环境压力感受端(7)、入口压力(8)、集油箱(9)、输油箱(10)，所述集油箱(9)内置供油泵(4)，该供油泵(4)出口管路一路直接与引射泵(5)连通，另一路顺次经单向活门(I)、调压阀(4)向发动机(2)供油；另外，集油箱(9)具有一路直接与调压阀(3)后端相连的吸力供油管路，该供油管路上设置有单向活门(1)，避免燃油回流；其中，调压阀(3)为能够根据入口压力大小，对流道阻力损失进行逆向调整的柱塞式流量调节阀。2.根据权利要求I所述的飞机发动机供油压力调节系统，其特征在于所述调压阀(3)所述包括滑动密封圈、导套、出口壳体、筒状活门、调整垫片、管接头、支撑套筒、入口壳体，所述筒状活门一端装配在出口壳体内的导套上，另一端搭接在支撑套筒上，搭接处设置有滑动密封圈和调整垫片，另外，筒状活门内部设置有大弹簧，管接头作为环境压力感受端安 装在支撑套筒上，并导通到筒状活门内部，支撑套筒与入口壳体...
【专利技术属性】
技术研发人员：韩琦，刘苏彦，任恒英，余国际，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：
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