JP2014015083A - Fuel supply system for aircraft engine - Google Patents

Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a fuel supply system for an aircraft engine capable of reducing the device scale as a whole.SOLUTION: Right and left fuel tanks 11a, 11b are provided at right and left wings 10a, 10b of an aircraft A respectively, and right and left airframe side units 30a, 30b are provided at an aircraft body 30 near the roots of the wings 10a, 10b respectively. The airframe side units 30a, 30b include: low-pressure pumps 31a, 31b; gear pumps 32a, 32b; and electric motors 33a, 33b, respectively. The low-pressure pumps 31a, 31b and th gear pumps 32a, 32b are rotationally driven by the electric motors 33a, 33b respectively. The low-pressure pumps 31a, 31b boost the fuel in the fuel tanks 11a, 11b, and the gear pumps 32a, 32b boost the boosted fuel and supply it to the corresponding right and left engines 21a, 21b respectively.

Description

Translated fromJapanese

本発明は、航空機のエンジンに対して燃料を供給する装置に関する。  The present invention relates to an apparatus for supplying fuel to an aircraft engine.

航空機の推進装置として使用されるガスタービンエンジンにおいては、エンジンの燃料ポンプが機体の燃料タンクから吸引した燃料を昇圧し、さらに、燃料コントロール部が必要な流量、圧力に調整して、エンジンに燃料を供給する。エンジンの燃料ポンプは一般に、燃料コントロール部に高圧の燃料を供給するギアポンプと、ギアポンプ入口の燃料圧力を昇圧する低圧ポンプ（遠心ポンプ）によって構成される。現在の航空機では一般に、エンジンの動力が補機駆動用ギアボックスを介して燃料ポンプに伝達され、この動力によって燃料ポンプが回転される。したがって、燃料ポンプはエンジンの補機としてエンジン外周上に取り付けられる。これらのポンプ類や燃料コントロール部と配管等で、エンジン側の燃料システムが構成されている。  In a gas turbine engine used as an aircraft propulsion device, the fuel pump of the engine pressurizes the fuel drawn from the fuel tank of the fuselage, and the fuel control unit adjusts to the required flow rate and pressure, and the fuel is supplied to the engine. Supply. An engine fuel pump is generally composed of a gear pump that supplies high-pressure fuel to a fuel control unit and a low-pressure pump (centrifugal pump) that increases the fuel pressure at the gear pump inlet. In a current aircraft, generally, engine power is transmitted to a fuel pump through an accessory drive gearbox, and the fuel pump is rotated by this power. Accordingly, the fuel pump is mounted on the outer periphery of the engine as an auxiliary machine of the engine. The fuel system on the engine side is constituted by these pumps, the fuel control section, and the piping.

一方、燃料タンクは多くの場合、航空機の翼に設けられる。翼からエンジン側の燃料ポンプに必要な圧力で燃料を供給するには、低圧ポンプ（遠心ポンプ）の吸い込み性能の限界から来る供給圧不足を補うための燃料システムが機体側にも必要となる。機体側の燃料システムは、翼の燃料タンクの他に、一般的に胴体に搭載されるブーストポンプとその駆動源である電動モータ、さらに、燃料タンクとブーストポンプを接続する配管等で構成される。  On the other hand, fuel tanks are often provided on aircraft wings. In order to supply fuel at a pressure required from the blade to the engine-side fuel pump, a fuel system is also required on the fuselage side to compensate for the supply pressure shortage resulting from the limit of the suction performance of the low-pressure pump (centrifugal pump). In addition to the wing fuel tank, the fuselage-side fuel system is generally composed of a boost pump mounted on the fuselage, an electric motor as its drive source, and a pipe connecting the fuel tank and the boost pump. .

ところで、エンジン側の燃料システムでは、燃料ポンプが補機駆動用ギアボックスを介してエンジン軸から入力される動力を駆動源としていることから、エンジンの回転数に依存して燃料ポンプの回転数が変化する。ギアポンプのような定容積型ポンプの場合は、ポンプが吐出する流量がエンジンの回転数によって決まるため、エンジンの燃焼器が必要とする燃料に対して余剰となる燃料が発生する。そこで、専用の電動モータにより燃料ポンプとしてのギアポンプを回転させる提案も行われている（例えば、特許文献１）。ギアポンプを電動モータにより回転させれば、エンジンの回転数に依存せずにギアポンプの回転数をコントロールすることができる。  By the way, in the fuel system on the engine side, since the fuel pump uses the power input from the engine shaft via the accessory drive gearbox as a drive source, the speed of the fuel pump depends on the engine speed. Change. In the case of a constant displacement pump such as a gear pump, since the flow rate discharged from the pump is determined by the engine speed, surplus fuel is generated relative to the fuel required by the combustor of the engine. Then, the proposal which rotates the gear pump as a fuel pump with a dedicated electric motor is also performed (for example, patent document 1). If the gear pump is rotated by an electric motor, the rotation speed of the gear pump can be controlled without depending on the rotation speed of the engine.

米国特許第７５４０１４１号明細書US Pat. No. 7,740,141

しかし、上述したように燃料ポンプとしてのギアポンプを専用の電動モータで回転させる場合であっても、ギアポンプ（燃料ポンプ）がエンジン側に設けられることに変わりはない。このため、低圧ポンプ（遠心ポンプ）の吸い込み性能の限界から来る供給圧不足を補う必要性は相変わらず残り、機体（例えば胴体）側にはやはりブーストポンプを設けなければならない。  However, as described above, even when a gear pump as a fuel pump is rotated by a dedicated electric motor, the gear pump (fuel pump) is still provided on the engine side. For this reason, the necessity to compensate for the supply pressure shortage resulting from the limit of the suction performance of the low-pressure pump (centrifugal pump) still remains, and a boost pump must also be provided on the fuselage (for example, the fuselage) side.

このような背景から、エンジン側のギアポンプ（燃料ポンプ）を電動モータにより回転させる場合でも、機体側のブーストポンプを削減することは困難である。このように、エンジン側と機体側とにそれぞれポンプ（エンジン側の燃料ポンプ、機体側のブーストポンプ）をそれぞれ設けると、航空機の重量が増加して燃費等に影響を与え、また、燃料供給系の構造が複雑化してしまう。  Against this background, even when the engine-side gear pump (fuel pump) is rotated by an electric motor, it is difficult to reduce the fuselage-side boost pump. As described above, if pumps (engine-side fuel pump, fuselage-side boost pump) are provided on the engine side and the fuselage side, respectively, the weight of the aircraft increases to affect fuel consumption, and the fuel supply system The structure becomes complicated.

本発明の目的は、全体での装置規模を縮減できる航空機エンジンの燃料供給装置を提供することにある。  An object of the present invention is to provide an aircraft engine fuel supply apparatus that can reduce the overall apparatus scale.

本発明は、上述したエンジン側の燃料システムにおけるギアポンプの駆動源を電動モータとする提案に着目してなされたもので、上記目的を達成するため、請求項１に記載した本発明の航空機エンジンの燃料供給装置は、
航空機の機体側でブーストした燃料タンクの燃料を、前記機体に取り付けたエンジンナセル内のエンジンに、遠心ポンプ及びギアポンプで昇圧して供給する航空機エンジンの燃料供給装置において、
前記遠心ポンプ及び前記ギアポンプが前記機体側に配置されて、前記燃料タンクの燃料のブーストが前記遠心ポンプによって行われると共に、前記遠心ポンプ及び前記ギアポンプが前記機体側の電動モータにより回転駆動される、
ことを特徴とする。The present invention has been made paying attention to the proposal that the drive source of the gear pump in the engine-side fuel system described above is an electric motor. In order to achieve the above object, the aircraft engine of the present invention according toclaim 1 is provided. The fuel supply device
In a fuel supply device for an aircraft engine, the fuel in the fuel tank boosted on the aircraft body side is boosted and supplied to the engine in the engine nacelle attached to the aircraft by a centrifugal pump and a gear pump.
The centrifugal pump and the gear pump are arranged on the airframe side, the fuel of the fuel tank is boosted by the centrifugal pump, and the centrifugal pump and the gear pump are rotationally driven by an electric motor on the airframe side.
It is characterized by that.

請求項１に記載した本発明の航空機エンジンの燃料供給装置によれば、ギアポンプと遠心ポンプを電動モータにより回転駆動させることとしたので、エンジン側の補機駆動用ギアボックスに搭載する必要がなく、機体側ユニットとして胴体に配置することができる。これにより、遠心ポンプとギアポンプをエンジンによる振動の影響を多く受けるエンジン外周上でなく、振動の影響が少ない胴体に配置することができる。このため、燃料供給装置としての耐久性を高めることができる。加えて、耐震補強部材の削減により機体重量の軽量化も図ることができる。  According to the fuel supply device for an aircraft engine of the present invention described inclaim 1, since the gear pump and the centrifugal pump are driven to rotate by the electric motor, there is no need to mount the gear pump and the centrifugal pump on the engine-side accessory drive gear box. It can be placed on the fuselage as a fuselage side unit. As a result, the centrifugal pump and the gear pump can be arranged not on the outer periphery of the engine that is greatly affected by the vibration caused by the engine but on the body that is less affected by the vibration. For this reason, durability as a fuel supply apparatus can be improved. In addition, the body weight can be reduced by reducing the number of seismic reinforcement members.

また、エンジンによりギアポンプを回転駆動させるよりも、それらの回転数をエンジンの回転数に依存せずにコントロールすることができ、さらに、燃料供給系の全体構成を簡略化することができる。即ち、従来のように、機体側にブースト系の昇圧手段を、エンジン側に低圧系（遠心ポンプ）及び高圧系（ギアポンプ）の昇圧手段を、それぞれ配置する必要をなくし、昇圧手段の構成を簡略化して装置規模を縮減し、重量の低減と信頼性の向上とを図ることができる。  Further, the rotational speed of the gear pump can be controlled without depending on the rotational speed of the engine, rather than the gear pump being driven to rotate by the engine, and the overall configuration of the fuel supply system can be simplified. In other words, unlike the prior art, it is not necessary to arrange boosting boosting means on the airframe side and low pressure system (centrifugal pump) and high pressure system (gear pump) boosting means on the engine side, and the configuration of the boosting means is simplified. To reduce the scale of the apparatus, thereby reducing the weight and improving the reliability.

また、請求項２に記載した本発明の航空機エンジンの燃料供給装置は、請求項１に記載した本発明の航空機エンジンの燃料供給装置において、前記燃料タンクと、前記遠心ポンプ、前記ギアポンプ及び前記電動モータの機体側ユニットとが、複数の前記エンジンに対応して複数組設けられており、各組の前記機体側ユニットに、前記遠心ポンプによるブースト後の燃料の供給先を他の前記機体側ユニットの前記ギアポンプとの間で切り替え、又は、前記ギアポンプによる昇圧後の燃料の供給先を他の前記機体側ユニットに対応する前記エンジンとの間で切り替える供給先切替手段がそれぞれ設けられていることを特徴とする。  An aircraft engine fuel supply apparatus according to a second aspect of the present invention is the aircraft engine fuel supply apparatus according to the first aspect of the present invention, wherein the fuel tank, the centrifugal pump, the gear pump, and the electric motor are provided. A plurality of airframe side units of the motor are provided corresponding to the plurality of engines, and the fuel supply destination after boosting by the centrifugal pump is supplied to each airframe side unit of each set other airframe side units. Supply destination switching means for switching between the engine and the engine corresponding to the other airframe unit is provided. Features.

請求項２に記載した本発明の航空機エンジンの燃料供給装置によれば、請求項１に記載した本発明の航空機エンジンの燃料供給装置において、複数存在する機体側ユニットの１つが故障した場合や、複数存在するエンジンの１つが故障した場合に、特定の燃料タンクの燃料が集中的に消費されるのを回避する燃料供給経路を、過度に構成を煩雑化させることなく確保することができる。  According to the aircraft engine fuel supply device of the present invention described in claim 2, in the aircraft engine fuel supply device of the present invention described inclaim 1, when one of a plurality of airframe side units is broken, A fuel supply path that avoids intensive consumption of fuel in a specific fuel tank when one of a plurality of engines fails can be secured without excessively complicating the configuration.

さらに、請求項３に記載した本発明の航空機エンジンの燃料供給装置は、請求項２に記載した本発明の航空機エンジンの燃料供給装置において、予備の前記機体側ユニットがさらに少なくとも１組設けられており、該予備の機体側ユニットが、燃料の供給元を前記各燃料タンクのいずれかに選択的に切り替える供給元切替手段をさらに有していて、前記予備の機体側ユニットの前記供給先切替手段が、前記ギアポンプによる昇圧後の燃料の供給先を、前記各組の前記機体側ユニットにそれぞれ対応する各エンジンの間で切り替えることを特徴とする。  Further, an aircraft engine fuel supply apparatus according to a third aspect of the present invention is the aircraft engine fuel supply apparatus according to the second aspect of the present invention, further comprising at least one spare airframe unit. The spare airframe side unit further includes a supply source switching means for selectively switching a fuel supply source to one of the fuel tanks, and the supply destination switching means of the spare airframe side unit. However, the fuel supply destination after the pressure increase by the gear pump is switched between the engines corresponding to the airframe side units of the sets.

請求項３に記載した本発明の航空機エンジンの燃料供給装置によれば、請求項２に記載した本発明の航空機エンジンの燃料供給装置において、複数存在する機体側ユニットの１つが故障した場合に、故障した機体側ユニットが燃料供給を受けていた燃料タンクの燃料を予備の機体側ユニットで昇圧して、故障した機体側ユニットに代わって対応するエンジンに引き続き供給する経路を、過度に構成を煩雑化させることなく確保することができる。  According to the aircraft engine fuel supply apparatus of the present invention described in claim 3, in the aircraft engine fuel supply apparatus of the present invention described in claim 2, when one of a plurality of airframe-side units fails, The fuel tank that had been damaged by the failed aircraft unit boosts the fuel in the fuel tank with the spare aircraft unit and continues to supply the corresponding engine on behalf of the failed aircraft unit. It can be secured without making it.

本発明によれば、航空機エンジンの燃料供給装置の全体での装置規模を縮減することができる。  ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, the apparatus scale in the whole fuel supply apparatus of an aircraft engine can be reduced.

本発明の第１実施形態に係る航空機エンジンの燃料供給装置を示す説明図である。It is explanatory drawing which shows the fuel supply apparatus of the aircraft engine which concerns on 1st Embodiment of this invention.本発明の第２実施形態に係る航空機エンジンの燃料供給装置を示す説明図である。It is explanatory drawing which shows the fuel supply apparatus of the aircraft engine which concerns on 2nd Embodiment of this invention.本発明の第３実施形態に係る航空機エンジンの燃料供給装置を示す説明図である。It is explanatory drawing which shows the fuel supply apparatus of the aircraft engine which concerns on 3rd Embodiment of this invention.一般的な航空機エンジンの燃料供給装置を示す説明図である。It is explanatory drawing which shows the fuel supply apparatus of a common aircraft engine.

以下、本発明の実施形態について図面を参照しながら説明する。  Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings.

〔第１実施形態〕
図１の説明図に示す第１実施形態の燃料供給装置１（航空機エンジンの燃料供給装置に相当）は、航空機Ａの左右の翼１０ａ，１０ｂにパイロン（図示せず）を介して連結したエンジンナセル２０ａ，２０ｂ内のガスタービンエンジン（以下、「エンジン」と略記する。）２１ａ，２１ｂに燃料を供給するものである。そして、燃料供給装置１は、左右の各エンジン２１ａ，２１ｂに対応する燃料タンク１１ａ，１１ｂと左右の機体側ユニット３０ａ，３０ｂを有している。[First Embodiment]
A fuel supply device 1 (corresponding to a fuel supply device for an aircraft engine) of the first embodiment shown in the explanatory diagram of FIG. 1 is an engine connected to left andright wings 10a, 10b of an aircraft A via pylon (not shown). Fuel is supplied to gas turbine engines (hereinafter abbreviated as “engines”) 21a and 21b in thenacelles 20a and 20b. Thefuel supply apparatus 1 includesfuel tanks 11a and 11b corresponding to the left andright engines 21a and 21b, and left and right body-side units 30a and 30b.

左右の燃料タンク１１ａ，１１ｂは、左右の各翼１０ａ，１０ｂにそれぞれ設けられている。左右の各機体側ユニット３０ａ，３０ｂは、翼１０ａ，１０ｂの付け根に近い胴体３０に設けられた低圧ポンプ３１ａ，３１ｂ、ギアポンプ３２ａ，３２ｂ、及び、電動モータ３３ａ，３３ｂを有している。  The left andright fuel tanks 11a and 11b are provided on the left andright blades 10a and 10b, respectively. The left and rightairframe side units 30a and 30b includelow pressure pumps 31a and 31b,gear pumps 32a and 32b, andelectric motors 33a and 33b provided on thefuselage 30 near the roots of theblades 10a and 10b.

低圧ポンプ３１ａ，３１ｂ（請求項中の遠心ポンプに相当）及びギアポンプ３２ａ，３２ｂは、電動モータ３３ａ，３３ｂによってそれぞれ回転駆動される。低圧ポンプ３１ａ，３１ｂは、燃料タンク１１ａ，１１ｂの燃料をブーストし、ギアポンプ３２ａ，３２ｂは、ブーストされた燃料を昇圧して対応する左右のエンジン２１ａ，２１ｂにそれぞれ供給する。  The low-pressure pumps 31a and 31b (corresponding to the centrifugal pumps in the claims) and thegear pumps 32a and 32b are rotationally driven byelectric motors 33a and 33b, respectively. Thelow pressure pumps 31a and 31b boost the fuel in thefuel tanks 11a and 11b, and thegear pumps 32a and 32b boost the boosted fuel and supply the boosted fuel to the corresponding left andright engines 21a and 21b, respectively.

低圧ポンプ３１ａには、ギアポンプ３２ａへの配管３４ａと共にギアポンプ３２ｂへの配管３５ａが接続されており、低圧ポンプ３１ｂにも、ギアポンプ３２ｂへの配管３４ｂと共にギアポンプ３２ａへの配管３５ｂが接続されている。ギアポンプ３２ａへの配管３４ａ及び配管３５ｂと、ギアポンプ３２ｂへの配管３４ｂ及び配管３５ａは、それぞれ合流している。配管３５ａ，３５ｂにはクロスフィード弁（開閉弁）３６ｂ，３６ａが介設されている。  Apipe 35a to thegear pump 32b is connected to thelow pressure pump 31a together with apipe 34a to thegear pump 32a, and apipe 35b to thegear pump 32a is connected to thelow pressure pump 31b together with apipe 34b to thegear pump 32b. Thepipe 34a and thepipe 35b to thegear pump 32a and thepipe 34b and thepipe 35a to thegear pump 32b are joined together. Cross feed valves (open / close valves) 36b, 36a are interposed in thepipes 35a, 35b.

ギアポンプ３２ａ及びエンジン２１ａを接続する配管３７ａと、ギアポンプ３２ｂ及びエンジン２１ｂを接続する配管３７ｂには、遮断弁３８ａ，３８ｂがそれぞれ介設されている。  Isolation valves 38a and 38b are interposed in apipe 37a connecting thegear pump 32a and theengine 21a and apipe 37b connecting thegear pump 32b and theengine 21b, respectively.

以上のように構成された第１実施形態の燃料供給装置１では、通常時は、クロスフィード弁３６ａ，３６ｂが閉弁され、遮断弁３８ａ，３８ｂが開弁される。そして、燃料タンク１１ａの燃料が低圧ポンプ３１ａでブーストされ、さらに、配管３４ａを介してギアポンプ３２ａに供給された燃料が昇圧されて、左エンジン２１ａに供給される。  In thefuel supply device 1 of the first embodiment configured as described above, thecross-feed valves 36a and 36b are normally closed and the shut-offvalves 38a and 38b are opened. The fuel in thefuel tank 11a is boosted by thelow pressure pump 31a, and the fuel supplied to thegear pump 32a via thepipe 34a is boosted and supplied to theleft engine 21a.

同様に、燃料タンク１１ｂの燃料が低圧ポンプ３１ｂでブーストされ、さらに、配管３４ｂを介してギアポンプ３２ｂに供給された燃料が昇圧されて、右エンジン２１ｂに供給される。  Similarly, the fuel in thefuel tank 11b is boosted by thelow pressure pump 31b, and the fuel supplied to thegear pump 32b via thepipe 34b is boosted and supplied to theright engine 21b.

なお、右エンジン２１ｂが故障し左エンジン２１ａのみが稼働される場合は、左翼１０ａの燃料タンク１１ａの燃料だけが消費されて重量バランスが崩れないように、クロスフィード弁３６ａが開弁されて、右翼１０ｂの燃料タンク１１ｂの燃料も低圧ポンプ３１ｂによるブースト後に配管３５ａを介してギアポンプ３２ａに供給される。  If theright engine 21b fails and only theleft engine 21a is operated, thecross feed valve 36a is opened so that only the fuel in thefuel tank 11a of theleft wing 10a is consumed and the weight balance is not lost. The fuel in thefuel tank 11b of theright wing 10b is also supplied to thegear pump 32a via thepipe 35a after being boosted by thelow pressure pump 31b.

同様に、左エンジン２１ａが故障し右エンジン２１ｂのみが稼働される場合は、右翼１０ｂの燃料タンク１１ｂの燃料だけが消費されて重量バランスが崩れないように、クロスフィード弁３６ｂが開弁されて、左翼１０ａの燃料タンク１１ａの燃料も低圧ポンプ３１ａによるブースト後に配管３５ａを介してギアポンプ３２ｂに供給される。  Similarly, when theleft engine 21a fails and only theright engine 21b is operated, thecrossfeed valve 36b is opened so that only the fuel in thefuel tank 11b of theright wing 10b is consumed and the weight balance is not lost. The fuel in thefuel tank 11a of theleft wing 10a is also supplied to thegear pump 32b via thepipe 35a after being boosted by thelow pressure pump 31a.

上述した第１実施形態の燃料供給装置１では、配管３５ａ，３４ｂ及びクロスフィード弁（開閉弁）３６ａ，３６ｂが、請求項中の、低圧ポンプによるブースト後の燃料の供給先を他の機体側ユニットのギアポンプとの間で切り替える供給先切替手段を構成している。  In thefuel supply device 1 according to the first embodiment described above, thepipes 35a and 34b and the cross feed valves (open / close valves) 36a and 36b are connected to the fuel supply side after the boost by the low pressure pump in the claims. Supply destination switching means for switching between the unit and the gear pump is configured.

〔第２実施形態〕
図２の説明図に示す第２実施形態の燃料供給装置１ａ（航空機エンジンの燃料供給装置に相当）は、第１実施形態の燃料供給装置１の配管３５ａ，３５ｂ及びクロスフィード弁（開閉弁）３６ａ，３６ｂを省略している。[Second Embodiment]
Afuel supply device 1a (corresponding to a fuel supply device for an aircraft engine) of the second embodiment shown in the explanatory diagram of FIG. 2 includespipes 35a and 35b and a cross feed valve (open / close valve) of thefuel supply device 1 of the first embodiment. 36a and 36b are omitted.

その代わりに、第２実施形態の燃料供給装置１ａは、ギアポンプ３２ａ，３２ｂと遮断弁３８ａ，３８ｂとの間で 配管３７ａ，３７ｂどうしを配管３９で接続し、また、遮断弁３８ａ，３８ｂとエンジン２１ａ，２１ｂとの間で配管３７ａ，３７ｂどうしを配管４０で接続している。さらに、配管３９，４０を配管４１で接続し、かつ、配管３９，４１の接続部分にクロスフィード弁（三方弁）４２を設けている。  Instead, in thefuel supply device 1a of the second embodiment, thepipes 37a and 37b are connected by thepipe 39 between the gear pumps 32a and 32b and the shut-offvalves 38a and 38b, and the shut-offvalves 38a and 38b are connected to the engine.Pipes 37a and 37b are connected to each other bypipe 40 between 21a and 21b. Further, thepipes 39, 40 are connected by apipe 41, and a cross feed valve (three-way valve) 42 is provided at the connection portion of thepipes 39, 41.

以上のように構成された第２実施形態の燃料供給装置１ａでは、通常時は、クロスフィード弁４２により配管３９，４０，４１が相互に遮断され、遮断弁３８ａ，３８ｂが開弁される。そして、燃料タンク１１ａの燃料が低圧ポンプ３１ａでブーストされ、さらに、配管３４ａを介してギアポンプ３２ａに供給された燃料が昇圧されて、左エンジン２１ａに供給される。  In thefuel supply device 1a of the second embodiment configured as described above, thepipes 39, 40, and 41 are normally shut off by thecross feed valve 42 and the shut-offvalves 38a and 38b are opened. The fuel in thefuel tank 11a is boosted by thelow pressure pump 31a, and the fuel supplied to thegear pump 32a via thepipe 34a is boosted and supplied to theleft engine 21a.

同様に、燃料タンク１１ｂの燃料が低圧ポンプ３１ｂでブーストされ、さらに、配管３４ｂを介してギアポンプ３２ｂに供給された燃料が昇圧されて、右エンジン２１ｂに供給される。  Similarly, the fuel in thefuel tank 11b is boosted by thelow pressure pump 31b, and the fuel supplied to thegear pump 32b via thepipe 34b is boosted and supplied to theright engine 21b.

なお、右エンジン２１ｂが故障し左エンジン２１ａのみが稼働される場合は、左翼１０ａの燃料タンク１１ａの燃料だけが消費されて重量バランスが崩れないように、周期的に、クロスフィード弁４２により配管３９が開弁されると共に、遮断弁３８ｂが閉弁されて、右翼１０ｂの燃料タンク１１ｂの燃料が低圧ポンプ３１ｂ、ギアポンプ３２ｂ、配管３９及び遮断弁３８ａ（開弁）を介して左エンジン２１ａに供給される。  If theright engine 21b fails and only theleft engine 21a is operated, only the fuel in thefuel tank 11a of theleft wing 10a is consumed so that the weight balance is not lost. 39 is opened, the shut-offvalve 38b is closed, and the fuel in thefuel tank 11b of theright wing 10b is sent to theleft engine 21a via the low-pressure pump 31b, thegear pump 32b, the piping 39 and the shut-offvalve 38a (open valve). Supplied.

同様に、左エンジン２１ａが故障し右エンジン２１ｂのみが稼働される場合は、右翼１０ｂの燃料タンク１１ｂの燃料だけが消費されて重量バランスが崩れないように、周期的に、クロスフィード弁４２により配管３９が開弁されると共に、遮断弁３８ａが閉弁されて、左翼１０ａの燃料タンク１１ａの燃料が低圧ポンプ３１ａ、ギアポンプ３２ａ、配管３９及び遮断弁３８ｂ（開弁）を介して右エンジン２１ｂに供給される。  Similarly, when theleft engine 21a fails and only theright engine 21b is operated, thecross feed valve 42 periodically causes the weight balance not to be lost by consuming only the fuel in thefuel tank 11b of theright wing 10b. Thepipe 39 is opened, the shut-offvalve 38a is closed, and the fuel in thefuel tank 11a of theleft wing 10a passes through the low-pressure pump 31a, thegear pump 32a, thepipe 39, and the shut-offvalve 38b (open valve). To be supplied.

また、左の機体側ユニット３０ａの低圧ポンプ３１ａやギアポンプ３２ａが故障した場合は、クロスフィード弁４２により配管３９の配管３７ｂ側と配管４１が連通されて、右の機体側ユニット３０ｂでブースト及び昇圧された燃料が、ギアポンプ３２ｂから、右エンジン２１ｂと並行して、配管３９及び遮断弁３８ａ（開弁）を介して左エンジン２１ａにも供給される。  Further, when thelow pressure pump 31a or thegear pump 32a of the leftairframe side unit 30a breaks down, thepipe 37b side of thepipe 39 and thepipe 41 are communicated with each other by thecross feed valve 42, and boosting and boosting are performed in the rightairframe side unit 30b. The fuel thus supplied is also supplied from thegear pump 32b to theleft engine 21a through thepipe 39 and the shut-offvalve 38a (valve open) in parallel with theright engine 21b.

同様に、右の機体側ユニット３０ｂの低圧ポンプ３１ｂやギアポンプ３２ａが故障した場合は、クロスフィード弁４２により配管３９の配管３７ａ側と配管４１が連通されて、左の機体側ユニット３０ａでブースト及び昇圧された燃料が、ギアポンプ３２ａから、左エンジン２１ａと並行して、配管３９及び遮断弁３８ｂ（開弁）を介して右エンジン２１ｂにも供給される。  Similarly, when thelow pressure pump 31b or thegear pump 32a of the rightmachine side unit 30b fails, thepipe 37a side of thepipe 39 and thepipe 41 are communicated by thecross feed valve 42, and boost and The boosted fuel is also supplied from thegear pump 32a to theright engine 21b through thepipe 39 and the shut-offvalve 38b (valve open) in parallel with theleft engine 21a.

上述した第２実施形態の燃料供給装置１ａでは、遮断弁３８ａ，３８ｂ、配管３９，４０，４１及びクロスフィード弁（開閉弁）４２が、請求項中の、ギアポンプによる昇圧後の燃料の供給先を他の機体側ユニットに対応するエンジンとの間で切り替える供給先切替手段を構成している。  In thefuel supply device 1a of the second embodiment described above, theshutoff valves 38a, 38b, thepipes 39, 40, 41 and the cross feed valve (open / close valve) 42 are the fuel supply destinations after the pressure increase by the gear pump in the claims. Supply destination switching means for switching between the engine corresponding to the other airframe unit.

〔第３実施形態〕
図３の説明図に示す第３実施形態の燃料供給装置１ｂ（航空機エンジンの燃料供給装置に相当）は、第２実施形態の燃料供給装置１ａに対して、予備の機体側ユニット３０ｃを追加している。[Third Embodiment]
Afuel supply device 1b (corresponding to a fuel supply device for an aircraft engine) of the third embodiment shown in the explanatory diagram of FIG. 3 adds a spareairframe side unit 30c to thefuel supply device 1a of the second embodiment. ing.

予備の機体側ユニット３０ｃは、胴体３０に設けられた低圧ポンプ３１ｃ（請求項中の遠心ポンプに相当）、ギアポンプ３２ｃ、及び、電動モータ３３ｃを有している。ギアポンプ３２ｃは、クロスフィード弁（三方弁）４３により、燃料の供給元を左右の燃料タンク１１ａ，１１ｂのどちらかに切り替えることができる。また、ギアポンプ３２ｃで昇圧した燃料は、クロスフィード弁（三方弁）４４により、配管３７ａ，３７ｂにおける配管３９の接続点と遮断弁３８ａ，３８ｂとの間のどちらかに切り替えることができる。  The spareairframe side unit 30c includes alow pressure pump 31c (corresponding to a centrifugal pump in claims), agear pump 32c, and anelectric motor 33c provided in thebody 30. Thegear pump 32c can switch the fuel supply source to one of the left andright fuel tanks 11a and 11b by a cross feed valve (three-way valve) 43. Further, the fuel boosted by thegear pump 32c can be switched between the connection point of thepipe 39 in thepipes 37a and 37b and the shut-offvalves 38a and 38b by the cross feed valve (three-way valve) 44.

以上のように構成された第３実施形態の燃料供給装置１ｂでは、通常時や左右のどちらか一方のエンジン２１ａ，２１ｂの故障時は、第２実施形態の燃料供給装置１ａと同様にして燃料供給が行われ、予備の機体側ユニット３０ｃは使用されない。  In thefuel supply device 1b of the third embodiment configured as described above, the fuel is supplied in the same manner as thefuel supply device 1a of the second embodiment when either the normal engine or the left andright engines 21a and 21b fail. Supply is performed and thespare airframe unit 30c is not used.

また、左の機体側ユニット３０ａの低圧ポンプ３１ａやギアポンプ３２ａが故障した場合は、クロスフィード弁４３により左翼１０ａの燃料タンク１１ａが予備の機体側ユニット３０ｃの低圧ポンプ３１ｃに接続されると共に、クロスフィード弁４４によりギアポンプ３２ｃが配管３７ａに接続される。そして、予備の機体側ユニット３０ｃでブースト及び昇圧された燃料が、ギアポンプ３２ｃからクロスフィード弁４４、配管３７ａ及び遮断弁３８ａ（開弁）を介して左エンジン２１ａに供給される。  When thelow pressure pump 31a or thegear pump 32a of theleft airframe unit 30a breaks down, the cross feed valve 43 connects thefuel tank 11a of theleft wing 10a to thelow pressure pump 31c of the spareairframe side unit 30c, Thegear pump 32c is connected to thepipe 37a by the feed valve 44. The fuel boosted and boosted by the spareairframe side unit 30c is supplied from thegear pump 32c to theleft engine 21a via the cross feed valve 44, thepipe 37a, and theshutoff valve 38a (valve open).

同様に、右の機体側ユニット３０ｂの低圧ポンプ３１ｂやギアポンプ３２ａが故障した場合は、クロスフィード弁４３により右翼１０ｂの燃料タンク１１ｂが予備の機体側ユニット３０ｃの低圧ポンプ３１ｃに接続されると共に、クロスフィード弁４４によりギアポンプ３２ｃが配管３７ｂに接続される。そして、予備の機体側ユニット３０ｃでブースト及び昇圧された燃料が、ギアポンプ３２ｃからクロスフィード弁４４、配管３７ｂ及び遮断弁３８ｂ（開弁）を介して右エンジン２１ｂに供給される。  Similarly, when thelow pressure pump 31b or thegear pump 32a of the rightairframe side unit 30b fails, thefuel tank 11b of theright wing 10b is connected to thelow pressure pump 31c of the spareairframe side unit 30c by the cross feed valve 43, Thegear pump 32 c is connected to thepipe 37 b by the cross feed valve 44. The fuel boosted and boosted by the spareairframe side unit 30c is supplied from thegear pump 32c to theright engine 21b via the cross feed valve 44, thepipe 37b, and theshutoff valve 38b (open valve).

以上に説明した第１乃至第３実施形態の燃料供給装置１，１ａ，１ｂでは、ギアポンプ３２ａ，３２ｂを、低圧ポンプ３１ａ，３１ｂと共通の電動モータ３３ａ，３３ｂにより回転駆動させることとしたので、機体側ユニット３０ａ，３０ｂとして胴体３０に配置することができる。  In thefuel supply devices 1, 1a, 1b of the first to third embodiments described above, the gear pumps 32a, 32b are rotationally driven by theelectric motors 33a, 33b common to the low pressure pumps 31a, 31b. It can arrange | position to the fuselage |body 30 as thebody side units 30a and 30b.

これにより、低圧ポンプ３１ａ，３１ｂとギアポンプ３２ａ，３２ｂを、エンジン２１ａ，２１ｂによる振動の影響を多く受けるエンジン外周上でなく振動の影響が少ない胴体３０に配置することができる。このため、燃料供給装置１，１ａ，１ｂとしての耐久性を高めることができる。加えて、耐震補強部材の削減により機体重量の軽量化も図ることができる。  As a result, the low-pressure pumps 31a and 31b and the gear pumps 32a and 32b can be disposed not on the outer periphery of the engine that is largely affected by the vibration caused by theengines 21a and 21b but on thebody 30 that is less affected by the vibration. For this reason, durability asfuel supply apparatus 1, 1a, 1b can be improved. In addition, the body weight can be reduced by reducing the number of seismic reinforcement members.

また、エンジン２１ａ，２１ｂによりギアポンプ３２ａ，３２ｂを回転駆動させるよりも、それらの回転数をエンジン２１ａ，２１ｂの回転数に依存せずにコントロールすることができる。  Further, the rotational speeds of the gear pumps 32a and 32b can be controlled independently of the rotational speeds of theengines 21a and 21b, rather than the gear pumps 32a and 32b being driven to rotate by theengines 21a and 21b.

さらに、エンジン２１ａ，２１ｂによりギアポンプ３２ａ，３２ｂを回転駆動させるよりも、燃料供給系の全体構成を簡略化することができる。  Furthermore, the overall configuration of the fuel supply system can be simplified as compared with the case where the gear pumps 32a and 32b are rotationally driven by theengines 21a and 21b.

即ち、図４の説明図に示す一般的な燃料供給装置１ｃのように、低圧ポンプ５１ａ，５１ｂとギアポンプ５２ａ，５２ｂをエンジン外周上に設けて、エンジン２１ａ，２１ｂにより補機駆動用ギアボックス５３ａ，５３ｂを介してギアポンプ５２ａ，５２ｂを回転駆動させる場合は、胴体３０側に別途、ブーストポンプ６１ａ，６１ｂとその回転駆動源としての電動モータ６２ａ，６２ｂを設ける必要がある。  That is, as in the generalfuel supply device 1c shown in the explanatory diagram of FIG. 4, low pressure pumps 51a and 51b andgear pumps 52a and 52b are provided on the outer periphery of the engine, and theaccessory drive gearbox 53a is driven by theengines 21a and 21b. , 53b, the booster pumps 61a, 61b and theelectric motors 62a, 62b as the rotational drive sources need to be separately provided on thebody 30 side.

また、ギアポンプ５２ａ，５２ｂの回転数がエンジン２１ａ，２１ｂの回転数に依存することから、余剰の燃料をギアポンプ５２ａ，５２ｂの手前に還流させる燃料コントロール部（計量部）５４ａ，５４ｂをエンジン外周上に設ける必要がある。さらに、遮断弁５５ａ，５５ｂもエンジン外周上に設ける必要がある。  Further, since the rotational speeds of the gear pumps 52a and 52b depend on the rotational speeds of theengines 21a and 21b, the fuel control units (metering units) 54a and 54b that recirculate excess fuel before the gear pumps 52a and 52b are disposed on the outer periphery of the engine. It is necessary to provide in. Further, the shut-offvalves 55a and 55b need to be provided on the outer periphery of the engine.

したがって、翼１０ａ，１０ｂや胴体３０側とエンジン外周上との双方に、燃料を昇圧供給する燃料ユニットをそれぞれ設けなければならず、燃料供給装置の全体として大型化、重量化してしまう。また、エンジン外周上の低圧ポンプ５１ａ，５１ｂとは別に、エンジン側への供給圧を確保するため、胴体３０側にブーストポンプ６１ａ，６１ｂが必要となり、ポンプ系の重複も発生してしまう。  Therefore, it is necessary to provide fuel units for boosting the fuel on both theblades 10a and 10b and thefuselage 30 side and on the outer periphery of the engine, which increases the size and weight of the fuel supply device as a whole. In addition to the low pressure pumps 51a and 51b on the outer periphery of the engine, boost pumps 61a and 61b are required on thefuselage 30 side in order to secure supply pressure to the engine side, resulting in overlapping pump systems.

このような問題を、第１乃至第３実施形態の燃料供給装置１，１ａ，１ｂによれば、いずれも解消することができる。  Such a problem can be solved according to thefuel supply devices 1, 1 a, 1 b of the first to third embodiments.

また、第１乃至第３実施形態の燃料供給装置１，１ａ，１ｂによれば、左右のエンジン２１ａ，２１ｂのどちらかが故障した場合に、左右のどちらか一方の燃料タンク１１ａ，１１ｂの燃料が集中的に消費されるのを回避する燃料供給経路を、過度に構成を煩雑化させることなく確保することができる。  Further, according to thefuel supply devices 1, 1a, 1b of the first to third embodiments, when one of the left andright engines 21a, 21b fails, the fuel in one of the left andright fuel tanks 11a, 11b. It is possible to secure a fuel supply path that avoids intensive consumption without excessively complicating the configuration.

さらに、第２及び第３実施形態の燃料供給装置１ａ，１ｂによれば、左右の機体側ユニット３０ａ，３０ｂのどちらかが故障した場合にも、左右のどちらか一方の燃料タンク１１ａ，１１ｂの燃料が集中的に消費されるのを回避する燃料供給経路を、過度に構成を煩雑化させることなく確保することができる。  Furthermore, according to thefuel supply devices 1a and 1b of the second and third embodiments, even if one of the left and rightairframe side units 30a and 30b breaks down, the left andright fuel tanks 11a and 11b A fuel supply path that avoids intensive fuel consumption can be ensured without excessively complicating the configuration.

また、第３実施形態の燃料供給装置１ｂによれば、左右の機体側ユニット３０ａ，３０ｂのどちらかが故障した場合に、故障した機体側ユニット３０ａ，３０ｂが燃料供給を受けていた燃料タンク１１ａ，１１ｂの燃料を予備の機体側ユニット３０ｃで昇圧して、故障した機体側ユニット３０ａ，３０ｂに代わって対応するエンジン２１ａ，２１ｂに引き続き供給する経路を、過度に構成を煩雑化させることなく確保することができる。なお、追加する予備の機体側ユニット３０ｃは１組でなく複数組であってもよい。  Further, according to thefuel supply device 1b of the third embodiment, when one of the left and rightairframe side units 30a and 30b breaks down, thefuel tank 11a in which the failedairframe side units 30a and 30b are supplied with fuel. , 11b is boosted by the spareairframe side unit 30c, and a path for continuously supplying thecorresponding engine 21a, 21b in place of the failedairframe side unit 30a, 30b is secured without excessively complicating the configuration. can do. Note that the spareairframe side unit 30c to be added may be a plurality of sets instead of one set.

上述した第１乃至第３実施形態では、双発機を例に取り、左右の翼１０ａ，１０ｂのエンジン２１ａ，２１ｂに対する燃料供給装置１，１ａ，１ｂについて説明したが、本発明は、尾翼等の翼以外の部分にエンジンを配置した航空機にも適用可能である。その場合、機体側ユニットの低圧ポンプ、ギアポンプ、電動モータは、尾翼に近い胴体部分に配置してもよい。即ち、機体側ユニットは、燃料供給対象のエンジンの取付位置に応じてそれに近い胴体部分や翼の部分に配置することができる。  In the first to third embodiments described above, the twin-engine is taken as an example, and thefuel supply devices 1, 1a, 1b for theengines 21a, 21b of the left andright blades 10a, 10b have been described. The present invention can also be applied to an aircraft in which an engine is arranged in a portion other than the wing. In that case, the low-pressure pump, the gear pump, and the electric motor of the fuselage-side unit may be disposed in the fuselage portion close to the tail. That is, the fuselage-side unit can be arranged in a fuselage part or a wing part close to the mounting position of the engine to be supplied with fuel.

また、本発明は、軍用機であるか民間機であるかや、旅客機であるか貨物機であるかに関係なく、推進装置としてのエンジンに燃料を供給する航空機に広く適用可能である。  The present invention can be widely applied to an aircraft that supplies fuel to an engine as a propulsion device regardless of whether it is a military aircraft or a civilian aircraft, a passenger aircraft, or a cargo aircraft.

１，１ａ，１ｂ，１ｃ 燃料供給装置
１０ａ 左翼
１０ｂ 右翼
１１ａ，１１ｂ 燃料タンク
２０ａ，２０ｂ エンジンナセル
２１ａ 左エンジン
２１ｂ 右エンジン
３０ 胴体
３０ａ，３０ｂ，３０ｃ 機体側ユニット
３１ａ，３１ｂ，３１ｃ，５１ａ，５１ｂ 低圧ポンプ（遠心ポンプ）
３２ａ，３２ｂ，３２ｃ，５２ａ，５２ｂ ギアポンプ
３３ａ，３３ｂ，３３ｃ，６２ａ，６２ｂ 電動モータ
３４ａ，３４ｂ，３５ａ，３５ｂ，３７ａ，３７ｂ，３９，４０，４１ 配管
３６ａ，３６ｂ，４２，４３，４４ クロスフィード弁
３８ａ，３８ｂ，５５ａ，５５ｂ 遮断弁
５３ａ，５３ｂ 補機駆動用ギアボックス
５４ａ，５４ｂ 燃料コントロール部（計量部）
６１ａ，６１ｂ ブーストポンプ
Ａ 航空機1, 1a, 1b, 1cFuel supply device 10aLeft wing 10bRight wing 11a,11b Fuel tank 20a,20b Engine nacelle21a Left engine21b Right engine 30Fuselage 30a, 30b, 30cAirframe side unit 31a, 31b, 31c, 51a, 51b Low pressure Pump (centrifugal pump)
32a, 32b, 32c, 52a,52b Gear pump 33a, 33b, 33c, 62a,62b Electric motor 34a, 34b, 35a, 35b, 37a, 37b, 39, 40, 41Piping 36a, 36b, 42, 43, 44Cross feed Valves 38a, 38b, 55a, 55b Shut-offvalves 53a, 53bAuxiliary drive gearboxes 54a, 54b Fuel control section (metering section)
61a, 61b Boost pump A Aircraft

Claims (3)

Translated fromJapanese

航空機の機体側でブーストした燃料タンクの燃料を、前記機体に取り付けたエンジンナセル内のエンジンに、遠心ポンプ及びギアポンプで昇圧して供給する航空機エンジンの燃料供給装置において、
前記遠心ポンプ及び前記ギアポンプが前記機体側に配置されて、前記燃料タンクの燃料のブーストが前記遠心ポンプによって行われると共に、前記遠心ポンプ及び前記ギアポンプが前記機体側の電動モータにより回転駆動される、
ことを特徴とする航空機エンジンの燃料供給装置。In a fuel supply device for an aircraft engine, the fuel in the fuel tank boosted on the aircraft body side is boosted and supplied to the engine in the engine nacelle attached to the aircraft by a centrifugal pump and a gear pump.
The centrifugal pump and the gear pump are arranged on the airframe side, the fuel of the fuel tank is boosted by the centrifugal pump, and the centrifugal pump and the gear pump are rotationally driven by an electric motor on the airframe side.
An aircraft engine fuel supply apparatus characterized by the above. 前記燃料タンクと、前記遠心ポンプ、前記ギアポンプ及び前記電動モータの機体側ユニットとが、複数の前記エンジンに対応して複数組設けられており、各組の前記機体側ユニットには、前記遠心ポンプによるブースト後の燃料の供給先を他の前記機体側ユニットの前記ギアポンプとの間で切り替え、又は、前記ギアポンプによる昇圧後の燃料の供給先を他の前記機体側ユニットに対応する前記エンジンとの間で切り替える供給先切替手段がそれぞれ設けられていることを特徴とする請求項１記載の航空機エンジンの燃料供給装置。  A plurality of sets of the fuel tank, the centrifugal pump, the gear pump, and the electric motor side units corresponding to the plurality of engines are provided, and the centrifugal pumps are provided in the airframe side units of each set. Switch the fuel supply destination after boosting with the gear pump of the other airframe side unit, or the fuel supply destination after boosting by the gear pump with the engine corresponding to the other airframe side unit. 2. The aircraft engine fuel supply apparatus according to claim 1, further comprising supply destination switching means for switching between them. 予備の前記機体側ユニットがさらに少なくとも１組設けられており、該予備の機体側ユニットは、燃料の供給元を前記各燃料タンクのいずれかに選択的に切り替える供給元切替手段をさらに有していて、前記予備の機体側ユニットの前記供給先切替手段は、前記ギアポンプによる昇圧後の燃料の供給先を、前記各組の前記機体側ユニットにそれぞれ対応する各エンジンの間で切り替えることを特徴とする請求項２記載の航空機エンジンの燃料供給装置。  At least one set of spare airframe side units is further provided, and the spare airframe side units further include a supply source switching means for selectively switching the fuel supply source to one of the fuel tanks. The supply destination switching means of the spare airframe side unit switches the fuel supply destination after the pressure increase by the gear pump between the engines corresponding to the airframe side units of each set. The aircraft engine fuel supply device according to claim 2.

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