【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航空发动机燃油供应及调节控制，涉及多燃烧室供油系统的燃油流量调控与分配，具体是一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置、方法及应用，用于在单泵源供油模式下，实现主燃烧室与非主燃烧室燃油流量的精准控制与分配。
技术介绍
1、燃烧室作为航空发动机的核心子系统之一，其主要功能是将燃油与空气按照适当比例混合后进行高效燃烧，以产生高温高压燃气，进而推动涡轮做功，实现推力输出。燃烧系统的设计需要满足燃烧稳定性、燃烧效率、燃油适应性、污染物排放控制及动态响应特性等诸多要求。其中，燃油调节技术是燃烧室设计中的核心环节，其作用是根据发动机的工况需求，精确控制燃油的供给量和分配，以实现最佳的燃烧效果。
2、航空发动机的燃油供油系统主要由燃油泵、燃油调节器、计量装置、喷嘴及相关控制元件组成。燃油供油系统需要适应发动机不同工况下的燃油需求，确保燃油喷射的压力、流量及雾化质量始终处于最优状态，以保证燃烧稳定性和效率。尤其是在加速、减速、巡航及战术机动等动态飞行状态下，燃油供油系统的响应能力和精确调节能力直接影响发动机的工作稳定性和燃油经济性。根据航空发动机的不同需求，现有的燃油供油系统大致可以分为单燃烧室供油系统和多燃烧室供油系统两类。传统航空发动机通常采用单一燃烧室，但在高推重比发动机中，单燃烧室的燃烧效率受限，难以进一步优化发动机的综合性能。为了提高航空发动机的热效率和推力输出，同时降低污染物排放，近年来出现了级间燃烧室、涵道燃烧室等多燃烧室技术方案。多燃烧室供油系统采用独立的燃油供给回路，为主燃烧室及非主燃烧室（如级间燃烧
3、传统的供油机制，以美国专利us6487847b1公开的航空发动机多燃烧室供油系统为例，其主燃烧室和非主燃烧室分别由两套高压泵和燃油调节器独立供油，由于非主燃烧室并非在全包线内实时工作，因此，在非工作阶段，非主燃烧室供油的高压泵空转运行，极大的消耗能量，降低效率，也降低了高压泵的使用寿命。另外，由于存在两个泵源，不仅增大了安装的重量，结构繁冗，体积庞大且传动系统复杂，使得发动机单位截面推力和推重比下降，而且存在旋转共频问题，发动机振动加大，发动机故障率进一步增加。多燃烧室供油系统的复杂性还体现在燃油分配与控制的精确性要求上，在不同飞行阶段和工况下，各燃烧室需要精确计量的燃油供应，以确保发动机性能最优化，现有多泵源供油方案难以实现各燃烧室间燃油供应的协同优化。
4、综上所述，现有多燃烧室供油系统存在结构复杂、重量增加、能量损耗大、响应滞后、振动增强、调节能力受限等问题，难以满足现代航空发动机对轻量化、高效性和可靠性的需求。因此，如何在满足多燃烧室供油需求的同时，优化燃油供给系统结构，提高燃油控制精度，降低系统重量和能量损耗，并增强系统的可靠性和响应速度，是亟待解决的技术问题。
技术实现思路
1、（一）专利技术目的
2、针对现有技术的上述缺陷和不足，为解决现有航空发动机多燃烧室供油系统繁冗、体积庞大，故障率高等技术问题，本专利技术旨在提供一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置、方法及应用，通过采用单泵源多路计量输出的原理构型，代替传统多泵源多路供油方案，在减轻尺寸与重量的同时，实现更多独立燃烧室燃油的供油分配，降低发动机故障率。具体而言，本专利技术通过等压差或定差减压方式维持计量活门两端压差恒定，使燃油流量与计量活门开度呈线性关系，从而实现燃油供给的精确调节；同时，停车电磁阀与分配活门相结合，实现燃烧室的快速断油控制，提高系统安全性。此外，本专利技术采用单一泵源供油模式，避免非主燃烧室高压泵的空转损耗，降低能耗并减少发动机振动，提高系统可靠性。
3、（二）技术方案
4、为实现该专利技术目的，解决其技术问题，本专利技术采用如下技术方案：
5、本专利技术的第1个专利技术目的在于提供一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置，用于在单一燃油泵供油模式下实现主燃烧室与非主燃烧室燃油流量的精准控制与分配，包括单一燃油动力源和若干燃油调节源，其中：
6、所述燃油动力源，至少包括：一燃油泵，用于为燃油调节系统提供稳定可靠的高压油源；一安全阀，设置在燃油泵的旁通管路上，当燃油泵出口压力超过设定阈值时开启泄压并将高压油回流至燃油泵进口；
7、各燃油调节源并联设置，且均与燃油动力源的出口流体连通，每一燃油调节源独立控制一对应燃烧室的燃油供应，且均至少包括：
8、一计量活门，设置在供油管路上，用于控制进入对应燃烧室的燃油流量；
9、一分配活门，其进口通过管路与计量活门出口连通，出口通过管路与对应燃烧室连通，用于将燃油分配至对应燃烧室的各喷嘴中；
10、一停车电磁阀，呈常闭状态，与一节流喷嘴ⅰ串联后以并联方式连接于分配活门的进口端和弹簧腔之间，并经一节流喷嘴ⅱ与燃油泵进口连通，用于在紧急停车时切断对应燃烧室的燃油供应；
11、与主燃烧室对应的燃油调节源还包括一等压差活门，其进口端和弹簧腔分别与对应计量活门的两端交联，组成与对应计量活门的并联模式，其出口端与燃油泵进口连通，通过旁通反馈调节方式维持计量活门两端的压差恒定，使计量活门的开度与流量呈线性关系，实现对主燃烧室燃油流量的稳定控制；
12、与非主燃烧室对应的燃油调节源还包括一串联设置在对应计量活门上游的定差减压阀，其进口端与燃油泵出口连通，其出口端与对应计量活门的进口端连通，并通过节流控制方式维持对应计量活门入口压力恒定，使对应计量活门的开度与流量呈线性关系，实现对非主燃烧室燃油流量的精确控制。
13、本专利技术的第2个专利技术目的在于提供一种航空发动机，包括本专利技术的上述航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置。
14、本专利技术的第3个专利技术目的在于提供一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节方法，基于本专利技术的上述航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置，该燃油调节方法至少包括如下实施步骤：
15、s100. 燃油动力源启动：
16、启动燃油泵，向所有燃油调节源提供高压油源，并实时监测燃油泵出口压力，当压力超过安全阀设定阈值时，触发安全阀自动开启泄压，使超压燃油经旁通管路回流至燃油泵进口；
17、s200. 主燃烧室燃油流量闭环调节：
18、根据发动机工作状态和目标推力需求，控制与主燃烧室对应的计量活门开度，通过等压差活门维持主燃烧室计量活门两端压差恒定，并通过分配活门将燃油分配至主燃烧室各喷嘴；
19、s300. 非主燃烧室燃油流量闭环调节：
20、根据发动机工作模式和辅助推力需求，控制与非主燃烧室对应的计量活门开度，通过定差减压阀维持计量活门入口压力恒定，并通过分配活门将燃油分配至非主燃烧室各喷嘴；
21、s400. 多燃烧室供油协同管理：
22、根据发动机工本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置，其特征在于，包括单一燃油动力源和若干燃油调节源，其中：
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置，其特征在于：所述安全阀为先导式结构，包含主阀和先导控制阀，当燃油泵出口压力低于设定阈值时，先导控制阀关闭，主阀在弹簧力作用下保持关闭状态；当燃油泵出口压力超过设定阈值时，先导控制阀开启，导通控制油路，使主阀上部压力降低，主阀在下部高压和上部弹簧力的共同作用下开启，将高压燃油引导回燃油泵进口，实现泄压保护；安全阀的开启压力通过调节先导控制阀的弹簧预紧力进行设定。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置，其特征在于：各计量活门采用电液伺服阀或步进电机进行控制，并根据发动机控制信号实时调节计量活门的开口面积，闭环控制实现燃油流量调节。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置，其特征在于：所述分配活门为多路分配阀，其出口通过多分支管路分别连接至对应燃烧室的多个喷嘴，正常工作状态下，其弹簧腔内弹簧力推动阀芯保持通流状态，燃油经分配活门流向
5.根据权利要求4所述的一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置，其特征在于：所述停车电磁阀为呈常闭状态的双向电磁阀，在紧急停车时通电开启，将分配活门进口的高压油引入其弹簧腔内，使其进口端和弹簧腔的油压趋于平衡，在弹簧腔内弹簧力的作用下促使分配活门的阀芯向其进口方向移动以快速关闭分配活门；与停车电磁阀配合的节流喷嘴Ⅰ与节流喷嘴Ⅱ采用具有抑制压力振荡的微孔结构设计，避免燃油压力波动。
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置，其特征在于：所述等压差活门的进口与弹簧腔分别与主燃烧室对应的计量活门的左右两端交联，组成并联模式的反馈调节回路，通过调节旁通流量的方式确保计量活门两端的压差始终维持在设定值；当计量活门两端压差大于设定值时，等压差活门开度增大，旁通更多燃油至燃油泵进口，降低计量活门进口端压力；当计量活门两端压差小于设定值时，等压差活门开度减小，减少旁通流量，增加计量活门进口端压力。
7.根据权利要求1所述的一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置，其特征在于：所述定差减压阀与对应计量活门串联设置，采用直动式弹簧负载结构，其弹簧腔与燃油回流管路连通，其阀芯位移由弹簧腔压力与下游压力的动态平衡控制，以在进口压力变化时自动调节阀芯位置。
8.根据权利要求1所述的一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置，其特征在于：所述装置还包括电子控制单元，用于接收发动机工作状态信号，根据预设的控制逻辑计算并输出控制信号至各计量活门以实时调整活门开度，匹配发动机不同工况下的燃油供给需求；且所述电子控制单元预设多个燃油流量调节曲线，以适应不同飞行阶段的燃油供应要求，确保系统在加速、减速、巡航及高负载条件下均能提供最佳燃油控制。
9.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求1~8任一项所述的一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置。
10.一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节方法，基于权利要求1~8任一项所述的一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置，其特征在于，包括：
11.根据权利要求10所述的一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节方法，其特征在于,步骤S200中，主燃烧室燃油流量闭环调节包括：
12.根据权利要求10所述的一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节方法，其特征在于,步骤S300中，非主燃烧室燃油流量闭环调节包括：根据发动机在不同飞行包线和性能要求下的运行工况，采用预编程的非主燃烧室优化供油策略，通过定差减压阀将燃油泵输出的高压油降至设定压力值并保持恒定；计量活门在恒定入口压力条件下，精确控制进入非主燃烧室的燃油流量；同时系统根据燃烧室出口温度、压力和发动机推力参数，动态调整计量活门开度，优化非主燃烧室的燃烧效率和稳定性。
13.根据权利要求10所述的一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节方法，其特征在于，还包括故障诊断与容错控制的步骤，包括：通过监测各计量活门、分配活门、停车电磁阀的位置反馈信号，以及各管路段的压力和流量参数，实时进行系统状态评估；当检测到某一燃油调节源出现异常时，识别故障类型并执行容错控制策略：对于非主燃烧室供油故障，切断该燃烧室供油并增加主燃烧室供油量；对于主燃烧室供油系统轻微故障，在可接受范围内调整供油参数，确保发动机安全运行；对于危及安全的重大故障，触发紧急停车程序。
...【技术特征摘要】
1.一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置，其特征在于，包括单一燃油动力源和若干燃油调节源，其中：
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置，其特征在于：所述安全阀为先导式结构，包含主阀和先导控制阀，当燃油泵出口压力低于设定阈值时，先导控制阀关闭，主阀在弹簧力作用下保持关闭状态；当燃油泵出口压力超过设定阈值时，先导控制阀开启，导通控制油路，使主阀上部压力降低，主阀在下部高压和上部弹簧力的共同作用下开启，将高压燃油引导回燃油泵进口，实现泄压保护；安全阀的开启压力通过调节先导控制阀的弹簧预紧力进行设定。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置，其特征在于：各计量活门采用电液伺服阀或步进电机进行控制，并根据发动机控制信号实时调节计量活门的开口面积，闭环控制实现燃油流量调节。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置，其特征在于：所述分配活门为多路分配阀，其出口通过多分支管路分别连接至对应燃烧室的多个喷嘴，正常工作状态下，其弹簧腔内弹簧力推动阀芯保持通流状态，燃油经分配活门流向燃烧室各喷嘴；紧急停车状态下，高压油进入弹簧腔，在弹簧力和油压的共同作用下，阀芯移动至关闭位置。
5.根据权利要求4所述的一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置，其特征在于：所述停车电磁阀为呈常闭状态的双向电磁阀，在紧急停车时通电开启，将分配活门进口的高压油引入其弹簧腔内，使其进口端和弹簧腔的油压趋于平衡，在弹簧腔内弹簧力的作用下促使分配活门的阀芯向其进口方向移动以快速关闭分配活门；与停车电磁阀配合的节流喷嘴ⅰ与节流喷嘴ⅱ采用具有抑制压力振荡的微孔结构设计，避免燃油压力波动。
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机多燃烧室供油的燃油调节装置，其特征在于：所述等压差活门的进口与弹簧腔分别与主燃烧室对应的计量活门的左右两端交联，组成并联模式的反馈调节回路，通过调节旁通流量的方式确保计量活门两端的压差始终维持在设定值；当计量活门两端压差大于设定值时，等压差活门开度增大，旁通更多燃油至燃油泵进口，降低计量活门进口端压力；当计量活门两端压差小于设定值时，等压差活门开度减小，减少旁通流量，增加计量活门进口端压力。
7.根据权利要求1所述的一种...
【专利技术属性】
技术研发人员：罗凯凯，李伟，王锐，潘浩然，袁帅，陈士龙，廉泽清，阮昌龙，卢新根，
申请(专利权)人：中国科学院工程热物理研究所，
类型：发明
国别省市：
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