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La présente invention est relative à des systèmes- d'alimentation en combustible pour des moteurs à réaction destinés à la propulsion de véhicules aériens sans passa- ' gers, ce terme comprenant les fusées .
Dans ce but, un système d'alimentation à auto-con- trôle ou 'automatique" est nécessaire, lequel fournira du combustible liquide à la zone de combustion d'un moteur à réaction à engouffrement d'air, à un débit coordonné au dé- bit de l'air de combustion à travers le moteur (produit par l'effet d'engouffrement ou de création d'une pression dyna- mique dû au mouvement vers l'avant d'un véhicule aérien que le moteur propulse,' et variant avec le nombre de Mach et l'altitude) en sorte de maintenir un mélange efficace dans la zone de combustion. En pratique, par conséquent, le rap- port combustible/air doit être maintenu approximativement constant à une valeurconvenable .
Suivant la présente invention, un système d'ali- mentation en combustible pour un moteur à réaction à engouf- frement d'air ou à compression dynamique comprend une pompe à combustible commandée par un moteur à fluide sous pression, ladite pompe étant agencée pour fournir du combustible liqui- de à la zone de combustion du moteur à réaction à travers des moyens de contrôle du débit comprenant au moins un orifice d'aire variable pour contrôler l'écoulement du combustible en proportion à peu près directe de la pression du combusti- ble passant aux dits moyens de contrôle d'écoulement du flui- de, et des moyens de contrôle de pression pour contrôler la pression du combustible passant aux dits moyens de con- trôle d'écoulement en proportion sensiblement directe d'une pression de contrôle qui,
pendant le fonctionnement du mo-
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teur à réaction est une mesure du débit en masse de l'air de combustion à travers le moteur.
La pression de contrôle peut être la pression to- tale du courant d'air libre qui passe à l'extérieur du mo- teur à réaction pendant le fonctionnement du moteur à réac- tion, ou la pression totale du courant d'air passant par le moteur à réaction en un point à l'amont de la zone de com- bustion pendant le fonctionnement du moteur à réaction.
Suivant une particularité de l'invention, les moyens de contrôle peuvent comprendre des "moyens à .étran- glement agencés entre les moyens de contrôle d'écoulement et l'orifice de sortie du combustible de la pompe, pour a- jjuster ou régler la pression du combustible allant de la pompe aux moyens de contrôle de l'écoulement . En variante, ou en plus, cependant, les dits moyens de contrôle de pres-
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sion peuvent être agencés pour régler la pression du coton- bustible allant aux dits moyens de contrôle d'écoulement en réglant l'écoulement du fluide moteur qui va au dit moteur
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à fl.ziae sous pression .
Lorsque cette particularité en variante est adop- tée, on préfère que les moyens de contrôle de pression cor.1- prennent un servodispositif qui, pendant le fonctionnement du moteur à réaction, est actionné par un fluide sous pres-
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sion vr-n'mt de la môme source que le fluide sous pression entraînant, ledit moteur à fluide sous pression .
,;'ulv:lut uno autre particularité do la présente invention, 1,: :y;i;:nrc: d'alimentation on fluide peut encore C!).f!'rf:flQr8 dou soyons do ré>*l;ti>;8 pour l'aire varier 1g rap- port oui doit Ctro maintenu entro la pression du combustible ali-iuL .-îux dits uoyerw do contrôle du 1 'écoulement et ladi- te prfSHfon de contrôla pond.1 ml la l'once Lonncmcnt du moteur À n'act Ion et 1fJuclltr; nroycnta do raF;7.a; ;c: pouvant répondre
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automatiquement au changement du nombre de Mach par rapport à un nombre de Mach particulier-,pour faire varier ledit rap- port dans un sens tel que lorsque le dit moteur à réaction est installé dans un véhicule aérien et propulse le véhicule aérien, le véhicule aérien, soit stabilisé en vol commandé à la valeur particulière du nombre de Mach.
Deux systèmes d'alimentation suivant la présente invention serant maintenant décrits à titre d'exemple, en se référant aux dessins dans lesquels : - la figure 1 est une repres@ntation d'un système d'alimentation en combustible d'un moteur à réaction; - la figure 2-est une représentation d'un autre système d'alimentation en comoustible d'un moteur à réaction;
- la figure 3 montre schématiquement une variante qui peut être appliquée au système d'alimentation en combus- tible de la figure 1 comme cela sera éclairci dans la suite, et, - la figure 4 montre schématiquement un dispositif constituant des moyens de réglage pour un système dtalimen- tation en combustible tel que montré à la figure 1 ou à la figure 2 par lequel un véhicule aérien propulsé par un moteur ayant un système d'alimentation en combustible tel qu'illus- tré à ces figures peut être maintenu en vol commandé à un nombre de Mach prédéterminé
Se référant d'abord à la figure 1, du combustible liquide venant d'un réservoir 10 est délivré par une pompe centrifuge 11, entraînée par un moteur à fluide sous pres- sion sous forme d'une roue de turbine à air 12,
en passant
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par des moyens de contrôle de pression indiqués de façon générale par 13, à des moyens de contrôle d'écoulement com- prenant des injecteurs à pulvérisation 14 du moteur à réac- tion à engouffrement d'air indiqués en 15. Les moyens de contrôle de pression 13 comprennent un organe de soupape équilibrée 20 coopérant avec une lumière 80 et actionnés par un dispositif de contrôle de pression comprenant deux diaphragmes 22 et 23 de surfaces différentes. Le combusti- ble à pression réduite entre dans la chambre 24 limitée par le diaphragme 23, et la même. pression est transmise par des trous 25 dans l'organe de soupape 20 à la chambre 26, où elle agit d'un cote du diaphragme 22.
Une chambre 27 de l'autre côté du diaphragme 23 est reliée par un passage 28 à un conduit d'écoulement d'air 29 ayant une admission d'air à engouffrement 30, dirigée vers l'amont dans le courant d'air à travers le moteur à réaction à engouffrement d'air 15, en un point à l'amont de la zone de compression 31. A l'aval du passage 28, le conduit 29 est pourvu de deux res- serrements 32 et 33, ce dernier étant équipé d'un pointeau 34 qui permet de régler l'aire de passage de sa gorge. Par- tant d'entre ces deux resserrements, un passage 35 conduit à une chambre 36 du côté du diaphragme 22 éloigné de la sou- pape 20.
L'agencement est conçu pour fonctionner avec une chute de nression supercritique à travers le second resser- rement 33, auquel cas on peut voir que la pression entre les resserrements et agissant dans la chambre 36 est en rapport constant avec la pression à l'amont du premier resserrement et agissant dans la chambre 27,' le rapport des pressions dé- pendant seulement du rapport des aires de passage aux gorges des resserre-monts 32,33.
La soupape 20, 80 fonctionne de la manière suivan- te pour maintenir la pression du combustible dans la chambre
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24 proportionnelle à la pression totale du courant d'air à travers le moteur à réaction telle que mesurée à l'orifice d'entrée 30 :
Soit P1 la pression totale
KP1 la pression entre les resserrements.
3 2 et 33;
P2 la pression du combustible dans: les,- chambres 24 et 26
A1 et A2 les aires des diaphragmas 22 et
23 respectivement.
Alors pour l'équilibre du système :
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Comme A1 et A2 sont tous constants il s'ensuit que dans les conditions d'équilibre la pression de combustible P2 est directement proportionnelle à la pression totale P1. Si P2 doit augmenter au dessus de la valeur d'équilibre , la force du plus grand diaphragme 23 dépassera celle du plus petit diaphragme 22 , déplaçant ainsi la soupape 20 vers la position fermée pour rétablir l'équilibre .
Ayant obtenu une pression d'alimentation en com- bustible proportionnelle à la pression totale de l'air s'écoulant à travers le moteur àréaction, il reste à con- trôler l'écoulement du combustible qui va à la zone de com- bustion, en proportion de la pression d'alimentation. Ceci est réalisé par les injecteurs à pulvérisation 14 qui sont chacun du type comprenant un orifice de débit à aire varia- ble dont l'aire est contrôlée par une soupape à pointeau 37 sollicitée par un ressort .
Les orifices et les soupapes 37 sont conçues en sorte d'obtenir le degré de proportionnalité nécessaire
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pour un domaine de travail convenable de pressions du com- bustible liquide allant aux injecteurs en partant de la chambre 24. Au lieu d'injecteurs du type à pointeau, les moyens de contrôle de l'écoulement peuvent comprendre un dispositif de mesure proportionnelle de l'écoulement comme décrit à présent en se référant à la figure 2.
La pompe centrifuge 11 est entraînée par la roue de fde turbine à air 12 recevant/T'air d'un orifice d'entrée d'air à engouffrement par un conduit de fluide moteur 40 et à tout instant produit une pression en excès sur la pres- sion régulée de la chambre 24. Si, cependant, la pression la pompe devient excessive, la sensibilité des moyens de contrôle de pression 13 sera réduite puisque de petits mou- vements de l'organe de soupape 20 produiront de grands chan- gements de pression. On préfère, cependant, contrôler l'ad- mission d'air à la turbine 12 au moyen d'une vanne à étran- glement 41 actionnée par un piston 42 travaillant dans un cylindre 43 dont les extrémités sont reliées par des tuyaux 44 et 45 à la décharge de la pompe et à la chambre 24 à pres: sion contrôlée, respectivement.
Le piston est ainsi pressé dans le sens de la fermeture de l'étranglement par une for- ce qui est proportionnelle à la différence de pression du combustible liquide à l'amont et à l'aval de la lumière 80, et en prévoyant un ressort 46 ou d'autres moyens d'équilibra- ge convenables la. turbine à air est contrôlée pour maintenir ladite chute de pression approximativement constante à la valeur désirée .
Dans un agencement en variante, en se référant à la figure 3, la vanne d'étranglement 41 peut être remplacée par une vanne à décharge ou à débordement 85 dans le conduit à fluide moteur amenant l'air d'engouffrement à la turbine 12, l'ouv'.-rture des lumières 86 de la vanne à décharge étant
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contrôlée de la même manière que l'ouverture de la'vanne à étranglement 41.
Si on désire commander un véhicule aérien propulsé parole moteur.à réaction à engouffrement d'air 15 pour voler à un nombre de Mach constant, ceci peut être fait en reliant le pointeau de réglage 34 à un dispositif répondant au nom- bre de Mach, de telle manière que les écarts avec le nombre de Mach choisi influencent le rapport combustible/air tel qu'il est contrôlé par les moyens de contrôle de pression 13, dans unsens propre à rétablir la vitesse au nombre de Mach choisi.
Un dispositif convenable dans ce but est illustré à la figure 4 des dessins annexés:
Se référant à la figure 4, le dispositif répondant au nombre de Mach comprend un diaphragme AL relié par un é- rlément rigide 101 à un diaphragme AS plus petit, les dai- phragmes étant enfermés dans un carter 102 qui e st de ce fait divisé en trois chambres 103, 104, 105 .Dans la cham- bre 105 il y a une soupape comprenant une pièce de soupape
106 reliée aux diaphragmes paiyune tige 107, et des lumières de contrôle 108, 109 à raison d'une de chaque côté de la pièce de soupape 106.
Un passage à haute pression 110 relie à une lumiè- re à charge dynamique 111 agencée pour Être située dans le courant d'air libre et le passage 110 fournit de l'air à @ ,pression dynamique à un venturi 112 prévu pour être bouché pendant le fonctionnement. La chambre 103 est reliée à la gorge du venturi parun tuyau 113, et la chambre 105 est re- liée au passage 110 à l'amont des venturi et d'une vanne à étranglement 114 par un tuyau 115. La chambre intermédiaire
104 est reliée par un tuyau 116 à une lumière à charge sta- tioue Il? également agencée pour être située dans le courant
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d'air libre .
La vanne à étranglement 114 est sous: forme d'un piston de vanne déplaçable vers la droite de la figure 4 (sens de fermeture) par l'action du fluide sous pression s'exerçant dans la chambre 118, et vers la gauche (sens d'ouverture) par l'action du fluide sous pression s'exer- çant dans une chambre 119. La chambre 118 est reliée par un passage 120 à la lumière de contrôle 108 et la chambre 119, est reliée à la lumière de contrôle 109 par un passage 121.
Des évents 122,123 permettent au fluide de fuir des passa- ges 120,121 respectivement . La vanne 114 a une tige 124 qui porte le pointeau 34 dont le mouvement règle l'aire du resserrement 33 décrit précédemment au sujet de la figure 1, les mouvements de la vanne à étranglement 114 étant ainsi; directementtransmis au pointeau 34-
Si les pressions dans les trois chambres 103, 104, et 105 sont P11 , P12,et P13 respectivement, on peut mon- trer que les diaphragmes AL et AS sont en équilibre lorsque:
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et on notera de cette équation que l'équilibre dépend seule- ment du rapport des pressions et non des pressions absolues.
Le dispositif décrit fonctionne pour maintenir un rapport particulier entre les pressions P12 et P13, pour lequel les diaphragmes AL et AS sont en équilibre, et la pression P11 qui est une pression intermédiaire est réglable par rapport à la pression P13 par la vanne à étranglement 114 en norte que le rapport entre P11 et P13 peut être modifié pour maintenir l'équilibre. En supposant que le rapport de,1 pressions P11,P12, et P13 soit tel que les diaphragmes
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AL , A se déplacent vers le haut, alors la lumière 109 est obstruée par l'organe de soupape 106 et l'évent 123 est pro- pre à empêcher le maintien de la pression dans la chambre
119 à une valeur égale à celle de: la pre s sion dans la cham- bre 118.
La vanne à étranglement 114 se déplace par suite vers la droite à la figure 4, réduisant l'écoulement vers le venturi 112 et abaissant la pression P11 jusqu'à ce que l'équilibre soit rétabli et que l'organe de soupape 106 s'écarte de la lumière 109. De manière semblable lorsque las pressions P11 , P12,P13 sont telles que les diaphragmes
A1, AS se déplacent vers la gauche à la figure 4, la pièce de soupape 106 ferme la. lumière 108 et la vanne à étrangle- ment 114 se déplace vers lag auche de la figure 4 pour aug- menter l'écoulement vers la venturi 112 et élever la pres- sion P11 pour rétablir l'équilibre .
Puisque les pressions P12 et P13sont dérivées des lumières à charge statique et dynamique 117 et 111, respec- tivement, le rapport entre ces pressions est maintenu à une valeur correspondant au nombre de Mach de vol particu- lier pour lequel est conçu le dispositif répondant au nom- bre de Mach.
Ltétendue du mouvement de la. vanne à étrangle- ment 114 est une mesure de la déviation par rapport au nom- bre de Mach de vol particulier et ce mouvement est transmis au pointeau 34 qui, par conséquent, influence le rapport combustible/air dans le moteur à réaction à engouffrement d'air tel que contrôlé par les moyens de contrôle de pres- sion 13 dans un sens propre à rétablir la vitesse au nombre de Mach particulier comme dit précédemment
Il faut comprendre que la loi reliant lesdépla- cements de la vanne à étranglement 114 au rapport dos pres- sions P12, P13 dépend du profil des pièces do contrôle
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d'écoulement de la vanne 114 et celles-ci sont construites pour donner le résultat voulu.
Il faut comprendre aussi qu'un dispositif de sta- bilisation sera employé de préférence en conjonction, avec le dispositif répondant au nombre de r-iach pour réduire les oscii lations ou le broutement de la vanne à étranglement 114.
L'agencement montré à la figure 2 diffère de celui de la figure 1 principalement en ce que la pression d'ali- mentation en combustible est contrôlé -entièrement en règlant la vitesse de la turbine à air 12 commandant la pompe à com- bustible 11 . Dans ce but, une soupape de décharge 50 dans le conduit d'amenée de fluide moteur 40 est actionnée par le servodispositif entraîné par l'air engouffré et comprenant un diaphragme 51 soumis à la pression de l'air dans une chambre 52, l'air étant admis par un orifice d'entrée d'air d'engouffrement 53 contenant un dispositif de resserrement 54 et se déchargeant par une lumière 81 dont l'aire est con- trôlée par unorgane de soupape 55 en sorte de faire varier la force de fermeture sur l'organe de soupape 50,
et le dis- positif de resserrement 54 a une aire étranglée dimensionnée de telle sorte que la pression de l'air dans la chambre 52 puisse être contrôlée effectivement par l'organe de soupape
55. L'organe 55 est actionné par une tige 88 par un disposi- tif de contrôle de pression 56 qui est construit de la même manière que le dispositif de contrôle de pression décrit en se référant à la figure 1. C'est-à-dire qu'il comprend des diaphragmes 22 et 23 d'aire différente à l'extérieur des- quels sont des chambres 27 et 36 recevant de l'air respec- tivement à la pression totale du courant d'air libre passant à l'extérieur du moteur à réaction pendant le fonctionnement du moteur n réaction par un passage 57 et à une fraction de dette pression par un passage 58.
La chambre intermédiaire
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24, comme auparavant, est soumise à la pression du fluide contrôlée en sorte que le système fonctionne pour maintenir cette pression à une fraction constante de la pression du courant d'air libre .
Le passage 57 communique avec un conduit d'écoule- ment d'air 82 ayant un orifice d'entrée d'air, à engouffre- ment disposé pour être situé dans le courant d'air libre pas- sant au-dessus du moteur à réaction pendant le fonctionne- ment du moteur à réaction/en amont de deux resserrements 32, 33, et la passage 58 communique avec le conduit 82 entre les resserrements 32, 33. Le resserrement 33 a un pointeau de réglage 34 actionnable par un dispositif tel que décrit en se référant à la figure 4 pour maintenir un véhicule aé- rien propulsé par le moteur à réaction à une vitesse de vol correspondant à un nombre de Mach prédéterminé.
On remarque- ra que la vanne à décharge 50 peut être actionnée directe- ment par le dispositif de contrôle de pression par la tige 83 si on le désire, mais ceci nécessite de faire le disposi- tif de contrôle de pression beaucoup plus puissant qu'il ne serait nécessaire si in servodispositif était interposé comme décrit. Inversement, la soupape 20 de contrôle de pression de la figure 1 peut être actionnée par un servo- dispositif semblable à celui montré à la figure 2 .
La pompe 11 délivre du combustible par un tuyau 60 contenant un appareil de mesure 61, à une manche 62 dont les branches 63 sont pourvues d'orifices de décharge 64 dirigés vers l'amont et de dimensions telles que les caractéristi- ques d'écoulement uu système @ont sensiblement déterminées par le dispositif 61. Ce dernier comprend une chambre inté- rieure 70 recevant le combustible et contenant .un piston 71 maintenu contre l'action de la pression du combustible par un ressort 72. L'aire des orifices 73 dans la paroi de la
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chambre est reliée par les mouvements du piston 71 et les orifices permettent à du combustible de s'écouler à l'exté- rieur dans une chambre extérieure 74 d'où il est fourni par- le tuyau 60 à la manche 62.
On remarquera que par une con- formation ou un arrangement convenables des orifices 73, les caractéristiques d'écoulement sous pression peuvent être rendues sensiblement linéaires en sorte de maintenir constant le rapport combustible/air.
Avec le dispositif d'alimentation en combustible tel que décrit en s e référant à la figure 2, l'alimentation en air d'engouffrement de la roue de turbine 12 est contr8- lée par le servodispositif comprenant le diaphragme 51 qui est aussi actionné par l'air d'engouffrement! et ceci a l'a- vantage que la servopuissance est immédiatement disponible lorsque, comme c'est habituellement le cas, la machine est mise en marche en accélérant rapidement le véhicule aérien par des moteurs à fusée, ou d'autres moyens agissant seule- ment pendant une courte période, jusqu'au-delà de la vitesse minima à laquelle le moteur à réaction fonctionnera.
Le ser- vodispositif peut être actionné par du 'combustible fourni sous pression par la pompe, mais dans ce cas, il y a natu- rellement un plus grand retard avant que le système dans son ensemble se mette au fonctionnement normal.
Bien qu'un seul moteur à réaction à engouffrement d'air ait été montré aux figures 1 et 2, il faut comprendre que deux ou plusieurs de ces moteurs à réactions peuvent ê- tre alimentés en combustible' par une seule pompe 11 et son système d'entraînement et de contrôle.
Avec le système tel que décrit en se référant à la figure 1, on comprend aussi qu'une seule turbine à air 12 peut entraîner des pompes à combustible distinctes 11 pour un certain nombre de moteurs
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à réaction, chaque moteur à réaction étant pourvu de son propre système d'alimentation en combustible comme décrit en se référant à la figure 1.
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ttisTTsa1)TC IDNS.-
1.- Système d'alimentation en combustible pour un moteur à r éaction à engouffrement d'air ledit système d'alimentation en combustible comprenant une pompe à com- bustible reliée, pour être entraînée par lui, à un moteur à fluide sous pression, la dite pompe étant agencée pour four- nir du combustible liquide à la zone de combustion du moteur à réaction, à travers des moyens de contrôle d'écoulement comprenant au moins un orifice à nire variable pour contrô- ler l'écoulement de combustible en proportion à peu près s directe de la pression du combustible passant aux dits moyen de contrôle d'écoulement, et des moyens de contrôle de près sionpour contrôler la pression du combustible passant aux dits moyens de contrôle d'écoulement en proportion sensible ment directe d'une pression de contrôle qui,
pendant le fonctionnement du moteur à réaction, est une mesure du dé- bit en masse de l'air de combustion à travers le moteur à réaction .
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The present invention relates to fuel supply systems for jet engines intended for the propulsion of air vehicles without passengers, this term including rockets.
For this purpose, a self-controlling or 'automatic' fuel system is required which will supply liquid fuel to the combustion zone of an air-blown jet engine at a rate coordinated to the flow. - bit of combustion air through the engine (produced by the effect of engulfment or creation of a dynamic pressure due to the forward movement of an air vehicle which the engine propels, 'and varying with Mach number and altitude) in order to maintain efficient mixing in the combustion zone In practice, therefore, the fuel / air ratio should be kept approximately constant at a suitable value.
According to the present invention, a fuel supply system for an air-driven or dynamic compression jet engine comprises a fuel pump controlled by a pressurized fluid engine, said pump being arranged to supply liquid fuel to the combustion zone of the jet engine through flow control means comprising at least one orifice of variable area to control the flow of fuel in approximately direct proportion to the fuel pressure. ble passing to said fluid flow control means, and pressure control means for controlling the fuel pressure passing to said flow control means in substantially direct proportion to a control pressure which ,
while the mo-
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Reactor is a measure of the mass flow rate of combustion air through the engine.
The control pressure may be the total pressure of the free air stream which passes outside the jet engine during operation of the jet engine, or the total pressure of the air stream passing through. the jet engine at a point upstream of the combustion zone during operation of the jet engine.
According to a particular feature of the invention, the control means may comprise "throttling means arranged between the flow control means and the fuel outlet of the pump, to adjust or regulate the flow. fuel pressure from the pump to the flow control means Alternatively, or in addition, however, said pressure control means
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can be arranged to regulate the pressure of the cotton bush going to said flow control means by regulating the flow of working fluid to said motor.
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to fl.ziae under pressure.
When this alternative feature is adopted, it is preferred that the pressure control means consist of a servo device which, during operation of the jet engine, is actuated by a pressurized fluid.
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sion vr-n'mt from the same source as the pressurized fluid driving said pressurized fluid motor.
,; 'ulv: lut another particularity of the present invention, 1:: y; i;: nrc: supply we can still fluid C!). f!' rf: flQr8 dou let us be re> * l; ti>; 8 for the area to vary 1g ratio yes must Ctro maintained between the pressure of the fuel ali-iuL. These so-called uoyerw do control of the flow and the said preference of weight control. 1 ml la l ' ounce Lonncmcnt of the motor To do not act Ion and 1fJuclltr; nroycnta do raF; 7.a; ; c: can answer
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automatically at the change of the Mach number with respect to a particular Mach number, to vary said ratio in a direction such as when said jet engine is installed in an air vehicle and propels the air vehicle, the air vehicle , or stabilized in commanded flight at the particular value of the Mach number.
Two supply systems according to the present invention will now be described by way of example, with reference to the drawings in which: - Figure 1 is a representation of a fuel supply system of a jet engine ; - Figure 2-is a representation of another food supply system of a jet engine;
- Figure 3 shows schematically a variant which can be applied to the fuel supply system of Figure 1 as will be explained below, and, - Figure 4 shows schematically a device constituting adjustment means for a fuel supply system as shown in Figure 1 or Figure 2 whereby an engine powered air vehicle having a fuel supply system as shown in these figures can be maintained in controlled flight at a predetermined Mach number
Referring first to Figure 1, liquid fuel from a tank 10 is delivered by a centrifugal pump 11, driven by a pressurized fluid motor in the form of an air turbine wheel 12,
by the way
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by pressure control means indicated generally by 13, to flow control means comprising spray injectors 14 of the jet-engulfed reaction engine indicated at 15. The flow control means pressure 13 comprise a balanced valve member 20 cooperating with a lumen 80 and actuated by a pressure control device comprising two diaphragms 22 and 23 of different surfaces. Fuel at reduced pressure enters chamber 24 limited by diaphragm 23, and the same. pressure is transmitted through holes 25 in the valve member 20 to the chamber 26, where it acts on one side of the diaphragm 22.
A chamber 27 on the other side of the diaphragm 23 is connected by a passage 28 to an air flow duct 29 having a engulfed air inlet 30, directed upstream in the air flow through. the jet engine with engulfing air 15, at a point upstream of the compression zone 31. Downstream of the passage 28, the duct 29 is provided with two constrictions 32 and 33, the latter being equipped with a needle 34 which makes it possible to adjust the passage area of its groove. From between these two constrictions, a passage 35 leads to a chamber 36 on the side of the diaphragm 22 remote from the valve 20.
The arrangement is designed to operate with a supercritical pressure drop across the second constriction 33, in which case it can be seen that the pressure between the constrictions and acting in chamber 36 is in constant relation to the pressure upstream. from the first constriction and acting in the chamber 27, the pressure ratio depends only on the ratio of the passage areas to the grooves of the shrouds 32,33.
Valve 20,80 operates in the following manner to maintain fuel pressure in the chamber.
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24 proportional to the total pressure of the air stream through the jet engine as measured at inlet port 30:
Let P1 be the total pressure
KP1 the pressure between constrictions.
3 2 and 33;
P2 the fuel pressure in: chambers 24 and 26
A1 and A2 the areas of diaphragmas 22 and
23 respectively.
So for the balance of the system:
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Since A1 and A2 are all constant it follows that under equilibrium conditions the fuel pressure P2 is directly proportional to the total pressure P1. If P2 is to increase above the equilibrium value, the force of the larger diaphragm 23 will exceed that of the smaller diaphragm 22, thus moving the valve 20 to the closed position to restore equilibrium.
Having obtained a fuel supply pressure proportional to the total pressure of the air flowing through the jet engine, it remains to control the flow of fuel to the combustion zone, in proportion to the supply pressure. This is accomplished by the spray injectors 14 which are each of the type comprising a variable area flow port the area of which is controlled by a spring loaded needle valve 37.
37 ports and valves are designed to achieve the necessary degree of proportionality
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for a suitable working range of pressures of the liquid fuel going to the injectors starting from the chamber 24. Instead of injectors of the needle type, the means for controlling the flow may comprise a device for proportional measurement of the pressure. flow as described now with reference to Figure 2.
The centrifugal pump 11 is driven by the air turbine fde wheel 12 receiving air from an air inlet port engulfed by a motor fluid duct 40 and at all times produces an excess pressure on the Regulated pressure of chamber 24. If, however, the pressure in the pump becomes excessive, the sensitivity of the pressure control means 13 will be reduced since small movements of the valve member 20 will produce large changes. pressure. It is preferred, however, to control the supply of air to the turbine 12 by means of a throttle valve 41 actuated by a piston 42 working in a cylinder 43 whose ends are connected by pipes 44 and 45. to the pump discharge and to the controlled pressure chamber 24, respectively.
The piston is thus pressed in the direction of the closing of the throttle by a force which is proportional to the pressure difference of the liquid fuel upstream and downstream of the port 80, and by providing a spring 46 or other suitable balancing means 1a. air turbine is controlled to maintain said pressure drop approximately constant at the desired value.
In an alternate arrangement, with reference to Figure 3, the throttle valve 41 may be replaced by a discharge or overflow valve 85 in the working fluid conduit supplying the blast air to the turbine 12, the opening of the lights 86 of the discharge valve being
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controlled in the same way as the opening of the throttle valve 41.
If it is desired to control an air-engined jet powered air vehicle 15 to fly at a constant Mach number, this can be done by connecting the adjustment needle 34 to a device responsive to the Mach number. in such a way that the deviations from the chosen Mach number influence the fuel / air ratio as controlled by the pressure control means 13, in such a way as to restore the speed to the chosen Mach number.
A suitable device for this purpose is illustrated in Figure 4 of the accompanying drawings:
Referring to Figure 4, the Mach number responsive device comprises an AL diaphragm connected by a rigid element 101 to a smaller AS diaphragm, the diaphragms being enclosed in a housing 102 which is thereby divided. in three chambers 103, 104, 105. In chamber 105 there is a valve comprising a valve part
106 connected to the diaphragms by a rod 107, and control lights 108, 109 at the rate of one on each side of the valve part 106.
A high pressure passage 110 connects to a dynamically charged light 111 arranged to be located in the free air stream and the passage 110 supplies air at dynamic pressure to a venturi 112 intended to be plugged during. operation. The chamber 103 is connected to the throat of the venturi by a pipe 113, and the chamber 105 is connected to the passage 110 upstream of the venturi and of a throttle valve 114 by a pipe 115. The intermediate chamber
104 is connected by a pipe 116 to a light with static charge II? also arranged to be located in the stream
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free air.
The throttle valve 114 is in the form of a valve piston movable towards the right of FIG. 4 (closing direction) by the action of the pressurized fluid exerted in the chamber 118, and towards the left (direction opening) by the action of the pressurized fluid exerted in a chamber 119. The chamber 118 is connected by a passage 120 to the control lumen 108 and the chamber 119 is connected to the control lumen 109 through a passage 121.
Vents 122,123 allow fluid to escape from passages 120,121 respectively. The valve 114 has a stem 124 which carries the needle 34, the movement of which regulates the area of the constriction 33 previously described in connection with FIG. 1, the movements of the throttle valve 114 being thus; directly transmitted to the needle 34-
If the pressures in the three chambers 103, 104, and 105 are P11, P12, and P13 respectively, we can show that diaphragms AL and AS are in equilibrium when:
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and it will be noted from this equation that the equilibrium depends only on the pressure ratio and not on absolute pressures.
The device described operates to maintain a particular relationship between the pressures P12 and P13, for which the diaphragms AL and AS are in equilibrium, and the pressure P11 which is an intermediate pressure is adjustable with respect to the pressure P13 by the throttle valve 114 however, the ratio between P11 and P13 can be changed to maintain equilibrium. Assuming that the ratio of, 1 pressures P11, P12, and P13 is such that the diaphragms
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AL, A move upwards, then the lumen 109 is obstructed by the valve member 106 and the vent 123 is adapted to prevent the maintenance of pressure in the chamber.
119 to a value equal to that of: the pressure in chamber 118.
The throttle valve 114 therefore moves to the right in Figure 4, reducing the flow to the venturi 112 and lowering the pressure P11 until equilibrium is restored and the valve member 106 s'. away from light 109. Similarly when the pressures P11, P12, P13 are such that the diaphragms
A1, AS move to the left in Figure 4, the valve piece 106 closes it. light 108 and throttle valve 114 moves to the lagoon of Figure 4 to increase flow to venturi 112 and raise pressure P11 to restore equilibrium.
Since the pressures P12 and P13 are derived from the statically and dynamically charged ports 117 and 111, respectively, the ratio between these pressures is maintained at a value corresponding to the particular flight Mach number for which the device responding to the requirement is designed. number of Mach.
The extent of movement of the. throttle valve 114 is a measure of the deviation from the Mach number of the particular flight and this movement is transmitted to needle 34 which, therefore, influences the fuel to air ratio in the engulfing jet engine. air as controlled by the pressure control means 13 in a direction suitable for restoring the speed to the particular Mach number as said previously
It should be understood that the law relating the movements of the throttle valve 114 to the pressure ratio P12, P13 depends on the profile of the control parts.
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valve 114 and these are constructed to give the desired result.
It should also be understood that a stabilization device will preferably be employed in conjunction with the r-iach number responsive device to reduce oscillation or chatter of the throttle valve 114.
The arrangement shown in Figure 2 differs from that of Figure 1 primarily in that the fuel supply pressure is controlled entirely by adjusting the speed of the air turbine 12 controlling the fuel pump 11. . For this purpose, a relief valve 50 in the motor fluid supply duct 40 is actuated by the servodevice driven by the engulfed air and comprising a diaphragm 51 subjected to the pressure of the air in a chamber 52, the air being admitted through a blast air inlet orifice 53 containing a tightening device 54 and discharging through a lumen 81 whose area is controlled by a valve member 55 so as to vary the force of closing on the valve member 50,
and the constriction device 54 has a constricted area sized such that the air pressure in the chamber 52 can be effectively controlled by the valve member.
55. The member 55 is actuated by a rod 88 by a pressure control device 56 which is constructed in the same manner as the pressure control device described with reference to Figure 1. That is, - to say that it comprises diaphragms 22 and 23 of different area outside which are chambers 27 and 36 receiving air respec- tively at the total pressure of the free air stream passing through the exterior of the jet engine during operation of the reaction engine through a passage 57 and at a fraction of this pressure through a passage 58.
The intermediate chamber
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24, as before, is subjected to controlled fluid pressure so that the system operates to maintain that pressure at a constant fraction of the pressure of the free air stream.
The passage 57 communicates with an air flow duct 82 having an air inlet, engulfed port disposed to be located in the free air flow passing above the engine. reaction during operation of the jet engine / upstream of two constrictions 32, 33, and the passage 58 communicates with the duct 82 between the constrictions 32, 33. The constriction 33 has an adjustment needle 34 operable by such a device. as described with reference to Figure 4 to maintain an air vehicle propelled by the jet engine at a flight speed corresponding to a predetermined Mach number.
Note that the relief valve 50 can be actuated directly by the pressure control device through the rod 83 if desired, but this requires making the pressure control device much more powerful than it is. it would only be necessary if a servodevice were interposed as described. Conversely, the pressure control valve 20 of Figure 1 can be actuated by a servo device similar to that shown in Figure 2.
The pump 11 delivers fuel through a pipe 60 containing a measuring device 61, to a sleeve 62 whose branches 63 are provided with discharge orifices 64 directed upstream and of dimensions such as the flow characteristics. The system is substantially determined by the device 61. The latter comprises an internal chamber 70 receiving the fuel and containing a piston 71 held against the action of the fuel pressure by a spring 72. The area of the orifices 73 in the wall of the
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chamber is connected by movements of piston 71 and the ports allow fuel to flow out into an outer chamber 74 from where it is supplied through pipe 60 to sleeve 62.
It will be appreciated that by proper shaping or arrangement of orifices 73, the pressure flow characteristics can be made substantially linear so as to keep the fuel / air ratio constant.
With the fuel supply device as described with reference to Figure 2, the feed air supply to the turbine wheel 12 is controlled by the servo device comprising the diaphragm 51 which is also actuated by the. air of engulfment! and this has the advantage that the servo-power is immediately available when, as is usually the case, the machine is started by rapidly accelerating the air vehicle by rocket motors, or other means acting alone. ment for a short time, up to above the minimum speed at which the jet engine will operate.
The servo device can be powered by fuel supplied under pressure by the pump, but in this case there is of course a greater delay before the system as a whole comes to normal operation.
Although a single engulfed jet engine has been shown in Figures 1 and 2, it should be understood that two or more of these jet engines can be supplied with fuel by a single pump 11 and its system. training and control.
With the system as described with reference to Figure 1, it is also understood that a single air turbine 12 can drive separate fuel pumps 11 for a number of engines.
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jet, each jet engine being provided with its own fuel supply system as described with reference to Figure 1.
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1.- Fuel supply system for a jet engine with air blast said fuel supply system comprising a fuel pump connected, to be driven by it, to a pressurized fluid engine, said pump being arranged to supply liquid fuel to the combustion zone of the jet engine, through flow control means comprising at least one variable orifice to control the flow of fuel in proportion approximately s direct pressure of the fuel passing to said flow control means, and close control means for controlling the pressure of fuel passing to said flow control means in substantially direct proportion to a control pressure which,
during jet engine operation, is a measure of the mass flow rate of combustion air through the jet engine.