Brevet FR2086184A1 — publié le 19711231

208618^ La présente ^Invention concerne un circuit de carburant pour moteur d'avion. Les systèmes d'alimentation en carburant des avions doivent pouvoir fonctionner dans des conditions 5 loin d'être idéales du fait que différents organes du système, tels que les pompes et les dispositifs de commande, sont sujets à être bouchés et à subir une usure importante du fait de contaminants en particules présents dans le carburant en l'absence d'un dispositif convenable pour filtrer 10 le carburant ou pour enlever autrement les contaminants des organes d'importance critique du système. Il est par suite habituel de prévoir différents dispositifs de filtration dans le circuit de carburant de l'avion. De plus, les dispositifs sont placés en amont des filtres a carburant pour 15 chauffer le carburant à une température supérieure a la température de congélation de l'eau afin d'empêcher l'obstruction des organes sensibles du système par des particules de glace formées à partir de la petite quantité d'eau présente normalement dans le carburant. Ces réchauffeurs de carbu-20 rant sont habituellement chauffés par une petite quantité de l'air refoulé par le compresseur du turboréacteur. Le prélèvement d'air haute pression du compresseur dans ce but ainsi quedans d'autres buts entraîne une diminution des performances maximales possibles du moteur, et cette diminution des 25 performances doit être réduite dans toute la mesure du possible. Une façon de réduire la diminution des performances résultant du besoin de chauffage du carburant consiste bien entendu a réduire l'importance du problème de chauffage. Dans de nombreux circuits de carburant, l'éner-30 gie motrice pour le transfert du carburant du réservoir à carburant de l'aéronef au circuit de carburant du moteur et pour le transfert du carburant entre les réservoirs à carburant de l'aéronef, est obtenue en prélevant un faible pourcentage du courant haute pression de carburant du moteur et en l'envoyant 35 dans des pompes à injecteurs situées dans les réservoirs à carburant. Bien que les organes du système de transfert du carburant d'un aéronef soient sensibles dans une certaine mesure à la contamination, ils ne sont pas aussi sensibles que des or- 71 03628 2 2086184 ganes de commande de distribution du carburant au moteur et par suite ils ne nécessitent pas une filtration aussi poussée que pour la pompe à carburant du moteur principal et pour d'autres éléments haute pression. Suivant une technique 5 antérieure, les systèmes de transfert du carburant d'un aéronef sont cependant alimentés en fluide moteur pour les pompes à injecteurs à partir du côté haute pression de la pompe a carburant du moteur , l'avantage évident étant l'utilisation d'une source de fluide haute pression existant déjà, 10 ce qui évite un appareil supplémentaire, Cependant, les études ayant conduit a la présente invention montrent que cet avantage supposé est illusoire du fait que le chauffage nécessaire pour dégivrer le carburant fourni au circuit de carburant entraîne pour les missions à grande distance a vitesse faible , une perte 15 de carburant qui dépasse les avantages supposés de l'utilisation du refoulement de la oompe à carburant du moteur comme source de fluide moteur pour les pompes à injecteurs. L'invention a pour objet un circuit de carburant dans lequel seul le carburant devant être envoyé au moteur à 20 travers la pompe principale à carburant et les organes de dosage du carburant les plus sensibles a la contamination, est chauffé par l'air refoulé par le compresseur, d'autres moyens étant utilisés pour décontaminer et pour dégivrer le carburant fourni aux pompes de transfert du carburant dans l'aéronef-, 25 D'une façon générale, un circuit de carburant selon l'invention comprend une pompe de surpression, un réchauffeur de carburant, un filtre, une pompe à carburant pour le moteur et un dispositif de dosage du carburant en série avec les injecteurs de la chambre principale de combustion du moteur, et 30 il comprend de plus un dispositif séparé pour la séparation centrifuge des contaminants solides, y compris des particules de glace, d'une partie du courant de carburant à l'entrée du circuit de carburant du moteur et pour la mise sous pression de la partie décontaminée à une pression relativement élevée pour son 35 transfert au circuit de carburant de l'aéronef. Les caractéristiques de l'invention :essortiront plus particulièrement de la description suivante, donnée à titre d'exemple et faite en se référant au dessin annexé, sur lequel : BAD ORjg/mai 71 03628 3 2086184 la figure 1 est le schéma général d'un circuit de carburant selon un mode de mise en oeuvre de l'invention, et la figure 2 est le schéma général d'un cir~ 5 cuit de carburant pour un moteur d'avion. La figure 1 représente le contour d'un avion 10 à deux moteurs 12 et 14. Le carburant est contenu dans des réservoirs d'ailes 16 et 1 8 et dans un réservoir de fuselage 20. Des canalisations de carburant 22, 24 permettent le trans-10 fert de carburant du réservoir principal 20 aux circuits de carburant 26, 28 des moteurs 12 et 14. De plus, des canalisations de transfert 30, 32 permettent le transfert des carbu-rahts des réservoirs d'ailes 16 et 18 au réservoir de fuselage 20. La circulation du carburant dans le circuit de l'avion 15 est assurée par des pompes à injecteurs 34, 36, 38 et 40, qui reçoivent respectivement le fluide moteur haute pression des circuits de carburant 26, 28 du moteur 12, 14 par des canalisations 42, 44, 46 et 48. Le système décrit illustre les circuits de carburant d'un avion d'une façon générale pour montrer 20 les conditions environnantes dans lesquelles un système selon l'invention peut fonctionner. Bien entendu, l'invention peut être utilisée aussi pour de nombreux autres types de systèmes d'alimentation en carburant. La figure 2 représente un circuit de carburant 25 pour le moteur 26 (voir aussi figure 1) qui comprend une pompe de surpression 50 dont l'admission est. connectée à la canalisation de carburant 22 ( figure 1 ), et un réchauffeur de carburant 52,.un filtre 54. une pompe haute pression 56 et un dispositif de dosage du carburant 58 a partir duquel le carburant est 30 envoyé en quantité dosée à travers un conduit 60 aux injecteurs 62 du moteur 12. Une canalisation de by-pass 64 permet le retour du carburant non utilisé par les injecteurs 62 a l'entrée du réchauffeur de carburant 52. Dans le réchauffeur 52, le carburant est chauffé par échange de chaleur avec l'air refoulé 35 par le compresseur et arrivant par la canalisation 66, l'air échappant ensuite a travers un conduit 68. Le filtre 54 est nécessaire en raison de la sensibilité a la contamination du dispositif de dosage du carburant 58 qui, pour assurer sa fonction 71 03628 4 2086184 de dosage, fonctionne nécessairement avec des vannes à jeux étroits dont le fonctionnement peut être affecté de façon nuisible par des particules de contaminants, et aussi parce qu'il est nécessaire de réduire la détérioration par usure de la 5 pompe à carburant 56. Le réchauffeur 52 est nécessaire pour assurer que des particules de glace formées à partir des quantités faibles d'eau présentes dans le carburant pour avion n'obstruent pas le filtre 54 et parce que, si ces particules pouvaient passer à travers le filtre 55, elles pourraient obs-1 0 truer ou endommager autrement la pompe 56 ou le dispositif de dosage 58. Un système antérieur pour obtenir le fluide moteur pour des pompes à injecteurs haute pression d'un système de transfert du carburant d'un avion, tel que celui utilisé 1 5 sur la figure 1, comporte une canalisation de prise partielle 70 à travers laquelle une partie du carburant refoulé par la pompe haute pression 56 est dirigée vers les pompes à injecteurs du circuit de carburant de l'avion. Ainsi qu'il ressort des figures 1 et 2, ce système antérieur nécessite un réchauf-20 feur de carburant d'une capacité supérieure à celle nécessaire si, seul le carburant nécessaire pour la combustion dans le moteur devait être chauffé, ce qui à son tour nécessite un pourcentage relativement supérieur de prélèvement a partir du compresseur pour chauffer le carburant. Cependant, ce système 25 antérieur a l'avantage apparent de permettre une alimentation en fluide moteur pour les injecteurs du circuit de carburant de l'avion avec le minimum d'organes dans le circuit de carburant du moteur. Il a cependant été constaté que cet avantage apparent est illusoire dans de nombreux systèmes du fait que 30 le débit d'air du compresseur nécessaire pour chauffer le carburant constituant le fluide moteur pour les injecteurs provoque une diminution du rendement du moteur supérieure à l'avantage supposé pouvoir être obtenu par la diminution du nombre de constituants du système de circulation du carburant. Par suite, 35 le système selon l'invention comprend un dispositif séparateur centrifuge pour séparer les particules de glace et d'autres contaminants solides du carburant au degré nécessaire pour un fonctionnement satisfaisant des pompes à injecteurs du système de 71 03628 5 2086184 transfert du carburant de l'avion sans passage du fluide moteur à travers le réchauffeur de carburant 52. Suivant un mode de mise en oeuvre de l'invention, le dispositif séparateur centrifuge est intégré dans la pompe centrifuge de surpres-5 sion 50. La pompe 50 comporte un corps 72 dans lequel est montée une roue centrifuge 74 qui est fixée sur un arbre 76 tournant dans des paliers 78. Le corps 72 forme un diffuseur 80 autour de la roue 74. Le refoulement principal de carburant a partir du diffuseur 80 vers le réchauffeur de carburant 10 52 a lieu a travers un orifice de sortie 82 situé à côté du pourtour du diffuseur 80. Un orifice d'échappement de carburant épuré 84 est situé près du pourtour de la roue 74 et il communique par un conduit 86 a une pompe séparée 88 de circulation de fluide moteur pour les injecteurs dans laquelle le 15 carburant centrifugé est mis sous la pression voulue pour l'alimentation des pompes à injecteurs 34, 36, 38 et 40 (figure 1). Une variante de l'utilisation d'une pompe de surpression ayant la structure représentée sur la figure 2 20 consiste à utiliser un séparateur centrifuge séppré entre la pompe de surpression 50 et le réchauffeur de carburant 52. Le carburant épuré échappant du séparateur est alors dirigé dans le conduit 86 pour être envoyé dans le système de transfert du carburant, tandis que le courant de> carburant non épu~ 25 ré est envoyé à travers le reste du circuit de carburant comprenant le réchauffeur 52, le filtre 54, la pompe 56 et le système de dosage du carburant de la figure 2. Le système fonctionne de la façon suivante s Le carburant du réservoir de fuselage ou réservoir principal 30 20 (figure 1) arrive a l'entrée de la pompe 50 par le conduit 22. La roue 74 est entraînée par le moteur 12 et provoque une force centrifuge forçant les contaminants solides du carburant à traverser la roue 74 vers le pourtour du diffuseur 80, et ensuite vers le réchauffeur 52 et le filtre 54 dans lequel le 35 taux d'extraction des contaminants est suffisant pour permettre un fonctionnement sûr du dispositif de dosage du carburant 58. Le courant de carburant formant le fluide moteur pour les injecteurs, relativement exempt de contaminants, échappe par la 71 03628 6 2086184 sortie 84 et le conduit 86 vers la pompe 88 qui augmente la pression du carburant pour le renvoyer dans les réservoirs a carburant à travers le conduit 42. La séparation centrifuge assure un dégivrage suffisant du fluide moteur dans la pompe de surpression 50 pour permettre un fonctionnement sûr des constituants du système de transfert du carburant, en éliminant ainsi tout besoin de chauffage du carburant constituant le fluide moteur des pompes à injecteurs , la suppression de ce besoin de chaleur permettant d'obtenir une meilleure consommation spécifique pour le moteur de l'avion. Bien entendu, la description qui précède n'est pas limitative et l'invention peut être mise en oeuvre suivant d'autres variantes sans que l'on sorte de son cadre. 71 03628 2086184 REVENDICATIONS 1. Circuit de carburant pour moteur d'avion pouvant fournir une quantité de carburant sous pression pour 5 faire fonctionner le système de pompage du circuit de transfert du carburant de l'avion, caractérisé par un dispositif séparateur centrifuge pour séparer les contaminants, raccordé à une canalisation d'alimentation provenant des réservoirs à combustible de l'aéronef, ce dispositif séparateur comportant 10 un orifice d'échappement pour le carburant purifié et un orifice d'échappement pour le carburant non purifié, un dispositif raccordé à l'orifice d'échappement du carburant purifié pour envoyer le carburant sous pression au circuit de transfert du carburant de l'avion, et un dispositif pour l'envoi du carbu-15 rant de combustion raccordé a l'orifice d'échappement du carburant non purifié pour le chauffage , le nettoyage et le dosage du carburant envoyé au moteur de l'aéronef pour la combustion. 2. Circuit de carburant selon la revendication 20 1, caractérisé en ce que le dispositif pour l'envoi du carburant de combustion comprend en série un réchauffeur de carburant, un filtre, une pompe haute pression et un doseur de carburant. 3. Circuit de carburant selon la revendication 25 2, caractérisé en ce que le réchauffeur de carburant est un échangeur de chaleur recevant le milieu de chauffage du compresseur du moteur. 4. Circuit de carburant selon la revendication 3, caractérisé en ce que le séparateur centrifuge de contaminants 30 est une pompe centrifuge comportant un dispositif pour l'échappement du carburant du diffuseur de la pompe en un point situé radialement a l'intérieur par rapport au pourtour du diffuseur.