JP2007155318A - タービンエンジン用の燃料ノズル及びタービンエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】タービンエンジン（１０）用の燃料ノズル（１００）を提供する。
【解決手段】本燃料ノズルは、ワンピース形ベンチュリ（１２８）に結合されたワンピース形ハウジング（１２４）を含む。ハウジングは、環状の燃料ノズル先端部と燃料ノズル先端部から半径方向外向きに空気を排出するように構成された複数の開口と含む。ベンチュリは、ハウジングに結合されかつ燃料ノズル先端部内に燃料チャンバを形成する。ワンピース形スワーラ（１３６）は、ベンチュリに結合されかつ該ベンチュリの半径方向内側で延びる。スワーラは、燃料チャンバ内での燃料と空気との混合を高めるのを可能にする。
【選択図】 図４

Description

本発明は、総括的にはタービンエンジンに関し、より具体的には燃料ノズル及びタービンエンジンに関する。

タービンエンジンは一般的に、該エンジンに燃料を供給するための複数の燃料ノズルを含む。タービンエンジン内部に設置した燃料ノズルのライフサイクルを改善することにより、タービンエンジンの寿命を延ばすことができる。公知の燃料ノズルは、送給システムと支持システムとを含む。公知の燃料ノズルは通常、それら燃料ノズルの設計が３０個よりも多い構成部品の複雑な組立体を含むので、製作及び／又は補修するのに費用がかかる。送給システムは、タービンエンジンに燃料を送給し、また支持システムによってタービンエンジン内部に支持されかつ遮蔽（シールド）される。より具体的には、公知の支持システムは、送給システムを囲み、従って高温に曝されて、燃料ノズルを通って流れる流体によって冷却される送給システムよりも高い作動温度を有する。

時の経過と共に、タービンエンジン運転時における高温に曝され続けることにより、燃料ノズルに熱応力が生じ、この熱応力が、燃料ノズルを損傷させかつ／又は燃料ノズルの作動に悪影響を与える可能性がある。例えば、熱応力は、燃料流量の低下を引き起こしかつ／又はタービンエンジン内において過度の燃料不均衡配分を招くおそれがある。さらに、時の経過と共に、損傷した燃料ノズルで運転し続けることにより、タービン効率の低下、タービン構成部品の破損及び／又はエンジン排気ガス温度マージンの低下を生じるおそれがある。

１つの態様では、タービンエンジン用の燃料ノズルを提供する。本燃料ノズルは、ワンピース形ベンチュリに結合されたワンピース形ハウジングを含む。ハウジングは、環状の燃料ノズル先端部と燃料ノズル先端部から半径方向外向きに空気を排出するように構成された複数の開口と含む。ベンチュリは、ハウジングに結合されかつ燃料ノズル先端部内に燃料チャンバを形成する。ワンピース形スワーラは、ベンチュリに結合されかつ該ベンチュリの半径方向内側で延びる。スワーラは、燃料チャンバ内での燃料と空気との混合を高めるのを可能にする。

別の態様では、タービンエンジンを提供する。本タービンエンジンは、ケーシングを有する燃焼器と、燃焼器内に燃料を吐出するように構成された燃料ノズルとを含む。燃料ノズルは、ワンピース形ベンチュリに結合されたワンピース形ハウジングを含む。ハウジングは、環状の燃料ノズル先端部と燃料ノズル先端部から半径方向外向きに空気を排出するように構成された複数の開口と含む。ベンチュリは、ハウジングに結合されかつ燃料ノズル先端部内に燃料チャンバを形成する。ワンピース形スワーラは、ベンチュリに結合されかつ該ベンチュリの半径方向内側で延びる。スワーラは、燃焼器内での燃料と空気との混合を高めるのを可能にする。

さらに別の態様では、タービンエンジン用の燃料ノズルを組立てる方法を提供する。本方法は、ワンピース形ベンチュリに対してワンピース形ハウジングを結合する段階を含む。ハウジングは、環状の燃料ノズル先端部を含み、またベンチュリは、燃料ノズル先端部内に燃料チャンバを形成する。本方法はさらに、ワンピース形スワーラを、該スワーラがベンチュリの半径方向内側で延びるようにベンチュリに結合する段階を含む。

図１は、例示的なガスタービンエンジン１０の概略図であり、ガスタービンエンジン１０は、低圧圧縮機１２と、高圧圧縮機１４と、燃焼器１６とを含む。エンジン１０はまた、高圧タービン１８と低圧タービン２０とを含む。圧縮機１２とタービン２０とは、第１のシャフト２２によって結合され、また圧縮機１４とタービン１８とは、第２のシャフト２１によって結合される。１つの実施形態では、ガスタービンエンジン１０は、オハイオ州シンシナティ所在のＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｅｎｇｉｎｅｓから購入可能なＬＭ２５００型エンジンである。別の実施形態では、ガスタービンエンジン１０は、オハイオ州シンシナティ所在のＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｅｎｇｉｎｅｓから購入可能なＣＦＭ型エンジンである。

作動中、空気は低圧圧縮機１２を通って流れ、低圧圧縮機１２は、加圧した空気を該低圧圧縮機１２から高圧圧縮機１４に供給する。高度に加圧された空気は、燃焼器１６に送給される。燃焼器１６からの空気流は、タービンノズルを通って流れてタービン１８及び２０を駆動した後に、排気ノズル２４を通ってガスタービンエンジン１０から流出する。当技術分野では公知なように、ガスタービンエンジンはさらに、燃焼器１６に燃料を供給する燃料ノズル（図示せず）を含む。

図２は、例示的な燃料ノズル１００の斜視図である。この例示的な実施形態では、燃料ノズル１００は、取付けフランジ１０４と、ステム１０８と、環状の燃料ノズル先端部１１２とを含む。

図３は、図２に示す燃料ノズルの部分断面図である。この例示的な実施形態では、ステム１０８は、それを通って延びる主燃料通路１１６とパイロット燃料通路１２０とを含む。より具体的には、主燃料通路１１６及びパイロット燃料通路１２０は、ステム１０８を貫通してほぼ軸方向に延びる。

図４は、図２及び図３に示す燃料ノズルで使用する燃料ノズル先端部の断面図である。この例示的な実施形態では、燃料ノズル先端部１１２は、ハウジング１２４によって環状に形成される。ハウジング１２４は、単一材料片から単体構造として（ワンピース形に）製作され、すべり継手を介してベンチュリ１２８に取付けられる。ハウジング１２４はまた、複数の開口１２６を含む。ベンチュリ１２８は、単一材料片から単体構造として（ワンピース形に）製作され、燃料ノズル先端部１１２内に燃料チャンバ１３２を形成する。単一材料片から単体構造として（ワンピース形に）製作されたスワーラ１３６が、燃料チャンバ１３２の半径方向内側に配置され、ベンチュリ１２８に結合される。インジェクタ１４０が、ステム１０８に結合され、スワーラ１３６の半径方向内側に配置される。

燃料ノズル先端部１１２はまた、後部熱シールド１４４と前部熱シールド１４８とを含む。後部熱シールド１４４は、ハウジング１２４及びベンチュリ１２８に結合される。前部熱シールド１４８は、ベンチュリ１２８及びステム１０８に結合される。前部熱シールド１４８とステム１０８との間を結合することにより、燃料ノズル先端部１１２に対する付加的な支持が与えられる。後部熱シールド１４４及び前部熱シールド１４８はまた、互いに結合されて、主燃料回路１５２を部分的に囲む空洞をそれらの間に形成する。主燃料回路１５２は、空洞内で前部熱シールド１４８に結合される。

取付けフランジ１０４は、燃焼器１６（図１に示す）のようなタービンエンジン燃焼器のケーシング（図示せず）に対して燃料ノズル１００を結合するのを可能にする。取付けフランジ１０４は、ステム１０８が該取付けフランジ１０４の中心を少なくとも部分的に貫通して延びるように、ステム１０８に結合される。ステム１０８は、燃料ノズル先端部１１２まで延びる。

この例示的な実施形態では、燃料ノズル先端部１１２は、主燃料通路１１６及びパイロット燃料通路１２０が燃料ノズル先端部１１２と流れ連通状態で連結されるように、ステム１０８から延びる。具体的には、主燃料通路１１６は、燃料ノズル先端部１１２の内部に形成された主燃料回路１５２と流れ連通状態で連結される。同様に、パイロット燃料通路１２０は、燃料ノズル先端部１１２の内部でスワーラ１３６の半径方向内側に配置されたインジェクタ１４０と流れ連通状態で連結される。

タービンエンジンの運転時、最初に、始動及びアイドリング運転の間のような所定のエンジン運転条件の間には、パイロット燃料がパイロット燃料通路１２０を通して供給される。パイロット燃料は、インジェクタ１４０からスワーラ１３６中に吐出される。スワーラ１３６は、燃料チャンバ１３２内での空気と燃料との混合を高める。

付加的な出力が要求される時には、主燃料が、主燃料通路１１６を通して供給され、主燃料回路１５２を通って循環する。主燃料回路１５２を通って循環する主燃料は、後部熱シールド１４４及び前部熱シールド１４８によって実質的に断熱される。断熱隔壁は、エンジンの運転中に加熱状態になる可能性がある燃料ノズル先端部１１２の他の部品から、主燃料回路１５２を通って流れる主燃料を遮蔽するのを可能にする。加熱した燃料ノズル先端部１１２から主燃料を分離することにより、燃料ノズル１００内部で燃料がコークス化するのを防止することができる。主燃料は、主燃料回路１５２を通って循環しながら、燃料チャンバ１３２内に放出される。

燃料チャンバ１３２内に主燃料を放出することにより、タービンエンジンに動力を与えるのに所望の火炎が燃焼器の燃焼室内に形成される。この過程により、結果的に燃料ノズル１００全体にわたって熱が発生する。燃料ノズル先端部１１２の冷却を可能にするために、ハウジング１２４内の開口１２６は、空気が燃料ノズル先端部１１２を貫流して半径方向外向きに排出されるのを可能にする。

上記のタービンエンジン用の燃料ノズルは、公知の燃料ノズルよりも少ない数の部品及び結合部を含む。具体的には、上記の燃料ノズルは、ワンピース形ハウジング、ワンピース形ベンチュリ及びワンピース形スワーラを使用しているので、より少ない数の部品を必要とする。その結果、説明した燃料ノズルは、公知の燃料ノズルに対してより軽量かつ安価な代替燃料ノズルを提供する。さらに、説明した燃料ノズルは、公知の燃料ノズルと比較して、故障に対する機会がより少なくかつより容易に補修することができる。

本明細書で用いる場合、単数形で記載しまた前に数詞を付していない要素又は段階は、そのような除外を明確に記載していない限り、複数のそのような要素又は段階を除外しないものとして理解されたい。さらに、本発明の「１つの実施形態」という表現は、記載した特徴部を同様に組み込んだ付加的な実施形態の存在を除外するものとして解釈することを意図するものではない。

本明細書に記載した本方法及びシステムは、タービンエンジンに燃料を供給することとの関連で説明しているが、本明細書に記載した本燃料ノズルの方法及びシステムは、タービンエンジンに限定されるものではないことを理解されたい。同様に、説明した本燃料ノズルの構成要素は、本明細書に記載した特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろ本燃料ノズルの構成要素は、本明細書に記載した他の構成要素から独立してかつ別個に利用することができる。

本発明を様々な特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施することができることは、当業者には明らかであろう。、

例示的なガスタービンエンジンの概略図。 図１に示すタービンエンジンで使用することができる例示的な燃料ノズルの斜視図。 図２に示す燃料ノズルの部分断面図。 図２及び図３に示す燃料ノズルで使用する燃料ノズル先端部の断面図。

符号の説明

１０ ガスタービンエンジン
１２ 低圧圧縮機
１４ 高圧圧縮機
１６ 燃焼器
１８ 高圧タービン
２０ 低圧タービン
２１ 第２のシャフト
２２ 第１のシャフト
２４ 排気ノズル
１００ 燃料ノズル
１０４ 取付けフランジ
１０８ ステム
１１２ 燃料ノズル先端部
１１６ 主燃料通路
１２０ パイロット燃料通路
１２４ ハウジング
１２６ 開口
１２８ ベンチュリ
１３２ 燃料チャンバ
１３６ スワーラ
１４０ インジェクタ
１４４ 後部熱シールド
１４８ 前部熱シールド
１５２ 主燃料回路

Claims (10)

1. タービンエンジン（１０）用の燃料ノズル（１００）であって、
   環状の燃料ノズル先端部（１１２）を含みかつ該燃料ノズル先端部から半径方向外向きに空気を排出するように構成された複数の開口（１２６）をさらに含むワンピース形ハウジング（１２４）と、
   前記燃料ノズル先端部内に燃料チャンバ（１３２）を形成しかつすべり継手を介して前記ハウジングに結合された環状のワンピース形ベンチュリ（１２８）と、
   前記ベンチュリに結合されかつ該ベンチュリの半径方向内側で延びて、前記燃料チャンバ内での空気と燃料との混合を高めるのを可能にするワンピース形スワーラ（１３６）と、
   を含む燃料ノズル。
2. 後部熱シールド（１４４）と、前部熱シールド（１４８）と、主燃料回路（１５２）とをさらに含み、
   前記後部熱シールドが前記ハウジングに結合され、前記前部熱シールドが前記ベンチュリに結合され、前記主燃料回路が、前記後部及び前部熱シールド間に形成された空洞を通って少なくとも部分的に延びる、
   請求項１記載の燃料ノズル。
3. 前記ベンチュリ及び前部熱シールドに結合されたステム（１０８）をさらに含み、
   前記ステムは前記燃料ノズル先端部を支持し、かつ前記ステムは前記燃料チャンバ内に燃料を流すためのパイロット燃料通路（１２０）と主燃料通路（１１６）とを含む、
   請求項２記載の燃料ノズル。
4. 前記ステムが、前記燃料ノズルをタービンエンジン内部に固定するのを可能にする、請求項３記載の燃料ノズル。
5. 前記スワーラの半径方向内側に設けられた燃料インジェクタ（１４０）をさらに含み、
   前記燃料インジェクタが、前記ステムに結合される、
   請求項３記載の燃料ノズル。
6. 前記燃料インジェクタが、前記パイロット燃料通路と流れ連通状態で連結されて前記燃料チャンバ内に燃料を吐出するようになっている、請求項５記載の燃料ノズル。
7. ケーシングを含む燃焼器と、
   前記燃焼器内に燃料を吐出するように構成された燃料ノズルと、
   を含み、前記燃料ノズルが、
   環状の燃料ノズル先端部と前記燃料ノズル先端部から半径方向外向きに空気を排出するための複数の開口とを含むワンピース形ハウジングと、
   前記燃料ノズル先端部内に環状の燃料チャンバを形成しかつすべり継手を介して前記ハウジングに結合されたワンピース形ベンチュリと、
   前記燃料チャンバ内に配置されかつ前記ベンチュリの半径方向内側で延びて前記燃焼器内での燃料と空気との混合を高めるのを可能にするようになったワンピース形スワーラと、
   前記スワーラの半径方向内側に結合されて前記燃料チャンバ内に燃料を噴射するようになった燃料インジェクタと、を含む、
   タービンエンジン。
8. 前記燃料ノズルが、ワンピース形後部熱シールドとワンピース形前部熱シールドとをさらに含み、
   前記後部熱シールドが前記ハウジングに結合され、前記前部熱シールドが前記ベンチュリに結合される、
   請求項７記載のタービンエンジン。
9. 前記燃料ノズルが、前記ベンチュリに結合されたステムをさらに含み、
   前記ステムが、前記燃料ノズル先端部を支持するように構成されかつパイロット燃料通路と主燃料通路とを含み、
   前記パイロット燃料通路及び主燃料通路の各々が、前記燃焼器内に燃料を吐出するように構成される、
   請求項７記載のタービンエンジン。
10. 前記ステムが、前記燃料ノズルを前記燃焼器ケーシングに結合するように構成され、さらに前記燃料インジェクタに結合するように構成される、請求項９記載のタービンエンジン。

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