JP2011231629A - ガスタービンエンジンの燃料供給装置 - Google Patents

Abstract

【課題】燃料流量制御が簡素な構造で安価に、かつエンジンの運転パターンに応じて燃料分配の切替タイミングを容易に調整することができるガスタービンエンジンの燃料供給装置を提供する。
【解決手段】集合燃料通路６３とパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５との分岐部に設けた燃料分配器６６により、パイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５への燃料分配量を燃料圧力に応じて自動的に調整する。また、燃料圧力に応じて、パイロットポート７６およびメインポート７７を開弁または閉弁させて、各燃料圧力時におけるパイロット燃料通路およびメイン燃料通路への燃料分配量を調整するとともに、エンジンの運転パターンに応じて、パイロットポート７６およびメインポート７７の開弁または閉弁タイミングを切り替えて燃料分配の切替タイミングを調整する。
【選択図】図４

Description

本発明は、パイロットバーナとメインバーナとを有する燃焼器に燃料を供給するガスタービンエンジンの燃料供給装置に関する。

ガスタービンエンジンにおいては、環境保全への配慮から、燃焼により排出される排ガスの組成に関して厳しい環境基準が設けられており、窒素酸化物（以下、ＮＯ_X という）などの有害物質を低減することが求められている。一方、大型のガスタービンや航空機用エンジンでは、低燃費化および高出力化の要請から、圧力比が高く設定される傾向にあり、それに伴って燃料供給装置入口における空気の高温・高圧化が進み、この燃料供給装置の入口空気温度の高温化によって燃焼温度も高くなり、ＮＯ_X をむしろ増加させる要因になることが懸念されている。

そこで、近年では、ＮＯ_X 発生量を効果的に低減できる希薄予混合気燃焼方式と、着火性能および保炎性能に優れた拡散燃焼方式の２系統の燃焼方式を組み合わせた複合燃焼方式が提案されている。希薄予混合気燃焼方式は、空気と燃料を予め混合して燃料濃度を均一化した混合気として燃焼させるため、局所的に火炎温度が高温となる燃焼領域が存在せず、かつ燃料の希薄化により全体的にも火炎温度を低くできることから、ＮＯ_X 発生量を効果的に低減できる利点がある反面、大量の空気と燃料とを均一に混合することから、燃焼領域の局所燃料濃度が非常に薄くなってしまい、特に低負荷時での燃焼安定性が低下する課題がある。一方、拡散燃焼方式は、燃料と空気とを拡散・混合しながら燃焼させることから、低負荷時にも吹き消えが起こり難く、保炎性能が優れている利点がある。したがって、複合燃焼方式は、始動時および低負荷時に拡散燃焼領域により燃焼安定性を保持できるとともに、高負荷時に希薄予混合気燃焼領域によりＮＯ_X 発生量の低減を図れる。

前記複合燃焼方式による燃料供給装置は、燃焼室内に拡散燃焼方式による拡散燃焼領域を形成するように燃料を噴霧するパイロットバーナと、前記燃焼室内に希薄予混合気燃焼方式による予混合燃焼領域を形成するように燃料と空気の予混合気を供給するメインバーナとを備えている。この燃料供給装置は、始動時や低負荷時にパイロットバーナのみから燃料を供給し、高負荷時にパイロットバーナに加えてメインバーナからも燃料を供給するようになっている。その場合、低負荷時から高負荷時に移行する際、パイロットバーナとメインバーナへの燃料分配率を１対０から例えば１対９まで、安定燃焼性と低ＮＯｘ化にとって適切な値を保ちながら変化させるよう制御する必要がある。

このような複雑な制御を行うために、従来、パイロットバーナへ燃料を供給するパイロット燃料通路とメインバーナへ燃料を供給するメイン燃料通路のそれぞれに流量制御弁を設け、これらをコントローラで制御していた（特許文献１）。

しかし、このように２つの燃料通路のそれぞれに流量制御弁を設けると、これら流量制御弁とコントローラがエンジン全体の重量およびコストに占める割合が、航空機用と産業用、あるいは大型機用と小型機用とで異なるものの、特に小型の航空機用ガスタービンにおいて大きくなり、その影響は無視できない。このことが、追加の燃料制御システム（流量制御弁やコントローラ）を必要とする複合燃焼方式を小型の航空機用ガスタービンに適用する妨げとなっていた。また、重量の増大および構造の複雑化を招く。

そこで、本出願人は、パイロットバーナへ燃料を供給するパイロット燃料通路およびメインバーナへ燃料を供給するメイン燃料通路と、両通路に燃料を供給する集合燃料通路との間に燃料分配器を設け、これらをコントローラで制御するシステムを提案した（特許文献２）。

特開平５−５２１２４号公報 特許第４２２０５５８号公報

上記燃料分配器を用いたシステムでは、パイロットバーナとメインバーナへの燃料分配のために、パイロット燃料通路とメイン燃料通路へ燃料を分配させるとき、エンジンの負荷に関連した運転パターンに応じて、各通路への燃料分配を変化させたい場合があるが、このエンジンの運転パターンに応じた燃料分配の切替を迅速かつ適切なタイミングで行うことが難しい。

本発明は、拡散燃焼方式および希薄予混合気燃焼方式の２系統の燃焼方式を組み合わせた複合燃焼方式において、燃料流量制御を簡素な構造で安価に、かつエンジンの運転パターンに応じて燃料分配の切替タイミングを容易に調整することができるガスタービンエンジンの燃料供給装置を提供することを目的とする。

上記目的を達成するために、本発明に係るガスタービンエンジンの燃料供給装置は、燃焼器の燃料噴射ユニットを形成するパイロットバーナとメインバーナとにそれぞれ燃料を供給するパイロット燃料通路およびメイン燃料通路と、前記パイロット燃料通路およびメイン燃料通路に燃料を供給する集合燃料通路と、前記集合燃料通路とパイロット燃料通路およびメイン燃料通路との分岐部に設けられて燃料圧力に応じてパイロット燃料通路およびメイン燃料通路への燃料分配量を自動調整する燃料分配器とを有している。前記燃料分配器は、前記集合燃料通路からの燃料が導入される燃料入口と、前記パイロット燃料通路およびメイン燃料通路にそれぞれ接続されるパイロットポートおよびメインポートと、前記燃料入口の燃料圧力に応じて移動し、低燃料圧力領域で前記パイロットポートのみを燃料入口に連通させ、中燃料圧力領域および高燃料圧力領域でパイロットポートとメインポートの両方を燃料入口に連通させる移動体と、前記移動体の初期位置を調整して、前記中燃料圧力領域の下限燃料圧力を調節する調節手段とを備えている。

この構成によれば、集合燃料通路とパイロット燃料通路およびメイン燃料通路との分岐部に設けた燃料分配器により、パイロット燃料通路およびメイン燃料通路への燃料分配量が燃料圧力に応じて自動的に調整されるので、パイロット燃料用とメイン燃料用にそれぞれ流量制御弁を設ける必要がなくなるから、構造が簡素化され、複雑な制御回路も不要となるから安価で、適切な拡散燃焼および予混合気燃焼を行わせることができる。また、燃料圧力に応じて、パイロットポートおよびメインポートが開弁または閉弁するので、各燃料圧力領域におけるパイロット燃料通路およびメイン燃料通路への燃料分配量を円滑に調整することができる。さらに、この燃料分配器は複雑な制御回路で作動するものではなく、燃料圧力によって自動的に作動するものであるから、制御回路の誤作動による燃料の流量制御不良のおそれもない。しかも、調節手段により移動体の初期位置を調整して、中燃料圧力領域の下限燃料圧力を調節するので、エンジンの運転パターンに応じて、パイロットポートおよびメインポートの開弁または閉弁タイミングを切り替えることにより、燃料分配の切替タイミングを自動的に調整することができる。

本発明において、前記調節手段は燃焼器入口温度に基づいて作動する構成としてもよい。燃焼器入口温度はエンジンの作動状態を表すので、この構成により、その運転パターンに応じて、燃料分配の切替タイミングを容易に調整できる。

また、本発明において、前記調節手段は油圧シリンダ、ステッピングモータ、またはサーボモータからなる駆動機を有することが好ましい。これにより、エンジンの運転パターンに応じて駆動機を駆動させて移動体の初期位置を調整するので、燃料分配の切替タイミングを自動的に調整することができる。

また、本発明において、前記調節手段は前記駆動機による前記移動体の駆動力に抗して移動体にばね力を付加するばね体を有することが好ましい。これにより、燃料圧力に応じたパイロット燃料通路およびメイン燃料通路への燃料分配量を円滑に調整できる。

前記調節手段は燃焼器入口圧力に基づいて作動する構成とすることが好ましい。燃焼器入口圧力はエンジンの作動状態を表すので、この構成により、その運転パターンに応じて、燃料分配の切替タイミングをより容易に調整できる。

前記調節手段は前記燃焼器入口圧力を受けて前記移動体を駆動する駆動部材と、この駆動部材による前記移動体の駆動力に抗して移動体にばね力を付加するばね体とを有することが好ましい。これにより、簡単な構造で、エンジンの運転パターンに応じて、燃料分配の切替タイミングを自動的に調整することができる。

本発明において、例えば、前記燃料分配器は、前記集合燃料通路からの燃料が導入される燃料入口と、前記パイロット燃料通路およびメイン燃料通路にそれぞれ接続されるパイロットポートおよびメインポートと、前記パイロットポートを開閉するパイロット用ニードル弁体および前記メインポートを開閉するメイン用ニードル弁体と、これらニードル弁体を駆動する移動体とを備える。この移動体は、前記燃料入口の燃料圧力に応じて前記パイロット用ニードル弁体および前記メイン用ニードル弁体を駆動して、低燃料圧力領域で前記パイロット用ニードル弁体により前記パイロットポートを開放して燃料入口に連通させ、中燃料圧力領域で燃料圧力の上昇にしたがって前記パイロットポートの開度を徐々に小さくするとともに、前記メイン用ニードル弁体により前記メインポートの開度を徐々に大きくし、高燃料圧力領域で前記パイロットポートを低開度に維持するとともに、燃料圧力の上昇にしたがってメインポートの開度を徐々に大きくする。これにより、各ポートは、移動体による各ニードル弁体の駆動により閉弁させるので、高いシール機能を有しており、燃料シール性を十分に確保することができる。

本発明のガスタービンエンジンの燃料供給装置によれば、簡単で安価な構造で、各燃料圧力時におけるパイロット燃料通路およびメイン燃料通路への燃料分配量を円滑に調整することができ、かつエンジンの運転パターンに応じて燃料分配の切替タイミングを容易に調整することができる。

本発明の第１実施形態に係るガスタービンエンジンの燃料供給装置を示す概略正面図である。 図１のIＩ−ＩＩ線に沿った拡大縦断面図である。 燃料制御系統を示す系統図である。 燃料分配器を示す縦断面図である。 図４の燃料分配器の要部を示す斜視図である。 （Ａ）は燃料分配器のパイロットポートの開放状態、（Ｂ）はパイロットポートおよびメインポートの開放状態、（Ｃ）はメインポートの開放状態を示す縦断面図である。 燃料分配器における燃料圧力変動にともなう流量変動を示す曲線である。 （Ａ）〜（Ｃ）は、調節手段により調節された燃料分配の切替タイミングの変動を示す曲線である。 第２実施形態に係る燃料分配器を示す縦断面図である。 第３実施形態に係る燃料分配器を示す縦断面図である。 第４実施形態に係る燃料分配器の調節手段を示す縦断面図である。 本発明の第５実施形態に係る燃料制御系統を示す系統図である。 図９における燃料噴射ユニットの要部を拡大して示す側面図である。

以下、本発明の好ましい実施形態について図面を参照しながら説明する。図１は本発明の第１実施形態に係る燃料供給装置を備えたガスタービンエンジンの燃焼器１の頭部を示している。この燃焼器１は、ガスタービンエンジンの図示しない圧縮機から供給される圧縮空気に燃料を混合して生成した混合気を燃焼させて、その燃焼により発生する高温・高圧の燃焼ガスをタービンに送ってタービンを駆動するものである。

燃焼器１はアニュラー型であり、環状のアウタケーシング７の内側に環状のインナケーシング８がエンジン軸心Ｃと同心状に配置されて、環状の内部空間を有する燃焼器ハウジング６を構成している。この燃焼器ハウジング６の環状の内部空間には、環状のアウタライナ１０の内側に環状のインナライナ１１が同心状に配置されてなる燃焼筒９が、燃焼器ハウジング６と同心円状に配置されている。燃焼筒９は内部に環状の燃焼室１２が形成されており、この燃焼筒９の頂壁９ａに、燃焼室１２内に燃料を噴射する複数（この実施形態では１４個）の燃料噴射ユニット２が、燃焼筒９と同心の単一の円上に等間隔に配設されている。各燃料噴射ユニット２は、パイロットバーナ３と、このパイロットバーナ３の外周を囲むようにパイロットバーナ３と同心状に設けられたメインバーナ４とを備えている。パイロットバーナ３は拡散燃焼方式、メインバーナ４は予混合燃焼方式であり、その詳細については後述する。

アウタケーシング７およびアウタライナ１０を貫通して、着火を行うための２つの点火栓１３が、燃焼筒９の径方向を向き、かつ先端が燃料噴射ユニット２に相対向する配置で設けられている。したがって、この燃焼器１では、２つの点火栓１３に対向する２つの燃料噴射ユニット２からの可燃混合気が先ず着火され、この燃焼による火炎が、隣接する各燃料噴射ユニット２からの可燃混合気に次々に火移りしながら伝播して、全ての燃料噴射ユニット２からの可燃混合気に着火される。

図２は図１のII−II線に沿った拡大縦断面図である。前記燃焼器ハウジング６の環状の内部空間には、圧縮機から送給される圧縮空気ＣＡが環状のプレディフューザ通路１４を介して導入され、この導入された圧縮空気ＣＡは、燃料噴射ユニット２に供給されるとともに、燃焼筒９のアウタライナ１０およびインナライナ１１にそれぞれ複数形成された空気導入口１７から燃焼室１２内に供給される。前記パイロットバーナ３に拡散燃焼のための燃料を供給する第１燃料供給系統Ｆ１および前記メインバーナ４に希薄予混合燃焼のための燃料を供給する第２燃料供給系統Ｆ２をそれぞれ形成する燃料配管ユニット１８が、アウタケーシング７に支持され、燃焼筒９の基部１９に接続されている。燃料噴射ユニット２はその外周部に設けたフランジ５Ａと、アウタライナ１０に設けた支持体５Ｂとを介してアウタライナ１０に支持され、このアウタライナ１０が、ライナ固定ピンＰでアウタケーシング７に支持されている。燃焼筒９の下流端部にはタービンの第１段ノズルＴＮが接続される。アウタケーシング７の下流側の側縁に、圧縮空気ＣＡの圧力取出口である圧力取出しポート５３が設けられている。この圧力取出しポート５３には、アウタケーシング７とアウタライナ１０との間の空気通路４９の圧力が作用する。この圧力は圧縮機の出口圧力および燃焼器１の入口圧力と同一である。

前記パイロットバーナ３は燃料噴射ユニット２の中央部に設けられている。このパイロットバーナ３は、燃料ノズル３１と拡散通路３２と内外二重のスワーラ３３とを有し、第１燃料供給系統Ｆ１からの拡散燃焼用の燃料Ｆを燃料ノズル３１から噴射して、スワーラ３３を通過した圧縮空気ＣＡにより微粒子化したのち、拡散通路３２を経て燃焼室１２内に噴霧されて、拡散燃焼領域５０を形成する。

パイロットバーナ３の外周を囲む形で、環状の前記メインバーナ４が設けられている。このメインバーナ４は、周方向に等間隔で配置された燃料ノズル４１と予混合通路４２と、内外二重のスワーラ４３とを有し、第２燃料供給系統Ｆ２からの予混合燃焼用燃料Ｆを燃料ノズル４１から予混合通路４２内に噴射し、スワーラ４３を通過した圧縮空気ＣＡと混合されて予混合気を生成し、これを燃焼室１２内に噴射して予混合燃焼領域５１を形成する。

パイロットバーナ３には、全負荷領域において第１燃料供給系統Ｆ１から燃料Ｆが供給される。メインバーナ４には、全負荷に対し例えば７０％以上の高負荷領域、つまり高燃料圧力領域、および高負荷領域と低負荷領域（低燃料圧力領域）の間にある、例えば全負荷の４０〜７０％の中負荷領域（中燃料圧力領域）において、第２燃料供給系統Ｆ２から燃料Ｆが供給される。なお、メインバーナ４は、全負荷に対し４０％以下の低負荷領域において、燃料Ｆが供給されないことから、スワーラ４３を通して圧縮空気ＣＡのみを燃焼室１２に供給する。

つぎに、前記ガスタービンエンジンの燃料制御系統について、図３を参照しながら説明する。同図に示すように、燃焼器１の各燃料噴射ユニット２に対して、燃料制御系統の共通のパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５が接続され、パイロット燃料通路６４とメイン燃料通路６５の各上流端が集合燃料通路６３に接続されている。集合燃料通路６３には燃料ポンプ６０と全体流量制御弁６２が設けられており、全体流量制御弁６２が燃料コントローラ６１によって制御される。前記燃料ポンプ６０により燃料Ｆが集合燃料通路６３内に送給されるとともに、外部のスロットルレバーの操作などによる出力指令信号を受けた燃料コントローラ６１によって全体流量制御弁６２の開度が設定され、全体流量制御弁６２により、集合燃料通路６３からパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５へと、燃焼器１全体に必要な燃料が供給される。

集合燃料通路６３とパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５との分岐部に燃料分配器６６が設けられている。前記パイロット燃料通路６４はさらに複数（１４本）に分岐し、分岐した各分岐通路６４ａが、１４個の燃料噴射ユニット２におけるパイロットバーナ３への燃料供給系統Ｆ１にそれぞれ連通している。同様に、前記メイン燃料通路６５もさらに複数に分岐（１４本）してこれらの分岐通路６５ａが、１４個の燃料噴射ユニット２におけるメインバーナ４への第２燃料供給系統Ｆ２にそれぞれ接続されている。このメイン燃料通路６５には、一定以下のエンジン負荷のとき、つまり、ガスタービンエンジンの始動時を含む低負荷領域で同通路６５を遮断する遮断弁６７が設けられ、メイン燃料通路６５を確実に閉止するようになっている。これにより、低負荷領域ではパイロットバーナ３による拡散燃焼のみを行わせて、着火性や保炎性を含む燃焼の安定性を確保している。後述するように、燃料分配器６６におけるシール機能が十分に確保されている場合には、メイン燃料通路６５を確実に閉止できるから、遮断弁６７を設けなくてもよい。

図４は燃料分配器６６を示す縦断面図である。同図に示すように、この燃料分配器６６は、ニードル弁型であり、移動体７２によりパイロット用ニードル弁体９１とメイン用ニードル弁体９２を駆動して、パイロットポート７６とメインポート７７を開閉する。ピストンからなる駆動体７２は、ハウジング・ユニット７１の横断面円形のシリンダボア７３に、軸心Ｃ１の方向（軸方向）に移動自在に収納されている。シリンダボア７３を形成する頂壁の頂部に集合燃料通路６３の下流部に連通する燃料入口７５が開口し、側部を形成する周壁にパイロットポート７６およびメインポート７７が開口している。ハウジング・ユニット７１の下部に、後述する、移動体７２の初期位置を調整して中燃料圧力領域の下限燃料圧力を調節する調節手段１００が形成されている。

移動体７２は、基端部（下端部）に設けられて燃料圧力を受ける大径円盤状の受圧底板部８１と、この受圧底板部８１に連なって軸方向上方に延びる小径円柱状の駆動部８２と、駆動部８２の頂部に固定または一体形成された大径円盤状のガイド部８３とを有している。駆動部８２の一側にパイロットカム面８５が形成され、前記一側と反対側の他側にメインカム面８６が形成されている。移動体７２が燃料入口７５の燃料圧力に応じて軸方向に移動して、パイロットカム面８５がパイロット用ニードル弁体９１を駆動し、メインカム面８６がメイン用ニードル弁体９２を駆動する。

図５に示すように、移動体７２の駆動部８２は、その右側および左側の側面に、それぞれ軸方向に延びる溝部Ｇ１、Ｇ２からなるパイロットカム面８５およびメインカム面８６が形成されている。パイロットカム面８５は、基端から先端に向かって（上方向に向かって）、径方向Ｘの外方へ次第に進出する傾斜面Ｓ１をもつように設定され、メインカム面８６は、これとは反対に、基端から先端に向かって（上方向に向かって）、径方向Ｘの内方へ次第に後退する傾斜面Ｓ２をもつように設定されている。

各カム面８５、８６が駆動する各ニードル弁体９１、９２は、軸心Ｃ１の方向に移動不能で、軸心Ｃ１回りに１８０°対向する径方向Ｘに移動自在に設けられており、それぞれ径方向Ｘに弁体軸心Ｃ２を有する円板状のつば部９３と、このつば部９３から軸心Ｃ２方向に沿って駆動部８２から離れる方向に先すぼまり状に延びる円錐状の弁本体部９４と、つば部９３から弁本体部９４と反対方向に延びて各カム面８５、８６上を移動するカムフォロワ部９５とを有している。

図４に示すように、ハウジング・ユニット７１の下部に、移動体７２の初期位置を調整して中燃料圧力領域の下限燃料圧力を調節するばね調節部である調節手段１００が形成されている。このばね調節部１００は、燃料圧力に抗して移動体７２にばね力を付加するコイル状の圧縮型の調節ばね体１０５と、その下方に配置されて、調節ばね体１０５を軸方向上方に押圧する駆動機１０６とを備えている。駆動機１０６は、ハウジング・ユニット７１の下部に設けた駆動ケース１０４内に収納されている。前記調節ばね体１０５は、前記受圧底板部８１の底面８１ａとばね受け体１０３との間に介装されて、移動体７２に上方向へのばね力を付加する。ばね受け体１０３は、円板状のばね受け座１０１と、このばね受け座１０１から軸方向下方に延びる円柱状の突出体１０２とからなる。

駆動機１０６は例えばステッピングモータを用いており、固定子（ステータ）１１１の極性を外部から順次変えることにより、図示しない回転子（ロータ）を回転させるステッピングモータ１１０と、この回転子にカップリングされた図示しないボールねじの先端に取り付けられたアクチュエータ１１２と、モータ１１０を駆動させる図示しないモータドライバとを備えている。

駆動機１０６のアクチュエータ１１２は、ばね受け体１０３の突出体１０２に連結されており、駆動機１０６によるアクチュエータ１１２の軸方向上方への押し上げにより、調節ばね体１０５の初期歪み量が調整されて、移動体７２の初期位置が調整される。駆動機１０６には、ステッピングモータのほかに油圧シリンダやサーボモータなどが用いられる。

前記駆動機１０６の制御は、後述する切替タイミング調整器８９により行われる。切替タイミング調整器８９は、例えば航空機用エンジンのディジタル制御装置である図示しないＦＡＤＥＣ（Full Authority Digital Engine Control）に組み込むこともできるが、ＦＡＤＥＣとは別個に設けて、ＦＡＤＥＣに接続してもよい。

ハウジング・ユニット７１の周壁には、軸心Ｃ１の回りに１８０°離間した相対向する位置に、径方向Ｘの外方に突出する突出壁部１２４、１２５が設けられており、各突出壁部１２４、１２５の中央に径方向Ｘの内方に突出したボス１２６、１２７が設けられている。これら突出壁部１２４、１２５およびボス１２６、１２７を径方向Ｘに貫通して、シールパイプ１２１、１２２が固定されており、各シールパイプ１２１、１２２の入口端部に、各ニードル弁体９１、９２が着座する弁座１２８、１２９が形成されている。このシールパイプ１２１、１２２は、鋼製の各ニードル弁体９１、９２よりも高い弾性を有するゴムまたは樹脂製の材料からなる。シリンダボア７３の側部の突出壁部１２４、１２５とボス１２６、１２７の間に形成された環状凹所１３１、１３２と各ニードル弁体９１、９２のつば部（ばね受け座）１３３との間に、弁体９１、９２を弁座１２８、１２９から離間させて開弁させるコイルスプリングからなる開放用ばね体１３４、１３５が挿入されている。これによって、各ニードル弁体９１、９２に径方向Ｘの内方へのばね力が付加されている。

シールパイプ１２１、１２２の下流側は、それぞれパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５に連通する。シールパイプ１２１の上流端開口によってパイロットポート７６が形成され、シールパイプ１２２の上流端開口によってメインポート７７が形成されている。

ハウジング・ユニット７１の上部には、回り止め機構１３０が配置されている。この回り止め機構１３０は、駆動部８２上面に溶接で接合または駆動部８２と一体成形されて、軸Ｃ１方向に複数の貫通孔１３６を有する前記ガイド部８３と、シリンダボア７３の内周面に装着されて、このガイド部８３を、軸Ｃ１方向に移動自在でハウジング・ユニット７１に対して周方向に相対移動不能となるように案内するガイド体１３８とを有している。この回り止め機構１３０によって、移動体（ピストン）７２が軸心Ｃ１の方向に移動自在で、ハウジングボア７３の周方向に相対移動不能となるように設定されている。この回り止めにより、パイロット側カム面８５とメイン側カム面８６とをそれぞれ正確にパイロット用ニードル弁体９１のカムフォロワ部９５とメイン用ニードル弁体９２のカムフォロワ部９５とに対向させる。

上記構成の燃料供給装置の動作について説明する。図３に示す燃料供給装置は、作動時に燃料Ｆが燃料ポンプ６０から集合燃料通路６３に導入され、全体流量制御弁６２により流量が調整されたのち、燃料分配器６６を経て、パイロット燃料通路６４とメイン燃料通路６５に分配され、各燃料噴射ユニット２のパイロットバーナ３とメインバーナ４とに個々に供給される。したがって、パイロット燃料通路６４とメイン燃料通路６５は、すべての燃料噴射ユニット２に対して、共通の通路となっている。

図６（Ａ）〜（Ｃ）は、図４の燃料分配弁６６の動作を示す縦断面図である。図６（Ａ）はパイロットポート７６のみが開放された状態、（Ｂ）はパイロットポート７６およびメインポート７７がともに若干開放された状態、（Ｃ）はメインポート７７が大きく開放された状態をそれぞれ示す。

図４において、燃料入口７５からシリンダボア７３内に導入される燃料Ｆの圧力が低負荷領域に対応した低燃料圧力領域（図７のＺ１）では、図６（Ａ）に示すように、調節ばね体１０５のばね力が、受圧底板部８１が燃料Ｆから受ける圧力に勝って、移動体７２が上昇する。これにより、開放用ばね体１３４のばね力を受けたパイロットニードル弁体９１がパイロットカム面８５の下部に接触するように径方向Ｘの内方に後退し、パイロットニードル弁体９１が弁座１２８から離間して、パイロットポート７６が開弁する。これにより、燃料入口７５からの燃料Ｆが、ハウジング・ユニット７１のシリンダボア７３、貫通孔１３６およびパイロットポート７６を通って、パイロット燃料通路６４に供給される。

その一方、メインニードル弁体９２がメインカム面８６の下部に接触しながら径方向Ｘの外方に進出し、メインニードル弁体９２が弁座１２９に押し付けられて、メインポート７７が閉弁する。このように、メインポート７７は、メインニードル弁体９２の圧接により閉止されるので、閉弁時に高いシール機能を有している。

図７は、横軸に、図４の燃料入口７５の圧力と、図２の燃焼室１２内の圧力（パイロットバーナ３の出口ＥＸの圧力と同じ）との差圧（エンジン負荷に対応）を示し、縦軸に燃料Ｆの流量を示す。図７に示すように、パイロットポート７６が開放された低燃料圧力領域Ｚ１で、図４の燃料入口７５の圧力と図２の燃焼室１２内の圧力との差圧である燃料差圧の上昇とともに、パイロット燃料通路６４を通る燃料流量が徐々に増大する。

これにより、このパイロットポート７６からパイロット燃料通路６４を経て供給された燃料Ｆにより、図３に示す燃料噴射ユニット２においてパイロットバーナ３による拡散燃焼のみが行われ、着火性や保炎性に優れた安定燃焼が確保される。このときの燃料流量は図７に示す低負荷（低燃料圧力）領域Ｚ１における曲線Ａを描くように流量制御される。この低負荷領域Ｚ１は規定の３０％ＭＴＯ（Max Take Off：最大離陸出力）を含んでいる。

燃料差圧が図７のＰ１に達する手前から、図６（Ｂ）に示すように、燃料Ｆの圧力により受圧底板部８１が下方に押し下げられて、移動体７２が下降し始める。燃料差圧がＰ１に達したときに、パイロットニードル弁体９１がパイロットカム面８５によって押されて次第に径方向Ｘの外方に進出し、パイロットニードル弁体９１が弁座１２８に近づいて、パイロットポート７６の開度を徐々に小さくする。その一方、メインニードル弁体９２がメインカム面８６に追従して次第に径方向Ｘの内方に後退し、メインニードル弁体９２が弁座１２９から離間して、メインポート７７が開弁する。これにより、燃料入口７５からの燃料Ｆが、ハウジング・ユニット７１のシリンダボア７３、貫通孔１３６およびメインポート７７を通って、メイン燃料通路６５に供給される。こうして、図７の中燃料圧力領域Ｚ２に入る。この中燃料圧力領域Ｚ２では、パイロットポート７６を次第に閉止して、燃料流量が曲線Ａ１で示すように燃料差圧の上昇とともに減少する。中燃料圧力領域Ｚ２の終期となる燃料差圧Ｐ２の時点ではパイロットポート７６は若干開放されている。

他方、中燃料圧力領域Ｚ２では、図４のメインポート７７を次第に開放する。これにより、燃料流量が図７の曲線Ｂで示すように徐々に増大する。燃料差圧がＰ２の時点ではメインポート７７が開放される。こうして、燃料Ｆの大部分が図４のメイン燃料通路６５に供給され、残部がパイロット燃料通路６４に供給される。

これにより、図３に示す燃料噴射ユニット２にはパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５の両方から燃料Ｆが供給されることになり、パイロットバーナ３とメインバーナ４の両方が作動する。図７の中負荷領域Ｚ２における曲線Ｃで示す全体の燃料流量は、曲線Ａ１と曲線Ｂの合算量（Ａ１＋Ｂ）となり、この合算量は図３の全体流量制御弁６２により設定される。ここで、図４のパイロット燃料通路６４への燃料の供給は、パイロットポート７６を次第に閉じながら行われるので、パイロット燃料通路６４の燃料流量を円滑に減少させることができる。

さらに、燃料圧力が高負荷に対応した図７の高燃料圧力領域Ｚ３になると、図６（Ｃ）に示すように、移動体７２がさらに下降してパイロットニードル弁体９１が次第に径方向Ｘの外方に進出し、パイロットニードル弁体９１の開度がさらに小さくなった状態で、パイロットポート７６は開弁を維持する。その一方、メインニードル弁体９２が次第に径方向Ｘの内方に後退し、メインニードル弁体９２が弁座１２９とから大きく離間して、メインポート７７の開度を徐々に大きくし、メインポート７７が大きく開弁する。燃料Ｆがメイン燃料通路６５に供給された状態で、燃料差圧の上昇とともに燃料流量が増大する。他方、パイロット燃料通路６４へは、パイロットポート７６から若干燃料Ｆが供給され続け、やはり、燃料差圧の上昇とともに燃料流量が増大する。このとき、パイロットポート７６からパイロット燃料通路６４に供給される燃料流量と、メインポート７７からメイン燃料通路６５に供給される燃料流量との比が、予め決められた１：９となるように燃料Ｆが供給される。

こうして、図７の高負荷領域Ｚ３において、パイロット燃料通路６４の流量が曲線Ａ２で示すように、全燃料流量の１割程度に抑えられながら燃料差圧とともに増大し、メイン燃料通路６５の流量が曲線Ｂ１で示すように、全燃料流量の９割程度となるように増大する。同負荷領域Ｚ３における曲線Ｄで示す全燃料流量は曲線Ａ２と曲線Ｂ１の合算量（Ａ２＋Ｂ１）となる。この負荷領域Ｚ３は、規定の８５％ＭＴＯを含んでいる。この状態で、高負荷領域Ｚ３では、主に図２のメインバーナ４による予混合気燃焼が行われて低ＮＯｘ化を実現しつつ、副次的にパイロットバーナ３による拡散燃焼が行われて安定燃焼性が確保される。

つぎに、調節手段（ばね調節部）１００の動作について説明する。例えば、航空機用ガスタービンエンジンの場合、航空機のフライトパターン（エンジンの運転パターン）に応じて、パイロットポート７６およびメインポート７７からの燃料分配の切替タイミングを調整する場合がある。航空機のフライトパターンとしては、航空機を離陸から緩やかに上昇させたり、急速に上昇させたりする場合などが例示される。

図８（Ａ）〜（Ｃ）は、ばね調節部１００から調節ばね体１０５に作用する初期荷重の大小により燃料分配の切替タイミングを調整した状態を示す。（Ａ）は駆動機１０６のばね調整による初期荷重が最も小さく、調節ばね体１０５の初期歪みが最も小さい（初期ばね長が長い）。この場合、メインポート７７の開弁を開始するタイミングが最も早くなる。（Ｂ）は（Ａ）よりも初期荷重が大きく、調節ばね体１０５の初期歪みが（Ａ）よりも大きい。（Ｃ）は初期荷重が最も大きく、調節ばね体１０５の初期歪みが最も大きい（初期ばね長が短い）。この場合、メインポート７７の開弁を開始するタイミングが最も遅くなる。つまり、図８（Ａ）、（Ｂ）、（Ｃ）の順で、調節ばね体１０５の初期荷重がより大きくなって、低燃料圧力領域Ｚ１と中燃料圧力領域Ｚ２との境界点（中燃料圧力領域Ｚ１の下限燃料圧力）Ｐを次第に右方（燃料差圧が大きくなる方）へずらすことができる。

図８（Ａ）〜（Ｃ）の適切な選択により、航空機の離陸から上昇、アプローチから着陸、巡航からの加速や減速などの様々なフライトパターンに応じたパイロットポート７６とメインポート７７の弁切替タイミングを調整できる。

図８（Ａ）、（Ｂ）、（Ｃ）の切替タイミングは、図４の切替タイミング調整器８９によって設定される。切替タイミング調整器８９には、例えば予め（Ａ）、（Ｂ）、（Ｃ）に示す各タイミングＡ、Ｂ、Ｃ、タイミングＡとＢの中間のタイミング、タイミングＢとＣの中間のタイミングとなるように、図４のステータ１１１の励磁力、つまりアクチュエータ１１２の進出量を記憶した調節量記憶手段８７と、フライトパターンに応じた選択指令Ｅを受けて、調節量記憶手段８７から選択した調節量に基づいて、駆動機１０６に調節用電気信号Ｓを出力してステータ１１１の励磁力を調整する調整駆動手段８８とが設けられている。

このように、本発明では、図３の集合燃料通路６３とパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５との分岐部に設けた燃料分配器６６により、パイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５への燃料分配量が燃料圧力、すなわち、エンジン負荷に応じて自動的に調整され、燃焼器１において適切な拡散燃焼および予混合気燃焼を行わせることができる。また、パイロット燃料通路６４とメイン燃料通路６５のそれぞれに流量調整弁を設ける必要がなくなるから、構造が簡素化され、複雑な制御回路も不要となるので、安価になる。しかも、燃料圧力に応じて、パイロットポート７６およびメインポート７７は徐々に開弁または閉弁状態へ移行するので、各燃料圧力時におけるパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５への燃料分配量を円滑に調整することができる。さらに、メインポート７７はメイン用ニードル弁体１０２の駆動により閉弁させるので高いシール機能を有しており、燃料シール性を十分に確保することができる。

しかも、航空機のフライトパターン（エンジンの運転パターン）に応じて、パイロットポート７６およびメインポート７７の開弁または閉弁タイミングを切り替えることにより、燃料分配の迅速かつ適切な切替タイミングを容易に調整することができる。

また、移動体７２がハウジング・ユニット７１内を移動するという単純な構成となるから、簡素な構造で安価に実現でき、かつ十分な燃料シール性を確保することができる。

本発明は他の型式の燃料分配器にも適用できる。図９は、第２実施形態に係る燃料分配器６６Ａを示す。この燃料分配器６６Ａは第１実施形態とは異なり、複数のパイロットポート７６およびメインポート７７を備えたマルチポート型である。移動体７２Ａとして、ハウジング・ユニット７１Ａ内に収納された細長い棒状の部材が使用され、移動体７２Ａの相対向する側面の一方（左側面）に複数のカム溝を有するパイロット用カム面９０Ａが形成され、他方（左側面）に複数のカム溝を有するメイン用カム面９０Ｂが形成されている。両カム面９０Ａ、９０Ｂのそれぞれに、押上げピン１５１、１５２を押し当て、移動体７２Ａの軸方向移動に伴い、押上げピン１５１、１５２をパイロット用カム面９０Ａ、メイン用カム面９０Ｂに沿って進退させることにより、ボールからなる複数の弁体１５４を移動させて、対応するパイロットポート７６、メインポート７７を順次開閉する。

ハウジング・ユニット７１Ａ内の作動室１５６に集合燃料通路６３から燃料Ｆを導入し、その燃料圧力で移動体７２Ａを軸方向に移動させる。パイロット用カム面９０Ａ、メイン用カム面９０Ｂの形状を適宜設定することにより、図８（Ａ）〜（Ｃ）のような燃料流量パターンが得られるとともに、下限燃料圧力Ｐ１が決定される。移動体７２Ａの初期位置を、第１実施形態と同様なばね調節部１００により調節して、下限燃料圧力Ｐ１を変更する。

図１０は、第３実施形態に係るニードル弁型の燃料分配器６６Ｂを示す。移動体７２Ｂとして、ハウジング・ユニット７１Ｂ内の駆動室１５７に収納されたピストン１５８とコンロッド１５９とを使用している。ハウジング・ユニット７１Ｂ内にはさらに、弁室１６０が形成され、この弁室１６０にデュアルニードル弁１６３が収納されている。このデュアルニードル弁１６３は、パイロットポート７６およびメインポート７７をそれぞれ開閉するパイロット用ニードル弁体１６１とメイン用ニードル弁体１６２とを有する。デュアルニードル弁１６３が収納されている。デュアルニードル弁１６３には弁作動ロッド１６５が一体形成されており、コンロッド１５９と弁作動ロッド１６５とがリンク式の連結機構１６７により連結されている。ピストン１５８が収納された駆動室１５７内に集合燃料通路６３の燃料Ｆを燃料入口Ｅ１から導入し、その燃料圧力で移動体７２Ｂを軸方向に移動させる。

この移動体７２Ｂの移動により、連結機構１６７を介してデュアルニードル弁１６３が軸方向に移動し、パイロットポート７６のみが開放される状態（低燃料圧力領域Ｚ１）と、パイロットポート７６とメインポート７７の両方が開放される状態（中燃料圧力領域Ｚ２）とを得る。燃料Ｆは、駆動室１５７から連通路Ｅ２を通って弁室１６０に導入され、パイロットポート７６とメインポート７７からパイロット出口Ｅ３、メイン出口Ｅ４を通ってパイロット燃料通路６４、メイン燃料通路６５へ流出する。支点１７０をもつ連結機構１６７のアーム長を適宜設定することにより、デュアルニードル弁１６３のストローク量を調整できる。また、移動体７２Ｂの初期位置を、第１実施形態と同様なばね調節部１００により調節して、下限燃料圧力Ｐ１を変更することで、図８（Ａ）〜（Ｃ）のような燃料流量パターンが得られる。

図１１は、第４実施形態に係る燃料分配器６６Ｃを示す縦断面図である。燃料分配器６６Ｃのハウジング・ユニット７１の下部に、調節ばね体１０５のばね力を調整することにより移動体７２の初期位置を調整して、中燃料圧力領域の下限燃料圧力を調節するばね調節部である調節手段１００Ａが設けられている。第１実施形態と同様に、前記受圧底板部８１の底面８１ａとばね受け体１０３との間にコイル状の圧縮型の調節ばね体１０５が介装されて、移動体７２に上方向へのばね力が付加されている。

ハウジング・ユニット７１の下部の駆動ケース１０４Ａ内に、ピストンまたはダイアフラムのような円板状の受圧体１４１が収納され、この受圧体１４１とその上方のばね受け体１０３とが円柱状の連結体１４２により連結されている。駆動ケース１０４Ａ内における受圧体１４１の下方に駆動室１４５が形成されており、駆動室１４５に図２の圧力取出しポート５３から燃焼器１の入口圧力が導入されている。すなわち、図１１の駆動室１４５の底部の圧力導入開口１４５ａが、圧力取出しポート５３に連結されて、圧力取出しポート５３の圧力とばね調節部１００Ａの駆動室１４５の圧力とが同一になっている。前記受圧体１４１と、圧力導入開口１４５ａを有する駆動室１４５とにより駆動部材１７１を構成する。

燃焼器１の入口圧力は、フライトエンベロープ上の作動状態（エンジンの運転状態）に応じて変化する。低空・低速飛行時に出力（燃料圧力）を上げていく場合、低空では空気密度が高いので燃焼器入口圧力が高圧となり、駆動室１４５の圧力も高くなって、調節ばね体１０５を大きく押し上げる。他方、低速であるためにラム圧が低いので、燃焼器１の入口温度は低いから、低負荷時には燃焼室１２内で燃料が燃えにくいので、燃焼安定性の高い燃料噴霧部３による燃焼で運用したい。これが、図８（Ｃ）の状態であり、比較的高い下限燃焼圧力Ｐ１までパイロット燃焼のみが行われる。

その一方、高空・高速飛行時に出力（燃料圧力）を上げていく場合、高空では空気密度が低いので燃焼器入口圧力が低圧となり、駆動室１４５の圧力も低くなって、調節ばね体１０５の押し上げが少なくなる。他方、高速であるためにラム圧が高いので、燃焼器１の入口温度は高いから、燃料が燃えやすい。これが、図８（Ａ）の状態であり、比較的低い下限燃焼圧力Ｐ１でメイン燃焼が開始される。この第４実施形態は、フライトパターンに応じて燃料分配のパターンが自動的に調整されるとともに、第１〜３実施形態のような調節手段１００の駆動部１０６を有しないので、構造が簡単になる。なお、上記低空と高空における燃焼器入口圧力の相違に基づく圧力制御に加えて、燃焼器入口温度を検出して、その相違に基づく温度制御を加えてもよい。

図１２は、本発明の第５実施形態に係る燃料制御系統を示す系統図である。この実施形態では、集合燃料通路６３が各燃料噴射ユニット２まで延長されており、各燃料噴射ユニット２に燃料分配器６６が１つずつ設けられている。したがって、前記パイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５は各燃料噴射ユニット２ごとに独立している。燃料分配器６６は、例えば図１３に示すように、各燃料噴射ユニット２の燃料配管ユニット１８に内蔵される。これにより、各燃料噴射ユニット２に至るまで、太い１本の集合燃料通路６３で足りるから、第１実施形態のようにパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５の２本を用いるのと比べ、燃料噴射ユニット２に至るまでの配管作業が容易となる。この第２実施形態のその他の動作および作用は第１実施形態の場合と同様である。

上記各実施形態では、燃焼器は燃料噴射方式であるが、これに何ら限定されるものではなく、例えばエアブラスト式でもよく、また、メインバーナは予混合気燃焼方式であるが、例えば拡散燃焼方式でもよい。

１ 燃焼器
２ 燃料噴射ユニット
３ パイロットバーナ
４ メインバーナ
１２ 燃焼室
６２ 全体流量制御弁
６３ 集合燃料通路
６４ パイロット燃料通路
６５ メイン燃料通路
６６ 燃料分配器
６７ 遮断弁
７１ ハウジング・ユニット（シリンダ）
７２ 移動体（ピストン）
７５ 燃料入口
７６ パイロットポート
７７ メインポート
１００ 調節手段（ばね調節部）
１０５ 調節ばね体
１０６ 駆動機
Ｆ 燃料
Ｐ１ 下限燃料圧力
Ｚ１ 低負荷領域
Ｚ２ 中負荷領域
Ｚ３ 高負荷領域

Claims (7)

1. 燃焼器の燃料噴射ユニットを形成するパイロットバーナとメインバーナとにそれぞれ燃料を供給するパイロット燃料通路およびメイン燃料通路と、
   前記パイロット燃料通路およびメイン燃料通路に燃料を供給する集合燃料通路と、
   前記集合燃料通路とパイロット燃料通路およびメイン燃料通路との分岐部に設けられて燃料圧力に応じてパイロット燃料通路およびメイン燃料通路への燃料分配量を自動調整する燃料分配器とを有し、
   前記燃料分配器は、前記集合燃料通路からの燃料が導入される燃料入口と、前記パイロット燃料通路およびメイン燃料通路にそれぞれ接続されるパイロットポートおよびメインポートと、前記燃料入口の燃料圧力に応じて移動し、低燃料圧力領域で前記パイロットポートのみを燃料入口に連通させ、中燃料圧力領域および高燃料圧力領域でパイロットポートとメインポートの両方を燃料入口に連通させる移動体と、
   前記移動体の初期位置を調整して、前記中燃料圧力領域の下限燃料圧力を調節する調節手段とを備えた、
   ガスタービンエンジンの燃料供給装置。
2. 請求項１において、前記調節手段は燃焼器入口温度に基づいて作動するガスタービンエンジンの燃料供給装置。
3. 請求項２において、前記調節手段は油圧シリンダ、ステッピングモータ、またはサーボモータからなる駆動機を有するガスタービンエンジンの燃料供給装置。
4. 請求項３において、前記調節手段は前記駆動機による前記移動体の駆動力に抗して移動体にばね力を付加するばね体を有するガスタービンエンジンの燃料供給装置。
5. 請求項１において、前記調節手段は燃焼器入口圧力に基づいて作動するガスタービンエンジンの燃料供給装置。
6. 請求項５において、前記調節手段は前記燃焼器入口圧力を受けて前記移動体を駆動する駆動部材と、この駆動部材による前記移動体の駆動力に抗して移動体にばね力を付加するばね体とを有するガスタービンエンジンの燃料供給装置。
7. 請求項１から６のいずれか１項において、前記燃料分配器は、
   前記集合燃料通路からの燃料が導入される燃料入口と、
   前記パイロット燃料通路およびメイン燃料通路にそれぞれ接続されるパイロットポートおよびメインポートと、
   前記パイロットポートを開閉するパイロット用ニードル弁体および前記メインポートを開閉するメイン用ニードル弁体と、
   前記燃料入口の燃料圧力に応じて前記パイロット用ニードル弁体および前記メイン用ニードル弁体を駆動して、低燃料圧力領域で前記パイロット用ニードル弁体により前記パイロットポートを開放して燃料入口に連通させ、中燃料圧力領域で燃料圧力の上昇にしたがって前記パイロットポートの開度を徐々に小さくするとともに、前記メイン用ニードル弁体により前記メインポートの開度を徐々に大きくし、高燃料圧力領域で前記パイロットポートを低開度に維持するとともに、燃料圧力の上昇にしたがってメインポートの開度を徐々に大きくする移動体とを備えた、
   ガスタービンエンジンの燃料供給装置。
   
   
   

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