JP4785973B2 - ガスタービンエンジンの燃料供給装置 - Google Patents

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場合、この燃料分配を円滑にかつ精度良く行うために、燃料供給装置における燃料シール性を十分確保するのが難しい。

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、かつ燃料シール性の十分な確保を実現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複数のパイロットポートおよび複数のメインポートと、各ポートに設けられた弁体と、この弁体を弁座に押圧して閉弁させるばね体と、このばね体のばね力に抗して前記弁体を弁座から離間する方向に押し上げて開弁させる押上げピンと、前記燃料入口の燃料圧力に応じて移動し、カム面によって前記押上げピンを押し上げることにより、低燃料圧力領域で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開放して燃料入口に連通させる移動体とを有し、前記カム面は、前記低燃料圧力領域で前記複数のパイロットポートの押上げピンを押し上げ、前記中燃料圧力領域で燃料圧力の上昇にしたがって前記複数のパイロットポートの一部を除いた他の押上げピンを閉弁方向へ順次移動させるとともに前記複数のメインポートの押上げピンを順次押し上げ、前記高燃料圧力領域で前記複数のパイロットポートの前記一部の押上げピンのみを押し上げ状態に維持するとともに前記複数のメインポートの押上げピンをすべて押し上げ状態に維持するように形成されている。

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、複数のパイロットポートおよび複数のメインポートが順次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、各ポートは移動体のカム面と押上げピンとからなるカム機構により、弁体をばね体で弁座に押圧して閉弁させるので、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。

本発明において、前記弁体はボールであり、前記弁座は前記ボールよりも高い弾性を有する材料からなるシールリングであってもよい。これにより、簡素な構造で高い燃料シール性を確保することができる。

また、本発明において、前記各ポートがハウジング・ユニットに設けられ、前記移動体が前記ハウジング・ユニットに収納されて軸方向に移動するピストンであり、前記ピストンの外周に前記カム面が形成されていることが好ましい。これにより、ハウジングがシリンダの役割を担って、燃料入口の燃料圧力に応じてピストンがハウジング内を移動し、移動に伴って各ポートを開弁または閉弁するという単純な構成となるから、燃料分配器の構造が簡略化される。

また、本発明において、前記複数のパイロットポートおよびメインポートはそれぞれ、前記ピストンの軸方向に並んで配置されていることが好ましい。これにより、燃料分配器の小型化が可能となる。

前記ピストンは、ピストンの軸方向に延びて前記カム面を形成するカム溝を有し、前記カム溝内に前記燃料入口が開口していることが好ましい。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。

本発明において、前記パイロット燃料通路およびメイン燃料通路は複数の前記燃料噴射ユニットに燃料を供給するものであってもよい。つまり、単一の燃料分配器からパイロット燃料通路およびメイン燃料通路を通って複数の燃料噴射ユニットに燃料を供給する単一燃料分配器タイプとしてもよい。これとは異なり、前記集合燃料通路を各燃料噴射ユニットごとに１つずつ設け、前記パイロット燃料通路およびメイン燃料通路を含む燃料マニホールドを各燃料噴射ユニットごとに独立させた複数燃料分配器タイプとすることもできる。両タイプは、燃料分配器と燃料マニホールドのそれぞれの重量とコストに関する得失を考慮して、適宜選択される。単一燃料分配器タイプでは、燃料分配器が１つで済み、複数燃料分配器タイプでは、各燃料噴射ユニットの燃料分配器に至るまでの太い（大流量用の）集合燃料通路が一つで済む。

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、かつ複数のパイロットポートおよびメインポートは燃料シール性を十分に確保することができる。

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。 起動前の燃料分配器を示す縦断面図である。 図４のＶ−Ｖ線に沿った拡大横断面図である。 （Ａ）は燃料分配器のパイロットポートの閉止状態、（Ｂ）はパイロットポートの閉止から開放状態への移行状態、（Ｃ）はパイロットポートの開放状態を示す縦断面図である。（Ｄ）は（Ａ）のＶＩＤ−ＶＩＤ線に沿った横断面図である。 メインポートの閉止から開放状態への移行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。 本発明の第２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。

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を模式的に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はマルチポート式のシリンダタイプであり、ハウジング・ユニット７１は、シリンダを形成する円筒状の内側ハウジング７１ａと、その外周を囲むように内側ハウジング７１ａと同心状に設けられた円筒状の外側ハウジング７１ｂとからなる。内側ハウジング７１ａの上端は蓋体９８によって閉止されており、この内側ハウジング７１ａの中空部７４に、軸方向Ｃ１に移動する移動体７２が挿入されている。移動体７２は、先端（上端）の大径のピストンヘッド７２ａとこれに続く小径のピストンボデイ７２ｂとからなるピストンを有し、ピストンボデイ７２ｂに後述するカム面９０が形成されている。

ピストンボデイ７２ｂの基端には、内側ハウジング７１ａを貫通して軸方向外方に突出するピストンロッド７２ｃが一体的に設けられている。このピストンロッド７２ｃの突出端部にボルトＢがねじ込まれて、ボルトＢの首下に嵌合されたばね受座１００と内側ハウジング７１ａの下面との間にコイル状の圧縮形の復帰用ばね体７３が介装されており、これによって、移動体７２に図４の下方向への復帰ばね力が付加されている。このばね体７３は、ボルトＢとばね受座１００との間に装着されたスペーサＳＰの厚みを変えることによって、ばねの初期歪み量が調整される。

前記ハウジング・ユニット７１のピストンボデイ７２ｂがその軸方向Ｃ１に延びてカム面９０を形成するカム溝９１を有している。他方、内側ハウジング７１ａおよび外側ハウジング７１ｂを貫通して集合燃料通路６３の下流部６３ａが形成されており、この下流部６３ａの先端である燃料入口７５が中空部７４、つまりカム溝９１に開口して形成されている。これにより、集合燃料通路６３からの燃料Ｆがカム溝９１に導入される。ハウジング・ユニット７１の内側ハウジング７１ａおよび外側ハウジング７１ｂの周壁に、パイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５と中空部７４（カム溝９１）とを接続するように径方向に延びる複数（５個）の通路が形成されており、各通路にパイロットポート７６およびメインポート７７が形成されている。複数のパイロットポート７６およびメインポート７７はそれぞれ、ピストン７２の軸方向に並んで配置されている。

燃料分配器６６のハウジング・ユニット７１に設けられた各パイロットポート７６および各メインポート７７周りの構造はいずれも同一の構造であり、代表として、図６（Ａ）〜（Ｄ）に、１つのパイロットポート７６について詳細に説明する。図６（Ａ）はパイロットポート７６の閉止状態、（Ｂ）はパイロットポート７６の閉止から開放状態への移行状態、（Ｃ）はパイロットポート７６の開放状態、（Ｄ）は（Ａ）のＶＩＤ−ＶＩＤ線に沿った横断面図をそれぞれ示す。

図６（Ａ）に示すように、内側ハウジング７１ａに円形断面のピン孔１０２が、外側ハウジング７１ｂにピン孔１０２よりも大径の円形断面の弁孔１０１が形成されており、さらに、内側ハウジング７１ａに、両孔１０２、１０１間を接続する凹所１０３が形成されている。この弁孔１０１に、鋼製のボールからなる弁体８１が挿入され、ピン孔１０２に、弁体８１を弁座８２から離間する方向に押し上げて開弁（図６（Ｃ））させる押上げピン８４が挿入されている。凹所１０３には、弁体８１よりも高い弾性を有する材料からなる弁座８２が装着され、弁孔１０１に、弁体８１を弁座８２に押圧して閉弁させるコイルスプリングからなる閉止用ばね体８３が挿入されている。弁座８２は、ゴムまたは樹脂製のシールリングにより形成されている。各弁孔１０１におけるボール８１よりも下流側（左側）は、図４の集合路９９に集合された状態でパイロット燃料通路６４に連通する。

押上げピン８４は、内側ハウジング７１ａの軸心、つまり移動体７２の軸心Ｃ１と直交する径方向に延びる、図６（Ａ）に示す筒状のピン本体８５を有し、このピン本体８５がピン孔１０２に、軸心Ｃ２に沿って移動自在に挿通されている。ピン本体８５の左側の基端８５ａは常時ボール８１と当接している。ピン本体８５の先端には、膨出形状を有し、常時カム溝９１内に突出して移動体７２のパイロット側カム面９０Ａと当接するカムフォロワ部８６が一体的に形成されている。つまり、前記移動体７２のカム面９０と押上げピン８４のカムフォロワ部８６とによりカム機構が形成されている。

ピン本体８５の中空部８７は、カムフォロワ部８６に設けた貫通孔８８を介してカム溝９１に連通している。貫通孔８８は、図６（Ｄ）に示すように、軸心Ｃ２と直交する径方向に放射状に延びて複数（４個）形成されている。図６（Ａ）のピン本体８５の基端には周方向に間隔をおいた複数個所（４箇所）が切欠されて、複数の導通口８９が設けられており、これら導通口８９によってパイロットポート７６が形成されている。

また、図４に示す移動体７２の下方のピストンロッド７２ｃと上方の先端のピストンヘッド７２ａの外周壁にそれぞれシールリングＳ１、Ｓ２が設けられて、移動体７２と内側ハウジング７１ａ間が封止されている。上方のシールリングＳ２により燃料Ｆがカム溝９１から内側ハウジング７１ａ上方の中空部７４へ漏れるのが防止され、下方のシールリングＳ１により、燃料Ｆが燃料分配器６６の下方外部に漏れるのが防止されている。

移動体７２は前記燃料入口７５の燃料圧力が十分に低いときは、図６（Ａ）に示すように、閉止用ばね体８３によって弁体８１が弁座８２に押し付けられて閉弁する。このとき、押上げピン８４は、閉止用ばね体８３によってカムフォロワ８６がカム面９０Ａに当接する。燃料圧力が上昇すると、図６（Ｂ）に示すように、弁体８１が押上げピン８４によって押し上げられ、弁座８２から離間して開弁する。後述するカム斜面部９０Ａａはピン本体８５を開移動させ、閉移動を許容する。この状態で中空部８７と弁孔１０１とが導通口８９を介して連通する。燃料圧力がさらに上昇すると、図６（Ｃ）に示すように、弁体８１が押上げピン８４によって一層押上げられて弁座８２からさらに離間して大きく開弁する。この状態で中空部８７と弁孔１０１とが導通口８９を介して連通する。

図７は、メインポート７７の閉止から開放状態への移行状態を示す縦断面図である。この図は図６（Ｂ）を左右反転させたものに相当し、ピン本体８５の先端のカムフォロワ部８６が、常時カム溝９１内に突出して移動体７２のメイン側カム面９０Ｂと当接している。同様に、弁体８１が押上げピン８４によって押上げられて弁座８２から離間して開弁する。カム斜面部９０Ｂａはピン本体８５を開移動させ、閉移動を許容する。

前記カム面９０Ａ、Ｂは、図４に示すパイロットポート７６とメインポート７７をつぎのように開閉させる。すなわち、カム溝９１内の燃料圧力が低い低燃料圧力領域では、すべてのパイロットポート７６が開放される。中燃料圧力領域では移動体７２の上昇に伴い、パイロットポート７６が下段のものから順次閉止され、メインポート７７が下段のものから順次開放される。高燃料圧力領域ではさらに移動体７２の上昇に伴い、最上方のパイロットポート７６が開放されている以外、他の４つのパイロットポート７６はすべて閉止され、すべてのメインポート７７が開放される。

このように両ポート７６、７７を開閉させるために、移動体７２のパイロット側カム面９０Ａとメイン側カム面９０Ｂには、つぎのように凹凸面が形成されている。移動体７２のパイロット側カム面９０Ａには、平坦な凸面９２Ａと平坦な凹面９３Ａとが交互に形成されており、両面９２Ａ、９３Ａ間が押上げ斜面９４Ａと押下げ斜面９５Ａとで接続されている。パイロット側カム面９０Ａは、基端から先端に向かって（上方向に向かって）、凸面９２Ａの軸方向長さａ１が順次長くなり、凹面９３Ａの軸方向長さｂ１が順次短くなるように設定されている。また、移動体７２の上方への移動に伴って、移動体７２の基端側（下側）の押上げピン８４の方が、より高い燃料圧力で、つまり、移動体７２がより上方に移動したときに、凸面９２Ａから押下げ斜面９５Ａ上に移動し始めるように、凸面９２Ａと押し下げ斜面９５Ａの境界位置が定められている。

メイン側カム面９０Ｂには、平坦な凸面９２Ｂと平坦な凹面９３Ｂとが交互に形成されており、両面９２Ｂ、９３Ｂ間が押上げ斜面９４Ｂと押下げ斜面９５Ｂとで接続されている。メイン側カム面９０Ｂは、基端から先端に向かって（上方向に向かって）、凸面９２Ｂの軸方向長さａ２が順次短くなり、凹面９３Ｂの軸方向長さｂ２が順次長くなるように設定されている。また、移動体７２の基端側（下側）の押上げピン８４の方が、より高い燃料圧力で凹面９３Ｂから押上げ斜面９４Ｂ上に移動し始めるように、凹面９３Ｂと押上げ斜面９４Ｂの境界位置が定められている。

これにより、ピストン７２の移動に伴って、複数個のパイロットポート７６が順次閉止または開口される一方、これとは逆に複数個のメインポート７７が順次開口または閉止されるので、燃料圧力に応じて、各ポートは順次開弁または閉弁方向へ円滑に移行するから、各燃料圧力領域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。

また、内側ハウジング７１ａの先端部（上部）には、回り止め機構９６が配置されており、この回り止め機構９６により、ピストン７２の回り止めを行って、パイロット側カム面９０Ａとメイン側カム面９０Ｂとをそれぞれ正確にパイロット側の押上げピン８４とメイン側の押上げピン８４とに対向させる。回り止め機構９６は、図５に示すように、内側ハウジング７１ａの内周面に装着されて軸方向（シリンダ軸心Ｃ１の方向）に延びるキー９６ａと、ピストンヘッド７２ａの外周面に形成されたキー溝９６ｂとを有している。この回り止め機構９６によって、図４のピストン７２が軸方向に移動自在で、内側ハウジング７１ａに対して周方向に相対移動不能となるように設定されている。なお、回り止め機構９６として、キー９６ａとキー溝９６ｂの組合せに代えて、二点鎖線で示すように、内側ハウジング７１ａに、軸心Ｃ１と偏心した位置で軸方向下方に延びる案内棒９７を固定し、この案内棒９７をピストン７２に軸方向に相対移動自在となるように嵌め込む構造としてもよい。

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４において、燃料入口７５からカム溝９１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の場合、この燃料圧力によるピストンヘッド７２ａの押上げ力よりもばね体７３のばね力が勝り、移動体７２は図示した最下方の初期位置にある。この状態で、すべてのパイロットポート７６の押上げピン８４は、図６（Ｃ）に示すように、パイロットカム面９０Ａの凸面９２Ａ上に乗り上げており、弁体８１を押上げて弁座８２から離間させる。これにより、カム溝９１内の燃料Ｆが、押上げピン８４の貫通孔８８、中空部８７および導通口８９（パイロットポート７６）を通って、弁孔１０１内に入り、図４の集合路９９を経てパイロット燃料通路６４に供給される。

図８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（詳しくは、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８に示すように、すべてのパイロットポート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８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。

低燃料圧力領域Ｚ１では図４のすべてのメインポート７７が閉止されている。つまり、燃料圧力によるピストンヘッド７２ａの押上げ力よりも復帰用ばね体７３のばね力が勝り、移動体７２は図示した最下方の初期位置にある。この状態で、すべてのメインポート７７の押上げピン８４は、メインカム面９０Ａの凹面９２Ｂ上に落ち込んでおり、閉止用ばね体８３によって、図７の弁体８１が弁座８２に押し付けられて閉弁する。このように、各ポートはそれぞれ閉弁時に高いシール機能を有しているので、特に、低燃料圧力領域での各メインポート７７の閉弁時における燃料シール性を十分に確保することができる。

燃料差圧が図８のＰ１に達する手前から、図４の移動体７２が復帰用ばね体７３のばね力に抗して上方に移動し始め、Ｐ１に達したときに、パイロット側の最下段の押上げピン８４が凸面９２Ａから押下げ斜面９５Ａに乗り移ってパイロットポートを閉じ始め、メイン側の最下段の押上げピン８４が凹面９３Ｂから押上げ斜面９４Ｂに乗り移ってメインポート７７を開き始めて、図８の中燃料圧力領域Ｚ２に入る。この中燃料圧力領域Ｚ２では、燃料差圧の上昇とともに、図４のパイロット側の押上げピン８４が最下段から最上段よりも１つ下段にかけて、順次凹面９３Ａに落ち込んで、パイロットポート７６を閉止する。これにより、燃料流量が図８の曲線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の時点では最上段のパイロットポート７６のみが開放されている。

他方、中燃料圧力領域Ｚ２では、図４のメイン側の押上げピン８４が最下段のものから順次押上げ斜面９４Ｂを経て凸面９２Ｂに乗り上げてメインポート７７を開放する。これにより、燃料流量が図８の曲線Ｂで示すように徐々に増大する。燃料差圧がＰ２の時点ではすべてのメインポート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８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、複数のパイロットポート７６を順次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低減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８の高燃料圧力領域Ｚ３になると、図４のメインポート７７がすべて開放されて、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、最上段のパイロットポート７６のみを通して燃料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。所定以上の燃料圧力になると、ピストン７２の上昇は蓋体９８により規制され、それ以上、上方向に移動しないように設定されている。

こうして、図８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。

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、複数のパイロットポート７６およびメインポート７７は順次開弁または閉弁方向へ移行するので、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、各ポートは移動体７２のカム面９０と押上げピン８４のカムフォロワからなるカム機構により、弁体８１をばね体８３で弁座８２に押圧して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。

また、移動体７２をピストンとし、ハウジング・ユニット７１をシリンダとすることで、ピストン７２がハウジング７１内を移動するという単純な構成となるから、燃料分配器６６の構造が簡略化される。

図９は、本発明の第２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１０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
８１ 弁体
８２ 弁座
８３ ばね体
８４ 押上げピン
９０ カム面
９１ カム溝
Ｆ 燃料
Ｚ１ 低負荷（低燃料圧力）領域
Ｚ２ 中負荷（中燃料圧力）領域
Ｚ３ 高負荷（高燃料圧力）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複数のパイロットポートおよび複数のメインポートと、各ポートに設けられた弁体と、この弁体を弁座に押圧して閉弁させるばね体と、このばね体のばね力に抗して前記弁体を弁座から離間する方向に押し上げて開弁させる押上げピンと、前記燃料入口の燃料圧力に応じて移動し、カム面によって前記押上げピンを押し上げることにより、低燃料圧力領域で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開放して燃料入口に連通させる移動体とを有し、
   前記カム面は、前記低燃料圧力領域で前記複数のパイロットポートの押上げピンを押し上げ、前記中燃料圧力領域で燃料圧力の上昇にしたがって前記複数のパイロットポートの一部を除いた他の押上げピンを閉弁方向へ順次移動させるとともに前記複数のメインポートの押上げピンを順次押し上げ、前記高燃料圧力領域で前記複数のパイロットポートの前記一部の押上げピンのみを押し上げ状態に維持するとともに前記複数のメインポートの押上げピンをすべて押し上げ状態に維持するように形成されている、
   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、前記弁体はボールであり、前記弁座は前記ボールよりも高い弾性を有する材料からなるシールリングであるガスタービンエンジンの燃料供給装置。
3. 請求項１または２において、前記各ポートがハウジング・ユニットに設けられ、前記移動体が前記ハウジング・ユニットに収納されて軸方向に移動するピストンであり、前記ピストンの外周に前記カム面が形成されてい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、前記複数のパイロットポートおよびメインポートはそれぞれ、前記ピストンの軸方向に並んで配置されているガスタービンエンジンの燃料供給装置。
5. 請求項３または４において、前記ピストンは、ピストンの軸方向に延びて前記カム面を形成するカム溝を有し、前記カム溝内に前記燃料入口が開口しているガスタービンエンジンの燃料供給装置。
6. 請求項１〜５のいずれか１項において、前記パイロット燃料通路およびメイン燃料通路が複数の前記燃料噴射ユニット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。
7. 請求項１〜５のいずれか１項において、前記燃料噴射ユニットは複数設けられており、前記燃料分配器は各燃料噴射ユニットごとに１つずつ設けられ、前記パイロット燃料通路およびメイン燃料通路が各燃料噴射ユニットごとに独立しているガスタービンエンジンの燃料供給装置。

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