JP6621658B2 - 燃料噴射装置 - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービンエンジンの燃焼器に用いられる燃料噴射装置に関する。

従来の航空機用ガスタービン燃焼器の燃料噴射弁の方式として、様々な方式のものが提案されている。その一種として、プレーンジェット方式の燃料噴射弁において、燃料を径方向に噴射するものが知られている（例えば、特許文献１参照。）。このタイプの燃料噴射弁は、構造を単純にできるというメリットを有する。

特開２００７−１６２９９８号公報

しかし、燃焼器に用いられる燃料は、高温に曝されるとコーキングを起こす場合がある。燃料噴射弁における燃焼室に近い部分では、特にコーキングが起こりやすい傾向にある。これは、プレーンジェット方式のパイロット燃料噴射弁においても同様である。

本発明は、上記の事情に鑑みてなされたものであり、プレーンジェット方式の燃料噴射弁を有する燃料噴射装置において、燃料噴射弁内のコーキングを効果的に防止することを目的とする。

上記目的を達成するために、本発明に係る燃料噴射装置は、ガスタービンエンジンの燃焼器内の燃焼室へ燃料と空気の混合気を噴射する燃料噴射装置であって、円筒状の外壁を有する当該燃料噴射装置の軸心上に配置された燃料噴射弁であって、当該燃料噴射装置の径方向に燃料を噴射する燃料噴射部を有する燃料噴射弁を備え、前記燃料噴射弁は、さらに、前記燃料噴射部に燃料を供給する通路を形成する燃料流路部と、前記燃料噴射部の前記燃焼室側を向く先端部分を、当該先端部分との間に空気層が形成されるように覆う遮熱カバーとを有する。
なお、上記「径方向に燃料を噴射する」の「径方向」とは、軸心に直交する平面でみた平面視における径方向を意味し、軸心方向に傾斜した方向に噴射する場合も含む。

この構成によれば、燃料噴射弁で特に高温に曝される燃料噴射部の燃焼室側の部分が、遮熱カバーにより遮熱されるうえに、遮熱カバーと燃料噴射部との間に形成される空気層によって断熱される。したがって、簡単な構造によって極めて効果的に燃料噴射部の温度上昇が抑制され、燃料のコーキングが防止される。

本発明の一実施形態において、前記遮熱カバーは、この遮熱カバーを前記燃料流路部に対して支持するカバー支持部を有し、このカバー支持部は、前記燃料噴射部よりも上流側で前記燃料流路部に接合されており、前記燃料流路部と前記カバー支持部との接合部分の下流側に径方向の隙間が形成されていることが好ましい。この構成によれば、遮熱カバーと燃料流路部との接点を、燃焼室側から離れた上流側とすることにより、燃料流路部への入熱が抑制される。さらに、燃料流路部と遮熱カバーとの間の隙間に存在する空気の断熱効果により、燃料流路部への入熱が抑制される。

本発明の一実施形態において、さらに、前記燃料流路部に燃料を導入する通路を形成する燃料導入管と、この燃料導入管を覆う燃料通路カバーとを備えており、前記カバー支持部の少なくとも前記接合部分を含む一部が、前記燃料通路カバーの内壁面に嵌合していることが好ましい。この構成によれば、遮熱カバーのカバー支持部の、燃料通路カバーの内側に入り込んだ部分が高温の空気に直接接触しないので、燃料流路部への入熱が一層効果的に抑制される。さらには、カバー支持部の燃料流路部との接合部分が、燃料通路カバーによって径方向に拘束されるので、前記接合部分に発生する振動応力を抑制できる。

本発明の一実施形態において、前記燃料流路部の前記径方向の隙間を形成する部分の外周面に環状の突起が設けられており、この環状の突起が前記カバー支持部の内周面に接触していてもよい。この構成によれば、環状の突起を設けることにより、燃料流路部とカバー支持部との相対振動が抑制されるので、前記接合部分に発生する振動応力を効果的に抑制できる。

本発明の一実施形態において、前記燃料噴射部の燃料噴射口が、前記遮熱カバーの外周面と同一面上に、またはこの外周面よりも外径側に突出して設けられていることが好ましい。この構成によれば、燃料噴射口から噴射された燃料が、遮熱カバーの内方空間に侵入することを防止できる。その結果、遮熱カバーの内方にコーキングした燃料が堆積し、断熱作用が低下することを回避できる。

本発明の一実施形態において、さらに、前記燃料噴射弁の外周を覆い、その内側に空気通路を形成する筒状壁を備えており、前記遮熱カバーの、前記燃料流路部の前記燃焼室側を向く先端部分を覆うカバー部の外面が、前記筒状壁の内周面にほぼ沿った形状を有していることが好ましい。この場合、例えば、前記筒状壁は、その一端部が前記燃焼室側に向かって次第に縮径となる形状を有しており、前記遮熱カバーの前記カバー部の外面が、前記筒状壁の内周面に沿って、前記燃焼室側に向かって次第に縮径となる形状を有していてもよい。この構成によれば、空気通路を形成する前記筒状壁と遮熱カバーとの間隔が適切な範囲に設定され、空気の流通が確保されるとともに、燃焼室から燃料噴射弁への逆火現象が防止される。

本発明の一実施形態において、前記燃料噴射弁がパイロット燃料噴射弁であり、前記パイロット燃料噴射弁の外周を取り囲むメイン燃料噴射弁をさらに備えていてもよい。この構成によれば、パイロット燃料噴射弁でのコーキングを防止しつつ、例えばパイロット燃料噴射弁とメイン燃料噴射弁とに拡散燃焼と希薄燃焼とを分担させて、低ＮＯｘ化と安定燃焼の両立を図るなど、燃料噴射装置全体の最適な設計が容易となる。

本発明の燃料噴射装置によれば、プレーンジェット方式の燃料噴射弁を有する燃料噴射装置において、燃料噴射弁内のコーキングを効果的に防止することができる。

本発明の一実施形態に係る燃料噴射装置を示す縦断面図である。 図１の燃料噴射装置に用いられるパイロット燃料噴射弁を示す縦断面図である。 図２のパイロット燃焼噴射弁のパイロット燃料噴射部を示す横断面図である。 図２のパイロット燃焼噴射弁の一変形例を示す縦断面図である。 図２のパイロット燃焼噴射弁の他の変形例を示す縦断面図である。

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は本発明の一実施形態に係る燃料噴射装置１を示している。この燃料噴射装置１は、ガスタービンエンジンの燃焼器ＣＢに用いられて、燃焼器ＣＢの燃焼室Ｅへ、ガスタービンエンジンの圧縮機から供給される圧縮空気Ａと燃料Ｆとの混合気を噴射するための装置である。燃焼室Ｅにおいて混合気の燃焼により発生した高温・高圧の燃焼ガスがタービンに送られて、タービンが駆動される。本実施形態に係る燃料噴射装置１は、例えばアニュラー型の燃焼器ＣＢに用いられるもので、図示しないエンジン回転軸心と同心状に、等間隔に複数配設されている。

なお、以下の説明において、燃料噴射装置１の軸心Ｃ方向における燃焼室Ｅ側を後側と呼び、その反対側を前側と呼ぶ。前側および後側は、それぞれ、圧縮機から供給された圧縮空気Ａの当該燃料噴射装置１における上流側および下流側に相当する。また、特に示した場合を除き、「内側」，「外側」とは、当該燃料噴射装置１の径方向における「内側」，「外側」を指す。

燃料噴射装置１は、燃料噴射装置１の軸心Ｃ上に配置された燃料噴射弁であるパイロット燃料噴射弁３と、パイロット燃料噴射弁３の外周を取り囲むようにパイロット燃料噴射弁３と同心状に設けられたメイン燃料噴射弁５とを備えている。

パイロット燃料噴射弁３の径方向外側には、パイロット燃料噴射弁３から噴射された拡散燃焼用の燃料Ｆへ圧縮空気Ａを供給する空気供給ユニット１１が設けられている。空気供給ユニット１１は、筒状壁と空気通路とを備えている。空気供給ユニット１１の下流側には、パイロット燃料噴射弁３からの燃料Ｆおよび空気供給ユニット１１からの圧縮空気Ａを混合して燃焼室Ｅ内に噴射するパイロット流路１３を形成するテーパ状のパイロットノズル１５が設けられている。

筒状壁は、パイロット燃料噴射弁３の外側に、少なくとも１つ配置されている。本実施形態では、内側から外側へ第１筒状壁１７と、第２筒状壁１９と、第３筒状壁２１との３つが配置されている。最も内側に配置された筒状壁（この例では第１筒状壁１７）の内方空間２３に、パイロット燃料噴射弁３が配置される。パイロットノズル１５は、空気供給ユニット１１の最も外側に配置される筒状壁の下流側の先端部に形成されている。ここでは、パイロットノズル１５は、第３筒状壁２１の下流側の先端部に形成されている。ただし、パイロットノズル１５は、空気供給ユニット１１の最も外側に配置される筒状壁のさらに外側に別体として設けてもよい。

各筒状壁の上流部には、圧縮空気Ａを軸心Ｃ回りに旋回させるスワーラが設けられている。本実施形態では、第１筒状壁１７と第２筒状壁１９との間にパイロット内側スワーラＳ１が設けられている。また、第２筒状壁１９と第３筒状壁２１との間にパイロット外側スワーラＳ２が設けられている。なお、筒状壁の個数などの設置構成が変わる場合は、スワーラの配置も適宜変更することができる。また、筒状壁が１つである場合には、パイロット燃料噴射弁３と筒状壁との間にスワーラを設けてもよい。

スワーラの下流の流路は空気通路として構成される。空気通路は圧縮空気Ａが通る空間である。本実施形態では、パイロット内側スワーラＳ１の下流に、パイロット第１空気通路２５が形成されている。また、パイロット外側スワーラＳ２の下流に、パイロット第２空気通路２７が形成されている。

本実施形態では、パイロット燃料噴射弁３から噴射された拡散燃焼用の燃料Ｆは、最も内側に配置された筒状壁（この例では第１筒状壁１７）に形成された燃料通過孔２８を通ってパイロット第１空気通路２５へ流入する。燃料Ｆは、パイロット第１空気通路２５において、パイロット内側スワーラＳ１を通過してきた空気Ａと混合され、さらにその後、パイロット流路１３においてパイロット外側スワーラＳ２を通過してきた空気Ａと混合されて、混合気として燃焼室Ｅへ供給される。

一方、メイン燃料噴射弁５から噴射された希薄燃焼用の燃料は、予混合気通路２９においてメイン燃料噴射弁用のスワーラＳ３，Ｓ４を通過した空気と予混合されて、希薄な予混合気としてメインノズル３１から燃焼室Ｅへ供給される。

燃料噴射装置１において、パイロット燃料噴射弁３およびメイン燃料噴射弁５を含む上流側の構造体３３は、燃料配管ユニットＵを形成するステム部３５により燃焼器ＣＢのハウジング（図示せず）に支持されている。燃料配管ユニットＵは、パイロット燃料噴射弁３に供給される燃料を導入する第１燃料導入系統Ｆ１と、メイン燃料噴射弁５に供給される燃料を導入する第２燃料導入系統Ｆ２とを備えている。燃料噴射装置１の下流側の構造体３７は、内側にメイン燃料噴射弁５の予混合気通路２９を形成するとともに、燃料噴射装置１の円筒状の外壁を構成するメイン外側シュラウド３９の下流側端部に設けられた支持フランジを介して、燃焼室Ｅを形成する燃焼筒に支持されている。

以下、パイロット燃料噴射弁３の構造について詳しく説明する。図２に示すように、パイロット燃料噴射弁３は、燃料噴射装置１の径方向に燃料Ｆを噴射する燃料噴射部（以下、「パイロット燃料噴射部」と称する。）４１と、パイロット燃料噴射部４１に燃料を供給する通路を形成する燃料流路部（以下、「パイロット燃料流路部」と称する。）４３とを備えている。すなわち、パイロット燃料噴射弁３は、いわゆるプレーンジェット式の燃料噴射弁である。

パイロット燃料流路部４３は、パイロット燃料噴射部４１の前側に連結された管状部材からなり、その中空部がパイロット燃料流路４５を形成している。パイロット燃料噴射部４１は、パイロット燃料流路部４３の下流端に設けられている。パイロット燃料噴射部４１は、パイロット燃料流路部４３よりも径方向外側に突出する複数（本実施形態では４つ）の燃料噴射ノズル４７を有する。図３に示すように、各燃料噴射ノズル４７の内部に、径方向に放射状に延びる孔であるノズル燃料流路４９が設けられている。各ノズル燃料流路４９の外側への開口である燃料噴射口５１から燃料Ｆが噴射される。本実施形態では、図２に示すように、パイロット燃料噴射部４１とパイロット燃料流路部４３とは単一物として形成されている。

本実施形態では、パイロット燃料噴射部４１の燃料噴射ノズル４７は円錐台形状に形成されている。もっとも、燃料噴射ノズル４７の形状は、図示の例に限定されず、例えば、円柱形状、円錐形状、立方体形状等、任意の形状とすることができる。図４に、本実施形態の変形例として、パイロット燃料噴射部４１の燃料噴射ノズル４７を円柱形状とした例を示す。

なお、図示の例では、パイロット燃料噴射部４１の各ノズル燃料流路４９は、径方向に沿って延びるように形成されているが、ノズル燃料流路４９は、軸心に直交する平面でみた平面視において径方向に延びていればよく、軸心Ｃ方向には傾斜やカーブしていてもよい。

図２に示すように、パイロット燃料噴射弁３は、さらに、遮熱カバー５３を備えている。遮熱カバー５３は、パイロット燃料噴射部４１の燃焼室Ｅ側を向く部分（以下、単に「燃焼室側部分」と呼ぶ。）４１ａを覆っている。より具体的には、遮熱カバー５３は、パイロット燃料噴射部４１の燃焼室側部分４１ａを覆うカバー部５３ａと、遮熱カバー５３をパイロット燃料流路部４３に対して支持するカバー支持部５３ｂとを有している。遮熱カバー５３における各燃料噴射口５１に対応する部分には、外側に開口するノズル窓孔５５が形成されている。このノズル窓孔５５よりも後側の部分がカバー部５３ａを形成し、前側の部分がカバー支持部５３ｂを形成している。

遮熱カバー５３は、遮熱カバー５３と燃焼室側部分４１ａとの間に空気層５７が形成されるようにパイロット燃料噴射部４１を覆っている。図示の例では、パイロット燃料噴射部４１の燃焼室側部分４１ａの径方向中央部は、軸心Ｃに直交する平面状に形成されている。一方、遮熱カバー５３のカバー部５３ａの内壁面５３ａａは、後方に膨出する湾曲面状に形成されている。これらパイロット燃料噴射部４１の燃焼室側部分４１ａの径方向中央部とカバー部５３ａの内壁面５３ａａとの間に空気層５７が形成されている。なお、カバー部５３ａの内壁面５３ａａの形状は、パイロット燃料噴射部４１の燃焼室側部分４１ａとの間に空気層５７を形成できる形状であれば上記の例に限定されず、例えば、円錐形状や円錐台形状等、任意の形状であってよい。

遮熱カバー５３のカバー部５３ａのパイロット燃料噴射部４１からの距離が小さ過ぎると、空気層５７による断熱効果が不十分となる。このような観点から、空気層５７の厚さであるパイロット燃料噴射部４１とカバー部５３ａとの距離、より具体的には軸心Ｃ位置におけるパイロット燃料噴射部４１の燃焼室側部分４１ａとカバー部５３ａの内壁面５３ａａとの距離が設定される。

なお、空気層５７は、遮熱カバー５３のノズル窓孔５５と燃料噴射ノズル４７との間の隙間を介してのみ外部空間と連通しているが、遮熱カバー５３のノズル窓孔５５と燃料噴射ノズル４７との間の隙間は、空気Ａがパイロット第１空気通路２３を流動している状態で、外部空間と空気層５７との間で空気の出入りが起こらない程度の小さい隙間であり、空気層５７は実質的に閉空間として形成されている。

遮熱カバー５３のカバー支持部５３ｂは、パイロット燃料噴射部４１よりも上流側でパイロット燃料流路部４３に接合されている。本実施形態では、遮熱カバー５３のカバー支持部５３ｂは、パイロット燃料流路部４３の最上流端部に接合されている。また、本実施形態では、遮熱カバー５３のカバー支持部５３ｂは、パイロット燃料流路部４３と単一物として形成されているが、パイロット燃料流路部４３とカバー支持部５３ｂ（つまり遮熱カバー５３）とは、別体に形成されて溶接等によって接合されてもよい。パイロット燃料流路部４３とカバー支持部５３ｂとの接合部分５９の下流側に径方向の隙間６１が形成されている。

遮熱カバー５３とパイロット燃料流路部４３との接点を、燃焼室Ｅ側から離れた上流側とすることにより、パイロット燃料流路部４３への入熱が抑制される。さらに、パイロット燃料流路部４３と遮熱カバー５３との間の隙間６１に存在する空気により、パイロット燃料流路部４３への入熱が抑制される。

また、図示の例では、前記接合部分５９より下流において、パイロット燃料噴射部４１およびパイロット燃料流路部４３と、遮熱カバー５３との間には隙間が形成されており、パイロット燃料噴射部４１およびパイロット燃料流路部４３と、遮熱カバー５３とは離間している。換言すれば、前記接合部分５９より下流において、パイロット燃料噴射部４１およびパイロット燃料流路部４３と、遮熱カバー５３とが接する部分はない。このような構成によって、パイロット燃料流路部４３からパイロット燃料噴射部４１を流れる燃料Ｆへの入熱が一層抑制される。

燃料噴射装置１は、さらに、パイロット燃料流路部４３に燃料Ｆを導入する通路を形成する燃料導入管（以下、「パイロット燃料導入管」と称する。）６３と、このパイロット燃料導入管６３を覆う燃料通路カバー（以下、「パイロット燃料通路カバー」と称する。）６５とを備えている。図１に示すように、パイロット燃料導入管６３は、メイン燃料噴射弁５のハウジングの内周壁から燃料噴射装置１の軸心Ｃ位置まで径方向に延び、そこからさらに軸心Ｃ方向に折れ曲がって延びるＬ字形状の管状部材からなる。パイロット燃料導入管６３の下流端部は、パイロット燃料流路部４３に接続されている。図２に示す例では、カバー支持部５３ｂの上流端部は、パイロット燃料流路部４３との接合部分５９よりもさらに上流側に延設されており、この延設部分５３ｂａにパイロット燃料導入管６３の下流端部を接続することにより、パイロット燃料導入管６３の下流端部がパイロット燃料流路部４３に接続されている。パイロット燃料噴射弁３のパイロット燃料導入管６３の中空部として形成されたパイロット燃料導入通路６７が、メイン燃料噴射弁５のハウジング内部に形成された接続路を介して図１の第１燃料導入系統Ｆ１に接続されており、第１燃料導入系統Ｆ１からの燃料をパイロット燃料流路部４３へ導入する。

なお、図示の例では、パイロット燃料噴射弁３とパイロット燃料導入管６３とを別体に形成したうえで、延設部分５３ｂａにパイロット燃料導入管６３の下流端部を嵌合することにより接続しているが、パイロット燃料噴射弁３とパイロット燃料導入管６３との接続形態はこの例に限定されない。また、パイロット燃料導入管６３は、パイロット燃料噴射弁３（図示の例ではパイロット燃料噴射弁３のパイロット燃料流路部４３およびカバー支持部５３ｂ）と一体的に形成されていてもよい。

図２に示すように、パイロット燃料通路カバー６５は、パイロット燃料導入管６３にほぼ沿って延びるＬ字形状の管状部材からなる。パイロット燃料通路カバー６５の一端は、メイン燃料噴射弁５（図１）のハウジングの内周壁に連結および支持されている。パイロット燃料通路カバー６５の他端は、パイロット燃料流路部４３の外周面に摺動可能に嵌合している。換言すれば、カバー支持部５３ｂの接合部分５９を含む一部が、パイロット燃料通路カバー６５の内周面に嵌合している。このようにして、パイロット燃料噴射弁３が、パイロット燃料通路カバー６５に、軸心Ｃ方向に摺動可能に取り付けられている。また、パイロット燃料通路カバー６５は、パイロット燃料流路部４３の一部をも覆うことになる。

この構成によれば、遮熱カバー５３のカバー支持部５３ｂの、パイロット燃料通路カバー６５の内側に入り込んだ部分が高温の空気に直接接触しないので、パイロット燃料流路部４３への入熱が効果的に抑制される。また、カバー支持部５３ｂのパイロット燃料流路部４３との接合部分５９が、パイロット燃料通路カバー６５によって径方向に拘束されるので、前記接合部分５９に発生する振動応力を抑制できる。さらに、パイロット燃料噴射弁３が、パイロット燃料通路カバー６５に、軸心Ｃ方向に摺動可能に取り付けられているので、パイロット燃料噴射弁３と、パイロット燃料通路カバー６５との熱伸び差を吸収することができる。

なお、図５に本実施形態の変形例として示すように、パイロット燃料流路部４３の径方向の隙間６１を形成する部分の外周面に環状の突起７１が設けられていてもよい。図示の例では、環状の突起７１がカバー支持部５３ｂの内周面に接触している。パイロット燃料流路部４３の外周面に、２つの環状の突起７１が設けられているが、突起７１の数は１つでもよく、複数（３つ以上）であってもよい。また、環状の突起７１は、いかなる形状の燃料噴射ノズル４７にも組み合わせて設けることができる。このように、パイロット燃料流路部４３の外周面に環状の突起７１を設けた場合には、パイロット燃料流路部４３とカバー支持部５３ｂとの相対振動が抑制されるので、前記接合部分５９に発生する振動応力を効果的に抑制できる。なお、環状の突起７１は、カバー支持部５３ｂの内周面と常に接触している必要はない。例えば、パイロット燃料流路部４３とカバー支持部５３ｂとの相対振動が一定の大きさとなった場合に、環状の突起７１がカバー支持部５３ｂの内周面に接触するように構成してもよい。また、環状の突起７１は、周状に連続している必要はなく、周状に断続的に設けられていてもよい。

また、図２に示すように、パイロット燃料噴射部４１の燃料噴射口５１は、遮熱カバー５３の外周面５３ｃと同一面上に設けられている。パイロット燃料噴射部４１の燃料噴射口５１が設けられる位置は、図示の例に限定されないが、遮熱カバー５３の外周面（ノズル窓孔５５が形成された外周面）５３ｃと同一面上、またはこの外周面５３ｃよりも外径側に突出して設けられることが好ましい。このように構成することにより、燃料噴射口５１から噴射された燃料が、遮熱カバー５３の内方空間に侵入することを防止できる。その結果、遮熱カバー５３の内方にコーキングした燃料が堆積し、断熱作用が低下することを回避できる。

遮熱カバー５３の、パイロット燃料噴射部４１の燃焼室側部分４１ａを覆うカバー部５３ａの外面は、内側筒状壁１７の内周面の形状にほぼ沿った形状を有している。より具体的には、本実施形態では、内側筒状壁１７は、その一端部が燃焼室Ｅ側に向かって次第に縮径となる形状を有しており、遮熱カバー５３のカバー部５３ａの外面が、内側筒状壁１７の内周面に沿って、燃焼室Ｅ側に向かって次第に縮径となる形状を有している。このように構成することにより、筒状壁である内側筒状壁１７と遮熱カバー５３との間隔が適切な範囲に設定され、空気Ａの流通が確保されるとともに、燃焼室Ｅからパイロット燃料噴射弁３への逆火現象が防止される。

以上説明したように、本実施形態に係る燃料噴射装置１によれば、パイロット燃料噴射弁３で特に高温に曝されるパイロット燃料噴射部４１の燃焼室Ｅ側の部分４１ａが、遮熱カバー５３により遮熱されるうえに、遮熱カバー５３とパイロット燃料噴射部４１との間に形成される空気層５７によって断熱される。したがって、簡単な構造によって極めて効果的にパイロット燃料噴射部４１の温度上昇が抑制され、燃料のコーキングが防止される。

なお、上記の実施形態では、メイン燃料噴射弁５が希薄燃焼方式の燃料噴射弁である例について説明したが、メイン燃料噴射弁５の燃焼方式はこれに限定されない。

また、上記の実施形態では、本発明が適用される燃料噴射装置の例として、いわゆるプレーンジェット式の燃料噴射弁であるパイロット燃料噴射弁３と、これを取り囲むメイン燃料噴射弁５とを有する構成のものについて説明した。このような構成により、パイロット燃料噴射弁とメイン燃料噴射弁とに異なる燃焼方式を分担させるなどして、燃料噴射装置全体の最適な設計が容易となる。もっとも、パイロット燃料噴射弁３と同様の構造を有するプレーンジェット式の燃料噴射弁のみから構成される燃料噴射装置にも本発明を適用することが可能である。その場合には、最外周に配置される筒状壁が燃料噴射装置の円筒状の外壁を構成することになる。

以上のとおり、図面を参照しながら本発明の好適な実施形態を説明したが、本発明の趣旨を逸脱しない範囲内で、種々の追加、変更または削除が可能である。したがって、そのようなものも本発明の範囲内に含まれる。

１ 燃料噴射装置
３ パイロット燃料噴射弁（燃料噴射弁）
５ メイン燃料噴射弁
１７ 内側筒状壁（筒状壁）
４１ パイロット燃料噴射部（燃料噴射部）
４１ａ パイロット燃料噴射部の燃焼室側を向く先端部分
４３ パイロット燃料流路部（燃料流路部）
５１ 燃料噴射口
５３ 遮熱カバー
５３ａ カバー部
５３ｂ カバー支持部
５７ 空気層
６１ 径方向の隙間
６３ パイロット燃料導入管（燃料導入管）
６５ パイロット燃料通路カバー（燃料通路カバー）
ＣＢ 燃焼器
Ｅ 燃焼室

Claims (6)

1. ガスタービンエンジンの燃焼器内の燃焼室へ燃料と空気の混合気を噴射する燃料噴射装置であって、
   円筒状の外壁を有する当該燃料噴射装置の軸心上に配置された燃料噴射弁であって、当該燃料噴射装置の径方向に燃料を噴射する燃料噴射部を有する燃料噴射弁と、
   を備え、
   前記燃料噴射弁は、さらに、
   前記燃料噴射部に燃料を供給する通路を形成する燃料流路部と、
   前記燃料噴射部の前記燃焼室側を向く先端部分を、当該先端部分との間に空気層が形成されるように覆う遮熱カバーと、
   を有し、
   前記遮熱カバーは、この遮熱カバーを前記燃料流路部に対して支持するカバー支持部を有し、このカバー支持部は、前記燃料噴射部よりも上流側で前記燃料流路部に接合されており、前記燃料流路部と前記カバー支持部との接合部分の下流側に径方向の隙間が形成されており、
   さらに、前記燃料流路部に燃料を導入する通路を形成する燃料導入管と、この燃料導入管を覆う燃料通路カバーとを備えており、前記カバー支持部の少なくとも前記接合部分を含む一部が、前記燃料通路カバーの内壁面に嵌合している燃料噴射装置。
2. ガスタービンエンジンの燃焼器内の燃焼室へ燃料と空気の混合気を噴射する燃料噴射装置であって、
   円筒状の外壁を有する当該燃料噴射装置の軸心上に配置された燃料噴射弁であって、当該燃料噴射装置の径方向に燃料を噴射する燃料噴射部を有する燃料噴射弁と、
   を備え、
   前記燃料噴射弁は、さらに、
   前記燃料噴射部に燃料を供給する通路を形成する燃料流路部と、
   前記燃料噴射部の前記燃焼室側を向く先端部分を、当該先端部分との間に空気層が形成されるように覆う遮熱カバーと、
   を有し、
   前記遮熱カバーは、この遮熱カバーを前記燃料流路部に対して支持するカバー支持部を有し、このカバー支持部は、前記燃料噴射部よりも上流側で前記燃料流路部に接合されており、前記燃料流路部と前記カバー支持部との接合部分の下流側に径方向の隙間が形成されており、
   前記燃料流路部の前記径方向の隙間を形成する部分の外周面に環状の突起が設けられており、この環状の突起が前記カバー支持部の内周面に接触している
   料噴射装置。
3. 請求項１または２に記載の燃料噴射装置において、前記燃料噴射部の燃料噴射口が、前記遮熱カバーの外周面と同一面上に、またはこの外周面よりも外径側に突出して設けられている燃料噴射装置。
4. 請求項１から３のいずれか一項に記載の燃料噴射装置において、さらに、前記燃料噴射弁の外周を覆い、その内側に空気通路を形成する筒状壁を備えており、前記遮熱カバーの、前記燃料噴射部の前記燃焼室側を向く先端部分を覆うカバー部の外面が、前記筒状壁の内周面に沿った形状を有している燃料噴射装置。
5. 請求項４に記載の燃料噴射装置において、前記筒状壁は、その一端部が前記燃焼室側に向かって次第に縮径となる形状を有しており、前記遮熱カバーの前記カバー部の外面が、前記筒状壁の内周面に沿って、前記燃焼室側に向かって次第に縮径となる形状を有している燃料噴射装置。
6. 請求項１から５のいずれか一項に記載の燃料噴射装置において、前記燃料噴射弁がパイロット燃料噴射弁であり、前記パイロット燃料噴射弁の外周を取り囲むメイン燃料噴射弁をさらに備える燃料噴射装置。

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