ガスタービンエンジンの燃焼装置
【課題】燃料流量制御が簡素な構造で安価に行えるガスタービンエンジンの燃焼装置を提供する。
【解決手段】複合燃焼方式の燃料噴射構造を有する燃焼装置であって、拡散燃焼領域を形成する燃料噴霧部３と、予混合気燃焼領域を形成する予混合気供給部４とを有する複数の燃料噴射ユニット２と、燃料噴霧部３および予混合気供給部４に燃料を供給する燃料供給部７０とを備える。燃料供給部７０は、燃料噴霧部３と予混合気供給部４にそれぞれ燃料を供給するパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５と、パイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５に燃料を供給する集合燃料通路６３と、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との分岐部に設けられて燃料圧力に応じてパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５への燃料分配量を自動調整する燃料分配器６６とを有する。
【解決手段】複合燃焼方式の燃料噴射構造を有する燃焼装置であって、拡散燃焼領域を形成する燃料噴霧部３と、予混合気燃焼領域を形成する予混合気供給部４とを有する複数の燃料噴射ユニット２と、燃料噴霧部３および予混合気供給部４に燃料を供給する燃料供給部７０とを備える。燃料供給部７０は、燃料噴霧部３と予混合気供給部４にそれぞれ燃料を供給するパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５と、パイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５に燃料を供給する集合燃料通路６３と、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との分岐部に設けられて燃料圧力に応じてパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５への燃料分配量を自動調整する燃料分配器６６とを有する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、拡散燃焼方式と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の燃料噴射構造を有するガスタービンエンジンの燃焼装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
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、Ｎ０X 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、それに伴って燃焼装置入口における高温・高圧化が進み、この燃焼装置の入口温度の高温化によって燃焼温度が高くなり易いことから、Ｎ０X をむしろ増加させる要因になることが懸念されている。
【０００３】
そこで、近年では、Ｎ０X 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、Ｎ０X 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Ｎ０X 発生量の低減を図れる。
【０００４】
前記複合燃焼方式による燃焼装置は、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燃料噴霧部と、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予混合気供給部とを備えている。この燃焼装置は、始動時や低負荷時に燃料噴霧部のみから燃料を供給し、高負荷時に燃料噴霧部に加えて予混合気供給部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、燃料噴霧部と予混合気供給部への燃料分配率を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。
【０００５】
このような複雑な制御を行うために、従来、燃料噴霧部へ燃料を供給するパイロット燃料通路と予混合気供給部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）。
【０００６】
【特許文献１】特開平５−５２１２４号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
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。
【０００８】
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かつ安価に実現できるガスタービンエンジンの燃焼装置を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
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焼装置は、燃焼室内に拡散燃焼領域を形成するように燃料を噴霧する燃料噴霧部と、前記燃焼室内に予混合気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予混合気供給部とを有する複数の燃料噴射ユニットと、前記燃料噴霧部および予混合気供給部に燃料を供給する燃料供給部とを備える。前記燃料供給部は、前記燃料噴霧部と予混合気供給部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する。
【００１０】
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燃料分配器を設けるのみで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。したがって、パイロット燃料用とメイン燃料用にそれぞれの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。
【００１１】
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前記複数の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、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、適宜選択できる。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。
【００１２】
本発明において、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、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、低燃料圧力時に前記パイロットポートのみを燃料入口に連通させ、中燃料圧力時と高燃料圧力時に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を有することが好ましい。これにより、低負荷時に対応する低燃料圧力時にはパイロットポートを通ってパイロット燃料通路へ、高負荷時に対応する高燃料圧力時および低負荷と高負荷の間の中間負荷時に対応する中燃料圧力時には、両方のポートを通って両方の燃料通路へと、それぞれ燃料が供給されるので、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が自動的に、かつ円滑に行われる。燃料流量は、通路面積が一定である場合、燃料圧力の０．５乗に比例し、燃料圧力が一定である場合、通路面積に比例する。よって、この燃料圧力に基づいて通路面積を変えることにより、負荷に対応した所要の燃料流量が得られる。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。
【００１３】
本発明において、前記パイロットポートは、前記低燃料圧力時と中燃料圧力時に燃料入口に連通する第１ポートと、中燃料圧力時と高燃料圧力時に燃料入口に連通する第２ポートとを有することが好ましい。これにより、パイロット燃料通路への燃料の供給は、低負荷時から中負荷時にかけて、第１ポートから第２ポートへと徐々に移行しながら行われるので、第１ポートを閉止したのち第２ポートを開放する場合とは異なり、燃料供給量を円滑に低減させることができる。
【００１４】
本発明において、前記パイロットポート、メインポートおよび燃料入口がハウジングに設けられ、前記移動体が前記ハウジングに収納されたピストンであることが好ましい。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。
【００１５】
また、本発明において、前記集合燃料通路に燃焼装置全体の燃料を制御する全体燃料流量制御弁が設けられていることが好ましい。これにより、一つの全体燃料流量制御弁によって燃焼装置全体に必要な燃料を制御できるので、パイロット燃料通路とメイン燃料通路のそれぞれに流量制御弁を設ける従来の場合と比べて、構造が簡素化され、制御も容易になる。
【発明の効果】
【００１６】
本発明のガスタービンエンジンの燃焼装置によれば、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燃料分配器を設けるのみで、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。したがって、パイロット燃料通路とメイン燃料通路のそれぞれに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ので、燃焼装置が安価になる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１７】
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実施形態に係るガスタービンエンジンの燃焼装置を構成する燃焼器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。
【００１８】
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が同心状に配置されて、環状の内部空間を有する燃焼装置ハウジング６を構成している。この燃焼装置ハウジング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、燃焼装置ハウジング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、燃料噴霧部（パイロット燃料噴射ノズル）３と、この燃料噴霧部３の外周を囲むように燃料噴霧部３と同心状に設けられた予混合気供給部（メイン燃料噴射ノズル）４とを備えている。燃料噴霧部３および予混合気供給部４の詳細については後述する。
【００１９】
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。
【００２０】
図２は図１のII−II線に沿った拡大縦断面図である。前記燃焼装置ハウジング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。前記燃料噴霧部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および前記予混合気供給部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。
【００２１】
前記燃料噴霧部３は燃料噴射ユニット２の中央部に設けられている。この燃料噴霧部３は、燃料ノズル３１と拡散ノズル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、拡散ノズル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。
【００２２】
燃料噴霧部３の外周を囲む形で、環状の前記予混合気供給部４が設けられている。この予混合気供給部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。
【００２３】
燃料噴霧部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。予混合気供給部４には、全負荷に対し例えば７０％以上の高負荷時、および高負荷時と低負荷時の間にある、例えば全負荷の４０〜７０％の中負荷時において、第２燃料供給系統Ｆ２から燃料Ｆが供給される。なお、予混合気供給部４は、全負荷に対し４０％以下の低負荷時において、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。
【００２４】
つぎに、前記ガスタービンエンジンの燃焼装置における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。
【００２５】
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における燃料噴霧部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における予混合気供給部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時に同通路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、低負荷時には燃料噴霧部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。ただし、燃料分配器６６におけるシール機能が十分であれば、メイン燃料通路６５を確実に閉止できるので、遮断弁６７を設けなくてもよい。
【００２６】
図４は起動前の燃料分配器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はシリンダ型であり、シリンダを形成するハウジング７１の中空部に円柱状のピストンからなる移動体７２が挿入され、中空部に装着されたばね体７３により、図４の右方向へばね力が付加されている。ハウジング７１には移動体７２と同心状に、集合燃料通路６３から燃料Ｆが導入される燃料入口７５が形成され、ハウジング７１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にそれぞれ接続されるパイロットポート７６およびメインポート７７が形成されている。移動体７２の中心部には、常時燃料入口７５に連通する有底の中央通路８０が形成され、周壁に、中央通路に連通して径方向に延び、移動体７２の外周面に開口するパイロット用通路８１とメイン用通路８２が形成されている。
【００２７】
前記パイロットポート７６は、低燃料圧力時と中燃料圧力時に燃料入口７５に連通する第１ポート７６ａと、中燃料圧力時と高燃料圧力時に燃料入口７５に連通する第２ポート７６ｂとを有する。これら第１ポート７６ａと第２ポート７６ｂとでは、燃料入口７５と連通時、第１ポート７６ａからより多くの燃料がパイロット燃料通路６４に供給されるように、第２ポート７６ｂよりも第１ポート７６ａの通路面積の方が大きくなるように設定されている。つまり、第１ポート７６ａと第２ポート７６ｂのオリフィスを異なるサイズに設定している。一般に、燃料流量は、通路面積が一定である場合、燃料圧力の０．５乗に比例し、燃料圧力が一定である場合、通路面積に比例する。よって、この燃料圧力に基づいて通路面積を変えることにより、負荷に対応した所要の燃料流量が得られる。
【００２８】
また、移動体７２をピストンとし、ハウジング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。前記ばね体７３は、図４に示す起動前にはパイロットポート７６およびメインポート７７の両方がピストン７２により遮断されて燃料入口７５と非連通となり、パイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５に燃料Ｆが供給されないようにばね力が設定されている。
【００２９】
上記構成のガスタービンエンジンの燃焼装置の動作について説明する。図３に示す燃焼装置は、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の燃料噴霧部３と予混合気供給部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。始動時を含む低負荷（低燃料圧力）時には遮断弁６７が閉止されており、燃料分配器６６は図５に示す状態になる。
【００３０】
図５において、燃料入口７５からハウジング７１内に導入される燃料Ｆの圧力は低負荷時に対応した低燃料圧力であり、この燃料圧力により移動体７２が図４のばね体７３のばね圧に抗して左側へ移動し、図５に示すように、パイロットポート７６の第１ポート７６ａのみが、パイロット用通路８１および中央通路８０を介して燃料入口７５に連通する。これにより、この第１ポート７６ａ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において燃料噴霧部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。図８において、横軸は、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、燃料噴霧部３の出口ＥＸの圧力との差圧（エンジン負荷に対応）を示し、縦軸は燃料Ｆの流量を示す。
【００３１】
つづいて、燃料圧力が中負荷に対応した中燃料圧力になると、図６に示すように、移動体７２がさらに左側へ移動し、パイロットポート７６の第１ポート７６ａに加え、第２ポート７６ｂも、パイロット用通路８１および中央通路８０を介して燃料入口７５に連通し、メインポート７７もメイン用通路８２および中央通路８０を介して燃料入口７５に連通する。したがって、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、燃料噴霧部３による拡散燃焼と、予混合気供給部４による予混合気燃焼とが合わせて行われる。このとき、燃料流量は移動体７２の左方への移動につれて、太い第１ポート７６ａへの供給量が減少し、細い第２ポート７６ｂとメインポート７７への供給量が増大する。
【００３２】
したがって、パイロット燃料通路６４に供給される燃料Ｆは、図８の中負荷領域Ｚ２における曲線Ａ１で示すように、差圧の増大、つまり負荷の増大とともに減少していき、メイン燃料通路６５に供給される燃料の流量が、曲線Ｂのように増大している。同負荷領域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、パイロット燃料通路６４への燃料の供給は、低負荷領域Ｚ１から中負荷領域Ｚ２にかけて、第１ポート７６ａから第２ポート７６ｂへと徐々に移行しながら行われるので、第１ポート７６ａを閉止したのち第２ポート７６ｂを開放する場合のように、低負荷領域Ｚ１と中負荷領域Ｚ２との境界Ｍで燃料流量の不連続が見られず、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。
【００３３】
さらに、燃料圧力が高負荷に対応した高燃料圧力時になると、図７に示すように、移動体７２がさらに左側へ移動し、メインポート７７は燃料入口７５と最大の連通面積で連通する一方で、第１ポート７６ａに比べて、通路面積が小さい第２ポート７６ｂのみがパイロット用通路８１に連通する。このとき、第２ポート７６ｂ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１：９になるように、第２ポート７６ｂおよびメインポート７７の通路面積が設定されている。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割に抑えられ、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割に達している。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、主に予混合気燃焼が行われて低ＮＯｘ化を実現しつつ、副次的に拡散燃焼が行われて安定燃焼性が確保される。
【００３４】
このように、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。しかも、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、安価となる。また、燃料分配器６６は複雑な制御回路で作動するものではなく、燃料圧力によってのみ作動するものであるから、安価に製造でき、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。
【００３５】
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は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。
【図面の簡単な説明】
【００３６】
【図１】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焼装置を示す概略正面図である。
【図２】図１のIＩ−ＩＩ線に沿った拡大縦断面図である。
【図３】燃料制御系統を示す系統図である。
【図４】起動前の燃料分配器を模式的に示す縦断面図である。
【図５】始動時ないし低負荷時の燃料分配器を模式的に示す縦断面図である。
【図６】中負荷時の燃料分配器を模式的に示す縦断面図である。
【図７】高負荷時の燃料分配器を模式的に示す縦断面図である。
【図８】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。
【図９】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１０】図９における燃料噴射ユニットの要部を拡大して示す模式図である。
【符号の説明】
【００３７】
１ 燃焼器
２ 燃料噴射ユニット
３ 燃料噴霧部
４ 予混合気供給部
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
７０ 燃料供給部
７１ ハウジング（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
７６ａ 第１ポート
７６ｂ 第２ポート
７７ メインポート
Ｆ 燃料
Ｚ１ 低負荷ゾーン
Ｚ２ 中負荷ゾーン
Ｚ３ 高負荷ゾーン
【技術分野】
【０００１】
本発明は、拡散燃焼方式と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の燃料噴射構造を有するガスタービンエンジンの燃焼装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
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、Ｎ０X 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、それに伴って燃焼装置入口における高温・高圧化が進み、この燃焼装置の入口温度の高温化によって燃焼温度が高くなり易いことから、Ｎ０X をむしろ増加させる要因になることが懸念されている。
【０００３】
そこで、近年では、Ｎ０X 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、Ｎ０X 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Ｎ０X 発生量の低減を図れる。
【０００４】
前記複合燃焼方式による燃焼装置は、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燃料噴霧部と、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予混合気供給部とを備えている。この燃焼装置は、始動時や低負荷時に燃料噴霧部のみから燃料を供給し、高負荷時に燃料噴霧部に加えて予混合気供給部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、燃料噴霧部と予混合気供給部への燃料分配率を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。
【０００５】
このような複雑な制御を行うために、従来、燃料噴霧部へ燃料を供給するパイロット燃料通路と予混合気供給部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）。
【０００６】
【特許文献１】特開平５−５２１２４号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
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。
【０００８】
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かつ安価に実現できるガスタービンエンジンの燃焼装置を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
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焼装置は、燃焼室内に拡散燃焼領域を形成するように燃料を噴霧する燃料噴霧部と、前記燃焼室内に予混合気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予混合気供給部とを有する複数の燃料噴射ユニットと、前記燃料噴霧部および予混合気供給部に燃料を供給する燃料供給部とを備える。前記燃料供給部は、前記燃料噴霧部と予混合気供給部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する。
【００１０】
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燃料分配器を設けるのみで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。したがって、パイロット燃料用とメイン燃料用にそれぞれの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。
【００１１】
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前記複数の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、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、適宜選択できる。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。
【００１２】
本発明において、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、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、低燃料圧力時に前記パイロットポートのみを燃料入口に連通させ、中燃料圧力時と高燃料圧力時に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を有することが好ましい。これにより、低負荷時に対応する低燃料圧力時にはパイロットポートを通ってパイロット燃料通路へ、高負荷時に対応する高燃料圧力時および低負荷と高負荷の間の中間負荷時に対応する中燃料圧力時には、両方のポートを通って両方の燃料通路へと、それぞれ燃料が供給されるので、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が自動的に、かつ円滑に行われる。燃料流量は、通路面積が一定である場合、燃料圧力の０．５乗に比例し、燃料圧力が一定である場合、通路面積に比例する。よって、この燃料圧力に基づいて通路面積を変えることにより、負荷に対応した所要の燃料流量が得られる。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。
【００１３】
本発明において、前記パイロットポートは、前記低燃料圧力時と中燃料圧力時に燃料入口に連通する第１ポートと、中燃料圧力時と高燃料圧力時に燃料入口に連通する第２ポートとを有することが好ましい。これにより、パイロット燃料通路への燃料の供給は、低負荷時から中負荷時にかけて、第１ポートから第２ポートへと徐々に移行しながら行われるので、第１ポートを閉止したのち第２ポートを開放する場合とは異なり、燃料供給量を円滑に低減させることができる。
【００１４】
本発明において、前記パイロットポート、メインポートおよび燃料入口がハウジングに設けられ、前記移動体が前記ハウジングに収納されたピストンであることが好ましい。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。
【００１５】
また、本発明において、前記集合燃料通路に燃焼装置全体の燃料を制御する全体燃料流量制御弁が設けられていることが好ましい。これにより、一つの全体燃料流量制御弁によって燃焼装置全体に必要な燃料を制御できるので、パイロット燃料通路とメイン燃料通路のそれぞれに流量制御弁を設ける従来の場合と比べて、構造が簡素化され、制御も容易になる。
【発明の効果】
【００１６】
本発明のガスタービンエンジンの燃焼装置によれば、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燃料分配器を設けるのみで、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。したがって、パイロット燃料通路とメイン燃料通路のそれぞれに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ので、燃焼装置が安価になる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１７】
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実施形態に係るガスタービンエンジンの燃焼装置を構成する燃焼器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。
【００１８】
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が同心状に配置されて、環状の内部空間を有する燃焼装置ハウジング６を構成している。この燃焼装置ハウジング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、燃焼装置ハウジング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、燃料噴霧部（パイロット燃料噴射ノズル）３と、この燃料噴霧部３の外周を囲むように燃料噴霧部３と同心状に設けられた予混合気供給部（メイン燃料噴射ノズル）４とを備えている。燃料噴霧部３および予混合気供給部４の詳細については後述する。
【００１９】
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。
【００２０】
図２は図１のII−II線に沿った拡大縦断面図である。前記燃焼装置ハウジング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。前記燃料噴霧部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および前記予混合気供給部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。
【００２１】
前記燃料噴霧部３は燃料噴射ユニット２の中央部に設けられている。この燃料噴霧部３は、燃料ノズル３１と拡散ノズル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、拡散ノズル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。
【００２２】
燃料噴霧部３の外周を囲む形で、環状の前記予混合気供給部４が設けられている。この予混合気供給部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。
【００２３】
燃料噴霧部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。予混合気供給部４には、全負荷に対し例えば７０％以上の高負荷時、および高負荷時と低負荷時の間にある、例えば全負荷の４０〜７０％の中負荷時において、第２燃料供給系統Ｆ２から燃料Ｆが供給される。なお、予混合気供給部４は、全負荷に対し４０％以下の低負荷時において、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。
【００２４】
つぎに、前記ガスタービンエンジンの燃焼装置における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。
【００２５】
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における燃料噴霧部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における予混合気供給部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時に同通路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、低負荷時には燃料噴霧部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。ただし、燃料分配器６６におけるシール機能が十分であれば、メイン燃料通路６５を確実に閉止できるので、遮断弁６７を設けなくてもよい。
【００２６】
図４は起動前の燃料分配器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はシリンダ型であり、シリンダを形成するハウジング７１の中空部に円柱状のピストンからなる移動体７２が挿入され、中空部に装着されたばね体７３により、図４の右方向へばね力が付加されている。ハウジング７１には移動体７２と同心状に、集合燃料通路６３から燃料Ｆが導入される燃料入口７５が形成され、ハウジング７１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にそれぞれ接続されるパイロットポート７６およびメインポート７７が形成されている。移動体７２の中心部には、常時燃料入口７５に連通する有底の中央通路８０が形成され、周壁に、中央通路に連通して径方向に延び、移動体７２の外周面に開口するパイロット用通路８１とメイン用通路８２が形成されている。
【００２７】
前記パイロットポート７６は、低燃料圧力時と中燃料圧力時に燃料入口７５に連通する第１ポート７６ａと、中燃料圧力時と高燃料圧力時に燃料入口７５に連通する第２ポート７６ｂとを有する。これら第１ポート７６ａと第２ポート７６ｂとでは、燃料入口７５と連通時、第１ポート７６ａからより多くの燃料がパイロット燃料通路６４に供給されるように、第２ポート７６ｂよりも第１ポート７６ａの通路面積の方が大きくなるように設定されている。つまり、第１ポート７６ａと第２ポート７６ｂのオリフィスを異なるサイズに設定している。一般に、燃料流量は、通路面積が一定である場合、燃料圧力の０．５乗に比例し、燃料圧力が一定である場合、通路面積に比例する。よって、この燃料圧力に基づいて通路面積を変えることにより、負荷に対応した所要の燃料流量が得られる。
【００２８】
また、移動体７２をピストンとし、ハウジング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。前記ばね体７３は、図４に示す起動前にはパイロットポート７６およびメインポート７７の両方がピストン７２により遮断されて燃料入口７５と非連通となり、パイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５に燃料Ｆが供給されないようにばね力が設定されている。
【００２９】
上記構成のガスタービンエンジンの燃焼装置の動作について説明する。図３に示す燃焼装置は、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の燃料噴霧部３と予混合気供給部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。始動時を含む低負荷（低燃料圧力）時には遮断弁６７が閉止されており、燃料分配器６６は図５に示す状態になる。
【００３０】
図５において、燃料入口７５からハウジング７１内に導入される燃料Ｆの圧力は低負荷時に対応した低燃料圧力であり、この燃料圧力により移動体７２が図４のばね体７３のばね圧に抗して左側へ移動し、図５に示すように、パイロットポート７６の第１ポート７６ａのみが、パイロット用通路８１および中央通路８０を介して燃料入口７５に連通する。これにより、この第１ポート７６ａ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において燃料噴霧部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。図８において、横軸は、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、燃料噴霧部３の出口ＥＸの圧力との差圧（エンジン負荷に対応）を示し、縦軸は燃料Ｆの流量を示す。
【００３１】
つづいて、燃料圧力が中負荷に対応した中燃料圧力になると、図６に示すように、移動体７２がさらに左側へ移動し、パイロットポート７６の第１ポート７６ａに加え、第２ポート７６ｂも、パイロット用通路８１および中央通路８０を介して燃料入口７５に連通し、メインポート７７もメイン用通路８２および中央通路８０を介して燃料入口７５に連通する。したがって、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、燃料噴霧部３による拡散燃焼と、予混合気供給部４による予混合気燃焼とが合わせて行われる。このとき、燃料流量は移動体７２の左方への移動につれて、太い第１ポート７６ａへの供給量が減少し、細い第２ポート７６ｂとメインポート７７への供給量が増大する。
【００３２】
したがって、パイロット燃料通路６４に供給される燃料Ｆは、図８の中負荷領域Ｚ２における曲線Ａ１で示すように、差圧の増大、つまり負荷の増大とともに減少していき、メイン燃料通路６５に供給される燃料の流量が、曲線Ｂのように増大している。同負荷領域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、パイロット燃料通路６４への燃料の供給は、低負荷領域Ｚ１から中負荷領域Ｚ２にかけて、第１ポート７６ａから第２ポート７６ｂへと徐々に移行しながら行われるので、第１ポート７６ａを閉止したのち第２ポート７６ｂを開放する場合のように、低負荷領域Ｚ１と中負荷領域Ｚ２との境界Ｍで燃料流量の不連続が見られず、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。
【００３３】
さらに、燃料圧力が高負荷に対応した高燃料圧力時になると、図７に示すように、移動体７２がさらに左側へ移動し、メインポート７７は燃料入口７５と最大の連通面積で連通する一方で、第１ポート７６ａに比べて、通路面積が小さい第２ポート７６ｂのみがパイロット用通路８１に連通する。このとき、第２ポート７６ｂ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１：９になるように、第２ポート７６ｂおよびメインポート７７の通路面積が設定されている。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割に抑えられ、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割に達している。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、主に予混合気燃焼が行われて低ＮＯｘ化を実現しつつ、副次的に拡散燃焼が行われて安定燃焼性が確保される。
【００３４】
このように、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。しかも、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、安価となる。また、燃料分配器６６は複雑な制御回路で作動するものではなく、燃料圧力によってのみ作動するものであるから、安価に製造でき、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。
【００３５】
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は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。
【図面の簡単な説明】
【００３６】
【図１】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焼装置を示す概略正面図である。
【図２】図１のIＩ−ＩＩ線に沿った拡大縦断面図である。
【図３】燃料制御系統を示す系統図である。
【図４】起動前の燃料分配器を模式的に示す縦断面図である。
【図５】始動時ないし低負荷時の燃料分配器を模式的に示す縦断面図である。
【図６】中負荷時の燃料分配器を模式的に示す縦断面図である。
【図７】高負荷時の燃料分配器を模式的に示す縦断面図である。
【図８】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。
【図９】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１０】図９における燃料噴射ユニットの要部を拡大して示す模式図である。
【符号の説明】
【００３７】
１ 燃焼器
２ 燃料噴射ユニット
３ 燃料噴霧部
４ 予混合気供給部
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
７０ 燃料供給部
７１ ハウジング（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
７６ａ 第１ポート
７６ｂ 第２ポート
７７ メインポート
Ｆ 燃料
Ｚ１ 低負荷ゾーン
Ｚ２ 中負荷ゾーン
Ｚ３ 高負荷ゾーン
【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃焼室内に拡散燃焼領域を形成するように燃料を噴霧する燃料噴霧部と、前記燃焼室内に予混合気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予混合気供給部とを有する複数の燃料噴射ユニットと、
前記燃料噴霧部および予混合気供給部に燃料を供給する燃料供給部とを備え、
前記燃料供給部は、
前記燃料噴霧部と予混合気供給部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する、
ガスタービンエンジンの燃焼装置。
【請求項２】
請求項１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前記複数の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焼装置。
【請求項３】
請求項１において、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は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焼装置。
【請求項４】
請求項１から３のいずれか一項において、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、前記燃料入口の燃料圧力に応じて移動し、低燃料圧力時に前記パイロットポートのみを燃料入口に連通させ、中燃料圧力時および高燃料圧力時に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を有するガスタービンエンジンの燃焼装置。
【請求項５】
請求項４において、前記パイロットポートは、前記低燃料圧力時と中燃料圧力時に燃料入口に連通する第１ポートと、中燃料圧力時と高燃料圧力時に燃料入口に連通する第２ポートとを有するガスタービンエンジンの燃焼装置。
【請求項６】
請求項４または５において、前記パイロットポート、メインポートおよび燃料入口がハウジングに設けられ、前記移動体が前記ハウジングに収納されたピストンであるガスタービンエンジンの燃焼装置。
【請求項７】
請求項１から６のいずれか一項において、前記集合燃料通路に燃焼装置全体の燃料を制御する全体燃料流量制御弁が設けられているガスタービンエンジンの燃焼装置。
【請求項１】
燃焼室内に拡散燃焼領域を形成するように燃料を噴霧する燃料噴霧部と、前記燃焼室内に予混合気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予混合気供給部とを有する複数の燃料噴射ユニットと、
前記燃料噴霧部および予混合気供給部に燃料を供給する燃料供給部とを備え、
前記燃料供給部は、
前記燃料噴霧部と予混合気供給部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する、
ガスタービンエンジンの燃焼装置。
【請求項２】
請求項１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前記複数の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焼装置。
【請求項３】
請求項１において、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は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焼装置。
【請求項４】
請求項１から３のいずれか一項において、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、前記燃料入口の燃料圧力に応じて移動し、低燃料圧力時に前記パイロットポートのみを燃料入口に連通させ、中燃料圧力時および高燃料圧力時に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を有するガスタービンエンジンの燃焼装置。
【請求項５】
請求項４において、前記パイロットポートは、前記低燃料圧力時と中燃料圧力時に燃料入口に連通する第１ポートと、中燃料圧力時と高燃料圧力時に燃料入口に連通する第２ポートとを有するガスタービンエンジンの燃焼装置。
【請求項６】
請求項４または５において、前記パイロットポート、メインポートおよび燃料入口がハウジングに設けられ、前記移動体が前記ハウジングに収納されたピストンであるガスタービンエンジンの燃焼装置。
【請求項７】
請求項１から６のいずれか一項において、前記集合燃料通路に燃焼装置全体の燃料を制御する全体燃料流量制御弁が設けられているガスタービンエンジンの燃焼装置。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図２】
【図３】
【図４】
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【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【公開番号】特開２００８−２５５８９７（Ｐ２００８−２５５８９７Ａ）
【公開日】平成２０年１０月２３日（２００８．１０．２３）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００７−９９５８９（Ｐ２００７−９９５８９）
【出願日】平成１９年４月５日（２００７．４．５）
【国等の委託研究の成果に係る記載事項】（出願人による申告）国等の委託研究の成果に係る特許出願（平成１６年度独立行政法人新エネルギー・産業技術総合開発機構「課題設定型産業技術開発費助成金」環境適応型小型航空機用エンジン研究開発プロジェクト委託研究、産業活力再生特別措置法第３０条の適用を受ける特許出願）
【出願人】（００００００９７４）川崎重工業株式会社 (1,710)
【公開日】平成２０年１０月２３日（２００８．１０．２３）
【国際特許分類】
【出願日】平成１９年４月５日（２００７．４．５）
【国等の委託研究の成果に係る記載事項】（出願人による申告）国等の委託研究の成果に係る特許出願（平成１６年度独立行政法人新エネルギー・産業技術総合開発機構「課題設定型産業技術開発費助成金」環境適応型小型航空機用エンジン研究開発プロジェクト委託研究、産業活力再生特別措置法第３０条の適用を受ける特許出願）
【出願人】（００００００９７４）川崎重工業株式会社 (1,710)
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