JP2002527708A - Gas turbine engine combustor fuel injection assembly - Google Patents
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Abstract
(57)【要約】 ガスタービンエンジン燃焼器用の燃料噴射組立体（１７４）は、少なくとも一つの燃料ステム（１８６）、各燃料ステム内に設けられ、同心状に配置された複数の管（１９２，１９４，１９６）を備え、それにより冷却供給流路（１９８）、冷却戻し流路（２００）、チップ燃料流路（２０２）が規定されるとともに、流体通路と流れが通じ合うようにするために各燃料ステム（１８６）に接続された少なくとも一つの燃料チップ組立体（１９０）を備え、各燃料ステム（１８６）及び燃料チップ組立体（１９０）の能動的冷却回路が、各段階の燃焼器運転時に、冷却供給流路（１９８）及び冷却戻し流路（２００）を介して、能動的燃料の全てを供給することによって維持される。その後、能動的冷却回路を介した燃料流は、集められ、その所定量が、燃料チップ組立体（１９０）による噴射のためにチップ燃料流路（２０２）に供給される。 SUMMARY A fuel injection assembly (174) for a gas turbine engine combustor includes at least one fuel stem (186), a plurality of concentrically disposed tubes (192, 192) disposed within each fuel stem. 194, 196), thereby defining a cooling supply flow path (198), a cooling return flow path (200), a chip fuel flow path (202), and a flow path for communicating with the fluid path. There is at least one fuel tip assembly (190) connected to each fuel stem (186), and the active cooling circuit of each fuel stem (186) and fuel tip assembly (190) provides for each stage of combustor operation. At times, it is maintained by supplying all of the active fuel via the cooling supply flow path (198) and the cooling return flow path (200). Thereafter, the fuel flow through the active cooling circuit is collected and a predetermined amount is provided to the chip fuel flow path (202) for injection by the fuel chip assembly (190).
Description
【０００１】 （米国連邦政府資金による研究開発に関する説明） 米国政府は、契約番号ＮＡＳ３−２７２３５により、本発明に関する特定の権
利を有する。STATEMENT REGARDING FEDERALLY SPONSORED RESEARCH AND DEVELOPMENT The United States Government has certain rights in the invention under Contract No. NAS3-27235.
【０００２】 （発明の背景） 本発明は、全体的には、ガスタービンエンジンの燃焼器に係り、より詳細には
、主燃焼器ドーム領域全体にわたり広範囲に分散配置された混合管を有するガス
タービンエンジン燃焼器の燃料噴射組立体に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION The present invention relates generally to gas turbine engine combustors, and more particularly to gas turbines having mixing tubes widely distributed throughout a main combustor dome area. The present invention relates to a fuel injection assembly for an engine combustor.
【０００３】 ガスタービンエンジンの運転における主要課題は、その排出ガス、特に、窒素
酸化物（ＮＯx）、一酸化炭素（ＣＯ）、及び炭化水素によるオゾン層への影響
にあると認識されている。現在の亜音速機の技術は、成層圏オゾンに与える有害
な影響を考えると、高高度を飛行する超音速の民間輸送機に適用することはでき
ない。このように、全てのエンジン運転状態においてＮＯxの発生を極めて低く
押さえるために、新しい燃料噴射及び混合の技術が開発され、現在においても継
続的な開発が行われている。[0003] major challenge in operation of the gas turbine engine, the exhaust gas, in particular, nitrogen oxides (NO x), and is recognized that the impact of the carbon monoxide (CO), and the ozone layer by hydrocarbons . Current subsonic technology cannot be applied to high-altitude supersonic civil transport, given the harmful effects on stratospheric ozone. Thus, in order to suppress very low occurrence of the NO x at all engine operating conditions, developed new fuel injection and mixing technology, the continued development have been made in the current.
【０００４】 このような排出ガスの課題に対し、新しい燃焼器が開発され、これは「多段階
・半径方向・軸線方向型ガスタービンエンジン燃焼器」という名称の特許出願に
おいて論じられている。この出願は、本発明の譲受人によって本出願と同時に出
願された米国特許出願番号０９／＿、＿であり、これを参照文献として援用する
。そこにおいて、航空機エンジンの中出力から高出力状態でのＮＯxの発生を極
めて低く押さえると考えられる重要な要素は、主燃料噴射源として一連の単純な
混合管を使用した点にあることは理解されるであろう。本発明の譲受人によって
所有される関連特許出願である米国特許出願番号０９／３６６，５１０、発明の
名称「燃料流制御システム」には、制御システムが、燃料をどの混合管に供給す
るかを決定する方法についてより詳細に説明されている。これを参照文献として
援用する。[0004] In response to such emissions issues, new combustors have been developed and are discussed in a patent application entitled "Multi-stage, radial, axial gas turbine engine combustor." This application is US patent application Ser. No. 09 / _, _, filed concurrently with the present application by the assignee of the present invention, and is hereby incorporated by reference. Therein, important factors that would suppress very low occurrence of the NO x in the high output state from the output in the aircraft engines, it lies in using a series of simple mixing tube as a main fuel injection source understood Will be done. A related patent application owned by the assignee of the present invention, U.S. patent application Ser. No. 09 / 366,510, entitled "Fuel Flow Control System," includes a control system that determines to which mixing tube fuel is supplied. The method of determining is described in more detail. This is incorporated by reference.
【０００５】 更に、燃料は、‘５１０号特許出願のシステムによって制御される燃料供給装
置から‘＿＿号特許出願の燃焼器に開示される混合管に送られる必要がある。混
合管は、複数の行及び列に配置するのが好ましいことは理解できるであろう。混
合管は、主燃焼器ドーム領域全体にわたり広範囲に分散配置されているため、そ
こには、重量、熱管理及び構造上の完全性に関する解決すべき難題が残されてい
る。全ての飛行用エンジンのハ−ドウェアに言えることであるが、エンジン重量
を最小限にするために、燃料噴射組立体は可能な限り軽くしなければならない。
燃料噴射組立体に関する熱管理の課題は、その広範囲にわたる燃料の濡れ表面域
が、高温のコンプレッサー排気環境内に位置しているため、コークス残分が燃料
通路を部分的或いは全面的に塞いでしまう可能性が増長されることに起因する。[0005] Furthermore, fuel must be delivered from a fuel supply controlled by the system of the '510 patent application to the mixing tube disclosed in the combustor of the' _ patent application. It will be appreciated that the mixing tubes are preferably arranged in a plurality of rows and columns. The mixing tubes are widely distributed throughout the main combustor dome area, leaving challenges to be solved regarding weight, thermal management and structural integrity. As with all flight engine hardware, the fuel injection assembly must be as light as possible to minimize engine weight.
The thermal management challenge for a fuel injection assembly is that coke residues partially or completely block the fuel passage because its extensive fuel wetting surface area is located in the hot compressor exhaust environment. Due to the increased likelihood.
【０００６】 当然のことながら、燃料噴射組立体のインジェクタ・チップは、許容範囲内の
システム排出ガス性能が得られるように、設定されたエンジン出力の全範囲を通
じ所定位置で正確に保持される必要がある。しかし、噴射部位は広範囲に分散し
ているため、高強度の広帯域音響励振を含むコンプレッサー排気領域の不利な動
的環境において、燃料噴射組立体の構造上の完全性を維持することは、特に難し
い問題である。従って、燃料噴射組立体は、可能な限り軽量とした構成において
も存続し続け、機能を発揮するような、十分な剛性及び減衰能力を持つ必要があ
る。[0006] It should be appreciated that the injector tip of the fuel injection assembly must be accurately held in place over the entire range of engine power set to obtain acceptable system emissions performance. There is. However, maintaining the structural integrity of the fuel injection assembly is particularly difficult in adverse dynamic environments of the compressor exhaust region, including high intensity broadband acoustic excitation, due to the widely distributed injection sites. It is a problem. Therefore, the fuel injection assembly must have sufficient rigidity and damping capability to continue to function and perform in the lightest possible configuration.
【０００７】 前記した点から見て、ガスタービンエンジン燃焼器内に広範囲に分散した複数
の混合管に対し燃料を供給することができる燃料噴射組立体を開発することが好
ましいと考えられる。また、この混合管に燃料が噴射されるか否かに拘わらず、
このような燃料噴射組立体においては、燃料ステムやインジェクタ・チップに対
し連続的で能動的な冷却を行うことが好ましいと考えられる。更に、燃料噴射組
立体は、重量、及び燃焼器ドーム領域に対する空気流通の遮断の問題、また、メ
インテナンスのための取外し易さを考慮したものであることが好ましいと考えら
れる。In view of the foregoing, it would be desirable to develop a fuel injection assembly capable of supplying fuel to a plurality of widely dispersed mixing tubes within a gas turbine engine combustor. Also, regardless of whether fuel is injected into this mixing tube,
In such fuel injection assemblies, it may be desirable to provide continuous and active cooling of the fuel stem and injector tip. In addition, it is believed that the fuel injection assembly is preferably one that takes into account the problem of weight and obstruction of air flow to the combustor dome area, and ease of removal for maintenance.
【０００８】 （発明の要旨） 本発明の例示的実施態様において、ガスタービンエンジン燃焼器の燃料噴射組
立体は、少なくとも１つの燃料ステム、各燃料ステム内に設けられ、複数の同心
状に配置された管を備え、それによって冷却供給流路、冷却戻し流路、及びチッ
プ燃料流路が規定されるとともに、前記流路と流れが通じ合うように各燃料ステ
ムに接続された少なくとも１つの燃料チップ組立体を備え、燃料ステム及び燃料
チップ組立体の各々に対する能動的冷却回路は、燃焼器運転の各段階の間に、前
記冷却供給流路及び前記冷却戻し流路を介して全ての能動的燃料を供給すること
により維持されるものとして開示される。そして、能動的冷却回路を通った燃料
流は集められ、その定められた部分が、前記燃料チップ組立体による噴射のため
に、前記チップ燃料流路に供給される。SUMMARY OF THE INVENTION In an exemplary embodiment of the invention, a fuel injection assembly for a gas turbine engine combustor is provided in at least one fuel stem, in each fuel stem, and a plurality of concentrically arranged. At least one fuel chip connected to each fuel stem such that a cooling supply flow path, a cooling return flow path, and a chip fuel flow path are defined, and the flow path communicates with the flow path. An active cooling circuit for each of the fuel stem and fuel tip assemblies comprises an active cooling circuit through the cooling supply flow path and the cooling return flow path during each stage of combustor operation. Are disclosed as being maintained by supplying The fuel flow through the active cooling circuit is then collected and a defined portion is provided to the tip fuel flow path for injection by the fuel tip assembly.
【０００９】 （発明の実施の形態） ここで図面を詳細に参照すると、同一の数字は全図面を通じ同じ部品を示して
おり、図１には、参照番号１０によって全体が示された多段階・半径方向・軸線
方向型（multi-stage radial axial:ＭＲＡ ）ガスタービンエンジン燃焼器が描
かれている。燃焼器１０は、本出願と同時に出願され、参照文献として援用され
た特許出願である名称「多段階・半径方向・軸線方向型ガスタービンエンジン」
、出願番号０９／＿、＿に開示された燃焼器に基づくものであることは理解でき
よう。そこに示されるように、燃焼器１０は、それを通じて伸びる長手方向軸線
１２を有し、外側ライナー１４、内側ライナー１６、第一又はパイロット・ドー
ム１８、及びドーム板２２を備えている。パイロット・ドーム１８は、外側ライ
ナー１４の直上流に配置され、長手方向軸線１２に対し半径方向側にある第一燃
焼区域２０を形成している。ドーム板２２は、外側部分で第一ドーム１８に、内
側部分で内側ライナー１６に接続されている。このようにして、第二又は主燃焼
区域２４は、ドーム板２２、外側ライナー１４、及び第一燃焼区域２０に対し略
垂直に位置する内側ライナー１６によって区画されている。勿論、第一ドーム１
８は、第一ドーム１８を通じて伸びる半径方向軸線２５によって示されるように
、ドーム板２２の軸線方向下流に位置する。Referring now to the drawings in detail, like numerals indicate like parts throughout the drawings, and FIG. A multi-stage radial axial (MRA) gas turbine engine combustor is depicted. The combustor 10 is a patent application entitled “Multi-Stage / Radial / Axial Gas Turbine Engine” filed concurrently with the present application and incorporated by reference.
, Is based on the combustor disclosed in Application No. 09 / _, _. As shown therein, combustor 10 has a longitudinal axis 12 extending therethrough and includes an outer liner 14, an inner liner 16, a first or pilot dome 18, and a dome plate 22. The pilot dome 18 is located immediately upstream of the outer liner 14 and defines a first combustion zone 20 radially with respect to the longitudinal axis 12. The dome plate 22 is connected at an outer portion to the first dome 18 and at an inner portion to the inner liner 16. In this manner, the second or main combustion zone 24 is defined by the dome plate 22, the outer liner 14, and the inner liner 16, which is located substantially perpendicular to the first combustion zone 20. Of course, the first dome 1
8 is located axially downstream of the dome plate 22, as indicated by a radial axis 25 extending through the first dome 18.
【００１０】 ‘ 特許出願に示されるように、燃料及び空気の混合気は、中高速運転レベ
ルの期間のみ、ドーム板２２を介して第二燃焼区域２４内へ軸線方向に供給され
る。これは、ドーム板２２の上流に配置された燃料空気混合器１６４によって行
われるのが好ましい。複数の略直線状の管１６６が、行及び列状に配置されるよ
うに、ドーム板２２の周りに半径方向及び円周方向に間隔を空けて設けられてい
るのが図１から理解されるであろう。各管１６６は、上流端部１６８及び下流端
部１７０を有し、下流端部１７０は、ドーム板２２の開口１７２と一直線上に配
置され、本発明による燃料噴射組立体１７４は、管の上流端部１６８に向かって
燃料を供給するように配置される。このようにして、燃焼器１０に柔軟性が確立
され、それによって、燃料空気混合器の指定された行及び／又は列に燃料を供給
することができる。矢印１７６によって表された第二燃焼区域２４に流入する燃
料及び空気の混合気は、長手方向軸線１２に略平行であり、スワールが形成され
ていないことが理解できよう。勿論、燃料噴射組立体１７４は、以下で詳細に論
じるように、燃料源と流れが通じ合うようになっている。[0010] ' As shown in the patent application, the fuel and air mixture is supplied axially through the dome plate 22 and into the second combustion zone 24 only during medium and high speed operation levels. This is preferably done by a fuel-air mixer 164 located upstream of the dome plate 22. It can be seen from FIG. 1 that a plurality of substantially straight tubes 166 are radially and circumferentially spaced around the dome plate 22 so as to be arranged in rows and columns. Will. Each tube 166 has an upstream end 168 and a downstream end 170, the downstream end 170 being aligned with the opening 172 of the dome plate 22, and the fuel injection assembly 174 according to the present invention being positioned upstream of the tube. It is arranged to supply fuel towards end 168. In this way, flexibility is established in the combustor 10 so that fuel can be supplied to designated rows and / or columns of the fuel-air mixer. It can be seen that the fuel and air mixture entering the second combustion zone 24 represented by the arrow 176 is substantially parallel to the longitudinal axis 12 and has no swirl. Of course, the fuel injection assembly 174 is in flow communication with a fuel source, as discussed in detail below.
【００１１】 運転時において、本発明の燃焼器１０は、多段階機能を有しており、その際、
第一ドーム１８は、パイロットとしての役割を果す。従って、燃焼器運転の全段
階を通じて、燃料は、第一ドーム１８に供給される。このことは、燃料が燃料空
気混合器１６４に供給されない低出力状態時（例えば、アイドリング時、及び離
着陸運転時）において、特に重要であることを意味する。中速から高速出力状態
では、燃料及び空気の混合気１７６が第二燃焼区域２４内に噴射されるように、
燃料は、少なくともいくつか燃料空気混合器１６４に供給される。燃焼器１０は
、多段階の運転を行い、半径方向にあるドーム１８と軸線方向にあるドーム板２
２とを有しているので、多段階・半径方向・軸線方向型燃焼器として知られてい
る。[0011] During operation, the combustor 10 of the present invention has a multi-stage function,
The first dome 18 serves as a pilot. Thus, fuel is supplied to the first dome 18 throughout all stages of combustor operation. This means that it is particularly important during low power conditions where fuel is not supplied to the fuel-air mixer 164 (eg, during idling and take-off and landing operations). In the medium to high speed output state, the fuel-air mixture 176 is injected into the second combustion zone 24,
Fuel is provided to at least some of the fuel-air mixer 164. The combustor 10 performs a multi-stage operation, and includes a dome 18 in the radial direction and a dome plate 2 in the axial direction.
Therefore, it is known as a multi-stage, radial and axial combustor.
【００１２】 燃料噴射組立体１７４に関し、長手方向軸線１２に対し略半径方向に伸びる少
なくとも１つの燃料ステム、好ましくは一対の燃料ステム１８６及び１８８が設
けられていることは図２から分るであろう。少なくとも１つの燃料チップ組立体
１９０が、対応する混合管１６６に燃料を噴射するために、燃料ステム１８６及
び１８８に接続されており、燃料チップ組立体１９０の数及びそれらの間隔は、
混合管１６６の配置に対応したものとされている。各燃料ステム１８６及び１８
８は、その内部に、チップ供給管１９２、断熱管１９４、及び外側管１９６とし
て知られる、同心状に配置された複数の管を備えている。これらの管によって、
冷却供給流路１９８、冷却戻し流路２００、及びチップ燃料流路２０２が規定さ
れる（図３乃至５参照）。冷却供給流路１９８は、最も冷たい燃料を燃料チップ
組立体１９０に供給してこの領域の冷却作用が最大になるようにするため、３重
同心管構成における中間の環とすることが好ましいと言える。更に、冷却戻し流
路を外側の環として使用することにより、その内部の冷却流体の混合平均温度を
上げることにより、戻し過程にある燃料への熱伝導を低減するのを補助できる。
また、これは、燃料チップ組立体１９０の冷却が開始された後に、燃料ステム１
８６及び１８８を冷却する効果も持っている。従って、混合管１６６に燃料を噴
射する燃料チップ組立体１９０に燃料を供給するチップ燃料流路２０２は、３重
同心状管構成の最も内側の通路であることが理解されるであろう。It can be seen from FIG. 2 that the fuel injection assembly 174 is provided with at least one fuel stem, preferably a pair of fuel stems 186 and 188, extending substantially radially with respect to the longitudinal axis 12. Would. At least one fuel tip assembly 190 is connected to fuel stems 186 and 188 for injecting fuel into corresponding mixing tubes 166, and the number of fuel tip assemblies 190 and their spacing are
The arrangement corresponds to the arrangement of the mixing pipe 166. Each fuel stem 186 and 18
8 has a plurality of concentrically arranged tubes, known as a chip supply tube 192, a heat insulating tube 194, and an outer tube 196 therein. With these tubes,
A cooling supply channel 198, a cooling return channel 200, and a chip fuel channel 202 are defined (see FIGS. 3 to 5). The cooling supply passage 198 is preferably an intermediate ring in a triple concentric configuration to supply the coldest fuel to the fuel tip assembly 190 to maximize cooling in this area. . In addition, the use of the cooling return flow path as an outer annulus helps to reduce heat transfer to the fuel in the return process by raising the mixing average temperature of the cooling fluid inside.
This also means that after cooling of the fuel tip assembly 190 is started, the fuel stem 1
It also has the effect of cooling 86 and 188. Accordingly, it will be appreciated that the tip fuel flow path 202 that supplies fuel to the fuel tip assembly 190 that injects fuel into the mixing tube 166 is the innermost passage in a triple concentric tube configuration.
【００１３】 図５で最もよく分るように、各燃料チップ組立体１９０は、所望の燃焼器運転
のレベルに基づいて、燃料が各燃料チップ組立体１９０へ供給されたり、供給さ
れなかったりするために、（燃料ステム１８６及び１８８内に、所謂「管の束」
を形成するように）各燃料チップ組立体内に接続された、同心状配置の管１９２
，１９４，１９６の独立したセットを備えている。例えば、指定された行又は列
の燃料空気混合器１６４のみに燃料が供給されるということは記憶されているで
あろう。それがどのように行われるのかの一例は、参照文献として援用した前述
の‘５１０特許出願に開示されている。チップ燃料流路２０２を介した各同心状
配置の管セットへの燃料供給は、全ての状況下で起こるのではないが、燃料は、
全ての冷却供給流路１９８及び冷却戻し流路２００を介して、連続的に循環され
ることが好ましい。このようにして、能動的冷却回路が、燃料ステム１８６、１
８８及び燃料チップ組立体１９０の各々に対し、燃焼器運転の全段階の期間に用
意され、それによって、燃料がコークス化するのを（また、それにより全流路が
閉塞される可能性を）防止する機能を高めることができる。As best seen in FIG. 5, each fuel tip assembly 190 may or may not have fuel supplied to each fuel tip assembly 190 based on the desired level of combustor operation. For this reason, the so-called “tube bundles” in the fuel stems 186 and 188
Concentrically arranged tubes 192 connected within each fuel chip assembly (to form
, 194, 196 independent sets. For example, it will be remembered that only the fuel / air mixer 164 in the specified row or column is supplied with fuel. One example of how this is done is disclosed in the aforementioned '510 patent application incorporated by reference. Although fuel supply to each concentric tube set via the tip fuel flow path 202 does not occur under all circumstances, the fuel is
It is preferable to continuously circulate through all the cooling supply channels 198 and the cooling return channels 200. In this way, the active cooling circuit is provided for the fuel stems 186, 1
88 and each of the fuel tip assemblies 190 are provided during all stages of combustor operation, thereby preventing coking of fuel (and thereby potentially blocking all flow paths). The function to prevent this can be enhanced.
【００１４】 上述したように、燃焼器ド−ム領域の空気流が塞がれるのを軽減し、メインテ
ナンスのため燃料噴射組立体１７４を燃焼器ケーシングから除いたり取り替えた
りするのを容易にするために、一対の燃料ステム１８６及び１８８を連結するこ
とが好ましい。その上、対にした構成は、構造的により剛性が高く、動的安定性
のある設計であることが判明した。燃料ステム１８６及び１８８を連結する好ま
しい形態は、図２に示す１つ又はそれ以上のクロス固定組立体２０４によるもの
である。各クロス固定組立体２０４は、燃料ステム１８６の周りに巻付けられた
第一の部分２０６、燃料ステム１８８の周りに巻付けられた第二の部分２０８、
及び第一の部分２０６と第二の部分２０８とを接続する第三の部分２１０を備え
ることは分るであろう。第三の部分２１０は、直線状の梁として示されているが
、これは、要求に応じ、剛性及び／又は減衰性の変化に適応するように設計する
ことができることは理解できよう。更に、このようなクロス固定組立体２０４は
、同心状管セットの束機構を位置決めをする役割を果すことが好ましい点を注記
しておく。As noted above, to reduce the obstruction of the airflow in the combustor dome area and to facilitate removing or replacing the fuel injection assembly 174 from the combustor casing for maintenance. Preferably, a pair of fuel stems 186 and 188 are connected. Moreover, the mated configuration has been found to be a structurally stiffer, dynamically stable design. The preferred form of connecting the fuel stems 186 and 188 is by one or more cross-fixing assemblies 204 shown in FIG. Each cross securing assembly 204 includes a first portion 206 wrapped around a fuel stem 186, a second portion 208 wrapped around a fuel stem 188,
And a third portion 210 connecting the first portion 206 and the second portion 208. Although the third portion 210 is shown as a straight beam, it will be appreciated that it can be designed to accommodate changes in stiffness and / or damping, as desired. Further, it should be noted that such a cross-fixing assembly 204 preferably serves to position the bundle mechanism of the concentric tube set.
【００１５】 各クロス固定組立体２０４と関連して、好ましくは、突起を有するスペーサ部
材２１２が、同心状に配置された管の束と、好ましくは熱から守るために管束の
周囲を包囲する熱遮蔽体２１４との間に配置される。突起を有するスペーサ部材
２１２は、各管束を相互に固定するだけでなく、各管束と熱遮蔽体２１４との接
触を最小限にする一方で、構造的負荷をクロス固定組立体２０４に伝達する。従
って、突起を有するスペーサ部材２１２は、比較的冷たい管と熱い熱遮蔽体２１
４との間の熱伝達を低減することによって、能動的冷却システムの冷却負荷を軽
減するのに役割を果す。[0015] Associated with each cross-fixing assembly 204 is preferably a spacer member 212 having projections, and a concentrically arranged bundle of tubes and a heat wrap around the bundle of tubes preferably to protect against heat. It is arranged between the shield 214. The spacer members 212 with protrusions not only secure each tube bundle to each other, but also transfer structural loads to the cross-fixing assembly 204 while minimizing contact between each tube bundle and the thermal shield 214. Accordingly, the spacer member 212 having the protrusions can be used for the relatively cold tube and the hot heat shield 21.
4 serves to reduce the cooling load of the active cooling system by reducing the heat transfer between them.
【００１６】 更に、同心状管１９２、１９６及び１９６は、従来の製造プロセスを用いて組
立てられ、最終形状に機械加工された、従来の直線状の管であることが分るであ
ろう。しかしながら、燃料ステム１８６及び１８８は、特定の非直線部を含んで
おり、この非直線部では、管１９２、１９６及び１９６は、曲げられ（つまり、
燃料ステム１８６及び１８８は、長手方向軸線１２に略平行な関係となるように
チップ組立体１９０に接続する構成とされている）、細いゲージワイヤ線又は他
の類似手段が、各管の接触を回避し、流路１９８，２００，及び２０２が狭めら
れるのを最小限にする場所で、各管セットの周囲に巻付けられる。該ワイヤは、
管が曲げられる際、この非直線領域において各管が最小限の間隙を維持すること
によって、このワイヤの機能を完遂することができる。Further, it will be appreciated that the concentric tubes 192, 196 and 196 are conventional straight tubes assembled using conventional manufacturing processes and machined to the final shape. However, the fuel stems 186 and 188 include certain non-linear portions where the tubes 192, 196 and 196 are bent (ie,
The fuel stems 186 and 188 are configured to connect to the tip assembly 190 in a substantially parallel relationship to the longitudinal axis 12), fine gauge wire or other similar means to contact each tube. It is wrapped around each tube set in a location that avoids and minimizes narrowing of channels 198, 200, and 202. The wire is
When the tubes are bent, the function of the wire can be accomplished by maintaining a minimum gap between each tube in this non-linear region.
【００１７】 各燃料チップ組立体１９０に関して、図４から分るように、燃料インジェクタ
・チップ本体２１６は、その内部に形成され、チップ燃料流路２０２と流れが通
じ合うようにされた複数の噴射通路２１８を備えている。噴射通路２１８は、チ
ップ燃料流路２０２から、軸線２２０に対し略半径方向に伸びるとともに、最も
好ましくは、混合管１６６内において僅かに下流方向に向けて燃料を噴射するよ
うに、軸線２２０に対し鈍角θを成すように方向付けられる。断熱された燃料噴
射管２２２は、噴射された燃料流をチップ本体２１６から断熱するために、各噴
射通路２１８内に配置するのが好ましい。For each fuel tip assembly 190, as can be seen in FIG. 4, a fuel injector tip body 216 is formed therein and includes a plurality of injection fuel passages that are in flow communication with the tip fuel flow path 202. A passage 218 is provided. The injection passage 218 extends substantially radially from the chip fuel flow path 202 with respect to the axis 220 and most preferably, with respect to the axis 220 so as to inject fuel slightly downstream in the mixing tube 166. Oriented to form an obtuse angle θ. The insulated fuel injection pipe 222 is preferably arranged in each injection passage 218 to insulate the injected fuel flow from the tip body 216.
【００１８】 チップ本体２１６は、実質的に円錐台形をしており、その第一端部２２４に形
成された空洞２２６を有し、この空洞は、同心状管１９２、１９４及び１９６を
受け入れるように構成されている。より具体的には、空洞２２６は、外側管１９
６と接合される第一段差部２２８、冷却供給流路１９８が冷却戻し流路２００の
流れと通じ合うようにするように、断熱管１９４の端部から間隔を置いて設けら
れた第二段差部２３０、及びチップ供給管１９２と接合される第三段差部２３２
とを有する。The tip body 216 is substantially frusto-conical in shape and has a cavity 226 formed at a first end 224 thereof for receiving concentric tubes 192, 194 and 196. It is configured. More specifically, the cavity 226 comprises the outer tube 19
6 and a second step provided at an interval from the end of the heat insulating pipe 194 such that the cooling supply flow path 198 communicates with the flow of the cooling return flow path 200. Part 230 and third step part 232 joined to chip supply pipe 192
And
【００１９】 第一端部２２４の下流側に位置するチップ本体２１６の第二端部２３４は、チ
ップ本体２１６の円錐台形状と略一致し、チップ本体２１６の表面から軸線２２
０に対し半径方向外側に伸びる複数の局部的空気力学的形状の拡張部２３５を更
に有している。拡張部２３５は、チップ本体第二端部２３４の周方向に巾を持っ
ており、その内部に噴射通路２１８を備える。また、断熱燃料噴射管２２２を収
納するために、各拡張部２３５は、内部に組み込まれた空洞２３６も有する。こ
のようにして、空気間隙２３７によって、断熱燃料噴射管２２２を更に熱から保
護されるとともに、燃料は、混合管１６６の空気流内に、より好ましい形で導入
される。The second end 234 of the chip body 216 located on the downstream side of the first end 224 substantially matches the truncated cone shape of the chip body 216, and extends from the surface of the chip body 216 to the axis 22.
It further includes a plurality of locally aerodynamic shaped extensions 235 extending radially outward with respect to zero. The extension portion 235 has a width in the circumferential direction of the second end portion 234 of the chip body, and has an injection passage 218 therein. Each extension 235 also has a cavity 236 incorporated therein to accommodate the adiabatic fuel injection tube 222. In this way, the air gap 237 further protects the adiabatic fuel injection tube 222 from heat, and the fuel is more preferably introduced into the air flow of the mixing tube 166.
【００２０】 燃料チップ組立体１９０は、継続的にチップ本体を熱から保護するため、略円
錐形設計とされたチップ本体２１６を包囲し、熱遮蔽体２１４に溶接又は他の方
法で取付けた熱遮蔽体２３８を有する。熱遮蔽体２３８は、チップ本体２１６で
の気流の分離を軽減する空気力学的改善機能を果し、混合管１６６へ排出後にお
ける燃料と空気との適正な混合を促進する。オフセット突起２４０は、熱遮蔽体
２３８とチップ本体２１６と間の接触を最小限にしながら、燃料チップ組立体１
９０の機械的剛性を高めるとともに、熱遮蔽体２３８とチップ本体２１６との間
に空気間隙２４２を設定するために設けられる。The fuel tip assembly 190 surrounds the generally conical shaped tip body 216 and continuously welds or otherwise attaches it to the thermal shield 214 to protect the tip body from heat. It has a shield 238. The heat shield 238 performs an aerodynamic improvement function to reduce the separation of airflow in the chip body 216, and promotes proper mixing of fuel and air after being discharged to the mixing pipe 166. The offset projection 240 minimizes contact between the thermal shield 238 and the tip body 216 while maintaining the fuel tip assembly 1
90 is provided to increase the mechanical rigidity and to establish an air gap 242 between the heat shield 238 and the chip body 216.
【００２１】 燃料噴射組立体１７４は、燃料チップ組立体１９０と反対側の端部でバルブ本
体２４４と連結される（図１，２，及び５を参照。そこでは、簡潔化のため、バ
ルブ本体２４４のカバーは取除かれている）。バルブ本体２４４は、多段サーボ
バルブ２４６を収納しており、主吸気マニホールド用の第一接続部２４８、段階
吸気マニホールド用の第二接続部２５０，及びパイロット燃料供給管２５４を備
えた第三接続部２５２を有する。第一接続部２４８及び第二接続部２５０は、そ
れぞれ、主燃料マニホールド２５６及び段階信号マニホールド２５８と流体的に
連通していることは理解されるであろう。また、バルブ本体２４４は、それと一
体化されたフランジ部２６０を備えることが好ましく、それによって、燃料噴射
組立体１７４は、ボルト又は他の機械的接続手段により、燃焼器ケーシング７０
に接続される。燃料ステム１８６及び１８８は、ロウ付け又は他の取付け手段に
よりバルブ本体２４４に取付られる。The fuel injection assembly 174 is connected to the valve body 244 at the end opposite the fuel tip assembly 190 (see FIGS. 1, 2, and 5 where, for simplicity, the valve body 244 is shown). 244 cover has been removed). The valve body 244 houses the multi-stage servo valve 246, and has a first connection portion 248 for the main intake manifold, a second connection portion 250 for the stepwise intake manifold, and a third connection portion having a pilot fuel supply pipe 254. 252. It will be appreciated that first connection 248 and second connection 250 are in fluid communication with main fuel manifold 256 and step signal manifold 258, respectively. Also, the valve body 244 preferably includes a flange 260 integral therewith so that the fuel injection assembly 174 can be secured to the combustor casing 70 by bolts or other mechanical connection means.
Connected to. Fuel stems 186 and 188 are attached to valve body 244 by brazing or other attachment means.
【００２２】 運転時には、計量された燃料流（パイロット及び主インジェクタ流を含む）が
、燃料ステム１８６、１８８及び燃料チップ組立体１９０を通じで冷却流を循環
させるために使用されることは分るであろう。燃料流は、主吸気マニホールド２
４８を介してバルブ本体２４４に入り、各３重同心状管構成の中間の環（つまり
、冷却供給流路１９８）を介して、全ての燃料ステム１８６及び１８８に分配さ
れる。この冷却流は、全ての燃料ステムに等量分配するか、或いは、強い冷却が
必要なステム又は燃料チップ組立体により高レベルの冷却流を流すように、燃料
ステム内の簡単な調整装置つまりオリフィスによって、非等量分配することもで
きる。その後、この冷却流は、それぞれ、冷却供給流路１９８及び冷却戻し流路
２００を介して循環し、バルブ本体２４４へ戻る。In operation, it can be seen that metered fuel flows (including pilot and main injector flows) are used to circulate the cooling flow through fuel stems 186, 188 and fuel tip assembly 190. There will be. The fuel flow depends on the main intake manifold 2
It enters the valve body 244 via 48 and is distributed to all fuel stems 186 and 188 via an intermediate annulus (ie, cooling supply passage 198) in each triple concentric tube configuration. This cooling flow may be distributed equally to all fuel stems, or a simple regulator or orifice in the fuel stem to provide a higher level of cooling flow to the stem or fuel tip assembly requiring strong cooling. Unequal amounts can also be distributed. Thereafter, the cooling flow circulates through the cooling supply channel 198 and the cooling return channel 200, respectively, and returns to the valve body 244.
【００２３】 能動的冷却回路を循環した能動的燃料は、一旦バルブ本体２４４に集められ、
段階サーボバルブ２４６の位置に従い、段階サーボバルブ２４６又はパイロット
燃料供給管２５４に経路付けされる。段階サーボバルブの位置が、主エンジン制
御による主マニホールド圧力に比例して、段階サーボマニホールド圧力を設定す
ることによって制御されることは、特許出願第‘５１０号から理解できよう。こ
のようにして能動的燃料は、チップ燃料流路２０２を介して燃料チップ組立体１
９０に供給され（たり、されなかったりし）、噴射通路２１８及び断熱燃料噴射
管２２２を介して混合管１６６に噴射される。主燃料流が不要の場合には（例え
ば、エンジンアイドリング時）、能動的冷却回路を介した能動的燃料流としては
、パイロットインジェクタ燃料のみが供給されることが分かるであろう。このよ
うに、冷却流は、燃焼器運転の全段階において、燃料ステム１８６、１８８及び
燃料チップ組立体１９０に供給される。The active fuel circulated through the active cooling circuit is once collected in the valve body 244,
Depending on the position of the step servo valve 246, it is routed to the step servo valve 246 or the pilot fuel supply pipe 254. It can be seen from patent application '510 that the position of the step servo valve is controlled by setting the step servo manifold pressure in proportion to the main manifold pressure under main engine control. The active fuel is thus supplied to the fuel chip assembly 1 via the chip fuel flow path 202.
90 (or not) and is injected into the mixing pipe 166 via the injection passage 218 and the adiabatic fuel injection pipe 222. It will be appreciated that if the primary fuel flow is not required (e.g., during engine idling), only pilot injector fuel will be supplied as the active fuel flow through the active cooling circuit. Thus, the cooling flow is provided to fuel stems 186, 188 and fuel tip assembly 190 at all stages of combustor operation.
【００２４】 多噴射部位（つまり、共通の燃料源からの複数の断熱燃料噴射管２２２）を持
つ利点の一つは、管２２２のような通路内で、燃料の自然つまり自己清掃を促進
することにある。所定の燃料チップ組立体１９０が、エンジン運転時に多段化さ
れる又は一時休止される場合、燃料ステムの作動領域に対する断熱燃料噴射管２
２２の方向付けを工夫することにより強めることが可能な自然静圧の変動によっ
て、空気が高圧部から低圧部へと流れるようになることは理解できよう。従って
、断熱燃料噴射管２２２内の、また、それより少ないがチップ燃料流路２０２内
の残留燃料が排出される。言うまでもなく、チップ燃料流路２０２内に残る燃料
は、燃料噴射組立体１７４の能動的冷却機能によって、依然として熱から保護さ
れる。この自己清掃作用は、残留燃料の存在する通路でのコークス形成を回避す
るためにチップ燃料流路２０２を能動的不活性ガスで清掃する必要性を排除する
。One of the advantages of having multiple injection sites (ie, a plurality of adiabatic fuel injection tubes 222 from a common fuel source) is to promote natural or self-cleaning of the fuel in passages such as tubes 222. It is in. When the predetermined fuel chip assembly 190 is multi-staged or temporarily stopped during engine operation, the adiabatic fuel injection pipe 2 with respect to the operating region of the fuel stem
It will be appreciated that the variation in natural static pressure, which can be enhanced by devising the orientation of 22, causes air to flow from the high pressure section to the low pressure section. Accordingly, residual fuel in the adiabatic fuel injection pipe 222 and, to a lesser extent, in the chip fuel flow path 202 is discharged. Of course, the fuel remaining in the tip fuel flow path 202 is still protected from heat by the active cooling function of the fuel injection assembly 174. This self-cleaning action eliminates the need to clean the tip fuel flow path 202 with an active inert gas to avoid coke formation in the path where residual fuel is present.
【００２５】 本発明の好ましい実施形態を提示し説明することによって、燃料噴射組立体の
更なる応用は、当業者により、本発明の範囲を逸脱することなく適切な変更を持
って成し遂げ得るであろう。By presenting and describing the preferred embodiments of the present invention, further applications of the fuel injection assembly may be accomplished by those skilled in the art with appropriate modifications without departing from the scope of the present invention. Would.
【図１】 本発明による燃料噴射組立体を備えるガスタービンエンジン燃焼器の概略的垂
直断面図である。FIG. 1 is a schematic vertical sectional view of a gas turbine engine combustor with a fuel injection assembly according to the present invention.
【図２】 図１に示した燃料噴射組立体の斜視図である。FIG. 2 is a perspective view of the fuel injection assembly shown in FIG.
【図３】 図１及び図２に示した燃料噴射組立体の、図２の線３−３に沿う部分断面図で
ある。FIG. 3 is a partial cross-sectional view of the fuel injection assembly shown in FIGS. 1 and 2, taken along line 3-3 in FIG. 2;
【図４】 図１乃至図３に示された燃料噴射組立体の噴射チップ部分の部分垂直断面図で
ある。FIG. 4 is a partial vertical sectional view of an injection tip portion of the fuel injection assembly shown in FIGS. 1 to 3;
【図５】 図２に示された燃料噴射組立体の概略的垂直断面図である。FIG. 5 is a schematic vertical sectional view of the fuel injection assembly shown in FIG. 2;
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (81)指定国 ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＣＹ， ＤＥ，ＤＫ，ＥＳ，ＦＩ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，Ｉ Ｔ，ＬＵ，ＭＣ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ)，ＪＰ (72)発明者 グリン，クリストファー・チャールズ アメリカ合衆国・45013・オハイオ州・ハ ミルトン・ニュー ロンドン ロード・ 1230 (72)発明者 バーレット，ジョン・エヴェレット アメリカ合衆国・45069・オハイオ州・ウ エスト チェスター・セージ メドウ コ ート・5666 Ｆターム(参考） 3K052 GA02 GA06 GA08 GB03 GC07 KA01 ──────────────────────────────────────────────────の Continuation of front page (81) Designated country EP (AT, BE, CH, CY, DE, DK, ES, FI, FR, GB, GR, IE, IT, LU, MC, NL, PT, SE ), JP (72) Inventor Glyn, Christopher Charles, United States 45013, Ohio, Hamilton New London Road 1230 (72) Inventor, Barrett, John Everett United States, 45069, Ohio, West Chester Sage Meadowcoat 5666 F-term (reference) 3K052 GA02 GA06 GA08 GB03 GC07 KA01
Claims (22)
びチップ燃料流路とされる複数の同心状に配置された管と、 （ｃ）前記流路と流れが通じ合うように、前記燃料ステムの各々と接続され
た少なくとも１つの燃料チップ組立体と を備え、前記燃料ステム及び燃料チップ組立体の各々に対する能動的冷却回路が
、燃焼器運転の各段階の間に、前記冷却供給流路及び前記冷却戻し流路を介して
全ての能動的燃料を循環させることにより維持されるようにしたことを特徴とす
る燃料噴射組立体。1. A fuel injection assembly for a gas turbine engine combustor, comprising: (a) at least one fuel stem; and (b) a cooling supply passage and a cooling return passage, respectively, provided in the fuel stem. And (c) at least one fuel chip assembly connected to each of the fuel stems such that the flow is in communication with the flow path. And an active cooling circuit for each of the fuel stem and fuel chip assemblies, wherein during each stage of combustor operation, all active fuel is provided via the cooling supply flow path and the cooling return flow path. Fuel injection assembly characterized by being maintained by circulating fuel.
設けられた複数の燃料チップ組立体を備えることを特徴とする請求項１に記載の
燃料噴射組立体。2. The fuel injection assembly according to claim 1, wherein each of said fuel stems includes a plurality of spaced apart fuel tip assemblies connected thereto.
の束を更に備え、前記管の束によって、前記燃料チップ組立体の各々と流れが通
じ合う、独立した冷却供給流路、冷却戻し流路、及びチップ燃料流路を規定する
ようにしたことを特徴とする請求項２に記載の燃料噴射組立体。3. Each of said fuel stems further comprises a bundle of concentrically disposed tubes provided thereon, wherein said bundle of tubes provides an independent cooling supply in flow communication with each of said fuel chip assemblies. 3. The fuel injection assembly according to claim 2, wherein a flow path, a cooling return flow path, and a chip fuel flow path are defined.
隣接した状態で連結された一対の燃料ステムを更に備えたことを特徴とする請求
項１に記載の燃料噴射組立体。4. The fuel injection assembly according to claim 1, further comprising a pair of fuel stems connected in spaced-apart relation by at least one cross-fixing assembly.
ルブを収納するための前記燃料ステムに接続されたバルブ本体を更に備えたこと
を特徴とする請求項４に記載の燃料噴射組立体。5. The valve of claim 4, further comprising a valve body connected to said fuel stem for receiving a step valve for controlling an amount of active fuel circulated through said tube. A fuel injection assembly as described.
前記バルブ本体と一体化されたフランジ部を更に備えたことを特徴とする請求項
５に記載の燃料噴射組立体。6. The fuel injection assembly according to claim 5, further comprising a flange integrated with the valve body for connecting the fuel injection assembly to a combustor casing.
路であることを特徴とする請求項１に記載の燃料噴射組立体。7. The fuel injection assembly according to claim 1, wherein the tip fuel flow path is an inner passage penetrating the concentric arrangement pipe.
通路であることを特徴とする請求項１に記載の燃料噴射組立体。8. The fuel injection assembly according to claim 1, wherein the cooling supply flow path is an intermediate annular passage penetrating the concentric arrangement pipe.
通路であることを特徴とする請求項１に記載の燃料噴射組立体。9. The fuel injection assembly according to claim 1, wherein the cooling return flow path is an outer annular passage penetrating the concentric arrangement pipe.
備えたことを特徴とする請求項３に記載の燃料噴射組立体。10. The fuel injection assembly according to claim 3, further comprising a heat shield disposed around the bundle of concentrically arranged tubes.
記燃料ステム非直線部における前記同心状配置管の各セットの間にスペーサを設
けたことを特徴とする請求項３に記載の燃料噴射組立体。11. The fuel stem according to claim 3, wherein the fuel stem has at least one non-linear portion, and a spacer is provided between each set of the concentrically arranged tubes in the non-linear portion of the fuel stem. A fuel injection assembly according to claim 1.
突起を有するスペーサを更に備えたことを特徴とする請求項１０に記載の燃料噴
射組立体。12. The fuel injection assembly according to claim 10, further comprising a spacer having a protrusion disposed between the concentric arrangement tube set and the heat shield.
線に対し略半径方向に方向付けられた複数の噴射通路を有する燃料インジェクタ
・チップ本体、及び （ｂ）前記燃料インジェクタ・チップ本体の周囲に配置された熱遮蔽体を更
に備えたことを特徴とする請求項１に記載の燃料噴射組立体。13. Each of said fuel chip assemblies includes: (a) a plurality of injection passages in fluid communication with said chip fuel flow path and oriented substantially radially with respect to an axis passing through said chip fuel flow path; The fuel injector assembly of claim 1, further comprising: a fuel injector tip body having: (b) a heat shield disposed around the fuel injector tip body.
ことを特徴とする請求項１３に記載の燃料噴射組立体。14. The fuel injection assembly according to claim 13, further comprising a fuel injection pipe disposed in each of the injection passages.
するために前記燃料ステムと接続された第一端部、及び （ｂ）内部に形成された前記燃料噴射通路を有する第二端部を更に備えたこ
とを特徴とする請求項１３に記載の燃料噴射組立体。15. The chip main body includes: (a) a first end connected to the fuel stem so that a flow between the cooling supply channel and the cooling return channel communicates with each other; 14. The fuel injection assembly according to claim 13, further comprising: (b) a second end having the fuel injection passage formed therein.
びる複数の拡張部を有し、前記突出部の各々は、前記噴射管がそこを貫通して伸
びることができるようにするために、内部に空洞を有することを特徴とする請求
項１５に記載の燃料噴射組立体。16. The end of the second tip body having a plurality of extensions extending radially outward therefrom, each of the protrusions being capable of extending the injection tube therethrough. 16. The fuel injection assembly of claim 15, wherein the fuel injection assembly has a cavity therein.
項１３に記載の燃料噴射組立体。17. The fuel injection assembly according to claim 13, wherein the heat shield has a substantially conical shape.
の空気間隙を制御するために、それらの間に配置された突出部を更に備えたこと
を特徴とする請求項１３に記載の燃料噴射組立体。18. The apparatus of claim 13, further comprising a protrusion disposed between the fuel injector tip body and the heat shield to control an air gap therebetween. A fuel injection assembly as described.
吸気接続部、段階マニホールドと流れが通じ合う第二吸気接続部、及びパイロッ
ト燃料供給管と流れが通じ合う第三接続部を有することを特徴とする請求項５に
記載の燃料噴射組立体。19. The valve body includes a first intake connection that communicates with the main manifold, a second intake connection that communicates with the step manifold, and a third connection that communicates with the pilot fuel supply pipe. The fuel injection assembly according to claim 5, comprising:
、前記燃焼器に噴射される制御された燃料量によって決定されることを特徴とす
る請求項１に記載の燃料噴射組立体。20. The method of claim 1, wherein an amount of active fuel supplied through the active cooling circuit is determined by a controlled amount of fuel injected into the combustor. Fuel injection assembly.
定部分が前記燃料チップ組立体により噴射されるために前記チップ燃料流路に供
給されるように集められることを特徴とする請求項１に記載の燃料噴射組立体。21. The active fuel flowing through the active cooling circuit is collected such that a predetermined portion thereof is supplied to the chip fuel passage for injection by the fuel chip assembly. The fuel injection assembly according to claim 1, wherein:
前記能動的冷却回路に供給されることを特徴とする請求項２０に記載の燃料噴射
組立体。22. At least a predetermined amount of said active fuel, during operation of the combustor,
21. The fuel injection assembly according to claim 20, provided to said active cooling circuit.
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