JP2005201284A - マルチステージ燃焼器のモード移行方法及びガスタービンの燃料制御装置 - Google Patents

Abstract

【課題】主燃焼器燃料ラインの燃料の充満状態を検出してパイロット領域に供給される前記燃料の割合いを制御する。
【解決手段】段階燃焼器を有するガスタービン用燃料制御システムは、パイロット動作，段階動作，及び動作の２つのモード間の移行の間に、燃焼器を操作するための装置と方法を有する。動作モード間の移行点を決めるヒステリシスに組み入れられたスイッチを有する燃料制御を備える。燃焼器がパイロット動作から段階動作まで切換えられる推力レベルよりも大きな推力レベルで、燃焼器はパイロット操作から段階操作に切換えられる。操作モード間の移行の間に、燃料流の変化は、燃焼器燃料スパイクと吹き消しを防ぐために、複数の比率制限によって制限される。エンジン始動の間、パイロット操作から段階操作までの移行の間の応答性を与えるために、主燃焼器への燃料ラインはプレフィルされる。
【選択図】 図６

Description

本発明は、ガスタービンエンジンに係り、特に段階燃焼器を有するガスタービンエンジンの燃料制御システムに関する。

本発明は、航空気エンジンの分野で開発されたけれども、段階燃焼器を有するガスタービンエンジンの他の分野でも適用できる。

代表的なガスタービンエンジンはコンプレッサ部，燃焼器およびタービン部を含んでいる。ガスタービンエンジンを流れる作動流体は、この作動流体にエネルギーを加えるために、コンプレッサ部において圧縮される。圧縮された作動流体のほとんどはコンプレッサ部を出て燃焼器に入る。燃焼器において、作動流体は、供給燃料と混合され、点火される。燃焼の生成物はタービンを通して流れ、タービンではエネルギーが作動流体から抽出される。抽出されたエネルギーの一部は、入っている作動流体を圧縮するためにコンプレッサ部に移され、残りのものはスラスト又はシャフトの馬力のような他の機能として使用される。

ガスタービンエンジンは動作条件の範囲にわたって効率的に機能することを要求される。航空気で使用されかつ単段燃焼器を有するガスタービンエンジンにとって、低パワー動作はアイドリングに対応するとともに、高パワー動作は出発，上昇および巡航に対応する。低パワーでは、燃料／空気比は相対的に低くしかし吹き消しレベル以上に保たれる。燃料／空気比が燃料を食わない安定度限界以下に落ちた時、吹き消しが起こる。

燃焼プロセスは煙の粒子，不燃焼炭化水素，一酸化炭素および窒素酸化物のような多くの副生成物を発生する。窒素酸化物の生成物は動作温度と在住時間が増すにつれて増加する。動作温度を減少させると、ガスタービンの出力が減少する。時間燃焼混合物の量が特定温度以上に残るとして規定される在住時間が減少すると、燃焼効率が低下するとともに一酸化炭素の生成物が多くなる。

環境的な理由から、これらの副生成物は望ましくない。近年では、ガスタービンに関する多くの研究開発がそのような副生成物の放出を減らす点に集中されている。

ガスタービンエンジンにおける発展は多段階燃焼器に導入されている。多段階燃焼器は、代表的に、点火段階，主段階，さらに、一つ又はそれ以上の中間段階を含んでいる。そのような燃焼器の例は、ローマン（Ｌｏｈｍａｎｎ）による、低放出バーナ用燃料注入システムと題する特許文献１（米国特許第４，２６５，６１５号）において開示されている。

低パワーで口火（パイロット）ステージのみが運転されると、燃焼器は通常のシングルステージ燃焼器に等しい。高パワーで口火ステージと一つ又はそれ以上のステージが運転される。マルチステージを有することは、単一の大きな燃焼室を持っているのに比べて特殊なステージ内での在住時間を減少させる。低い在住時間により、窒素酸化物の生成が少なくなる。シングルステージよりもマルチステージである方が不必要な燃焼生成物の放出が低減される。マルチステージ燃焼器用の燃料制御システムはオペレータの要求に答えなければならず、効率を維持するオペレータとガスタービンエンジンを確実にすることは安全な方法で操作される。燃焼器の応答性には、不当な遅れがなく、オペレータによって要求される推力を供給できるような燃料制御が必要である。マルチステージ燃焼器に対しては、このことは、もちろん、点火のみの動作と段階動作との間の移行が円滑かつ敏速でならないことを、意味する。安全性は、吹き消しとストールの回避である。吹き消しは、燃焼器内での空気に対する燃料比Ｆ／Ａが燃焼を維持するのに必要なレベル以下に落ちた時に、起こる。燃焼器がコンプレッサへの過度な背圧を生じた時に、ストールが起こる。

マルチステージ燃焼器用の燃料制御システムの例は、セト（Ｓｅｔｏ）による二重マニホールド燃料システムと題する特許文献２（米国特許第４，９０３，４７８号）に示されている。この特許は、各ステージの一つに二つのマニホールドを有し、燃料制御とマニホールドの一つの間のシャットオフバルブを有する燃料システム、について開示している。シャットオフバルブは、ディジタルエンジンコンピュータからの信号に応答して、開閉する。シャットオフバルブが開であれば燃料は両方のマニホールドに流れ、シャットオフバルブが閉であれば燃料は一つのマニホールドのみに流れる。燃料制御システムの他の例は、高橋（Ｔａｋａｈａｓｈｉ）によるガスタービンの燃料制御方法およびその装置と題する特許文献３（米国特許第４，７２６，７１９号）に、示されている。この特許は、燃料制御バルブが、正常動作の間の負荷制御信号と、シングルステージ動作と２ステージ動作間の切換え時の燃料流比信号によって、制御される。またこの特許は、燃料制御バルブが燃料流比信号によって制御される所定期間を、使用することについて開示している。

上述の技術は、出願人の科学者および技術者がマルチステージ燃焼器用燃料制御システムを開発するために、研究していることである。
米国特許第４，２６５，６１５号明細書 米国特許第４，９０３，４７８号明細書 米国特許第４，７２６，７１９号明細書

本発明によれば、マルチステージ燃焼器用燃料制御システムは、燃焼器が段階から口火（パイロット）に切換えられる推力レベルよりも高い推力レベルで口火から段階動作に切換えられる、燃料切換手段を含んでいる。さらに、マルチステージ燃焼器の制御方法は、パラメータを示す第１の推力で口火から段階に切換えるステップと、パラメータを示す第２の推力で段階から口火に切換えるステップを、含んでおり、パラメータを示す第２の推力はパラメータを示す第１の推力レベルによって示される推力レベル以下の第２の推力レベルに、対応する。特定の実施例では、パラメータを示す推力レベルはコンプレッサ出口温度である。

本発明のさらなる実施例によれば、ガスタービンエンジンの始動時の主燃料ラインを燃料で満たす（以下、プレフィルすると称す）ための手段を含んでいる。さらに、マルチステージ燃焼器を有するガスタービンエンジンを始動させる方法は、主燃料ラインをプレフィルするステップを含んでいる。

特定の実施例においては、燃料制御は、さらに、プレフィルの間に主燃料ラインに送られた燃料の容積を計算し、送られた量を主燃料ラインのトータル容積と比較し、かつ計算された量を越えた時プレフィルを終わる手段、を含んでいる。さらに、始動方法は、主燃料ラインに送られた燃料の量を計算するステップ，計算された量を主燃料ラインの所定量と比較するステップ，および計算された量が所定量を越えた時プレフィルを終わるステップ、を含んでいる。

他の特定の実施例において、燃料制御は、所定の期間を有しかつ所定期間が終わるとプレフィルを終わるタイマーを、含んでいる。さらに、始動方法は、プレフィルの始めにタイマーを始動し、かつタイマーが所定期間を越えた時プレフィルを終わるステップを、含んでいる。

さらなる実施例によれば、燃料制御は、口火（パイロット）から段階動作への移行の間に、主ラインの満たされた状態を確認するための手段を、含んでいる。さらに、口火と段階動作間の移行方法は、パイロット（口火）燃料の一部を主燃料ラインにゆっくりと転換するステップを、含んでいる。

本発明の主な特徴は燃料制御システムに構築されたヒステリシスである。他の実施例の特徴は、低パワーから高パワーへの移行中のような全燃料流における変化の間の口火燃料流の制限の比率、である。さらなる特徴は、満たされた状態のチェックと、口火から段階動作までの主ステージ移行のゆっくりとした充満である。

本発明の主な利点は、ガスタービンエンジンの中間パワーの期間中の段階動作に残す能力、である。この能力は、必要ならば全段階パワーの有効性による。

他の実施例の利点は全流量における変化中にパイロット燃料流を制限する比率による安全性である。この特徴により、燃焼器燃料スパイクと吹き消しが、パイロットステージと主ステージ間の燃料流分離における変化の間に、発生するのを防止される。さらに、実施例の利点は、パイロットから段階動作までの始動と遅いプレフィル移行の間の主燃料ラインのプレフィルに帰因する応答性、である。始動時のプレフィルは、段階動作が必要な時、主燃料ラインが本質的にまんたんであることを確認する。パイロットから段階動作までの間の遅いファイリングは、パイロット動作が行われている間、主ラインにおける燃料漏れを確認する。

本発明の前述および他の目的，特徴および利点は、添付図面に示されているような実施例の説明から、より明白になる。

第１図はガスタービンエンジン１２を示し、かつ燃料供給システム１４の概略図を含んでいる。ガスタービンエンジンは低圧コンプレッサ１６，高圧コンプレッサ１８，燃焼部２２，高圧タービン２４，および低圧タービン２６を含んでいる。ガスタービンエンジンは、軸方向の軸２８のまわりに配設されており、かつ軸のまわりに配設された円環状の流路３２を含んでいる。

燃焼部は第２図において詳細に示されている。燃焼部は、段階燃焼器であり、かつ点火（パイロット）燃焼領域３４と主燃焼領域３６を含んでいる。燃料は、燃焼部のまわりに円周状の空間とされた複数のパイロット燃料インジェクタ３８を通して、パイロット燃焼領域に供給される。燃料は、燃焼器のまわりに空間とされかつパイロット燃料インジェクタから軸方向下流と径方向外方に空間とされた複数の主燃料インジェクタ４２を通して、主燃焼部に供給される。

第１図に示すように、燃料供給システムは、燃料測定ユニット４６に流体的に連通する燃料源４４を含んでいる。燃料測定ユニットは、コントローラ５４からの制御信号に応答して、燃料過流防止弁４８への流れを防止する。コントローラは、代表的には、エンジンのオペレータ５６からの要求に応答する電子エンジン制御装置である。燃料過流防止弁に入る燃料は主燃料ライン５８とパイロット燃料ライン６２との間に比例する。パイロット燃料に対する主燃料の比は、コントローラからの第２の制御信号６４に応答して、燃料過流防止弁によって制御される。燃料測定ユニットと燃料過流防止弁への制御信号によって、コントローラは、トータル燃料流と、主燃焼部とパイロット燃焼部間の燃料流分離比を、決める。

第３図を参照すると、段階切換え制御システム６６が示されている。コンプレッサ出口温度Ｔ３は推力レベルパラメータを生成させるために監視される。コンプレッサ出口温度６８は予定表（スケジュール）８２に入力され、このスケジュールは推力レベルの関数としてパイロット燃料の流量率（点火（パイロット）燃料領域３４に供される燃料の割合い，％ _{パイロット} ）を計算する。それから、パイロット燃料の流量率を示す信号８４はスイッチ８６に入力される。一方、測定されたコンプレッサ出口温度は、推力レベルパラメータの一つとして、提示される。また、他のパラメータとしては、バーナ圧力によって分割されたトータル燃料流として規定されるエンジン比率ユニット（ＥＲＵ）が使用できる。尚、コンプレッサ出口温度は、ＥＲＵほど燃焼器効率変化に敏感ではないので、推力レベルの表示器としてより信頼性がある。

推力レベル信号は、トリップ点信号とバンド幅信号と共に、ヒステリシス関数に入力される。第４図に示すように、ヒステリシス関数は、トリップ点Ｃとバンド幅Ｄを使用し、燃料制御システムの移行領域を決めるためにトリップ点のまわりに集められている。移行領域の下限（点Ｂ）以下の推力レベルに対して、ヒステリシス関数は、燃焼器がパイロット領域のみに作用されるべきであることを示すスイッチに、信号を送る。結果として、スイッチは、１００％の燃料流がパイロット燃焼器に流れるべきであることを示す信号を、出力する。移行領域の上限（点Ａ）以上の推力レベルに対して、ヒステリシス関数は、燃焼器が段階モードで操作されるべきであることを示すスイッチに信号を送る。結局、スイッチは、スケジュールから受けたパーセント燃料流要求を、出力する。点ＡとＢ間の推力レベル信号に対して、ヒステリシス関数は、燃焼器が現在のモードに残るべきであることを示すスイッチに、信号を送る。それ故に、燃焼器がパイロットモードであれば、該燃焼器は、推力レベルがＢからＡまで上昇するにつれて、パイロットモードに残るとともに、燃焼器が段階モードであれば、燃焼器は、推力レベルがＡからＢまで減少するので、そのモードに残る。

また、第３図はヒステリシス関数のトリップ点とバンド幅を変えるための手段を示す。これは、航空気の下降中に操縦者が最大加速能力用の段階操作を望む航空機に適用するにあたって、望ましいことである。この変化手段はトリップ点信号９６と共に加算器９４に入力されるトリップ点バイアス信号９２を含んでいる。加算器９４の出力信号９８とトリップ点信号はスイッチ１０２に入力される。改良された加速度信号１０４は、もちろん、スイッチに入力されるとともに、操縦者が改良されたスケジュールを選択しているかどうかの表示を提供する。改良された加速度信号が選択されていると、スイッチはバイアスされたトリップ点信号をヒステリシス関数に送る。同様にして、バンド幅バイアス信号とバンド幅信号１０８は加算器１１２に入力される。バイアスされたバンド幅信号１１４とバンド幅信号はスイッチに入力される。スイッチは、改良された加速度信号選択からの入力を受け、オペレータが改良された加速度を選択していることの指示に応答して、スイッチは修正されたバンド幅をヒステリシス関数に出力する。修正されたトリップ点と修正されたバンド幅は、所望ならば、ヒステリシス関数をバイアスするために、低又は高推力レベルに使用される。

第５図を参照すると、パイロットと段階操作間の移行用および燃焼器の段階操作用の燃料制御システムが示されている。燃料流のためのオペレータの指令１１８は、第３図に示されかつ前述したように、パイロット燃料の流量率（％ _{パイロット} ）を要求するための信号を意味するパイロット燃料流量率要求１２２に変換される。

前記パイロット燃料流量率要求信号は複数の比率制限１２４の一つと比較される。比較制限は、パイロット燃焼器への燃料流があまりにも速く増加しない又はあまりにも速く減少しないことを確認するために、パイロット燃料流の変化率を制限するのに使用される。速い増加は燃料スパイクを発生させ、速い減少はパイロット燃焼器の吹き消しを起こさせる。パイロット燃料流量率の変化が比率制限内であれば、パイロット燃料流量率要求信号はパイロット燃料流量率信号として出力される。パイロット燃料流量率の変化が比率制限を越えると、制限された比率はパイロット燃料流量率信号として出力される。次に、パイロット燃料流量率要求は最小パイロット燃料流量率信号１２６と比較される。パイロット燃料流量率信号の値が最小パイロット燃料流量率の値以下であれば、最小パイロット燃料流量率は、吹き消しの危険性を最小にするために、パイロット燃料流量率信号として出力される。パイロット燃料流量率要求の値が最小パイロット燃料流量率の値よりも大きければ、パイロット燃料流量率要求はパイロット燃料流量率信号として出力される。次のステップは、パイロット燃料流量率信号をパイロット燃料流信号に変換することと、その信号を最小パイロット燃料流１２８と比較することである。このチェックにより、最小燃料流が、ハードウェアを考慮した面から、一致していることが確認される。最後のステップはパイロット燃料流量率要求を最大燃料流Ｗ _f,max 信号１２９と比較することである。最大燃料流チェックは、もちろん、ハードウェアの考えを考慮している。二つの信号のうち小さい方の値がパイロット流信号として出力され、そのパイロット流信号は燃料過流防止弁に送られる。

複数の比率制限をパイロット燃料流に適用する詳細が第６ａ，ｂおよびｃ図に示されている。パイロット燃料流要求に加えられる特定な比率制限は燃焼器の状態（パイロットモードから段階モードへの移行、又は段階モードからパイロットモードへの移行）によるとともに、主燃料ラインの状態（フル（燃料が充満状態）であるかまたはフルでない）による。

第６ａ図に示すように、チェックは主燃料ラインの充満状態を決めるために使用される。第１に、主燃焼器１３２への燃料流は掛け算器１３４に入力され、掛け算器１３４は信号を容積燃料流Ｗ _f,(pph) １３６に変換する。掛け算器の出力は積分器１３８に入力され、積分器１３８は容積燃料流を容積燃料流信号Ｗ _f （ｉｎ ³ ）１４２に変換する。容積燃料流信号は掛け算器１４４に入力され、容積燃料流信号は体積燃料流信号Ｗ _f （ｉｂ．）１４６に変換される。体積燃料流信号は比較手段１４７に入力され、比較手段１４７はそれを主燃料ラインの充満容積の所定体積１４８と比較する。また、容積燃料流信号は、比較手段１５０に直接入力され、充満主燃料ラインに対応する所定の容積燃料流比率レベル１５２と比較される。最終のチェックとして、パイロット燃料流量率要求信号１５４は、比較手段１５６に入力され、主燃料ラインに対応する所定のパイロット燃料流量率信号１５８と比較される。主容積燃料信号が、所定の体積信号より大きいか等しければ、または主容積燃料流が所定の主容積燃料流より大きいか等しければ、またはパイロット燃料流量率要求の値が所定のパイロット燃料流量率の値より小さいか等しければ、主燃料ラインがフルであることを示す信号が出力され、そうでなければ、主燃料ラインがフルでないという信号が出力される。

比率制限がパイロット燃料流量率に加えられたことの決定は、第６ｂ図に示されている。主燃料ラインにおける燃料の充満状態チェック（第６ａ図参照）からの出力はスイッチング手段１６０に入力される。スイッチング手段１６０は、主燃料ラインがフルとして認められると第１の比率制限１６２を出力し、主燃料ラインがフルでないと認められると第２の比率制限を出力する。第２の比率制限は、第１の比率制限よりも小さく、かつ主燃料ラインの遅い充満に対応する。主ラインがフルと認められると、第２の（速い）比率制限がパイロット燃料流量率要求に印加される。パイロットから段階操作までの移行の結果は第６ｃ図に示されている。点Ａはパイロットから段階操作までの移行要求が起こる時間に対応する。パイロット燃料流量率は、第２の比率制限により、主ラインがフル（点Ｂ）として認められるまで、ゆっくりと減少する。その点でのパイロット燃料流量率の減少は、要求されたパイロット燃料流量率に到るまで、より急速である。

燃焼器が段階操作からパイロット操作まで移行されると、単一比率制限が第６ｂ図に示すように加えられる。パイロット燃料流量率が減少していると印加されるべき比率制限に対応する、第１のスイッチング手段１６０と第３の比率制限信号１６６は比率制限器１６８に入力される。パイロット燃料流量率が増加していると、第３の比率制限が出力される。パイロット燃料流量率が減少していると、第１または第２の比率制限のどちらかが、主燃料ラインの充満状態に応じて、出力される。

比率制限されたパイロット燃料流量率要求を最小燃料流及び最大燃料流と比較するための比較手段２００が、第７図に示されている。前に論じたように決定されかつ第６ｂ図で述べた比率制限されたパイロット燃料流量率要求１９４は、選択／高関数２０２に入力される。選択／高関数への他の入力はスケジュール関数２０６から決められる最小パイロット燃料流量率信号２０４であり、スケジュール関数２０６は推力レベルとしての最小パイロット燃料流量率を出力する。選択／高関数の出力信号２０８は、掛け算器２１０に入力され、流れ比率信号２１２に選択されたパイロット燃料流量率信号を変換する。流れ比率信号は、所定の最小流比率信号２１６と、シャフト速度信号２２０とバーナ圧力信号から決められる計算された最小流れ比率信号２１８に沿って、第２の選択／高関数２１４に入力される。第２の選択／高関数は、所定の最大パイロット燃料流信号２２２に沿って、選択／低関数２２１に入力される。選択／低関数はスイッチング手段２２６に入力される。最大パイロット燃料流信号もまたスイッチング手段に入力される。スイッチング手段の出力信号２２８は、シャフトスピードの有効成分，バーナ圧力および燃料弁センサと信号に依存する。全てのセンサと信号が有効（推力と燃料流比率を決めるのに使用されるセンサが、オペレーショナルであることを示す）であれば、スイッチング手段は選択／低出力を出力する。センサ又は信号の何れかが無効信号を発生すれば、スイッチング手段は最大パイロット燃料比率を出力する。

第８図と第９図はエンジン始動システム２３０を示し、このエンジン始動システムは、始動時の主ラインをプレフィルする（燃料が充満状態となるようにする）手段を供給する。処理の第１のステップは、エンジンが、ロータシャフト選定をプレフィル処理をプレフィル受け入れ可能な動作速度内であることを確認するための、所定量２３４と比較することである。ロータシャフト速度が受け入れ可能なレベルであれば、次のステップは、航空機自体の状態をチェックすることである。これは、負荷が、航空機のホイールすなわちホイール重量信号（ＷＯＷ）に出るかどうかを示すセンサに出ることによって、なされる。ロータシャフト速度が受け入れ可能なレベルでありかつホイールセンサ上の重量がグラウンド面上であることを示すと、次のステップは主燃料ラインの状態をチェックすることである。主燃料ラインがフルとして検出されると、制御システムは、主燃料ラインがフルとして検出されるまで、パイロット燃料ラインから主燃料ラインまでの流れの一部を分離させるプレフィル処理を始める。

主燃料ラインがフルとして認められると、パイロット燃料の流量の割合は１００％にセットされる。パイロット燃焼器への前のステップで生じた燃料流Ｗ _f,p ２３８は、パイロット燃焼器用最小燃料流２４０に対してチェックされ、２つの値の高い方が選択される。この値は、プレフィルシーケンスと始動シーケンス間を切換えるスイッチに入力される燃料流Ｗ _f に変換される。プレフィル動作とパイロット動作の間の切換えに使用されるロジックのより詳細は、第９図に示されている。主領域のフィル状態は、容積計算とタイマーの双方によって、チェックされる。容積計算において、主領域２４２への燃料流は、主領域２４４への燃料流の容量を決めるために積分され、容積信号を主領域への体積燃料流２４８に変換するために、定数２４６と掛け算される。この体積燃料流信号は、主燃料ライン２５０を満たすための必要な燃料の対応する重量と比較される。この比較出力信号２５２はＯＲ関数２５４に入力される。プレフィル動作２５６の始まりと時間量は、２つの値を比較するタイマー２６０に主燃料ライン２５８を満たす必要があるので、経過した時間量の入力を含んでいる。タイマー２６２の出力信号は、もちろん、ＯＲ関数に入力される。ＯＲ関数２６４の出力信号はインバース２３４を取るための手段に入力され、インバース信号２６８はＡＮＤ関数２７０に入力される。

ロータシャフト速度２３２は、比較手段２７２に入力され、しきい値ロータシャフト速度２３４と比較される。比較出力２７４はＡＮＤ関数２７６に入力される。ＡＮＤ関数への他の入力はＷＯＷ信号２３６である。第２のＡＮＤ関数の２７８は第１のＡＮＤ関数２７０に入力される。第１のＡＮＤ関数の出力信号２８０はスイッチング手段２７８に入力され、このスイッチング手段２８０は、パイロットのみの動作と始動又は連続プレフィル処理との間を切換える。

ロジックの動作は、ロータシャフト速度がしきい値レベル以下であるか又はホイールセンサ上の重量が平面であるかのどちらかがグラウンド上になければ、プレフィル処理はスイッチオンするような動作である。さらに、容積計算又はタイマーのどちらかが主燃料ラインがフルであると確認されると、プレフィル処理はスイッチオフされる。

発明は模範的な実施例につれて開示されているけれども、発明の精神と範囲から逸脱することなく、種々の変形、省略および追加が可能であることは、当業者によって理解されるべきである。

段階燃焼器を有しかつ燃料供給システムの概略ブロック図を含む、ガスタービンエンジンの側断面図。 二重ステージ燃焼器の部分側断面図。 二重ステージ燃焼器用燃料制御システムのヒステリシス効果を示すための、推力（スラスト）パラメータの関数としてガスタービンエンジンに指令されるパイロット燃料の流量の割合いのグラフ。 二重ステージ燃焼器用ステージ切換え制御の概略図。 二重ステージ燃焼器用制御システムの機能ブロック図である。 二重ステージ燃焼器用流れ比率制限制御システムを示す図である。 二重ステージ燃焼器燃料制御システムの流れの比率制御システム用の最小／最大流比率制御システムの概略図。 二重ステージ燃焼器用始動制御システムの機能ブロック図。 二重ステージ燃焼器燃料制御システム用プレフィルシステムの概略図。

符号の説明

１２…ガスタービンエンジン
１４…燃料供給システム
１６…低圧コンプレッサ、１８…高圧コンプレッサ、２２…燃焼部、２４…高圧タービン、２６…低圧タービン、２８…軸、３２…流路
３４…点火（パイロット）燃焼領域、３６…主燃焼領域、３８…パイロット燃料インジェクタ、４２…主燃料インジェクタ
４６…燃料測定ユニット、４４…燃料源、５４…コントローラ、４８…燃料過流防止弁、５６…オペレータ、５８…主燃料ライン、６２…パイロット燃料ライン６４…制御信号
６６…段階切換え制御システム
２３０…エンジン始動システム

Claims (2)

1. パイロットモードから、ガスタービンエンジン用マルチステージ燃焼器の段階モードまで移行させる方法であって、
   主燃焼器燃料ラインのフィル状態を検出するステップと、
   パイロット領域への％パイロットを減少させるとともに、主領域のラインに過度な燃料を流すステップ、を含み、
   ％パイロット流を減少させるステップが、
   （ａ）主燃焼器燃料ラインがフルでなければ、第１の比率制限値ＲＬ₁によって％パイロットの減少を比率制限するステップと、
   （ｂ）主燃焼器燃料ラインがフルであることの指示に従って所定の時間量に対する第２の比率制限値ＲＬ₂によって、％パイロットの減少を比率制限するステップ、および
   （ｃ）推力指令の関数としての％パイロットを制御するステップ、
   を含むことを特徴とする、マルチステージ燃焼器のモード移行方法。
2. 燃焼器がパイロット領域と主領域を含み、主領域が複数の主燃焼器と流通する、マルチステージ燃焼器を有するガスタービンエンジン用燃料制御装置であって、
   主燃焼器燃料ラインのフィル状態を検出するための手段と、
   パイロット領域への％パイロット流を減少させるための手段、および、
   主領域のラインに過度の燃料を流すための手段と、
   主燃焼器燃料ラインがフルでなければ、第１の比率制限値によって％パイロットの減少を制限するための第１の比率制限器と、
   主燃焼器燃料ラインがフルであることの指示にしたがって所定量の時間に対する第２の比率制限値ＲＬ₂によって、％パイロットの減少を制限するための第２の比率制限器、および
   推力指令の関数としての％パイロットを制御するための手段、
   を含むことを特徴とする、ガスタービンの燃料制御装置。
   

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