JP2008215350A - ヘリコプタ用ガスタービンエンジンを始動する方法、そのようなエンジン用の燃料供給回路、およびそのような回路を有するエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】ヘリコプタ用ガスタービンエンジンを始動する従来技術の欠点を回避すること。
【解決手段】主始動噴射装置を形成しているエンジンの主噴射装置の少なくとも１つ（４０ａ）に、加圧された燃料供給管（３２）によって直接燃料供給することと、供給管と他の主噴射装置との間に水頭損失（弁３６）を生じることと、主始動噴射装置で点火が起こるようにすることと、点火後、供給管と他の主噴射装置との間に生じた水頭損失を解消して（弁３８を開放することによって）、水頭損失が全く生じない状態で、全ての主噴射装置が実質的に同じ圧力で燃料を供給されるようにすることと、を備える。本発明はまた、本方法を実施するための燃料供給回路と、そのような回路を有するヘリコプタ用ガスタービンエンジンとに、関する。
【選択図】図２

Description

本発明は、ヘリコプタ用ガスタービンエンジンに関し、特にそのようなエンジンに燃料を供給すること、およびそれらを始動する方法に関する。

ヘリコプタ用エンジンの燃焼室に燃料を供給するために一般的に使用されている、知られている回路の概略図を図１に示している。

燃料がタンク（図示せず）から、燃料を供給管１２に圧力下で送達するポンプ１０によって取り出される。供給管１２は、流量を調節するメータリングバルブ１４を中に取り付けて有する。供給管１２は、定格保持弁１６または水平弁を介して一連の主噴射装置２０に連結され、これらが、空気および燃料混合物を燃焼室（２２によって表す）内に噴射する働きをする。水平弁１６は、例えば６バールから１０バール（０．６メガパスカル（ＭＰａ）から１ＭＰａ）の水頭損失を生じるが、これは、例えば定格バネによって調整される。供給管１２は、水平弁１６の上流の位置で、電気制御された始動弁１８を介して、１つまたは複数の、一般には２つの始動噴射装置２４にも連結されている。浄化管１９も始動弁１８に連結されているが、始動弁１８は、始動噴射装置２４を供給管１２または浄化管１９に連結させるように電気的に制御される。

エンジンを始動させるために、始動弁１８は、始動噴射装置２４を供給管１２と連結させるように制御される。始動噴射装置２４付近の点火火花プラグ２６によって点火が行われる。水平弁は、高空でも始動するのに充分な圧力で燃料が始動噴射装置２４に存在することを保証する。始動後、始動噴射装置２４への燃料供給は、始動噴射装置２４を浄化管と連結するように制御された始動弁１８によって阻止され、燃焼室への燃料供給は、主噴射装置２０によってのみ行われるようになる。始動噴射装置が浄化されていない場合に起こることになる燃料のコークス化を回避するために、それらを浄化することが必要である。このコークス化は、形成される固体析出物のために、後続の始動噴射装置の適正な動作に害を及ぼす可能性がある。

このような燃料回路では、水平弁１６によって生じる水頭損失は、始動時の燃料圧力の蓄えを失わないようにするためだけに有用であり、これは、エンジン動作中の燃料供給管内の恒久的な余分の圧力を生み出す。さらに、主噴射装置に加えて始動噴射装置が設けられており、始動噴射装置を浄化するための手段を設けることが必要である。

本発明は、上述の欠点を回避することを目指す。本発明は、この態様の１つにおいて、圧力下で燃料を供給する管と、燃料をエンジンの燃焼室内に噴射する複数の主噴射装置とを備える燃料回路によって燃料供給されるヘリコプタ用ガスタービンエンジンを始動する方法であって、
主始動噴射装置を構成する主噴射装置の少なくとも１つに、加圧された供給管から直接燃料供給すると同時に、加圧された供給管と他の主噴射装置との間に水頭損失を生じることと、
主始動噴射装置で点火が起こるようにすることと、
点火後、供給管と他の主噴射装置との間に生じた上記水頭損失を解消して、水頭損失が全く生じない状態で、全ての主噴射装置が実質的に同じ圧力で燃料を供給されるようにすることとを備える方法を提供する。

主噴射装置の１つが始動噴射装置として使用されることから、特定の始動噴射装置を設ける必要はなく、したがって、始動後それらを浄化する手段を設ける必要もない。さらに、水平弁は始動中しか活動状態ではない。通常動作では水頭損失が生じないことから、供給管に余分の圧力が必要ない。したがって、従来技術による燃料供給回路と比較して、ポンプからの出力圧力を低くすることができ、かつ／または、燃料の噴霧を向上させるために、主噴射装置に対してより大きな圧力を利用可能にすることができる。

本方法の実施においては、水頭損失は、加圧された供給管と他の主噴射装置との間に水平弁を挿置することによって生じ、水頭損失は、水平弁を迂回する管内の開閉弁を閉鎖することによって解消される。

本発明はまた、ヘリコプタ用ガスタービンエンジンの燃焼室の燃料供給回路を提供し、回路は、燃料をエンジンの燃焼室内に噴射する複数の主噴射装置と、燃料を圧力下で供給する管と、を備え、この回路内では、
主始動噴射装置を形成している主噴射装置の少なくとも１つは、加圧された供給管に直接連結され、
他の主噴射装置は、水頭損失を生じる水平弁と開閉弁とを平行に備える回路を介して加圧された供給管に連結され、
水平弁によって生じる水頭損失が掛けられている状態と、解消されている状態とを選択するように、開閉弁用の制御回路が設けられている。

本発明はまた、燃焼室と、既に規定したように燃焼室に燃料を供給する回路とを含む、ヘリコプタ用ガスタービンエンジン、特に旋回する空気流を有する燃焼室を備えたエンジンを提供する。燃焼室内の空気の旋回流は、主始動噴射装置によって生成された炎が全ての他の主噴射装置に伝播するのを促進する。

非限定的な例としてここに掲げる以下の説明を、添付の図面を参照して読むことによって、本発明をより充分に理解することができる。

図２の燃料供給回路では、図１の回路と同様に、燃料の流量を制御するメータリングバルブ３４を中に取り付けて有する供給管３２に圧力下で送達するための燃料を、タンク（図示せず）から取り出すポンプ３０を見ることができる。

空気と燃料の混合物を燃焼室内に噴射するために、複数の主噴射装置４０が燃焼室（４２によって表す）の壁に取り付けられている。主噴射装置４０の１つ４０ａが、管３５を介して供給管３２に直接連結されている。他の主噴射装置は、定格保持弁または水平弁３６と、水平弁３６を迂回する管３９内に取り付けられた開閉弁３８との両方を平行に備える回路を介して、供給管３２に連結され、管３５は水平弁３６の上流の供給管３２に連結されている。水平弁３６は、予め調整された水頭損失、例えば６バールから１０バール（０．６ＭＰａから１ＭＰａ）を、例えば定格バネによって生じる。開閉弁３８を電気制御することができ、開閉弁３８は、例えば、迂回管３９を流れる流れが防止されて水平弁３６が活動状態となる閉鎖位置と、迂回管３９を流れる流れが可能にされて水平弁３６が非活動状態となる開放位置とを有する。

燃料供給回路は、以下のように動作する。

始動時には、ソレノイド弁３８が、迂回管３９を閉鎖するように制御される。水平弁３６は活動状態であるので、主始動噴射装置４０ａに対して高圧の燃料供給が保証される。

噴射装置４０ａ付近の始動用火花プラグ４８によって点火が起こされ、保持弁３６が挿入されていることからより低い圧力で燃料が供給される他の主噴射装置に、炎が伝播する。

始動後、ソレノイド弁３８が、迂回管３９を介して通路を開放するように制御され、これによって水平弁３６を避ける。主始動噴射装置４０ａを含む全ての主噴射装置４０に対して、実質的に同じ燃料圧力で燃料供給が行われる。

ここに示している実施例では、始動用に１つの主噴射装置しか使用されていない。しかし、高空で始動する際でも、保持弁３６を介して他の主噴射装置に供給するのに充分な圧力が始動時に残存している限り、始動用に、管３５によって供給管３２に直接連結された複数の主噴射装置を使用することを想定することが可能である。

始動用のパイロット回路と主回路との両方を有する知られている噴射装置とは異なり、主始動噴射装置４０ａが、他の主噴射装置と類似していることは観察されるべきである。

主始動噴射装置で生成された炎の他の主噴射装置への伝播は、燃焼室４２が空気の旋回流を有する燃焼室であるとき促進される。

図３は、内側壁４４ａと多数の穿孔を備えた外側壁４４ｂとを有する、旋回空気流を備えた環状燃焼室の極めて概略的な図を示している。噴射装置４０は壁４４ｂによって担持されている。

図４に見ることができるように、内側壁４４ａ、外側壁４４ｂに形成された穿孔４６は、上記壁に対する垂線に対して傾斜している。図４で矢印ｆによって表すように、穿孔４６を介して燃焼室４２内に導入された空気は、燃焼室４２の軸線Ａのまわりで旋回流を生成する。

ヘリコプタ用ガスタービンエンジンのための従来技術による燃料供給回路の概略図である。 ヘリコプタ用ガスタービンエンジンの燃焼室に燃料を供給するための、本発明による回路の一実施形態の概略図である。 旋回空気流を有する、図２に示しているような回路によって燃料供給されるのに適した燃焼室の、軸線方向半断面での極めて概略的な断片図である。 図３の燃焼室の拡大断片横断面図である。

符号の説明

１２、３２ 供給管
１４、３４ メータリングバルブ
１６ 水平弁
１８ 始動弁
１９ 浄化管
２０、４０、４０ａ 主噴射装置
２２、４２ 燃焼室
２４ 始動噴射装置
２６ ４８ 点火火花プラグ
２８ 開閉弁
３５ 管
３６ 保持弁
３８ ソレノイド弁
３９ 迂回管
４４ａ 燃焼室の内側壁
４４ｂ 燃焼室の外側壁
４６ 穿孔

Claims (5)

1. 圧力下で燃料を供給する管と、燃料をエンジンの燃焼室内に噴射する複数の主噴射装置とを備える燃料回路によって燃料供給されるヘリコプタ用ガスタービンエンジンを始動する方法であって、
   主始動噴射装置を構成する主噴射装置（４０）の少なくとも１つ（４０ａ）に、加圧された供給管（３２）から直接燃料供給すると同時に、加圧された供給管と他の主噴射装置との間に水頭損失を生じることと、
   主始動噴射装置で点火が起こるようにすることと、
   点火後、供給管と他の主噴射装置との間に生じた前記水頭損失を解消して、水頭損失が全く生じない状態で、全ての主噴射装置が実質的に同じ圧力で燃料を供給されるようにすることと、を備える方法。
2. 水頭損失が、加圧された供給管（３２）と他の主噴射装置との間に水平弁（３６）を挿置することによって生じ、水頭損失が、水平弁を迂回する管（３９）内の開閉弁（３８）を閉鎖することによって解消される、請求項１に記載の方法。
3. 燃料をエンジンの燃焼室内に噴射する複数の主噴射装置（４０）と、燃料を圧力下で供給する管（３２）とを備える、ヘリコプタ用ガスタービンエンジンの燃焼室の燃料供給回路であって、
   主始動噴射装置を形成している主噴射装置の少なくとも１つ（４０ａ）が、加圧された供給管に直接連結され、
   他の主噴射装置が、水頭損失を生じる水平弁（３６）と開閉弁（３８）とを平行に備える回路を介して加圧された供給管に連結され、
   水平弁によって生じる水頭損失が掛けられている状態と、解消されている状態とを選択するように、開閉弁用の制御回路が設けられている、ヘリコプタ用ガスタービンエンジンの燃焼室の燃料供給回路。
4. 請求項３に記載の燃焼室と燃焼室用の燃料供給回路とを有する、ヘリコプタ用ガスタービンエンジン。
5. 燃焼室が旋回空気流の燃焼室である、請求項４に記載のエンジン。

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