JP2009024669A

JP2009024669A - ガスタービンエンジン燃焼器のミキサ組立体への燃料流量を能動的に制御するための装置

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Publication number: JP2009024669A
Application number: JP2007191108A
Authority: JP
Inventors: Joseph Myers William Jr; ウィリアム・ジョセフ・マイヤーズ，ジュニア; Alfred Albert Mancini; アルフレッド・アルバート・マンシーニ; George Chia-Chun Hsiao; ジョージ・チア−チュン・シャオ; Shui-Chi Li; シュイ−チ・リ; Shih-Yang Hsieh; シン−ヤン・シー; Hukam Chand Mongia; フカム・チャンド・モンジャ
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2007-07-23
Filing date: 2007-07-23
Publication date: 2009-02-05
Anticipated expiration: 2027-07-23
Also published as: JP4995657B2

Abstract

【課題】燃料ポンプからガスタービンエンジン燃焼器のミキサ組立体への燃料流量を能動的に制御するための装置を提供する。
【解決手段】ミキサ組立体は、パイロットミキサと主要ミキサを含む。パイロットミキサは、中空内部を有する環状パイロットハウジングと、パイロットハウジングの中空内部に燃料小滴を分配するように適応された一次燃料噴射器と、一次燃料噴射器の上流側に位置付けられた複数の軸流スワーラとを更に含む。燃料流量制御装置は、燃焼器内の動的圧力を検出するためのセンサと、燃料ノズルと、燃料ノズルにより弁を介して供給される燃料流量を制御する。燃料ノズルは、燃料をパイロットミキサ及び主要ミキサに提供するための複数の回路を有するフィードストリップと、燃料ノズルと関係付けられ、フィードストリップと流れ連通した複数のベーンとを含む。制御システムは、圧力センサからの信号に従って弁を起動させる。
【選択図】図５

Description

本発明は、エンジンの運転管理体制全体にわたって望ましくない燃焼生成物成分の発生を最小にする多段燃焼システムに関し、より具体的には、一次燃料噴射器と二次燃料噴射ポートとを備えたパイロットミキサを有するミキサ組立体への燃料流量を能動的に制御するための方法及び装置に関する。

現代では、スモッグ及び他の望ましくない環境状態の原因となるガス、特に内燃機関から放出されるガスの生成及び排出を最小化することに重点が置かれており、このような望ましくない燃焼生成物成分の生成及び排出を低減する目的で開発された様々なガスタービンエンジンの燃焼器設計がもたらされることになった。燃焼器設計に影響を及ぼす他の要因は、ガスタービンエンジンのユーザの効率的な低コスト運転に対する要求であり、これは、燃費低減に対する要求並びにエンジン出力を維持又は増大させることへの要求につながる。結果として、航空機ガスタービンエンジン燃焼システムの重要な設計基準には、様々なエンジン動作条件下で高い熱効率を得るために燃焼温度を高くすること、並びに、粒子の排出（エミッション）、望ましくないガスのエミッション、及び光化学スモッグ形成の前駆体である燃焼生成物のエミッションの原因となる望ましくない燃焼状態を最小にすることが含まれる。

様々な行政規制機関により、望ましくない大気状態発生の主因として確認されている未燃炭化水素（ＨＣ）、一酸化炭素（ＣＯ）、及び窒素酸化物（ＮＯｘ）の許容可能レベルのエミッション限度が定められている。従って、様々な燃焼器設計はこれらの基準に適合するように開発されてきた。例えば、望ましくないガスタービンエンジン燃焼生成物のエミッションを最小にする問題に取り組む１つの方法は、多段式燃焼を提供することである。当該構成においては、燃焼生成物の性質をより綿密に制御するために低速及び低出力状態において第１段バーナが利用される燃焼器が提供される。より高い出力状態においては、燃焼生成物をエミッション限度内に維持するようにしながら、第１段及び第２段バーナの組合せが提供される。望ましくない燃焼生成物の生成を最小にすると同時に、エンジンの効率的な熱動作を可能にするよう第１段及び第２段バーナの動作の均衡を達成することが困難であることは理解されるであろう。この点に関しては、ＮＯｘのエミッションを低下させるために低い燃焼温度で作動させることによって不完全燃焼又は部分的に不完全な燃焼を生じる可能性があり、これは、出力及び熱効率を低下させることに加えて、過剰な量のＨＣ及びＣＯの生成につながる可能性がある。他方、燃焼温度が高いことは、熱効率を改善し、ＨＣ及びＣＯ量を低減するが、ＮＯｘ排出が増大することが多い。

こうした望ましくない燃焼生成物成分の生成を最小にするよう提案する別の方法は、噴射燃料と燃焼空気とのより効果的な混合を可能にすることである。この点に関して、燃料と空気との混合を改善するために長年にわたり多くのミキサ設計が提案されてきた。このように、燃焼は混合気全体にわたって均一に行われると、不完全燃焼から生じるＨＣ及びＣＯのレベルが減少する。しかしながら、混合が改善されても、フレーム温度が高い高出力状態の下では高レベルの望ましくないＮＯｘが形成される。

これまで利用されてきた１つのミキサ設計は、ツイン環状予混合スワーラ（ＴＡＰＳ）として知られており、以下の米国特許第６，３５４，０７２号、第６，３６３，７２６号、第６，３６７，２６２号、第６，３８１，９６４号、第６，３８９，８１５号、第６，４１８，７２６号、第６，４５３，６６０号、第６，４８４，４８９号、及び第６，８６５，８８９号で開示されている。ＴＡＰＳミキサ組立体は、全てのエンジン作動サイクル中に燃料が供給されるパイロットミキサと、エンジン作動サイクルの内の出力増加状態中にだけ燃料が供給される主要ミキサとを含むことが理解されるであろう。高出力状態（すなわち、離陸及び上昇）中の組立体の主要ミキサの改善は、米国特許出願第１１／１８８，５９６号及び第１１／１８８，５９８号、第１１／１８８，４７０号で開示されているが、燃焼効率を維持しながらエンジン作動範囲の他の部分（すなわちアイドリング、着陸進入、及び巡航）にわたる作動性を改善するには、パイロットミキサの変更が望まれる。

機能性及び柔軟性を得るために、ＴＡＰＳ型ミキサ組立体のパイロットミキサが開発され、名称「ＰｉｌｏｔＭｉｘｅｒＦｏｒＭｉｘｅｒＡｓｓｅｍｂｌｙＯｆＡＧａｓＴｕｒｂｉｎｅＥｎｇｉｎｅＣｏｍｂｕｓｔｏｒＨａｖｉｎｇＡＰｒｉｍａｒｙＦｕｅｌＩｎｊｅｃｔｏｒＡｎｄＡＰｌｕｒａｌｉｔｙＯｆＳｅｃｏｎｄａｒｙＦｕｅｌＩｎｊｅｃｔｉｏｎＰｏｒｔｓ（一次燃料噴射器及び複数の二次燃料噴射ポートを有するガスタービンエンジン燃焼器のミキサ組立体用パイロットミキサ）」の米国特許出願において開示されている。出願番号第１１／３６５，４２８号のこの米国特許出願は、本出願の譲受人によって所有され、引用により本明細書に組み込まれる。４２８出願は、パイロットミキサの物理的な実施形態に関するものであるが、このようなパイロットミキサ及びこれを含むミキサ組立体全体への燃料流量を能動的に制御することのできる装置及び方法が望まれることは理解されるであろう。

希薄予混合燃焼は、エミッションを最小にするために希薄失火限界に近い動作を必要とすることはよく知られている。従って、燃焼器の動作を調節して希薄失火を回避することができるように、希薄失火事象の開始を認識することができることが望ましい。これに加えて、空気と燃料の混合は、低エミッションを得るために、極めて効率的である必要がある。このような混合を高めるために、燃料を高周波数でパルス化して噴射器に送ることも望ましいものとなる。

希薄予混合燃焼は、多くの場合燃焼器内に高い動的圧力レベルを生じることも判明している。燃焼動特性は、燃料空気混合気の燃焼から解放される熱と燃焼室内の圧力振動と相互作用の結果である。このような動的圧力は、高サイクル疲労を生じることがあり、燃焼器部品を損傷させる可能性がある。燃焼器に対する動的圧力の作用は、これまでも相殺されてきたが、この相殺には一般に、燃焼器の音響モードに付随する圧力レベルを低下させるための高帯域幅の燃料又は空気作動を提供することを含んでいた。
米国特許第６，３５４，０７２号公報米国特許第６，３６３，７２６号公報米国特許第６，３６７，２６２号公報米国特許第６，３８１，９６４号公報米国特許第６，３８９，８１５号公報米国特許第６，４１８，７２６号公報米国特許第６，４５３，６６０号公報米国特許第６，４８４，４８９号公報米国特許第６，８６５，８８９号公報米国特許第６，４０５，５２３号公報米国特許第６，９５５，０４０号公報米国特許第６，７１８，７７０号公報米国特許第６，５２３，３５０号公報米国特許出願第１１／１８８，５９６号公報米国特許出願第１１／１８８，５９８号公報米国特許出願第１１／１８８，４７０号公報米国特許出願番号第１１／３６５，４２８号公報米国特許出願番号第１１／１８８，４８３号公報米国特許出願第１１／１８８，５９５号公報

このように、エンジン作動状態の広い範囲にわたって望ましくない燃焼生成物成分の生成が最小になるガスタービンエンジン燃焼器を提供する必要性がある。従って、入れ子式の燃焼器構成からなるパイロットミキサを変更し、一次燃料噴射器と二次燃料噴射ポートとを含むようにすることが望ましい。希薄失火状態の開始並びに燃焼器内に生じる許容できないレベルの動的圧力を識別して相殺することにより、このようなミキサ組立体の動作を改善する能動的制御システム及び制御方法が提供されることが望まれる。

本発明の第１の例示的な実施形態においては、燃料ポンプからパイロットミキサ及び主要ミキサを含むガスタービンエンジン燃焼器のミキサ組立体への燃料流量を能動的に制御するための装置が開示される。パイロットミキサは、中空内部を有する環状パイロットハウジングと、パイロットハウジング内に装着されて、パイロットハウジングの中空内部に燃料小滴を分配するように適応された一次燃料噴射器と、一次燃料噴射器の上流側に位置付けられた複数の軸流スワーラとを更に含む。燃料流量制御装置は、燃焼器内の動的圧力を検出するための少なくとも１つのセンサと、燃料ノズルと、燃料ノズルによりミキサ組立体のパイロットミキサ及び主要ミキサに供給される燃料流量を能動的に制御するためのシステムとを更に含む。燃料ノズルは、燃料をパイロットミキサ及び主要ミキサに提供するための複数の回路を有するフィードストリップと、燃料ノズルと関係付けられ、フィードストリップと流れ連通している複数の弁と、を更に含む。制御システムは、圧力センサから受け取る信号に従って弁を起動させる。

本発明の第２の例示的な実施形態においては、燃料ポンプからガスタービンエンジン燃焼器のミキサ組立体への燃料流量を能動的に制御するための装置が開示され、ミキサ組立体は、パイロットミキサと主要ミキサとを含む。パイロットミキサは、中空内部を有する環状パイロットハウジングと、パイロットハウジング内に装着され、パイロットハウジングの中空内部に燃料小滴を分配するように適応された一次燃料噴射器と、該一次燃料噴射器の上流側に位置付けられた複数の軸流スワーラと、燃料をパイロットハウジングの中空内部内に導入するための複数の二次燃料噴射ポートとを更に含む。燃料流量制御装置は、燃焼器内の動的圧力を検出するための少なくとも１つのセンサと、燃料ノズルと、燃料ノズルによりミキサ組立体のパイロットミキサ及び主要ミキサに供給される燃料流量を能動的に制御するためのシステムとを更に含む。燃料ノズルは、燃料をパイロットミキサの一次燃料噴射器、パイロットミキサの二次燃料噴射ポート、及び主要ミキサに提供するための複数の回路を有するフィードストリップと、燃料ノズルと関係付けられ、フィードストリップと流れ連通した複数の弁を更に含む。制御システムは、圧力センサから受け取る信号に従って弁を起動させる。

本発明の第３の例示的な実施形態においては、燃料ポンプからガスタービンエンジン燃焼器のミキサ組立体への燃料流量を能動的に制御するための方法が開示され、ミキサ組立体は、パイロットミキサと主要ミキサとを含み、パイロットミキサは、中空内部を有する環状パイロットハウジングと、パイロットハウジング内に装着され、パイロットハウジングの中空内部に燃料小滴を分配するように適応された一次燃料噴射器とを更に含む。本方法は、燃焼器の燃焼室における動的圧力を連続的に感知するステップと、燃焼室内における感知された動的圧力の振幅が所定量よりも大きいかどうかを判断するステップと、圧力振幅が所定量よりも大きい時には燃料を指定された様態でパイロットミキサに提供するように燃料ノズルに信号を送るステップとを含む。

本発明の第４の例示的な実施形態においては、燃料ポンプからガスタービンエンジン燃焼器のミキサ組立体への燃料流量を能動的に制御するための方法が開示され、ミキサ組立体は、パイロットミキサと主要ミキサとを含み、パイロットミキサは、中空内部を有する環状パイロットハウジングと、パイロットハウジング内に装着され、パイロットハウジングの中空内部に燃料小滴を分配するように適応された一次燃料噴射器と、燃料をパイロットハウジングの中空内部内へ導入するための複数の二次燃料噴射ポートとを更に含む。本方法は、燃焼器の燃焼室内における動的圧力を連続的に感知するステップと、燃焼室内における感知された動的圧力の振幅が所定量よりも大きいかどうかを判断するステップと、圧力振幅が所定量よりも大きい時に燃料を指定された様態で二次燃料噴射ポートに提供するように燃料ノズルに信号を送るステップとを含む。

本発明の第５の例示的な実施形態においては、燃料ポンプからガスタービンエンジン燃焼器のミキサ組立体への燃料流量を能動的に制御するための方法が開示され、ミキサ組立体は、パイロットミキサと主要ミキサとを含み、パイロットミキサは、中空内部を有する環状パイロットハウジングと、パイロットハウジング内に装着され、パイロットハウジングの中空内部に燃料小滴を分配するように適応された一次燃料噴射器とを更に含む。本方法は、燃焼器の燃焼室内における動的圧力を連続的に感知するステップと、燃焼室内における感知された動的圧力の周波数が所定範囲内にあるかどうかを判断するステップと、圧力周波数が所定範囲内にある時に燃料を指定された様態でパイロットミキサに提供するように燃料ノズルに信号を送るステップとを含む。

本発明の第６の例示的な実施形態においては、燃料ポンプからガスタービンエンジン燃焼器のミキサ組立体への燃料流量を能動的に制御するための方法が開示され、ミキサ組立体は、パイロットミキサと主要ミキサとを含み、パイロットミキサは、中空内部を有する環状パイロットハウジングと、パイロットハウジング内に装着され、パイロットハウジングの中空内部に燃料小滴を分配するように適応された一次燃料噴射器と、燃料をパイロットハウジングの中空内部内へ導入するための複数の二次燃料噴射ポートとを更に含む。本方法は、燃焼器の燃焼室内における動的圧力を連続的に感知するステップと、燃焼室内における感知された動的圧力の周波数が所定範囲内にあるかどうかを判断するステップと、圧力周波数が所定範囲内にある時に燃料を指定された様態でパイロットミキサの二次燃料噴射ポートに提供するように燃料ノズルに信号を送るステップとを含む。

本発明の第７の例示的な実施形態においては、複数の動作段階中に、燃料ポンプからガスタービンエンジン燃焼器のミキサ組立体への燃料流量を能動的に制御するための方法が開示され、ミキサ組立体は、パイロットミキサと主要ミキサとを含み、パイロットミキサは、中空内部を有する環状パイロットハウジングと、パイロットハウジング内に装着され、パイロットハウジングの中空内部に燃料小滴を分配するように適応された一次燃料噴射器と、燃料をパイロットハウジングの中空内部内へ導入するための複数の二次燃料噴射ポートとを更に含む。本方法は、第１の給油モード中に、パイロットミキサの一次燃料噴射器及び二次燃料噴射ポートだけに燃料を供給するステップと、第２の給油モード中に、燃料を第１の指定された量でパイロットミキサと主要ミキサとに供給するステップと、第３の給油モード中に、燃料を第２の指定された量でパイロットミキサと主要ミキサとに供給するステップとを含む。

次に、各図全体を通して同じ参照符号が同じ要素を表す図面を詳細に参照すると、図１は、参照用に長手方向又は軸方向の中心軸線１２が貫通した航空機用途の例示的なガスタービンエンジン１０（高バイパス型）を概略的に示している。エンジン１０は、好ましくは全体が参照符号１４で示されたコアガスタービンエンジンと、その上流側に位置付けられたファンセクション１６とを含む。コアエンジン１４は通常、環状入口２０を定めるほぼ管状の外側ケーシング１８を含む。外側ケーシング１８は更に、コアエンジン１４に入る空気の圧力を第１の圧力レベルまで引き上げるブースタ圧縮機２２を囲みこれを支持する。高圧多段軸流圧縮機２４は、ブースタ２２からの加圧空気を受け取り、その空気を更に増圧させる。加圧空気は燃焼器２６に流れ、そこで燃料が加圧空気流に噴射されて、加圧空気の温度及びエネルギーレベルを引き上げる。高エネルギーの燃焼生成物は、燃焼器２６から第１の（高圧）タービン２８に流れて、第１の（高圧）駆動シャフト３０を介して高圧圧縮機２４を駆動し、次いで第２の（低圧）タービン３２に流れて、第１の駆動シャフト３０と同軸の第２の（低圧）駆動シャフト３４を介してブースタ圧縮機２２及びファンセクション１６を駆動する。燃焼生成物は、タービン２８及び３２の各々を駆動した後、排気ノズル３６を介してコアエンジン１４から出て推進噴流推力を与える。

ファンセクション１６は、環状ファンケーシング４０によって囲まれた回転可能な軸流ファンロータ３８を含む。ファンケーシング４０は、ほぼ半径方向に延び且つ円周方向に離間した複数の外側ガイドベーン４２によりコアエンジン１４から支持されることは理解されるであろう。このようにして、ファンケーシング４０は、ファンロータ３８及びファンロータブレード４４を囲む。ファンケーシング４０の下流側セクション４０は、コアエンジン１４の外側部分を超えて延び、追加の推進噴流推力を与える二次的なすなわちバイパス空気流管路４８を形成する。

流れの視点から見ると、矢印５０で表される初期空気流は、ファンケーシング４０への入口５２を介してガスタービンエンジン１０に入る。空気流５０は、ファンブレード４４を通過して、流路４８を通って移動する第１の加圧空気流（矢印５４で表す）と、ブースタ圧縮機２２に入る第２の加圧空気流（矢印５６で表す）とに分かれる。第２の加圧空気流５６の圧力は増大されて、矢印５８で表すように高圧圧縮機２４に入る。燃料と混合して燃焼器２６内で燃焼した後、燃焼生成物６０が燃焼器２６から出て、第１のタービン２８を通って流れる。次いで燃焼生成物６０は、第２のタービン３２を通って流れ、排気ノズル３６から出てガスタービンエンジン１０に推力をもたらす。

図２において最もよく分かるように、燃焼器２６は、長手方向軸線１２と同軸上にある環状燃焼室６２、並びに入口６４及び出口６６を含む。上述のように、燃焼器２６は、高圧圧縮機吐出口６９からの加圧空気の環状流を受け入れる。この圧縮機吐出空気の一部は混合組立体６７内に流入し、そこで燃料が燃料ノズル６８から噴射されて空気と混合されて混合気を形成し、これが燃焼用に燃焼室６２に供給される。混合気の点火は、適当な点火器（図示せず）によって行われ、結果として得られる燃焼ガス６０は、環状の第１段タービンノズル７２に向って軸方向に流れて流入する。ノズル７２は、半径方向に延びて且つ環状に離間した複数のノズルベーン７４を含む環状流路によって定められ、該ノズルベーン７４は、ガスが角度を付けて流れて第１のタービン２８の第１段タービンブレードに衝突するようにガスを転向させる。図１に示すように、第１のタービン２８は、好ましくは第１の駆動シャフト３０を介して高圧圧縮機２４を回転させる。低圧タービン３２は、好ましくは第２の駆動シャフト３４を介してブースタ圧縮機２２及びファンロータ３８を駆動する。

燃焼室６２は、エンジンの外側ケーシング１８内に収容され、環状燃焼器の外側ライナ７６及び半径方向内側に位置付けられた環状燃焼器の内側ライナ７８によって定められる。図２の矢印は、圧縮機吐出空気が燃焼器２６内で流れる方向を示している。図示のように、空気の一部は、外側ライナ７６の最外表面上を流れ、一部は燃焼室６２に流入し、一部は、内側ライナ７８の最内表面上を流れる。

これまでの設計とは異なり、燃焼生成物がタービンノズル７２に入る前に燃焼プロセスを完了させるため追加の空気が燃焼室６２に入ることを可能にする複数の希釈開口を外側ライナ７６及び内側ライナ７８はがそれぞれ備えないのが好ましい。これは、名称「ＨｉｇｈＰｒｅｓｓｕｒｅＧａｓＴｕｒｂｉｎｅＥｎｇｉｎｅＨａｖｉｎｇＲｅｄｕｃｅｄＥｍｉｓｓｉｏｎｓ（エミッションが低減された高圧ガスタービンエンジン）」の米国出願番号第１１／１８８，４８３号の特許出願に従うものであって、該特許出願はまた本発明の譲受人によって所有されている。しかしながら、外側ライナ７６及び内側ライナ７８は、その最外表面に沿って流れる空気の一部が燃焼室６２の内部に流入することができるようにするための、小さな環状に離間した複数の冷却空気孔（図示せず）を含むのが好ましいことは理解されるであろう。この内側に向けられた空気流は、燃焼室６２の内部に面する外側ライナ７６及び内側ライナ７８の内表面に沿って通過することで、燃焼室内部に沿って冷却空気の膜が形成されるようになる。

軸方向に延びる複数の混合組立体６７は、燃焼器２６の上流側端部に円形配列で配置され、環状燃焼室６２の入口６４に延びる点は理解されるであろう。環状ドームプレート８０は、内向き且つ前方に延びて燃焼室６２の上流側端部を定め、混合組立体６７を受け入れるために形成された円周方向に離間した複数の開口を有することが分かるであろう。この部分において、内側ライナ７６及び外側ライナ７８の各々の上流側部分はそれぞれ、互いに半径方向に離間され、外側カウル８２及び内側カウル８４を定める。外側カウル８２及び内側カウル８４の最前端部間の空間は燃焼室入口６４を定め、圧縮機吐出空気が燃焼室６２に入ることができるようにする開口を形成する。

本発明の一実施形態による混合組立体１００を図３に示す。混合組立体１００は、好ましくはパイロットミキサ１０２、主要ミキサ１０４、及び両ミキサ間に置かれたキャビティ１０６を含む。より具体的には、パイロットミキサ１０２は、好ましくは中空内部を有する環状のパイロットハウジング１０８と、ハウジング１０８内に装着されてパイロットハウジング１０８の中空内部に燃料小滴を分配するように適合された一次燃料噴射器１１０とを含むことが分かるであろう。更に、パイロットミキサ１０２は、好ましくは一次燃料噴射器１１０に隣接した半径方向内側位置に置かれた第１のスワーラ１１２と、第１のスワーラ１１２から半径方向外側位置に置かれた第２のスワーラ１１４と、これらのスワーラ間に置かれた分割器１１６とを含む。図示のように、分割器１１６は、一次燃料噴射器１１０の下流側に延びて、下流側部分においてベンチュリ１１８を形成する。第１のスワーラ１１２及び第２のスワーラ１１４は、混合組立体１００を貫通する中心軸線１２０にほぼ平行に配向され、これを通過して移動する空気を旋回させるための複数のベーンを含むことは理解されるであろう。燃料及び空気は、エンジン作動サイクル中の全ての時点においてパイロットミキサ１０２に提供され、燃焼室６２の中央部分に一次燃焼域１２２が生成される（図２参照）ようにする。

主要ミキサ１０４は更に、パイロットハウジング１０８を半径方向に囲んで環状キャビティ１２６を形成する環状主要ハウジング１２４と、燃料を環状キャビティ１２６内に導入する複数の燃料噴射ポート１２８と、全体が参照符号１３０で表されるスワーラ装置とを含む。スワーラ装置１３０は、本発明の譲受人に譲渡された、名称「ＭｉｘｅｒＡｓｓｅｍｂｌｙＦｏｒＣｏｍｂｕｓｔｏｒＯｆＡＧａｓＴｕｒｂｉｎｅＥｎｇｉｎｅＨａｖｉｎｇＡＰｌｕｒａｌｉｔｙＯｆＣｏｕｎｔｅｒ−ＲｏｔａｔｉｎｇＳｗｉｒｌｅｒｓ（複数の反転スワーラを有するガスタービンエンジンの燃焼器用のミキサ組立体）」の米国特許出願第１１／１８８，５９６号、及び名称「ＳｗｉｒｌｅｒＡｒｒａｎｇｅｍｅｎｔＦｏｒＭｉｘｅｒＡｓｓｅｍｂｌｙＯｆＡＧａｓＴｕｒｂｉｎｅＥｎｇｉｎｅＣｏｍｂｕｓｔｏｒＨａｖｉｎｇＳｈａｐｅｄＰａｓｓａｇｅｓ（成形通路を有するガスタービンエンジン燃焼器のミキサ組立体用のスワーラ装置）」の米国特許出願第１１／１８８，５９５号に見られるような幾つかの方式のいずれかで構成することができる。しかしながら、スワーラ装置１３０は、好ましくは燃料噴射ポート１２８の上流側に置かれた少なくとも第１のスワーラ１４４を含むことが、図３で分かるであろう。図示のように、第１のスワーラ１４４は、好ましくはミキサ組立体１００を貫通する中心軸線１２０に対しほぼ半径方向に配向される。第１のスワーラ１４４は、複数のベーン１５０を含み、これらの間を流れる空気を旋回させる点に留意されたい。ベーン１５０は、円周方向にほぼ均一に離間されているので、隣接するベーン１５０間にほぼ均一な複数の通路が形成される。更に、上記５９５特許出願に開示されているように、スワーラ１４４は、通路を所要の方法で形作るために、異なる外形を有するベーンを含み得ることも理解されるであろう。

スワーラ装置１３０はまた、燃料噴射ポート１２８の上流側に位置付けられ、好ましくは中心軸線１２０にほぼ平行に向けられた第２のスワーラ１４６を含むものとして示されている。第２のスワーラ１４６は更に、複数のベーン１５２を含み、これらの間を流れる空気を旋回させる。ベーン１５２は、円周方向にほぼ均等に離間され、これによりこれらの間にほぼ均一な複数の通路を形成するように図示されているが、このようなベーン１５２はまた、通路を所要の方法で形作るために異なる外形を有することもできる。

上述のように、キャビティ１０６は、パイロットミキサ１０２と主要ミキサ１０４との間に置かれ、燃料供給源と流れ連通した第１の燃料マニホルド１０７を収容する。詳細には、中央本体外側シェル１４０は、キャビティ１０６の外表面及び後表面を形成し、パイロットハウジング１０８がキャビティ１０６の内表面を提供する。燃料噴射ポート１２８は、燃料マニホルド１０７と流れ連通しており、中央本体外側シェル１４０の周りで円周方向に離間されている。図３で分かるように、燃料噴射ポート１２８は、燃料が環状キャビティ１２６の上流側端部に設けられるように位置付けられるのが好ましい。

燃料が主要ミキサ１０４に提供されると、一次燃焼域１２２から半径方向外側に離間され且つこれを同心方向で囲む環状の二次燃焼域１９８が燃焼室６２内に設けられる。ガスタービンエンジン１０のサイズに応じて、２０程度の数のミキサ組立体１００を燃焼室６２の入口６４に円形配列で配置することができる。

図３で分かるように、パイロットミキサ１０２はまた、離間した複数の二次燃料噴射ポート１３４を含むのが好ましく、これによって燃料がパイロットハウジング１０８の中空内部にも導入される。二次燃料噴射ポート１３４は、好ましくは混合組立体１００を貫通する中心軸線１２０と交差する指定平面１３６内においてパイロットハウジング１０８の周りに円周方向に離間されることは理解されるであろう。二次燃料噴射ポート１３４が位置する平面１３６は、分割器１１６の下流側のパイロットハウジング１０８のフレア部分１３８に置かれているように示されているが、このような二次燃料噴射ポート１３４を含む平面は、分割器１１６のほぼ下流側端部もしくは分割器１１６の上流側でも配置することができる点は理解されるであろう。実際には、分割器１１６の軸方向長さは、二次燃料噴射ポート１３４の位置との関係を変え得るように修正することができる。

同様に、平面１３６は、中心軸線１２０に対してほぼ垂直に配向されているように示されているが、二次燃料噴射ポート１３４は、平面１３６が傾斜されて要求に応じて上流側又は下流側に角度が付けられるように位置付けることができる。更に、二次燃料噴射ポート１３４を含む平面１３６の軸方向位置又は向きに関係なく、このような各二次燃料噴射ポート１３４は、個々に、中心軸線１２０に対してほぼ垂直に配向し、又は鋭角で上流側に配向し、或いは鈍角度で下流側に配向することができる。

パイロットミキサ１０２の二次燃料噴射ポート１３４は、好ましくはキャビティ１０６内に置かれる第２の燃料マニホルド１０９と好ましくは流れ連通していることが分かるであろう。燃料は、典型的には特定事象（例えば、圧縮機吐出空気５８が指定温度であるときなどのガスタービンエンジン１０の指定サイクルポイント）の発生時、二次燃料噴射ポート１３４によりパイロットハウジング１０８の中空部分に噴射される。特定状態の要件に応じて、燃料は、一次燃料噴射器１１０を介して噴射される燃料よりも大きな割合、小さな割合、或いはほぼ等しい割合で二次燃料噴射ポート１３４を介して噴射される。言うまでもなく、これは、燃料が一次燃料噴射器１１０により常に提供されると推定しているが、二次燃料噴射ポート１３４を介してのみ燃料をパイロットミキサ１０２に提供することが好ましい場合もあり得る。

このようにして、パイロットミキサ１０２は、低出力状態（すなわち、アイドリング、着陸進入、及び巡航）全体にわたる作動中により大きな柔軟性を有する。詳細には、パイロットミキサ１０２は、燃料が一次燃料噴射器１１０にだけ提供されるときに、ガスタービンエンジン１０を最大推力の最高約３０％まで駆動できることは理解されるであろう。これに比べて、パイロットミキサ１０２は、燃料が二次燃料噴射ポート１３４にも提供されるときには、ガスタービンエンジン１０を最大推力の最高約７０％まで駆動させることができる
パイロットハウジング１０８の中空内部への所要の燃料噴霧を促進するために、通路１４２がパイロットミキサ１０２の各二次燃料噴射ポート１３４を囲むことが好ましい。各通路１４２は、キャビティ１０６内に設けられた供給空気源１５４を介して加圧空気と流れ連通している。この空気は、パイロットハウジング１０８の内表面１５６に沿って送り込まれるのではなく、パイロットハウジング１０８内への燃料噴霧の噴射を促進するのに提供される。これは、各通路１４２内に燃料噴霧の周りに噴射される空気に旋回運動をもたらすスワーラ１５８を設けることによって更に増強することができる。

また、外側パイロットスワーラ１１４のベーンは、これらを通過する空気が少なくとも幾分かはパイロットハウジング１０８の内表面１５６に向けられるように構成されるのが好ましい。このようにして、こうした空気は、二次燃料噴射ポート１３４によって提供される燃料と良好に相互作用することができる。従って、このようなベーンは、中心軸線１２０に対して好ましくは約３０°から約６０°の角度が付けられる。このようにして、パイロットハウジング１０８のフレア角１６０が近似される。

パイロットミキサ１０２における二次燃料噴射ポート１３４の追加を考慮すると、該ポートを通る空気の流量は、好ましくは約１０％から約３０％の割合に維持されることは理解されるであろう。更に、このような二次燃料噴射ポート１３４は、ガスタービンエンジン１０の作動中にミキサ組立体１００によって生成されるエミッションを低減するのを助ける。特に、燃焼器２６は、大きな時間にわたりパイロットミキサ１０２に供給される燃料だけで作動することができる。また、より多くの燃料をパイロットミキサ１０２の半径方向外側位置において提供することが望ましいことも判明した。

更に図４−７において、ミキサ組立体１００への燃料流量を制御するための装置及び方法が提供されるということも分かるであろう。燃料ノズル６８に関して、引用により本明細書に組み込まれるＭｙｅｒｓ，Ｊｒ．他に付与された米国特許第６，９５５，０４０号に図示され説明されたものと同様に構成されていることは理解されるであろう。より具体的には、燃料ノズル６８は、複数の弁を収容した半径方向外側位置に置かれたハウジング１７４と、弁ハウジング１７４とミキサ組立体１００との間に延びるノズル支持体１７６と、ノズル支持体１７６内に位置付けられたマクロラミネートフィードストリップ１７８とを含むことは理解されるであろう。フィードストリップ１７８は更に、燃料チューブ１３２（パイロットミキサ１０２の一次燃料噴射器１１０と流れ連通している）に燃料を供給するための第１の回路１８０と、燃料マニホルド１０９（パイロットミキサ１０２の二次燃料噴射ポート１３４と流れ連通している）に燃料を供給するための第２の回路１８２と、燃料マニホルド１０７（主要ミキサ１０４の燃料噴射ポート１２８と流れ連通している）に燃料を供給するための第３の回路１８３とを含む。

燃料がミキサ組立体１００に供給される方式をより良く理解するために、図５には燃料流量制御システム２００全体のブロック図が示されている。この図で分かるように、システム２００は、燃料ポンプ２０２を含み、これと流れ連通した燃料供給源（図示せず）が環状燃焼器２６の周りに位置付けられた各燃料ノズル６８に燃料を提供する。ハウジング１７４内の弁、従って回路１８０、１８２、及び１８３によって提供される燃料量を全体的に制御するために、各燃料ノズル６８に対して燃料ノズル制御装置２０４が設けられる。燃料ノズル制御装置２０４は、燃料ポンプ２０２と相互作用し、全自動デジタルエンジン制御装置（ＦＡＤＥＣ）２０６からの信号２０８を受け取り、ガスタービンエンジン１０の現段階の運転サイクルに応じて、パイロットミキサ１０２及び主要ミキサ１０４の適正給油モードを協働させる。これは、図８を参照しながらより詳細に説明する。

回路１８０、１８２、及び１８３それぞれに関係付けられたステージング弁１８４、１８６、及び１８８は、燃料ノズル制御装置２０４により提供される信号２１０に従って起動されることは理解されるであろう。次いで燃料は、ステージング弁１８４、１８６、及び１８８の位置付けに応じて、各燃料ノズル６８のフィードストリップ１７８内の第１の回路１８０、第２の回路１８２、及び第３の回路１８３を通って流れることを許される。このようにして、燃料は、パイロットミキサ１０２の一次燃料噴射器１１０、パイロットミキサ１０２の二次燃料噴射ポート１３４、及び各ミキサ組立体１００の主要ミキサ１０４の燃料噴射ポート１２８のいずれかに所要量で提供される。

第１、第２、及び第３の回路１８０、１８２、１８３内で燃料をパルス化するために、エンジン制御装置２０６からの第２の別個の制御信号２１２が、各燃料ノズル６８のパルス弁１８５、パルス弁１８７、及びパルス弁１８９それぞれに提供される。パルス弁１８５、１８７、及び１８９は、パルス弁ハウジング１９１内に配置されることに留意されたい（図４参照）。エンジン制御装置２０６によって受け取られる他の様々な読取り値、信号、及び測定値の内、信号２１６もまた、燃焼器２６の外側ライナ７６に隣接して置かれた少なくとも１つの圧力センサ２１８（図２参照）によりエンジン制御装置２０６に提供される。圧力センサ２１８は、燃焼室６２内の圧力の周波数及び振幅を感知し、この情報を信号２１６を介してエンジン制御装置２０６に伝達する。圧力センサ２１８は、燃焼室６２内で受ける高温度に耐えることができる。従って、１つの例示的な圧力センサは、ダイアフラムの変位が入力圧力信号の動的成分に比例するダイアフラム形トランスデューサである。図２及び５には唯一の圧力センサ２１８が示されているが、より局所的な領域における燃焼室６２の動的圧力を検出するために、複数の圧力センサ２１８を外側ライナ７６の周りで円周方向に均等に離間させることが好ましい。従って、動的不安定性を受けている燃焼室６２の領域に隣接して置かれたこれらミキサ組立体のみが調節される。

より具体的には、図６は、燃料ポンプ２０２から回路１８０、１８２、及び１８３への燃料の流れを示す概略図を示している。ブースタポンプ２２０と主要ポンプ２２２の両方を含む燃料ポンプ２０２は、入口２２４から燃料を受けることが分かるであろう。燃料ポンプ２０２は、燃料を管路２２６を介して流量調整弁２２８に送り、そこで圧力が制御される。主要ポンプ２２２に入る燃料の所要の圧力を維持するために、バイパス回路２３０が管路２２６と流れ連通している。バイパス回路２３０は、バイパス入力管路２３６を介した主要ポンプ２２２への逆流を制御するためのバイパス弁２３４を備えたバイパス管路２３２を含む。燃料ノズル制御装置２０４は、管路２３８を介して流量調整弁２２８の上流で管路２２６を引き出し、調整のために管路２３８が高圧源を受け入れるようにすることにも留意されたい。

流量調整弁２２８から出ると、管路２４０は、最初に燃料供給マニホルド２４４に燃料を提供する燃料供給管路２４２に分割し、次いで、該燃料供給マニホルド２４４は、各燃料ノズル６８の弁ハウジング１７４に燃料を供給する。管路２４０と流れ連通した管路２４６もまた、燃料ノズル制御装置２０４に連結され、これにより圧力制御ノズルの差圧制御（ＤＰＣＰＦＮ）及び圧力制御ノズルのトルクモータ電流（ＴＭＣＰＦＮ）を求めることが可能になる。この情報から、燃料ノズル制御装置２０４からの燃料信号回路２４８は、ステージング弁１８４、１８６、及び１８８の起動を制御する。より具体的には、燃料信号回路２４８は、燃料信号マニホルド２５０への信号２１０（本明細書では燃料ノズルからの圧力制御圧力除去（ＰＣＰＦＮ）であるとも理解される）を含み、その結果、燃料信号マニホルド２５０は、各弁ハウジング１７４に信号２５２を提供する。ステージング弁１８４、１８６、及び１８８は一般に、燃料供給マニホルド２４４を介して提供される所要量の燃料がパイロットミキサ１０２のそれぞれの回路（すなわち、第１及び第２の回路１８０、１８２）及び主要ミキサ１０４の回路（すなわち、第３の回路１８３）へ送られるように、信号２５２に従って起動されることは理解されるであろう。

信号燃料戻り管路２５４が、燃料ポンプ入口２２４と流れ連通するように、各弁ハウジング１７４から延びる。燃料ノズル制御装置からのシンク管路２５６も信号燃料戻り管路２５４に連結される。

燃料ノズル制御装置２０４が、エンジン制御装置２０６から信号２０８を受け取ることも図６から分かるであろう。或る特定の条件下で、信号２０８は、ステージング弁１８４、１８６、及び１８８を異なる様態で起動させることにより、回路１８０、１８２、及び１８３への燃料の分配を変更するよう燃料ノズル制御装置２０４に指示する。これは、１つ又はそれ以上の圧力センサ２１８により所定のレベルを上回る動的圧力不安定性の振幅が燃焼室６２内で検出されたときに起こる。この所定の圧力振幅レベルは、他のエンジン要因に応じて変化し、又は調節することができるが、一般には燃焼器ハードウエアの完全性が維持されるレベル（例えば、ピーク間で約０．５ｐｓｉ）に設定されるであろう。

回路１８０、１８２、及び１８３間での燃料分割を変えることに加えて、エンジン制御装置２０６は、パルス弁１８５、１８７、及び／又は１８９の1つ又はそれ以上を介して燃料を脈動させることにより、このような圧力不安定性に対応することができる。動的圧力不安定性が起こる近傍に置かれた少なくとも１つの混合組立体１００において、パルス弁１８７を介してパイロットミキサ１０２の二次燃料噴射ポート１３４を通して燃料を脈動させることは、通常は好ましい。圧力動特性のものとは反対の振幅及び周波数で燃料を脈動させることにより、燃焼室６２の位置における圧力不安定性が低減されることが判明した。或いは、燃料の脈動は、燃焼室に対する動的圧力のサブハーモニクスである振幅及び周波数で行うこともできる。このように燃料を脈動させることは低帯域幅において行われ、パルス弁１８７に加わる応力が低下し、パルス弁１８７の寿命が延びることになる。圧力不安定性を検出し、次いで燃料をこのように脈動させることによってこの圧力不安定性を補正する閉ループシステムを利用することにより、動的圧力不安定性が所定レベルを下回るまで、継続して問題に対処される。パイロットミキサ１０２が二次燃料噴射ポート１３４を含まない場合など、燃料をパイロットミキサ１０２の一次燃料噴射器１１０及び／又は主要ミキサ１０４の燃料噴射ポート１２８を介して脈動させて、燃焼室６２内における動的圧力不安定性を補正することも代替的に可能でるが、二次燃料噴射ポート１３４への燃料流の脈動は、混合組立体１００内の燃料／空気混合気に対して最小限の影響しか及ぼさないことは理解されるであろう。

指定範囲内の圧力センサ２１８からの周波数信号は、燃焼器２６の初期希薄失火状態を表すことが分かった。この信号範囲は、約４０Ｈｚから約５０Ｈｚであり、単に検出するのではなく、将来の初期希薄失火状態を予測することができる。従って、優先信号２１４がエンジン制御装置２０６によって弁ハウジング１７４に提供され、追加燃料をミキサ組立体１００に供給することができるようにするのが好ましい。好ましくは、優先信号２１４は、弁１８６を起動させ、これによって追加燃料が二次燃料噴射ポート１３４によりパイロットミキサ１０２内に噴射される。また、一次燃料噴射器１１０（例えば、パイロットミキサ１０２が、二次燃料噴射ポート１３４を含まない場合）に提供される燃料の量を増大させることにより、パイロットミキサ１０２及び主要ミキサ１０４間で分割される燃料を変えることができる。

従って、パイロットミキサ１０２及び主要ミキサ１０４間、及び一次燃料噴射器１１０及び二次燃料噴射ポート１３４間での燃料分割を変更することにより、燃焼室６２内における動的圧力不安定性、及び燃焼器２６の初期希薄失火状態が効果的に相殺されることは理解されるであろう。同様に、一次燃料噴射器１１０、二次燃料噴射ポート１３４、及び／又は燃料噴射ポート１２８内で燃料を脈動させることは、同じ目的にとって有効である。

また、燃焼器２６内における動作が意図的に開始される時には、制御システム２００はまた、燃焼器２６内の圧力動特性を制御するのに有効であることは理解されるであろう。例えば、或る場合（例えば、燃料リッチ条件中の燃料と空気の混合を改善すること）、ミキサ１００に提供される燃料を脈動させることが望ましいことがある。燃料それ自体のこのような脈動は、許容限度内に維持する必要がある圧力動特性を発生する場合がある。圧力センサ２１８及びエンジン制御装置２０６によるこのような圧力動特性の検出及び制御は、燃料の脈動をこれに応じて変更することができる。

ミキサ組立体１００及び燃料流量制御システム２００の物理的実施形態と同時に、ミキサ組立体１００への燃料流量を能動的に制御する方法も提供されることは、図７のフロー図から理解されるであろう。より具体的には、このような方法は、すなわち、圧力センサ２１８によって燃焼器２６の燃焼室６２内の動的圧力（周波数及び振幅）を感知するステップ（ボックス２６０）と、このような圧力の周波数及び振幅情報を含む信号２１６をエンジン制御装置２０６に提供するステップ（ボックス２６２）と、信号２１６の周波数成分が初期希薄失火を表す指定範囲内にあるか否かを判断するステップ（比較ボックス２６４）とを含む。圧力信号２１６の周波数成分がこのような指定範囲内にある場合には、エンジン制御装置２０６は、信号２１４を弁ハウジング１７４に提供して、ステージング弁１８４、１８６、及び１８８の現在の状態を無効にし、追加燃料をパイロットミキサ１０２内に噴射する（ボックス２６６）。その後、燃焼室６２内の動的圧力は、ボックス２６０へのフィードバックループ２６７によって表されるように、継続して感知される。

信号２１６の周波数成分が指定範囲内にない場合には、プロセスの次のステップが、信号２１６の振幅成分が動的不安定性を表す所定のレベルよりも大きいかどうかを判断する（比較ボックス２６８）。所定のレベルよりも大きいと判断された場合には、エンジン制御装置２０６は、信号２１２を提供してパルス弁１８７（及び／又はパルス弁１８５及び１８９）を起動させ、これによって動的不安定性を抑える周波数及び振幅でのパイロット流量を調整する（ボックス２７０）。その後、燃焼室６２内の動的圧力は、フィードバックループ２７２によって表されるように、継続して感知される。信号２１６の振幅成分が所定レベルよりも小さい場合には、システムは、同様に、フィードバックループ２７２に連結されたフィードバック２７４によって示すように、燃焼室６２内の動的圧力の感知に戻る。

図８は、更にミキサ組立体１００のステージングの図を示しており、これによってパイロットミキサ１０２及び主要ミキサ１０４に提供される燃料の相対量が、エンジン１０のサイクルにおける様々な時点で提供される（すなわち、燃焼器２６用の一定の温度範囲を取得する）。パイロットミキサ１０２は、一次燃料噴射器１１０と二次燃料噴射ポート１３４とを含むので、エンジン１０は、燃料をパイロットミキサ１０２に提供すると、拡大された温度範囲で動作可能であることが分かった。このことはまた、燃料ノズル制御装置２０４が、これまで利用されてきた別個の給油モード（すなわち、パイロットミキサ６０％／主要ミキサ４０％）を排除することが可能になる。図８のバー２７５で示すように、第１の給油モードは、約２００°Ｆから約８００°Ｆの燃焼器温度範囲を得るために、パイロットミキサ１０２に対して燃料の１００％を提供することを含む。バー２７５は更に、第１の斜線部分２７６が、一次燃料噴射器１１０にだけ提供される燃料（すなわち、約２００°Ｆから約５００°Ｆの燃焼器温度範囲を得るために）に帰属し、第２の斜線部分２７８が一次燃料噴射器１１０と二次燃料噴射ポート１３４の両方に提供される燃料（すなわち、約５００°Ｆから約８００°Ｆの燃焼器温度範囲を得るため）を表すことを示している。この第１の段階は、パイロットミキサ１０２だけが給油されている時に燃焼器２６の最適性能を得るための通常運転範囲であると考えられる。従って、この第１の給油モードは、典型的にはエンジン動作のアイドリング、地上滑走、及び進入部分に使用される。

約８００°Ｆで第１の給油モードの燃料ポンプ限度２８１に達することが分かった。従って、パイロットミキサ１０２と主要ミキサ１０４との間で燃料を幾らか分配することを含む第２の給油モードが必要とされる。バー２８０で示すように、約８００°Ｆの燃焼器温度を得るための好ましい給油モードは、燃料の約２０％がパイロットミキサ１０２に提供され、燃料の約８０％が主要ミキサ１０４に提供されるものである。この温度点（バー２８０の空白部分２８２で表される）の前にこの給油モードを利用することは、不利な結果を生じることなく実施可能であるが、燃焼器２６の最適性能をもたらすとは考えられない。また、この給油モードにおける希薄失火限度２８３は、燃焼器温度が約５２５°Ｆであることは理解されるであろう。第２の給油モードは、約８００°Ｆから約９５０°Ｆの燃焼器温度範囲の間に使用され、これはバー２８０の斜線部分２８４で示されている。すなわち、この第２の給油モードは、エンジン動作の上昇及び巡航部の間に利用される。

次いで、第３の給油モードは、燃焼器入口空気の温度が約９５０°Ｆに達するときに好ましいことがバー２８６から分かる。第３の給油モードは、好ましくは燃料の約８％がパイロットミキサ１０２に提供され、燃料の約９２％が主要ミキサ１０４に提供されることを含むのが好ましい。この第３の給油ステージは、バー２８６の斜線部分２８８で表され、約９５０°Ｆから約１１００°Ｆの燃焼器温度範囲を含む。この温度点の前にこの第３の給油モードを利用することは、不利な結果を生じることなく実施可能であるが（バー２８６の空白部分２９０を参照）、燃焼器２６の最適性能をもたらすとは考えられない。しかしながら、希薄失火限度２９２が約７００°Ｆにおいて存在しないことは留意されたい。また、第２の給油モード（すなわち、２０％パイロットミキサ１０２／８０％主要ミキサ１０４）は、この燃焼器温度範囲（約９５０°Ｆから約１１００°Ｆ）の間に不利な結果を生じることなく利用することができる（バー２８０の空白部分２９１を参照）ことは分かったが、燃焼器２６の最適性能をもたらすことは見出されなかった。第３の給油モードの実施は通常、動作の離陸部分の間のような、エンジン１０から最大推力が必要とされるときに行われる。従って、約１１００°Ｆで第３の給油モード（すなわち、８％パイロットミキサ１０２／９２％主要ミキサ１０４）の燃料ポンプ限度２８４に達することが分かるであろう。

本発明の特定の実施形態を図示し説明してきたが、本発明の精神から逸脱することなく様々な変更及び変更を行い得ることが当業者には明らかであろう。例えば、本発明の方法及び装置は、異なる構成を有するミキサと共に利用できることは理解されるであろう。本明細書で示されたミキサは、一次燃料噴射器と二次燃料噴射ポートの両方を備えたパイロットミキサを有しているが、一次燃料噴射器だけを備えたパイロットミキサであってもよい。従って、本発明の範囲内に含まれるこのような変形及び変更の全ては、添付の請求項の範囲内に含まれるものとする。

高バイパスターボファンガスタービンエンジンの概略図。多段構成を有するガスタービンエンジン燃焼器の長手方向断面図。図２に示すミキサ組立体の拡大断面図。図２及び図３に示す燃料ノズル組立体及びミキサ組立体の断面図。図２及び図３に示すミキサ組立体に燃料流を提供するためのシステムのブロック図。図４に示す燃料ノズル組立体を通る燃料流を能動的に制御するためのシステムの概略図。図４に示す燃料ノズル組立体を介して図２及び図３に示すミキサ組立体への燃料流を能動的に制御するためのプロセスにおいて含まれる操作ステップを示すフロー図。エンジン動作の指定段階中に、図２及び図３に示すミキサ組立体に対し燃料流がどのように提供されるかに関する概略図。

符号の説明

１０航空機ターボファンエンジン（全体）
１２長手方向軸線
１４コアガスタービンエンジン（全体）
１６ファンセクション
１８コアエンジンのための外側ケーシング
２０環状コアエンジン吸気口
２２ブースタ圧縮機
２４高圧圧縮機
２６燃焼器
２８第１の（高圧）タービン
３０第１の（高圧）駆動シャフト
３２第２の（低圧）タービン
３４第２の（低圧）駆動シャフト
３６排気ノズル
３８ファンロータ
４０環状ファンケーシング
４２出口ガイドベーン
４４ファンロータブレード
４６ファンケーシングの下流セクション
４８バイパス空気流路
５０初期空気流を表す矢印
５２ファンケーシングへの入口
５４第１の（外側）加圧空気流を表す矢印
５６第２の（内側）加圧空気流を表す矢印
５８高圧圧縮機への加圧空気流を表す矢印
６０燃焼生成物
６２燃焼室
６４燃焼室の入口
６６燃焼室の出口
６７混合組立体（全体）
６８燃料ノズル
６９高圧圧縮機吐出口
７２第１段タービンノズル
７４ノズルベーン
７６燃焼器の外側ライナ
７８燃焼器の内側ライナ
８０ドームプレート
８２外側カウル
８４内側カウル
１００混合組立体（全体）
１０２パイロットミキサ（全体）
１０４主要ミキサ（全体）
１０６パイロットミキサ及び主要ミキサ間のキャビティ
１０７主要ミキサの燃料噴射ポートのための燃料マニホルド
１０８パイロットハウジング
１０９パイロットミキサの二次燃料噴射ポートのための燃料マニホルド
１１０パイロットミキサの一次燃料噴射器
１１２第１の（内側）パイロットスワーラ
１１４第２の（外側）パイロットスワーラ
１１５外側パイロットスワーラのベーン
１１６分割器
１１８ベンチュリ
１２０混合組立体の中心軸線
１２２一次燃焼域
１２４主要ハウジング
１２６環状キャビティ
１２８燃料噴射ポート
１３０スワーラ装置（半径方向／軸方向）
１３２燃料チューブ
１３４パイロットミキサの二次燃料噴射ポート
１３６二次燃料噴射ポートを含む平面
１３８パイロットハウジングのフレア部分
１４０中央本体外側シェル
１４２二次燃料噴射ポートを囲む通路
１４４第１の（半径方向）スワーラ
１４６第２の（軸方向）スワーラ
１４８環状通路
１５０半径方向スワーラのベーン
１５２軸方向スワーラのベーン
１５４供給空気源
１５６パイロットハウジングの内表面
１５８通路１４２内のスワーラ
１６０パイロットハウジングのフレア角
１７４燃料ノズル内の弁ハウジング
１７６ノズル支持体
１７８フィードストリップ
１８０一次燃料噴射器１１０のフィードストリップ内の第１の回路
１８２二次燃料噴射ポート１３４のフィードストリップ内の第２の回路
１８３燃料噴射ポート１２８のフィードストリップ内の第３の回路
１８４第１の回路１８０と流れ連通したステージング弁
１８５第１の回路１８０と流れ連通したパルス弁
１８６第２の回路１８２と流れ連通したステージング弁
１８７第２の回路１８２と流れ連通したパルス弁
１８８第３の回路１８３と流れ連通したステージング弁
１８９第３の回路１８３と流れ連通したパルス弁
１９１パルス弁のハウジング
１９８二次燃焼域
２００燃料流量制御システム（全体）
２０２燃料ポンプ
２０４燃料ノズル制御装置
２０６エンジン制御装置（ＦＡＤＥＣ）
２０８エンジン制御装置から燃料ノズル制御装置への信号
２１０燃料ノズル制御装置から弁への信号
２１２エンジン制御装置からパルス弁への信号
２１４エンジン制御装置からステージング弁への信号
２１６圧力センサからエンジン制御装置への信号
２１８圧力センサ
２２０ブースタポンプ
２２２主要ポンプ
２２４燃料ポンプへの入口
２２６燃料ポンプ及び流量調整弁間の管路
２２８流量調整弁
２３０バイパス回路（全体）
２３２バイパス管路
２３４バイパス弁
２３６バイパス入力管路
２３８（流量調整弁の上流から）燃料ノズル制御装置への管路
２４０流量調整弁から出る管路
２４２燃料供給管路
２４４燃料供給マニホルド
２４６（流量調整弁の下流から）燃料ノズル制御装置への管路
２４８燃料信号回路（全体）
２５０燃料信号マニホルド
２５２燃料信号マニホルドから弁ハウジングへの信号
２５４信号燃料戻り管路
２５６燃料ノズル制御装置から戻り管路へのシンク管路
２６０燃焼室内における動的圧力を感知するステップを表すボックス
２６２エンジン制御装置に圧力信号（周波数及び振幅）を提供するステップを表すボックス
２６４信号の周波数成分が初期希薄失火を表す指定範囲内にあるかどうかを判断するステップを表す比較ボックス
２６６エンジン制御装置が弁ハウジングに信号を提供するステップを表すボックス
２６７ボックス２６０へのフィードバックループ
２６８圧力信号の振幅成分が許容できない動的不安定性を表す所定レベルよりも大きいかどうかを判断するステップを表す比較ボックス
２７０エンジン制御装置が燃料ノズル制御装置に信号を提供してパイロット燃料流量を調整するステップを表すボックス
２７２ボックス２６０へのフィードバックループ
２７４フィードバックループ２７２に連結されたフィードバックループ
２７５第１の給油モード（パイロットミキサに対して１００％／主要ミキサに対して０％）を表すバー
２７６パイロットミキサの一次燃料噴射器のみが給油されるときの燃焼器の最適性能を表すバー２７５の部分
２７８パイロットミキサの一次燃料噴射器と二次燃料噴射ポートとが給油されるときの燃焼器の最適性能を表すバー２７５の部分
２８０第２の給油モード（２０％パイロットミキサ／８０％主要ミキサ）を表すバー
２８１第１の給油モードのための燃料ポンプ限度
２８２第２の給油モード中における燃焼器の可能な動作を表すバー２８０の部分
２８３第２の給油モードのための希薄失火限度
２８４第２の給油モード中における燃焼器の最適性能を表すバー２８０の部分
２８６第３の給油モード（８％パイロットミキサ／９２％主要ミキサ）を表すバー
２８８第３の給油モード中における燃焼器の最適性能を表すバー２８６の部分
２９０第３の給油モード中における燃焼器の可能な動作を表すバー２８６の部分
２９１第２の給油モード中における燃焼器の可能な動作を表すバー２８０の部分
２９２第3の給油モードのための希薄失火限度
２９４第３の給油モードのための燃料ポンプ限度

Claims

燃料ポンプ（２０２）からパイロットミキサ（１０２）及び主要ミキサ（１０４）を含むガスタービンエンジン燃焼器（２６）のミキサ組立体（１００）への燃料流量を能動的に制御するための装置（２００）であって、前記パイロットミキサ（１０２）が、中空内部を有する環状パイロットハウジング（１０８）と、前記パイロットハウジング（１０８）内に装着されて、前記パイロットハウジング（１０８）の中空内部に燃料小滴を分配するように適応された一次燃料噴射器（１１０）と、前記一次燃料噴射器（１１０）の上流側に位置付けられた複数の軸流スワーラ（１１２、１１４）とを更に含み、
前記燃料流量制御装置（２００）が、
前記燃焼器（２６）の燃焼室（６２）内の動的圧力を検出する少なくとも１つのセンサ（２１８）と、
燃料ノズル（６８）と、
を備え、
前記燃料ノズル（６８）が、
（１）燃料を前記パイロットミキサ（１０２）及び主要ミキサ（１０４）に提供するための複数の回路（１８０、１８２、１８３）を有するフィードストリップ（１７８）と、
（２）前記燃料ノズル（６８）と関係付けられ、前記フィードストリップ（１７８）と流れ連通している複数の弁（１８４、１８６、１８８）と、
を含み、
前記燃料流量制御装置（２００）が更に、
前記燃料ノズル（６８）により前記ミキサ組立体（１００）のパイロットミキサ（１０２）及び主要ミキサ（１０４）に供給される燃料流量を能動的に制御するためのシステム（２０４）を備え、
前記制御システム（２０４）が、前記圧力センサ（２１８）から受け取られる信号（２１６）に従って前記弁（１８４、１８６、１８８）を起動させる、
ことを特徴とする装置（２００）。
前記制御システム（２０４）が、前記パイロットミキサ（１０２）の一次燃料噴射器（１１０）を介して燃料が脈動されるように前記弁（１８４、１８６、１８８）を起動させる、
ことを特徴とする請求項１に記載の装置（２００）。
前記圧力センサ（２１８）からの信号（２１６）が、前記燃焼室（６２）における初期希薄失火を表す、
ことを特徴とする請求項１に記載の装置（２００）。
前記圧力センサ（２１８）からの信号（２１６）が、前記燃焼室（６２）における動的圧力不安定性の許容できないレベルを表す、
ことを特徴とする請求項１に記載の装置（２００）。
前記燃焼室（６２）が受けるあらゆる圧力不安定性と反対の様態で燃料が前記一次燃料噴射器（１１０）に脈動される、
ことを特徴とする請求項２に記載の装置（２００）。
前記燃焼室（６２）が受けるあらゆる圧力不安定性のサブハーモニクスである様態で燃料が前記一次燃料噴射器（１１０）に脈動される、
ことを特徴とする請求項２に記載の装置（２００）。
前記パイロットミキサ（１０２）が更に、前記パイロットハウジング（１０８）の中空内部に燃料を導入するための複数の二次燃料噴射ポート（１３４）を更に備え、前記フィードストリップ（１７８）が、前記パイロットミキサ（１０２）の二次燃料噴射ポート（１３４）に燃料を提供するための回路（１８２）を含む、
ことを特徴とする請求項１に記載の装置（２００）。
前記燃焼器（２６）の指定給油モード中に、所定量の燃料が前記燃料ノズル（６８）を介して前記パイロットミキサ（１０２）及び主要ミキサ（１０４）に流れるように、前記制御システム（２０４）が前記弁（１８４、１８６、１８８）を起動させる、
ことを特徴とする請求項１に記載の装置（２００）。
前記燃料ノズル（６８）によって燃料が前記パイロットミキサ（１０２）及び前記主要ミキサ（１０４）に供給されて、前記燃焼器（２６）の指定温度範囲を得る、
ことを特徴とする請求項１に記載の装置（２００）。
前記燃焼室（６２）が生じる局所的な圧力不安定性を補正するために、前記燃料ノズル（６８）から燃料が前記燃焼器（２６）の指定ミキサ組立体（１００）だけの前記パイロットミキサ（１０２）に供給される、
ことを特徴とする請求項１に記載の装置（２００）。