JP2016041995A - 燃料噴射装置 - Google Patents

Abstract

【課題】メイン燃料噴射弁を径方向に小型化できる構成としながら、メイン燃料噴射弁内のコーキングを効果的に防止できる燃料噴射装置を提供する。【解決手段】ガスタービン燃焼器用の燃料噴射装置（１）において、当該燃料噴射装置の軸心（Ｃ）上に配置されたパイロット燃料噴射弁（３）と、このパイロット燃料噴射弁の外周を取り囲む環状のメイン燃料噴射弁（５）と、軸心方向後方に燃料を噴射する複数のメイン燃料噴射孔（２１）とを設け、前記メイン燃料噴射弁（５）が、燃料流路形成体（１５）と、燃料流路形成体の内周側に配置されたインナリング（１７）および外周側に配置されたアウタリング（１９）とを有し、前記燃料流路形成体と前記インナリングとの間の空間および前記燃料流路形成体と前記アウタリングとの間の空間のうちの一方が環状のパイロット燃料供給路（３３）を形成し、他方が環状のメイン燃料供給路（３５）を形成している。【選択図】図２

Description

本発明は、ガスタービンエンジンの燃焼器に用いられる、燃料噴射弁を備えた燃料噴射装置に関する。

近年、環境への配慮からガスタービンから排出されるＮＯｘ（窒素酸化物）などの有害物質を低減することが求められている。従来の航空機用ガスタービン燃焼器の燃料噴射弁の方式として、拡散燃焼方式が知られている。この拡散燃焼方式では、燃焼反応が量論比で行われるため、火炎温度が高くなる。ＮＯｘの排出量は火炎温度に対して指数的に増加する性質をもつため、火炎温度を下げることがＮＯｘの排出量を抑えるための効果的な対策となる。しかし、ガスタービンの高温高圧化が進む現状では、従来の拡散燃焼方式によってＮＯｘの排出量を抑えることには限界がある。

火炎温度を抑えるためには、希薄燃焼方式の燃料噴射弁が有効であるとされている。希薄燃焼とは、空気に対する燃料の割合を少なくして燃焼させる方法である。この希薄燃焼方式を用いることで、従来の拡散燃焼方式よりも大きく火炎温度を下げることができる。一方で、希薄燃焼方式では火炎温度が低いため、不安定で不完全な燃焼になる傾向がある。そこで、内側にパイロット燃料噴射弁を、外側にメイン燃料噴射弁を同心状に配置したコンセントリック型の燃料噴射装置が提案されている（例えば、特許文献１参照。）。このコンセントリック型の燃料噴射装置は、低出力時にはパイロット燃料噴射弁による拡散燃焼方式を用いることにより安定な燃焼を保ちつつ、高出力ではパイロット燃料噴射弁での拡散燃焼に加えてメイン燃料噴射弁で希薄燃焼を行い、低ＮＯｘを実現する。

米国特許第６８９８９２６号明細書

しかし、コンセントリック型燃料噴射装置では、高出力時にはメイン燃料噴射弁とパイロット燃料噴射弁の両方を動作させるが、低出力時にはパイロット燃料噴射弁のみを動作させ、メイン燃料噴射弁を動作させない。このため、メイン燃料噴射弁を動作させない低出力時には、メイン燃料噴射弁の燃料管内の燃料は流通しない。そのため、低出力時には、メイン燃料噴射弁の周囲を流れる高温空気の熱によってメイン燃料噴射弁の燃料管内に残留した燃料のコーキングが発生し、燃料管が詰まることがある。

他方で、特許文献１に記載されたメイン燃料噴射弁から径方向外側に燃料を噴射するタイプの燃料噴射装置では、径方向寸法の増大が不可避であり、小型の燃料噴射装置が要求される用途には不向きである。

本発明の目的は、上記の課題を解決するために、メイン燃料噴射弁を、径方向に小型化できる構成としながら、メイン燃料噴射弁内のコーキングを効果的に防止できる燃料噴射装置を提供することにある。

上記目的を達成するために、本発明に係る燃料噴射装置は、ガスタービンの燃焼器に用いられる燃料噴射装置であって、当該燃料噴射装置の軸心上に配置されたパイロット燃料噴射弁と、前記パイロット燃料噴射弁と同心状に配置されて、このパイロット燃料噴射弁の外周を取り囲む環状のメイン燃料噴射弁と、前記メイン燃料噴射弁に、周方向に離間して配置されて軸心方向後方に燃料を噴射する複数のメイン燃料噴射孔とを備え、前記メイン燃料噴射弁が、環状の燃料流路形成体と、この燃料流路形成体の内周側に配置されたインナリングと、前記燃料流路形成体の外周側に配置されたアウタリングとを有し、前記燃料流路形成体と前記インナリングとの間の空間および前記燃料流路形成体と前記アウタリングとの間の空間のうちの一方の空間が前記パイロット燃料噴射弁に燃料を供給する環状のパイロット燃料供給路を形成し、他方の空間が前記メイン燃料噴射弁に燃料を供給する環状のメイン燃料供給路を形成している。

この構成によれば、メイン燃料噴射弁を軸方向噴射タイプとして構成することにより装置の径方向寸法を抑えながら、環状の燃料流路形成体、インナリングおよびアウタリングでパイロット燃料供給路およびメイン燃料供給路を形成することにより、メイン燃料供給路を使用しない低出力時にパイロット燃料供給路を流れる燃料によってメイン燃料供給路を冷却できる。すなわち、簡易な構造で効果的にメイン燃料供給路のコーキングを防止することが可能となる。

本発明の一実施形態において、前記パイロット燃料供給路が、前記メイン燃料供給路の径方向内側に位置していることが好ましい。この構成によれば、径方向内側に配置されるパイロット燃料噴射弁へ燃料を供給する燃料供給路の構成が簡略化される。

本発明の一実施形態において、さらに、前記メイン燃料噴射弁を覆うメインハウジングと、前記メインハウジングの内方に配置されて前端部が前記メインハウジングに支持され、後端部が前記メイン燃料噴射弁を支持するサポートリングとを備えていることが好ましい。この構成によれば、メインハウジングとメイン燃料噴射弁とを離間させた状態で連結することにより、支持部材であるサポートリングにおける熱伸び差に起因する応力の発生を抑制できる。さらに、環状部材であるサポートリングによってメイン燃料噴射弁をメインハウジングに対して周状に支持することにより、機械的な振動に対しても強固に支持することができる。

本発明の一実施形態において、さらに、前記パイロット燃料供給路の下流側に形成され、前記パイロット燃料噴射弁に燃料を導入するパイロット燃料導入路と、前記パイロット燃料導入路を覆うパイロットハウジングとを備え、前記パイロット燃料噴射弁が、前記パイロットハウジングに対して軸方向に摺動可能に取り付けられていることが好ましい。この構成によれば、パイロット燃料噴射弁の支持において熱伸びを回避することができる。

本発明の燃料噴射装置によれば、メイン燃料噴射弁を径方向に小型化できる構成としながら、メイン燃料噴射弁内のコーキングを効果的に防止することができる。

本発明の一実施形態に係る燃料噴射装置を示す断面図である。 図１の燃料噴射装置の要部を示す断面図である。 図１の燃料噴射装置内の燃料の流路を示す模式図である。

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は本発明の一実施形態に係る燃料噴射装置１を示している。この燃料噴射装置１は、ガスタービンエンジンの燃焼器に用いられて、ガスタービンエンジンの圧縮機から供給される圧縮空気に燃料を混合して燃焼器の燃焼室Ｅにおいて燃焼させ、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ためのものである。本実施形態に係る燃料噴射装置１は、図示しないエンジン回転軸心と同心状に、等間隔に複数配設されている。なお、以下の説明において、燃料噴射装置１の軸心Ｃ方向における燃焼室Ｅ側を後側と呼び、その反対側を前側と呼ぶ。

燃料噴射装置１は、燃料噴射装置１の回転軸心Ｃ上に配置されたパイロット燃料噴射弁３と、パイロット燃料噴射弁３の外周を取り囲むようにパイロット燃料噴射弁３の軸心Ｃと同心状に設けられたメイン燃料噴射弁５とを備えている。パイロット燃料噴射弁３から噴射された拡散燃焼用の燃料は、パイロット部スワーラＳＷ１を通過してきた空気と混合されて燃焼器の燃焼室Ｅへ供給される。一方、メイン燃料噴射弁５から噴射された希薄燃焼用の燃料は、メインアウタスワーラＳＷ２およびメインインナスワーラＳＷ３を通過した空気と予混合されて、希薄な予混合気として燃焼室Ｅへ供給される。各燃料噴射装置１は、燃料配管ユニットＵを形成するステム部９により燃焼器のハウジング（図示せず）に支持されている。燃料配管ユニットＵは、パイロット燃料噴射弁３に供給される拡散燃焼のための燃料を導入する第１燃料導入系統Ｆ１と、メイン燃料噴射弁５に供給される希薄予混合燃焼のための燃料を導入する第２燃料導入系統Ｆ２とを備えている。

図２は、燃料噴射装置１の要部の構造を示す。燃料噴射装置１は、上述のように、径方向中心部に位置するパイロット燃料噴射弁３と、燃料噴射装置１の径方向外側、つまりパイロット燃料噴射弁３の外周に配置されたメイン燃料噴射弁５とを備えている。メイン燃料噴射弁５は、燃料配管ユニットＵに接続されて燃料を導入する燃料導入域１１と、燃料導入域１１から導入された燃料を周方向に流通させる環状の燃料流通域１３とを有している。

メイン燃料噴射弁５は、環状の燃料流路形成体１５と、燃料流路形成体１５の内周側に配置されたインナリング１７と、燃料流路形成体１５の外周側に配置されたアウタリング１９とを備えている。燃料流路形成体１５は、燃料流通域１３を形成する円筒状の燃料流路形成体環状部１５ａと、この燃料流路形成体環状部１５ａから軸心方向前方に突設されて燃料導入域１１を形成する燃料流路形成体基端部１５ｂとを有している。燃料流路形成体１５の後端面には、軸心方向の貫通孔が周方向に複数形成されており、これら貫通孔が、燃料を軸心方向後方に燃料を噴射するメイン燃料噴射孔２１として機能する。各メイン燃料噴射孔２１は、軸心方向に突設されたメイン燃料噴射ノズル２３内に形成されている。

燃料流路形成体環状部１５ａの内周面および外周面には、それぞれ、全周に渡って延びる内周側周方向溝２５および外周側周方向溝２７が形成されている。また、燃料流路形成体基端部１５ｂの内周面および外周面には、それぞれ、軸心方向に延びる内周側軸心方向溝２９および外周側軸心方向溝３１が形成されている。

インナリング１７は、燃料流通域１３を形成するインナリング環状部１７ａと、このインナリング環状部１７ａから軸心方向に突設されて燃料導入域１１を形成するインナリング導入部１７ｂとを有している。同様に、アウタリング１９は、燃料流通域１３を形成するアウタリング環状部１９ａと、このアウタリング環状部１９ａから軸心方向に突設されて燃料導入域１１を形成するアウタリング導入部１９ｂとを有している。

インナリング１７は、インナリング環状部１７ａが燃料流路形成体１５の内周側周方向溝２５を覆い、インナリング導入部１７ｂが燃料流路形成体１５の内周側軸心方向溝２９を覆うように配置されている。この配置により燃料流路形成体１５とインナリング１７との間に形成された空間（つまり、内周側周方向溝２５および内周側軸心方向溝２９内の空間）が、パイロット燃料噴射弁３に燃料を供給する環状のパイロット燃料供給路３３を形成している。

一方、アウタリング１９は、アウタリング環状部１９ａが燃料流路形成体１５の外周側周方向溝２７を覆い、アウタリング導入部１９ｂが燃料流路形成体１５の外周側軸心方向溝３１を覆うように配置されている。この配置によって燃料流路形成体１５とアウタリング１９との間に形成された空間（つまり、外周側周方向溝２７および外周側軸心方向溝３１内の空間）が、メイン燃料噴射弁５に燃料を供給する環状のメイン燃料供給路３５を形成している。

なお、本実施形態では、メイン燃料噴射弁５の径方向内側にパイロット燃料噴射弁３が配置されている構成を考慮して、燃料供給系統の構造を簡略化するために、図３に示すようにパイロット燃料供給路３３がメイン燃料供給路３５の径方向内側に位置するように構成しているが、燃料流路形成体１５とインナリング１７との間の空間をメイン燃料供給路３５とし、燃料流路形成体１５とアウタリング１９との間の空間をパイロット燃料供給路３３として形成してもよい。

図２に示すように、燃料噴射装置１には、さらに、メイン燃料噴射弁５を覆うメインハウジング３７が設けられている。メインハウジング３７は、メイン燃料噴射弁５に対する周囲の高温空気からの熱の伝達を遮るとともに、後述のサポートリング４１を介してメイン燃料噴射弁５を支持する。

メインハウジング３７は、ステム部９に一体的に設けられて燃料噴射装置１の前部を形成する底壁部３７ａと、メイン燃料噴射弁５の径方向内側を覆う内筒部３７ｂと、内筒部３７ｂの後部を覆う後壁部３７ｃと、後壁部３７ｃの外周端から後方に設けられてメイン燃料噴射弁５の径方向外側を覆う外筒部３７ｄとからなる。メインハウジング３７の後壁部３７ｃの前記メイン燃料噴射ノズル２３に対応する部分には、メイン燃料噴射ノズル２３からの燃料を噴射するための複数の噴射口が周方向に等間隔に設けられている。また、外筒部３７ｄは、底壁部３７ａに、例えば溶接によって強固に接合されている。

サポートリング４１は、メイン燃料噴射弁５の後端面からメインハウジング３７の前端面までの軸心方向長さとほぼ同じ軸心方向寸法を有する円筒状の部材として形成されている。サポートリング４１の前端部には、内径側に突出する鍔状の前端鍔部４５が設けられている。本実施形態では、前端鍔部４５は、後方に向かって順に大径となる二段の段差を有している。一方、サポートリング４１の後端部には、外径側に突出する鍔状の後端鍔部４７が設けられている。

このように形成されたサポートリング４１は、その前端部がメインハウジング３７に支持されている。詳細には、前端部の外周面４１ａをメインハウジング３７の底壁部３７ａの内周縁部に、例えばろう付けによって接合し、かつ、メインハウジング３７の内筒部３７ｂの前端部をサポートリング４１の前端鍔部４５の前側段差部４５ａに嵌合させることにより、メインハウジング３７に支持されている。サポートリング４１の前端鍔部４５は上述のように二段の段差を有しているので、サポートリング４１の前端部がメインハウジング３７に支持された状態で、サポートリング４１の内周面とメインハウジング３７の内筒部の外周面との間には、前端鍔部４５の後側段差部４５ｂの径方向段差に相当する径方向隙間Ｇ１が形成されている。

一方、サポートリング４１の後端部に、メイン燃料噴射弁５が支持されている。詳細には、サポートリング４１の後端鍔部４７には、前方からメイン燃料噴射弁５のインナリング１７の後端部が嵌合している。本実施形態では、インナリング１７の後端部に径方向内側にわずかに突出して前記後端鍔部４７に当接する当接縁部１７ｃが形成されている。したがって、メイン燃料噴射弁５の後端部がサポートリング４１の後端部に支持されている。この状態で、サポートリング４１の外周面とメイン燃料噴射弁５の内周面（つまりインナリング１７の内周面）との間には、当接縁部１７ｃの突出高さに相当する径方向隙間Ｇ２が形成されている。なお、メイン燃料噴射弁５の環状の燃料流通域１３を形成する部分は、その後端部がサポートリング４１の後端部に支持されることによってのみメインハウジング３７に支持されている。換言すれば、メイン燃料噴射弁５の前端面、外周面および後端面とメインハウジング３７の内壁面の間にも隙間が存在する。

なお、サポートリング４１の前端部がメインハウジング３７に支持される構造は、図示の例に限定されない。例えば、サポートリング４１の前端部に前端鍔部４５を設けずに直線状に形成して、サポートリング４１の前端部がメインハウジング３７の底壁部３７ａおよび内筒部３７ｂに径方向に接触するように構成してもよい。このように構成した場合には、メインハウジング３７とサポートリング４１との間の軸心Ｃ方向のスライドによって、熱伸びによる軸方向の応力の発生を抑制することができる。また、サポートリング４１がメイン燃料噴射弁５を支持する構造は、図示の例に限定されない。例えば、メイン燃料噴射弁５とサポートリング４１との寸法の大小関係に応じて、サポートリング４１の後端部が、メイン燃料噴射弁５の前端部や軸方向中央部に嵌合して支持するように構成してもよい。また、サポートリング４１がメイン燃料噴射弁５を支持する構造、つまりインナリング１７とサポートリング４１との接続構造は、嵌合に限定されない。例えば、溶接やろう付けなどで固定してもよいし、インナリング１７とサポートリング４１とを単一物として形成してもよい。あるいは、インナリング１７とサポートリング４１とを軸心Ｃ方向へスライド可能に接触する構成としてもよい。この場合、サポートリング４１は、メイン燃料噴射弁５を径方向に支持する。

このように、圧縮機から導入される周囲の圧縮空気により高温になり易いメインハウジング３７と、パイロット燃料の流通によって冷却されるメイン燃料噴射弁５とを離間させた状態で連結することにより、支持部材であるサポートリング４１における熱伸び差に起因する応力の発生を抑制できる。さらに、環状部材であるサポートリング４１によってメイン燃料噴射弁５をメインハウジング３７に対して周状に支持することにより、メイン燃料噴射弁５を機械的な振動に対しても強固に支持することが可能となる。

また、メインハウジング３７、サポートリング４１、メイン燃料噴射弁５の間に隙間Ｇ１，Ｇ２を形成して空気を介在させることにより、高温になり易いメインハウジング３７の熱がメイン燃料噴射弁５、特にメイン燃料供給路３５へ伝導することが抑制される。その結果、メイン燃料供給路３５におけるコーキングの発生が抑制される。なお、熱伝導抑制の観点から、サポートリング４１とメイン燃料噴射弁５との間に、隙間Ｇ２を形成することが望ましいが、サポートリング４１とメイン燃料噴射弁５のインナリング１７とが直接接触する構成とし、隙間Ｇ２を省略してもよい。

パイロット燃料供給路３３の下流側には、パイロット燃料噴射弁３に燃料を導入するパイロット燃料導入路５１が形成されている。詳細には、燃料流路形成体１５の基端部１５ｂの内周面に、内周側軸心方向溝２９に平行に延びる内周側導出用溝５３が形成されており、この内周側導出用溝５３によって形成されるパイロット燃料供給路３３の下流端部から径方向内側に、パイロット燃料導入路５１を形成するパイロット燃料導出管５５が配設されている。

パイロット燃料導入路５１（パイロット燃料導出管５５）は、パイロットハウジング５７によって覆われている。このパイロットハウジング５７は、パイロット燃料導入路５１およびパイロット燃料噴射弁３の形状に対応するほぼＬ字形状の管状部材として形成されている。パイロット燃料噴射弁３は、パイロットハウジング５７に対して軸心Ｃ方向に摺動可能に取り付けられている。

パイロット燃料噴射弁３は、軸心Ｃに沿って延びる、パイロット燃料導入路５１の下流部を形成するパイロット燃料噴射弁支持管５９と、このパイロット燃料噴射弁支持管５９に支持されたパイロット燃料噴射ノズル６１とを有している。パイロット燃料噴射ノズル６１は、パイロット燃料導入路５１に連通して、パイロット燃料導入路５１から導入された燃料を噴射するパイロット燃料噴射孔６３を有している。本実施形態に係るパイロット燃料噴射ノズル６１には、図３に示すように、径方向に放射状に延びる複数（図示の例では４つ）の燃料噴射孔６３が形成されている。

パイロット燃料噴射弁支持管５９は、その下流側端部（つまり後端部）に、この支持管の軸心方向に凹む嵌合凹部５９ａを有している。パイロット燃料噴射弁支持管５９の嵌合凹部５９ａに、パイロット燃料噴射ノズル６１の上流側端部（つまり前端部）に形成された嵌合凸部６１ａを嵌合させることにより、パイロット燃料噴射ノズル６１とパイロット燃料噴射弁支持管５９とが連結されている。

また、パイロット燃料噴射弁支持管５９の下流側端部の外径は、パイロット燃料噴射弁支持管５９の他の部分よりも大径に、かつ、パイロット燃料噴射弁支持管５９の下流側端部を覆うパイロットハウジング５７の後端部の内径よりもわずかに小径に形成されている。このようにして、パイロット燃料噴射弁３は、パイロット燃料導出管５５を介してメインハウジング３７に支持されるとともに、パイロットハウジング５７によって軸心方向に摺動可能に支持されている。

このように、パイロット燃料噴射弁３をパイロットハウジング５７に対して軸心Ｃ方向に摺動可能に支持することにより、パイロット燃料噴射弁３の支持において熱伸びを回避できる。

以上説明したように、本実施形態に係る燃料噴射装置１によれば、メイン燃料噴射弁５を軸方向噴射タイプとして構成することにより装置の径方向寸法を抑えながら、環状の燃料流路形成体１５、インナリング１７およびアウタリング１９でパイロット燃料供給路３３およびメイン燃料供給路３５を形成することにより、メイン燃料供給路３５を使用しない低出力時にパイロット燃料供給路３３を流れる燃料によってメイン燃料供給路３５を冷却できる。すなわち、簡易な構造で効果的にメイン燃料供給路３５のコーキングを防止することが可能となる。

以上のとおり、図面を参照しながら本発明の好適な実施形態を説明したが、本発明の趣旨を逸脱しない範囲内で、種々の追加、変更または削除が可能である。したがって、そのようなものも本発明の範囲内に含まれる。

１ 燃料噴射装置
３ パイロット燃料噴射弁
５ メイン燃料噴射弁
１５ 燃料流路形成体
１７ インナリング
１９ アウタリング
２１ メイン燃料噴射孔
３３ パイロット燃料供給流路
３５ メイン燃料供給流路
３７ メインハウジング
４１ サポートリング

Claims (4)

1. ガスタービンの燃焼器に用いられる燃料噴射装置であって、
   当該燃料噴射装置の軸心上に配置されたパイロット燃料噴射弁と、
   前記パイロット燃料噴射弁と同心状に配置されて、このパイロット燃料噴射弁の外周を取り囲む環状のメイン燃料噴射弁と、
   前記メイン燃料噴射弁に、周方向に離間して配置されて軸心方向後方に燃料を噴射する複数のメイン燃料噴射孔と、
   を備え、
   前記メイン燃料噴射弁が、環状の燃料流路形成体と、この燃料流路形成体の内周側に配置されたインナリングと、前記燃料流路形成体の外周側に配置されたアウタリングとを有し、
   前記燃料流路形成体と前記インナリングとの間の空間および前記燃料流路形成体と前記アウタリングとの間の空間のうちの一方の空間が前記パイロット燃料噴射弁に燃料を供給する環状のパイロット燃料供給路を形成し、他方の空間が前記メイン燃料噴射弁の燃料噴射孔に燃料を供給する環状のメイン燃料供給路を形成している燃料噴射装置。
2. 請求項１に記載の燃料噴射装置において、前記パイロット燃料供給路が、前記メイン燃料供給路の径方向内側に位置している燃料噴射装置。
3. 請求項１に記載の燃料噴射装置において、さらに、
   前記メイン燃料噴射弁を覆うメインハウジングと、
   前記メインハウジングの内方に配置されて前端部が前記メインハウジングに支持され、後端部が前記メイン燃料噴射弁を支持するサポートリングと、
   を備える燃料噴射装置。
4. 請求項１から３のいずれか一項に記載の燃料噴射装置において、さらに、
   前記パイロット燃料供給路の下流側に形成され、前記パイロット燃料噴射弁に燃料を導入するパイロット燃料導入路と、
   前記パイロット燃料導入路を覆うパイロットハウジングと、
   を備え、
   前記パイロット燃料噴射弁が、前記パイロットハウジングに対して軸方向に摺動可能に取り付けられている燃料噴射装置。

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