JP2868520B2 - ガスタービンエンジン及びガスタービンエンジンを運転する方法 - Google Patents

ガスタービンエンジン及びガスタービンエンジンを運転する方法

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Description

【発明の詳細な説明】 ［発明の技術分野］ 本発明は、航空機推進用の高効率ガスタービンエンジ
ンにおける燃料供給装置、とくに多数の燃料ノズルをガ
スタービンエンジンの動力要求に応答して停止すること
のできる新規かつ改良型の燃料噴射装置に関する。
［発明の背景］ 本発明は、航空機推進用の高効率ガスタービンエンジ
ンにおける燃料供給装置、とくに各マニホルドが燃料を
燃料噴射器部分に供給し、マニホルドの一つがそれと燃
料制御装置との間に締切弁を有する、新規かつ改良型の
二重燃料マニホルド装置およびその運転方法に関する。
燃料効率に関する最近の航空機ジエットエンジン技術
における進歩には、記憶すべきことがあまりにも多い。
圧縮機、タービンおよび制御装置のような、種々の要素
および装置における改良は、通常の飛行業務のサイクル
中に必要な燃料量を著しく減少した。燃料の減少の要求
による一つの効果は、燃焼器運転における燃料対空気の
比を通常ブローアウト限界として知られる薄い安定限界
に近づくレベルにまで低下することである。燃料減少の
要求は、エンジンの安定状態および転移状態中に在る。
寒い日におけるアイドリング降下の際の、航空機が巡航
高度を下げている期間のようなある飛行状態において、
ジエットエンジンのガス発生部分の燃焼器は一つ以上の
噴射器に燃料欠乏を発生する。その結果、ブローアウト
限界をこえるのに十分なまでに事態が悪化し、燃焼反応
は完全に消滅しエンジン運転は停止する。さらにこれら
の高効率エンジンの設計および運転を複雑化する要因は
FAA排出物規定、とくに、地上におけるアイドル運転の
際の高いレベルの不可視排出物を防止するようにされた
規定である。本発明者等は、前記ブローアウトの発生を
防止する、ジエットエンジン燃料供給装置および運転方
法を発見した。本発明はまた一層大形で一層高効率の、
ダクト付きおよびダクトなし高バイパス比のターボファ
ンおよびプロップファンエンジンの、構造および安全運
転を達成するものである。本発明はまた、高バイパス比
のガスタービンエンジンの排出物を公害の観点から改善
し、厳しいFAA排出物規定に適合するのに役立てること
である。
［発明の目的］ 現時点で高バイパス比ターボファンおよびプロップフ
ァンジエットエンジンに関する上記問題点の観点より、
本発明の主目的は、航空機用ガスタービンエンジンが安
定状態運転中そのブローアウト限界をこえることを防止
することである。
本発明の一つの目的は、航空機用ガスタービンエンジ
ンが過渡的運転状態中そのブローアウト限界をこえるこ
とを防止することである。
本発明の他の目的は、航空機用ガスタービンエンジン
が逆の運転状態中そのブローアウト限界をこえることを
防止することである。
本発明のなお別の目的は、高バイパス比を有する一層
高効率の航空機用ガスタービンエンジンを設計、製造し
うるようにすることである。
本発明のさらに別の目的は、高燃料効率型高バイパス
比ガスタービンエンジンの安定性を改善することであ
る。
［発明の要約］ 本発明の、多数の燃料ノズルを備えたガスタービンエ
ンジンの燃焼器部分に使用する燃料噴射装置では、燃料
ノズルの一部がガスタービンエンジンの所定のパラメー
タまたは状態に応答して停止可能である。本発明の一形
式において、エンジンパラメータは燃料対空気比であ
り、また本発明の他の形式においてエンジンの状態はガ
スタービンエンジンの動力設定によって示されたるよう
な下降である。本発明の他の実施例では、第１および第
２の燃料マニホルドとそれぞれ連通して流体を供給され
る第１および第２の複数個の燃料ノズルを備えている。
マニホルドは第１および第２の燃料管によってそれぞれ
燃料を供給され、それらはまた燃料制御装置から燃料を
供給される。締切弁が第１燃料管に介装され、ガスター
ビンエンジンの少くとも一つの所定のパラメータまたは
エンジン状態に応答する。なお別の実施例において、弁
および燃料制御装置が米国特許第4,137,707号に記載さ
れたようにデジタル式電子計算機によって制御される。
［図面に示す実施例の詳細な説明］ 第１図に示す高バイパス型ガスタービンエンジン２は
ファン部分４、圧縮機部分６、燃焼器部分８およびター
ビン部分10を備えている。燃焼器部分８は空気と燃料を
燃焼し、高温ガスを発生してタービンへ流し、タービン
は高温ガスからエネルギを抽出する。高圧タービン９は
圧縮機６に動力を供給し、低圧タービン19はファン４に
動力を供給する。第２図にとくに示されたように、燃料
ノズルおよびマニホルド集成体30は、燃焼器部分８を取
囲みかつその中に延びている。燃料ノズルおよびマニホ
ルド集成体30は第１燃料マニホルド22および第２燃料マ
ニホルド24を備え、それらはそれぞれ第１および第２の
複数個の燃料ノズル管32および34を介して複数個の燃料
ノズル26および28に燃料を供給する。燃料はそれぞれ第
１および第２燃料管40および42によりマニホルド22およ
び24に供給され、燃料管40および42への流量は燃料制御
装置44によって制御される。第３図は燃料管40に沿って
設けられた締切弁46を示し、その作用は燃料制御装置44
の作用をも制御するデジタル式電子計算機42によって制
御される。電子的または電気的とすることのできる第１
制御導線52および第２制御導線54が、デジタル電子計算
機42を燃料制御装置44および締切弁46に接続している。
第２図には、燃料ノズルおよびマニホルド集合体30
が、要素のあるものの全体構成および相対的位置決めを
示すため図示されている。本発明者等は、リング形また
は環状の燃料マニホルドが有利であることを発見した
が、本発明はマニホルド断面のこの特定の形状に限定さ
れるものではない。燃料ノズルおよびマニホルド集成体
30は、第１燃料管40を介して（第１図に示された）燃料
制御装置44からその燃料をうけ入れる第１マニホルド22
を備えている。第１の複数個の燃料ノズル26は（第１図
に示された）燃焼器部分８に支持されかつ位置決めされ
ている。第２燃料マニホルド24は燃料を燃料制御装置44
から第２燃料管42を介してうけ入れ、燃料を第２の複数
個の燃料ノズル28に第２の多数のノズル管34を介して供
給する。第２の複数個の燃料ノズル28は第２の複数個の
ノズル管34によって燃焼器部分８に支持されかつ位置決
めされている。ノズル管32および34は本発明におけるよ
うに燃料管、または燃料管を内部に含む構造部材とする
ことができる。
第３図は、第１の複数個の燃料ノズル26が第２の複数
個の燃料ノズル28と交互配置で均一に位置決めされた、
好ましい実施例を示す。この好ましい実施例において、
すべての燃料ノズル26および28はエンジン中心線CLに対
して均一にかつ円周方向に位置決めされている。しかし
ながら、本発明はこの特定の配置に限定されるものでな
く、それぞれ第２または第３ノズルが第１マニホルドか
らそして残った方が第２マニホルドから垂下する配置と
することができる。本発明者等は、20個が燃料ノズルの
合計個数として有利であり、第１燃料マニホルド22に連
結された10個の第１ノズル26と、第２燃料マニホルド24
に連結された10個の第２ノズル28とを設けるのが有利で
あることを発見した。この個数は、燃料ノズルの全数を
最少に維持しながら第２の複数個に燃料ノズル28のみを
使用するエンジン運転の際に、燃焼器部分８における燃
料および温度の均一な分布を可能にするものである。
再び第３図において、本発明は下記のように作用す
る。燃料ノズルおよびマニホルド集成体30は、霧化した
燃料および空気の混合物を（第１図に示された）燃焼器
８に、完全な燃焼を達成するのに有効な方法で供給す
る。燃料なそれぞれ第１および第２燃料管40および42を
通り、燃料制御装置44によって燃料ノズルおよびマニホ
ルド集成体30に供給される。燃料制御装置44は、パイロ
ットの要求または予定の計画に従って燃焼器８において
燃焼される燃料量を計量する。燃料制御装置44は、第１
制御導線52を介してデジタル式電子計算機によって制御
される。締切弁46は第１燃料管40に設けられ、第２制御
導線54を介してデジタル式エンジン用電子計算機によっ
て制御される。デジタル式電子計算機は種々の航空機、
飛行およびエンジンのパラメータを監視し、他のエンジ
ンパラメータまたは運転状態を計算する。計測されたあ
るいは計算されたパラメータのあるものはエンジンの運
転状態を示す。これらのパラメータの中には、第３のパ
ラメータである燃料対空気の比を計算するため使用され
る、エンジン燃料流量および燃焼器空気流量がある。エ
ンジン計算機42によって感知された他の信号は航空機が
地上にあることを示す車輪負荷重量である。車輪負荷重
量信号は、取消し信号として使用され弁を開放して20個
の燃料ノズル26および28のすべてを作動する。これはエ
ンジンが不可視エンジン排出物に関するFAA排出物規定
に違反することを防止するのに役立つ。
それぞれ破線で示された第１および第２制御導線52お
よび54は電気的、電子的または光学繊維による接続を使
用することができる。現代の航空機用ガスタービンエン
ジンは電子的エンジン制御装置を使用し、この要素はま
た航空機の中央制御計算機の一部とすることができる。
デジタル式電子エンジン制御装置42は燃料計画を記憶し
て計画による指示を実行する装置である。
ほとんどの運転状態において、締切弁46は不作動状
態、即ち開放であって、すべての燃料ノズル26および28
が作用することができる。締切弁46が作動されると、第
１の複数個の燃料ノズル26への流れは締切られ、即ち停
止される。弁はある運転状態中または所定のエンジンパ
ラメータ信号に応答した期間だけ作動される。本発明の
好ましい実施例は、計算された燃料−空気比をエンジン
パラメータ信号として内部に含む。エンジン運転状態な
らびにエンジン運転パラメータを表すその他の信号も使
用することができる。締切弁46が付勢される他の典型的
な運転状態は、降下とくにアイドル降下である。この状
態は、現代の航空機においてはパイロットによって制御
される動力レバーの角度の関数である動力設定によって
電子式エンジン制御装置42に信号伝達される。好ましい
実施例は計算された燃料対空気比パラメータを使用して
いる。締切弁が作動される時点の値は変更可能であって
よく、または好ましい実施例においては固定でよい。望
ましくない高排出物レベルを防止するため、航空機が地
上にあることを示す、車輪負荷重量の取消信号は締切弁
を不作動にし、もし一つ以上の他の信号が締切弁を作動
すべきであることを指示したとしても、燃料がすべての
燃料ノズルに流れることを可能とする。
本発明は開示された特定の実施例のみに限定されるも
のでないことを承知されたい。したがって特許請求の範
囲に記載された本発明の範囲内に入るすべての変形をも
含むものである。
【図面の簡単な説明】
第１図は、本発明による燃料噴射装置の様式を備えたガ
スタービンエンジンの線図的断面図。 第２図は、本発明の一実施例による燃料ノズル、マニホ
ルドおよび供給管の相対的位置を示す燃料ノズルおよび
マニホルド集成体の概略斜視図。 第３図は、本発明の１実施例による燃料噴射装置の方式
の線図的説明図。 主な符号の説明 ２……ガスタービンエンジン、４……ファン部分、６…
…圧縮機部分、８……燃焼器部分、9,10……高圧および
低圧タービン、22,24……第１および第１燃料マニホル
ド、26,28……第１および第２ノズル、30……ノズルお
よびマニホルド集合体、32,34……第１および第２ノズ
ル管、40,42……第１および第２燃料管、42……デジタ
ル計算機、44……燃料制御装置、46……締切弁、52,54
……導線
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) F02C 9/28 F02C 7/228

Claims (7)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】タービンを駆動するために空気及び燃料を
    燃焼する燃焼器と、該燃焼器のための二重マニホルド燃
    料噴射システムとを有している航空機ガスタービンエン
    ジンであって、前記システムは、 第１及び第２の燃料マニホルドと、 該マニホルドの各々に接続されており、前記燃焼器に燃
    料を排出する複数のノズルと、 それぞれ別個の燃料管により前記マニホルドの各々に接
    続されている燃料制御装置であって、前記燃料管のうち
    の１つの燃料管のみに、該管を開放すると共に閉鎖する
    締切弁が設けられている、燃料制御装置と、 前記エンジンの燃料対空気比に応答して、燃料対空気比
    の信号を導出する手段と、 該信号に応答して、前記弁を閉じる手段とを備えている
    航空機ガスタービンエンジン。
  2. 【請求項２】前記燃料マニホルドの各々は、半径方向内
    方に延在している複数の燃料ノズル管を有しているリン
    グであり、 前記燃料ノズル管の各々は、燃料のノズルに終端してい
    る請求項１に記載の航空機ガスタービンエンジン。
  3. 【請求項３】前記燃料マニホルドのリングは、該リング
    の軸方向中心線に関して軸方向に隔設されており、 前記リングのうちの一方のリングの燃料ノズル管は、前
    記リングの中心線に関して燃料のノズルの全体的に対称
    な配置を形成するように前記リングのうちの他方のリン
    グの燃料ノズル管と相互に離散している請求項２に記載
    の航空機ガスタービンエンジン。
  4. 【請求項４】前記燃料対空気比から導出された弁閉鎖信
    号を無効にするように、車輪負荷重量の取消信号に従っ
    て前記燃料の締切弁を開放する手段を含んでいる請求項
    １に記載の航空機ガスタービンエンジン。
  5. 【請求項５】タービンを駆動するために空気及び燃料を
    燃焼する燃焼器を有している航空機ガスタービンエンジ
    ンを運転する方法であって、 前記燃料は、それぞれが複数のノズルに接続されている
    第１及び第２のマニホルドを含んでいる二重マニホルド
    ・システムにより前記燃焼器に排出され、 前記燃料は、燃料制御装置からそれぞれ別個の燃料管を
    介して前記マニホルドの各々に供給され、 前記燃料管のうちの１つの燃料管のみに、締切弁が設け
    られており、 前記１つの燃料管を通流する燃料は、前記エンジンの燃
    料対空気比の所定の値から導出された信号に応答した前
    記締切弁により締切られる航空機ガスタービンエンジン
    を運転する方法。
  6. 【請求項６】燃料対空気比の前記導出された信号は、ア
    イドリング降下の際に前記締切弁を閉鎖させる請求項５
    に記載の航空機ガスタービンエンジンを運転する方法。
  7. 【請求項７】燃料対空気比の前記導出された信号は、エ
    ンジン出力設定に従って前記締切弁を閉鎖させる請求項
    ５に記載の航空機ガスタービンエンジンを運転する方
    法。
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