JP3451353B2 - ガスタービン燃料噴射ノズルのための多重通路冷却回路 - Google Patents

ガスタービン燃料噴射ノズルのための多重通路冷却回路

Info

Publication number
JP3451353B2
JP3451353B2 JP50926194A JP50926194A JP3451353B2 JP 3451353 B2 JP3451353 B2 JP 3451353B2 JP 50926194 A JP50926194 A JP 50926194A JP 50926194 A JP50926194 A JP 50926194A JP 3451353 B2 JP3451353 B2 JP 3451353B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
fuel
nozzle
primary
conduit
tip
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
JP50926194A
Other languages
English (en)
Other versions
JPH08502122A (ja
Inventor
メインズ，ロバート・テイ
Original Assignee
パーカー−ハニフイン・コーポレーシヨン
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by パーカー−ハニフイン・コーポレーシヨン filed Critical パーカー−ハニフイン・コーポレーシヨン
Publication of JPH08502122A publication Critical patent/JPH08502122A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP3451353B2 publication Critical patent/JP3451353B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
    • F23D11/36—Details, e.g. burner cooling means, noise reduction means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2220/00—Application
    • F05B2220/30—Application in turbines
    • F05B2220/302—Application in turbines in gas turbines

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Nozzles For Spraying Of Liquid Fuel (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 発明の背景 発明の分野 本発明は、一般に、ガスタービンエンジンにおいて燃
料を分配するための方法及び装置に関する。
関連技術の説明 航空機エンジンの如くタービンエンジンの燃焼領域に
燃料を分散するガスタービン燃料ノズルが、非常に公知
である。一般に、これらのノズルは、エンジンハウジン
グの内壁に取り付けられ、一般円筒パターンにおいて燃
料を分配するためにエンジンの周囲の回りに離間して配
置される。例えば、30ノズルが、タービンエンジンの燃
料分散ゾーンの回りに離間して配置される。これらのタ
ービンエンジンは、単一環状又は二重環状燃料分配ゾー
ンを配置される。二重環状燃料分配ゾーンを備えたエン
ジンに対して、ノズルは、各ノズル本体において２つの
先端部を有し、ノズルが環状燃料分配ゾーンの各々に燃
料を噴霧又は霧化することを可能にする。こうして、30
の二重先端ノズルを具えるエンジンは、60ノズル先端部
を有する。弁は、先端部の各々への燃料流量を調節す
る。これは、二重環状燃料分配ゾーンへの燃料流量を変
化させる。
ガスタービン燃料ノズルに関する特定の問題は、ノズ
ルがエンジンの熱領域に位置しなければならないことで
ある。この熱は、ノズルを通過する燃料を十分に昇温さ
せ、燃料を炭化又はコークス化する。そのようなコーク
ス化は、ノズルを詰まらせ、ノズルの適正な噴霧を妨げ
る。これは、とりわけ、燃料流量変動を設けるノズル又
はエンジン設計において問題である。これらのエンジン
又はノズル設計において、幾つかのノズルを通った燃料
流量は、低流量条件又は無流量条件に低下され、低パワ
ーにおいてエンジンをより効率的に動作させる。他のノ
ズルを通った流量は、ノズルの幾つかの低又は無流量使
用中、高流量において維持される。二重環状燃焼器にお
いて、始動及び他の低パワー動作のために燃料流量が即
時に開始するノズル先端部は、しばしば、パイロットノ
ズル先端部と呼ばれ、そして燃料が高パワー条件におい
て比較的高率で流れるノズル先端部は、しばしば、主ノ
ズル先端部と呼ばれる。
低又は無流量条件のノズル又はノズル先端部におい
て、停滞した燃料は、低又は無流量条件が高流量条件ほ
どエンジンを加熱しないという事実に拘わらず、コーク
ス化が発生する点まで加熱される。これは、停滞した燃
料は、低熱条件さえも燃料をコークス化するために十分
である熱ノズル環境において、十分に長い滞留時間を有
するためである。
高流量を有するノズル又はノズル先端部において、エ
ンジン設計は、高流量条件がノズルの回りに非常に高い
熱条件を生成する如くである。この状況において、高流
量条件において流れる燃料は、ノズルを包囲するエンジ
ンにおいて生成された非常に高い熱条件のために、その
高流量率に拘わらずコークス化する。これは、とりわ
け、２つ以上の先端部を具えるノズルにおいて、ノズル
先端部の近くで正しい。ノズルを絶縁し、コークス化の
傾向を低減するために使用された一つの方法は、燃料導
管を包囲する停滞した燃料の絶縁ゾーンを意図的に設け
ることである。停滞した燃料は、この絶縁ゾーンにおい
てコークス化し、そしてこのコークスは、その後、燃料
導管に絶縁を設けるために優れた絶縁特性を有する。し
かし、ノズル通路又は先端部にほとんど又は全く流量が
ない時、この方法は、燃料通路におけるコークス化から
ほとんど又は全く防護を設けない。低又は無流量条件に
おける燃料の停滞時間では、すべての可能な絶縁技術が
効果がない。
発明の要約 本発明は、ノズルの燃料導管における燃料コークス化
により耐性のある新規かつユニークなガスタービン燃料
ノズルを設ける。ノズルは、高及び低燃料流量条件にお
いて動作し、高及び低流量条件において燃料のための絶
縁又は冷却を向上させる。本発明はまた、ガスタービン
エンジンを動作させる改良方法を設ける。
本発明のガスタービン燃料ノズルは、ノズルハウジン
グと２つの噴霧先端部を含む。主要ノズル噴霧先端部
は、ハウジングに連結され、燃料が燃焼のために分散さ
れる主要一次噴霧孔と、燃焼が燃焼のために分散される
主要二次噴霧孔とを有する。パイロットノズル噴霧先端
部は、ハウジングに連結され、燃焼が燃焼のために分散
される一次噴霧孔と、燃料が燃焼のために分散されるパ
イロット二次噴霧孔とを有する。主要一次燃料導管は、
ハウジングに配設され、燃料を主要一次噴霧孔に搬送す
るために連結される。主要二次燃料導管は、ハウジング
に配設され、燃料を主要二次噴霧孔に搬送するために連
結される。パイロット一次燃料導管は、ハウジングに配
設され、燃料をパイロット一次噴霧孔に搬送するために
連結される。パイロット二次燃料導管は、ハウジングに
配設され、燃料をパイロット二次噴霧孔に搬送するため
に連結される。パイロット一次燃料導管は、主要二次燃
料導管とパイロット二次燃料導管に沿って延び、それら
と熱伝達関係において密接に連結される。このようにし
て、コークス化は、エンジン動作中段換されるノズル燃
料回路又は燃料流量がコークス化を防止するために適切
でないノズル燃料回路において防止される。幾つかの燃
料流量条件において、冷却が、主要燃料ゾーンに施さ
れ、そして他の燃料流量条件において、冷却は、パイロ
ットゾーン燃料に施される。
好ましくは、パイロット一次燃料導管は、主要管区分
とパイロット管区分を具備し、この場合、主要管区分
は、ウェブ付き主要内側管を有し、複数の縦ウェブが放
射状外側に展開する。主要外側管は、主要内側管のウェ
ブと嵌まり合い、燃料が主要ノズル噴霧先端部に対して
流れるウェブ間の間隙空間を形成する。また、好ましく
は、パイロット管一次燃料導管は、類似の構造のウェブ
付き内側管を具備する。
また、好ましくは、主要一次燃料導管は、燃料が主要
一次噴霧孔に搬送される主要内側管において配設された
主要一次燃料管を具備し、この場合、主要二次導管は、
主要内側管を具備する。主要一次燃料管は、燃料が主要
二次噴霧孔に搬送される主要二次環体を有する。
本発明は単一の二重先端ノズルにおいて形成される
が、同一概念は、ノズル冷却回路においてノズルを分離
するために適用できる。そのようなノズル冷却回路にお
いて、第１〜第４燃料導管は、ガスタービンエンジンに
おいて配設され、エンジンにおける燃焼のために噴霧さ
れる燃料を搬送するために連結される。第３燃料導管
は、第２燃料導管と第４燃料導管に沿って延び、それら
と熱伝達関係において密接に連結される。好ましくは、
熱伝達関係が、縦間隙空間を形成するために、ウェブ付
き内側管とウェブ付き内側管と嵌合する外側管とを用い
て達成される。
本発明はまた、燃料が一次及び二次噴霧において燃焼
器のパイロットゾーンに噴霧されるパイロットノズル先
端部と、燃料が一次及び二次噴霧において燃焼器の主要
ゾーンに噴霧される主要ノズル先端部を有する形式のガ
スタービンエンジンにおいて燃料を分配する方法を含
む。方法は、主要一次燃料ストリームにおいて主要ノズ
ル先端部の主要一次噴霧に燃料を搬送することと、主要
二次燃料ストリームにおいて主要ノズル先端部の二次噴
霧に燃料を搬送することと、パイロット一次燃料ストリ
ームにおいてパイロットノズル先端部の一次噴霧に燃料
を搬送することと、パイロット二次燃料ストリームにお
いてパイロットノズル先端部の二次噴霧に燃料を搬送す
ることとを含む。熱は、パイロット一次燃料ストリーム
における燃料と主要二次燃料ストリームにおける燃料の
間を伝達される。熱はまた、パイロット二次燃料ストリ
ームにおける燃料とパイロット一次燃料ストリームにお
ける燃料の間を伝達される。
本発明は、二重ゾーンガスタービンエンジンのパイロ
ット及び主要ゾーンにおける一次及び二次燃料ストリー
ムで特に良好に機能するが、本発明の概念はまた、単一
ゾーンの応用において適用される。そのような応用にお
いて、第１燃料噴霧ノズルは、ガスタービンエンジンに
おける燃焼のための燃料を噴霧するために配設される。
第２燃料噴霧ノズルは、ガスタービンエンジンにおける
燃焼のための燃料を噴霧するために配設される。第１燃
料導管は、噴霧される燃料を搬送するために第１燃料噴
霧ノズル内に配設される。第２燃料導管は、その第２部
分が噴霧される燃料を搬送するために第２燃料噴霧ノズ
ルにおいて延び、その第１部分は、第１燃料導管に沿っ
て延び、それと熱伝達関係において密接に連結される。
このようにして、冷却が、段階エンジン動作中、又は燃
料流量がコークス化を防止するために適度でない時、個
別ノズルの間に設けられる。
図面の説明 第１図は、本発明により構成されたノズルの縦に取っ
た部分断面図である。
第1A図は、第１図に示されたノズルの端面図である。
第２図は、第１図と同一線に沿って取った第１図に示
されたノズルの部分の拡大断面図である。
第３図は、第１図と同一線に沿って取った第１図に示
されたノズルの別の先端部分の拡大断面図である。
第４図は、第１図と同一線に沿って取った第１図に示
されたノズルのさらに別の先端部分の拡大断面図であ
る。
第５図は、第１図に示された線に沿って取った第１図
のノズルの横断面図である。
第６図は、第２図に示された線に沿って取った第２図
のノズルの横断面図である。
第７図は、第２図に示された線に沿って取った第２図
のノズルの横断面図である。
第８図は、第２図に示された線に沿って取った第２図
のノズルの横断面図である。
第９図は、第１図に示された装置の管の表面区分の概
略展開断面図である。
第10図は、第１図に示された装置の代替管の表面区分
の概略展開断面図である。
第11図は、本発明のノズルの流れ及びプロセスの概略
図である。
好ましい実施態様の説明 第１〜８図を参照すると、本発明により構成されたノ
ズルが、11で示される。ノズル11は、パイロット先端部
13と主要先端部15を有する二先端ノズルである。ノズル
11は、取付け用ブラケット17により、タービンエンジン
の壁に固定される。このようにして、パイロット先端部
13は、環状パイロット燃料分配ゾーン19に燃料を噴霧す
るために固定されるが、主要先端部15は、環状主要燃料
分配ゾーン21に燃料を噴霧するために指向される。環状
燃料分配ゾーン19と21は、大形ジェット機において従来
使用された形式のガスタービンエンジン（不図示）の一
部である。一般に、環状パイロット燃料分配ゾーン19
は、環状主要燃料分配ゾーン21の放射状外側である。
第１図と第1A図に示された如く、ノズル11は、燃料を
ノズル11に搬送するために、燃料導管が連結されたハウ
ジング23を有する。入口ハウジング23は、一次及び二次
噴霧の燃料をパイロット先端部13と主要先端部15の両方
に送り出させるための４つの連結部を有する。連結部25
は、燃料をパイロット先端部13の一次噴霧に搬送する
が、連結部27は、燃料をパイロット先端部13の二次噴霧
に搬送する。連結部29は、燃料を主要先端部15の一次噴
霧に搬送するが、連結部31は、燃料を主要先端部15の二
次噴霧に搬送する。
ハウジング23は、その部分が取付け用ブラケット17を
形成するハウジング中間区分33に連結される。ハウジン
グ中間区分33は、また、ハウジング拡張部35に連結され
る。熱シールド37は、取付け用ブラケット17の隣接から
パイロット先端部13と主要先端部15の隣接までハウジン
グ中間区分とハウジング拡張部の回りに配設される。
第３図に示された如く、主要先端部15は、ハウジング
拡張部35の遠位端部41に連結された先端部シュラウド39
を含む。先端部シュラウド39の内部に二次孔部片43が連
結される。二次孔部片43内に一次孔部片45が連結され
る。最後に、一次孔部片45内に、渦流器プラグ47、保持
器49、保持器クリップ50、及び渦流器プラグ47を一次孔
部片45における一次孔53の方に押圧するためのバネ51が
配設される。二次孔55は、二次孔部片43に位置する。主
要先端部15のこれらの部片の構造は、燃料の狭い内錐体
57が、一次孔53から噴霧され、そして燃料の広幅の外錐
体59が、二次孔55から噴霧される如くである。これら
は、主要先端部15からの燃料の一次噴霧57と二次噴霧59
を形成する。
第４図を参照すると、パイロット先端部13は、主要先
端部15と同一構造を有する。パイロット先端部13は、ハ
ウジング中間区分33のパイロット先端円筒突起部分63に
連結された先端部シュラウド61を含む。先端部シュラウ
ド61の内部に、二次孔部片65が連結される。二次孔部片
65内に一次孔部片67が連結される。最後に、一次孔部片
67内に配設されて、渦流器プラグ69、保持器71、保持器
クリップ72、及び渦流器プラグ69を一次孔部片67におけ
る一次孔75の方に押圧するためのバネ73がある。二次孔
77は、二次孔部片65に位置する。パイロット先端部13の
これらの部片の構造は、燃料の狭い内錐体79が、一次孔
75から噴霧され、そして燃料の広幅の外錐体81が、二次
孔77から噴霧される如くである。これらは、パイロット
先端部13からの燃料の一次噴霧79と二次噴霧81を形成す
る。
主要先端部51の部片39〜51とパイロット先端部13の部
片61ないしバネ73は、計量セットと一般に呼ばれる。図
示の計量セットは、従来のものであり、ガスタービン噴
霧ノズル、特に一次及び二次噴霧を有する噴霧ノズルの
技術における当業者には非常に公知である。両方は、噴
霧された燃料の渦流霧化を設ける手段を有し、これは非
常に公知である。このため、計量セットの部分の構造及
び配置が非常に公知である。
第１〜８図を参照すると、燃料をパイロット先端部13
と主要先端部15に搬送する管と導管は、主要一次管83、
主要冷却管組立体85、及びパイロット冷却管組立体87を
含む。主要一次管83は、主要冷却管組立体85内に軸方向
に配設される。主要冷却管組立体85と主要一次管83は、
ハウジング中間区分33とハウジング拡張部35内でハウジ
ング基部23から主要先端部15に配設される。パイロット
冷却管組立体87は、ハウジング中間区分33内でハウジン
グ基部23からパイロット先端部13に配設される。
主要一次管83の遠位端部89と主要冷却管組立体85の間
に主要先端部アダプター91が配設される。主要先端部ア
ダプターは、主要一次管83と主要冷却管アダプター85か
ら主要先端部15への流れの密封連結を設ける。パイロッ
ト冷却管組立体87内にパイロット先端部アダプター93が
連結される。パイロット先端部アダプターは、パイロッ
ト冷却管組立体87からパイロット先端部13への燃料流量
を搬送するために、パイロット先端部13に密封連結され
る。
特に第３図を参照すると、主要先端部15の一次噴霧57
への流れは、主要一次管83における中央導管95を通過す
る。この燃料は、中央導管95から主要先端部アダプター
91における中央開口97を通って一次孔部片45と計量セッ
トに流れ一次孔53により渦流する。二次噴霧59のための
燃料は、主要一次管83の外部と主要冷却管組立体85の内
部の間に形成した環状導管99を通って主要先端部15に搬
送される。環状導管99からの流れは、主要先端部アダプ
ター91における外部溝付き開口101と一次孔部片45と主
要冷却管組立体85の間の環状空間103を通って二次孔55
に通過する。その後、この燃料は二次噴霧59を形成す
る。
第４図を参照すると、パイロット先端部13への燃料流
は、パイロット冷却管組立体87を通って搬送される。パ
イロット先端部13の一次噴霧79への流れは、冷却管組立
体87の内部における放射状開口105を通ってパイロット
先端部アダプター93における放射状導管107（先端部通
り管87への流れは以下にさらに詳細に記載される）へ流
れる。放射状導管107から、燃料は、パイロット先端部
アダプター93における軸方向導管109へ、そして一次孔
部片67の内部へ流れる。それから、この燃料は、一次孔
75により一次孔部片67を出て一次噴霧79を形成する。二
次噴霧81への燃料流は、パイロット冷却管組立体87にお
ける中央導管111を通って設けられる。中央導管111から
の燃料流は、パイロット先端部アダプター93における軸
外し縦開口113を通ってパイロット冷却管組立体87と一
次孔部片67の間の環状空間115に流入する。それから、
この燃料は、二次孔77を通って流れ、パイロット先端部
13の二次噴霧81を形成する。本発明に決定的に重要なこ
とは、冷却管組立体85と87を冷却する概念及び方法と、
これらの管の構造である。主要冷却管組立体85は、外側
管119内に密封嵌合したフィン付き内側管117を具備す
る。フィン付き内側管117は、フィン付き内側管117の外
側の回りに等間隔（幾つかの応用において不均等でもあ
りうる）に配置した放射状外向きフィン121を有する。
放射状外向きフィン121の各々は、外側管119の円筒内面
125と嵌合する円筒区分外面123を有する。これは、フィ
ン付き内側管117と外側管119の間に縦方向間隙空間127
を形成する。放射状外向きフィン121は、こうして、燃
料が流れる縦方向間隙空間127を設け、そしてまた、フ
ィン付き内側管117と外側管119の間に熱伝達を設ける。
パイロット冷却管組立体87はまた、フィン付き内側管
129と外側管131を構成される。パイロット冷却管組立体
87におけるフィンの寸法と間隔は、主要冷却管組立体85
におけるものと同一である。構成を容易にし、パイロッ
ト冷却管組立体87において直角ベンドを設けるために、
パイロットエルボ部片133が、パイロット先端部13の下
のパイロット冷却管組立体87において設けられる。こう
して、パイロット冷却管組立体87は、第１長区分135、
パイロットエルボ部片133、及び第２短区分137を含む。
パイロット冷却管組立体87の第１長区分135における間
隙空間139は、パイロットエルボ部片133における環状開
口145と147の間のパイロットエルボ部片133に配設した
エルボ導管穴143を通って第２短区分137における間隙空
間141に連結される。間隙空間139に連結された環状開口
145と環状開口147は、間隙空間141に一つおきに連結す
る。
第２図に示された如く、主要一次管83は、ハウジング
23に連結する主要管シールアダプター151にその近位端
部149に連結される。ハウジング基部23における内部導
管153は、連結部29から主要管シールアダプター151に延
び、その結果、流体は、連結部29から内部導管153を通
って主要一次管83における中央導管95に流れる。
主要一次管83の外部と主要冷却管組立体85の内部の間
の環状導管99への燃料流は、主要冷却管組立体85の近位
端部157における放射状開口155を通って設けられる。連
結部31からの燃料は、ハウジング基部23における内部導
管159を通ってハウジング基部23の端部163における環状
空間161に搬送される。円筒突起部分63は、主要冷却管
組立体85の近位端部157を密封収容し、その結果、放射
状開口155は、端部163と主要冷却管組立体85の間に形成
した環状端部空間161に密封連結する。こうして、燃料
は、内部導管159から環状端部空間161を通って放射状開
口155に流れ、そして主要冷却管組立体85における環状
導管99に流入する。これは、主要冷却管組立体85におけ
る環状開口99へ流体流に対する連結部31を密封連結す
る。
パイロット冷却管組立体87の中央導管111への流れ
は、ハウジング基部23における内部導管165を通って設
けられる。内部導管165は、連結部27からハウジング23
の端部169における環状空間167に配設される。端部169
は、パイロット冷却管組立体87の近位端部171を密封収
容する。放射状開口173は、環状空間167をパイロット冷
却管組立体87の中央導管111に連結するために、パイロ
ット冷却管組立体87において設けられる。こうして、燃
料は、連結部27から内部導管165を通って環状空間167
へ、そして放射状開口173を通ってパイロット冷却管組
立体87の中央導管111に流れる。
冷却管組立体85と87の間隙空間への流れは、ハウジン
グ基部23における内部導管175を通って設けられる。内
部導管175は、連結部25を主要一次管83の近位端部149の
外部と端部163の間に形成した環状空間177に連結する。
コネクタシールアダプター179は、ハウジング基部23、
主要一次管83、及び主要冷却管組立体85を密封接合す
る。コネクタシールアダプター179と主要一次管83の外
部の間の環状開口181は、主要冷却管組立体85内でコネ
クタシールアダプター179における放射状開口183に環状
空間177を連結する。放射状開口183は、主要冷却管組立
体85の近位端部157において設けた環状間隙空間185の組
に連結する。環状間隙空間185は、縦方向間隙空間127の
交互平行対を具備する。こうして、円筒内面125からの
燃料流は、内部導管175を通って、環状空間177、環状開
口181、放射状開口183、及び環状間隙空間185に流れ
る。燃料は、間隙空間185の交互の平行対を通って冷却
管組立体85の長さにわたって流れる。その後、この燃料
は、主要冷却管組立体85の遠位端部187に流れる。主要
冷却管組立体85の遠位端部187における環状空間189は、
主要冷却管組立体85の縦方向間隙空間127のすべてを連
結する。こうして、遠位端部187の方に流れる間隙空間1
85の対からの燃料は、縦方向間隙空間127の他の対に連
結され、主要連結管185の近位端部157に逆流する。燃料
の逆流を有する縦方向間隙空間127の他の対は、主要冷
却管組立体85の近位端部157において環状間隙空間191を
具備する。環状間隙空間191の各々は、フィン付き内側
管117における放射状開口193に連結される。放射状開口
193は、また、シールアダプター179とフィン付き管117
の間の環状空間195に連結される。環状空間195は、コネ
クタシールアダプター179と端部163の間に配設された環
状開口197に連結する。コネクタ導管199は、端部169の
近位端部において環状開口197と端部空間201の間に配設
される。こうして、主要冷却管組立体85からの逆流は、
環状間隙空間191を通って環状開口195と環状開口197に
搬送され、そしてコネクタ導管199を通って端部空間201
に搬送される。放射状開口203は、端部空間201をフィン
付き内側管129と外側管131の間の環状空間205に連結す
るために、パイロット冷却管組立体87のフィン付き内側
管129において設けられる。環状空間205は、パイロット
冷却管組立体87における間隙空間139の各々に連結され
る。このように、端部空間201からの流体は、放射状開
口203を通ってパイロット冷却管組立体87における間隙
空間に流入する。
第９図は、間隙空間185と191の連結部を概略的に示
し、縦に切断され、平坦に置かれ、間隙空間を示すため
に陰を付された主要冷却管組立体85の内側管117を概略
的に描く。第９図は、平行流を有するように連結される
隣接縦間隙空間を示す。こうして、２つの隣接空間185
が、ノズル先端部の方への流れを有し、そして次の２つ
の隣接空間191は、ノズル先端部からの流れを有する。
しかし、流路の配置は、縦間隙空間が連結される方式に
より変化する。
第10図は、第９図と同一の概略形式の図であり、一つ
おきの間隙空間185と191が反対方向に燃料を流す、管11
7の燃料流路の代替配置を示す。
図示のノズル11は、約10インチの長さを有する。冷却
管85と87は、約0.25インチの内径と約0.36インチの外径
を有する。間隙空間185と191は、約0.045インチ〜約0.0
80インチの幅を有する。間隙空間185と191は、約0.015
インチ〜約0.04インチの高さを有し、最も好ましい高さ
は、約0.02インチである。これらの寸法は、燃料におけ
る汚染物による詰まりを防止しながら、最大量の熱伝達
を許容する。
燃料流は、第11図に概念的に示される。主要先端部15
の一次噴霧のための燃料流は、矢印207によって描かれ
る。主要先端部15の二次噴霧のための燃料流は、矢印20
9によって描かれる。パイロット先端部13の一次噴霧の
ための燃料流は、矢印211によって描かれ、そしてパイ
ロット先端部13の二次噴霧のための燃料流は、矢印213
によって描かれる。これは、パイロット先端部13の一次
噴霧のための燃料流211が、燃料流207、209と213の通過
のための冷却を設けることを示す。一次噴霧燃料流211
は最低パワー条件においてさえも常に使用されるため
に、これは、燃料を主要先端部15の一次及び二次噴霧に
搬送する燃料導管におけるコークス化に対する保護を設
ける。一次及び二次噴霧207と209は、エンジンのいろい
ろなパワー条件が必要とされる時、低又は無流量条件に
あるために、これは、これらの導管の低又は無流量条件
においてコークス化に対して保護する。これは、主要先
端部15の計量セット部分においてとりわけ重要である。
こうして、主要冷却管組立体85の遠位端部187は、ほと
んど又は全く燃料が一次孔53と二次孔55を出ない時、燃
料通過を包囲し冷却するために二次孔部片43内において
配設される。
高燃料流がストリーム209と213を通って搬送される高
パワー条件において、ストリーム209と213における燃料
流は、ストリーム211における低位のより露呈された燃
料流を冷却する。こうして、熱伝達は、冷却が燃料に行
われ、エンジンによって必要とされた高パワー及び低パ
ワー条件下でコークス化を防止する如く、両通路に作用
する。
本発明のノズルの構造は、都合の良い段階において達
成される。まず、パイロット冷却管の長い冷却管135と
短い冷却管137は、各セグメントの外側管に各セグメン
トの内側管にろう付けすることにより構成される。これ
らの管は、ステンレス鋼から形成され、そしてろう付け
合成物が、内側管のフィンの接触表面に塗布される。そ
れから、内側管は、外側管内に嵌合わされ、２つの間に
密着を設けるために膨張される。それから、内側及び外
側管は、２つをろう付けするために加熱される。それか
ら、パイロットエルボ部片133は、第１長区分135にろう
付けされ、そしてこの部片は、ハウジング中間区分33に
挿入される。それから、パイロット先端部アダプター93
が、短セグメント137内でろう付けされ、そして短セグ
メントは、パイロットエルボ部片133にろう付けされ
る。ろう付け取付け部片215は、ハウジング中間区分33
内でパイロット冷却管組立体87を固定するために使用さ
れる。
主要冷却管は、パイロット冷却管が形成されると同じ
方法で内側管を外側管にろう付けすることにより形成さ
れる。主要冷却管は、単一直線部片として初期的に形成
される。なお直線ではあるが、スペーサ40が、主要一次
管83にろう付けされ、そしてアダプター91がまた、主要
一次管83にろう付けされる。それから、主要一次管83
は、ハウジングにおいて挿入され、主要冷却管組立体85
にろう付けされる。それから、複合管が、遠位端部が適
正に方向付けられる如く曲げられる。それから、アダプ
ター179と151が、主要一次管83と主要冷却管組立体85の
端部に連結される。それから、ハウジング拡張部35が、
主要連結管のベンド部分上に据え付けられ、そして主要
冷却管は、ハウジング中間区分33において挿入される。
それから、ハウジング拡張部35が、ハウジング中間区分
33に溶接される。２つの縦部片から形成した熱シールド
37は、それから、ハウジング中間区分33とハウジング拡
張部35の回りに溶接される。
計量セットの各々が構成され、油圧性能のために個々
に予備認可される。それから、計量セットは、それぞ
れ、遠位端部41におけるハウジングと円筒開口部分63に
溶接される。
ハウジング基部23は、バーストックから形成され、そ
して導管と連結部25〜31が、従来の製造技術により付加
される。端部163と169は、挿入された部品に密接な公差
の嵌合いを設けるためにハウジング基部23において加工
される。Vitonのｏ−リングシールが、図示された場所
を密封するために必要な位置において挿入され、そして
ハウジング中間区分33は、ハウジング基部23に注意深く
接合される。接合の後、ハウジング基部23は、ハウジン
グ中間区分33に溶接される。
従って、上記の如く、本発明は、ノズルの燃料導管に
おける燃料コークス化に耐性があり、高及び低燃料流量
条件において動作し、かつ高及び低流量条件において燃
料の絶縁又は冷却を向上させるガスタービン燃料ノズル
を設ける。本発明はまた、ガスタービンエンジンを動作
させる改良方法を設ける。この明細書と次のクレイム
は、限定としてではなく、例示として示され、多様な変
形及び修正が、本発明の精神と範囲に反することなく行
われることが認められる。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 平５−180416（ＪＰ，Ａ) 特開 平６−193878（ＪＰ，Ａ) 特開 平２−211333（ＪＰ，Ａ) 特公 平３−56369（ＪＰ，Ｂ２) 独国特許出願公開2946393（ＤＥ，Ａ １) 仏国特許出願公開2494777（ＦＲ，Ａ １) 米国特許4499735（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F02C 1/00 - 9/58 F23R 3/00 - 7/00

Claims (11)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】燃料が燃焼のために配置され得る一次噴霧
    孔（75）と燃料が燃焼のために配置され得る二次噴霧孔
    （77）とを備えた第１ノズル噴霧先端部（13）と、一次
    噴霧孔に第１流路内の燃料を送るように連結された一次
    燃料導管（131）と、二次噴霧孔に第２流路内の燃料を
    送るように連結された二次燃料導管（129）とを有する
    ガスタービンエンジンのためのガスタービン燃料ノズル
    冷却回路において、該二次噴霧孔が、該一次噴霧孔を取
    り囲んでおり、該一次燃料導管が、該二次燃料導管の少
    なくとも一部に沿って該二次燃料導管を取り囲んでお
    り、該二次燃料導管と熱移送関係にあることを特徴とす
    るガスタービン燃料ノズル冷却回路。
  2. 【請求項２】該一次燃料導管が、該二次燃料導管と同軸
    であり、該二次燃料導管を取り囲む環状部を形成し、こ
    れを介して、燃料が該第１流路から該第１ノズル噴霧先
    端部に運搬できる請求項１のガスタービン燃料ノズル冷
    却回路。
  3. 【請求項３】複数の長手方向フィンが組をなした一次燃
    料回路内で半径方向外側に延びており、該一次燃料回路
    と二次燃料回路とを相互連結して、燃料が該第１流路か
    ら該第１ノズル噴霧先端部に流れることができる該フィ
    ンの間の隙間空間を形成する請求項２のガスタービン燃
    料ノズル冷却回路。
  4. 【請求項４】該一次燃料導管が該第１ノズル噴霧先端部
    の少なくとも一部を取り囲んでおり、該第１ノズル噴霧
    先端部と熱伝達関係にある請求項１のガスタービン燃料
    ノズル冷却回路。
  5. 【請求項５】ハウジングに連結された第２ノズル噴霧先
    端部（15）であって、燃料を燃焼のため配置し得る一次
    噴霧孔（53）と、燃料を燃焼のため配置し得る二次噴霧
    孔（55）を有する第２ノズル噴霧先端部、 該ハウジング内に配置され、第３流路内の燃料を該第２
    ノズル先端部の一次噴霧孔に送るように接続されている
    第２一次燃料導管（119）、及び 該ハウジング内に配置されており、第４流路内の燃料を
    第２ノズル先端部の二次噴霧孔に送るように接続された
    第２二次燃料導管（117）とを具備し、 第２ノズル先端部の該二次噴霧孔が該一次噴霧孔を取り
    囲んでおり、該第１ノズル噴霧先端部への該第１流路
    が、該第１及び第２二次燃料導管の長さの少なくとも一
    部分に沿って、該第１ノズル噴霧先端部への該第２流路
    及び該第２ノズル噴霧先端部への該第３流路及び第４流
    路を取り囲んでおり、且つ該第２流路の該二次燃料導管
    （129）及び該第４流路の該第２二次燃料導管（117）と
    熱伝達関係にある請求項１のガスタービン燃料ノズル冷
    却回路。
  6. 【請求項６】燃料が燃焼室へスプレイされる第１ノズル
    先端部（13）、エンジンが作動状態にある時に該第１ノ
    ズル先端部へ連続的な燃料流を供給する第１一次燃料導
    管（131）、及び該第１ノズル先端部へエンジンの燃料
    要求に依存して調整された流量で燃料を供給する第１二
    次燃料導管（129）を有する型のガスタービンエンジン
    において燃料を分配する方法において、該第１一次燃料
    導管が該第１二次燃料導管と熱伝達関係にあり且つ該第
    １二次燃料導管をその長さの少なくとも一部に沿って取
    り囲んでおり、該第１一次燃料流と該第１二次燃料流と
    の間及び一次燃料導管と二次燃料導管との間で熱を均一
    に移送することを特徴とする方法。
  7. 【請求項７】第１ノズル先端部（13）において該第１二
    次燃料導管（129）に流体的に接続されたずる二次噴霧
    孔（77）及び該第１ノズル先端部において該第１一次燃
    料導管に流体的に接続された一次噴霧孔（75）を配置
    し、且つ該二次噴霧孔が該一次噴霧孔を取り囲んでいる
    ことを特徴とする請求項６の方法。
  8. 【請求項８】ｉ）該第１二次燃料導管から該第１一次燃
    料導管に半径方向外側に延びて、その間に隙間空間を形
    成している複数のフィンを提供すること、ii）該隙間空
    間を介して第１一次燃料流を提供すること、iii）該フ
    ィンを介して、該第１一次燃料導管と該第１二次燃料導
    管との間で熱を伝達することを特徴とする請求項６の方
    法。
  9. 【請求項９】該ガスタービンエンジンが、第２ノズル先
    端部へ連続的な燃料流を供給する第２一次燃料導管（11
    9）及び第２ノズル先端部へガスタービンエンジンの燃
    料要求に依存する流量で調整された燃料流を供給する第
    ２二次燃料導管（117）とを備えている第２ノズル先端
    部を具備し、該第１一次燃料導管が該第２二次燃料導管
    を取り囲んでおり、且つ熱を該第１一次燃料流と第２二
    次燃料流の間を均一に伝達することを特徴とする請求項
    ６の方法。
  10. 【請求項１０】ガスタービンエンジン内における燃焼の
    ため燃料を噴霧するように配置された第１噴霧ノズル
    と、ガスタービンエンジン内における燃焼のために燃料
    を噴霧するように配置された第２噴霧ノズルと、該第１
    噴霧ノズル内に延びており、燃料をそこから噴霧するよ
    うに送る第１燃料導管と、該第１燃料導管から分離して
    いる第２燃料導管とを具備するガスタービンエンジンの
    ためのガスタービン燃料ノズル冷却回路において、 該第２燃料導管が、該第２燃料噴霧ノズル内に延びてい
    る第２部分であって、燃料をそこから噴霧するように送
    る第２部分と、ｉ）該第１燃料導管を完全に取り囲んで
    おり、ii）該第１燃料導管の少なくとも一部に沿って延
    びており、iii）該第１燃料導管と熱移送関係にある第
    １部分とを有することを特徴とするガスタービン燃料ノ
    ズル冷却回路。
  11. 【請求項１１】燃料が燃焼のために配置されうる噴霧孔
    を備えたノズル噴霧先端部と、該ノズル噴霧先端部に燃
    料を送るように接続された一次燃料導管と、該ノズル噴
    霧先端部に燃料を送るように接続された二次燃料導管と
    を具備するガスタービンエンジンのためのガスタービン
    燃料ノズル冷却回路において、該一次燃料導管が、該二
    次燃料導管を完全に取り囲んでおり、該二次燃料導管の
    少なくとも一部に沿って延びており、熱移送部材が、該
    二次燃料導管から外側に該一次燃料導管へと延びてお
    り、熱移送のために、該一次燃料導管と該二次燃料導管
    とを熱的に相互連結していることを特徴とするガスター
    ビン燃料ノズル冷却回路。
JP50926194A 1992-09-28 1993-09-28 ガスタービン燃料噴射ノズルのための多重通路冷却回路 Expired - Lifetime JP3451353B2 (ja)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US07/951,599 US5423178A (en) 1992-09-28 1992-09-28 Multiple passage cooling circuit method and device for gas turbine engine fuel nozzle
US07/951,599 1992-09-28
PCT/US1993/009231 WO1994008179A1 (en) 1992-09-28 1993-09-28 Multiple passage cooling circuit for gas turbine fuel injector nozzle

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH08502122A JPH08502122A (ja) 1996-03-05
JP3451353B2 true JP3451353B2 (ja) 2003-09-29

Family

ID=25491891

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP50926194A Expired - Lifetime JP3451353B2 (ja) 1992-09-28 1993-09-28 ガスタービン燃料噴射ノズルのための多重通路冷却回路

Country Status (6)

Country Link
US (2) US5423178A (ja)
EP (1) EP0662207B1 (ja)
JP (1) JP3451353B2 (ja)
CA (1) CA2145633C (ja)
DE (1) DE69315222T2 (ja)
WO (1) WO1994008179A1 (ja)

Families Citing this family (124)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2721694B1 (fr) * 1994-06-22 1996-07-19 Snecma Refroidissement de l'injecteur de décollage d'une chambre de combustion à deux têtes.
FR2721693B1 (fr) * 1994-06-22 1996-07-19 Snecma Procédé et dispositif pour alimenter en carburant et refroidir l'injecteur de décollage d'une chambre de combustion à deux têtes.
US5598696A (en) * 1994-09-20 1997-02-04 Parker-Hannifin Corporation Clip attached heat shield
US5761907A (en) * 1995-12-11 1998-06-09 Parker-Hannifin Corporation Thermal gradient dispersing heatshield assembly
US6076356A (en) * 1996-03-13 2000-06-20 Parker-Hannifin Corporation Internally heatshielded nozzle
EP0886744B1 (en) * 1996-03-13 2001-05-23 Parker Hannifin Corporation Internally heatshielded nozzle
DE19645961A1 (de) 1996-11-07 1998-05-14 Bmw Rolls Royce Gmbh Kraftstoffeinspritzvorrichtung für eine Gasturbinen-Brennkammer mit einer flüssigkeitsgekühlten Einspritzdüse
US6021635A (en) * 1996-12-23 2000-02-08 Parker-Hannifin Corporation Dual orifice liquid fuel and aqueous flow atomizing nozzle having an internal mixing chamber
US5918628A (en) * 1997-06-17 1999-07-06 Parker-Hannifin Corporation Multi-stage check valve
US6141968A (en) * 1997-10-29 2000-11-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel nozzle for gas turbine engine with slotted fuel conduits and cover
US6038862A (en) * 1997-12-23 2000-03-21 United Technologies Corporation Vibration damper for a fuel nozzle of a gas turbine engine
US6082113A (en) * 1998-05-22 2000-07-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine fuel injector
GB9811577D0 (en) * 1998-05-30 1998-07-29 Rolls Royce Plc A fuel injector
US6289676B1 (en) * 1998-06-26 2001-09-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Simplex and duplex injector having primary and secondary annular lud channels and primary and secondary lud nozzles
EP1046010B1 (en) * 1998-10-09 2006-07-12 General Electric Company Fuel injection assembly for gas turbine engine combustor
US6711898B2 (en) 1999-04-01 2004-03-30 Parker-Hannifin Corporation Fuel manifold block and ring with macrolaminate layers
US6321541B1 (en) * 1999-04-01 2001-11-27 Parker-Hannifin Corporation Multi-circuit multi-injection point atomizer
US6460344B1 (en) 1999-05-07 2002-10-08 Parker-Hannifin Corporation Fuel atomization method for turbine combustion engines having aerodynamic turning vanes
US6883332B2 (en) * 1999-05-07 2005-04-26 Parker-Hannifin Corporation Fuel nozzle for turbine combustion engines having aerodynamic turning vanes
US6149075A (en) * 1999-09-07 2000-11-21 General Electric Company Methods and apparatus for shielding heat from a fuel nozzle stem of fuel nozzle
US6761035B1 (en) * 1999-10-15 2004-07-13 General Electric Company Thermally free fuel nozzle
US6256995B1 (en) 1999-11-29 2001-07-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Simple low cost fuel nozzle support
US6351948B1 (en) * 1999-12-02 2002-03-05 Woodward Fst, Inc. Gas turbine engine fuel injector
US6460340B1 (en) * 1999-12-17 2002-10-08 General Electric Company Fuel nozzle for gas turbine engine and method of assembling
US6357222B1 (en) * 2000-04-07 2002-03-19 General Electric Company Method and apparatus for reducing thermal stresses within turbine engines
US6540162B1 (en) * 2000-06-28 2003-04-01 General Electric Company Methods and apparatus for decreasing combustor emissions with spray bar assembly
FR2817016B1 (fr) 2000-11-21 2003-02-21 Snecma Moteurs Procede d'assemblage d'un injecteur de combustible pour chambre de combustion de turbomachine
FR2817017B1 (fr) * 2000-11-21 2003-03-07 Snecma Moteurs Refroidissement integral des injecteurs de decollage d'une chambre de combustion a deux tetes
US6536457B2 (en) 2000-12-29 2003-03-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Fluid and fuel delivery systems reducing pressure fluctuations and engines including such systems
US6755024B1 (en) * 2001-08-23 2004-06-29 Delavan Inc. Multiplex injector
US6523350B1 (en) * 2001-10-09 2003-02-25 General Electric Company Fuel injector fuel conduits with multiple laminated fuel strips
US6915638B2 (en) * 2002-03-28 2005-07-12 Parker-Hannifin Corporation Nozzle with fluted tube
US6718770B2 (en) 2002-06-04 2004-04-13 General Electric Company Fuel injector laminated fuel strip
US7028484B2 (en) * 2002-08-30 2006-04-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Nested channel ducts for nozzle construction and the like
US7021562B2 (en) * 2002-11-15 2006-04-04 Parker-Hannifin Corp. Macrolaminate direct injection nozzle
US7290394B2 (en) * 2002-11-21 2007-11-06 Parker-Hannifin Corporation Fuel injector flexible feed with moveable nozzle tip
US7117675B2 (en) * 2002-12-03 2006-10-10 General Electric Company Cooling of liquid fuel components to eliminate coking
US6959535B2 (en) 2003-01-31 2005-11-01 General Electric Company Differential pressure induced purging fuel injectors
US6898926B2 (en) * 2003-01-31 2005-05-31 General Electric Company Cooled purging fuel injectors
US6898938B2 (en) 2003-04-24 2005-05-31 General Electric Company Differential pressure induced purging fuel injector with asymmetric cyclone
DE10324985B4 (de) * 2003-06-03 2005-06-16 Man B & W Diesel Ag Kraftstoffeinspritzdüse
US7041154B2 (en) * 2003-12-12 2006-05-09 United Technologies Corporation Acoustic fuel deoxygenation system
US7654088B2 (en) * 2004-02-27 2010-02-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Dual conduit fuel manifold for gas turbine engine
US7431818B2 (en) * 2004-03-26 2008-10-07 United Technologies Corporation Electrochemical fuel deoxygenation system
US7325402B2 (en) * 2004-08-04 2008-02-05 Siemens Power Generation, Inc. Pilot nozzle heat shield having connected tangs
US20060156733A1 (en) * 2005-01-14 2006-07-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Integral heater for fuel conveying member
US7565807B2 (en) * 2005-01-18 2009-07-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Heat shield for a fuel manifold and method
US7465335B2 (en) * 2005-02-02 2008-12-16 United Technologies Corporation Fuel deoxygenation system with textured oxygen permeable membrane
GB2423353A (en) * 2005-02-19 2006-08-23 Siemens Ind Turbomachinery Ltd A Fuel Injector Cooling Arrangement
US7530231B2 (en) 2005-04-01 2009-05-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel conveying member with heat pipe
US7533531B2 (en) * 2005-04-01 2009-05-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Internal fuel manifold with airblast nozzles
US7540157B2 (en) * 2005-06-14 2009-06-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally mounted fuel manifold with support pins
US7568344B2 (en) * 2005-09-01 2009-08-04 Frait & Whitney Canada Corp. Hydrostatic flow barrier for flexible fuel manifold
US7559201B2 (en) * 2005-09-08 2009-07-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Redundant fuel manifold sealing arrangement
FR2891314B1 (fr) * 2005-09-28 2015-04-24 Snecma Bras d'injecteur anti-cokefaction.
FR2896030B1 (fr) * 2006-01-09 2008-04-18 Snecma Sa Refroidissement d'un dispositif d'injection multimode pour chambre de combustion, notamment d'un turboreacteur
US7506510B2 (en) * 2006-01-17 2009-03-24 Delavan Inc System and method for cooling a staged airblast fuel injector
US8240151B2 (en) * 2006-01-20 2012-08-14 Parker-Hannifin Corporation Fuel injector nozzles for gas turbine engines
US20070193272A1 (en) * 2006-02-21 2007-08-23 Woodward Fst, Inc. Gas turbine engine fuel injector
US7607226B2 (en) * 2006-03-03 2009-10-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Internal fuel manifold with turned channel having a variable cross-sectional area
US7942002B2 (en) * 2006-03-03 2011-05-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel conveying member with side-brazed sealing members
US7854120B2 (en) 2006-03-03 2010-12-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel manifold with reduced losses
US7624577B2 (en) * 2006-03-31 2009-12-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine combustor with improved cooling
US7900456B2 (en) * 2006-05-19 2011-03-08 Delavan Inc Apparatus and method to compensate for differential thermal growth of injector components
US8096130B2 (en) * 2006-07-20 2012-01-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel conveying member for a gas turbine engine
US8353166B2 (en) 2006-08-18 2013-01-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine combustor and fuel manifold mounting arrangement
US7765808B2 (en) * 2006-08-22 2010-08-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Optimized internal manifold heat shield attachment
US8033113B2 (en) * 2006-08-31 2011-10-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel injection system for a gas turbine engine
US7658074B2 (en) * 2006-08-31 2010-02-09 United Technologies Corporation Mid-mount centerbody heat shield for turbine engine fuel nozzle
US20080053096A1 (en) * 2006-08-31 2008-03-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel injection system and method of assembly
US8166763B2 (en) * 2006-09-14 2012-05-01 Solar Turbines Inc. Gas turbine fuel injector with a removable pilot assembly
US7703289B2 (en) * 2006-09-18 2010-04-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Internal fuel manifold having temperature reduction feature
US7775047B2 (en) * 2006-09-22 2010-08-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Heat shield with stress relieving feature
US7926286B2 (en) * 2006-09-26 2011-04-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Heat shield for a fuel manifold
US7716933B2 (en) * 2006-10-04 2010-05-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Multi-channel fuel manifold
US8572976B2 (en) * 2006-10-04 2013-11-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Reduced stress internal manifold heat shield attachment
US7703287B2 (en) * 2006-10-31 2010-04-27 Delavan Inc Dynamic sealing assembly to accommodate differential thermal growth of fuel injector components
US7856825B2 (en) * 2007-05-16 2010-12-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Redundant mounting system for an internal fuel manifold
US8146365B2 (en) * 2007-06-14 2012-04-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel nozzle providing shaped fuel spray
JP4764391B2 (ja) * 2007-08-29 2011-08-31 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
US8286433B2 (en) * 2007-10-26 2012-10-16 Solar Turbines Inc. Gas turbine fuel injector with removable pilot liquid tube
US8393155B2 (en) * 2007-11-28 2013-03-12 Solar Turbines Incorporated Gas turbine fuel injector with insulating air shroud
US7926178B2 (en) * 2007-11-30 2011-04-19 Delavan Inc Method of fuel nozzle construction
US8443608B2 (en) * 2008-02-26 2013-05-21 Delavan Inc Feed arm for a multiple circuit fuel injector
US9046039B2 (en) 2008-05-06 2015-06-02 Rolls-Royce Plc Staged pilots in pure airblast injectors for gas turbine engines
US8096135B2 (en) * 2008-05-06 2012-01-17 Dela Van Inc Pure air blast fuel injector
US8091362B2 (en) * 2008-08-20 2012-01-10 Woodward, Inc. Fuel injector sans support/stem
US7832377B2 (en) * 2008-09-19 2010-11-16 Woodward Governor Company Thermal protection for fuel injectors
US7992390B2 (en) * 2008-09-23 2011-08-09 Pratt & Whitney Canada Corp. External rigid fuel manifold
US8272218B2 (en) * 2008-09-24 2012-09-25 Siemens Energy, Inc. Spiral cooled fuel nozzle
US8141368B2 (en) 2008-11-11 2012-03-27 Delavan Inc Thermal management for fuel injectors
US8393154B2 (en) * 2009-02-12 2013-03-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel delivery system with reduced heat transfer to fuel manifold seal
US20100263382A1 (en) * 2009-04-16 2010-10-21 Alfred Albert Mancini Dual orifice pilot fuel injector
US8752386B2 (en) 2010-05-25 2014-06-17 Siemens Energy, Inc. Air/fuel supply system for use in a gas turbine engine
US9958093B2 (en) 2010-12-08 2018-05-01 Parker-Hannifin Corporation Flexible hose assembly with multiple flow passages
US9194297B2 (en) 2010-12-08 2015-11-24 Parker-Hannifin Corporation Multiple circuit fuel manifold
US20120151928A1 (en) * 2010-12-17 2012-06-21 Nayan Vinodbhai Patel Cooling flowpath dirt deflector in fuel nozzle
US9310073B2 (en) * 2011-03-10 2016-04-12 Rolls-Royce Plc Liquid swirler flow control
US9228741B2 (en) 2012-02-08 2016-01-05 Rolls-Royce Plc Liquid fuel swirler
US20120227408A1 (en) * 2011-03-10 2012-09-13 Delavan Inc. Systems and methods of pressure drop control in fluid circuits through swirling flow mitigation
US9383097B2 (en) 2011-03-10 2016-07-05 Rolls-Royce Plc Systems and method for cooling a staged airblast fuel injector
US9957891B2 (en) 2011-09-09 2018-05-01 General Electric Company Fuel manifold cooling flow recirculation
US8926290B2 (en) 2012-01-04 2015-01-06 General Electric Company Impeller tube assembly
US8991360B2 (en) * 2012-06-27 2015-03-31 Caterpillar Inc. Coaxial quill assembly retainer and common rail fuel system using same
US10619855B2 (en) * 2012-09-06 2020-04-14 United Technologies Corporation Fuel delivery system with a cavity coupled fuel injector
US9772054B2 (en) 2013-03-15 2017-09-26 Parker-Hannifin Corporation Concentric flexible hose assembly
US10739005B2 (en) 2013-08-16 2020-08-11 Raytheon Technologies Corporation Cooled fuel injector system for a gas turbine engine
US10184663B2 (en) 2013-10-07 2019-01-22 United Technologies Corporation Air cooled fuel injector for a turbine engine
US9574776B2 (en) * 2013-10-21 2017-02-21 Delavan Inc. Three-piece airblast fuel injector
CN105202577B (zh) * 2014-06-25 2017-10-20 中国航发商用航空发动机有限责任公司 燃油喷嘴及燃烧室
DE102014218219A1 (de) * 2014-09-11 2016-03-17 Siemens Aktiengesellschaft Kompaktbrenner für einen Flugstromvergaser, bar einer Flüssigkeitskühlung
US9989257B2 (en) * 2015-06-24 2018-06-05 Delavan Inc Cooling in staged fuel systems
US10267524B2 (en) 2015-09-16 2019-04-23 Woodward, Inc. Prefilming fuel/air mixer
US10196983B2 (en) * 2015-11-04 2019-02-05 General Electric Company Fuel nozzle for gas turbine engine
US10273891B2 (en) 2016-11-18 2019-04-30 Caterpillar Inc. Gaseous fuel internal combustion engine and operating method therefor
JP6830049B2 (ja) * 2017-08-31 2021-02-17 三菱パワー株式会社 制御装置とそれを備えたガスタービンコンバインドサイクル発電システム、プログラム、およびガスタービンコンバインドサイクル発電システムの制御方法
US10865714B2 (en) 2018-03-22 2020-12-15 Woodward. Inc. Gas turbine engine fuel injector
FR3091333B1 (fr) * 2018-12-27 2021-05-14 Safran Aircraft Engines Nez d’injecteur pour turbomachine comprenant un circuit primaire de carburant agencé autour d’un circuit secondaire de carburant
CN110953603B (zh) * 2019-12-05 2021-08-03 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种适用于径向分级主燃烧室的多油路燃油喷雾装置
US11754287B2 (en) 2020-09-11 2023-09-12 Raytheon Technologies Corporation Fuel injector assembly for a turbine engine
US11421883B2 (en) 2020-09-11 2022-08-23 Raytheon Technologies Corporation Fuel injector assembly with a helical swirler passage for a turbine engine
US11649964B2 (en) 2020-12-01 2023-05-16 Raytheon Technologies Corporation Fuel injector assembly for a turbine engine
US11808455B2 (en) 2021-11-24 2023-11-07 Rtx Corporation Gas turbine engine combustor with integral fuel conduit(s)
US11846249B1 (en) 2022-09-02 2023-12-19 Rtx Corporation Gas turbine engine with integral bypass duct

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB819042A (en) * 1956-09-27 1959-08-26 Dowty Fuel Syst Ltd Improvements relating to liquid fuel burners
FR1380744A (fr) * 1963-10-25 1964-12-04 Snecma Perfectionnement aux rampes d'injection des turbo-machines
US3638865A (en) * 1970-08-31 1972-02-01 Gen Electric Fuel spray nozzle
FR2193145B1 (ja) * 1972-07-21 1976-02-13 Snecma Fr
DE2710618C2 (de) * 1977-03-11 1982-11-11 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Brennstoffeinspritzdüse für Gasturbinentriebwerke
US4157012A (en) * 1977-03-24 1979-06-05 General Electric Company Gaseous fuel delivery system
US4258544A (en) * 1978-09-15 1981-03-31 Caterpillar Tractor Co. Dual fluid fuel nozzle
GB2036296B (en) * 1978-11-20 1982-12-01 Rolls Royce Gas turbine
US4735044A (en) * 1980-11-25 1988-04-05 General Electric Company Dual fuel path stem for a gas turbine engine
US4499735A (en) * 1982-03-23 1985-02-19 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Segmented zoned fuel injection system for use with a combustor
US4736693A (en) * 1987-07-31 1988-04-12 Shell Oil Company Partial combustion burner with heat pipe-cooled face
US4977740A (en) * 1989-06-07 1990-12-18 United Technologies Corporation Dual fuel injector

Also Published As

Publication number Publication date
DE69315222T2 (de) 1998-03-19
CA2145633C (en) 2007-01-23
EP0662207B1 (en) 1997-11-12
CA2145633A1 (en) 1994-04-14
US5423178A (en) 1995-06-13
WO1994008179A1 (en) 1994-04-14
DE69315222D1 (de) 1997-12-18
JPH08502122A (ja) 1996-03-05
US5570580A (en) 1996-11-05
EP0662207A1 (en) 1995-07-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP3451353B2 (ja) ガスタービン燃料噴射ノズルのための多重通路冷却回路
US6672066B2 (en) Multi-circuit, multi-injection point atomizer
US20030182945A1 (en) Nozzle with fluted tube
US6622488B2 (en) Pure airblast nozzle
US6711898B2 (en) Fuel manifold block and ring with macrolaminate layers
EP1546527B1 (en) Nested channel ducts for nozzle construction and the like
US6276141B1 (en) Internally heatshielded nozzle
US6076356A (en) Internally heatshielded nozzle
CA2307186C (en) Fuel nozzle for gas turbine engine
JP3939301B2 (ja) 差圧発生式パージングを備える燃料噴射装置
US6898926B2 (en) Cooled purging fuel injectors
US7654088B2 (en) Dual conduit fuel manifold for gas turbine engine
US20070193272A1 (en) Gas turbine engine fuel injector
CA2638541C (en) Fuel inlet with crescent shaped passage for gas turbine engines
CN101446211A (zh) 具有绝热空气罩的气体涡轮机燃料喷射器
EP1369644A1 (en) Fuel injector laminated fuel strip
JP2003139327A (ja) 多積層燃料ストリップを有する燃料噴射器の燃料導管
GB2488694A (en) Fuel Injector Feed Arm with Central Secondary Fuel Flow Passage
US8020384B2 (en) Fuel injector nozzle with macrolaminate fuel swirler
WO1999019670A2 (en) FUEL NOZZLE ASSEMBLY FOR A LOW NOx COMBUSTOR
US20120145247A1 (en) Flexible hose assembly with multiple flow passages
EP3460218B1 (en) Transfer tubes

Legal Events

Date Code Title Description
R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20070718

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080718

Year of fee payment: 5

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090718

Year of fee payment: 6

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100718

Year of fee payment: 7

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100718

Year of fee payment: 7

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110718

Year of fee payment: 8

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110718

Year of fee payment: 8

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120718

Year of fee payment: 9

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120718

Year of fee payment: 9

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130718

Year of fee payment: 10

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

EXPY Cancellation because of completion of term