JP4323723B2 - Gas turbine engine combustor fuel injection assembly - Google Patents
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Description
【0001】
(米国連邦政府資金による研究開発に関する説明)
米国政府は、契約番号NAS3−27235により、本発明に関する特定の権利を有する。
【0002】
(発明の背景)
本発明は、全体的には、ガスタービンエンジンの燃焼器に係り、より詳細には、主燃焼器ドーム領域全体にわたり広範囲に分散配置された混合管を有するガスタービンエンジン燃焼器の燃料噴射組立体に関する。
【0003】
ガスタービンエンジンの運転における主要課題は、その排出ガス、特に、窒素酸化物(NOx)、一酸化炭素(CO)、及び炭化水素によるオゾン層への影響にあると認識されている。現在の亜音速機の技術は、成層圏オゾンに与える有害な影響を考えると、高高度を飛行する超音速の民間輸送機に適用することはできない。このように、全てのエンジン運転状態においてNOxの発生を極めて低く押さえるために、新しい燃料噴射及び混合の技術が開発され、現在においても継続的な開発が行われている。
【0004】
このような排出ガスの課題に対し、新しい燃焼器が開発され、これは「多段階・半径方向・軸線方向型ガスタービンエンジン燃焼器」という名称の特許出願において論じられている。この出願は、本発明の譲受人によって本出願と同時に出願された米国特許出願番号09/_、_であり、これを参照文献として援用する。そこにおいて、航空機エンジンの中出力から高出力状態でのNOxの発生を極めて低く押さえると考えられる重要な要素は、主燃料噴射源として一連の単純な混合管を使用した点にあることは理解されるであろう。本発明の譲受人によって所有される関連特許出願である米国特許出願番号09/366,510、発明の名称「燃料流制御システム」には、制御システムが、燃料をどの混合管に供給するかを決定する方法についてより詳細に説明されている。これを参照文献として援用する。
【0005】
更に、燃料は、‘510号特許出願のシステムによって制御される燃料供給装置から‘__号特許出願の燃焼器に開示される混合管に送られる必要がある。混合管は、複数の行及び列に配置するのが好ましいことは理解できるであろう。混合管は、主燃焼器ドーム領域全体にわたり広範囲に分散配置されているため、そこには、重量、熱管理及び構造上の完全性に関する解決すべき難題が残されている。全ての飛行用エンジンのハ−ドウェアに言えることであるが、エンジン重量を最小限にするために、燃料噴射組立体は可能な限り軽くしなければならない。燃料噴射組立体に関する熱管理の課題は、その広範囲にわたる燃料の濡れ表面域が、高温のコンプレッサー排気環境内に位置しているため、コークス残分が燃料通路を部分的或いは全面的に塞いでしまう可能性が増長されることに起因する。
【0006】
当然のことながら、燃料噴射組立体のインジェクタ・チップは、許容範囲内のシステム排出ガス性能が得られるように、設定されたエンジン出力の全範囲を通じ所定位置で正確に保持される必要がある。しかし、噴射部位は広範囲に分散しているため、高強度の広帯域音響励振を含むコンプレッサー排気領域の不利な動的環境において、燃料噴射組立体の構造上の完全性を維持することは、特に難しい問題である。従って、燃料噴射組立体は、可能な限り軽量とした構成においても存続し続け、機能を発揮するような、十分な剛性及び減衰能力を持つ必要がある。
【0007】
前記した点から見て、ガスタービンエンジン燃焼器内に広範囲に分散した複数の混合管に対し燃料を供給することができる燃料噴射組立体を開発することが好ましいと考えられる。また、この混合管に燃料が噴射されるか否かに拘わらず、このような燃料噴射組立体においては、燃料ステムやインジェクタ・チップに対し連続的で能動的な冷却を行うことが好ましいと考えられる。更に、燃料噴射組立体は、重量、及び燃焼器ドーム領域に対する空気流通の遮断の問題、また、メインテナンスのための取外し易さを考慮したものであることが好ましいと考えられる。
【0008】
(発明の要旨)
本発明の例示的実施態様において、ガスタービンエンジン燃焼器の燃料噴射組立体は、少なくとも1つの燃料ステム、各燃料ステム内に設けられ、複数の同心状に配置された管を備え、それによって冷却供給流路、冷却戻し流路、及びチップ燃料流路が規定されるとともに、前記流路と流れが通じ合うように各燃料ステムに接続された少なくとも1つの燃料チップ組立体を備え、燃料ステム及び燃料チップ組立体の各々に対する能動的冷却回路は、燃焼器運転の各段階の間に、前記冷却供給流路及び前記冷却戻し流路を介して全ての能動的燃料を供給することにより維持されるものとして開示される。そして、能動的冷却回路を通った燃料流は集められ、その定められた部分が、前記燃料チップ組立体による噴射のために、前記チップ燃料流路に供給される。
【0009】
(発明の実施の形態)
ここで図面を詳細に参照すると、同一の数字は全図面を通じ同じ部品を示しており、図1には、参照番号10によって全体が示された多段階・半径方向・軸線方向型(multi-stage radial axial:MRA )ガスタービンエンジン燃焼器が描かれている。燃焼器10は、本出願と同時に出願され、参照文献として援用された特許出願である名称「多段階・半径方向・軸線方向型ガスタービンエンジン」、出願番号09/_、_に開示された燃焼器に基づくものであることは理解できよう。そこに示されるように、燃焼器10は、それを通じて伸びる長手方向軸線12を有し、外側ライナー14、内側ライナー16、第一又はパイロット・ドーム18、及びドーム板22を備えている。パイロット・ドーム18は、外側ライナー14の直上流に配置され、長手方向軸線12に対し半径方向側にある第一燃焼区域20を形成している。ドーム板22は、外側部分で第一ドーム18に、内側部分で内側ライナー16に接続されている。このようにして、第二又は主燃焼区域24は、ドーム板22、外側ライナー14、及び第一燃焼区域20に対し略垂直に位置する内側ライナー16によって区画されている。勿論、第一ドーム18は、第一ドーム18を通じて伸びる半径方向軸線25によって示されるように、ドーム板22の軸線方向下流に位置する。
【0010】
‘ 特許出願に示されるように、燃料及び空気の混合気は、中高速運転レベルの期間のみ、ドーム板22を介して第二燃焼区域24内へ軸線方向に供給される。これは、ドーム板22の上流に配置された燃料空気混合器164によって行われるのが好ましい。複数の略直線状の管166が、行及び列状に配置されるように、ドーム板22の周りに半径方向及び円周方向に間隔を空けて設けられているのが図1から理解されるであろう。各管166は、上流端部168及び下流端部170を有し、下流端部170は、ドーム板22の開口172と一直線上に配置され、本発明による燃料噴射組立体174は、管の上流端部168に向かって燃料を供給するように配置される。このようにして、燃焼器10に柔軟性が確立され、それによって、燃料空気混合器の指定された行及び/又は列に燃料を供給することができる。矢印176によって表された第二燃焼区域24に流入する燃料及び空気の混合気は、長手方向軸線12に略平行であり、スワールが形成されていないことが理解できよう。勿論、燃料噴射組立体174は、以下で詳細に論じるように、燃料源と流れが通じ合うようになっている。
【0011】
運転時において、本発明の燃焼器10は、多段階機能を有しており、その際、第一ドーム18は、パイロットとしての役割を果す。従って、燃焼器運転の全段階を通じて、燃料は、第一ドーム18に供給される。このことは、燃料が燃料空気混合器164に供給されない低出力状態時(例えば、アイドリング時、及び離着陸運転時)において、特に重要であることを意味する。中速から高速出力状態では、燃料及び空気の混合気176が第二燃焼区域24内に噴射されるように、燃料は、少なくともいくつか燃料空気混合器164に供給される。燃焼器10は、多段階の運転を行い、半径方向にあるドーム18と軸線方向にあるドーム板22とを有しているので、多段階・半径方向・軸線方向型燃焼器として知られている。
【0012】
燃料噴射組立体174に関し、長手方向軸線12に対し略半径方向に伸びる少なくとも1つの燃料ステム、好ましくは一対の燃料ステム186及び188が設けられていることは図2から分るであろう。少なくとも1つの燃料チップ組立体190が、対応する混合管166に燃料を噴射するために、燃料ステム186及び188に接続されており、燃料チップ組立体190の数及びそれらの間隔は、混合管166の配置に対応したものとされている。各燃料ステム186及び188は、その内部に、チップ供給管192、断熱管194、及び外側管196として知られる、同心状に配置された複数の管を備えている。これらの管によって、冷却供給流路198、冷却戻し流路200、及びチップ燃料流路202が規定される(図3乃至5参照)。冷却供給流路198は、最も冷たい燃料を燃料チップ組立体190に供給してこの領域の冷却作用が最大になるようにするため、3重同心管構成における中間の環とすることが好ましいと言える。更に、冷却戻し流路を外側の環として使用することにより、その内部の冷却流体の混合平均温度を上げることにより、戻し過程にある燃料への熱伝導を低減するのを補助できる。また、これは、燃料チップ組立体190の冷却が開始された後に、燃料ステム186及び188を冷却する効果も持っている。従って、混合管166に燃料を噴射する燃料チップ組立体190に燃料を供給するチップ燃料流路202は、3重同心状管構成の最も内側の通路であることが理解されるであろう。
【0013】
図5で最もよく分るように、各燃料チップ組立体190は、所望の燃焼器運転のレベルに基づいて、燃料が各燃料チップ組立体190へ供給されたり、供給されなかったりするために、(燃料ステム186及び188内に、所謂「管の束」を形成するように)各燃料チップ組立体内に接続された、同心状配置の管192,194,196の独立したセットを備えている。例えば、指定された行又は列の燃料空気混合器164のみに燃料が供給されるということは記憶されているであろう。それがどのように行われるのかの一例は、参照文献として援用した前述の‘510特許出願に開示されている。チップ燃料流路202を介した各同心状配置の管セットへの燃料供給は、全ての状況下で起こるのではないが、燃料は、全ての冷却供給流路198及び冷却戻し流路200を介して、連続的に循環されることが好ましい。このようにして、能動的冷却回路が、燃料ステム186、188及び燃料チップ組立体190の各々に対し、燃焼器運転の全段階の期間に用意され、それによって、燃料がコークス化するのを(また、それにより全流路が閉塞される可能性を)防止する機能を高めることができる。
【0014】
上述したように、燃焼器ド−ム領域の空気流が塞がれるのを軽減し、メインテナンスのため燃料噴射組立体174を燃焼器ケーシングから除いたり取り替えたりするのを容易にするために、一対の燃料ステム186及び188を連結することが好ましい。その上、対にした構成は、構造的により剛性が高く、動的安定性のある設計であることが判明した。燃料ステム186及び188を連結する好ましい形態は、図2に示す1つ又はそれ以上のクロス固定組立体204によるものである。各クロス固定組立体204は、燃料ステム186の周りに巻付けられた第一の部分206、燃料ステム188の周りに巻付けられた第二の部分208、及び第一の部分206と第二の部分208とを接続する第三の部分210を備えることは分るであろう。第三の部分210は、直線状の梁として示されているが、これは、要求に応じ、剛性及び/又は減衰性の変化に適応するように設計することができることは理解できよう。更に、このようなクロス固定組立体204は、同心状管セットの束機構を位置決めをする役割を果すことが好ましい点を注記しておく。
【0015】
各クロス固定組立体204と関連して、好ましくは、突起を有するスペーサ部材212が、同心状に配置された管の束と、好ましくは熱から守るために管束の周囲を包囲する熱遮蔽体214との間に配置される。突起を有するスペーサ部材212は、各管束を相互に固定するだけでなく、各管束と熱遮蔽体214との接触を最小限にする一方で、構造的負荷をクロス固定組立体204に伝達する。従って、突起を有するスペーサ部材212は、比較的冷たい管と熱い熱遮蔽体214との間の熱伝達を低減することによって、能動的冷却システムの冷却負荷を軽減するのに役割を果す。
【0016】
更に、同心状管192、196及び196は、従来の製造プロセスを用いて組立てられ、最終形状に機械加工された、従来の直線状の管であることが分るであろう。しかしながら、燃料ステム186及び188は、特定の非直線部を含んでおり、この非直線部では、管192、196及び196は、曲げられ(つまり、燃料ステム186及び188は、長手方向軸線12に略平行な関係となるようにチップ組立体190に接続する構成とされている)、細いゲージワイヤ線又は他の類似手段が、各管の接触を回避し、流路198,200,及び202が狭められるのを最小限にする場所で、各管セットの周囲に巻付けられる。該ワイヤは、管が曲げられる際、この非直線領域において各管が最小限の間隙を維持することによって、このワイヤの機能を完遂することができる。
【0017】
各燃料チップ組立体190に関して、図4から分るように、燃料インジェクタ・チップ本体216は、その内部に形成され、チップ燃料流路202と流れが通じ合うようにされた複数の噴射通路218を備えている。噴射通路218は、チップ燃料流路202から、軸線220に対し略半径方向に伸びるとともに、最も好ましくは、混合管166内において僅かに下流方向に向けて燃料を噴射するように、軸線220に対し鈍角θを成すように方向付けられる。断熱された燃料噴射管222は、噴射された燃料流をチップ本体216から断熱するために、各噴射通路218内に配置するのが好ましい。
【0018】
チップ本体216は、実質的に円錐台形をしており、その第一端部224に形成された空洞226を有し、この空洞は、同心状管192、194及び196を受け入れるように構成されている。より具体的には、空洞226は、外側管196と接合される第一段差部228、冷却供給流路198が冷却戻し流路200の流れと通じ合うようにするように、断熱管194の端部から間隔を置いて設けられた第二段差部230、及びチップ供給管192と接合される第三段差部232とを有する。
【0019】
第一端部224の下流側に位置するチップ本体216の第二端部234は、チップ本体216の円錐台形状と略一致し、チップ本体216の表面から軸線220に対し半径方向外側に伸びる複数の局部的空気力学的形状の拡張部235を更に有している。拡張部235は、チップ本体第二端部234の周方向に巾を持っており、その内部に噴射通路218を備える。また、断熱燃料噴射管222を収納するために、各拡張部235は、内部に組み込まれた空洞236も有する。このようにして、空気間隙237によって、断熱燃料噴射管222を更に熱から保護されるとともに、燃料は、混合管166の空気流内に、より好ましい形で導入される。
【0020】
燃料チップ組立体190は、継続的にチップ本体を熱から保護するため、略円錐形設計とされたチップ本体216を包囲し、熱遮蔽体214に溶接又は他の方法で取付けた熱遮蔽体238を有する。熱遮蔽体238は、チップ本体216での気流の分離を軽減する空気力学的改善機能を果し、混合管166へ排出後における燃料と空気との適正な混合を促進する。オフセット突起240は、熱遮蔽体238とチップ本体216と間の接触を最小限にしながら、燃料チップ組立体190の機械的剛性を高めるとともに、熱遮蔽体238とチップ本体216との間に空気間隙242を設定するために設けられる。
【0021】
燃料噴射組立体174は、燃料チップ組立体190と反対側の端部でバルブ本体244と連結される(図1,2,及び5を参照。そこでは、簡潔化のため、バルブ本体244のカバーは取除かれている)。バルブ本体244は、多段サーボバルブ246を収納しており、主吸気マニホールド用の第一接続部248、段階吸気マニホールド用の第二接続部250,及びパイロット燃料供給管254を備えた第三接続部252を有する。第一接続部248及び第二接続部250は、それぞれ、主燃料マニホールド256及び段階信号マニホールド258と流体的に連通していることは理解されるであろう。また、バルブ本体244は、それと一体化されたフランジ部260を備えることが好ましく、それによって、燃料噴射組立体174は、ボルト又は他の機械的接続手段により、燃焼器ケーシング70に接続される。燃料ステム186及び188は、ロウ付け又は他の取付け手段によりバルブ本体244に取付られる。
【0022】
運転時には、計量された燃料流(パイロット及び主インジェクタ流を含む)が、燃料ステム186、188及び燃料チップ組立体190を通じで冷却流を循環させるために使用されることは分るであろう。燃料流は、主吸気マニホールド248を介してバルブ本体244に入り、各3重同心状管構成の中間の環(つまり、冷却供給流路198)を介して、全ての燃料ステム186及び188に分配される。この冷却流は、全ての燃料ステムに等量分配するか、或いは、強い冷却が必要なステム又は燃料チップ組立体により高レベルの冷却流を流すように、燃料ステム内の簡単な調整装置つまりオリフィスによって、非等量分配することもできる。その後、この冷却流は、それぞれ、冷却供給流路198及び冷却戻し流路200を介して循環し、バルブ本体244へ戻る。
【0023】
能動的冷却回路を循環した能動的燃料は、一旦バルブ本体244に集められ、段階サーボバルブ246の位置に従い、段階サーボバルブ246又はパイロット燃料供給管254に経路付けされる。段階サーボバルブの位置が、主エンジン制御による主マニホールド圧力に比例して、段階サーボマニホールド圧力を設定することによって制御されることは、特許出願第‘510号から理解できよう。このようにして能動的燃料は、チップ燃料流路202を介して燃料チップ組立体190に供給され(たり、されなかったりし)、噴射通路218及び断熱燃料噴射管222を介して混合管166に噴射される。主燃料流が不要の場合には(例えば、エンジンアイドリング時)、能動的冷却回路を介した能動的燃料流としては、パイロットインジェクタ燃料のみが供給されることが分かるであろう。このように、冷却流は、燃焼器運転の全段階において、燃料ステム186、188及び燃料チップ組立体190に供給される。
【0024】
多噴射部位(つまり、共通の燃料源からの複数の断熱燃料噴射管222)を持つ利点の一つは、管222のような通路内で、燃料の自然つまり自己清掃を促進することにある。所定の燃料チップ組立体190が、エンジン運転時に多段化される又は一時休止される場合、燃料ステムの作動領域に対する断熱燃料噴射管222の方向付けを工夫することにより強めることが可能な自然静圧の変動によって、空気が高圧部から低圧部へと流れるようになることは理解できよう。従って、断熱燃料噴射管222内の、また、それより少ないがチップ燃料流路202内の残留燃料が排出される。言うまでもなく、チップ燃料流路202内に残る燃料は、燃料噴射組立体174の能動的冷却機能によって、依然として熱から保護される。この自己清掃作用は、残留燃料の存在する通路でのコークス形成を回避するためにチップ燃料流路202を能動的不活性ガスで清掃する必要性を排除する。
【0025】
本発明の好ましい実施形態を提示し説明することによって、燃料噴射組立体の更なる応用は、当業者により、本発明の範囲を逸脱することなく適切な変更を持って成し遂げ得るであろう。
【図面の簡単な説明】
【図1】 本発明による燃料噴射組立体を備えるガスタービンエンジン燃焼器の概略的垂直断面図である。
【図2】 図1に示した燃料噴射組立体の斜視図である。
【図3】 図1及び図2に示した燃料噴射組立体の、図2の線3−3に沿う部分断面図である。
【図4】 図1乃至図3に示された燃料噴射組立体の噴射チップ部分の部分垂直断面図である。
【図5】 図2に示された燃料噴射組立体の概略的垂直断面図である。[0001]
(Explanation on US-funded research and development)
The US Government has certain rights in the present invention under contract number NAS3-27235.
[0002]
(Background of the Invention)
The present invention relates generally to gas turbine engine combustors and, more particularly, to a fuel injection assembly for a gas turbine engine combustor having mixing tubes widely dispersed throughout the main combustor dome region. About.
[0003]
It is recognized that a major challenge in the operation of a gas turbine engine is the impact on the ozone layer by its emissions, particularly nitrogen oxides (NO x ), carbon monoxide (CO), and hydrocarbons. Current subsonic technology cannot be applied to supersonic civil transport aircraft flying at high altitudes, given the harmful effects on stratospheric ozone. Thus, in order to suppress very low occurrence of the NO x at all engine operating conditions, developed new fuel injection and mixing technology, the continued development have been made in the current.
[0004]
In response to these emissions challenges, new combustors have been developed and are discussed in a patent application entitled “Multistage, Radial, Axial Gas Turbine Engine Combustor”. This application is US patent application Ser. No. 09 / _, _, filed concurrently with this application by the assignee of the present invention, which is incorporated by reference. Understandably, an important factor that can be considered to keep the generation of NO x from medium to high output in the aircraft engine extremely low is the use of a series of simple mixing tubes as the main fuel injection source. Will be done. The related patent application owned by the assignee of the present invention, US patent application Ser. No. 09 / 366,510, entitled “Fuel Flow Control System”, describes which mixing tube the control system supplies fuel to. The method of determination is described in more detail. This is incorporated by reference.
[0005]
Further, the fuel needs to be sent from a fuel supply controlled by the system of the '510 patent application to the mixing tube disclosed in the combustor of the' __ patent application. It will be appreciated that the mixing tubes are preferably arranged in multiple rows and columns. Because the mixing tubes are widely distributed throughout the main combustor dome area, there remain challenges to be solved regarding weight, thermal management and structural integrity. As with all flight engine hardware, to minimize engine weight, the fuel injection assembly should be as light as possible. The thermal management challenge associated with fuel injection assemblies is that the extensive fuel wetting surface area is located within the hot compressor exhaust environment, so the coke residue can partially or completely block the fuel passage. This is due to the increased possibility.
[0006]
Of course, the injector tip of the fuel injection assembly needs to be accurately held in place throughout the set range of engine power to achieve acceptable system emissions. However, because the injection sites are widely distributed, it is particularly difficult to maintain the structural integrity of the fuel injection assembly in the adverse dynamic environment of the compressor exhaust region, including high-intensity broadband acoustic excitation. It is a problem. Therefore, the fuel injection assembly needs to have sufficient rigidity and damping capability so that it can continue to function even in the lightest possible configuration.
[0007]
In view of the foregoing, it would be preferable to develop a fuel injection assembly that can supply fuel to a plurality of mixing tubes dispersed in a wide range within a gas turbine engine combustor. In addition, regardless of whether or not fuel is injected into the mixing pipe, it is preferable to continuously and actively cool the fuel stem and injector tip in such a fuel injection assembly. It is done. In addition, it is believed that the fuel injection assembly is preferably one that takes into account weight and airflow blockage issues to the combustor dome region, and ease of removal for maintenance.
[0008]
(Summary of the Invention)
In an exemplary embodiment of the invention, a fuel injection assembly of a gas turbine engine combustor comprises at least one fuel stem, a plurality of concentrically arranged tubes disposed within each fuel stem, thereby cooling A supply flow path, a cooling return flow path, and a chip fuel flow path are defined, and at least one fuel chip assembly is connected to each fuel stem so as to communicate with the flow path; An active cooling circuit for each of the fuel chip assemblies is maintained by supplying all active fuel through the cooling supply flow path and the cooling return flow path during each stage of combustor operation. It is disclosed as a thing. The fuel flow through the active cooling circuit is then collected and a defined portion thereof is supplied to the tip fuel flow path for injection by the fuel tip assembly.
[0009]
(Embodiment of the Invention)
Referring now in detail to the drawings, wherein like numerals indicate like parts throughout the drawings, FIG. 1 illustrates a multi-stage, radial, axial-type (generally indicated by reference numeral 10). radial axial: MRA) A gas turbine engine combustor is depicted. Combustor 10 is a combustor disclosed in the patent application No. 09 / _, _, which is a patent application filed at the same time as the present application and incorporated by reference as a multi-stage / radial / axial gas turbine engine. It can be understood that it is based on a vessel. As shown therein, the
[0010]
' As indicated in the patent application, the fuel and air mixture is supplied axially through the
[0011]
During operation, the
[0012]
With respect to the
[0013]
As best seen in FIG. 5, each
[0014]
As described above, a pair of airflows in the combustor dome region are alleviated and the
[0015]
In association with each
[0016]
Further, it will be appreciated that the
[0017]
With respect to each
[0018]
The
[0019]
The
[0020]
The
[0021]
The
[0022]
It will be appreciated that in operation, metered fuel flows (including pilot and main injector flows) are used to circulate the cooling flow through the fuel stems 186, 188 and the
[0023]
The active fuel that has circulated through the active cooling circuit is once collected in the
[0024]
One advantage of having multiple injection sites (ie, multiple adiabatic
[0025]
By presenting and describing the preferred embodiment of the present invention, further applications of the fuel injection assembly could be accomplished by those skilled in the art with appropriate modifications without departing from the scope of the present invention.
[Brief description of the drawings]
1 is a schematic vertical cross-sectional view of a gas turbine engine combustor comprising a fuel injection assembly according to the present invention.
FIG. 2 is a perspective view of the fuel injection assembly shown in FIG.
3 is a partial cross-sectional view of the fuel injection assembly shown in FIGS. 1 and 2 taken along line 3-3 in FIG.
4 is a partial vertical sectional view of an injection tip portion of the fuel injection assembly shown in FIGS. 1 to 3; FIG.
FIG. 5 is a schematic vertical cross-sectional view of the fuel injection assembly shown in FIG.
Claims (19)
(a)少なくとも1つの燃料ステム(186)と、
(b)前記燃料ステム内に各々設けられ、冷却供給流路(198)、冷却戻し流路(200)、及びチップ燃料流路(202)とされる複数の同心状に配置された管と、
(c)前記流路と流れが通じ合うように、前記燃料ステムの各々と接続された少なくとも1つの燃料チップ組立体と
を備え、前記冷却供給流路(198)と、冷却戻し流路(200)、及びチップ燃料流路(202)は各前記燃料ステムとチップ組立体に対する能動的冷却回路を形成し、この回路は燃焼器動作の全ての段階において、能動的燃料が前記冷却供給流路(198)、前記冷却戻し流路(200)、及び前記チップ燃料流路(202)を通じて循環するように構成されていることを特徴とする燃料噴射組立体。A fuel injection assembly (174) for a gas turbine engine combustor comprising:
(A) at least one fuel stem (186) ;
(B) a plurality of concentrically arranged tubes each provided in the fuel stem and serving as a cooling supply channel (198) , a cooling return channel (200) , and a tip fuel channel (202) ;
(C) at least one fuel chip assembly connected to each of the fuel stems so that the flow communicates with the flow path , the cooling supply flow path (198), and the cooling return flow path (200). ), And a chip fuel flow path (202) form an active cooling circuit for each of the fuel stems and chip assemblies, which in all stages of combustor operation, the active fuel is fed into the cooling supply flow path ( 198), a fuel injection assembly configured to circulate through the cooling return channel (200) and the tip fuel channel (202) .
(a)前記チップ燃料流路(202)と流れが通じ合い、前記チップ燃料流路を通る軸線に対し略半径方向に方向付けられた複数の噴射通路(218)を有する燃料インジェクタ・チップ本体、及び
(b)前記燃料インジェクタ・チップ本体の周囲に配置された熱遮蔽体とを更に備えたことを特徴とする請求項1に記載の燃料噴射組立体。Each of the fuel chip assemblies (190)
(A) a fuel injector tip body having a plurality of injection passages (218) in flow communication with the tip fuel passage (202) and oriented substantially radially with respect to an axis passing through the tip fuel passage; The fuel injection assembly according to claim 1, further comprising: (b) a heat shield disposed around the fuel injector tip body.
(a)前記冷却供給流路(198)と前記冷却戻し流路(200)との間の流れが通じ合うようにするために前記燃料ステムと接続された第一端部(224)と、
(b)内部に形成された前記燃料噴射通路(218)を有する第二端部(234)を更に備えたことを特徴とする請求項13に記載の燃料噴射組立体。The chip body is
(A) a first end (224) connected to the fuel stem to allow flow between the cooling supply channel (198) and the cooling return channel (200) to communicate;
14. The fuel injection assembly of claim 13, further comprising a second end (234) having (b) the fuel injection passage (218) formed therein.
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