JP4323723B2

JP4323723B2 - Gas turbine engine combustor fuel injection assembly

Info

Publication number: JP4323723B2
Application number: JP2000576213A
Authority: JP
Inventors: キャンディ，アンソニィ・ジョセフ; グリン，クリストファー・チャールズ; バーレット，ジョン・エヴェレット
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1998-10-09
Filing date: 1999-09-29
Publication date: 2009-09-02
Anticipated expiration: 2019-09-29
Also published as: DE69932318D1; EP1046010A1; WO2000022347A1; DE69932318T2; JP2002527708A; EP1046010B1

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（ＮＯ_x）、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ＮＯ_x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ＮＯ_x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 combustor 10 has a longitudinal axis 12 extending therethrough and includes an outer liner 14, an inner liner 16, a first or pilot dome 18, and a dome plate 22. The pilot dome 18 is disposed immediately upstream of the outer liner 14 and forms a first combustion zone 20 that is radially on the longitudinal axis 12. The dome plate 22 is connected to the first dome 18 at the outer portion and to the inner liner 16 at the inner portion. In this way, the second or main combustion zone 24 is defined by the dome plate 22, the outer liner 14, and the inner liner 16 that is positioned substantially perpendicular to the first combustion zone 20. Of course, the first dome 18 is located axially downstream of the dome plate 22 as indicated by the radial axis 25 extending through the first dome 18.
[0010]
' As indicated in the patent application, the fuel and air mixture is supplied axially through the dome plate 22 into the second combustion zone 24 only during periods of medium to high speed operation. This is preferably done by a fuel air mixer 164 located upstream of the dome plate 22. It can be seen from FIG. 1 that a plurality of substantially straight tubes 166 are provided around the dome plate 22 with radial and circumferential spacing so as to be arranged in rows and columns. Will. Each tube 166 has an upstream end 168 and a downstream end 170 that is aligned with the opening 172 in the dome plate 22 and the fuel injection assembly 174 according to the present invention is located upstream of the tube. It is arranged to supply fuel towards the end 168. In this way, flexibility is established in the combustor 10 so that fuel can be supplied to specified rows and / or columns of the fuel-air mixer. It will be appreciated that the fuel and air mixture flowing into the second combustion zone 24 represented by arrow 176 is generally parallel to the longitudinal axis 12 and no swirl is formed. Of course, the fuel injection assembly 174 is in flow communication with the fuel source, as discussed in detail below.
[0011]
During operation, the combustor 10 of the present invention has a multi-stage function, in which case the first dome 18 serves as a pilot. Thus, fuel is supplied to the first dome 18 throughout all stages of combustor operation. This means that it is particularly important during low power conditions where fuel is not supplied to the fuel air mixer 164 (eg, during idling and during takeoff and landing operations). At medium to high power conditions, at least some fuel is supplied to the fuel air mixer 164 so that the fuel and air mixture 176 is injected into the second combustion zone 24. The combustor 10 performs multi-stage operation and has a dome 18 in the radial direction and a dome plate 22 in the axial direction, so it is known as a multi-stage, radial and axial combustor. .
[0012]
With respect to the fuel injection assembly 174, it can be seen from FIG. 2 that at least one fuel stem, preferably a pair of fuel stems 186 and 188, is provided that extends generally radially with respect to the longitudinal axis 12. At least one fuel chip assembly 190 is connected to the fuel stems 186 and 188 for injecting fuel into the corresponding mixing tube 166, and the number of fuel chip assemblies 190 and their spacing may vary depending on the mixing tube 166. It is supposed to correspond to the arrangement of. Each fuel stem 186 and 188 has a plurality of concentrically arranged tubes known therein as a tip supply tube 192, a heat insulation tube 194, and an outer tube 196. These tubes define a cooling supply channel 198, a cooling return channel 200, and a chip fuel channel 202 (see FIGS. 3 to 5). The cooling supply channel 198 is preferably an intermediate ring in a triple concentric tube configuration to supply the coldest fuel to the fuel chip assembly 190 to maximize the cooling effect in this region. . Further, by using the cooling return channel as an outer ring, it is possible to help reduce the heat conduction to the fuel in the returning process by raising the mixing average temperature of the cooling fluid inside. This also has the effect of cooling the fuel stems 186 and 188 after the cooling of the fuel tip assembly 190 has begun. Accordingly, it will be appreciated that the tip fuel flow path 202 that supplies fuel to the fuel tip assembly 190 that injects fuel into the mixing tube 166 is the innermost passage of the triple concentric tube configuration.
[0013]
As best seen in FIG. 5, each fuel chip assembly 190 may or may not be supplied to each fuel chip assembly 190 based on the desired level of combustor operation. There is an independent set of concentrically arranged tubes 192, 194, 196 connected within each fuel chip assembly (so as to form a so-called “tube bundle” within fuel stems 186 and 188). For example, it may be remembered that fuel is supplied only to a specified row or column of fuel air mixers 164. An example of how this is done is disclosed in the aforementioned '510 patent application incorporated by reference. Fuel supply to each concentrically arranged tube set via chip fuel flow path 202 does not occur under all circumstances, but fuel is routed through all cooling supply flow paths 198 and cooling return flow paths 200. Thus, it is preferable to circulate continuously. In this way, an active cooling circuit is provided for each of the fuel stems 186, 188 and the fuel tip assembly 190 during the entire phase of combustor operation, thereby allowing the fuel to coke ( In addition, it is possible to enhance the function of preventing the possibility that the entire flow path is blocked.
[0014]
As described above, a pair of airflows in the combustor dome region are alleviated and the fuel injection assembly 174 is easily removed or replaced from the combustor casing for maintenance. The fuel stems 186 and 188 are preferably connected. Moreover, the paired configuration has been found to be structurally more rigid and dynamically stable. A preferred form of connecting the fuel stems 186 and 188 is by one or more cross fastening assemblies 204 shown in FIG. Each cross securing assembly 204 includes a first portion 206 wrapped around the fuel stem 186, a second portion 208 wrapped around the fuel stem 188, and a first portion 206 and a second portion. It will be appreciated that a third portion 210 that connects the portion 208 is provided. Although the third portion 210 is shown as a straight beam, it will be appreciated that it can be designed to accommodate changes in stiffness and / or damping as desired. Furthermore, it is noted that such a cross fastening assembly 204 preferably serves to position the bundle mechanism of the concentric tube set.
[0015]
In association with each cross-fixing assembly 204, a spacer member 212 having projections preferably includes a bundle of tubes arranged concentrically and a heat shield 214 that preferably surrounds the periphery of the tube bundle to protect it from heat. Between. A spacer member 212 having protrusions not only secures the tube bundles to each other, but also transfers structural loads to the cross fastening assembly 204 while minimizing contact between the tube bundles and the heat shield 214. Thus, the spacer member 212 with protrusions plays a role in reducing the cooling load of the active cooling system by reducing heat transfer between the relatively cold tube and the hot thermal shield 214.
[0016]
Further, it will be appreciated that the concentric tubes 192, 196 and 196 are conventional straight tubes that have been assembled and machined to their final shape using conventional manufacturing processes. However, the fuel stems 186 and 188 include a particular non-linear portion in which the tubes 192, 196 and 196 are bent (ie, the fuel stems 186 and 188 are in the longitudinal axis 12). A thin gauge wire or other similar means avoids contact of each tube, and the channels 198, 200, and 202 are configured to connect to the chip assembly 190 in a substantially parallel relationship). It is wrapped around each tube set in a place that minimizes narrowing. The wire can accomplish its function by maintaining a minimum gap in each non-linear region when the tube is bent.
[0017]
With respect to each fuel chip assembly 190, as can be seen in FIG. 4, the fuel injector chip body 216 has a plurality of injection passages 218 formed therein and in flow communication with the chip fuel flow path 202. I have. The injection passage 218 extends from the tip fuel passage 202 in a substantially radial direction with respect to the axis 220 and most preferably, with respect to the axis 220 so as to inject fuel slightly downstream in the mixing tube 166. Oriented to form an obtuse angle θ. An insulated fuel injection tube 222 is preferably disposed within each injection passage 218 to insulate the injected fuel stream from the tip body 216.
[0018]
The tip body 216 is substantially frustoconical and has a cavity 226 formed in its first end 224 that is configured to receive concentric tubes 192, 194 and 196. Yes. More specifically, the cavity 226 is formed at the end of the heat insulating tube 194 so that the first step 228 joined to the outer tube 196 and the cooling supply channel 198 communicate with the flow of the cooling return channel 200. A second stepped portion 230 provided at a distance from the portion, and a third stepped portion 232 joined to the chip supply pipe 192.
[0019]
The second end 234 of the chip body 216 located downstream of the first end 224 substantially matches the truncated cone shape of the chip body 216 and extends from the surface of the chip body 216 outward in the radial direction with respect to the axis 220. And a local aerodynamic shaped extension 235. The extended portion 235 has a width in the circumferential direction of the tip body second end portion 234 and includes an injection passage 218 therein. In addition, in order to accommodate the heat insulating fuel injection pipe 222, each expansion portion 235 also has a cavity 236 incorporated therein. In this way, the adiabatic fuel injection tube 222 is further protected from heat by the air gap 237 and fuel is introduced into the air flow of the mixing tube 166 in a more preferred manner.
[0020]
The fuel tip assembly 190 surrounds the tip body 216, which has a generally conical design, and is welded or otherwise attached to the heat shield 214 to continuously protect the tip body from heat. Have The thermal shield 238 performs an aerodynamic improvement function that reduces the separation of airflow in the chip body 216, and promotes proper mixing of fuel and air after discharge to the mixing tube 166. The offset protrusion 240 increases the mechanical rigidity of the fuel chip assembly 190 while minimizing contact between the thermal shield 238 and the chip body 216 and provides an air gap between the thermal shield 238 and the chip body 216. 242 is provided for setting.
[0021]
The fuel injection assembly 174 is coupled to the valve body 244 at the end opposite the fuel tip assembly 190 (see FIGS. 1, 2, and 5 where the cover of the valve body 244 is shown for simplicity. Has been removed). The valve body 244 houses a multi-stage servo valve 246 and has a first connection 248 for the main intake manifold, a second connection 250 for the stage intake manifold, and a third connection having a pilot fuel supply pipe 254. 252. It will be appreciated that the first connection 248 and the second connection 250 are in fluid communication with the main fuel manifold 256 and the stage signal manifold 258, respectively. The valve body 244 also preferably includes a flange portion 260 integrated therewith so that the fuel injection assembly 174 is connected to the combustor casing 70 by bolts or other mechanical connection means. Fuel stems 186 and 188 are attached to valve body 244 by brazing or other attachment means.
[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 fuel tip assembly 190. The fuel flow enters the valve body 244 via the main intake manifold 248 and is distributed to all fuel stems 186 and 188 via the middle ring (ie, the cooling supply flow path 198) of each triple concentric tube configuration. Is done. This cooling flow is evenly distributed to all fuel stems, or a simple adjustment device or orifice in the fuel stem so that a high level of cooling flow flows through the stem or fuel tip assembly that requires strong cooling. Can also be used for non-equal distribution. Thereafter, the cooling flow circulates through the cooling supply flow path 198 and the cooling return flow path 200, respectively, and returns to the valve body 244.
[0023]
The active fuel that has circulated through the active cooling circuit is once collected in the valve body 244 and routed to the stage servo valve 246 or the pilot fuel supply line 254 according to the position of the stage servo valve 246. It can be seen from patent application '510 that the position of the stage servo valve is controlled by setting the stage servo manifold pressure in proportion to the main manifold pressure under main engine control. In this way, the active fuel is supplied (or not) to the fuel chip assembly 190 via the chip fuel flow path 202, and to the mixing pipe 166 via the injection passage 218 and the adiabatic fuel injection pipe 222. Be injected. It will be appreciated that when the main fuel flow is not required (eg, during engine idling), only the pilot injector fuel is supplied as the active fuel flow through the active cooling circuit. Thus, the cooling flow is supplied to the fuel stems 186, 188 and the fuel tip assembly 190 during all stages of combustor operation.
[0024]
One advantage of having multiple injection sites (ie, multiple adiabatic fuel injection tubes 222 from a common fuel source) is to promote the natural or self-cleaning of the fuel within a passage such as tube 222. If a given fuel tip assembly 190 is multistaged or paused during engine operation, the natural static pressure that can be increased by devising the orientation of the adiabatic fuel injection tube 222 relative to the operating region of the fuel stem It can be understood that the air flows from the high-pressure part to the low-pressure part by the fluctuation of Accordingly, the residual fuel in the adiabatic fuel injection pipe 222 and in the tip fuel flow path 202 to a lesser extent is discharged. Of course, the fuel remaining in the tip fuel flow path 202 is still protected from heat by the active cooling function of the fuel injection assembly 174. This self-cleaning action eliminates the need to clean the tip fuel flow path 202 with an active inert gas to avoid coke formation in the passage where residual fuel is present.
[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

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) .

The fuel injection assembly of claim 1, wherein each of said fuel stems (186) comprises a plurality of spaced apart fuel tip assemblies connected thereto.

Each of the fuel stems (186) further comprises a bundle of concentrically arranged tubes disposed thereon, wherein the bundle of tubes allows independent cooling to communicate with each of the fuel tip assemblies (190). The fuel injection assembly according to claim 2, wherein a supply flow path, a cooling return flow path, and a tip fuel flow path are defined.

The fuel injection assembly of claim 1, further comprising a pair of fuel stems connected in spaced-apart relation by at least one cross-fixing assembly.

5. A valve body connected to the fuel stem (186) for receiving a stage valve (244) for controlling the amount of active fuel circulated through the tube. A fuel injection assembly according to claim 1.

The fuel injection assembly according to claim 5, further comprising a flange portion integrated with the valve body (244) for connecting the fuel injection assembly to a combustor casing.

The fuel injection assembly according to claim 1, wherein the tip fuel flow path (202) is an inner passage extending through the concentric tube.

The fuel injection assembly according to claim 1, wherein the cooling supply passage (198) is an intermediate annular passage extending through the concentrically arranged tube.

The fuel injection assembly according to claim 1, wherein the cooling return flow path is an outer annular passage (200) passing through the concentrically arranged tube.

The fuel injection assembly of claim 3, further comprising a thermal shield (238) disposed about the bundle of concentric tubes.

The fuel injection according to claim 3, wherein the fuel stem has at least one non-linear portion, and a spacer is provided between each set of the concentrically arranged tubes in the non-linear portion of the fuel stem. Assembly.

The fuel injection assembly according to claim 10, further comprising a spacer (212) having a protrusion disposed between the concentric tube set and the heat shield.

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.

14. The fuel injection assembly according to claim 13, further comprising a fuel injection pipe (222) disposed in each of the injection passages.

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.

The second tip body end (234) has a plurality of extensions (235) extending radially outward therefrom, and each of the protrusions has an injection pipe (218) extending therethrough. 16. The fuel injection assembly according to claim 15, wherein the fuel injection assembly has a cavity therein so that it can be extended.

The fuel injection assembly of claim 13, wherein the thermal shield (238) is substantially conical.

In order to control an air gap (242) between the fuel injector tip body (216) and the heat shield, the apparatus further comprises a protrusion (240) disposed therebetween. The fuel injection assembly according to claim 13.

The valve body includes a first intake connection (248) in flow communication with the main manifold (256) , a second intake connection (250) in flow communication with the stage manifold (258 ) , and a pilot fuel supply pipe (254). ) and the fuel injection assembly of claim 5, characterized in that it comprises a third connection portion where the flow each other through.