JP4846037B2 - ガスタービンエンジンの燃料供給装置 - Google Patents

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Description

本発明は、パイロットバーナとメインバーナとを有する燃焼器に燃料を供給するガスタービンエンジンの燃料供給装置に関する。
ガスタービンエンジンにおいては、環境保全への配慮から、燃焼により排出される排ガスの組成に関して厳しい環境基準が設けられており、窒素酸化物（以下、ＮＯｘ という）などの有害物質を低減することが求められている。一方、大型のガスタービンや航空機用エンジンでは、低燃費化および高出力化の要請から、圧力比が高く設定される傾向にあり、それに伴って燃料供給装置入口における空気の高温・高圧化が進み、この燃料供給装置の入口空気温度の高温化によって燃焼温度も高くなり、ＮＯｘ をむしろ増加させる要因になることが懸念されている。
そこで、近年では、ＮＯｘ 発生量を効果的に低減できる希薄予混合気燃焼方式と、着火性能および保炎性能に優れた拡散燃焼方式の２系統の燃焼方式を組み合わせた複合燃焼方式が提案されている。希薄予混合気燃焼方式は、空気と燃料を予め混合して燃料濃度を均一化した混合気として燃焼させるため、局所的に火炎温度が高温となる燃焼領域が存在せず、かつ燃料の希薄化により全体的にも火炎温度を低くできることから、ＮＯｘ 発生量を効果的に低減できる利点がある反面、大量の空気と燃料とを均一に混合することから、燃焼領域の局所燃料濃度が非常に薄くなってしまい、特に低負荷時での燃焼安定性が低下する課題がある。一方、拡散燃焼方式は、燃料と空気とを拡散・混合しながら燃焼させることから、低負荷時にも吹き消えが起こり難く、保炎性能が優れている利点がある。したがって、複合燃焼方式は、始動時および低負荷時に拡散燃焼領域により燃焼安定性を保持できるとともに、高負荷時に希薄予混合気燃焼領域によりＮＯｘ 発生量の低減を図れる。
前記複合燃焼方式による燃料供給装置は、燃焼室内に拡散燃焼方式による拡散燃焼領域を形成するように燃料を噴霧するパイロットバーナと、前記燃焼室内に希薄予混合気燃焼方式による予混合燃焼領域を形成するように燃料と空気の予混合気を供給するメインバーナとを備えている。この燃料供給装置は、始動時や低負荷時にパイロットバーナのみから燃料を供給し、高負荷時にパイロットバーナに加えてメインバーナからも燃料を供給するようになっている。その場合、低負荷時から高負荷時に移行する際、パイロットバーナとメインバーナへの燃料分配率を１対０から例えば１対９まで、安定燃焼性と低ＮＯｘ化にとって適切な値を保ちながら変化させるよう制御する必要がある。
このような複雑な制御を行うために、従来、パイロットバーナへ燃料を供給するパイロット燃料通路とメインバーナへ燃料を供給するメイン燃料通路のそれぞれに流量制御弁を設け、これらをコントローラで制御していた（特許文献１）。
しかし、このように２つの燃料通路のそれぞれに流量制御弁を設けると、これら流量制御弁とコントローラがエンジン全体の重量およびコストに占める割合が、航空機用と産業用、あるいは大型機用と小型機用とで異なるものの、特に小型の航空機用ガスタービンにおいて大きくなり、その影響は無視できない。このことが、追加の燃料制御システム（流量制御弁やコントローラ）を必要とする複合燃焼方式を小型の航空機用ガスタービンに適用する妨げとなっていた。また、重量の増大および構造の複雑化を招く。
そこで、本出願人は、パイロットバーナへ燃料を供給するパイロット燃料通路およびメインバーナへ燃料を供給するメイン燃料通路と、両通路に燃料を供給する集合燃料通路との間に燃料分配器を設け、これらをコントローラで制御するシステムを提案した（特許文献２）。
特開平５−５２１２４号公報 特許第４２２０５５８号公報
上記燃料分配器を用いたシステムでは、パイロットバーナとメインバーナへの燃料分配のために、シリンダの側壁に設けた、前記パイロット燃料通路に連通するパイロット通路と前記メイン燃料通路に連通するメインポートとを形成し、両ポートを単一のピストンによって開閉している。そのために、ピストンにより各ポートを閉めたときの燃料シール性を十分確保するのが難しい。
本発明は、拡散燃焼方式および希薄予混合気燃焼方式の２系統の燃焼方式を組み合わせた複合燃焼方式において、燃料流量制御を簡素な構造で安価に、かつ燃料シール性を十分確保できるガスタービンエンジンの燃料供給装置を提供することを目的とする。
上記目的を達成するために、本発明に係るガスタービンエンジンの燃料供給装置は、燃焼器の燃料噴射ユニットを形成するパイロットバーナとメインバーナとにそれぞれ燃料を供給するパイロット燃料通路およびメイン燃料通路と、前記パイロット燃料通路およびメイン燃料通路に燃料を供給する集合燃料通路と、前記集合燃料通路とパイロット燃料通路およびメイン燃料通路との分岐部に設けられて燃料圧力に応じてパイロット燃料通路およびメイン燃料通路への燃料分配量を自動調整する燃料分配器とを有している。
前記燃料分配器は、前記集合燃料通路からの燃料が導入される燃料入口と、前記パイロット燃料通路およびメイン燃料通路にそれぞれ接続されるパイロットポートおよびメインポートと、前記パイロットポートを開閉するパイロット用ニードル弁体および前記メインポートを開閉するメイン用ニードル弁体と、前記燃料入口の燃料圧力に応じて前記パイロット用ニードル弁体および前記メイン用ニードル弁体を駆動して、低燃料圧力領域で前記パイロット用ニードル弁体により前記パイロットポートを開放状態に維持して燃料入口に連通させるとともに前記メインポートを閉止し、中燃料圧力領域で燃料圧力の上昇にしたがって前記パイロットポートの開度を徐々に小さくするとともに、前記メイン用ニードル弁体により前記メインポートの開度を徐々に大きくし、高燃料圧力領域で前記パイロットポートを低開度に維持するとともに、燃料圧力の上昇にしたがってメインポートの開度を徐々に大きくする駆動体とを備えている。
この構成によれば、集合燃料通路とパイロット燃料通路およびメイン燃料通路との分岐部に設けた燃料分配器により、パイロット燃料通路およびメイン燃料通路への燃料分配量が燃料圧力に応じて自動的に調整されるので、パイロット燃料用とメイン燃料用にそれぞれ流量制御弁を設ける必要がなくなるから、構造が簡素化され、複雑な制御回路も不要となるから安価で、適切な拡散燃焼および予混合気燃焼を行わせることができる。また、燃料圧力に応じて、メインポートおよびパイロットポートが徐々に開弁または閉弁するので、各燃料圧力領域におけるパイロット燃料通路およびメイン燃料通路への燃料分配量を円滑に調整することができる。さらに、この燃料分配器は複雑な制御回路で作動するものではなく、燃料圧力によって自動的に作動するものであるから、制御回路の誤作動による燃料の流量制御不良のおそれもない。しかも、各ポートは、駆動体による各ニードル弁体の駆動により閉弁させるので、高いシール機能を有しており、燃料シール性を十分に確保することができる。
本発明において、前記パイロット用ニードル弁体および前記メイン用ニードル弁体は、弁体用シリンダ内に摺動自在に挿入されたボディの軸方向の一端面と他端面にそれぞれ突設されたデュアルニードル弁を形成してもよい。これにより、両ニードル弁体が一体化されて構造が簡略化されるとともに、燃料分配器全体の小形化が可能となる。
また、本発明において、前記駆動体は、駆動用シリンダ内に摺動自在に挿入されたピストンと、このピストンに接続されたコンロッドとを有し、さらに、前記デュアルニードル弁と前記コンロッドとの間に連結され、支点回りに回動する連結機構を備えていることが好ましい。これにより、駆動体が弁体用シリンダ内のデュアルニードル弁を駆動させ、この駆動に伴って各ポートを開弁または閉弁するという単純な構成となるから、燃料分配器の構造が簡略化される。
また、本発明において、前記弁体用シリンダにおける前記パイロット用ニードル弁体および前記メイン用ニードル弁体が収納された弁室と、前記駆動用シリンダにおける前記ピストンが収納された駆動室とに、前記燃料入口が連通していることが好ましい。これにより、燃料通路が簡略化されるので、燃料分配器の小形化が可能となる。
前記パイロット用ニードル弁体および前記メイン用ニードル弁体が着座する弁座が、前記パイロット用ニードル弁体および前記メイン用ニードル弁体のそれぞれよりも大きな弾性を有する材料からなることが好ましい。これにより、両ニードル弁体と弁座間の高い燃料シール性を確保することができる。
本発明において、さらに、前記燃料入口、前記パイロットポートおよびメインポートを有し、前記駆動体を軸方向に移動自在に収納するハウジング・ユニットを備え、前記駆動体が燃料入口の燃料圧力に応じて移動して前記パイロット用ニードル弁体および前記メイン用ニードル弁体をそれぞれ駆動するパイロットカム面およびメインカム面を有してもよい。これにより、燃料入口の燃料圧力に応じて駆動体がハウジング・ユニット内を移動し、移動に伴って各ポートを開弁または閉弁するという単純な構成となるから、燃料分配器の構造が簡略化されるとともに、各ポートは各ニードル弁体の駆動により閉弁されるので、高いシール機能を有しており、燃料シール性を十分に確保することができる。
また、前記駆動体は、前記燃料圧力を受ける受圧底板部と、この受圧底板部に連なる駆動部とを有し、前記駆動部の一側に前記パイロットカム面が形成され、前記一側と反対側の他側に前記メインカム面が形成されていることが好ましい。このように、駆動体に両カム面を形成したことで、駆動体がコンパクト化される結果、燃料分配器の小形化が可能となる。
また、前記ハウジング・ユニットは、前記駆動体を収納するシリンダボアを有し、前記シリンダボアの頂部に前記燃料入口が開口し、側部に前記パイロットポートおよびメインポートが開口し、シリンダボアの底部に駆動体を燃料圧力に抗して押圧する調節ばね体が配置されていることが好ましい。これにより、燃料分配器の小形化が可能となる。
本発明のガスタービンエンジンの燃料供給装置によれば、簡単で安価な構造で、各燃料圧力時におけるパイロット燃料通路およびメイン燃料通路への燃料分配量を円滑に調整することができ、かつパイロットポートおよびメインポートは燃料シール性を十分に確保することができる。
本発明の第１実施形態に係るガスタービンエンジンの燃料供給装置を示す概略正面図である。 図１のＩＩ−ＩＩ線に沿った拡大縦断面図である。 燃料制御系統を示す系統図である。 燃料分配器を示す縦断面図である。 図４の燃料分配器の要部を示す部分拡大図である 図４の燃料分配器の要部を示す部分拡大図である 燃料分配器における燃料圧力変動にともなう流量変動を示す曲線である。 本発明の第２実施形態を示す縦断面図である。 図８の燃料分配器の要部を示す斜視図である （Ａ）は燃料分配器のパイロットポートの開放状態、（Ｂ）はパイロットポートおよびメインポートの中間状態、（Ｃ）はメインポートの開放状態を示す縦断面図である。 本発明の第３実施形態に係る燃料制御系統を示す系統図である。 図１１における燃料噴射ユニットの要部を拡大して示す側面図である。
以下、本発明の好ましい実施形態について図面を参照しながら説明する。図１は本発明の第１実施形態に係る燃料供給装置を備えたガスタービンエンジンの燃焼器１の頭部を示している。この燃焼器１は、ガスタービンエンジンの図示しない圧縮機から供給される圧縮空気に燃料を混合して生成した混合気を燃焼させて、その燃焼により発生する高温・高圧の燃焼ガスをタービンに送ってタービンを駆動するものである。
燃焼器１はアニュラー型であり、環状のアウタケーシング７の内側に環状のインナケーシング８がエンジン軸心Ｃと同心状に配置されて、環状の内部空間を有する燃焼器ハウジング６を構成している。この燃焼器ハウジング６の環状の内部空間には、環状のアウタライナ１０の内側に環状のインナライナ１１が同心状に配置されてなる燃焼筒９が、燃焼器ハウジング６と同心円状に配置されている。燃焼筒９は内部に環状の燃焼室１２が形成されており、この燃焼筒９の頂壁９ａに、燃焼室１２内に燃料を噴射する複数（この実施形態では１４個）の燃料噴射ユニット２が、燃焼筒９と同心の単一の円上に等間隔に配設されている。各燃料噴射ユニット２は、パイロットバーナ３と、このパイロットバーナ３の外周を囲むようにパイロットバーナ３と同心状に設けられたメインバーナ４とを備えている。パイロットバーナ３は拡散燃焼方式、メインバーナ４は予混合燃焼方式であり、その詳細については後述する。
アウタケーシング７およびアウタライナ１０を貫通して、着火を行うための２つの点火栓１３が、燃焼筒９の径方向を向き、かつ先端が燃料噴射ユニット２に相対向する配置で設けられている。したがって、この燃焼器１では、２つの点火栓１３に対向する２つの燃料噴射ユニット２からの可燃混合気が先ず着火され、この燃焼による火炎が、隣接する各燃料噴射ユニット２からの可燃混合気に次々に火移りしながら伝播して、全ての燃料噴射ユニット２からの可燃混合気に着火される。
図２は図１のII−II線に沿った拡大縦断面図である。前記燃焼器ハウジング６の環状の内部空間には、圧縮機から送給される圧縮空気ＣＡが環状のプレディフューザ通路１４を介して導入され、この導入された圧縮空気ＣＡは、燃料噴射ユニット２に供給されるとともに、燃焼筒９のアウタライナ１０およびインナライナ１１にそれぞれ複数形成された空気導入口１７から燃焼室１２内に供給される。前記パイロットバーナ３に拡散燃焼のための燃料を供給する第１燃料供給系統Ｆ１および前記メインバーナ４に希薄予混合燃焼のための燃料を供給する第２燃料供給系統Ｆ２をそれぞれ形成する燃料配管ユニット１８が、アウタケーシング７に支持され、燃焼筒９の基部１９に接続されている。燃料噴射ユニット２はその外周部に設けた底板５Ａと、アウタライナ１０に設けた支持体５Ｂとを介してアウタライナ１０に支持され、このアウタライナ１０が、ライナ固定ピンＰでアウタケーシング７に支持されている。燃焼筒９の下流端部にはタービンの第１段ノズルＴＮが接続される。
前記パイロットバーナ３は燃料噴射ユニット２の中央部に設けられている。このパイロットバーナ３は、燃料ノズル３１と拡散ノズル３２と内外二重のスワーラ３３とを有し、第１燃料供給系統Ｆ１からの拡散燃焼用の燃料Ｆを燃料ノズル３１から噴射して、スワーラ３３を通過した圧縮空気ＣＡにより微粒子化したのち、拡散ノズル３２を経て燃焼室１２内に噴霧されて、拡散燃焼領域５０を形成する。
パイロットバーナ３の外周を囲む形で、環状の前記メインバーナ４が設けられている。このメインバーナ４は、周方向に等間隔で配置された燃料ノズル４１と予混合通路４２と、内外二重のスワーラ４３とを有し、第２燃料供給系統Ｆ２からの予混合燃焼用燃料Ｆを燃料ノズル４１から予混合通路４２内に噴射し、スワーラ４３を通過した圧縮空気ＣＡと混合されて予混合気を生成し、これを燃焼室１２内に噴射して予混合燃焼領域５１を形成する。
パイロットバーナ３には、全負荷領域において第１燃料供給系統Ｆ１から燃料Ｆが供給される。メインバーナ４には、全負荷に対し例えば７０％以上の高負荷領域、つまり高燃料圧力領域、および高負荷領域と低負荷領域（低燃料圧力領域）の間にある、例えば全負荷の４０〜７０％の中負荷領域（中燃料圧力領域）において、第２燃料供給系統Ｆ２から燃料Ｆが供給される。なお、メインバーナ４は、全負荷に対し４０％以下の低負荷領域において、燃料Ｆが供給されないことから、スワーラ４３を通して圧縮空気ＣＡのみを燃焼室１２に供給する。
つぎに、前記ガスタービンエンジンの燃料制御系統について、図３を参照しながら説明する。同図に示すように、燃焼器１の各燃料噴射ユニット２に対して、燃料制御系統の共通のパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５が接続され、パイロット燃料通路６４とメイン燃料通路６５の各上流端が集合燃料通路６３に接続されている。集合燃料通路６３には燃料ポンプ６０と全体流量制御弁６２が設けられており、全体流量制御弁６２が燃料コントローラ６１によって制御される。前記燃料ポンプ６０により燃料Ｆが集合燃料通路６３内に送給されるとともに、外部のスロットルレバーの操作などによる出力指令信号を受けた燃料コントローラ６１によって全体流量制御弁６２の開度が設定され、全体流量制御弁６２により、集合燃料通路６３からパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５へと、燃焼器１全体に必要な燃料が供給される。
集合燃料通路６３とパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５との分岐部に燃料分配器６６が設けられている。前記パイロット燃料通路６４はさらに複数（１４本）に分岐し、分岐した各分岐通路６４ａが、１４個の燃料噴射ユニット２におけるパイロットバーナ３への燃料供給系統Ｆ１にそれぞれ連通している。同様に、前記メイン燃料通路６５もさらに複数に分岐（１４本）してこれらの分岐通路６５ａが、１４個の燃料噴射ユニット２におけるメインバーナ４への第２燃料供給系統Ｆ２にそれぞれ接続されている。このメイン燃料通路６５には、一定以下のエンジン負荷のとき、つまり、ガスタービンエンジンの始動時を含む低負荷領域で同通路６５を遮断する遮断弁６７が設けられ、メイン燃料通路６５を確実に閉止するようになっている。これにより、低負荷領域ではパイロットバーナ３による拡散燃焼のみを行わせて、着火性や保炎性を含む燃焼の安定性を確保している。後述するように、燃料分配器６６における燃料シール機能が十分に確保されている場合には、メイン燃料通路６５を確実に閉止できるから、遮断弁６７を設けなくてもよい。
図４は燃料分配器６６を示す縦断面図である。同図に示すように、この燃料分配器６６はシリンダ型であり、移動体７２を駆動させるための駆動用シリンダ７１と、移動体７２とリンクして移動する弁体９７を作動させるための弁体用シリンダ９１とが軸方向に並んで配置されて一体形成されて、単一のハウジング・ユニットＨを構成している。駆動用シリンダ７１の中空部７４に、軸心Ｃ１の方向に移動するピストンからなる移動体７２が挿入されており、この移動体７２は、中空部７４内に摺動自在に挿入されたピストン７８と、このピストン７８に連結されて軸方向下方に延びるコンロッド７９とを有する。ピストン７８は、コンロッド７９の先端部（上端部）が挿通されて、この先端部の雄ねじに螺合されたつば付きナットＮによりコンロッド７９に連結されている。
駆動用シリンダ７１における中空部７４の頂部開口に設けた雌ねじに、蓋体を兼ねるばね調整部材８０がねじ結合ＳＲ１されておりこのばね調整部材８０とピストン７８との間にばね室８２が形成されている。他方、ピストン７８およびつば付きナットＮからばね室８２内に突出したコンロッド７９の先端部の雄ねじ７９ａにばね受け座８１がねじ連結されており、前記ばね調整部材８０とばね受座８１との間にコイル状の圧縮型の調節ばね体７３が介装されて、移動体７２に図４の下方向へのばね力が付加されている。このばね体７３は、ばね調整部材８０の駆動用シリンダ７１へのねじ込み量を変えることによって、ばねの初期歪み量、すなわちばね力が調整される。また、ばね調整部材８０には、駆動用シリンダ７１の軸心Ｃ１の方向に貫通してばね室８２を外部に連通させる複数の連通孔８３が設けられている。この駆動用シリンダ７１の側部に、集合燃料通路６３の下流部に連通する燃料入口Ｅ１が径方向Ｘに貫通して形成され、中空部７４におけるピストン７８の底面下方に形成された駆動室８４に開口している。
弁体用シリンダ９１は、その軸心Ｃ２の方向（軸方向）に貫通したシリンダボアに、第１弁ブロック９２および第２弁ブロック９３が軸方向に離間して取り付けられており、シリンダボア内の両弁ブロック９２、９３間に弁室９４が形成されている。弁室９４内に、軸方向に移動する弁体９７の円盤状のボディ９８が配置されている。第１弁ブロック９２は、軸方向に延びた直線状の貫通孔９５を有し、その底部に底板１０３が当てつけられて、第１弁ブロック９２および底板１０３を貫通するボルトＢにより、弁体用シリンダ９１の他端部に締結されている。第１弁ブロック９２と底板１０３の間における貫通孔９５に臨む部分には、貫通孔９５から燃料Ｆが漏れるのを防止するシールリングＯＲが装着されている。第２弁ブロック９３は、やはり、軸方向に延びた直線状の貫通孔９６を有し、弁体用シリンダ９１のシリンダボアの一端部に形成されためねじにねじ結合ＳＲ２されている。
鋼製で縦断面形状が略十字状の弁体（デュアルニードル弁）９７は、円盤状のボディ９８の軸方向に対向する２つの面の一方に、軸方向に延びたパイロット用ニードル弁体１０１が一体形成により突設され、他方にパイロット用ニードル弁体１０１と反対方向に延びたメイン用ニードル弁体１０２が一体形成により突設されている。ボディ９８にはまた、軸方向に貫通した複数の連通孔９８ａが円周方向に等間隔に形成されている。パイロット用ニードル弁体１０１はボディ９８側の基端から先端に向かって（図４の下方向に向かって）次第に先細りとなるテーパ状になっており、メイン用ニードル弁体１０２はボディ９８側の基端から先端に向かって（図４の上方向に向かって）次第に先細りとなるテーパ状になっている。こうして、２つのニードル弁体１０１、１０２を有するデュアルニードル弁９７が形成されている。パイロット用ニードル弁体１０１の先端部には、弁作動ロッド９９が一体形成により連結されている。パイロット用ニードル弁体１０１および弁作動ロッド９９は、第１弁ブロック９２の貫通孔９５内に嵌合され、メイン用ニードル弁体１０２は、第２弁ブロック９３の貫通孔９６に嵌合されて、それぞれ軸心Ｃ２の方向に移動する。
第１弁ブロック９２の貫通孔９５は、前述のとおり軸方向に延びる弁作動ロッド９９を貫通させるとともに、貫通孔９５の内面と弁作動ロッド９９の外周面とシールリングＯＲとの間で有底の燃料通路を形成しており、弁体用シリンダ９１の周壁を径方向Ｘに貫通するパイロット出口Ｅ２を介してパイロット燃料通路６４に連通する。第２弁ブロック９３の貫通孔９６はメイン出口Ｅ３を形成してメイン燃料通路６５に連通している。
前記弁体用シリンダ９１における前記パイロット用ニードル弁体１０１およびメイン用ニードル弁体１０２が収納された弁室９４と、前記駆動用シリンダ７１における前記ピストン７８が収納された駆動室８４とは、駆動用シリンダ７１と弁体用シリンダ９１を含むハウジング・ユニットＨに設けられて径方向Ｘに延びる連通路Ｅ４を介して連通している。上記したように、駆動用シリンダ７１の駆動室８４に燃料入口Ｅ１が連通しているので、燃料入口Ｅ１、駆動室８４および弁室９４は、連通路Ｅ４を介して互いに連通している。
第１弁ブロック９２の貫通孔９５の弁室９４側の端部に、パイロット用ニードル弁体１０１が着座する弁座１０４が装着されており、第２弁ブロック９３の貫通孔９６の弁室９４側の端部に、メイン用ニードル弁体１０２が着座する弁座１０５が装着されている。弁座１０４、１０５は、袋ナット１０８、１０９で第１弁ブロック９２と第２弁ブロック９３のそれぞれに締め付け固定されている。弁座１０４、１０５は、鋼製の各弁体１０１、１０２よりも大きな弾性を有する材料、例えば樹脂またはゴム製のシールワッシャにより形成されており、弁座１０４、１０５の中心部に貫通孔からなるパイロットポート７６およびメインポート７７が設けられている。これにより、各ポート７６、７７は各ニードル弁体１０１、１０２の圧接により弾性変形して閉弁されるので、簡素な構造で高いシール機能を有しており、燃料シール性を十分に確保することができる。
前記デュアルニードル弁９７の弁作動ロッド９９の外端部と前記コンロッド７９の外端部との間は、連結機構１１０により連結されている。この連結機構１１０はつぎの構造を有する。底板１０３の底面に取付板１１４が取り付けられ、この取付板１１４に、紙面と直交する方向Ｚに突出した円柱状の支点１１５が設けられている。また、弁作動ロッド９９とコンロッド７９の下部にそれぞれ係合ピン１１６、１１７がＺ方向に突設されており、これら係合ピン１１６、１１７が、細長い棒状の連結部材１２１の両端に設けられた楕円形の係合孔１１８、１１９に係合し、前記支点１１５が、連結部材１２１における係合孔１１８と係合孔１１９の中間部で係合孔１１９寄りの部分に設けられた円形の嵌合孔１２０に回動可能に嵌合している。こうして、連結部材１２１は、コンロッド７９と弁作動ロッド９９の軸方向移動に連動して、支点１１５の回りに回動する。
これにより、図４のコンロッド７９の軸方向移動にリンクして弁作動ロッド９９が軸方向移動を行う、つまり、燃料圧力に応じてパイロット用ニードル弁体１０１およびメイン用ニードル弁体１０２が移動する。この場合、支点１１５の位置を変更することにより、燃料圧力に応じたデュアルニードル弁９７の移動量、すなわちパイロット用ニードル弁体１０１およびメイン用ニードル弁体１０２の移動量を調整できる。つまり、支点１１５の位置を右方に変更すると、燃料圧力に対するデュアルニードル弁９７の移動量が大きくなり、左方に変更すると、移動量が小さくなる。これにより、例えば航空機のフライトパターンに応じてパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５への燃料分配量を適宜調整することができる。
駆動用シリンダ７１内のピストン７８と、このピストン７８に接続されたコンロッド７９と、連結機構１１０とにより、パイロット用ニードル弁体１０１およびメイン用ニードル弁体１０２を駆動する駆動体１００が構成されている。
図５および図６は、図４の一部を拡大した図であり、図５はパイロットポート７６の開放状態、図６はメインポート７７の開放状態を示す。前記燃料入口Ｅ１の燃料圧力が低いときは、図５に示すように、駆動用シリンダ７１内のピストン７８がばね７３のばね力によって押し下げられて、コンロッド７９が下方に移動し、支点１１５回りに回動する連結部材１２１により弁作動ロッド９９が上方に移動してデュアルニードル弁９７が上昇する。このとき、パイロット用ニードル弁体１０１が弁座１０４から離間して、パイロットポート７６が開かれ、メイン用ニードル弁体１０２は弁座１０５に着座してメインポート７７が閉じられる。このように、メインポート７７はパイロット用ニードル弁体１０１とは別個のメイン用ニードル弁体１０２の駆動により閉じられるので、高いシール機能を有しており、燃料シール性を十分に確保することができる。
燃料圧力が上昇すると、図６に示すように、駆動用シリンダ７１内のピストン７８が押し上げられて、コンロッド７９が上方に移動し、連結部材１２１により弁作動ロッド９９が下方に移動してデュアルニードル弁９７が下降する。これにより、メイン用ニードル弁体１０２は図５の位置から軸方向下方に移動して、弁座１０５から離間し、メインポート７７が開かれる。
パイロット用ニードル弁体１０２も軸方向下方に移動して弁座１０４に接近し、パイロットポート７６の開度が小さくなる。これは、後述する高燃料圧力領域において、燃料Ｆの燃料流量の大部分をメインポート７７からメイン燃料通路６５に供給させる一方で、一部分をパイロットポート７６からパイロット燃料通路６４に供給させるためである。
前記デュアルニードル弁９７は、パイロットポート７６とメインポート７７をつぎのように開閉させる。すなわち、燃料圧力が低い低燃料圧力領域では、デュアルニードル弁９７が上昇して、パイロットポート７６が開放状態に維持される。中燃料圧力領域ではデュアルニードル弁９７の下降に伴い、パイロットポート７６が徐々に閉止され、メインポート７７が徐々に開放される。高燃料圧力領域ではさらにデュアルニードル弁９７の下降に伴い、パイロットポート７６が若干開放され、メインポート７７が開放される。
これにより、デュアルニードル弁９７の移動に伴って、パイロットポート７６が徐々に閉止または開口される一方、これとは逆にメインポート７７が徐々に開口または閉止されるので、燃料圧力に応じて、各ポート７６、７７は徐々に開弁または閉弁方向へ円滑に移行するから、各燃料圧力領域におけるパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５への燃料分配量を円滑に調整することができる。
上記構成の燃料供給装置の動作について説明する。図３に示す燃料供給装置は、作動時に燃料Ｆが燃料ポンプ６０から集合燃料通路６３に導入され、全体流量制御弁６２により流量が調整されたのち、燃料分配器６６を経て、パイロット燃料通路６４とメイン燃料通路６５に分配され、各燃料噴射ユニット２のパイロットバーナ３とメインバーナ４とに個々に供給される。したがって、パイロット燃料通路６４とメイン燃料通路６５は、すべての燃料噴射ユニット２に対して、共通の通路となっている。
図４において、燃料入口Ｅ１から駆動室８４内に導入される燃料Ｆの圧力が低負荷領域に対応した低燃料圧力領域の場合、図５に示したように、デュアルニードル弁９７が上昇して、パイロット用ニードル弁体１０１が開弁される。これにより、燃料入口Ｅ１からの燃料Ｆが、駆動用シリンダ７１の駆動室８４、連通路Ｅ４、弁室９４およびパイロットポート７６を通って、貫通孔Ｅ２からパイロット燃料通路６４に供給される。
図７は、横軸に、図４の燃料入口Ｅ１の圧力と、図２の燃焼室１２内の圧力（パイロットバーナ３の出口ＥＸの圧力と同じ）との差圧（エンジン負荷に対応）を示し、縦軸に燃料Ｆの流量を示す。図７に示すように、パイロットポート７６が開放された低燃料圧力領域Ｚ１で、図４の燃料入口Ｅ１の圧力と図２の燃焼室１２内の圧力との差圧である燃料差圧の上昇とともに、パイロット燃料通路６４を通る燃料流量が徐々に増大する。
これにより、このパイロットポート７６からパイロット燃料通路６４を経て供給された燃料Ｆにより、図３に示す燃料噴射ユニット２においてパイロットバーナ３による拡散燃焼のみが行われ、着火性や保炎性に優れた安定燃焼が確保される。このときの燃料流量は図７に示す低負荷（低燃料圧力）領域Ｚ１における曲線Ａを描くように流量制御される。この低負荷領域Ｚ１は規定の３０％ＭＴＯ（Max Take Off：最大離陸出力）を含んでいる。
燃料差圧が図７のＰ１に達する手前から、図４の駆動用シリンダ７１内のピストン７８がばね体７３のばね力に抗して上方に移動し、連結機構１１０により弁作動ロッド９９が下方に移動してデュアルニードル弁９７が下降し始める。燃料差圧がＰ１に達したときに、パイロットポート７６を閉じ始め、メインポート７７を開き始めて図６の状態になり、図７の中燃料圧力領域Ｚ２に入る。この中燃料圧力領域Ｚ２では、パイロットポート７６を次第に閉止して、燃料流量が曲線Ａ１で示すように燃料差圧の上昇とともに減少する。中燃料圧力領域Ｚ２の終期となる燃料差圧Ｐ２の時点ではパイロットポート７６は若干開放されている。
他方、中燃料圧力領域Ｚ２では、図４のメインポート７７を次第に開放する。これにより、燃料流量が図７の曲線Ｂで示すように徐々に増大する。燃料差圧がＰ２の時点ではメインポート７７が開放される。こうして、燃料Ｆの大部分が図４のメイン燃料通路６５に供給され、残部がパイロット燃料通路６４に供給される。
これにより、図３に示す燃料噴射ユニット２にはパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５の両方から燃料Ｆが供給されることになり、パイロットバーナ３とメインバーナ４の両方が作動する。図７の中負荷領域Ｚ２における曲線Ｃで示す全体の燃料流量は、曲線Ａ１と曲線Ｂの合算量（Ａ１＋Ｂ）となり、この合算量は図３の全体流量制御弁６２により設定される。ここで、図４のパイロット燃料通路６４への燃料の供給は、パイロットポート７６を次第に閉じながら行われるので、パイロット燃料通路６４の燃料流量を円滑に減少させることができる。
さらに、燃料圧力が高負荷に対応した図７の高燃料圧力領域Ｚ３になると、燃料圧力によって図４の駆動用シリンダ７１内のピストン７８が押し上げられて、連結機構１１０により弁作動ロッド９９が下方に移動してデュアルニードル弁９７が下降し、メイン用ニードル弁体１０２が開弁される。これにより、燃料入口Ｅ１からの燃料Ｆが、駆動用シリンダ７１の駆動室８４、連通路Ｅ４、弁室９４、メインポート７７を通って、貫通孔Ｅ２からメイン燃料通路６５に供給される。燃料Ｆがメイン燃料通路６５に供給された状態で、燃料差圧の上昇とともに燃料流量が増大する。他方、パイロット燃料通路６４へは、パイロットポート７６から若干燃料Ｆが供給され続け、やはり、燃料差圧の上昇とともに燃料流量が増大する。このとき、パイロットポート７６からパイロット燃料通路６４に供給される燃料流量と、メインポート７７からメイン燃料通路６５に供給される燃料流量との比が、予め決められた１：９となるように燃料Ｆが供給される。
こうして、図７の高負荷領域Ｚ３において、パイロット燃料通路６４の流量が曲線Ａ２で示すように、全燃料流量の１割程度に抑えられながら燃料差圧とともに増大し、メイン燃料通路６５の流量が曲線Ｂ１で示すように、全燃料流量の９割程度となるように増大する。同負荷領域Ｚ３における曲線Ｄで示す全燃料流量は曲線Ａ２と曲線Ｂ１の合算量（Ａ２＋Ｂ１）となる。この負荷領域Ｚ３は、規定の８５％ＭＴＯを含んでいる。この状態で、高負荷領域Ｚ３では、主に図２のメインバーナ４による予混合気燃焼が行われて低ＮＯｘ化を実現しつつ、副次的にパイロットバーナ３による拡散燃焼が行われて安定燃焼性が確保される。
このように、本発明では、図３の集合燃料通路６３とパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５との分岐部に設けた燃料分配器６６により、パイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５への燃料分配量が燃料圧力、すなわち、エンジン負荷に応じて自動的に調整され、燃焼器１において適切な拡散燃焼および予混合気燃焼を行わせることができる。また、パイロット燃料通路６４とメイン燃料通路６５のそれぞれに流量調整弁を設ける必要がなくなるから、構造が簡素化され、複雑な制御回路も不要となるので、安価になる。しかも、燃料圧力に応じて、パイロットポート７６およびメインポート７７は徐々に開弁または閉弁状態へ移行するので、各燃料圧力時におけるパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５への燃料分配量を円滑に調整することができる。さらに、メインポート７７はメイン用ニードル弁体１０２の駆動により閉弁させるので高いシール機能を有しており、燃料シール性を十分に確保することができる。
また、パイロット用ニードル弁体１０１およびメイン用ニードル弁体１０２は、弁体用シリンダ９１内に摺動自在に挿入されたボディ９８の軸方向の一端面と他端面にそれぞれ突設されたデュアルニードル弁９７を形成しているので、両ニードル弁体１０１、１０２が一体化されて構造が簡略化されるとともに、燃料分配器６６全体の小形化が可能となる。
駆動体１００は、駆動用シリンダ７１内のピストン７２に接続されたコンロッド７９とデュアルニードル弁９７との間に連結された連結機構１１０を備えているので、駆動体１００がデュアルニードル弁９７を駆動させ、この駆動に伴って各ポート７６、７７を開弁または閉弁するという単純な構成となるから、燃料分配器６６の構造が簡略化される。
また、弁体用シリンダ９１におけるパイロット用ニードル弁体１０１およびメイン用ニードル弁体１０２が収納された弁室９４と、駆動用シリンダ７１におけるピストン７２が収納された駆動室８４とに、燃料入口Ｅ１が連通しているから、燃料Ｆを駆動室８４と弁室９４に導入する通路が簡略されるので、燃料分配器６６の小形化が可能となる。
さらに、パイロット用ニードル弁体１０１およびメイン用ニードル弁体１０２が着座する弁座１０４、１０５が、パイロット用ニードル弁体１０１およびメイン用ニードル弁体１０２のそれぞれよりも大きな弾性を有する材料からなるので、両ニードル弁体１０１、１０２と弁座１０４、１０５間の高い燃料シール性を確保することができる。
なお、上記実施形態では、パイロット用ニードル弁体１０１は全閉とする必要がないので、弁座１０４は大きな弾性を有する材料で形成しなくてもよい。
図８は、第２実施形態に係る燃料分配器６６Ａを示す縦断面図である。燃料分配器６６Ａ以外の他の燃焼器の構成は第１実施形態と同様である。同図に示すように、この燃料分配器６６Ａは、ハウジング・ユニット２０１の横断面円形のシリンダボア２０２に、ピストンからなる駆動体２０３が軸心Ｃ３の方向（軸方向）に移動自在に収納されている。シリンダボア２０２を形成する頂壁の頂部に集合燃料通路６３の下流部に連通する燃料入口７５が開口し、側部を形成する周壁にパイロットポート７６およびメインポート７７が開口している。
駆動体２０３は、基端部（下端部）に設けられて燃料圧力を受ける大径円盤状の受圧底板部２０４と、この受圧底板部２０４に連なって軸方向上方に延びる小径円柱状の駆動部２０５と、駆動部２０５の頂部に固定または一体形成された大径円盤状のガイド部２３７とを有している。駆動部２０５の一側にパイロットカム面２０６が形成され、前記一側と反対側の他側にメインカム面２０７が形成されている。駆動体２０３が燃料入口７５の燃料圧力に応じて軸方向に移動して、パイロットカム面２０６がパイロット用ニードル弁体２１１を駆動し、メインカム面２０７がメイン用ニードル弁体２１２を駆動する。
図９に示すように、駆動体２０３の駆動部２０５は、その右左側面に、それぞれ軸方向に延びる溝部Ｇ１、Ｇ２からなるパイロットカム面２０６およびメインカム面２０７が形成されている。パイロットカム面２０６は、基端から先端に向かって（上方向に向かって）、径方向Ｘの内方へ次第に後退する傾斜面Ｓ１をもつように設定され、メインカム面２０７は、これとは反対に、基端から先端に向かって（上方向に向かって）、径方向Ｘの内方へ次第に進出する傾斜面Ｓ２をもつように設定されている。
各カム面２０６、２０７が駆動する各ニードル弁体２１１、２１２は、軸心Ｃ３の方向に移動不能で、軸心Ｃ３回りに１８０°対向する径方向Ｘに移動自在に設けられており、それぞれ径方向Ｘに弁体軸心Ｃ４を有する円板状のつば部２２１と、このつば部２２１から軸心Ｃ４方向に沿って駆動部２０５から離れる方向に先すぼまり状に延びる円錐状の弁本体部２２２と、つば部２２１から弁本体部２２２と反対方向に延びて各カム面２０６、２０７上を移動するカムフォロワ部２２３とを有している。
図８に示すように、シリンダボア２０２の底部開口に、円板状のばね調整部材２１５が取り付けられて、このばね調整部材２１５と、受圧底板部２０４の底面２０４ａとの間にコイル状の圧縮型の調節ばね体２１６が配置されており、これによって、駆動体２０３が燃料圧力に抗して、図４の上方向へのばね力が付加されている。このばね体２１６は、ばね調整部材２１５の軸方向位置を変えることによって、ばねの初期歪み量が調整される。また、ストッパ２１７がばね調整部材２１５の上面から軸方向上方に突設されており、所定以上の燃料圧力になると、受圧底板部２０４がストッパ２１７に当たって、駆動体２０３の下降位置が規制される。
ハウジング・ユニット２０１の周壁には、軸心Ｃ３の回りに１８０°離間した相対向する位置に、径方向Ｘの外方に突出する突出壁部２２４、２２５が設けられており、各突出壁部２２４、２２５の中央に径方向Ｘの内方に突出したボス２２６、２２７が設けられている。これら突出壁部２２４、２２５およびボス２２６、２２７を径方向Ｘに貫通して、シールパイプ２０８、２０９が固定されており、各シールパイプ２０８、２０９の入口端部に、各ニードル弁体２１１、２１２が着座する弁座２１３、２１４が形成されている。このシールパイプ２０８、２０９は、鋼製の各ニードル弁体２１１、２１２よりも高い弾性を有するゴムまたは樹脂製の材料からなる。シリンダボア２０２の側部の突出壁部２２４、２２５とボス２２６、２２７の間に形成された環状凹所２２８、２２９と各ニードル弁体２１１、２１２のつば部（ばね受け座）２２１との間に、弁体２１１、２１２を弁座２１３、２１４から離間させて開弁させるコイルスプリングからなる開放用ばね体２１８、２１９が挿入されている。これによって、各ニードル弁体２１１、２１２に径方向Ｘの内方へのばね力が付加されている。
シールパイプ２０８、２０９の下流側は、それぞれパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５に連通する。シールパイプ２０８の上流端開口によってパイロットポート７６が形成され、シールパイプ２０９の上流端開口によってメインポート７７が形成されている。
ハウジング・ユニット２０１の上部には、回り止め機構２３５が配置されている。この回り止め機構２３５は、駆動部２０５上面に溶接で接合または駆動部２０５と一体成形されて、軸Ｃ３方向に複数の貫通孔２３６を有する前記ガイド部２３７と、シリンダボア２０２の内周面に装着されて、このガイド部２３７を、軸Ｃ３方向に移動自在でハウジング・ユニット２０１に対して周方向に相対移動不能となるように案内するガイド体２３８とを有している。この回り止め機構２３５によって、ピストン２０３が軸心Ｃ３の方向に移動自在で、ハウジングボア２０２の周方向に相対移動不能となるように設定されている。この回り止めにより、パイロット側カム面２０６とメイン側カム面２０７とをそれぞれ正確にパイロット用ニードル弁体２１１のカムフォロワ部２２３とメイン用ニードル弁体２１１のカムフォロワ部２２３とに対向させる。
この第２実施形態の燃料分配弁６６Ａの動作を、図１０（Ａ）〜（Ｃ）にしたがって説明する。図１０（Ａ）はパイロットポート７６のみが開放された状態、（Ｂ）はパイロットポート７６およびメインポート７７がともに若干開放された状態、（Ｃ）はメインポート７７が大きく開放された状態をそれぞれ示す。
燃料入口７５（図８）の燃料圧力が低い低燃料圧力領域（図７のＺ１）では、図１０（Ａ）に示すように、調節ばね体２１６のばね力が、受圧底板部２０４が燃料Ｆから受ける圧力に勝って、駆動体２０３が上昇する。これにより、開放用ばね体２１８のばね力を受けたパイロットニードル弁体２１１がパイロットカム面２０６の下部に接触するように径方向Ｘの内方に後退し、パイロットニードル弁体２１１が弁座２１３から離間して、パイロットポート７６が開弁する。その一方、メインニードル弁体２１２がメインカム面２０７の下部に接触しながら径方向Ｘの外方に進出し、メインニードル弁体２１２が弁座２１４に押し付けられて、メインポート７７が閉弁する。このように、メインポート７７は、メインニードル弁体２１２の圧接により閉止されるので、閉弁時に高いシール機能を有している。
燃料圧力が上昇して中燃料圧力領域（図７のＺ２）になると、図１０（Ｂ）に示すように、燃料Ｆの圧力により２０４が下方に押し下げられて、駆動体２０３が下降して、パイロットニードル弁体２１１がパイロットカム面２０６によって押されて次第に径方向Ｘの外方に進出し、パイロットニードル弁体２１１が弁座２１３に近づいて、パイロットポート７６の開度を小さくする。その一方、メインニードル弁体２１２がメインカム面２０７に追従して次第に径方向Ｘの内方に後退し、メインニードル弁体２１２が弁座２１４から離間して、メインポート７７が開弁する。
燃料圧力がさらに上昇した高燃料圧力領域（図７のＺ３）では、図１０（Ｃ）に示すように、駆動体２０３がさらに下降してパイロットニードル弁体２１１が次第に径方向Ｘの外方に進出し、パイロットニードル弁体２１１の開度がさらに小さくなった状態で、パイロットポート７６は開弁を維持する。その一方、メインニードル弁体２１２が次第に径方向Ｘの内方に後退し、メインニードル弁体２１２が弁座２１４とから大きく離間して、メインポート７７が大きく開弁する。
この第２実施形態の燃料分配器６６Ａは、駆動体２０３がハウジング・ユニット２０１内を移動するという単純な構成となるから、簡素な構造で安価に実現でき、かつ十分な燃料シール性を確保することができる。
図１１は、本発明の第３実施形態に係る燃料制御系統を示す系統図である。この第３実施形態では、集合燃料通路６３が各燃料噴射ユニット２まで延長されており、各燃料噴射ユニット２に燃料分配器６６が１つずつ設けられている。したがって、前記パイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５は各燃料噴射ユニット２ごとに独立している。燃料分配器６６は、例えば図１２に示すように、各燃料噴射ユニット２の燃料配管ユニット１８に内蔵される。これにより、各燃料噴射ユニット２に至るまで、太い１本の集合燃料通路６３で足りるから、第１実施形態のようにパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５の２本を用いるのと比べ、燃料噴射ユニット２に至るまでの配管作業が容易となる。この第３実施形態のその他の動作および作用は第１実施形態の場合と同様である。
なお、図１１の燃料分配器６６に代えて、図８に示した第２実施形態の燃料分配器６６Ａを用いることもできる。
上記各実施形態では、燃焼器は燃料噴射方式であるが、これに何ら限定されるものではなく、例えばエアブラスト式でもよく、また、メインバーナは予混合気燃焼方式であるが、例えば拡散燃焼方式でもよい。
１ 燃焼器
２ 燃料噴射ユニット
３ パイロットバーナ
４ メインバーナ
１２ 燃焼室
６２ 全体流量制御弁
６３ 集合燃料通路
６４ パイロット燃料通路
６５ メイン燃料通路
６６、６６Ａ 燃料分配器
６７ 遮断弁
７０ 燃料供給部
７１ 駆動用シリンダ
７２ 移動体（ピストン）
７６ パイロットポート
７７ メインポート
７８ ピストン
７９ コンロッド
９１ 弁体用シリンダ
９７ デュアルニードル弁（弁体）
１００ 駆動体
１０１ パイロット用ニードル弁体
１０２ メイン用ニードル弁体
１１０ 連結機構
２０１ ハウジング・ユニット
２０２ シリンダボア
２０３ 駆動体
２０６ パイロットカム面
２０７ メインカム面
Ｅ１、７５ 燃料入口
Ｆ 燃料
Ｚ１ 低負荷領域
Ｚ２ 中負荷領域
Ｚ３ 高負荷領域

Claims (8)

  1. 燃焼器の燃料噴射ユニットを形成するパイロットバーナとメインバーナとにそれぞれ燃料を供給するパイロット燃料通路およびメイン燃料通路と、
    前記パイロット燃料通路およびメイン燃料通路に燃料を供給する集合燃料通路と、
    前記集合燃料通路とパイロット燃料通路およびメイン燃料通路との分岐部に設けられて燃料圧力に応じてパイロット燃料通路およびメイン燃料通路への燃料分配量を自動調整する燃料分配器とを有し、
    前記燃料分配器は、前記集合燃料通路からの燃料が導入される燃料入口と、前記パイロット燃料通路およびメイン燃料通路にそれぞれ接続されるパイロットポートおよびメインポートと、前記パイロットポートを開閉するパイロット用ニードル弁体および前記メインポートを開閉するメイン用ニードル弁体と、前記燃料入口の燃料圧力に応じて前記パイロット用ニードル弁体および前記メイン用ニードル弁体を駆動して、低燃料圧力領域で前記パイロット用ニードル弁体により前記パイロットポートを開放状態に維持して燃料入口に連通させるとともに前記メインポートを閉止し、中燃料圧力領域で燃料圧力の上昇にしたがって前記パイロットポートの開度を徐々に小さくするとともに、前記メイン用ニードル弁体により前記メインポートの開度を徐々に大きくし、高燃料圧力領域で前記パイロットポートを低開度に維持するとともに、燃料圧力の上昇にしたがってメインポートの開度を徐々に大きくする駆動体とを備えた、
    ガスタービンエンジンの燃料供給装置。
  2. 請求項１において、前記パイロット用ニードル弁体および前記メイン用ニードル弁体は、弁体用シリンダ内に摺動自在に挿入されたボディの軸方向の一端面と他端面にそれぞれ突設されたデュアルニードル弁を形成しているガスタービンエンジンの燃料供給装置。
  3. 請求項２において、前記駆動体は、駆動用シリンダ内に摺動自在に挿入されたピストンと、このピストンに接続されたコンロッドとを有し、さらに、前記デュアルニードル弁と前記コンロッドとの間に連結され、支点回りに回動する連結機構を備えたガスタービンエンジンの燃料供給装置。
  4. 請求項３において、前記弁体用シリンダにおける前記パイロット用ニードル弁体および前記メイン用ニードル弁体が収納された弁室と、前記駆動用シリンダにおける前記ピストンが収納された駆動室とに、前記燃料入口が連通しているガスタービンエンジンの燃料供給装置。
  5. 請求項１から４のいずれか１項において、前記パイロット用ニードル弁体および前記メイン用ニードル弁体が着座する弁座が、前記パイロット用ニードル弁体および前記メイン用ニードル弁体のそれぞれよりも大きな弾性を有する材料からなるガスタービンエンジンの燃料供給装置。
  6. 請求項１において、さらに、前記燃料入口、前記パイロットポートおよびメインポートを有し、前記駆動体を軸方向に移動自在に収納するハウジング・ユニットを備え、
    前記駆動体が燃料入口の燃料圧力に応じて移動して前記パイロット用ニードル弁体および前記メイン用ニードル弁体をそれぞれ駆動するパイロットカム面およびメインカム面を有するガスタービンエンジンの燃料供給装置。
  7. 請求項６において、前記駆動体は、前記燃料圧力を受ける受圧底板部と、この受圧底板部に連なる駆動部とを有し、前記駆動部の一側に前記パイロットカム面が形成され、前記一側と反対側の他側に前記メインカム面が形成されているガスタービンエンジンの燃料供給装置。
  8. 請求項６または７において、前記ハウジング・ユニットは、前記駆動体を収納するシリンダボアを有し、前記シリンダボアの頂部に前記燃料入口が開口し、側部に前記パイロットポートおよびメインポートが開口し、シリンダボアの底部に駆動体を燃料圧力に抗して押圧する調節ばね体が配置されているガスタービンエンジンの燃料供給装置。
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