JPH05195820A - 二重環状燃焼器用燃料送給装置 - Google Patents
二重環状燃焼器用燃料送給装置Info
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- JPH05195820A JPH05195820A JP21106492A JP21106492A JPH05195820A JP H05195820 A JPH05195820 A JP H05195820A JP 21106492 A JP21106492 A JP 21106492A JP 21106492 A JP21106492 A JP 21106492A JP H05195820 A JPH05195820 A JP H05195820A
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- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/34—Feeding into different combustion zones
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/22—Fuel supply systems
- F02C7/228—Dividing fuel between various burners
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/26—Control of fuel supply
- F02C9/32—Control of fuel supply characterised by throttling of fuel
- F02C9/34—Joint control of separate flows to main and auxiliary burners
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
- F05D2270/31—Fuel schedule for stage combustors
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- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Feeding And Controlling Fuel (AREA)
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
- Enzymes And Modification Thereof (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 ３０％推力位置でＨＣとＣＯの排出量を減ら
す二重環状燃焼器用燃料送給装置を提供する。 【構成】 二重環状燃焼器用の燃料送給装置にパイロッ
ト段マニホルド７２と第１主段マニホルド６８と第２主
段マニホルド７０を設け、これらのマニホルドを３位置
ステージング弁６６に接続する。このステージング弁は
燃料空気ディジタル電子制御装置（ＦＡＤＥＣ）７４に
より制御され、この制御装置はステージング弁燃料空気
比制御スケジュールに従ってステージング弁を閉（段
化）位置、部分開（部分段化）位置または開（不段化）
位置に切換える。
す二重環状燃焼器用燃料送給装置を提供する。 【構成】 二重環状燃焼器用の燃料送給装置にパイロッ
ト段マニホルド７２と第１主段マニホルド６８と第２主
段マニホルド７０を設け、これらのマニホルドを３位置
ステージング弁６６に接続する。このステージング弁は
燃料空気ディジタル電子制御装置（ＦＡＤＥＣ）７４に
より制御され、この制御装置はステージング弁燃料空気
比制御スケジュールに従ってステージング弁を閉（段
化）位置、部分開（部分段化）位置または開（不段化）
位置に切換える。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は航空機ガスタービンエン
ジンで用いるような二重環状燃焼器に関し、特に、二重
環状燃焼器用の燃料送給装置の改良に関する。３つのマ
ニホルドを備えた燃料送給装置を燃料空気ディジタル電
子制御装置（ＦＡＤＥＣ）により３位置ステージング弁
と協調させることにより、本発明は排出量低減を促進し
そして二重環状燃焼器の耐久性と動作特性を改善する。
ジンで用いるような二重環状燃焼器に関し、特に、二重
環状燃焼器用の燃料送給装置の改良に関する。３つのマ
ニホルドを備えた燃料送給装置を燃料空気ディジタル電
子制御装置（ＦＡＤＥＣ）により３位置ステージング弁
と協調させることにより、本発明は排出量低減を促進し
そして二重環状燃焼器の耐久性と動作特性を改善する。
【０００２】
【従来の技術】従来の二重環状燃焼器の概略を図１に示
す。燃焼器組立体１０がケーシング１２内に設けられて
いる。ディフューザ１４が圧縮空気を燃焼器１６に送給
する。燃焼器１６には多孔ライナ１７が設けられ、ライ
ナの多孔は、燃焼器が作用中非常に高温になるので、ラ
イナを冷却するように空気を循環させる手段として役立
つ。空気通路３３Ａ、３３Ｂが、ディフューザ１４から
の冷却空気が燃焼器の周りを循環する通路となってい
る。
す。燃焼器組立体１０がケーシング１２内に設けられて
いる。ディフューザ１４が圧縮空気を燃焼器１６に送給
する。燃焼器１６には多孔ライナ１７が設けられ、ライ
ナの多孔は、燃焼器が作用中非常に高温になるので、ラ
イナを冷却するように空気を循環させる手段として役立
つ。空気通路３３Ａ、３３Ｂが、ディフューザ１４から
の冷却空気が燃焼器の周りを循環する通路となってい
る。
【０００３】ディフューザからの圧縮空気の大部分が燃
焼器の前域に入る。燃焼器のこの前域はパイロットドー
ム２２と主ドーム２４からなり、両ドームは中央体３４
によって分離され、パイロット段域２６と主段域２８と
に対応している。ドーム２２、２４は二重環状に配置さ
れており、両ドームは半径方向に相隔たる別々の環状燃
焼域、すなわち、パイロット段域２６と主段域２８の前
側境界を形成している。カウルが中央体３４の前部に配
置され、さらにパイロットドームを主ドームから分離し
ている。
焼器の前域に入る。燃焼器のこの前域はパイロットドー
ム２２と主ドーム２４からなり、両ドームは中央体３４
によって分離され、パイロット段域２６と主段域２８と
に対応している。ドーム２２、２４は二重環状に配置さ
れており、両ドームは半径方向に相隔たる別々の環状燃
焼域、すなわち、パイロット段域２６と主段域２８の前
側境界を形成している。カウルが中央体３４の前部に配
置され、さらにパイロットドームを主ドームから分離し
ている。
【０００４】両ドームはボルト等によりライナ１７に連
結されている。ドーム２２、２４内には気化装置３１
Ａ、３１Ｂがそれぞれ配置され、燃料カップとスワーラ
を内蔵している。燃料カップとスワーラは燃焼器１６の
前域に周方向に相隔たっている。パイロット段の燃料カ
ップは主段の燃料カップの半径方向外側に配置されてい
る。燃料は二重ノズル入口２０Ａ、２０Ｂを備えた燃料
ノズル１９により燃料カップに供給される。ノズル入口
２０Ａは燃料を燃料ノズルステム１８を通してパイロッ
トドーム２２に供給し、またノズル入口２０Ｂは燃料を
燃料ノズルステム１８を通して主ドーム２４に供給す
る。
結されている。ドーム２２、２４内には気化装置３１
Ａ、３１Ｂがそれぞれ配置され、燃料カップとスワーラ
を内蔵している。燃料カップとスワーラは燃焼器１６の
前域に周方向に相隔たっている。パイロット段の燃料カ
ップは主段の燃料カップの半径方向外側に配置されてい
る。燃料は二重ノズル入口２０Ａ、２０Ｂを備えた燃料
ノズル１９により燃料カップに供給される。ノズル入口
２０Ａは燃料を燃料ノズルステム１８を通してパイロッ
トドーム２２に供給し、またノズル入口２０Ｂは燃料を
燃料ノズルステム１８を通して主ドーム２４に供給す
る。
【０００５】図２は図１の線ＡーＡに沿う部分的な概略
正面断面図である。図２を参照するに、燃料ステム１８
からの燃料は燃料噴射器２１Ａ、２１Ｂと燃料カップ３
７Ａ、３７Ｂに導入される。燃料噴射器２１Ａ、２１Ｂ
は燃料カップ３７Ａ、３７Ｂ内に滑動自在に配置され、
これらの燃料カップは、前述のように、パイロットドー
ム２２と主ドーム２４の周方向に相隔たる複数の位置に
配置されている。１次スワーラ３０Ａ、３０Ｂがパイロ
ットドームと主ドーム内のそれぞれの気化装置に設けら
れ、燃料噴射器と燃料カップを囲んでおり、燃料と混合
する旋回空気を供給する。燃料と空気の燃焼の結果、燃
焼生成物がパイロット段と主段を流出しそして下流ター
ビン部３６（図１）を通って膨張する。
正面断面図である。図２を参照するに、燃料ステム１８
からの燃料は燃料噴射器２１Ａ、２１Ｂと燃料カップ３
７Ａ、３７Ｂに導入される。燃料噴射器２１Ａ、２１Ｂ
は燃料カップ３７Ａ、３７Ｂ内に滑動自在に配置され、
これらの燃料カップは、前述のように、パイロットドー
ム２２と主ドーム２４の周方向に相隔たる複数の位置に
配置されている。１次スワーラ３０Ａ、３０Ｂがパイロ
ットドームと主ドーム内のそれぞれの気化装置に設けら
れ、燃料噴射器と燃料カップを囲んでおり、燃料と混合
する旋回空気を供給する。燃料と空気の燃焼の結果、燃
焼生成物がパイロット段と主段を流出しそして下流ター
ビン部３６（図１）を通って膨張する。
【０００６】何年かにわたり、環境問題と競争市場要因
により、航空機ガスタービンエンジンの排出量低減の必
要性が強まってきた。二重環状燃焼器は伝統的な単式環
状燃焼器より有利である。なぜなら、二重環状燃焼器の
別々に燃料供給を受ける２つのドームは、通例低出力運
転時に比較的多くなる炭化水素（ＨＣ）と一酸化炭素
（ＣＯ）の排出量の低減を可能にするからである。さら
に、二重環状設計は高出力運転時に窒素酸化物（Ｎ
Ｏx ）と煙の排出量を減らす。
により、航空機ガスタービンエンジンの排出量低減の必
要性が強まってきた。二重環状燃焼器は伝統的な単式環
状燃焼器より有利である。なぜなら、二重環状燃焼器の
別々に燃料供給を受ける２つのドームは、通例低出力運
転時に比較的多くなる炭化水素（ＨＣ）と一酸化炭素
（ＣＯ）の排出量の低減を可能にするからである。さら
に、二重環状設計は高出力運転時に窒素酸化物（Ｎ
Ｏx ）と煙の排出量を減らす。
【０００７】上述の特性を達成するため、始動と緩速
（アイドル）運転時のように所要エネルギーが低い時に
パイロットドームだけを利用しそして所要出力が高くな
った時に主ドームとパイロットドームを利用する。主ド
ームは所要出力が増すにつれてますます多くの燃料を受
入れる。前記特性をさらに良く達成するには、始動と低
出力運転中に燃焼を起こすパイロットドームの燃料空気
比（Ｆ／Ａ）を濃密値にするとともに、高出力運転中に
主ドームのＦ／Ａを希薄値にする。
（アイドル）運転時のように所要エネルギーが低い時に
パイロットドームだけを利用しそして所要出力が高くな
った時に主ドームとパイロットドームを利用する。主ド
ームは所要出力が増すにつれてますます多くの燃料を受
入れる。前記特性をさらに良く達成するには、始動と低
出力運転中に燃焼を起こすパイロットドームの燃料空気
比（Ｆ／Ａ）を濃密値にするとともに、高出力運転中に
主ドームのＦ／Ａを希薄値にする。
【０００８】比較的低い排出レベルを達成するためのこ
れらの相反する低出力・高出力Ｆ／Ａ要件は、固定形状
の単式環状設計では事実上達成できない。それゆえ、単
式環状燃焼器設計は、低出力時に、良好な始動および希
薄吹消し作用特性とともに、少ないＨＣおよびＣＯ排出
量を達成することと、高出力時に、多いＮＯx 排出量と
煙を発生させそして最適でないパターンおよびプロフィ
ールファクタを得ることとの妥協である。二重環状燃焼
器の概念は出力スペクトルの両端での最適化を可能にす
る。
れらの相反する低出力・高出力Ｆ／Ａ要件は、固定形状
の単式環状設計では事実上達成できない。それゆえ、単
式環状燃焼器設計は、低出力時に、良好な始動および希
薄吹消し作用特性とともに、少ないＨＣおよびＣＯ排出
量を達成することと、高出力時に、多いＮＯx 排出量と
煙を発生させそして最適でないパターンおよびプロフィ
ールファクタを得ることとの妥協である。二重環状燃焼
器の概念は出力スペクトルの両端での最適化を可能にす
る。
【０００９】従来の二重環状燃焼器用燃料送給装置の概
略を図３に示す。燃料制御装置４０が燃料を調整用ステ
ージング弁４２に送り、この弁は開かれた時燃料を主段
マニホルド４４に向ける。弁４２は、それを「オン」ま
たは「オフ」位置に位置づけることにより調節される。
弁４２が閉まった時、燃料はパイロット段マニホルド４
６だけに入り得る。マニホルド４６は弁４２の開閉のい
ずれかに応じてある量の燃料を受入れる。従来の二重環
状燃焼器では、主段への燃料供給は、ステージング弁４
２のような、通例油圧で制御されるステージング弁の位
置に依存していた。
略を図３に示す。燃料制御装置４０が燃料を調整用ステ
ージング弁４２に送り、この弁は開かれた時燃料を主段
マニホルド４４に向ける。弁４２は、それを「オン」ま
たは「オフ」位置に位置づけることにより調節される。
弁４２が閉まった時、燃料はパイロット段マニホルド４
６だけに入り得る。マニホルド４６は弁４２の開閉のい
ずれかに応じてある量の燃料を受入れる。従来の二重環
状燃焼器では、主段への燃料供給は、ステージング弁４
２のような、通例油圧で制御されるステージング弁の位
置に依存していた。
【００１０】図４は、単式環状燃焼器５０と従来の二重
環状燃焼器５２のドームスワーラφ比（当量比）を、様
々な推力レベルとドームスワーラφ比で比較した図であ
る。φ比は実際の燃料空気比を化学量論的燃料空気比で
割ったものと定義されている。ドームスワーラφ比は、
ドームカップにおける実際の燃料空気比を使用燃料の化
学量論的燃料空気比で割ったものである。図４に示した
グラフは段化（staged）運転域４８と不段化（unstage
d）運転域４９を示す。段化域４８は、燃焼器のパイロ
ット段だけを用いる推力レベルに対応する。推力が約１
５％に達した後、主段が燃料を受入れ始め、その量は出
力要件に応じて増加する。
環状燃焼器５２のドームスワーラφ比（当量比）を、様
々な推力レベルとドームスワーラφ比で比較した図であ
る。φ比は実際の燃料空気比を化学量論的燃料空気比で
割ったものと定義されている。ドームスワーラφ比は、
ドームカップにおける実際の燃料空気比を使用燃料の化
学量論的燃料空気比で割ったものである。図４に示した
グラフは段化（staged）運転域４８と不段化（unstage
d）運転域４９を示す。段化域４８は、燃焼器のパイロ
ット段だけを用いる推力レベルに対応する。推力が約１
５％に達した後、主段が燃料を受入れ始め、その量は出
力要件に応じて増加する。
【００１１】図４には、エンジンの総合排出特性の測定
に用いる４つのエンジン運転点が示されている。運転点
Ａは７％推力の緩速運転位置であり、運転点Ｂは３０％
推力の進入位置であり、運転点Ｃは８５％推力の上昇位
置であり、そして運転点Ｄは１００％推力の離陸位置で
ある。これらのデータに重ねて示してあるのは、エンジ
ンの総合排出特性の測定に用いる４つのエンジン運転点
（すなわち、７％緩速、３０％進入、８５％上昇、１０
０％離陸）における相対的な排出量の差である。現今の
燃料送給概念により、３０％進入点を除く全ての試験点
で排出量のかなりの改良が達成される。
に用いる４つのエンジン運転点が示されている。運転点
Ａは７％推力の緩速運転位置であり、運転点Ｂは３０％
推力の進入位置であり、運転点Ｃは８５％推力の上昇位
置であり、そして運転点Ｄは１００％推力の離陸位置で
ある。これらのデータに重ねて示してあるのは、エンジ
ンの総合排出特性の測定に用いる４つのエンジン運転点
（すなわち、７％緩速、３０％進入、８５％上昇、１０
０％離陸）における相対的な排出量の差である。現今の
燃料送給概念により、３０％進入点を除く全ての試験点
で排出量のかなりの改良が達成される。
【００１２】従来の燃料送給装置を有する二重環状燃焼
器に関して図４に示したような３０％推力での排出能力
の差は、段化（主段燃料無供給）燃焼と不段化（主段燃
料供給）燃焼との間の遷移点の選定による。外的に検出
し得ない円滑かつ効率的な遷移を達成するには、遷移時
に充分な燃料をパイロット段と主段に送給することによ
りパイロット段の消炎を防ぎかつ主段の瞬時点火を可能
にしなければならない。この観点からは、これらの要件
に適合するできるだけ高い燃料空気比（Ｆ／Ａ）に遷移
点を設定すべきである。他方、高過ぎる遷移Ｆ／Ａを選
定すると、段化燃焼中にパイロット段により生ずるピー
ク状外側温度プロフィールにより高温域構成部の寿命が
減るおそれがある。この観点からは、段化燃焼と不段化
燃焼との間の遷移点をできるだけ低い総合Ｆ／Ａに選定
すべきである。従って、その結果設定される遷移点は両
極限間の妥協である。従来使用された装置の場合、最適
遷移点は３０％進入出力点より低い。その結果、３０％
進入点における総合燃料空気比は所望値より希薄であ
る。
器に関して図４に示したような３０％推力での排出能力
の差は、段化（主段燃料無供給）燃焼と不段化（主段燃
料供給）燃焼との間の遷移点の選定による。外的に検出
し得ない円滑かつ効率的な遷移を達成するには、遷移時
に充分な燃料をパイロット段と主段に送給することによ
りパイロット段の消炎を防ぎかつ主段の瞬時点火を可能
にしなければならない。この観点からは、これらの要件
に適合するできるだけ高い燃料空気比（Ｆ／Ａ）に遷移
点を設定すべきである。他方、高過ぎる遷移Ｆ／Ａを選
定すると、段化燃焼中にパイロット段により生ずるピー
ク状外側温度プロフィールにより高温域構成部の寿命が
減るおそれがある。この観点からは、段化燃焼と不段化
燃焼との間の遷移点をできるだけ低い総合Ｆ／Ａに選定
すべきである。従って、その結果設定される遷移点は両
極限間の妥協である。従来使用された装置の場合、最適
遷移点は３０％進入出力点より低い。その結果、３０％
進入点における総合燃料空気比は所望値より希薄であ
る。
【００１３】現在の２つのマニホルドを備えた二重環状
燃焼器燃料送給装置の他の欠点は、始動過渡状態中、パ
イロット段の消炎なしに主段に燃料を供給する実用的な
方法がないことである。消炎は、所与の空気量に対して
燃料が少な過ぎて燃焼を維持できないことと定義され
る。始動過渡状態中の主段への燃料供給は望ましいこと
である。なぜなら、それはパイロット段のピーク状外側
出口温度プロフィールを低減しそして緩速運転までの全
時間を減らすからである。始動中の最少燃料流量はドー
ム空気流量と両立せず、その結果生ずるＦ／Ａは、パイ
ロット段における燃焼維持と、主段における燃料点火と
に十分なほど高くない。
燃焼器燃料送給装置の他の欠点は、始動過渡状態中、パ
イロット段の消炎なしに主段に燃料を供給する実用的な
方法がないことである。消炎は、所与の空気量に対して
燃料が少な過ぎて燃焼を維持できないことと定義され
る。始動過渡状態中の主段への燃料供給は望ましいこと
である。なぜなら、それはパイロット段のピーク状外側
出口温度プロフィールを低減しそして緩速運転までの全
時間を減らすからである。始動中の最少燃料流量はドー
ム空気流量と両立せず、その結果生ずるＦ／Ａは、パイ
ロット段における燃焼維持と、主段における燃料点火と
に十分なほど高くない。
【００１４】図４に戻って説明すると、線５２は従来の
二重環状燃焼装置の段化作用中の燃焼器パイロット段を
表す。定常状態段化作用中、二重環状燃焼器の場合に線
５２で生ずるＨＣとＣＯの排出量は、線５０で表された
単式環状燃焼器の場合より少ない。さらに、二重環状燃
焼器は、１５％より低い推力レベルでは、単式環状燃焼
器より高くて望ましくないＰ＆Ｐ（温度パターンおよび
プロフィールファクタ）をもたらす。（Ｐ＆Ｐは燃焼器
出口面に存在する最高温度とその位置とに関係し、従っ
て、その近辺に位置するエンジン構成部の寿命と相互関
係をもつ。）４５％から１００％までの推力レベルで
は、線５８（パイロット段）と線６０（主段）によって
表される二重環状燃焼器は、単式環状燃焼器（線５０）
に比べて少ないＮＯx と煙を排出し、しかも対等のＰ＆
Ｐを保つ。さらに、二重環状燃焼器は、１５％以下の推
力レベルでは、単式環状燃焼器より高い燃焼器出口温度
パターンおよびプロフィールファクタをもたらす。
二重環状燃焼装置の段化作用中の燃焼器パイロット段を
表す。定常状態段化作用中、二重環状燃焼器の場合に線
５２で生ずるＨＣとＣＯの排出量は、線５０で表された
単式環状燃焼器の場合より少ない。さらに、二重環状燃
焼器は、１５％より低い推力レベルでは、単式環状燃焼
器より高くて望ましくないＰ＆Ｐ（温度パターンおよび
プロフィールファクタ）をもたらす。（Ｐ＆Ｐは燃焼器
出口面に存在する最高温度とその位置とに関係し、従っ
て、その近辺に位置するエンジン構成部の寿命と相互関
係をもつ。）４５％から１００％までの推力レベルで
は、線５８（パイロット段）と線６０（主段）によって
表される二重環状燃焼器は、単式環状燃焼器（線５０）
に比べて少ないＮＯx と煙を排出し、しかも対等のＰ＆
Ｐを保つ。さらに、二重環状燃焼器は、１５％以下の推
力レベルでは、単式環状燃焼器より高い燃焼器出口温度
パターンおよびプロフィールファクタをもたらす。
【００１５】１５％から４５％までの推力レベルでは、
単式環状燃焼器の方が従来の二重環状燃焼器よりＨＣお
よびＣＯ排出量の低減に関して優れていることがわかっ
た。従来の二重環状装置は、３０％推力進入位置の点を
除く全ての試験点で単式環状設計よりかなり優れてい
る。線５６、５４はそれぞれ、１５％〜４５％の推力レ
ベルでの従来の二重環状燃焼器のパイロット段と主段と
を表す。従来の二重環状燃焼器のＨＣおよびＣＯ排出量
は、この推力レベルでは、単式環状燃焼器（線５０）の
それより多い。進入推力は重要な排出定格点であるか
ら、この定格点におけるＨＣおよびＣＯ発生の増加は、
二重環状燃焼器にとって達成し得る排出量低減の度合を
少なくする。
単式環状燃焼器の方が従来の二重環状燃焼器よりＨＣお
よびＣＯ排出量の低減に関して優れていることがわかっ
た。従来の二重環状装置は、３０％推力進入位置の点を
除く全ての試験点で単式環状設計よりかなり優れてい
る。線５６、５４はそれぞれ、１５％〜４５％の推力レ
ベルでの従来の二重環状燃焼器のパイロット段と主段と
を表す。従来の二重環状燃焼器のＨＣおよびＣＯ排出量
は、この推力レベルでは、単式環状燃焼器（線５０）の
それより多い。進入推力は重要な排出定格点であるか
ら、この定格点におけるＨＣおよびＣＯ発生の増加は、
二重環状燃焼器にとって達成し得る排出量低減の度合を
少なくする。
【００１６】従って、３０％推力位置で炭化水素と一酸
化炭素の排出量をかなり減らす二重環状燃料送給装置が
必要である。さらに、始動から緩速までの過渡運転中に
消炎なしに主段に燃料を供給できるとともに、許容し得
る燃焼器出口温度パターンおよびプロフィールファクタ
をもたらし、また始動から緩速出力までの時間を減らす
ような二重環状燃焼器が必要である。また、燃料流量が
多い始動から緩速までの過渡運転中燃焼器の部分ステー
ジング（部分段化）を可能にする必要があり、こうすれ
ば、燃焼器出口温度プロフィールを改良できるととも
に、緩速に達した時パイロットだけの使用に戻ってＨＣ
およびＣＯ排出量を低減できる。
化炭素の排出量をかなり減らす二重環状燃料送給装置が
必要である。さらに、始動から緩速までの過渡運転中に
消炎なしに主段に燃料を供給できるとともに、許容し得
る燃焼器出口温度パターンおよびプロフィールファクタ
をもたらし、また始動から緩速出力までの時間を減らす
ような二重環状燃焼器が必要である。また、燃料流量が
多い始動から緩速までの過渡運転中燃焼器の部分ステー
ジング（部分段化）を可能にする必要があり、こうすれ
ば、燃焼器出口温度プロフィールを改良できるととも
に、緩速に達した時パイロットだけの使用に戻ってＨＣ
およびＣＯ排出量を低減できる。
【００１７】
【発明の目的】従って、本発明の目的は、例えば、３０
％推力進入位置でＨＣとＣＯの排出量をかなり減らす二
重環状燃焼器用燃料送給装置を提供することと、過渡加
速中の燃焼器出口温度Ｐ＆Ｐを改良することと、エンジ
ンの加速に要する時間を減らすことと、簡単な３位置弁
により制御される燃料系を設けることである。
％推力進入位置でＨＣとＣＯの排出量をかなり減らす二
重環状燃焼器用燃料送給装置を提供することと、過渡加
速中の燃焼器出口温度Ｐ＆Ｐを改良することと、エンジ
ンの加速に要する時間を減らすことと、簡単な３位置弁
により制御される燃料系を設けることである。
【００１８】
【発明の概要】本発明の上記および他の目的を有利に達
成するために、油圧機械式装置（ＨＭＵ）と燃料空気デ
ィジタル電子制御装置（ＦＡＤＥＣ）とに接続された３
位置ステージング弁を有する二重環状燃焼器燃料送給装
置を設ける。ＦＡＤＥＣはＨＭＵによりステージング弁
の開閉を制御する。
成するために、油圧機械式装置（ＨＭＵ）と燃料空気デ
ィジタル電子制御装置（ＦＡＤＥＣ）とに接続された３
位置ステージング弁を有する二重環状燃焼器燃料送給装
置を設ける。ＦＡＤＥＣはＨＭＵによりステージング弁
の開閉を制御する。
【００１９】ステージング弁は、閉ざされて段化（stag
ed）位置にある時、燃料をパイロットマニホルドだけに
送る。しかし、ステージング弁が部分段化（partially
staged）位置にある時、燃料はパイロットマニホルドと
第１主段マニホルドとに供給される。ステージング弁が
不段化（unstaged）位置にある時、燃料はパイロットマ
ニホルドと第１主段マニホルドと第２主段マニホルドに
供給される。パイロットマニホルドは燃焼器のパイロッ
トドーム内の全ての燃料セルに接続され、第１主段マニ
ホルドは燃焼器の主ドーム内の半数の燃料セルに接続さ
れ、そして第２主段マニホルドは燃焼器の主ドーム内の
残りの半数の燃料セルに接続される。
ed）位置にある時、燃料をパイロットマニホルドだけに
送る。しかし、ステージング弁が部分段化（partially
staged）位置にある時、燃料はパイロットマニホルドと
第１主段マニホルドとに供給される。ステージング弁が
不段化（unstaged）位置にある時、燃料はパイロットマ
ニホルドと第１主段マニホルドと第２主段マニホルドに
供給される。パイロットマニホルドは燃焼器のパイロッ
トドーム内の全ての燃料セルに接続され、第１主段マニ
ホルドは燃焼器の主ドーム内の半数の燃料セルに接続さ
れ、そして第２主段マニホルドは燃焼器の主ドーム内の
残りの半数の燃料セルに接続される。
【００２０】ＦＡＤＥＣは、測定されたエンジンパラメ
ータを用いてリアルタイム燃料空気比を計算しそしてそ
の計算値をＦＡＤＥＣの記憶装置に記憶された所望燃料
空気比・ステージング弁位置スケジュールと比較するこ
とにより、定常状態運転と過渡運転中のステージング弁
の切換えを制御する。本発明とその利点の多くは、添付
図面と関連する以下の詳述からさらに良く理解されよ
う。
ータを用いてリアルタイム燃料空気比を計算しそしてそ
の計算値をＦＡＤＥＣの記憶装置に記憶された所望燃料
空気比・ステージング弁位置スケジュールと比較するこ
とにより、定常状態運転と過渡運転中のステージング弁
の切換えを制御する。本発明とその利点の多くは、添付
図面と関連する以下の詳述からさらに良く理解されよ
う。
【００２１】
【実施例の記載】添付図面の全図を通じて同符号は同一
または対応部分を表す。図５は本発明の燃料送給装置の
簡略図である。この図について説明すると、ＨＭＵ（油
圧機械式装置）６２が流量計６４に接続され、この流量
計は３位置ステージング弁６６に接続されている。ステ
ージング弁６６は第１主段マニホルド６８と、第２主段
マニホルド７０と、パイロット段マニホルド７２とに接
続されている。接続線６９がステージング弁６６をＦＡ
ＤＥＣ７４に電気的に接続している。ＦＡＤＥＣ７４は
流量計６４から燃料流量（ＷF ）データを受取る。圧縮
機吐出し圧力（Ｐ３）データと、圧縮機吐出し温度（Ｔ
３）データと、コアエンジン速度（Ｎ２）データが同様
にＦＡＤＥＣ７４により受取られる。ＦＡＤＥＣ７４は
ＨＭＵ６２と協調して、燃焼器に供給される燃料を制御
する。
または対応部分を表す。図５は本発明の燃料送給装置の
簡略図である。この図について説明すると、ＨＭＵ（油
圧機械式装置）６２が流量計６４に接続され、この流量
計は３位置ステージング弁６６に接続されている。ステ
ージング弁６６は第１主段マニホルド６８と、第２主段
マニホルド７０と、パイロット段マニホルド７２とに接
続されている。接続線６９がステージング弁６６をＦＡ
ＤＥＣ７４に電気的に接続している。ＦＡＤＥＣ７４は
流量計６４から燃料流量（ＷF ）データを受取る。圧縮
機吐出し圧力（Ｐ３）データと、圧縮機吐出し温度（Ｔ
３）データと、コアエンジン速度（Ｎ２）データが同様
にＦＡＤＥＣ７４により受取られる。ＦＡＤＥＣ７４は
ＨＭＵ６２と協調して、燃焼器に供給される燃料を制御
する。
【００２２】図６に示したグラフは、ステージング弁６
６の段化位置と部分段化位置と不段化位置に関して定常
状態燃料空気比の値を比較するものである。ＦＡＤＥＣ
７４はＰ３とＴ３とＷF データから燃料空気比を計算す
る。この燃料空気比計算値に基づき、ステージング弁６
６の位置は、弁位置に対する燃料空気比の定常状態また
は過渡状態スケジュールに従って設定される。定常状態
運転は、特定飛行条件設定、例えば、高度３５０００フ
ィート（３５Ｋ）でのマッハ数０．８の巡航運転と定義
されている。これに対し、過渡運転は、運転点相互間の
加速または減速と定義されている。
６の段化位置と部分段化位置と不段化位置に関して定常
状態燃料空気比の値を比較するものである。ＦＡＤＥＣ
７４はＰ３とＴ３とＷF データから燃料空気比を計算す
る。この燃料空気比計算値に基づき、ステージング弁６
６の位置は、弁位置に対する燃料空気比の定常状態また
は過渡状態スケジュールに従って設定される。定常状態
運転は、特定飛行条件設定、例えば、高度３５０００フ
ィート（３５Ｋ）でのマッハ数０．８の巡航運転と定義
されている。これに対し、過渡運転は、運転点相互間の
加速または減速と定義されている。
【００２３】図６についてさらに説明すると、点７５は
７％推力の緩速運転位置を表す。７％推力緩速位置で
は、弁６６は段化位置すなわち閉位置にあり、燃料がマ
ニホルド６８、７０に達するのを阻止する。点７６は３
０％推力の進入位置を表し、この位置では弁６６は部分
段化位置すなわち部分開位置にあり、燃料をマニホルド
６８に流すがマニホルド７０には流さない。
７％推力の緩速運転位置を表す。７％推力緩速位置で
は、弁６６は段化位置すなわち閉位置にあり、燃料がマ
ニホルド６８、７０に達するのを阻止する。点７６は３
０％推力の進入位置を表し、この位置では弁６６は部分
段化位置すなわち部分開位置にあり、燃料をマニホルド
６８に流すがマニホルド７０には流さない。
【００２４】点７８は巡航位置を表し、点８０は８５％
推力の上昇位置を表し、そして点８２は１００％推力の
離陸位置を表す。点７８、８０、８２で作用する時の弁
６６は不段化位置すなわち開位置にあり、この時、燃料
はマニホルド６８とマニホルド７０に供給される。図５
からわかるように、マニホルド６８、７０に燃料が入る
時は常に、マニホルド７２にも燃料が入る。
推力の上昇位置を表し、そして点８２は１００％推力の
離陸位置を表す。点７８、８０、８２で作用する時の弁
６６は不段化位置すなわち開位置にあり、この時、燃料
はマニホルド６８とマニホルド７０に供給される。図５
からわかるように、マニホルド６８、７０に燃料が入る
時は常に、マニホルド７２にも燃料が入る。
【００２５】図７は、燃料流量が少ないエンジン始動域
においてパイロット段燃料ノズルの所要全燃料流量スケ
ジュールを燃料ノズルΔＰの関数として示す。燃料ノズ
ルΔＰ（ｐｓｉ）はノズル入口管継手２０Ａの圧力と３
１Ａで示す位置のドーム静圧との差と定義されている。
エンジン始動中、規制された全燃料流量がパイロット段
ノズルの１次回路を経てパイロットドームカップ内に噴
射される。グラフ上の点８４は、エンジン始動のために
ＦＡＤＥＣ７４とＨＭＵ６２がパイロットマニホルド７
２に供給すべき最少燃料流量である。点８４では、燃料
は、フローナンバーを４．０ＦＮ−ＴＩＰ（ノズルオリ
フィスの先端におけるフローナンバー）として、５８０
ポンド毎時の流量で供給される。フローナンバーは、燃
料流量を計算しそしてその燃料流量をノズル先端におけ
るオリフィス前後間の圧力降下の平方根で割ることによ
り定められる。点８４が存在する線５８はその長さに沿
う全点で４．０のフローナンバーを有し、４．０は燃料
ノズル１９の１次回路先端オリフィスのフローナンバー
である。
においてパイロット段燃料ノズルの所要全燃料流量スケ
ジュールを燃料ノズルΔＰの関数として示す。燃料ノズ
ルΔＰ（ｐｓｉ）はノズル入口管継手２０Ａの圧力と３
１Ａで示す位置のドーム静圧との差と定義されている。
エンジン始動中、規制された全燃料流量がパイロット段
ノズルの１次回路を経てパイロットドームカップ内に噴
射される。グラフ上の点８４は、エンジン始動のために
ＦＡＤＥＣ７４とＨＭＵ６２がパイロットマニホルド７
２に供給すべき最少燃料流量である。点８４では、燃料
は、フローナンバーを４．０ＦＮ−ＴＩＰ（ノズルオリ
フィスの先端におけるフローナンバー）として、５８０
ポンド毎時の流量で供給される。フローナンバーは、燃
料流量を計算しそしてその燃料流量をノズル先端におけ
るオリフィス前後間の圧力降下の平方根で割ることによ
り定められる。点８４が存在する線５８はその長さに沿
う全点で４．０のフローナンバーを有し、４．０は燃料
ノズル１９の１次回路先端オリフィスのフローナンバー
である。
【００２６】図８はパイロット段および主段燃料ノズル
流量スケジュールをノズルΔＰ（ｐｓｉ）の関数として
示す。各ノズルは独立した１次および２次流れ回路を有
する。１次回路は始動および低流量運転用として特に設
計したものであり、２次回路は燃料流量が多い運転中に
用いられる。各主段・パイロット段ノズルの２次回路
は、ノズルΔＰが２７０ｐｓｉ以下の時に回路流を許さ
ない分流弁を有する。ΔＰが２７０ｐｓｉ以上の時、各
ノズルの流れスケジュールは１次流れと２次流れとの組
合せである。ΔＰが２７０ｐｓｉ以下の時、各ノズルの
流れスケジュールは１次流れだけである。主段燃料ノズ
ル先端オリフィスとパイロット段１次流先端オリフィス
の設計フローナンバーはそれぞれ６．５８と４．０であ
る。本発明で重要なことは、電子制御装置（ＦＡＤＥＣ
７４）が、エンジンに送給される燃料の量を制御しそし
てステージング弁の位置に応じて燃料を燃焼器パイロッ
ト段および主段マニホルドに向けることである。燃料ノ
ズルの機能は送給燃料流を燃焼器に分配することであ
る。
流量スケジュールをノズルΔＰ（ｐｓｉ）の関数として
示す。各ノズルは独立した１次および２次流れ回路を有
する。１次回路は始動および低流量運転用として特に設
計したものであり、２次回路は燃料流量が多い運転中に
用いられる。各主段・パイロット段ノズルの２次回路
は、ノズルΔＰが２７０ｐｓｉ以下の時に回路流を許さ
ない分流弁を有する。ΔＰが２７０ｐｓｉ以上の時、各
ノズルの流れスケジュールは１次流れと２次流れとの組
合せである。ΔＰが２７０ｐｓｉ以下の時、各ノズルの
流れスケジュールは１次流れだけである。主段燃料ノズ
ル先端オリフィスとパイロット段１次流先端オリフィス
の設計フローナンバーはそれぞれ６．５８と４．０であ
る。本発明で重要なことは、電子制御装置（ＦＡＤＥＣ
７４）が、エンジンに送給される燃料の量を制御しそし
てステージング弁の位置に応じて燃料を燃焼器パイロッ
ト段および主段マニホルドに向けることである。燃料ノ
ズルの機能は送給燃料流を燃焼器に分配することであ
る。
【００２７】図８についてさらに説明すると、点９４は
部分ステージングの場合（すなわち、第１主マニホルド
６８が燃料を主ドーム内の半数のカップに供給しそして
第２主マニホルド７０が燃料を受入れない場合）の１５
％出力レベルでの燃料通流主段ノズルの燃料流量を表
す。点９６は点９４と同じ運転点を表すが、パイロット
段における燃料流量を示す。
部分ステージングの場合（すなわち、第１主マニホルド
６８が燃料を主ドーム内の半数のカップに供給しそして
第２主マニホルド７０が燃料を受入れない場合）の１５
％出力レベルでの燃料通流主段ノズルの燃料流量を表
す。点９６は点９４と同じ運転点を表すが、パイロット
段における燃料流量を示す。
【００２８】点９８は７％出力レベルでのパイロット段
における燃料流量である。主段線上に対応点は存在しな
い。なぜなら、燃焼器は７％出力レベルでは完全に段化
される（すなわち、パイロットドームカップだけが点火
される）からである。線８５上の点１００と破線９０上
の点１０２は海面（ＳＬ）での３０％出力レベル（進入
設定値）における運転点を表しかつまた高度３５０００
フィートでのマッハ数０．８の巡航の運転点を表す。部
分ステージングは点１００、１０２で生ずる。従って、
点１０２は３０％海面推力での燃料通流主段ノズルの燃
料流量を表す。点１０４、１０６は、ステージングが存
在しない時（すなわち、３つのマニホルドが全て燃料を
供給している時）の海面での８５％出力レベル運転点を
表す。点１０８は海面での不段化１００％全出力レベル
を表す。
における燃料流量である。主段線上に対応点は存在しな
い。なぜなら、燃焼器は７％出力レベルでは完全に段化
される（すなわち、パイロットドームカップだけが点火
される）からである。線８５上の点１００と破線９０上
の点１０２は海面（ＳＬ）での３０％出力レベル（進入
設定値）における運転点を表しかつまた高度３５０００
フィートでのマッハ数０．８の巡航の運転点を表す。部
分ステージングは点１００、１０２で生ずる。従って、
点１０２は３０％海面推力での燃料通流主段ノズルの燃
料流量を表す。点１０４、１０６は、ステージングが存
在しない時（すなわち、３つのマニホルドが全て燃料を
供給している時）の海面での８５％出力レベル運転点を
表す。点１０８は海面での不段化１００％全出力レベル
を表す。
【００２９】図９を参照するに、本発明によるパイロッ
ト段１１２は主段１１４の半径方向外側に配置され、そ
して主段とパイロット段はドーム中央体１１６により分
離されている（ドーム中央体１１６は図１のドーム中央
体３４に対応する）。主段１１４には複数の燃料カップ
位置１２０が設けられ、複数のクラスタ（小群）１２４
として燃料を供給される。各クラスタは５つの燃料カッ
プを含んでいる。第１主段マニホルド６８（図５）は１
５の燃料カップ位置１２０に接続されそして第２主段マ
ニホルド７０は別の１５の燃料カップ位置１２０に接続
されている。
ト段１１２は主段１１４の半径方向外側に配置され、そ
して主段とパイロット段はドーム中央体１１６により分
離されている（ドーム中央体１１６は図１のドーム中央
体３４に対応する）。主段１１４には複数の燃料カップ
位置１２０が設けられ、複数のクラスタ（小群）１２４
として燃料を供給される。各クラスタは５つの燃料カッ
プを含んでいる。第１主段マニホルド６８（図５）は１
５の燃料カップ位置１２０に接続されそして第２主段マ
ニホルド７０は別の１５の燃料カップ位置１２０に接続
されている。
【００３０】パイロット段１１２は３０の燃料カップ位
置１２２を有し、これらは主燃料カップ位置１１４の半
径方向外側に配置されている。燃料カップ位置１２２は
パイロットマニホルド７２（図５）に接続されている。
図９をさらに参照するに、クロスファイア孔１１８（図
９には３個示されている）がドーム中央体１１６に配設
され、パイロット段からの主段１１４の点火を可能にす
る。これらのクロスファイア孔は、主ドームの部分ステ
ージング中に通常燃料を供給される主段燃料ノズルクラ
スタと整合している。少数のクロスファイア孔が望まし
い。なぜなら、そうすると、中央体１１６の構造が簡単
になりそしてパイロットドームから主ドームへの漏れが
減り、従って（特にパイロット段だけに燃料を供給する
時）未燃炭化水素とＣＯの排出量が減るからである。
置１２２を有し、これらは主燃料カップ位置１１４の半
径方向外側に配置されている。燃料カップ位置１２２は
パイロットマニホルド７２（図５）に接続されている。
図９をさらに参照するに、クロスファイア孔１１８（図
９には３個示されている）がドーム中央体１１６に配設
され、パイロット段からの主段１１４の点火を可能にす
る。これらのクロスファイア孔は、主ドームの部分ステ
ージング中に通常燃料を供給される主段燃料ノズルクラ
スタと整合している。少数のクロスファイア孔が望まし
い。なぜなら、そうすると、中央体１１６の構造が簡単
になりそしてパイロットドームから主ドームへの漏れが
減り、従って（特にパイロット段だけに燃料を供給する
時）未燃炭化水素とＣＯの排出量が減るからである。
【００３１】図１０について説明すると、取付けフラン
ジ１３０Ａが、図１に示したノズル入口２０Ａ、２０Ｂ
のような燃料ノズル入口に連結している。取付けフラン
ジ１３０Ａはケース１２（図１）のような燃焼器を囲む
ケースに固定されている。全てのノズル入口２０Ａはピ
グテール管１４０Ａを介してパイロット段マニホルド７
２に接続されている。入口管継手２０Ｂは５つ毎に群を
なし、３群が他の３群と交互にそれぞれピグテール管１
４０Ｂ、１４０Ｃを介して主段マニホルド６８、７０に
接続されている。本発明によれば、１５本のピグテール
管が第１主段マニホルド６８に接続され、また１５本の
ピグテール管が第２主段マニホルド７０に接続されてい
る。第１主段マニホルド６８と第２主段マニホルド７０
とパイロット段マニホルド７２は図１の燃料ステム１８
のような複数の燃料ステムに接続され、これらの燃料ス
テムは燃料を図９に示した燃料ノズル位置に供給する。
ジ１３０Ａが、図１に示したノズル入口２０Ａ、２０Ｂ
のような燃料ノズル入口に連結している。取付けフラン
ジ１３０Ａはケース１２（図１）のような燃焼器を囲む
ケースに固定されている。全てのノズル入口２０Ａはピ
グテール管１４０Ａを介してパイロット段マニホルド７
２に接続されている。入口管継手２０Ｂは５つ毎に群を
なし、３群が他の３群と交互にそれぞれピグテール管１
４０Ｂ、１４０Ｃを介して主段マニホルド６８、７０に
接続されている。本発明によれば、１５本のピグテール
管が第１主段マニホルド６８に接続され、また１５本の
ピグテール管が第２主段マニホルド７０に接続されてい
る。第１主段マニホルド６８と第２主段マニホルド７０
とパイロット段マニホルド７２は図１の燃料ステム１８
のような複数の燃料ステムに接続され、これらの燃料ス
テムは燃料を図９に示した燃料ノズル位置に供給する。
【００３２】主ドーム、例えばドーム２４内の燃料カッ
プは５つを１群とする複数の群（クラスタ）に分けら
れ、５つの隣り合う燃料カップ位置からなる各クラスタ
１２４は第１主マニホルド６８または第２主マニホルド
７０により燃料を供給される。従って、各ノズル（例え
ば図１のノズル１９）は、パイロットマニホルド７２
と、マニホルド７０またはマニホルド６８とに接続され
ている。第１および第２主マニホルドは決して同じノズ
ルに接続されない。
プは５つを１群とする複数の群（クラスタ）に分けら
れ、５つの隣り合う燃料カップ位置からなる各クラスタ
１２４は第１主マニホルド６８または第２主マニホルド
７０により燃料を供給される。従って、各ノズル（例え
ば図１のノズル１９）は、パイロットマニホルド７２
と、マニホルド７０またはマニホルド６８とに接続され
ている。第１および第２主マニホルドは決して同じノズ
ルに接続されない。
【００３３】図１１に示すグラフは図４と類似してお
り、縦軸はドームスワーラφ比（当量比）を示しそして
横軸は推力百分率を示す。例えば、本発明の場合のドー
ムスワーラφ比を定めるための化学量論的燃空比は約
０．０６９である。図１１において、線１５０は１５％
〜３５％の推力レベルでの運転時の本発明の二重環状燃
焼器のパイロット段に関する線であり、線１５２は同じ
推力域の運転時の主段における点火カップに関する局所
スワーラφ比を表す。本発明は３０％推力位置において
二重環状燃焼器のＨＣとＣＯの排出レベルを単式環状燃
焼器の排出レベルとほぼ同じレベルに改善する。
り、縦軸はドームスワーラφ比（当量比）を示しそして
横軸は推力百分率を示す。例えば、本発明の場合のドー
ムスワーラφ比を定めるための化学量論的燃空比は約
０．０６９である。図１１において、線１５０は１５％
〜３５％の推力レベルでの運転時の本発明の二重環状燃
焼器のパイロット段に関する線であり、線１５２は同じ
推力域の運転時の主段における点火カップに関する局所
スワーラφ比を表す。本発明は３０％推力位置において
二重環状燃焼器のＨＣとＣＯの排出レベルを単式環状燃
焼器の排出レベルとほぼ同じレベルに改善する。
【００３４】本発明によれば、エンジンはパイロット段
だけを利用することにより始動できる。本発明は１つの
主マニホルドの代わりに２つの主マニホルドを設けるの
で、始動過渡状態中に主段の部分燃料供給を可能にす
る。また、部分ステージング中に主ドームとパイロット
ドームの両方で燃焼が起こるので、燃焼器温度プロフィ
ールに存在する不均整が少なくなり、そして緩速運転ま
での時間が短縮する。
だけを利用することにより始動できる。本発明は１つの
主マニホルドの代わりに２つの主マニホルドを設けるの
で、始動過渡状態中に主段の部分燃料供給を可能にす
る。また、部分ステージング中に主ドームとパイロット
ドームの両方で燃焼が起こるので、燃焼器温度プロフィ
ールに存在する不均整が少なくなり、そして緩速運転ま
での時間が短縮する。
【００３５】従来の設計では、始動から緩速に達するに
は、エンジンをパイロット段によって始動しそしてパイ
ロット段への燃料供給を緩速に達するまで増加する。始
動から緩速に達するまで主ドーム内では燃焼が起こらな
い。なぜなら、緩速に要する燃料流量が比較的少ないの
で、燃料空気比が希薄過ぎる値になって燃焼を維持でき
ないからである。これは、従来の二重環状燃焼器の場
合、もし燃料をパイロットドームと主ドームの全ての燃
料カップに分配すれば、緩速運転点における燃料流量が
少なくなり過ぎて適切な燃焼を維持できないからであ
る。従って、緩速点に達するために、従来の二重環状燃
焼器はパイロット段だけで燃焼を起こすので、燃焼器温
度プロフィールの不均整度が非常に高くなり、その結
果、始動過渡状態中に下流タービン部が損傷するおそれ
がある。
は、エンジンをパイロット段によって始動しそしてパイ
ロット段への燃料供給を緩速に達するまで増加する。始
動から緩速に達するまで主ドーム内では燃焼が起こらな
い。なぜなら、緩速に要する燃料流量が比較的少ないの
で、燃料空気比が希薄過ぎる値になって燃焼を維持でき
ないからである。これは、従来の二重環状燃焼器の場
合、もし燃料をパイロットドームと主ドームの全ての燃
料カップに分配すれば、緩速運転点における燃料流量が
少なくなり過ぎて適切な燃焼を維持できないからであ
る。従って、緩速点に達するために、従来の二重環状燃
焼器はパイロット段だけで燃焼を起こすので、燃焼器温
度プロフィールの不均整度が非常に高くなり、その結
果、始動過渡状態中に下流タービン部が損傷するおそれ
がある。
【００３６】前述のように、本発明は始動から緩速へ加
速するために部分ステージングを用いる。この加速のた
めには、燃料流量を５８０ポンド毎時から約１７００ポ
ンド毎時に増す必要がある。前述のように、エンジンは
パイロット段だけを用いて始動される。次いで、エンジ
ンが始動から緩速位置に進む間、部分ステージングによ
り、パイロット段における全燃料セルと主段における半
数の燃料セルが点火される。従って、本発明は始動過渡
状態中燃焼の維持に充分な燃料空気比をもたらすととも
に温度プロフィールを改善する。定常状態緩速運転が達
成された時、ステージング弁は全ての燃料をパイロット
段に向け、排出量の少ない定常状態運転をもたらす。
速するために部分ステージングを用いる。この加速のた
めには、燃料流量を５８０ポンド毎時から約１７００ポ
ンド毎時に増す必要がある。前述のように、エンジンは
パイロット段だけを用いて始動される。次いで、エンジ
ンが始動から緩速位置に進む間、部分ステージングによ
り、パイロット段における全燃料セルと主段における半
数の燃料セルが点火される。従って、本発明は始動過渡
状態中燃焼の維持に充分な燃料空気比をもたらすととも
に温度プロフィールを改善する。定常状態緩速運転が達
成された時、ステージング弁は全ての燃料をパイロット
段に向け、排出量の少ない定常状態運転をもたらす。
【００３７】本発明はＨＭＵ６２とＦＡＤＥＣ７４と制
御弁６６の使用により燃料流量の制御を可能にするの
で、所望量の燃料が第１主マニホルド６８と第２主マニ
ホルド７０とパイロットマニホルド７２に供給される。
ＨＭＵ６２内の油圧回路（図示せず）が制御弁６６の位
置の物理的制御に用いられ、これにより、燃焼器は段
化、部分段化または不段化態様で作用する。ＦＡＤＥＣ
７４はＨＭＵ６２の作用を制御し、ＦＡＤＥＣ７４には
記憶および計算手段が設けられており、所望運転レベル
に最適な燃料流量とそれに対応する燃料空気比をもたら
す。
御弁６６の使用により燃料流量の制御を可能にするの
で、所望量の燃料が第１主マニホルド６８と第２主マニ
ホルド７０とパイロットマニホルド７２に供給される。
ＨＭＵ６２内の油圧回路（図示せず）が制御弁６６の位
置の物理的制御に用いられ、これにより、燃焼器は段
化、部分段化または不段化態様で作用する。ＦＡＤＥＣ
７４はＨＭＵ６２の作用を制御し、ＦＡＤＥＣ７４には
記憶および計算手段が設けられており、所望運転レベル
に最適な燃料流量とそれに対応する燃料空気比をもたら
す。
【００３８】本発明の改良燃料送給装置はステージング
弁６６の制御を簡単にする。というのは、この弁はパイ
ロットドームおよび主ドーム流量配分の制御のために完
全面積調整を要しないからである。これが達成されるの
は、３位置ステージング弁６６がＦＡＤＥＣ７４によっ
て制御されるからで、ＦＡＤＥＣ７４はエンジン運転の
全ての所望推力レベルに対して燃料空気比を最適にする
ようなプログラムを与えられている。
弁６６の制御を簡単にする。というのは、この弁はパイ
ロットドームおよび主ドーム流量配分の制御のために完
全面積調整を要しないからである。これが達成されるの
は、３位置ステージング弁６６がＦＡＤＥＣ７４によっ
て制御されるからで、ＦＡＤＥＣ７４はエンジン運転の
全ての所望推力レベルに対して燃料空気比を最適にする
ようなプログラムを与えられている。
【００３９】弁位置が設定されると、パイロットドーム
と主ドーム間の流量配分が、ＦＡＤＥＣ７４の記憶の一
部とされる図８に示したスケジュールにより制御され
る。燃料ノズル（例えばノズル入口２０Ａ、２０Ｂ）は
パイロットドームと主ドームとに燃料流量を配分する。
当業者に明らかなように、燃料ノズルは、図７と図８に
示した流量配分を達成するように設計して設けることが
できる。
と主ドーム間の流量配分が、ＦＡＤＥＣ７４の記憶の一
部とされる図８に示したスケジュールにより制御され
る。燃料ノズル（例えばノズル入口２０Ａ、２０Ｂ）は
パイロットドームと主ドームとに燃料流量を配分する。
当業者に明らかなように、燃料ノズルは、図７と図８に
示した流量配分を達成するように設計して設けることが
できる。
【００４０】さらに、本発明の３位置ステージング弁６
６は、先行技術の完全に調節される弁より複雑さがはる
かに少ない。ステージング弁６６内の電磁弁とスイッチ
が、邪魔な機械部品を不要にする。これに対し、従来の
弁は、通例、トルクモ−タパワー駆動装置に接続された
電子制御装置への線形速度容積変換器（ＬＶＤＴ）フィ
ードバックを用いる。
６は、先行技術の完全に調節される弁より複雑さがはる
かに少ない。ステージング弁６６内の電磁弁とスイッチ
が、邪魔な機械部品を不要にする。これに対し、従来の
弁は、通例、トルクモ−タパワー駆動装置に接続された
電子制御装置への線形速度容積変換器（ＬＶＤＴ）フィ
ードバックを用いる。
【００４１】ステージング弁６６は、ＦＡＤＥＣ７４と
の接続の結果燃料空気比を最適にするように制御される
ので、所望の燃料スケジュールと燃料配分をもたらすと
ともに、排出量の最適低減と、エンジン装置の作用性と
耐久性の総合的な改良をもたらす。以上、本発明の好適
実施例について説明したが、本発明は開示した特定実施
例に限定されるものではなく、本発明の範囲内で様々な
改変が可能である。
の接続の結果燃料空気比を最適にするように制御される
ので、所望の燃料スケジュールと燃料配分をもたらすと
ともに、排出量の最適低減と、エンジン装置の作用性と
耐久性の総合的な改良をもたらす。以上、本発明の好適
実施例について説明したが、本発明は開示した特定実施
例に限定されるものではなく、本発明の範囲内で様々な
改変が可能である。
【図１】二重環状燃焼器組立体の一例の概略図である。
【図２】図１の線ＡーＡに沿う部分的な概略正面断面図
である。
である。
【図３】従来の二重燃料送給装置の概略図である。
【図４】従来の単式環状燃焼器と従来の二重環状燃焼器
の排出量低減効果を比較するグラフである。
の排出量低減効果を比較するグラフである。
【図５】本発明の燃料送給装置の簡略図である。
【図６】様々な推力レベルに対して必要な定常状態燃料
空気比を割り当てるための本発明のステージング弁制御
スケジュールを示すグラフである。
空気比を割り当てるための本発明のステージング弁制御
スケジュールを示すグラフである。
【図７】エンジンを始動するために本発明のパイロット
段燃料ノズルに必要な燃料流量を示すグラフである。
段燃料ノズルに必要な燃料流量を示すグラフである。
【図８】エンジン性能の様々なレベルで本発明の所望ド
ーム燃料流量配分を達成するために必要なパイロット段
および主段燃料ノズル流量スケジュールを示すグラフで
あり、図７の続きとして用いるべき図である。
ーム燃料流量配分を達成するために必要なパイロット段
および主段燃料ノズル流量スケジュールを示すグラフで
あり、図７の続きとして用いるべき図である。
【図９】本発明の燃料マニホルドおよびノズル組立体の
概略断面正面図である。
概略断面正面図である。
【図１０】本発明の燃料送給装置の燃料ノズル・燃料マ
ニホルド接続構成を示す概略図である。
ニホルド接続構成を示す概略図である。
【図１１】先行技術の単式および二重環状燃焼器に対し
て本発明により達成された排出レベルの改善を示すグラ
フである。
て本発明により達成された排出レベルの改善を示すグラ
フである。
２０Ａ、２０Ｂ 燃料ノズル入口 ２２ パイロットドーム ２４ 主ドーム ６２ 油圧機械式装置 ６６ ３位置ステージング弁 ６８ 第１主段マニホルド ７０ 第２主段マニホルド ７２ パイロット段マニホルド ７４ 燃料空気ディジタル電子制御装置 １１２ パイロット段 １１４ 主段 １１６ ドーム中央体 １２０ 主段燃料カップ位置 １２２ パイロット段燃料カップ位置 １２４ 主段燃料カップクラスタ
Claims (10)
- 【請求項１】 パイロット段と主段とを有するガスター
ビンエンジン用二重環状燃焼器燃料送給装置であって、
燃料を前記パイロット段に送るように接続されたパイロ
ット段マニホルドと、燃料を前記主段に送るように接続
された第１主段マニホルドと、燃料を前記主段に送るよ
うに接続された第２主段マニホルドと、前記パイロット
段マニホルドと前記第１主段マニホルドと前記第２主段
マニホルドの各々に接続されそして各マニホルドへの燃
料流量を制御する制御弁とからなる二重環状燃焼器燃料
送給装置。 - 【請求項２】 前記制御弁を段化位置と部分段化位置と
不段化位置で働かせる弁制御手段をさらに含む請求項１
記載の燃料送給装置。 - 【請求項３】 前記弁制御手段は油圧機械式装置であ
る、請求項２記載の燃料送給装置。 - 【請求項４】 ステージング弁燃料空気比制御スケジュ
ールに従って前記パイロットマニホルドと前記第１主マ
ニホルドと前記第２主マニホルドへの燃料流を制御する
ために前記弁制御手段に接続された電子制御手段をさら
に含む請求項２記載の燃料送給装置。 - 【請求項５】 前記電子制御手段は燃料空気ディジタル
電子制御装置（ＦＡＤＥＣ）である、請求項４記載の燃
料送給装置。 - 【請求項６】 前記パイロット段に接続した複数のパイ
ロット燃料カップ位置と、前記主段に接続した第１半数
の主燃料カップ位置および第２半数の主燃料カップ位置
とをさらに含み、前記パイロットマニホルドは前記パイ
ロット段に接続した前記複数のパイロット燃料カップ位
置に接続され、前記第１主段マニホルドは前記主段に接
続した前記第１半数の主燃料カップ位置に接続され、そ
して前記第２主段マニホルドは前記主段に接続した前記
第２半数の主燃料カップ位置に接続されている、請求項
１記載の燃料送給装置。 - 【請求項７】 前記第１半数の主燃料カップ位置は、複
数の燃料セル群で構成されている、請求項６記載の燃料
送給装置。 - 【請求項８】 前記第２半数の主燃料カップ位置は、第
２の複数の燃料セル群で構成されている、請求項７記載
の燃料送給装置。 - 【請求項９】 前記主段と前記パイロット段は中央体に
連結されかつそれによって分離され、前記中央体は未燃
炭化水素と一酸化炭素の排出量を低減する手段を含む、
請求項１記載の燃料送給装置。 - 【請求項１０】 前記排出量低減手段は前記中央体に設
けた３つのクロスファイア孔からなる、請求項９記載の
燃料送給装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US74420091A | 1991-08-12 | 1991-08-12 | |
| US744200 | 1991-08-12 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05195820A true JPH05195820A (ja) | 1993-08-03 |
| JPH06102994B2 JPH06102994B2 (ja) | 1994-12-14 |
Family
ID=24991850
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP21106492A Expired - Lifetime JPH06102994B2 (ja) | 1991-08-12 | 1992-08-07 | 二重環状燃焼器用燃料送給装置 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP0527629A1 (ja) |
| JP (1) | JPH06102994B2 (ja) |
| CN (1) | CN1069561A (ja) |
| CA (1) | CA2072275A1 (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2013540941A (ja) * | 2010-09-30 | 2013-11-07 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 二元燃料航空機エンジン制御システム及びその運転方法 |
| CN105425566A (zh) * | 2014-09-16 | 2016-03-23 | 柯尼卡美能达株式会社 | 图像形成装置 |
| CN112840160A (zh) * | 2018-09-26 | 2021-05-25 | 三菱动力株式会社 | 燃烧器以及具备该燃烧器的燃气轮机 |
| CN114719291A (zh) * | 2022-06-08 | 2022-07-08 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种发动机出口温度场控制方法 |
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| US5442922A (en) * | 1993-12-09 | 1995-08-22 | United Technologies Corporation | Fuel staging system |
| US5465570A (en) * | 1993-12-22 | 1995-11-14 | United Technologies Corporation | Fuel control system for a staged combustor |
| FR2727192B1 (fr) * | 1994-11-23 | 1996-12-20 | Snecma | Systeme d'injection d'une chambre de combustion a deux tetes |
| DE19545311B4 (de) * | 1995-12-05 | 2006-09-14 | Alstom | Verfahren zur Betrieb einer mit Vormischbrennern bestückten Brennkammer |
| DE50008726D1 (de) | 1999-08-21 | 2004-12-30 | Rolls Royce Deutschland | Verfahren zur Adaption des Betriebszustandes einer gestuften Brennkammer für Gasturbinen |
| DE10032471A1 (de) * | 2000-07-04 | 2002-01-17 | Rolls Royce Deutschland | Verfahren zur Adaption des Betriebszustandes einer gestuften Brennkammer für Gasturbinen |
| DE19939812A1 (de) * | 1999-08-21 | 2001-02-22 | Rolls Royce Deutschland | Brennstoffeinspritzsystem für eine gestufte Brennkammer eines Fluggasturbinen-Triebwerks |
| DE10160997A1 (de) | 2001-12-12 | 2003-07-03 | Rolls Royce Deutschland | Magervormischbrenner für eine Gasturbine sowie Verfahren zum Betrieb eines Magervormischbrenners |
| CN1302201C (zh) * | 2003-07-16 | 2007-02-28 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | 一种重型燃气轮机 |
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| US8141368B2 (en) | 2008-11-11 | 2012-03-27 | Delavan Inc | Thermal management for fuel injectors |
| FR2971815B1 (fr) * | 2011-02-21 | 2015-07-24 | Turbomeca | Dispositif et procede d'injection privilegiee |
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| BR112014031175A2 (pt) * | 2012-06-15 | 2017-06-27 | Gen Electric | motor de turbina a gás e conduto de fluido. |
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| FR3017416B1 (fr) * | 2014-02-12 | 2018-12-07 | Safran Aircraft Engines | Refroidissement d'une canalisation principale dans un systeme carburant a injection multipoints |
| RU2561754C1 (ru) * | 2014-02-12 | 2015-09-10 | Открытое акционерное общество "Газпром" | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя и способ её эксплуатации |
| US9874351B2 (en) | 2015-04-14 | 2018-01-23 | General Electric Company | Thermally-coupled fuel manifold |
| US10815893B2 (en) * | 2018-01-04 | 2020-10-27 | Woodward, Inc. | Combustor assembly with primary and auxiliary injector fuel control |
| 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 |
| CN114353120B (zh) * | 2021-12-17 | 2023-04-25 | 中国北方发动机研究所(天津) | 一种适用于多孔径喷嘴的起伏面导流型燃烧室 |
| US11946378B2 (en) | 2022-04-13 | 2024-04-02 | General Electric Company | Transient control of a thermal transport bus |
| US11927142B2 (en) | 2022-07-25 | 2024-03-12 | General Electric Company | Systems and methods for controlling fuel coke formation |
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|---|---|---|---|---|
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| JPH0684817B2 (ja) * | 1988-08-08 | 1994-10-26 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン燃焼器及びその運転方法 |
-
1992
- 1992-06-25 CA CA002072275A patent/CA2072275A1/en not_active Abandoned
- 1992-08-07 JP JP21106492A patent/JPH06102994B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1992-08-11 EP EP92307312A patent/EP0527629A1/en not_active Withdrawn
- 1992-08-12 CN CN 92109466 patent/CN1069561A/zh active Pending
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0527629A1 (en) | 1993-02-17 |
| JPH06102994B2 (ja) | 1994-12-14 |
| CN1069561A (zh) | 1993-03-03 |
| CA2072275A1 (en) | 1993-02-13 |
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| JP2000097435A (ja) | ガスタービン燃焼器 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 19950613 |