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

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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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    • F23R3/28Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34Feeding into different combustion zones
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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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。

Description

【発明の詳細な説明】
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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
x )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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【図面の簡単な説明】
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【符号の説明】
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)

    【特許請求の範囲】
  1. 【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。
  2. 【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。
  3. 【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。
  4. 【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。
  5. 【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。
  6. 【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。
  7. 【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。
  8. 【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。
  9. 【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。
  10. 【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。
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