JPH08502122A - ガスタービン燃料噴射ノズルのための多重通路冷却回路 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 ガスタービン燃料ノズル（１１）と燃料流の方法が、多重通過熱伝達冷却回路を用いて燃料のコークス化への耐性を設ける。パイロット（１３）及び主要（１５）ノズル先端部の一次及び二次噴霧への燃料ストリームが、パイロット一次燃料ストリームと主要二次燃料ストリームとパイロット二次燃料ストリームの各々の間で熱を伝達するために配置される。これは、低流量低エンジン熱条件と高流量高エンジン熱条件の両条件中、ストリームにおける燃料をコークス化から保護する。このノズル及び流量は、単一先端及び二重先端ノズルを有するエンジンを保護する。

Description

【発明の詳細な説明】 ガスタービン燃料噴射ノズルのための多重通路冷却回路 発明の背景 発明の分野 本発明は、一般に、ガスタービンエンジンにおいて燃料を分配するための方法 及び装置に関する。 関連技術の説明 航空機エンジンの如くタービンエンジンの燃焼領域に燃料を分散するガスター ビン燃料ノズルが、非常に公知である。一般に、これらのノズルは、エンジンハ ウジングの内壁に取り付けられ、一般円筒パターンにおいて燃料を分配するため にエンジンの周囲の回りに離間して配置される。例えば、３０ノズルが、タービ ンエンジンの燃料分散ゾーンの回りに離間して配置される。これらのタービンエ ンジンは、単一環状又は二重環状燃料分配ゾーンを配置される。二重環状燃料分 配ゾーンを備えたエンジンに対して、ノズルは、各ノズル本体において２つの先 端部を有し、ノズルが環状燃料分配ゾーンの各々に燃料を噴霧又は霧化すること を可能にする。こうして、３０の二重先端ノズルを具えるエンジンは、６０ノズ ル先端部を有する。弁は、先端部の各々への燃料流量を調節する。これは、二重 環状燃料分配ゾーンへの燃料流量を変化させる。 ガスタービン燃料ノズルに関する特定の問題は、ノズルがエンジンの熱領域に 位置しなければならないことである。この熱は、ノズルを通過する燃料を十分に 昇温させ、燃料を炭化又はコークス化する。そのようなコークス化は、ノズルを 詰まらせ、ノズルの適正な噴霧を妨げる。こ れは、とりわけ、燃料流量変動を設けるノズル又はエンジン設計において問題で ある。これらのエンジン又はノズル設計において、幾つかのノズルを通った燃料 流量は、低流量条件又は無流量条件に低下され、低パワーにおいてエンジンをよ り効率的に動作させる。他のノズルを通った流量は、ノズルの幾つかの低又は無 流量使用中、高流量において維持される。二重環状燃焼器において、始動及び他 の低パワー動作のために燃料流量が即時に開始するノズル先端部は、しばしば、 パイロットノズル先端部と呼ばれ、そして燃料が高パワー条件において比較的高 率で流れるノズル先端部は、しばしば、主ノズル先端部と呼ばれる。 低又は無流量条件のノズル又はノズル先端部において、停滞した燃料は、低又 は無流量条件が高流量条件ほどエンジンを加熱しないという事実に拘わらず、コ ークス化が発生する点まで加熱される。これは、停滞した燃料は、低熱条件さえ も燃料をコークス化するために十分である熱ノズル環境において、十分に長い滞 留時間を有するためである。 高流量を有するノズル又はノズル先端部において、エンジン設計は、高流量条 件がノズルの回りに非常に高い熱条件を生成する如くである。この状況において 、高流量条件において流れる燃料は、ノズルを包囲するエンジンにおいて生成さ れた非常に高い熱条件のために、その高流量率に拘わらずコークス化する。これ は、とりわけ、２つ以上の先端部を具えるノズルにおいて、ノズル先端部の近く で正しい。ノズルを絶縁し、コークス化の傾向を低減するために使用された一つ の方法は、燃料導管を包囲する停滞した燃料の絶縁ゾーンを意図的に設けること である。停滞した燃料は、この絶縁ゾーンにおいてコークス化し、そしてこのコ ークスは、その後、燃料導管に絶縁を設けるために優れた絶縁特性を有す る。しかし、ノズル通路又は先端部にほとんど又は全く流量がない時、この方法 は、燃料通路におけるコークス化からほとんど又は全く防護を設けない。低又は 無流量条件における燃料の滞留時間では、すべての可能な絶縁技術が効果がない 。 発明の要約 本発明は、ノズルの燃料導管における燃料コークス化により耐性のある新規か つユニークなガスタービン燃料ノズルを設ける。ノズルは、高及び低燃料流量条 件において動作し、高及び低流量条件において燃料のための絶縁又は冷却を向上 させる。本発明はまた、ガスタービンエンジンを動作させる改良方法を設ける。 本発明のガスタービン燃料ノズルは、ノズルハウジングと２つの噴霧先端部を 含む。主要ノズル噴霧先端部は、ハウジングに連結され、燃料が燃焼のために分 散される主要一次噴霧孔と、燃焼が燃焼のために分散される主要二次噴霧孔とを 有する。パイロットノズル噴霧先端部は、ハウジングに連結され、燃焼が燃焼の ために分散される一次噴霧孔と、燃料が燃焼のために分散されるパイロット二次 噴霧孔とを有する。主要一次燃料導管は、ハウジングに配設され、燃料を主要一 次噴霧孔に搬送するために連結される。主要二次燃料導管は、ハウジングに配設 され、燃料を主要二次噴霧孔に搬送するために連結される。パイロット一次燃料 導管は、ハウジングに配設され、燃料をパイロット一次噴霧孔に搬送するために 連結される。パイロット二次燃料導管は、ハウジングに配設され、燃料をパイロ ット二次噴霧孔に搬送するために連結される。パイロット一次燃料導管は、主要 二次燃料導管とパイロット二次燃料導管に沿って延び、それらと熱伝達関係にお いて密接に連結される。このようにし て、コークス化は、エンジン動作中段換されるノズル燃料回路又は燃料流量がコ ークス化を防止するために適切でないノズル燃料回路において防止される。幾つ かの燃料流量条件において、冷却が、主要燃料ゾーンに施され、そして他の燃料 流量条件において、冷却は、パイロットゾーン燃料に施される。 好ましくは、パイロット一次燃料導管は、主要管区分とパイロット管区分を具 備し、この場合、主要管区分は、ウェブ付き主要内側管を有し、複数の縦ウェブ が放射状外側に展開する。主要外側管は、主要内側管のウェブと嵌まり合い、燃 料が主要ノズル噴霧先端部に対して流れるウェブ間の間隙空間を形成する。また 、好ましくは、パイロット管一次燃料導管は、類似の構造のウェブ付き内側管を 具備する。 また、好ましくは、主要一次燃料導管は、燃料が主要一次噴霧孔に搬送される 主要内側管において配設された主要一次燃料管を具備し、この場合、主要二次導 管は、主要内側管を具備する。主要一次燃料管は、燃料が主要二次噴霧孔に搬送 される主要二次環体を有する。 本発明は単一の二重先端ノズルにおいて形成されるが、同一概念は、ノズル冷 却回路においてノズルを分離するために適用できる。そのようなノズル冷却回路 において、第１〜第４燃料導管は、ガスタービンエンジンにおいて配設され、エ ンジンにおける燃焼のために噴霧される燃料を搬送するために連結される。第３ 燃料導管は、第２燃料導管と第４燃料導管に沿って延び、それらと熱伝達関係に おいて密接に連結される。好ましくは、熱伝達関係が、縦間隙空間を形成するた めに、ウェブ付き内側管とウェブ付き内側管と嵌合する外側管とを用いて達成さ れる。 本発明はまた、燃料が一次及び二次噴霧において燃焼器のパイロット ゾーンに噴霧されるパイロットノズル先端部と、燃料が一次及び二次噴霧におい て燃焼器の主要ゾーンに噴霧される主要ノズル先端部を有する形式のガスタービ ンエンジンにおいて燃料を分配する方法を含む。方法は、主要一次燃料ストリー ムにおいて主要ノズル先端部の主要一次噴霧に燃料を搬送することと、主要二次 燃料ストリームにおいて主要ノズル先端部の二次噴霧に燃料を搬送することと、 パイロット一次燃料ストリームにおいてパイロットノズル先端部の一次噴霧に燃 料を搬送することと、パイロット二次燃料ストリームにおいてパイロットノズル 先端部の二次噴霧に燃料を搬送することとを含む。熱は、パイロット一次燃料ス トリームにおける燃料と主要二次燃料ストリームにおける燃料の間を伝達される 。熱はまた、パイロット二次燃料ストリームにおける燃料とパイロット一次燃料 ストリームにおける燃料の間を伝達される。 本発明は、二重ゾーンガスタービンエンジンのパイロット及び主要ゾーンにお ける一次及び二次燃料ストリームで特に良好に機能するが、本発明の概念はまた 、単一ゾーンの応用において適用される。そのような応用において、第１燃料噴 霧ノズルは、ガスタービンエンジンにおける燃焼のための燃料を噴霧するために 配設される。第２燃料噴霧ノズルは、ガスタービンエンジンにおける燃焼のため の燃料を噴霧するために配設される。第１燃料導管は、噴霧される燃料を搬送す るために第１燃料噴霧ノズル内に配設される。第２燃料導管は、その第２部分が 噴霧される燃料を搬送するために第２燃料噴霧ノズルにおいて延び、その第１部 分は、第１燃料導管に沿って延び、それと熱伝達関係において密接に連結される 。このようにして、冷却が、段階エンジン動作中、又は燃料流量がコークス化を 防止するために適度でない時、個別ノズルの間に設けら れる。 図面の説明 第１図は、本発明により構成されたノズルの縦に取った部分断面図である。 第１Ａ図は、第１図に示されたノズルの端面図である。 第２図は、第１図と同一線に沿って取った第１図に示されたノズルの部分の拡 大断面図である。 第３図は、第１図と同一線に沿って取った第１図に示されたノズルの別の先端 部分の拡大断面図である。 第４図は、第１図と同一線に沿って取った第１図に示されたノズルのさらに別 の先端部分の拡大断面図である。 第５図は、第１図に示された線に沿って取った第１図のノズルの横断面図であ る。 第６図は、第２図に示された線に沿って取った第２図のノズルの横断面図であ る。 第７図は、第２図に示された線に沿って取った第２図のノズルの横断面図であ る。 第８図は、第２図に示された線に沿って取った第２図のノズルの横断面図であ る。 第９図は、第１図に示された装置の管の表面区分の概略展開断面図である。 第１０図は、第１図に示された装置の代替管の表面区分の概略展開断面図であ る。 第１１図は、本発明のノズルの流れ及びプロセスの概略図である。 好ましい実施態様の説明 第１〜８図を参照すると、本発明により構成されたノズルが、１１で示される 。ノズル１１は、パイロット先端部１３と主要先端部１５を有する二先端ノズル である。ノズル１１は、取付け用ブラケット１７により、タービンエンジンの壁 に固定される。このようにして、パイロット先端部１３は、環状パイロット燃料 分配ゾーン１９に燃料を噴霧するために固定されるが、主要先端部１５は、環状 主要燃料分配ゾーン２１に燃料を噴霧するために指向される。環状燃料分配ゾー ン１９と２１は、大形ジェット機において従来使用された形式のガスタービンエ ンジン（不図示）の一部である。一般に、環状パイロット燃料分配ゾーン１９は 、環状主要燃料分配ゾーン２１の放射状外側である。 第１図と第１Ａ図に示された如く、ノズル１１は、燃料をノズル１１に搬送す るために、燃料導管が連結されたハウジング２３を有する。入口ハウジング２３ は、一次及び二次噴霧の燃料をパイロット先端部１３と主要先端部１５の両方に 送り出させるための４つの連結部を有する。連結部２５は、燃料をパイロット先 端部１３の一次噴霧に搬送するが、連結部２７は、燃料をパイロット先端部１３ の二次噴霧に搬送する。連結部２９は、燃料を主要先端部１５の一次噴霧に搬送 するが、連結部３１は、燃料を主要先端部１５の二次噴霧に搬送する。 ハウジング２３は、その部分が取付け用ブラケット１７を形成するハウジング 中間区分３３に連結される。ハウジング中間区分３３は、また、ハウジング拡張 部３５に連結される。熱シールド３７は、取付け用ブラケット１７の隣接からパ イロット先端部１３と主要先端部１５の隣接までハウジング中間区分とハウジン グ拡張部の回りに配設される。 第３図に示された如く、主要先端部１５は、ハウジング拡張部３５の遠位端部 ４１に連結された先端部シュラウド３９を含む。先端部シュラウド３９の内部に 二次孔部片４３が連結される。二次孔部片４３内に一次孔部片４５が連結される 。最後に、一次孔部片４５内に、渦流器プラグ４７、保持器４９、保持器クリッ プ５０、及び渦流器プラグ４７を一次孔部片４５における一次孔５３の方に押圧 するためのバネ５１が配設される。二次孔５５は、二次孔部片４３に位置する。 主要先端部１５のこれらの部片の構造は、燃料の狭い内錐体５７が、一次孔５３ から噴霧され、そして燃料の広幅の外錐体５９が、二次孔５５から噴霧される如 くである。これらは、主要先端部１５からの燃料の一次噴霧５７と二次噴霧５９ を形成する。 第４図を参照すると、パイロット先端部１３は、主要先端部１５と同一構造を 有する。パイロット先端部１３は、ハウジング中間区分３３のパイロット先端円 筒突起部分６３に連結された先端部シュラウド６１を含む。先端部シュラウド６ １の内部に、二次孔部片６５が連結される。二次孔部片６５内に一次孔部片６７ が連結される。最後に、一次孔部片６７内に配設されて、渦流器プラグ６９、保 持器７１、保持器クリップ７２、及び渦流器プラグ６９を一次孔部片６７におけ る一次孔７５の方に押圧するためのバネ７３がある。二次孔７７は、二次孔部片 ６５に位置する。パイロット先端部１３のこれらの部片の構造は、燃料の狭い内 錐体７９が、一次孔７５から噴霧され、そして燃料の広幅の外錐体８１が、二次 孔７７から噴霧される如くである。これらは、パイロット先端部１３からの燃料 の一次噴霧７９と二次噴霧８１を形成する。 主要先端部５１の部片３９〜５１とパイロット先端部１３の部片６１ ないしバネ７３は、計量セットと一般に呼ばれる。図示の計量セットは、従来の ものであり、ガスタービン噴霧ノズル、特に一次及び二次噴霧を有する噴霧ノズ ルの技術における当業者には非常に公知である。両方は、噴霧された燃料の渦流 霧化を設ける手段を有し、これは非常に公知である。このため、計量セットの部 分の構造及び配置が非常に公知である。 第１〜８図を参照すると、燃料をパイロット先端部１３と主要先端部１５に搬 送する管と導管は、主要一次管８３、主要冷却管組立体８５、及びパイロット冷 却管組立体８７を含む。主要一次管８３は、主要冷却管組立体８５内に軸方向に 配設される。主要冷却管組立体８５と主要一次管８３は、ハウジング中間区分３ ３とハウジング拡張部３５内でハウジング基部２３から主要先端部１５に配設さ れる。パイロット冷却管組立体８７は、ハウジング中間区分３３内でハウジング 基部２３からパイロット先端部１３に配設される。 主要一次管８３の遠位端部８９と主要冷却管組立体８５の間に主要先端部アダ プター９１が配設される。主要先端部アダプターは、主要一次管８３と主要冷却 管アダプター８５から主要先端部１５への流れの密封連結を設ける。パイロット 冷却管組立体８７内にパイロット先端部アダプター９３が連結される。パイロッ ト先端部アダプターは、パイロット冷却管組立体８７からパイロット先端部１３ への燃料流量を搬送するために、パイロット先端部１３に密封連結される。 特に第３図を参照すると、主要先端部１５の一次噴霧５７への流れは、主要一 次管８３における中央導管９５を通過する。この燃料は、中央導管９５から主要 先端部アダプター９１における中央開口９７を通って一次孔部片４５と計量セッ トに流れ一次孔５３により渦流する。二次噴霧 ５９のための燃料は、主要一次管８３の外部と主要冷却管組立体８５の内部の間 に形成した環状導管９９を通って主要先端部１５に搬送される。環状導管９９か らの流れは、主要先端部アダプター９１における外部溝付き開口１０１と一次孔 部片４５と主要冷却管組立体８５の間の環状空間１０３を通って二次孔５５に通 過する。その後、この燃料は二次噴霧５９を形成する。 第４図を参照すると、パイロット先端部１３への燃料流は、パイロット冷却管 組立体８７を通って搬送される。パイロット先端部１３の一次噴霧７９への流れ は、冷却管組立体８７の内部における放射状開口１０５を通ってパイロット先端 部アダプター９３における放射状導管１０７（先端部通り管８７への流れは以下 にさらに詳細に記載される）へ流れる。放射状導管１０７から、燃料は、パイロ ット先端部アダプター９３における軸方向導管１０９へ、そして一次孔部片６７ の内部へ流れる。それから、この燃料は、一次孔７５により一次孔部片６７を出 て一次噴霧７９を形成する。二次噴霧８１への燃料流は、パイロット冷却管組立 体８７における中央導管１１１を通って設けられる。中央導管１１１からの燃料 流は、パイロット先端部アダプター９３における軸外し縦開口１１３を通ってパ イロット冷却管組立体８７と一次孔部片６７の間の環状空間１１５に流入する。 それから、この燃料は、二次孔７７を通って流れ、パイロット先端部１３の二次 噴霧８１を形成する。本発明に決定的に重要なことは、冷却管組立体８５と８７ を冷却する概念及び方法と、これらの管の構造である。主要冷却管組立体８５は 、外側管１１９内に密封嵌合したフィン付き内側管１１７を具備する。フィン付 き内側管１１７は、フィン付き内側管１１７の外側の回りに等間隔（幾つかの応 用 において不均等でもありうる）に配置した放射状外向きフィン１２１を有する。 放射状外向きフィン１２１の各々は、外側管１１９の円筒内面１２５と嵌合する 円筒区分外面１２３を有する。これは、フィン付き内側管１１７と外側管１１９ の間に縦方向間隙空間１２７を形成する。放射状外向きフィン１２１は、こうし て、燃料が流れる縦方向間隙空間１２７を設け、そしてまた、フィン付き内側管 １１７と外側管１１９の間に熱伝達を設ける。 パイロット冷却管組立体８７はまた、フィン付き内側管１２９と外側管１３１ を構成される。パイロット冷却管組立体８７におけるフィンの寸法と間隔は、主 要冷却管組立体８５におけるものと同一である。構成を容易にし、パイロット冷 却管組立体８７において直角ベンドを設けるために、パイロットエルボ部片１３ ３が、パイロット先端部１３の下のパイロット冷却管組立体８７において設けら れる。こうして、パイロット冷却管組立体８７は、第１長区分１３５、パイロッ トエルボ部片１３３、及び第２短区分１３７を含む。パイロット冷却管組立体８ ７の第１長区分１３５における間隙空間１３９は、パイロットエルボ部片１３３ における環状開口１４５と１４７の間のパイロットエルボ部片１３３に配設した エルボ導管穴１４３を通って第２短区分１３７における間隙空間１４１に連結さ れる。間隙空間１３９に連結された環状開口１４５と環状開口１４７は、間隙空 間１４１に一つおきに連結する。 第２図に示された如く、主要一次管８３は、ハウジング２３に連結する主要管 シールアダプター１５１にその近位端部１４９に連結される。ハウジング基部２ ３における内部導管１５３は、連結部２９から主要管シールアダプター１５１に 延び、その結果、流体は、連結部２９から内 部導管１５３を通って主要一次管８３における中央導管９５に流れる。 主要一次管８３の外部と主要冷却管組立体８５の内部の間の環状導管９９への 燃料流は、主要冷却管組立体８５の近位端部１５７における放射状開口１５５を 通って設けられる。連結部３１からの燃料は、ハウジング基部２３における内部 導管１５９を通ってハウジング基部２３の端部１６３における環状空間１６１に 搬送される。円筒突起部分６３は、主要冷却管組立体８５の近位端部１５７を密 封収容し、その結果、放射状開口１５５は、端部１６３と主要冷却管組立体８５ の間に形成した環状端部空間１６１に密封連結する。こうして、燃料は、内部導 管１５９から環状端部空間１６１を通って放射状開口１５５に流れ、そして主要 冷却管組立体８５における環状導管９９に流入する。これは、主要冷却管組立体 ８５における環状開口９９へ流体流に対する連結部３１を密封連結する。 パイロット冷却管組立体８７の中央導管１１１への流れは、ハウジング基部２ ３における内部導管１６５を通って設けられる。内部導管１６５は、連結部２７ からハウジング２３の端部１６９における環状空間１６７に配設される。端部１ ６９は、パイロット冷却管組立体８７の近位端部１７１を密封収容する。放射状 開口１７３は、環状空間１６７をパイロット冷却管組立体８７の中央導管１１１ に連結するために、パイロット冷却管組立体８７において設けられる。こうして 、燃料は、連結部２７から内部導管１６５を通って環状空間１６７へ、そして放 射状開口１７３を通ってパイロット冷却管組立体８７の中央導管１１１に流れる 。 冷却管組立体８５と８７の間隙空間への流れは、ハウジング基部２３における 内部導管１７５を通って設けられる。内部導管１７５は、連結 部２５を主要一次管８３の近位端部１４９の外部と端部１６３の間に形成した環 状空間１７７に連結する。コネクタシールアダプター１７９は、ハウジング基部 ２３、主要一次管８３、及び主要冷却管組立体８５を密封接合する。コネクタシ ールアダプター１７９と主要一次管８３の外部の間の環状開口１８１は、主要冷 却管組立体８５内でコネクタシールアダプター１７９における放射状開口１８３ に環状空間１７７を連結する。放射状開口１８３は、主要冷却管組立体８５の近 位端部１５７において設けた環状間隙空間１８５の組に連結する。環状間隙空間 １８５は、縦方向間隙空間１２７の交互平行対を具備する。こうして、円筒内面 １２５からの燃料流は、内部導管１７５を通って、環状空間１７７、環状開口１ ８１、放射状開口１８３、及び環状間隙空間１８５に流れる。燃料は、間隙空間 １８５の交互の平行対を通って冷却管組立体８５の長さにわたって流れる。その 後、この燃料は、主要冷却管組立体８５の遠位端部１８７に流れる。主要冷却管 組立体８５の遠位端部１８７における環状空間１８９は、主要冷却管組立体８５ の縦方向間隙空間１２７のすべてを連結する。こうして、遠位端部１８７の方に 流れる間隙空間１８５の対からの燃料は、縦方向間隙空間１２７の他の対に連結 され、主要連結管１８５の近位端部１５７に逆流する。燃料の逆流を有する縦方 向間隙空間１２７の他の対は、主要冷却管組立体８５の近位端部１５７において 環状間隙空間１９１を具備する。環状間隙空間１９１の各々は、フィン付き内側 管１１７における放射状開口１９３に連結される。放射状開口１９３は、また、 シールアダプター１７９とフィン付き管１１７の間の環状空間１９５に連結され る。環状空間１９５は、コネクタシールアダプター１７９と端部１６３の間に配 設された環状開口１９７に連結す る。コネクタ導管１９９は、端部１６９の近位端部において環状開口１９７と端 部空間２０１の間に配設される。こうして、主要冷却管組立体８５からの逆流は 、環状間隙空間１９１を通って環状開口１９５と環状開口１９７に搬送され、そ してコネクタ導管１９９を通って端部空間２０１に搬送される。放射状開口２０ ３は、端部空間２０１をフィン付き内側管１２９と外側管１３１の間の環状空間 ２０５に連結するために、パイロット冷却管組立体８７のフィン付き内側管１２ ９において設けられる。環状空間２０５は、パイロット冷却管組立体８７におけ る間隙空間１３９の各々に連結される。このように、端部空間２０１からの流体 は、放射状開口２０３を通ってパイロット冷却管組立体８７における間隙空間に 流入する。 第９図は、間隙空間１８５と１９１の連結部を概略的に示し、縦に切断され、 平坦に置かれ、間隙空間を示すために陰を付された主要冷却管組立体８５の内側 管１１７を概略的に描く。第９図は、平行流を有するように連結される隣接縦間 隙空間を示す。こうして、２つの隣接空間１８５が、ノズル先端部の方への流れ を有し、そして次の２つの隣接空間１９１は、ノズル先端部からの流れを有する 。しかし、流路の配置は、縦間隙空間が連結される方式により変化する。 第１０図は、第９図と同一の概略形式の図であり、一つおきの間隙空間１８５ と１９１が反対方向に燃料を流す、管１１７の燃料流路の代替配置を示す。 図示のノズル１１は、約１０インチの長さを有する。冷却管８５と８７は、約 ０．２５インチの内径と約０．３６インチの外径を有する。間隙空間１８５と１ ９１は、約０．０４５インチ〜約０．０８０インチの 幅を有する。間隙空間１８５と１９１は、約０．０１５インチ〜約０．０４イン チの高さを有し、最も好ましい高さは、約０．０２インチである。これらの寸法 は、燃料における汚染物による詰まりを防止しながら、最大量の熱伝達を許容す る。 燃料流は、第１１図に概念的に示される。主要先端部１５の一次噴霧のための 燃料流は、矢印２０７によって描かれる。主要先端部１５の二次噴霧のための燃 料流は、矢印２０９によって描かれる。パイロット先端部１３の一次噴霧のため の燃料流は、矢印２１１によって描かれ、そしてパイロット先端部１３の二次噴 霧のための燃料流は、矢印２１３によって描かれる。これは、パイロット先端部 １３の一次噴霧のための燃料流２１１が、燃料流２０７、２０９と２１３の通過 のための冷却を設けることを示す。一次噴霧燃料流２１１は最低パワー条件にお いてさえも常に使用されるために、これは、燃料を主要先端部１５の一次及び二 次噴霧に搬送する燃料導管におけるコークス化に対する保護を設ける。一次及び 二次噴霧２０７と２０９は、エンジンのいろいろなパワー条件が必要とされる時 、低又は無流量条件にあるために、これは、これらの導管の低又は無流量条件に おいてコークス化に対して保護する。これは、主要先端部１５の計量セット部分 においてとりわけ重要である。こうして、主要冷却管組立体８５の遠位端部１８ ７は、ほとんど又は全く燃料が一次孔５３と二次孔５５を出ない時、燃料通過を 包囲し冷却するために二次孔部片４３内において配設される。 高燃料流がストリーム２０９と２１３を通って搬送される高パワー条件におい て、ストリーム２０９と２１３における燃料流は、ストリーム２１１における低 位のより露呈された燃料流を冷却する。こうして、熱 伝達は、冷却が燃料に行われ、エンジンによって必要とされた高パワー及び低パ ワー条件下でコークス化を防止する如く、両通路に作用する。 本発明のノズルの構造は、都合の良い段階において達成される。まず、パイロ ット冷却管の長い冷却管１３５と短い冷却管１３７は、各セグメントの外側管に 各セグメントの内側管にろう付けすることにより構成される。これらの管は、ス テンレス鋼から形成され、そしてろう付け合成物が、内側管のフィンの接触表面 に塗布される。それから、内側管は、外側管内に嵌合わされ、２つの間に密着を 設けるために膨張される。それから、内側及び外側管は、２つをろう付けするた めに加熱される。それから、パイロットエルボ部片１３３は、第１長区分１３５ にろう付けされ、そしてこの部片は、ハウジング中間区分３３に挿入される。そ れから、パイロット先端部アダプター９３が、短セグメント１３７内でろう付け され、そして短セグメントは、パイロットエルボ部片１３３にろう付けされる。 ろう付け取付け部片２１５は、ハウジング中間区分３３内でパイロット冷却管組 立体８７を固定するために使用される。 主要冷却管は、パイロット冷却管が形成されると同じ方法で内側管を外側管に ろう付けすることにより形成される。主要冷却管は、単一直線部片として初期的 に形成される。なお直線ではあるが、スペーサ４０が、主要一次管８３にろう付 けされ、そしてアダプター９１がまた、主要一次管８３にろう付けされる。それ から、主要一次管８３は、ハウジングにおいて挿入され、主要冷却管組立体８５ にろう付けされる。それから、複合管が、遠位端部が適正に方向付けられる如く 曲げられる。それから、アダプター１７９と１５１が、主要一次管８３と主要冷 却管組立体８５の端部に連結される。それから、ハウジング拡張部３５が、主要 連結管 のベンド部分上に据え付けられ、そして主要冷却管は、ハウジング中間区分３３ において挿入される。それから、ハウジング拡張部３５が、ハウジング中間区分 ３３に溶接される。２つの縦部片から形成した熱シールド３７は、それから、ハ ウジング中間区分３３とハウジング拡張部３５の回りに溶接される。 計量セットの各々が構成され、油圧性能のために個々に予備認可される。それ から、計量セットは、それぞれ、遠位端部４１におけるハウジングと円筒開口部 分６３に溶接される。 ハウジング基部２３は、バーストックから形成され、そして導管と連結部２５ 〜３１が、従来の製造技術により付加される。端部１６３と１６９は、挿入され た部品に密接な公差の嵌合いを設けるためにハウジング基部２３において加工さ れる。Ｖｉｔｏｎのｏ−リングシールが、図示された場所を密封するために必要 な位置において挿入され、そしてハウジング中間区分３３は、ハウジング基部２ ３に注意深く接合される。接合の後、ハウジング基部２３は、ハウジング中間区 分３３に溶接される。 従って、上記の如く、本発明は、ノズルの燃料導管における燃料コークス化に 耐性があり、高及び低燃料流量条件において動作し、かつ高及び低流量条件にお いて燃料の絶縁又は冷却を向上させるガスタービン燃料ノズルを設ける。本発明 はまた、ガスタービンエンジンを動作させる改良方法を設ける。この明細書と次 のクレイムは、限定としてではなく、例示として示され、多様な変形及び修正が 、本発明の精神と範囲に反することなく行われることが認められる。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．ノズルハウジングと、 該ハウジングに連結され、燃料が燃焼のために分散される主要一次噴霧孔と、燃 焼が燃焼のために分散される主要二次噴霧孔とを有する主要ノズル噴霧先端部と 、該ハウジングに連結され、燃料が燃焼のために分散されるパイロット一次噴霧 孔と、燃料が燃焼のために分散されるパイロット二次噴霧孔とを有するパイロッ トノズル噴霧先端部と、該ハウジングにおいて配設され、燃料を該主要一次噴霧 孔に搬送するために連結された主要一次燃料導管と、 該ハウジングにおいて配設され、燃料を該主要二次噴霧孔に搬送するために連結 された主要二次燃料導管と、 該ハウジングにおいて配設され、燃料を該パイロット一次噴霧孔に搬送するため に連結されたパイロット一次燃料導管と、 該ハウジングにおいて配設され、燃料を該パイロット二次噴霧孔に搬送するため に連結されたパイロット二次燃料導管とを具備し、 該パイロット一次燃料導管は、該主要二次燃料導管と該パイロット二次燃料導管 に沿って延び、それらと熱伝達関係において密接に連結されるガスタービン燃料 ノズル。 ２．該主要一次燃料導管が、該主要二次燃料導管内に配設され、該主要二次燃 料導管が、該パイロット一次燃料導管の部分内に配設され、そして該パイロット 二次燃料導管が、該パイロット一次燃料導管の部分内に配設される請求の範囲１ に記載のガスタービン燃料ノズル。 ３．該パイロット一次燃料導管が、主要管区分とパイロット管区分を具備し、 この場合、該主要管区分は、複数の放射状外向きの縦ウェブを 有するウェブ付き主要内側管と、該主要内側管の該ウェブと嵌合する主要外側管 とを具備し、燃料が該主要ノズル噴霧先端部に対して流れる該ウェブの間に間隙 空間を形成し、そしてこの場合、該パイロット一次燃料導管の該パイロット管区 分は、複数の放射状外向きの縦ウェブを有するウェブ付きパイロット内側管と、 該パイロット内側管の該ウェブと嵌合するパイロット外側管とを具備し、燃料が 該パイロットノズル噴霧先端部に流れる該ウェブの間に間隙空間を形成する請求 の範囲２に記載のガスタービン燃料ノズル。 ４．該主要一次燃料導管が、燃料が該主要一次噴霧孔に搬送される該主要内側 管において配設された主要一次燃料管を具備し、この場合、該主要二次導管は、 該主要内側管と、燃料が該主要二次噴霧孔に搬送される主要二次環体を有する該 主要一次燃料管とを具備する請求の範囲３に記載のガスタービン燃料ノズル。 ５．該パイロット二次燃料導管が、燃料が該パイロット二次噴霧孔に搬送され るパイロット二次開口を有する該パイロット内側管を具備する請求の範囲４に記 載のガスタービン燃料ノズル。 ６．該パイロット一次燃料導管の第１部分が、該主要ノズル噴霧先端部と該主 要二次燃料導管とを少なくとも個々に包囲し、かつそれらと熱伝達関係において 密接に連結され、そして該パイロット一次燃料導管の第２部分は、該パイロット ノズル噴霧先端部と該パイロット二次燃料導管を少なくとも個々に包囲し、かつ それらと熱伝達関係において密接に連結される請求の範囲１に記載のガスタービ ン燃料ノズル。 ７．ウェッビングが、該主要二次燃料導管と該パイロット一次燃料導管の該第 １部分の間に縦に配設され、該ウェッビングは、燃料を運ぶた めの間隙を規定し、第１複数の該間隙は、該主要ノズル噴霧先端部へ燃料を運び 、そして第２複数の該間隙は、該主要ノズル噴霧先端部から燃料を運び、該第１ 及び第２複数の間隙は、該主要ノズル噴霧先端部において流体により相互連結さ れる請求の範囲６に記載のガスタービン燃料ノズル。 ８．エンジンにおいて配設され、該エンジンにおける燃焼のために噴霧される 燃料を搬送するために連結された第１燃料導管と、 該エンジンにおいて配設され、該エンジンにおける燃焼のために噴霧される燃料 を搬送するために連結された第２燃料導管と、 該エンジンにおいて配設され、該エンジンにおける燃焼のために噴霧される燃料 を搬送するために連結された第３燃料導管と、 該エンジンにおいて配設され、該エンジンにおける燃焼のために噴霧される燃料 を搬送するために連結された第４燃料導管とを具備し、 該第３燃料導管が、該第２燃料導管と該第４燃料導管に沿って延び、それらと熱 伝達関係において密接に連結される、ガスタービンエンジンのためのガスタービ ン燃料ノズル冷却回路。 ９．該第３燃料導管が、第２導管区分と第４導管区分を具備し、この場合、該 第２導管区分が、複数の放射状外向きの縦ウェブを有するウェブ付き主要内側管 と、該主要内側管の該ウェブと嵌合する主要外側管とを具備し、燃料が熱伝達の ために該第２燃料導管に沿って流れる該ウェブの間に間隙空間を形成し、この場 合、該第３燃料導管の該第４導管区分が、複数の放射状外向きの縦ウェブを有す るウェブ付きパイロット内側管と、該パイロット内側管の該ウェブと嵌合するパ イロット外側管とを具備し、燃料が熱伝達のために該第４燃料導管に沿って流れ る該ウェ ブの間に間隙空間を形成する請求の範囲８に記載のガスタービン燃料ノズル。 10．該第１導管が、該主要内側管において配設され、燃料が搬送される主要燃 料管を具備し、この場合、該第２燃料導管が、該主要内側管と、燃料が搬送され る主要二次環体を有する該主要燃料管とを具備する請求の範囲９に記載のガスタ ービン燃料ノズル。 11．燃料が一次及び二次噴霧において燃焼器のパイロットゾーンに噴霧される パイロットノズル先端部と、燃料が一次及び二次噴霧において燃焼器の主要ゾー ンに噴霧される主要ノズル先端部を有する形式のガスタービンエンジンにおいて 燃料を分配する方法において、 主要一次燃料ストリームにおいて主要ノズル先端部の一次噴霧に燃料を搬送する ことと、 主要二次燃料ストリームにおいて主要ノズル先端部の二次噴霧に燃料を搬送する ことと、 パイロット一次燃料ストリームにおいてパイロットノズル先端部の一次噴霧に燃 料を搬送することと、 パイロット二次燃料ストリームにおいてパイロットノズル先端部の二次噴霧に燃 料を搬送することと、 該パィロット一次燃料ストリームにおける燃料と該主要二次燃料ストリームにお ける燃料の間で熱を伝達することと、 該パイロット二次燃料ストリームにおける燃料と該パイロット一次燃料ストリー ムにおける燃料の間で熱を伝達することとを含む方法。 12．パイロットノズル先端部の一次噴霧に燃料を搬送する該段階が、最初に、 該主要二次燃料ストリームに沿って、かつそれと熱伝達関係に おいて、主要ノズル先端部に対して該パイロット一次燃料ストリームにおける該 燃料を搬送することを含む請求の範囲１１に記載の方法。 13．パイロットノズル先端部の一次噴霧に燃料を搬送する該段階が、第２に、 該最初の搬送の後、該パイロット二次燃料ストリームに沿って、かつそれと熱伝 達関係において、該パイロット一次燃料ストリームにおける該燃料を該パイロッ トノズル先端部に搬送することを含む請求の範囲１２に記載の方法。 14．該最初の搬送が、該主要二次燃料ストリームの放射状外側に該パィロット 一次燃料ストリームを搬送することを含み、この場合、該第２搬送が、該パイロ ット二次燃料ストリームの放射状外側に該パィロット一次燃料ストリームを搬送 することを含む請求の範囲１７に記載の方法。 15．ガスタービンエンジンにおける燃焼のための燃料を噴霧するために配設さ れた第１燃料噴霧ノズルと、 ガスタービンエンジンにおける燃焼のための燃料を噴霧するために配設された第 ２燃料噴霧ノズルと、 噴霧される燃料を搬送するために、該第１燃料噴霧ノズル内に配設された第１燃 料導管と、 その第２部分が噴霧される燃料を搬送するために該第２燃料噴霧ノズルにおいて 配設され、その第１部分は、該第１燃料導管に隣接して配設され、かつそれと熱 伝達関係において密接に連結された、該第１燃料導管から分離した第２燃料導管 とを具備するガスタービンエンジンのためのガスタービン燃料ノズル冷却回路。 16．該第１燃料導管が、その内部を通って燃料が該第１ノズルから 噴霧されるために流れる第１管によって形成され、この場合、第２燃料導管の該 第１部分は、該第１管の回りに配設された第２管によって形成され、放射状の縦 ウェブが、該第１及び第２管と嵌合し、燃料が該第１管の該内部における燃料と の熱伝達のために流れる該ウェブの間に間隙空間を形成する請求の範囲１５に記 載のガスタービン燃料ノズル冷却回路。 17．該第２燃料導管の該第１部分が、該第１燃料導管の少なくとも部分及び該 第１燃料噴霧ノズルを包囲し、それらと熱伝達関係において密接に連結され、そ して該第２燃料導管が、該第１燃料噴霧ノズルの方に燃料を指向させる部分と、 該第１燃料噴霧ノズルから燃料を指向させる分離部分とを有する請求の範囲１６ に記載のガスタービン燃料ノズル冷却回路。 18．該第１燃料導管が、該第２流体導管内に配設され、ウェッビングが、該第 １燃料導管と該第２燃料導管の間に縦に延び、該第１燃料噴霧ノズルに対して燃 料を運ぶための縦方向間隙を形成し、該間隙の幾つかは、該第１燃料噴霧ノズル に向かって該第１流体導管の長さに沿って流体を運び、そして該間隙の他のもの は、該第１燃料噴霧ノズルから該第１流体導管の長さに沿って流体を運ぶ請求の 範囲１７に記載のガスタービン燃料ノズル冷却回路。 19．該間隙が、該第１噴霧ノズルにおいて流体により相互連結される請求の範 囲１８に記載のガスタービン燃料ノズル回路。