JPH0886225A - Fuel supply device for gas turbine engine - Google Patents
Fuel supply device for gas turbine engineInfo
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、航空機用あるいは陸上
用として利用されるガスタービンエンジンの燃料供給装
置に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a fuel supply device for a gas turbine engine used for aircraft or land.
【０００２】[0002]
【従来の技術】図２に、従来使用されているガスタービ
ンエンジンの一例を示す。このガスタービンエンジンで
は、空気取入口２１から取り入れられた流入空気は、ま
ず低圧圧縮機２２で圧縮される。そして、低圧圧縮機２
２から送り出された圧縮空気の一部は、ファン空気排出
ダクト２３を通過して直接エンジン外へバイパス推力と
して噴射される。2. Description of the Related Art FIG. 2 shows an example of a conventionally used gas turbine engine. In this gas turbine engine, the inflow air taken in from the air intake 21 is first compressed by the low pressure compressor 22. And the low pressure compressor 2
A part of the compressed air sent from 2 passes through the fan air exhaust duct 23 and is directly injected outside the engine as a bypass thrust.
【０００３】一方、低圧圧縮機２２から送り出された残
りの圧縮空気は、高圧圧縮機２４でさらに高圧に圧縮さ
れ、その後、各燃焼室２５に送られて供給された燃料を
燃焼させる。そして燃焼室２５から排出された高温燃焼
ガスは、高圧タービン２６および低圧タービン２７を回
転させるとともに、排気ダクト２８よりコア推力として
噴出される構造になっている。On the other hand, the remaining compressed air sent from the low-pressure compressor 22 is compressed to a higher pressure by the high-pressure compressor 24, and then sent to each combustion chamber 25 to burn the supplied fuel. The high-temperature combustion gas discharged from the combustion chamber 25 rotates the high-pressure turbine 26 and the low-pressure turbine 27 and is ejected as a core thrust from the exhaust duct 28.
【０００４】ところで、燃焼室２５には図示せぬ燃料供
給系統から燃料が供給されるが、近年、燃料供給系統が
複数の燃料噴射ノズル系統に区分けされ、それら各燃料
噴射ノズル系統に電磁弁並びにその下流側に燃料噴射ノ
ズルがそれぞれ介在されていて、エンジン負荷に応じた
燃料流量に対して各電磁弁を開閉することにより、複数
ある燃料噴射ノズル系統を順次着火または消火させて、
燃焼室で理想的な燃焼状態を実現することによって低Ｎ
Ｏｘ化を達成し得る、いわゆるステージング方式のガス
タービンエンジンが開発されている。なお、燃料噴射ノ
ズルは常に開口状態となっている。By the way, fuel is supplied to the combustion chamber 25 from a fuel supply system (not shown). In recent years, the fuel supply system is divided into a plurality of fuel injection nozzle systems, and an electromagnetic valve and a solenoid valve are provided in each of the fuel injection nozzle systems. Fuel injection nozzles are respectively interposed on the downstream side, and by opening and closing each electromagnetic valve for the fuel flow rate according to the engine load, a plurality of fuel injection nozzle systems are sequentially ignited or extinguished,
Low N by realizing ideal combustion condition in the combustion chamber
A so-called staging type gas turbine engine capable of achieving Ox conversion has been developed. The fuel injection nozzle is always open.
【０００５】[0005]
【発明が解決しようとする課題】この種のガスタービン
エンジンでは、燃料噴射ノズル系統に付設された電磁弁
を閉じて消火させる場合、該電磁弁の下流側に燃料噴射
ノズルが配されているため、燃料噴射ノズルに燃料が残
留してしまうことがある。このとき、燃焼室は高温とな
っているため、燃料が残留する停止中の燃料噴射ノズル
で燃料が炭化し、、炭化物が燃料噴射ノズルに付着して
燃料流路を狭くしたり塞いでしまう不具合が生じる。こ
のような不具合を避けるため、前記電磁弁を閉じた時点
で燃料噴射ノズルの残留燃料を燃焼室へ排出させる必要
がある。In this type of gas turbine engine, when the solenoid valve attached to the fuel injection nozzle system is closed to extinguish the fire, the fuel injection nozzle is arranged downstream of the solenoid valve. The fuel may remain in the fuel injection nozzle. At this time, since the temperature of the combustion chamber is high, the fuel is carbonized at the stopped fuel injection nozzle where the fuel remains, and the carbide adheres to the fuel injection nozzle to narrow or block the fuel flow path. Occurs. In order to avoid such a problem, it is necessary to discharge the residual fuel from the fuel injection nozzle into the combustion chamber when the solenoid valve is closed.
【０００６】燃料噴射ノズル内の残留燃料を燃焼室へ排
出する一手段として、当該ガスタービンエンジンに元々
備えられた圧縮機のエアを利用することが考えられる。
しかしながら、このように元々備えられた圧縮機から供
給される圧縮エアを利用する場合、エア自体が非常に高
温（３７０℃程度）になっているため、それを制御する
電磁弁等の機器も特別仕様のものを用いなければなら
ず、実際上は利用しずらい。As one means for discharging the residual fuel in the fuel injection nozzle to the combustion chamber, it is conceivable to use the air of the compressor originally provided in the gas turbine engine.
However, when the compressed air supplied from the compressor originally provided in this way is used, the air itself has a very high temperature (about 370 ° C.), so the equipment such as the solenoid valve that controls it is also special. You have to use the one with the specifications, and it is difficult to use in practice.
【０００７】本発明は上記事情に鑑みてなされたもの
で、高温の圧縮エアを適宜温度まで冷却することがで
き、必要に応じてガスタービンの圧縮機から供給される
圧縮エアを残留燃料排出用として有効に利用することが
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。The present invention has been made in view of the above circumstances and is capable of cooling high temperature compressed air to an appropriate temperature, and the compressed air supplied from the compressor of the gas turbine is used for discharging residual fuel as necessary. It is an object of the present invention to provide a fuel supply device for a gas turbine engine, which can be effectively used as the above.
【０００８】[0008]
【課題を解決するための手段】係る目的を達成するため
に、請求項１記載の発明では、燃料供給系統が複数の燃
料噴射ノズル系統に区分けされ、それら各燃料噴射ノズ
ル系統には電磁弁並びにその下流側に燃料噴射ノズルが
それぞれ介在されてなるガスタービンエンジンの燃料供
給装置において、前記燃料噴射ノズル系統よりも上流側
の燃料供給系統には熱交換器が併設され、該熱交換器に
は１次側の圧縮エア通路を介して圧縮エア供給源が接続
され、熱交換器から延びる２次側の圧縮エア通路は燃料
噴射ノズル系統と同数に分岐されるとともに、それぞれ
の分岐された先端側が電磁弁を介装されて前記燃料噴射
ノズル系統の燃料噴射ノズルと電磁弁との間に接続され
ることを特徴とする。In order to achieve the above object, in the invention according to claim 1, the fuel supply system is divided into a plurality of fuel injection nozzle systems, and each of these fuel injection nozzle systems has an electromagnetic valve and In a fuel supply device for a gas turbine engine in which fuel injection nozzles are respectively interposed on the downstream side, a heat exchanger is provided side by side with the fuel supply system on the upstream side of the fuel injection nozzle system, and the heat exchanger is A compressed air supply source is connected via a primary side compressed air passage, the secondary side compressed air passage extending from the heat exchanger is branched in the same number as the fuel injection nozzle system, and each branched tip side is A solenoid valve is interposed and is connected between the fuel injection nozzle of the fuel injection nozzle system and the solenoid valve.
【０００９】請求項２記載の発明では、エア供給源は、
当該ガスタービンエンジンに元々備えられた圧縮機であ
ることを特徴とする。In the invention according to claim 2, the air supply source is
The compressor is originally provided in the gas turbine engine.
【００１０】請求項３記載の発明では、前記熱交換器は
２重管構造であることを特徴とする。According to a third aspect of the present invention, the heat exchanger has a double pipe structure.
【００１１】[0011]
【作用】請求項１記載の発明によれば、高圧・高温のエ
アが、燃料供給系に併設した熱交換器によって燃焼室へ
供給する燃料と熱交換され、適宜温度まで冷却される。
冷却された圧縮エアは、２次側の圧縮エア通路および圧
縮エア通路に介装された電磁弁を通して燃料噴射ノズル
系統の燃料噴射ノズルと電磁弁との間に導かれ、停止中
の燃料噴射ノズルに残留する燃料を排出する。前記圧縮
エアが２次側の圧縮エア通路を通過するとき、圧縮エア
通路に介装された電磁弁等の機器を通過するが、圧縮エ
アが予め適宜温度まで冷却されているため、前記電磁弁
等の機器は、高温仕様でなく汎用品のものを利用するこ
とができる。According to the first aspect of the invention, the high-pressure and high-temperature air is heat-exchanged with the fuel supplied to the combustion chamber by the heat exchanger provided in the fuel supply system, and is cooled to an appropriate temperature.
The cooled compressed air is introduced between the fuel injection nozzle of the fuel injection nozzle system and the electromagnetic valve through the secondary side compressed air passage and the electromagnetic valve interposed in the compressed air passage, and the fuel injection nozzle is stopped. Discharge the remaining fuel. When the compressed air passes through the compressed air passage on the secondary side, it passes through a device such as a solenoid valve interposed in the compressed air passage. However, since the compressed air is cooled to an appropriate temperature in advance, the solenoid valve As the equipment such as the above, it is possible to use general-purpose equipment instead of high temperature specifications.
【００１２】請求項２記載の発明によれば、ガスタービ
ンの圧縮機から供給される圧縮エアを残留燃料排出用と
して有効に利用することができ、残留燃料排出用として
別途専用の圧縮機を設ける場合に比べて、部品点数を削
減できる。According to the second aspect of the invention, the compressed air supplied from the compressor of the gas turbine can be effectively used for discharging the residual fuel, and a dedicated compressor is separately provided for discharging the residual fuel. Compared to the case, the number of parts can be reduced.
【００１３】[0013]
【実施例】以下、図面を参照して、本発明のガスタービ
ンエンジンの燃料供給装置について説明する。図１は本
発明にかかる燃料供給系統の要部を示す。この図に示す
ように、燃料供給系統Ａの先端側は、複数の燃料噴射ノ
ズル系統１，２，…，ｎに区分けされている。各燃料噴
射ノズル系統１，２，…，ｎには電磁弁１１並びに燃料
噴射ノズル１２がそれぞれ介在されている。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS A fuel supply system for a gas turbine engine according to the present invention will be described below with reference to the drawings. FIG. 1 shows a main part of a fuel supply system according to the present invention. As shown in this figure, the front end side of the fuel supply system A is divided into a plurality of fuel injection nozzle systems 1, 2, ..., N. An electromagnetic valve 11 and a fuel injection nozzle 12 are interposed in each of the fuel injection nozzle systems 1, 2, ..., N.
【００１４】前記燃料噴射ノズル系統１，２，…，ｎよ
りも上流側の燃料供給系統Ａには熱交換器１３が併設さ
れている。熱交換器１３は二重管構造になっていて、内
管１３ａには圧縮された高圧・高温エアが通されるとと
もに、内管１３ａと外管１３ｂとの間には燃焼室へ供給
される燃料が通され、これら高圧・高温エアと燃料との
間で熱交換が行われるようになっている。A heat exchanger 13 is attached to the fuel supply system A on the upstream side of the fuel injection nozzle systems 1, 2, ..., N. The heat exchanger 13 has a double-tube structure, in which compressed high-pressure / high-temperature air is passed through the inner tube 13a and is supplied to the combustion chamber between the inner tube 13a and the outer tube 13b. Fuel is passed through, and heat is exchanged between the high pressure / high temperature air and the fuel.
【００１５】前記した熱交換器１３には、１次側の圧縮
エア通路１４を介して圧縮エア供給源である、ガスター
ビンエンジンに元々備えられた圧縮機２３が接続され
る。また、熱交換器１３から延びる２次側の圧縮エア通
路１５は、圧縮エアの下流方向の流れのみを許容する逆
止弁１６が介装された後、燃料噴射ノズル系統と同数に
分岐されている。そして、それぞれに分岐された２次側
圧縮エア通路１５の先端側は、電磁弁１７を介装された
後、前記燃料噴射ノズル系統Ａの燃料噴射ノズル１２と
電磁弁１１との間に接続されている。A compressor 23, which is a compressed air supply source and is originally provided in the gas turbine engine, is connected to the heat exchanger 13 via a compressed air passage 14 on the primary side. Further, the secondary side compressed air passage 15 extending from the heat exchanger 13 is provided with a check valve 16 that allows only the flow of compressed air in the downstream direction, and then is branched into the same number as the fuel injection nozzle system. There is. The tip end side of the secondary side compressed air passage 15 which is branched into each is connected between the fuel injection nozzle 12 and the electromagnetic valve 11 of the fuel injection nozzle system A after the electromagnetic valve 17 is interposed. ing.
【００１６】しかして、上記構成のガスタービンエンジ
ンの燃料供給装置によれば、燃料噴射ノズル系統１，
２，…，ｎに残留する燃料を排出する場合、つまり、燃
料噴射ノズル系統１，２，…，ｎの内の幾つかが電磁弁
１１が閉じられて着火状態から消火状態に移行し、この
移行する燃料噴射ノズル系統１，２，…，ｎに残留する
燃料を排出しようとする場合には、閉塞状態となる電磁
弁１１に対応するエア供給側の各電磁弁１７が開かれ、
圧縮エア通路１５から供給される圧縮エアがこの開かれ
た電磁弁１７を通って燃料噴射ノズル１２に供給され
る。したがって、この供給される圧縮エアによって燃料
噴射ノズル系統１，２，…，ｎに残留する燃料は排出さ
れることとなり、燃料が残留する燃料噴射ノズルで燃料
がコーキングするのを防止できる。Therefore, according to the fuel supply device for the gas turbine engine having the above-described structure, the fuel injection nozzle system 1,
When discharging the fuel remaining in 2, ..., N, that is, some of the fuel injection nozzle systems 1, 2 ,. When attempting to discharge the fuel remaining in the transitioning fuel injection nozzle systems 1, 2, ..., N, each solenoid valve 17 on the air supply side corresponding to the solenoid valve 11 in the closed state is opened,
Compressed air supplied from the compressed air passage 15 is supplied to the fuel injection nozzle 12 through the opened solenoid valve 17. Therefore, the supplied compressed air causes the fuel remaining in the fuel injection nozzle systems 1, 2, ..., N to be discharged, so that it is possible to prevent the fuel from coking in the fuel injection nozzle in which the fuel remains.
【００１７】ここで、燃料排出用の圧縮エアは、ガスタ
ービンエンジンに元々備えられた圧縮機からの供給エア
を利用しているため、残留燃料排出用として別途専用の
圧縮機を設ける場合に比べて部品点数を削減でき、コス
トの低減並びに機器配置スペースの狭小化が図れる。Here, the compressed air for discharging the fuel uses the air supplied from the compressor originally provided in the gas turbine engine, and therefore, as compared with the case where a separate dedicated compressor for discharging the residual fuel is provided. The number of parts can be reduced, and the cost can be reduced and the space for arranging equipment can be narrowed.
【００１８】また、前記したガスタービンエンジンに備
えられた圧縮機から供給される圧縮エアは非常に高温で
あるが、燃料供給系Ａに併設した熱交換器１３によって
燃料と熱交換されて適宜温度まで冷却される。したがっ
て、この圧縮エアを制御する機器、例えば、２次側の圧
縮エア通路１５に介装された逆止弁１６や電磁弁１７は
高温使用でなく汎用品のものを使用することができ、こ
の点においても有利になる。Further, the compressed air supplied from the compressor provided in the gas turbine engine is extremely hot, but the heat is exchanged with the fuel by the heat exchanger 13 provided in the fuel supply system A and the temperature is appropriately adjusted. Is cooled down. Therefore, the device for controlling the compressed air, for example, the check valve 16 and the solenoid valve 17 interposed in the compressed air passage 15 on the secondary side can use general-purpose products instead of high temperature use. It is also advantageous in terms.
【００１９】なお、本発明のガスタービンエンジンの構
造は、前記実施例に限られることなく、各部材の形状、
材質、寸法や施工手順などの具体的な構成要素は、実施
に当たり適宜変更可能である。The structure of the gas turbine engine of the present invention is not limited to the above-mentioned embodiment, but the shape of each member,
Specific components such as the material, dimensions, and construction procedure can be appropriately changed in the implementation.
【００２０】[0020]
【発明の効果】本発明によれば以下の効果を奏する。The present invention has the following effects.
【００２１】請求項１記載の発明によれば、燃料噴射ノ
ズルへ圧縮エアを供給し、該燃料噴射ノズルから残留燃
料を排出することによってコーキングを防止することが
でき、また、事前に圧縮エアを熱交換器によって燃料と
熱交換されて適宜温度まで冷却できることから、それら
圧縮エアを制御する電磁弁等の機器は、高温使用でなく
汎用品のものを利用することができる。According to the first aspect of the present invention, it is possible to prevent coking by supplying compressed air to the fuel injection nozzle and discharging residual fuel from the fuel injection nozzle. Since heat is exchanged with the fuel by the heat exchanger and the temperature can be appropriately cooled, the equipment such as the solenoid valve that controls the compressed air can be a general-purpose one instead of being used at a high temperature.
【００２２】請求項２記載の発明によれば、ガスタービ
ンの圧縮機から供給される圧縮エアを残留燃料排出用と
して有効に利用することができ、残留燃料排出用として
別途専用の圧縮機を設ける場合に比べて部品点数を削減
でき、コストの低減並びに機器配置スペースの狭小化が
図れる。According to the second aspect of the present invention, the compressed air supplied from the compressor of the gas turbine can be effectively used for discharging the residual fuel, and a dedicated compressor is separately provided for discharging the residual fuel. Compared with the case, the number of parts can be reduced, the cost can be reduced, and the equipment arrangement space can be narrowed.
【００２３】請求項３記載の発明によれば、２重管構造
の熱交換器を用いており、簡単な構成でコスト低減が図
れ、かつ、流路抵抗の少ない熱交換が実現できる。According to the third aspect of the present invention, since the heat exchanger having the double pipe structure is used, the cost can be reduced with a simple structure and the heat exchange with a small flow path resistance can be realized.
【図１】本発明にかかるガスタービンエンジンの要部構
成図である。FIG. 1 is a main part configuration diagram of a gas turbine engine according to the present invention.
【図２】従来のガスタービンエンジンの一例を示す全体
概略断面図である。FIG. 2 is an overall schematic sectional view showing an example of a conventional gas turbine engine.
Ａ 燃料供給系統 １，２，…，ｎ 燃料噴射ノズル系統 １１ 電磁弁 １２ 燃料噴射ノズル １３ 熱交換器 １４ １次側の圧縮エア通路 １５ ２次側の圧縮エア通路 １６ 逆止弁 １７ 電磁弁 ２３ 圧縮機（圧縮エア供給源） A fuel supply system 1, 2, ..., n Fuel injection nozzle system 11 Solenoid valve 12 Fuel injection nozzle 13 Heat exchanger 14 Compressed air passage on primary side 15 Compressed air passage on secondary side 16 Check valve 17 Solenoid valve 23 Compressor (compressed air supply source)
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 飯田 恭一 東京都品川区上大崎１−１−17 ＬＳビル 石川島システムテクノロジー株式会社内 (72)発明者 豊田 晃央 東京都品川区上大崎１−１−17 ＬＳビル 石川島システムテクノロジー株式会社内 ─────────────────────────────────────────────────── ─── Continued front page (72) Inventor Kyoichi Iida 1-1-17 Kamiosaki, Shinagawa-ku, Tokyo LS Building Ishikawajima System Technology Co., Ltd. (72) Inventor Akio Toyota 1-1-1 Kamiosaki, Shinagawa-ku, Tokyo 17 LS Building Inside Ishikawajima System Technology Co., Ltd.
Claims (3)
統に区分けされ、それら各燃料噴射ノズル系統には電磁
弁並びにその下流側に燃料噴射ノズルがそれぞれ介在さ
れてなるガスタービンエンジンの燃料供給装置におい
て、 前記燃料噴射ノズル系統よりも上流側の燃料供給系統に
は熱交換器が併設され、該熱交換器には１次側の圧縮エ
ア通路を介して圧縮エア供給源が接続され、熱交換器か
ら延びる２次側の圧縮エア通路は燃料噴射ノズル系統と
同数に分岐されるとともに、それぞれの分岐された先端
側が電磁弁を介装されて前記燃料噴射ノズル系統の燃料
噴射ノズルと電磁弁との間に接続されることを特徴とす
るガスタービンエンジンの燃料供給装置。1. A fuel supply system for a gas turbine engine, wherein a fuel supply system is divided into a plurality of fuel injection nozzle systems, and each of these fuel injection nozzle systems has an electromagnetic valve and a fuel injection nozzle interposed downstream thereof. In a fuel supply system upstream of the fuel injection nozzle system, a heat exchanger is provided side by side, and a compressed air supply source is connected to the heat exchanger via a compressed air passage on the primary side, thereby performing heat exchange. The compressed air passages on the secondary side extending from the container are branched into the same number as the fuel injection nozzle system, and the branched front ends are each provided with a solenoid valve so that the fuel injection nozzle and the solenoid valve of the fuel injection nozzle system are provided. A fuel supply device for a gas turbine engine, wherein the fuel supply device is connected between the two.
燃料供給装置において、 前記エア供給源は、当該ガスタービンエンジンに元々備
えられた圧縮機であることを特徴とするガスタービンエ
ンジンの燃料供給装置。2. The fuel supply device for a gas turbine engine according to claim 1, wherein the air supply source is a compressor originally provided in the gas turbine engine. .
ンジンの燃料供給装置において、 前記熱交換器は２重管構造であることを特徴とするガス
タービンエンジンの燃料供給装置。3. The fuel supply device for a gas turbine engine according to claim 1, wherein the heat exchanger has a double pipe structure.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP22225794A JPH0886225A (en) | 1994-09-16 | 1994-09-16 | Fuel supply device for gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP22225794A JPH0886225A (en) | 1994-09-16 | 1994-09-16 | Fuel supply device for gas turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0886225A true JPH0886225A (en) | 1996-04-02 |
Family
ID=16779563
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP22225794A Pending JPH0886225A (en) | 1994-09-16 | 1994-09-16 | Fuel supply device for gas turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0886225A (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002161757A (en) * | 2000-08-16 | 2002-06-07 | General Electric Co <Ge> | Reducing method of burner emission and its equipment |
| JP2007154701A (en) * | 2005-12-02 | 2007-06-21 | Hitachi Ltd | Gas turbine combustor, remodeling method of gas turbine conbustor and fuel supply method |
-
1994
- 1994-09-16 JP JP22225794A patent/JPH0886225A/en active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002161757A (en) * | 2000-08-16 | 2002-06-07 | General Electric Co <Ge> | Reducing method of burner emission and its equipment |
| JP2007154701A (en) * | 2005-12-02 | 2007-06-21 | Hitachi Ltd | Gas turbine combustor, remodeling method of gas turbine conbustor and fuel supply method |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20030318 |