JPH09504089A - ステージ燃焼室のためのパイロット燃料で冷却されたフローデバイダバルブ - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 マルチステージ燃焼器の主ステージのためのメインフローデバイダバルブは、パイロット燃料が流れる冷却ループ（８２）を有しており、上記メインフローデバイダバルブから熱を除去する。上記マルチステージ燃焼器のパイロット運転のみのモードの間に上記メインフローデバイダバルブを冷却するため、種々の詳細な構成が開示されている。特定の実施例では、上記メインフローデバイダバルブは、上記メインフローデバイダバルブの回りに配設された冷却ループを有している。上記冷却ループは、安全弁の第一ポートと連通したインレットと、上記パイロット燃料ラインと連通したアウトレットとを有している。上記冷却ループは、上記ガスタービンエンジンが運転されている条件の下では、パイロット燃料が流されるようにされている。

Description

【発明の詳細な説明】 ステージ燃焼室のためのパイロット燃料で冷却された フローデバイダバルブ 技術分野 本発明は、ガスタービンエンジンのフローデバイダバルブに関するものであり 、より詳細には、マルチステージ燃焼室を有しているガスタービンエンジンの主 ステージのためのフローデバイダバルブに関するものである。 本発明は、航空機用エンジンについて開発されているものであるが、マルチス テージ燃焼室を有するガスタービンエンジンが使用される別分野においても使用 することができる。 発明の背景 典型的なガスタービンエンジンは、圧縮機領域と、燃焼領域と、タービン領域 とを有している。上記ガスタービンエンジンを通して流れている作動流体は、上 記圧縮機領域で圧縮されて、上記作動流体にエネルギを与える。上記圧縮された 作動流体は、上記圧縮機領域から排出され、上記燃焼室へと導入される。上記燃 焼室では、上記作動流体に燃料が供給されて着火される。燃焼生成物は、その後 上記タービン領域へと流れて行き、そこでは、エネルギが上記作動流体から抽出 される。この抽出されたエネルギの一部分は、上記圧縮機領域へともどされて、 流れ込む作動流体を圧縮し、その残りの エネルギは、別の機能のために使用される。 ガスタービンエンジンは、運転条件の広い範囲にわたって高効率で作動するこ とが必要である。航空機に使用されるガスタービンエンジンでは、アイドリング が低出力運転に対応しており、離陸、上昇が高出力運転に対応しており、巡航、 着陸／降下等は低出力と高出力との中間的な推力条件にある。低出力では、燃料 ／空気比は、ブロウアウトを避けるべく比較的高く維持しておく必要がある。こ の様なブロウアウトは、上記燃焼室の燃料／空気比が、希薄安定限界よりも低く なった場合に発生する。この様に燃焼温度と圧力とが低くなるため、燃焼効率は 相対的に低くなってしまう。高出力では、上記燃料／空気比は量論付近で効率が 最大となる。 燃焼プロセスは、煙粒子、未燃焼炭化水素、一酸化炭素、窒素酸化物といった 数多くの副生成物を発生させる。低出力では、その低い燃焼効率は、未燃焼炭化 水素と一酸化炭素とを発生させてしまうこととなる。高出力では、上記運転温度 及び滞留時間が増大することによって、窒素酸化物の発生が増大してしまう。滞 留時間とは、特定の温度に上記燃焼混合物が維持される時間の長さとして定義で きる。上記運転温度を低減させることは、上記ガスタービンエンジンの出力を低 減させてしまうこととなる。上記滞留時間を低減させることは、燃焼効率を低下 させ、かつ、よりいっそう一酸化炭素を発生させてしまう。環境問題の理由から 、上記副生成物は、好ましくないものとされている。近年、ガスタービンエンジ ンの燃焼についての多くの研究や開発は、上記副生成物の発生を低減させること に焦点が絞られている。 ガスタービンエンジンの燃焼室の顕著な改良は、マルチプルステージ燃焼室の 導入である。マルチプルステージ燃焼室は典型的には、パイロットステージ、主 ステージ、を含んでおり、さらに一つ以上の中間ステージを有していても良い。 上記燃焼室の例示としては、例えば、ローマン（Lohmann）等に付与された、米 国特許第４，２６５，６１５号、名称“低放出性燃焼器のための燃料噴射システ ム”を挙げることができる。 低出力時では、上記パイロットステージだけが運転される。このことによって 、燃料／空気比は量論比により近づけることができ、かつ、アイドリング時の効 率が向上する。また、アイドリング時の未燃焼炭化水素と一酸化炭素の発生とを 低減することができる。高出力では、上記パイロットステージと少なくとも１つ 以上の別のステージとが運転される。マルチプルステージとすることで、個々の 特定ステージでの滞留時間を、単一の大型燃焼チャンバに比較して低減させるこ とができる。上記滞留時間を低減させることにより、窒素酸化物の発生が低減で きることになる。マルチプルステージを用いることで、また、運転条件の全領域 にわたって上記比率を同等にするように最適化させることができる。シングルス テージではなくマルチステージとすることの結果として、好ましくない燃焼副生 成物の放出が低減できるとともに、全体の効率が改善されることになる。 ステージ燃焼室への燃料供給システムは、燃料を各ステージへと必要に応じて 供給すること、及び各ステージでの上記燃料噴射器の間で、均等に上記燃料を分 散してやることが必要である。これを達 成するための一方法として、各ステージを取り囲んでいる環状のマニフォルドと 上記各マニフォルドに燃料を分散させるためのスイッチングバルブとを設けるこ とを挙げることができる。上記燃料供給システムの具体例としては、セト（Ｓｅ ｔｏ）等に付与された、米国特許第４，９０３，４７８号、名称“デュアルマニ フォルド燃料システム“を挙げることができる。本明細書中で記載するように、 上記燃料システムは、第一の燃料マニフォルドと第二の燃料マニフォルドと、上 記各マニフォルドへと燃料を流すための燃料制御装置と、上記燃料制御装置と上 記第二の燃料マニフォルドとの間に配設されたシャットオフバルブとを有してい る。このシャットオフバルブは、上記エンジンの運転条件に応じて開閉するよう になっている。本配置の欠点は、シャットオフバルブが閉じると、燃料は、上記 主燃料マニフォルドから漏れてしまうことである。従って上記メインステージを スタートさせる前に、上記燃料マニフォルドとその燃料ラインを予め充填してお く必要がある。上記主マニフォルドとその燃料ラインとを予め充填することは、 これを何らかの形で解決しない限り、上記燃料供給システムの応答性を低下させ ることになる。 テイラー（Taylor）等に付与された、米国特許第４，９６４，２７０号、名称 “ガスタービンエンジン用燃料システム”は、別のタイプのデュアルマニフォル ドシステムを開示している。そこで開示されているシステムでは、ソレノイドバ ルブが通常のエンジン運転中にはスタータマニフォルドを通して燃料がフローし ないようにしている。上記燃料システムは、さらにドレンシステムを有していて 、上記スタータ燃料マニフォルドをパージするようになっている。少 量の燃料を流すことで上記マニフォルドを冷却するのではなく、上記燃料をパー ジすることで、上記スタータマニフォルドに連結されている上記燃料噴射器内部 で燃料が炭化してしまうのが防止されている。 燃料供給システムの別のタイプのものは、各ステージにおいて、フローデバイ ダバルブ（flow divider valve）を用いるか、又は、燃料分散バルブを使用する ものを挙げることができる。上記フローデバイダバルブは、上記フローを各ステ ージの上記燃料噴射器へと分散させる。フローデバイダバルブの具体例としては 、ケスター（Kester）等に付与されている米国特許第５，００３，７７１号、名 称”燃焼チャンバ用燃料分散バルブ“に記載されているものを挙げることができ る。このタイプのシステムでは、上記したシャットオフバルブの機能は、上記フ ローデバイダバルブに加えられている。上記フローデバイダバルブは、上記した ような大きなマニフォルドを置き換えることができ、予備充填の必要量を減少さ せる。 上記技術が知られているが、科学者及び技術者は、出願譲受人の指揮の下に、 ステージ燃焼器のための燃料供給システムの応答性と耐久性とを改善するべく開 発を行ってきた。 発明の開示 本発明は、パイロットのみの運転において、マルチステージ燃焼器の主ステー ジデバイダバルブを閉じることによって上記デバイダバルブから燃料をリークさ せることができることに基づくものである。ステージを使用している運転では、 上記デバイダバルブ内を流 れる主ステージ燃料が、上記デバイダバルブから熱を除去するようになっている 。パイロット運転時には、主ステージには燃料は流されず、上記デバイダバルブ からこのような熱の除去は、行われない。そのため、上記デバイダバルブが過熱 して、上記デバイダバルブ内でシールを損傷させてしまうか、又は上記デバイダ バルブボディの構造的一体性を損なうことになる。加えて、上記フローデバイダ バルブ内に滞留する燃料が、パイロットのみの運転の間に上記パイロット運転の 熱で燃焼するまでに過熱され、これらが燃焼して、滞留している上記燃料を炭化 させるとともに、上記フローデバイダバルブの劣化を引き起こしてしまうことに なる。 本発明によれば、メインフローデバイダバルブは、パイロット燃料ラインに連 通した冷却ループを有している。パイロット燃料は、上記ガスタービンエンジン のすべての運転条件において流されていて、このパイロット燃料が、上記デバイ ダバルブを通して流されて、上記主バルブが閉鎖されている場合でも、上記デバ イダバルブから熱を除去するようになっている。 本発明の特定の実施例によれば、マルチステージ燃焼器への燃料供給システム は、冷却流体インレットと冷却流体アウトレットとを有し、かつ、上記冷却流体 インレットと上記冷却流体アウトレットとの間に延びて上記デバイダバルブを通 してパイロット燃料を流すための通路を画成する冷却ループを有するメインフロ ーデバイダバルブを有している。 実施例ではさらに、上記燃料供給システムは、上記パイロット燃料ラインに配 設された安全弁を有しており、この安全弁は、冷却ラ インを介して上記冷却ループへと連結されている第一のポートと、上記パイロッ ト燃料噴射器に連結された第二のポートとを有している。上記安全弁は、上記冷 却ラインの流体圧がしきい値よりも高くなると、上記パイロット燃料の一部を、 上記メインフローデバイダをバイパスさせ、上記パイロット燃料その一部分を、 上記パイロット燃料噴射器へと直接流すようになっている。 本発明の原理的な特徴は、上記冷却ループが、上記メインフローデバイダバル ブと一体とされていることにある。特定の実施例における特徴は、上記燃料供給 システムが、冷却されたメインフローデバイダを有していることにある。実施例 でのさらなる特徴は、上記パイロット燃料ラインでの上記安全弁にある。 本発明の主要な効果は、上記燃料が、熱によって損傷した複数のシールからリ ークする危険性を最低限にすることができることにある。これは、上記エンジン の全運転条件下で、上記メインフローデバイダバルブが冷却されていることによ るものである。パイロット燃料は、上記エンジンの全運転条件にわたって流され ているとともに、上記フローデバイダバルブのボディを通して流れて、上記バル ブを冷却し、かつ、その内部に配設された上記シールの過熱を防止するようにな っている。別の利点としては、上記メインフローデバイダバルブハウジングとそ の構造体とが、過熱により機能が損傷してしまう危険性を極めて低くすることに ある。上記デバイダバルブの機能性構造体と構造的一体性とは、熱に対して感受 性に富むため、上記冷却ループにより保護してやる必要がある。さらなる効果と しては、パイロット運転中に上記バルブ内で炭化してしまうリスクを 極めて低くすることができる点にある。上記メインフローデバイダバルブは、パ イロット運転中には閉ざされているため、上記主燃料は、上記デバイダバルブ内 に保持されている。この燃料は、上記パイロット燃焼からの熱にさらされ、かつ 、これが静止しているため、上記の熱に対する滞留時間が延びてしまうことにな る。この様な危険性は、上記パイロットフローへと熱を移動させて、上記フロー デバイダバルブの温度を低減することによって最低限とすることができる。特定 の実施例における効果としては、パイロットのみで運転している条件下でも、上 記メインフローデバイダバルブ及びそれに付随する主燃料バルブをドレンする必 要がなくなるため、上記燃料供給システムの応答性を向上できることにある。さ らに別の実施例における効果としては、上記安全弁を設けて、冷却ループを通る 上記パイロットフローの一部分を迂回させることにある。冷却するためにはその 一部分が必要なので、パイロットフローを必要量迂回させることにより、上記冷 却ループを極めて小さくでき、この結果、それに付随するハードウエアも極めて 小型化することができる。さらに、上記安全弁は、上記冷却ループを流れる流速 の変動を抑えることができ、従って、流速を狭い範囲に維持するよう、上記冷却 ループ通路サイズを最適化させることができる。上記安全弁は、上記エンジンの 運転条件にわたって上記冷却ループの圧力を維持するようになっている。 本発明の上記及びその他の目的、特徴、効果については例示的な実施例と、添 付する図面とをもってより詳細に後述する。 図面の簡単な説明 図１は、デュアルステージ燃焼器を有しかつ、燃料供給システムを含んでなる ガスタービンエンジンの断面図である。 図２は、上記デュアルステージ燃焼器を部分的に断面とした側面図である。 図３は、冷却ループを有するフローデバイダバルブの側面図である。 図４ａと図４ｂは、図３をそれぞれラインａ−ａとラインｂ−ｂに沿って切断 した図である。 図５は、上記フローデバイダバルブの側面断面図である。 発明の最良の実施態様 図１は、ガスタービンエンジン１０を示すが、燃料供給システム１４の概略的 な図も示してある。上記ガスタービンエンジン１０は、低圧圧縮機１６と、高圧 圧縮機１８と、燃焼領域２２と、高圧タービン２４と、低圧タービン２６とを有 している。上記ガスタービンエンジン１０は、長軸２８を中心として配設されて おり、上記軸２８を中心として配設されている環状の流路３２を有している。 上記燃焼領域２２をより詳細に示したのが図２である。上記燃焼領域２２は、 マルチステージ燃焼器とされており、パイロット燃焼領域３４と主燃焼領域３６ とを有している。燃料は、上記燃焼領域２２の周回りに離間している複数のパイ ロット燃料噴射器３８を通して、上記パイロット燃焼領域３４へと供給される。 燃料は、上記燃焼器２２の周回りに離間している複数の燃料噴射器４２を通して 上記主燃焼領域３６に供給される。また、図２に示す実施例では、上記パイロッ ト燃料噴射器からは、軸方向に離間されている。図２は、パイロットステージと 、このパイロットステージから周方向、かつ軸方向に離間したメインステージを 有するマルチステージ燃焼器を示すものであるが、本発明では、これとは別のマ ルチステージ燃焼器の配置も等しく好適である。 上記燃料供給システム１４は、図１に示すように、燃料計量手段４６と連通し た燃料源４４とを有している。上記燃料計量手段４６は、燃料スプリッタバルブ ４８に流れる上記フローを、制御装置５２からの制御信号５０に応答して計量し ている。上記制御装置５２は、典型的には、上記エンジンの操縦装置５４の要求 に応じて、電気的にエンジンを制御するようになっている。上記燃料スプリッタ バルブ４８に導入される上記燃料は、その後主燃料ライン５６とパイロット燃料 ライン５８とに分配される。主燃料フローのパイロット燃料フローに対する比は 、上記制御装置５２からの第二の制御信号６２に応答する上記燃料スプリッタバ ルブ４８によって制御される。上記燃料計量手段４６への制御信号５０、６２と 燃料スプリッタバルブ４８とを通じて、上記制御装置５２は、全燃料流量を決定 するとともに、上記主燃焼領域３６と上記パイロット燃焼領域３４とに分岐させ る燃料流の割合を決定するようになっている。 上記主燃料ライン５６を通して流れる燃料は、メインフローデバイダバルブ６ ４へと流される。上記メインフローデバイダバルブ６４は、上記主燃料フローを 、複数の主燃料噴射器４２へと分岐させる。上記メインフローデバイダバルブ６ ４からの燃料フローは、複 数の主燃料噴射器ライン６６と上記主燃料噴射器４２の間で実質的に等しくなる ようにされている。上記パイロット燃料ライン５８内での上記燃料フローは、ま た、上記主燃料デバイダバルブ６４を通して流されている。上記メインフローデ バイダバルブ６４を通して流れるパイロット燃料は、上記メインフローデバイダ バルブ６４を冷却するための手段となっている。上記メインフローデバイダバル ブ６４が上記エンジンの過熱領域に近接しているため、上記メインフローデバイ ダバルブ６４の過熱を配慮しなければならない。このことは、特に、上記ガスタ ービンエンジン１０が、上記パイロット燃焼領域３４のみで運転されている場合 には重要である。上記メイン燃焼領域３６が運転されていない場合には、上記主 燃料は全く上記メインフローデバイダバルブ６４を通して流されてはいない。上 記メインフローデバイダバルブ６４が過熱すると、その内部で静止している燃料 が炭化して、上記メインフローデバイダバルブ６４が劣化してしまったり操作が できなくなったりすることになる。上記パイロット燃料は、上記メインフローデ バイダバルブ６４を通して流れ、その後パイロットフローデバイダバルブ６８へ と流される。上記パイロットフローデバイダバルブ６８は、上記パイロット燃料 を複数のパイロット燃料噴射器ライン７２を通して上記複数のパイロット燃料噴 射器３８に均等に分散させる。上記パイロット燃焼領域３４は、上記ガスタービ ンエンジン１０の全運転条件にわたって稼動されていることから、パイロット燃 料は連続的に上記パイロットフローデバイダバルブ６８を通して流れて、そこか ら熱を除去する。従って、上記パイロットフローデバイダバルブ６８内で炭化を 防ぐための別の冷却手段は必要とされない。 図３には、上記燃料スプリッタバルブ４８を出て行く燃料が、安全弁７４に流 れ込むのが示されている。上記安全弁７４は、第一の排出ポート７６と、第二の 排出ポート７８とを有している。上記第一の排出ポート７６は、パイロット燃料 を冷却ループ８２へと供給しており、これが、上記メインフローデバイダバルブ ６４の回りを流れて、上記パイロット燃料ライン５８へと戻されている。上記第 二のポート７８は、パイロット燃料を直接上記パイロット燃料ライン５８に流す ようになっている。上記安全弁７４は、上記パイロット燃料ライン５８内の上記 流体圧が所定のしきい値レベルを超えない限り、すべての上記パイロット燃料を 上記第一のポート７６へと向かわせるようになっている。上記燃料圧が、上記し きい値レベルを超えると、過剰な燃料は上記第二のポート７８へと向けられる。 この様にして、上記冷却ループの圧力低下が図られることになる。詳細な点につ いては触れないが、上記安全弁７４は、通常の安全弁であり、上記安全弁に流れ 込む流体のための複数のアウトレットと上記燃料圧がしきい値を超えている場合 に、上記流体の一部を放出するための第二のアウトレットを有している。 上記メインフローデバイダバルブ６４は、図３から図５により詳細に示してあ る。上記メインフローバルブ６４は、ハウジング８４と、上記ハウジング８４の チャンバ８８内部に配設されたスリーブ８６とを有している。このスリーブ８６ は、このスリーブの回りに円筒状に配設されている複数のポート９２を有してい る。各ポート９２は、複数のバルブアウトレット９４のうちの一つと組み合わせ られており、上記主燃料噴射器４２と連通されている。スプリングで負荷が加え られているピストン９６は、面９８を有しており、このピストン９６は、スライ ドするように上記スリーブ８６内に配設されるようになっている。上記面９８は 、キャビティ１０２に対向しており、このキャビティ１０２は、上記主燃料ライ ン５６と連通している。上記キャビティ１０２に入る燃料は、上記面９８に衝突 して、上記スプリングで負荷が加えられている上記ピストン９６に力を加える。 上記ピストン９６のスライド運動により、上記複数のポートを通じて、上記キャ ビティ１０２内に上記燃料が行き渡るようにされる。上記ピストン９６にかかる 圧力が大きくなると、上記複数のポート９２を通して上記主燃料噴射器４２へと 流れる上記燃料フローは多くなる。 上記メインフローデバイダバルブ６４はまた、複数のシール１０４を有してい る。上記シール１０４は、典型的には種々のエラストマーであり、燃料の漏れを シールするための手段となっている。第一のシール１０６は、上記メインフロー デバイダバルブ６４と上記主燃料ライン５６の間を連結するように配設されてい る。このシール１０６は、燃料が上記メインフローデバイダバルブ６４の外部へ と漏れないようにしている。燃料が漏れ出すと、この領域は上記エンジンにおい ては相対的に熱い領域となっているために着火してしまうことがあるためである 。第二のシールセット１０８は、上記バルブアウトレット９４それぞれの回りに 配設されている。上記シール１０８は、また、燃料が上記メインフローデバイダ バルブ６４の外部環境へと漏れないようにしている。第三のシール１１２は、上 記スリーブ８６の回りに配設されている。このシールは、上記複数のポート９２ それぞれから燃料がリークしないようにしている。 上記面９８に加わる力が十分でない場合、例えば、上記燃料スプリッタバルブ ４８から上記メインフローデバイダバルブ６４への燃料フローが閉鎖されている 場合には、上記スプリングは、上記ピストン９６を閉じるように力を加えて、上 記複数のポート９２を閉ざすとともに、上記主燃料噴射器４２への燃料フローを 止める。閉鎖されている場合でも、上記フローデバイダバルブ６４の上記キャビ ティ１０２内には十分な燃料が残留している。 本発明のこの実施例によれば、上記メインフローデバイダバルブ６４は、また 、上記ハウジング８４の回りに配設された上記冷却ループ８２を有している。前 述したように、上記冷却ループ８２は、上記パイロット燃料ライン５８と、上記 安全弁７４を介して連通している。パイロット燃料は、上記ガスタービンエンジ ン１０の運転状況下では常に連続的に流されており、上記メインフローデバイダ バルブ６４から熱を除去している。この熱を除去することによって、上記メイン フローデバイダバルブ６４の周回りに配設されている上記種々のシール１０４、 １０８、１１２の過熱が防止されている。前述したように、上記複数のシール１ ０４、１０８、１１２からの漏れは、上記メインフローデバイダバルブ６４の回 りの環境に燃料を漏らすこととなるか、または、上記メインフローデバイダバル ブ６４を動作不良としてしまうことになる。加えて、パイロット運転中に上記キ ャビティ１０２内に滞留する燃料は、上記キャビティ内部の温度がしきい値レベ ルを超えている場合には、炭化されること となる。上記パイロット燃料は、上記冷却ループ８２を通して流れて、上記メイ ンフローデバイダバルブ６４から熱を除去し、上記メインフローデバイダバルブ ６４の温度を上記レベルよりも下に保持する。さらに、典型的にはアルミニウム から形成されている上記ハウジング８４と上記メインフローデバイダバルブ６４ の他の構造体は、上記ガスタービンエンジン１０の運転中ストレスにされされる ことになる。良く知られているように、アルミニウム等の材料が許容できるスト レスは、温度に伴って減少する。上記メインフローデバイダバルブ６４の構造的 一体性を維持するためには、上記ハウジング８４の温度と他の構造体の温度とを 所定の温度よりも低く維持する必要がある。 図４〜図６に示されているように、上記メインフローデバイダバルブ６４を通 してパイロット燃料を流すための手段は、上記冷却ループ８２を介して配設され 、かつ、上記ハウジング８４の回りに一体とされている。上記特定の実施例は、 上記パイロット燃料を冷却流体として使用する一配置を示したものである。他の 配置、例えば、パイロット燃料を直接上記ハウジングに通すと言った配置につい ても同様実施することができる。 本発明は、例示的な実施例をもって説明を行ってきたが、当業者によれば、本 発明の範囲及び趣旨の範囲内で、種々の変更、除外、付加等を行うことができる ことは明らかである。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １． ガスタービンエンジン用の燃料デバイダバルブにおいて、このガスタービ ンエンジンは、パイロットステージと主ステージとを有するマルチステージ燃焼 器を有し、この燃焼器は、前記パイロットステージのみで運転されるパイロット モードで運転可能であるか、又は、前記パイロットステージ運転と前記主ステー ジ運転との双方が行われるステージモードでの運転が可能とされ、さらにこのガ スタービンエンジンは、パイロット燃料ラインと主燃料ラインとに燃料を分散さ せるためのスプリッタ手段を有する燃料供給システムと、複数の主燃料噴射器と 、複数の主燃料噴射器ラインと、燃料デバイダバルブとを有しているガスタービ ンエンジンにおいて、前記燃料デバイダバルブは、 前記主燃料ラインを介して前記スプリッタバルブと連通している主燃料インレ ットと、 前記主燃料噴射器の少なくとも一つに前記主燃料噴射器ラインを介してそれぞ れが連通している複数の主燃料アウトレットと、 前記複数の主燃料噴射器への燃料フローを計量するとともに、前記主燃料イン レットに導入される前記燃料フローを前記主燃料アウトレットの間に分散させる ためのマニフォルド手段と、 前記スプリッタバルブと上記パイロット燃料ラインを介して連通している冷却 流体インレットと、 前記パイロットステージと連通している冷却流体アウトレットと、 前記冷却流体インレットと前記冷却流体アウトレットとの間に延 びているとともに、冷却流体が流れる通路を画成している冷却ループと、を有し ており、パイロット燃料は、前記冷却ループを通して流されて、前記ガスタービ ンエンジンの運転中に前記デバイダバルブから熱を移動させるようになっている ことを特徴とするガスタービン用燃料デバイダバルブ。 ２． 前記冷却ループは、前記メインフローデバイダバルブと一体とされている ことを特徴とする請求項１に記載の燃料供給システム。 ３． ガスタービンエンジン用の燃料デバイダバルブにおいて、このガスタービ ンエンジンは、パイロットステージとメインステージとを有するマルチステージ 燃焼器を有し、この燃焼器は、前記パイロットステージのみで運転されるパイロ ットモードで運転可能であるか、又は、前記パイロットステージ運転と前記メイ ンステージ運転との双方が行われるステージモードでの運転が可能とされ、この ために用いられる燃料供給システムは、パイロット燃料ラインと主燃料ラインと の間で燃料を分散させるためのスプリッタ手段と、前記主燃料ラインに配設され たメインフローデバイダバルブと、複数の主燃料噴射器ラインを介して前記燃料 デバイダバルブに連通している複数の主燃料噴射器と、を有しているものにおい て、前記燃料デバイダバルブは、 前記主燃料ラインを介して前記スプリッタバルブと連通している主燃料インレ ットと、 前記主燃料噴射器の少なくとも一つに前記主燃料噴射器ラインを 介してそれぞれ連通している複数の主燃料アウトレットと、 前記主燃料インレットに導入される前記燃料フローを、前記主燃料アウトレッ トの間に分散させるためのマニフォルド手段と、 前記スプリッタバルブと上記パイロット燃料ラインを介して連通している冷却 流体インレットと、 前記パイロットステージと連通している冷却流体アウトレットと、 前記冷却流体インレットと前記冷却流体アウトレットとの間において、冷却流 体が流れる通路を画成している冷却ループと、を有しており、前記冷却ループを 通してパイロット燃料が流されることで、前記ガスタービンエンジンの運転中に 前記デバイダバルブから熱を移動させるようになっていることを特徴とするガス タービン用燃料デバイダバルブ。 ４． 前記パイロット燃料ラインには、安全弁が配設されていて、この安全弁は さらに、前記冷却流体インレットの上流側に配設され、かつ、冷却ラインを介し て前記冷却流体インレットと連通する第一のポートと、前記パイロット燃料噴射 器と連通する第二のポートとを有している燃料供給システムであって、前記安全 弁は、前記冷却ライン内の流体圧が所定のしきい値を超えると開いて、前記パイ ロット燃料の一部分が前記メインフローデバイダを迂回するようになっている請 求項３に記載の燃料供給システム。 ５． 前記冷却ループは、前記フローデバイダバルブと一体とされていることを 特徴とする請求項３に記載の燃料供給システム。