WO2011096197A1 - ガスタービンエンジンの燃料供給装置 - Google Patents

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WO2011096197A1
WO2011096197A1 PCT/JP2011/000552 JP2011000552W WO2011096197A1 WO 2011096197 A1 WO2011096197 A1 WO 2011096197A1 JP 2011000552 W JP2011000552 W JP 2011000552W WO 2011096197 A1 WO2011096197 A1 WO 2011096197A1
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pilot
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port
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PCT/JP2011/000552
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秀樹 緒方
和比古 大山
智之 秦野
亮宏 清水
東耶 三輪
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川崎重工業株式会社
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Definitions

  • the present invention relates to a fuel supply device for a gas turbine engine that supplies fuel to a combustor having a pilot burner and a main burner.
  • N0 X nitrogen oxides from an exhaust gas
  • N0 X nitrogen oxides from an exhaust gas
  • large gas turbines and aircraft engines tend to have high pressure ratios due to demands for low fuel consumption and high output, and as a result, the temperature and pressure of air at the fuel supply device inlet are increasing. It is out. There is a concern that the combustion temperature also increases as the inlet air temperature of the fuel supply device becomes higher, which is a factor that rather increases N0 X in the exhaust gas.
  • the lean premixed gas combustion system is a system in which air / fuel is mixed in advance to burn an air fuel mixture having a uniform fuel concentration. In this manner, locally there is no combustion zone flame temperature becomes high, and because it can totally reduce the flame temperature by dilution of the fuel, an advantage of effectively reducing the N0 X emissions .
  • the lean premixed combustion method mixes a large amount of air and fuel uniformly, so the local fuel concentration in the combustion region becomes very thin, and the combustion stability at low loads is particularly low. There are challenges.
  • the diffusion combustion method is a method in which fuel and air are burned while being diffused and mixed. This method has the advantage that blowout hardly occurs even at a low load and flame holding performance is excellent. Therefore, the combined combustion method combining the lean premixed combustion method and the diffusion combustion method can maintain the combustion stability in the diffusion combustion region at the time of start-up and low load, and N0 X in the lean premixed gas combustion region at high load. The amount of generation can be reduced.
  • the fuel supply apparatus based on the combined combustion method forms a pilot burner that sprays fuel so as to form a diffusion combustion region based on a diffusion combustion method in the combustion chamber, and a premix combustion region based on a lean premixed gas combustion method within the combustion chamber. And a main burner for supplying a premixed mixture of fuel and air.
  • This fuel supply device is configured to supply fuel only to the pilot burner at the time of start-up and low load, and to supply fuel to the main burner in addition to the pilot burner at high load.
  • the fuel supply device maintains an appropriate value for stable combustion and low NOx, while the fuel distribution ratio between the pilot burner and the main burner is 1 to 0. From 1 to 9, for example.
  • a flow rate control valve is provided in each of the pilot fuel passage for supplying fuel to the pilot burner and the main fuel passage for supplying fuel to the main burner, and these are controlled by the controller.
  • the present applicant provides a fuel distributor between a pilot fuel passage for supplying fuel to the pilot burner and a main fuel passage for supplying fuel to the main burner, and a collective fuel passage for supplying fuel to both passages,
  • the system which controls these with a controller was proposed (patent document 2).
  • the fuel is distributed to the pilot fuel passage and the main fuel passage in order to distribute the fuel to the pilot burner and the main burner.
  • the sealing performance of the fuel in the fuel distributor it is difficult to ensure sufficient sealing performance.
  • the present invention relates to a combined combustion method that combines two combustion methods, a diffusion combustion method and a lean premixed gas combustion method, and a gas that can realize fuel flow control at a low cost with a simple structure and sufficient fuel sealability.
  • An object of the present invention is to provide a fuel supply device for a turbine engine.
  • a fuel supply apparatus for a gas turbine engine is a fuel supply apparatus for a gas turbine engine that supplies fuel to a combustor having a pilot burner and a main burner.
  • a pilot fuel passage for supplying fuel, a main fuel passage for supplying fuel to the main burner, a collective fuel passage for supplying fuel to the pilot fuel passage and the main fuel passage, and fuel from the collective fuel passage for pilot fuel A fuel distributor that distributes a passage and a main fuel passage, the fuel distributor including a fuel inlet into which fuel from the collective fuel passage is introduced, a pilot port connected to the pilot fuel passage, and The main port connected to the main fuel passage moves according to the fuel pressure at the fuel inlet.
  • a moving body that opens and closes the pilot port and the main port according to the distance of the movement, and when the fuel pressure at the fuel inlet is a predetermined value or less, fuel is supplied only to the pilot fuel passage, When the predetermined value is exceeded, fuel is supplied to both the pilot fuel passage and the main fuel passage.
  • the fuel distributor automatically adjusts the fuel distribution amount to the pilot fuel passage and the main fuel passage according to the fuel pressure, so that the flow control valves are respectively used for the pilot fuel and the main fuel. Since there is no need to provide it, the structure is simplified and a complicated control circuit is not required, so that appropriate diffusion combustion and premixed gas combustion can be performed at low cost.
  • the fuel distributor includes a plurality of the pilot ports and a plurality of the main ports, and the number of the opened pilot ports decreases as the fuel pressure at the fuel inlet increases. Further, the number of the main ports that are closed may be reduced.
  • the plurality of main ports and the plurality of pilot ports are sequentially opened or closed, so that the fuel distribution amount to the pilot fuel passage and the main fuel passage in each fuel pressure region can be adjusted smoothly.
  • the fuel distributor includes a valve body that is provided at each port and opens and closes each port; a spring body that presses the valve body against a valve seat to close the port; and a force of the spring body And a push-up pin that pushes up the valve body in a direction away from the valve seat to open the port, and the movable body has a cam surface, and the movable body has a fuel inlet.
  • the push-up pin is pushed up by the cam surface, the valve body is moved by the pushed-up push-up pin, and each port is opened and closed by the movement of the valve body. It may be configured to be
  • each port has a high sealing function and a fuel sealing property because the valve body is pressed against the valve seat by the spring body by the cam mechanism comprising the cam surface of the moving body and the push-up pin. It can be secured sufficiently.
  • the valve body may be a ball
  • the valve seat may be a seal ring made of a material having higher elasticity than the ball.
  • each port is provided in a housing unit
  • the moving body is a piston that is accommodated in the housing unit and moves in an axial direction
  • the cam surface is formed on an outer periphery of the piston.
  • the housing serves as a cylinder
  • the piston moves in the housing in accordance with the fuel pressure at the fuel inlet, and each port is opened or closed as it moves.
  • the structure of the distributor is simplified.
  • each of the plurality of pilot ports and the main port is arranged side by side in the axial direction of the piston.
  • the fuel distributor can be miniaturized.
  • the piston has a cam groove extending in the axial direction of the piston to form the cam surface, and the fuel inlet is opened in the cam groove. Therefore, the fuel distribution amount to the pilot fuel passage and the main fuel passage according to the fuel pressure can be adjusted smoothly.
  • the pilot fuel passage and the main fuel passage may supply fuel to a plurality of the fuel injection units. That is, a single fuel distributor type that supplies fuel to a plurality of fuel injection units through a pilot fuel passage and a main fuel passage from a single fuel distributor may be used. Unlike this, a plurality of fuel distributor types are provided in which one collective fuel passage is provided for each fuel injection unit, and a fuel manifold including the pilot fuel passage and the main fuel passage is made independent for each fuel injection unit. You can also. Both types are appropriately selected in consideration of the advantages and disadvantages of the weight and cost of the fuel distributor and the fuel manifold. In the single fuel distributor type, only one fuel distributor is required, and in the multiple fuel distributor type, there is one thick (for large flow rate) collective fuel passage to the fuel distributor of each fuel injection unit. That's it.
  • the fuel distribution amount to the pilot fuel passage and the main fuel passage at each fuel pressure can be smoothly adjusted with a simple and inexpensive structure, and a plurality of fuel supply devices can be provided.
  • the pilot port and the main port can sufficiently ensure fuel sealability.
  • FIG. 1 is a schematic front view showing a fuel supply device for a gas turbine engine according to a first embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is an enlarged sectional view taken along line II-II in FIG. It is a system diagram which shows a fuel control system. It is sectional drawing which shows the fuel distributor before starting.
  • FIG. 5 is an enlarged sectional view taken along line VV in FIG. 4.
  • A) is a closed state of the pilot port of the fuel distributor
  • (B) is a transition state from the closed state of the pilot port to the open state
  • (C) is a cross-sectional view showing the open state of the pilot port.
  • FIG. 4D is a cross-sectional view taken along the line VID-VID in FIG.
  • FIG. 1 shows a head of a combustor 1 of a gas turbine engine provided with a fuel supply device according to a first embodiment of the present invention.
  • This combustor 1 burns an air-fuel mixture generated by mixing fuel with compressed air supplied from a compressor (not shown) of a gas turbine engine, and sends high-temperature and high-pressure combustion gas generated by the combustion to the turbine. To drive the turbine.
  • the combustor 1 is an annular type, and a cylindrical inner casing 8 is disposed inside a cylindrical outer casing 7 around a central axis C of the gas turbine engine.
  • the outer casing 7 and the inner casing 8 constitute a combustor housing 6 having an annular inner space.
  • a cylindrical inner liner 11 is disposed inside the cylindrical outer liner 10
  • a combustion cylinder 9 is formed by both liners.
  • the combustion cylinder 9 is disposed concentrically with the combustor housing 6.
  • An annular combustion chamber 12 is formed inside the combustion cylinder 9, and a plurality (14 in this embodiment) of fuel injection units 2 that inject fuel into the combustion chamber 12 on the top wall 9 a of the combustion cylinder 9. Is provided.
  • the fuel injection units 2 are arranged at equal intervals on a circle concentric with the combustion cylinder 9.
  • Each fuel injection unit 2 has a pilot burner 3 and a main burner 4.
  • the main burner 4 is provided concentrically with the pilot burner 3 so as to surround the outer periphery of the pilot burner 3.
  • the pilot burner 3 is a diffusion combustion type burner
  • the main burner 4 is a premixed combustion type burner. Details of both burners will be described later.
  • the two spark plugs 13 for performing ignition pass through the outer casing 7 and the outer liner 10, extend in the radial direction of the combustion cylinder 9, and are provided so that the front ends thereof are opposed to the fuel injection unit 2. .
  • this combustor 1 after igniting the combustible mixture injected by the two fuel injection units 2 facing the two spark plugs 13, the flame caused by this combustion further flows into the combustible mixture of the adjacent fuel injection unit 2. It moves to the combustible mixture of the adjacent fuel injection unit, and finally the flame spreads over the entire circumference.
  • FIG. 2 is an enlarged sectional view taken along line II-II in FIG.
  • Compressed air CA fed from the compressor is introduced into the annular inner space of the combustor housing 6 via the annular pre-diffuser passage 14.
  • the introduced compressed air CA is supplied to the fuel injection unit 2 and also supplied into the combustion chamber 12 from a plurality of air inlets 17 formed in the outer liner 10 and the inner liner 11 of the combustion cylinder 9.
  • the fuel piping unit 18 supported by the outer casing 7 is connected to the base 19 of the combustion cylinder 9.
  • the fuel piping unit 18 forms a first fuel supply system F1 that supplies fuel for diffusion combustion to the pilot burner 3 and a second fuel supply system F2 that supplies fuel for lean premixed combustion to the main burner 4, respectively. is doing.
  • the fuel injection unit 2 is supported by the outer liner 10 via a flange 5A provided on the outer peripheral portion thereof and a support 5B provided on the outer liner 10. Further, the outer liner 10 is supported on the outer casing 7 by a liner fixing pin P. A first stage nozzle TN of the turbine is connected to the downstream end of the combustion cylinder 9.
  • the pilot burner 3 is provided at the center of the fuel injection unit 2.
  • the pilot burner 3 includes a fuel nozzle 31, a diffusion nozzle 32, and an inner / outer double swirler 33. Diffusion combustion fuel F from the first fuel supply system F ⁇ b> 1 is injected from the fuel nozzle 31.
  • the fuel F injected from the fuel nozzle 31 is atomized by the compressed air CA that has passed through the swirler 33, and then sprayed into the combustion chamber 12 through the diffusion nozzle 32 to form a diffusion combustion region 50.
  • the annular main burner 4 is provided so as to surround the outer periphery of the pilot burner 3.
  • the main burner 4 includes fuel nozzles 41, premixing passages 42, and inner and outer double swirlers 43 arranged at equal intervals in the circumferential direction.
  • the premixed combustion fuel F supplied from the second fuel supply system F2 is injected into the premix passage 42 from the fuel nozzle 41.
  • the premixed combustion fuel F injected into the premixing passage 42 is mixed with the compressed air CA that has passed through the swirler 43 to become a premixed gas.
  • This premixed gas is injected into the combustion chamber 12 to form a premixed combustion region 51.
  • the fuel F is supplied to the pilot burner 3 from the first fuel supply system F1 in all load regions.
  • the fuel F is supplied to the main burner 4 from the second fuel supply system F2 in a high load region (high fuel pressure region) and an intermediate load region (medium fuel pressure region).
  • the high load area is an area where the maximum load is, for example, 70% or more.
  • the middle load region is between a high load region and a low load region (low fuel pressure region), and is, for example, a load region of 40 to 70% of the maximum load.
  • the fuel F is not supplied to the main burner 4 in a low load region that is a load region of 40% or less of the maximum load, for example, only the compressed air CA passes through the main burner 4 and the combustion chamber 12. To be supplied.
  • a common pilot fuel passage 64 and a main fuel passage 65 are connected to each fuel injection unit 2 of the combustor 1.
  • the upstream end of the pilot fuel passage 64 and the upstream end of the main fuel passage 65 are connected to the collective fuel passage 63.
  • a fuel pump 60 and an overall flow control valve 62 are provided in the collective fuel passage 63, and the overall flow control valve 62 is controlled by a fuel controller 61.
  • the fuel F is fed into the collective fuel passage 63 by the fuel pump 60.
  • the fuel controller 61 receives an output command signal by operating an external throttle lever or the like, and sets the opening of the overall flow control valve 62 based on the output command signal. By appropriately setting the opening degree of the overall flow control valve 62, a necessary amount of fuel is supplied to the entire combustor 1 through the collective fuel passage 63, the pilot fuel passage 64, and the main fuel passage 65. .
  • a fuel distributor 66 is provided at a branch portion between the collective fuel passage 63, the pilot fuel passage 64, and the main fuel passage 65.
  • the pilot fuel passage 64 is further branched into a plurality (14).
  • Each branched branch passage 64a communicates with the pilot burner 3 via the first fuel supply system F1 of the corresponding fuel injection unit 2.
  • the main fuel passage 65 is also branched into a plurality (14).
  • Each branched branch passage 65a communicates with the main burner 4 via the second fuel supply system F2 of the corresponding fuel injection unit 2.
  • the main fuel passage 65 is provided with a shutoff valve 67 that shuts off the passage 65 in a low load region when the engine load is below a certain level, that is, when the gas turbine engine is started. As a result, the main fuel passage 65 is more reliably closed in the low load region, and only diffusion combustion by the pilot burner 3 is performed, so that combustion stability including ignitability and flame holding properties is ensured.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view schematically showing the fuel distributor 66.
  • the fuel distributor 66 is a multi-port type having a plurality of ports, and is a cylinder type formed in a cylinder shape.
  • the housing unit 71 includes a cylindrical inner housing 71a that forms a cylinder, and a cylindrical outer housing 71b that surrounds the outer periphery thereof.
  • the upper end of the inner housing 71a is closed by a lid 98, and a moving body 72 that moves in the axial direction C1 is inserted into the hollow portion 74 of the inner housing 71a.
  • the moving body 72 has a piston composed of a large-diameter piston head 72a at the tip (upper end) and a small-diameter piston body 72b following the piston head 72a.
  • the piston body 72b has a cam surface 90 described later.
  • a piston rod 72c that penetrates the inner housing 71a and projects outward in the axial direction is provided at the base end (lower end) of the piston body 72b.
  • a bolt B is screwed into the protruding end of the piston rod 72c.
  • a spring seat 100 is fitted to the bolt B, and a coiled compression-type return spring body 73 is attached between the bolt B and the lower surface of the inner housing 71a.
  • a downward force in FIG. 4 is applied to the moving body 72 by the return spring body 73.
  • a cam groove 91 is formed between the cam surface 90 of the piston body 72b and the inner housing 71a.
  • the cam groove 91 extends in the axial direction C1 of the housing unit 71.
  • the inner housing 71a and the outer housing 71b are formed with a downstream portion 63a of the collective fuel passage 63 penetrating them.
  • the fuel inlet 75 located at the tip of the downstream portion 63a is open to the hollow portion 74 side, that is, the cam groove 91 side.
  • a plurality (ten) of passages extending in the radial direction are formed in the inner housing 71a and the outer housing 71b of the housing unit 71.
  • the left five passages connect the pilot fuel passage 64 and the hollow portion 74 (cam groove 91), and a pilot port 76 is formed. These pilot ports 76 are arranged side by side in the axial direction of the piston 72. Further, the five right passages connect the main fuel passage 65 and the hollow portion 74 (cam groove 91), and a main port 77 is formed. These main ports 77 are arranged side by side in the axial direction of the piston 72.
  • FIG. 6A to 6C are cross-sectional views around the pilot port 76.
  • FIG. 6A shows a closed state of the pilot port 76
  • FIG. 6B shows a transition state between the closed state and the opened state of the pilot port 76.
  • FIG. ) Shows the open state of the pilot port 76.
  • FIG. 6D is a cross-sectional view taken along the line VID-VID in FIG.
  • the inner housing 71a is formed with a pin hole 102 having a circular cross section.
  • the outer housing 71 b is formed with a valve hole 101 having a circular cross section having a diameter larger than that of the pin hole 102.
  • the inner housing 71a is formed with a recess 103 for connecting both holes 102 and 101.
  • a valve body 81 made of a steel ball is inserted into the valve hole 101.
  • a push-up pin 84 is inserted into the pin hole 102 to push the valve body 81 away from the valve seat 82 and bring it into an open state (FIG. 6C).
  • a valve seat 82 made of a material having higher elasticity than the valve body 81 is mounted in the recess 103.
  • a closing spring body 83 made of a coil spring that presses the valve body 81 against the valve seat 82 to bring it into a closed state is inserted into the valve hole 101.
  • the valve seat 82 is formed of a rubber or resin seal ring. The downstream side (left side) of each valve hole 101 with respect to the ball 81 gathers into the collecting path 99 as shown in FIG. 4 and communicates with the pilot fuel passage 64.
  • the push-up pin 84 has a cylindrical pin body 85 extending in a direction perpendicular to the axis of the inner housing 71a, that is, the axis C1 of the moving body 72.
  • the pin body 85 is inserted into the pin hole 102 and can move along the axis C2.
  • the left base end 85 a of the pin main body 85 is always in contact with the ball 81.
  • a cam follower portion 86 is integrally formed at the tip of the pin body 85.
  • the cam follower portion 86 has a bulging shape, protrudes into the cam groove 91, and is always in contact with the pilot cam surface 90 ⁇ / b> A of the moving body 72. That is, the cam surface 90 of the moving body 72 and the cam follower portion 86 of the push-up pin 84 constitute a cam mechanism.
  • the hollow portion 87 of the pin main body 85 communicates with the cam groove 91 through a through hole 88 formed in the cam follower portion 86.
  • the through holes 88 extend radially in a direction orthogonal to the axis C2 and are formed at a plurality of locations (four locations).
  • a plurality of (four places) spaced apart in the circumferential direction are cut out to form a plurality of conduction ports 89.
  • a pilot port 76 is configured by these conduction ports 89.
  • seal rings S1 and S2 are provided on the outer peripheral walls of the piston rod 72c below the moving body 72 and the piston head 72a at the upper end, respectively. Between 71a is sealed.
  • the upper seal ring S2 prevents the fuel F from leaking from the cam groove 91 to the hollow portion 74 above the inner housing 71a. Further, the lower seal ring S1 prevents the fuel F from leaking outside the fuel distributor 66.
  • FIG. 7 is a cross-sectional view of the vicinity of the main port 77 and shows a transition state between the closed state and the open state of the main port 77. This figure corresponds to the left-right inverted version of FIG.
  • the cam follower portion 86 at the tip of the pin body 85 protrudes into the cam groove 91 and abuts on the main side cam surface 90B of the moving body 72.
  • the valve body 81 is pushed up by the push-up pin 84 and is separated from the valve seat 82 to be opened.
  • the cam slope portion 90Ba moves the pin body 85 in a direction to be in an open state.
  • the cam surfaces 90A and B open and close the pilot port 76 and the main port 77 as follows as the fuel pressure in the cam groove 91 increases.
  • the other four pilot ports 76 other than the uppermost pilot port 76 are closed, and all the main ports 77 are opened.
  • the pilot-side cam surface 90A and the main-side cam surface 90B of the moving body 72 are formed with uneven surfaces as follows.
  • flat convex surfaces 92A and flat concave surfaces 93A are alternately formed.
  • the convex surface 92A and the concave surface 93A are connected by a push-up slope 94A or a push-down slope 95A.
  • the pilot-side cam surface 90A is formed so that the axial length a1 of the convex surface 92A is sequentially increased and the axial length b1 of the concave surface 93A is sequentially decreased from the proximal end to the distal end (upward). Has been.
  • the cam follower portion 86 is The boundary position between the convex surface 92A and the depressed slope 95A is determined so as to start to contact the depressed slope 95A.
  • main cam surface 90B flat convex surfaces 92B and flat concave surfaces 93B are alternately formed. Further, the convex surface 92B and the concave surface 93B are connected by a push-up slope 94B or a push-down slope 95B.
  • the main-side cam surface 90B is formed so that the axial length a2 of the convex surface 92B gradually decreases and the axial length b2 of the concave surface 93B sequentially increases from the base end to the distal end (upward). Has been.
  • an anti-rotation mechanism 96 is disposed at the tip (upper part) of the inner housing 71a.
  • the rotation preventing mechanism 96 prevents the piston 72 from rotating so that the pilot-side cam surface 90A and the pilot-side push-up pin 84 are accurately opposed to each other, and the main-side cam surface 90B and the main-side push-up pin 84 are opposed to each other. Can be accurately opposed.
  • the rotation preventing mechanism 96 is formed on the inner peripheral surface of the inner housing 71a and extends in the axial direction (in the direction of the cylinder axis C1), and on the outer peripheral surface of the piston head 72a. And a key groove 96b.
  • the rotation preventing mechanism 96 allows the piston 72 to move in the axial direction and prevents relative movement in the circumferential direction with respect to the inner housing 71a.
  • the anti-rotation mechanism 96 may have the following configuration instead of the combination of the key 96a and the key groove 96b. That is, as shown by a two-dot chain line in FIG. 4, a guide rod 97 extending downward in the axial direction is fixed to the inner housing 71a at a position eccentric from the axis C1, and the guide rod 97 is axially relative to the piston 72. It is good also as a structure inserted so that it may move freely.
  • the fuel supply apparatus having the above configuration will be described.
  • the fuel F is introduced from the fuel pump 60 into the collective fuel passage 63, and the flow rate is adjusted by the overall flow control valve 62. Thereafter, the fuel F is distributed to the pilot fuel passage 64 and the main fuel passage 65 through the fuel distributor 66 and supplied to the pilot burner 3 and the main burner 4 of each fuel injection unit 2.
  • the pilot fuel passage 64 and the main fuel passage 65 are common passages for all the fuel injection units 2.
  • the force of the spring body 73 is larger than the pushing force of the piston head 72a due to this fuel pressure.
  • the moving body 72 is in the lowest initial position shown in FIG. In this state, the push-up pins 84 of all the pilot ports 76 are in a state of riding on the convex surface 92A of the pilot cam surface 90A as shown in FIG. It is separated from. Accordingly, the fuel F in the cam groove 91 enters the valve hole 101 through the through hole 88 of the push-up pin 84, the hollow portion 87, and the conduction port 89 (pilot port 76). The fuel F that has entered without the valve hole 101 is supplied to the pilot fuel passage 64 via the collecting passage 99 as shown in FIG.
  • the horizontal axis of FIG. 8 shows the differential pressure (hereinafter referred to as “fuel differential pressure”) between the pressure at the fuel inlet 75 and the pressure in the combustion chamber 12 (same as the pressure at the outlet EX of the pilot burner 3).
  • the vertical axis indicates the flow rate of the fuel F.
  • the fuel differential pressure corresponds to the engine load.
  • the curve indicated by the bold line in the figure indicates the flow rate (hereinafter referred to as “total flow rate”) that is the sum of the fuel flow rate through the pilot fuel passage 64 and the fuel flow rate through the main fuel passage 65.
  • total flow rate that is the sum of the fuel flow rate through the pilot fuel passage 64 and the fuel flow rate through the main fuel passage 65.
  • the total flow rate becomes the fuel flow rate passing through the pilot fuel passage 64 as it is.
  • the fuel flow rate through the pilot fuel passage 64 gradually increases as the fuel differential pressure increases.
  • the low load region Z1 includes a prescribed 30% MTO (Max Take Off: maximum takeoff output).
  • the moving body 72 starts to move upward against the force of the return spring body 73 just before reaching P1 in FIG.
  • the lowermost push-up pin 84 on the pilot side moves from the convex surface 92A to the push-down slope 95A and starts to close the pilot port 76.
  • the lowermost push-up pin 84 on the main side changes from the concave surface 93B to the push-up slope 94B and starts to open the main port 77.
  • the pilot-side push-up pin 84 sequentially falls into the concave surface 93A from the lowermost step to the lowermost step of the uppermost step, and the pilot port 76 is closed.
  • the fuel flow rate through the pilot fuel passage 64 decreases as the fuel differential pressure increases, as shown by the curve A1 in FIG. Only the uppermost pilot port 76 is opened at the time of the fuel differential pressure P2, which is the end of the middle fuel pressure region Z2.
  • the main-side push-up pin 84 in FIG. 4 rides on the convex surface 92B through the push-up slope 94B in order from the lowest step to open the main port 77.
  • the fuel flow rate through the main fuel passage 65 gradually increases as shown by the curve B in FIG.
  • the fuel differential pressure is P2
  • all main ports 77 are opened.
  • most of the fuel F is supplied to the main fuel passage 65 and the remaining portion is supplied to the pilot fuel passage 64.
  • the fuel F is supplied to the fuel injection unit 2 from both the pilot fuel passage 64 and the main fuel passage 65, and both the pilot burner 3 and the main burner 4 operate.
  • the total flow rate indicated by the curve C in the middle load region Z ⁇ b> 2 of FIG. 8 is set by the overall flow rate control valve 62.
  • the fuel is supplied to the pilot fuel passage 64 of FIG. 4 while the plurality of pilot ports 76 are sequentially closed, the fuel flow rate through the pilot fuel passage 64 can be smoothly reduced.
  • the fuel differential pressure reaches the high fuel pressure region Z3 of FIG. 8 corresponding to the high load
  • the fuel differential pressure rises in a state where all the main ports 77 are opened and the fuel F is supplied to the main fuel passage 65.
  • the fuel flow rate increases.
  • the fuel F continues to be supplied only through the uppermost pilot port 76, and the fuel flow rate increases as the fuel differential pressure increases.
  • the fuel is supplied such that the ratio of the fuel flow rate supplied from the pilot port 76 to the pilot fuel passage 64 and the fuel flow rate supplied from the main port 77 to the main fuel passage 65 becomes a predetermined 1: 9. F is supplied.
  • the rise of the piston 72 is restricted by the lid 98 and is set so as not to move further upward.
  • the fuel flow rate passing through the pilot fuel passage 64 increases with the fuel differential pressure while being suppressed to about 10% of the total flow rate, as shown by the curve A2. Further, the flow rate of fuel passing through the main fuel passage 65 increases while maintaining about 90% of the total flow rate, as shown by the curve B1.
  • the load region Z3 includes a prescribed 85% MTO. As described above, in the high load region Z3, premixed gas combustion is mainly performed by the main burner 4 to achieve low NOx, while diffusion combustion by the pilot burner 3 is performed secondarily to achieve stable combustion. Secured.
  • the fuel distribution amount to the pilot fuel passage 64 and the main fuel passage 65 is provided by the fuel distributor 66 provided at the branch portion between the collective fuel passage 63, the pilot fuel passage 64 and the main fuel passage 65.
  • the structure is simplified and a complicated control circuit is not required, so that the cost is reduced.
  • each port 76 and the main port 77 sequentially shift between open and closed according to the fuel pressure, the fuel distribution amount to the pilot fuel passage 64 and the main fuel passage 65 at each fuel pressure is reduced. It can be adjusted smoothly. Further, each port is closed by pressing the valve body 81 against the valve seat 82 with the spring body 83 by the cam mechanism comprising the cam surface 90 of the moving body 72 and the cam follower portion 86 of the push-up pin 84. The fuel sealability can be sufficiently secured.
  • the moving body 72 is a piston and the housing unit 71 is a cylinder, the piston 72 moves in the housing 71, so that the structure of the fuel distributor 66 is simplified.
  • FIG. 9 is a system diagram showing a fuel control system according to the second embodiment of the present invention.
  • the collective fuel passage 63 is extended to each fuel injection unit 2, and one fuel distributor 66 is provided in each fuel injection unit 2. Therefore, the pilot fuel passage 64 and the main fuel passage 65 are independent for each fuel injection unit 2.
  • the fuel distributor 66 is built in the fuel piping unit 18 of each fuel injection unit 2. As a result, a single thick collective fuel passage 63 is sufficient to reach each fuel injection unit 2, so that the fuel is more fueled than when two pilot fuel passages 64 and a main fuel passage 65 are used as in the first embodiment.
  • the piping work up to the injection unit 2 is facilitated.
  • Other operations and effects of the second embodiment are the same as those of the first embodiment.
  • the combustor is a fuel injection method, but is not limited to this, and may be an air blast type, for example.
  • the main burner is a premixed gas combustion system, but may be a diffusion combustion system, for example.

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Abstract

　本発明に係るガスタービンエンジンの燃料供給装置は、集合燃料通路６３からの燃料をパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５に分配する燃料分配器６６を備えている。燃料分配器６６は、燃料入口７５の燃料圧力に応じて移動し、当該移動の距離に応じてパイロットポート７６およびメインポート７７の開閉を行う移動体７２を有している。燃料入口７５の燃料圧力が所定の値以下のときにはパイロット燃料通路６４にのみ燃料が供給され、所定の値を超えるときにはパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５の両方に燃料が供給される。

Description

ガスタービンエンジンの燃料供給装置
　本発明は、パイロットバーナとメインバーナとを有する燃焼器に燃料を供給するガスタービンエンジンの燃料供給装置に関する。
　ガスタービンエンジンにおいては、環境保全への配慮から、燃焼により排出される排ガスの組成に関して厳しい環境基準が設けられており、排ガスから窒素酸化物（以下、Ｎ０X という）などの有害物質を低減することが求められている。一方、大型のガスタービンや航空機用エンジンでは、低燃費化および高出力化の要請から、圧力比が高く設定される傾向にあり、それに伴って燃料供給装置入口における空気の高温および高圧化が進んでいる。この燃料供給装置の入口空気温度の高温化によって燃焼温度も高くなり、排ガス中のＮ０X をむしろ増加させる要因になることが懸念されている。
　そこで、近年では、Ｎ０X 発生量を効果的に低減できる希薄予混合気燃焼方式と、着火性能および保炎性能に優れた拡散燃焼方式の２つの燃焼方式を組み合わせた複合燃焼方式が提案されている。希薄予混合気燃焼方式は、空気と燃料を予め混合して燃料濃度を均一化した混合気を燃焼させる方式である。この方式では、局所的に火炎温度が高温となる燃焼領域が存在せず、かつ燃料の希薄化により全体的にも火炎温度を低くできることから、Ｎ０X 発生量を効果的に低減できる利点がある。その反面、希薄予混合気燃焼方式は、大量の空気と燃料を均一に混合することから、燃焼領域の局所燃料濃度が非常に薄くなってしまい、特に低負荷時での燃焼安定性が低下する課題がある。一方、拡散燃焼方式は、燃料と空気とを拡散および混合しながら燃焼させる方式である。この方式は、低負荷時にも吹き消えが起こり難く、保炎性能が優れている利点がある。よって、希薄予混合気燃焼方式と拡散燃焼方式を組み合わせた複合燃焼方式は、始動時および低負荷時には拡散燃焼領域において燃焼安定性を保持できるとともに、高負荷時には希薄予混合気燃焼領域においてＮ０X 発生量の低減を図ることができる。
　前記複合燃焼方式による燃料供給装置は、燃焼室内に拡散燃焼方式による拡散燃焼領域を形成するように燃料を噴霧するパイロットバーナと、前記燃焼室内に希薄予混合気燃焼方式による予混合燃焼領域を形成するように燃料と空気の予混合気を供給するメインバーナとを備えている。この燃料供給装置は、始動時や低負荷時にパイロットバーナにのみ燃料を供給し、高負荷時にパイロットバーナに加えてメインバーナにも燃料を供給するように構成されている。そして、ガスタービンエンジンが低負荷時から高負荷時に移行する際、燃料供給装置は安定燃焼性と低ＮＯｘ化にとって適切な値を保ちながら、パイロットバーナとメインバーナへの燃料分配率が１対０から例えば１対９まで緩やかに変化するよう制御する。
　このような複雑な制御を行うために、従来、パイロットバーナへ燃料を供給するパイロット燃料通路とメインバーナへ燃料を供給するメイン燃料通路のそれぞれに流量制御弁を設け、これらをコントローラで制御していた（特許文献１）。
　しかし、このように２つの燃料通路のそれぞれに流量制御弁を設けると、これら流量制御弁とコントローラがエンジン全体の重量およびコストに占める割合が、航空機用と産業用、あるいは大型機用と小型機用とで異なるものの、特に小型の航空機用ガスタービンにおいて大きくなり、その影響は無視できない。このことが、追加の燃料制御システム（流量制御弁やコントローラ）を必要とする複合燃焼方式を小型の航空機用ガスタービンに適用する妨げとなっていた。さらに、燃料制御システムが追加されることにより、重量の増大および構造の複雑化を招いてしまう。
　そこで、本出願人は、パイロットバーナへ燃料を供給するパイロット燃料通路およびメインバーナへ燃料を供給するメイン燃料通路と、両通路に燃料を供給する集合燃料通路との間に燃料分配器を設け、これらをコントローラで制御するシステムを提案した（特許文献２）。
特開平５－５２１２４号公報 特許第４２２０５５８号公報
　上記燃料分配器を用いたシステムでは、パイロットバーナとメインバーナへ燃料を分配するために、パイロット燃料通路とメイン燃料通路へ燃料を分配している。この燃料分配を円滑にかつ精度良く行うには、燃料分配器における燃料のシール性を確保しなければならない。ところが、このシール性を十分確保するのは難しい。
　本発明は、拡散燃焼方式および希薄予混合気燃焼方式の２つの燃焼方式を組み合わせた複合燃焼方式において、燃料流量制御を簡素な構造で安価に、かつ燃料シール性の十分な確保を実現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。
　上記目的を達成するために、本発明に係るガスタービンエンジンの燃料供給装置は、パイロットバーナとメインバーナを有する燃焼器に燃料を供給するガスタービンエンジンの燃料供給装置であって、前記パイロットバーナに燃料を供給するパイロット燃料通路と、前記メインバーナに燃料を供給するメイン燃料通路と、前記パイロット燃料通路およびメイン燃料通路に燃料を供給する集合燃料通路と、前記集合燃料通路からの燃料をパイロット燃料通路およびメイン燃料通路に分配する燃料分配器と、を備え、前記燃料分配器は、前記集合燃料通路からの燃料が導入される燃料入口と、前記パイロット燃料通路に接続されるパイロットポートと、前記メイン燃料通路に接続されるメインポートと、前記燃料入口の燃料圧力に応じて移動し、当該移動の距離に応じて前記パイロットポートおよび前記メインポートの開閉を行う移動体と、を有し、前記燃料入口の燃料圧力が所定の値以下のときには前記パイロット燃料通路にのみ燃料が供給され、前記所定の値を超えるときには前記パイロット燃料通路および前記メイン燃料通路の両方に燃料が供給されるように構成されている。
　この構成によれば、燃料分配器により、パイロット燃料通路およびメイン燃料通路への燃料分配量が燃料圧力に応じて自動的に調整されるので、パイロット燃料用とメイン燃料用にそれぞれ流量制御弁を設ける必要がなくなるから、構造が簡素化され、複雑な制御回路も不要となるから安価で、適切な拡散燃焼および予混合気燃焼を行わせることができる。
　本発明において、前記燃料分配器は、前記パイロットポートを複数有するとともに、前記メインポートを複数有しており、前記燃料入口の燃料圧力が大きくなるに従って、開放されている前記パイロットポートの数が減ってゆき、閉止されている前記メインポートの数が減ってゆくように構成してもよい。
　この構成によれば、複数のメインポートおよび複数のパイロットポートが順次開弁または閉弁するので、各燃料圧力領域におけるパイロット燃料通路およびメイン燃料通路への燃料分配量を円滑に調整することができる。
　また、本発明において、前記燃料分配器は、各ポートに設けられ各ポートを開閉する弁体と、前記弁体を弁座に押圧して前記ポートを閉止するばね体と、前記ばね体の力に抗して前記弁体を弁座から離間する方向に押し上げて前記ポートを開放する押上げピンと、をさらに備え、前記移動体はカム面を有しており、前記移動体が前記燃料入口の燃料圧力に応じて移動することで、前記カム面によって前記押上げピンが押し上げられ、押し上げられた前記押上げピンによって前記弁体が移動し、前記弁体の移動により前記各ポートの開閉が行われるように構成されていてもよい。
　この構成によれば、この燃料分配器は複雑な制御回路で作動するものではなく、燃料圧力によって自動的に作動するものであるから、制御回路の誤作動による燃料の流量制御不良のおそれもない。しかも、各ポートは移動体のカム面と押上げピンとからなるカム機構により、弁体をばね体で弁座に押圧して閉弁させるので、高いシール機能を有しており、燃料シール性を十分に確保することができる。
　また、本発明において、前記弁体はボールであり、前記弁座は前記ボールよりも高い弾性を有する材料からなるシールリングであってもよい。これにより、簡素な構造で高い燃料シール性を確保することができる。
　また、本発明において、前記各ポートがハウジング・ユニットに設けられ、前記移動体が前記ハウジング・ユニットに収納されて軸方向に移動するピストンであり、前記ピストンの外周に前記カム面が形成されていることが好ましい。これにより、ハウジングがシリンダの役割を担って、燃料入口の燃料圧力に応じてピストンがハウジング内を移動し、移動に伴って各ポートを開弁または閉弁するという単純な構成となるから、燃料分配器の構造が簡略化される。
　また、本発明において、前記複数のパイロットポートおよびメインポートはそれぞれ、前記ピストンの軸方向に並んで配置されていることが好ましい。これにより、燃料分配器の小型化が可能となる。
　前記ピストンは、ピストンの軸方向に延びて前記カム面を形成するカム溝を有し、前記カム溝内に前記燃料入口が開口していることが好ましい。これにより、燃料圧力に応じたパイロット燃料通路およびメイン燃料通路への燃料分配量を円滑に調整できる。
　本発明において、前記パイロット燃料通路およびメイン燃料通路は複数の前記燃料噴射ユニットに燃料を供給するものであってもよい。つまり、単一の燃料分配器からパイロット燃料通路およびメイン燃料通路を通って複数の燃料噴射ユニットに燃料を供給する単一燃料分配器タイプとしてもよい。これとは異なり、前記集合燃料通路を各燃料噴射ユニットごとに１つずつ設け、前記パイロット燃料通路およびメイン燃料通路を含む燃料マニホールドを各燃料噴射ユニットごとに独立させた複数燃料分配器タイプとすることもできる。両タイプは、燃料分配器と燃料マニホールドのそれぞれの重量とコストに関する得失を考慮して、適宜選択される。単一燃料分配器タイプでは、燃料分配器が１つで済み、複数燃料分配器タイプでは、各燃料噴射ユニットの燃料分配器に至るまでの太い（大流量用の）集合燃料通路が一つで済む。
　本発明のガスタービンエンジンの燃料供給装置によれば、簡単で安価な構造で、各燃料圧力時におけるパイロット燃料通路およびメイン燃料通路への燃料分配量を円滑に調整することができ、かつ複数のパイロットポートおよびメインポートは燃料シール性を十分に確保することができる。
本発明の第１実施形態に係るガスタービンエンジンの燃料供給装置を示す概略正面図である。 図１のＩＩ－ＩＩ線に沿った拡大断面図である。 燃料制御系統を示す系統図である。 起動前の燃料分配器を示す断面図である。 図４のＶ－Ｖ線に沿った拡大断面図である。 （Ａ）は燃料分配器のパイロットポートの閉止状態、（Ｂ）はパイロットポートの閉止状態から開放状態への移行状態、（Ｃ）はパイロットポートの開放状態を示す断面図である。（Ｄ）は（Ａ）のＶＩＤ－ＶＩＤ線に沿った断面図である。 メインポートの閉止から開放状態への移行状態を示す断面図である。 燃料分配器における燃料圧力変動にともなう流量変動を示す曲線である。 本発明の第２実施形態に係る燃料制御系統を示す系統図である。 図９における燃料噴射ユニットの要部を拡大して示す側面図である。
　以下、本発明の好ましい実施形態について図面を参照しながら説明する。図１は本発明の第１実施形態に係る燃料供給装置を備えたガスタービンエンジンの燃焼器１の頭部を示している。この燃焼器１は、ガスタービンエンジンの図示しない圧縮機から供給される圧縮空気に燃料を混合して生成した混合気を燃焼させて、その燃焼により発生する高温かつ高圧の燃焼ガスをタービンに送ってタービンを駆動するものである。
　燃焼器１はアニュラー型であり、筒状のアウタケーシング７の内側に筒状のインナケーシング８がガスタービンエンジンの中心軸Ｃを中心に配置されている。このアウタケーシング７及びインナケーシング８により、環状の内部空間を有する燃焼器ハウジング６が構成されている。この燃焼器ハウジング６の環状の内部空間には、筒状のアウタライナ１０の内側に筒状のインナライナ１１が配置されており、両ライナにより燃焼筒９が形成されている。この燃焼筒９は、燃焼器ハウジング６と同心状に配置されている。燃焼筒９は内部に環状の燃焼室１２が形成されており、燃焼筒９の頂壁９ａには、燃焼室１２内に燃料を噴射する複数（この実施形態では１４個）の燃料噴射ユニット２が設けられている。各燃料噴射ユニット２は、燃焼筒９と同心の円上に等間隔に配設されている。各燃料噴射ユニット２は、パイロットバーナ３と、メインバーナ４とを有している。メインバーナ４は、パイロットバーナ３の外周を囲むように、かつ、パイロットバーナ３と同心状に設けられている。パイロットバーナ３は拡散燃焼方式用のバーナであり、メインバーナ４は予混合燃焼方式用のバーナである。両バーナの詳細については後述する。
　着火を行うための２つの点火栓１３は、アウタケーシング７およびアウタライナ１０を貫通して、燃焼筒９の径方向に延び、かつその先端が燃料噴射ユニット２に相対向するように設けられている。この燃焼器１では、２つの点火栓１３に対向する２つの燃料噴射ユニット２が噴射する可燃混合気に着火した後、この燃焼による火炎が、隣接する燃料噴射ユニット２の可燃混合気へ、さらに隣接する燃料噴射ユニットの可燃混合気へと移ってゆき、最終的には全周にわたって火炎が広がる。
　図２は図１のＩＩ－ＩＩ線に沿った拡大断面図である。前記燃焼器ハウジング６の環状の内部空間には、圧縮機から送給される圧縮空気ＣＡが環状のプレディフューザ通路１４を介して導入される。この導入された圧縮空気ＣＡは、燃料噴射ユニット２に供給されるとともに、燃焼筒９のアウタライナ１０およびインナライナ１１にそれぞれ複数形成された空気導入口１７から燃焼室１２内に供給される。アウタケーシング７に支持された燃料配管ユニット１８は、燃焼筒９の基部１９に接続されている。燃料配管ユニット１８は、前記パイロットバーナ３へ拡散燃焼用の燃料を供給する第１燃料供給系統Ｆ１および前記メインバーナ４へ希薄予混合燃焼用の燃料を供給する第２燃料供給系統Ｆ２をそれぞれ形成している。燃料噴射ユニット２はその外周部に設けたフランジ５Ａと、アウタライナ１０に設けた支持体５Ｂとを介してアウタライナ１０に支持されている。さらに、このアウタライナ１０は、ライナ固定ピンＰでアウタケーシング７に支持されている。燃焼筒９の下流端部にはタービンの第１段ノズルＴＮが接続されている。
　前記パイロットバーナ３は燃料噴射ユニット２の中央部に設けられている。このパイロットバーナ３は、燃料ノズル３１と、拡散ノズル３２と、内外二重のスワーラ３３とを有している。第１燃料供給系統Ｆ１からの拡散燃焼用の燃料Ｆは燃料ノズル３１から噴射される。燃料ノズル３１から噴射された燃料Fは、スワーラ３３を通過した圧縮空気ＣＡにより微粒子化されたのち、拡散ノズル３２を経て燃焼室１２内に噴霧され、拡散燃焼領域５０を形成する。
　パイロットバーナ３の外周を囲む形で、環状の前記メインバーナ４が設けられている。このメインバーナ４は、周方向に等間隔で配置された燃料ノズル４１と、予混合通路４２と、内外二重のスワーラ４３とを有している。第２燃料供給系統Ｆ２から供給された予混合燃焼用燃料Ｆは、燃料ノズル４１から予混合通路４２内に噴射される。予混合通路４２内に噴射された予混合燃焼用燃料Ｆはスワーラ４３を通過した圧縮空気ＣＡと混合され、予混合気となる。この予混合気が燃焼室１２内に噴射され、予混合燃焼領域５１を形成する。
　パイロットバーナ３には、全ての負荷領域において第１燃料供給系統Ｆ１から燃料Ｆが供給される。これに対し、メインバーナ４には、高負荷領域（高燃料圧力領域）及び中負荷領域（中燃料圧力領域）において、第２燃料供給系統Ｆ２から燃料Ｆが供給される。高負荷領域は、最大負荷の例えば７０％以上の負荷の領域である。中負荷領域は、高負荷領域と低負荷領域（低燃料圧力領域）の間にあり、例えば最大負荷の４０～７０％の負荷の領域である。なお、メインバーナ４は、例えば、最大負荷の４０％以下の負荷の領域である低負荷領域において、燃料Ｆが供給されないことから、メインバーナ４には圧縮空気ＣＡのみが通過して燃焼室１２に供給される。
　つぎに、前記ガスタービンエンジンの燃料制御系統について、図３を参照しながら説明する。図３に示すように、燃焼器１の各燃料噴射ユニット２には、共通のパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５が接続されている。また、パイロット燃料通路６４の上流端とメイン燃料通路６５の上流端は、集合燃料通路６３に接続されている。集合燃料通路６３には燃料ポンプ６０と全体流量制御弁６２が設けられており、全体流量制御弁６２は燃料コントローラ６１によって制御されている。前記燃料ポンプ６０により燃料Ｆが集合燃料通路６３内に送給される。また燃料コントローラ６１は、外部のスロットルレバーの操作などによる出力指令信号を受け、これに基づいて全体流量制御弁６２の開度を設定する。この全体流量制御弁６２の開度が適切に設定されることにより、集合燃料通路６３、パイロット燃料通路６４、およびメイン燃料通路６５を介して燃焼器１全体に必要な量の燃料が供給される。
　集合燃料通路６３とパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５との分岐部には燃料分配器６６が設けられている。前記パイロット燃料通路６４はさらに複数（１４本）に分岐している。分岐した各分岐通路６４ａは、対応する燃料噴射ユニット２の第１燃料供給系統Ｆ１を介してパイロットバーナ３に連通している。同様に、前記メイン燃料通路６５も複数に分岐（１４本）している。分岐した各分岐通路６５ａは、対応する燃料噴射ユニット２の第２燃料供給系統Ｆ２を介してメインバーナ４に連通している。このメイン燃料通路６５には、一定以下のエンジン負荷のとき、つまり、ガスタービンエンジンの始動時を含む低負荷領域で同通路６５を遮断する遮断弁６７が設けられている。これにより、低負荷領域ではメイン燃料通路６５がより確実に閉止されて、パイロットバーナ３による拡散燃焼のみが行われるため、着火性や保炎性を含む燃焼の安定性が確保される。
　図４は燃料分配器６６を模式的に示す断面図である。図４に示すように、この燃料分配器６６は複数のポートを有するマルチポート式であり、またシリンダ状に形成されたシリンダタイプである。ハウジング・ユニット７１は、シリンダを形成する円筒状の内側ハウジング７１ａと、その外周を囲む円筒状の外側ハウジング７１ｂとからなる。内側ハウジング７１ａの上端は蓋体９８によって閉止されており、この内側ハウジング７１ａの中空部７４に、軸方向Ｃ１に移動する移動体７２が挿入されている。移動体７２は、先端（上端）の大径のピストンヘッド７２ａとこれに続く小径のピストンボデイ７２ｂとからなるピストンを有している。ピストンボデイ７２ｂには、後述するカム面９０が形成されている。
　ピストンボデイ７２ｂの基端（下端）には、内側ハウジング７１ａを貫通して軸方向外方に突出するピストンロッド７２ｃが設けられている。このピストンロッド７２ｃの突出端部にボルトＢがねじ込まれている。ボルトＢにはばね受座１００が嵌合されており、また、内側ハウジング７１ａの下面との間にはコイル状の圧縮形の復帰用ばね体７３が取り付けられている。復帰用ばね体７３によって、移動体７２には図４の下方向への力が加わっている。ボルトＢとばね受座１００との間に装着されたスペーサＳＰの厚みを変えることによって、復帰用ばね体７３の初期歪み量が調整される。
　ピストンボデイ７２ｂのカム面９０と内側ハウジング７１ａの間にはカム溝９１が形成されている。カム溝９１は、ハウジング・ユニット７１の軸方向Ｃ１に延びている。内側ハウジング７１ａおよび外側ハウジング７１ｂには、これらを貫通する集合燃料通路６３の下流部６３ａが形成されている。この下流部６３ａの先端に位置する燃料入口７５は、中空部７４側、つまりカム溝９１側に開口している。これにより、集合燃料通路６３からの燃料Ｆがカム溝９１に導入される。ハウジング・ユニット７１の内側ハウジング７１ａおよび外側ハウジング７１ｂには、径方向に延びる複数（１０個）の通路が形成されている。これらの通路のうち左側の５つの通路は、パイロット燃料通路６４と中空部７４（カム溝９１）とを接続しており、パイロットポート７６が形成されている。これらのパイロットポート７６は、ピストン７２の軸方向に並んで配置されている。また、右側の５つの通路は、メイン燃料通路６５と中空部７４（カム溝９１）とを接続しており、メインポート７７が形成されている。これらのメインポート７７は、ピストン７２の軸方向に並んで配置されている。
　燃料分配器６６のハウジング・ユニット７１に設けられた各パイロットポート７６および各メインポート７７の周辺の構造はいずれも同一の構造である。以下では、代表として、１つのパイロットポート７６について詳細に説明する。図６（Ａ）～（Ｃ）は、パイロットポート７６周辺の断面図である。このうち、図６（Ａ）はパイロットポート７６の閉止状態を示しており、図６（Ｂ）はパイロットポート７６の閉止状態と開放状態との間の移行状態を示しており、図６（Ｃ）はパイロットポート７６の開放状態を示している。図６（Ｄ）は図６（Ａ）のＶＩＤ－ＶＩＤ線に沿った断面図である。
　図６（Ａ）に示すように、内側ハウジング７１ａには、円形断面のピン孔１０２が形成されている。また、外側ハウジング７１ｂには、ピン孔１０２よりも大径の円形断面の弁孔１０１が形成されている。さらに、内側ハウジング７１ａには、両孔１０２、１０１を接続する凹所１０３が形成されている。この弁孔１０１には、鋼製のボールからなる弁体８１が挿入されている。また、ピン孔１０２には、弁体８１を弁座８２から離間する方向に押し上げて開放状態（図６（Ｃ））にする押上げピン８４が挿入されている。凹所１０３には、弁体８１よりも高い弾性を有する材料からなる弁座８２が装着されている。また、弁孔１０１には、弁体８１を弁座８２に押圧して閉止状態にするコイルスプリングからなる閉止用ばね体８３が挿入されている。弁座８２は、ゴムまたは樹脂製のシールリングにより形成されている。各弁孔１０１におけるボール８１よりも下流側（左側）は、図４に示すように集合路９９へと集合しており、パイロット燃料通路６４に連通している。
　押上げピン８４は、内側ハウジング７１ａの軸心、つまり移動体７２の軸心Ｃ１と直交する方向に延びる筒状のピン本体８５を有している。このピン本体８５は、ピン孔１０２に挿入されており、軸心Ｃ２に沿って移動することができる。ピン本体８５の左側の基端８５ａは常にボール８１と接している。ピン本体８５の先端には、カムフォロワ部８６が一体的に形成されている。このカムフォロワ部８６は、膨出形状を有し、カム溝９１内に突出して移動体７２のパイロット側のカム面９０Ａと常に接している。つまり、前記移動体７２のカム面９０と押上げピン８４のカムフォロワ部８６とによりカム機構が構成されている。
　ピン本体８５の中空部８７は、カムフォロワ部８６に形成された貫通孔８８を介してカム溝９１に連通している。貫通孔８８は、図６（Ｄ）に示すように、軸心Ｃ２と直交する方向に放射状に延びて複数箇所（４箇所）に形成されている。図６（Ａ）のピン本体８５の基端には周方向に間隔をおいた複数個所（４箇所）が切欠されて、複数の導通口８９が形成されている。これらの導通口８９によってパイロットポート７６が構成されている。
　また、図４に示すように、移動体７２の下方のピストンロッド７２ｃと上方の先端のピストンヘッド７２ａの外周壁にそれぞれシールリングＳ１、Ｓ２が設けられており、これにより移動体７２と内側ハウジング７１ａ間が封止されている。上方のシールリングＳ２により燃料Ｆがカム溝９１から内側ハウジング７１ａ上方の中空部７４へ漏れるのが防止されている。また、下方のシールリングＳ１により、燃料Ｆが燃料分配器６６の下方外部に漏れるのが防止されている。
　移動体７２は前記燃料入口７５の燃料圧力が十分に低いときは、図６（Ａ）に示すように、閉止用ばね体８３によって弁体８１が弁座８２に押し付けられて閉止状態となる。このとき、押上げピン８４のカムフォロワ部８６は、カム面９０Ａの後述する凹面９３Ａに当接している。燃料圧力が上昇すると、図６（Ｂ）に示すように、弁体８１が押上げピン８４によって押し上げられ、弁座８２から離間して開放状態となる。後述するカム斜面部９０Ａａはピン本体８５を開放状態となる方向に移動させる。このとき、中空部８７と弁孔１０１とは、導通口８９を介して連通した状態となっている。燃料圧力がさらに上昇すると、図６（Ｃ）に示すように、弁体８１が押上げピン８４によって一層押上げられて弁座８２からさらに離間してパイロットポート７６が大きく開放される。
　図７は、メインポート７７周辺の断面図であり、メインポート７７の閉止状態と開放状態との間の移行状態を示している。この図は図６（Ｂ）を左右反転させたものに相当する。メインポート７７の移行状態では、ピン本体８５の先端のカムフォロワ部８６が、カム溝９１内に突出して移動体７２のメイン側カム面９０Ｂと当接している。弁体８１が押上げピン８４によって押上げられて弁座８２から離間して開放状態になる。カム斜面部９０Ｂａはピン本体８５を開放状態となる方向に移動させる。
　前記カム面９０Ａ、Ｂは、カム溝９１内の燃料圧力の上昇に伴って、パイロットポート７６とメインポート７７をつぎのように開閉させる。まず、カム溝９１内の燃料圧力が低い低燃料圧力領域では、すべてのパイロットポート７６が開放状態にある。続いて、カム溝９１内の燃料圧力が上昇して中燃料圧力領域に至ると移動体７２の上昇に伴って、パイロットポート７６のうち下段のものから順に閉止され、また、メインポート７７のうち下段のものから順に開放されていく。高燃料圧力領域ではさらに移動体７２の上昇に伴って、最も上方のパイロットポート７６を除く他の４つのパイロットポート７６が閉止され、また、すべてのメインポート７７が開放される。
　このように両ポート７６、７７を開閉させるために、移動体７２のパイロット側カム面９０Ａとメイン側カム面９０Ｂには、つぎのように凹凸面が形成されている。移動体７２のパイロット側カム面９０Ａには、平坦な凸面９２Ａと平坦な凹面９３Ａとが交互に形成されている。また、凸面９２Ａと凹面９３Ａとは、押上げ斜面９４Ａ又は押下げ斜面９５Ａによって接続されている。パイロット側カム面９０Ａは、基端から先端に向かって（上方向に向かって）、凸面９２Ａの軸方向長さａ１が順次長くなり、凹面９３Ａの軸方向長さｂ１が順次短くなるように形成されている。また、移動体７２の基端側（下側）の押上げピン８４の方が、より高い燃料圧力となったときに、つまり、移動体７２がより上方に移動したときに、カムフォロワ部８６が押下げ斜面９５Ａに接し始めるように、凸面９２Ａと押し下げ斜面９５Ａの境界位置が定められている。
　メイン側カム面９０Ｂには、平坦な凸面９２Ｂと平坦な凹面９３Ｂとが交互に形成されている。また、凸面９２Ｂと凹面９３Ｂとは、押上げ斜面９４Ｂ又は押下げ斜面９５Ｂによって接続されている。メイン側カム面９０Ｂは、基端から先端に向かって（上方向に向かって）、凸面９２Ｂの軸方向長さａ２が順次短くなり、凹面９３Ｂの軸方向長さｂ２が順次長くなるように形成されている。また、移動体７２の基端側（下側）の押上げピン８４の方が、より高い燃料圧力となったときに、カムフォロワ部８６が押上げ斜面９４Ｂに接しはじめるように、凹面９３Ｂと押上げ斜面９４Ｂの境界位置が定められている。
　これにより、ピストン７２の移動に伴って、複数個のパイロットポート７６が順次閉止または開放される一方、これとは逆に複数個のメインポート７７が順次開放または閉止されることになる。よって、燃料圧力に応じて、各ポートは順次開放または閉止する方向へ円滑に移行するから、各燃料圧力領域におけるパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５への燃料分配量を円滑に調整することができる。
　また、内側ハウジング７１ａの先端部（上部）には、回り止め機構９６が配置されている。この回り止め機構９６により、ピストン７２の回り止めを行って、パイロット側カム面９０Ａとパイロット側の押上げピン８４を正確に対向させ、また、メイン側カム面９０Ｂとメイン側の押上げピン８４を正確に対向させることができる。回り止め機構９６は、図５に示すように、内側ハウジング７１ａの内周面に装着されて軸方向（シリンダ軸心Ｃ１の方向）に延びるキー９６ａと、ピストンヘッド７２ａの外周面に形成されたキー溝９６ｂとを有している。この回り止め機構９６によって、ピストン７２が軸方向に移動することができ、かつ、内側ハウジング７１ａに対して周方向に相対移動できなくなる。なお、回り止め機構９６として、キー９６ａとキー溝９６ｂの組合せに代えて次のような構成としてもよい。つまり、図４の二点鎖線で示すように、内側ハウジング７１ａに、軸心Ｃ１から偏心した位置で軸方向下方に延びる案内棒９７を固定し、この案内棒９７をピストン７２に軸方向に相対移動自在となるように嵌め込む構造としてもよい。
　つぎに、上記構成の燃料供給装置の動作について説明する。図３に示す燃料供給装置では、作動時に燃料Ｆが燃料ポンプ６０から集合燃料通路６３に導入され、全体流量制御弁６２により流量が調整される。その後、燃料Ｆは燃料分配器６６を経て、パイロット燃料通路６４とメイン燃料通路６５に分配され、各燃料噴射ユニット２のパイロットバーナ３とメインバーナ４に供給される。このように、パイロット燃料通路６４とメイン燃料通路６５は、すべての燃料噴射ユニット２にとって共通の通路となっている。
　燃料入口７５からカム溝９１内に導入される燃料Ｆの圧力が低負荷領域に対応した低燃料圧力領域の場合、この燃料圧力によるピストンヘッド７２ａの押上げ力よりもばね体７３の力が大きく、移動体７２は図４に図示した最下方の初期位置にある。この状態で、すべてのパイロットポート７６の押上げピン８４は、図６（Ｃ）に示すようなパイロットカム面９０Ａの凸面９２Ａ上に乗り上げた状態にあり、弁体８１を押上げて弁座８２から離間させている。これにより、カム溝９１内の燃料Ｆは、押上げピン８４の貫通孔８８、中空部８７、および導通口８９（パイロットポート７６）を通って、弁孔１０１内に入る。弁孔１０１無いに入った燃料Ｆは、図４に示すように集合路９９を経てパイロット燃料通路６４に供給される。
　図８の横軸は、燃料入口７５の圧力と燃焼室１２内の圧力（パイロットバーナ３の出口ＥＸの圧力と同じ）との差圧（以下、「燃料差圧」と称す。）を示し、縦軸は燃料Ｆの流量を示している。燃料差圧は、エンジン負荷に対応している。また、図中の太線で示した曲線は、パイロット燃料通路６４を通る燃料流量とメイン燃料通路６５を通る燃料流量を合わせた流量（以下、「合計流量」と称す。）を示している。すべてのパイロットポート７６が開放されている低燃料圧力領域Ｚ１では、合計流量は、そのままパイロット燃料通路６４を通る燃料流量となる。図８に示すように、低燃料圧力領域Ｚ１では、燃料差圧の上昇とともに、パイロット燃料通路６４を通る燃料流量が徐々に増大する。
　低燃料圧力領域Ｚ１では、パイロットポート７６からパイロット燃料通路６４を経て供給された燃料Ｆにより、図３に示す燃料噴射ユニット２ではパイロットバーナ３による拡散燃焼のみが行われるため、着火性や保炎性に優れた安定燃焼が確保される。なお、低負荷領域Ｚ１には、規定の３０％ＭＴＯ（Max Take Off：最大離陸出力）が含まれている。
　低燃料圧力領域Ｚ１ではすべてのメインポート７７が閉止されている。つまり、燃料圧力によるピストンヘッド７２ａの押上げ力よりも復帰用ばね体７３の力が大きく、移動体７２は図４に図示する最下方の初期位置にある。この状態では、すべてのメインポート７７の押上げピン８４は、メインカム面９０Ａの凹面９３Ａ上に落ち込んでいる。そのため、図７の弁体８１は、閉止用ばね体８３によって弁座８２に押し付けられて閉止状態となっている。このように、各ポートはそれぞれ閉止時に高いシール機能を有しているので、特に、低燃料圧力領域での各メインポート７７の閉止時における燃料シール性を十分に確保することができる。
　燃料差圧が徐々に大きくなると、図８のＰ１に達する手前から、移動体７２が復帰用ばね体７３の力に抗して上方に移動し始める。そして、燃料差圧がＰ１に達して中燃料圧力領域Ｚ２に入ると、パイロット側の最下段の押上げピン８４が凸面９２Ａから押下げ斜面９５Ａに乗り移ってパイロットポート７６を閉じ始める。これに対して、メイン側の最下段の押上げピン８４は、凹面９３Ｂから押上げ斜面９４Ｂに乗り移ってメインポート７７を開放し始める。中燃料圧力領域Ｚ２では、燃料差圧の上昇に伴って、パイロット側の押上げピン８４が最下段から最上段の１つ下段まで、順次凹面９３Ａに落ち込んで、パイロットポート７６を閉止する。これにより、パイロット燃料通路６４を通る燃料流量は図８の曲線Ａ１で示すように燃料差圧の上昇とともに減少する。中燃料圧力領域Ｚ２の終期となる燃料差圧Ｐ２の時点では最上段のパイロットポート７６のみが開放されている。
　他方、中燃料圧力領域Ｚ２では、図４のメイン側の押上げピン８４が最下段のものから順に押上げ斜面９４Ｂを経て凸面９２Ｂに乗り上げてメインポート７７を開放する。これにより、メイン燃料通路６５を通る燃料流量が図８の曲線Ｂで示すように徐々に増大する。燃料差圧がＰ２の時点ではすべてのメインポート７７が開放される。こうして、燃料Ｆの大部分がメイン燃料通路６５に供給され、残部がパイロット燃料通路６４に供給される。
　これにより、燃料噴射ユニット２にはパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５の両方から燃料Ｆが供給されることになり、パイロットバーナ３とメインバーナ４の両方が作動する。図８の中負荷領域Ｚ２における曲線Ｃで示す合計流量は、全体流量制御弁６２により設定される。ここで、図４のパイロット燃料通路６４への燃料の供給は、複数のパイロットポート７６を順次閉じながら行われるので、パイロット燃料通路６４を通る燃料流量を円滑に低減させることができる。
　さらに、燃料差圧が高負荷に対応した図８の高燃料圧力領域Ｚ３になると、メインポート７７がすべて開放されて、燃料Ｆがメイン燃料通路６５に供給された状態で、燃料差圧の上昇とともに燃料流量が増大する。パイロット燃料通路６４についても、最上段のパイロットポート７６のみを介して燃料Ｆが供給され続け、燃料差圧の上昇とともに燃料流量が増大する。このとき、パイロットポート７６からパイロット燃料通路６４に供給される燃料流量と、メインポート７７からメイン燃料通路６５に供給される燃料流量との比が、予め決められた１：９となるように燃料Ｆが供給される。所定以上の燃料圧力になると、ピストン７２の上昇は蓋体９８により規制され、それ以上、上方向に移動しないように設定されている。
　こうして、図８の高負荷領域Ｚ３において、パイロット燃料通路６４を通過する燃料流量は、曲線Ａ２で示すように、合計流量の１割程度に抑えられながら燃料差圧とともに増大する。また、メイン燃料通路６５を通過する燃料流量は、曲線Ｂ１で示すように、合計流量の９割程度を維持しながら増大する。なお、負荷領域Ｚ３には、規定の８５％ＭＴＯが含まれている。このように、高負荷領域Ｚ３では、主にメインバーナ４による予混合気燃焼が行われて低ＮＯｘ化を実現しつつ、副次的にパイロットバーナ３による拡散燃焼が行われて安定燃焼性が確保される。
　以上のように、本発明では、集合燃料通路６３とパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５との分岐部に設けた燃料分配器６６により、パイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５への燃料分配量が燃料圧力に応じて、すなわち、エンジン負荷に応じて自動的に調整され、燃焼器１において適切な拡散燃焼および予混合気燃焼を行うことができる。また、パイロット燃料通路６４とメイン燃料通路６５のそれぞれに流量調整弁を設ける必要がなくなるため、構造が簡素化され、複雑な制御回路も不要となるので、安価になる。しかも、燃料圧力に応じて、複数のパイロットポート７６およびメインポート７７は順次開放と閉止との間を移行するので、各燃料圧力時におけるパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５への燃料分配量を円滑に調整することができる。さらに、各ポートは移動体７２のカム面９０と押上げピン８４のカムフォロワ部８６からなるカム機構により、弁体８１をばね体８３で弁座８２に押圧して閉止状態とするので高いシール機能を有しており、燃料シール性を十分に確保することができる。
　また、移動体７２をピストンとし、ハウジング・ユニット７１をシリンダとすることで、ピストン７２がハウジング７１内を移動するという単純な構成となるから、燃料分配器６６の構造が簡略化される。
　図９は、本発明の第２実施形態に係る燃料制御系統を示す系統図である。この実施形態では、集合燃料通路６３が各燃料噴射ユニット２まで延長されており、各燃料噴射ユニット２に燃料分配器６６が１つずつ設けられている。したがって、前記パイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５は燃料噴射ユニット２ごとに独立している。燃料分配器６６は、例えば図１０に示すように、各燃料噴射ユニット２の燃料配管ユニット１８に内蔵される。これにより、各燃料噴射ユニット２に至るまで、太い１本の集合燃料通路６３で足りるから、第１実施形態のようにパイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５の２本を用いる場合に比べ、燃料噴射ユニット２に至るまでの配管作業が容易となる。この第２実施形態のその他の動作および作用は第１実施形態の場合と同様である。
　上記実施形態では、燃焼器は燃料噴射方式であるが、これに何ら限定されるものではなく、例えばエアブラスト式でもよい。また、メインバーナは予混合気燃焼方式であるが、例えば拡散燃焼方式でもよい。
１　燃焼器
２　燃料噴射ユニット
３　パイロットバーナ
４　メインバーナ
１２　燃焼室
６２　全体流量制御弁
６３　集合燃料通路
６４　パイロット燃料通路
６５　メイン燃料通路
６６　燃料分配器
６７　遮断弁
７０　燃料供給部
７１　ハウジング（シリンダ）
７２　移動体（ピストン）
７５　燃料入口
７６　パイロットポート
７７　メインポート
８１　弁体
８２　弁座
８３　ばね体
８４　押上げピン
９０　カム面
９１　カム溝
Ｆ　燃料
Ｚ１　低負荷ゾーン
Ｚ２　中負荷ゾーン
Ｚ３　高負荷ゾーン

Claims (9)

  1. 　パイロットバーナとメインバーナを有する燃焼器に燃料を供給するガスタービンエンジンの燃料供給装置であって、
    　前記パイロットバーナに燃料を供給するパイロット燃料通路と、
    　前記メインバーナに燃料を供給するメイン燃料通路と、
    　前記パイロット燃料通路およびメイン燃料通路に燃料を供給する集合燃料通路と、
    　前記集合燃料通路からの燃料をパイロット燃料通路およびメイン燃料通路に分配する燃料分配器と、を備え、
    　前記燃料分配器は、
    　前記集合燃料通路からの燃料が導入される燃料入口と、
    　前記パイロット燃料通路に接続されるパイロットポートと、
    　前記メイン燃料通路に接続されるメインポートと、
    　前記燃料入口の燃料圧力に応じて移動し、当該移動の距離に応じて前記パイロットポートおよび前記メインポートの開閉を行う移動体と、を有し、
    　前記燃料入口の燃料圧力が所定の値以下のときには前記パイロット燃料通路にのみ燃料が供給され、前記所定の値を超えるときには前記パイロット燃料通路および前記メイン燃料通路の両方に燃料が供給されるように構成されている、ガスタービンエンジンの燃料供給装置。
  2. 　前記燃料分配器は、前記パイロットポートを複数有するとともに、前記メインポートを複数有しており、
    　前記燃料入口の燃料圧力が大きくなるに従って、開放されている前記パイロットポートの数が減ってゆき、閉止されている前記メインポートの数が減ってゆくように構成されている、請求項１に記載のガスタービンエンジンの燃料供給装置。
  3. 　前記燃料分配器は、
    　各ポートに設けられ、各ポートを開閉する弁体と、
    　前記弁体を弁座に押圧して前記ポートを閉止するばね体と、
    　前記ばね体の力に抗して前記弁体を弁座から離間する方向に押し上げて前記ポートを開放する押上げピンと、をさらに備え、
    　前記移動体はカム面を有しており、
    　前記移動体が前記燃料入口の燃料圧力に応じて移動することで、前記カム面によって前記押上げピンが押し上げられ、押し上げられた前記押上げピンによって前記弁体が移動し、前記弁体の移動により前記各ポートの開閉が行われるように構成されている、請求項２に記載のガスタービンエンジンの燃料供給装置。
  4. 　前記弁体はボールであり、前記弁座は前記ボールよりも高い弾性を有する材料からなるシールリングである、請求項３に記載のガスタービンエンジンの燃料供給装置。
  5. 　前記各ポートがハウジング・ユニットに設けられ、前記移動体が前記ハウジング・ユニットに収納されて軸方向に移動するピストンであり、前記ピストンの外周に前記カム面が形成されている、請求項３または４に記載のガスタービンエンジンの燃料供給装置。
  6. 　前記複数のパイロットポートおよびメインポートはそれぞれ、前記ピストンの軸方向に並んで配置されている、請求項５に記載のガスタービンエンジンの燃料供給装置。
  7. 　前記ピストンは、ピストンの軸方向に延びて前記カム面を形成するカム溝を有し、前記カム溝内に前記燃料入口が開口している、請求項５または６に記載のガスタービンエンジンの燃料供給装置。
  8. 　前記パイロット燃料通路およびメイン燃料通路が複数の前記燃料噴射ユニットに燃料を供給する、請求項１～７のいずれか一の項に記載のガスタービンエンジンの燃料供給装置。
  9. 　前記燃料噴射ユニットは複数設けられており、前記燃料分配器は各燃料噴射ユニットごとに１つずつ設けられ、前記パイロット燃料通路およびメイン燃料通路が各燃料噴射ユニットごとに独立している、請求項１～８のいずれか一の項に記載のガスタービンエンジンの燃料供給装置。
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