WO2011132426A1 - ガスタービンエンジンの燃料供給装置 - Google Patents

Abstract

　ガスタービンエンジンの燃料供給装置が備える燃料分配器は、燃料入口の燃料圧力に応じて移動し、燃料入口の燃料圧力が第１圧力よりも小さいときにはパイロットポートのみを開放し、燃料入口の燃料圧力が第１圧力よりも大きいときにはパイロットポートおよびメインポートの両方を開放する移動体を有している。さらに、上記の燃料分配器は、燃料入口の燃料圧力による移動方向とは反対の方向の対抗力を移動体に加え、この対抗力を調節することで、上記の第１圧力の値を調節する調節手段を有している。

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、窒素酸化物（以下、ＮＯｘ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・高圧化が進み、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、ＮＯｘ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、ＮＯｘ 発生量を効果的に低減できる希薄予混合燃焼方式と、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、ＮＯｘ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、高負荷時に希薄予混合燃焼領域においてＮＯｘ発生量の低減を図ることができる。

　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、燃焼室内に希薄予混合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化の両方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燃料流量を制御する。

　複合燃焼方式による燃料供給装置は、このような複雑な制御を行うため、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、パイロットバーナおよびメインバーナへ燃料を供給する各燃料通路と、これらの燃料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、この燃料分配器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

　上記の燃料分配器を用いたシステムでは、パイロット燃料通路とメイン燃料通路へ供給する燃料の分配比率をある切替ポイントで切り替えるように構成されている。この分配比率を切り替える切替ポイントを、エンジンの負荷に関連した運転パターンに応じて、変更したい場合がある。ところが、この切替ポイントの変更を迅速かつ適切なタイミングで行うことが難しい。

　本発明は、パイロット燃料通路とメイン燃料通路へ供給する燃料の分配比率がある切替ポイントで切り替わるように構成されている場合において、エンジンの運転パターンに応じてこの切替ポイントを容易に変更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。

　上記目的を達成するために、本発明のある形態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、を備えている。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、前記燃料入口の燃料圧力が第１圧力よりも小さいときには前記パイロットポートのみを開放し、前記燃料入口の燃料圧力が前記第１圧力よりも大きいときには前記パイロットポートおよび前記メインポートの両方を開放する移動体と、前記燃料入口の燃料圧力による移動方向とは反対の方向の対抗力を前記移動体に加え、前記対抗力を調節することで、前記第１圧力の値を調節する調節手段と、を有する。

　この構成によれば、調節手段により移動体に加える対抗力を調節することで、前記メインポートを開放するポイントとなる第１圧力の値を調節することができる。

　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、エンジンの運転パターンに応じて燃料の分配比率の切替ポイントを容易に変更することができる。

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線に沿った拡大縦断面図である。 燃料制御系統を示す系統図である。 燃料分配器を示す縦断面図である。 図４の燃料分配器の要部を示す斜視図である。 燃料分配器の断面図であって、（Ａ）は低負荷領域での状態、（Ｂ）は中負荷領域での状態、（Ｃ）は高負荷領域での状態を示している。 燃料分配器における燃料圧力と燃料流量の関係を示したグラフである。 （Ａ）～（Ｃ）は、調節手段により調節された燃料分配の切替タイミングの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分配器を示す縦断面図である。 本発明の第３実施形態に係る燃料分配器を示す縦断面図である。 本発明の第４実施形態に係る燃料分配器を示す縦断面図である。 本発明の第５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。

　（第１実施形態）
　まず、図１から図８を参照して、本発明の第１実施形態について説明する。以下では、燃焼器の構成、燃料制御系統の構成、燃料分配器の構成、燃料分配器の動作、切替タイミングの調節の順で説明する。

　＜燃焼器の構成＞
　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。燃焼器１は、圧縮機から供給される圧縮空気と燃料とを混合し、これにより生成された混合気を燃焼させる装置である。燃焼器１で生成された高温・高圧の燃焼ガスは、タービンに送られてタービンを駆動する。

　本実施形態に係る燃焼器１はアニュラー型であり、図１に示すように、環状のアウタケーシング７の内側に、環状のインナケーシング８が配置された構造を有している。このアウタケーシング７及びインナケーシング８は、環状の内部空間を有する燃焼器ハウジング６を形成している（図２参照）。燃焼器ハウジング６の環状の内部空間には、燃焼筒９が設けられている。燃焼筒９は、同心状に配置された筒状のアウタライナ１０とインナライナ１１によって形成されている。燃焼筒９の内部には環状の燃焼室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、環状に等間隔で配設されている。燃料噴射ユニット２には、拡散燃焼方式のパイロットバーナ３と、予混合燃焼方式のメインバーナ４が含まれる。両バーナの詳細については後述する。

　燃焼器１には、アウタケーシング７およびアウタライナ１０を貫通するようにして２つの点火栓１３が設けられている。両点火栓１３は、燃焼筒９の径方向に延び、その先端が燃料噴射ユニット２の１つに対向するように配置されている。両点火栓１３は、対向する燃料噴射ユニット２から噴射された可燃混合気に着火できるよう構成されている。なお、点火栓１３で着火した火炎は、隣接する燃料噴射ユニット２から噴射される可燃混合気へ、さらにこれに隣接する燃焼噴射ユニット２から噴射される可燃混合気へと火炎が移ってゆき、最終的には全周にわたって広がる。

　図２は図１のII－II線に沿った拡大断面図である。燃焼器ハウジング６の内部空間には、環状のプレディフューザ通路１４を通って圧縮機から圧縮空気ＣＡが導入される。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、アウタライナ１０およびインナライナ１１に形成された複数の空気導入口１７から燃焼室１２内に供給される。燃焼筒９の基部１９には、燃料配管ユニット１８が接続されており、この燃料配管ユニット１８は、アウタケーシング７に支持されている。燃料配管ユニット１８は、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と、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とを有している。

　燃料噴射ユニット２は、その外周部に形成されたフランジ５Ａと、アウタライナ１０に形成された支持体５Ｂとを介してアウタライナ１０に支持されている。アウタライナ１０は、ライナ固定ピンＰによりアウタケーシング７に固定されている。燃焼筒９の下流端部にはタービンの第１段ノズルＴＮが形成されている。また、アウタケーシング７の下流側の側縁には、圧縮空気ＣＡの圧力を取り出す圧力取出しポート５３が設けられている。この圧力取出しポート５３により、アウタケーシング７とアウタライナ１０の間の空気通路４９内の圧力を取り出すことができる。圧力取出しポート５３で取り出した圧力は、圧縮機の出口圧力および燃焼器１の入口圧力と同一である。

　パイロットバーナ３は、燃料噴射ユニット２の中央部分に設けられている。パイロットバーナ３は、燃料ノズル３１と、拡散通路３２と、内外二重のスワーラ３３と、を有している。燃料ノズル３１からは、第１燃料供給系統Ｆ１から供給された拡散燃焼用の燃料Ｆが噴射される。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、拡散通路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。

　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して、環状に形成されている。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。この予混合気は燃焼室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、例えば全負荷に対し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、例えば全負荷の４０～７０％の負荷の領域である。また、メインバーナ４には、例えば全負荷に対し４０％以下である低負荷領域では、燃料Ｆが供給されない。そのため低負荷領域において、メインバーナ４はスワーラ４３を介して圧縮空気ＣＡを燃焼室１２に供給するのみである。

　＜燃料制御系統の構成＞
　つぎに、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、それぞれ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。さらに、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との分岐部分には燃料分配器６６が設けられている。また、集合燃料通路６３には燃料Ｆを集合燃料通路６３内に送給する燃料ポンプ６０と全体流量制御弁６２が設けられている。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。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。

　パイロット燃料通路６４は、複数（１４本）の通路に分岐している。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、メイン燃料通路６５も複数（１４本）の通路に分岐している。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。メイン燃料通路６５には、遮断弁６７が設けられている。遮断弁６７は、エンジン負荷が一定以下のとき、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のときメイン燃料通路６５を遮断するように構成されている。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、拡散燃焼を行うパイロットバーナ３にのみ燃料が供給される。これにより、着火性や保炎性を含む燃焼の安定性を確保することができる。なお、後述するように、燃料分配器６６におけるシール機能が十分に確保されている場合には、メイン燃料通路６５を確実に閉止できるため、遮断弁６７を設けなくてもよい。

　＜燃料分配器の構成＞
　つぎに、図４及び図５を参照して、燃料分配器６６の構成について説明する。図４は燃料分配器６６を示す縦断面図である。図４に示すように、本実施形態に係る燃料分配器６６は、ニードル弁型であり、ハウジング・ユニット７１と、移動体７２と、パイロット用ニードル弁体９１と、メイン用ニードル弁体９２と、調節手段１００と、を備えている。以下、これらの各構成要素について順に説明する。

　ハウジング・ユニット７１は、移動体７２を内部に収容する部材である。図４に示すように、ハウジング・ユニット７１の頂部には、集合燃料通路６３の下流部に連通する燃料入口７５が形成されている。また、ハウジング・ユニット７１の周壁には、軸心Ｃ１を挟んで対向する位置に、突出壁部１２４、１２５が形成されている。各突出壁部１２４、１２５は、径方向Ｘの外方に突出しており、それらの径方向Ｘの内方にはボス１２６、１２７が形成されている。さらに、これらの突出壁部１２４、１２５の内部には、シールパイプ１２１、１２２が固定されている。各シールパイプ１２１、１２２の内側端部（入口端部）は、各ニードル弁体９１、９２が着座する弁座１２８、１２９を構成している。シールパイプ１２１、１２２は、各ニードル弁体９１、９２の材料である金属よりも弾性の高いゴムまたは樹脂によって形成されている。シールパイプ１２１の下流側はパイロット燃料通路６４に連通し、上流端部はパイロットポート７６を構成している。また、シールパイプ１２２の下流側はメイン燃料通路６５に連通し、上流端部はメインポート７７を構成している。

　ハウジング・ユニット７１の上部には、回り止め機構１３０が設けられている。この回り止め機構１３０は、ガイド部８３と、ガイド体１３８とによって構成されている。ガイド部８３は、駆動部８２の上面に溶接で接合されているか、あるいは駆動部８２と一体に成形されている。ガイド部８３には、軸心Ｃ１方向に延びる貫通孔１３６が複数形成されている。これに対し、ガイド体１３８は、ハウジング・ユニット７１の内周面に装着されており、ガイド部８３（つまり、移動体７２）を回転しないようにして軸心Ｃ１方向に案内するように構成されている。よって、この回り止め機構１３０によれば、後述するパイロットカム面８５とパイロット用ニードル弁体９１のカムフォロワ部９５を正確に対向させることができ、また、メインカム面８６とメイン用ニードル弁体９２のカムフォロワ部９５を正確に対向させることができる。

　移動体７２は、ハウジング・ユニット７１内に収納されており、軸心Ｃ１の方向（軸方向）に移動する部材である。移動体７２は、燃料入口７５の燃料圧力に応じて軸方向に移動するように構成されている。図４及び図５に示すように、移動体７２は、その基端部（下端部）に位置し燃料圧力を受ける大径円盤状の受圧底板部８１と、この受圧底板部８１に連なって軸方向上方に延びる小径円柱状の駆動部８２と、駆動部８２の頂部に固定または一体形成された大径円盤状のガイド部８３とを有している。図５に示すように、駆動部８２の一側には、軸方向に延びる溝部Ｇ１からなるパイロットカム面８５が形成されている。また、駆動部８２の一側と反対側の他側には、軸方向に延びる溝部Ｇ２からなるメインカム面８６が形成されている。パイロットカム面８５は、基端から先端に向かって（上方向に向かって）、径方向Ｘの外方へ次第に進出する傾斜面Ｓ１を有している。また、メインカム面８６は、基端から先端に向かって（上方向に向かって）、径方向Ｘの内方へ次第に後退する傾斜面Ｓ２を有している。

　パイロット用ニードル弁体９１とメイン用ニードル弁体９２は、移動体７２の移動に伴って駆動する部材である。両ニードル弁体９１、９２は、軸心Ｃ１を基準に対向する位置に配置されている。移動体７２が軸方向に移動すると、パイロット用ニードル弁体９１はパイロットカム面８５によって駆動され、メイン用ニードル弁体９２はメインカム面８６によって駆動される。両ニードル弁体９１、９２は、軸心Ｃ１の方向に移動せず、径方向Ｘに移動するよう構成されている。

　両ニードル弁体９１、９２は、径方向Ｘを軸心Ｃ２としており、円板状のつば部９３と、つば部９３よりも軸心Ｃ２方向外側に位置する弁本体部９４と、つば部９３よりも軸心Ｃ２方向内側に位置するカムフォロワ部９５とを有している。このうち、弁本体部９４は、軸心Ｃ２方向外側に向かって外径が小さくなる円錐状の形状を有している。また、カムフォロワ部９５は、弁本体部９４と反対方向に延びて各カム面８５、８６上を移動できるように構成されている。ここで、ハウジング・ユニット７１の突出壁部１２４、１２５とボス１２６、１２７の間には、環状凹所１３１、１３２が形成されている。そして、これらの環状凹所１３１、１３２と各ニードル弁体９１、９２のつば部（ばね受け座）１３３との間には、コイルスプリングからなる開放用ばね体１３４、１３５が挿入されている。各ニードル弁体９１、９２は、この開放用ばね体１３４、１３５によって弁座１２８、１２９に離間する方向に付勢される。

　ばね調節部（調節手段）１００は、移動体７２に加える力（対抗力）を調節する部分である。移動体７２に加える対抗力を調節することにより、後述する第１切替圧力の値を調節することができる。図４に示すように、ばね調節部１００は、調節ばね体１０５と、駆動機１０６と、ばね受け体１０３とを備えている。調節ばね体１０５は、燃料圧力に抗して移動体７２にばね力を付加するコイル状に形成された圧縮型のばねである。調節ばね体１０５は、受圧底板部８１の底面８１ａとばね受け体１０３との間に位置しており、移動体７２に対して上方向への力を加える。つまり、調節ばね体１０５は、燃料入口７５の燃料圧力による移動方向とは反対の方向の対抗力を移動体７２に加える。駆動機１０６は、調節ばね体１０５の下方に位置しており、調節ばね体１０５を軸方向上方に押圧する。駆動機１０６は、ハウジング・ユニット７１の下部に設けられた駆動ケース１０４内に収納されている。ばね受け体１０３は、調節ばね体１０５と駆動機１０６の間に位置している。ばね受け体１０３は、円板状のばね受け座１０１と、このばね受け座１０１から軸方向下方に延びる円柱状の突出体１０２によって構成されている。

　駆動機１０６は例えばステッピングモータを用いることができる。具体的には、ステッピングモータ１１０を構成する固定子（ステータ）１１１の極性を外部から順次変えることにより、図示しない回転子（ロータ）を回転させる。この回転子には、図示しないボールねじが取り付けられており、さらに、ボールねじの先端にはアクチュエータ１１２が取り付けられている。また、アクチュエータ１１２は、ばね受け体１０３の突出体１０２に連結されている。駆動機１０６によってアクチュエータ１１２が軸方向上方への押し上げられると、調節ばね体１０５の初期歪み量が変り、移動体７２に加える対抗力の初期値が調節される。なお、ステッピングモータ１１０は、図示しないモータドライバによって駆動される。駆動機１０６には、ステッピングモータのほかに油圧シリンダやサーボモータなどを用いてもよい。

　駆動機１０６を用いて移動体７２に予め加える力（対抗力）の調節を行う調節手段１００は、後述する切替タイミング調節器８９により制御される。切替タイミング調節器８９は、例えば航空機用エンジンのディジタル制御装置である図示しないＦＡＤＥＣ（Full Authority Digital Engine Control）に組み込むこともできる。また、切替タイミング調節器８９をＦＡＤＥＣとは別個に設け、ＦＡＤＥＣに接続してもよい。

　＜燃料分配器の動作＞
　次に、図６及び図７を参照して、本実施形態に係る燃料分配器６６の動作について説明する。図６（Ａ）から（Ｃ）は、燃料分配器６６の縦断面図である。図６（Ａ）は低燃料圧力領域（低負荷領域）における状態、図６（Ｂ）は中燃料圧力領域（中負荷領域）における状態、図６（Ｃ）は高燃料圧力領域（高負荷領域）における状態をそれぞれ示している。また、図７は、燃料差圧と燃料流量の関係を示したグラフである。ここでいう「燃料差圧」とは、燃料分配器６６の燃料入口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）との差圧である。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。

　図７に示す低燃料圧力領域（低負荷領域）Ｚ１では、燃料分配器６６は図６（Ａ）に示す状態となる。すなわち、低燃料圧力領域Ｚ１では、燃料入口７５から入った燃料の圧力が低く、受圧底板部８１（つまり、移動体７２）を押し下げる力が小さいため、移動体７２は調節ばね体１０５のばね力によって、上方に押し上げられる。そのため、メイン用ニードル弁体９２は、メインカム面８６の下部に接触し、径方向Ｘの外方に位置する。これにより、メイン用ニードル弁体９２は、弁座１２９に押し付けられた状態となり、メインポート７７は閉止される。このように、メインポート７７は、メイン用ニードル弁体９２の押し付けにより閉止されるので、閉止時において高いシール性能を発揮する。これに対し、パイロット用ニードル弁体９１は、開放用ばね体１３４のばね力を受けて径方向Ｘの内方に押しやられた状態となる。これにより、パイロットポート７６は開放される。よって、燃料入口７５から入った燃料Ｆは、ガイド部８３の貫通孔１３６およびパイロットポート７６を通って、パイロット燃料通路６４に供給されることになる。

　上述したように、低燃料圧力領域Ｚ１では、パイロットポート７６のみが開放されることになる。そのため、図７に示すように、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。また、拡散燃焼方式のパイロットバーナ３からのみ燃料が噴射されるため、着火性や保炎性に優れた安定燃焼が確保される。なお、低燃料圧力領域Ｚ１では、燃料差圧（ガスタービンエンジンの負荷）が上昇するのに伴って、パイロット燃料通路６４の燃料流量が増加する。また、低燃料圧力領域（低負荷領域）Ｚ１には、規定の３０％ＭＴＯ（Max Take Off：最大離陸出力）が含まれる。

　続いて、燃料差圧が上昇して図７に示す第１切替圧力Ｐ１に達すると、燃料分配器６６は図６（Ｂ）に示す状態となる。つまり、中燃料圧力領域（中負荷領域）Ｚ２では、移動体７２が降下して、メイン用ニードル弁体９２がメインカム面８６の中央部分に接触する。これにより、メイン用ニードル弁体９２が径方向Ｘの内方に後退してメインポート７７が開放される。よって、燃料入口７５から入った燃料Ｆは、ガイド部８３の貫通孔１３６およびメインポート７７を通って、メイン燃料通路６５に供給されることになる。

　この中燃料圧力領域Ｚ２では、燃料差圧が上昇すると、パイロット用ニードル弁体９１がパイロットカム面８５によって径方向Ｘの外方に押されて、パイロットポート７６の開度が徐々に小さくなる。そのため、パイロット燃料通路６４における燃料流量は、図７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。これに対し、メイン燃料通路６５における燃料流量は、燃料差圧の上昇に伴って、曲線Ｂで示すように徐々に増大する。つまり、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に供給されることになる。また、曲線Ｃ（曲線Ａ１＋曲線Ｂ）で示すように、合計流量については増加する。なお、図４のパイロット燃料通路６４への燃料の供給は、パイロットポート７６を次第に閉じながら行われるので、パイロット燃料通路６４の燃料流量を円滑に減少させることができる。

　さらに燃料差圧が上昇して図７に示す第２切替圧力Ｐ２に達すると、燃料分配器６６は図６（Ｃ）に示す状態となる。つまり、高燃料圧力領域（高負荷領域）Ｚ３では、移動体７２がさらに下降して、メインポート７７の開度はさらに大きくなり、パイロットポート７６の開度はさらに小さくなる。ただし、図７の高燃料圧力領域Ｚ３では、図示していないが、ストッパーなどで移動体７２の動きを規制することで、燃料差圧が上昇しても、メインポート７７およびパイロットポート７６の開度は変化しない。そのため、図７に示すように、高燃料圧力領域Ｚ３では、パイロット燃料通路６４の流量は曲線Ａ２で示すように燃料差圧とともに増大し、メイン燃料通路６５の流量も曲線Ｂ１で示すように燃料差圧とともに増大する。そのため、高燃料圧力領域Ｚ３における合計流量は、曲線Ｄ（曲線Ａ２＋曲線Ｂ１）で示すように増加する。

　また、高燃料圧力領域Ｚ３では、パイロット燃料通路６４に供給される燃料流量と、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となるように構成されている。なお、高燃料圧力領域（高負荷領域）Ｚ３には、規定の８５％ＭＴＯが含まれる。高燃料圧力領域Ｚ３では、主にメインバーナ４（図２参照）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を確保している。

　＜切替タイミングの調節＞
　つぎに、切替タイミングの調節について、図８を参照しながら説明する。例えば、航空機用ガスタービンエンジンの場合、航空機のフライトパターン（エンジンの運転パターン）に応じて、パイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５へ供給される燃料の比率を切り替えるタイミングを変更する場合がある。航空機のフライトパターンとしては、航空機を離陸から緩やかに上昇させたり、急速に上昇させたりする場合などがある。

　図８は、移動体７２に作用する初期荷重の違いによる燃料比率の切替タイミングの差を示した図である。図８（Ａ）は調節ばね体１０５の初期長さが最も長く、移動体７２に作用する初期荷重が最も小さい。この場合、メインポート７７が開放されるタイミングが最も早くなる。図８（Ｂ）は図８（Ａ）よりも調節ばね体１０５の初期長さが短く、移動体７２に作用する初期荷重は大きい。図８（Ｃ）は調節ばね体１０５の初期長さが最も短く、移動体７２に作用する初期荷重が最も大きい。この場合、メインポート７７が開放されるタイミングが最も遅くなる。

　つまり、図８（Ａ）、（Ｂ）、（Ｃ）の順で、調節ばね体１０５から移動体７２に加わるばね力（対抗力）が大きくなってゆき、低燃料圧力領域Ｚ１と中燃料圧力領域Ｚ２との境界点である第１切替圧力Ｐ１の値が大きくなる方にずれている。この第１切替圧力Ｐ１を適切に設定することにより、航空機の離陸から上昇、アプローチから着陸、巡航からの加速や減速などの様々なフライトパターンごとに適切なスケジュールでパイロット燃料通路６４とメイン燃料通路６５に燃料を供給することができる。

　上記のような切替タイミングのポイント（第１切替圧力の値）は、切替タイミング調節器８９（図４参照）によって設定される。切替タイミング調節器８９は、調節量記憶手段８７と、調節駆動手段８８とを有している。調節量記憶手段８７は、例えば予め図８（Ａ）、（Ｂ）、（Ｃ）に示す各タイミングＡ、Ｂ、Ｃとなるようなステータ１１１の励磁力、つまりアクチュエータ１１２の調節量を記憶している。また、調節駆動手段８８は、フライトパターンに応じた選択指令Ｅ（例えば、タイミングＡ、Ｂ、Ｃのいずれか）を受けて、そのタイミングに対応する調節量を調節量記憶手段８７から取得する。そして、調節駆動手段８８は、取得した調節量に応じた調節用電気信号Ｓを駆動機１０６に出力して、ステータ１１１の励磁力を調節する。これにより、フライトパターンに応じたタイミングで燃料比率の切り替えが行われる。

　以上が本実施形態の説明である。上述したように、本実施形態に係る燃料分配器６６によれば、燃料圧力（エンジン負荷）に応じて、パイロット燃料通路６４およびメイン燃料通路６５への燃料分配量が自動的に調節される。しかも、航空機のフライトパターン（エンジンの運転パターン）に応じて、パイロットポート７６およびメインポート７７の開弁または閉弁タイミングを容易に調節することができる。よって、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節弁を設ける必要がないため、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、パイロットポート７６およびメインポート７７は徐々に開弁または閉弁状態へ移行するので、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への燃料供給量を円滑に調節することができる。さらに、メインポート７７はメイン用ニードル弁体９２の駆動により閉止されるので高いシール性能を有している。

　なお、以上では図７および図８に示すグラフを参照して、これらの横軸である燃料差圧（燃料分配器６６の燃料入口７５の圧力と燃焼室１２内の圧力との差圧）を基準として切替タイミングを説明した。だだし、燃料差圧に代えて燃料分配器６６の燃料入口７５の燃料圧力を基準としても切替タイミングを同じように説明することができる。つまり、燃料入口７５の燃料圧力が上述の第１切替圧力Ｐ１に対応する圧力（以下、この圧力を「第１圧力」と称す。）よりも小さいときには、パイロットポート７６のみが開放され、燃料入口７５の燃料圧力が第１圧力よりも大きいときにはパイロットポート７６およびメインポート７７の両方が開放される。また、燃料入口７５の燃料圧力が第１圧力よりも大きく上述の第２切替圧力Ｐ２に対応する圧力（以下、この圧力を「第２圧力」と称す。）よりも小さいときには、燃料入口７５の燃料圧力の上昇に伴ってパイロットポート７６の開度が徐々に小さくなるとともに、メインポート７７の開度が徐々に大きくなる。さらに、燃料入口７５の燃料圧力が第２圧力よりも大きいときには、燃料入口７５の燃料圧力の上昇にかかわらずパイロットポート７６およびメインポート７７の開度が一定に維持される。

　このように、上記の「第１圧力」とは、パイロットポート７６のみが開放されていた状態から、パイロットポート７６およびメインポート７７の両方が開放される状態へ切り替わるときの燃料入口７５の燃料圧力である。また、上記の「第２圧力」とは、パイロットポート７６およびメインポート７７の開度が燃料入口７５の燃料圧力の変化に応じて変化する状態から、それらの開度が燃料入口７５の燃料圧力の変化に影響されない状態へ切り替わるときの燃料入口７５の燃料圧力である。そして、「第１圧力」および「第２圧力」の値は、調節手段１００によって調整することができる。

　（第２実施形態）
　次に、本発明の第２実施形態について説明する。第１実施形態に係る燃料供給装置と本実施形態に係る燃料供給装置とは、燃料分配器の構成が異なるが、それ以外の構造は基本的に同じである。以下では、本実施形態に係る燃料分配器６６Ａを中心に説明する。図９は、本実施形態に係る燃料分配器６６Ａを示している。図９に示すように、燃料分配器６６Ａは、複数のパイロットポート７６および複数のメインポート７７を備えたマルチポート型の燃料分配器である。燃料分配器６６Ａは、ハウジング・ユニット７１Ａ内に収納された細長い棒状の移動体７２Ａを備えている。移動体７２Ａのうち、一方（左側面）の側面には複数のカム溝を有するパイロット用カム面９０Ａが形成され、他方（右側面）の側面には複数のカム溝を有するメイン用カム面９０Ｂが形成されている。両カム面９０Ａ、９０Ｂには、それぞれ押上げピン１５１、１５２が押し当てられている。

　集合燃料通路６３からハウジング・ユニット７１Ａ内の作動室１５６に燃料Ｆが流入すると、その燃料圧力で移動体７２Ａが軸方向に移動する。移動体７２Ａが軸方向に移動すると、押上げピン１５１、１５２はパイロット用カム面９０Ａ、メイン用カム面９０Ｂに沿って進退する。これにより、ボールからなる複数の弁体１５４が移動し、対応するパイロットポート７６、メインポート７７を開閉する。パイロット用カム面９０Ａ、メイン用カム面９０Ｂの形状を適宜設定することにより、図８に示すような燃料流量パターンが得られる。さらに、本実施形態に係る燃料分配器６６Ａは、第１実施形態と同様なばね調節部（調節手段）１００を有している。このばね調節部１００により、移動体７２Ａに加える調節ばね体１０５からのばね力（対抗力）を調節して、第１切替圧力Ｐ１を変更することができる。

　（第３実施形態）
　次に、本発明の第３実施形態について説明する。第１実施形態に係る燃料供給装置と本実施形態に係る燃料供給装置とは、燃料分配器の構成が異なるが、それ以外の構成は基本的に同じである。以下では、本実施形態に係る燃料分配器６６Ｂを中心に説明する。図１０は、本実施形態に係るニードル弁型の燃料分配器６６Ｂを示している。図１０に示すように、燃料分配器６６Ｂは、移動体７２Ｂを備えている。移動体７２Ｂは、コンロッド１５９と、ハウジング・ユニット７１Ｂ内の駆動室１５７に収納されたピストン１５８とを有している。ハウジング・ユニット７１Ｂ内には、弁室１６０が形成され、この弁室１６０にデュアルニードル弁１６３が収納されている。このデュアルニードル弁１６３は、パイロットポート７６を開閉するパイロット用ニードル弁体１６１と、メインポート７７を開閉するメイン用ニードル弁体１６２とを有している。デュアルニードル弁１６３には弁作動ロッド１６５が一体形成されており、この弁作動ロッド１６５とコンロッド１５９とが連結機構１６７により連結されている。

　燃料入口Ｅ１からピストン１５８が収納された駆動室１５７内に集合燃料通路６３の燃料Ｆが流入すると、その燃料圧力で移動体７２Ｂが軸方向に移動する。移動体７２Ｂが移動すると、連結機構１６７を介してデュアルニードル弁１６３が軸方向に移動する。このデュアルニードル弁１６３の位置により、パイロットポート７６のみが開放される状態（低燃料圧力領域Ｚ１）か、パイロットポート７６とメインポート７７の両方が開放される状態（中燃料圧力領域Ｚ２、高燃料圧力領域Ｚ３）かが決定される。燃料Ｆは、駆動室１５７から連通路Ｅ２を通って弁室１６０に導入される。そして、パイロット燃料通路６４へ供給される燃料Ｆは、パイロットポート７６を通ってパイロット出口Ｅ３から流出する。また、メイン燃料通路６５へ供給される燃料Ｆは、メインポート７７を通ってメイン出口Ｅ４から流出する。支点１７０を有する連結機構１６７のアーム長を適宜設定することにより、デュアルニードル弁１６３のストローク量を調節できる。さらに、本実施形態に係る燃料分配器６６Ｂは、第１実施形態と同様なばね調節部（調節手段）１００を有している。このばね調節部１００により、移動体７２Ｂに加える調節ばね体１０５からのばね力（対抗力）を調節すれば、第１切替圧力Ｐ１を変更することができる。

　（第４実施形態）
　次に、本発明の第４実施形態について説明する。第１実施形態に係る燃料供給装置と本実施形態に係る燃料供給装置とは、燃料分配器の構成が異なるが、それ以外の構成は基本的に同じである。以下では、本実施形態に係る燃料分配器６６Ｃを中心に説明する。図１１は、本実施形態に係る燃料分配器６６Ｃを示す縦断面図である。受圧底板部８１の底面８１ａとばね受け体１０３との間にはコイル状の圧縮型の調節ばね体１０５が配置されており、移動体７２にはこの調節ばね体１０５から上方向の力が付加されている。また、燃料分配器６６Ｃは、調節手段（ばね調節部）１００Ａを備えている。調節手段１００Ａは、ハウジング・ユニット７１の下部に設けられており、調節ばね体１０５のばね力を調節することになる。つまり、移動体７２に加える調節ばね体１０５からのばね力（対抗力）を調節することで、第１切替圧力Ｐ１を変更することができる。

　ハウジング・ユニット７１の下部の駆動ケース１０４Ａ内に、ピストンまたはダイアフラムのような円板状の受圧体１４１が収納され、この受圧体１４１とその上方のばね受け体１０３とが円柱状の連結体１４２により連結されている。駆動ケース１０４Ａのうち受圧体１４１よりも下方側の部分には、駆動室１４５が形成されている。この駆動室１４５は、圧力導入開口１４５ａおよび圧力取出しポート５３（図２に参照）を介して、燃焼器１に連通している。すなわち、駆動室１４５の圧力は、燃焼器１の入口圧力と同一となるように構成されている。なお、受圧体１４１と、圧力導入開口１４５ａを有する駆動室１４５とにより駆動部材１７１を構成している。

　燃焼器１の入口圧力は、フライトエンベロープ上の作動状態（エンジンの運転状態）に応じて変化する。低空・低速飛行時に出力（燃料圧力）を上げていく場合、低空では空気密度が高いので燃焼器の入口圧力が高圧となり、駆動室１４５の圧力も高くなって、調節ばね体１０５を大きく押し上げる。他方、低速であるためにラム圧が低いので、燃焼器１の入口温度は低いから、低負荷時には燃焼室１２内で燃料が燃えにくいので、燃焼安定性の高いパイロットバーナ３による燃焼で運用するのが望ましい。これが、図８（Ｃ）の状態であり、比較的高い第１切替圧力Ｐ１までパイロット燃焼のみが行われる。

　その一方、高空・高速飛行時に出力（燃料圧力）を上げていく場合、高空では空気密度が低いので燃焼器入口圧力が低圧となり、駆動室１４５の圧力も低くなって、調節ばね体１０５の押し上げ量が少なくなる。他方、高速であるためにラム圧が高いので、燃焼器１の入口温度は高いから、燃料が燃えやすい。これが、図８（Ａ）の状態であり、比較的低い第１切替圧力Ｐ１でメインポート７７が開放される。このように、本実施形態によれば、フライトパターンに応じて燃料分配のパターンが自動的に調節される。また、本実施形態では、第１～３実施形態のような調節手段１００の駆動機１０６を有していないので、構造が簡単になる。なお、上記低空と高空における燃焼器入口圧力の相違に基づく圧力制御に加えて、燃焼器入口温度を検出して、その相違に基づく温度制御を加えてもよい。

　（第５実施形態）
　次に、本発明の第５実施形態について説明する。第１実施形態に係る燃料供給装置と本実施形態に係る燃料供給装置とは、燃料分配器の位置と個数が異なるが、それ以外の構成は基本的に同じである。図１２は、本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１３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本を用いるのと比べ、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。

　上記各実施形態では、パイロットバーナの燃料噴霧方式はエアブラスト式であるが、これに何ら限定されるものではなく、例えば圧力噴霧式でもよい。また、メインバーナの燃焼方式は予混合燃焼方式であるが、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
７１　ハウジング・ユニット（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
１００　調節手段（ばね調節部）
１０５　調節ばね体
１０６　駆動機
Ｆ　燃料
Ｐ１　第１切替圧力
Ｐ２　第２切替圧力
Ｚ１　低負荷領域
Ｚ２　中負荷領域
Ｚ３　高負荷領域 

Claims (7)

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、前記燃料入口の燃料圧力が第１圧力よりも小さいときには前記パイロットポートのみを開放し、前記燃料入口の燃料圧力が前記第１圧力よりも大きいときには前記パイロットポートおよび前記メインポートの両方を開放する移動体と、
   　前記燃料入口の燃料圧力による移動方向とは反対の方向の対抗力を前記移動体に加え、前記対抗力を調節することで、前記第１圧力の値を調節する調節手段と、を有する、
   　ガスタービンエンジンの燃料供給装置。
2. 　前記調節手段は前記燃焼器の入口温度に基づいて作動する、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. 　前記調節手段は、前記対抗力を前記移動体に加えるばね体を有する、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. 　前記調節手段は油圧シリンダ、ステッピングモータ、またはサーボモータからなる駆動機を有し、
   　前記駆動機によって前記ばね体の長さを変えることで、前記対抗力を調節する、
   　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. 　前記調節手段は前記燃焼器の入口圧力に基づいて作動する、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。
6. 　前記調節手段は、
   　前記対抗力を前記移動体に加えるばね体と、
   　前記燃焼器の入口圧力を受けて変位するとともに、前記ばね体に連結された駆動部材と、を有し、
   　前記駆動部材が変位して前記ばね体の長さが変わることで、前記対抗力が調節される、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. 　前記燃料分配器は、パイロット用ニードル弁体と、メイン用ニードル弁体と、をさらに有し、
   　前記移動体は、
   　前記燃料入口の燃料圧力が前記第１圧力よりも小さいとき、前記メイン用ニードル弁体を介して前記メインポートを閉止し、
   　前記燃料入口の燃料圧力が前記第１圧力よりも大きく第２圧力よりも小さいとき、前記燃料入口の燃料圧力の上昇に伴って前記パイロット用ニードル弁体を介して前記パイロットポートの開度を徐々に小さくするとともに、前記メイン用ニードル弁を介して前記メインポートの開度を徐々に大きくし、
   　前記燃料入口の燃料圧力が前記第２圧力よりも大きいとき、前記燃料入口の燃料圧力の上昇にかかわらず前記パイロット用ニードル弁体を介して前記パイロットポートの開度を一定に維持するとともに、前記メイン用ニードル弁を介して前記メインポートの開度を一定に維持する、
   　請求項１乃至６のうち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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