(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
径方向中心部に配置されたパイロット燃料噴射弁と、前記パイロット燃料噴射弁の外周を取り囲むように配置された環状のメイン燃料噴射弁とを備える、ガスタービンの燃焼器に用いられる燃料噴射装置であって、
燃焼室に燃料を噴射する燃料噴射部と、
前記燃料噴射部に燃料を供給する燃料供給ユニットと、
内部に前記燃焼室を有する燃焼器ハウジングに取り付けられて、前記燃料供給ユニットに燃料を導入する燃料導入部と、
前記燃料導入部に支持されて、前記パイロット燃料噴射弁および前記メイン燃料噴射弁の前部を覆う噴射弁ハウジングと、
を備え、
前記燃料供給ユニットの基部が、前記燃料導入部に支持されており、前記燃料供給ユニットの、内部に環状の燃料供給路を有する環状の本体部が、前記噴射弁ハウジングに対して、支持ピンを介して径方向に相対移動可能に支持されている燃料噴射装置。
【請求項２】
請求項１に記載の燃料噴射装置において、前記燃料供給ユニットの本体部の外周に複数の支持ピンが径方向に挿入されて固定されており、前記噴射弁ハウジングに周方向に複数形成された径方向の貫通孔に前記各支持ピンを挿通させることにより、前記燃料供給ユニットの本体部が前記噴射弁ハウジングに支持されている燃料噴射装置。
【請求項３】
径方向中心部に配置されたパイロット燃料噴射弁と、前記パイロット燃料噴射弁の外周を取り囲むように配置された環状のメイン燃料噴射弁とを備える、ガスタービンの燃焼器に用いられる燃料噴射装置であって、
燃焼室に燃料を噴射する燃料噴射部と、
前記燃料噴射部に燃料を供給する燃料供給ユニットと、
内部に前記燃焼室を有する燃焼器ハウジングに取り付けられて、前記燃料供給ユニットに燃料を導入する燃料導入部と、
前記燃料導入部に支持されて、前記パイロット燃料噴射弁および前記メイン燃料噴射弁の前部を覆う噴射弁ハウジングと、
を備え、
前記燃料供給ユニットの基部が、前記燃料導入部に支持されており、前記燃料供給ユニットの環状の本体部が、前記噴射弁ハウジングに対して、支持ピンを介して径方向に相対移動可能に支持されており、
前記燃料供給ユニットの本体部に、周方向に延びる複数のアームが設けられており、各アームの先端部に、支持ピンが径方向に挿入されて固定されており、前記噴射弁ハウジングに各支持ピンを接合することにより、前記燃料供給ユニットの本体部が前記噴射弁ハウジングに支持されている燃料噴射装置。
【請求項４】
請求項２または３に記載の燃料噴射装置において、前記各支持ピンは前記燃料供給ユニットのねじ孔に径方向に螺合されている燃料噴射装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンの燃焼器に用いられる、複数の燃料ノズルを組み合わせた複合型燃料噴射弁を備えた燃料噴射装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
近年、環境への配慮からガスタービンから排出されるＮＯｘ（窒素酸化物）などの有害物質を低減することが求められている。従来の航空機用ガスタービン燃焼器の燃料噴射装置は拡散燃焼方式であり、同方式では、燃焼反応が量論比で行われるため、火炎温度が高くなる。ＮＯｘの排出量は火炎温度に対して指数的に増加する性質をもつため、火炎温度を下げることがＮＯｘの排出量を抑えるための効果的な対策となるが、ガスタービンの高温高圧化が進む現状では、従来の拡散燃焼方式によってＮＯｘの排出量を抑えることには限界がある。
【０００３】
火炎温度を抑えるためには、希薄燃焼方式の燃料噴射弁が有効であるとされている。希薄燃焼とは、空気に対する燃料の割合を少なくして燃焼させる方法で、希薄燃焼方式により、従来の拡散燃焼方式よりも大幅に火炎温度を下げることができる。一方で、希薄燃焼方式は、火炎温度が低いため不安定で不完全な燃焼になる傾向にある。そこで、内側にパイロット燃料噴射弁を、外側にメイン燃料噴射弁を同心状に配置して、低出力時にはパイロット燃料噴射弁による拡散燃焼方式を用いることにより安定な燃焼を保ちつつ、高出力ではパイロット燃料噴射弁での拡散燃焼により火炎の安定を図りながら、主としてメイン燃料噴射弁で希薄燃焼を行い、低ＮＯｘを実現するコンセントリック型の燃料噴射装置が用いられている（例えば、特許文献１参照。）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２０１２−２５１７４１号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかし、コンセントリック型燃料噴射装置では、高出力時にはメイン燃料噴射弁とパイロット燃料噴射弁の両方を動作させるが、低出力時にはパイロット燃料噴射弁のみを動作させ、メイン燃料噴射弁は使用しない。このため、メイン燃料噴射弁内を燃料が流通しない低出力時に、燃料噴射弁の周囲を流れる高温の空気の熱によってメイン燃料噴射弁の燃料管内で残留した燃料のコーキングが発生する場合がある。このような燃料管内のコーキングを防止するために、メイン燃料噴射弁を遮熱用のハウジングで覆うことが有効である。しかしながら、その場合、比較的低温の噴射弁と高温に曝される遮熱用のハウジングとの間に、熱伸び差に起因する応力が発生する可能性がある。
【０００６】
本発明の目的は、上記の課題を解決するために、メイン燃料噴射弁内のコーキングを効果的に防止しながら、同時に燃料噴射弁を確実に支持できる、信頼性に優れる燃料噴射装置を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
上記目的を達成するために、本発明に係る燃料噴射装置は、径方向中心部に配置されたパイロット燃料噴射弁と、前記パイロット燃料噴射弁の外周を取り囲むように配置された環状のメイン燃料噴射弁とを備える、ガスタービンの燃焼器に用いられる燃料噴射装置であって、燃焼室に燃料を噴射する燃料噴射部と、前記燃料噴射部に燃料を供給する燃料供給ユニットと、内部に前記燃焼室を有する燃焼器ハウジングに取り付けられて、前記燃料供給ユニットに燃料を導入する燃料導入部と、前記燃料導入部に支持されて、前記パイロット燃料噴射弁および前記メイン燃料噴射弁の前部を覆う噴射弁ハウジングとを備え、前記燃料供給ユニットの基部が、前記燃料導入部に支持されており、前記燃料供給ユニットの環状の本体部が、前記噴射弁ハウジングに対して、支持ピンを介して径方向に相対移動可能に支持されている。
【０００８】
この構成によれば、比較的低温に維持される燃料供給ユニット１５が、高温の空気に曝される噴射弁ハウジングに対して径方向に相対移動可能に支持されるので、この径方向の相対移動により、噴射弁ハウジングと燃料供給ユニット間の熱伸びの差が吸収される。したがって、コンセントリック型の燃料噴射装置において、噴射弁ハウジングの遮熱作用によってメイン燃料噴射弁内のコーキングを効果的に防止しながら、同時に燃料噴射弁を確実に支持することが可能になる。また、支持ピンを用いた単純なピン連結であるから、構造が簡単になる。
【０００９】
本発明の一実施形態において、前記燃料供給ユニットの本体部の外周に複数の支持ピンが径方向に挿入されて固定されており、前記噴射弁ハウジングに周方向に複数形成された径方向の貫通孔に前記各支持ピンを挿通させることにより、前記燃料供給ユニットの本体部が前記噴射弁ハウジングに支持されていてもよい。この構成によれば、簡易な支持構造により、噴射弁ハウジングと燃料供給ユニット間の熱伸びの差を吸収することができる。
【００１０】
本発明の一実施形態において、前記燃料供給ユニットの本体部に、周方向に延びる複数のアームが設けられており、各アームの先端部に、支持ピンが径方向に挿入されて固定されており、前記噴射弁ハウジングに各支持ピンを接合することにより、前記燃料供給ユニットの本体部が前記噴射弁ハウジングに支持されていてもよい。この構成によれば、支持ピンを用いた簡易な構造で噴射弁ハウジングと燃料供給ユニットとの間の熱伸びの差を吸収できる。しかも、支持ピンを噴射弁ハウジングおよび燃料供給ユニットの両方に固定できるので、支持ピンとこれら噴射弁ハウジングまたは燃料供給ユニットとの間での相対移動に起因するフレッティングの発生が防止されるので、燃料噴射装置の信頼性が一層向上する。
【００１１】
本発明の一実施形態において、前記各支持ピンは前記燃料供給ユニットのねじ孔に径方向に螺合されていることが好ましい。この構成によれば、簡易な構造で確実に支持ピンを燃料供給ユニットに固定することができる。
【発明の効果】
【００１２】
本発明の燃料噴射装置によれば、メイン燃料噴射弁におけるコーキングの発生が効果的に防止されるので、燃料噴射装置の信頼性が大幅に向上する。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本発明の第１実施形態に係る燃料噴射装置を備える燃焼器を模式的に示す断面図である。
【図２】本発明の第１実施形態に係る燃料噴射装置を示す断面図である。
【図３】図２の燃料噴射装置の要部を示す分解斜視図である。
【図４】図２の燃料噴射装置に使用される燃料供給ユニットを示す斜視図である。
【図５】本発明の第２実施形態に係る燃料噴射装置に使用される燃料供給ユニットを示す斜視図である。
【図６】図５の燃料装置のアームの好ましい形態を説明するための模式図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
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は本発明の一実施形態に係る燃料噴射装置１を備える燃焼器Ｂを示している。この燃料噴射装置１は、ガスタービンエンジンの燃焼器に用いられて、ガスタービンエンジンの圧縮機から供給される圧縮空気ＣＡに燃料を混合して燃焼器Ｂの燃焼室Ｅにおいて燃焼させ、その燃焼により発生する高温・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ためのものである。本実施形態に係る燃焼器Ｂは、いわゆるアニュラー型であり、燃料噴射装置１は、燃焼器Ｂの環状の頂部に、図示しないエンジン回転軸心と同心状に、等間隔に複数配設されている。なお、以下の説明において、燃料噴射装置１の軸心Ｃ方向における燃焼室Ｅ側を後側と呼び、その反対側を前側と呼ぶ。
【００１５】
図２に示すように、燃料噴射装置１は、コンセントリック型であり、燃料噴射装置１の軸心Ｃ上に配置されたパイロット燃料噴射弁３と、パイロット燃料噴射弁３の外周を取り囲むようにパイロット燃料噴射弁３の軸心Ｃと同心状に設けられたメイン燃料噴射弁５とを備えている。パイロット燃料噴射弁３から噴射された拡散燃焼用の燃料は、パイロット部スワーラＳＷ１を通過してきた空気と混合されて燃焼器の燃焼室Ｅへ供給される。一方、メイン燃料噴射弁５から噴射された希薄燃焼用の燃料は、メインスワーラＳＷ２から導入された空気と混合された後、希薄な混合気として燃焼室Ｅへ供給される。
【００１６】
各燃料噴射装置１は、燃料導入部９を形成するステム部１１を介して燃焼器のハウジングＨに支持されている。燃料導入部９は、パイロット燃料噴射弁３に供給される拡散燃焼のための燃料を導入する第１燃料導入系統Ｆ１と、メイン燃料噴射弁５に供給される希薄予混合燃焼のための燃料を導入する第２燃料導入系統Ｆ２とを備えている。
【００１７】
燃料噴射装置１は、燃焼室Ｅに燃料を噴射する燃料噴射部１３と、燃料噴射部１３に燃料を供給する燃料供給ユニット１５とを有している。燃料供給ユニット１５は、燃料導入部９に連結される基部１５ａと、パイロット燃料噴射弁３への燃料およびメイン燃料噴射弁５へ燃料を供給する環状の燃料供給路が内部に形成される、図３に示す本体部１５ｂと、本体部１５ｂからさらに径方向中心部のパイロット燃料噴射弁３に燃料を供給するパイロット燃料供給部１５ｃとからなる。
【００１８】
図２に示すように、燃料噴射部１３は、パイロット燃料噴射弁３からの燃料を燃焼室Ｅへ向けて噴射するパイロットノズル１７と、パイロットノズル１７の径方向外側に設けられた、メイン燃料噴射弁５からの燃料を空気と混合して燃焼室Ｅへ向けて噴射するメインノズル１９とを有している。パイロットノズル１７およびメインノズル１９は、いずれも、燃焼室Ｅに向かって拡径となる形状である。
【００１９】
燃料噴射装置１の前部、より具体的には燃料供給ユニット１５の環状の本体部１５ｂの前部は、燃料導入部９に支持された、ほぼ環状の噴射弁ハウジング２１によって覆われている。この噴射弁ハウジング２１によって、燃料供給ユニット１５の周辺を流れる高温の空気から燃料供給ユニット１５が遮熱される。
【００２０】
前記燃料供給ユニット１５の基部１５ａは、燃料導入部９によって支持されており、燃料供給ユニット１５の環状の本体部１５ｂは、噴射弁ハウジング２１に対して、径方向に相対移動可能に支持されている。以下、この支持構造について詳細に説明する。図４に示すように、噴射弁ハウジング２１の周壁には、径方向に開口した円孔からなる貫通孔２７が周方向に複数形成されている。これらの各貫通孔２７に挿通した複数の支持ピン２５を、さらに燃料供給ユニット１５の本体部１５ｂに径方向に挿入して固定することにより、燃料供給ユニット１５の本体部１５ｂが噴射弁ハウジング２１に支持される。
【００２１】
燃料供給ユニット１５の本体部１５ｂには、前方に突出する支持突片２９が周方向の複数箇所に等間隔に設けられている。これら支持突片２９には、それぞれ、径方向のねじ孔３１が設けられている。各支持ピン２５は、燃料供給ユニット１５の各支持突片２９のねじ孔３１に径方向に螺合されることにより、燃料供給ユニット１５に相対移動不能に固定されている。図２の円で囲んだ部分拡大図に示すように、支持ピン２５は外周にねじが形成された円柱状であり、噴射弁ハウジング２１の貫通孔２７との間に径方向の僅かな隙間が存在する。支持ピン２５の頂部には、工具を挿入するための角穴３３が設けられている。このような支持構造とすることにより、噴射弁ハウジング２１の貫通孔２７と支持ピン２５との間で径方向のスライド移動が可能となる。
【００２２】
本実施形態に係る燃料噴射装置１によれば、内部を燃料が流れることにより比較的低温に維持される燃料供給ユニット１５が、高温の空気に曝される噴射弁ハウジング２１に対して径方向に相対移動可能に支持されるので、この径方向の相対移動により、噴射弁ハウジング２１と燃料供給ユニット１５間の熱伸びの差が吸収される。したがって、コンセントリック型の燃料噴射装置１において、噴射弁ハウジング２１の持つ遮熱作用によってメイン燃料噴射弁５内の燃料のコーキングを効果的に防止しながら、同時に燃料噴射弁を確実に支持することが可能になる。特に、支持ピン２５を用いる簡易な支持構造により、噴射弁ハウジング２１と燃料供給ユニット１５間の熱伸びの差を吸収することができる。
【００２３】
次に、図５に示す本発明の第２実施形態について説明する。第２実施形態に係る燃料噴射装置１は、燃料供給ユニット１５の環状の本体部１５ｂが、噴射弁ハウジング２１に対して径方向に相対移動可能に支持されている点で上記の第１実施形態と共通するが、具体的な支持構造が第１実施形態と異なる。以下、この第２実施形態について、主として第１実施形態と異なる点のみを説明し、第１実施形態と共通する点については説明を省略する。
【００２４】
本実施形態では、燃料供給ユニット１５の本体部１５ｂに、周方向に延びる複数のアーム４１が設けられている。具体的には、各アーム４１は、燃料供給ユニット１５の本体部１５ｂから前方に突設されたアーム基端部４１ａと、アーム基端部４１ａから、本体部の周方向に沿って延びるアーム本体部４１ｂと、アーム本体部４１ｂの先端に設けられた、径方向のねじ孔４３を有するアーム先端部４１ｃとからなる。これらアーム４１の各アーム先端部４１ｃに、図６に示すように、支持ピン２５を径方向に挿入し（この例ではねじ孔４３に支持ピン２５を螺合し）、噴射弁ハウジング２１に設けたピン孔４５に各支持ピン２５を挿入して接合することにより、燃料供給ユニット１５の本体部１５ｂが噴射弁ハウジング２１に支持される。なお、図６では、アーム先端部４１ｃの周辺部分のみを断面図で示している。本実施形態では、各支持ピン２５は溶接により噴射弁ハウジング２１に接合されている。このような支持構造とすることにより、アーム４１の撓みによって燃料供給ユニット１５と噴射弁ハウジング２１が、径方向に相対移動可能となる。
【００２５】
アーム４１の長さ、すなわち、図６に示す、燃料供給ユニット１５本体部の中心Ｏに対する、アーム基端部４１ａの周方向中心からアーム先端部４１ｃのねじ孔４３の中心までの開角度θは、適宜設定してよいが、噴射弁２１ハウジングと燃料供給ユニット１５との熱伸び差を確実に吸収するために、７２°〜１２０°の範囲にあることが好ましい。アーム４１の数も、図示の例の５つに限定されず、適宜設定してよい。なお、図６では、複数のアーム４１のうち代表して１つのみを示している。
【００２６】
本実施形態に係る燃料噴射装置によれば、燃料供給ユニット１５が、噴射弁ハウジング２１に対して、アーム４１の撓みによって径方向に相対移動可能に支持されるので、第１実施形態と同様、噴射弁ハウジング２１と燃料供給ユニット１５間の熱伸びの差が吸収される。しかも、支持ピン２５は噴射弁ハウジング２１と燃料供給ユニット１５の両方に相対移動不能に連結されるから、支持ピン２５と噴射弁ハウジング２１または燃料供給ユニット１５との間でのフレッティングの発生が防止されるので、燃料噴射装置１の信頼性が一層向上する。さらには、アーム４１の数や長さを調整することにより、燃料噴射装置１の仕様に応じた最適な支持構造を設定することが容易となる。また、燃料供給ユニット１５の１つまたは複数のアーム４１の長さを変更することにより、燃料供給ユニット１５が、燃焼振動または他の機械的な振動の周波数に共振することを回避できる。
【００２７】
以上のとおり、図面を参照しながら本発明の好適な実施形態を説明したが、本発明の趣旨を逸脱しない範囲内で、種々の追加、変更または削除が可能である。したがって、そのようなものも本発明の範囲内に含まれる。
【符号の説明】
【００２８】
１  燃料噴射装置
３  パイロット燃料噴射弁
５  メイン燃料噴射弁
９  燃料導入部
１３  燃料噴射部
１５  燃料供給ユニット
１５ａ  燃料供給ユニットの基部
１５ｂ  燃料供給ユニットの本体部
２１  噴射弁ハウジング
２５  支持ピン
４１  アーム
４１ｃ  燃料供給ユニットの先端部
Ｅ  燃焼室
Ｈ  燃焼器ハウジング
【図１】
0006410133.tif 000002
【図２】
0006410133.tif 000003
【図３】
0006410133.tif 000004
【図４】
0006410133.tif 000005
【図５】
0006410133.tif 000006
【図６】
0006410133.tif 000007