(57)【要約】  ガスタービンエンジンが提供されている。ガスタービンエンジンは、圧縮機アセンブリおよびこの圧縮機アセンブリと流体連通した燃焼アセンブリを含む。燃焼アセンブリは、複数の燃料ノズルおよびこの燃料ノズルに燃料を送達するための流体導管を含む。流体導管は、流体導管に沿って互いに間隔を置いている複数の第１出口ポートを有し、また、流体導管は、流体導管に沿って互いに間隔を置いている複数の第２出口ポートを有する。さらに、流体導管は、第１出口ポートと流体連通した流体導管に沿って延びている第１流路を有し、また、流体導管は、第２出口ポートと流体連通した流体導管に沿って延びている第２流路を有する。少なくとも一部の第１流路は、第２流路に囲まれている。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
圧縮機アセンブリ（１０８）と、前記圧縮機アセンブリ（１０８）と流体連通した燃焼アセンブリ（１１０）とを備えるガスタービンエンジン（１００）であって、
前記燃焼アセンブリ（１１０）が複数の燃料ノズル（２０４）に燃料を送達するための流体導管を備え、
前記流体導管が、
前記流体導管に沿って互いに間隔を置いている複数の第１出口ポート、
前記流体導管に沿って互いに間隔を置いている複数の第２出口ポート、
前記第１出口ポートと流体連通した前記流体導管に沿って延びている第１流路、および
前記第２出口ポートと流体連通した前記流体導管に沿って延びている第２流路
を備え、
前記第１流路の少なくとも一部が前記第２流路に囲まれている、ガスタービンエンジン（１００）。
【請求項２】
前記流体導管がアーチ状に形作られている、請求項１に記載のガスタービンエンジン（１００）。
【請求項３】
少なくとも一部の前記第１流路と少なくとも一部の前記第２流路が同心円状である、請求項１に記載のガスタービンエンジン（１００）。
【請求項４】
前記第１流路および前記第２流路が一体成形されている、請求項１に記載のガスタービンエンジン（１００）。
【請求項５】
前記流体導管が少なくとも一部の前記第２流路を囲む断熱チャンバ（２３６）をさらに備える、請求項１に記載のガスタービンエンジン（１００）。
【請求項６】
前記断熱チャンバ（２３６）が前記第１流路および前記第２流路と一体成形されている、請求項５に記載のガスタービンエンジン（１００）。
【請求項７】
前記第１出口ポートが前記第２流路を通じて延びている、請求項１に記載のガスタービンエンジン（１００）。
【請求項８】
前記燃焼アセンブリ（１１０）が、前記第１流路および前記第１出口ポートを通じてパイロット燃料を送り、前記第２流路および前記第２出口ポートを通じて主燃料を送るように構成され、前記第１出口ポートの１つと前記第２出口ポートの１つが、それぞれの前記ノズルに関連している、請求項１に記載のガスタービンエンジン（１００）。
【請求項９】
ガスタービンエンジン（１００）の燃焼アセンブリ（１１０）のための流体導管であって、前記流体導管が、
前記流体導管に沿って互いに間隔を置いている複数の第１出口ポート、
前記流体導管に沿って互いに間隔を置いている複数の第２出口ポート、
前記第１出口ポートと流体連通した前記流体導管に沿って延びている第１流路、および
前記第２出口ポートと流体連通した前記流体導管に沿って延びている第２流路
を備え、
前記第１流路の少なくとも一部が前記第２流路に囲まれている、流体導管。
【請求項１０】
前記流体導管がアーチ状に形作られている、請求項９に記載の流体導管。
【請求項１１】
少なくとも一部の前記第１流路と少なくとも一部の前記第２流路が同心円状である、請求項９に記載の流体導管。
【請求項１２】
前記第１流路および前記第２流路が一体成形されている、請求項９に記載の流体導管。
【請求項１３】
前記流体導管が少なくとも一部の前記第２流路を囲む断熱チャンバ（２３６）をさらに備える、請求項９に記載の流体導管。
【請求項１４】
前記断熱チャンバ（２３６）が前記第１流路および前記第２流路と一体成形されている、請求項１３に記載の流体導管。
【請求項１５】
前記第１出口ポートが前記第２流路を通じて延びている、請求項９に記載の流体導管。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示の分野は概して流体導管に関し、より詳細には、ガスタービンエンジン内の燃料のための流体導管に関する。
【背景技術】
【０００２】
多くの公知のガスタービンエンジンは燃焼器部分を含み、燃料は燃焼プロセスを容易にするために、導管のネットワークを介してこの燃焼器部分に送達される。燃料導管はエンジンの燃焼区域の近くに配置されているため、燃料を導管内で高い温度にさらすことができる。
【０００３】
少なくともいくつかの公知のガスタービンエンジンでは、燃焼器部分への燃料の流量が、エンジン動作の一形態（例えば、離陸動作）と、別のエンジン動作の形態（例えば、巡航動作）とで異なる。ただし、流量が少ない形態でエンジンが動作している場合、燃料はより長い時間、高い温度にさらされる可能性がある。このため、エンジン動作に関連する高い温度から燃料をさらに好ましく断熱することが有用であり得る。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】国際公開第１０／０２４９８９号パンフレット
【発明の概要】
【０００５】
一態様では、ガスタービンエンジンが提供されている。ガスタービンエンジンは、圧縮機アセンブリおよびこの圧縮機アセンブリと流体連通した燃焼アセンブリを含む。燃焼アセンブリは、複数の燃料ノズルおよびこの燃料ノズルに燃料を送達するための流体導管を含む。流体導管は、流体導管に沿って互いに間隔を置いている複数の第１出口ポートを有し、また、流体導管は、流体導管に沿って互いに間隔を置いている複数の第２出口ポートを有する。さらに、流体導管は、第１出口ポートと流体連通した流体導管に沿って延びている第１流路を有し、また、流体導管は、第２出口ポートと流体連通した流体導管に沿って延びている第２流路を有する。少なくとも一部の第１流路は、第２流路に囲まれている。
【０００６】
別の態様では、ガスタービンエンジンの燃焼アセンブリのための流体導管が提供されている。流体導管は、流体導管に沿って互いに間隔を置いている複数の第１出口ポートを含み、また、流体導管は、流体導管に沿って互いに間隔を置いている複数の第２出口ポートを含む。さらに、流体導管は、第１出口ポートと流体連通した流体導管に沿って延びている第１流路を含み、また、流体導管は、第２出口ポートと流体連通した流体導管に沿って延びている第２流路を含む。少なくとも一部の第１流路は、第２流路に囲まれている。
【０００７】
別の態様では、ガスタービンエンジンの燃焼アセンブリのための流体導管を作製する方法が提供されている。この方法は、流体導管に沿って互いに間隔を置いている複数の第１出口ポートを提供することを含む。また、この方法は、流体導管に沿って互いに間隔を置いている複数の第２出口ポートを提供することを含む。さらに、この方法は、少なくとも一部の第１流路が第２流路に囲まれているような、流体導管に沿って延びている第１流路および第２流路を一体成形することを含む。第１流路は第１出口ポートと流体連通し、第２流路は第２出口ポートと流体連通している。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】ガスタービンエンジンの概略図である。
【図２】図１に示されているガスタービンエンジンに使用される燃料送達システムの斜視図である。
【図３】図２に示されている燃料送達システムの燃料回路の斜視図である。
【図４】図３に示されている燃料回路のマニホールドの斜視図である。
【図５】図４に示されているマニホールドの側面図である。
【図６】図５の平面６−６に沿って切り取った図４に示されているマニホールドの断面図である。
【図７】図５の平面７−７に沿って切り取った図４に示されているマニホールドの断面図である。
【図８】図４に示されているマニホールドの別の実施形態の断面図である。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
以下の詳細な説明で、流体導管およびその作製方法が、例として明記されているが、限定する目的ではない。この説明により、当業者が流体導管を作製し、使用することが明らかに可能となる。また、この説明は、流体導管のいくつかの実施形態、適応、変形、代替、および利用を明記し、現在、流体導管の最良の実施形態と考えられる流体導管を含んでいる。流体導管は、好ましい実施形態、すなわちガスタービンエンジンにおける燃料送達システムの燃料導管に適用されるように、本明細書に記載されている。しかし、流体導管および流体導管の作製方法は、ガスタービンエンジン内の燃料流以外にも、広い範囲のシステムで一般的に適用され、ならびに／または、さまざまな商用、産業用、および／あるいは民生用に適用されることが可能と考えられる。
【００１０】
図１は、例示的なガスタービンエンジン１００の概略図である。ガスタービンエンジン１００は、互いに軸流関係に配置されている、ファンシステム１０２、コアシステム１０４、および排気システム１０６を含む。コアシステム１０４は、圧縮機アセンブリ１０８、燃焼アセンブリ１１０、高圧タービンアセンブリ１１２、および低圧タービンアセンブリ１１４を含む。動作中、空気が圧縮機アセンブリ１０８に向けられ、この空気は圧縮されて、次に燃焼アセンブリ１１０に向けられる。燃焼アセンブリ１１０内で、圧縮された空気は燃料と混合され、燃焼ガスを生成するために点火される。続いて、この燃焼ガスを排出するために、燃焼ガスは高圧タービンアセンブリ１１２および低圧タービンアセンブリ１１４を通じて、排気システム１０６経由で大気に向けられる。他の実施形態において、ガスタービンエンジン１００は、任意の好適な方法で構成された、任意の好適なファンシステム、コアシステム、および／または排気システムを含み得る。
【００１１】
図２は、燃焼アセンブリ１１０の燃料送達システム２００の斜視図である。燃料送達システム２００は、燃料制御弁２０２、燃料ノズル２０４、および少なくとも１つのノズル２０４と流体連通した制御弁２０２と連結している燃料導管の配置２０６を含む。他の実施形態において、燃料送達システム２００は任意の好適な方法で構成され得る。
【００１２】
図３は、燃料導管の配置２０６の斜視図である。燃料導管の配置２０６は、マニホールド２０８（すなわち、導管）、複数のマニホールド入口導管２１０、および複数のマニホールド出口導管２１２を含む。例示的な実施形態において、複数のマニホールド入口導管２１０は、パイロット燃料入口導管２１４および主燃料入口導管２１６を含み、複数のマニホールド出口導管２１２は、１つのパイロット燃料出口導管２１８および１つの主燃料出口導管２２０が、それぞれのノズル２０４に連結するように構成されている、複数のパイロット燃料出口導管２１８と複数の主燃料出口導管２２０を含む。このように、パイロット燃料は、パイロット燃料入口導管２１４、マニホールド２０８、およびパイロット燃料出口導管２１８を経由して、ノズル２０４に送られる。同様に、主燃料は、主燃料入口導管２１６、マニホールド２０８、および主燃料出口導管２２０を経由して、ノズル２０４に送られる。さらに以下に詳述されるように、いくつかの実施形態において、パイロット燃料入口導管２１４、主燃料入口導管２１６、パイロット燃料出口導管２１８、主燃料出口導管２２０は、軟性の高分子材料（例えば、ゴム材料やプラスチック材料）から作製され、マニホールド２０８は、剛性の金属材料から作製される。他の実施形態において、燃料導管の配置２０６は、任意の好適な数の導管およびマニホールドを有することが可能であり、これらは、任意の好適な材料から作製され、任意の好適な燃料流を送達するために任意の好適な方法で配置される。また、本明細書に記載されている導管の配置（例えば、マニホールド２０８）は、ガスタービンエンジン内の燃料送達以外での利用に好適であり得る。
【００１３】
図４〜図７は、マニホールド２０８の斜視図、側面図、および断面図である。例示的な実施形態において、マニホールド２０８は、アーチ状に形作られ、第１燃料入口ポート（例えば、パイロット燃料入口導管２１４に連結するためのパイロット燃料入口ポート２２２）、第２燃料入口ポート（例えば、主燃料入口導管２１６に連結するための主燃料入口ポート２２４）、および複数の燃料出口ポート２２６（例えば、パイロット燃料出口導管２１８に連結するための少なくとも１つのパイロット燃料出口ポート２２８、および主燃料出口導管２２０に連結するための少なくとも１つの主燃料出口ポート２３０）を含む。また、マニホールド２０８は、任意の好適な目的のために任意の好適な方法で配置される、任意の好適な数のポートを有することが可能である。
【００１４】
内部で、マニホールド２０８は、主流路２３４内（半径方向内側）にパイロット流路２３２が配置されている、第１流路（例えば、パイロット流路２３２）および第２流路（例えば、主流路２３４）を含む。一実施形態において、少なくとも一部のパイロット流路２３２が主流路２３４に囲まれている（例えば、主流路２３４がパイロット流路２３２の周りを少なくとも部分的に覆っている）。別の実施形態において、少なくとも一部のパイロット流路２３２と少なくとも一部の主流路２３４が、同心円状である（例えば、パイロット流路２３２の中心が、パイロット流路２３２の周りを少なくとも部分的に覆っている主流路２３４の曲率中心である）。いくつかの実施形態において、パイロット流路２３２および主流路２３４は、一体成形され、例えば直接金属レーザ製造（ＤＭＬＭ）プロセスのような、付加的な製造プロセスを使用して作製される。他の実施形態において、パイロット流路２３２および主流路２３４は、（１つまたは複数の）任意の好適な製造方法を使用して作製され得る（例えば、互いに別に成形されて、互いに好適に連結され得る）。
【００１５】
図８に示されているように、マニホールド２０８の一実施形態が、主流路２３４の外側にある断熱チャンバ２３６を含み得る（例えば、断熱チャンバ２３６は、少なくとも一部の主流路２３４を囲む可能性があり、および／または、主流路２３４の少なくとも一部と同心円状であり得る）。主流路２３４内、さらにはパイロット流路２３２内の燃料の断熱を容易にするために、断熱チャンバ２３６は、空気および／または任意の他の好適な断熱材料（例えば、発泡材料）を含むように構成されている。いくつかの実施形態において、断熱チャンバ２３６は、主流路２３４およびパイロット流路２３２と一体成形される。他の実施形態において、断熱チャンバ２３６は、主流路２３４および／またはパイロット流路２３２と別に成形され得、主流路２３４および／またはパイロット流路２３２に連結され得る。さらに、いくつかの実施形態において、断熱チャンバ２３６は、複数の閉じることが可能な開口部２３８を伴って作製され得るため、（マニホールド２０８が既に成形された後に）断熱チャンバ２３６に断熱材料を注入し、続いて開口部２３８を閉じることが可能である。いくつかの実施形態において、マニホールド２０８は、マニホールド２０８の全体的な重量を軽減することを容易にする、複数の空間２４０を含み得る。
【００１６】
ガスタービンエンジン１００の動作中、燃焼アセンブリ１１０は、動作の異なる形態間で異なる量の燃料を利用することができる（例えば、エンジン１００の多くの動作は主燃料およびパイロット燃料を同時に利用するが、パイロット燃料に対する主燃料の使用量の割合は、特定の動作の形態によって変化し得る）。例えば、エンジン１００の離陸動作中、パイロット燃料の使用量（例えば、パイロット燃料の流量）は、巡航動作中よりも多くなり得る。このように、パイロット燃料の流量が低減されている間の動作形態において、パイロット流路２３２内の燃料は、より長い時間、高い温度にさらされる可能性がある。この点において、（前述したように）マニホールド２０８の例示的な実施形態においては、パイロット流路２３２が主流路２３４内にあるため、主流路２３４内の燃料流がパイロット流路２３２内の燃料から熱を除去し、パイロット流路２３２内の燃料を断熱することを容易にする。このように、主流路２３４内にパイロット流路２３２を構成することによって、いくつかのエンジン動作中にパイロット燃料がより少ない流量で使用される場合（例えば、パイロット燃料がさらに停滞することにより、さらに長い時間、高温にさらされる場合）、マニホールド２０８は、パイロット燃料への高温による望ましくない影響を低減することを容易にする。例えば、マニホールド２０８のいくつかの実施形態は、燃料の旋回を促進し、パイロット燃料と主燃料との間での熱伝達を増大させるために、マニホールド２０８内のパイロット燃料および主燃料の流れ方向の反転を促進し得るため、マニホールド２０８は、エンジン動作中にパイロット燃料がコークス化する可能性を低減することを容易にする。
【００１７】
本明細書に記載されている方法およびシステムは、マニホールド内の燃料の断熱性向上を容易にする、燃料マニホールドを提供することを容易にする。また、本明細書に記載されている方法およびシステムは、主燃料回路内にパイロット燃料回路を配置することを容易にする。また、本明細書に記載されている方法およびシステムは、さらなる断熱の利点のために、環状の断熱チャンバ内に主燃料回路を配置することを容易にする。さらに、本明細書に記載されている方法およびシステムは、半径方向内側の燃料が低い速度で流れる状態での動作中、半径方向外側の燃料の流れが、半径方向内側の燃料の流れから離れて、熱を伝達できることを容易にする。さらに、本明細書に記載されている方法およびシステムは、燃料ノズル内での燃料のコークス化につながる燃料への熱伝達を低下させることを容易にする。さらに、本明細書に記載されている方法およびシステムは、補助的なスケジューリングで燃料消費率（ＳＦＣ）を改良できること、およびオイル冷却能力を向上できることに加えて、外部エンジン環境で燃料マニホールドによって占有される容積を小さくできることを容易にする。したがって、本明細書に記載されている方法およびシステムは、（例えば、過酷な環境にさらされる配管の量を削減すること、および、燃料が燃料制御弁から燃料ノズルに流れるように、燃料の温度上昇を好ましく制御することによって）燃料ノズルでのコークス化を防止し、部品数を削減するための、より軽量かつ低費用での解決法を提供することを容易にする。
【００１８】
流体導管の例示的な実施形態および流体導管を作製する方法が、上記に詳述されている。この方法およびシステムは、本明細書に記載されている特定の実施形態に制限されるものではなく、この方法およびシステムの構成要素は本明細書に記載されている他の構成要素から独立して別に利用され得る。例えば、本明細書に記載されている方法およびシステムは、他の産業用および／または民生用に適用されることが可能であり、本明細書に記載のガスタービンエンジンのみでの実行に限定されない。それどころか、本発明は、多くの他の産業に関連して実装され、利用されることが可能である。
【００１９】
本発明をさまざまな特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明が特許請求の趣旨および範囲の変更形態で実施され得ることを、当業者は理解されよう。
【符号の説明】
【００２０】
１００  ガスタービンエンジン
１０２  ファンシステム
１０４  コアシステム
１０６  排気システム
１０８  圧縮機アセンブリ
１１０  燃焼アセンブリ
１１２  高圧タービンアセンブリ
１１４  低圧タービンアセンブリ
２００  燃料送達システム
２０２  燃料制御弁
２０４  燃料ノズル
２０６  燃料導管の配置
２０８  マニホールド
２１０  マニホールド入口導管
２１２  マニホールド出口導管
２１４  パイロット燃料入口導管
２１６  主燃料入口導管
２１８  パイロット燃料出口導管
２２０  主燃料出口導管
２２２  パイロット燃料入口ポート
２２４  主燃料入口ポート
２２６  燃料出口ポート
２２８  パイロット燃料出口ポート
２３０  主燃料出口ポート
２３２  パイロット流路
２３４  主流路
２３６  断熱チャンバ
２３８  開口部
２４０  空間
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
2015520356.tif 000009
【図８】
2015520356.tif 000010
【国際調査報告】
2015520356.tif 000011
2015520356.tif 000012