(57)【要約】      （修正有）【課題】広範囲に及ぶ燃焼器の動作条件及び対応する燃料供給システムを提供する。【解決手段】燃料供給システムは、１次及び２次燃料回路２０４，２０６それぞれと流体連通した１次及び２次パイロット燃料ノズル１０４，１０６と、主燃料回路２０８と流体連通した主燃料ノズル１０８とを有する燃料噴射装置１００Ｂを含むことができる。燃料噴射装置１００Ｂはまた、１次燃料回路２０４と２次燃料回路２０６及び／又は主燃料回路２０８との間で接続されたバイパス燃料回路２３０とバイパス燃料回路２３０と動作可能に連動して設けられたバイパスバルブ２３２を含むことができる。バイパスバルブ２３２は、１次燃料マニホルドから１次燃料回路２０４を通って流れる燃料の一部が２次燃料回路２０６及び／又は主燃料回路２０８に配向されるように開放されるよう構成されている。【選択図】図６
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンの燃焼器の燃料噴射装置に燃料を供給するシステムであって、１次燃料回路と流体連通した１次パイロット燃料ノズル、２次燃料回路と流体連通した２次パイロット燃料ノズル、及び主燃料回路と流体連通した主燃料ノズルを含み、上記１次パイロット燃料ノズル、上記２次パイロット燃料ノズル及び上記主燃料ノズルの各々が内部で少なくとも部分的に延びて、上記１次燃料回路と上記２次燃料回路又は主燃料回路のうちの少なくとも一方との間で流体接続されたバイパス燃料回路を定める燃料噴射装置と、上記１次燃料回路を介して上記１次パイロット燃料ノズルに流体接続されるよう構成された１次燃料マニホルドと、上記バイパス燃料回路と作動可能に連動して設けられ、上記１次燃料マニホルドから上記１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が上記２次燃料回路又は上記主燃料回路の少なくとも一方に配向されるように開放されるよう構成されたバイパスバルブと、を備える、システム。
【請求項２】
上記バイパス燃料回路が、上記１次燃料回路と上記２次燃料回路との間で流体接続され、上記バイパスバルブが、上記１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が上記２次燃料回路に配向された後、上記２次パイロット燃料ノズルに配向されるように開放されるよう構成されているか、或いは、上記バイパス燃料回路が、上記１次燃料回路と上記主燃料回路との間で流体接続され、上記バイパスバルブが、上記１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が上記主燃料回路に配向された後、上記主燃料ノズルに配向されるように開放されるよう構成されている、請求項１に記載のシステム。
【請求項３】
上記２次燃料回路を介して上記２次パイロット燃料ノズルに流体接続されるように構成された２次燃料マニホルドと、上記２次燃料マニホルドから２次パイロット燃料ノズルに供給される燃料を制御するよう上記２次燃料回路と作動可能に連動して上記燃料噴射装置の内部に設けられた２次パイロットバルブと、を更に備え、上記バイパス燃料回路が、上記２次パイロットバルブの下流側の位置にて上記２次燃料回路に流体接続されている、請求項２に記載のシステム。
【請求項４】
上記主燃料回路を介して上記主燃料ノズルに流体接続されるように構成された主燃料マニホルドと、上記主燃料マニホルドから上記主燃料ノズルに供給される燃料を制御するよう上記主燃料回路と作動可能に連動して上記燃料噴射装置の内部に設けられたメインバルブと、を更に備え、上記バイパス燃料回路が、上記メインバルブの下流側の位置にて上記主燃料回路に流体接続されている、請求項２に記載のシステム。
【請求項５】
上記バイパスバルブが、上記燃料噴射装置のバルブハウジング内に収容されている、請求項１に記載のシステム。
【請求項６】
上記バイパスバルブの作動が、能動的又は受動的に制御されるように構成されている、請求項１に記載のシステム。
【請求項７】
上記バイパスバルブが、制御信号を受信したときに開放されるように構成された電子制御式バルブか、又は上記１次燃料回路内の流体圧力が所定のクラッキング圧を超えたときに開放されるように構成された圧力作動式バルブに相当する、請求項７に記載のシステム。
【請求項８】
上記燃料噴射装置が濃縮燃料噴射装置に相当し、上記１次燃料マニホルドが濃縮燃料マニホルドに相当する、請求項１に記載のシステム。
【請求項９】
ガスタービンエンジンの燃焼器の濃縮燃料噴射装置に燃料を供給するシステムであって、１次燃料回路と流体連通した１次パイロット燃料ノズル、２次燃料回路と流体連通した２次パイロット燃料ノズル、及び主燃料回路と流体連通した主燃料ノズルを含み、上記１次パイロット燃料ノズル、上記２次パイロット燃料ノズル及び上記主燃料ノズルの各々が内部で少なくとも部分的に延びて、上記１次燃料回路と上記２次燃料回路又は主燃料回路のうちの少なくとも一方との間で流体接続されたバイパス燃料回路を定める濃縮燃料噴射装置と、上記１次燃料回路を介して上記１次パイロット燃料ノズルに流体接続されるよう構成された濃縮燃料マニホルドと、上記２次燃料回路を介して上記２次パイロット燃料ノズルに流体接続されるよう構成された２次燃料マニホルドと、上記主燃料回路を介して上記主燃料ノズルに流体接続されるよう構成された主燃料マニホルドと、上記バイパス燃料回路と作動可能に連動して設けられ、上記濃縮燃料マニホルドから上記１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が上記２次燃料回路又は上記主燃料回路の少なくとも一方に配向されるように開放されるよう構成されたバイパスバルブと、を備える、システム。
【請求項１０】
標準燃料噴射装置及び標準燃料マニホルドを更に備え、上記標準燃料噴射装置が、第２の１次燃料回路を介して上記標準燃料マニホルドと流体連通した第２の１次パイロット燃料ノズルと、第２の２次燃料回路を介して上記２次燃料マニホルドと流体連通した第２の２次パイロット燃料ノズルと、第２の主燃料回路を介して上記主燃料マニホルドと流体連通した主燃料ノズルと、を含む、請求項９に記載のシステム。
【請求項１１】
上記標準燃料噴射装置が更に、上記第２の１次燃料回路と、上記第２の２次燃料回路又は上記第２の主燃料回路のうちの少なくとも一方との間に流体接続された第２のバイパス回路を定める、請求項９に記載のシステム。
【請求項１２】
上記第２のバイパス燃料回路と動作可能に連動して設けられた第２のバイパスバルブを更に備え、上記第２のバイパスバルブが、上記標準燃料マニホルドから上記第２の１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が上記第２の２次燃料回路又は上記第２の主燃料回路のうちの少なくとも一方に配向されるように開放されるよう構成されている、請求項１１に記載のシステム。
【請求項１３】
ガスタービンエンジンの燃焼器用の燃料噴射装置であって、上記燃料噴射装置の１次パイロット燃料ノズルと流体連通し、上記１次パイロット燃料ノズルへの１次燃料流れを制御するため動作可能に連動して設けられた１次バルブを含む１次燃料回路と、上記燃料噴射装置の２次パイロット燃料ノズルと流体連通し、上記２次パイロット燃料ノズルへの２次燃料流れを制御するため動作可能に連動して設けられた２次バルブを含む２次燃料回路と、上記燃料噴射装置の主燃料ノズルと流体連通し、上記主燃料ノズルへの主燃料流れを制御するため動作可能に連動して設けられたメインバルブを含む主燃料回路と、上記１次燃料回路と上記２次燃料回路又は主燃料回路のうちの少なくとも一方との間で流体接続されたバイパス燃料回路と、上記バイパス燃料回路と動作可能に連動して設けられたバイパスバルブと、を備え、上記バイパスバルブが、上記１次燃料回路を通って流れる１次燃料流れの一部が上記２次燃料回路又は上記主燃料回路の少なくとも一方に配向されるように開放されるよう構成されている、燃料噴射装置。
【請求項１４】
上記バイパス燃料回路が、上記２次バルブの下流側の位置にて上記２次燃料回路に流体接続され、上記バイパスバルブが、上記１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が上記２次燃料回路に配向された後、上記２次パイロット燃料ノズルに配向されるように開放されるよう構成されているか、或いは、上記バイパス燃料回路が、上記メインバルブの下流側の位置にて上記主燃料回路に流体接続され、上記バイパスバルブが、上記１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が上記主燃料回路に配向された後、上記主燃料ノズルに配向されるように開放されるよう構成されている、請求項１３に記載の燃料噴射装置。
【請求項１５】
上記バイパスバルブ、１次バルブ、２次バルブ及びメインバルブが、上記燃料噴射装置のバルブハウジング内に収容される、請求項１３に記載の燃料噴射装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の主題は、一般に、ガスタービンエンジンの燃焼器内に格納される様々な燃料噴射装置に燃料を供給するためのシステムに関し、より詳細には、燃料噴射装置の１つの内部燃料回路を通って流れる燃料の一部を別の内部燃料回路に分流するバイパス燃料回路及び関連のバルブを含む燃料供給システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは通常、エンジンの燃焼器に燃料を供給するための複数の燃料噴射装置を含む。燃料は、各燃料噴射装置の燃料ノズル組立体から高度霧化スプレーで燃焼器の上流側端部にて導入される。圧縮空気は、燃料ノズル組立体の周りに流れ、燃料と混合して燃料−空気混合気を形成し、該混合気は、燃焼器の燃焼ゾーン内で燃焼される。
【０００３】
広範囲に及ぶ燃焼器の動作条件及び対応する所要燃料流量に起因して、多くの燃料噴射装置は、主ノズルと１又はそれ以上のパイロットノズルとを含む。例えば、１次パイロットノズル及び２次パイロットノズルの両方を含む燃料噴射装置が知られている。通常、パイロットノズルは始動時に使用され、高出力運転時にはパイロットノズルと主ノズルの両方が使用される。例えば、主ノズルへの流れは、始動時及び低出力運転時には低減又は遮断することができる。このような燃料噴射装置は、特定の燃焼器要件に合わせて燃料流量をより正確に制御され、燃料スプレーをより正確に配向することができるので、通常は単一ノズルの燃料噴射装置よりも高効率で燃焼がより清浄である。
【０００４】
特定の運転事象の間、多くの場合、ガスタービンエンジンの動作要件を満たすために濃縮燃料流を燃料噴射装置の１又はそれ以上に供給することが必要となる。例えば、高出力燃料カット（ＨＰＦＣ）の後にエンジンを再点火するために、従来の燃料制御システムは、少数の燃料噴射装置の１つ又は複数の１次パイロットノズルを通して濃縮燃料流を配向するよう構成されている。残念ながら、１次パイロットノズルは、通常、低速始動に必要とされる霧化を提供するために比較的低い燃料流数で作動するよう構成されている。結果として、多くの場合、１次パイロットノズルを通ってＨＰＦＣ再点火事象に必要とされる燃料流量を噴射するために極めて大きな圧力低下が必要となる。従って、現在のエンジン設計は、このような事象に必要とされる燃圧の増大を提供するために燃料ポンプのサイズを大きくする（これによりシステムの全体重量が大幅に増大する）か、又は、よりより高い燃料流数で動作するよう１次パイロットノズルを修正するかの何れかから選択しなければならない。
【０００５】
従って、他の場合では１次パイロットノズルに供給されることになるはずの燃料の一部を燃料噴射装置の別のノズルに分流して、ＨＰＦＣ再点火事象時又は他の何れかの好適な事象時に燃料濃縮に必要とされる所要圧力（及びひいてはポンプサイズ）を低減できるようにする改善された燃料供給システムが、当該技術分野において望ましいであろう。
【発明の概要】
【０００６】
１つの態様において、本発明の主題は、ガスタービンエンジンの燃焼器の燃料噴射装置に燃料を供給するシステムに関する。本システムは、一般に、１次燃料回路と流体連通した１次パイロット燃料ノズル、２次燃料回路と流体連通した２次パイロット燃料ノズル、及び主燃料回路と流体連通した主燃料ノズルを有する燃料噴射装置を含むことができる。燃料回路の各々は、燃料噴射装置内で少なくとも部分的に延びることができる。加えて、燃料噴射装置はまた、１次燃料回路と２次燃料回路又は主燃料回路のうちの少なくとも一方との間で流体接続されたバイパス燃料回路を定めることができる。本システムはまた、１次燃料回路を介して１次パイロット燃料ノズルに流体接続されるよう構成された１次燃料マニホルドを含むことができる。その上、本システムは、バイパス燃料回路と作動可能に連動して設けられたバイパスバルブを含むことができる。バイパスバルブは、１次燃料マニホルドから１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が２次燃料回路又は主燃料回路の少なくとも一方に配向されるように開放されるよう構成することができる。
【０００７】
本発明の主題のこの態様において、バイパス燃料回路は、１次燃料回路と２次燃料回路との間で流体接続することができる。加えて、バイパスバルブは、１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が２次燃料回路に配向された後、２次パイロット燃料ノズルに配向されるように開放されるよう構成することができる。
【０００８】
また、本発明の主題のこの態様において、本システムは、２次燃料回路を介して２次パイロット燃料ノズルに流体接続されるように構成された２次燃料マニホルドと、２次燃料マニホルドから２次パイロット燃料ノズルに供給される燃料を制御するよう２次燃料回路と作動可能に連動して燃料噴射装置の内部に設けられた２次パイロットバルブとの両方を含むことができる。このような１つの実施形態において、バイパス燃料回路は、例えば、２次パイロットバルブの下流側の位置にて２次燃料回路に流体接続することができる。
【０００９】
更に、本発明の主題のこの態様において、バイパス燃料回路は、１次燃料回路と主燃料回路との間で流体接続することができる。加えて、バイパスバルブは、１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が主燃料回路に配向された後、主燃料ノズルに配向されるように開放されるよう構成することができる。
【００１０】
本発明の主題のこの態様において、本システムはまた、主燃料回路を介して主燃料ノズルに流体接続されるように構成された主燃料マニホルドと、主燃料マニホルドから主燃料ノズルに供給される燃料を制御するよう主燃料回路と作動可能に連動して燃料噴射装置の内部に設けられたメインバルブとを両方含むことができる。このような１つの実施形態において、バイパス燃料回路は、例えば、メインバルブの下流側の位置にて主燃料回路に流体接続することができる。
【００１１】
また、本発明の主題のこの態様において、バイパスバルブは、燃料噴射装置のバルブハウジング内に収容することができる。
【００１２】
更に、本発明の主題のこの態様において、バイパスバルブの作動は、能動的又は受動的に制御されるように構成することができる。例えば、１つの実施形態において、バイパスバルブが、制御信号を受信したときに開放されるように構成された電子制御式バルブに相当することができる。代替として、バイパスバルブは、１次燃料回路内の流体圧力が所定のクラッキング圧を超えたときに開放されるように構成された圧力作動式バルブに相当することができる。
【００１３】
また、本発明の主題のこの態様において、燃料噴射装置が濃縮燃料噴射装置に相当することができ、１次燃料マニホルドが濃縮燃料マニホルドに相当することができる。
【００１４】
別の態様において、本発明の主題は、ガスタービンエンジンの燃焼器の濃縮燃料噴射装置に燃料を供給するシステムに関する。本システムは一般に、１次燃料回路と流体連通した１次パイロット燃料ノズル、２次燃料回路と流体連通した２次パイロット燃料ノズル、及び主燃料回路と流体連通した主燃料ノズルを有する濃縮燃料噴射装置を含むことができる。１次燃料回路、２次燃料回路及び主燃料回路の各々は、濃縮燃料噴射装置内で少なくとも部分的に延びることができる。加えて、濃縮燃料噴射装置は更に、１次燃料回路と２次燃料回路又は主燃料回路のうちの少なくとも一方との間で流体接続されたバイパス燃料回路を定めることができる。本システムはまた、１次燃料回路を介して１次パイロット燃料ノズルに流体接続されるよう構成された濃縮燃料マニホルドと、２次燃料回路を介して２次パイロット燃料ノズルに流体接続されるよう構成された２次燃料マニホルドと、主燃料回路を介して主燃料ノズルに流体接続されるよう構成された主燃料マニホルドと、を含むことができる。その上、本システムは、バイパス燃料回路と作動可能に連動して設けられたバイパスバルブを含むことができる。バイパスバルブは、濃縮燃料マニホルドから１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が２次燃料回路又は主燃料回路の少なくとも一方に配向されるように開放されるよう構成することができる。
【００１５】
本発明の主題のこの態様において、本システムはまた、標準燃料噴射装置及び標準燃料マニホルドを含むことができる。標準燃料噴射装置は、第２の１次燃料回路を介して標準燃料マニホルドと流体連通した第２の１次パイロット燃料ノズルと、第２の２次燃料回路を介して２次燃料マニホルドと流体連通した第２の２次パイロット燃料ノズルと、第２の主燃料回路を介して主燃料マニホルドと流体連通した主燃料ノズルと、を含むことができる。
【００１６】
また、本発明の主題のこの態様において、標準燃料噴射装置は更に、第２の１次燃料回路と、第２の２次燃料回路又は第２の主燃料回路のうちの少なくとも一方との間に流体接続された第２のバイパス回路を定めることができる。
【００１７】
更に本発明の主題のこの態様において、本システムはまた、第２のバイパス燃料回路と動作可能に連動して設けられた第２のバイパスバルブを含むことができる。第２のバイパスバルブは、標準燃料マニホルドから第２の１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が第２の２次燃料回路又は第２の主燃料回路のうちの少なくとも一方に配向されるように開放されるよう構成することができる。
【００１８】
別の態様において、本発明の主題は、ガスタービンエンジンの燃焼器用の燃料噴射装置に関する。燃料噴射装置は一般に、燃料噴射装置の１次パイロット燃料ノズルと流体連通した１次燃料回路と、燃料噴射装置の２次パイロット燃料ノズルと流体連通した２次燃料回路と、燃料噴射装置の主燃料ノズルと流体連通した主燃料回路と、を含むことができる。１次燃料回路は、該１次燃料回路を通って１次パイロット燃料ノズルへの１次燃料流れを制御するため動作可能に連動して設けられた１次バルブを含むことができる。２次燃料回路は、２次燃料回路を通って２次パイロット燃料ノズルへの２次燃料流れを制御するため動作可能に連動して設けられた２次バルブを含むことができる。主燃料回路は、主燃料回路を通って主燃料ノズルへの主燃料流れを制御するため動作可能に連動して設けられたメインバルブを含むことができる。加えて、燃料噴射装置はまた、１次燃料回路と２次燃料回路又は主燃料回路のうちの少なくとも一方との間で流体接続されたバイパス燃料回路と、バイパス燃料回路と動作可能に連動して設けられたバイパスバルブとを含むことができる。バイパスバルブは、１次燃料回路を通って流れる１次燃料流れの一部が２次燃料回路又は主燃料回路の少なくとも一方に配向されるように開放されるよう構成することができる。
【００１９】
本発明の主題のこの態様において、バイパス燃料回路は、２次バルブの下流側の位置にて２次燃料回路に流体接続することができる。加えて、バイパスバルブは、１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が２次燃料回路に配向された後、２次パイロット燃料ノズルに配向されるように開放されるよう構成することができる。
【００２０】
また、本発明の主題のこの態様において、バイパス燃料回路が、メインバルブの下流側の位置にて主燃料回路に流体接続することができる。加えて、バイパスバルブは、１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が主燃料回路に配向された後、主燃料ノズルに配向されるように開放されるよう構成することができる。
【００２１】
更に本発明の主題のこの態様において、イパスバルブ、１次バルブ、２次バルブ及びメインバルブは、燃料噴射装置のバルブハウジング内に収容することができる。本発明の主題のこの態様において、バイパスバルブの作動は、能動的又は受動的に制御されるように構成することができる。例えば、１つの実施形態において、バイパスバルブが、１次燃料回路内の流体圧力が所定のクラッキング圧を超えたときに開放されるように構成された圧力作動式バルブに相当することができる。
【００２２】
本発明のこれら及び他の特徴、態様、並びに利点は、以下の説明及び添付の請求項を参照するとより理解できるであろう。本明細書に組み込まれ且つその一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を例証しており、本明細書と共に本発明の原理を説明する役割を果たす。
【００２３】
添付図を参照した本明細書において、当業者に対してなしたその最良の形態を含む本発明の完全且つ有効な開示を説明する。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】本発明の主題の態様による、航空機内で利用できるガスタービンエンジンの１つの実施形態の断面図。
【図２】図１に示すガスタービンエンジン内で使用するのに好適な燃焼器の１つの実施形態の長手方向断面図。
【図３】図２に示す燃焼器内で使用するのに好適な燃料噴射装置の１つの実施形態の断面図。
【図４】図３に示す燃料噴射装置の一部の断面図であり、詳細には燃料噴射装置の燃料ノズル組立体の種々の実施形態を例示した図。
【図５】ガスタービンエンジンの燃焼器内に含まれる種々の燃料噴射装置についての好適なステージング構成の１つの実施形態の概略図。
【図６】本発明の主題の態様による、燃焼器の燃料噴射装置に燃料を供給する燃料供給システムの１つの実施形態の図。
【図７】図６に示す燃料供給システムの別の実施形態の図。
【図８】図６に示す燃料供給システムの更に別の実施形態の図。
【図９】各燃料噴射装置の種々の燃料回路を通る供給燃料を制御するための開示された燃料供給システム内に含むことができる種々の構成要素を示す図。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
次に、その１つ又はそれ以上の実施例を図面に示している本発明の実施形態について詳細に説明する。各実施例は、本発明の限定ではなく、例証として提供される。実際に、当業者であれば、本発明の範囲又は技術的思想から逸脱することなく、種々の修正及び変形を本発明において実施できる点は理解されるであろう。例えば、１つの実施形態の一部として例示され又は説明される特徴は、別の実施形態と共に使用して更に別の実施形態を得ることができる。従って、本発明は、そのような修正及び変形を特許請求の範囲及びその均等物の技術的範囲内に属するものとして保護することを意図している。
【００２６】
一般に、本発明の主題は、ガスタービンエンジンの燃焼器内の種々の燃料噴射装置に燃料を供給するための燃料供給システムに関する。具体的には、幾つかの実施形態において、システムは、燃料噴射装置の１つの内部燃料回路から燃料噴射装置の別の内部燃料回路に分流するためのバイパス燃料回路及び関連のバルブを含むことができる。幾つかの実施形態において、バイパス回路は、１次燃料回路と２次燃料回路との間、及び／又は１次燃料回路と主燃料回路との間を流体接続することができる。従って、１次燃料回路を介して１次パイロットノズルに配向される燃料の一部は、２次パイロットノズル及び／又は主ノズルに分流することができる。
【００２７】
加えて、幾つかの実施形態において、燃焼器の燃料噴射装置は、噴射装置の２つの別個のセットに分離され、すなわち、複数の標準燃料噴射装置と複数の濃縮燃料噴射装置とに分割することができる。このような実施形態において、開示のシステムは、２つの共通燃料マニホルドと、燃料噴射装置の個々の燃料回路に燃料を供給するための２つの噴射装置固有燃料マニホルドとを含むことができる。具体的には、システムは、各燃料噴射装置の主燃料回路と流体連通した共通主燃料マニホルドと、各燃料噴射装置の２次燃料回路と流体連通した共通２次燃料マニホルドとを含むことができる。加えて、システムは、各標準燃料噴射装置の１次燃料回路とだけ流体連通した標準燃料マニホルドと、各濃縮燃料噴射装置の１次燃料回路とだけ流体連通した濃縮燃料マニホルドとを含むことができる。結果として、濃縮燃料流は、各濃縮燃料噴射装置の１次燃料回路を通って供給されて、濃縮燃料噴射装置の箇所にて又はその近傍で燃焼器内の高い燃空比を提供することができる。
【００２８】
以下で説明されるように、幾つかの実施形態において、開示のシステムのバイパス回路が各濃縮燃料噴射装置内に含まれ、１次燃料回路を通って流れる濃縮燃料の一部を濃縮燃料噴射装置の２次燃料回路及び／又は主燃料回路に分流できるようにすることができる。濃縮燃料流の一部を別の１つ又は複数のノズルに分流する手段を提供することにより、開示のシステムは、追加の濃縮燃料流量能力を濃縮燃料噴射装置に提供できるようにすることができる。例えば、開示のシステムは、燃料システムに望ましくない影響をもたらすことなく、及びパイロットノズルの霧化性能の変更を必要とすることなく、ＨＰＦＣ事象の後に続くガスタービンエンジンを再点火するのに必要とされる増大した燃料流量能力を濃縮燃料噴射装置に提供できるようにすることができる。具体的には、このような事象に必要とされる濃縮レベルは、システム内のポンプ圧力損失を減少させ且つ相補的濃縮燃料マニホルドの必要性を排除しながら、システム内の関連の燃料ポンプのサイズ又は流体圧力を増大させることなく、開示のシステムを用いて確保することができる。
【００２９】
ここで図面を参照すると、図１は、本発明の主題の態様による航空機内で利用できるガスタービンエンジン１０の１つの実施形態の断面図であり、エンジン１０は、参照の目的で長手方向又は軸方向中心軸線１２が貫通して延びて示されている。一般に、エンジン１０は、コアガスタービンエンジン（参照符号１４で全体的に示されている）と、その上流側に位置付けられるファンセクション１６とを含むことができる。コアエンジン１４は、一般に、環状入口２０を定める実質的に管状の外側ケーシング１８を含むことができる。加えて、外側ケーシング１８は更に、コアエンジン１４に流入する空気の圧力を第１の圧力レベルまで増大させるためのブースタ圧縮機２２を内包し支持することができる。次いで、高圧多段軸流圧縮機２４は、ブースタ圧縮機２２から加圧空気を受け取り、かかる空気の圧力を更に増大させることができる。次に、高圧圧縮機２４から流出する加圧空気は、燃焼器２６に流れ、該燃焼器内で燃料が加圧空気の流れに噴射されて、結果として得られる混合気が燃焼器２６内で燃焼する。高エネルギー燃焼生成物は、燃焼器２６から第１（高圧）の駆動シャフト３０を介して高圧圧縮機２４を駆動するための第１（高圧）のタービン２８に配向され、次いで、第１の駆動シャフト３０とほぼ同軸の第２（低圧）の駆動シャフト３４を介してブースタ圧縮機２２及びファンセクション１６を駆動する第２（低圧）のタービン３２に配向される。タービン２８，３２の各々を駆動した後、燃焼生成物は、排気ノズル３６を介してコアエンジン１４から排出されて、推進ジェット推力を提供することができる。
【００３０】
加えて、図１に示すように、エンジン１０のファンセクション１６は、一般に、環状ファンケーシング４０によって囲まれるように構成された回転軸流ファンロータ３８を含むことができる。ファンケーシング４０は、複数の実質的に半径方向に延び円周方向に離間した出口ガイドベーン４２によりコアエンジン１４に対して支持されるように構成することができる点は当業者であれば理解されるはずである。従って、ファンケーシング４０は、ファンロータ３８及び対応するファンロータブレード４４を内包することができる。その上、ファンケーシング４０の下流側セクション４６は、コアエンジン１４の外側部分にわたって延びて、追加の推進ジェット推力を提供する２次又はバイパス空気流導管４８を定めるようにすることができる。
【００３１】
エンジン１０の動作中、初期空気流（矢印５０で示される）は、ファンケーシング４０の関連する入口５２を通ってエンジンに流入することができる点を理解されたい。次いで、空気流５０は、ファンブレード４４を通過して、導管４８を移動する第１の圧縮空気流（矢印５４で示される）と、ブースタ圧縮機２２に流入する第２の圧縮空気流（矢印５６で示される）とに分かれる。次いで、第２の圧縮空気流５６は、圧力が増大されて、高圧圧縮機２４（矢印５８で示される）に入る。燃料と混合されて燃焼器２６内で燃焼した後、燃焼生成物６０は、燃焼器２６から出て第１のタービン２８を通って流れるようになる。その後、燃焼生成物６０は、第２のタービン３２を通って流れて排気ノズル３６から流出し、エンジン１０に対して推力を提供する。
【００３２】
ここで図２を参照すると、本発明の主題態様による、上述のガスタービンエンジン１０内で使用するのに好適な燃焼器２６の１つの実施形態の長手方向断面図が示される。図示のように、燃焼器２６は、エンジンの長手方向軸線１２上に囲まれる環状の半径方向外側及び内側ライナ６４，６６間にこれらによって定められる環状燃焼ゾーン６２を含むことができる。一般に、外側及び内側ライナ６４，６６は、外側及び内側ライナ６４，６６の周りに円周方向に延びるよう構成された環状燃焼ケーシング６８から半径方向内向きに配置することができる。加えて、燃焼器２６はまた、外側及び内側ライナ６４，６６に結合されるよう構成された燃焼ゾーン６２の上流側に装着された環状ドーム７０を含むことができる。図２に示すように、ドーム７０は、燃焼ゾーン６２の上流側端部７２を定めることができる。その上、複数の混合器組立体７４（その１つだけが図示されている）は、ドーム７０の周りに円周方向に離間して配置することができる。以下で説明されるように、各混合器組立体７４は、主混合器７６及びパイロット混合器７８を含むことができる。
【００３３】
加えて、図２に示すように、燃焼器２６は、高圧圧縮機２４の吐出出口８２からの圧縮された圧縮機吐出空気８０の環状ストリームを受け取るように構成することができる。圧縮機吐出空気の第１の部分（矢印８４で示される）は、混合器組立体７４内に流入し、この内部で燃料が噴射されて加圧空気と混合されて空気−燃料混合気を形成し、その後、この混合気が燃焼のため燃焼ゾーン６２に送給される。燃料空気混合気（矢印８６で示される）の点火は、１又は複数の好適な点火装置８８（例えば、外側ライナ６４を貫通して延びる１又はそれ以上の点火装置８８）により行うことができ、結果として得られた燃焼ガス（矢印９０で示される）が、環状の第１段タービンノズル９２に向けて軸方向に流れて流入する。一般的に理解されるように、ノズル９２は、円周方向に離間した半径方向に延びるノズルベーン９４を含む環状の流れチャンネルにより定めることができ、該ノズルベーンは、ガスを角度方向に流して第１のタービン２８（図１）の第１段タービンブレード（図示せず）に衝突するように燃焼ガスを転回させる。加えて、図２に示すように、圧縮機吐出空気８０の第２の部分（矢印９５で示される）は、外側ライナ６４の周りを流れることができ、圧縮機吐出空気８０の第３の部分（矢印９６で示される）は、内側ライナ６６の周りを流れることができる。
【００３４】
その上、燃焼器２６はまた、複数の燃料噴射装置１００（その１つが図示される）を含むことができ、各燃料噴射装置１００は、ノズルマウント又はフランジ９８を介して燃焼器ケーシング６８に固定されシールされる。図２に示すように、燃料噴射装置１００は、フランジ９８と一体的に形成され又は固定（ろう付け又は溶接により）される中空のステム９９と、燃料ノズル組立体１０１の両方を含むことができる。幾つかの実施形態において、中空ステム９９は、燃料ノズル組立体１０１及びパイロット混合器７８の両方を支持するよう構成することができる。加えて、ステム９９の上部にあるバルブハウジング８９は、燃料ノズル組立体１０１の種々のノズルに供給される燃料の量を制御する１又はそれ以上のバルブを収容するよう構成することができる。例えば、図６を参照して以下で説明するように、１次パイロットバルブ２１０、２次パイロットバルブ２１２、メインバルブ２１４、及びバイパスバルブ２３２は、燃料ノズル組立体１０１への供給燃料を制御するためバルブハウジング８９内に収容することができる。
【００３５】
次に図３及び４を参照すると、本発明の主題による、図２に示された燃焼器２６の種々の構成要素の異なる図が例示される。具体的には、図３及び４は、図２に示される燃料噴射装置１００の構成要素の異なる断面図を示し、詳細には、燃料噴射装置１００の燃料ノズル組立体１０１の種々の態様を例示している。
【００３６】
図示のように、複数の実施形態において、燃料ノズル組立体１０１は、実質的に同心状の１次及び２次パイロット燃料ノズル１０４，１０６（ＦＩＧ．４）を有する二重オリフィスパイロット燃料噴射装置先端部１０２を含むことができる。例えば、図４に詳細に示されるように、２次パイロット燃料ノズル１０６は、１次パイロット燃料ノズル１０４に直接隣接して半径方向に配置することができる。加えて、燃料ノズル組立体１０１は、１次及び２次パイロット燃料ノズル１０４，１０６に対して半径方向外向きに離間して配置された主燃料ノズル１０８を含むことができる。図４に示すように、各燃料ノズル組立体１０１は、１次及び２次パイロット燃料ノズル１０４，１０６及び主燃料ノズル１０８がその周りを囲む中心軸線１１２を有することができる。
【００３７】
一般的に理解されるように、主燃料ノズル１０８並びに１次及び２次パイロット燃料ノズル１０４，１０６は、空気−燃料混合気８６を燃焼ゾーン６２に送給するのに用いることができる。この点に関して、主燃料ノズル１０８は、半径方向外向きに開いた燃料噴射オリフィス１１０の円形又は環状アレイを含むことができる。このようなオリフィス１１０は、燃料噴射装置１００内で少なくとも部分的に延びる対応する主燃料回路２０８（図６）と流体連通することができる。その結果、主燃料ノズル１０８は、半径方向外向きに開いた燃料噴射オリフィス１１０の円形アレイを通じてほぼ半径方向外向きに燃料を噴射するよう動作することができる。
【００３８】
加えて、１次及び２次パイロット燃料ノズル１０４，１０６はまた、燃料噴射装置１００内で少なくとも部分的に延びる対応する１次及び２次燃料回路２０４，２０６（ＦＩＧ．６）と流体連通することができる。図３及び４に示すように、１次及び２次パイロット燃料ノズル１０４，１０６は、ほぼ下流側方向に燃料を噴射するよう動作可能な円形の１次出口１３４及び環状の２次出口１４２をそれぞれ有することができる。このような燃料噴射を可能にするために、１次燃料回路は、１次パイロット燃料ノズル１０４の下流側端部１４８に隣接して配置される１次環状マニホルド１４６に燃料を送給する１次燃料供給通路１４４と流体連通することができ、その結果、燃料は、ノズルの出口１３４から放出される前に下流側端部１４８に位置付けられた１次燃料スワーラ１５６内に送給される。同様に、２次燃料回路は、２次パイロット燃料ノズル１０６の下流側端部１５４に隣接して配置される２次環状マニホルド１５２に燃料を流す２次燃料供給通路１５０と流体連通することができ、その結果、燃料は、ノズルの出口１４２から放出される前に下流側端部１５４に位置付けられた２次燃料スワーラ１５８内に送給される。
【００３９】
加えて、例示の実施形態において示されるように、主燃料ノズル１０８と１次及び２次パイロット燃料ノズル１０４，１０６との間に中央本体１１４を半径方向に配置することができる。図３に詳細に示されるように、中央本体１１４は、パイロット混合器７８を囲み、該パイロット混合器７８と流体連通してその下流側にあるように構成されるチャンバ１１６を定めることができる。加えて、パイロット混合器７８は、半径方向内側直径ＩＤ（図４）にて二重オリフィスパイロット燃料噴射装置先端部１０２を半径方向に支持することができ、他方、中央本体１１４は、半径方向外側直径ＯＤ（図４）にて主燃料ノズル１０８を半径方向に支持することができる。図示のように、主燃料ノズル１０８は、混合器組立体７４の主混合器内に配置することができ、二重オリフィスパイロット燃料噴射装置先端部１０２は、パイロット混合器７８内に配置することができる。
【００４０】
一般に、パイロット混合器７８は、二重オリフィスパイロット燃料噴射装置先端部１０２から半径方向外向きに隣接して配置される第１のパイロットスワーラ１１８と、第１のスワーラ１１８の半径方向外向きに配置される第２のパイロットスワーラ１２０と、これらの間に位置付けられるスプリッタ１２２とを含むことができる。スプリッタ１２２は、一般に、二重オリフィスパイロット燃料噴射装置先端部１０２の下流側に延びることができ、スプリッタ１２２の下流側部分にベンチェリ１２４を形成することができる。図４に示すように、ベンチェリ１２４は、縮小セクション１２８、拡大セクション１３０、及びこれらの間のスロート部１３２を含むことができる。スロート部１３２は、１次パイロット燃料ノズル１０４の１次出口１３４の下流側に配置することができる。スプリッタ１２２はまた、縮小セクション１２８を通ってスロート部１３２の後方又は下流側に先細になった壁厚さ１３６を有することができる。
【００４１】
加えて、例示の実施形態に示されるように、第１及び第２のパイロットスワーラ１１８，１２０は、一般に、二重オリフィスパイロット燃料噴射装置先端部１０２の中心軸線１１２に平行に配向することができ、混合器組立体７４は、通過する空気を旋回させるための複数のスワールベーン１３８（図４に概略的に例示される）を含むことができる。一般的に理解されるように、燃料及び空気は、燃焼ゾーン６２の中央部分内に１次燃焼ゾーン１４０（図２に示す）が生成されるように、エンジン運転サイクル中にパイロット混合器７８に常に提供することができる。
【００４２】
特に燃料ノズル組立体１０１の構成に関連して上述されたガスタービンエンジン１０の構成は、開示の燃料供給システムを有利に利用できる好適なタービン構成の１つの実施例を単に提供するために例示され説明されている点を理解されたい。しかしながら、他の実施形態では、本発明の主題は、燃料を供給しなければならない燃料ノズルの他の何れかの好適な配列及び／又は構成（例えば、１次パイロット燃料ノズル１０４、２次パイロット燃料ノズル１０６、及び／又は主燃料ノズル１０８の他の何れかの好適な配列及び／又は構成）を有するエンジンを含む、他の何れかの好適な構成を有するガスタービンエンジン内で有利に利用することができる。
【００４３】
ここで図５を参照すると、本発明の主題の態様による、燃焼器２６内に含まれる複数の燃料噴射装置１００についての好適な多段構成の１つの実施形態の概略図が例示される。具体的には、幾つかの実施形態において、燃焼器２６は、燃料噴射装置１００の環状アレイを含むことができる。例えば、図５に示す実施形態において、燃焼器２６は、２２個の燃料噴射装置１００を含む。しかしながら、他の実施形態では、燃焼器２６は、他の好適な数の燃料噴射装置１００を含むことができる。
【００４４】
上記で示されるように、各燃料噴射装置１００は、１次パイロット燃料ノズル１０４（図５においてＰＰで示される）、２次パイロット燃料ノズル１０６（図５においてＰＳで示される）、及び主燃料ノズル１０８（図５においてＭで示される）を有する燃料ノズル組立体１０１を含むことができる。幾つかの実施形態において、燃焼器２６内でのステージングのために燃料噴射装置１００の２つの別個のセット、すなわち、燃料噴射装置１００Ａ（以下では標準燃料噴射装置１００Ａと呼ぶ）の第１のセットと、燃料噴射装置１００Ｂ（以下では濃縮燃料噴射装置１００Ｂと呼ぶ）の第２のセットとを用いることができる。例示の実施形態において示されるように、燃焼器は、１８個の標準燃料噴射装置１００Ａと４個の濃縮燃料噴射装置１００Ｂとを含む。しかしながら、他の実施形態では、燃焼器は、４個よりも多い又はより少ない濃縮燃料噴射装置１００Ｂを有するなど、標準及び濃縮燃料噴射装置１００Ａ，１００Ｂの他の何れかの組み合わせを含むことができる。
【００４５】
幾つかの実施形態において、濃縮燃料噴射装置１００Ｂは、燃焼器２６の点火装置８８に隣接して配置することができる。このような実施形態において、濃縮燃料噴射装置１００Ｂ内に含まれるノズルの何れかの組み合わせは、濃縮燃料流を受けて点火装置８８にて又は点火装置８８に隣接して燃空比の高い領域を提供するように構成することができる。このような濃縮燃料流は、例えば、ガスタービンエンジン１０の始動時又はエンジン１０の再点火中（例えば、ＨＰＦＣ事象に続いて）に必要とすることができる。
【００４６】
ここで図６を参照すると、本発明の主題の態様による、燃焼器２６の複数の燃料噴射装置１００Ａ，１００Ｂに燃料を供給するための燃料供給システム２００の１つの実施形態の概略図が示される。説明を簡単にするために、燃料供給システム２００の種々のマニホルドは、標準燃料噴射装置１００Ａの１つ及び濃縮燃料噴射装置１００Ｂの１つに関連する個々の燃料回路に流体接続されているように示されている。当業者であれば、図５に示した同じマニホルド／回路構成を用いて燃焼器２６内に収容される他の燃料噴射装置１００Ａ，１００Ｂに関連した燃料回路に燃料を供給するのに同じ燃料マニホルドを用いてもよいことは容易に理解されるであろう。
【００４７】
図示のように、各燃料噴射装置１００Ａ，１００Ｂは、３つの別個の燃料回路２０４，２０６，２０８、すなわち、１次パイロット燃料ノズル１０４に燃料を配向する１次燃料回路２０４、第２のパイロット燃料ノズル１０６に燃料を配向する２次燃料回路２０６及び主燃料ノズル１０８に燃料を配向する主燃料回路２０８と流体連通して少なくとも部分的に収容することができる。加えて、各燃料噴射装置１００Ａ，１００Ｂは、それぞれの各ノズル１０４，１０６，１０８に供給される燃料の流れを制御するため各燃料回路２０４，２０６，２０８と動作可能に連動して設けられた１又はそれ以上のバルブ２１０，２１２，２１４を含むことができる。例えば、図示のように、各燃料噴射装置１００Ａ，１００Ｂは、１次燃料回路２０４を通じて１次パイロット燃料ノズル１０４に供給される燃料の量を制御するための１次パイロットバルブ２１０と、２次燃料回路２０６を通じて２次パイロット燃料ノズル１０６に供給される燃料の量を制御するための２次パイロットバルブ２１２と、を含むことができる。同様に、各燃料噴射装置１００Ａ，１００Ｂは、主燃料回路２０８を通じて主燃料ノズル１０８に供給される燃料の量を制御するためのメインバルブ２１４を含むことができる。上記で示されるように、このようなバルブ２１０，２１２，２１４は、各燃料噴射装置１００Ａ，１００Ｂのバルブハウジング８９内に収容することができる。
【００４８】
加えて、図６に示すように、本開示のシステム２００は、燃料噴射装置１００Ａ，１００Ｂの種々の燃料回路に燃料を供給するための４つの別個の燃料マニホルド２２０，２２２，２２４，２２６を含むことができる。具体的には、システム２００は、各燃料噴射装置１００Ａ，１００Ｂの主燃料回路２０８と流体連通した主燃料マニホルド２２０と、各燃料噴射装置１００Ａ，１００Ｂの２次燃料回路２０６と流体連通した２次マニホルド２２２と、を含むことができる。加えて、システム２００は、標準及び濃縮燃料噴射装置１００Ａ，１００Ｂそれぞれの１次燃料回路２０４に燃料を供給するための標準燃料マニホルド２２４及び濃縮燃料マニホルド２２６を含むことができる。具体的には、図６に示すように、標準燃料マニホルド２２４は、種々の標準燃料噴射装置１００Ａと流体連通し、かかるマニホルド２２４からの燃料を各標準燃料噴射装置１００Ａの１次パイロット燃料ノズル１０４（例えば、図５に示す標準燃料噴射装置１００Ａに関連する１８個の１次パイロット燃料ノズル１０４（ＰＰ））に配向できるようにすることができる。同様に、濃縮燃料マニホルド２２６は、種々の濃縮燃料噴射装置１００Ｂの１次燃料回路２０４と流体連通し、かかるマニホルド２２６からの燃料を各濃縮燃料噴射装置１００Ｂの１次パイロット燃料ノズル１０４（例えば、図５に示す濃縮燃料噴射装置１００Ｂに関連する４個の１次パイロット燃料ノズル１０４（ＰＰ））に配向できるようにすることができる。
【００４９】
加えて、本発明の主題の態様によれば、各濃縮燃料噴射装置１００Ｂは、濃縮燃料マニホルド２２６と流体連通したバイパス燃料回路２３０（図６において破線で示される）を含むことができる。具体的には、図６に示すように、幾つかの実施形態において、バイパス燃料回路２３０は、１次パイロット回路２０４と２次燃料回路２０６との間を流体接続し、濃縮燃料マニホルド２２６から供給された濃縮燃料流の一部を２次パイロット燃料ノズル１０６に供給される燃料の流れに配向できるようにすることができる。結果として、バイパス燃料回路２３０は、２次パイロット燃料ノズル１０６に対する燃料流量能力を増大させる手段（及び全体として濃縮燃料噴射装置１００Ｂに対する濃縮燃料流を増大させる手段）を提供することができ、これは始動及び／又は再点火事象（例えば、ＨＰＦＣ事象の後）時に特に有利とすることができる。
【００５０】
図６に示すように、２次燃料回路２０６に供給される濃縮燃料の流れを制御するために、バイパスバルブ２３２をバイパス燃料回路２３０と動作可能に連動して設けることができる。幾つかの実施形態において、バイパスバルブ２３２は、能動的に制御するよう構成された電気制御バルブに相当することができる。例えば、バイパスバルブ２３２は、バイパス燃料回路２３０を通じて供給される燃料の圧力を比例制御するよう構成されたソレノイド作動式圧力調節バルブに相当することができる。このような実施形態において、好適な制御信号をバイパスバルブ２３２に送信して、その動作を制御することができる。例えば、１次及び２次パイロット燃料ノズル１０４，１０６間で濃縮燃料流を分配することが望ましい場合には、バルブ２３２を開くような好適な制御信号を送信し、これにより濃縮燃料流の一部をバイパス燃料回路２３０を通じて２次燃料回路２０６に配向することができる。
【００５１】
或いは、バイパスバルブ２３２の動作は、受動的に制御するよう構成されてもよい。例えば、幾つかの実施形態において、バイパスバルブ２３２は、圧力作動式バルブ（例えば、バネ付勢の抽気バルブ）に相当することができる。このような実施形態において、バイパスバルブ２３２は、濃縮燃料流の圧力が所定のクラッキング圧を超えたときに開放するように構成され、これにより濃縮燃料流の一部をバイパス燃料回路２３０を通じて２次燃料回路２０６に配向できるようになる。例えば、１つの実施形態において、クラッキング圧は、関連のガスタービンエンジン１０の通常動作中の濃縮燃料流の燃圧を超え且つ非典型又は非通常動作事象に必要とされる燃圧よりも低い圧力として選択することができる。例えば、特定のガスタービンエンジン構成において、各１次燃料回路２０４を通じて供給される燃料の燃圧は、通常動作において５３０ポンド／平方インチ差圧力未満とすることができ、ＨＰＦＣ再点火事象において濃縮燃料の十分な量を１次パイロット燃料ノズル１０４に通過させることが必要な場合には１５００ｐｓｉｄを超える場合がある。このような場合、クラッキング圧は、ＨＰＦＣ再点火事象中にバルブ２３２を開放して、濃縮燃料流の一部が各濃縮燃料噴射装置１００Ｂの２次パイロット燃料ノズル１０６に供給できるように、５３０ｐｓｉｄ〜１５００ｐｓｉｄの範囲の圧力として選択することができる。例えば、１つの実施形態において、クラッキング圧は、約５６０ｐｓｉｄ〜約９００ｐｓｉｄ、又は約５８０ｐｓｉｄ〜約７００ｐｓｉｄ、又は約５９０ｐｓｉｄ〜約６１０ｐｓｉｄ及びこれらの間の他の何れかの部分範囲など、約５５０ｐｓｉｄ〜約１２００ｐｓｉｄの範囲にわたることができる。
【００５２】
図６に示すように、バイパス回路２３０は、１次バルブ２１０の上流側の位置にて１次燃料回路２０４に流体接続され、２次バルブ２１２の下流側の位置にて２次燃料回路２０６に流体接続される。このため、バイパス回路２３０を通って２次燃料回路２０６に配向される燃料は、２次バルブ２１２の制御により２次燃料マニホルド２２２から２次パイロット燃料ノズル１０６に提供される調節された燃料量に対する補助燃料として機能することができる。
【００５３】
ここで図７を参照すると、本発明の主題の態様による、図６に示すシステム２００の別の実施形態が例示される。図示のように、各濃縮燃料噴射装置１００Ｂは、濃縮燃料マニホルド２２６と流体連通したバイパス燃料回路３３０（図７において破線で示される）を含むことができる。しかしながら、上述のシステム２００の実施形態とは異なり、バイパス燃料回路３３０が１次パイロット回路２０４と主回路２０８との間で流体接続され、濃縮燃料マニホルド２２６から供給される濃縮燃料流の一部を主燃料ノズル１０８に供給される燃料の流れに配向することが可能となる。結果として、バイパス燃料回路３３０は、主燃料ノズル１０８に対する燃料流量能力を増大させる手段を提供することができる。
【００５４】
上述の実施形態と同様に、システム２００はまた、主燃料回路２０８に供給される濃縮燃料の流れを制御するよう構成されたバイパス燃料回路３３０と動作可能に連動して設けられたバイパスバルブ３３２を含むことができる。従って、バイパスバルブ３３２は、一般に、能動的に制御されるよう構成された電子制御バルブ又は受動制御バルブ（例えば、圧力作動式バルブ）など、バイパス回路２３０を通過する燃料の流れを調節可能な何れかの好適なバルブに相当することができる。
【００５５】
図７に示すように、バイパス回路３３０は、１次バルブ２１０の上流側の位置にて１次燃料回路２０４に流体接続され、メインバルブ２１４の下流側の位置にて主燃料回路２０８に流体接続される。このため、バイパス回路３３０を通って主燃料回路２０８に配向される燃料は、メインバルブ２１４の制御により主燃料マニホルド２２０から主燃料ノズル１０８に提供される調節された燃料量に対する補助燃料として機能することができる。
【００５６】
代替の実施形態において、バイパス燃料回路２３０，３３０は、濃縮燃料流の一部を２次パイロット燃料ノズル１０６と主燃料ノズル１０８の両方に供給する手段を提供するよう構成することができる点を理解されたい。例えば、１つの実施形態において、単一のバイパスバルブ２３２，３３２は、バイパス回路２３０，３３０を通じて供給燃料を制御するよう構成することができ、該バイパス燃料回路２３０，３３０は、バルブ２３２，３３２の下流側で分配して濃縮供給燃料を各濃縮燃料噴射装置１００Ｂの２次燃料回路２０６及び主燃料回路２０８の両方に配向できるようにする。別の実施形態において、２つの別個のバイパスバルブ２３２，３３２が各濃縮燃料噴射装置１００Ｂ内に設けられ、２次及び主燃料回路２０６，２０８に配向される濃縮供給燃料を個別に制御可能にすることができる。
【００５７】
ここで図８を参照すると、本発明の主題の態様による、図６に示すシステム２００の更に別の実施形態が例示される。図示のように、上述の実施形態とは異なり、各燃料噴射装置１００Ａ，１００Ｂは、それぞれの１次燃料回路２０４と流体連通したバイパス燃料回路４３０Ａ，４３０Ｂ（図８において破線で示される）を含む。具体的には、各標準燃料噴射装置１００Ａは、標準燃料マニホルド２２４から供給される燃料の一部を噴射装置１００Ａの別のノズルにバイパスするための第１のバイパス回路４３０Ａ（及び関連のバイパスバルブ４３２Ａ）を含むことができる。同様に、各濃縮燃料噴射装置１００Ｂは、濃縮燃料マニホルド２２６から供給される燃料の一部を噴射装置１００Ｂの別のノズルにバイパスするための第２のバイパス回路４３０Ｂ（及び関連のバイパスバルブ４３２Ｂ）を含むことができる。例示の実施形態において、両バイパス回路４３０Ａ，４３０Ｂは、各燃料噴射装置１００Ｂの１次パイロット回路２０４と２次パイロット回路２０６との間で流体接続される。しかしながら、他の実施形態では、バイパス回路４３０Ａ，４３０Ｂは、１次パイロット回路２０４と主回路２０８（例えば、図７に示すものと同様のもの）との間の流体接続、又は１次パイロット回路２０４と２次パイロット回路２０６及び主回路２０８の両方との間の流体接続を提供するのに利用することができる。
【００５８】
ここで図９を参照すると、本発明の主題の態様による、各燃料噴射装置１００Ａ，１００Ｂに供給される燃料の流れを制御するための開示のシステム２００内及び／又は各燃料噴射装置１００Ａ，１００Ｂ内に含めることができる種々の構成要素の概略図が例示される。図示のように、燃料ポンプ２５０は、各燃料噴射装置１００Ａ，１００Ｂに供給される燃料を加圧するために各燃料マニホルド（例えば、主燃料マニホルド２２０、２次燃料マニホルド２２２、標準燃料マニホルド２２４及び濃縮燃料マニホルド２２６）と関連付けて設けることができる。加えて、燃料制御装置２５２は、燃料噴射装置１００Ａ，１００Ｂ内の各燃料回路と関連付けられるバルブ、及び従って各燃料ノズルに供給される燃料の量を制御するため各燃料噴射装置１００Ａ，１００Ｂに設けることができる。例えば、図９に示すように、燃料制御装置２５２は、１次パイロット燃料ノズル１０４、２次パイロット燃料ノズル１０６及び主燃料ノズル１０８それぞれに供給される燃料の量を制御するために１次バルブ２１０、２次バルブ２１２、及びメインバルブ２１４に通信可能に結合することができる。その上、バイパスバルブ２３２、３３２、４３２がアクティブに制御されるように構成された実施形態において、燃料制御装置２５２はまた、対応するバイパス回路２３０，３３０，４３を通る燃料の流れを制御するためのバイパスバルブ２３２，３３２，４３２に通信可能に結合することができる。
【００５９】
幾つかの実施形態において、燃料制御装置２５２は、燃料ポンプ２５０及び対応するエンジン制御装置２５６の両方とインタフェース接続されて、各燃料噴射装置１００Ａ，１００Ｂ内の種々のノズルに供給される燃料の量を十分に調整するよう構成することができる。例えば、エンジン制御装置２５６は、ガスタービンエンジン１０の現在の動作モード及び／又は現在の動作要件に関連付けられた燃料制御装置２５２に好適な制御信号２５８を送信するよう構成することができる。次いで、燃料制御装置２５２は、各ノズルに供給される燃料を制御するため種々のバルブに好適な制御信号２６０を送信することができる。
【００６０】
幾つかの実施形態において、燃料制御装置２５２及びエンジン制御装置２５６は、ガスタービンエンジン１０に関連付けられた単一のコントローラ又は互いに通信可能に結合された２又はそれ以上のコントローラを用いて実施することができる点を理解されたい。例えば、１つの実施形態において、燃料制御装置２５２は、ガスタービンエンジン１０の燃料コントローラに相当することができ、エンジン制御装置２５６は、ガスタービンエンジン１０の別個のエンジンコントローラに相当することができる。
【００６１】
また、本明細書で使用される場合、用語「コントローラ」は一般に、当該技術分野で公知の何らかの好適なコンピュータデバイス及び／又はプロセッシングユニットを指す点を理解されたい。従って、本明細書で記載されるコントローラは、例えば、コンピュータに実装された様々な機能を実施する（例えば、本明細書で記載される種々の機能を実施する）よう構成された１又はそれ以上のプロセッサ及び関連するメモリデバイスを含むことができる。本明細書で使用される場合、用語「プロセッサ」は、コンピュータに含まれるものとして当該技術分野において呼ばれる集積回路だけでなく、コントローラ、マイクロコントローラ、マイクロコンピュータ、プログラマブル論理制御装置（ＰＬＣ）、特定用途向け集積回路、及び他のプログラム可能回路を指す。加えて、所与のコントローラ内に含まれるメモリデバイスは、一般に、限定ではないが、コンピュータ可読媒体（例えば、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ））、コンピュータ可読不揮発性媒体（例えば、フラッシュメモリ）、フロッピー(登録商標）ディスク、コンパクトディスクリードオンリーメモリ（ＣＤ−ＲＯＭ）、光磁気ディスク（ＭＯＤ）、デジタル多用途ディスク（ＤＶＤ）及び／又は他の好適なメモリ要素を含む、メモリ要素を含むことができる。かかるメモリデバイスは、一般に、プロセッサによって実装されたときに、関連のコントローラに上述のバルブ制御信号を送信するような種々の機能を実施させるよう構成された好適なコンピュータ可読命令を格納するよう構成することができる。
【００６２】
加えて、本明細書で記載されるように、システム２００の種々の実施形態は、燃料を主燃料ノズル１０８に供給するための単一の主燃料回路２０８を含む点を理解されたい。しかしながら、他の実施形態では、システム２００は、第１の主燃料回路と第２の主燃料回路の両方を含む２つの主燃料回路を含むことができる。
【００６３】
本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、また、あらゆる当業者が、あらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること並びにあらゆる組み込み方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。
【００６４】
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
ガスタービンエンジン（１０）の燃焼器（２６）の燃料噴射装置（１００）に燃料を供給するシステム（２００）であって、
１次燃料回路（２０４）と流体連通した１次パイロット燃料ノズル（１０４）、２次燃料回路（２０６）と流体連通した２次パイロット燃料ノズル（１０６）、及び主燃料回路（２０８）と流体連通した主燃料ノズル（１０８）を含み、前記１次パイロット燃料ノズル、前記２次パイロット燃料ノズル及び前記主燃料ノズルの各々が内部で少なくとも部分的に延びて、前記１次燃料回路と前記２次燃料回路又は主燃料回路のうちの少なくとも一方との間で流体接続されたバイパス燃料回路（２３０）を定める燃料噴射装置（１００）と、
前記１次燃料回路を介して前記１次パイロット燃料ノズルに流体接続されるよう構成された１次燃料マニホルド（２２０）と、
前記バイパス燃料回路と作動可能に連動して設けられ、前記１次燃料マニホルドから前記１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が前記２次燃料回路又は前記主燃料回路の少なくとも一方に配向されるように開放されるよう構成されたバイパスバルブ（２３２）と、
を備える、システム（２００）。
［実施態様２］
前記バイパス燃料回路が、前記１次燃料回路と前記２次燃料回路との間で流体接続され、前記バイパスバルブが、前記１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が前記２次燃料回路に配向された後、前記２次パイロット燃料ノズルに配向されるように開放されるよう構成されている、実施態様１に記載のシステム（２００）。
［実施態様３］
前記２次燃料回路を介して前記２次パイロット燃料ノズルに流体接続されるように構成された２次燃料マニホルド（２２２）と、
前記２次燃料マニホルドから２次パイロット燃料ノズルに供給される燃料を制御するよう前記２次燃料回路と作動可能に連動して前記燃料噴射装置の内部に設けられた２次パイロットバルブ（２１２）と、
を更に備え、前記バイパス燃料回路が、前記２次パイロットバルブの下流側の位置にて前記２次燃料回路に流体接続されている、実施態様２に記載のシステム。
［実施態様４］
前記バイパス燃料回路が、前記１次燃料回路と前記主燃料回路との間で流体接続され、前記バイパスバルブが、前記１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が前記主燃料回路に配向された後、前記主燃料ノズルに配向されるように開放されるよう構成されている、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様５］
前記主燃料回路を介して前記主燃料ノズルに流体接続されるように構成された主燃料マニホルド（２２０）と、
前記主燃料マニホルドから前記主燃料ノズルに供給される燃料を制御するよう前記主燃料回路と作動可能に連動して前記燃料噴射装置の内部に設けられたメインバルブ（２１４）と、
を更に備え、前記バイパス燃料回路が、前記メインバルブの下流側の位置にて前記主燃料回路に流体接続されている、実施態様４に記載のシステム。
［実施態様６］
前記バイパスバルブが、前記燃料噴射装置のバルブハウジング（８９）内に収容されている、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様７］
前記バイパスバルブの作動が、能動的又は受動的に制御されるように構成されている、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様８］
前記バイパスバルブが、制御信号を受信したときに開放されるように構成された電子制御式バルブに相当する、実施態様７に記載のシステム。
［実施態様９］
前記バイパスバルブが、前記１次燃料回路内の流体圧力が所定のクラッキング圧を超えたときに開放されるように構成された圧力作動式バルブに相当する、実施態様７に記載のシステム。
［実施態様１０］
前記燃料噴射装置が濃縮燃料噴射装置（１００Ｂ）に相当し、前記１次燃料マニホルドが濃縮燃料マニホルド（２２６）に相当する、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様１１］
ガスタービンエンジン（１０）の燃焼器（２６）の濃縮燃料噴射装置（１００Ｂ）に燃料を供給するシステム（２００）であって、
１次燃料回路（２０４）と流体連通した１次パイロット燃料ノズル（１０４）、２次燃料回路（２０６）と流体連通した２次パイロット燃料ノズル（１０６）、及び主燃料回路（２０８）と流体連通した主燃料ノズル（１０８）を含み、前記１次パイロット燃料ノズル、前記２次パイロット燃料ノズル及び前記主燃料ノズルの各々が内部で少なくとも部分的に延びて、前記１次燃料回路と前記２次燃料回路又は主燃料回路のうちの少なくとも一方との間で流体接続されたバイパス燃料回路（２３０）を定める濃縮燃料噴射装置（１００Ｂ）と、
前記１次燃料回路を介して前記１次パイロット燃料ノズルに流体接続されるよう構成された濃縮燃料マニホルド（２２６）と、
前記２次燃料回路を介して前記２次パイロット燃料ノズルに流体接続されるよう構成された２次燃料マニホルド（２２２）と、
前記主燃料回路を介して前記主燃料ノズルに流体接続されるよう構成された主燃料マニホルド（２２０）と、
前記バイパス燃料回路と作動可能に連動して設けられ、前記濃縮燃料マニホルドから前記１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が前記２次燃料回路又は前記主燃料回路の少なくとも一方に配向されるように開放されるよう構成されたバイパスバルブ（２３２）と、
を備える、システム（２００）。
［実施態様１２］
標準燃料噴射装置（１００Ａ）及び標準燃料マニホルド（２２４）を更に備え、前記標準燃料噴射装置が、
第２の１次燃料回路（２０４）を介して前記標準燃料マニホルドと流体連通した第２の１次パイロット燃料ノズル（１０４）と、
第２の２次燃料回路（２０６）を介して前記２次燃料マニホルドと流体連通した第２の２次パイロット燃料ノズル（１０６）と、
第２の主燃料回路（２０８）を介して前記主燃料マニホルドと流体連通した主燃料ノズル（１０８）と、
を含む、実施態様１１に記載のシステム。
［実施態様１３］
前記標準燃料噴射装置が更に、前記第２の１次燃料回路と、前記第２の２次燃料回路又は前記第２の主燃料回路のうちの少なくとも一方との間に流体接続された第２のバイパス回路（２３０，３３０）を定める、実施態様１２に記載のシステム。
［実施態様１４］
前記第２のバイパス燃料回路（２３０，３３０）と動作可能に連動して設けられた第２のバイパスバルブ（２３２，３３２）を更に備え、前記第２のバイパスバルブが、前記標準燃料マニホルドから前記第２の１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が前記第２の２次燃料回路又は前記第２の主燃料回路のうちの少なくとも一方に配向されるように開放されるよう構成されている、実施態様１３に記載のシステム。
［実施態様１５］
ガスタービンエンジン（１０）の燃焼器（２６）用の燃料噴射装置（１００）であって、
前記燃料噴射装置の１次パイロット燃料ノズル（１０４）と流体連通し、前記１次パイロット燃料ノズルへの１次燃料流れを制御するため動作可能に連動して設けられた１次バルブ（２１０）を含む１次燃料回路（２０４）と、
前記燃料噴射装置の２次パイロット燃料ノズル（１０６）と流体連通し、前記２次パイロット燃料ノズルへの２次燃料流れを制御するため動作可能に連動して設けられた２次バルブ（２１２）を含む２次燃料回路（２０６）と、
前記燃料噴射装置の主燃料ノズル（１０８）と流体連通し、前記主燃料ノズルへの主燃料流れを制御するため動作可能に連動して設けられたメインバルブ（２１４）を含む主燃料回路（２０８）と、
前記１次燃料回路と前記２次燃料回路又は主燃料回路のうちの少なくとも一方との間で流体接続されたバイパス燃料回路（２３０）と、
前記バイパス燃料回路と動作可能に連動して設けられたバイパスバルブ（２３２）と、
を備え、
前記バイパスバルブが、前記１次燃料回路を通って流れる１次燃料流れの一部が前記２次燃料回路又は前記主燃料回路の少なくとも一方に配向されるように開放されるよう構成されている、燃料噴射装置。
［実施態様１６］
前記バイパス燃料回路が、前記２次バルブの下流側の位置にて前記２次燃料回路に流体接続され、前記バイパスバルブが、前記１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が前記２次燃料回路に配向された後、前記２次パイロット燃料ノズルに配向されるように開放されるよう構成されている、実施態様１５に記載の燃料噴射装置。
［実施態様１７］
前記バイパス燃料回路が、前記メインバルブの下流側の位置にて前記主燃料回路に流体接続され、前記バイパスバルブが、前記１次燃料回路を通って流れる燃料の一部が前記主燃料回路に配向された後、前記主燃料ノズルに配向されるように開放されるよう構成されている、実施態様１５に記載の燃料噴射装置。
［実施態様１８］
前記バイパスバルブ、１次バルブ、２次バルブ及びメインバルブが、前記燃料噴射装置のバルブハウジング（８９）内に収容される、実施態様１５に記載の燃料噴射装置。
［実施態様１９］
前記バイパスバルブの作動が、能動的又は受動的に制御されるように構成されている、実施態様１５に記載の燃料噴射装置。
［実施態様２０］
前記バイパスバルブが、前記１次燃料回路内の流体圧力が所定のクラッキング圧を超えたときに開放されるように構成された圧力作動式バルブに相当する、実施態様１９に記載の燃料噴射装置。
【符号の説明】
【００６５】
１０  ガスタービンエンジン
２６  燃焼器
１００  燃料噴射装置
１０１  燃料ノズル組立体
１０４  １次パイロット燃料ノズル
１０６  ２次パイロット燃料ノズル
１０８  主燃料ノズル
２０４  １次燃料回路
２０６  ２次燃料回路
２０８  主燃料回路
２２４  標準燃料マニホルド
２２６  濃縮燃料マニホルド
２３０  バイパス燃料回路
２３２  バイパスバルブ
【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】
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【図８】
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【図９】
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【外国語明細書】
2016109129000001.pdf