JP4733195B2 - ガスタービンエンジンの燃料噴霧装置 - Google Patents

Description

本発明は、拡散燃焼方式および希薄燃焼方式の２系統の燃焼方式を組み合わせた複合型燃焼噴射弁を備えたガスタービンエンジンの燃料噴霧装置に関するものである。

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。一方、ガスタービン、特に航空機用のエンジンでは、上空での再着火性に関する要求が高く、これら低ＮＯｘ燃焼と着火を含む安定燃焼の両立が重視されている。そこで、安定燃焼性を確保するための拡散燃焼方式と低ＮＯｘ化のための希薄燃焼方式を１つの燃料噴射弁内に組み合わせた複合型燃焼噴射弁が用いられている。複合型燃焼噴射弁は、パイロットとメインの燃料系統を有し、低負荷時にはパイロット部のみから燃料を供給して拡散燃焼による安定した燃焼を行い、高負荷時にはメイン部にも燃料を供給して希薄燃焼による低ＮＯｘ化を図るものである。

このような複合型燃焼噴射弁を備えたガスタービンでは、高負荷から低負荷に移行すると、メイン燃料がカットされパイロット燃料のみが供給される。その際、圧縮機からの高温空気によりメイン燃料通路に残った燃料が炭化（コーキング）しないように、メイン燃料通路が形成された燃料通路部をシュラウドで覆って燃料通路部とシュラウドとの間に空気断熱層を設けたり、常時燃料が流れる燃料回路を設けて、この燃料回路によってメイン燃料通路内の燃料を冷却したりしているが（特許文献１）、コーキング防止には十分といえない。すなわち、メイン燃料通路に残った燃料がメイン燃料通路内に侵入した空気に押されて、周辺の部材内、例えば空気断熱層を形成するシュラウド内に漏出することがある。シュラウド内に漏出した燃料は、高温のシュラウドとの接触により炭化する。さらに燃料の漏出が続き炭化した燃料が多くなると、炭化した燃料により燃料通路部とシュラウドとがつながって、空気断熱層による冷却効果が弱まり、メイン燃料通路内の停止燃料まで炭化して（コーキング）、次回のメイン燃料噴射に支障をきたす恐れがある。そこで、メイン燃料をカットするのと同時にメイン燃料通路に、例えばパージエアのような流体を供給して、意図しない部位に燃料が侵入するのを防ぐことが考えられる。

特開２００７−１８３０９４号公報

しかしながら、パージエアを導入するためには、専用の高圧ポンプ、配管、バルブ等が必要となり、部品点数が増加して、装置が重量化および複雑化する。

本発明は、上記課題に鑑みてなされたもので、装置を重量化、複雑化させることなく、コーキングを防ぐことのできるガスタービンエンジンの燃料噴霧装置を提供することを目的としている。

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噴霧装置は、圧縮機から供給される圧縮空気に燃料を混合して燃焼させるガスタービンの燃料噴霧装置であって、拡散燃焼のための燃料を噴霧するパイロット部と、前記パイロット部を囲むように設けられ、高負荷時のみに予混合気を噴射するメイン部と、前記メイン部の燃料噴出孔よりも上流側の前記圧縮空気をパージエアとして取り込み、前記燃料噴出孔からの燃料だれを前記メイン部のメイン空気通路へ飛ばすパージエア通路を形成するシールド体とを備え、前記シールド体を挟んで、前記燃料噴出孔に連なるメイン燃料通路と反対側に、前記パージエア通路が形成されている。

この構成によれば、高負荷から低負荷に移行する際に、メイン燃料通路へのメイン燃料を停止したとき、燃料噴射孔から漏れた燃料だれを、パージエアでメイン空気通路へ飛ばしているので、燃料漏れによるコーキングを効果的に抑えることができる。また、燃料噴出孔よりも上流側の空気をパージエアとして取り込んでいるから、パージエアを導入するための専用の機器が不要になるので、部品点数の増加を抑えて、装置の軽量化および簡略化を図ることができる。さらに、シールド体によりメイン燃料通路がパージエア通路に対して断熱されるので、高温のパージエアであっても、それによりメイン燃料通路内の残留燃料が炭化することがない。

本発明において、前記メイン燃料通路を覆うシュラウドに前記パージエアの取込口と放出口とを形成し、前記シュラウドの外周壁の内面と前記シールド体との間に前記パージエア通路が形成されていることが好ましい。この構成によれば、シュラウドの外周壁の内面とシールド体との間に、パージエア通路を容易に形成できる。

さらに、前記パージエアの取込口の通路面積が、前記放出口の通路面積よりも大きいことが好ましい。この構成によれば、パージエア通路内の流速が上がり、漏れた燃料を効果的に飛ばすことができる。

本発明において、さらに、前記メイン部の燃料噴出孔の下流に設けられたガイドチューブを備え、前記ガイドチューブからの燃料だれを前記パージエアにより飛ばすことが好ましい。この構成によれば、高負荷時に、ガイドチューブによって燃料噴射孔からの燃料が周囲に漏れることなく円滑に導出される。

本発明において、前記ガイドチューブは前記メイン燃料通路における環状の下流部の外周に配置され、前記シールド体はばね性があり、前記ガイドチューブを前記メイン燃料通路の外周面にばね力で押さえることが好ましい。この構成によれば、シールド体のばね力よってガイドチューブがメイン燃料通路の外周面に押さえつけられるので、ガイドチューブ支持のための支持部材を別途設ける必要がなく、部品点数の増加を抑えて装置の軽量化および簡略化を図ることができる。

本発明において、前記メイン燃料通路に近接してパイロット燃料通路を配置することにより、パイロット燃料でメイン燃料を冷却することが好ましい。この構成によれば、常時供給されるパイロット燃料でメイン燃料を冷却するので、別途冷却手段が不要となり、部品点数の増加を抑えることができる。

本発明のガスタービンエンジンの燃料噴霧装置によれば、高負荷から低負荷に移行する際に、メイン燃料通路へのメイン燃料を停止したとき、燃料噴射孔から漏れた燃料だれを、パージエアでメイン空気通路へ飛ばしているので、燃料漏れによるコーキングを効果的に抑えることができる。また、燃料噴出孔よりも上流側の空気をパージエアとして取り込んでいるから、パージエアを導入するための専用の機器が不要になるので、部品点数の増加を抑えて、装置の軽量化および簡略化を図ることができる。さらに、シールド体によりメイン燃料通路が遮断されるので、高温のパージエアであっても、それによりメイン燃料通路内の残留燃料が炭化することがない。

本発明の一実施形態に係る燃料噴霧装置を備えたガスタービンエンジンの燃焼器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。 図２の燃料噴霧装置を詳細に示した拡大縦断面図である。 同上燃料噴霧装置の燃料通路を示した展開図である。 同上燃料噴霧装置のメイン部を詳細に示した拡大縦断面図である。 同上燃料噴霧装置におけるインナーヒートシールドの変形例の側面図である。 図６のVII−VII線断面図である。

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は本発明の一実施形態に係る燃料噴射装置２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ものである。

燃焼器１はアニュラー型であり、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が同心状に配置されて、環状の内部空間を有する燃焼器ハウジング６を構成している。この燃焼器ハウジング６の環状の内部空間には、環状のアウタライナ１０の内側に環状のインナライナ１１が同心状に配置されてなる燃焼筒９が、燃焼器ハウジング６と同心円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、この燃焼筒９の頂壁９ａに、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）の燃料噴射装置２が、燃焼筒９と同心の単一の円上に等間隔に配設されている。各燃料噴射装置２は、パイロット部（パイロット燃料噴射ノズル）３と、このパイロット３の外周を囲むようにパイロット部３と同心状に設けられたメイン部（メイン燃料噴射ノズル）４とを備えている。パイロット部３およびメイン部４の詳細についは後述する。

アウタケーシング７およびアウタライナ１０を貫通して、着火を行うための２つの点火栓１３が、燃焼筒９の径方向を向き、かつ先端が燃料噴射装置２に近接する配置で設けられている。したがって、この燃焼器１では、２つの点火栓１３に近接する２つの燃料噴射装置２からの可燃混合気が先ず着火され、この燃焼による火炎が、その高温ガスによって、隣接する各燃料噴射装置２からの可燃混合気に次々に火移りしながら伝播して、全ての燃料噴射装置２からの可燃混合気に着火される。

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が複数の空気取入管１４を介して導入され、この導入された圧縮空気ＣＡは、燃料噴射装置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。前記パイロット部３に拡散燃焼のための燃料を供給する第１燃料供給系統Ｆ１および前記メイン部４に希薄予混合燃焼のための燃料を供給する第２燃料供給系統Ｆ２を形成する燃料配管ユニット１８が、アウタケーシング７に支持され、燃焼筒９の基部１９に接続されている。燃料噴射装置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、ステム部１６を介してこのアウタライナ１０がライナ固定ピン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が接続される。

図３は図２の燃料噴射装置２を詳細に示した縦断面図である。燃料噴射装置２の中央部に設けられたパイロット部３は、第１燃料供給系統Ｆ１からの拡散燃焼用の燃料ＰＦを噴霧する有底円筒状の本体２０と、この本体２０に外嵌された筒状内周壁２１と、この筒状内周壁２１の外方で同心円状に配置された筒状中間壁２２と、この筒状中間壁２２の外方で同心円状に配置されたベンチュリーノズル状のノズル体２３と、筒状内周壁２１と筒状中間壁２２との間に配設された第１インナスワーラ２４と、筒状中間壁２２とノズル体２３との間に配設された第１アウタスワーラ２７とを備えている。

前記本体２０の下流側端部には、本体２０の内部に供給された燃料ＰＦを径方向外方へ噴射する複数の燃料噴射孔２５が放射状に形成されている。筒状内周壁２１における前記燃料噴射孔２５に対応する箇所には、筒状内周壁２１と筒状中間壁２２との間に形成された一次微粒化通路２８内に燃料ＰＦを導入する燃料導入孔２６が形成されており、一次微粒化通路２８内に導入された燃料ＰＦは下流端の微粒化燃料噴射口２８ａから噴出される。

前記微粒化燃料噴射口２８ａ、つまり筒状内周壁２１および筒状中間壁２２の各々の下流端は、ノズル体２３における内径が最小となる絞り部２３ａと燃焼器１の軸心方向（図の左右方向）のほぼ同一位置に設けられており、ノズル体２３の絞り部２３ａから下流側の拡径部２３ｂは、所定の広がり角を有する末広がり形状に形成されている。このパイロット部３は、上流端からノズル体２３の絞り部２３ａまでの部分により燃料微粒化部３ａが形成され、絞り部２３ａからノズル体２３の下流端２３ｃまでの部分、つまりノズル体２３の拡径部２３ｂにより拡散通路部３ｂが形成されている。燃料微粒化部３ａは、前記一次微粒化通路２８を構成する筒状内周壁２１および筒状中間壁２２の各々の下流部２１ａ，２２ａが、ノズル体２３の対向箇所の形状に対応して先細りの円錐台形状に形成されて、一次微粒化通路２８からの燃料ＰＦおよび第１アウタスワーラ２７からの圧縮空気ＣＡをそれぞれ本体２０の中心軸に向けて斜めに層状に噴射する。この燃料微粒化部３ａの下流側の拡散通路部３ｂは、燃料ＰＦと圧縮空気ＣＡを拡散させながら前記拡径部２３ｂにより規定された噴射角度で燃料室１２内に噴射する。

このパイロット部３では、始動時および低負荷時（全負荷の５０％以下）から高負荷時（全負荷の５０％以上）までの全ての負荷範囲において第１燃料供給系統Ｆ１から拡散燃焼用の燃料ＰＦが供給され、燃料微粒化部３ａにおいて圧縮空気ＣＡで一次微粒化されたのちに、拡散通路部３ｂ内で第１アウタスワーラ２７からの旋回気流によりさらに二次微粒化され、霧状として燃焼室１２内に噴霧されて、燃焼室１２に拡散燃焼領域ＰＣを形成する。

つぎに、パイロット部３の外周を囲う形状のメイン部４について説明する。このメイン部４は、ノズル体２３の外方で同心円状に配置された環状のシュラウド２９と、このシュラウド２９の外方で同心円状に配置された筒状中間壁３２と、この筒状中間壁３２の外方で同心円状に配置された筒状外周壁３３と、筒状中間壁３２と筒状外周壁３３との間を仕切る円筒状仕切壁３４と、筒状中間壁３２と円筒状仕切壁３４との間に形成された予混合予備室３７の入口に配設された第２インナスワーラ３８と、円筒状仕切壁３４と筒状外周壁３３との間に配設された第２アウタスワーラ３９とを備えている。前記シュラウド２９は、軸心を含む縦断面がほぼ矩形であり、ノズル本体２３の外周面と径方向に対向する内周壁３０と、筒状中間壁３２の内周面と径方向に対向する外周壁３１とを備え、前記ステム部１６に連結されている。

ステム部１６および前記矩形のシュラウド２９内には、燃料配管ユニット１８に取り付けられた燃料通路部４０が収納されており、燃料通路部４０とシュラウド２９との間には隙間が存在する。すなわち、シュラウド２９は、空気断熱層として機能する断熱空間Ｓを介して燃料通路部４０を覆っている。

図４に示すように、燃料通路部４０には、第１燃料供給系統Ｆ１につながるパイロット燃料通路４４と、第２燃料供給系統Ｆ２につながるメイン燃料通路４５とが形成されている。パイロット燃料通路４４は、燃料噴射装置２の軸方向に沿って直線状に延びたパイロット導入通路４４ａ、その下流のパイロット環状通路４４ｂ、およびパイロット導入通路４４ａと平行な直線状の戻り通路４４ｃを有し、パイロット環状通路４４ｂが図３のパイロット部３の周囲をほぼ１周して、図４の戻り通路４４ｃにつながっている。戻り通路４４ｃの下流端４４ｄは、図３の導出通路４４ｅに接続され、この導出通路４４ｅからパイロット部３の燃料噴射孔２５に燃料ＰＦが供給される。

メイン燃料通路４５は、燃料噴射装置２の軸方向に沿って直線状に延びたメイン燃料導入通路４５ａと、その下流のメイン環状通路４５ｂとを有し、メイン環状通路４５ｂが図３のメイン部３の周囲をほぼ１周するように形成されている。メイン燃料通路４５の下流部を形成するメイン環状通路４５ｂの中途に複数（例えば８個）の燃料噴出孔３５が開口している。パイロット導入通路４４ａとメイン燃料導入通路４５ａ、およびパイロット環状通路４４ｂとメイン環状通路４５ｂは互いに近接して配置され、低負荷時、すなわちメイン燃料ＭＦの供給が停止された時に、メイン燃料通路４５に残留したメイン燃料ＭＦを、パイロット環状通路４４ｂ内のパイロット燃料ＰＡによって冷却している。

図３に戻って、周方向に等間隔で形成された前記燃料噴射孔３５は、メイン部４の径方向に穿設されており、その出口となる径方向外端にガイドチューブ５０が配置されている。このガイドチューブ５０は径方向に向いた通路を形成しており、その出口である径方向外端部がシュラウド２９の外周壁３１に設けた導出口４１に進入している。前記筒状中間壁３２には、ガイドチューブ５０から噴射された燃料ＭＦを予混合予備室３７に導入する燃料導入孔５２が設けられている。こうして、燃料噴射孔３５から噴射された燃料ＭＦは、ガイドチューブ５０、導出口４１および燃料導入孔５２を通って予混合予備室３７まで案内される。ガイドチューブ５０の支持方法については後述する。

前記筒状中間壁３２は、シュラウド２９の外周壁３１の下流側のほぼ半分を覆うとともに、その下流側端３２ｃの軸方向位置がパイロット部３のノズル体２３の下流側端２３ｃよりも下流側に突出して、円筒状仕切壁３４の下流側で、筒状外周壁３３との間に予混合室４２を形成している。ノズル体２３の下流側端２３ｃと筒状中間壁３２の下流側端３２ｃとの間は、パイロット部３による拡散燃焼領域ＰＣと、メイン部４による予混合燃焼領域ＭＣとを分離するための分離部５４となっている。

円筒状仕切壁３４は、その上流側端の軸方向位置が筒状中間壁３２の上流側端と一致しているとともに、下流側端３４ｃが燃料導入孔５２よりも所定距離だけ下流側に位置するようにその軸方向長さが設定されている。筒状外周壁３３は、その上流側端の軸方向位置が円筒状仕切壁３４の上流側端よりも下流側に位置し、下流側端３３ｃの軸方向位置が筒状中間壁３２の下流側端３２ｃとほぼ一致するよう設定されている。

シュラウド２９の外周壁３１の内面と燃料通路部４０の外周面との間に環状のシールド体を形成するインナーヒートシールド６０が配置され、このインナーシールド６０とシュラウド２９の外周壁３１との間にパージエア通路７０が形成されている。つまり、メイン燃料通路４５を内蔵した燃料通路部４０とインナーヒートシールド６０とがシュラウド２９により覆われて、シュラウド２９の内側に、インナーヒートシールド６０を挟んで、メイン燃料通路４５と反対側にパージエア通路７０が形成されている。

図５に詳細を示すように、インナーヒートシールド６０は、円筒状の本体６１の上流側端部と下流側端部に、径方向外方へ突出する突部６２，６２が形成され、燃料噴射孔３５に対応する箇所に、ガイドチューブ５０を貫通させる貫通孔６６が形成されている。インナーヒートシールド６０は、例えばばね鋼のようなばね性を有する金属からなっている。ただし、インナーヒートシールド６０の材質は、使用される温度などの環境条件により変わり、これに限定されない。インナーヒートシールド６０は、突部６２をシュラウド２９の外周壁３１の内面に接触させ、貫通孔６６内にガイドチューブ５０の先端部を進入させた状態で、そのばね弾性力によりガイドチューブ５０の上流端の鍔部５１を燃料通路部４０の外周面に強固に押し付けている。この状態で、シュラウド２９の外周壁３１とインナーヒートシールド６０の本体６１との間に、突部６２で上下流端を閉じられたパージエア通路７０が形成されている。

シュラウド２９の外周壁３１の上流側にはパージエア通路７０への空気取込口６３が形成されている。空気取込口６３は、シュラウド２９の外周壁３１の下流側に形成される導出口４１と周方向の同一位置に設けられる。導出口４１の内周面とガイドチューブ５０の外周面との間には環状の隙間があり、この隙間が空気を放出する放出口６４を形成している。ガイドチューブ５０を用いない場合は、導出口４１の全体が放出口６４となる。空気取込口６３はスワラー３８（図３）よりも上流側に位置し、放出口６４はスワラー３８よりも下流側に位置している。空気取込口６３および導出口４１は、円形の貫通孔からなる。空気取込口６３の通路面積Ｓ１が環状の放出口６４の通路面積Ｓ２よりも大きく設定されており、好ましくは取込口４３の通路面積Ｓ１は放出口４１の通路面積Ｓ２の１．５〜３．０倍である。貫通孔の形状は円形に限定されず、例えば一方が多角形状、あるいは両方が多角形状であってもよい。

図２に示すメイン部４には、全負荷に対し５０％以上の高負荷時にのみ第２燃料供給系統Ｆ２から燃料ＭＦが供給され、この燃料ＭＦが図３のメイン燃料導入通路４５ａおよびメイン環状通路４５ｂを通って燃料噴出孔３５、ガイドチューブ５０、導出口４１および燃料導入孔５２から予混合予備室３７内に噴射され、この噴射された燃料ＭＦが第２インナスワーラ３８からの圧縮空気ＣＡと混合され、その混合気が、予混合室４２内で第２アウタスワーラ３９からの旋回空気流によりさらに混合されることにより、燃料Ｆと圧縮空気ＣＡとが予め十分に混合された予混合気が生成され、この予混合気が図２の燃焼室１２内に供給されて燃焼することにより、予混合燃焼領域ＭＣ（図２）が形成される。

メイン部４に燃料Ｆが供給されない低負荷時には、スワラー３８，３９を通って、圧縮空気ＣＡが予混合予備室３７および予混合室４２に導入されるので、予混合予備室３７および予混合室４２はメイン空気通路となる。この圧縮空気ＣＡの流れにより、スワラー３８の上流側と下流側との間に圧力差が生じている。この圧力差により、図５に示すように、高圧である上流側の空気がパージエアＰＡとしてシュラウド２９の空気取込口６３から取り込まれ、インナーヒートシールド６０とシュラウド２９との間のパージエア通路７０を通過して、シュラウド２９の導出口４１から図３に示すメイン空気通路３７，４２に流れ込んだ後、スワラー３８，３９を通過した圧縮空気ＣＡとともに燃焼室１２に供給される。

パイロット部３のノズル体２３と筒状中間壁３２との間は空気貯留室４９となっており、この空気貯留室４９に、分離部５４の空気孔４６が連通している。空気孔４６から、空気貯留室４９の圧縮空気ＣＡを前記拡散燃焼領域ＰＣと予混合燃焼領域ＭＣとの間に噴出し、両燃焼領域ＰＣ，ＭＣの分離を促進している。

上記構成において、燃焼器１の始動時および低負荷時には、第１燃料供給系統Ｆ１から燃料噴射装置２の内側のパイロット部３にのみ燃料ＰＦが供給され、このパイロット部３における末広がり形状の拡散通路部３ｂにより燃料ＰＦと圧縮空気ＣＡとが拡散され、かつ広がりながら燃焼室１２内に噴射される。これにより、燃え易くなって拡散燃焼領域ＰＣでの燃焼安定性が得られる。高負荷時には、パイロット部３とメイン部４の両方にパイロット燃料ＰＦとメイン燃料ＭＦがそれぞれ供給される。メイン部４では、図５に示すように、燃料噴射孔３５の下流にガイドチューブ５０を設けているので、メイン燃料ＭＦが空気断熱層Ｓ内に漏れることなく、ガイドチューブ５０を通って円滑に予混合予備室３７内に噴射される。

高負荷時から低負荷時に移行する際に、メイン部４へのメイン燃料ＭＦの供給を停止すると、メイン燃料通路４５内に侵入した空気のために、燃料噴射孔３５からガイドチューブ５０を経てメイン燃料ＭＦが漏出して、シュラウド２９の外周壁３１の内面に燃料だれＬＦを発生させ、これが周囲の高温により炭化することがある。燃料だれＬＦは、メイン部４の上部の燃料噴射孔３５（図５は下部の燃料噴射孔３５を示す）では、重力によってパージエア通路７０内に進入する。このパージエア通路７０内に入った燃料だれＬＦをパージエアＰＡでメイン空気通路３７，４２（図３）へ飛ばして除去しているので、燃料だれＬＦの炭化を効果的に防止することができる。燃料だれＬＦの炭化物ＬＦ１がパージエア通路７０内に堆積すると、炭化物ＬＦ１を介してシュラウド２９の外周壁３１とインナーヒートシールド６０とが接触するので、パージエア通路７０内の高温のパージエアＰＡによって燃料通路部４０が高温化し、メイン環状通路４５ｂ内の停止したメイン燃料ＭＦにコーキング（炭化）が発生する恐れがある。前記燃料漏れＬＦの除去により、このコーキングの発生が防止される。

また、燃料噴出孔３５よりも上流側の空気をパージエアＰＡとして取り込んでいるから、パージエアＰＡを導入するための専用の機器が不要になるので、部品点数の増加を抑えて、装置の軽量化および簡略化を図ることができる。さらに、インナーヒートシールド６０によりメイン燃料通路４５が熱遮断されるので、高温のパージエアＰＡであっても、それによりメイン燃料通路４５内の残留燃料ＭＦを炭化させるコーキングの発生を防止できる。

ここで、メイン燃料通路４５およびインナーヒートシールド６０を覆うシュラウド２９に、パージエアＰＡの取込口６３と放出口６４とが形成され、シュラウド２９の外周壁３１の内面とインナーヒートシールド６０との間にパージエア通路７０が形成されているので、シュラウド２９の外周壁３１の内面とインナーヒートシールド６０との間に、パージエア通路７０を容易に形成できる。

また、パージエアＰＡの取込口６３の通路面積Ｓ１が、放出口６４の通路面積Ｓ２よりも大きいので、パージエア通路７０内でパージエアＰＡの流速が上がり、燃料だれＬＦを効果的に飛ばすことができる。

インナーヒートシールド６０のばね力よってガイドチューブ５０がメイン燃料通路４５の外周面に押さえつけられるので、ガイドチューブ５０支持のための支持部材を別途設ける必要がなく、部品点数の増加を抑えて装置の軽量化および簡略化を図ることができる。

さらに、燃料通路部４０において、常時供給されるパイロット燃料ＰＦでメイン燃料ＭＦを冷却しているので、別途冷却手段が不要となり、部品点数の増加を抑えることができる。

本発明の効果を確認するために目視による検証実験を行った。検証実験はパイロット部３とメイン部４の両方に燃料を供給した状態から、メイン部４への燃料供給を停止したときのメイン燃料ＭＦの燃料だれＬＦの有無を目視により確認した。

シュラウド２９内にパージエアＰＡを導入しない比較モデルでは、メイン部４への燃料供給を停止した後にシュラウド内に燃料だれＬＦが確認された。これに対し、上記第１実施形態のモデルでは、パージエアＰＡにより燃料だれＬＦが飛ばされ、燃料だれＬＦは確認されなかった。

図６は、インナーヒートシールド６０の変形例の側面図で、図７は図６のVII−VII線断面図である。この変形例では、インナーヒートシールド６０とガイドチューブ５０とが一体に形成されている。この変形例によれば、部品点数がさらに減少されるから、構造が簡単になり、組立工数および製造コストを抑えることができる。

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。

２ 燃料噴霧装置
３ パイロット部
４ メイン部
２９ シュラウド
３５ 燃料噴射孔
３７ 予混合予備室（メイン空気通路）
４２ 予混合室（メイン空気通路）
４４ パイロット燃料通路
４５ メイン燃料通路
４５ｂ メイン環状通路（メイン燃料通路の下流部）
５０ ガイドチューブ
６０ インナーヒートシールド（シールド体）
６３ 空気取込口
６４ 放出口
７０ パージエア通路
Ｆ 燃料
ＭＦ メイン燃料
ＰＦ パイロット燃料
ＰＡ パージエア
Ｓ１ 空気取込口通路面積
Ｓ２ 放出口通路面積

Claims (6)

1. 圧縮機から供給される圧縮空気に燃料を混合して燃焼させるガスタービンの燃料噴霧装置であって、
   拡散燃焼のための燃料を噴霧するパイロット部と、
   前記パイロット部を囲むように設けられ、高負荷時のみに予混合気を噴射するメイン部と、
   前記メイン部の燃料噴出孔よりも上流側の前記圧縮空気をパージエアとして取り込み、前記燃料噴出孔からの燃料だれを前記メイン部のメイン空気通路へ飛ばすパージエア通路を形成するシールド体と、を備え、
   前記シールド体を挟んで、前記燃料噴出孔に連なるメイン燃料通路と反対側に、前記パージエア通路が形成されているガスタービンエンジンの燃料噴霧装置。
2. 請求項１において、さらに、前記メイン燃料通路およびシールド体を覆うシュラウドを有し、前記シュラウドに前記パージエアの取込口と放出口とを形成し、前記シュラウドの外周壁の内面と前記シールド体との間に前記パージエア通路が形成されているガスタービンエンジンの燃料噴霧装置。
3. 請求項２において、前記パージエアの取込口の通路面積が、前記放出口の通路面積よりも大きいガスタービンエンジンの燃料噴霧装置。
4. 請求項１から３のいずれか一項において、さらに、前記メイン部の燃料噴出孔の下流に設けられたガイドチューブを備え、前記ガイドチューブからの燃料だれを前記パージエアにより飛ばすガスタービンエンジンの燃料噴霧装置。
5. 請求項４において、前記ガイドチューブは前記メイン燃料通路における環状の下流部の外周に配置され、前記シールド体はばね性があり、前記ガイドチューブを前記メイン燃料通路の外周面にばね力で押さえるガスタービンエンジンの燃料噴霧装置。
6. 請求項１から５のいずれか一項において、前記メイン燃料通路に近接してパイロット燃料通路を配置することにより、パイロット燃料でメイン燃料を冷却するガスタービンエンジンの燃料噴霧装置。

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