JPH06102985B2 - ガスタービンエンジン燃料マニホルド - Google Patents
ガスタービンエンジン燃料マニホルドInfo
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- JPH06102985B2 JPH06102985B2 JP4024258A JP2425892A JPH06102985B2 JP H06102985 B2 JPH06102985 B2 JP H06102985B2 JP 4024258 A JP4024258 A JP 4024258A JP 2425892 A JP2425892 A JP 2425892A JP H06102985 B2 JPH06102985 B2 JP H06102985B2
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- tube
- tubes
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16L—PIPES; JOINTS OR FITTINGS FOR PIPES; SUPPORTS FOR PIPES, CABLES OR PROTECTIVE TUBING; MEANS FOR THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16L59/00—Thermal insulation in general
- F16L59/14—Arrangements for the insulation of pipes or pipe systems
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/22—Fuel supply systems
- F02C7/222—Fuel flow conduits, e.g. manifolds
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Navigation (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はガスタービンエンジンに
関し、特に、その燃焼器に燃料を供給する燃料マニホル
ドに関する。
関し、特に、その燃焼器に燃料を供給する燃料マニホル
ドに関する。
【０００２】
【従来の技術】従来のガスタービンエンジンは環状燃焼
器を含み、この燃焼器はその上流端における環状ドーム
に設けた複数の周方向に相隔たる気化器を有する。燃焼
器は環状ケーシングの半径方向内側に配置されそして高
温の圧縮機吐出し空気を供給される。この空気の温度は
個々のエンジン設計により約１０００゜Ｆ（５３８゜
Ｃ）〜約１４００゜Ｆ（７６０゜Ｃ）になりうる。燃料
を環状ケーシング内の気化器に導くために、従来の燃料
ステムはケーシングを囲む環状マニホルドから気化器ま
で延在する。燃料ステムは高温の圧縮機吐出し空気にさ
らされるので、燃料を悪影響なしに導くように適当に形
成されなければならない。
器を含み、この燃焼器はその上流端における環状ドーム
に設けた複数の周方向に相隔たる気化器を有する。燃焼
器は環状ケーシングの半径方向内側に配置されそして高
温の圧縮機吐出し空気を供給される。この空気の温度は
個々のエンジン設計により約１０００゜Ｆ（５３８゜
Ｃ）〜約１４００゜Ｆ（７６０゜Ｃ）になりうる。燃料
を環状ケーシング内の気化器に導くために、従来の燃料
ステムはケーシングを囲む環状マニホルドから気化器ま
で延在する。燃料ステムは高温の圧縮機吐出し空気にさ
らされるので、燃料を悪影響なしに導くように適当に形
成されなければならない。
【０００３】例えば、従来の燃料マニホルドと燃料ステ
ムはステンレス鋼またはハステロイ（Hastolly）Ｘで作
られ、内部の燃料圧力に耐える適度の強さを有する。こ
れらの金属はまた、燃焼器の環境における比較的高い温
度で燃料と化学的に反応しないので好適である。これら
の金属は上述のような利点をもつが、熱伝導率が比較的
高いので、マニホルド内と燃料ステム内を流れる燃料に
熱が伝達されるという欠点があり、従って、もし適当な
燃料保護手段を設けなければ燃料の温度が上がってしま
う。
ムはステンレス鋼またはハステロイ（Hastolly）Ｘで作
られ、内部の燃料圧力に耐える適度の強さを有する。こ
れらの金属はまた、燃焼器の環境における比較的高い温
度で燃料と化学的に反応しないので好適である。これら
の金属は上述のような利点をもつが、熱伝導率が比較的
高いので、マニホルド内と燃料ステム内を流れる燃料に
熱が伝達されるという欠点があり、従って、もし適当な
燃料保護手段を設けなければ燃料の温度が上がってしま
う。
【０００４】圧縮機吐出し空気にさらされる燃料ステム
は、通例、例えば燃料自体または絶縁空気ギャップによ
り冷却されるように設計されるので、燃料ステムを通流
中の燃料の温度は、燃料流路内で燃料の望ましくないコ
ーキング（炭化）を引起こすような高過ぎる温度には達
しない。燃料管または導管の内部ぬれ壁温度を約３５０
゜Ｆ（１７７゜Ｃ）以下に保って管内の燃料のコーキン
グを防ぐことが望ましい。
は、通例、例えば燃料自体または絶縁空気ギャップによ
り冷却されるように設計されるので、燃料ステムを通流
中の燃料の温度は、燃料流路内で燃料の望ましくないコ
ーキング（炭化）を引起こすような高過ぎる温度には達
しない。燃料管または導管の内部ぬれ壁温度を約３５０
゜Ｆ（１７７゜Ｃ）以下に保って管内の燃料のコーキン
グを防ぐことが望ましい。
【０００５】この要件を満たすために、従来の燃料マニ
ホルドは燃焼器を囲むケーシングの外側に装着され、そ
こでの環境温度は圧縮機吐出し空気が流れるケーシング
内の温度より実質的に低い。従来の燃料マニホルドは、
通例、エンジン中心線の周りにそして燃焼器を囲むケー
シングの周りに３６０度にわたって延在するので、比較
的大径の構造体であり、従って、エンジンの重量と外形
寸法を増加させる。マニホルドを気化器内の燃料噴射器
に接続する燃料ステムは、ケーシングを貫通して高温の
圧縮機吐出し空気の環境において燃焼器に達している
が、通例、比較的小さな直径を有しかつ比較的短いの
で、ステム内を通る燃料によりまたはステム内の絶縁空
気ギャップにより比較的有効に冷却されうる。
ホルドは燃焼器を囲むケーシングの外側に装着され、そ
こでの環境温度は圧縮機吐出し空気が流れるケーシング
内の温度より実質的に低い。従来の燃料マニホルドは、
通例、エンジン中心線の周りにそして燃焼器を囲むケー
シングの周りに３６０度にわたって延在するので、比較
的大径の構造体であり、従って、エンジンの重量と外形
寸法を増加させる。マニホルドを気化器内の燃料噴射器
に接続する燃料ステムは、ケーシングを貫通して高温の
圧縮機吐出し空気の環境において燃焼器に達している
が、通例、比較的小さな直径を有しかつ比較的短いの
で、ステム内を通る燃料によりまたはステム内の絶縁空
気ギャップにより比較的有効に冷却されうる。
【０００６】
【発明の目的】従って、本発明の目的はガスタービンエ
ンジン用の新規改良燃料マニホルドを提供することであ
る。
ンジン用の新規改良燃料マニホルドを提供することであ
る。
【０００７】本発明の他の目的は、燃焼器を囲むケーシ
ング内に装着されてマニホルドの寸法、従ってエンジン
重量とエンジン外形寸法を減らしうる燃料マニホルドを
提供することである。
ング内に装着されてマニホルドの寸法、従ってエンジン
重量とエンジン外形寸法を減らしうる燃料マニホルドを
提供することである。
【０００８】本発明の他の目的は、内部を流れる燃料の
コーキングを起こさずに圧縮機吐出し空気の温度に耐え
うる燃料マニホルドを提供することである。
コーキングを起こさずに圧縮機吐出し空気の温度に耐え
うる燃料マニホルドを提供することである。
【０００９】
【発明の概要】高温の圧縮機吐出し空気が流れる環状ケ
ーシングの半径方向内側に配置した燃焼器に燃料を供給
する燃料マニホルドを開示する。このマニホルドは前記
ケーシングの内側に配置され、そして弧状マニホルド管
と、この管を囲む熱絶縁層と、この絶縁層を囲みそして
実質的にに剛性であって熱絶縁層を物理的損傷から保護
する被覆層とを含む。
ーシングの半径方向内側に配置した燃焼器に燃料を供給
する燃料マニホルドを開示する。このマニホルドは前記
ケーシングの内側に配置され、そして弧状マニホルド管
と、この管を囲む熱絶縁層と、この絶縁層を囲みそして
実質的にに剛性であって熱絶縁層を物理的損傷から保護
する被覆層とを含む。
【００１０】本発明は、他の目的と利点とともに、添付
図面と関連する以下の詳述からさらに明らかとなろう。
図面と関連する以下の詳述からさらに明らかとなろう。
【００１１】
【実施例の記載】図１は高バイパスターボファンエンジ
ン１０を例示する概略図である。エンジン１０は縦中心
線１２を有し、この中心線の周りに同軸的かつ直列連通
状に、従来のファン１４と、従来の圧縮機１６と、従来
の燃焼器１８と、従来の高圧タービンノズル２０と、軸
により圧縮機１６に適当に連結された従来の高圧タービ
ン２２と、軸を介してファン１４を従来のように駆動す
る従来の低圧タービン２４とが配置されている。
ン１０を例示する概略図である。エンジン１０は縦中心
線１２を有し、この中心線の周りに同軸的かつ直列連通
状に、従来のファン１４と、従来の圧縮機１６と、従来
の燃焼器１８と、従来の高圧タービンノズル２０と、軸
により圧縮機１６に適当に連結された従来の高圧タービ
ン２２と、軸を介してファン１４を従来のように駆動す
る従来の低圧タービン２４とが配置されている。
【００１２】圧縮機１６と燃焼器１８は環状ケーシング
２６の半径方向内側に配置され、エンジン１０のこの具
体例では環状外側ケーシング２８がケーシング２６を囲
んで環状バイパスダクト３０を画成している。従来の運
転では、周囲空気３２がファン１４を通り、その第１部
分３２ａが圧縮機１６に導入され、第２部分３２ｂがバ
イパスダクト３０を通り、そして第３部分３２ｃがファ
ン１４から排出されて外側ケーシング２８の外面上を流
れ、飛行中の航空機（図示せず）を駆動する推力を発生
する。第１空気部分３２ａは圧縮機１６で圧縮され、比
較的高温の圧縮機吐出し空気３４となって燃焼器１８に
導かれる。本発明の一実施例による燃料マニホルド３６
により燃料が燃焼器１８に供給され、圧縮機吐出し空気
３４の一部分と混合し従来のように点火されて燃焼排出
ガス３８を発生する。この燃焼ガスはノズル２０とター
ビン２２、２４を通流してファン１４と圧縮機１６とを
駆動する。
２６の半径方向内側に配置され、エンジン１０のこの具
体例では環状外側ケーシング２８がケーシング２６を囲
んで環状バイパスダクト３０を画成している。従来の運
転では、周囲空気３２がファン１４を通り、その第１部
分３２ａが圧縮機１６に導入され、第２部分３２ｂがバ
イパスダクト３０を通り、そして第３部分３２ｃがファ
ン１４から排出されて外側ケーシング２８の外面上を流
れ、飛行中の航空機（図示せず）を駆動する推力を発生
する。第１空気部分３２ａは圧縮機１６で圧縮され、比
較的高温の圧縮機吐出し空気３４となって燃焼器１８に
導かれる。本発明の一実施例による燃料マニホルド３６
により燃料が燃焼器１８に供給され、圧縮機吐出し空気
３４の一部分と混合し従来のように点火されて燃焼排出
ガス３８を発生する。この燃焼ガスはノズル２０とター
ビン２２、２４を通流してファン１４と圧縮機１６とを
駆動する。
【００１３】図２は本発明の燃料マニホルド３６を含む
燃焼器１８の区域の拡大詳細図である。燃焼器１８は従
来のように、環状の半径方向外側ライナ４０と、それか
ら離隔した半径方向内側ライナ４２を含んでおり、両ラ
イナはそれぞれの上流端が従来の環状ドーム４４に結合
されている。従来の外側カウル４６と内側カウル４８が
ドーム４４から上流方向に延在し、従来のように圧縮機
吐出し空気３４の一部をドーム４４に導きそして他部を
ライナ４０、４２の外面上に導く。
燃焼器１８の区域の拡大詳細図である。燃焼器１８は従
来のように、環状の半径方向外側ライナ４０と、それか
ら離隔した半径方向内側ライナ４２を含んでおり、両ラ
イナはそれぞれの上流端が従来の環状ドーム４４に結合
されている。従来の外側カウル４６と内側カウル４８が
ドーム４４から上流方向に延在し、従来のように圧縮機
吐出し空気３４の一部をドーム４４に導きそして他部を
ライナ４０、４２の外面上に導く。
【００１４】燃焼器１８の具体例において、ドーム４４
は二重ドームで、周方向に相隔たる複数の外側気化器５
０と、周方向に相隔たる複数の内側気化器５２を有す
る。各気化器５０、５２は従来の空気スワーラ５４と従
来の燃料噴射器５６を含む。燃料は従来のように燃料噴
射器５６から噴射されスワーラ５４内で圧縮機吐出し空
気３４の一部分と混合し、その結果生じた空燃混合気が
点火されて燃焼ガス３８となる。
は二重ドームで、周方向に相隔たる複数の外側気化器５
０と、周方向に相隔たる複数の内側気化器５２を有す
る。各気化器５０、５２は従来の空気スワーラ５４と従
来の燃料噴射器５６を含む。燃料は従来のように燃料噴
射器５６から噴射されスワーラ５４内で圧縮機吐出し空
気３４の一部分と混合し、その結果生じた空燃混合気が
点火されて燃焼ガス３８となる。
【００１５】本発明のこの実施例では、燃料マニホルド
３６は、燃料を内側気化器５２に供給する半径方向内側
マニホルド３６ａと、燃料を外側気化器５０に供給する
半径方向外側マニホルド３６ｂとを含む。内側および外
側マニホルド３６ａ、３６ｂは寸法と方位を除けば互い
に事実上同じであり、内側マニホルド３６ａの以下の詳
述は外側マニホルド３６ｂにも等しく当てはまる。外側
マニホルドにおいて、幾つかの同要素は、対応要素を表
す数字に接尾辞「ｂ」を付けて表してある。もちろん、
本発明はまた、１列だけの周方向に相隔たる気化器を有
する従来の単一ドーム燃焼器にも実施しうるものであ
る。
３６は、燃料を内側気化器５２に供給する半径方向内側
マニホルド３６ａと、燃料を外側気化器５０に供給する
半径方向外側マニホルド３６ｂとを含む。内側および外
側マニホルド３６ａ、３６ｂは寸法と方位を除けば互い
に事実上同じであり、内側マニホルド３６ａの以下の詳
述は外側マニホルド３６ｂにも等しく当てはまる。外側
マニホルドにおいて、幾つかの同要素は、対応要素を表
す数字に接尾辞「ｂ」を付けて表してある。もちろん、
本発明はまた、１列だけの周方向に相隔たる気化器を有
する従来の単一ドーム燃焼器にも実施しうるものであ
る。
【００１６】図３は燃料マニホルド３６ａ、３６ｂと燃
焼器１８を前から軸方向に見た図である。明示のため、
外側および内側気化器５０、５２をそれぞれ４個だけ示
してあるが、周方向に相隔たる気化器の個数は個々のエ
ンジン用途に対して従来のように定められることを理解
されたい。燃料マニホルド３６ａは、少なくとも１本、
そして本実施例では２本の弧状内側マニホルド管５８ａ
を含む。好適実施例における管５８ａは、ＡＭＳ ５５
５７と名付けられた３２１ステンレス鋼のような従来の
ステンレス鋼で形成され、このようなステンレス鋼の従
来の利点を有する。
焼器１８を前から軸方向に見た図である。明示のため、
外側および内側気化器５０、５２をそれぞれ４個だけ示
してあるが、周方向に相隔たる気化器の個数は個々のエ
ンジン用途に対して従来のように定められることを理解
されたい。燃料マニホルド３６ａは、少なくとも１本、
そして本実施例では２本の弧状内側マニホルド管５８ａ
を含む。好適実施例における管５８ａは、ＡＭＳ ５５
５７と名付けられた３２１ステンレス鋼のような従来の
ステンレス鋼で形成され、このようなステンレス鋼の従
来の利点を有する。
【００１７】本発明の一特徴によれば、マニホルド管５
８ａは好ましくは、燃焼器１８を囲むケーシング２６の
半径方向内側に配置される。こうすると、管の寸法が減
るので、エンジン重量とエンジン外形寸法を減らすこと
ができる。例えば、両マニホルド管５８ａは、好ましく
は、エンジン中心線１２の周囲の共通半径のところに互
いに同軸的に配置されそして共に周方向に約３６０度に
わたって延在してリングを形成している。また好適実施
例では、各マニホルド管５８ａは周方向に約１８０度延
在する。マニホルド管５８ａはまた、図２にさらに詳細
に示すように、好ましくはドーム４４の上流に配置され
かつ半径方向において外側および内側ライナ４０、４２
の間と外側および内側カウル４６、４８の間に配置され
る。このように、マニホルド管５８ａは気化器５２に比
較的接近して配置されるので、燃料マニホルド３６ａの
寸法が小さくなってエンジンの重量とエンジン外形寸法
を減らすことになる。
８ａは好ましくは、燃焼器１８を囲むケーシング２６の
半径方向内側に配置される。こうすると、管の寸法が減
るので、エンジン重量とエンジン外形寸法を減らすこと
ができる。例えば、両マニホルド管５８ａは、好ましく
は、エンジン中心線１２の周囲の共通半径のところに互
いに同軸的に配置されそして共に周方向に約３６０度に
わたって延在してリングを形成している。また好適実施
例では、各マニホルド管５８ａは周方向に約１８０度延
在する。マニホルド管５８ａはまた、図２にさらに詳細
に示すように、好ましくはドーム４４の上流に配置され
かつ半径方向において外側および内側ライナ４０、４２
の間と外側および内側カウル４６、４８の間に配置され
る。このように、マニホルド管５８ａは気化器５２に比
較的接近して配置されるので、燃料マニホルド３６ａの
寸法が小さくなってエンジンの重量とエンジン外形寸法
を減らすことになる。
【００１８】しかし、マニホルド３６ａはケーシング２
６の内側においてドーム４４の上流に配置されるので、
高温の圧縮機吐出し空気３４にさらされ、従って、本発
明の備えがなければ管内燃料の許容しえないコーキング
が発生する。
６の内側においてドーム４４の上流に配置されるので、
高温の圧縮機吐出し空気３４にさらされ、従って、本発
明の備えがなければ管内燃料の許容しえないコーキング
が発生する。
【００１９】さらに詳述すると、本発明によれば、図４
と図５に詳細に示すような熱絶縁層６０がマニホルド管
５８ａを好ましくは完全に囲んでそれを熱的に保護す
る。熱絶縁層６０はなるべく低い熱伝導率をもつことが
好ましい。本発明の一実施例では、ジョンズ・マンヴィ
ル（Johns Manville）により製造される市販の「ＭＩＮ
−Ｋ」（商標）絶縁材料を使用でき、この材料の熱伝導
率は約0.30BTU ・ in/ft 2 ・ hr・゜F （0.04327W/M・゜C)で
ある。有効な熱絶縁層例えば層６０は通例非構造層であ
るから、燃料マニホルド３６ａはまた、絶縁層６０を完
全に囲む被覆層６２を含むことが好ましく、この被覆層
は例えば実質的にに剛性であって絶縁層６０を物理的損
傷から保護する。本発明の好適実施例では、被覆層６２
はまた好ましくは燃料を通さない性質をもち、従って、
マニホルド管５８ａから漏れた燃料は被覆層６２により
封じ込められる。本発明の一実施例による被覆層６２は
好ましくはテープまたは布状のセラミックマトリックス
複合材のような複合プリプレグであり、管５８ａとその
中を流れうる燃料の追加的な熱絶縁をなす。
と図５に詳細に示すような熱絶縁層６０がマニホルド管
５８ａを好ましくは完全に囲んでそれを熱的に保護す
る。熱絶縁層６０はなるべく低い熱伝導率をもつことが
好ましい。本発明の一実施例では、ジョンズ・マンヴィ
ル（Johns Manville）により製造される市販の「ＭＩＮ
−Ｋ」（商標）絶縁材料を使用でき、この材料の熱伝導
率は約0.30BTU ・ in/ft 2 ・ hr・゜F （0.04327W/M・゜C)で
ある。有効な熱絶縁層例えば層６０は通例非構造層であ
るから、燃料マニホルド３６ａはまた、絶縁層６０を完
全に囲む被覆層６２を含むことが好ましく、この被覆層
は例えば実質的にに剛性であって絶縁層６０を物理的損
傷から保護する。本発明の好適実施例では、被覆層６２
はまた好ましくは燃料を通さない性質をもち、従って、
マニホルド管５８ａから漏れた燃料は被覆層６２により
封じ込められる。本発明の一実施例による被覆層６２は
好ましくはテープまたは布状のセラミックマトリックス
複合材のような複合プリプレグであり、管５８ａとその
中を流れうる燃料の追加的な熱絶縁をなす。
【００２０】図６に示すように、絶縁層６０と被覆層６
２は、好ましくは、マニホルド管５８ａの周囲に従来の
ように巻かれたテープ状のものである。被覆層６２は従
来の硬化剤を含浸剤として施されそして適当な高温で従
来のように焼かれて硬化し、比較的硬質の被覆層６２と
して絶縁層６０を保護する。
２は、好ましくは、マニホルド管５８ａの周囲に従来の
ように巻かれたテープ状のものである。被覆層６２は従
来の硬化剤を含浸剤として施されそして適当な高温で従
来のように焼かれて硬化し、比較的硬質の被覆層６２と
して絶縁層６０を保護する。
【００２１】図２と図３を再び参照するに、マニホルド
管５８ａ、５８ｂは好ましくはケーシング２６内に装着
されるので、それぞれの燃料導入管６４ａ、６４ｂがケ
ーシング２６の外側からケーシング２６を貫通し、それ
ぞれ従来のようにマニホルド管５８ａ、５８ｂに連通状
に接続されてそれらに燃料を送り込む。導入管６４ａ
は、ケーシング２６の外側に従来のように装着された通
常の第１燃料供給源６６ａに従来のように接続され、ま
た導入管６４ｂも同様に、ケーシング２６の外側に従来
のように装着された通常の第２燃料供給源６６ｂに従来
のように接続される。
管５８ａ、５８ｂは好ましくはケーシング２６内に装着
されるので、それぞれの燃料導入管６４ａ、６４ｂがケ
ーシング２６の外側からケーシング２６を貫通し、それ
ぞれ従来のようにマニホルド管５８ａ、５８ｂに連通状
に接続されてそれらに燃料を送り込む。導入管６４ａ
は、ケーシング２６の外側に従来のように装着された通
常の第１燃料供給源６６ａに従来のように接続され、ま
た導入管６４ｂも同様に、ケーシング２６の外側に従来
のように装着された通常の第２燃料供給源６６ｂに従来
のように接続される。
【００２２】図３と図５に示すように、各燃料マニホル
ド３６ａ、３６ｂはそれぞれの寸法を有する。例えば、
半径方向内側マニホルド管５８ａは、エンジン中心線１
２から測定した公称半径Ｒと、周方向長さＣと、外径Ｄ
t とを有する。もちろん、被覆層６２も同様な寸法を有
し、例えば、Ｄt より大きな外径Ｄc を有する。
ド３６ａ、３６ｂはそれぞれの寸法を有する。例えば、
半径方向内側マニホルド管５８ａは、エンジン中心線１
２から測定した公称半径Ｒと、周方向長さＣと、外径Ｄ
t とを有する。もちろん、被覆層６２も同様な寸法を有
し、例えば、Ｄt より大きな外径Ｄc を有する。
【００２３】従来周知のように、ある材料の熱膨縮は、
その材料の線寸法例えばＲ、Ｃ、Ｄt と、従来の熱膨張
率と、材料に生じる温度差との積に等しい。被覆層６２
は本発明の好適実施例では好ましくは実質的に剛性であ
りそしてマニホルド管５８ａの材料とは異なる材料で作
られるので、燃焼器１８の作用中の両材料の熱による移
動差が被覆層６２の損傷を引起こすおそれがある。なお
被覆層６２は本発明の好適実施例ではセラミック層であ
る。
その材料の線寸法例えばＲ、Ｃ、Ｄt と、従来の熱膨張
率と、材料に生じる温度差との積に等しい。被覆層６２
は本発明の好適実施例では好ましくは実質的に剛性であ
りそしてマニホルド管５８ａの材料とは異なる材料で作
られるので、燃焼器１８の作用中の両材料の熱による移
動差が被覆層６２の損傷を引起こすおそれがある。なお
被覆層６２は本発明の好適実施例ではセラミック層であ
る。
【００２４】従って、マニホルド管５８ａと剛性被覆層
６２との熱差動を減らすか無くするために、被覆層６２
の熱膨張率は、好ましくは、被覆層６２の線寸法と、そ
の熱膨張率と、燃焼器１８の作用中の被覆層６２の予想
温度差との積が、マニホルド管５８ａの対応線寸法と、
その熱膨張率と、燃焼器１８の作用中のマニホルド管５
８ａの予想温度差との積と合致するかほぼ合致するよう
に予め選定される。マニホルド管５８ａを通る燃料は比
較的低温でありそして被覆層６２の面上を通る圧縮機吐
出し空気３４は比較的高温であるから、運転中にマニホ
ルド管５８ａに生じる温度差は被覆層６２に生じる温度
差より少ない。従って、マニホルド管５８ａと被覆層６
２との熱差動を減らすには、被覆層６２の熱膨張率をマ
ニホルド管５８ａの熱膨張率より低くすることが好まし
い。
６２との熱差動を減らすか無くするために、被覆層６２
の熱膨張率は、好ましくは、被覆層６２の線寸法と、そ
の熱膨張率と、燃焼器１８の作用中の被覆層６２の予想
温度差との積が、マニホルド管５８ａの対応線寸法と、
その熱膨張率と、燃焼器１８の作用中のマニホルド管５
８ａの予想温度差との積と合致するかほぼ合致するよう
に予め選定される。マニホルド管５８ａを通る燃料は比
較的低温でありそして被覆層６２の面上を通る圧縮機吐
出し空気３４は比較的高温であるから、運転中にマニホ
ルド管５８ａに生じる温度差は被覆層６２に生じる温度
差より少ない。従って、マニホルド管５８ａと被覆層６
２との熱差動を減らすには、被覆層６２の熱膨張率をマ
ニホルド管５８ａの熱膨張率より低くすることが好まし
い。
【００２５】例えば、マニホルド管５８ａの半径Ｒは被
覆層６２の対応半径に等しいので、両部材間の熱差動を
定める２つの有効パラメータは熱膨張率と温度差であ
る。従って、管５８ａと被覆層６２の熱膨張率は、管５
８ａの熱膨張率と管温度差との積が被覆層６２の熱膨張
率と被覆層温度差との積にほぼ等しいように予め選定さ
れる。こうして、管５８ａと被覆層６２との半径方向移
動差を減らすか無くして被覆層６２を保護する。このよ
うな半径方向移動差は、完全に環状の単一マニホルド管
５８ａを有する本発明の実施例ではさらに重要である。
しかし、個別の連結されないマニホルド管セグメント例
えば２つのセグメント５８ａを用いることにより、半径
方向移動差はかなり減少する。
覆層６２の対応半径に等しいので、両部材間の熱差動を
定める２つの有効パラメータは熱膨張率と温度差であ
る。従って、管５８ａと被覆層６２の熱膨張率は、管５
８ａの熱膨張率と管温度差との積が被覆層６２の熱膨張
率と被覆層温度差との積にほぼ等しいように予め選定さ
れる。こうして、管５８ａと被覆層６２との半径方向移
動差を減らすか無くして被覆層６２を保護する。このよ
うな半径方向移動差は、完全に環状の単一マニホルド管
５８ａを有する本発明の実施例ではさらに重要である。
しかし、個別の連結されないマニホルド管セグメント例
えば２つのセグメント５８ａを用いることにより、半径
方向移動差はかなり減少する。
【００２６】同様に、管５８ａと被覆層６２との熱差動
はまた図３に示すような周方向長さＣに沿って生じ、そ
して線寸法Ｃを線寸法Ｒの代りに用いると、前述のよう
な好適熱膨張率はまた周方向に沿う熱差動を減らすか無
くする。また、管５８ａと被覆層６２の断面の半径方向
においても図５に示した線寸法Ｄt 、Ｄc について熱差
動が減るかまたは起こらなくなる。
はまた図３に示すような周方向長さＣに沿って生じ、そ
して線寸法Ｃを線寸法Ｒの代りに用いると、前述のよう
な好適熱膨張率はまた周方向に沿う熱差動を減らすか無
くする。また、管５８ａと被覆層６２の断面の半径方向
においても図５に示した線寸法Ｄt 、Ｄc について熱差
動が減るかまたは起こらなくなる。
【００２７】図４と図５に示すように、マニホルド管５
８ａは複数の比較的短いマニホルドステム６８を含み、
これに燃料噴射器５６が従来のように接続されている。
例えば、燃料噴射器５６には比較的短い噴射器ステム７
０が含まれ、ろう付け等によりマニホルドステム６８に
適当に接合され、また噴射器５６は噴射器先端７２を有
し、この先端は噴射器ステム７０にやはりろう付け等に
より適当に接合されている。図３も参照するに、内側マ
ニホルド管５８ａのマニホルドステム６８は半径方向内
方に延在し、そして外側マニホルド管５８ｂのマニホル
ドステム６８は半径方向外方に延在する。本発明の好適
実施例では、熱絶縁層６０と被覆層６２はマニホルドス
テム６８と燃料噴射器ステム７０にも配設され、また燃
料導入管６４ａ、６４ｂにも配設される。本発明の好適
実施例では、熱絶縁層６０とセラミック被覆層６２は適
度に低い熱伝導率と適数の層を有するように予め選択さ
れ、マニホルド管５８ａの内部ぬれ壁温度を約３５０゜
Ｆ（１７７゜Ｃ）以下に保つように管５８ａの熱絶縁を
なし、こうして、マニホルド３６ａが少なくとも１００
０゜Ｆ（５３８゜Ｃ）の高温になりうる圧縮機吐出し空
気３４にさらされても、管内の燃料のコーキングを防止
する。
８ａは複数の比較的短いマニホルドステム６８を含み、
これに燃料噴射器５６が従来のように接続されている。
例えば、燃料噴射器５６には比較的短い噴射器ステム７
０が含まれ、ろう付け等によりマニホルドステム６８に
適当に接合され、また噴射器５６は噴射器先端７２を有
し、この先端は噴射器ステム７０にやはりろう付け等に
より適当に接合されている。図３も参照するに、内側マ
ニホルド管５８ａのマニホルドステム６８は半径方向内
方に延在し、そして外側マニホルド管５８ｂのマニホル
ドステム６８は半径方向外方に延在する。本発明の好適
実施例では、熱絶縁層６０と被覆層６２はマニホルドス
テム６８と燃料噴射器ステム７０にも配設され、また燃
料導入管６４ａ、６４ｂにも配設される。本発明の好適
実施例では、熱絶縁層６０とセラミック被覆層６２は適
度に低い熱伝導率と適数の層を有するように予め選択さ
れ、マニホルド管５８ａの内部ぬれ壁温度を約３５０゜
Ｆ（１７７゜Ｃ）以下に保つように管５８ａの熱絶縁を
なし、こうして、マニホルド３６ａが少なくとも１００
０゜Ｆ（５３８゜Ｃ）の高温になりうる圧縮機吐出し空
気３４にさらされても、管内の燃料のコーキングを防止
する。
【００２８】図３と図４に示すように、各マニホルド管
５８ａ、５８ｂはまたその各周方向端に端キャップ７４
を有し、その周囲にも熱絶縁層６０と被覆層６２が設け
られている。隣合うマニホルド管５８ａと隣合うマニホ
ルド管５８ｂそれぞれの隣合う端キャップ７４の間には
間隙Ｇが形成されている。完全に環状の３６０度マニホ
ルド管５８ａまたは５８ｂも本発明の他の実施例で使用
できるが、マニホルド管を弧状のセグメントすなわち管
分割部として設けることが好ましい。そうすると、例え
ば、前述のようにエンジン中心線１２に関する半径方向
におけるマニホルド管と被覆層６２との熱差動が減少す
る。
５８ａ、５８ｂはまたその各周方向端に端キャップ７４
を有し、その周囲にも熱絶縁層６０と被覆層６２が設け
られている。隣合うマニホルド管５８ａと隣合うマニホ
ルド管５８ｂそれぞれの隣合う端キャップ７４の間には
間隙Ｇが形成されている。完全に環状の３６０度マニホ
ルド管５８ａまたは５８ｂも本発明の他の実施例で使用
できるが、マニホルド管を弧状のセグメントすなわち管
分割部として設けることが好ましい。そうすると、例え
ば、前述のようにエンジン中心線１２に関する半径方向
におけるマニホルド管と被覆層６２との熱差動が減少す
る。
【００２９】図３では二重環状ドーム４４が用いられて
いるが、この図に示すように、２本の半径方向内側マニ
ホルド管５８ａとそれぞれの間隙Ｇは、中心線１２に対
して、２本の半径方向外側マニホルド管５８ｂとそれぞ
れの間隙Ｇの方位または位置から約９０度ずれているの
で、内側マニホルド３６ａの燃料導入管６４ａは隣合う
外側マニホルド管５８ｂ相互間に形成された間隙Ｇを貫
通してケーシング２６まで延びている。すなわち、内側
および外側マニホルド３６ａ、３６ｂは比較的コンパク
トに配置されそして内側マニホルド管５８ａの燃料導入
管６４ａは外側マニホルド管５８ｂの間を貫通してケー
シング２６の外側の第１燃料供給源６６ａに達しうる。
いるが、この図に示すように、２本の半径方向内側マニ
ホルド管５８ａとそれぞれの間隙Ｇは、中心線１２に対
して、２本の半径方向外側マニホルド管５８ｂとそれぞ
れの間隙Ｇの方位または位置から約９０度ずれているの
で、内側マニホルド３６ａの燃料導入管６４ａは隣合う
外側マニホルド管５８ｂ相互間に形成された間隙Ｇを貫
通してケーシング２６まで延びている。すなわち、内側
および外側マニホルド３６ａ、３６ｂは比較的コンパク
トに配置されそして内側マニホルド管５８ａの燃料導入
管６４ａは外側マニホルド管５８ｂの間を貫通してケー
シング２６の外側の第１燃料供給源６６ａに達しうる。
【００３０】さらに、図２に示すように、両マニホルド
３６ａ、３６ｂは好ましくはドーム４４の中央近くにそ
して半径方向において外側気化器５０と内側気化器５２
との間に配置されてさらにコンパクトになるので、マニ
ホルド３６ａ、３６ｂと対応燃料噴射器５６との間の燃
料流距離が短くなる。
３６ａ、３６ｂは好ましくはドーム４４の中央近くにそ
して半径方向において外側気化器５０と内側気化器５２
との間に配置されてさらにコンパクトになるので、マニ
ホルド３６ａ、３６ｂと対応燃料噴射器５６との間の燃
料流距離が短くなる。
【００３１】以上、本発明の好適実施例と考えられるも
のを説明したが、それらの様々な改変が本発明の範囲内
で可能であることはもちろんである。
のを説明したが、それらの様々な改変が本発明の範囲内
で可能であることはもちろんである。
【図１】本発明の一実施例による燃料マニホルドを含む
高バイパスターボファンエンジンの概略を示す縦断面図
である。
高バイパスターボファンエンジンの概略を示す縦断面図
である。
【図２】図１に示したエンジンの燃焼器域の拡大縦断面
図で、本発明の一実施例による燃料マニホルドを示す。
図で、本発明の一実施例による燃料マニホルドを示す。
【図３】図２に示した燃焼器と燃料マニホルドを線３ー
３に沿って軸方向に見た部分断面図である。
３に沿って軸方向に見た部分断面図である。
【図４】図３に示した燃料マニホルド管の１本の一部分
の拡大軸方向断面図である。
の拡大軸方向断面図である。
【図５】図４に示したマニホルド管の線５ー５に沿う横
断面図である。
断面図である。
【図６】図４に示した燃料マニホルド管の一部分の斜視
図である。
図である。
１８ 燃焼器 ２６ ケーシング ３６ 燃料マニホルド ３６ａ 内側マニホルド ３６ｂ 外側マニホルド ４０ 外側ライナ ４２ 内側ライナ ４４ ドーム ５６ 燃料噴射器 ５８ａ 内側マニホルド管 ５８ｂ 外側マニホルド管 ６０ 熱絶縁層 ６２ 被覆層 ６４ａ、６４ｂ 燃料導入管 ６８ マニホルドステム
Claims (12)
- 【請求項１】 環状ケーシングの半径方向内側に配置し
た燃焼器を有するガスタービンエンジンにおいて燃料を
前記燃焼器に供給する燃料マニホルドであって、弧状マ
ニホルド管と、この管を囲む熱絶縁層と、この絶縁層を
囲みそして実質的にに剛性であって前記絶縁層を物理的
損傷から保護する被覆層とからなる燃料マニホルド。 - 【請求項２】 前記被覆層はセラミックマトリックス複
合材層である請求項１記載の燃料マニホルド。 - 【請求項３】 前記マニホルド管はある値の熱膨張率を
もち、そして前記被覆層は前記管の熱膨張率より低い熱
膨張率をもつ、請求項１記載の燃料マニホルド。 - 【請求項４】 前記マニホルド管にはある温度差が生
じ、また前記被覆層には異なる温度差が生じ、前記マニ
ホルド管熱膨張率と前記被覆層熱膨張率は前記管熱膨張
率と前記管温度差との積が前記被覆層熱膨張率と前記被
覆層温度差との積に実質上等しいように予め選定され
る、請求項３記載の燃料マニホルド。 - 【請求項５】 前記マニホルド管には複数のマニホルド
ステムが含まれ該管から半径方向に延在しかつ該管と連
通して燃料を該管から前記マニホルドステムに接続した
対応数の燃料噴射器に導き、そして前記マニホルドステ
ムにも前記熱絶縁層と前記被覆層が配設されている、請
求項１記載の燃料マニホルド。 - 【請求項６】 前記マニホルド管は前記ケーシングの半
径方向内側に配置されそして前記燃焼器の作用中高温の
圧縮機吐出し空気にさらされ、そして前記熱絶縁層と前
記被覆層は前記管の熱絶縁をなして前記管の内部ぬれ壁
温度を約３５０゜Ｆ（１７７゜Ｃ）以下に保つように予
め選択される、請求項１記載の燃料マニホルド。 - 【請求項７】 ２本の前記弧状マニホルド管を含み、両
管は互いに同軸的に配置されそして共に周方向に約３６
０度にわたって延在する、請求項１記載の燃料マニホル
ド。 - 【請求項８】 各マニホルド管は周方向に約１８０度延
在する請求項７記載の燃料マニホルド。 - 【請求項９】 前記ケーシングの外側からそれを貫通し
て延在しそして前記マニホルド管と連通状に接続されて
該管に燃料を供給するそれぞれの燃料導入管をさらに含
む請求項８記載の燃料マニホルド。 - 【請求項１０】 半径方向内側マニホルドと半径方向外
側マニホルドの形態の２つの前記マニホルドをさらに含
み、各マニホルドの前記２本の弧状マニホルド管が他の
側の２本の弧状マニホルド管に対して約９０度ずれて配
置され、従って、前記内側マニホルドの前記燃料導入管
が前記外側マニホルド管の隣合う管の間に形成された間
隙を貫通して前記ケーシングまで延在する、請求項９記
載の燃料マニホルド。 - 【請求項１１】 前記マニホルド管は前記ケーシングの
半径方向内側に配置されている請求項９記載の燃料マニ
ホルド。 - 【請求項１２】 前記燃焼器は半径方向外側および内側
ライナを含み、両ライナはそれぞれの上流端が環状ドー
ムに結合され、そして前記マニホルド管は前記ドームの
上流に配置されかつ半径方向において前記外側および内
側ライナ間に配置されている、請求項１１記載の燃料マ
ニホルド。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US64278091A | 1991-01-18 | 1991-01-18 | |
| US642,780 | 1991-01-18 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04314933A JPH04314933A (ja) | 1992-11-06 |
| JPH06102985B2 true JPH06102985B2 (ja) | 1994-12-14 |
Family
ID=24577988
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4024258A Expired - Fee Related JPH06102985B2 (ja) | 1991-01-18 | 1992-01-16 | ガスタービンエンジン燃料マニホルド |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP0495587B1 (ja) |
| JP (1) | JPH06102985B2 (ja) |
| CA (1) | CA2056480C (ja) |
| DE (1) | DE69205999T2 (ja) |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2298916B (en) * | 1995-03-15 | 1998-11-04 | Rolls Royce Plc | Annular combustor |
| JP3495730B2 (ja) * | 2002-04-15 | 2004-02-09 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービンの燃焼器 |
| US6848260B2 (en) * | 2002-09-23 | 2005-02-01 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Premixed pilot burner for a combustion turbine engine |
| JP4764392B2 (ja) * | 2007-08-29 | 2011-08-31 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン燃焼器 |
| JP2009192195A (ja) * | 2008-02-18 | 2009-08-27 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | ガスタービンエンジンの燃焼装置 |
| US8418468B2 (en) * | 2010-04-06 | 2013-04-16 | General Electric Company | Segmented annular ring-manifold quaternary fuel distributor |
| US8590315B2 (en) * | 2010-06-01 | 2013-11-26 | General Electric Company | Extruded fluid manifold for gas turbomachine combustor casing |
| EP2877711A1 (en) * | 2012-06-15 | 2015-06-03 | General Electric Company | Fluid conduit |
| DE102013201232A1 (de) * | 2013-01-25 | 2014-07-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Brenner mit einer zentralen Brennstoffzufuhranordnung |
| US9874351B2 (en) | 2015-04-14 | 2018-01-23 | General Electric Company | Thermally-coupled fuel manifold |
| US10859269B2 (en) | 2017-03-31 | 2020-12-08 | Delavan Inc. | Fuel injectors for multipoint arrays |
| CN116733613B (zh) * | 2023-08-10 | 2023-10-20 | 成都中科翼能科技有限公司 | 一种燃气轮机的过渡段结构 |
| US12338774B1 (en) * | 2024-04-11 | 2025-06-24 | General Electric Company | Fuel injector manifold having a variable fuel flow system for a turbine engine |
| US12613035B1 (en) * | 2024-09-16 | 2026-04-28 | General Electric Company | Combustion section for a turbine engine |
Family Cites Families (6)
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|---|---|---|---|---|
| FR1186524A (fr) * | 1956-11-19 | 1959-08-26 | Havilland Engine Co Ltd | Dispositifs d'injection de combustible pour turbines à gaz |
| FR1380744A (fr) * | 1963-10-25 | 1964-12-04 | Snecma | Perfectionnement aux rampes d'injection des turbo-machines |
| US3516252A (en) * | 1969-02-26 | 1970-06-23 | United Aircraft Corp | Fuel manifold system |
| US4070826A (en) * | 1975-12-24 | 1978-01-31 | General Electric Company | Low pressure fuel injection system |
| US4467610A (en) * | 1981-04-17 | 1984-08-28 | General Electric Company | Gas turbine fuel system |
| CH666340A5 (en) * | 1985-05-29 | 1988-07-15 | Bbc Brown Boveri & Cie | Gas turbine combustion chamber - has fuel lines to burner nozzles extending through secondary air duct and contained in tubes connected to atmosphere |
-
1991
- 1991-11-28 CA CA002056480A patent/CA2056480C/en not_active Expired - Fee Related
-
1992
- 1992-01-09 EP EP92300202A patent/EP0495587B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1992-01-09 DE DE69205999T patent/DE69205999T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1992-01-16 JP JP4024258A patent/JPH06102985B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
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| EP0495587A1 (en) | 1992-07-22 |
| CA2056480C (en) | 2000-01-04 |
| EP0495587B1 (en) | 1995-11-15 |
| JPH04314933A (ja) | 1992-11-06 |
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| DE69205999T2 (de) | 1996-07-25 |
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