JPH09501213A - ガスタービンの燃料圧スタート方法 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 ガスタービンエンジンの上記燃焼室への燃料フローは、ハイブリッド燃料ノズルの上記第１燃料オリフィス及び上記第２燃料オリフィスへの燃料供給量を制御することによって制御される。スタート時には、第１燃料マニホルドと第２燃料マニホルドとの間に延ばされた１方向バルブを、上記エンジンのステーション４．５にある各センサと、エンジンスピードを測定する各センサからシグナルを受け取って作動する電気的センサによって制御する。Ｔ_4.5とＮ₂スピードによって上記バルブを開閉し、最適なエンジン運転条件が達成される。

Description

【発明の詳細な説明】 ガスタービンの燃料圧スタート方法 技術分野 本発明はガスタービンエンジンに関し、より詳細にはガスタービンエンジンの 燃焼室への燃料フロー調整方法に関するものである。 発明の背景 ガスタービンエンジンは、動力付き航空機に対して世界中で広く使用されてい る。上記エンジンは、１つ以上の燃焼室中で燃料とエアの混合物を燃焼させて上 記航空機に動力を与え、スラスト力を生じさせる。 周方向に配列された燃料ノズルのセットは、上記混合物を各燃焼室へと適切に スプレーして、迅速に混合させて効率よい燃焼を生じさせるようにされている。 燃料ノズルは、（ａ）低いエアフロー速度で燃料を効率よく気化させることが できること、（ｂ）高出力領域において燃料を均一に気化させることができるこ と、及び（ｃ）エンジン運転領域において燃料スプレー特性が予測できるととも に、制御できることが必要である。 多くのガスタービンエンジンでは、種々のエンジン運転パラメータを測定する ために電気的な制御が用いられており、上記エンジンは、上記パラメータへと適 切に応答するようにされている。上記電 気的なエンジン制御を使用することは、ガスタービンエンジンの安全性と信頼性 とを向上させるばかりではなく、その効率を改善する。 エンジンの運転特性を検出し、制御する電気回路を使用しているにもかかわら ず、依然としていくつかの問題が生じていた。例えば、上記燃焼プロセスが厳し い条件下で起こるような場合には、上記燃焼室の特定の部品及び上記エンジンの タービン領域に対して極限に近い張力が加えられる。特に、特定のタービンベー ンは、激しい劣化を受けることとなるが、これはエンジンがスタートアップする 際の条件に起因している。上記劣化は、上記燃焼室を取り囲むようにして配設さ れている特定設計の燃料ノズルを使用することにより発生するものと考えられて いる。上記ノズルはしばしばハイブリッドノズルと呼ばれるが、これらは大量の 燃料をエンジンスタートアップ時に上記燃焼室へ流すことになる。この燃料が燃 焼すると、上記ハイブリッドノズルのすぐ下流にあるタービンベーンには特に大 きなストレスが生じる。従って、技術者等は、上記したような燃焼プロセスを改 善して、ガスタービンエンジンの運転者が、損傷したタービン領域部材のコスト 的に高いものとなる交換を行わなくするべく検討を行っていた。 発明の開示 本発明のガスタービンエンジンの燃焼室への燃料フロー方法は、上記燃焼室へ とハイブリッド燃料ノズルを通過させて上記燃料を流すものであって、上記ノズ ルは、第１オリフィスと、第２オリフィ スと、を有してなるものであって、さらに、第１の燃料フロー期間は、約２５０ ｐｓｉから３００ｐｓｉの圧力で第１オリフィスへと燃料を流すとともに、約１ ｐｓｉから５ｐｓｉの圧力で上記第２オリフィスへと燃料を流すものであり、第 ２の燃料フロー期間は、上記第１オリフィス及び上記第２オリフィスへと約５ｐ ｓｉから３０ｐｓｉの圧力で燃料を流すものであり、第３の燃料フロー期間は、 上記第１のオリフィスに、約２５０ｐｓｉから３００ｐｓｉで燃料を流すととも に、上記第２のオリフィスには、５０％Ｎ₂スピードより高い圧力で燃料を流す ことを特徴とする。上記第１のフロー期間は、エンジンスタートアップの際の初 期とと上記燃焼室の燃焼が安定するまでに用いられ、上記第２のフロー期間は、 安定燃料燃焼条件が達成されてから上記５０％Ｎ₂スピードとなるまでの間で使 用され、かつ上記第３のフロー期間は、その後に使用されることを特徴とする。 本発明の好適な実施例では、上記エンジンの４．５ステーションでの温度を測定 するために熱電対が用いられている。上記温度を、以後Ｔ_4.5温度とするが、こ の温度は上記第１オリフィスへの高圧燃料（例えば２５０〜３００ｐｓｉ）フロ ーを電気的にコントロールしているバルブを閉鎖している場合には、約３００± ２５℃に達する。経験的には、約３００℃のＴ_4.5温度は安定な燃焼条件を得る に十分な温度である。上記第１オリフィスへと高圧燃料のフローを停止させるこ とにより、下流でのタービン部材に発生しがちな損傷を低減させることができる 。燃料は、上記第２オリフィスへと流され続け、その圧力は徐々に約５ｐｓｉか ら約４０ｐｓｉにまで増加される。燃料はまた、上記第１オリフィスへと迂回 されるとともに、上記エンジンが約５０％Ｎ₂スピードに達するまで、約５ｐｓ ｉから、４０ｐｓｉまで徐々にその圧力が増加される。このＮ₂速度となると、 上記エンジンと上記燃焼室に十分な量のエアを流し、上記第１オリフィスへの燃 料圧を、上記した２５０ｐｓｉ〜３００ｐｓｉの領域へと増加させる。さらに、 上記第２オリフィスの燃料圧は、下流側のタービンエンジン部材を激しく損傷さ せずに８００ｐｓｉにまで増加される。この燃料圧において、上記エンジンは、 上記航空機が離陸、上昇、巡航等が行えるように、５０％Ｎ₂スピードを超えて 運転されている。上記第３の燃料フロー期間は、上記航空機が地上に着陸するま で使用されるとともに、エンジンスピードが地上におけるアイドリングスピード に戻される場合において使用される。 本発明の効果及び特徴については、後述する実施例をもってより詳細に説明を 加える。 図面の簡単な説明 図１は、ガスタービンエンジンの断面の略図であり、上記エンジンの上記燃焼 領域と上記タービン領域とを示すため一部断面としている。 図２は、本発明の特徴を示した概略図である。 図３は、上記第１ノズルオリフィスと上記第２ノズルオリフィスを通過する燃 料圧を時間の関数としてグラフ化して示した図である。 発明の最良の実施態様 図１は、ガスタービンエンジンの燃焼領域の断面を示す略図である。上記エン ジンの軸は、符号Ａ−Ａで示してある。上記エンジンの上流端は、符号１０で示 し、上記エンジンの下流端は、符号１５で示す。上記燃焼領域５の重要な特徴は 、上記燃焼室１６と上記燃料ノズル１８とにある。上記エンジンの運転中には、 エアと燃料は、上記ノズル１８と通じて上記燃焼室１６へと、矢印２０で示され ている方向に流れて、その後上記エンジンの上記タービン領域２５へと通過して ゆく。上記燃料とエアの混合物は、上記ノズル１８に近接したイグナイタ（図示 せず）によってスタートアップ時に着火される。上記タービン領域２５の第１段 は、周方向に間隔をもって離間しているタービンベーン３５である。通常、上記 燃焼室５の外側境界は、燃焼室ダクト４０によって画成されている。上記燃焼室 １６は、環状形状を有しており、かつ上記燃料ノズル１８は、上記燃焼室１６に 配設されているとともに、周方向に配置されている。上記燃料ノズルの少なくと も１つは、上記ハイブリッドタイプであり、第１燃料オリフィスと第２燃料オリ フィスとを有してなるとともに、それぞれは第１マニホルドとセカンダリマニホ ルドから供給が行われている。 上記エンジンの運転中は、上記燃料ノズルへの燃料フローは、電気的なエンジ ンコントロールによって行われており、上記エンジンの周りに配設された電気的 センサによって得られた入力信号によって制御が行われている。上記各シグナル には、上記エンジンのステーション４．５でのインタータービン（ｉｎｔｅｒｔ ｕｒｂｉｎｅ）温度信号が含まれており、これをＴ_4.5とする。また、上記シグ ナ ルには、上記高圧コンプレッサスピードが含まれれおり、これをＮ₂とする。本 発明によれば、最良のエンジン運転条件は、上記ハイブリッドノズルに３つの期 間にわけて燃料を流すことによって得られた。第１の期間では、燃料は、上記ハ イブリッドノズルの上記第１オリフィスへと約２５０ｐｓｉから３００ｐｓｉの 間でフローされる。同時に上記第２オリフィスへは、燃料はその燃料圧が徐々に 増加するようにされており、約１ｐｓｉから５ｐｓｉの間でフローされる。上記 第１の燃料フロー期間は、エンジンが着火されスタートした時点から、エンジン の燃料燃焼が自立的となる状態までの時間で使用される。燃料燃焼が自立的状態 となったことの目安としては、Ｔ_4.5が約３００±２５℃となったことを挙げる ことができる。別の目安としては、Ｎ₂スピードが、約１１％から１３％となっ たことを挙げることができる（Ｎ₂スピードとは、デュアルスプールガスタービ ンエンジンの運転中のいかなる時点であっても、上記エンジンのハイスプール（ ｈｉｇｈ ｓｐｏｏｌ）の最大回転速度に対するパーセントである）。 上記第２の燃料フロー期間では、燃料は、上記第１オリフィスとセカンダリオ リフィスにおいて、燃料圧が約５ｐｓｉから３０ｐｓｉの間で流される。上記第 ２の燃料フロー期間は、上記燃焼室が安定燃料燃焼状態となった時点から（ほぼ Ｔ_4.5が３００℃）、上記エンジンがほぼ５０％Ｎ₂スピードに達した時点までの 間で用いられる。 上記第３の燃料フロー期間では、燃料は、上記第１オリフィスへ約２５０ｐｓ ｉから３００ｐｓｉでフローされ、同時に上記第２オ リフィスには少なくとも約３０ｐｓｉ以上の燃料圧で燃料が流される。このよう な圧力は、５０％Ｎ₂スピードを超えるようなエンジン運転において用いられる 。上記第３の燃料フロー期間での上記第２オリフィスの燃料圧は、離陸時に約８ ００ｐｓｉにまで達し、その後上昇中のほぼ７００ｐｓｉにまで減少する。さら にその後、地上におけるアイドリング状態での約３０ｐｓｉから４０ｐｓｉまで 落とされるようになっている。 図３は、上記第１オリフィスと上記第１オリフィスを通過する燃料圧を、エン ジン運転時間の関数としてグラフ化して示したものである。図３では、上記第１ オリフィスと上記第２オリフィスを通過する燃料圧は、期間ＩＩを除き、互いに 独立となっているのが示されている。図３に対応した上記燃料領域を達成するた めの手段を図２に概略的に示す。図２は、第１ノズルオリフィスと第２ノズルオ リフィス、それぞれ５０と５２が燃料ノズル１８に設けられている。燃料は、上 記各オリフィス５０、５２に通常の油圧機械式／燃料ポンプ５４によって供給さ れる。上記ポンプ５４は、第１ラインマニホルド５６を通じて上記第１オリフィ スに供給を行っているとともに、第２ラインマニホルド５８を通じて上記第２オ リフィス５２へと供給を行っている。燃料ラインマニホルド６０は、上記第１ラ イン５６と第２ライン５８とをソレノイドで駆動されるバルブ６２の下流で連結 している。上記バルブ６２は、一方向バルブであり、ハーネス６６を通じて送ら れるエンジンコントロール（エンジン制御装置）６４によるシグナルに応答して 作動する。上記エンジンコントロール６４は、上記Ｔ_4.5センサ７０とＮ₂センサ ７４とから受け 取るシグナルに応答して作動する。Ｔ_4.5シグナルは、連結されているハーネス ６８を通してコントロール６４へと送られる。同様に、Ｎ₂センサ７４からのシ グナルは、ハーネス７２を通じてエンジンコントロール６４へと送られる。 期間Ｉでは、エンジンコントロール６４は、上記ソレノイドバルブ６２へのエ ネルギ供給を止めて、上記バルブが開かれる。上記第１ライン５６を通じて燃料 がフローし、約２５０ｐｓｉから３００ｐｓｉで第１オリフィス５０へと供給さ れる。同時に燃料は、第２ライン５８を通じて第２オリフィス５２へと燃料圧が ほぼ１から５ｐｓｉの間で供給される。Ｔ_4.5が、ほぼ３００℃に近づいた場合 には、上記ソレノイド６２は励磁され、一方向バルブ６０の上流で上記第１ライ ンは閉ざされる。従って、上記バルブ６０の上流にある上記第１燃料マニホルド ５６を通して上記ポンプ５４からの燃料は流れない。燃料は、上記第２ラインへ と約５ｐｓｉ以上の圧力で流れ続けることとなり、約３０ｐｓｉにまで上昇して ゆき、上記エンジンを加速させる。上記燃料は、上記第２オリフィス５２へと流 されるとともに、上記一方向バルブ６０を通じて上記第１オリフィス５０へと流 される。期間ＩＩでは、燃料フローは、上記エンジンが地上におけるアイドリン グスピードに近くなるまで、又は約５０％Ｎ₂スピードとなるまで流され続ける 。上記エンジンコントロールは、地上でのアイドリングスピードになったことを 検知して、上記ソレノイドバルブ５２を停止させる。このことによって上記バル ブ６０が開かれて、上記２５０ｐｓｉから３００ｐｓｉの燃料が、上記第１ライ ン５６を通して上記第１オリフィス５０へと流れる。 上記航空機速度が地上でのアイドリングスピードより上昇すると、上記第２ライ ン５８の燃料圧は増大され、より高圧の燃料が上記第２オリフィス５２へと供給 される。上記第２オリフィス５２への燃料圧は、離陸時に約８００ｐｓｉまで上 昇し、その後、上昇時には約７００ｐｓｉにまで減少し、巡航時には５００ｐｓ ｉ，また、航空機が着陸して、上記エンジンが地上におけるアイドリングスピー ドとなる約３０ｐｓｉから４０ｐｓｉにまで戻されることとなる。 飛行中は、予定していないエンジンの停止が発生すると、上記エンジンコント ロールは、直ちに期間Ｉへと戻り、迅速かつ効果的にエンジンをスタートさせる 。一度エンジンがスタートすると、上記エンジンコントロールは、上記エンジン を連続して期間ＩＩ、期間ＩＩＩへと戻す。 本発明は、安全かつ信頼性のあるエンジンスタート条件を提供する。タービン 領域部材の過度の劣化は、一度安定燃焼条件に達すると、上記第１オリフィスへ 上記高圧燃料を流さないようにすることによって防止されている。その後、燃料 圧は、徐々に上昇され、また、上記エンジンを通過するエアフローもＮ₂スピー ドが増加することにつれて増加する。同様にしてタービン領域部材のホットスポ ットも低減される。 本発明の別の効果は、エンジンスタート時間がある種のエンジンではほぼ６０ 秒から３０秒へと約５０％短縮できることにある。このことは、本発明は、期間 Ｉと期間ＩＩとで運転している際には、より多くの燃料を流すことを可能とする ことによる。特に、上記燃 焼領域への燃料フロー速度は、ほぼ倍とすることができ、このことによって、局 所的なホットスポットが生じて上記タービンベーンハードウエアを損傷せずにほ ぼ５０％のエンジンスタート時間が、減少可能となる。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １． ガスタービンエンジンの燃焼室への燃料フロー調整方法であって、ハイブ リッド燃料ノズルを通じて前記燃焼室へと前記燃料を流し、前記ノズルは、第１ オリフィスと、第２オリフィスと、を有してなる方法において、第１の燃料フロ ー期間は、約２５０ｐｓｉから３００ｐｓｉの圧力で第１オリフィスへと燃料を 流すとともに、約１ｐｓｉから５ｐｓｉの圧力で前記第２オリフィスへと燃料を 流し、第２の燃料フロー期間は、前記第１オリフィス及び前記第２オリフィスへ と約５ｐｓｉから３０ｐｓｉの圧力で燃料を流し、第３の燃料フロー期間は、前 記第１のオリフィスに、約２５０ｐｓｉから３００ｐｓｉで燃料を流すとともに 、前記第２のオリフィスには、５０％Ｎ₂スピードより高い圧力で燃料を流すも のであって、エンジンスタートアップの際の初期と前記燃焼室での燃焼が安定す るまでを前記第１のフロー期間とし、安定燃料燃焼条件が達成されてから前記５ ０％Ｎ₂スピードとなるまでの間を前記第２のフロー期間とし、かつその後を前 記第３のフロー期間とすることを特徴とするガスタービンエンジンの燃焼室への 燃料フロー調整方法。 ２． 前記エンジンの４．５ステーションでインタータービン温度を測定すると ともに前記第１のフロー期間で前記温度が約２７５℃から３２５℃の間となった 場合において２５０ｐｓｉから３００ｐｓｉの燃料フローを停止させるステップ を有してなる請求項１に記載の方法。 ３． 前記エンジンの前記Ｎ₂スピードを測定するとともに、上記第１のフロー 期間でＮ₂スピードが約１１％から１３％の間となった場合において、２５０ｐ ｓｉから３００ｐｓｉの燃料フローを停止させるステップと、を有してなる請求 項１に記載の方法。 ４． 前記第１のフロー期間は、燃料ポンプから前記第１燃料オリフィスへと第 １燃料マニホルドを通して燃料を流すとともに、燃料ポンプから第２燃料マニホ ルドを通して前記第２燃料オリフィスへと燃料を流すステップを有してなること を特徴とする請求項１に記載の方法。 ５． 前記第２の燃料フロー期間は、前記第２燃料マニホルドから前記第１燃料 マニホルドへと前記各マニホルド間に延びている一方向バルブを通して燃料をフ ローしており、前記ポンプから前記第１燃料ノズルへと前記バルブの上流へと燃 料がフローしないようになっているステップを有してなることを特徴とする請求 項１に記載の方法。 ６． 前記第３のフロー期間は、燃料ポンプから前記第１燃料オリフィスへと第 １燃料マニホルドを通して燃料を流すとともに、燃料ポンプから第２燃料マニホ ルドを通して前記第２燃料オリフィスへと燃料を流すステップを有してなること を特徴とする請求項１に記載の方法。 ７． 前記第２の燃料フロー期間が開始する際に、前記バルブを開くとともに、 前記第２の燃料フロー期間の終了時には前記バルブを閉ざすようになっているス テップを有してなる請求項５に記載の方法。 ８． 前記バルブを開くステップは、ソレノイドを励磁することによってなされ 、前記バルブを閉鎖するステップは前記ソレノイドへのエネルギ供給を止めるこ とによってなされることを特徴とする請求項７に記載の方法。 ９． ガスタービンエンジンの燃焼室への燃料フロー調整方法において、燃料は 、ハイブリッド燃料ノズルを通じて燃料ポンプから燃焼室へと流されているとと もに、前記ノズルは、第１オリフィスと、第２オリフィスとを有してなり、かつ 、燃料フローは、前記ポンプから前記第１オリフィスへと第１燃料マニホルドを 通して流されているとともに、前記ポンプから前記第２オリフィスへと第２マニ ホルドを通して流されているものであって、前記方法は、第１燃料フロー期間に おいては、前記ポンプから前記第１マニホルドを通じて、約２５０ｐｓｉから３ ００ｐｓｉの圧力で前記第１オリフィスへと流されているとともに、前記ポンプ から前記第２マニホルドを通して前記第２オリフィスへと、約１ｐｓｉから５ｐ ｓｉの圧力で燃料を燃焼室へと流すステップと、前記エンジンのＴ_4.5温度を測 定するステップと、前記温度が約２７５℃から３２５℃となった場合に、前記第 １マニホルドを通過する２５０から３００ｐｓｉの圧力の前 記ポンプからの燃料を停止させるステップとを有してなり、さらに、第２の燃料 フロー期間においては、前記ポンプから上記第１オリフィスと第２オリフィスと に約５ｐｓｉから３０ｐｓｉの圧力で燃料を流しているとともに、その第２の燃 料フロー期間では、前記ポンプから前記第２マニホルドを通して燃料を流し、そ の後に前記第１マニホルドと前記第２マニホルドとの間に延びている１方向バル ブを通じて前記第１の燃料マニホルドへと燃料を流して、前記バルブより上流側 の前記第１燃料マニホルドから前記燃料を流さないようにするステップを有して なり、第３の燃料フロー期間においては、燃料は、前記ポンプから前記第１マニ ホルドを通して前記第１オリフィスへと約２５０ｐｓｉから３００ｐｓｉの圧力 で流されているとともに、前記ポンプから前記第２マニホルドを通して前記第２ オリフィスへと５０％Ｎ₂スピードを超える圧力で流されており、前記第３の燃 料フロー期間は、前記航空機が地上に着陸するまで使用されるとともに、エンジ ンスピードが地上におけるアイドリングスピードに低減されるまで使用されるこ とを特徴とするガスタービンエンジンの燃焼室への燃料フロー調整方法。