JP2012132671A - 燃料の霧化を改善したデュアルオリフィス燃料ノズル - Google Patents

Abstract

【課題】ガスタービンエンジンの燃料ノズルに関し、デュアルオリフィスパイロット燃料ノズルを含むパイロット燃料噴射装置先端部を有する燃料ノズルを提供する。
【解決手段】パイロット燃料噴射装置先端部５７は、同心の一次および二次パイロット燃料ノズル５８、５９を含み、一次および二次パイロット燃料ノズルは、円形の一次出口９８および環状の二次出口１００をそれぞれ有し、円形の一次出口は、環状の二次出口よりも軸方向後方に下流に配置される。燃料ノズルアセンブリ１２は、一次および二次出口を囲繞する内側に先細りする環状の円錐形流路部を有するパイロットスワラ流路部２２２を含む。流路部２２４の径方向内側の境界を定める内側に先細りする円錐形壁部は、円錐面を画定する。
【選択図】図５

Description

本発明は、ガスタービンエンジンの燃料ノズルに関し、より詳細には、デュアルオリフィスパイロット燃料ノズルを含むパイロット燃料噴射装置先端部を有する燃料ノズルに関する。

航空機のガスタービンエンジンの多段燃焼システムは、窒素酸化物（ＮＯｘ）、未燃焼炭化水素（ＨＣ）、および一酸化炭素（ＣＯ）など、望ましくない燃焼生成物成分が特に空港の近くで発生することを制限するように開発されている。空港の近くでは、それらの望ましくない燃焼生成物成分が、都市部の光化学スモッグの問題の一因となっている。ガスタービンエンジンはさらに、燃料効率が良く、運転コストが低くなるように設計されている。燃焼器の設計に影響を与える他の要因は、ガスタービンエンジンのユーザによる効率的な低コスト運転についての要望であり、これは、エンジン出力を維持するかまたはさらに増大させながら、同時に燃料消費を低減するという要求になる。その結果、航空機用ガスタービンエンジンの燃焼システムに関する重要な設計基準には、様々なエンジン動作条件において熱効率を高くするために燃焼温度を高くすること、ならびに光化学スモッグの発生の前兆である微粒子の排出、望ましくないガスの排出、燃焼生成物の排出の一因となる望ましくない燃焼条件を最小限に抑えることが含まれる。

使用されてきたミキサ設計の１つは、ツイン環状予混合スワラ（ＴＡＰＳ、ｔｗｉｎ ａｎｎｕｌａｒ ｐｒｅｍｉｘｉｎｇ ｓｗｉｒｌｅｒ）として知られており、米国特許第６，３５４，０７２号、第６，３６３，７２６号、第６，３６７，２６２号、第６，３８１，９６４号、第６，３８９，８１５号、第６，４１８，７２６号、第６，４５３，６６０号、第６，４８４，４８９号、および第６，８６５，８８９号に開示されている。ＴＡＰＳミキサアセンブリは、エンジン動作サイクル全体を通して燃料が供給されるパイロットミキサと、エンジン動作サイクルのうちの出力が上昇した状態の間のみ燃料が供給されるメインミキサとを含むことが理解されよう。高出力状態（すなわち、離陸および上昇）中のアセンブリのメインミキサの改善は、特許出願第１１／１８８，５９６号、第１１／１８８，５９８号、および第１１／１８８，４７０号に開示されているが、エンジン動作領域の他の部分（すなわち、アイドリング、進入、および巡航）について、燃焼効率を維持しながら動作性を改善するようにパイロットミキサを改良することが望まれている。そのために、機能性および柔軟性を向上させるために、ＴＡＰＳ式ミキサアセンブリのパイロットミキサが開発されており、こうしたパイロットミキサは、２０１０日７月２７日発行の米国特許第７，７６２，０７３号「Ｐｉｌｏｔ Ｍｉｘｅｒ Ｆｏｒ Ｍｉｘｅｒ Ａｓｓｅｍｂｌｙ Ｏｆ Ａ Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｅｎｇｉｎｅ Ｃｏｍｂｕｓｔｏｒ Ｈａｖｉｎｇ Ａ Ｐｒｉｍａｒｙ Ｆｕｅｌ Ｉｎｊｅｃｔｏｒ Ａｎｄ Ａ Ｐｌｕｒａｌｉｔｙ Ｏｆ Ｓｅｃｏｎｄａｒｙ Ｆｕｅｌ Ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ Ｐｏｒｔｓ」に開示されている。その特許は、本願の譲受人によって保有され、参照により本明細書に援用される。

２００９年４月１６日出願の米国特許出願第１２／４２４，６１２号（公開番号２０１００２６３３８２）「ＤＵＡＬ ＯＲＩＦＩＣＥ ＰＩＬＯＴ ＦＵＥＬ ＩＮＪＥＣＴＯＲ」に、第１および第２のパイロット燃料ノズルを有する燃料ノズルが開示されている。それらのパイロット燃料ノズルは、燃料噴射装置のコーキングからの影響を受け難く維持しながら、サブアイドル効率を改善し、円周方向の排気温度（ＥＧＴ、ｅｘｈａｕｓｔ ｇａｓ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ）のばらつきを低減するように設計されている。その特許出願は、本願の譲受人によって保有され、参照により本明細書に援用される。

米国特許出願公開第２０１０／０２６３３８２（Ａ１）号公報

燃料ノズルの動作効率を改善することが非常に望ましい。より詳細には、炎の安定化をさらに改善するパイロット燃料の霧化を最適化することが非常に望ましい。広い範囲のエンジン動作状態にわたって全体のパイロット燃料の噴霧の質における不連続性を低減することも非常に望ましい。

ガスタービンエンジンの燃料ノズルアセンブリで使用するパイロット燃料噴射装置先端部が、パイロット燃料噴射装置先端部の中心軸を中心に心合わせされた事実上同心の一次および二次パイロット燃料ノズルを含む。一次および二次パイロット燃料ノズルは、円形の一次出口および環状の二次出口をそれぞれ有し、円形の一次出口は、環状の二次出口よりも軸方向後方に下流に配置される。

二次パイロット燃料ノズルの環状の二次出口に燃料を流すように動作する環状の二次燃料供給通路が、矩形の断面を有してよい螺旋回転スロットの環状の配列を有する環状の二次燃料スワラを含むことができる。

パイロット燃料噴射装置先端部を含む燃料ノズルアセンブリが、パイロットスワラ流路部の内側に先細りする環状の円錐形流路部と、円形の一次出口を含む一次パイロット燃料ノズルの第１の下流端と、環状の二次出口を含む二次パイロット燃料ノズルの第２の下流端とを有する。内側に先細りする環状の円錐形流路部は、第１および第２の下流端を囲繞し、内側に先細りする円錐形壁部が、内側に先細りする環状の円錐形流路部の径方向内側の境界を定め、円錐面を画定する。円形の一次出口および環状の二次出口は、円錐面にまたは円錐面の軸方向前方もしくは上流に配置される。

燃料ノズルアセンブリは、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部の径方向外側にそれに隣接して配置された内側パイロットスワラと、その内側スワラの径方向外側に配置された外側パイロットスワラと、第２のパイロットスワラの径方向外側に配置されそれを囲繞する軸方向後方または下流に延びる噴射装置冷却流路と、径方向において、外側パイロットスワラと噴射装置冷却流路への環状の冷却流路入口との間に配置された環状の壁部と、環状の壁部の、環状の面取りした前縁と、噴射装置冷却流路への冷却流路入口から離れる方に汚れの進路を変える、面取りした前縁の、径方向内側に面する円錐形の面取り面とを含むことができる。

噴射装置冷却流路を、パイロットミキサを径方向に囲繞する中央ボディを含むパイロットハウジング中に配置することができる。噴射装置冷却流路は、径方向において、燃料ノズル内側ケーシングと中央ボディとの間に配置される。中央ボディの上流前端は、前端の、環状の面取りした前縁と、面取りした前縁の、径方向内側に面する円錐形の面取り面を含む。

本発明の前述の態様および他の特徴を、添付の図面と併せて以下の明細書に説明する。

メインおよびデュアルオリフィスパイロットノズルを有する、空力学的に強化した燃料ノズルの例示的な実施形態を有するガスタービンエンジン燃焼器の断面図である。 図１に示す燃料ノズルの拡大断面図である。 図２の３−３を通る、燃料噴射装置のクロスオーバアームの断面図である。 図２に示す燃料ノズルの軸方向斜視図である。 図２に示す燃料ノズルの長手方向断面図である。 図２に示す燃料ノズルの事実上同心の一次および二次パイロット燃料ノズルを有する、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部の例示的な実施形態の長手方向断面図である。 二次パイロット燃料ノズルの螺旋燃料旋回スロットを有する、図２に示すデュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部の切り欠き斜視図である。 図２に示す燃料ノズルのパイロット燃料噴射装置先端部のパイロットノーズキャップの概略斜視図である。

図１に燃焼器１６の例示的な実施形態を示す。その燃焼器１６は燃焼領域１８を含み、その燃焼領域１８は、エンジン中心線５２を中心にそれぞれ境界が定められる径方向外側および内側の環状ライナ２０、２２によって、それらの間に画定される。外側および内側のライナ２０、２２は、環状の燃焼器外筒２６の径方向内側に位置しており、その燃焼器外筒２６は、外側および内側のライナ２０、２２の周りで円周方向に延びる。燃焼器１６は環状ドーム３４も含み、その環状ドーム３４は、燃焼領域１８の上流に設けられ、外側および内側のライナ２０、２２に取り付けられている。ドーム３４は、燃焼領域１８の上流端３６を画定し、複数のミキサアセンブリ４０（そのうちの１つのみ図示する）が、ドーム３４の周りで円周方向に間隔をあけて配置されている。ミキサアセンブリ４０はそれぞれ、ドーム３４中に設けられたメインミキサ１０４と、パイロットミキサ１０２とを含む。

燃焼器１６は、高圧コンプレッサ排気口６９においてＣＤＰ空気（コンプレッサ排圧空気）と呼ばれる、加圧されたコンプレッサ排気１４の環状の流れを高圧コンプレッサ排気口６９から受け取る。コンプレッサ排気１４の第１の部分２３は、ミキサアセンブリ４０に流入する。そのミキサアセンブリ４０では、空気と混合するように燃料も噴射されて燃料／空気混合物６５が形成され、その燃料／空気混合物６５は燃焼のために燃焼領域１８に供給される。その燃料／空気混合物６５は適切な点火装置７０によって点火され、その結果生じた燃焼ガス６０が、環状の第１段タービンノズル７２に向かって軸方向に流れ、ノズル７２中に入る。第１段タービンノズル７２は、ノズル羽根７４を複数含む環状の流れチャネルによって画定されており、そのノズル羽根７４は、径方向に延び、間隔をあけて円形に配置されている。ノズル羽根７４がガスを回転させることで、ガスが角度を形成して流れ、第１タービン（図示せず）の第１段タービンブレード（図示せず）に衝突する。

図１の矢印は、燃焼器１６内でコンプレッサ排気が流れる方向を示す。コンプレッサ排気１４の第２の部分２４は外側ライナ２０の周りを流れ、コンプレッサ排気１４の第３の部分２５は内側ライナ２２の周りを流れる。図２にさらに示す燃料噴射装置１０は、ノズルマウントまたはフランジ３０を含み、そのノズルマウントまたはフランジ３０は、燃焼器外筒２６に固定かつシールされるように構成されている。燃料噴射装置１０の中空ステム３２が、フランジ３０と一体形成されるかまたは（例えば、蝋付けまたは溶接によって）それに固定されており、燃料ノズルアセンブリ１２を含む。中空ステム３２は、燃料ノズルアセンブリ１２およびパイロットミキサ１０２を支持する。ステム３２の上部にあるバルブハウジング３７がバルブを含み、そのバルブは、上記で参照した米国特許出願第２０１００２６３３８２号でより詳細に検討されている。

図２を参照すると、燃料ノズルアセンブリ１２は、主燃料ノズル６１と、パイロットミキサ１０２への環状のパイロット入口５４とを含み、そのパイロット入口５４を通ってコンプレッサ排気１４の第１の部分２３が流れる。燃料ノズルアセンブリ１２はさらに、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７を含み、その先端部５７は、環状のパイロット入口５４中で事実上心合わせさせている。デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７は、互いに同心の一次および二次パイロット燃料ノズル５８、５９を含む。パイロットミキサ１０２は中心軸１２０を含み、その中心軸１２０を中心にデュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７、一次および二次パイロット燃料ノズル５８、５９、環状のパイロット入口５４、ならびに主燃料ノズル６１が、互いに心合わせされ、境界を定められる。

主燃料ノズル６１は、一次および二次パイロット燃料ノズル５８、５９の径方向外側に間隔をあけて配置されている。二次パイロット燃料ノズル５９は、一次パイロット燃料ノズル５８の、径方向のすぐ隣に配置され、その燃料ノズル５８を囲繞している。一次および二次パイロット燃料ノズル５８、５９、主燃料ノズル６１、ならびにミキサアセンブリ４０を用いて、燃料／空気混合物６５を燃焼領域１８に送る。主燃料ノズル６１は、径方向外側に開口した燃料噴射オリフィス６３の円形または環状の配列を含む。燃料ノズルの外側ケーシング７１が、主燃料ノズル６１を囲繞しており、燃料噴射オリフィス６３と位置合わせされた円筒形の燃料噴霧孔７３を含む。

パイロットハウジング９９が、中央ボディ１０３を含み、径方向内側にパイロット燃料噴射装置先端部５７を支持し、径方向外側に主燃料ノズル６１を支持する。中央ボディ１０３は、径方向においてパイロット燃料噴射装置先端部５７と主燃料ノズル６１との間に配置される。中央ボディ１０３は、パイロットミキサ１０２を囲繞し、パイロットミキサ１０２と流体連絡するチャンバ１０５をその下流に画定する。エンジン中心線５２を基準にして、パイロットミキサ１０２は、径方向内径ＩＤの位置でデュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７を径方向に支持し、中央ボディ１０３は、径方向外径ＯＤの位置で主燃料ノズル６１を径方向に支持する。主燃料ノズル６１は、ミキサアセンブリ４０の（図１に示す）メインミキサ１０４内に配置され、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７は、パイロットミキサ１０２内に配置される。

パイロットミキサ１０２は、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７に隣接してその径方向外側に配置された内側パイロットスワラ１１２と、内側パイロットスワラ１１２の径方向外側に配置された外側パイロットスワラ１１４と、それらのスワラの間に配置されたスワラスプリッタ１１６とを含む。スワラスプリッタ１１６は、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７の下流に延び、スワラスプリッタ１１６の下流部１１５にベンチュリ１１８が形成されている。ベンチュリ１１８は、集束部１１７、拡散部１１９、およびそれらの間のスロート１２１を含む。スロート１２１は、一次パイロット燃料ノズル５８の一次出口９８の下流に配置される。内側および外側パイロットスワラ１１２、１１４は、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部５７およびミキシングアセンブリ４０の中心軸１２０に概して平行に向いている。内側および外側パイロットスワラ１１２、１１４は、その中を通る空気を旋回させる旋回羽根４４を複数含む。エンジン動作サイクル中は常に燃料および空気がパイロットミキサ１０２に供給され、そのため、燃焼領域１８の中央部に一次燃焼領域１２２（図１に示す）が形成される。

一次および二次パイロット燃料ノズル５８、５９は、円形の一次出口９８および環状の二次出口１００をそれぞれ有し、概して下流方向に燃料を噴射するように動作し、しばしばデュアルオリフィスノズルと呼ばれる。主燃料ノズル６１は、径方向外側に開口した燃料噴射オリフィス６３の円形配列を通して、概して径方向外側方向に燃料を噴射するように動作する。一次パイロット燃料ノズル５８は一次燃料供給通路１５８を含み、その一次燃料供給通路１５８は、一次パイロット燃料ノズル５８の第１の下流端１４２において円形の一次出口９８に燃料を供給する。二次パイロット燃料ノズル５９は環状の二次燃料供給通路１５９を含み、その二次燃料供給通路１５９は、二次パイロット燃料ノズル５９の第２の下流端１４３において環状の二次出口１００に燃料を流す。

図２および図５〜図７を参照すると、一次燃料供給通路１５８の下流端１４２に隣接して配置された一次燃料スワラ１３６を使用して、円形の一次出口９８を出る燃料の流れを旋回させている。本明細書に示す例示的な一次燃料スワラ１３６は、一次パイロット燃料ノズル５８の円錐形の一次出口オリフィス１６６を燃料で事前に被膜するために、下流側および円周方向に傾斜した燃料噴射孔１６４を有する円筒形のプラグであり、これにより、燃料の霧化が改善される。円錐形の一次出口オリフィス１６６は、円形の一次出口９８において最大になる。一次燃料スワラ１３６は、燃料を旋回させ、その旋回する燃料の遠心力により、円錐形の一次出口オリフィス１６６の一次円錐面１６８に燃料を衝突させることで、一次円錐面１６８に沿って燃料の事前被膜が形成される。

図２および図５〜図７を参照すると、二次パイロット燃料ノズル５９の下流端１４３に隣接して配置された環状の二次燃料供給通路１５９の環状の二次燃料スワラ１３７を使用して、環状の二次出口１００を出る燃料の流れを旋回させる。本明細書に示す例示的な二次燃料スワラ１３７は、螺旋回転スロット１８２の環状の配列１８０であり、二次パイロット燃料ノズル５９の円錐形の二次出口オリフィス１６７を燃料で事前に被膜するように動作し、これにより、燃料の霧化が改善される。螺旋回転スロット１８２は、本明細書では、螺旋回転スロット１８２を通る燃料の流れの方向に対して矩形の断面１８３を有するように示されている。円錐形の二次出口オリフィス１６７は、環状の二次出口１００において最大になる。二次燃料スワラ１３７は、燃料を旋回させ、その旋回する燃料の遠心力により、円錐形の二次出口オリフィス１６７の二次円錐面１６９に燃料が衝突することで、二次円錐面１６９に沿って燃料の事前被膜が形成される。

同心の一次および二次パイロット燃料ノズル５８、５９から得られる同心の一次および二次環状燃料被膜がそれぞれ合流し、混合された燃料は、パイロットミキサ１０２からの空気によって霧化される。ここで、空気流の速度は、環状の二次出口１００の近くの平面において最大である。同心の一次および二次パイロット燃料ノズル５８、５９から排出される一次燃料被膜と二次燃料被膜との間の相互作用を低減させるために、円形の一次出口９８は、環状の二次出口１００よりも軸方向後方に下流に配置される。その結果、一次および二次燃料被膜は、同心の一次および二次パイロット燃料ノズル５８、５９から排出された後で、物理的に互いに剥離する。

こうした剥離により、内側パイロットスワラ１１２からの内側パイロットスワラ流１３８のせん断層内で燃料被膜がより良く配置され、燃料の霧化が改善され、広い範囲のエンジン動作状態にわたって全体の噴霧の質における不連続性が低減される。それにより、せん断層の近くに燃料を正確に配置して柔軟性を最大にすることもでき、これは、ある範囲のエンジン動作状態にわたる排出およびエンジン動作性において主な役割を果たす。円形の一次出口９８を、環状の二次出口１００よりも軸方向後方に下流に配置すると、一次パイロット燃料ノズル５８の円錐形の一次出口オリフィス１６６の一次円錐面１６８、および二次パイロット燃料ノズル５９の円錐形の二次出口オリフィス１６７の二次円錐面１６９が事前被膜されて、入射せん断層の最も近くに燃料を放出し、様々な燃料供給モードおよびエンジン動作状態の場合も変わらずにそのようにすることができる。

図５および図６を参照すると、内側パイロットスワラ１１２は、概して円筒形の内側パイロットスワラ流路部２２２を有し、それに続いて、スワラスプリッタ１１６とパイロット燃料噴射装置先端部５７の径方向外側の壁２２６との間に、内側に先細りする円錐形の環状流路部２２４を有する。円錐形の流路部２２４は、円形の一次出口９８を含む一次パイロット燃料ノズル５８の第１の下流端１４２を囲繞する。円錐形の流路部２２４はまた、環状の二次出口１００を含む、二次パイロット燃料ノズル５９の第２の下流端１４３も囲繞する。

内側に先細りする円錐形の流路部２２４は、ベンチュリ１１８の集束部１１７において、径方向外側の壁２２６のうちの内側に先細りする円錐形の壁部２３０によって径方向内側の境界が定められる。図６に、内側に先細りする円錐形の壁部２３０によって画定された空間にある円錐面２３２を示す。入射せん断層の最も近くに燃料を放出し様々な燃料供給モードおよびエンジン動作状態の場合も変わらずにそのようにするために、円形の一次出口９８および環状の二次出口１００は、軸方向において、円錐面２３２の軸方向後方でも下流でもなく、事実上円錐面２３２までの位置に配置することができる。

図２、図３、および図４に示すクロスオーバアーム５６が、環状のパイロット入口５４を径方向に横切って主燃料ノズル６１からパイロット燃料噴射装置先端部５７まで延びる。そのクロスオーバアーム５６は、一次および二次燃料移送チューブ６４、６６を囲繞する、空気抵抗を低減するクロスオーバアームフェアリング６２またはチューブを含む。それらの一次および二次燃料移送チューブ６４、６６を使用して、環状のパイロット入口５４を横切ってパイロット燃料噴射装置先端部５７にあるそれぞれ一次および二次燃料供給通路１５８、１５９まで燃料を移送する。クロスオーバアームフェアリング６２は、丸い前縁８０および後縁８２と、概して平坦であり概して円周方向に間隔をあけて配置された第１および第２の平坦面６７、６８とを含み、その第１および第２の平坦面６７、６８は、丸い前縁８０と後縁８２との間を延びる矩形の中間部７６を画定する。本明細書に示す丸い前縁および後縁８０、８２は半円筒形である。丸い前縁８０は、丸い前部ボディ４６を代表し、間隔をあけて配置された第１および第２の平坦面６７、６８を有する矩形の中間部７６は、直線的な後部ボディ４８を代表する。

図１〜図５および図８を参照すると、空気抵抗を低減するパイロットノーズキャップ５３は、弾丸状ノーズまたは丸いノーズとも呼ばれ、パイロット燃料噴射装置先端部５７の上流端５５に配置されている。パイロットノーズキャップ５３は、丸い、またはより具体的には概して楕円形のノーズベース７７と、ノーズベース７７から前方にまたは上流に延びる事実上丸いドーム７８とを含む。円筒形のノーズ後部ボディ９２、またはより具体的には事実上楕円筒形のノーズ後部ボディ９２が、ノーズベース７７から軸方向後方にまたは下流に延びる。ノーズ後部ボディ９２は、ノーズベース７７に垂直すなわち直角のパイロットノーズ中心線１１１に心合わせされ、それに平行である。丸いドーム７８は、丸い前部ボディ４６を代表し、ノーズ後部ボディ９２は、直線的な後部ボディ４８を代表する。

パイロットノーズ中心線１１１は、本明細書では、中心軸１２０と同一の線上にあるように示されており、その中心軸１２０を中心に、パイロット燃料噴射装置先端部５７が心合わせされ、境界を定められる。あるいは、パイロットノーズ中心線１１１は、パイロットミキサ１０２およびその内側および外側パイロットスワラ１１２、１１４に流入するパイロット空気流１０１をより均一に分配し位置合わせするように、中心軸１２０に対して傾斜しかつ／またはわずかにずれていてよい。パイロットノーズ中心線１１１は、中心軸１２０に対して約１０度まで傾斜することができる。

本明細書に示すように、パイロットノーズキャップ５３は、概して楕円形のノーズベース７７と、ノーズベース７７から前方または上流に延びる事実上丸いドーム７８とを含む。ドーム７８は、本明細書では、わずかに鈍いかまたは平坦な上部８６を有する、概して楕円形の丸いドームとして示されている。ノーズベース７７は、概して楕円形の外周８８を有し、その外周８８は、間隔をあけて配置され事実上湾曲した側部セグメント１０９によってつながれた、円形の第１および第２の端部セグメント１０６、１０８を有する。円形の第１および第２の端部セグメント１０６、１０８は、第１の半径Ｒ１を有する鏡像の円弧である。例示的な湾曲した側部セグメント１０９は、本明細書では、第１の半径Ｒ１よりも事実上大きい第２の半径Ｒ２を有する概して鏡像の円弧であるように示されている。さらに、本明細書に示す例示的な湾曲した側部セグメント１０９は、湾曲した側部セグメント１０９に心合わせされた直線的な中間部１１３を含む。ドーム７８の中心円錐部９０が、湾曲した側部セグメント１０９の直線的な中間部１１３から前方または上流に延び、本明細書では、矩形の平坦な上部８６を有するように示されている。

ノーズ後部ボディ９２は、ノーズベース７７の楕円形の外周８８に合う楕円形の断面形状を有するように示されている。ノーズ後部ボディ９２は、ノーズベース７７から後方または下流に、ノーズベース７７から事実上９０度の位置またはそれに対して直角に延びる。ノーズ後部ボディ９２は、円形の第１および第２の端部セグメント１０６、１０８に対応する、間隔をあけて配置された第１および第２の丸い端部１４６、１４８を含む。ノーズ後部ボディ９２はさらに、楕円形の外周８８の湾曲した側部セグメント１０９に対応する、間隔をあけて配置された概して湾曲した側面４０９を含む。本明細書に示すノーズ後部ボディ９２の例示的な実施形態は、丸い第１および第２の端部１４６、１４８間に配置された矩形の中間部１４９も含む。矩形の中間部１４９は、楕円形の外周８８の直線的な中間部１１３に対応する、間隔をあけて配置された平坦な側面１５２を含む。湾曲した側面４０９および平坦な側面１５２は、楕円形の外周８８のそれぞれ湾曲した側部セグメント１０９および直線的な中間部１１３から後方または下流に延びる。

クロスオーバアームフェアリング６２およびパイロットノーズキャップ５３は、両方とも燃料噴射装置フェアリングの例であり、それらの設計は、流れの妨害を最小限に抑え、非対称の流れを避け、パイロットミキサ１０２およびその内側および外側パイロットスワラ１１２、１１４を通るパイロット空気流１０１を最大にするようになっている。燃料噴射装置フェアリングの設計は、パイロット内側旋回数を増加させることでパイロットフレームの安定を促進し、パイロット空気流１０１のパイロット空気速度を加速することでパイロット霧化を改善するようになっている。クロスオーバアームフェアリング６２およびパイロットノーズキャップ５３は、丸い前部ボディ４６を有し、それに続いて、直線的な後部ボディ４８を有する。本明細書に示す燃料ノズルアセンブリ１２の例示的な実施形態は、直線的な後部ボディ４８をパイロットノーズ中心線１１１に平行であるように示している。

図２および図５を参照すると、軸方向または下流に延びる噴射装置冷却流路１９０は、径方向において、パイロットハウジング９９中で燃料ノズル内側ケーシング７９と中央ボディ１０３との間に配置される。主燃料ノズル６１は、燃料ノズル内側ケーシング７９の径方向外側に配置され、燃料ノズル内側ケーシング７９によって少なくとも部分的に支持される。噴射装置冷却流路１９０は、環状のパイロット入口５４から軸方向下流または後方に延び、噴射装置冷却流路１９０の後端１９４にある後部環状プレナム１９２に至る。後部環状プレナム１９２は、燃料ノズル内側ケーシング７９の径方向外側に延びる後部フランジ１９６において環状の溝、スロット、またはポケット１９５を含み、中央ボディ１０３によって径方向内側の境界が定められる。後部フランジ１９６のうちの軸方向後方の環状の壁２００を貫通する冷却孔１９８により、冷却空気が、後部環状プレナム１９２から中央ボディ１０３の後端２０２にある径方向外側に延びる後部熱シールドフランジ１９７に向けられる。環状の熱シールド２０４が、燃焼領域１８に面しており、熱シールドフランジ１９７上に設けられている。

噴射装置冷却流路１９０への環状の冷却流路入口２０６は、中央ボディ１０３によって径方向内側に境界を定められる。中央ボディ１０３の上流前端２０８が、径方向において、外側パイロットスワラ１１４と中央ボディ１０３との間に配置され、外側パイロットスワラ１１４と噴射装置冷却流路１９０への環状の冷却流路入口２０６との間の流れスプリッタとして動作する。中央ボディ１０３の前端２０８は環状の壁部であり、その壁部は、径方向内側に面する円錐形の面取り面２１２を有する、環状の面取りした前縁２１０を含む。面取りした前縁２１０は、冷却流路入口２０６から離れる方にパイロット空気流１０１中の汚れの進路を変える汚れデフレクタとして動作する。

本発明を例示的に説明してきた。使用した用語は、説明する言葉であることを本質とし、限定するものではないことを理解されたい。本明細書では本発明の好ましい例示的な実施形態と考えられるものを説明してきたが、本発明の他の改変は、本明細書の教示から当業者には明らかであろう。したがって、全てのこうした改変が、本発明の真の精神および範囲に包含されるものとして添付の特許請求の範囲に留保されることが求められることが望まれる。

したがって、米国の特許証によって保護されることが望まれるのは、以下の特許請求の範囲で定義され特徴付けられる発明である。

１２ 燃料ノズルアセンブリ
５７ パイロット燃料噴射装置先端部
５８ 一次パイロット燃料ノズル
５９ 二次パイロット燃料ノズル
９８ 一次出口
１００ 二次出口
１１４ 外側パイロットスワラ
１１６ スワラスプリッタ
１３６ 一次燃料スワラ
１３７ 二次燃料スワラ
１４２ 第１の下流端
１４３ 第２の下流端
１５８ 一次燃料供給通路
１５９ 二次燃料供給通路
１６４ 燃料噴射孔
１８０ 環状の配列
１８２ 螺旋回転スロット
１９０ 噴射装置冷却流路
１９２ 後部環状プレナム
２０６ 環状の冷却流路入口
２０８ 上流前端
２１０ 環状の面取りした前縁
２１２ 円錐形の面取り面
２２６ 径方向外側の壁
２３０ 内側に先細りする円錐形の壁部
２３２ 円錐面

Claims (10)

1. パイロット燃料噴射装置先端部（５７）の中心軸（１２０）を中心に心合わせされた事実上同心の一次および二次パイロット燃料ノズル（５８、５９）を備える、パイロット燃料噴射装置先端部（５７）であって、
   前記一次および二次パイロット燃料ノズル（５８、５９）が、円形の一次出口（９８）および環状の二次出口（１００）をそれぞれ有し、
   前記円形の一次出口（９８）が、前記環状の二次出口（１００）よりも軸方向後方に下流に配置される、パイロット燃料噴射装置先端部（５７）。
2. 前記二次パイロット燃料ノズル（５９）の前記環状の二次出口（１００）に燃料を流すように動作する、環状の二次燃料供給通路（１５９）と、
   前記二次燃料供給通路（１５９）中の環状の二次燃料スワラ（１３７）とをさらに備え、
   前記二次燃料スワラ（１３７）が、螺旋回転スロット（１８２）の環状の配列（１８０）を含む、請求項１記載のパイロット燃料噴射装置先端部（５７）。
3. 前記螺旋回転スロット（１８２）が矩形の断面（１８３）を有する、請求項２記載のパイロット燃料噴射装置先端部（５７）。
4. パイロットミキサ（１０２）への環状のパイロット入口（５４）の中心軸（１２０）を中心に事実上心合わせされたパイロット燃料噴射装置先端部（５７）と、
   前記パイロット燃料噴射装置先端部（５７）の事実上同心の一次および二次パイロット燃料ノズル（５８、５９）とを備える、ガスタービンエンジンの燃料ノズルアセンブリ（１２）であって、
   前記一次および二次パイロット燃料ノズル（５８、５９）が、円形の一次出口（９８）および環状の二次出口（１００）をそれぞれ有し、
   前記円形の一次出口（９８）が、前記環状の二次出口（１００）の軸方向後方に下流に配置される、ガスタービンエンジンの燃料ノズルアセンブリ（１２）。
5. 前記二次パイロット燃料ノズル（５９）の前記環状の二次出口（１００）に燃料を流すように動作する、環状の二次燃料供給通路（１５９）と、
   前記二次燃料供給通路（１５９）の環状の二次燃料スワラ（１３７）とをさらに備え、
   前記二次燃料スワラ（１３７）が、螺旋回転スロット（１８２）の環状の配列（１８０）を含む、請求項４記載の燃料ノズルアセンブリ（１２）。
6. 前記螺旋回転スロット（１８２）が矩形の断面（１８３）を有する、請求項５記載の燃料ノズルアセンブリ（１２）。
7. パイロットスワラ流路部（２２２）の、内側に先細りする環状の円錐形流路部（２２４）と、
   前記円形の一次出口（９８）を含む前記一次パイロット燃料ノズル（５８）の第１の下流端（１４２）と、
   前記環状の二次出口（１００）を含む前記二次パイロット燃料ノズル（５９）の第２の下流端（１４３）とをさらに備え、
   前記内側に先細りする環状の円錐形流路部（２２４）が、前記第１および第２の下流端（１４２、１４３）を囲繞し、
   燃料ノズルアセンブリ（１２）がさらに
   前記内側に先細りする環状の円錐形流路部（２２４）の径方向内側の境界を定められ、円錐面（２３２）を画定する、内側に先細りする円錐形壁部（２３０）を備え、
   前記円形の一次出口（９８）および環状の二次出口（１００）が、前記円錐面（２３２）に、または前記円錐面（２３２）の軸方向前方もしくは上流に配置される、請求項４記載の燃料ノズルアセンブリ（１２）。
8. 前記二次パイロット燃料ノズル（５９）の前記環状の二次出口（１００）に燃料を送るように動作する、環状の二次燃料供給通路（１５９）と、
   前記二次燃料供給通路（１５９）の環状の二次燃料スワラ（１３７）とをさらに備え、
   前記二次燃料スワラ（１３７）が、螺旋回転スロット（１８２）の環状の配列（１８０）を含む、請求項７記載の燃料ノズルアセンブリ（１２）。
9. 前記螺旋回転スロット（１８２）が矩形の断面（１８３）を有する、請求項８記載の燃料ノズルアセンブリ（１２）。
10. 前記デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部（５７）の径方向外側にそれに隣接して配置された、内側パイロットスワラ（１１２）と、
    前記内側スワラ（１１２）の径方向外側に配置された、外側パイロットスワラ（１１４）と、
    径方向において、前記第１のパイロットスワラ（１１２）と第２のパイロットスワラ（１１４）との間に配置された、スプリッタ（１１６）とをさらに備え、
    前記内側パイロットスワラ（１１２）が、内側に先細りする環状の円錐形流路部（２２４）の上流に軸方向前方に、前記スプリッタ（１１６）と前記パイロット燃料噴射装置先端部（５７）の径方向外側の壁（２２６）との間に、概して円筒形の内側パイロットスワラ流路部（２２２）を含み、
    燃料噴射装置（１０）がさらに、
    前記内側に先細りする円錐形流路部（２２４）の径方向内側の境界を定める前記径方向外側の壁（２２６）の内側に先細りする円錐形壁部（２３０）と、
    前記内側に先細りする円錐形壁部（２３０）によって画定される円錐面（２３２）とを備え、
    前記円形の一次出口（９８）および環状の二次出口（１００）が、前記円錐面（２３２）に、または前記円錐面（２３２）の軸方向前方もしくは上流に配置される、請求項４記載の燃料噴射装置（１０）。

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