JP4162430B2 - ガスタービンエンジンの運転方法、燃焼器及びミキサ組立体 - Google Patents
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Description
【発明の属する技術分野】
本出願は、一般的に燃焼器に関し、より具体的には、ガスタービン燃焼器に関する。
【0002】
【従来の技術】
全世界での空気汚染問題により、結果として国内的にも国際的にもより厳しい排出(エミッション)基準を導入することになった。航空機は、環境保護庁(EPA)及び国際民間航空機関(ICAO)の両方の基準により管理されている。これらの基準は、都市の光化学スモッグの一因となる、空港付近の航空機からの窒素酸化物(NOx)、未燃焼炭化水素(HC)、及び一酸化炭素(CO)のエミッションを規制する。一般的に、エンジンエミッションは、高い火炎温度のために生成されるもの(NOx)と、燃料・空気の反応を完全には行うことができない低い火炎温度のために生成されるもの(HC及びCO)との2つの部類に分かれる。
【0003】
少なくとも一部の既知のガスタービン燃焼器は、10個乃至30個のミキサを含み、高速空気を微細な燃料噴霧と混合する。これらのミキサは、通常スワーラの中心に設置された単一の燃料インジェクタから成り、スワーラは受け入れ空気を旋回させて保炎及び混合を向上させる。燃料インジェクタ及びミキサの両方共が燃焼器ドームに設置される。
【0004】
一般的に、ミキサ中の空気に対する燃料の比(燃空比)は濃厚(リッチ)である。ガスタービン燃焼器の全体的な燃空比は希薄(リーン)であるので、燃焼器から流出する前に個々の希釈孔を通して追加の空気が添加される。ドームにおいて混合不良及びホットスポットの両方が起こる可能性があり、噴射された燃料は燃焼に先立ち気化させ混合する必要があり、また希釈孔の付近では空気がリッチなドーム混合気に添加される。
【0005】
1つの最新式のリーン式ドーム燃焼器は、燃焼器の正面から見た場合に2つの環状のリングに見える各燃料ノズルに2つの半径方向に積み重ねられたミキサを含むので、複式環状燃焼器(DAC)と呼ばれる。追加の列のミキサにより、異なる状態での運転に対する調整ができるようになっている。アイドリング時には、外側ミキサに燃料が供給されて、アイドリング状態で効率的に作動できるように設計されている。高出力運転時には、両方のミキサに燃料の大部分が供給され、空気が内側環状空間に供給されて、高出力運転時に最も効率的にしかもほとんどエミッションがない状態で作動できるように設計されている。これまでミキサは各ドームにより最適の作動になるように調整されてきたが、ドームの間の境界面が広い領域にわたってCO反応を消炎し、そのことがこれらの設計におけるCOを類似のリッチ式ドーム単一環状燃焼器(SAC)より多くすることになる。このような燃焼器は、低出力時のエミッションと高出力時のNOxとの妥協の産物である。
【0006】
【発明が解決しようとする課題】
他の既知の燃焼器は、リーン式ドーム燃焼器として作動する。パイロット及び主段階を別個のドームに分離して、境界面に著しいCO消炎区域を生じるのに代えて、ミキサは、装置の内部に同心ではあるが別個にパイロットと主空気流を組み入れる。しかしながら、多くの場合、燃料/空気の混合を高めるとCO/HCエミッションが増大するので、このような設計では低出力時のCO/HC及び排煙エミッションを同時に制御することは困難である。旋回する主空気は、本来的にパイロット火炎を引き込み、それを消炎させがちである。燃料噴霧が主空気中に引き込まれるのを防止するために、パイロットは狭角噴霧を構成する。このことにより、結果として少ない旋回数の流れに特有の長いジェット火炎を生じることになる。かかるパイロット火炎は、高い排煙、一酸化炭素、及び炭化水素エミッションを発生し、また安定性が劣る。
【0007】
【課題を解決するための手段】
例示的な実施形態において、ガスタービンエンジン用の燃焼器は、エンジンの低出力、中間出力及び高出力運転時に、高い燃焼効率でしかも低い一酸化炭素、窒素酸化物、及び排煙エミッションで作動する。燃焼器は、パイロットミキサと主ミキサと中間出力巡航ミキサとを含むミキサ組立体を含む。パイロットミキサは、パイロット燃料インジェクタ、少なくとも1つのスワーラ、及び空気スプリッタを含む。主ミキサは、パイロットミキサの周りに周方向に延びる。中間出力巡航ミキサは、主ミキサとパイロットミキサの間で周方向に延びかつ複数の燃料噴射ポート、及び該燃料噴射ポートの上流に位置するアキシャル空気スワーラを含む。
【0008】
エンジンのアイドリング出力運転時に、パイロットミキサは、主ミキサから空気力学的に分離されるので、空気のみが主ミキサに供給される。増大出力運転時には、燃料はまた、半径方向内向きに噴射され中間出力巡航ミキサに供給され、中間出力巡航ミキサのアキシャルスワーラが、半径方向及び周方向の燃料・空気の混合を促進する。ガスタービンエンジンが更に加速され高出力運転状態になると、燃料はまた主ミキサにも供給される。主ミキサのコニカルスワーラは半径方向及び周方向の燃料・空気の混合を促進し、燃焼のためのほぼ均一な燃料及び空気の分配をもたらす。その結果、燃料・空気混合気は、燃焼器の内部に均一に分配されて、燃焼器の内部の完全燃焼を促進し、従って、高出力運転時の窒素酸化物エミッションを減少させる。
【0009】
【発明の実施の形態】
図1は低圧圧縮機12、高圧圧縮機14、及び燃焼器16を含むガスタービンエンジン10の概略図である。エンジン10はまた、高圧タービン18及び低圧タービン20を含む。
【0010】
運転中、空気は低圧圧縮機12を通って流れ、加圧された空気は低圧圧縮機12から高圧圧縮機14に供給される。高度に加圧された空気は燃焼器16に送り込まれる。燃焼器16からの空気流(図1には示さず)はタービン18及び20を駆動する。
【0011】
図2は図1に示すエンジン10と類似のガスタービンエンジンに用いられる燃焼器16の断面図であり、また図3は領域3に沿った燃焼器16の拡大図である。1つの実施形態において、ガスタービンエンジンは、CFM Internationalから入手可能なCFM型エンジンである。別の実施形態において、ガスタービンエンジンは、オハイオ州シンシナチにあるGeneral Electric Companyから入手可能なGE90型エンジンである。
【0012】
各燃焼器16は、環状の半径方向外側ライナ32及び半径方向内側ライナ34により形成される燃焼区域すなわち燃焼室30を含む。より具体的には、外側ライナ32は燃焼室30の外側境界面を形成し、また内側ライナ34は燃焼室30の内側境界面を形成する。ライナ32及び34は、ライナ32及び34の周りに周方向に延びる環状の燃焼器ケーシング36から半径方向内側に位置する。
【0013】
燃焼器16はまた、それぞれ外側ライナ32及び内側ライナ34の上流に取り付けられた環状のドームを含む。ドームは燃焼室30の上流端を形成し、またミキサ組立体40はドームの周りに周方向に間隔を置いて配置されて、燃料及び空気の混合気を燃焼室30に供給する。
【0014】
各ミキサ組立体40は、パイロットミキサ42と主ミキサ44と中間出力巡航ミキサ45とを含む。パイロットミキサ42は、チャンバ50を形成する環状のパイロットハウジング46を含む。チャンバ50は対称軸52を有しており、ほぼ円筒形の形状である。パイロット燃料ノズル54はチャンバ50中に延びて、対称軸52に対して対称的に取り付けられる。ノズル54は、燃料の小滴をパイロットチャンバ50中に供給するための燃料インジェクタ58を含む。1つの実施形態において、パイロット燃料インジェクタ58は、噴射噴出口(図示せず)を通して燃料を供給する。別の実施形態において、パイロット燃料インジェクタ58は、単式噴射スプレー(図示せず)によって燃料を供給する。
【0015】
パイロットミキサ42はまた、1対の同心に取り付けられたスワーラ60を含む。より具体的には、スワーラ60はアキシァル(軸)スワーラであり、パイロット内側スワーラ62及びパイロット外側スワーラ64を含む。パイロット内側スワーラ62は環状であり、パイロット燃料インジェクタ58の周りに周方向に配置される。各スワーラ62及び64は、それぞれパイロット燃料インジェクタ58の上流に配置された複数の翼66及び68を含む。翼66及び68は、エンジンの低出力運転時に、所望の点火特性、リーン安定性、しかも低い一酸化炭素(CO)及び炭化水素(HC)エミッションが得られるように選ばれる。
【0016】
パイロットスプリッタ70は、パイロット内側スワーラ62とパイロット外側スワーラ64との半径方向の間に位置し、かつパイロット内側スワーラ62及びパイロット外側スワーラ64の下流に延びる。より具体的には、パイロットスプリッタ70は、環状であり、パイロット内側スワーラ62の周りに周方向に延びて、内側スワーラ62を通って移動する空気流を外側スワーラ64を通って流れる空気流から分離する。スプリッタ70は、エンジンの低出力運転時に燃料の薄膜表面を生じる、中細の内側表面74を有する。スプリッタ70はまた、パイロットミキサ42を通って流れる空気の軸方向速度を減少させて、高温ガスの再循環を可能にする。
【0017】
パイロット外側スワーラ64は、パイロット内側スワーラ62の半径方向外側に位置し、かつパイロットハウジング46の内側表面78の半径方向内側に位置する。より具体的には、パイロット外側スワーラ64は、パイロット内側スワーラ62の周りに周方向に延び、かつパイロットスプリッタ70とパイロットハウジング46との半径方向の間に位置する。1つの実施形態において、パイロット内側旋回翼66は、それを通って流れる空気を、パイロット外側旋回翼68を通って流れる空気と同じ方向に旋回させる。別の実施形態において、パイロット内側旋回翼66は、それを通って流れる空気を、パイロット外側旋回翼68がそれを通って流れる空気を旋回させる第2の方向と反対方向の第1の方向に旋回させる。
【0018】
主ミキサ44は、環状の空洞92を形成する環状の主ハウジング90を含む。主ミキサ44は、パイロットミキサ42に対して同心に整合され、かつパイロットミキサ42の周りに周方向に延びる。より具体的には、主ミキサ44は中間出力巡航ミキサ45の周りに周方向に延び、中間出力巡航ミキサ45は、パイロットミキサ42と主ミキサ44の間に延びる。より具体的には、中間出力巡航ミキサ45は、パイロットミキサ42の周りにパイロットハウジング46と主ハウジング90との間で周方向に延びる環状のハウジング96を含む。
【0019】
主ミキサ44はまた、中間出力ハウジング96を貫いて延びる複数の噴射ポート99を含む。より具体的には、主ミキサの噴射ポート99は、環状の空洞92中に半径方向外向きに燃料を噴射して、主ミキサ44の内部における周方向及び半径方向の燃料・空気の混合を促進する。各主ミキサの噴射ポート99は、より高出力時の主段による燃料及び空気の混合の間に、燃料・空気の混合の度合を調節して、低い窒素酸化物(NOx)エミッションを達成し、また確実に完全燃焼させるのを促進するような位置に配置される。更に、噴射ポート位置はまた、燃焼の不安定性を減少又は防止するのを助けるように選ばれる。
【0020】
中間出力巡航ミキサ45は、複数の噴射ポート97及びアキシャル(軸)スワーラ100を含む。アキシャルスワーラ100は、中間出力巡航ミキサ45の内部に形成された内側チャネル102と流体連通している。より具体的には、中間出力巡航ミキサ45は、半径方向外側表面104及び半径方向内側表面106を含む。チャネル102は、それぞれ外側表面104と内側表面106の間に延び、かつ半径方向外側表面104を貫いて開口する。スワーラ100はまた、外側表面104と内側表面106それぞれの間に位置する。
【0021】
中間出力燃料噴射ポート97は、中間出力巡航ミキサ45からチャネル102中に半径方向内向きに燃料を噴射する。より具体的には、中間出力巡航ミキサ45は、チャネル102中に半径方向内向きに燃料を噴射する円周方向に間隔を置いて配置された噴射ポート97の列を含む。中間出力燃料噴射ポート97の位置は、燃料・空気の混合の度合を調節して、中間出力から高出力時までの主段による燃料及び空気の混合の間に、低い窒素酸化物(NOx)エミッションを達成し、確実に完全燃焼させるように選ばれる。更に、噴射ポート位置はまた、燃焼の不安定性を減少又は防止するのを助けるように選ばれる。
【0022】
中間出力巡航ミキサのハウジング96は、パイロットミキサ42と主ミキサ44を分離する。従って、パイロットミキサ42は、パイロット作動中に主ミキサ44から保護されて、パイロット性能安定性及び効率を改善し、同時にCO及びHCエミッションの減少も促進する。更に、パイロットハウジング46は、燃焼器16中に噴射されたパイロット燃料が完全燃焼するのを促進するような形状にされている。より具体的には、パイロットハウジング4の内側壁面78は、パイロット火炎の主ミキサ44から流出する空気流中への拡散及び混合を制御するのを助ける中細の表面となっている。従って、パイロットミキサ42と主ミキサ44との間の距離は、点火特性、高出力及び低出力運転時の燃焼安定性、及び低出力運転状態で発生するエミッションを改善するのを助けるように選ばれる。
【0023】
主ミキサ44はまた、それぞれが燃料噴射ポート99の上流に配置された、第1のスワーラ110及び第2のスワーラ112を含む。第1のスワーラ110は、コニカル(円錐)スワーラであり、それを通って流れる空気流は、コニカルスワーラ角度(図示せず)で吐出される。コニカルスワーラ角度は、第1のスワーラ110から吐出される空気流に比較的低い半径方向内向き運動量を与えるように選ばれ、このことが、噴射ポート99から半径方向外向きに噴射される燃料の半径方向の燃料・空気の混合を向上させるのを助ける。別の実施形態において、第1のスワーラ110は、同一方向に回転又は反対方向に回転することができる対になった旋回翼(図示せず)に分割される。
【0024】
主ミキサの第2のスワーラ112は、中心ミキサの対称軸52にほぼ平行な方向に空気を吐出して、主ミキサの燃料・空気の混合を向上させるのを助けるアキシァル(軸)スワーラである。1つの実施形態において、主ミキサ44は、第1のスワーラ110のみを含み、第2のスワーラ112を含まない。
【0025】
燃料供給装置120が、燃料を燃焼器16に供給し、またパイロット燃料回路122、中間出力巡航燃料回路123、及び主燃料回路124を含む。パイロット燃料回路122は、パイロット燃料インジェクタ58に燃料を供給し、また主燃料回路124は、中間出力から高出力までのエンジン運転時に主ミキサ44に燃料を供給する。更に、中間出力巡航燃料回路123は、中間出力及び巡航エンジン運転時に中間出力巡航ミキサ45に燃料を供給する。この例示的な実施形態においては、各独立の燃料段がまた、燃焼器16を通してエンジン10に燃料を供給する。
【0026】
運転に際して、ガスタービンエンジン10が始動してアイドリング運転状態で運転されると、燃料及び空気が燃焼器16に供給される。ガスタービンのアイドリング運転状態では、燃焼器16は、作動のためにパイロットミキサ42のみを用いる。パイロット燃料回路122は、パイロット燃料インジェクタ58を通して燃焼器16に燃料を噴射する。同時に、空気流は、パイロットスワーラ60並びに主ミキサスワーラ110及び112に流入する。パイロット空気流は、中心ミキサの対称軸52にほぼ平行に流れて、パイロットスプリッタ70に突き当たり、パイロットスプリッタ70が旋回運動をしているパイロット空気流をパイロット燃料インジェクタ58から流出する燃料の方向に導く。パイロット空気流は、パイロット燃料インジェクタ58からの噴射パターン(図示せず)を崩壊させないで、代わりに燃料を安定させ霧化する。主ミキサ44及び中間出力巡航ミキサ45を通して吐出される空気流は、燃焼室30中に流入する。
【0027】
パイロット燃料段のみを利用すれば、燃焼器16が低出力運転効率を維持して、燃焼器16から排出されるエミッションを制御して最小限にすることが可能になる。パイロット空気流は主ミキサ空気流から分離されているので、パイロット燃料は完全に点火され燃焼され、その結果リーン安定性と低い一酸化炭素、炭化水素、及び窒素酸化物の低出力時エミッションをもたらす。
【0028】
ガスタービンエンジン10が、アイドリング運転状態から増大出力運転状態に加速されると、追加の燃料及び空気が燃焼器16中に導入される。より具体的には、増大出力運転状態では、中間出力巡航ミキサ45にもまた、中間出力巡航燃料回路123により燃料噴射ポート97を通して中間出力ミキサチャネル102中に半径方向内向きに噴射される燃料が供給される。中間出力巡航ミキサのスワーラ100は、半径方向及び周方向の燃料・空気の混合を促進して、燃焼のためのほぼ均一な燃料及び空気の分配をもたらす。より具体的には、スワーラ100を流出する空気流は、チャネル102を通して主ミキサ空洞92中に燃料を強制的に半径方向外向きに広げて、燃料・空気の混合を促進し、燃焼器16がリーンな空気・燃料混合気で作動するのを可能にする。
【0029】
ガスタービンエンジン10が高出力運転状態に更に加速されると、追加の燃料及び空気が燃焼器16中に導入される。高運転状態では、パイロット燃料段及び中間出力燃料段に加えて、主ミキサ44には、主燃料回路124により燃料噴射ポート99を通して主ミキサ空洞92中に半径方向外向きに噴射される燃料が供給される。主ミキサスワーラ110及び112は、半径方向及び円周方向の燃料・空気の混合を促進して、燃焼のためのほぼ均一な燃料及び空気の分配をもたらす。より具体的には、スワーラ110及び112を流出する空気流と中間ミキサのスワーラ100を流出する空気流は、主ミキサ空洞92全体に行きわたるように燃料を強制的に半径方向外向きに広げて、燃料・空気の混合を促進し、主ミキサ44がリーンな空気・燃料混合気で作動するのを可能にする。加えて、燃料・空気混合気を均一に分配することで、完全燃焼が得られて、高出力運転時のNOxエミッションの減少を促進する。
【0030】
上述の燃焼器は、費用効果が良くかつ高い信頼性がある。燃焼器は、パイロットミキサと主ミキサと中間出力巡航ミキサとを備えるミキサ組立体を含む。パイロットミキサは低出力運転時に用いられ、中間出力ミキサは中間出力運転時用いられ、また主ミキサは中間及び高出力運転時に用いられる。アイドリング運転状態の間は、燃焼器は低エミッションで作動し、中間出力ミキサ及び主ミキサには空気のみが供給される。増大出力運転状態の間は、燃焼器は中間出力巡航ミキサにも燃料が供給され、また高出力運転状態では、燃料はまた主ミキサにも供給される。中間出力巡航ミキサはアキシャル(軸)スワーラを含み、また主ミキサはコニカル(円錐)スワーラを含み、主ミキサの燃料・空気の混合を向上させる。中間出力巡航ミキサは、燃料・空気混合気を半径方向及び円周方向に均一に分配し、燃焼器内部の燃焼を改善し、また全体の火炎温度を低下させるのを助ける。作動温度が低下し燃焼が改善されることで、高出力運転時における作動効率の向上と燃焼器エミッションの減少を促進する。その結果、燃焼器は、高い燃焼効率でしかも低い一酸化炭素、窒素酸化物、及び排煙エミッションで作動する。
【0031】
本発明を種々の特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明は特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変形形態で実施可能であることは、当業者には明らかであろう。特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図1】 燃焼器を含むガスタービンエンジンの概略図。
【図2】 図1に示すガスタービンエンジンに用いることができる燃焼器の断面図。
【図3】 図2に示す燃焼器の領域3に沿った部分の拡大図。
【符号の説明】
42 パイロットミキサ
44 主ミキサ
45 中間出力巡航ミキサ
46 パイロットハウジング
50 チャンバ
52 対称軸
54 パイロット燃料ノズル
60 パイロットスワーラ
70 空気スプリッタ
90 環状の主ハウジング
92 主ミキサの空洞
96 中間出力ハウジング
97 中間出力巡航ミキサの燃料噴射ポート
99 主ミキサの燃料噴射ポート
100 中間出力巡航ミキサのスワーラ
102 チャネル
110 主ミキサの第1のスワーラ
112 主ミキサの第2のスワーラ
120 燃料供給装置
Claims (11)
- パイロット燃料ノズル(54)及び複数のアキシァルスワーラ(60)を備えるパイロットミキサ(42)と、吐出する空気流に半径方向内向き運動量を与えるように円錐形に配されたコニカルスワーラ(110)及び複数の燃料噴射ポート(99)を備える主ミキサ(44)と、ミキサ及び複数の燃料噴射ポート(97)を備える中間出力巡航ミキサ(45)とを有するミキサ組立体(41)を含む燃焼器(16)からのエミッション量の減少を促進するように、ガスタービンエンジン(10)を運転する方法であって、
燃料を、該燃料が前記パイロットミキサのアキシァルスワーラの下流に吐出されて、前記パイロットミキサを通して前記燃焼器中に噴射する段階と、
空気流を、該空気流が前記主ミキサから吐出される前に前記コニカルスワーラ(110)により旋回させられて、前記主ミキサを通して前記燃焼器中に導く段階と、
前記中間出力巡航ミキサを通して前記パイロットミキサと前記主ミキサの間に空気流を導く段階と、
を含み、
前記パイロットミキサ(42)と前記主ミキサ(44)の間に空気流を導く前記段階は、前記中間出力巡航ミキサ(45)から半径方向内向きに燃料を噴射する段階を含むことを特徴とする方法。 - 前記中間出力巡航ミキサ(45)は、複数の燃料噴射ポート(97)及びアキシャルスワーラ(100)を含んでおり、前記パイロットミキサ(42)と前記主ミキサ(44)の間に空気流を導く前記段階は、前記中間出力巡航アキシャルスワーラを通して空気流を導く段階を更に含むことを特徴とする、請求項1に記載の方法。
- 空気流を前記主ミキサ(44)を通して前記燃焼器(16)中に導く前記段階は、前記主ミキサ中に半径方向外外向きに燃料を噴射する段階をさらに含むことを特徴とする、請求項2に記載の方法。
- 前記主ミキサ(44)は、パイロットミキサ(42)の対称軸(52)に平行な方向に空気を吐出するアキシァルスワーラ(112)を更に備えることを特徴とする、請求項1乃至3のいずれか1項に記載の方法。
- ガスタービンエンジン(10)用の燃焼器(16)であって、
空気スプリッタ(70)、パイロット燃料ノズル(54)、及び該パイロット燃料ノズルの上流に位置する複数のアキシァルスワーラ(60)を含み、前記空気スプリッタが前記パイロット燃料ノズルの下流に位置し、前記アキシァルスワーラが前記パイロット燃料ノズルの半径方向外側に位置しかつ前記パイロット燃料ノズルに対して同心に取り付けられている、パイロットミキサ(42)と、
該パイロットミキサの半径方向外側に位置しかつ該パイロットミキサに対して同心に整合され、また複数の燃料噴射ポート(99)と、吐出する空気流に半径方向内向き運動量を与えるように円錐形に配されたコニカルスワーラ(110)を備えかつ前記燃料噴射ポートの上流に位置しているスワーラとを含む、主ミキサ(44)と、
前記パイロットミキサの半径方向外側に位置しかつ該パイロットミキサに対して同心に整合され、またアキシャルスワーラ(100)及び複数の燃料噴射ポート(97)を含む中間出力巡航ミキサ(45)と、
を含み、
前記中間出力巡航ミキサの燃料噴射ポート(97)は、半径方向内向きに燃料を噴射するように構成されていることを特徴とする燃焼器(16)。 - 前記主ミキサの燃料噴射ポート(99)は、半径方向外向きに燃料を噴射するように構成されていることを特徴とする、請求項5に記載の燃焼器(16)。
- 前記主ミキサ(44)は、パイロットミキサ(42)の対称軸(52)に平行な方向に空気を吐出するアキシァルスワーラ(112)を更に備えることを特徴とする、請求項5又は6に記載の燃焼器(16)。
- 燃焼器からのエミッションを制御するように構成されている、ガスタービンエンジンの燃焼器(16)用のミキサ組立体(40)であって、パイロットミキサ(42)と主ミキサ(44)と中間出力巡航ミキサ(45)とを含み、前記パイロットミキサは、パイロット燃料ノズル(54)、及び該パイロット燃料ノズルの上流にかつ半径方向外側に位置する複数のアキシァルスワーラ(60)を含み、前記主ミキサは、前記パイロットミキサの半径方向外側にかつそれに対して同心に位置し、また前記主ミキサは、複数の燃料噴射ポート(99)、及び該燃料噴射ポートの上流に位置するスワーラを含み、前記主ミキサのスワーラは、吐出する空気流に半径方向内向き運動量を与えるように円錐形に配されたコニカルスワーラ(110)を含み、前記中間出力巡航ミキサは前記パイロットミキサと前記主ミキサの間に位置しており、
前記中間出力巡航ミキサ(45)は、半径方向内向きに燃料を噴射するように構成された複数の燃料噴射ポート(97)を含むことを特徴とするミキサ組立体(40)。 - 前記主ミキサの燃料噴射ポート(99)は、半径方向外向きに燃料を噴射するように構成されていることを特徴とする、請求項8に記載のミキサ組立体(40)。
- 前記中間出力巡航ミキサ(45)は、アキシャルスワーラ(100)を更に含むことを特徴とする、請求項9に記載のミキサ組立体(40)。
- 前記主ミキサ(44)は、前記パイロットミキサ(42)の対称軸(52)に平行な方向に空気を吐出するアキシァルスワーラ(112)を更に備えることを特徴とする、請求項8乃至10のいずれか1項に記載のミキサ組立体(40)。
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