JP6186132B2 - 燃料ノズルの環状予混合パイロット - Google Patents

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Description

本発明は、全体として、タービンブレードを駆動してブレードに取り付けられた軸を回転させる高温ガス流を生成するため、空気と混合した炭化水素燃料を燃焼させるガスタービンエンジンに関し、より具体的には、燃料および空気を予混合すると同時に窒素酸化物を減少させるパイロットノズルを有するエンジンの燃料ノズルに関する。
ガスタービンエンジンは、多くの用途向けに動力を生成するのに広く使用されている。従来のガスタービンエンジンは、圧縮機、燃焼器、およびタービンを含む。一般的なガスタービンエンジンでは、圧縮機は燃焼器に圧縮空気を供給する。燃焼器に入る空気は燃料と混合され燃焼される。燃焼の熱ガスは、燃焼器から排気され、タービンのブレードに流入して、ブレードに接続されたタービンの軸を回転させる。回転軸のその機械的エネルギーの一部が、圧縮機および／または他の機械系を駆動する。
政府規制は、窒素酸化物が大気に放出されることを容認せず、ガスタービンエンジンの動作の副産物としての窒素酸化物の産生を許容基準以下に維持することが求められている。かかる規制を満たすための１つの方策は、拡散炎燃焼器から、例えば、窒素酸化物（一般にＮＯｘと表示される）および一酸化炭素（ＣＯ）の排出を低減するため、完全予混合動作モードを使用して希薄燃料および空気混合物を用いる燃焼器へと移行するというものである。これらの燃焼器は、乾式低ＮＯｘ（ＤＬＮ）、乾式低排出（ＤＬＥ）、または希薄予混合（ＬＰＭ）燃焼システムとして、当該分野において周知である。
燃料／空気混合は、ガスタービンエンジンの燃焼の熱ガスで生成される窒素酸化物量と、エンジンの性能の両方に影響する。ガスタービンエンジンは、燃焼器中の燃料／空気混合を促進するため、空気および燃料を取り込む１つまたは複数の燃料ノズルを使用することがある。燃料ノズルは、燃焼器のヘッド側端部に位置してもよく、気流を取り込んで燃料入力と混合するように構成されてもよい。一般的には、各燃料ノズルは、燃料ノズル内部に位置する中心体によって内部で支持されてもよく、中心体の下流側端部にパイロットを取り付けることができる。例えば、全目的のために参照としてその全体を本明細書に組み込む米国特許第６，４３８，９６１号に記載されているように、いわゆるスウォズルを中心体の外部に取り付け、パイロットの上流側に位置させることができる。スウォズルは、環状流路を横切って中心体から半径方向に延在する湾曲した静翼を有し、その静翼から燃料が環状流路に導入され、スウォズルの静翼によって渦流を成す空気フローに混入される。
米国特許出願公開第２０１１／０２５２８０３号公報
ガスタービンエンジンの燃焼プロセスを説明する様々なパラメータは、窒素酸化物の生成と相関する。例えば、燃焼反応域のガス温度が高いほど、窒素酸化物の生成量が増加する。これらの温度を低下させる１つのやり方は、混合気を予混合し、燃焼させる燃料と空気の比を低減することによるものである。燃焼させる燃料と空気の比が低下するにつれて、窒素酸化物の量も低下する。しかし、ガスタービンエンジンの性能が犠牲になる。それは、燃焼させる燃料と空気の比が低下するにつれて、燃料ノズルの炎が消える傾向が高まり、その結果、ガスタービンエンジンの動作が不安定になるからである。燃焼器内の炎の安定性をより良好にするため、拡散炎型のパイロットが使用されてきたが、それによってＮＯｘが増加する。
本発明の態様および利点を以下の説明に記載するが、あるいは説明から明白であってもよく、あるいは本発明を実施することによって学習されてもよい。
理論上、燃焼室のあらゆる地点において、所与の燃焼温度で燃焼する燃料と空気との間の化学量論的関係を得ていくにしたがって、燃焼の副産物としての窒素酸化物の生成を最小限に抑えることに至る。後述するように構成された燃焼ノズルによって、外側ノズルの中心体先端の面全体にわたってより均一な当量比を達成することが可能になり、その結果、ガスタービンエンジンの燃焼室において、所与の燃焼温度で燃焼する燃料と空気との間の所望の化学量論的関係におけるかかる理論的条件をより近似的に達成することが可能になる。さらに、拡散炎型のパイロットの欠点の１つを克服するため、予混合パイロット（premix pilot）を、低い空燃比であってもＮＯｘの増加を防ぐため、パイロット火炎を安定させるパイロットとしても使用することができる。
混合気を予混合パイロットノズルから軸線方向に導くため、バーナーチューブ軸線に平行な同心軸線を備えて構成された予混合導管を含む燃料ノズルの一実施形態では、予混合導管それぞれの横に少なくとも１つの空気ジェットが存在し、空気ジェットはそれぞれ予混合導管から半径方向外向きに導かれ、それによって、空気ジェットがそれぞれ混合気の一部分を混入して、混合気を予混合導管から半径方向外向きに導いてノズルの燃焼出口面（burn exit plane）でより均一な混合気を形成するとともに、ガスタービンの燃焼室内に導くことができる。空気ジェットは、望ましくは、予混合導管の半径方向外側に配置される環状チャネルの下流側端部に配置される。
本発明の別の実施形態では、予混合導管自体はそれぞれ、バーナーチューブの軸線に対して鋭角で配置された中心長手方向軸線を中心にして同心で構成されて、混合気をバーナーチューブの軸線を中心にして半径方向外向きに導いてノズルの燃焼出口面でより均一な混合気を形成するとともに、ガスタービンの燃焼室内に導く。
本発明の別の実施形態では、予混合導管自体はそれぞれ、バーナーチューブの軸線に平行に配置された第１の脚部と、バーナーチューブの軸線に対して鋭角で配置された第２の脚部とを有する二方向の中心長手方向軸線を中心にして同心で構成されて、混合気をバーナーチューブの軸線を中心にして半径方向外向きに導いてノズルの燃焼出口面でより均一な混合気を形成するとともに、ガスタービンの燃焼室内に導く。
予混合導管自体がそれぞれ、バーナーチューブの軸線に対して鋭角で配置された中心長手方向軸線を中心にして同心で構成されて、混合気をバーナーチューブの軸線を中心にして半径方向外向きに導く、さらなる実施形態では、予混合導管それぞれの横に少なくとも１つの空気ジェットが存在し、それによって、空気ジェットがそれぞれ混合気の一部分を混入して、混合気を予混合導管から半径方向外向きにさらに導いてノズルの燃焼出口面でより均一な混合気を形成するとともに、ガスタービンの燃焼器内に導くことができる。さらに、空気ジェットの１つまたは複数は、望ましくは、予混合導管から半径方向外向きに導かれて、混合気の一部分を混入して、混合気を予混合導管から半径方向外向きにさらに導いてノズルの燃焼出口面でより均一な混合気を形成するとともに、ガスタービンの燃焼室内に導く。
当業者であれば、本明細書を精査することにより、かかる実施形態の特徴および態様などをより十分に理解するであろう。
当業者にとっての最良な形態を含む、本発明の十分な、かつ権利を付与する開示を、添付図面に対する参照を含めて明細書の以下の部分でより具体的に記載する。
本発明の技術の一実施形態による、燃料ノズルが燃焼器に連結されたタービンシステムを示すブロック図である。 本開示のガスタービンシステムにおける燃焼器のいくつかの部分を示す断面図である。 本発明の構成要素の例示的な実施形態を一部は斜視図で、一部は断面図で示す図である。 本発明の構成要素の別の例示的な実施形態を示す断面図である。 図４の５−５で指定される見通し線に沿った断面図である。 本発明の構成要素のさらなる例示的な実施形態を示す断面図である。 本発明の構成要素のさらに別の例示的な実施形態を示す断面図である。 図６の符号８で指定される破線で囲まれた区画の例示的な代替実施形態を示す断面図である。 図４で示される図に類似した、本発明の構成要素の別の例示的な実施形態を示す断面図である。 ガスタービンエンジンの燃料／空気ノズルを操作する本発明の方法の実施形態を示す概略図である。 ガスタービンエンジンの燃料／空気ノズルを操作する本発明の方法の代替実施形態を示す概略図である。
本発明の実施形態を提示するのに以下に詳細に言及するが、その１つまたは複数の実施例を添付図面に例証する。詳細な説明は、数字および文字の符号を使用して図面の特徴を参照する。図面および説明における同様のまたは類似の符号は、本発明の実施形態における同様のまたは類似の部分を指すのに使用している。
各実施例は、本発明の限定ではなく本発明の説明の一例として提供する。実際には、本発明の範囲または趣旨から逸脱することなく本発明を修正および変形できることが、当業者には明白になるであろう。例えば、一実施形態の一部として例証または記載される特徴を別の実施形態で使用して、さらに別の実施形態を生じさせてもよい。したがって、本発明は、かかる修正および変形を、添付の請求項およびそれらの等価物の範囲に入るものとして包含するものとする。
本明細書で言及する範囲および限界は、特段の指定がない限り、それらの限界自体を含めて規定の限界内にある全ての部分範囲を含むことを理解されたい。例えば、１００〜２００の範囲は、１００〜１５０、１７０〜１９０、１５３〜１６２、１４５．３〜１４９．６、および１８７〜２００を例として、全ての可能な部分範囲も含む。さらに、７以下という限界は、５以下、３以下、および４．５以下という限界も含み、また約０〜５などの限界内の全ての部分範囲も含み、それには０や５が含まれ、かつ５．２および７を含む５．２〜７が含まれる。
図１を参照すると、ガスタービンシステム１０のいくつかの部分の簡略図が示される。タービンシステム１０は、タービンシステム１０を稼働するのに、天然ガスおよび／または水素富化合成ガスなど、液体または気体燃料を使用してもよい。図示されるように、より詳細に後述するタイプの複数の燃料ノズル１２は、燃料供給１４を取り込み、燃料を空気と混合し、混合気を燃焼器１６内に分配する。混合気は燃焼器１６内のチャンバで燃焼し、それによって高温加圧排気ガスを作り出す。燃焼器１６は、タービン１８を通して排気ガスを排気出口２０に向かって導く。排気ガスがタービン１８を通過するにつれて、ガスは１つまたは複数のタービンブレードによって、システム１０の軸線に沿って軸２２を回転させる。図示されるように、軸２２は、圧縮機２４を含むタービンシステム１０の様々な構成要素に接続されてもよい。圧縮機２４も、軸２２に連結されてもよいブレードを含む。軸２２が回転するにつれて圧縮機２４内のブレードも回転し、それによって空気取入口２６からの空気が圧縮機２４を通して圧縮され、燃料ノズル１２および／または燃焼器１６に入る。軸２２はまた、荷重２８に接続されてもよく、その荷重は、自動車、または発電所の発電機もしくは航空機のプロペラなどの常時荷重であってもよい。理解されるように、荷重２８は、タービンシステム１０の回転出力によって動力供給することができる任意の適切なデバイスを含んでもよい。
図２は、図１に概略図を示したガスタービンシステム１０のいくつかの部分を示す断面図の簡略図である。図２に概略的に示すように、タービンシステム１０は、ガスタービンエンジンの１つまたは複数の燃焼器１６のヘッド側端部２７に位置する１つまたは複数の燃料／空気ノズル１２を含む。図示される燃料ノズル１２はそれぞれ、複数を互いに統合させた燃料ノズル群および／または独立型の燃料ノズルを含んでもよく、図示される燃料ノズル１２はそれぞれ、少なくとも大部分または完全に内部構造支持体（例えば、耐荷流体流路（load bearing fluid passages））に依存している。図２を参照すると、システム１０は、空気取込口２６を介してシステム１０に流入する、空気などのガスを加圧する圧縮機区画２４を含む。動作の際、空気は空気取込口２６を介してタービンシステム１０に入り、圧縮機２４内で加圧されてもよい。ガスは、本明細書では空気と呼ばれることがあるが、ガスはガスタービンシステム１０で使用するのに適した任意のガスであってもよいことを理解されたい。圧縮機区画２４から放出された加圧空気は、システム１０の軸線を中心にした環状アレイの形で配置される複数の燃焼器１６（そのうち１つのみが図１および２に示される）によって一般に特徴付けられる、燃焼器区画１６に流入する。燃焼器区画１６に入る空気は、燃料と混合され、燃焼器１６の燃焼室３２内で燃焼される。例えば、燃料ノズル１２は、最適な燃焼、排気、燃料消費量、および出力に適した空燃比で混合気を燃焼器１６に注入してもよい。燃焼によって高温加圧排気ガスが生成され、それが次に、各燃焼器１６からタービン区画１８（図１）へと流れて、システム１０を駆動するとともに出力を生成する。熱ガスは、タービン１８内の１つまたは複数のブレード（図示せず）を駆動して軸２２を回転させ、その結果、圧縮機２４および荷重２８を回転させる。軸２２の回転によって、圧縮機２４内のブレード３０が回転するとともに、取込口２６によって受け入れられた空気が引き込まれ、加圧される。しかし、燃焼器１６は必ずしも上述し本明細書に例証するように構成されなくてもよく、一般に、加圧空気と燃料とを混合し、燃焼し、システム１０のタービン区画１８へと移送するのを可能にする任意の構成を有してもよいことが容易に認識されるはずである。
図３〜９は、本発明の例示的な実施形態による燃料／空気ノズル１２の様々な実施形態を概略的に示す。例えば、図４、８、９それぞれにおいて、各予混合導管４１の少なくとも各上流側端部は、各予混合導管４１の入口開口部６６ａに入る流体フローが、中心体５２の中心軸線３６と平行に導かれるように構成され配置される、中心軸線４１ｄを規定する。例えば、図６および７それぞれにおいて、各予混合導管４１の少なくとも各上流側端部は、各予混合導管４１の入口開口部６６ａに入る流体フローが、中心体５２の中心軸線３６から０．１°〜２０°の範囲の鋭角で導かれるように構成され配置される、中心軸線４１ｄを規定する。例えば、図３に概略的に示すように、燃料／空気ノズル１２の一実施形態は、混合気を予混合パイロットノズル４０から軸線方向に導くため、バーナーチューブ軸線３６に平行な同心軸線で構成された予混合導管４１を含む。図４、５、および９に概略的に示される実施形態では、予混合導管４１それぞれの横に少なくとも１つの空気ジェット４２が存在し、空気ジェット４２はそれぞれ、混合気の一部分を混入して、混合気を予混合導管４１から半径方向外向きに導いてノズル１２の燃焼出口面４４でより均一な混合気を形成するとともに、燃焼器１６の燃焼室３２（図１および２）内に導くことができる。図４および５に示される実施形態では、空気ジェット４２はそれぞれ、望ましくは予混合導管４１から半径方向外向きに導かれるので、空気ジェット４２はそれぞれ、より容易により多量の混合気を混入して、混合気を予混合導管４１から半径方向外向きに導いてノズル１２の燃焼出口面４４でより均一な混合気を形成するとともに、燃焼器１６の燃焼室３２（図１および２）内に導くことができる。
例えば、図３に概略的に示すように、ガスタービンエンジンの燃料／空気ノズル１２は、望ましくは、ノズル１２の外側エンベロープを規定する軸線方向に細長い周壁５０を含む。燃料／空気ノズル１２の周壁５０は、外表面５０ａと、外表面５０ａに対向して面するとともに軸線方向に細長い内部キャビティ５０ｃを規定する内表面５０ｂとを有する。
例えば、図３に概略的に示すように、ガスタービンエンジンの燃料／空気ノズル１２は、望ましくは、燃料／空気ノズル１２の内部キャビティ５０ｃ内に配置され、バーナーチューブの中心軸線と同じ中心軸線３６を規定する、中空で軸線方向に細長い中心体５２を含む。中心体５２は、上流側端部５２ｂと、上流側端部５２ｂの軸線方向反対側に配置される下流側端部５２ｃとを規定する中心体壁５２ａによって規定される。中心体壁５２ａは、外表面５２ｄと、外表面５２ｄに対向して面する内表面５２ｅとによって規定される。中心体壁５２ａの内表面５２ｄは、中心体５２の中心軸線３６に対して同心で配置される、軸線方向に細長い内部流路５３を規定する。一次空気フローチャネル５１は、周壁５０の内表面５０ｂと中心体壁５２ａの外表面５２ｄとの間の環状空間内に規定される。
例えば、図３に概略的に示すように、ガスタービンエンジンの燃料／空気ノズル１２は、望ましくは、中心体５２の内部流路５３を通って軸線方向に延在する、軸線方向に細長い中空の燃料供給路５４を含む。燃料供給路５４は、中心体５２の上流側端部５２ｂに配置され、燃料源（図示せず）に接続するように構成された、上流側端部５４ａを有する。燃料供給路５４は、中心体５２の下流側端部５２ｃに配置される下流側端部５４ｂを有する。二次空気フローチャネルは、中心体５２の内表面５２ｅと燃料供給路５４の外表面との間の環状空間によって規定され、その環状空間は、図３に概略的に示す軸線方向に細長い内部流路５３を規定する。
図３に概略的に示すように、一次燃料は、一次空気フローチャネル５１の流路に固定され、そこを横切って延在する複数の空気旋回器静翼（air swirler vanes）５６を通して、燃焼器１６の燃焼室３２（図２）に供給されてもよい。これらの空気旋回器静翼５６は、中心体壁５２ａの外表面から半径方向に延在する、いわゆるスウォズルを規定する。図３に概略的に示すように、スウォズルの空気旋回器静翼５６はそれぞれ、望ましくは、燃料噴射口または穴５８で終端する内部燃料導管５７を備え、その燃料噴射口または穴から、導管５７から流れる一次燃料（符号５７ａによって指定される矢印で示される）を、空気旋回器静翼５６の燃料噴射口５８を流れる一次空気（符号５１ａによって指定される矢印で示される）に注入することができる。一次空気フロー５１ａは空気旋回器静翼５６に対して導かれ、旋回パターンが一次空気フロー５１ａに付与され、それによって一次空気フロー５１ａと、通過する一次空気フロー５１ａの中に空気旋回器静翼５６の穴５８から噴出する一次燃料との混合が容易になる。次に、一次燃料と混合された一次空気フロー５１ａは、周壁５０と内側の中心体５２との間に規定される予混合環状部（pre-mixing annulus）に流入してもよく、そこで、一次空気フロー５１ａおよび一次燃料は、燃焼室３２に入る前に互いに混合され続ける。
例えば、図３に概略的に示すように、ガスタービンエンジンの燃料／空気ノズル１２は、望ましくは、上流側端部４０ａが中心体５２の下流側端部５２ｃに接続された、予混合パイロットノズル４０を含む。図３に示される実施形態では、中心体５２の下流側端部５２ｃおよび予混合パイロットノズル４０の上流側端部４０ａは、部分的には、中心体５２を形成する金属筒の異なる区画と、予混合パイロットノズル４０を規定する最外壁とによって規定される。予混合パイロットノズル４０は、予混合パイロットノズル４０の上流側端部４０ａとは軸線方向反対側に配置される下流側端部４０ｂを有する。
例えば、図３、４、および９に概略的に示すように、予混合パイロットノズル４０は、上流側端部６０ａおよび下流側端部６０ｂを規定する、パイロット燃料ノズル６０を規定する。例えば、図４および９に概略的に示すように、パイロット燃料ノズル６０の上流側端部６０ａは、燃料供給路５４の下流側端部５４ｂと流体連通して接続される。パイロット燃料ノズル６０の下流側端部６０ｂは、パイロット燃料ノズル６０の上流側端部６０ａと流体連通して構成される少なくとも１つの燃料ジェット６１を規定する。例えば、図４および９に６２で指定される矢印によって概略的に示すように、燃料供給路５４の下流側端部５４ｂを介してパイロット燃料ノズル６０に入る燃料６２は、複数の燃料ジェット６１（図５に破線で示される）を介してパイロット燃料ノズル６０を出る。
例えば、図３、４、および９に概略的に示すように、予混合パイロットノズル４０はさらに、パイロット燃料ノズル６０から半径方向外向きに、かつ望ましくは図３に示されるバーナーチューブ軸線３６に対して同心で配置される、環状の燃料プレナム壁６３を規定する。例えば、図３、４、および９に概略的に示すように、燃料プレナム壁６３は、パイロット燃料ノズル６０と燃料プレナム壁６３との間に燃料プレナム６４を規定する。例えば、図４および９に概略的に示すように、燃料プレナム壁６３はさらに、燃料がそこを通して燃料プレナム６４から放出される複数の燃料穴６３ａを規定する。例えば、図４および９に概略的に示すように、燃料穴６３ａの少なくとも１つは、燃料プレナム６４を介して燃料ジェット６１の少なくとも１つと流体連通して接続される。望ましくは、燃料穴６３ａはそれぞれ、燃料プレナム６４を介して燃料ジェット６１それぞれと流体連通して接続される。
例えば、図３、４、および９に概略的に示すように、予混合パイロットノズル４０はさらに、燃料プレナム壁６３から半径方向外向きに配置される、複数の軸線方向に細長い中空の予混合導管４１を規定する。例えば、図４および９に示される実施形態に概略的に示すように、予混合導管４１はそれぞれ、望ましくは、部分的にはプレナム壁６３によって規定される。例えば、図３に概略的に示すように、予混合導管４１はそれぞれ、中心体５２の下流側端部５２ｃ付近に配置される上流側端部４１ａを有する。例えば、図４および９に概略的に示すように、予混合導管４１はそれぞれ、その上流側端部４１ａに、中心体５２の内部流路５３と流体連通する入口開口部６６ａを規定する。図４および９に５３ａで指定される矢印は、中心体５２の内部流路５３から各予混合導管４１の入口開口部６６ａに入る空気フロー５３ａを概略的に示す。
例えば、図４および９に概略的に示すように、予混合導管４１はそれぞれ、燃料プレナム６４の燃料プレナム壁６３に規定される燃料穴６３ａの少なくとも１つと流体連通して接続される。図４および９に６２ａで指定される矢印は、燃料プレナム壁６３に規定された燃料穴６３ａを通って燃料プレナム６４から出て、各予混合導管４１に入る燃料フロー６２ａを概略的に示す。図４および９に６２ｂで指定される矢印は、予混合パイロットノズル４０の予混合導管４１内で下流側に移動する混合気フロー６２ｂを概略的に示す。
例えば、図４および９に概略的に示すように、予混合導管４１はそれぞれ、予混合導管４１の上流側端部４１ａの軸線方向反対側に配置され、予混合パイロットノズル４０の下流側端部４０ｂ付近に配置される下流側端部４１ｂを有する。例えば、図４および９に概略的に示すように、各予混合導管４１の下流側端部４１ｂはそれぞれ、流体を、すなわち混合気６２ｂを中空の予混合導管４１から放出できるようにする、出口開口部６６ｂを規定する。例えば、図４および９に概略的に示すように、各予混合導管４１の下流側端部４１ｂはそれぞれ中心軸線４１ｃを規定し、各予混合導管４１を規定する壁は、この中心軸線４１ｃを中心にして同心で配置される。さらに、例えば、図４および９に示される予混合パイロットノズル４０の実施形態に概略的に示すように、中心軸線４１ｃはそれぞれ、各予混合導管４１の出口開口部６６ｂから放出する混合気である流体フローが、中心体５２の中心軸線３６に平行に導かれるように配置される直線である。
混合気６２ｂは、混合気６２ｂが各予混合導管４１の出口開口部６６ｂを離れれば、各中心軸線４１ｃから半径方向に拡散する傾向があるが、本出願人らは、半径方向の拡散が特に顕著ではないことを示している。実際には、本出願人らの研究では、各予混合導管４１の出口開口部６６ｂの直ぐ下流側に位置する燃焼出口面４４（図４および９）の区画における当量比は、中心体５２の中心軸線３６の直ぐ下流側に位置する燃焼出口面４４（図４および９）の区画に存在する当量比のほぼ２倍であり得ることが示されている。各予混合導管４１の出口開口部６６ｂの直ぐ下流側の位置における高い当量比は、軸線方向に細長い内部キャビティ５０ｃ（図３）を通る混合気に連続的かつ効果的に点火することができ、火炎が希薄吹消（lean-blow-out）（ＬＢＯ）条件にあったとしても火炎を安定させることができる。これは、予混合パイロットの重要な役割の１つであり、予混合パイロット６０はＮＯｘを増加させることなくこの役割を果たす。
本発明の様々な実施形態は、各予混合導管４１の出口開口部６６ｂの直ぐ下流側に位置する燃焼出口面４４（図４および９）の区画に存在する、このはるかに高い当量比を相殺する特徴を含む。例えば、図３、４、５、および９に示される予混合パイロットノズル４０の実施形態に概略的に示すように、予混合パイロットノズル４０はさらに、予混合導管４１から半径方向外向きに配置される環状チャネル７０を規定する。例えば、図３、４、５、および９に示される実施形態では、環状チャネル７０の内壁４３は、予混合導管４１の外壁４３を規定する役割も果たす。例えば、図３、４、５、および９に示される実施形態では、中心体壁５２ａは、環状チャネル７０の外壁５２ａを規定する役割も果たす。
例えば、図３、４、および９に示される予混合パイロットノズル４０の実施形態に概略的に示すように、環状チャネル７０の上流側端部は、中心体５２の内部流路５３と流体連通して構成され、したがって、中心体５２の内部流路５３から空気フローを受け入れる。環状チャネル７０の下流側端部には、複数の空気ジェット４２は規定される。空気ジェット４２の少なくとも１つは、予混合導管４１の少なくとも１つの出口開口部６６ｂの少なくとも１つ付近に配置される。望ましくは、例えば、図４、５、および９に示すように、空気ジェット４２の少なくとも１つは、各予混合導管４１の各出口開口部６６ｂ付近に配置される。
例えば、図９に概略的に示すように、空気ジェット４２の１つを規定する各流路は、付近の予混合導管４１の下流側端部４１ｂの中心軸線４１ｃに平行に配置される中心軸線４２ａを中心にして同心で規定される。その際、各空気ジェット４２を離れるより高速の空気が、予混合導管４１を離れる混合気の一部を混入し、各予混合導管４１の出口開口部６６ｂの直ぐ下流側に位置する燃焼出口面４４（図９）の区画に存在する混合気を導く役割を果たす。全体的な結果として、燃料／空気ノズル１２の燃焼出口面４４（図９）における当量比がより均一になり、これを点火源によってパイロットとして使用することもできる。
例えば、図４に概略的に示すように、空気ジェット４２の１つを規定する各流路は、付近の予混合導管４１の下流側端部４１ｂの中心軸線４１ｃに対して鋭角で配置される中心軸線４２ａを中心にして同心で規定される。この鋭角の大きさは、望ましくは、０．１°〜２０°の範囲である。さらに、図４の実施形態の空気ジェット４２は、望ましくは、個々の空気ジェット４２が、空気ジェット４２を出る空気フローを予混合導管４１の出口開口部６６ｂの１つの付近から離れる方向で導くようにして、構成され配置される。したがって、例えば、図４に概略的に示される実施形態では、各空気ジェット４２は、空気ジェット４２を離れる空気が、下流側の方向、かつ中心体５２の中心軸線３６から半径方向に離れる方向で、ならびに付近の個々の予混合導管４１の下流側端部４１ｂの中心軸線４１ｃから半径方向に離れる方向の両方で移動するように向けられる。その際、各空気ジェット４２を離れる空気が、予混合導管４１を離れる混合気の一部を混入し、各予混合導管４１の出口開口部６６ｂの直ぐ下流側に位置する燃焼出口面４４（図９）の区画に存在する混合気を、周壁５０（図３）に向かって半径方向外向きに導く役割を果たす。全体的な結果として、燃料／空気ノズル１２の燃焼出口面４４（図４）における当量比がより均一になり、これを点火源によってパイロットとして使用することもできる。
例えば、図６に概略的に示す本発明の別の実施形態では、図６に概略的に示す予混合パイロットノズル４０の実施形態を除いて、図６の実施形態は、図３、４、５、および９の実施形態と同様である。図６に概略的に示すように、予混合導管４１自体はそれぞれ、中心体５２の中心軸線３６に対して鋭角で配置される中心長手方向軸線４１ｃを中心にして同心で構成される。この鋭角の大きさは、望ましくは、０．１°〜２０°の範囲である。したがって、図６に概略的に示す予混合パイロットノズル４０では、予混合導管４１はそれぞれ、各予混合導管４１の出口開口部６６ｂから出る混合気を、中心体５２の中心軸線３６から半径方向外向きに離れるように導いて、燃料／空気ノズル１２の燃焼出口面４４においてより均一な混合気を形成し、ガスタービン１０の燃焼室内に導くとともに、燃料／空気ノズル１２の軸線方向に細長い内部キャビティ５０ｃ（図３）を通して供給される混合気に連続的かつ効果的に点火するようにして、構成され配置される。例えば、図６では具体的に例証しないが、予混合導管４１の１つまたは複数の軸線方向長さは、予混合導管４１の下流側端部４１ｂの中心軸線４１ｃを中心にして同心であるようにして、予混合パイロットノズル４０の下流側端部４０ｂを超えて延在することができる。
例えば、図８に概略的に示す本発明の別の実施形態では、図６に概略的に示す予混合パイロットノズル４０の予混合導管４１の実施形態を除いて、図８の実施形態は、図３、４、５、６、および９の実施形態と同様である。図８に概略的に示す実施形態では、予混合導管４１自体はそれぞれ、第１の脚部４１ｄおよび第２の脚部４１ｃを有する二方向の中心長手方向軸線を中心にして同心で構成される。図８に概略的に示すように、二方向の中心長手方向軸線の第１の脚部４１ｄは、中心体５２の中心軸線３６に平行に配置され、各予混合導管４１の上流側端部４１ａと下流側端部４１ｂとの間に延在する。二方向の中心長手方向軸線の第２の脚部４１ｃは、中心体５２の中心軸線３６に対して鋭角で配置され、各予混合導管４１の下流側端部４１ｂを通って延在する。この鋭角の大きさは、望ましくは、０．１°〜２０°の範囲である。したがって、図８に概略的に示す予混合導管４１は、出口開口部６６ｂから出る混合気を、中心体５２の中心軸線３６から半径方向外向きに離れるように導いて、燃料／空気ノズル１２の燃焼出口面４４においてより均一な混合気を形成し、ガスタービン１０の燃焼室内に導くとともに、燃料／空気ノズル１２の軸線方向に細長い内部キャビティ５０ｃ（図３）を通して供給される混合気に連続的かつ効果的に点火するようにして、構成され配置される。
例えば、図７に概略的に示す本発明の別の実施形態では、図３、４、５、および９に概略的に示す予混合パイロットノズル４０の予混合導管４１および環状チャネル７０の実施形態を除いて、図７の実施形態は、図３、４、５、および９の実施形態と同様である。図７に概略的に示すように、予混合導管４１自体はそれぞれ、中心体５２の中心軸線３６に対して鋭角で配置される中心長手方向軸線４１ｃを中心にして同心で構成される。この鋭角の大きさは、望ましくは、０．１°〜２０°の範囲である。したがって、図７に概略的に示す予混合パイロットノズル４０では、予混合導管４１はそれぞれ、各予混合導管４１の出口開口部６６ｂから出る混合気を、中心体５２の中心軸線３６から半径方向外向きに離れるように導いて、燃料／空気ノズル１２の燃焼出口面４４においてより均一な混合気を形成し、ガスタービン１０の燃焼室内に導くとともに、燃料／空気ノズル１２の軸線方向に細長い内部キャビティ５０ｃ（図３）を通して供給される混合気に連続的かつ効果的に点火するようにして、構成され配置される。
例えば、図７に示される予混合パイロットノズル４０の実施形態に概略的に示すように、環状チャネル７０の上流側端部は、予混合導管４１の各出口開口部の横に配置される空気ジェット４２に向かって下流方向に進むにしたがって先細になるように構成される。図３、４、および５の実施形態に関して上述したように、空気ジェット４２はそれぞれ、予混合導管４１から半径方向外向きに導かれ、それによって、空気ジェット４２がそれぞれ混合気の一部分を混入して、混合気を予混合導管４１から半径方向外向きにさらに導いて燃料／空気ノズル１２の燃焼出口面４４においてより均一な混合気を形成するとともに、燃焼器１６の燃焼室３２（図１および２）内に導き、燃料／空気ノズル１２の軸線方向に細長い内部キャビティ５０ｃ（図３）を通して供給される混合気に連続的かつ効果的に点火することができる。
予混合パイロットノズル４０の各実施形態は、燃料／空気ノズル１２の基部付近で小さく良好に固定された予混合火炎（small well anchored premixed flame）を提供し、その結果、燃料／空気ノズル１２を出る旋回混合気が固定される。火炎安定性が改善されることによって低下混合気動作が可能になり、その結果、ＬＢＯおよび排出の操作性ウィンドウが拡張される。
上述した実施形態のような燃料／空気ノズル１２によって、ガスタービンエンジン１０の燃料／空気ノズル１２を動作させる有利な方法を実施することが実現可能になる。ガスタービンエンジン１０の燃料／空気ノズル１２を動作させるかかる方法の一実施形態は、望ましくは、図１０に概略的に示す、次の、一次空気フロー５１ａ（例えば、図３）をスウォズルよりも下流側に送達して、一次空気フローの渦流を成すステップ８１と、一次燃料フロー５７ａ（例えば、図３）をスウォズルに通して送達して、スウォズルの下流側の渦流を成している一次空気フロー５１ａと混合するステップ８２と、パイロット燃料フロー６２（例えば、図４）を中空の燃料供給路５４に通して予混合パイロットノズル４０に送達するステップ８３と、二次空気フロー５３ａ（例えば、図４）を中心体５２（例えば、図３）を通して予混合パイロットノズル４０まで下流側に送達するステップ８４と、混合気６２ｂ（例えば、図４および９）を予混合パイロットノズル４０の下流側端部４１ｂから放出する複数の軸線方向に細長い中空の予混合導管４１（例えば、図４）内で、パイロット燃料６２を二次空気フロー５３ａと混合するステップ８５と、中心体５２の中心軸線３６（例えば、図３、４、および６〜９）から離れる方向で、予混合パイロットノズル４０の予混合導管４１から混合気６２ｂを噴出するステップ８６とを含む。
ガスタービンエンジン１０の燃料／空気ノズル１２を動作させるかかる方法の別の実施形態は、望ましくは、図１１に概略的に示す、次の、一次空気フロー５１ａ（例えば、図３）をスウォズルよりも下流側に送達して、一次空気フローの渦流を成すステップ８１と、一次燃料フロー５７ａ（例えば、図３）をスウォズルに通して送達して、スウォズルの下流側の渦流を成している一次空気フロー５１ａと混合するステップ８２と、パイロット燃料フロー６２（例えば、図４）を中空の燃料供給路５４に通して予混合パイロットノズル４０に送達するステップ８３と、二次空気フロー５３ａ（例えば、図４）を中心体５２（例えば、図３）を通して予混合パイロットノズル４０まで下流側に送達するステップ８４と、混合気６２ｂ（例えば、図４および９）を予混合パイロットノズル４０の下流側端部４１ｂから放出する複数の軸線方向に細長い中空の予混合導管４１（例えば、図４）内で、パイロット燃料６２を二次空気フロー５３ａと混合するステップ８５と、二次空気フロー５３ａ（例えば、図４、７、および９）の一部を、予混合パイロットノズル４０の予混合導管４１から半径方向外向きに配置される環状チャネル７０に送達するステップ８７と、予混合パイロットノズル４０（例えば、図４、７、および９）から離れる方向で、環状チャネル７０から空気を噴出するステップ８８とを含む。望ましくは、環状チャネル７０から噴出する空気の圧力は、環状チャネル７０に入る空気の圧力を上回る。望ましくは、例えば、図７に概略的に示すように、環状チャネル７０は、下流方向に進むにしたがって先細になるように構成された上流側端部を含む。望ましくは、例えば、図７に概略的に示すように、方法のさらなる実施形態は、中心体５２の中心軸線３６から離れる方向で、予混合パイロットノズル４０の予混合導管４１から混合気を噴出するステップを含む。望ましくは、例えば、図４に概略的に示すように、方法のさらなる実施形態は、中心体５２の中心軸線３６に平行な方向で、予混合パイロットノズル４０の予混合導管４１から混合気６２ｂを噴出するステップを含む。望ましくは、例えば、図４および７に概略的に示すように、方法のさらなる実施形態は、中心体５２の中心軸線３６から半径方向に離れる方向で、環状チャネル７０から混合気６２ｂを噴出するステップを含む。
本明細書は、実施例を使用して、最良の形態を含む本発明を開示するとともに、あらゆるデバイスまたはシステムの作成および使用ならびにあらゆる統合された方法の実施を含めて、当業者が本発明を実施することを可能にする。本発明の特許の範囲は請求項によって定義され、当業者が想到する他の実施例を含んでもよい。かかる他の実施例は、請求項の文言と異ならない構造的要素を含む場合、または請求項の文言と実質的に異ならない等価の構造的要素を含む場合、請求項の範囲内にあるものとする。
１０ タービンシステム
１２ 燃料／空気ノズル
１４ 燃料供給
１６ 燃焼器
１８ タービン
２０ 排気出口
２２ 軸
２４ 圧縮機
２６ 空気取込口
２７ ヘッド側端部
２８ 荷重
３０ ブレード
３２ 燃焼室
３６ 中心軸線
４０ 予混合パイロットノズル
４１ 予混合導管
４１ａ 上流側端部
４１ｂ 下流側端部
４１ｃ 中心軸線
４１ｃ 第２の脚部
４１ｄ 中心軸線
４１ｄ 第１の脚部
４２ 空気ジェット
４３ 内壁外壁
４４ 燃焼出口面
５０ 周壁
５０ａ 外表面
５０ｂ 内表面
５０ｃ 内部キャビティ
５１ 一次空気フローチャネル
５１ａ 一次空気フロー
５２ 中心体
５２ａ 中心体壁
５２ｂ 上流側端部
５２ｃ 下流側端部
５２ｄ 外表面
５３ 内部流路
５３ａ 空気フロー
５４ａ 上流側端部
５４ｂ 下流側端部
５６ 空気旋回器静翼
５７ 導管
５７ａ 一次燃料フロー
５８ 燃料噴射口
６０ 燃料ノズル
６０ａ 上流側端部
６０ｂ 下流側端部
６１ 燃料ジェット
６２ 燃料
６２ａ 燃料フロー
６２ｂ 混合気フロー
６３ 燃料プレナム壁
６４ 燃料プレナム
６６ａ 入口開口部
６６ｂ 出口開口部
７０ 環状チャネル
８１ ステップ
８２ ステップ
８３ ステップ
８４ ステップ
８５ ステップ
８６ ステップ
８７ ステップ
８８ ステップ

Claims (29)

  1. 燃料／空気ノズルの外側エンベロープを規定する軸線方向に細長い周壁であって、外表面および前記外表面に対向して面する内表面を有するとともに、軸線方向に細長い内部キャビティを規定する周壁と、
    前記燃料／空気ノズルの前記内部キャビティ内に配置され、中心軸線を規定する中空の軸線方向に細長い中心体であって、上流側端部および前記上流側端部の軸線方向反対側に配置される下流側端部を規定する中心体壁によって規定され、前記中心体壁が、外表面および前記外表面に対向して面する内表面によって規定され、前記中心体壁の前記内表面が、前記中心体の前記中心軸線を中心にして同心で配置される軸線方向に細長い内部流路を規定する、中心体と、
    前記中心体の前記内部流路を通って軸線方向に延在する細長い中空の燃料供給路であって、前記中心体の前記上流側端部に配置され、燃料源に接続するように構成された上流側端部を有し、前記中心体の前記下流側端部に配置される下流側端部を有する燃料供給路と、
    前記中心体の前記外表面と前記周壁の前記内表面との間の環状空間によって規定される一次空気フローチャネルと、
    前記中心体の前記下流側端部に接続される上流側端部を有する予混合パイロットノズルであって、予混合パイロットノズルの前記上流側端部の軸線方向反対側に配置される下流側端部を有する予混合パイロットノズルとを備え、
    前記予混合パイロットノズルが、複数の軸線方向に細長い中空の予混合導管をさらに規定し、前記予混合導管がそれぞれ、前記中心体の前記下流側端部付近に配置されるとともに、前記中心体の前記内部流路と流体連通している入口開口部を規定する上流側端部を有し、前記予混合導管がそれぞれ、前記燃料供給路の前記下流側端部と流体連通して接続される少なくとも１つの燃料穴を有し、前記予混合導管がそれぞれ、前記中空の予混合導管から流体を放出できるようにする出口開口部を規定する下流側端部を有し、前記予混合導管それぞれの前記下流側端部がそれぞれ、前記中心体の前記中心軸線に対して半径方向外向きに傾斜した中心軸線を規定する、ガスタービンエンジンの燃料／空気ノズル。
  2. 少なくとも１つの予混合導管の前記中心軸線がそれぞれ、前記中心体の前記中心軸線に対して鋭角で配置される、請求項１記載の燃料／空気ノズル。
  3. 前記予混合パイロットノズルが、前記予混合導管から半径方向外向きに配置される環状チャネルをさらに規定し、前記環状チャネルが前記中心体の前記内部流路と流体連通して構成され、前記環状チャネルが複数の空気ジェットを規定し、前記空気ジェットの少なくとも１つが、前記予混合導管の少なくとも１つの前記出口開口部の１つの付近に配置されるとともに、中心軸線を有する、請求項１又は請求項２記載の燃料／空気ノズル。
  4. 前記少なくとも１つの予混合導管の前記上流側端部の前記中心軸線が、前記中心体の前記中心軸線に平行な方向で延在するように構成され配置される、請求項３記載の燃料／空気ノズル。
  5. 前記空気ジェットの少なくとも１つの前記中心軸線が、前記中心体の前記中心軸線と鋭角を形成する、請求項３又は請求項４記載の燃料／空気ノズル。
  6. 前記環状チャネルが、前記空気ジェットに向かって下流方向に進むにしたがって先細になるように構成される、請求項３乃至請求項５のいずれか１項記載の燃料／空気ノズル。
  7. 前記一次空気フローチャネルを半径方向に横切って延在する複数の旋回ブレードを含むスウォズルをさらに備え、前記旋回ブレードの少なくとも１つが、その一端に入口と、その反対端に前記一次空気フローチャネルと流体連通している出口とを有する燃料導管を規定する、請求項１乃至請求項６のいずれか１項記載の燃料／空気ノズル。
  8. 前記予混合パイロットノズルがパイロット燃料ノズルを規定し、前記パイロット燃料ノズルが上流側端部および下流側端部を規定し、前記パイロット燃料ノズルの前記上流側端部が前記燃料供給路の前記下流側端部と流体連通して接続され、前記パイロット燃料ノズルの前記下流側端部が、前記パイロット燃料ノズルの前記上流側端部と流体連通して構成される少なくとも１つの燃料ジェットを規定し、
    前記予混合パイロットノズルが、前記パイロット燃料ノズルから半径方向外向きに配置されるとともに、前記パイロット燃料ノズルと燃料プレナム壁との間に燃料プレナムを規定する燃料プレナム壁をさらに規定し、前記燃料プレナム壁が複数の燃料穴をさらに規定し、前記燃料穴の少なくとも１つが、前記燃料プレナムを介して前記燃料ジェットの少なくとも１つと流体連通して接続され、前記予混合導管がそれぞれ、前記燃料プレナム壁から半径方向外向きに、かつ前記燃料穴の少なくとも１つと流体連通して配置される、請求項１乃至請求項７のいずれか１項記載の燃料／空気ノズル。
  9. ヘッド側端部と、
    前記ヘッド側端部に支持される請求項１乃至請求項８のいずれか１項記載の少なくとも１つの燃料／空気ノズルと
    を備える、ガスタービンエンジンの燃焼器。
  10. ガスタービンエンジンの火炎安定性およびＮＯｘを改善するための燃料／空気ノズルの操作方法であって、前記燃料／空気ノズルが、周壁と、前記周壁内に配置されるとともに中心軸線を規定する中空の中心体と、前記中心体の上流側端部の外部から、かつ前記周壁に向かって半径方向に延在するスウォズルと、前記中心体の下流側端部にある、出口開口部を有する複数の予混合導管を含む予混合パイロットノズルとによって規定される、操作方法において、
    一次空気フローを前記スウォズルよりも下流側に送達して、前記一次空気フローの渦流を成すステップと、
    一次燃料フローを前記スウォズルに通して送達して、前記スウォズルの下流側の渦流を成している前記一次空気フローと混合するステップと、
    パイロット燃料フローを中空の燃料供給路に通して前記予混合パイロットノズルに送達するステップと、
    二次空気フローを前記中心体を通して前記予混合パイロットノズルまで下流側に送達するステップと、
    前記中心体の前記中心軸線に対して半径方向外向きに傾斜した中心軸線を前記下流側端部でそれぞれ規定するとともに、前記予混合パイロットノズルの前記下流側端部から混合気を放出する、複数の軸線方向に細長い中空の予混合導管内で、前記パイロット燃料を前記二次空気フローと混合するステップと、
    前記予混合パイロットノズルの前記予混合導管の前記出口開口部から前記混合気を噴出するステップと
    を含む、方法。
  11. 前記中心体の前記中心軸線から半径方向に離れる方向で、前記予混合パイロットノズルの前記予混合導管から前記混合気を噴出するステップをさらに含む、請求項１０記載の方法。
  12. 前記予混合パイロットノズルの前記予混合導管から半径方向外向きに配置される環状チャネルに、前記二次空気フローの一部を分流するステップをさらに含む、請求項１０又は請求項１１記載の方法。
  13. 前記環状チャネルから噴出する空気の圧力が、前記環状チャネルに入る空気の圧力を上回る、請求項１２記載の方法。
  14. 前記環状チャネルが下流方向に進むにしたがって先細になる、請求項１２又は請求項１３記載の方法。
  15. 前記予混合導管の前記出口開口部から離れる方向で、前記予混合パイロットノズルの前記環状チャネルから空気を噴出するステップをさらに含む、請求項１２乃至請求項１４のいずれか１項記載の方法。
  16. 前記環状チャネルから噴出する前記空気が前記中心体の前記中心軸線から離れる方向に導かれる、請求項１５記載の方法。
  17. 燃料／空気ノズルの外側エンベロープを規定する軸線方向に細長い周壁であって、外表面および前記外表面に対向して面する内表面を有するとともに、軸線方向に細長い内部キャビティを規定する周壁と、
    前記燃料／空気ノズルの前記内部キャビティ内に配置され、中心軸線を規定する中空の軸線方向に細長い中心体であって、上流側端部と、前記上流側端部の軸線方向反対側に配置される下流側端部とを規定する中心体壁によって規定され、前記中心体壁が、外表面および前記外表面に対向して面する内表面によって規定され、前記中心体壁の前記内表面が、前記中心体の前記中心軸線を中心にして同心で配置される軸線方向に細長い内部流路を規定する、中心体と、
    前記中心体の前記内部流路を通って軸線方向に延在する細長い中空の燃料供給路であって、前記中心体の前記上流側端部に配置され、燃料源に接続するように構成された上流側端部を有し、前記中心体の前記下流側端部に配置される下流側端部を有する燃料供給路と、
    前記中心体の前記外表面と前記周壁の前記内表面との間の環状空間によって規定される一次空気フローチャネルと、
    前記中心体の前記下流側端部に接続される上流側端部を有する予混合パイロットノズルであって、前記予混合パイロットノズルの前記上流側端部の軸線方向反対側に配置される下流側端部を有する予混合パイロットノズルとを備え、
    前記予混合パイロットノズルが、複数の軸線方向に細長い中空の予混合導管をさらに規定し、前記予混合導管がそれぞれ、前記中心体の前記下流側端部付近に配置されるとともに、前記中心体の前記内部流路と流体連通している入口開口部を規定する上流側端部を有し、前記予混合導管がそれぞれ、前記燃料供給路の前記下流側端部と流体連通して接続される少なくとも１つの燃料穴を規定し、前記予混合導管がそれぞれ、前記中空の予混合導管から流体を放出できるようにする出口開口部を規定する下流側端部を有し、前記予混合導管の前記上流側端部が少なくともそれぞれ、前記予混合導管それぞれの前記入口開口部に入る流体フローが前記中心体の前記中心軸線に平行に導かれるように構成され配置される中心軸線を規定し、
    さらに、前記予混合導管から半径方向外向きに配置される環状チャネルであって、前記中心体の前記内部流路と流体連通して構成される環状チャネルを備える、ガスタービンエンジンの燃料／空気ノズル。
  18. 少なくとも１つの予混合導管の前記上流側端部が、少なくとも１つの予混合導管の前記下流側端部の前記中心軸線に平行でない中心軸線を規定する、請求項１７記載の燃料／空気ノズル。
  19. 前記環状チャネルがその下流側端部で複数の空気ジェットを規定する、請求項１７又は請求項１８記載の燃料／空気ノズル。
  20. 前記空気ジェットの少なくとも１つが、前記予混合導管の少なくとも１つの前記出口開口部の１つの付近に配置されるとともに、前記中心体の前記中心軸線と鋭角を形成する中心軸線を有する、請求項１９記載の燃料／空気ノズル。
  21. 前記空気ジェットの少なくとも１つの前記中心軸線が、前記空気ジェットを出る空気フローを前記中心体の前記中心軸線から離れる方向に導く、請求項２０記載の燃料／空気ノズル。
  22. 前記環状チャネルが、前記空気ジェットに向かって下流方向に進むにしたがって先細になるように構成される、請求項１９乃至請求項２１のいずれか１項記載の燃料／空気ノズル。
  23. ヘッド側端部と、
    前記ヘッド側端部に支持される請求項１７乃至請求項２２のいずれか１項記載の少なくとも１つの燃料／空気ノズルと
    を備える、ガスタービンエンジンの燃焼器。
  24. ガスタービンエンジンの燃料／空気ノズルの操作方法であって、前記燃料／空気ノズルが、周壁と、前記周壁内に配置されるとともに中心軸線を規定する中空の中心体と、前記中心体の上流側端部の外部から、かつ前記周壁に向かって半径方向に延在するスウォズルと、前記中心体の下流側端部にある、出口開口部を有する複数の予混合導管を含む予混合パイロットノズルとによって規定される、操作方法において、
    一次空気フローを前記スウォズルよりも下流側に送達して、前記一次空気フローの渦流を成すステップと、
    一次燃料フローを前記スウォズルに通して送達して、前記スウォズルの下流側の渦流を成している前記一次空気フローと混合するステップと、
    パイロット燃料フローを中空の燃料供給路に通して前記予混合パイロットノズルに送達するステップと、
    二次空気フローを前記中心体を通して前記予混合パイロットノズルまで下流側に送達するステップと、
    混合気を前記予混合パイロットノズルの下流側端部から放出する複数の軸線方向に細長い中空の予混合導管内で、前記パイロット燃料を前記二次空気フローと混合するステップと、
    前記予混合パイロットノズルの前記予混合導管から半径方向外向きに配置される環状チャネルに、前記二次空気フローの一部を分流するステップと、
    前記予混合パイロットノズルの前記予混合導管の前記出口開口部から前記混合気を噴出するステップと
    を含む、方法。
  25. 前記中心体の前記中心軸線に平行な方向で、前記予混合パイロットノズルの前記予混合導管から前記混合気を噴出するステップをさらに含む、請求項２４記載の方法。
  26. 前記中心体の前記中心軸線から半径方向に離れる方向で、前記予混合パイロットノズルの前記予混合導管から前記混合気を噴出するステップをさらに含む、請求項２４又は請求項２５記載の方法。
  27. 前記環状チャネルから噴出する空気の圧力が、前記環状チャネルに入る前記空気の圧力を上回る、請求項２４乃至請求項２６のいずれか１項記載の方法。
  28. 前記環状チャネルが下流方向に進むにしたがって先細になる、請求項２４乃至請求項２７のいずれか１項記載の方法。
  29. 前記予混合導管の前記出口開口部から離れる方向で、前記予混合パイロットノズルの前記環状チャネルから空気を噴出するステップをさらに含む、請求項２４乃至請求項２８のいずれか１項記載の方法。
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