JP2002106845A - 多噴射口燃焼器 - Google Patents

多噴射口燃焼器

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JP2002106845A
JP2002106845A JP2001226895A JP2001226895A JP2002106845A JP 2002106845 A JP2002106845 A JP 2002106845A JP 2001226895 A JP2001226895 A JP 2001226895A JP 2001226895 A JP2001226895 A JP 2001226895A JP 2002106845 A JP2002106845 A JP 2002106845A
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combustion chamber
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Hukam Chand Mongia
ヒュカム・チャンド・モンギア
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    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
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    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
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    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • 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
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

(57)【要約】 【課題】 ガスタービンエンジンの燃焼室（３２）内で
ホットスポット、コールドスポットが形成されることを
防止する。 【解決手段】ガスタービンエンジンの燃焼室（３２）で
使用するミキサ（５０）に環状ハウジング（５２）が含
まれ、上流端（５４）と、下流端（５６）と、ハウジン
グを燃焼室の上流端（５４）に取付けるためのマウント
（５８）と、中空内部を画成する内面（９０）とを有す
る。第１スワーラ（６０）の複数の羽根（６２）は、ハ
ウジングから内方に延在し、ハウジングを通る空気を旋
回させる。ミキサの環状燃料噴射器（６６）は、概して
円形パターンに配置され第１スワーラの内側に配設され
て燃料の液滴を噴射器の下流の旋回空気内に噴射する複
数の燃料噴射口（６８）を有する。第２スワーラには複
数の羽根（８２）が含まれ、噴射器から内方に延在し、
噴射器の下流に向かってハウジングを通る空気を旋回さ
せる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は一般的にはガスター
ビンエンジンに関し、特に、多数の噴射口を有するミキ
サを含む燃焼器に関する。
【０００２】
【発明が解決しようとする課題】燃料と空気が航空機エ
ンジンの燃焼器内で混ぜられかつ燃やされて流路ガスを
加熱する。燃焼器には外側ライナと内側ライナが含ま
れ、環状燃焼室を画成しており、この燃焼室内で燃料と
空気が混合しそして燃焼する。燃焼室の上流端に装着し
たドームにミキサが含まれ、燃料と空気を混合する。ミ
キサの下流に設けた点火器によって混合気が点火されそ
して燃焼室内で燃焼する。
【０００３】官庁と、ある産業機関は、航空機からの窒
素酸化物（ＮＯｘ）と未燃炭化水素（ＨＣ）と一酸化炭
素（ＣＯ）の排出を規制している。これらの排出物は燃
焼器内で発生し、そして一般に、２種類の排出物、すな
わち、高い火炎温度によって発生するものと、低い火炎
温度によって発生するものとに分類される。排出物を最
少にするためには、反応物を良く混ぜなければならな
い。そうすれば、ＮＯｘの排出量を増す高温スポット
と、ＣＯとＨＣの排出量を増す低温スポットなしに混合
気全体にわたって均等な燃焼が発生する。従って、当該
産業において、混合が改良されそして排出物が減少する
燃焼器が必要である。
【０００４】ある種の従来の燃焼器、例えば、図１に示
すような濃密ドーム燃焼器１０は、燃焼器の上流端１４
近辺で濃密な燃料対空気比をもたらすミキサ１２を有す
る。追加空気が燃焼器１０の希釈孔１６を経て加えられ
るので、燃料対空気比は燃焼器の上流端１４とは反対側
の下流端１８で希薄になる。エンジン効率を高めそして
燃料消費を減らすために、燃焼器設計者は、ガスタービ
ンエンジンの運転圧力比を高めてきた。しかし、運転圧
力比が高まるにつれ、燃焼器温度が上昇する。結局、温
度と圧力は、燃料と空気の反応が混合より多分に速く発
生するような限界に達する。その結果、局所高温スポッ
トが発生しそしてＮＯｘの排出量が増加する。
【０００５】図２に示すような希薄ドーム燃焼器２０
は、局所高温スポットを防止する能力を有する。燃焼器
２０は２列のミキサ２２、２４を有し、これにより燃焼
器は様々な状態の運転に対して調整可能である。外列の
ミキサ２４は緩速状態で効率良く作用するように設計さ
れている。離陸と巡航時のような比較的高い出力設定値
では、両列のミキサ２２、２４が使用されるが、燃料と
空気の大部分は内列のミキサ２２に供給される。内側ミ
キサ２２は、高出力設定値で最も効率良く作用してＮＯ
ｘの排出量を少なくするように設計されている。内側と
外側のミキサ２２、２４は最適に調整されるが、内外ミ
キサ間の区域は、ＨＣとＣＯの排出量を多くする低温ス
ポットを有するおそれがある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明の幾つかの特徴の
一つとして、ガスタービンエンジンの燃焼室で用いるミ
キサを設ける。このミキサには環状ハウジングが含ま
れ、上流端と、下流端と、ハウジングを燃焼室の上流端
に取付けるためのマウントと、中空内部を画成する内面
とを有する。ミキサはまた、環状ハウジングの内側に装
着された第１スワーラを有し、このスワーラには複数の
羽根が含まれ、ハウジングから内方に延在して、ハウジ
ングを通る空気を旋回させる。加えて、ミキサには環状
燃料噴射器が含まれ、概して円形のパターンに配置され
た複数の燃料噴射口を有し、これらの噴射口は第１スワ
ーラの内側に配設されて燃料の液滴を燃料噴射器の下流
の旋回空気内に噴射する。さらに、ミキサは、燃料噴射
器の内側に装着された第２スワーラを有し、この第２ス
ワーラには複数の羽根が含まれ、燃料噴射器から内方に
延在して、燃料噴射器の下流に向かってハウジングを通
る空気を旋回させる。
【０００７】本発明の他の態様では、ミキサに環状ハウ
ジングが含まれ、上流端と、下流端と、中空内部を画成
している内面と、燃料の液滴をミキサの中空内部に噴射
する複数の燃料噴射口とを有する。
【０００８】さらに別の態様では、本発明は、ガスター
ビンエンジン内で燃料と空気を混合しそして燃焼させる
燃焼室を包含する。この燃焼室は、燃焼室の外側境界を
画成している環状外側ライナと、外側ライナの内側に設
けられそして燃焼室の内側境界を画成している環状内側
ライナと、外側ライナと内側ライナの上流に装着されそ
して燃焼室の上流端を画成している環状ドームとを含
み、燃焼室はまた、ドームに配設された１００個より多
いミキサを含む。
【０００９】本発明の他の特徴は部分的に自明でありそ
して部分的に後述されている。
【００１０】
【発明の実施の形態】対応符号は添付図面の全図を通じ
て対応部分を表す。
【００１１】添付図面、特に図３に、本発明の燃焼器が
総体的に符号３０で表されている。燃焼器３０は燃焼室
３２を有し、この燃焼室内で燃焼器用空気が燃料と混ぜ
られそして燃やされる。燃焼器３０は外側ライナ３４と
内側ライナ３６を含んでいる。外側ライナ３４は燃焼室
３２の外側境界を画成し、そして内側ライナ３６は燃焼
室の内側境界を画成している。符号３８で総体的に表さ
れた環状ドームが、外側ライナ３４と内側ライナ３６の
上流に装着され、燃焼室３２の上流端を画成している。
符号５０で総体的に表された本発明のミキサがドーム３
８に配設されている。ミキサ５０は燃料と空気の混合物
を燃焼室３２に送る。燃焼室３２の他の特徴は従来通り
であるから、さらに詳しい説明は省略する。
【００１２】図４に示すように、各ミキサ５０には符号
５２で総体的に表された環状ハウジングが含まれ、上流
端５４と、この上流端とは反対側の下流端５６とを有す
る。ミキサ５０はまた、ハウジング５２の下流端５６を
ドーム３８に取付けるための従来の取付けフランジ５８
を含んでいる。当業者には理解されるように、取付けフ
ランジ５８は、任意の従来手段、例えば、溶接またはろ
う付けによってドーム３８に取付けることができる。符
号６０で総体的に表された第１軸方向スワーラが、ハウ
ジング５２の内側に装着されている。スワーラ６０は、
ハウジング５２から半径方向内方に延在する複数の羽根
６２を有する。各羽根６２はハウジングの中心線６４に
対して傾斜しており、上流端５４から下流端５６に向か
ってハウジングを通る空気を旋回させる。環状燃料噴射
器６６が第１スワーラ６０の内側に同軸的に装着されて
いる。噴射器６６は複数の燃料噴射口６８を有し、これ
らの噴射口は第１スワーラ６０の羽根６２の内側に概し
て円形のパターンをなして配設され、燃料の液滴を燃料
噴射器の下流の旋回空気内に噴射する。燃料噴射口６８
は本発明の範囲内で他の形状を有し得るが、最適実施例
では、燃料噴射口は米国特許第５４３５８８４号（これ
は参照によりここに包含される）に記載の構造と同様の
構造を有し、燃料を霧化して優れた混合をもたらす。複
数の噴射口６８は燃料空気比の均等性をもたらす。噴射
口６８は、従来の燃料ノズル７２によって燃料を供給さ
れる共通環状プレナム７０から燃料を放出する。符号８
０で総体的に表された第２軸方向スワーラが、燃料噴射
器６６の内側に同軸的に装着されている。第２スワーラ
８０は、噴射器６６から半径方向内方に延在する複数の
羽根８２を有する。各羽根８２はハウジングの中心線６
４に対して傾斜しており、燃料噴射器の下流に向かって
ハウジング５２を通る空気を旋回させる。当業者には理
解されるように、第１スワーラ６０の羽根６２と、第２
スワーラ８０の羽根８２は、同方向旋回または逆方向旋
回を生じるものでよい。管８４が第２スワーラ８０の内
側に同軸的に装着されており、空気をハウジングの中心
線６４に沿って導いて、スワーラ６０、８０と燃料噴射
器６６の下流の空気の還流を防止する。
【００１３】ミキサハウジング５２は第１スワーラ６０
の下流に先細側壁９０を有し、空気がミキサ５０を通流
する際に側壁から剥離することを防止する。先細内面９
０は本発明の範囲内で他の先細角度９２で離すことがで
きるが、一実施例では、先細内面は、ハウジング５２を
離れる空気を約３００フィート毎秒より高い速度に加速
するように選定された先細角度で離される。複数の孔９
４がハウジング５２の内面９０に形成され、使用済み衝
突冷却空気をドーム３８から燃焼室３２に導入して局所
火炎温度を下げ、従ってＮＯｘの排出量を減らす。冷却
孔９４は本発明の範囲内で他の入射角９６で対応内面９
０と交差し得るが、一実施例では、各冷却孔は、ハウジ
ングの軸方向面内で測定して約１０度ないし約３０度の
入射角でハウジング５２の内面と交差する。さらに好ま
しくは、冷却孔９４は、ハウジングの軸方向面内で測定
して約２０度の入射角９６でハウジング５２の対応内面
９０と交差する。さらに、各冷却孔９４は、ハウジング
の周方向面内で測定して約３０度ないし約６０度の旋回
角（図示せず）でハウジング５２の内面の一つと交差す
る。さらに好ましくは、各冷却孔９４は、周方向面内で
測定して約４５度の旋回角でハウジング５２の対応内面
と交差する。
【００１４】図５に示すように、ミキサ５０は、燃焼器
３０の周沿いに延在する列をなして燃焼器３０内に配置
されている。燃料は、出力要件に応じて、燃焼器３０内
の異なるミキサ５０に送給される。例えば、一実施例で
は、エンジンが緩速状態にある時、符号１０２で総体的
に表された中央ミキサ列の各ミキサ５０が点火される。
より多くの出力を要する時、符号１００で総体的に表さ
れた内側の１列のミキサが点火される。さらに多くの出
力を要する時、符号１０４で総体的に表された外側の１
列のミキサ５０のうちの一つ置きのミキサが点火され
る。最高出力設定値の時、例えば、離陸時には、全ての
ミキサ５０が点火される。当業者には理解されるよう
に、このステージングは高い局所燃料空気比をもたらし
て吹消えを防ぎ、そして低出力時の排出量を良好にす
る。
【００１５】図６に示すように、本発明のミキサ５０の
第２実施例が第２環状燃料噴射器１１０を含み、この第
２燃料噴射器は、概して円形のパターンに配置された複
数の燃料噴射口６８を有し、これらの噴射口は第２スワ
ーラ８０の内側に配設されて燃料の液滴を第２燃料噴射
器の下流の旋回空気内に噴射する。第２燃料噴射器１１
０は第１燃料噴射器６６とは無関係に用いることができ
る。さらに、ミキサ５０の第２実施例には、符号１１２
で総体的に表された第３軸方向スワーラが、第２燃料噴
射器１１０の内側に装着されている。第３軸方向スワー
ラ１１２は、第２燃料噴射器１１０から半径方向内方に
延在する複数の羽根１１４を有する。各羽根１１４はハ
ウジングの中心線６４に対して傾斜しており、第２燃料
噴射器の下流に向かってハウジング５２を通る空気を旋
回させる。当業者には理解されるように、第３スワーラ
１１２の羽根１１４は第２スワーラ８０の羽根８２に対
して同方向旋回または逆方向旋回を生じるものでよい。
【００１６】図７は本発明のミキサ５０の第３実施例を
示す。第３実施例のミキサ５０は、同ミキサが、第１燃
料噴射器６６の下流の区域を第２燃料噴射器１１０の下
流の区域から隔離する概して筒形の分離器１２０を有す
ることを除けば、第２実施例のミキサと同様である。分
離器１２０の内面１２２はベンチュリ形であり、空気
が、分離器の外を通る空気中に拡散する前に、内面から
剥離することを防止する。加えて、第３実施例のミキサ
５０のハウジング５２は第２実施例のミキサのものとは
異なる形状を有する。
【００１７】一実施例では、図６と図７に示したミキサ
の燃料ステージングは、図５に示したものとは異なる。
ミキサ５０は、３列ではなく、各列が約３０個のミキサ
からなる２列に配置され、各列は燃焼器の周沿いに延在
する。緩速状態では、外列のミキサの内側燃料噴射器
（すなわち第２噴射器１１０）だけに燃料が供給され
る。進入時には、両列のミキサの内側噴射器だけに燃料
が供給され、そして巡航と離陸時には、両列の各ミキサ
の両燃料噴射器に燃料が供給される。
【００１８】上述のミキサ５０は、本発明の範囲内で他
種の燃焼器において使用できるが、好ましくは、図示の
ような希薄ドーム燃焼器で使用される。このような燃焼
器で使用された場合、利用可能な空気の８５％までがド
ーム３８を通流しそして燃焼過程で使用される。これに
より非常に低い火炎温度が発生可能となり、ミキサによ
る優れた混合とともに、ＮＯｘの排出量を極めて少なく
する。
【００１９】ミキサ５０により渦の衰退が制御され、局
所空気乱流のレベル、従って空燃混合のレベルを顕著に
高める。さらに、ハウジング５２の先細内面９０が渦の
衰退を遅らせる。渦衰退前の比較的長い遅延はハウジン
グ５２外のさらに完全な混合を可能にしそして自己点火
のおそれを無くする。さらに、中央管８４が自己点火を
抑制する。
【００２０】当業者には理解されるように、本発明の多
数のミキサ５０を単一ドーム３８で用いることができ
る。２０または３０個だけのミキサを用い得る従来の設
計とは異なり、本発明の６０個以上のミキサを一つのド
ーム３８で用いることができる。さらに、各ミキサ内に
１個または２個だけの燃料噴射点を有する従来の設計に
対して、本設計のミキサはそれぞれ８〜１０個の噴射点
を有する。各ミキサは幾つか（例えば８〜１０個）の噴
射口６８を有するので、１２００個以上も多い別々の燃
料噴射口を単一燃焼室３２内で用いることができる。こ
の巨大な数の噴射口６８は良好な混合をもたらす。さら
に、巨大な数の噴射口６８は燃料と空気を迅速に混合す
る。短い混合時間とミキサ分布は隣合うミキサ間の相互
作用を維持し、先行技術燃焼器において隣合うミキサの
遮蔽に使用されている中央体の必要を無くする。
【００２１】本発明のミキサの初期試験は、ミキサが排
出物を減らし得ることを示している。ミキサ５０は排出
物を１９９６年産業基準の約３０％に減らすものと思わ
れる。さらに、本発明のミキサ５０は排出物を現今の諸
設計より６０％も少なくするものと思われる。
【００２２】上述のミキサ５０は本発明の範囲内で他の
従来の製造方法を用いて製造することができるが、好適
実施例のミキサは鋳造されかつ機械加工される。さら
に、ミキサは本発明の範囲内で他の材料で製造すること
ができるが、好適実施例のミキサはインコネル（Ｉｎｃ
ｏｎｅｌ）６２５合金で鋳造される。Ｉｎｃｏｎｅｌは
ウエストバージニア州ハンティントンのインコ・アロイ
ズ・インターナショナル、インコーポレイテッド（Inco
Alloys International, Inc.)の米国連邦登録商標であ
る。
【００２３】本発明またはその好適実施例の要素を開示
してある場合、一つ以上の要素が存在すると解釈された
い。「〜からなる」、「〜を含む」および「〜を有す
る」という用語は包括的であり、列記した要素以外の追
加要素が存在し得ることを意味する。
【００２４】本発明の範囲内で上述の構造に様々な改変
を施し得るので、以上の説明に含めたあるいは添付図面
に示した全てのものは例に過ぎず、本発明を限定するも
のではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】従来の濃密ドーム燃焼器の縦断面図である。
【図２】従来の希薄ドーム燃焼器の縦断面図である。
【図３】本発明の燃焼器の縦断面図である。
【図４】本発明の第１実施例のミキサの縦断面図であ
る。
【図５】図３の線５−５の平面から見た燃焼器の立面図
である。
【図６】本発明の第２実施例のミキサの縦断面図であ
る。
【図７】本発明の第３実施例のミキサの縦断面図であ
る。
【符号の説明】
３０ 燃焼器 ３２ 燃焼室 ３４ 外側ライナ ３６ 内側ライナ ３８ 環状ドーム ５０ ミキサ ５２ ハウジング ５４ 上流端 ５６ 下流端 ５８ 取付けフランジ（マウント） ６０ 第１スワーラ ６２ 羽根 ６４ 中心線 ６６ 環状燃料噴射器（第１燃料噴射器） ６８ 燃料噴射口 ８０ 第２スワーラ ８２ 羽根 ８４ 管 ９０ 側壁（内面） ９２ 先細角度 １１０ 第２環状燃料噴射器 １１２ 第３スワーラ １１４ 羽根 １２０ 筒形分離器 １２２ 内面
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ヒュカム・チャンド・モンギア アメリカ合衆国、オハイオ州、ウエスト・ チェスター、キングフィッシャー・レー ン、8006番

Claims (10)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ガスタービンエンジンの燃焼室（３２）
    において使用するミキサ（５０）であって、上流端（５
    ４）と、この上流端（５４）とは反対側の下流端（５
    ６）と、当該ハウジング（５２）を前記燃焼室（３２）
    の上流端（５４）に取付けるためのマウント（５８）
    と、中空内部を画成している内面（９０）とを有する環
    状ハウジング（５２）と、前記環状ハウジング（５２）
    の内側に装着された第１スワーラ（６０）であって、前
    記上流端（５４）から前記下流端（５６）に向かって前
    記ハウジング（５２）を通る空気を旋回させるために前
    記ハウジング（５２）から内方に延在する複数の羽根
    （６２）を含む第１スワーラ（６０）と、概して円形の
    パターンに配置され前記第１スワーラ（６０）の内側に
    配設されて燃料の液滴を当該燃料噴射器（６６）の下流
    の旋回空気内に噴射する複数の燃料噴射口（６８）を有
    する環状燃料噴射器（６６）と、前記燃料噴射器（６
    ６）の内側に装着された第２スワーラ（８０）であっ
    て、前記燃料噴射器（６６）の下流に向かって前記ハウ
    ジング（５２）を通る空気を旋回させるために前記噴射
    器（６６）から内方に延在する複数の羽根（８２）を含
    む第２スワーラ（８０）とからなるミキサ（５０）。
  2. 【請求項２】 前記環状ハウジング（５２）の前記内面
    （９０）は前記第１スワーラ（６０）の下流で先細にな
    っている、請求項１記載のミキサ（５０）。
  3. 【請求項３】 前記内面（９０）は前記ハウジング（５
    ２）を離れる空気を約３００フィート毎秒より高い速度
    に加速するように選定された先細角度（９２）で先細に
    なっている、請求項２記載のミキサ（５０）。
  4. 【請求項４】 前記燃料噴射器（６６）は第１燃料噴射
    器（６６）であり、そして前記ミキサ（５０）はさら
    に、概して円形のパターンに配置され前記第２スワーラ
    （８０）の内側に配設されて燃料の液滴を当該第２燃料
    噴射器（１１０）の下流の旋回空気内に噴射する複数の
    燃料噴射口（６８）を有する第２環状燃料噴射器（１１
    ０）と、前記第２燃料噴射器（１１０）の内側に装着さ
    れた第３スワーラ（１１２）であって、前記第２燃料噴
    射器（１１０）の下流に向かって前記ハウジング（５
    ２）を通る空気を旋回させるために前記第２噴射器（１
    １０）から内方に延在する複数の羽根（１１４）を含む
    第３スワーラ（１１２）とを含む、請求項１記載のミキ
    サ（５０）。
  5. 【請求項５】 前記第１燃料噴射器（６６）の下流の区
    域を前記第２燃料噴射器（１１０）の下流の区域から隔
    離する概して筒形の分離器（１２０）をさらに含む請求
    項４記載のミキサ（５０）。
  6. 【請求項６】 前記第２スワーラ（８０）の内側に装着
    され空気を前記ハウジング（５２）の中心線（６４）に
    沿って真っ直ぐに導いて前記ハウジング中空内部の空気
    の還流を防止する管（８４）をさらに含む請求項１記載
    のミキサ（５０）。
  7. 【請求項７】 燃焼室（３２）と組み合わせた請求項１
    記載のミキサ（５０）であって、前記燃焼室（３２）
    は、前記燃焼室（３２）の外側境界を画成している環状
    外側ライナ（３４）と、前記外側ライナ（３４）の内側
    に設けられそして前記燃焼室（３２）の内側境界を画成
    している環状内側ライナ（３６）と、前記外側ライナ
    （３４）と前記内側ライナ（３６）の上流に装着されそ
    して前記燃焼室（３２）の上流端（５４）を画成してい
    る環状ドーム（３８）であって、該ミキサ（５０）が該
    ドームに設けられ燃料と空気の混合物を前記燃焼室（３
    ２）に送るような環状ドーム（３８）とからなる、請求
    項１記載のミキサ（５０）。
  8. 【請求項８】 ガスタービンエンジンの燃焼室（３２）
    において使用するミキサ（５０）であって、上流端（５
    ４）と、この上流端（５４）とは反対側の下流端（５
    ６）と、中空内部を画成している内面（９０）と、燃料
    の液滴を該ミキサ（５０）の中空内部に噴射する複数の
    燃料噴射口（６８）とを有する環状ハウジング（５２）
    を含むミキサ（５０）。
  9. 【請求項９】 ガスタービンエンジン内で燃料と空気を
    混合しそして燃焼させる燃焼室（３２）であって、該燃
    焼室（３２）の外側境界を画成している環状外側ライナ
    （３４）と、前記外側ライナ（３４）の内側に設けられ
    そして該燃焼室（３２）の内側境界を画成している環状
    内側ライナ（３６）と、前記外側ライナ（３４）と前記
    内側ライナ（３６）の上流に装着されそして該燃焼室
    （３２）の上流端（５４）を画成している環状ドーム
    （３８）と、前記ドーム（３８）に配設された６０個よ
    り多いミキサ（５０）とからなる燃焼室（３２）。
  10. 【請求項１０】 各ミキサ（５０）が少なくとも８個の
    燃料噴射口（６８）を含む、請求項９記載の燃焼室（３
    ２）。
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