JP2012251741A - 燃料噴射装置 - Google Patents

Abstract

【課題】装置や制御機構を複雑化させることなく、メイン噴射弁を運転している中間出力時および高出力時に、空気と燃料とを十分に混合させて低ＮＯｘ化できる燃料噴射装置を提供する。
【解決手段】燃焼室４内にパイロット燃焼領域Ａ１を形成するように燃料を噴霧するパイロット噴射弁６と、パイロット噴射弁６を囲むようにこのパイロット噴射弁６と同軸状に設けられ、燃焼室４内に予混合燃焼領域Ａ２を形成するように燃料と空気の予混合気を供給するメイン噴射弁８とを備え、メイン噴射弁８は、空気を軸方向の主成分を持つ流速で取り入れる第１空気流路３８と、空気を径方向の主成分を持つ流速で取り入れて第１空気流路３８からの空気に合流させる第２空気流路４２と、第２空気流路４２のみに燃料を噴射するメイン燃料噴射部４０とを有する。
【選択図】図２

Description

本発明は、例えば、ガスタービンエンジンなどに用いられる、複数の燃料ノズルを組み合わせた複合型燃料噴射弁を備えた燃料噴射装置に関し、特にそのメイン噴射弁に関するものである。

近年、環境への配慮から、ガスタービンから排出されるＮＯｘ（窒素酸化物）を低減することが求められている。ガスタービンから排出されるＮＯｘは、主に、流入空気に燃料を投入して高温燃焼させる際に、空気中の窒素が酸化されることにより生じる。一方、ガスタービンのＣＯ_２排出量、すなわち、燃費は、燃焼器出口排気ガスが高温になるほど少なくなるため、ＣＯ_２削減のためには、燃空比を大きくして高温燃焼させる必要がある。従来のガスタービン燃焼器の燃料ノズルでは、燃料を、あらかじめ空気と混合することなく、直接燃焼室に噴霧するため、燃料が空気とよく混ざらないうちに燃焼して、局所的に、火炎温度が平均値よりかなり高い領域が生じる。ＮＯｘ生成量は火炎温度に対して指数的に増加するため、局所的に火炎温度が高い領域からは、多量のＮＯｘが生成される。このようなことから、従来の燃焼方式のまま、燃焼器出口排気ガス温度を上げようとすると、ＮＯｘの排出量が急増する結果となる。

局所的に火炎温度が高い領域を少なくするには、あらかじめ、燃料を空気と混合し、空気中に燃料が噴霧状に分散した混合気を燃焼室に投入して燃焼させる希薄予混合燃焼方式が有効である。一方で、希薄予混合燃焼方式では、低出力で燃空比が低い場合には、直接燃料を燃焼室に噴霧する場合と比べて、火炎が不安定で、不完全燃焼を起こしやすい。そこで、燃料噴射弁の内側にパイロット噴射弁を、外側にメイン噴射弁を同軸上に配置して、低出力時には、パイロット噴射弁のみから直接燃料を燃焼室に噴霧して安定な燃焼を保ちつつ、ＮＯｘ排出量の大きい中間出力から高出力では、パイロット噴射弁から直接噴射する燃料の割合を減らし、メイン噴射弁において生成する予混合気も燃焼室に噴射することによって、ＮＯｘ排出を削減するコンセントリック型燃料噴射弁が考案されている。航空機用ガスタービンの例では、グランドアイドル、フライトアイドル、アプローチの各状態は概ね低出力（定格出力の４０％未満程度）、巡航状態で概ね中間出力（４０〜８０％程度）、上昇および離陸時で概ね高出力（８０〜１００％程度）となる。

このようなコンセントリック型燃料噴射弁においては、中間出力では、燃焼器入口温度や燃空比が高出力時にくらべて低く、メイン予混合気燃焼時の火炎温度が低いため、一般に、ＮＯｘ排出量はそれほど多くない反面、メイン予混合気が不完全燃焼を起こしやすく、燃焼効率が低くなる傾向がある。よって、中間出力時には、内側のパイロット噴射弁の燃焼火炎によるメイン予混合気の保炎が重要になる。一方、高出力では、火炎温度が十分高いため、メイン予混合気単独でも火炎は安定し、燃焼効率に問題は生じないが、ＮＯｘ排出量が多くなる傾向があるため、メイン予混合気の均一化により配慮する必要がある。中間出力と高出力の両方で良好な性能を保つため、メイン噴射弁に、半径方向に空気が流入する２つの空気流路を設け、各流路に対してそれぞれ１系統、合計２系統の燃料噴射孔を設けたものがある（特許文献１）。この方式の燃料噴射弁では、中間出力時には、パイロット噴射弁により近い位置に予混合気を供給する片方の流路にのみ燃料を噴射して、パイロット燃焼火炎による予混合気の保炎を促進し、燃焼効率を向上させる一方、高出力時には、両方の流路に燃料を噴射して、より均一な予混合気を生成し、ＮＯｘ排出を抑制することができる。

特開２００３−２６２３３７号公報

上記特許文献１の燃料噴射弁では、２つの空気流路それぞれに燃料を噴射するため、合計２系統の燃料噴射孔を設けているが、複数系統の燃料噴射孔を設けることは、燃料噴射装置の構造の複雑化を招く。一般に、コンセントリック型燃料噴射弁では、低出力時にパイロット噴射弁のみに燃料が流れ、メイン噴射弁内の燃料流路に燃料が滞留することになる。滞留した燃料は、一定温度以上になると、炭化（コーキング）を起こし、燃料流路壁面に堆積して流路を塞ぐ。この対策として、メイン噴射弁では、燃料噴射孔の各系統にコーキング防止用の冷却構造を設ける必要があるが、メイン噴射弁内の限られたスペースで、このような冷却構造を複数系統の燃料噴射孔に対してそれぞれ設けることは、メイン噴射弁の構造を極めて複雑化させる。また、出力に応じて使用する燃料噴射孔の切り替えを行う場合には、そのための制御機構が必要なうえ、あらゆる場面で適切な燃料噴射孔の選択が行われることを保証するための信頼性の確保が極めて困難である。

本発明は、上記課題に鑑みてなされたもので、装置や制御機構を複雑化させることなく、メイン噴射弁を運転している中間出力時および高出力時に、空気と燃料とを十分に混合させて低ＮＯｘ化できる燃料噴射装置を提供することを目的としている。

上記目的を達成するために、本発明に係る燃料噴射装置は、燃焼室内に第１燃焼領域を形成するように燃料を噴霧するパイロット噴射弁と、前記パイロット噴射弁を囲むようにこのパイロット噴射弁と同軸状に設けられ、前記燃焼室内に第２燃焼領域を形成するように燃料と空気の混合気を供給するメイン噴射弁とを備え、前記メイン噴射弁は、空気を軸方向の主成分を持つ流速で取り入れる第１流入路と、空気を径方向の主成分を持つ流速で取り入れて前記第１流入路からの空気に合流させる第２流入路と、前記第２流入路のみに燃料を噴射するメイン燃料噴射部とを有する。ここで、空気流速が軸方向の主成分を持つものには、径方向または周方向に小さな速度成分を持つものも含まれ、空気流速が径方向の主成分を持つものには、軸方向または周方向に小さな速度成分を持つものも含まれる。

この構成によれば、前記第１流入路の空気と、前記第２流入路の空気／燃料混合気とが、第２流入路から第１流入路に角度を持って向かう形で合流しているので、合流後、比較的短い距離で空気と燃料とが十分混合され、メイン噴射弁が運転している中間出力および高出力において低ＮＯｘ化できる。また、燃料は第２流入路にのみ噴射されるので、燃料流路やその冷却構造を簡略化できる。

本発明において、前記メイン噴射弁では、前記第１流入路と第２流入路とを区画する部分に設けられた前記メイン燃料噴射部から前記第２流入路に燃料を噴射することが好ましい。この構成によれば、メイン燃料の燃料噴射時の運動量が小さい中間出力では、その運動量が大きい高出力の場合と比べて、噴射した燃料が噴射孔から近い所までしか到達せず、燃料が、第２流入路の空気流中の前記メイン燃料噴射部に近い位置に主に噴射されるので、第２流入路の流れが第１流路の流れと合流することで軸方向に転向して燃焼室に噴射される際には、燃料噴霧が、高出力時と比べて径方向内側に偏る。つまり、中間出力時には、高出力時よりも、メイン燃料噴霧が燃焼状態の安定している第１燃焼領域により近づく結果、燃焼時に第１燃焼領域の火炎による保炎効果を受け易くなり、燃焼効率が向上する。また、前記第１流入路と第２流入路とを区画する部分は、一般に空間を広く確保できる場合が多いので、例えば、コーキング防止用冷却構造のような、メイン燃料噴射部内の構造の空間的な配置が容易になる。

本発明において、前記第１流入路の入口に第１旋回手段が、前記第２流入路の入口に第２旋回手段が、それぞれ装着され、前記第２旋回手段は、複数のスワール部を有し、前記メイン燃料噴射部に最も近いスワール部は、流入する空気を概ね径方向内向きに直進させ、その他のスワール部は流入する空気に旋回速度成分を与えることが好ましい。

この構成によれば、第２流入路のメイン燃料噴射部近傍には、メイン燃料噴射部に最も近いスワール部により概ね半径方向内側へ単純に直進する空気流が形成される一方、第２流入路のメイン燃料噴射部から離れた位置には、その他のスワール部により旋回空気流が形成される。燃料流量が少なく、燃料噴射速度が遅い中間出力時には、燃料の運動量が小さいから、メイン燃料噴射部から噴射された燃料の大部分は、その他のスワール部による旋回空気流にまで達することができない。したがって、燃料噴霧は、旋回空気流によって径方向に拡散されることなく、半径方向内側へ向かう空気流と共に半径方向内側へ向かい、メイン噴射弁の空気流路の内径側に燃料分布が偏った燃料と空気の混合気が形成される。その結果、半径方向内側の第１燃焼領域に近い領域に燃料濃度の高い混合気が供給され、中間出力時の燃焼効率がさらに向上する。

また、メイン燃料噴射部から噴射する燃料流量が多く燃料噴射速度が速い高出力時には、燃料の運動量が大きいので、第２流入路の幅広い範囲に燃料が噴射され、噴射された燃料の一部は、中間出力時と同様に半径方向内側へ向かい、残りの燃料は、その他のスワール部による旋回空気流に達して、半径方向外側へ向かう。その結果、高出力時には、メイン噴射弁の空気通路全体に渡って均一な燃料と空気の混合気が形成され、低ＮＯｘ化が実現する。このように、簡単な構造により、出力条件に適した燃料分布が実現され、所望の性能を得ることができる。

また、本発明の好ましい形態では、前記パイロット噴射弁の出口端を、前記メイン噴射弁の出口端と同一またはこれよりも上流側に位置させている。その場合、両出口端の軸方向距離Ｗと、前記メイン噴射弁の出口端の内径Ｄｍとの比Ｗ／Ｄｍが０．２５以下であることが好ましい。この構成によれば、パイロット噴射弁の出口付近で早期にメイン噴射弁の混合気が第１燃焼領域に触れるので、中間出力時にはメイン噴射弁の混合気がより上流から燃焼し始めることにより、燃焼効率が向上する。

本発明において、前記パイロット噴射弁と前記メイン噴射弁との間を区画する環状の隔壁を有し、前記隔壁の出口端の径方向幅Ｔと、前記パイロット噴射弁の出口端の内径Ｄｐとの比Ｔ／Ｄｐが０．０２〜０．１５であることが好ましい。この構成によれば、隔壁が十分小さい（薄い）ので、中間出力時にメイン噴射弁の混合気が第１燃焼領域に触れやすくなることにより、第１燃焼領域の火炎によって保炎されやすくなり、燃焼効率を向上せさることができる。

本発明において、前記パイロット噴射弁と前記メイン噴射弁との間を区画する環状の隔壁を有し、前記隔壁の内周面の出口端から下流方向への仮想延長内周面と、前記隔壁の外周面の出口端から下流方向への仮想延長外周面とが、下流方向に向かって互いに平行もしくは末広がりとなっていることが好ましい。この構成によれば、メイン噴射弁が運転されていない低出力時において、メイン噴射弁からの空気と、パイロット噴射弁の第１燃焼領域との干渉を抑制して、パイロット噴射弁の着火性および燃焼効率が高く維持される。

本発明において、前記第１流入路の内径面は、その出口端の近傍に設けられて下流に向かって拡径する内側フレア部と、この内側フレア部の上流側に設けられて下流に向かって縮径する内側縮径部とを有することが好ましい。この構成によれば、第１流入路を内側縮径部で一旦パイロット噴射弁に近づけた後、出口端の近傍の内側フレア部で末広がり形状とすることで、パイロット噴射弁の出口端の直下流近傍では、第１燃焼領域にメイン噴射弁の混合気が触れやすくなって、中間出力時における燃焼効率が高く維持される。

本発明において、前記第１流入路を流れる空気の流量Ｑ１と、第２流入路を流れる空気の流量Ｑ２の比Ｑ１／Ｑ２が、３／７〜７／３の範囲内であることが好ましい。この構成によれば、メイン噴射弁の空気通路内で、局所的に燃料の濃度が濃くなることがない。このため、燃焼時の火炎温度を低く抑えられ、ＮＯｘの発生を抑制できるうえに、高温高圧状態での逆火や自己着火による壁面の損傷も避けることができる。

本発明の燃料噴射装置によれば、軸方向の主成分を持つ第１流入路の空気と、径方向の主成分を持つ第２流入路の空気／燃料混合気流との合流後、比較的短い距離で空気と燃料とが十分混合され、メイン噴射弁が運転している中間出力および高出力時においてＮＯｘ排出が少なくなる。また、燃料は第２流入路にのみ噴射されるので、燃料流路やその冷却構造を簡略化できる。前記第１流入路と第２流入路とを区画する部分に設けられた前記メイン燃料噴射部から前記第２流入路に燃料を噴射した場合には、燃料噴射速度が高出力時よりも遅く燃料の到達距離の短い中間出力では、第２流入路にのみ噴射された燃料が、径方向内側、つまり、パイロット噴射弁側へ偏って流れるので、燃焼状態の安定している第１燃焼領域に近づく結果、第１燃焼領域による保炎作用を受け易くなり、燃焼効率が向上する。一方、燃料噴射速度が速く、燃料の到達距離の長い高出力時には、メイン噴射弁の空気通路全体にわたって均一な燃料と空気の混合気が形成され、さらなる低ＮＯｘ化が実現する。このように、簡単な構造により、出力条件に適した燃料分布が実現され、所望の性能を得ることができる。

本発明の一実施形態に係る燃料噴射装置を備えたガスタービンエンジンの燃焼器を示す断面図である。 同上燃料噴射装置を詳細に示した縦断面図である。 同上燃料噴射装置を軸方向上流側からみた縦断面図である。 （ａ）は図２のIV−IV断面図で、(ｂ)は外側スワーラの変形例を示す縦断面図である。 同上燃料噴射装置のメイン空気通路を拡大した縦断面図である。 同上燃料噴射装置の高出力・中間出力時の状態を示した縦断面図である。 同上燃料噴射装置の低出力時の状態を示した縦断面図である。 同上燃料噴射装置のノズルの先端部付近を拡大した縦断面図である。 （ａ）は、同上燃料噴射装置の中間出力時のメイン空気通路を拡大した縦断面図で、（ｂ）は、（ａ）の燃料噴射状況を通路下流側から見た図である。 （ａ）は、同上燃料噴射装置の高出力時のメイン空気通路を拡大した縦断面図で、（ｂ）は、（ａ）の燃料噴射状況を通路下流側から見た図である。 本発明の別の実施形態に係る燃料噴射装置を詳細に示した縦断面図である。

以下、本発明の好ましい実施形態について図面を参照しながら説明する。
図１は本発明の一実施形態に係る燃料噴射装置２を備えたガスタービンエンジンの燃焼器１を示している。この燃焼器１は、ガスタービンエンジンの図示しない圧縮機から供給される圧縮空気に燃料を混合して燃焼させ、その燃焼により発生する高温・高圧の燃焼ガスをタービンに送ってタービンを駆動するものである。

燃焼器１はアニュラ型であり、エンジン回転軸心Ｃと同軸状に配置された、環状のアウタケーシング５とその内側の環状のインナケーシング７とにより、環状の内部空間を有する燃焼器ハウジング３を構成している。この燃焼器ハウジング３の環状の内部空間には、環状の燃焼器ライナ９が燃焼器ハウジング３と同軸状に配置されている。燃焼器ライナ９は、環状のアウタライナ１１の内側に環状のインナライナ１３が同軸状に配置されており、内部に環状の燃焼室４を形成している。この燃焼器ライナ９の頂壁に、燃焼室４内に燃料を噴射する複数の燃料噴射装置２が、エンジン回転軸心Ｃと同軸状に、つまり燃焼器ライナ９の周方向に、等間隔に配設されている。各燃料噴射装置２は、パイロット噴射弁６と、このパイロット噴射弁６の外周を囲むようにパイロット噴射弁６の軸心Ｃ１と同軸状に設けられて混合気を生成するメイン噴射弁８とを備えており、燃焼器ハウジング３に締結部材１９によって取り付けられたステム部２７により燃焼器ハウジング３に支持されている。アウタケーシング５およびアウタライナ１１を貫通して、着火を行うための点火栓ＩＧが、燃焼器ライナ９の径方向を向き、かつ先端が燃料噴射装置２に近接する配置で設けられている。

燃焼器ハウジング３の環状の内部空間には、圧縮機から送給される圧縮空気ＣＡが空気取入管２１を介して導入され、この導入された圧縮空気ＣＡは、燃料噴射装置２に供給されるとともに、燃焼器ライナ９のアウタライナ１１およびインナライナ１３にそれぞれ複数形成された空気導入口２３から燃焼室４内に供給される。ステム部２７は燃料配管ユニットＵを形成しており、この燃料配管ユニットＵは、パイロット噴射弁６に燃料を供給する第１燃料供給系統Ｆ１と、メイン噴射弁８に燃料を供給する第２燃料供給系統Ｆ２とを備えている。

燃料噴射装置２の後部は、その外周部に設けたフランジ２５Ａと支持体２５Ｂとを介して、アウタライナ１１に一体形成されたアウタサポート２９に支持され、アウタライナ１１がライナ固定ピンＰでアウタケーシング５に支持されている。アウタサポート２９は、燃料噴射弁２の径方向内側に突出し、アウタサポート２９の内側に嵌め込まれたヒートシールド１７により、燃焼室４の高温から保護されている。燃焼器ライナ９の下流端部にはタービンの第１段ノズルＴＮが接続される。

図２は図１の燃料噴射装置２を詳細に示した縦断面図である。燃料噴射装置２の中央部に設けられたパイロット噴射弁６は、軸心Ｃ１上に配置された中心体１０と、これと同軸状でステム部２７と一体に設けられてパイロット噴射弁６の本体を形成する内側筒状体１２と、内側筒状体１２の外方で内側筒状体１２と同軸状に配置された外側円筒状体１４と、外側円筒状体１４の外方で外側円筒状体１４と同軸状に配置された環状の隔壁であるインナシュラウド１５とを有している。このインナシュラウド１５は、パイロット噴射弁６とメイン噴射弁８とを区画している。インナシュラウド１５の内周面の下流部にはベンチュリーノズル状のパイロット外周ノズル１８が形成されている。図３に示すように、ステム部２７は、パイロット外周ノズル１８が形成された部分を除いて、後述する内側スワーラ３０の内径よりも小さい幅を持つ細長い形状である。

図２に示すパイロット噴射弁６の内側筒状体１２は、第１燃料供給系統Ｆ１の燃料配管Ｕ（図１）と接続された基部１９（図１）により、支持されている。内側筒状体１２の内側には、中心体１０を内側筒状体１２に支持するストラット２８が固定され、中心体１０と内側筒状体１２の間に、中心軸Ｃ１と同心状の内側空気流路を形成する環状の中心ノズル２０が形成されている。中心体１０は、中心ノズル２０内流れが下流に行くに従って加速するよう、ストラット２８より下流で徐々に径が大きくなっている。内側筒状体１２の下流部における内部に、第１燃料供給系統Ｆ１に連通する環状のパイロット燃料流路２２が形成されている。内側筒状体１２と外側円筒状体１４との間に外側空気流路２４が形成され、外側円筒状体１４とインナシュラウド１５との間に追加空気流路２６が配設されている。

外側空気流路２４および追加空気流路２６の上流には、パイロット噴射弁６の軸心Ｃ１回りの旋回を与える内側スワーラ３０、および内側スワーラ３０よりも強い旋回を与えるディフューザ型の外側スワーラ３２がそれぞれ配設されている。すなわち、２つのスワーラ３０、３２は旋回方向が同じで、軸心Ｃ１を含む平面に対する固定羽根の出口取付角度である旋回角度は、外側スワーラ３２の方が大きく設定されている。このように、パイロット噴射弁６は、外側空気流路２４、追加空気流路２６と、中心体１０、ストラット２８、および、２つのスワーラ３０、３２を含んでいる。中心ノズル２０から噴出する空気流である空気ジェットは、中心ノズル出口では旋回角度１０°未満に保つことが好ましい。また、燃料噴射装置の上流の空気状態が安定している場合、および、加工上の制約がある場合などには、内側筒状体１２の内側形状を工夫することにより、中心体２０とストラット２８を省略することも考慮できる。内側スワーラ３０の出口旋回角度は例えば３０°であり、好ましくは２０〜５０°である。外側スワーラ３２の出口旋回角度は例えば５０°であり、好ましくは４０〜６０°である。

外側スワーラ３２は、図４（ａ）に示すように、各ベーン（羽根）の入口角（前縁の軸方向に対する角度）θｉが出口角（後縁の軸方向に対する角度）θｅよりも大きく設定されて、下流側に向かって空気通路が広くなる、すなわち、流れに垂直な方向の空気通路の有効断面積が広くなるように、周方向に滑らかに湾曲した複数のディフューザベーン３２ａを有している。また、図４（ｂ）に示すように、外側スワーラ３２を、下流に進むほどベーン高さ（通路の径方向の高さ）が大きくなって通路が広くなる複数のディフューザベーン３２ｂで構成することもできる。なお、外側スワーラ３２は、入口から出口まで流れに垂直な方向の空気通路断面積が一定または狭まる複数のベーンを有する通常のスワーラとしてもよい。

図２のパイロット燃料流路２２は、内側筒状体１２に形成されて、中心ノズル２０と外側空気流路２４との間に位置しており、第１燃料供給系統Ｆ１からの燃料をその下流端に形成されたパイロット燃料噴射部２２ａから中心ノズル側に噴射させる。パイロット燃料噴射部２２ａは燃料を環状の膜状に噴射する環状の開口を持つプレフィルマ型である。内側筒状体１２におけるパイロット燃料流路２２よりも外周部分１６と外側円筒状体１４は、下流部１６ｂ、１４ｂが下流へ向かって先細りの形状となっており、これにより、パイロット燃料流路２２および外側空気流路２４が前記下流部１６ｂ、１４ｂで内側空気流路２０に向かって径方向内側に偏向している。内側筒状体１２の外周部分１６および外側円筒状体１４のそれぞれの下流端１６ａ、１４ａは中心ノズル２０の出口付近の下流側に位置している。すなわち、パイロット燃料流路２２の下流端であるパイロット燃料噴射部２２ａと外側空気流路２４の出口端２４ａが中心ノズル２０の出口２０ａ付近に臨んでいる。

インナシュラウド（隔壁）１５における外側スワーラ３２よりも下流部の内周面によってパイロット外周ノズル１８が形成されている。このパイロット外周ノズル１８は、その出口端１８ａの近傍に設けられて下流に向かって拡径するパイロットフレア部１８ｂと、このパイロットフレア部１８ｂの上流側に設けられて下流に向かって縮径するパイロット縮径部１８ｃとを有している。すなわち、パイロットフレア部１８ｂとパイロット縮径部１８ｃとの境界である絞り部１８ｄで、パイロット外周ノズル１８の内径が最小となる。このように、パイロット外周ノズル１８は、下流に向かって一旦絞られた後、末広がりとなる形状をしている。パイロットフレア部１８ｂは軸心Ｃ１の方向に対して傾斜角度θ１で傾斜している。本実施形態では、傾斜角度θ１は２０°であり、１５〜３０°が好ましい。この範囲であれば、後述する第１燃焼領域であるパイロット燃焼領域Ａ１を径方向外方に適切に広げて高い燃焼効率を維持できる。

内側筒状体１２の外周部分１６の下流端１６ａと外側円筒状体１４の下流端部１４ａは、パイロット外周ノズル１８の絞り部１８ｄよりも若干上流側の位置に設けられている。上述のように、外側円筒状体１４の下流部１４ｂは下流へ向かって先細りの形状となっているが、この先細り形状に合致するように、パイロット外周ノズル１８が、下流に向かって一旦絞られたパイロット縮径部１８ｃを有している。これにより、追加空気流路２６の通路面積が外側円筒状体１４の下流部１４ｂの径方向外側で急激に大きくならないので、外側円筒状体１４の外周面での空気流の剥離が抑制され、外側円筒状体１４の外周面が燃焼室４内の燃焼ガスによって焼損するのを防止できる。

パイロット噴射弁６を通過した空気は、中心ノズル２０を通過する空気ジェットを除いて、旋回により外周側へと拡散する。燃料噴射装置２の出口直後の空気流では、主にメイン噴射弁８から出る空気の強い旋回のため、軸心Ｃ１付近が負圧になり、半径方向内向きの圧力勾配と外向きの遠心力がつりあう。しかし、メイン噴射弁８から出た強い旋回空気流は、下流に流れるに従って拡大し、減衰して旋回が弱くなるため、軸心Ｃ１付近の圧力は下流に行くに従って次第に回復する。よって、燃料噴射装置２下流の中心軸Ｃ１上では、下流の方が上流より圧力が高い逆圧力勾配が生じ、中心軸Ｃ１上で下流から上流へと逆流する再循環領域Ｘ（図１）が形成される。

一方、パイロット燃料噴射部２２ａは中心ノズル２０内を通過する空気中に燃料Ｆを噴射する。中心ノズル２０から出る空気ジェットは、軸方向下流に向かってほぼ直進し、再循環領域Ｘ内で周囲の空気と混合して消滅する。それに伴って、噴霧状の燃料は再循環領域Ｘの中心部に到達し、再循環領域Ｘ内で気化して燃焼し、パイロット燃焼領域Ａ１を形成する。中心ノズル２０を出た空気ジェットの運動量が大きい場合には、その空気ジェットが再循環領域Ｘ内に突入して消滅する過程で、再循環領域Xに凹部Ｘａが形成される場合がある。

パイロット噴射弁６を通過した空気は、パイロットフレア部１８ｂに沿って旋回しながら径方向外方に広がる。これにより、パイロット噴射弁６からの空気による再循環領域Ｘ（図１）を、径方向外方へ適度に広げることができる。パイロット噴射弁６から、この適度に広がった再循環領域Ｘに燃料を噴射して、パイロット燃焼領域Ａ１（図６）が形成されるので、低出力時においても、高い燃焼効率が維持される。

図２に戻って、パイロット噴射弁６の外周に嵌め込まれたメイン噴射弁８について説明する。このメイン噴射弁８は、インナシュラウド１５の径方向外方で同軸状に配置されてステム部２７と一体に形成されたリング部３４と、このリング部３４の軸方向下流側に配置されたアウタシュラウド３６とを有している。インナシュラウド１５とリング部３４との間には、空気を燃料噴射装置２の軸方向の主成分を持つ流速で取り入れる、すなわち軸心Ｃ１を含む図２の縦断面における流速の軸方向成分が径方向成分よりも大きい状態で取り入れる流入路である環状の第１空気流路３８が形成され、リング部３４とアウタシュラウド３６との間には、空気を燃料噴射装置２の径方向の主成分を持つ流速で取り入れる、すなわち軸心Ｃ１を含む図２の縦断面における流速の径方向成分が軸方向成分よりも大きい状態で取り入れる流入路である環状の第２空気流路４２が形成されている。すなわち、リング部３４の下流端面が第２空気流路４２の一側壁を形成し、アウタシュラウド３６の内周面３７の上流部が第２空気流路４２の他側壁を形成している。第１空気流路３８と第２空気流路４２の間は、リング部３４によって区画されている。

第１空気流路３８は、後述するメイン内側スワーラ４６の入口からリング部３４の内周後端縁３４ａまで延びており、第２空気流路４２は、後述するメイン外側スワーラ４８の入口からリング部３４の内周後端縁３４ａまで延びている。また、第１空気流路３８と第２空気流路４２の下流には、それら２つの流路から流入する流れが合流する予混合室５８が、アウタシュラウド３６とインナシュラウド１５の間に形成されている。メイン通路５６は、上記の第１空気流路３８、第２空気流路４２、および、予混合室５８の３つの部分により構成されている。

第１空気流路３８と第２空気流路４２を区画するリング部３４の内部には、第２燃料供給系統Ｆ２につながる環状のメイン燃料噴射部４０が形成されている。メイン噴射弁８には、低出力時には燃料が供給されず、中間出力および高出力時にのみ第２燃料供給系統Ｆ２から燃料が供給される。メイン燃料噴射部４０は第２空気流路４２のみに燃料を噴射する。噴射された燃料は、メイン外側スワーラ４８からの空気流およびメイン内側スワーラ４６からの空気流と予混合室５８で混合して予混合気となり、燃焼室４内に供給されて燃焼することにより、図６に示す予混合燃焼領域Ａ２が形成される。

図７に示すように、メイン噴射弁８に燃料が供給されない低出力時には、スワーラ４６、４８を通過したメイン空気流Ｅは予混合室５８を通って燃焼室４に供給される。

図２に示すアウタシュラウド３６の内周面３７の下流部はメイン噴射弁８のメイン出口フレア４３を形成している。メイン出口フレア４３は、径方向内方に最も膨出した、上流端である基端部４３ａから下流端である出口端４３ｂに向かって末広がりとなっている。つまり、メイン噴射弁８の空気流路であるメイン通路５６の外周面が、その出口端に向かって末広がりとなっている。メイン出口フレア４３の出口端４３ｂ付近は軸心Ｃ１に対して傾斜角度θ２で傾斜している。これにより、図７に示すように、メイン空気流Ｅを径方向外側へ広げて、低出力時にその内側のパイロット燃焼領域Ａ１と大きく干渉するのを防止している。図２に示すメイン出口フレア４３の傾斜角度θ２は約３５°であり、２０〜５０°が好ましい。この範囲であれば、パイロット燃焼領域Ａ１との干渉を抑制しながら、再循環流域Ｘを径方向外方に十分に広げて保炎性を向上させることができる。

図５に明示するように、第２空気流路４２は下流に進むにつれて燃焼室４に向かうように滑らかに湾曲し、第２空気流路４２の出口を出た空気ＣＡ２と第１空気流路３８の出口を出た空気ＣＡ１とは、予混合室５８の合流点Ｊにおいて交差角αで合流している。交差角αは、第１空気流路３８の出口を出た空気ＣＡ１と第２空気流路４２の出口を出た空気ＣＡ２の合流時に大きな空気流の乱れを発生させるために、４０〜８０°の範囲が好ましい。

メイン燃料噴射部４０には、第２空気流路４２における第１空気流路３８との合流点Ｊよりも上流側に、軸方向の上流側（図５の左側）から下流側（図５の右側）に向けて第２空気流路４２内に燃料を噴射する複数のメイン燃料噴射孔４４が、周方向に等間隔に配置されている。メイン燃料噴射孔４４は不等間隔であってもよい。メイン燃料噴射孔４４は、第２空気流路４２の軸方向上流側の壁面に開口しており、プレーンジェット方式で燃料を噴射し、好ましくは周方向に５個以上設けられる。メイン燃料噴射孔４４付近では、第２空気流路４２の空気の流れと、メイン燃料噴射孔４４から噴射される燃料の流れとのなす角度βがほぼ９０°となっている。角度βは、空気流による燃料の微粒化を促進するために、７０〜９０°であることが好ましい。

第２空気流路４２内の空気流ＣＡ２に向かってメイン燃料噴射孔４４から燃料を噴射して生成された空気／燃料混合気は、第１空気流路３８内を軸方向に向かって流れる空気ＣＡ１に合流するが、角度をもって合流する際の空気乱れにより空気と燃料との混合がさらに促進される。合流後の空気／燃料混合気は、予混合室５８でさらに混合の後、燃焼室４へ噴霧される。

ここで、第１空気流路３８を流れる空気ＣＡ１の流量Ｑ１と、第２空気流路４２を流れる空気ＣＡ２の流量Ｑ２の比Ｑ１／Ｑ２は、３／７〜７／３が好ましい。流量比がこの範囲を超えて偏ると、燃料と空気が混合しにくくなり、ＮＯｘが十分に抑制できない可能性があるうえ、高温高圧状態での逆火や自己着火による壁面の損傷の可能性が高まる。

第１空気流路３８の入口には、第１旋回手段である前記メイン内側スワーラ４６が装着され、第２空気流路４２には、第２旋回手段である前記メイン外側スワーラ４８が装着されている。メイン外側スワーラ４８は、メイン噴射弁８の軸方向に並ぶスワール部である第１スワーラ５０および第２スワーラ５２により形成されている。メイン燃料噴射孔４４に近い第１スワーラ５０は、それを通過した空気が、概ね半径方向内側へ単純に直進するように旋回羽根が設定され、メイン燃料噴射孔４４から遠い第２スワーラ５２は、それを通過した空気に軸心回りの旋回を与えるよう旋回羽根が設定されている。

メイン燃料噴射孔４４から出る燃料流量が少なく、噴射孔での燃料の運動量が小さい中間出力では、噴射した燃料の大半は、噴射孔４４から近い第１スワーラ５０を通過した径方向内向きの流れ内にしか到達せず、第２スワーラ５２の旋回によって径方向に拡散されることなく、径方向内側へ向かい、メイン流路５６の径方向内側に偏った燃料と空気の混合気を形成する。

一方、メイン燃料噴射孔４４から出る燃料流量が多く、噴射孔での燃料の運動量が大きい高出力の時には、噴射された燃料の一部は、中間出力時と同様に径方向内向きの空気流と共に径方向内側へ向かうが、残りの燃料は、第２スワーラ５２を通過する旋回流に達し、その旋回流と共に半径方向外側へ向かう混合気を形成する。その結果、高出力時には、メイン通路５６全体にわたって均一な混合気が形成される。

メイン外側スワーラ４８は、単一のスワーラであってもよく、その場合、その固定羽根における最もメイン燃料噴射孔４４に近い部分を通過する空気は、概ね半径方向内側に直進し、メイン燃料噴射孔４４から離れるに従って旋回成分が強くなるようにねじられた形状の旋回羽根を用いる。なお、第１スワーラ５０または第２スワーラ５２はそれぞれ、軸方向に並ぶ複数のスワーラを含むスワーラ群によって形成してもよい。

図２に示す第１空気流路３８の内周面５４の出口端５４ａの近傍には、下流に向かって拡径するメイン内側フレア部５４ｂが形成され、このメイン内側フレア部５４ｂの上流側には、下流に向かって縮径するメイン内側縮径部５４ｃが形成されている。第１空気流路３８の内周面５４の出口端５４ａは、メイン噴射ノズル４３の基端部４３ａよりも若干下流側に位置している。

図７に示すように、インナシュラウド１５の内周面の出口端１８ａから下流方向へ延長した仮想延長内周面ＶＰ１と、インナシュラウド１５の外周面を出口端５４ａから下流方向へ延長した仮想延長外周面ＶＰ２とが、下流方向に向かって末広がりとなっている。仮想延長内周面ＶＰ１と仮想延長外周面ＶＰ２とは互いに平行であってもよく、言い換えれば、両面ＶＰ１、ＶＰ２が、パイロット外周ノズル１８よりも下流で交わらなければよい。

インナシュラウド１５の出口端面１５ａの径方向の厚さは薄く設定されている。図８に示すように、インナシュラウド１５の出口端面１５ａの径方向幅Ｔである、インナシュラウド１５の内周面の出口端１８ａと外周面の出口端５４ａとの距離Ｔと、パイロット外周ノズル１８の出口端１８ａの内径Ｄｐとの比Ｔ／Ｄｐは、０．０２〜０．１２の範囲であることが好ましい。この比Ｔ／Ｄｐが０．０２未満であると、図７のメイン空気流Ｅとパイロット燃焼領域Ａ１とが接近しすぎて干渉が強くなり、低出力時におけるパイロット噴射弁６の燃焼効率や着火性・保炎性が低下する。反対に、０．１５を超えると、図６のパイロット燃焼領域Ａ１と第２燃焼領域である予混合燃焼領域Ａ２とが径方向に大きく離れて、中間出力時におけるメイン噴射弁８のパイロット火炎からの保炎効果が弱まり、燃焼効率が低下する。

図８のパイロット外周ノズル１８の出口端１８ａは、メイン出口フレア４３の出口端４３ｂよりも上流側に位置している。具体的には、両出口端１８ａ、４３ｂの軸方向距離Ｗと、メイン出口フレア４３の出口端４３ｂの内径Ｄｍとの比Ｗ／Ｄｍは０．２５以下が好ましく、０．１〜０．２５の範囲であればさらに好ましい。この比Ｗ／Ｄｍが０．１未満の時には、パイロット火炎からの保炎効果が弱まり、燃焼効率の向上効果が若干減少する。ただし、燃焼効率が十分高い場合は、パイロット外周ノズル１８の出口端１８ａとメイン出口フレア４３の出口端４３ｂをそろえることもできる。また、比Ｗ／Ｄｍを０．２５より大きくしても、上記保炎効果の向上は限定的である。

上記構成において、ガスタービンの低出力時には、図２の第１燃料供給系統Ｆ１から燃料噴射装置２の内側のパイロット噴射弁６にのみ燃料が供給される。パイロット噴射弁６を通過した空気は、中心ノズル２０を通過した空気を除いて、旋回により外周側へと拡散する。パイロット燃料噴射部２２ａは中心ノズル２０内の空気中に燃料Ｆを噴射する。中心ノズル２０を出た空気ジェットは、軸方向下流に向かってほぼ直進し、再循環領域Ｘ内で周囲の空気と混合して消滅する。それに伴って、大半の噴霧状の燃料は、再循環領域Ｘの中心部に到達し、再循環領域Ｘ内で気化して燃焼する。このように、燃料Ｆの外周側への拡散によるメイン空気流との干渉が抑制されるので、低出力時におけるパイロット噴射弁６の燃焼効率、および、着火性・保炎性を向上させることができる。

また、図７に示すインナシュラウド１５の内周面の出口端１８ａから下流方向への仮想延長内周面ＶＰ１と、インナシュラウド１５外周面の出口端５４ａから下流方向への仮想延長外周面ＶＰ２とが、下流方向に向かって末広がりとなっているので、メイン空気流Ｅがパイロット燃焼領域Ａ１に干渉するのを抑制でき、低出力時におけるパイロット噴射弁６の着火性・保炎性および燃焼効率がさらに改善される。

内側スワーラ３０の径方向外側に配置された外側スワーラ３２は、下流側に向かうにつれて空気通路が広くなるディフューザベーン３２ａ（図４）で構成されている。上記のとおり、パイロット燃料噴射弁６の軸心Ｃ１付近に中心ノズル２０を設置すると、中心ノズル２０を出た空気ジェットの運動量が大きい場合には、再循環領域Ｘが、図８に示すように、中心軸Ｃ１付近が下流側へ凹んだ形状となり、パイロット噴射弁６の燃焼効率、および、着火性・保炎性を低下させる場合がある。そのような場合にも、内側スワーラ３０の径方向外側に、ディフューザ型の外側スワーラ３２が設置されていれば、外側スワーラ３２出口における空気速度が通常のスワーラより遅くなるので、再循環領域が、破線Ｘ１で示すように、外側スワーラ３２の出口付近で上流側に拡大し、パイロット噴射弁６の火炎が安定するから、パイロット噴射弁６の燃焼効率および着火性・保炎性の低下を防ぐことができる。

さらに、図７のパイロット噴射弁６の内側スワーラ３０よりも強い旋回速度成分を付与する外側スワーラ３２の旋回流Ｓにより、逆流域を径方向外方に適度に広げることができる。

パイロット燃料噴射部２２は、燃料を環状の膜状に噴射するプレフィルマ型であるので、燃料に対する空気のせん断面積が大きくなり、燃料の微粒化が促進され、その結果、低出力時における低ＮＯｘ化を実現できる。

中間出力および高出力時には、パイロット噴射弁６とメイン噴射弁８の両方に燃料が供給される。図５に示すように、メイン噴射弁８では、第２空気流路４２に燃料Ｆが噴射されて径方向の主成分を持つ空気ＣＡ２と燃料Ｆが混合された後に、この空気／燃料混合気Ｍ１が、予混合室５８で第１空気流路３８を流れる軸方向の主成分を持つ空気ＣＡ１と角度を持って向かう形で合流して、さらに燃料と空気の混合が促進されるから、比較的短い距離で空気と燃料とが十分混合され、低ＮＯｘ化できる。また、燃料は第２空気流路４２にのみ噴射されるので、燃料流路やその冷却構造を簡略化できる。

図２のメイン燃料噴射部４０は、第１空気流路３８と第２空気流路４２とを区画する部分Ｋから第２空気流路に向かって燃料Ｆを噴射しているので、メイン燃料の燃料噴射時の運動量が小さい中間出力では、その運動量が大きい高出力の場合と比べて、噴射した燃料が噴射孔４４から近い所までしか到達せず、第２空気流路４２の空気流中のメイン燃料噴射部４０に近い位置に主に噴射される。そのため、第２空気流路４２の流れが第１空気流路３８の流れと合流することで軸方向に転向して燃焼室４に噴射される際には、燃料噴霧が、高出力時と比べて径方向内側に偏る。つまり、中間出力時には、高出力時よりも、メイン燃料噴霧が燃焼状態の安定している図６のパイロット燃焼領域Ａ１により近づく結果、燃焼時にパイロット燃焼領域Ａ１の火炎による保炎効果を受け易くなり、燃焼効率が向上する。また、第１空気流路３８と第２空気流路４２とを区画する部分Ｋは、一般に空間を広く確保できる場合が多いので、コーキング防止用の冷却構造のような、メイン燃料噴射部４０内の構造の空間的な配置が容易になる。

第１空気流路３８の入口にはメイン内側スワーラ４６が、第２空気流路４２の入口にはメイン外側スワーラ４８がそれぞれ装着されている。メイン外側スワーラ４８のうち、メイン燃料噴射孔４４に近い第１スワーラ５０により、図９に示すように、第２空気流路におけるメイン燃料噴射孔４４の近傍には、空気流が概ね半径方向内側へ直進する領域Ｍが形成される一方、メイン燃料噴射孔４４から離れた位置には、第２スワーラ５２によって径方向外側に向かう旋回領域が形成される。燃料流量が少なく燃料噴射速度が遅い中間出力時には、メイン燃料噴射孔４４から噴射された燃料Ｆの大部分は、第２スワーラ５２による強い旋回流にまで達することなく、第１スワーラ５０による半径方向内側に直進する流れ内に留まって半径方向内側へ向かうので、メイン通路５６の内側に偏った混合気Ｙ１が形成される。その結果、パイロット燃焼領域Ａ１（図６）に近い位置に比較的濃い混合気Ｙ１が噴出され、パイロット燃焼領域Ａ１による保炎効果によって中間出力時の燃焼効率がさらに向上する。

燃料流量が多く燃料噴射速度が速い高出力時には、図１０に示すように、メイン燃料噴射孔４４から噴射された燃料Ｆの一部は、第１スワーラ５０による半径方向内側に直進する流れ内に留まって半径方向内側へ向かう混合気Ｙ１を形成する。一方、残りの燃料は第２スワーラ５２から出た旋回流に乗って半径方向外側へ向かう混合気Ｙ２を形成する。その結果、高出力時には、メイン空気通路５６全体にわたって均一な混合気Ｙ２が形成され、低ＮＯｘ化できる。このように、簡単な構造により、出力条件に適した燃料分布が実現され、所望の性能を得ることができる。

図６に示すように、パイロット外周ノズル１８の出口端１８ａが、メイン出口フレア４３の出口端４３ｂよりも上流側に位置しているので、パイロット外周ノズル１８の出口付近で早期に、メイン通路５６の予混合気Ｍ２が、パイロット燃焼領域Ａ１に触れるので、中間出力時の燃焼効率がさらに向上する。

図８に示すように、パイロット外周ノズル１８の出口端１８ａおよびメイン出口フレア４３の出口端４３ｂとの軸方向距離Ｗと、メイン出口フレア４３の出口端４３ｂの内径Ｄｍとの比Ｗ／Ｄｍを０．２５以下とすれば、パイロット外周ノズル１８の出口端１８ａ付近という早いタイミングで、メインの予混合気が、パイロット燃焼領域Ａ１（図６）に触れるため、中間出力時のパイロット火炎によるメイン噴射弁８の保炎効果が大きくなり、燃焼効率がさらに向上する。

パイロット噴射弁６とメイン噴射弁８との間を区画する環状のインナシュラウド１５の出口端面１５ａの径方向幅Ｔと、パイロット外周ノズル１８の出口端１８ａの内径Ｄｐとの比Ｔ／Ｄｐが０．０２〜０．１５であるから、メイン予混合気が、パイロット外周ノズル１８の出口端１８ａの下流近傍という早いタイミングで、パイロット燃焼領域に触れるので、中間出力時の燃焼効率をさらに向上させることができる。

図６に示すように、メイン噴射弁８の第１空気流路３８の内径面５４は、内側縮径部５４ｃで一旦パイロット噴射弁６に近づけた後、出口端５４ａの近傍の内側フレア部５４ｂで末広がり形状とすることで、パイロット外周ノズル１８の出口端１８ａの下流近傍では、パイロット燃焼領域Ａ１にメイン噴射弁８の予混合気が触れやすくなって、中間出力時における燃焼効率を高く維持できる。一方、低出力時にはメイン噴射弁８の第１空気流路３８の内径面５４の出口端５４ａよりも下流では、末広がりの内側フレア部５４ｂによって、メイン噴射弁８を通過した空気を径方向外方へ十分拡散させ、パイロット噴射弁６のパイロット燃焼領域Ａ１との干渉を抑制して、低出力での高い燃焼効率を維持できる。

さらに、メイン噴射弁８のメイン出口フレア４３は、その出口端に向かって末広がりの形状であるから、メイン噴射弁８からの空気が径方向外方に広がるので、パイロット噴射弁６からの空気との干渉を避けながら、再循環領域Ｘを径方向外方に適度に広げることができるので、低出力時においても高い燃焼効率が得られる。

また、第１空気流路３８を流れる空気の流量Ｑ１と、第２空気流路４２を流れる空気の流量Ｑ２の比Ｑ１／Ｑ２が、３／７〜７／３の範囲内であるから、流量比が偏ることがなくなる結果、局所的に燃料の濃度が濃くなることがない。このため、燃焼時の火炎温度を低く抑えられて、ＮＯｘの発生を抑制できる上に、高温高圧状態での逆火や自己着火による壁面の損傷も避けることができる。

上記実施形態では、図２に示したパイロット燃料噴射部２２ａは燃料を環状の膜状に噴射するプレフィルマ型であったが、これに限定されず、例えば図１１に示すようにプレーンジェット方式のパイロット燃料噴射部２２ｂとしてもよい。このパイロット燃料噴射部２２ｂでは、径方向内側に向けて燃料Ｆを噴射する小孔が、周方向に等間隔で複数設けられており、これによって、周方向の複数個所から径方向に向けて燃料Ｆが中心ノズル２０内に供給される。

以上のとおり、図面を参照しながら本発明の好適な実施形態を説明したが、本発明の趣旨を逸脱しない範囲内で、種々の追加、変更または削除が可能である。したがって、そのようなものも本発明の範囲内に含まれる。

２ 燃料噴射装置
４ 燃焼室
６ パイロット噴射弁
８ メイン噴射弁
１５ インナシュラウド（隔壁）
１８ パイロット外周ノズル
１８ａ パイロット外周面ノズルの出口端
２０ 中心ノズル
３０ 内側スワーラ
３２ 外側スワーラ
３８ 第１空気流路（第１流入路）
４０ メイン燃料噴射部
４２ 第２空気流路（第２流入路）
４３ｂ メイン出口フレアの出口端
４６ メイン内側スワーラ（第１旋回手段）
４８ メイン外側スワーラ（第２旋回手段）
５０ 第１スワーラ（スワール部）
５２ 第２スワーラ（スワール部）
５４ 第１空気流路の内周面
５４ａ 第１空気流路の内周面の出口端
５４ｂ メイン内側フレア部
５４ｃ メイン内側縮径部
５６ メイン通路
５８ 予混合室
Ａ１ パイロット燃焼領域（第１燃焼領域）
Ａ２ 予混合燃焼領域（第２燃焼領域）
Ｄｍ メイン噴射弁の出口端の内径
Ｄｐ パイロット噴射弁の出口端の内径
Ｋ 第１流入路と第２流入路とを区画する部分
Ｔ インナシュラウドの出口端の径方向幅
ＶＰ１ インナシュラウドの内周面の出口端から下流方向への仮想延長内周面
ＶＰ２ インナシュラウドの外周面の出口端から下流方向への仮想延長外周面
Ｗ パイロット外周面ノズルとメイン出口フレアの出口端の距離

Claims (9)

1. 燃焼室内に第１燃焼領域を形成するように燃料を噴霧するパイロット噴射弁と、
   前記パイロット噴射弁を囲むようにこのパイロット噴射弁と同軸状に設けられ、前記燃焼室内に第２燃焼領域を形成するように燃料と空気の混合気を供給するメイン噴射弁と、を備え、
   前記メイン噴射弁は、空気を軸方向の主成分を持つ流速で取り入れる第１流入路と、空気を径方向の主成分を持つ流速で取り入れて前記第１流入路からの空気に合流させる第２流入路と、前記第２流入路のみに燃料を噴射するメイン燃料噴射部とを有する燃料噴射装置。
2. 請求項１において、前記メイン燃料噴射部は、前記第１流入路と第２流入路とを区画する部分から前記第２流入路に燃料を噴射する燃料噴射装置。
3. 請求項１または２において、前記第１流入路の入口に第１旋回手段が、前記第２流入路の入口に第２旋回手段が、それぞれ装着され、
   前記第２旋回手段は、複数のスワール部を有し、前記メイン燃料噴射部に最も近いスワール部は、流入する空気を概ね径方向内向きに直進させ、その他のスワール部は流入する空気に旋回速度成分を与える燃料噴射装置。
4. 請求項１から３のいずれか一項において、前記パイロット噴射弁の出口端が、前記メイン噴射弁の出口端と同一またはこれよりも上流側に位置している燃料噴射装置。
5. 請求項４において、前記両出口端の軸方向距離Ｗと、前記メイン噴射弁の出口端の内径Ｄｍとの比Ｗ／Ｄｍが０．２５以下である燃料噴射装置。
6. 請求項１から５のいずれか一項において、前記パイロット噴射弁と前記メイン噴射弁との間を区画する環状の隔壁を有し、前記隔壁の出口端の径方向幅Ｔと、前記パイロット噴射弁の出口端の内径Ｄｐとの比Ｔ／Ｄｐが０．０２〜０．１５である燃料噴射装置。
7. 請求項１から６のいずれか一項において、前記パイロット噴射弁と前記メイン噴射弁との間を区画する環状の隔壁を有し、前記隔壁の内周面の出口端から下流方向への仮想延長内周面と、前記隔壁の外周面の出口端から下流方向への仮想延長外周面とが、下流方向に向かって互いに平行もしくは末広がりとなっている燃料噴射装置。
8. 請求項１から７のいずれか一項において、前記第１流入路の内径面は、その出口端の近傍に設けられて下流に向かって拡径する内側フレア部と、この内側フレア部の上流側に設けられて下流に向かって縮径する内側縮径部とを有する燃料噴射装置。
9. 請求項１から８のいずれか一項において、前記第１流入路を流れる空気の流量Ｑ１と、第２流入路を流れる空気の流量Ｑ２の比Ｑ１／Ｑ２が、３／７〜７／３の範囲内である燃料噴射装置。

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