JP2016173225A - ガスタービンエンジン用の燃料ノズル - Google Patents

Abstract

【課題】ガスタービンエンジン用の段階式燃料ノズルを提供する。【解決手段】燃料ノズル装置は、複数の開口１１４を有する外部表面を備える環状外側本体３２と、外側本体３２内の主噴射リング２４であって、周方向主油溜室１００と、主油溜室１００と連通する複数の主燃料オリフィス１０２とを含む主噴射リング２４と、主噴射リング２４内のベンチュリ９０と、ベンチュリ９０内の環状スプリッタ２８であって、互いに離間してスプリッタキャビティ６４を画成する内側壁および外側壁と、スプリッタキャビティ６４に連通する複数の排出孔６６とを有する環状スプリッタ２８と、ベンチュリ９０とスプリッタ２８との間に延在する外側スワールベーン９８の配列と、スプリッタ２８内のパイロット燃料噴射器１８と、スプリッタ２８とパイロット燃料噴射器１８との間に延在する内側スワールベーン６８の配列とを含む。【選択図】図１

Description

本発明は、ガスタービンエンジン燃料ノズルに関し、より詳細には、ガスタービンエンジン用の段階式燃料ノズルに関する。

航空機用ガスタービンエンジンは、燃料が燃焼されて、エンジンサイクルに熱が入るようにする燃焼器を含む。典型的な燃焼器は、液体燃料を空気流ストリームに導入する機能を有する１つ以上の燃料噴射器を組み込むことで、燃料を霧化し燃焼させることができる。

段階式燃焼器は、低公害、高効率、低コスト、高エンジン出力、および良好なエンジン動作性で動作するように開発されてきた。段階式燃焼器では、燃焼器のノズルは、２つ以上の個別の段を経て選択的に燃料を噴射するように動作可能であり、各段は、燃料ノズル内の個々の燃料流路によって画成される。例えば、燃料ノズルは、連続的に動作するパイロット段と、より高いエンジン出力レベルでのみ動作する主段を含むことができる。燃料流量は、各段内で可変であってもよい。

この種の燃料ノズルで必要なのは、ノズル構成要素を良好に冷却し、動作の音の影響を最小限にすることである。

この必要性は本発明によって解決され、本発明は、中空の内部キャビティを有するスプリッタを備え、場合によりらせん状または部分的にらせん状のスワールベーンを含み、さらに場合により複合角度のベンチュリを含む、燃料ノズルを提供する。

本発明の１つの態様によると、ガスタービンエンジン用の燃料ノズル装置は、中心軸に平行に延在し、前方端部と後方端部との間に延在する外部表面を有する環状外側本体であって、複数の開口が外側表面を通過する、環状外側本体と、外側本体の内部に配置された環状主噴射リングであって、周方向に延在する主油溜室と、それぞれ主油溜室と連通し、外側本体の開口の１つと位置合わせされた複数の主燃料オリフィスとを含む、主噴射リングと、主噴射リングの内側に配置された環状ベンチュリと、ベンチュリの内部に配置された環状スプリッタであって、スプリッタの前方端部および後方端部において接合され、前方端部と後方端部との間で互いに離間されて、スプリッタキャビティを画成する内側壁および外側壁と、スプリッタキャビティと連通する複数の排出孔とを含む環状スプリッタと、ベンチュリとスプリッタとの間に延在する外側スワールベーンの配列と、スプリッタ内に配置されたパイロット燃料噴射器と、スプリッタとパイロット燃料噴射器との間に延在する内側スワールベーンの配列とを含む。

本発明の別の態様によれば、ベンチュリは、軸方向に連続して、略円筒上流部と、最小径スロート部と、下流分岐部とを含み、分岐部は複合角度を有する。

本発明の別の態様によれば、分岐部は、第１の広がり角度を有する上流部と、第１の広がり角度とは異なる第２の広がり角度を有する下流部とを有している。

本発明の別の態様によれば、第２の広がり角度は、第１の広がり角度よりも小さい。

本発明の別の態様によれば、内側スワールベーンは、内側スワールベーンの上流側の位置から内側スワールベーンの下流側の位置への軸方向の見通し線を遮るように構成されている。

本発明の別の態様によれば、内側スワールベーンは、少なくとも部分的にらせん状である。

本発明の別の態様によれば、外側スワールベーンは、外側スワールベーンの上流側の位置から外側スワールベーンの下流側の位置への軸方向の見通し線を遮るように構成されている。

本発明の別の態様によれば、外側スワールベーンは、少なくとも部分的にらせん状である。

本発明の別の態様によれば、ベンチュリは、上流部を画成するパイロットハウジングと、下流部を画成する後部熱シールドとを含む。

本発明の別の態様によれば、後部熱シールドは、環状シールド壁および円錐形内面と、シールド壁の後方端部から半径方向外側に延在する環状シールドフランジと、シールド壁を囲み、軸方向の間隙がシールドフランジとバッフルフランジとの間に画成されるように配置された環状バッフルフランジであって、そこから軸方向前方に延在する半径方向外側リムを含む環状バッフルフランジと、バッフルフランジを貫通しており、空気流をシールドフランジに向けるように配向されている複数の衝突冷却孔とを含む。

本発明の別の態様によれば、シールド壁は、その内部にザグリが形成されている。

本発明の別の態様によれば、ザグリの半径方向内面は、凸状曲面ランドを画成する。

本発明の別の態様によれば、シールドフランジは、環状外側面で囲まれた対向かつ離間した前方面および後方面を含み、凸半径部は前方面と外側面との交差部に形成される。

本発明の別の態様によれば、冷却孔の列は、半径方向外側リムとバッフルフランジとの間の接合部に配置され、冷却孔は、冷却空気をシールドフランジの半径方向外端に向けるように配向されている。

本発明の別の態様によれば、バッフルフランジにおける冷却孔の少なくとも１つの列は、冷却空気をシールドフランジの前方面に直交する方向に向けるように配向されている。

本発明の別の態様によれば、後部熱シールドはバッフル内に配置された内側シールドを含み、該内側シールドは、シールド壁およびシールドフランジを画成し、バッフルは、バッフルフランジと、バッフルフランジの半径方向内側の領域において軸方向前方に延在し、内側シールドと接触する環状半径方向内側リムと、バッフルフランジの半径方向外側の領域において軸方向前方に延在する外側リムとを含む。

本発明の別の態様によれば、内側シールドとバッフルとは、互いに冶金的に接合されている。

本発明の別の態様によれば、内側シールドは、バッフルと接触するランドの配列を含み、ランドには、放射状配列を有するスロットが形成されている。

本発明の別の態様によれば、バッフルは、スロットと連通する複数の供給孔を含む。

本発明の別の態様によれば、スロットは、速度の接線成分を有する空気を排出するように湾曲している。

本発明の別の態様によると、スロットは、スロットの上流端部からスロットの下流端部に向けて増加する流路領域を有する。

本発明の別の態様によれば、排出孔は、中心軸に対して鋭角で配置されている。

本発明の別の態様によれば、本装置はさらに、様々な流量で液体燃料流を供給するように動作可能な燃料システムと、燃料システムとパイロット燃料噴射器との間に連結されたパイロット燃料導管と、燃料システムと主噴射リングとの間に連結された主燃料導管とを含む。

本発明は、添付の図面と併せて以下の説明を参照することによって、最もよく理解される。

本発明の一態様にしたがって構成されたガスタービンエンジン燃料ノズルの概略断面図である。 図１の線２−２に沿った図である。 図１のノズルの内側スワールベーンの一部を断面化した側面図である。 図１の一部の拡大図である。 図１に示す熱シールドの一部の斜視図である。 図１の熱シールドの別の部分の斜視図である。

同一の参照符号が様々な図を通して同じ要素を示す図面を参照すると、図１および図４は、液体炭化水素燃料をガスタービンエンジン燃焼器（図示せず）の空気流ストリームに噴射するように構成された種類の例示的な燃料ノズル１０を示す。燃料ノズル１０は、２つ以上の個別の段を介して燃料を選択的に噴射するように動作可能であることを意味する「段階式」タイプのノズルであり、各段は、燃料ノズル１０内の個々の燃料流路によって画成される。燃料流量は、各段内で可変であってもよい。

燃料ノズル１０は、動作の必要性に応じて変化させた流量で液体燃料流を供給するように動作可能である、既知のタイプの燃料システム１２に接続されている。燃料システムは、パイロット燃料導管１６に連結されるパイロット制御弁１４に燃料を供給し、パイロット燃料導管１６はその後、燃料ノズル１０のパイロット燃料噴射器１８に燃料を供給する。燃料システム１２は、主燃料導管２２に連結される主制御弁２０にも燃料を供給し、主燃料導管２２はその後、燃料ノズル１０の主噴射リング２４に燃料を供給する。

説明目的で、燃料ノズル１０が使用されるエンジン（図示せず）の中心軸に対してほぼ平行な、燃料ノズル１０の中心軸２６を参照する。中心軸２６を始点に半径方向外側に向かうと、図示される燃料ノズル１０の主要な構成要素は、パイロット燃料噴射器１８、スプリッタ２８、パイロットハウジング３０、主噴射リング２４、外側本体３２、および後部熱シールド３４である。これらの各構成について詳細に説明する。

パイロット燃料噴射器１８は、燃料ノズル１０の上流端部に配置され、中心軸２６と位置合わせされ、フェアリング３６によって囲まれている。

図示されるパイロット燃料噴射器１８は、略円筒状の、軸方向に長いパイロット中央本体３８を含む。パイロット中央本体３８の上流端部は、フェアリング３６に接続されている。パイロット中央本体３８の下流端部は、円錐形出口を有する収束・発散排出オリフィス４０を含む。

計量プラグ４２は、パイロット中央本体３８内に配置される。計量プラグ４２は、パイロット燃料導管１６に連通している。計量プラグ４２は、計量プラグ４２を囲む供給環４６に燃料を流す移動孔４４を含み、さらに、供給環４６から燃料を受け、その燃料を、接線速度成分を有する渦流パターンで排出オリフィス４０のすぐ上流のスピンチャンバに分配するように配置された、角度付き計量孔４８の配列を含む。

その他の種類のパイロット噴射器は、燃料ノズル１０で使用することができる。例えば、「２重オリフィス」設計と呼ばれる、２つの別個の燃料流回路を有するパイロット噴射器が当技術分野では知られている。

環状スプリッタ２８は、パイロット燃料噴射器１８を囲んでいる。環状スプリッタ２８は、軸方向に連続して、略円筒上流部分５０と、最小径スロート部５２と、下流側分岐部５４とを含む。スプリッタ２８は、内側壁５６と外側壁５８とを含む。これらはスプリッタ２８の前方端部６０および後方端部６２において接合されており、前方端部６０と後方端部６２との間で互いに離間して、スプリッタキャビティ６４を画成する。複数の排出孔６６は、後方端部６２に隣接してスプリッタ２８内に配置され、スプリッタキャビティ６４および後方端部６２に連通している。排出孔６６は軸方向に位置合わせすることができ、または中心軸２６に対して鋭角に位置合わせすることができる。図示の例では、排出孔６６は、そこから排出される空気中の接線成分（すなわち、渦流）を付与するために、中心軸２６に対して鋭角に位置合わせされている。静圧または全圧のいずれかを提供する上流側供給器（図示せず）は、スプリッタキャビティ６４に空気を供給する。

スプリッタ２８にパージ流を提供することで、熱をスプリッタ２８から逃がすためのメカニズムが提供される。スプリッタキャビティ６４および排出孔６６の配置は、パイロット燃料噴射器１８を通る空気流に影響を与えることなく、スプリッタキャビティ６４をパージし、その内部の空気再循環を回避するために有効である。排出孔６６の上流側のスプリッタキャビティ６４の拡大された容量および形状はまた、空気流中に混入した塵を捕集する手段を提供する。

内側空気スワラは、パイロット中央本体３８とスプリッタ２８の上流部分５０との間に延在する内側スワールベーン６８の放射状配列を備える。内側スワールベーン６８は、内側空気スワラを通過する空気流に渦流を誘発する形状および向きを有し、「渦流」は、軸方向および接線方向速度成分の両方を有する流れをいう。

内側スワールベーン６８は、内側スワールベーン６８の上流の位置「Ｕ」から内側スワールベーン６８の下流の位置「Ｄ」への軸方向の見通し線を遮るように構成することができる。別の言い方をすれば、パイロット中央本体３８とスプリッタ２８との間に配置され、中心軸２６と平行に配向された任意の直線は、内側スワールベーン６８のうちの１つの構造を通過しなければならない。図２および図３に示すように、内側スワールベーン６８は、らせん形状または部分的ならせん形状を有していてもよい。

内側スワールベーン６８のらせん形状は、非らせん状ベーンと比較して、抗力を減少させ、渦流を維持または高めることができる。内側スワールベーンの形状はまた、インピーダンスを増加させて音響を改善し、燃焼器ガス動的パターンの上流側への移動を防ぐ。

環状パイロットハウジング３０はスプリッタ２８を囲み、一般に「Ｐ」で示される、燃料ノズル１０を通るパイロット空気流のための流路を画成する。

後部熱シールド３４は、パイロットハウジング３０の後方端部と外側本体３２とに結合される。後部熱シールド３４は、例えば、ろう付けのような冶金的接合によってバッフル７２に接続される内側シールド７０を含む。

内側シールド７０（図４参照）は、円錐形内面２０２を含む環状シールド壁２００を含む。環状シールドフランジ２０４は、シールド壁２００の後方端部から半径方向外側に延在し、前方面２０６と、半径方向外側面２０８と、後方面２１０とを含む。

ザグリ２１２は、シールド壁２００の前端部を介して途中まで延在している。図示の例では、ザグリ２１２の半径方向内面は、凸状曲面フィレットまたはランド２１４として形成されている。

凸半径部２１６は、シールドフランジ２０４の前方面２０６と半径方向外側面２０８との交差部に形成されている。既知の種類の断熱コーティング層２１８は、シールドフランジ２０４の後方面２１０に結合され、燃料ノズル１０に付加的な熱保護を提供することができる。

図５において最もよく示されるように、シールドフランジ２０４は、そこから軸方向前方に延在するランド２２０の配列または列を含む。ランド２２０は、側面図において「Ｌ」字形状を有する。複数のスロット２２２がランド２２０の間に画成されている。スロット２２２は、ほぼ半径方向に延在している。図示のように、スロット２２２は、純粋な半径方向から遠ざかるように湾曲して、速度の接線成分を有する空気を排出するようにしてもよく、その内側端部または上流端部からその外側端部または下流端部に向かって増加する流路領域を有する拡散通路として構成してもよい。

バッフル７２は、環状の、ほぼ半径方向に延在するバッフルフランジ２２４を含む。環状の半径方向内側リム２２６は、バッフルフランジ２２４の半径方向内側の領域で軸方向前方に延在しており、内側シールド７０への冶金的結合のために構成された平坦な内面２２８を含む。以下により詳細に記載されているように、環状の半径方向外側リム２３０は、バッフルフランジ２２４の半径方向外側の領域で軸方向前方に延在しており、燃料ノズル外側本体３２への冶金的結合のために構成された平坦な前進面２３２を含む。

内側リム２２６およびバッフルフランジ２２４は、ランド２２０の面２３４に適合し、またランド２２０の面２３４に対して密着して、効果的にスロット２２２の周辺を閉鎖する。複数の供給孔２３６は、バッフルフランジ２２４と内側リム２２６との交差部で、バッフル７２を通って延在する。各供給孔２３６は、スロット２２２の１つと連通している。

図４および図６に示すように、バッフルフランジ２２４は、この構成要素の信頼性および寿命を最大にするために、シールドフランジ２０４の全範囲にわたって一様な金属温度分布と、したがって最小誘起応力場とを達成する目的で構成される複数の冷却孔を含む。各特定の用途に応じて、冷却孔の数および位置は変化する。図示の特定の例では、バッフルフランジ２２４は、最も内側の半径方向位置から最も外側の半径方向位置まで、冷却孔の２つの環状配列または環状列を含む。

孔２３８の第１の列は、シールドフランジ２０４の前方面２０６に対して９０度で冷却流を向けるように配置および配向され、シールドフランジ２０４の大部分を冷却する。それらの孔は中心軸２６に平行に延在している。

孔２４０の第２の列は、バッフルフランジ２２４の半径方向外縁の近くに配置され、半径方向外側リム２３０に隣接している。この孔２４０の列は、中心軸２６に対して鋭角に、外側に（すなわち、入口よりも出口の半径が大きく）配向されている。これは、局所的なミキサ流場への影響を減少させるために、プレート間の間隙を通って出る衝突冷却流を弱めるためであり、また、半径部２１６および前方面２０６に沿って、シールドフランジ２０４の外周縁上にフィルム冷却空気の循環を確立し、比較的高温の燃焼生成物が燃焼領域からこの位置に上流に再循環するようにするのではなく、シールドフランジ２０４の外縁近くの後方面２１０における冷却空気流の再循環を促進するためである。

後部熱シールド３４は、以下のように設置してもよい。後部熱シールド３４のザグリ２１２は、スリップ嵌合を用いてパイロットハウジング３０の後方端部に取り付けられ、ランド２１４はパイロットハウジング３０の外周面２４２に接触してもよい。

スリップ嵌合が完了した後に、環状バッフルフランジ２２４の半径方向外側リム２３０は、溶接またはその他の冶金的方法で、溶接シーム２４４に示す外側本体３２の後方端部１０８に結合することができる。典型的な溶接プロセス（例えば、融接の種類である、ＴＩＧ溶接または自動ＭＩＧ溶接）は、溶接シーム２４４の外周の経路内で移動するトーチ、電極、または他の熱源を含む。

溶接プロセスは、２つの嵌合構成要素の周りの溶接領域において、円周方向に不均一な熱を印加する。これは、溶接プロセスにとって標準的である。溶接が完了すると、（接合面に垂直な方向の）不均一な加熱に関連する収縮によって、後部熱シールド３４が横方向に回転するか、またはパイロットハウジング３０に歪みが生じ得る。嵌合部間の重複長さおよび相対的な半径方向の許容差に応じて、スリップジョイント内の軸結合が生じ得る。凸状のランド２１４の形状は、結合発生の可能性を最小限にし、それによって、最終嵌合ジョイントの端部間隙における位置ずれまたは不整合の可能性を低減させる。

後部熱シールド３４が２つの部分である場合について図示および説明したが、内側シールド７０およびバッフル７２は一体として製造することも可能である。

集合的に、パイロットハウジング３０および後部熱シールド３４は、軸方向に連続して、略円筒上流部９２、最小径スロート部９４、および下流分岐部９６を含むベンチュリ９０を画成している。分岐部９６は、上流部９６Ａおよび下流部９６Ｂを有し、パイロットハウジング３０と後部熱シールド３４との間の接合部において、２つの部分９６Ａ、９６Ｂ間が区切られている。上流部の第１の広がり角度θ１（中心軸２６に対して測定される）は、空気力学的な理由で選択される。下流部９６Ｂの第２の広がり角度θ２は他の理由により選択され、広がり角度θ１とは異なる。図示の例では、第２の広がり角度θ２は第１の広がり角度θ１よりも小さいが、この関係は逆であってもよい。したがってベンチュリ９０は、全体として、複合的な角度を有するということができる。従来技術のベンチュリとは対照的に、複合角度を用いることにより、必要に応じて燃料ノズル１０の後方端部に第２の広がり角度θ２を設定しつつ、燃料ノズル１０の前方部分および望ましい空気流パターンの空気力学特性が維持される。

あるいは、パイロットハウジング３０、後部熱シールド３４（および、したがって、ベンチュリ９０）は、単一の一体型構成要素として形成することができる。

外側空気スワラを画成する外側スワールベーン９８の放射状配列は、スプリッタ２８とパイロットハウジング３０との間に延在している。外側スワールベーン９８、スプリッタ２８、および内側スワールベーン６８は、パイロット燃料噴射器１８を物理的に支持する。外側スワールベーン９８は、外側空気スワラを通過する空気流に渦流を生じさせるように形成され配向される。

外側スワールベーン９８は、内側スワールベーン６８の上流の位置「Ｕ」から外側スワールベーン９８の下流の位置「Ｄ」への軸方向の見通し線を遮るように構成することができる。別の言い方をすれば、スプリッタ２８とパイロットハウジング３０との間に配置され、中心軸２６と平行に配向された任意の直線は、外側スワールベーン９８のうちの１つの構造を通過しなければならない。図２に示すように、外側スワールベーン９８は、らせん形状または部分的ならせん形状を有していてもよい。

環状に形成される主噴射リング２４は、主燃料導管２２に結合され、主燃料導管２２によって燃料が供給される主油溜室１００を備えている。主噴射リング２４に形成された主燃料オリフィス１０２の放射状配列は、主油溜室１００と連通している。エンジン動作中に、燃料は主燃料オリフィス１０２を通して排出される。主油溜室１００近くに隣接して主噴射リング２４を通って延在する、１つ以上のパイロット油溜室１０４が設けられている。エンジン動作中に、燃料は、定常的にパイロット油溜室１０４を通って循環して主噴射リング２４を冷却し、主油溜室１００および主燃料オリフィス１０２のコークス化を防止する。

環状外側本体３２は、主噴射リング２４、ベンチュリ９０、およびパイロット燃料噴射器１８を囲み、燃料ノズル１０の外部領域を画成する。組み立てられるとき、外側本体３２の前方端部１０６はステム３５に接合され、上述したように、外側本体３２の後方端部１０８は後部熱シールド３４に接合される。前方端部１０６と後方端部１０８との間に延在しているのは、動作中に、全体として「Ｍ」で表される混合気流にさらされる、略円筒外側表面１１０である。外側本体３２は、（ベンチュリ９０、および主噴射リング２４とベンチュリ９０との間で半径方向に配置されている環状内側本体１１７と協働して）二次流路１１２を画成している。二次流路１１２には、内側スワールベーン６８上流のパイロットハウジング３０に形成された１つ以上の窓部１１６を通じて空気流が供給される。この二次流路１１２を通過する空気は、後部熱シールド３４の孔２３６、２３８、２４０に供給される。

外側本体３２は、開口１１４の環状配列を含む。各主燃料オリフィス１０２は、開口１１４の１つと整合している。燃料ノズル１０内で、流路は、開口１１４に近い位置で外部圧力を超える小さい圧力マージンを維持するのに必要な最小の流れを提供するように、先端空気流用に提供される。図示の例では、この流れは、二次流路１１２と連通する、内側本体１１７内の小さい供給孔１１８により提供される。

燃料ノズル１０およびその構成要素は、１つ以上の金属合金から構成することができる。適切な合金の非限定的な例として、ニッケルおよびコバルト系合金が挙げられる。

燃料ノズル１０の全体もしくは一部、またはその複数の部分は、単一、一体または一体型の構成要素の一部であってもよいし、（従来の機械加工プロセスのような材料除去とは対照的に）積層造形や付加製造を含む製造プロセスを用いて製造することができる。このようなプロセスを「迅速製造プロセス」および／または「付加製造プロセス」と呼ぶことがあり、「付加製造プロセス」は、一般にこのようなプロセスを指すために本明細書で使用される用語である。付加製造プロセスとしては、直接金属レーザ溶解（ＤＭＬＭ）、レーザネット形状製造（ＬＮＳＭ）、電子ビーム焼結、選択的レーザ焼結（ＳＬＳ）、インクジェットおよびレーザジェットなどによる３Ｄ印刷、ステレオリソグラフィ（ＳＬＡ）、電子ビーム溶解（ＥＢＭ）、レーザ加工ネット成形（ＬＥＮＳ）および直接金属蒸着（ＤＭＤ）が挙げられるが、これらに限定されない。

上述の燃料ノズルは従来技術に比べていくつかの利点を有する。スプリッタを効果的に冷却するための手段を提供し、良好な空気力学的および音響特性を有している。燃料ノズルにおいて組み合わせて使用される場合、中空スプリッタ、らせん状のスワールベーン、および複合角度ベンチュリが特に有益であることが、解析によって分かっている。

以上の説明は、ガスタービンエンジン燃料ノズル用の燃料ノズルを説明した。本明細書において開示される全ての特徴（添付の特許請求の範囲、要約書および図面を含む）、および／または開示される方法もしくはプロセスの全てのステップは、任意に組み合わせることができるが、かかる特徴および／またはステップの少なくとも一部が相互に排他的である組合せを除く。

本明細書（添付の特許請求の範囲、要約書および図面を含む）に開示された各特徴は、特に明記しない限り、同一、同等または類似の目的を果たす代替の特徴に置き換えることができる。したがって、特に明記しない限り、開示される各特徴は、包括的な一連の同等または類似の特徴の一例に過ぎない。

本発明は、上述の実施形態の詳細に限定されるものではない。本発明は、（添付の特許請求の範囲、要約書および図面を含む）本明細書に開示した特徴のうち任意の１つの新規の特徴、もしくはそれら特徴の任意の新規の組合せ、または本明細書に開示した任意の方法もしくはプロセスのステップのうち任意の１つの新規のステップ、もしくはそれらステップの任意の新規の組合せにおよぶ。

θ１ 第１の広がり角度
θ２ 第２の広がり角度
１０ 燃料ノズル
１２ 燃料システム
１４ パイロット制御弁
１６ パイロット燃料導管
１８ パイロット燃料噴射器
２０ 主制御弁
２２ 主燃料導管
２４ 主噴射リング
２６ 中心軸
２８ スプリッタ
３０ パイロットハウジング
３２ 外側本体
３４ 後部熱シールド
３５ ステム
３６ フェアリング
３８ パイロット中央本体
４０ 排出オリフィス
４２ 計量プラグ
４４ 移動孔
４６ 供給環
４８ 計量孔
５０ 上流部分
５２ スロート部
５４ 分岐部
５６ 内側壁
５８ 外側壁
６０ 前方端部
６２ 後方端部
６４ スプリッタキャビティ
６６ 排出孔
６８ 内側スワールベーン
７０ 内側シールド
７２ バッフル
９０ ベンチュリ
９２ 円筒上流部
９４ スロート部
９６ 分岐部
９６Ａ 上流部
９６Ｂ 下流部
９８ 外側スワールベーン
１００ 主油溜室
１０２ 主燃料オリフィス
１０４ パイロット油溜室
１０６ 前方端部
１０８ 後方端部
１１０ 外側表面
１１２ 二次流路
１１４ 開口
１１６ 窓部
１１７ 環状内側本体
１１８ 供給孔
２００ シールド壁
２０２ 円錐形内面
２０４ シールドフランジ
２０６ 前方面
２０８ 半径方向外側面
２１０ 後方面
２１２ ザグリ
２１４ ランド
２１６ 凸半径部
２１８ 断熱コーティング
２２０ ランド
２２２ スロット
２２４ バッフルフランジ
２２６ 半径方向内側リム
２２８ 内面
２３０ 半径方向外側リム
２３２ 前進面
２３４ 面
２３６ 供給孔
２３８ 孔
２４０ 孔
２４２ 外周面
２４４ 溶接シーム

Claims (10)

1. ガスタービンエンジン用の燃料ノズル装置であって、
   中心軸に平行に延在し、前方端部と後方端部との間に延在する外側表面を有する環状外側本体（３２）であって、複数の開口（１１４）が前記外側表面を通過する、環状外側本体（３２）と、
   前記外側本体（３２）の内部に配置された環状主噴射リング（２４）であって、周方向に延在する主油溜室（１００）と、それぞれ前記主油溜室（１００）と連通し、前記外側本体（３２）の開口（１１４）の１つと位置合わせされた複数の主燃料オリフィス（１０２）とを含む、主噴射リング（２４）と、
   前記主噴射リング（２４）の内部に配置された環状ベンチュリ（９０）と、
   前記ベンチュリ（９０）の内部に配置された環状スプリッタ（２８）であって、前記スプリッタ（２８）の前方端部および後方端部において接合され、前記前方端部と前記後方端部との間で互いに離間して、スプリッタキャビティ（６４）を画成する内側壁および外側壁と、前記スプリッタキャビティ（６４）と連通する複数の排出孔（６６）とを含む、環状スプリッタ（２８）と、
   前記ベンチュリ（９０）と前記スプリッタ（２８）との間に延在する外側スワールベーン（９８）の配列と、
   前記スプリッタ（２８）内に配置されたパイロット燃料噴射器（１８）と、
   前記スプリッタ（２８）と前記パイロット燃料噴射器（１８）との間に延在する内側スワールベーン（６８）の配列と、
   を備える、ガスタービンエンジン用の燃料ノズル装置。
2. 分岐部（９６）が、第１の広がり角度を有する上流部（９６Ａ）と、前記第１の広がり角度とは異なる第２の広がり角度を有する下流部（９６Ｂ）とを有する、請求項１に記載の装置。
3. 前記内側または外側スワールベーンの少なくとも１つは、前記スワールベーンの上流側の位置から前記スワールベーンの下流側の位置への軸方向の見通し線を遮るように構成されている、請求項１に記載の装置。
4. 前記ベンチュリ（９０）は、
   前記上流部（９６Ａ）を画成するパイロットハウジング（３０）と、
   前記下流部（９６Ｂ）を画成する後部熱シールド（３４）と、
   を備える、請求項２に記載の装置。
5. 前記後部熱シールド（３４）は、
   環状シールド壁（２００）および円錐形内面と、
   前記シールド壁（２００）の後方端部から半径方向外側に延在する環状シールドフランジ（２０４）と、
   前記シールド壁（２００）を囲み、軸方向の間隙が前記シールドフランジ（２０４）と前記バッフルフランジ（２２４）との間に画成されるように配置された環状バッフルフランジ（２２４）であって、そこから軸方向前方に延在する半径方向外側リム（２３０）を含む、環状バッフルフランジ（２２４）と、
   前記バッフルフランジ（２２４）を貫通しており、空気流を前記シールドフランジ（２０４）に向けるように配向されている複数の衝突冷却孔（２３６、２３８）と、
   を備える、請求項４に記載の装置。
6. 前記後部熱シールド（３４）は、バッフル（７２）内に配置された内側シールド（７０）を備え、
   前記内側シールド（７０）は、前記シールド壁（２００）および前記シールドフランジ（２０４）を画成し、
   前記バッフル（７２）は、
   前記バッフルフランジ（２２４）と、
   前記バッフルフランジ（２２４）の半径方向内側の領域において軸方向前方に延在し、かつ前記内側シールド（７０）と接触する環状半径方向内側リム（２２６）と、
   前記バッフルフランジ（２２４）の半径方向外側の領域において軸方向前方に延在する前記外側リム（２３０）と、
   を含む、請求項５に記載の装置。
7. 前記内側シールド（７０）は、前記バッフル（７２）に接触するランド（２２０）の配列を含み、前記ランド（２２０）には、放射状配列のスロット（２２２）が形成されている、請求項５に記載の装置。
8. 前記バッフルは、前記スロット（２２２）と連通する複数の供給孔を含む、請求項５に記載の装置。
9. 前記スロット（２２２）は、速度の接線成分を有する空気を排出するように湾曲している、請求項５に記載の装置。
10. 前記スロット（２２２）は、前記スロット（２２２）の上流端部から前記スロット（２２２）の下流端部に向かって減少する流路領域を有する、請求項５に記載の装置。