JP2017003257A - パイロット燃料噴射装置を囲む環状スプリッタを有するプレフィルミングエアブラスト（ｐａｂ）パイロット - Google Patents

Abstract

【課題】二重環状プリスワール型燃焼器を備えたガスタービンエンジン用の燃料ノズルを提供する。【解決手段】ガスタービンエンジン用の燃料ノズル１０は軸方向に細長の内側パイロット中心本体壁４０と外側パイロット中心本体壁４１とを有するパイロット燃料噴射装置１８を含み、本体壁４０が上流側端部から下流側端部を定める環状燃料通路２５まで延びる。燃料通路はパイロット燃料調量オリフィス２１において内側パイロット中心本体壁４０と交差している。燃料ノズル１０は、環状燃料通路２５から下流側にパイロット燃料膜面２３と、パイロット燃料噴射装置１８を囲む環状スプリッタ２８と、を含む。環状スプリッタ２８は、軸方向で順次的に、上流側セクションと、パイロット燃料膜面によって定められる下流側直径よりも大きい直径を有するスプリッタスロート５６と、中心軸線２６に対して約２４度〜約４０度の平均発散角を有する下流側発散面５８と、を含む。【選択図】図１

Description

本発明の主題は、全体的に、ガスタービンエンジンの燃料ノズルに関する。より詳細には、本発明の主題は、一般的な商用航空機用途のＴＡＰＳ（ｔｗｉｎ ａｎｎｕｌａｒ ｐｒｅ−ｓｗｉｒｌｅｄ；二重環状プリスワール型）燃焼器を備えたガスタービンエンジン用の燃料ノズルに関する。

航空機ガスタービンエンジンは、燃料が燃焼してエンジンサイクルに熱を入力する燃焼器を含む。典型的な燃焼器は、１又はそれ以上の燃料噴射装置を組み込んでおり、これらは、微粒化し燃焼できるように液体燃料を空気流ストリームに取り込む機能を果たす。

低汚染、高効率、低コスト、高エンジン出力、及び良好なエンジン作動性で動作するよう、多段燃焼器が開発されている。多段燃焼器において、燃焼器の燃料ノズルは、２又はそれ以上の個別段を通じて燃料を選択的に噴射するよう作動し、各段は、燃料ノズル内の個々の燃料流路により定められる。例えば、燃料ノズルは、連続的に作動するパイロット段と、より高次のエンジン出力レベルでのみ作動する主段とを含むことができる。かかる燃料ノズルの実施例は、Ｔｗｉｎ Ａｎｎｕｌａｒ Ｐｒｅｍｉｘｉｎｇ Ｓｗｉｒｌｅｒ（ＴＡＰＳ：二重環状プリスワーラ）燃料ノズルである。燃料の流量はまた、各段内で可変とすることができる。

ＴＡＰＳ燃料ノズルは、低エミッションを得るために噴射装置内で２つの噴射／混合段を必要とする。最大パイロット段先端フロー数、及びひいては流量能力は、低流量状態（例えば、始動時及びアイドリング）での微粒化性能によって制限される。従って、特にＴＡＰＳ型燃料ノズルに関して、パイロット段における高い流量能力に対する要求がある。

米国特許第３，９８０，２３３号明細書

本発明の態様及び利点は、その一部を以下の説明に記載しており、又はこの説明から明らかにすることができ、或いは本発明を実施することにより理解することができる。

ガスタービンエンジン用の燃料ノズルが提供される。１つの実施形態において、燃料ノズルは、軸方向に細長の内側パイロット中心本体壁と、外側パイロット中心本体壁とを有するパイロット燃料噴射装置を含み、軸方向に細長の内側パイロット中心本体壁は、上流側端部から、パイロット燃料噴射装置の下流側端部を定める環状燃料通路まで延びる。燃料通路は、パイロット燃料調量オリフィスにおいて内側パイロット中心本体壁と交差している。燃料ノズルはまた、環状燃料通路から下流側にパイロット燃料膜面と、パイロット燃料噴射装置を囲む環状スプリッタと、を含む。環状スプリッタは、軸方向で順次的に、上流側セクションと、パイロット燃料膜面によって定められる下流側直径よりも大きい直径を有する、パイロット燃料膜面の下流側にあるスプリッタスロートと、中心軸線に対して約２４度〜約４０度の平均発散角を有する下流側発散面と、を含む。

本発明のこれら及び他の特徴、態様、並びに利点は、以下の説明及び添付の請求項を参照するとより理解できるであろう。本明細書に組み込まれ且つその一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を例証しており、本明細書と共に本発明の原理を説明する役割を果たす。

添付図を参照した本明細書において、当業者に対してなしたその最良の形態を含む本発明の完全且つ有効な開示を説明する。

本発明の１つの態様に従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。 図１のガスタービンエンジン燃料ノズルの概略的な分解組み立て断面図。 図１の燃料エンジン燃料ノズルのパイロット部分の概略的な分解組み立て断面図。

ここで、その１つ又はそれ以上の実施例が添付図面に例示されている本発明の実施形態について詳細に説明する。詳細な説明では、図面中の特徴部を示すために参照符号及び文字表示を使用している。本発明の同様の又は類似の要素を示すために、図面及び説明において同様の又は類似の記号表示を使用している。本明細書で使用される用語「第１」、「第２」、及び「第３」は、ある構成要素を別の構成要素と区別するために同義的に用いることができ、個々の構成要素の位置又は重要性を意味することを意図したものではない。用語「上流」及び「下流」は、流体通路における流体流れに対する相対的方向を指す。例えば、「上流」は、流体がそこから流れる方向を指し、「下流」は流体がそこに向けて流れ込む方向を指す。

図１は、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内に液体炭化水素燃料を噴射するよう構成あれたタイプの例示的な燃料ノズル１０を示す。燃料ノズル１０は、「多段」型であり、これは、２又はそれ以上の個別の段を通じて燃料を選択的に噴射するよう作動し、各段が燃料ノズル１０内の個々の燃料流路により定められることを意味する。燃料の流量はまた、各段内で可変とすることができる。

燃料ノズル１０は、既知のタイプの燃料システム１２に接続され、作動要求に応じて可変の流量で液体燃料の流れを供給するよう作動可能である。燃料システムは、パイロット燃料導管１６に結合されたパイロット制御バルブ１４に燃料を供給し、該パイロット燃料導管１６は、燃料ノズル１０の内部のパイロット供給ライン１９に燃料を供給する。燃料システム１２はまた、主燃料導管２２に結合された主バルブ２０に燃料を供給し、該主燃料導管２２は、燃料ノズル１０の主噴射リング２４に燃料を供給する。

説明の目的で、燃料ノズル１０が使用されるエンジン（図示せず）の中心軸線に略平行な燃料ノズル１０の中心軸線１０について説明する。例示の燃料ノズル１０の主要な構成要素は、中心軸線２６に並行に延び且つ一連の同心状リングとして中心軸線２６を囲んで配置される。この主要な構成要素には、中心軸線２６から開始して半径方向外向きに先行するものから、パイロット燃料噴射装置１８、スプリッタ２８、ベンチュリ３０、内側本体３２、主リング支持体３４、主噴射リング２４、及び外側本体３６がある。これらの構造体の各々について詳細に説明する。

パイロット燃料噴射装置１８は、中心軸線２６と整列して、燃料ノズル１０の上流側端部に配置される。図示のように、パイロット燃料噴射装置１８は、中空管体を形成する軸方向に細長の内側パイロット中心本体壁４０と、外側パイロット中心本体壁４１とを含む。環状燃料通路２５は、パイロット燃料噴射装置１８の中空管体の下流側端部を定め、燃料通路２５がパイロット燃料調量オリフィス２１において中心本体壁４０と交差している。パイロット燃料膜面２３は、環状燃料通路２５から下流側にあり、パイロット燃料調量オリフィス２１によって上流側端部が定められるようになる。パイロット燃料膜面２３は、内側空気回路５２において下流側端部にて終端する。

中心本体壁４０は、パイロット燃料調量オリフィス２１から下流側に発散−縮小の配向を有して、中央スワーラ５１とパイロット燃料調量オリフィス２１との間にスロート４３を定めるようにする。１つの実施形態において、スロート４３は、中心軸線２６に沿ってスロート４３からパイロット燃料膜面２３の下流側端部まで測定したスロート−プレフィルマ距離の約０．７５〜約１，２５倍のスロート直径を有する。例えば、スロート４３は、スロート−プレフィルマ距離の約０．９〜約１．１倍のスロート直径を有することができる。

スロート４３は、中心本体壁４０によって定められるパイロット燃料噴射装置１８内の他の何れかの領域の直径よりも小さい内径を有する。１つの実施形態において、中心本体壁４０は、約４度〜約６度など、スロート４３とパイロット燃料調量オリフィス２１との間の下流側位置において中心軸線２６に対して約３度〜約７度の平均発散角を定める。１つの実施形態において、中心本体壁４０は、約５度〜約１０度など、中央スワーラ５１とスロート４３との間の上流側位置において中心軸線２６に対して約１度〜約１５度の平均収縮角を定める。

パイロット燃料膜面２３の長さと直径の比は、パイロット燃料調量オリフィス２１から内側空気回路５２までのパイロット燃料膜面２３の距離を、パイロット燃料膜面２３によって定められる最小直径で除算することにより測定され、特定の実施形態においては、約０．３〜約０．７５である。１つの実施形態において、パイロット燃料膜面２３は、パイロット燃料調量オリフィス２１から内側空気回路５２まで一定の直径を有する。パイロット燃料膜面２３の一定の直径は、１つの特定の実施形態において、軸方向に細長の内側パイロット中心本体壁の下流側直径よりも大きい。

中央空気回路５０は、中央スワーラ５１により定められ、該中央スワーラ５１は、中央スワーラ５１を流れる空気に及びパイロット燃料噴射装置１８内にスワールを誘起するような形状及び向きにされた中央スワールベーン４８を有する。１つの実施形態において、中央スワールベーン４８は、中心軸線２６に対して約４０度〜約５０度の角度を有する後縁を定める。

パイロット燃料カートリッジ１７は、内側パイロット中心本体壁４０と外側パイロット中心本体壁４１との間に位置付けられ、パイロット供給ライン１９のスワール経路を提供する。以下で検討するように、パイロット燃料回路は、主回路の半径方向外部にあり主中央本体に最も近接してリング上に位置付けられた通路を通って配向されることにより、主燃料回路と熱的に結合されるよう設計される。パイロット燃料がリングの周りを流れると、通路は、全ての主噴射ポストの周りで流れを分割して再結合するよう設計される。パイロット流れが主リングを超えてパイロット中央本体まで流れ続けると、パイロット燃料がパイロット燃料カートリッジ１７に流入し、中央ラインの周りで２つの螺旋ループを進み、その後、螺旋流れ及び調量オリフィスを有する環状構造体であるパイロット燃料調量オリフィス２１に遭遇する。

パイロット燃料噴射装置１８は、比較的小さな安定したパイロット火炎ゾーンを定め、ここには、エアブラストパイロット燃料噴射装置１８によって燃料供給され、また、中央空気回路５０及び内側空気回路５２によって供給される空気が提供される。このパイロット燃焼ゾーンは、半径方向で環状燃焼器流れ場内で中心に配置され、中央空気回路５０及び内側空気回路５２によって空気が供給される。

図２及び３により詳細に示されるように、パイロット燃料噴射装置１８は、内側パイロット中心本体壁４０とパイロット燃料カートリッジ１７との間に定められる内側パージ空気キャビティ３９から延びる内側パージ空気入口ポート３８を定める。パイロット燃料噴射装置１８はまた、パイロット燃料カートリッジ１７と外側パイロット中心本体壁４１との間に定められる外側パージ空気キャビティ４５から延びる外側パージ空気入口ポート４４を定める。内側及び外側パージ空気入口ポート３８，４４は、燃料のキャビティ３９，４５それぞれへの逆流に抗するマージンを維持するため常に外部パージギャップを通る僅かに正の流れを提供しながら、内部速度を最小に維持することによって、高温ガスの吸入及び内部対流加熱を管理するよう制御された出口ギャップ寸法を有するようなサイズにされ及び連続的に配置される。パージ流を最小に維持することはまた、噴射位置での局所的対流加熱を最小に維持することになる。

内側及び外側パージ空気入口キャビティ３９，４５は、パイロット燃料カートリッジ１７の両側に位置付けられ、それぞれの内部の圧力ポテンシャルを均一にするのを助け、従って、中心本体クロスオーバ管体を通じた一方から他方への内部空気流が最小限になるようにする。この均一化により、この通路内での中心本体間を通るパイロット管の対流加熱が低減され、クロスオーバの局所性での燃料支持通路の表面に対する空気衝突によって生じる加熱が確実に最小になる。

図３に示すように、内側パージ空気キャビティ３９は、内側パイロット中心本体壁４０とパイロット燃料カートリッジ１７との間の距離が増大している拡張領域１００を有する。また、内側パージ空気キャビティ３９は、内側パイロット中心本体壁４０とパイロット燃料カートリッジ１７との間の距離が減少している収縮領域１０２を有する。拡張領域１００と収縮領域１０２の間に拡張リング区域１０４が定められる。内側パージ空気ポート３８は、最小距離にて収縮領域１０２（すなわち、拡張リング区域１０４の反対側）から延びる。

同様に、外側ガイド空気キャビティ４５は、外側パイロット中心本体壁４１とパイロット燃料カートリッジ１７との間の距離が増大している拡張領域２００を有する。また、外側ガイド空気キャビティ４５は、外側パイロット中心本体壁４１とパイロット燃料カートリッジ１７との間の距離が減少している収縮領域２０２を有する。拡張領域２００と収縮領域２０２の間に拡張リング区域２０４が定められる。

再度図１を参照すると、環状スプリッタ２８は、パイロット燃料噴射装置１８を囲む。環状スプリッタ２８は、軸方向で順次的に、略円筒形の上流側セクション５４と、最小直径のスプリッタスロート５６と、下流側発散面５８と、を含む。図示のように、スプリッタスロート５６は、パイロット燃料膜面２３の下流側にあり、該パイロット燃料膜面２３によって定められる下流側直径よりも大きな直径を有する。下流側発散セクション５８は、中心軸線２６に対して約２４度〜約４０度の平均発散角を有する。１つの実施形態において、下流側発散セクション５８は、実質的に一定の発散角（例えば、中心軸線２６に対して約２４度〜約４０度の発散角で）を有する。

内側空気回路５２内では、内側空気スワーラ６０は、パイロット中心本体４０とスプリッタ２８の上流側セクション５４との間に延びる内側スワールベーン６１の半径方向アレイを含む。内側スワールベーン６１は、内側空気スワーラ６０を通過する空気流にスワールを誘起するような形状及び向きにされる。１つの実施形態において、内側スワールベーン６１は、中心軸線に対して約１０度〜約３５度の角度の後縁を定める。１つの特定の実施形態において、内側空気スワーラ６０からフィルムパイロット燃料膜面２３との交差部まで定められる内側空気回路５２は、外側パイロット中心本体壁４１と環状スプリッタ２８の上流側セクション５４との間に実質的に一定の環状通路間隔を有する。何らかの特定の理論によって制限することを意図するものではないが、この実質的に一定の間隔により、より高速の空気が内側表面上に留まり、燃料膜面２３から出る燃料の良好な微粒化を提供できるようになる。

環状ベンチュリ３０は、スプリッタ２８を囲む。環状ベンチュリ３０は、軸方向で順次的に、略円筒形の上流側セクション６２と、最小直径のスロート６４と、下流側発散セクション６６と、を含む。１つの実施形態において、下流側発散セクション６６は、中心軸線に対して約２８度〜約４４度の平均発散角を有する。１つの特定の実施形態において、下流側発散セクション６６は、中心軸線に対して約２８度〜約４４度の実質的に一定の発散角を有する。

外側空気回路６９は、スプリッタ２８とベンチュリ３０との間に延びる外側空気スワーラ６７を定める外側スワールベーン６８の半径方向アレイを含む。外側スワールベーン６８、スプリッタ２８、及び内側スワールベーン６０は、パイロット燃料噴射装置１８を物理的に支持する。外側スワールベーン６８は、外側空気スワーラ６７を通過する空気流にスワールを誘起するような形状及び向きにされる。１つの実施形態において、外側スワールベーンは、約４０度〜約５５度のような、中心軸線に対して約４０度〜約６０度の角度の後縁を定める。

ベンチュリ３０のボアは、パイロット空気流のための燃料ノズル１０を通る流路を定める。環状の半径方向に延びるプレートの形態の熱シールド７０は、発散セクション６６の後端に配置することができる。既知のタイプの熱障壁コーティング（ＴＢＣ）（図示せず）は、熱シールド７０及び／又は発散セクション６６の表面上に施工することができる。

燃料をベンチュリ壁３１から離しておき、パイロット安定性の維持を促進するために、２つの燃焼ゾーンがある程度独立して作動している間、空気のバッファゾーンが、外側スワールベーン６８から形成される外側空気回路６９を通ってベンチュリ壁３１に沿って加えられる。外側空気回路６９は、スプリッタ２８に直近してベンチュリ壁３１の半径方向内向きに位置する環状通路であり、スプリッタ２８は、内側空気回路５２と外側空気回路６９を分離し、それぞれの空気回路に対して完全に独立した設計パラメータ（すなわち、ベーン転回角度、出口フォーカス、運動量分割及び有効範囲）を可能にする。１つの実施形態において、外側空気回路６９は、外側空気スワーラ６７から環状スプリッタ２８の下流側端部まで定められ、環状ベンチュリ３０と環状スプリッタ２８との間に実質的に一定の通路間隔を有する。

内側本体３２は、ベンチュリ３０を囲み、放射状熱シールドとして機能を果たすと同時に、以下で説明する他の機能を果たす。環状の主リング支持体３４は、内側本体３２を囲む。主リング支持体３４は、主噴射リング２４と燃料ノズルステム７２のような固定装着構造との間の機械的接続部として機能する。

主噴射リング２４は、環状の形態であり、ベンチュリ３０を囲む。主噴射リング２４は、１又はそれ以上の主支持アーム（図示せず）によって主リング支持体３４に接続することができる。主噴射リング２４は、円周方向に延びる主燃料ギャラリー７６を含み、主燃料導管２２に結合されて燃料が供給される。主噴射リング２４に形成された主燃料オリフィス７８の半径方向アレイは、主燃料ギャラリー７６と連通している。エンジン作動時には、燃料は、主燃料オリフィス７８を通って放出される。１又はそれ以上のパイロット燃料ギャラリー８０は、主燃料ギャラリー７６に近接近して主噴射リング２４を通って延びる。エンジン作動時には、燃料は、パイロット燃料ギャラリー８０を通って常に循環して、主噴射リング２４を冷却し、主燃料ギャラリー７６及び主燃料オリフィス７８の閉塞を阻止する。

環状外側本体３６は、主噴射リング２４、ベンチュリ３０、及びパイロット燃料噴射装置１８を囲み、燃料ノズル１０の外側範囲を定める。外側本体３６の前方端部８２は、ステム７２に接合される。外側本体３６の後方端部は、熱シールド７０に向けられる冷却孔８６を組み込んだ環状の半径方向に延びるバッフル８４を含むことができる。前端及び後端の間には、作動時に混合気空気流に晒される略円筒形の外面８８が延びる。外側本体３６は、ベンチュリ３０及び内側本体３２と協働して二次流路９０を定める。この二次流路９０を通過する空気は、冷却孔８６を通って放出される。

外側本体３６は、スプレーウェル９２と呼ばれる凹部の環状アレイを含む。スプレーウェル９２の各々は、主噴射リング２４と協働して、外側本体３６における開口９４によって定められる。主燃料オリフィス７８の各々は、スプレーウェル９２の１つと整列している。

外側本体３６及び内側本体３２は、周囲の外部空気流から保護された環状の三次スペース又は空隙９６を定めるよう協働する。主噴射リング２４は、この空隙内に収容される。燃料ノズル１０内には、先端空気ストリームが空隙９６と連通して、スプレーウェル９２付近の位置にて外部圧力を上回る僅かな圧力マージンを維持するのに必要とされる最小流量を空隙９６に供給するようにする流路が設けられる。例示の実施例において、この流量は、ベンチュリ３０及び内側本体３２それぞれに配置された小さな供給スロット（図示せず）及び供給スロット（図示せず）によって提供される。

燃料ノズル１０及びその構成要素は、１又はそれ以上の金属合金から構成することができる。好適な合金の非限定的な実施例は、ニッケル及びコバルト基合金を含む。燃料ノズル１０及びその一部の全て又は部分は、単体構造、単一構成、又はモノリシック構成要素の部品とすることができ、層状構造を含む製造プロセス又は付加製造（従来の機械加工プロセスのような材料除去とは違って）を用いて製造することができる。このようなプロセスは、「ラピッドマニュファクチャリングプロセス」及び／又は「付加製造プロセス」と呼ばれる場合があり、用語「付加製造プロセス」は、本明細書では一般にかかるプロセスを意味する用語である。付加製造プロセスには、限定ではないが、直接金属レーザ溶融（ＤＭＬＭ）、レーザネットシェイプ製造（ＬＮＳM）、電子ビーム焼結、選択的レーザ焼結（ＳＬＳ）、インクジェット又はレーザジェットのような３Ｄプリンティング、ステロリソグラフィー（ＳＬＳ：Ｓｔｅｒｏｌｉｔｈｏｇｒａｐｈｙ）、電子ビーム溶融（ＥＢＭ）、レーザ技術によるネットシェイプ（ＬＥＮＳ）、及び直接金属堆積（ＤＭＤ）が挙げられる。

上記では、ガスタービンエンジンの燃料ノズルの主噴射構造について説明した。本明細書（何れかの添付の特許請求の範囲、要約書、及び図面を含む）で開示される特徴の全て、及び／又はそのように開示された何れかの方法又はプロセスのステップの全ては、このような特徴及び／又はステップの少なくとも一部が互いに排他的である組み合わせを除いて、あらゆる組み合わせで結合することができる。

本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、また、あらゆる当業者が、あらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること並びにあらゆる組み込み方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。

１０ 燃料ノズル
１２ 燃料システム
１４ パイロット制御バルブ
１６ パイロット燃料導管
１７ パイロット燃料カートリッジ
１８ パイロット燃料噴射装置
１９ パイロット供給ライン
２０ 主バルブ
２１ パイロット燃料調量オリフィス
２２ 主燃料導管
２３ パイロット燃料膜面
２４ 主噴射リング
２５ 環状燃料通路
２６ 中心軸線
２８ スプリッタ
３０ ベンチュリ
３１ ベンチュリ壁
３２ 内側本体
３４ 主リング支持体
３６ 外側本体
３８ 内側パージ空気ポート
３９ 内側パージ空気キャビティ
４０ 内側パイロット中心本体壁
４１ 外側パイロット中心本体壁
４２ 吐出オリフィス
４３ スロート
４４ 外側パージ空気入口ポート
４５ 外側ガイド空気キャビティ
４８ 中央スワールベーン
５０ 中央空気回路
５１ 中央スワーラ
５２ 内側空気回路
５４ 上流側セクション
５６ スロート
５８ 発散セクション
６０ 内側空気スワーラ
６１ 内側スワーラベーン
６２ 上流側セクション
６４ スロート
６６ 発散セクション
６７ 外側空気スワーラ
６８ 外側スワールベーン
６９ 外側空気回路
７０ 熱シールド
７２ 燃料ノズルステム
７６ 主燃料ギャラリー
７８ 主燃料オリフィス
８０ パイロット燃料ギャラリー
８２ 前端
８４ バッフル
８６ 孔
８８ 外面
９０ 流路
９２ スプレーウェル
９４ 開口
９６ 空隙
１００ 拡張領域
１０２ 収縮領域
１０４ 拡張リング区域
２００ 拡張領域
２０２ 収縮領域
２０４ 拡張リング区域

Claims (10)

1. 燃料ノズル（１０）であって、
   軸方向に細長の内側パイロット中心本体壁（４０）と、外側パイロット中心本体壁（４１）とを含むパイロット燃料噴射装置（１８）を備え、
   前記軸方向に細長の内側パイロット中心本体壁（４０）が、上流側端部から、前記パイロット燃料噴射装置（１８）の下流側端部を定める環状燃料通路（２５）まで延びて、該環状燃料通路（２５）がパイロット燃料調量オリフィス（２１）において前記内側パイロット中心本体壁（４０）と交差しており、
   前記燃料ノズル（１０）が更に、
   前記環状燃料通路（２５）から下流側にパイロット燃料膜面（２３）と、
   前記パイロット燃料噴射装置（１８）を囲む環状スプリッタ（２８）と、
   を備え、
   前記環状スプリッタ（２８）が、軸方向で順次的に、
   略円筒形の上流側セクション（５４）と、
   前記パイロット燃料膜面の下流側にあり、該パイロット燃料膜面によって定められる下流側直径よりも大きい直径を有するスプリッタスロート（５６）と、
   中心軸線（２６）に対して約２４度〜約４０度の平均発散角を有する下流側発散面（５８）と、
   を含む、燃料ノズル（１０）。
2. 前記環状スプリッタ（２８）の下流側発散面（５８）が、中心軸線（２６）に対して約２４度〜約４０度の実質的に一定の発散角を有する、請求項１に記載の燃料ノズル（１０）。
3. 前記外側パイロット中心本体壁（４１）と前記環状スプリッタ（２８）の上流側セクション（５４）との間に延びる内側スワールベーン（６１）の半径方向アレイを含む内側スワーラ（６０）を更に備え、前記内側スワールベーン（６１）が、中心軸線（２６）に対して約１０度〜約３５度の角度で後縁を定める、請求項１に記載の燃料ノズル（１０）。
4. 前記外側パイロット中心本体壁（４１）と前記環状スプリッタ（２８）の上流側セクション（５４）との間に実質的に一定の通路間隔を有して、内側空気スワーラ（６０）から前記フィルムパイロット燃料膜面（２３）との交差部まで内側空気回路（５２）が定められる、請求項３に記載の燃料ノズル（１０）。
5. 前記パイロット燃料噴射装置（１８）及び前記スプリッタ（２８）を囲む環状ベンチュリ（３０）を更に備え、前記環状ベンチュリ（３０）が、一次燃料噴射装置及び環状スプリッタ（２８）の軸方向下流側に位置付けられる出口を有する、請求項１に記載の燃料ノズル（１０）。
6. 前記環状ベンチュリ（３０）が、軸方向で順次的に、略円筒形の上流側セクション（６２）と、最小直径のベンチュリスロート（６４）と、下流側発散セクション（６６）と、を含み、前記環状ベンチュリ（３０）の下流側発散セクション（６６）が、中心軸線（２６）に対して約２８度〜約４４度の平均発散角を有する、請求項５に記載の燃料ノズル（１０）。
7. 前記環状スプリッタ（２８）と前記環状ベンチュリ（３０）との間に延びる外側スワールベーン（６８）の半径方向アレイを含む外側空気スワーラ（６９）を更に備える、請求項６に記載の燃料ノズル（１０）。
8. 前記外側スワールベーン（６８）、前記環状スプリッタ（２８）、及び内側スワールベーン（６１）が、前記パイロット燃料噴射装置（１８）を物理的に支持する、請求項７に記載の燃料ノズル（１０）。
9. 前記内側パイロット中心本体壁（４０）が、中心軸線（２６）に対して発散−縮小の配向を有して、上流側直径、スロート（４３）及び下流側直径を有する中空管体を定め、前記スロート（４３）が、前記上流側直径及び前記下流側直径の両方よりも小さい内径を有する、請求項１に記載の燃料ノズル（１０）。
10. 前記パイロット燃料噴射装置（１８）が更に、前記中空管体の上流側端部に位置付けられた中央空気回路（５０）を含み、前記中央空気回路（５０）が中央スワールベーン（５１）を有し、該中央スワールベーン（５１）が、前記中心軸線（２６）に対して約４０度〜約５０度の角度を有する後縁を定める、請求項１５に記載の燃料ノズル（１０）。