JP2017150806A - ガスタービン燃焼器におけるパイロットノズル - Google Patents

Abstract

【課題】パイロットノズルを含む燃焼器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１０用の燃料ノズル１２は、中央本体と、中央本体の回りに形成された軸方向に細長い周壁と、１次流れアニュラスと流体連通した１次燃料供給部及び１次空気供給部と、を備える。中央本体に形成されたパイロットノズルは、パイロットノズルの上流面及び下流面を通ってそれぞれ定められた入口と出口との間で軸方向に伸長した空気管体及び混合管体を有することができる。２次空気供給部は、空気管体及び前記混合管体の各々の入口と流体連通することができる。燃料ポートは、各々を２次燃料供給部に接続するために混合管体に配置することができる。空気管体の各々の連続した側壁シーリング構造は、内部を通る空気流を２次燃料供給部から隔離することができる。空気管体及び混合管体の各々は、下流側スワール流を誘起するよう傾斜管体として構成することができる。【選択図】図１

Description

本発明は、全体的に、空気と混合された炭化水素燃料を燃焼させて高温のガスストリームを発生させ、これによりタービンを駆動して、ブレードに取り付けられたシャフトを回転させるようにするガスタービンエンジンに関する。より詳細には、限定ではないが、本発明は、より少ない窒素酸化物を達成するために燃料と空気を予混合するパイロットノズルを含む燃焼器の燃料ノズルに関する。

ガスタービンエンジンは、多くの用途で動力を発生させ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、及びタービンを含む。典型的なガスタービンエンジンにおいて、圧縮機は、圧縮空気を燃焼器に提供する。燃焼器に流入した空気は、燃料と混合されて燃焼する。高温の燃焼ガスは、燃焼器から排出されてタービンのブレードに流入し、ブレードに接続されたタービンシャフトを回転させるようにする。回転シャフトのこの機械的エネルギーの一部は、圧縮機及び／又は他の機械的システムを駆動する。

政府の規制により、窒素酸化物の環境への排出は好ましいことではないので、ガスタービンエンジン運転の副産物である窒素酸化物の生成は、許容基準未満に維持されることが求められる。こうした規制に適合しようとする１つの取り組みは、例えば、窒素酸化物（通常ＮＯｘで表される）及び一酸化炭素（ＣＯ）のエミッションを低減するため、拡散火炎燃焼器から、完全な予混合動作モードを用いた希薄燃料及び空気混合気を利用する燃焼器に移行することである。これらの燃焼器は、乾式低ＮＯｘ（ＤＬＮ）、乾式低エミッション（ＤＬＥ）又は希薄予混合（ＬＰＭ）燃焼システムとして当該技術分野で様々な形で知られている。

燃料−空気の混合は、ガスタービンエンジンの高温燃焼ガスにおいて発生する窒素酸化物のレベルとエンジン性能との両方に影響を及ぼす。ガスタービンエンジンは、１又は２以上の燃料ノズルを使用して、空気及び燃料を取り入れて燃焼器内での燃料−空気の混合を促進する。燃料ノズルは、燃焼器のヘッド端部に設けることができ、燃料入力と混合される空気流を取り入れるように構成することができる。通常、各燃料ノズルは、該燃料ノズル内部に配置された中央本体によって内部で支持することができ、中央本体の下流側端部にパイロットを装着することができる。例えば、全ての目的で引用により本明細書に組み込むことができる米国特許第６４３８９６１号に記載されるように、所謂スウォズルは、中央本体の外部に取り付けること及びパイロットの上流に配置することができる。スウォズルは、環状流路にわたって中央本体から半径方向に延びる湾曲ベーンを有し、そこから燃料が環状流路内に導入されて、スウォズルのベーンによって旋回される空気流内に同伴されることになる。

ガスタービンエンジンにおける燃焼プロセスを記述する種々のパラメータは、窒素酸化物の生成と相関性がある。例えば、燃焼反応ゾーンにおけるより高いガス温度は、より多くの量の窒素酸化物を発生させる原因となる。これらの温度を下げる１つの方法は、燃料−空気混合気を予混合して、燃焼される燃料と空気の比を低減することに基づく。燃焼される燃空比が小さくなると、窒素酸化物の量もまた少なくなる。しかしながら、ガスタービンエンジンの性能の点でトレードオフが存在する。燃焼される燃空比が小さくなると、燃料ノズルの火炎がブローアウト（失火）し、従って、ガスタービンエンジンの運転が不安定になる傾向が増大する。拡散火炎タイプのパイロットは、燃焼器における火炎安定性を良好にするのに用いられてきたが、そうするとＮＯｘが増大する。従って、火炎安定性の利点を提供すると共に、パイロットノズルに一般に関連するＮＯｘエミッションを最小限にする改善されたパイロットノズル組立体に対する要求が依然としてある。

米国特許第８７０８６９６号明細書

従って、本発明は、ガスタービンエンジン用の燃料ノズルを提示し、燃料ノズルは、軸方向に細長い中央本体と、１次流れアニュラスを間に定めるように中央本体の回りに形成された軸方向に細長い周壁と、１次流れアニュラスと流体連通した１次燃料供給部及び１次空気供給部と、パイロットノズルと、を備える。中央本体に形成されたパイロットノズルは、パイロットノズルの上流面及び下流面を通ってそれぞれ定められた入口と出口との間で軸方向に伸長した空気管体及び混合管体を有することができる。２次空気供給部は、空気管体及び前記混合管体の各々の入口と流体連通することができる。燃料ポートは、混合管体の各々を２次燃料供給部に接続するために混合管体に配置することができる。空気管体の各々の入口と出口との間の連続した側壁シーリング構造は、内部を通る空気流を２次燃料供給部から隔離することができる。複数の管体は、集合的吐出部において下流側スワール流を誘起するよう燃料ノズルの中心軸線に対して角度が付けられた傾斜管体として構成することができる。

本発明の実施形態を用いることができる例示的なガスタービンのブロック図。 図１に示すガスタービンで用いることができる例示的な燃焼器の断面図。 本発明の特定の態様による例示的な燃焼器ノズルを描いた一部が斜視図で一部が断面図。 図３の燃焼器ノズルのより詳細な断面図。 図４において５−５で示される直線に沿った端面図。 パイロットノズルで用いることができる混合管体の簡略化された側面図。 本発明の特定の態様による傾斜構成を有する代替の混合管体の簡略化された側面図。 本発明の特定の態様による傾斜混合管体を有する例示的なパイロットノズルを描いた断面図。 本発明の例示的な実施形態による傾斜混合管体の側面図。 図９の混合管体の斜視図。 本発明の代替の実施形態による傾斜混合管体の側面図。 本発明の別の代替の実施形態による傾斜混合管体の側面図。 直線状混合管体が傾斜混合管体と組み合わされた追加の実施形態の側面図。 図１３の混合管体の斜視図。 図１３の混合管体の入口図。 図１３の混合管体の出口図。 本発明の他の特定の態様による逆スワール螺旋混合管体を含む追加の実施形態の側面図。 図１７の混合管体の斜視図。 図１７の混合管体の入口図。 図１７の混合管体の出口図。 吐出方向に対して外寄り要素を含む混合管体の代替の実施形態の出口図。 吐出方向に対して内寄り要素を含む混合管体の代替の実施形態の出口図。 本発明の代替の実施形態による傾斜混合管体の側面図。 本発明の別の代替の実施形態による傾斜混合管体の側面図。 直線（すなわち軸方向）配向を有する混合管体の方向性流れ分析の結果を概略的に示す図。 接線方向に傾斜した配向を有する混合管体の方向性流れ分析の結果を概略的に示す図。

本発明の態様及び利点は、以下の説明において部分的に記載され、又は、本説明から明らかになることができ、或いは、本発明を実施することによって理解することができる。ここで、その１又は２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。以下の詳細な説明は、図面における特徴要素を指すために参照符号の表示を用いている。図面及び本明細書における同じ又は同様の参照符号は、本発明の実施形態の同じ又は同様の要素を指すのに用いることができる。

理解されるように、各実施例は、本発明の限定ではなく説明の目的で提供される。実際に、本発明の範囲又は技術的思想から逸脱することなく、修正形態及び変形形態を本発明において実施できることは、当業者であれば理解されるであろう。例えば、１つの実施形態の一部として例示され又は説明される特徴は、別の実施形態と共に使用して更に別の実施形態を得ることができる。従って、本発明は、そのような修正及び変形を特許請求の範囲及びその均等物の技術的範囲内に属するものとして保護することを意図している。本明細書で言及される範囲及び限度は、別途指示のない限り、当該限度自体を含めて規定の限度内にある全ての部分範囲を含むことを理解されたい。

加えて、本発明並びに構成サブシステム及び要素を記述するために特定の用語が選択されている。可能な範囲内で、これらの用語は、技術分野において一般的な専門用語に基づいて選ばれている。更に、このような用語は様々な解釈を生じることが多いことは理解されるであろう。例えば、単一の構成要素として本明細書で参照されるものが、他の箇所では複数の構成要素からなるものとして参照される場合があり、又は、複数の構成要素として本明細書で参照されるものが、他の箇所では単一の構成要素として本明細書で参照され場合がある。本発明の範囲を把握する際に、使用される特定の専門用語にのみ留意するのではなく、本明細書及び関連状況に加えて、用語が複数の図に関係する様態並びに当然ながら添付の請求項における専門用語の厳密な使用を含む、参照され記載されている構成要素の構造、構成、機能、及び／又は使用に対しても留意すべきである。更に、以下の実施例では、特定のタイプのタービンエンジンに関連して提示されているが、本発明の技術はまた、関連の技術分野における当業者によって理解されるタービンエンジンの他のタイプにも適用することができる。

タービンエンジン運転の性質を考慮すると、エンジン及び／又はその内部に含まれる複数のサブシステム又は構成要素の機能を説明するために本出願全体にわたって幾つかの記述用語を用いることができ、これらの用語をこのセクションの始めに定義することが有用であることは理解することができる。従って、これらの用語及びその定義は、別途規定のない限り、以下の通りとする。用語「前方」及び「後方」は、特に別途指定のない限り、ガスタービンの向きを基準とした方向を指す。すなわち、「前方」とは、エンジンの前方又は圧縮機側を指し、「後方」とは、エンジンの後方又はタービン側を指す。これらの用語の各々は、エンジン内の移動又は相対位置を指すのに用いることができることは理解されるであろう。「下流側」及び「上流側」という用語は、通過する流れの全体的方向を基準とした特定の導管内の位置を指すのに用いられる。（これらの用語は、当業者には明らかなはずの通常の作動中に予想される流れに対する方向を基準としていることは理解されるであろう。）「下流側」という用語は、流体が特定の導管内を流れる方向を指すのに対し、「上流側」は、反対の方向を指す。従って、例えば、圧縮機を通って移動する空気として始まり、その後に燃焼器内及びこれを越えて燃焼ガスとなる、タービンエンジンを通過する作動流体の１次流れは、圧縮機の上流側端部又は前端に向かう上流位置から始まって、タービンの下流側又は後端に向かう下流側位置で終端するものとして記述することができる。燃焼器に入ると、圧縮空気は、燃焼器の前方端部に向かって内部チャンバの周りに形成される流れアニュラス（環状空間）を介して案内され、この燃焼器の前方端部で空気流が内部チャンバに流入し、次いで流れ方向を反転させて、燃焼器の後方端部に向かって移動する。更に別の状況では、冷却通路を通る冷却通路を通る冷却材の流れは、同様に処理することができる。

この点に関して、用語「半径方向」は、軸線に垂直な移動又は位置を指すことは理解されるであろう。これに関して、中心軸線からの相対距離を記載することが必要となる場合がある。この場合、例えば、第１の構成要素が第２の構成要素よりも中心軸線に近接して位置する場合、第１の構成要素は第２の構成要素の「半径方向内向き」又は「内寄り」にあると記述されることになる。第１の構成要素が第２の構成要素よりも軸線から更に遠くに存在する場合には、本明細書では、第１の構成要素は第２の構成要素の「半径方向外向き」又は「外側寄り」にあると記述されることになる。加えて、理解されるように、用語「軸方向に」は、軸線に平行に移動又は位置することを示す。最後に、用語「円周方向」は、軸線の周りの移動又は位置を示す。上述のように、これらの用語は、エンジンの圧縮機セクション及びタービンセクションを通って延びる共通の中心軸線に関連して用いることができるが、これらの用語はまた、エンジンの他の構成部品又はサブシステムに関連して用いることもできる。例えば、多くのガスタービン機械に一般的な円筒形状の燃焼器の場合、これらの用語に相対的な意味を与える軸線は、断面形状の中心を通って延びる長手中心軸線であり、この断面形状は、最初は円筒形であるが、タービンに近付くにつれてより環状の輪郭に移行する。

図１を参照すると、ガスタービンシステム１０の幾つかの部分の簡易図が例示されている。タービンシステム１０は、タービンシステム１０を稼働させるために天然ガス及び／又は水素リッチな合成ガスなどの液体又はガス燃料を用いることができる。図示のように、以下でより十分に説明されるタイプの複数の燃料ノズル（本明細書では「燃料ノズル１２」で示される）は、供給燃料１４を取り込み、燃料を供給空気と混合して、燃料−空気混合気を燃焼器１６に配向して燃焼させる。燃焼した燃料−空気混合気は、高圧の排気ガスを生成し、この排気ガスは、タービン１８を通って排気出口２０に向けて配向することができる。排気ガスがタービン１８を通過すると、ガスは、１又は２以上のタービンブレードに力を作用して、タービンシステム１０の軸線に沿ってシャフト２２を回転させる。例示されるように、シャフト２２は、圧縮機２４を含むタービンシステム１０の種々の構成部品に接続することができる。圧縮機２４はまた、シャフト２２に結合することができるブレードを含む。シャフト２２が回転すると、圧縮機２４内のブレードもまた回転し、これにより吸気口２６から圧縮機２４を通って燃料ノズル１２及び／又は燃焼器１６に流入する空気を圧縮する。シャフト２２はまた、負荷２８に接続することができ、該負荷は、輸送手段か、或いは、例えば発電プラントの発電機又は航空機上のプロペラのような定置負荷とすることができる。理解されるように、負荷２８は、タービンシステム１０の回転出力によって動力を供給することができるあらゆる好適な装置を含むことができる。

図２は、図１に概略的に描かれたガスタービンシステム１０の幾つかの部分の簡略化された断面図である。図２に概略的に示されるように、タービンシステム１０は、ガスタービンエンジン１０の燃焼器１６のヘッド端部２７内に配置された１又は２以上の燃料ノズル１２を含む。例示の各燃料ノズル１２は、１つのグループに統合された複数の燃料ノズル及び／又は単独の独立した燃料ノズルを含むことができ、ここで例示の各燃料ノズル１２は、少なくとも実質的に又は完全に内部構造支持体（例えば、耐荷重流体通路）に支持される。図２を参照すると、システム１０は、吸気口２６を介してシステム１０内に流入するガス（空気など）を圧縮する圧縮機セクション２４を備える。作動時には、空気は、吸気口２６を通ってタービンシステム１０に流入し、圧縮機２４において加圧することができる。本明細書ではガスは、空気と呼ばれる場合があるが、ガスタービンシステム１０で使用するのに好適なあらゆるガスであってもよい点は理解されたい。圧縮機セクション２４から吐出された加圧空気は、燃焼器セクション１６に流入し、該燃焼器セクション１６は一般に、システム１０の軸線の周りに環状アレイで配置された複数の燃焼器１６（その１つだけが図１及び２で例示されている）により特徴付けられる。燃焼器セクション１６に流入する空気は、燃料と混合され、燃焼器１６の燃焼室３２内で燃焼する。例えば、燃料ノズル１２は、最適な燃焼、エミッション、燃料消費量、及び出力に好適な燃空比で燃料−空気混合気を燃焼器１６内に噴射することができる。燃焼により高温の加圧排気ガスが発生し、該排気ガスは、各燃焼器１６からタービンセクション１８（図１）に流れ、システム１０を駆動して出力を発生する。高温のガスは、タービン１８内の１又は２以上のブレード（図示せず）を駆動してシャフト２２を回転させ、及びひいては圧縮機２４及び負荷２８を駆動する。シャフト２２の回転により、圧縮機２４内のブレード３０の回転が生じ、吸気口２６により受け取られた空気を吸い込み、該空気を圧縮するようになる。しかしながら、燃焼器１６は、必ずしも上述され本明細書で例示されたように構成される必要はなく、一般に、加圧空気が燃料と混合して燃焼し、システム１０のタービンセクション１８に移送できるようにするあらゆる構成を有することができることは容易に理解されるであろう。

ここで図３〜図５に移ると、本発明の特定の態様による、予混合パイロットノズル４０（又は簡単に「パイロットノズル４０」）の例示的な構成が提示される。パイロットノズル４０は、燃焼室３２内の燃焼のため燃料及び空気混合気が内部で生成される複数の混合管体４１を含むことができる。図３〜図５は、燃料及び空気をパイロットノズル４０の複数の混合管体４１に供給することができる１つの機構を例示している。図８に関連して別のこのような燃料−空気送給構成が提供されており、他の燃料及び空気供給機構もまた実施可能であり、これらの実施例は添付の請求項で別途指示されていない限り、限定とみなすべきではない点を理解されたい。

図３、４、及び５に描かれるように、混合管体４１は、直線的な軸方向構成を有することができる。このような場合、各混合管体４１は、そこからの流体の流れが燃料ノズル１２の中心軸線３６に平行な方向（すなわち、本明細書で使用される場合「吐出方向」）で、又は代替として、燃料ノズル１２の中心軸線３６に対して少なくとも接線方向に傾斜した向きではない方向で吐出されるように構成することができる。本明細書で使用される場合、このような混合管体４１は、「軸方向混合管体」と呼ぶことができる。従って、軸方向混合管体４１は、燃料ノズル１２の中心軸線３６に実質的に平行であるような向きにすることができ、或いは、混合管体が接線方向に傾斜した向きではない場合には、中心軸線３６に対して半径方向に傾斜した向きを含むような向きにすることができる。「傾斜混合管体」と呼ばれることになる他の混合管体４１は、各々が燃料ノズル１２の中心軸線３６に対して斜めになった又は接線方向に傾斜した方向で燃料及び空気の混合気を放出するようにこの接線方向に角度が付けられ又は傾斜した向きを含むことができる。以下で説明するように、このタイプの構成を用いて、パイロットノズル４０の特定の性能的態様を改善し、これにより燃料ノズル１２の性能を改善するスワール（旋回）パターンを放出時に燃焼ゾーン内に生成することができる。

例示するように、燃料ノズル１２は、構成部品の外側エンベロープを定める軸方向に細長い周壁５０を含むことができる。燃料ノズル１２の周壁５０は、外面と、外面の反対側に面して軸方向に細長い内側キャビティを定める内面と、を有する。本明細書で使用される場合、ノズル１２の中心軸線３６は、燃料ノズル１２の中心軸線として定められ、この実施例では、周壁５０の中心軸線として定められている。燃料ノズル１２は更に、周壁５０によって形成されたキャビティ内に配置される中空の軸方向に細長い中央本体５２を含むことができる。周壁５０と中央本体５２との間に示される同心配置を考慮すると、中心軸線３６は、各構成部品に共通とすることができる。中央本体５２は、上流側端部及び下流側端部を定める壁により軸方向に定めることができる。１次空気流れチャンネル５１は、周壁５０と中央本体５２の外部面との間の環状スペース内に定めることができる。

燃料ノズル１２は更に、軸方向に細長い中空の燃料供給ラインを含むことができ、このラインは、本明細書で「中央供給ライン５４」と呼ばれ、中央本体５２の中心を通って延びる。中央供給ライン５４と中央本体５２の外壁との間では、細長い内部通路又は２次流れアニュラス５３が、ヘッド端部２７に隣接した前方位置からパイロットノズル４０に向けて軸方向に延びることができる。同様に、中央供給ライン５４は、中央本体５２の前端の間で軸方向に延びることができ、ここで、ヘッド端部２７を通って燃料供給源（図示せず）との接続部を形成することができる。中央供給ライン５４は、中央本体５２の後端に配置された下流側端部を有することができ、最終的にはパイロットノズル４０の混合管体４１内に噴射される供給燃料を提供することができる。

燃料ノズル１２の１次供給燃料は、複数のスワーラベーン５６を通って燃焼器１６の燃焼室３２内に配向することができ、該スワーラベーンは、図３に示すように、１次流れアニュラス５１にわたって延びる固定ベーンとすることができる。本発明の態様によれば、スワーラベーン５６は、いわゆるスウォズルタイプの燃料ノズルを定めることができ、ここでは複数のベーン５６が中央本体５２と周壁５０との間に半径方向に延びている。図３に概略的に示されるように、スウォズルのスワーラベーン５６の各々は、望ましくは、内部燃料導管５７を備えることができ、該内部燃料導管５７は、１次供給燃料（その流れが矢印で示されている）が１次流れアニュラス５１を通って配向されている１次空気流れに導入される燃料噴射ポート５８で終端する。この１次空気流れがスワーラベーン５６に衝突するように配向されると、理解されるように１次流れアニュラス５１内で空気と燃料の混合を促進するスワールパターンが与えられる。スワーラベーン５６の下流側では、流れアニュラス５１内に集められた旋回空気及び燃料は、継続的に混合された後、燃焼のため燃焼室３２内に吐出することができる。本明細書で使用される場合、パイロットノズル４０と区別する際に、１次流れアニュラス５１は「親ノズル」と呼ぶことができ、１次流れアニュラス５１内に集められた燃料−空気混合気は、「親ノズル」内に由来すると称することができる。これらの表記を使用すると、燃料ノズル１２は、親ノズル及びパイロットノズルを含み、これらの各々が別個の燃料及び空気混合気を燃焼室内に噴射することは理解されるであろう。

中央本体５２は、軸方向に積み重ねられたセクションを含むように説明することができ、パイロットノズル４０は、中央本体５２の下流側又は後方端部に配置される軸方向セクションである。図示の例示的な実施形態によれば、パイロットノズル４０は、中央供給ライン５４の下流側端部の周りに配置された燃料プレナム６４を含む。例示されるように、燃料プレナム６４は、１又は２以上の燃料ポート６１を介して中央供給ライン５４と流体連通することができる。従って、燃料は、燃料ポート６１を介して燃料プレナム６４に流入するよう供給ライン５４を通って移動することができる。パイロットノズル４０は更に、燃料プレナム６４から半径方向外向きに且つ望ましくは中心軸線３６と同心状に配置された環状形状の中央本体壁６３を含むことができる。

上述のように、パイロットノズル４０は、燃料プレナム６４の直ぐ外寄りに配置された複数の軸方向に細長い中空の混合管体４１を含むことができる。パイロットノズル４０は、上流面７１及び下流面７２によって軸方向に定めることができる。例示されるように、混合管体４１は、中央本体壁６３を通って軸方向に延びることができる。複数の燃料ポート７５は、燃料を燃料プレナム６４から混合管体４１内に供給するための中央本体壁６３内に形成することができる。混合管体４１の各々は、パイロットノズル４０の上流面７１を通って形成される入口６５と、パイロットノズル４０の下流面７２を通って形成される出口６６との間に軸方向に延びることができる。このように構成されると、空気流は、中央本体５２の２次流れアニュラス５３から各混合管体４１の入口６５内に配向することができる。各混合管体４１は、燃料プレナム６４から出る燃料の流れが各混合管体４１に入るように燃料プレナム６４と流体連通した少なくとも１つの燃料ポート７５を有することができる。次に、結果として得られる燃料−空気混合気は、各混合管体４１において下流側に移動することができ、次いで、パイロットノズル４０の下流面７２を通って形成される出口６６から燃焼室３２内に噴射することができる。理解されるように、図３〜５に示された混合管体４１の直線状構成及び軸方向配向を考慮すると、出口６６から吐出される燃料−空気混合気は、燃料ノズル１２の中心軸線３６に実質的に平行な方向で配向される。燃料−空気混合気は、燃焼室３２内に噴射されたときに各混合管体４１から半径方向に分散する傾向があるが、出願人は、半径方向の拡散が顕著ではないことを見出している。実際に、これまでの研究によれば、各混合管体４１の出口６６の直ぐ下流側に位置する燃焼出口平面４４のセクションでの等量比（すなわち、空気／燃料比）は、中心軸線３６の直ぐ下流側に位置する燃焼出口平面４４のセクションに存在する等量比のほぼ２倍とすることができる。各混合管体４１の出口６６の直ぐ下流側にある位置での高い等量比は、親ノズルを通過する燃料−空気混合気を連続的に且つ効果的に着火することができ、これにより、火炎がリーンブローアウト（「ＬＢＯ」）条件付近で作動している場合でも火炎を安定化させるのに用いることができる。

図６及び７は、燃料ノズル１２の中心軸線３６に対するパイロットノズル４０内の単一の混合管体４１の異なる向き（すなわち、周壁５０によって定めることができる）を比較した単純化した側面図を含む。図６は、図３〜５に関連して上記で検討した構成である軸方向構成を有する混合管体４１を示している。図示のように、混合管体４１は、中心軸線３６に実質的に平行に整列されて、そこから（すなわち、出口６６から）吐出される燃料−空気混合気が、燃料ノズル１２の中心軸線３６の下流側連続部にほぼ平行な吐出の方向（「吐出方向」）８０を有するようになる。

図７に例示されるように、本発明の代替の実施形態によれば、混合管体４１は、燃料ノズル１２の中心軸線３６に対して接線方向に角度が付けられ又は傾斜した下流側端部にて傾斜出口セクション７９を含む。このように構成されると、出口６６から流れる燃料−空気混合気は、傾斜出口セクション７９から延びて接線方向に傾斜した向きを辿る吐出方向８０を有する。本明細書で使用される場合、傾斜出口セクション７９は、軸方向基準線８２（本明細書で使用される場合、中心軸線３６に平行な基準線として定義される）の下流側方向に対してなす鋭角の接線方向角に関して定めることができる。

以下でより詳細に検討するように、パイロットノズル４０の性能上の利点は、このような傾斜した向きを含むように複数の混合管体を構成することによって達成することができる。通常、混合管体４１は各々、同様に構成し平行に配列することができるが、以下でより詳細に検討される特定の実施形態はこの例外を含む。混合管体４１の傾斜出口セクション７９が接線方向に角度が付けられている程度、すなわち、吐出方向８０と軸方向基準線８２との間に形成される接線方向角度８１の大きさは、様々とすることができる。理解されるように、接線方向角度８１は、幾つかの基準に依存することができる。更に、得られる結果は特定の値で最適化することができるが、望ましい性能上の利点の種々のレベルは、接線方向角度８１の広範囲の値にわたって達成することができる。出願人は、ここで開示される幾つかの好ましい実施形態を見出すことができた。１つの実施形態によれば、傾斜混合管体４１の接線方向角度８１は、１０度〜７０度の範囲を含む。別の実施形態によれば、接線方向角度８１は、２０度〜５５度の範囲を含む。

図７に示される単純化された形態は、１つの混合管体４１のみを示しているが、混合管体４１の各々は、同様の構成を有することができ、互いに対して平行な向きにすることができる。パイロットノズル４０に含まれる複数の混合管体４１の各々に対して一貫して角度付きの向きが適用されたときには、吐出方向の接線方向の向きが、パイロットノズル４０の下流面の直ぐ下流側でスワール流を生成することは理解されるであろう。本出願によって見出されたように、このスワール流を用いて、以下でより詳細に説明される特定の性能上の利点を達成することができる。１つの例示的な実施形態によれば、混合管体４１から吐出される混合気は、１次流れアニュラス５１から流出しているスワール燃料−空気混合気と「共旋回（スワール）」するように形成することができる（すなわち、１次流れアニュラス５１がスワールベーン５６を含む場合）。

以下で提供される複数の代替の実施形態に関連して説明するように、混合管体４１は、幾つかの方式でこの接線方向に角度が付けられた吐出方向８０を達成するように構成することができる。例えば、屈曲部（図７に示す）にて接続される直線セグメントを含む混合管体４１を用いて、吐出方向に角度を付けることができる。他の場合では、以下で提示されるように、混合管体４１は、所望の吐出方向を達成するように湾曲状及び／又は螺旋状に形成することができる。加えて、直線状セグメントと湾曲又は螺旋状セグメントの組み合わせ、並びに混合管体４１の流出流れが１次流れアニュラス５１の中心軸線３６に対して接線方向の角度で吐出できるようにする他の何れかの幾何形状を用いることができる。

図８〜１２は、本発明による角度付き又は傾斜構成を有する混合管体４１を含む例示的な実施形態を示している。図８は、混合管体４１の例示的な螺旋構成を示しており、また、燃料及び空気をパイロットノズル４０の混合管体４１に送給できる代替の好ましい配列を例示するのに提供されている。この場合、外寄りの燃料チャンネル８５が中央本体壁６３内に配置され、図３及び４に例示されるように、スワーラベーン５６のポート５８にも燃料を供給する燃料導管５７と形成される上流側接続部から軸方向に延びる。従って、図８の構成を考慮すると、燃料は、混合管体４１に対して半径方向内向きに位置する燃料プレナムから送給されるのではなく、燃料は、混合管体４１の直ぐ外寄りに配置された燃料チャンネル８５から送給される。

理解されるように、外寄りの燃料チャンネル８５は、混合管体４１の位置と望ましくは一致するような環状通路として、又は中央本体５２の周囲の周りに形成される複数の離散的管体として形成することができる。１又は２以上の燃料ポート７５は、外寄りの燃料チャンネル８５を混合管体４１の各々に流体接続するように形成することができる。このようにして、混合管体４１の各々の上流側端部は、燃料供給源に接続することができる。更に例示されるように、２次流れアニュラス５３は、中央本体５２内に形成され、混合管体４１の入口６５の各々に供給空気を送給するよう軸方向に貫通して延びることができる。図３及び４の実施形態とは異なり、中央本体５２の中心配置の中央供給ライン５４は、混合管体４１に燃料を送給するのに使用されない点は理解されるであろう。それでも、中央供給ライン５４は、燃料ノズル１２に他の燃料タイプを提供又は可能にするために含めることができる。何れの場合でも、内部通路又は２次流れアニュラス５３は、中央供給ライン５４の外面のような中央構造体と中央本体壁の内面との間に定められる細長い通路として形成することができる。他の構成もまた実施可能である。

図７において教示された構成と同様に、混合管体４１の各々は、燃料ノズル１２の中心軸線３６に対して接線方向に角度が付けられた傾斜付き出口セクション７９を含むことができる。このようにして、混合管体４１を通って移動する燃料−空気混合気の吐出方向８０は、燃料ノズル１２の中心軸線３６に対して同様に傾斜を付けることができる。図８〜図１０の好ましい実施形態によれば、混合管体４１の各々は、上流側の直線状セクション８６を含み、該直線状セクションは、指示されるように中心軸線３６の周りに湾曲した下流側螺旋状セクション８７に移行する。１つの実施形態において、燃料ポート７５は、上流側直線状セクション８６に位置付けられ、下流側螺旋セクション８７は、燃料及び空気の混合を促進し、この構成が混合管体４１内の方向を変化させるようにする。この方向の変化は、２次流れ及び通過する燃料と空気間の混合を促進する乱流を生成し、十分に混合された燃料−空気混合気が所望の角度付き吐出方向で混合管体４１から出てくるようになることが分かった。

好ましい実施形態によれば、複数の混合管体４１は、パイロットノズル４０の周囲の周りに設けられる。例えば、１０〜１５個の混合管体を中央本体壁６３内に定めることができる。混合管体４１は、規則的な円周方向間隔で離間して配置することができる。傾斜出口セクション７９により定められる吐出方向８０は、スワーラベーン５６によって１次流れアニュラス５１内で生成されるスワール方向と一致した又は同じ方向であるように構成することができる。より具体的には、好ましい実施形態によれば、傾斜出口セクション７９は、スワーラベーン５６と同じ方向で整列され、よって中心軸線３６の周りに同じ方向でスワールする流れを生成することができる。

図１１には、混合管体４１の混合長さ全体に湾曲した螺旋構成を有する混合管体４１を含む、別の例示的な実施形態が提供される。本明細書で使用される場合、混合管体４１の混合長さとは、最初の（すなわち、最も離れた上流側の）燃料ポート７５の位置と出口６６との間の軸方向長さのことである。理解されるように、混合管体４１の各々は、少なくとも１つの燃料ポート７５を含むことができる。代替の実施形態によれば、各混合管体４１は、複数の燃料ポート７５を含むことができる。燃料ポート７５は、混合管体４１の混合長さに沿って軸方向に離間して配置することができる。好ましい実施形態によれば、燃料ポート７５は、混合管体４１の上流側端部に向けて位置付け又は集中され、その結果として燃料及び空気が集められ、複合流が出口６６から燃焼室３２内に噴射される前により多くの混合を行うことができる。

別の実施形態によれば、図１２に示されるように、混合管体４１の傾斜部分は、図示のように出口６６に隣接した軸方向に狭い長さを表す混合管体４１の下流側セクションにのみ限定することができる。この構成では、混合管体４１からの集合的吐出部内に望ましいスワールパターンを誘起することができるので、有利な結果を依然として達成することができる。しかしながら、混合管体４１内の燃料−空気の混合レベルは、最適未満となる可能性がある。

図１３〜１６は、直線及び螺旋混合管体４１が組み合わされた追加の実施形態を例示している。図１３及び１４はそれぞれ、ノズル４０の中央本体壁６３内で直線軸方向混合管体４１（すなわち、中心軸線３６に平行に延びるもの）と傾斜混合管体４１と共に構成することができる好ましい様態の側面図と斜視図を示す。図示のように、傾斜混合管体４１は、螺旋状に形成することができる。理解されるように、傾斜混合管体４１はまた、図１２の実施例のように、セグメント間に曲げ又は屈曲接合部を含む直線状セグメント構成で形成することができる。理解されるように、図１５は、パイロットノズル４０の上流面７１上の軸方向及び傾斜混合管体４１の入口６５を示す入口図を示している。図１６は、パイロットノズル４０の下流面７２上の軸方向及び傾斜混合管体４１の出口６６の代表的な配列を例示した出口図を示している。代替の実施形態によれば、混合管体４１は、１次流れアニュラス５１の親ノズルの旋回混合と共旋回（すなわち、中心軸線３６の周りに同じ方向で旋回（スワール））するよう構成することができる。

軸方向及び傾斜混合管体は両方とも、同じ空気及び燃料供給源から供給することができる。或いは、異なるタイプの混合管体の各々は、混合管体に達する燃料及び空気のレベルが大きく異なるか又は制御可能であるように、異なる供給フィードから供給することができる。より具体的には、理解されるように、管タイプ毎にその固有の制御可能な供給空気及び燃料を供給することにより柔軟な機械動作が可能となり、燃焼室内の燃料−空気又は等量比を調整又はチューニング可能にすることができる。負荷又は動作レベルの範囲全体にわたって異なる設定を用いることができ、これにより、本発明の出願人により見出されるように、異なるエンジン負荷レベルにて生じる可能性のある特定の懸案領域に対処する１つの方法が提供される。

例えば、燃焼温度がベース負荷に比べて低いターンダウン動作モードにおいては、主要なエミッション懸案事項はＣＯである。このような場合、等量比を増大させ、改善されたＣＯバーンアウトのため先端ゾーン温度を高めることができる。すなわち、傾斜混合管体は、親ノズル反応物をノズル先端に引き戻すよう作用するので、先端ゾーン（すなわち、ノズルの先端）における温度は、管体が接線方向に角度が付けられていない場合よりも低温を維持することができる。場合によっては、これは、燃焼器の過剰なＣＯエミッションにつながる可能性がある。しかしながら、軸方向混合管体（図１３〜１６に示されるように）の追加により軸方向運動量を追加又は増大させることによって、再循環流の量が変更、制限、又は制御され、従って、先端ゾーン温度を制御する手段を使用可能にすることができる。従って、この手法は、エンジンが特定のモードで動作しているときの燃焼特性及びエミッションレベルを改善する追加の方法として機能することができる。

他の実施形態によれば、例えば、本発明は、２つの異なるタイプの混合管体の間で空気流レベルを操作する従来の制御システム及び方法を用いることを含む。１つの実施形態によれば、軸方向混合管体４１への空気流を増大させ、親ノズルからの低温の反応生成物がパイロットノズル４０の先端ゾーンに引き戻されるのを防ぐことができる。このことを用いて。先端ゾーンの温度を上昇させることができ、これによりＣＯレベルを低下させることができる。

加えて、燃焼ダイナミックスは、反応ゾーンにおける剪断力に強い相関関係を有する場合がある。異なるタイプの混合管体（すなわち、傾斜及び軸方向混合管体）の各々を通って配向される空気量を調整することにより、剪断量を燃焼に良い影響を与えるレベルにチューニングすることができる。これは、異なるタイプの混合管体に一様ではない空気量を送給するよう調量オリフィスを構成することにより達成することができる。或いは、能動制御装置を導入し、従来の方法及びシステムを介して作動中の供給空気レベルを変化させるように動作させることができる。更に、装置の制御が動作モード又は測定動作パラメータに応答するように、制御ロジック及び／又は制御フィードバックループを作成することができる。上述のように、このことは、全負荷又は低負荷レベルでの動作時などのエンジン動作モードに従って、或いは測定動作パラメータに応答して制御設定を変化させる結果となる場合がある。このようなシステムはまた、異なるタイプの混合管体に供給される燃料の量を変化させることに関する同じタイプの制御法を含むことができる。このことは、規定の構成部品構成（すなわち、オリフィスサイズ設定及び同様のもの）又はより能動的なリアルタイム制御によって達成することができる。理解されるように、燃焼室内の温度、音響変化、反応流パターン、及び／又は燃焼器動作に関連する他のパラメータなどの動作パラメータは、このような制御システムにおけるフィードバックループの一部として用いることができる。

理解されるように、これらのタイプの制御方法及びシステムは、異種の構成又はスワール方向を有する同じパイロットノズルにおいて混合管体を組み合わせることを伴う実施形態の何れかを含む、本明細書で検討される他の実施形態に適用することができる（図１７〜２０に関連して説明される逆スワールの実施形態、又は、流管の一部が半径方向成分を含む吐出方向を有するように構成することができる方法を例示する図２１及び２２の実施形態を含む）。更に、これらのタイプの制御方法及びシステムは、異種の構成又はスワール方向を有する同じパイロットノズルにおいて混合管体を組み合わせることを伴う実施形態の何れかを含む、本明細書で検討される他の実施形態に適用することができる（図１７〜２０に関連して説明される逆スワールの実施形態など）。

加えて、このような方法及びシステムは、混合管体の各々が互いに同じ方式で構成され且つ平行に整列されたパイロットノズル構成に適用することができる。この場合、制御システムは、親ノズルとパイロットノズルとの間の空気及び／又は燃料分割を変更して燃焼特性に影響を与えることで、燃焼プロセスを制御するように作動することができる。他の実施形態によれば、制御方法及びシステムは、パイロットノズルの周囲の周りで供給燃料及び／又は空気を不均一に変化させるように構成することができ、これは、例えば、特定の流れパターンを遮断する、又は有害な音響作用が生じるのを防ぐのに用いることができる。このような方策は、予防的に又は検出した異常に応答して行うことができる。例えば、混合管体の特定のサブセットに対して供給燃料及び空気を増減することができる。この作用は、所定の周期ベースで、測定動作パラメータに応答して、或いは他の条件に基づいて行うことができる。

図１７〜２０は、中央本体壁６３内に定められた逆スワール構成を有する傾斜混合管体４１の追加の例示的な実施形態を示している。図１７及び１８はそれぞれ、中央本体壁６３内の逆スワール螺旋混合管体４１の代表的な配列の側面図と斜視図を示す。図１９は、理解されるように、パイロットノズル４０の上流面７１上の逆スワール螺旋混合管体４１の入口６５の代表的配列を示す、パイロットノズル４０の入口図を示している。図２０は、パイロットノズル４０の下流面７２上に逆スワール螺旋混合管体４１の出口６６を配列することができる好ましい方法を例示した、パイロットノズル４０の出口図を示している。理解されるように、逆スワール傾斜混合管体４１の追加は、ノズルの先端ゾーンでの温度を制御する上述の方式で用いることができる。加えて、逆スワール傾斜混合管体は、特定の動作条件で有利となる場合がある逆スワールパイロット流によって引き起こされる剪断の増大に起因して、先端ゾーン領域における混合をより促進する。

図２１及び２２は、混合管体４１の吐出方向に半径方向の成分が加えられた代替の実施形態を例示している。理解されるように、図２１は、吐出方向に対して外寄りの成分を含む混合管体の代替の実施形態の出口図を例示している。対照的に、図２２は、吐出方向に対して内寄りの成分を含む混合管体の代替の実施形態の出口図を例示している。これらの方式において、本発明の傾斜混合管体は、吐出方向において半径方向成分と接線方向成分の両方を有するように構成することができる。代替の実施形態によれば、混合管体は、半径方向成分を有するが円周方向成分をもたない吐出方向を有するように構成することができる。従って、内寄り及び外寄りの半径方向成分は、軸方向及び傾斜混合管体の何れかに加えることができる。例示的な実施形態によれば、内寄り及び外寄りの半径方向成分の角度は、０．１度〜２０度の範囲を含むことができる。上述のように、半径方向成分は、混合管体のサブセット上に含めることができ、これにより再循環を有利に制御するようパイロットノズルの剪断作用を操作するのに用いることができる。

図２３及び２４は、代替の実施形態を例示する。
パイロットノズルを通って形成された軸方向に細長い管体が、空気だけを送給するのに充てられる管体（以下、空気管体４２と呼ぶ）、並びに空気と燃料の混合気を送給するのに充てられる管体を含み、これらは、本明細書で既に説明した種々の混合管体４１のいずれかに準じて構成することができる。これらの混合管体４１と同様に、空気管体４２は、中央本体壁６３の中に定めることができ、さらにパイロットノズル４０の上流面７１を通って定められた入口６５と、下流面７２を通って形成された出口６６との間に伸長することができる。実際には、空気管体４２は、空気管体４２には燃料ポート７５又は燃料供給源への何らかの他の接続部がないこと以外、本明細書で検討した混合管体４１のいずれかに関連する特性のいずれかを含む。代わりに、空気管体４２は、入口６５と出口６６との間に延びる連続した固体シーリング構造を有して構成された側壁（これを貫通して混合管体４１の燃料ポート７５が形成されることになる）を含むことができる。空気管体４２の連続した側壁シーリングは、空気管体４２を通って移動する空気流を２次燃料供給源又は何らかの他の燃料供給源からシールする又は隔離するのに適した何らかの固体材料を用いて従来通りに形成することができる。図示するように、空気管体４２は、傾斜管体として構成することができる。空気管体４２の傾斜構成は、本明細書で既に検討した混合管体４１に関連する何らかの傾斜構成に準ずることができる。

特定の好ましい実施形態（図２３及び２４に示す）によれば、パイロットノズル４０の混合管体４１及び空気管体４２の各々は、傾斜管体として構成することができる。この構成は、本明細書で既に検討した傾斜構成のいずれかに準ずることができる。従って傾斜付き混合管体４１及び空気管体４２は、並列配置とすることができる。加えて、傾斜付き混合管体４１及び空気管体４２の各々の接線方向吐出角は、１０°から７０°の間の角度、他の実施形態では２０°から５５°の間の角度を含むことができる。さらに、パイロットノズル４０は、混合管体４１及び空気管体４２の各々を複数もつことができる。例えば、特定の例示的な実施形態によれば、パイロットノズルは、２から１０の間の混合管体４１及び２から１０の間の空気管体４２を含むことができる。混合管体４１及び空気管体４２は、中央本体壁内で円周方向に一定の間隔で離間することができる。好ましい実施形態によれば、混合管体４１及び空気管体４２は、交互配列でもって中央本体壁６３内で円周方向に離間することができる。本明細書で使用される用語「交互配列」は、混合管体４１の１つの配置が、空気管体４２の１つの配置と交互に起こることを指す。理解されるように、このタイプの配列により、混合管体４１の各々の両側に空気管体４２が配置され、同時に空気管体４２の各々の両側に混合管体４１が配置されることになる。

理解されるように、図２３及び２４の空気管体４２を包含すると、傾斜又はスワール構成を含むパイロットノズルの性能的様態が改善される。例えば、当該傾斜又はスワール構成に関連する火炎安定性の利点をもたらすこができ、同時に空気管体４２を包含することで、ＮＯｘ形成がさらに低減する。特に、空気管体４２で送給される空気は、局所火炎温度を低くすることができ、ＮＯｘ低減につながる。

図２５は、軸方向出口セクションを含む軸方向混合管体４１を有するパイロットノズル４０の方向性流れ分析の結果を概略的に示し、図２６は、傾斜出口セクションを有する傾斜混合管体４１の方向性流れ分析の結果を概略的に示している。例示する軸方向混合管体４１は、火炎安定性を損ない、リーンバーンアウトの可能性を高める可能性がある、親ノズルによって誘起されたスワールにより生成される反転流に対向する可能性がある。傾斜出口セクションは、対照的に、１次又は親ノズルにおいて生成されたスワールと同じ方向で燃料ノズル軸線の周りにパイロット反応物をスワールするよう構成することができる。得られる結果が示すように、パイロットノズルが親ノズルと並行して機能し、中央再循環ゾーンを生成及び／又は強化するので、このスワール流は有効と立証される。図示のように、傾斜混合管体に関連する再循環ゾーンは、遙かに多くの顕著な集中した再循環を含み、これは、反応物を下流側に離れた位置から燃料ノズルの出口に戻す結果をもたらす。理解されるように、中央再循環ゾーンは、燃焼生成物がノズル出口に引き戻され、新鮮な反応生成物に導入され、反応物の点火が確保されて燃焼プロセスが継続するので、スワール安定化燃焼の基礎となる。従って、傾斜混合管体を用いて再循環を改善して、これにより火炎を安定化することができ、このことは、より低ＮＯｘエミッションレベルを可能にする希薄燃料空気混合気を更に安定化するのに用いることができる。加えて、検討するように、傾斜混合管体を有するパイロットノズルは、ＣＯエミッションレベルに関連する性能上の利点をもたらすことができる。これは、燃料ノズルの出口にて局所高温ゾーンを生成するリッチ化再循環に起因して達成され、ノズル火炎を付加してＣＯバーンアウトを更に可能にする。加えて、本発明の傾斜混合管体によって生成される顕著な再循環は、燃焼中に生成されるＣＯと生成物を混合して中央再循環ゾーンに戻し、ＣＯが未燃物を放出させる可能性を最小限にすることにより、ＣＯバーンアウトを支援することができる。

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 ガスタービンエンジン
１２ 燃料ノズル
１６ 燃焼器
３６ 中心軸線
４０ パイロットノズル
４１ 混合管体
４２ 空気管体
５１ １次流れアニュラス
５２ 軸方向に細長い中央本体
５０ 軸方向に細長い周壁
６３ 中央本体壁
６５ 入口
６６ 出口
７１ パイロットノズルの上流面
７２ パイロットノズルの下流面
７５ 燃料ポート

Claims (20)

1. ガスタービンエンジン（１０）の燃焼器（１６）用の燃料ノズル（１２）であって、
   軸方向に細長い中央本体（５２）と、
   １次流れアニュラス（５１）を間に定めるように前記中央本体の回りに形成されて、前記燃料ノズルの中心軸線（３６）を定める軸方向に細長い周壁（５０）と、
   前記１次流れアニュラスの上流側端部と流体連通した１次燃料供給部及び１次空気供給部と、
   前記中央本体の下流側セクションを含むパイロットノズル（４０）と、
   を備え、前記パイロットノズルは、
   中央本体壁（６３）内に定められた管体であって、前記管体は、空気管体（４２）及び混合管体（４１）を含み、前記管体の各々は、前記パイロットノズルの上流面（７１）を通って定められた入口（６５）と前記パイロットノズルの下流面（７２）を通って形成された出口（６６）との間で軸方向に伸長した、管体と、
   前記空気管体及び前記混合管体の各々の前記入口と流体連通するように構成された２次空気供給部と、
   前記混合管体の各々の前記入口と前記出口との間に配置され、前記混合管体の各々を２次燃料供給部に接続するための燃料ポート（７５）と、
   内部の空気流を前記２次燃料供給部から隔離する、前記空気管体の各々の前記入口と前記出口との間の連続した側壁シーリング構造と、
   を備え、
   前記複数の管体は、集合的吐出部において下流側スワール流を誘起するよう前記燃料ノズルの中心軸線に対して角度が付けられた傾斜管体として構成される、
   燃料ノズル。
2. 前記パイロットノズルの前記下流面を通って形成された前記出口において、前記傾斜混合管体の各々は、前記燃料ノズルの中心軸線に対して接線方向に角度付けされた向きを有し、前記集合的吐出部は、前記複数の混合管体からの吐出部及び前記複数の空気管体からの吐出部を組み合わせたものを備え、
   複数の前記混合管体は、傾斜管体として構成され、
   複数の前記空気管体は、傾斜管体として構成される、請求項１に記載の燃料ノズル。
3. 前記複数の混合管体からの吐出部は、燃料と空気の混合気を含み、前記複数の空気管体からの吐出部は、燃料を包含しない空気を含み、
   前記傾斜管体の各々は、前記集合的吐出部の前記下流側スワール流が、前記１次流れアニュラス内に配置されたスワーラベーンで誘起された下流側スワール流と同じ方向となるように構成される、請求項２に記載の燃料ノズル。
4. 前記傾斜管体の各々は、前記出口の近くに存在する前記傾斜管体の軸方向の狭い下流側セクションとして定められた出口セクションを備え、
   前記傾斜管体の各々の前記出口セクションは、吐出部からの吐出方向を与えるように構成され、
   前記吐出方向は、前記燃料ノズルの中心軸線の下流側延長部に対して鋭角の接線方向吐出角を定め、前記接線方向吐出角は１０°から７０°の範囲であり、
   前記傾斜管体の各々は、前記集合的吐出部の前記下流側スワール流が、前記１次流れアニュラス内に配置されたスワーラベーンで誘起された下流側スワール流と逆の方向となるように構成される、請求項２に記載の燃料ノズル。
5. 前記傾斜管体の各々は、前記出口の近くに存在する前記傾斜管体の軸方向の狭い下流側セクションとして定められた出口セクションを備え、
   前記接線方向吐出角は、前記傾斜管体の各々の前記出口セクションの中心軸線の下流側延長部と、前記燃料ノズルの前記中心軸線の下流側延長部との間で形成され、
   前記傾斜管体の各々の前記接線方向吐出角は鋭角である、請求項２に記載の燃料ノズル。
6. 前記パイロットノズルの前記混合管体及び前記空気管体の各々は、前記傾斜管体の１つとして構成され、
   前記傾斜管体は、互いに対して並列配置を成し、
   前記傾斜管体の各々の前記接線方向吐出角は、１０°から７０°の角度を成す、請求項５に記載の燃料ノズル。
7. 前記周壁及び前記中央本体壁の各々は、円筒形状であり、前記周壁は前記中央本体壁の周りで同軸に配置されており、
   前記中央本体壁は、軸方向に積み重ねられた前方セクションと後方セクションとを有し、前記前方セクションが、前記２次燃料供給部及び前記２次空気供給部を含み、前記後方セクションが前記パイロットノズルとして構成され、
   前記中央本体の前方セクションは、軸方向に延びる中央供給ライン（５４）と、前記中央供給ラインの周りに形成された２次流れアニュラス（５３）とを含み、前記２次流れアニュラスが、前記中央本体の上流側端部に向けて形成された空気供給源に作られた接続部と、前記パイロットノズルの上流面との間に軸方向に延びており、
   前記中央本体壁は、前記中央本体の外壁を定め、かつ前記２次流れアニュラスの外寄り境界を定める、請求項６に記載の燃料ノズル。
8. 前記１次流れアニュラスが、前記１次流れアニュラスにわたって半径方向に延びる複数のスワーラベーン（５６）を含むスウォズル構成を備え、
   前記スワーラベーンは、第１の方向で前記中心軸線の周りに旋回する下流側流を誘起するために前記中心軸線に対して接線方向に角度付けされた向きを含み、
   前記混合管体の各々の前記燃料ポートは、側壁を通って形成された開口を通じて燃料を噴射するための側方燃料ポートを備える、請求項７に記載の燃料ノズル。
9. 前記混合管体の１つに形成された接続部から、前記燃料ポートの各々は前記２次燃料供給部に接続するように外寄り方向に延び、前記２次燃料供給部は、前記混合管体のまさに外寄りかつ前記中央本体壁内に形成された燃料チャンネルを備える、請求項８に記載の燃料ノズル。
10. 前記混合管体の１つに形成された接続部から、前記燃料ポートの各々は前記２次燃料供給部に接続するように内寄り方向に延び、
    前記燃料ポートの各々は、前記入口から前記出口へ前記混合管体を通って移動する予想流れに対して、前記混合管体の上流側位置を成す、請求項８に記載の燃料ノズル。
11. 前記混合管体の各々は、複数の前記燃料ポートを備え、
    前記複数の燃料ポートは、前記入口から前記出口へ前記混合管体を通って移動する予想流れに対して、前記混合管体の上流端に向けて集中される、請求項６に記載の燃料ノズル。
12. 前記混合管体の各々は、前記入口を通る空気流と前記燃料ポートを通る燃料流とを受け入れて、前記出口を通じてその混合気を吐出するよう構成されており、
    前記混合管体及び前記空気管体の各々の出口は、前記燃焼器の燃焼室（３２）と流体連通しており、
    前記混合管体及び前記空気管体の各々は、方向変化を示す接合部の各側部に対する上流側セグメント及び下流側セグメントを含むセグメント構成を含む、請求項６に記載の燃料ノズル。
13. 前記空気管体及び前記混合管体の各々は、上流側セグメントが直線状でかつ下流側セグメントが湾曲している構成を含む、請求項１２に記載の燃料ノズル。
14. 前記空気管体及び前記混合管体の各々は、上流側セグメントが直線状でかつ下流側セグメントが直線状である構成を含む、請求項１２に記載の燃料ノズル。
15. 前記空気管体及び前記混合管体の各々は、上流側セグメントが湾曲しておりかつ下流側セグメントが直線状である構成を含む、請求項１２に記載の燃料ノズル。
16. 前記空気管体及び前記混合管体の各々は、上流側セグメントが湾曲しておりかつ下流側セグメントが湾曲している構成を含む、請求項１２に記載の燃料ノズル。
17. 前記空気管体及び前記混合管体の各々は、上流側セグメントが直線状で軸方向に向けられており、下流側セグメントが前記燃料ノズルの中心軸線の周りに湾曲し螺旋状に形成されている構成を含む、請求項１２に記載の燃料ノズル。
18. 前記パイロットノズルは、２から１０個の混合管体と、２から１０個の空気管体とを備え、
    前記パイロットノズルの前記混合管体及び前記空気管体の各々は、前記傾斜管体の１つとして構成され、
    前記傾斜管体は、互いに対して並列配置を成し、
    前記傾斜管体の各々の前記接線方向吐出角は、２０°から５５°の角度を成す、請求項５に記載の燃料ノズル。
19. 前記パイロットノズルは、２から１０個の混合管体と、２から１０個の空気管体とを備え、
    前記混合管体及び前記空気管体は、前記中央本体壁内で交互配列に従って円周方向に離間し、
    前記混合管体の各１つは、前記空気管体の各々の各側面に配置され、
    前記前記空気管体の各１つは、前記混合管の各々の各側面に配置されるようになっている、請求項６に記載の燃料ノズル。
20. 燃料ノズル（１２）を含む燃焼器（１６）を有するガスタービン（１０）であって、前記燃料ノズルは、
    軸方向に細長い中央本体（５２）と、
    １次流れアニュラス（５１）を間に定めるように前記中央本体の回りに形成されて、前記燃料ノズルの中心軸線（３６）を定める軸方向に細長い周壁（５０）と、
    前記１次流れアニュラスの上流側端部と流体連通した１次燃料供給部及び１次空気供給部と、
    前記中央本体の下流側セクションを含むパイロットノズル（４０）と、
    を備え、前記パイロットノズルが、
    中央本体壁（６３）内に定められた管体であって、前記管体は、空気管体（４２）及び混合管体（４１）を含み、前記管体の各々は、前記パイロットノズルの上流面（７１）を通って定められた入口（６５）と前記パイロットノズルの下流面（７２）を通って形成された出口（６６）との間で軸方向に伸長した管体と、
    前記空気管体及び前記混合管体の各々の前記入口と流体連通するように構成された２次空気供給部と、
    前記混合管体の各々の前記入口と前記出口との間に配置され、前記混合管体の各々を２次燃料供給部に接続するための燃料ポート（７５）と、
    内部の空気流を前記２次燃料供給部から隔離する、前記空気管体の各々の前記入口と前記出口との間の連続した側壁シーリング構造と、
    を備え、
    前記複数の管体は、集合的吐出部において下流側スワール流を誘起するよう前記燃料ノズルの中心軸線に対して角度が付けられた傾斜管体として構成され、前記パイロットノズルの前記下流面を通って形成された前記出口において、前記傾斜混合管体の各々は、前記燃料ノズルの中心軸線に対して接線方向に角度付けされた向きを有し、
    複数の前記混合管体は、傾斜管体として構成され、
    複数の前記空気管体は、傾斜管体として構成される、
    ガスタービン。