JP2017502244A - 可撓性支持構造体を備えた燃料ノズル - Google Patents

Abstract

ガスタービンエンジン用の燃料ノズル装置（１０）は、燃料供給接続部（８０，１０４）と連通する排出オリフィス（５０，１０６）を有する燃料排出要素（２４，５２）と、静止支持構造体（５４，３６）と、支持構造体（５４，３６）と燃料排出要素（２４，５２）を相互接続しており、静止支持構造体（５４，３６）に接続された第１の端部と、燃料排出要素（２４，５２）に接続された第２の端部とを有する片持ち可撓性支持構造体（６８，１１０）とを含む。【選択図】図１

Description

本発明は、可撓性支持構造体を備えた燃料ノズルに関する。

本発明は、ガスタービンエンジン燃料ノズルに関し、より具体的には、タービンエンジン燃料ノズル内の様々な構造体を支持するための装置に関する。

航空機ガスタービンエンジンは、燃料を燃焼して熱をエンジンサイクルに入力する燃焼器を含む。一般的な燃焼器は、その機能が液体燃料を空気流に導入することで燃料を霧化して燃焼させることができる１つ以上の燃料噴射器を組み込んでいる。

多段燃焼システムが、汚染物質の制限、効率の向上、低コスト化、エンジン出力の増加、および操作性の向上のために開発されている。多段燃焼システムでは、燃焼器のノズルは、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り、各段は、燃料ノズル内の個々の燃料流路によって画定されている。たとえば、燃料ノズルは、連続的に動作するパイロット段と、高エンジン出力レベルでのみ動作する主段とを含むことができる。燃料流量はまた、各段内で可変とすることができる。

通常の燃料ノズルは、ガスタービンエンジンの固定部分に接続されたステムに装着されたノズル先端を含む複合アセンブリである。ノズル先端は通常、多数の内部支持構成要素を含み、空気および燃料の流れのための複雑な小断面通路を画定している。燃料ノズルの一部は、高温気流および放射加熱に曝され、一方で他の部分は、加熱されずに比較的低温の液体燃料の流れに曝される。一般に、高温および低温部分は、燃料軸受通路内の熱応力および熱による炭素堆積物（すなわち「コークス化」）を回避するために隔離されなければならない。

その上、燃料ノズル全体は、様々な周波数で大きな振動を受ける。燃料ノズルの内部支持構造体は、疲労破壊および望ましくない高調波挙動を回避するために十分強固であると共に、燃料ノズル内の１つの構成要素から別の構成要素への荷重伝達を回避するためにある程度柔軟性を有していなければならない。

したがって、機械的かつ熱力学的に隔離されている内部構造体を備えた燃料ノズルを有することが望ましい。

米国特許出願公開第２０１２／２２７４０８号

この必要性は、燃料ノズルの他の要素に構造支持体を提供するために、１つ以上の可撓性支持構造体を組み込んだ多段燃料ノズルを提供する本発明によって対処される。

本発明の一態様によると、ガスタービンエンジン用の燃料ノズル装置は、燃料供給接続部と連通する排出オリフィスを有する燃料排出要素と、静止支持構造体と、支持構造体と燃料排出要素を相互接続しており、静止支持構造体に接続された第１の端部と、燃料排出要素に接続された第２の端部とを有する片持ち可撓性支持構造体とを含む。

本発明の別の態様によると、燃料排出要素、静止支持構造体、および可撓性支持構造体はすべて、単一のモノリシック構成の一部を形成する。

本発明の別の態様によると、ガスタービンエンジン用の燃料ノズル装置は、中心軸線に沿って同軸に配置され、その第１の端部に燃料排出オリフィスを有する環状内側壁と、内側壁を取り囲む環状外側壁と、内側壁と外側壁を相互接続し、鋭角で中心軸線に延びる支持アームであって、支持アームの前方端部は、外側壁を前方接合部で接合し、支持アームの後方端部は、内側壁を後方接合部で接合し、前方および後方接合部の各々は、滑らかに湾曲した弓形状を有する支持アームとを含む。

本発明の別の態様によると、支持アームは、単一の完全な環状構造体である。

本発明の別の態様によると、内側壁は、内部に配置された計量プラグを有し、計量プラグは、燃料排出オリフィスと連通する少なくとも１つの噴霧孔を含む。本発明の別の態様によると、ガスタービンエンジン用の燃料ノズル装置は、中心軸線に沿って同軸に配置されて内部に周方向の燃料ギャラリを有し、燃料ギャラリに連通する径方向の燃料オリフィスのアレイを含む環状噴射リングと、環状リング支持体と、リング支持体と噴射リングを相互接続する支持アームであって、支持アームは、主リング支持体から径方向外側かつ後方に延びる前方部分と、前方部分の外側端部から軸方向後方かつ径方向内側に延びる後方部分とを含み、噴射リングは、支持アームを介して主リング支持体から片持ち支持されている支持アームとを含む。

本発明の別の態様によると、支持アームは、単一の完全な環状構造体である。

本発明の別の態様によると、支持アームの前方端部は、リング支持体を前方接合部で接合し、支持アームの後方端部は、噴射リングを後方接合部で接合し、前方および後方接合部の各々は、滑らかに湾曲した弓形状を有する。

本発明の別の態様によると、支持アームは、後方接合部で最大厚さを有し、前方接合部で最小厚さに漸減する。本発明の別の態様によると、ガスタービンエンジン用の燃料ノズル装置は、噴射リングと連通する燃料導管を含み、燃料導管は、略径方向に延びる第１の部分と、弓形状であり、リング支持体に巻き付く第２の部分と、軸方向であり、噴射リングに接続する第３の部分とを含む。本発明の別の態様によると、ガスタービンエンジン用の燃料ノズル装置は、噴射リングを取り囲み、前方および後方端部の間に延びる略円筒状の外側表面を有し、外側表面を通過する複数の噴霧ウエルを有する環状外側本体と、外側本体の内側に配置され、外側本体と協働して二次流路を画定する環状内側本体と、噴霧ウエルの１つと位置合わせされる各燃料オリフィスとを含む。本発明の別の態様によると、ガスタービンエンジン用の燃料ノズル装置は、外側本体の内側に配置された環状内側本体と、内側本体の内側に配置された最小径のスロートを含む環状ベンチュリ管と、ベンチュリ管の内側に配置された環状スプリッタと、ベンチュリ管とスプリッタとの間に延びる外側旋回ベーンのアレイと、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びる内側旋回ベーンのアレイと、液体燃料の流れを異なる流量で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結合されたパイロット燃料導管と、燃料システムと噴射リングとの間に結合された主燃料導管とを含む。

本発明は、以下の説明を添付図面と併せて参照することによって、最もよく理解することができる。

本発明の一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である。 そのパイロットを示す、図１に示す燃料ノズルの一部の拡大図である。 その主噴射リングを示す、図１に示す燃料ノズルの一部の拡大図である。 燃料ノズルを除去した別の構造体による、図１に示す燃料ノズルの燃料導管および主噴射リングの概略斜視図である。 図４に示す構造体の正面図である。

一般に、本発明は、燃料ノズルの他の要素に構造支持体を提供するために、１つ以上の可撓性支持構造体を組み込んだ多段燃料ノズルを提供する。本明細書で使用される場合、用語「可撓性支持構造体」とは一般に、その物理的形状および大きさに起因する可撓性および弾性を有する構造体を意味し、一般に、比較的薄い細長の構造体を意味する。可撓性支持構造体の目的は、様々な動作状態の間、特に温度変化の間に許容可能なレベルに支持構造体内の応力を維持しながら取り付けられた構造体に物理的支持を提供することである。「可撓性支持構造体」の別の用語は、「応力調整された支持構造体」である。本発明の原理はまた、多段ではないものを含む他のタイプの燃料ノズルにも適用することができる。

以下、種々の図を通して同一の参照数字が同じ要素を指す図面を参照すると、図１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）の空気流に噴射するように構成されたタイプの燃料ノズル１０の一例を示す図である。燃料ノズル１０は、２つ以上の個別の段を介して選択的に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「多段」式のものであり、各段は、燃料ノズル１０内の個々の燃料流路によって画定されている。燃料流量はまた、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、動作の必要性に応じて液体燃料の流れを異なる流量で供給するように動作可能である。燃料システム１２は、パイロット燃料導管１６に連結されるパイロット弁１４に燃料を供給し、パイロット燃料導管１６は最終的に燃料ノズル１０のパイロット１８に連結される。燃料システム１２はまた、主燃料導管２２に連結される主弁２０に燃料を供給し、主燃料導管２２が次いで燃料を燃料ノズル１０の主噴射リング２４に供給する。図示の例では、パイロット燃料導管１６および主燃料導管２２は、以下でより詳細に説明する単一の燃料導管２６内で同軸の燃料流れ回路によって画定されている。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には、ニッケルおよびコバルト基合金が含まれる。

説明の目的のために、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２８を参照する。図示の燃料ノズル１０の主要構成要素は、中心軸線２８から開始して径方向外側に進んで、パイロット１８と、スプリッタ３０と、ベンチュリ管３２と、内側本体３４と、主リング支持体３６と、主噴射リング２４と、外側本体４０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１８は、燃料ノズル１０の上流端部に配置され、中心軸線２８と位置合わせされ、フェアリング４２に接続されている。

図２でより詳細に見られる図示のパイロット１８は、略円筒状の軸方向に細長いパイロット中央本体４４を含む。パイロット中央本体４４の上流端部は、フェアリング４２の円筒状の先端４８に装着される円筒状のソケット４６を画定する。ソケット４６は、確実な嵌着、たとえば締り嵌め、またはろう付けもしくは溶接を行う任意の方法によって先端４８に固定することができる。パイロット中央本体４４の下流端部は、円錐形の出口を備えた収束−発散排出オリフィス５０を含む。

パイロット中央本体４４の構造体は、環状外側壁５４によって取り囲まれた環状内側壁５２を含む。内側壁５２は略円筒状であり、中心軸線２８と位置合わせされる。内側壁５２は、中央ボア５８を画定する前方セクション５６と、前方セクション５６に鋭角で配向された後方セクション６０とを有する。後方セクション６０は、排出オリフィス５０を画定する。

外側壁５４は、ソケット４６、中央の略円筒状の中央セクション６４、および中央セクション６４に鋭角で配向され、内側壁５２の後方セクション６０に略平行に延びる後方セクション６６を画定する前方セクション６２を含む。外側壁は、「静止支持構造体」を構成する。

１つ以上の支持アームは、内側壁５２と外側壁５４を相互接続する。図示の例では、単一の完全に環状の支持アーム６８が設けられている。必要に応じて、個々の支持アームの環状アレイ（図示せず）として構成することができる。支持アーム６８は、外側壁５４の前方および中央セクション６２および６４の接合部から内側壁５２の後方セクション６０へ延びる。支持アーム６８の前方および後方端部は、滑らかに湾曲した弓形状の前方および後方接合部７０および７２でそれぞれ外側壁５４と内側壁５２の後方セクション６０を接合する。図示の例では、２つの接合部の湾曲は、互いに対向する。支持アーム６８は、図示のように中心軸線２８に鋭角で配置されてもよい。これは、前方および後方接合部７０および７２の遷移半径を利用可能なスペースで必要に応じて最大化することができ、外側壁５４と支持アーム６８との間、および支持アーム６８と内側壁５２との間の構成要素の剛性により緩やかな変化を有する構造体を提供するのに役立つ。構造体内に流れる機械的および熱的負荷のより均一に分散された勾配は、発生応力を低くすることができる。

支持アーム６８は、本明細書で使用の用語である可撓性支持構造体のタイプである。支持アーム６８は、比較的小さい断面厚さと、ばね要素として動作することを可能にする比較的長い軸長（高Ｌ／Ｄ比）を有する。内側壁５２はしたがって、エンジン動作中に遭遇する高振動条件で必要に応じて、強固であるが幾分柔軟性を有する支持アーム６８を介して外側壁５４から片持ち支持される。エンジン動作中、支持アーム６８の配置は、外側壁５４（圧縮機排出気流に曝されており、したがって比較的高温である）から内側壁５２（気流から分離されて液体燃料の流れに曝されており、したがって比較的低温である）への熱と荷重伝達の両方を減衰させる。

支持アーム６８は、外側壁５４および内側壁５２と機能的に一体である。本明細書で使用される場合、用語「機能的に一体」とは、すべての３つの構成要素が単一の一体型のワンピースまたはモノリシック構成の一部であるかのように、支持アーム６８が、外側壁５４および内側壁５２と機械的かつ熱力学的に相互作用するように構成されていることを意味する。たとえば、機械的接合、または組成もしくは物性の不連続性は、前方および後方接合部７０および７２に存在しない。

図示の例では、内側壁５２、外側壁５４および支持アーム６８はすべて、単一の一体型のワンピースまたはモノリシック構成要素の一部であり、層毎の構造や追加の製造を伴う製造プロセス（従来の機械加工プロセスと同様に材料の除去とは対照的である）を用いて製造することができる。このようなプロセスを「高速製造プロセス」および／または「付加製造プロセス」と称することができ、本明細書での用語である「付加製造プロセス」は、一般に、このようなプロセスを指す。付加製造プロセスは、これらに限定されないが、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）、インクジェットおよびレーザジェットによってのような３Ｄ印刷、光造形法（ＳＬＳ）、電子ビーム溶融（ＥＢＭ）、レーザ加工ネットシェイピング（ＬＥＮＳ）、および直接金属堆積（ＤＭＤ）を含む。付加製造プロセスの使用は、特に支持アーム６８、内側壁５２、および外側壁５４を個々の部品から組み立てられた構成要素に限定されずに設計者の意図に応じて、低人件費かつ低工具費で形成することを可能にするのに有用である。

計量プラグ７４が、パイロット中央本体４４の中央ボア５８内に配置されている。計量プラグ７４は、主噴射リング２４からストラット２８を通過して計量プラグ７４に至る交差導管７６と連通する。計量プラグ７４は、計量プラグ７４と中央ボア５８との間で画定された供給アニュラス８０に燃料を流す伝達孔７８を含み、また、供給アニュラス８０から燃料を受け取り、有意な接線方向の運動量を付加しつつ流れを計量するために配置された角度付けされた噴霧孔８２のアレイを含む。排出オリフィス５０を介して燃焼器内に噴射されるように、排出オリフィス５０の上流のこの接線成分によって流れに誘起された旋回流は、燃料の均一な分散を促進する。｛その伝達孔７８および噴霧孔８２を備えた計量プラグ７４は、燃料供給部および排出オリフィスに接続された燃料排出要素を構成する。｝
図１に戻り、環状スプリッタ３０は、パイロット１８を取り囲む。これには、軸方向配列で、略円筒状の上流セクション８４、最小径のスロート８６、および下流の分岐セクション８８も含まれる。

内側空気スワラが、パイロット中央本体４４の外側壁５４とスプリッタ３０の上流セクション８４との間に延びる径方向の内側旋回ベーン９０のアレイを備える。内側旋回ベーン９０は、旋回流を内側空気スワラを通過する空気流に誘導する形状および配向にされる。

環状ベンチュリ管３２は、スプリッタ３０を取り囲む。これには、軸方向配列で、略円筒状の上流セクション９２、最小径のスロート９４、および下流の分岐セクション９６も含まれる。外側空気スワラを画定している径方向の外側旋回ベーン９８のアレイが、スプリッタ３０とベンチュリ管３２との間に延びる。外側旋回ベーン９８、スプリッタ３０、および内側旋回ベーン９０は、フェアリング４２と協働してパイロット１８を物理的に支持する。外側旋回ベーン９８は、旋回流を外側空気スワラを通過する空気流に誘導する形状および配向にされる。ベンチュリ管３２のボアは、「Ｐ」で全体を示される、燃料ノズル１０を通るパイロット空気流の流路を画定する。環状の径方向に延びる板状の熱シールド１００を、分岐セクション９６の後方端部に配置することができる。既知のタイプの遮熱コーティング（ＴＢＣ）（図示せず）を、熱シールド１００および／または分岐セクション９６の表面に適用することができる。

環状内側本体３４は、ベンチュリ管３２を取り囲み、放射熱シールドならびに以下で説明する他の機能としての役割を果たす。

環状主リング支持体３６は、内側本体３４を取り囲む。主リング支持体３６は、フェアリング４２に接続することができ、主噴射リング２４と、その部分が符号１０２で示される燃料ノズルステムのような固定装着構造体との間の機械的接続部としての役割を果たす。主リング支持体３６は、「静止支持構造体」を構成する。

環状の主噴射リング２４は、ベンチュリ管３２を取り囲む。図３に見られるように、主噴射リング２４は、中空であり、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ている周方向の主燃料ギャラリ１０４を含む。主噴射リング２４に形成された径方向の主燃料オリフィス１０６のアレイが、主燃料ギャラリ１０４と連通する。エンジン動作中、燃料は、主燃料オリフィス１０６を通って排出される。１つ以上のパイロット燃料ギャラリ１０８が、主燃料ギャラリ１０４に密接する主噴射リング２４を貫通している。エンジン動作中、燃料は、エンジン動作中に常時パイロット燃料ギャラリ１０８を循環して主噴射リング２４を冷却し、主燃料ギャラリ１０４および主燃料オリフィス１０６のコークス化を防止する。｛その主燃料ギャラリ１０４および主燃料オリフィス１０６を備えた主噴射リング２４は、燃料供給部および排出オリフィスに接続された燃料排出要素を構成する。

主噴射リング２４は、環状の主支持アーム１１０のアレイによって主リング支持体３６に接続されている。必要に応じて、主支持アーム１１０は、単一の完全な環状構造体として構成することができる。主支持アーム１１０の各々は、断面が略Ｌ字状に形成され、主リング支持体３６から径方向外側かつ後方に延びる前方部分１１２と、前方部分１１２の外側端部から軸方向後方かつ径方向内側に延びる後方部分１１４とを有する。主支持アーム１１０は、必要に応じて、周方向に角度付けまたは傾けることができ、したがって、らせん形であると言うことができる。各主支持アーム１１０の前方および後方端部は、滑らかに湾曲した前方および後方接合部１１６および１１８でそれぞれ主リング支持体３６と主噴射リング２４を接合する。図示の例では、２つの接合部の湾曲は、互いに対向する。

図４および図５に見られるように、主支持アーム１１０は、互いに周方向に離間されている。３つの等しく離間した主支持アーム１１０が例として示されているが、これよりも多いまたは少ない数を用いることも可能である。主支持アーム１１０の配置は、比較的低温の燃料軸受主噴射リング２４への熱伝達を減少させ、主噴射リング２４と外側本体４０との間の温度差による熱的に誘起された歪みを最小化する。主支持アーム１１０は、外側本体４０内で主噴射リング２４を懸架し、主噴射リング２４を比較的低温に維持する。

主支持アーム１１０は、上述した用語である可撓性支持構造体のタイプである。各主支持アーム１１０は、比較的小さい断面厚さと、ばね要素として動作することを可能にする比較的長い軸長（高Ｌ／Ｄ比）を有する。図示の例では、主支持アーム１１０は、後方接合部１１８で最大厚さ（径方向に測定）を有し、前方接合部１１６で最小厚さに漸減する。主噴射リング２４はしたがって、主支持アーム１１０を介して主リング支持体３６から片持ち支持されている。エンジン動作中、主支持アーム１１０の配置は、主噴射リング２４への熱と荷重伝達の両方を減衰させる。

図示の例では、主噴射リング２４、主リング支持体３６、および主支持アーム１１０はすべて、単一の一体型のワンピースまたはモノリシック構成要素の一部であり、上述のような付加製造プロセスを利用して製造することができる。付加製造プロセスの使用は、特に主噴射リング２４、主リング支持体３６、および主支持アーム１１０を個々の部品から組み立てられた構成要素に限定されずに設計者の意図に応じて、低人件費かつ低工具費で形成することを可能にするのに有用である。

環状外側本体４０は、主噴射リング２４、ベンチュリ管３２、およびパイロット１８を取り囲み、燃料ノズル１０の外側面を画定する。組み立てられると、外側本体４０の前方端部１２２は、ステムハウジング１０２に接合される（図１参照）。外側本体４０の後方端部１２４は、熱シールド１００に向けられた冷却孔１２８を組み込んだ環状の径方向に延びるバッフル１２６を含むことができる。前方および後方端部１２２と１２４との間に延びる略円筒状の外側表面１３０は動作時に、「Ｍ」で全体を示される混合気流に曝される。外側本体４０は、ベンチュリ管３２および内側本体３４と協働して二次流路１２０を画定する。この二次流路１２０を通過する空気は、冷却孔１２８を通って排出される。

図３に最もよく見られるように、外側本体４０の外側表面１３０は、内部に形成された「噴霧ウエル」１３４と呼ばれる凹部または開口部のアレイを含む。噴霧ウエル１３４の各々は、主燃料オリフィス１０６の１つと位置合わせされ、これにより燃焼器内への噴射のために燃料が主リングのオリフィス１０６から本体外側壁４０を通過することができるようになっている。

燃料導管２６が、図１および図４にさらに詳細に示されている。上述したように、図示の燃料導管２６は、主燃料導管２２としての役割を果たす内側チューブと、パイロット燃料導管１６としての役割を果たす外側チューブとを備えた同心のチューブ内チューブ設計である。既知のタイプのらせん状に巻かれたワイヤ１３６は、２つのチューブとの間でアニュラスの間隔を維持する。巻かれたワイヤ１３６のリードは、許容可能な圧力降下で所望の流速と熱伝達を生成するのに必要とされる、効果的な領域を備えたこのアニュラス内で特定の流路を画定するように設定されている。他のタイプの多回路燃料導管が知られている（たとえば、並列型燃料回路を有する平坦または長円形断面の導管）。これらの種類の多回路構成は、本明細書に示される同軸設計の代わりに用いてもよい。

燃料導管２６は、略径方向の第１の部分１３８と、弓形状であり、主リング支持体３６に巻き付く第２の部分１４０と、軸方向であり、主噴射リング２４に接続する第３の部分１４２とを含む。エンジン動作中、ステム１０２およびノズル１０の熱膨張は、これらが装着される固定構造体に対して温度の関数および装着箇所からの距離として燃料ノズル１０の静止位置に変化を引き起こす傾向がある。第２の部分１４０の湾曲形状は、これが取り付けられる構成要素に応力を発生させることなく、この相対運動に順応するための可撓性を付与する。

主噴射リング２４内には、内部通路（図示せず）が、パイロット燃料導管１６がパイロット燃料ギャラリ１０８と連通し、主燃料導管２２が主燃料ギャラリ１０４と連通するように配置されている。パイロット燃料ギャラリ１０８は次いで、パイロット１８に燃料を供給する交差導管７６に接続される。

本明細書で図示し、説明した例示的な燃料ノズル１０は、様々な部品または要素のアセンブリであってもよい。あるいは、燃料ノズル１０のすべてもしくは一部、またはより少ないサブアセンブリもしくは構成要素は、一体型のワンピースまたはモノリシック構成であってもよいし、上述のような付加製造プロセスを利用して製造することができる。

上述の本発明は、従来技術に勝るいくつかの利点を有する。本発明は、これらの構造体を燃料ノズルの他の部品から機械的かつ熱的に分離しつつ、燃料ノズル内の構造体を機械的に支持する手段を提供する。これは、燃料ノズル内の熱的および機械的応力を低減すると共に、小型の燃料軸受通路内のコークス化を防止するのにも役立つ。

以上、ガスタービンエンジン燃料ノズルについて説明した。（いかなる添付の特許請求の範囲、要約書および図面をも含む）本明細書に開示された特徴のすべて、および／またはそのように開示されたいかなる方法またはプロセスのステップのすべては、そのような特徴および／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み合わせを除いて、いかなる組み合わせでも組み合わせることができる。

（いかなる添付の特許請求の範囲、要約書および図面をも含む）本明細書に開示された各特徴は、別段に明記されていない限り、同じ、均等のまたは同様の目的に適う代替特徴によって交換することができる。したがって、別段に明記されていない限り、開示された各特徴は均等のまたは同様の特徴の包括的系列の一例にすぎない。

本発明は、上記の実施形態の詳細に制限されない。本発明は、（いかなる添付の特許請求の範囲、要約書および図面をも含む）本明細書に開示された特徴のいかなる新規の特徴またはいかなる組み合わせにも、あるいはそのように開示されたいかなる方法またはプロセスのステップのいかなる新規の特徴またはいかなる組み合わせにも及ぶ。

１０ 燃料ノズル、燃料ノズル装置
１２ 燃料システム
１４ パイロット弁
１６ パイロット燃料導管
１８ パイロット
２０ 主弁
２２ 主燃料導管
２４ 主噴射リング、燃料排出要素
２６ 燃料導管
２８ 中心軸線、ストラット
３０ スプリッタ
３２ ベンチュリ管
３４ 内側本体
３６ 主リング支持体、静止支持構造体
４０ 外側本体、本体外側壁
４２ フェアリング
４４ パイロット中央本体
４６ ソケット
４８ 先端
５０ 排出オリフィス
５２ 内側壁、燃料排出要素
５４ 外側壁、静止支持構造体
５６ 前方セクション
５８ 中央ボア
６０ 後方セクション
６２ 前方セクション
６４ 中央セクション
６６ 後方セクション
６８ 支持アーム、可撓性支持構造体
７０ 前方接合部
７２ 後方接合部
７４ 計量プラグ
７６ 交差導管
７８ 伝達孔
８０ 供給アニュラス、燃料供給接続部
８２ 噴霧孔
８４ 上流セクション
８６ スロート
８８ 分岐セクション
９０ 内側旋回ベーン
９２ 上流セクション
９４ スロート
９６ 分岐セクション
９８ 外側旋回ベーン
１００ 熱シールド
１０２ ステム、ステムハウジング
１０４ 主燃料ギャラリ、燃料供給接続部
１０６ 主燃料オリフィス、排出オリフィス
１０８ パイロット燃料ギャラリ
１１０ 主支持アーム、可撓性支持構造体
１１２ 前方部分
１１４ 後方部分
１１６ 前方接合部
１１８ 後方接合部
１２０ 二次流路
１２２ 前方端部
１２４ 後方端部
１２６ バッフル
１２８ 冷却孔
１３０ 外側表面
１３４ 噴霧ウエル
１３６ ワイヤ
１３８ 第１の部分
１４０ 第２の部分
１４２ 第３の部分

Claims (15)

1. 燃料供給接続部（８０，１０４）と連通する排出オリフィス（５０，１０６）を有する燃料排出要素（２４，５２）と、
   静止支持構造体（５４，３６）と、
   前記支持構造体（５４，３６）と前記燃料排出要素（２４，５２）を相互接続しており、前記静止支持構造体（５４，３６）に接続された第１の端部と、前記燃料排出要素（２４，５２）に接続された第２の端部とを有する片持ち可撓性支持構造体（６８，１１０）と
   を備えるガスタービンエンジン用の燃料ノズル装置（１０）。
2. 前記燃料排出要素（２４，５２）、前記静止支持構造体（５４，３６）、および前記可撓性支持構造体（６８，１１０）がすべて、単一のモノリシック構成の一部を形成する請求項１記載の燃料ノズル装置（１０）。
3. 中心軸線（２８）に沿って同軸に配置され、その第１の端部に燃料排出オリフィス（５０）を有する環状内側壁（５２）と、
   前記内側壁（５２）を取り囲む環状外側壁（５４）と、
   前記内側壁（５２）と前記外側壁（５４）を相互接続し、鋭角で前記中心軸線（２８）に延びる支持アーム（６８）とを備えるガスタービンエンジン用の燃料ノズル装置（１０）。
4. 前記支持アーム（６８）の前方端部が、前記外側壁（５４）を前記前方接合部（７０）で接合し、
   前記支持アーム（６８）の後方端部が、前記内側壁（５２）を後方接合部（７２）で接合し、
   前記前方および後方接合部（７０，７２）の各々が、滑らかに湾曲した弓形状を有する、
   請求項３に記載の装置（１０）。
5. 前記支持アーム（６８）が、単一の完全な環状構造体である請求項３に記載の装置（１０）。
6. 前記内側壁（５２）が、内部に配置された計量プラグ（７４）を有し、前記計量プラグ（７４）が、前記燃料排出オリフィス（５０）と連通する少なくとも１つの噴霧孔（８２）を含む請求項３に記載の装置（１０）。
7. 中心軸線（２８）に沿って同軸に配置されて内部に周方向の燃料ギャラリ（１０４）を有し、前記燃料ギャラリ（１０４）に連通する径方向の燃料オリフィス（１０６）のアレイを含む環状噴射リング（２４）と、
   環状リング支持体（３６）と、
   前記リング支持体（３６）と前記噴射リング（２４）を相互接続する支持アーム（１１０）であって、前記支持アーム（１１０）は、前記主リング支持体（３６）から径方向外側かつ後方に延びる前方部分（１１２）と、前記前方部分（１１２）の外側端部から軸方向後方かつ径方向内側に延びる後方部分（１１４）とを含み、前記噴射リング（２４）は、前記支持アーム（１１０）を介して前記主リング支持体（３６）から片持ち支持されている支持アーム（１１０）と
   を備えるガスタービンエンジン用の燃料ノズル装置（１０）。
8. 周方向に離隔された支持アーム（１１０）のアレイが設けられている請求項７に記載の装置（１０）。
9. 前記支持アーム（１１０）が、単一の完全な環状構造体である請求項７に記載の装置（１０）。
10. 前記支持アーム（１１０）の前方端部が、前記リング支持体（３６）を前方接合部（１１６）で接合し、
    前記支持アーム（１１０）の後方端部が、前記噴射リング（２４）を後方接合部（１１８）で接合し、
    前記前方および後方接合部（１１６，１１８）の各々が、滑らかに湾曲した弓形状を有する、
    請求項７に記載の装置（１０）。
11. 前記支持アーム（１１０）が、前記後方接合部（１１８）で最大厚さを有し、前記前方接合部（１１６）で最小厚さに漸減する請求項１０に記載の装置（１０）。
12. 前記噴射リング（２４）と連通する燃料導管（２６）をさらに備え、前記燃料導管（２６）が、
    略径方向に延びる第１の部分（１３８）と、
    弓形状であり、前記リング支持体（３６）に巻き付く第２の部分（１４０）と、
    軸方向であり、前記噴射リング（２４）に接続する第３の部分（１４２）と
    を含む請求項７に記載の装置（１０）。
13. 前記噴射リング（２４）を取り囲み、前方および後方端部（１２２，１２４）の間に延びる略円筒状の外側表面（１３０）を有し、前記外側表面（１３０）を通過する複数の噴霧ウエル（１３４）を有する環状外側本体（４０）と、
    前記外側本体（４０）の内側に配置され、前記外側本体（４０）と協働して二次流路（１２０）を画定する環状内側本体（３４）と、
    前記噴霧ウエル（１３４）の１つと位置合わせされる各燃料オリフィス（１０６）と
    をさらに備える請求項７に記載の装置（１０）。
14. 前記外側本体（４０）の内側に配置された環状内側本体（３４）と、
    前記内側本体（３４）の内側に配置された最小径のスロート（９４）を含む環状ベンチュリ管（３２）と、
    前記ベンチュリ管（３２）の内側に配置された環状スプリッタ（３０）と、
    前記ベンチュリ管（３２）と前記スプリッタ（３０）との間に延びる外側旋回ベーン（９８）のアレイと、
    前記スプリッタ（３０）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（３０）と前記パイロット燃料噴射器（１８）との間に延びる内側旋回ベーン（９０）のアレイとをさらに含む請求項１３に記載の装置（１０）。
15. 液体燃料の流れを異なる流量で供給するように動作可能な燃料システム（１２）と、
    前記燃料システム（１２）と前記パイロット燃料噴射器（１８）との間に結合されたパイロット燃料導管（１６）と、
    前記燃料システム（１２）と前記噴射リング（２４）との間に結合された主燃料導管（２２）と
    をさらに含む請求項１４に記載の装置（１０）。