JP2019090405A - 主燃料回路およびパイロット燃料回路を有する燃焼システムを動作させる方法 - Google Patents

Abstract

【課題】少なくとも１つの主燃料回路と少なくとも１つのパイロット燃料回路とを規定する燃料ノズルを備える燃焼システムを動作させるシステムおよび方法を提供する。【解決手段】燃料の全体的な流れが主燃料回路（１３６）およびパイロット燃料回路を通る総燃料量を規定するステップと、主燃料回路（１３６）を通る主燃料流対パイロット回路を通るパイロット燃料流の比の複数の範囲を燃料の全体的な流れから決定するステップであって、各比の範囲が、互いに異なる燃焼基準に基づいているステップと、燃焼基準の階層に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の結果的な範囲を決定するステップであって、燃焼基準の階層が燃焼基準の優先順位を提供するステップと、主燃料流対パイロット燃料流の比の結果的な範囲に基づいて、主燃料回路（１３６）およびパイロット燃料回路に燃料の全体的な流れを流すステップと、を含む。【選択図】図３

Description

本発明の主題は、一般的に、ガスタービンエンジンの燃焼器アセンブリに関する。より詳細には、本発明の主題は、複数の所望の動作パラメータに対して主燃料回路およびパイロット燃料回路を有する燃焼システムを動作させる方法に関する。

航空機ガスタービンエンジンは、エンジンサイクルに熱を供給するために燃料を燃焼する燃焼器を含む。典型的な燃焼器は、液体燃料を気流の流れに誘導して霧化および燃焼させる機能を有する１つ以上の燃料噴射器を組み込んでいる。段階的燃焼器は、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いる。段階的燃焼器では、燃焼器の燃料ノズルは、各段階が燃料ノズル内の個々の燃料流路によって画定される２つ以上の別個の段階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。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とを含むことができる。このような燃料ノズルの一例は、低排出ガスのために注入器内に２つの注入／混合段を必要とする二重環状予混合スワラ（ＴＡＰＳ）燃料ノズルである。

燃焼システムの制御の既知のシステムおよび方法には、１つ以上の固定されたパイロット／主スプリット対サイクルパラメータスケジュールを用いてパイロット対主燃料スプリットに制御することが含まれる。例えば、サイクルパラメータは、燃焼入口温度、燃焼入口圧力、主燃料圧力または流れ、ならびにパイロット燃料圧力または流れを含む燃焼システムにおける１つ以上のエンジン条件を規定することができる。しかしながら、そのような既知のスケジュールは、低出力動作および排出ガス制御、中出力および高出力動作および排出ガス制御、燃焼安定性、フレームアウト／リーンブローアウト保護、および燃料の燃焼／燃料効率の決定には一般に不十分である。したがって、前述の不十分さをもたらす主燃料回路およびパイロット燃料回路を制御する燃焼システムを動作させる方法が必要とされている。

米国特許第８８９４４０８号明細書

本発明の態様および利点は、その一部を以下の説明に記載しており、あるいはその説明から明らかになり、あるいは本発明の実施により学ぶことができる。

少なくとも１つの主燃料回路と少なくとも１つのパイロット燃料回路とを規定する燃料ノズルを備える燃焼システムの動作方法が一般に提供される。本方法は、燃料の全体的な流れを決定するステップであって、燃料の全体的な流れが主燃料回路およびパイロット燃料回路を通る総燃料量を規定する、ステップと、主燃料回路を通る主燃料流対パイロット回路を通るパイロット燃料流の比の複数の範囲を、燃料の全体的な流れから決定するステップであって、各比の範囲が、互いに異なる燃焼基準に基づいている、ステップと、燃焼基準の階層に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の結果的な範囲を決定するステップであって、燃焼基準の階層が燃焼基準の優先順位を提供する、ステップと、主燃料流対パイロット燃料流の比の結果的な範囲に基づいて、主燃料回路およびパイロット燃料回路に燃料の全体的な流れを流すステップと、を含む。

様々な実施形態では、本方法は、比の結果的な範囲内の主燃料流対パイロット燃料流の比率を決定するステップをさらに含み、主燃料流対パイロット燃料流の比はエンジン動作状態に基づく。一実施形態では、エンジン動作状態に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比を決定するステップは、エンジン動作状態が定常動作状態であるか過渡動作状態であるかにさらに基づく。

別の実施形態では、主燃料流対パイロット燃料流の比を決定するステップは、定常状態のエンジン動作状態に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の第１の比を決定するステップと、過渡的エンジン動作状態に基づいて、主燃料流対パイロット燃料流の第２の比を決定するステップとをさらに含む。

一実施形態では、本方法は、パイロット燃料回路へのパイロット燃料流の複数の範囲を決定するステップをさらに含む。パイロット燃料流の各範囲は、パイロット燃料回路への複数の最小燃料流値および複数の最大燃料流値を規定する。燃料流の各範囲は、燃焼基準に基づく。

様々な実施形態において、燃焼基準は、排出限界、リーンブローアウト限界、リッチブローアウト限界、燃焼安定限界、所望の燃焼効率、および燃料圧力範囲の２つ以上を含む。

さらに様々な実施形態において、本方法は、主燃料流が主燃料回路を通って供給される圧縮器出口圧力（Ｐ３）に対する最小主燃料流を決定するステップをさらに含む。一実施形態では、主燃料回路を通って主燃料流が供給される最小Ｐ３を決定するステップは、主燃料回路を通る最大パージ流体圧力に基づく。

別の実施形態では、本方法は、圧縮器出口圧力（Ｐ３）と、圧縮器出口温度（Ｔ３）およびＰ３に少なくとも基づいて主燃料回路を通る主燃料圧力（Ｐｆｍ）との最小差を決定するステップをさらに含む。

一実施形態では、主燃料流対パイロット燃料流の比の複数の範囲を決定するステップは、主燃料流対パイロット燃料流の比の第１の範囲を、燃焼器ライナ、ドームアセンブリ、燃料ノズル、またはタービンノズルの１つ以上の耐久性パラメータに基づいて決定するステップをさらに含む。

別の実施形態では、主燃料流対パイロット燃料流の比の複数の範囲を決定するステップは、すべての燃料ノズルを通る燃料を流す最小バルブ圧力に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の第２範囲を決定するステップをさらに含む。

さらに別の実施形態では、主燃料流対パイロット燃料流の比の複数の範囲を決定するステップは、燃焼音響パラメータに基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の第３の範囲を決定するステップをさらに含む。

またさらに別の実施形態では、主燃料流対パイロット燃料流の比の複数の範囲を決定するステップは、少なくとも圧縮器出口圧力（Ｐ３）、圧縮器出口温度（Ｔ３）、および燃焼燃料−空気比（ＦＡＲ４）に基づく主燃料流対パイロット燃料流の比の第４の範囲を決定するステップをさらに含む。

一実施形態では、本方法は、エンジン動作状態の変化に基づいて、主燃料回路およびパイロット燃料回路への燃料の流れを調整するステップをさらに含む。

本開示の別の態様は、燃料コントローラと燃料ノズルとを備える燃焼システムを含むガスタービンエンジンに関する。燃料ノズルは、主燃料回路およびパイロット燃料回路を規定する。燃料コントローラは、１つ以上のプロセッサおよび１つ以上のメモリデバイスを備える。１つ以上のメモリデバイスは、１つ以上のプロセッサによって実行された場合に、１つ以上のプロセッサに動作を実行させる命令を格納する。本動作は、燃料コントローラを介して、主燃料回路を通る主燃料流対パイロット回路を通るパイロット燃料流の比の複数の範囲を、燃料の全体的な流れから決定することであって、各比の範囲が、互いに異なる燃焼基準に基づいている、ことと、燃料コントローラを介して、燃焼基準の階層に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の結果的な範囲を決定することであって、燃焼基準の階層が燃焼基準の優先順位を提供する、ことと、主燃料流対パイロット燃料流の比の結果的な範囲に基づいて、主燃料回路およびパイロット燃料回路に燃料の全体的な流れを、燃料ノズルを通して、流すことと、を含む。本動作は、本明細書で一般的に提供される方法の様々な実施形態の１つ以上のステップを決定し実行することをさらに含むことができる。

本発明のこれらの、ならびに他の特徴、態様および利点は、以下の説明および添付の図面を参照すれば、よりよく理解されよう。添付の図面は、本明細書に組み込まれて、本明細書の一部を構成し、本発明の実施形態を例示し、説明と共に本発明の原理を説明するのに役立つ。

本発明の完全かつ可能な開示は、その最良の形態を含み、当業者に向けられて、本明細書に記載されており、それは以下の添付の図を参照している。

本発明の主題の様々な実施形態による例示的なガスタービンエンジンの概略断面図である。 本発明の主題の例示的な実施形態による、図１のガスタービンエンジンの燃焼器システムの概略断面図である。 本発明の主題の例示的な実施形態による、図２の燃焼器システムの燃料ノズルアセンブリの概略断面図である。 図３に示す燃料ノズルアセンブリのセグメントの拡大図である。 図３に示す燃料ノズルアセンブリのセグメントの拡大図である。 図３に示す燃料ノズルアセンブリのセグメントの拡大図である。 複数の所望の動作パラメータに対する主燃料回路およびパイロット燃料回路を有する燃焼システムを動作させる方法の例示的なステップを概説するフローチャートである。 複数の所望の動作パラメータに対する主燃料回路およびパイロット燃料回路を有する燃焼システムを動作させる方法の例示的なステップを概説するフローチャートである。

本明細書および図面における符号の反復使用は、本発明の同じまたは類似の特徴もしくは要素を表すことを意図している。

ここで、本発明の実施形態を詳細に参照するが、その１つまたは複数の例が図面に示されている。各例は、本発明の限定としてではなく、本発明の例示として提示される。実際、本発明の範囲または趣旨を逸脱せずに、様々な修正および変更が本発明において可能であることは、当業者にとって明らかであろう。例えば、一実施形態の一部として例示または記述する特徴は、別の実施形態と共に用いて、さらに別の実施形態を得ることができる。したがって、本発明は、添付の特許請求の範囲およびそれらの均等物の範囲内にあるかかる修正および変更を包含することが意図される。

本明細書において、「第１の」、「第２の」、および「第３の」という用語は、１つの構成要素と別の構成要素とを区別するために交換可能に用いることができ、個々の構成要素の位置、重要性、または順序を示すことを意図しない。同様に、「一次」、「二次」、および「三次」という用語は、１つの構成要素と別の構成要素とを区別するために交換可能に用いることができ、位置、重要性、または順序を示すことを意図しない。

「上流」および「下流」という用語は、流体経路における流体の流れに対する相対的な方向を指す。例えば、「上流」は流体が流れてくる方向を指し、「下流」は流体が流れていく方向を指す。

主燃料回路およびパイロット燃料回路を含む燃焼システムを動作させる方法の実施形態が一般に提供される。本明細書で説明する方法は、低出力動作および排出制御、中出力および高出力動作および排出制御、燃焼安定性、フレームアウト／リーンブローアウト保護、燃料燃焼／燃料効率、望ましくない低、中、高出力の燃焼ダイナミクス／音響の緩和、燃焼器アセンブリおよびノズル損傷、ならびに燃料ノズルコーキングをもたらす燃焼システムの主燃料回路およびパイロット燃料回路への燃料圧力／流れを決定することができる。

ここで図面を参照するが、図面全体を通して同一符号は同一要素を示しており、図１は、本開示の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの概略断面図である。より具体的には、図１の実施形態では、ガスタービンエンジンは、高バイパスターボファンジェットエンジン１０であり、本明細書では「ターボファンエンジン１０」と呼ぶ。図１に示すように、ターボファンエンジン１０は、軸方向Ａ（基準となる長手方向中心線１２に平行に延びる）および半径方向Ｒを画定する。一般に、ターボファン１０は、ファンセクション１４と、ファンセクション１４の下流に配置されたコアタービンエンジン１６とを含む。

図示の典型的なコアタービンエンジン１６は、一般に、環状入口２０を定める実質的に管状の外側ケーシング１８を備えている。外側ケーシング１８は、直列流れ関係で、ブースタもしくは低圧（ＬＰ）圧縮器２２および高圧（ＨＰ）圧縮器２４を含む圧縮器セクションと、燃焼セクション２６と、高圧（ＨＰ）タービン２８および低圧（ＬＰ）タービン３０を含むタービンセクションと、ジェット排気ノズルセクション３２とを収容する。高圧（ＨＰ）シャフトまたはスプール３４は、ＨＰタービン２８をＨＰ圧縮器２４に駆動可能に接続する。低圧（ＬＰ）シャフトまたはスプール３６は、ＬＰタービン３０をＬＰ圧縮器２２に駆動可能に接続する。ターボファンエンジン１０の他の実施形態では、追加のスプールを設けることができ、エンジン１０をマルチスプールエンジンとして記載することができる。

図示の実施形態に関して、ファンセクション１４は、複数のファンブレード４０を互いに間隔を空けつつディスク４２に結合させて有しているファン３８を備える。図示するように、ファンブレード４０は、ほぼ半径方向Ｒに沿ってディスク４２から外向きに延びる。ファンブレード４０およびディスク４２は、ＬＰシャフト３６によって長手方向軸１２の周りに共に回転可能である。いくつかの実施形態では、ＬＰシャフト３６の回転速度をより効率的な回転ファン速度へと下げるために、複数のギアを有する動力ギアボックスを含むことができる。

図１の典型的な実施形態をさらに参照すると、ディスク４２は、複数のファンブレード４０を通過する気流を促進するように空気力学的に輪郭付けられた回転可能な前部ナセル４８によって覆われる。さらに、例示的なファンセクション１４は、ファン３８および／またはコアタービンエンジン１６の少なくとも一部の周囲を囲む、環状のファンケーシングまたは外側ナセル５０を含む。ナセル５０は、円周方向に離間して配置された複数の出口ガイドベーン５２によって、コアタービンエンジン１６に対して支持されるように構成することができることを理解されたい。さらに、ナセル５０の下流セクション５４は、コアタービンエンジン１６の外側部分を覆って延び、コアタービンエンジン１６の外側部分との間にバイパス空気流路５６を定めることができる。

ターボファンエンジン１０の動作中、空気５８が、ナセル５０および／またはファンセクション１４の関連入口６０を通ってターボファン１０に進入する。大量の空気５８がファンブレード４０を通過する際に、空気５８の第１の部分は、矢印６２で示すように、バイパス空気流路５６に誘導されるかまたは送られ、空気５８の第２の部分は、矢印６４で示すように、ＬＰ圧縮器２２に誘導されるかまたは送られる。空気の第１の部分６２と空気の第２の部分６４との間の比は、バイパス比として一般に知られている。次いで、空気の第２の部分６４の圧力が、高圧（ＨＰ）圧縮器２４を通って燃焼セクション２６へと送られるにつれて高められ、燃焼セクション２６において燃料と混合されて燃やされ、燃焼ガス６６をもたらす。

燃焼ガス６６は、ＨＰタービン２８を通って送られ、ＨＰタービン２８において、燃焼ガス６６からの熱および／または運動エネルギーの一部が、外側ケーシング１８に結合したＨＰタービンステータベーン６８とＨＰシャフトまたはスプール３４に結合したＨＰタービンロータブレード７０とからなる順次の段によって抽出されて、ＨＰシャフトまたはスプール３４を回転させ、したがってＨＰ圧縮器２４の動作を支援する。その後に、燃焼ガス６６は、ＬＰタービン３０を通って送られ、ＬＰタービン３０において、熱および運動エネルギーの第２の部分が、外側ケーシング１８に結合したＬＰタービンステータベーン７２とＬＰシャフトまたはスプール３６に結合したＬＰタービンロータブレード７４とからなる順次の段によって燃焼ガス６６から抽出されて、ＬＰシャフトまたはスプール３６を回転させ、したがってＬＰ圧縮器２２の動作および／またはファン３８の回転を支援する。

その後に、燃焼ガス６６は、コアタービンエンジン１６のジェット排気ノズルセクション３２を通って送られ、推進用の推力をもたらす。同時に、空気の第１の部分６２がターボファン１０のファンノズル排気セクション７６から排出される前にバイパス空気流路５６を通って送られる際に、空気の第１の部分６２の圧力が実質的に増加し、また推進力を提供する。ＨＰタービン２８、ＬＰタービン３０、およびジェット排気ノズルセクション３２は、コアタービンエンジン１６を通って燃焼ガス６６を送るための高温ガス経路７８を少なくとも部分的に定める。

コアタービンエンジン１６を有するターボファン１０に関して説明したが、本発明の主題は、他のタイプのターボ機械にも適用可能とすることができることが理解されよう。例えば、本発明の主題は、ターボプロップ、ターボシャフト、ターボジェット、工業用および海洋用ガスタービンエンジン、ならびに／もしくは補助動力装置と共に、またはそれらに使用するのに適しているであろう。

図２は、例えば、本発明の主題の例示的な実施形態による、図１のガスタービンエンジンで使用するための、燃焼器システム１００の概略断面図を提供する。図２に示すように、燃焼器システム１００は、前端部１０１ａおよび後端部１０１ｂを有する燃焼器１０１を備える。燃焼器１０１は、環状の内側ライナ１０２および環状の外側ライナ１０４をさらに含む。内側ライナ１０２は、上流端部１０６と下流端部１０８との間で軸方向Ａに沿って概して延びている。同様に、外側ライナ１０４は、上流端部１１０と下流端部１１２との間で軸方向Ａに沿って概して延びている。

燃焼器ドーム１１４は、内側ライナ１０２の上流端部１０６と外側ライナ１０４の上流端部１１０との間で半径方向Ｒに沿って概して伸びている。図２に示すように、内側ライナ１０２、外側ライナ１０４、および燃焼器ドーム１１４は、その間に燃焼室１１６を画定する。いくつかの実施形態では、燃焼器ドーム１１４は、内側ライナ１０２と一体であり、すなわち、内側ライナ１０２および燃焼器ドーム１１４は単一構造として一体的に形成されるが、他の実施形態では、燃焼器ドーム１１４は、外側ライナ１０４と一体であり、すなわち、外側ライナ１０４および燃焼器ドーム１１４は単一構造として一体的に形成される。さらに他の実施形態では、燃焼器ドーム１１４は、内側ライナ１０２および外側ライナ１０４から分離して形成されるか、またはさらに他の実施形態では、燃焼器ドーム１１４は、内側ライナ１０２および外側ライナ１０４の両方と一体であり、例えば、燃焼器ドーム１１４の少なくとも第１の部分は、内側ライナ１０２と一体とすることができ、燃焼器ドーム１１４の少なくとも第２の部分は、外側ライナ１０４と一体とすることができる。燃焼器ドーム１１４は、任意の適切な材料、例えば、ＣＭＣ材料、または金属もしくは金属合金などの金属材料から形成することができる。

さらに、燃焼器システム１００は、燃料ノズル１１８の出口端部１１９に燃料ノズル出口１２０を画定する燃料ノズル１１８を有する燃料ノズルアセンブリ１１７を含む。主ミキサ１９０は、以下でより詳細に説明するように、燃料ノズル出口１２０の周りに延在する。燃料ノズル１１８は、燃焼器ドーム１１４を貫通して配置され、燃料ノズル出口１２０は、燃焼器１０１の前端部１０１ａに、またはそれに隣接して配置され、燃料−空気混合物を燃焼室１１６に導く。より詳細には、例示的な燃料ノズル１１８は、液体炭化水素燃料を燃焼器システム１００の空気流に注入するように構成されたタイプのものである。燃料ノズル１１８は、「段階」タイプであり、各段階が燃料ノズル１１８内の個々の燃料流路によって画定される２つ以上の別個の段階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という意味である。

燃料流量は、各段内で可変であってもよい。図２に示す例示的な実施形態では、燃料ノズル１１８は、動作上の必要に応じて様々な流量で液体燃料の流れを供給するように動作可能な燃料システム１２２に接続される。燃料システム１２２は、パイロット燃料導管１２６に結合されるパイロット制御バルブ１２４に燃料を供給し、燃料をパイロット供給ライン１２７に供給する。図３から図６に関して示されるような様々な実施形態では、パイロット供給ライン１２７は、燃料ノズル１１８内の一次パイロット供給ライン１２８および二次パイロット供給ライン１３０（図３）にさらに細分される。さらに他の実施形態では、パイロット供給ライン１２７は、さらに、３つ以上のパイロット供給ラインに細分される。燃料システム１２２はまた、主燃料導管１３４に結合された主バルブ１３２に燃料を供給し、燃料ノズル１１８の主燃料回路１３６（図３）に供給する。様々な実施形態では、主燃料回路１３６は、燃料を燃焼室１１６に流出させる２つ以上の主燃料回路ラインにさらに細分することができる。

ここで図３を参照すると、燃料ノズルアセンブリ１１７の一部の断面図が示されている。さらに、図４、図５、および図６は、図３に示す燃料ノズルアセンブリ１１７の一部のセグメントの拡大図を提供する。説明のために、燃料ノズルアセンブリ１１７の中心線軸ＣＬを基準とする。いくつかの実施形態では、中心線軸ＣＬは、エンジン１０の軸中心線１２に概ね平行であるが、他の実施形態では、中心線軸ＣＬは、エンジン軸中心線１２に対して特定の角度とすることができる。図示された燃料ノズルアセンブリ１１７の構成要素は、中心線軸ＣＬに平行に、その周りに延在し、一般に一連の同心リングとして配置される。例えば、パイロット燃料噴射器１３８は、燃料ノズル１１８の出口１２０に、またはその近傍に配置され、中心線軸ＣＬと整列される。図４に最も明瞭に示されるように、パイロット燃料噴射器１３８は、一次燃料オリフィス１４２を画定する概ね環状の内壁１４０と、二次燃料オリフィス１４６を画定する概ね環状の外壁１４４とを含む。一次パイロット供給ライン１２８は、一次燃料オリフィス１４２を介して燃料ノズル１１８に燃料を供給し、二次パイロット供給ライン１３０は、二次燃料オリフィス１４６を介して燃料ノズル１１８に燃料を供給する。

図３および図４に示すように、内壁１４０は、外壁１４４に対して半径方向内向きに配置され、外壁１４４が内壁１４０を概ね取り囲み、二次燃料オリフィス１４６が一次燃料オリフィス１４２を取り囲む。さらに、図示の実施形態では、一次燃料オリフィス１４２は、一般に、二次燃料オリフィス１４６と半径方向に整列している。すなわち、一次および二次燃料オリフィス１４２、１４６は、燃料ノズル１１８内の概ね同じ軸方向位置に配置される。

環状のパイロットスプリッタ１４８が、パイロット燃料噴射器１３８を円周方向に取り囲む。パイロットスプリッタ１４８は、上流部分１５０および下流部分１５２を含む。上流部分１５０は概して円筒形であり、下流部分１５２は概して円錐形である。下流部分１５２は、一般に、中心線軸ＣＬに対して収束してより幅の狭い第２の部分１５２ｂに徐々に狭まるより幅広の第１の部分１５２ａを有し、第２の部分１５２ｂは、第１の部分１５２ａに対して下流にある。複数の開口部１５４は、第２の部分１５２ｂに画定され、例えば、複数のスプリッタ開口部１５４は、第２の部分１５２ｂの周縁に沿って画定することができ、一般に、互いに均等に離間することができる。スプリッタ開口部１５４は、例えば、パイロットスプリッタ１４８の冷却を促進し、それによってスプリッタの耐久性を向上させるために、空気の流れを許容する。空気の流れは、以下でより詳細に説明される。

環状外側境界壁１５６は、パイロットスプリッタ１４８を円周方向に取り囲み、燃料ノズル１１８のパイロット部分Ｐの外側境界を画定する。外側境界壁１５６は、第２の部分１５６ｂと第３の部分１５６ｃとの間にスロート１５８が画定されるように、ほぼ円筒形の第１の部分１５６ａと、収束する第２の部分１５６ｂと、分岐する第３の部分１５６ｃとを含む。図３に示すように、第１、第２、および第３の部分１５６ａ、１５６ｂ、１５６ｃは、流れ順に軸方向に配置され、すなわち、第１の部分１５６ａは第３の部分１５６ｃの上流にある第２の部分１５６ｂの上流にある。さらに、外側境界壁１５６の収束する第２の部分１５６ｂは、パイロットスプリッタ１４８の収束下流部分１５２に概ね従うか、または平行である。このように、パイロットスプリッタ１４８の下流端部１６０は、外側境界壁１５６の収束および分岐部分１５６ｂ、１５６ｃによって画定されるスロート１５８内に概して配置される。

図３および図４に示すように、パイロット燃料噴射器１３８とパイロットスプリッタ１４８との間に内側空気回路１６２が画定され、パイロットスプリッタ１４８と外側境界壁１５６との間に外側空気回路１６４が画定される。パイロット燃料噴射器１３８からパイロットスプリッタ１４８の上流部分１５０まで放射状に内側スワールベーン１６６の円周方向アレイが延在する。同様に、外側スワールベーン１６８の円周方向アレイは、パイロットスプリッタ１４８の上流部分１５０から外側境界壁１５６の第１の部分１５６ａまで半径方向に延在する。内側スワールベーン１６６は、内側空気回路１６２を通過する空気流に旋回流を誘発するように成形および配向され、外側スワールベーン１６８は、外側空気回路１６４を通過する空気流に旋回流を誘発するように成形および配向される。

内側および外側空気回路１６２、１６４の上流で、燃料ノズル１１８は、空気をパイロット部分Ｐに進入させるパイロット空気入口１７０を画定する。空気はパイロット空気流路１７２に流入し、パイロット空気流路１７２は、内側空気回路１６２および外側空気回路１６４にパイロットスプリッタ１４８によって分割されている。パイロットスプリッタ１４８の下流端部１６０において、内側および外側空気回路１６２、１６４は、燃料ノズル１１８のパイロット部分Ｐの残りの部分を通って延びる単一のパイロット空気流路１７２に併合する。図３に示すように、外側境界壁１５６の第３の部分１５６ｃは、パイロット部分Ｐの下流端部を通る空気流路１７２の外側境界を画定する。内側空気回路１６２および外側空気回路１６４は、内側および外側スワールベーン１６６、１６８ならびに外側境界壁１５６の第３の部分１５６ｃを含み、パイロットスワラ１７１を形成する。パイロットスワラ１７１は、燃料ノズル１１８のパイロット部分Ｐを通る空気の流れおよび空気と燃料の混合物を含む流体の流れを導き、制御する。より詳細には、空気は、内側および外側スワールベーン１６６、１６８を旋回し、次いで、外側境界壁の第３の部分１５６ｃによって画定されたパイロットスワラ１７１の概ね円錐形の下流部分において燃料と混合されると、膨張する。

また、燃料ノズル１１８は、パイロット部分Ｐを周方向に囲んでいる。特に、燃料ノズル１１８の外壁１２１は、燃料ノズル出口１２０を画定し、熱シールド１７６の半径方向最外端部１７８に軸方向に延びる。図３に示すように、外壁１２１は、外側境界壁１５６から半径方向に離間されている。さらに、外壁１２１は、外壁１２１と外側境界壁１５６との間の空間への空気の流れを可能にする開口部１２３を画定する。空気の流れにより、燃料ノズル出口端部１１９および出口端部１１９の近傍の燃料ノズル構成要素を冷却することができる。

パイロット燃料噴射器１３８は、比較的小さく、安定したパイロットフレームまたは燃焼ゾーンを画定する。パイロット燃焼ゾーンは、半径状に環状燃焼器の流れ場の中心に位置する。燃料は、一次および二次のパイロット供給ライン１２８、１３０を介してパイロット燃料噴射器１３８に供給される。パイロット空気流路１７２を通じて空気が供給される。パイロット空気流路１７２は、比較的高い空気流を提供し、言い換えれば、パイロット空気流路１７２を通って導かれる全燃焼器空気流の部分は、特に、既知のＴＡＰＳ燃焼器設計と比較して、比較的高い。

引き続き図３を参照すると、環状主部分Ｍは、燃料ノズル１１８の環状パイロット部分Ｐの周りに円周方向に延びている。主部分Ｍは、主燃料回路１３６を介して燃料が供給される主燃料噴射器１８０を含む。主燃料回路１３６は、主燃料導管１３４によって結合され、燃料を供給される。図３、図５および図６に示すように、主燃料噴射器１８０は、複数の注入ポート１８４を含む。燃料ノズルアセンブリ１１７の中心線軸ＣＬに対して下流に傾斜しているように概略的に示されているが、種々の実施形態において、複数の注入ポート１８４は、燃料ノズルアセンブリ１１７の中心線軸ＣＬに対して実質的に真っ直ぐまたは垂直に配置してもよい。すなわち、各注入ポート１８４は、入口端部１８６と出口端部１８８とを有し、出口端部１８８は、入口端部１８６に対して下流に、中心線軸ＣＬに対してある角度で配向されている。入口端部１８６は、主燃料回路１３６から注入ポート１８４への燃料の進入を可能にし、出口端部１８８は、注入ポート１８４からの燃料の排出を可能にする。このように、斜めの注入ポート１８４は、以下でより詳細に説明するように、主燃料回路１３６から燃焼室１１６の中心に向かって燃料が排出されることを可能にする。

燃料ノズルアセンブリ１１７は、主燃料噴射器１８０に隣接して燃料ノズル１１８を円周方向に取り囲む環状主ミキサまたはスワラ１９０をさらに含む。主ミキサ１９０は、主ミキサ１９０への空気流を可能にするために、その周囲に複数の入口開口部１９２を画定する。図３、図５、および図６に示すように、主ミキサ入口開口部１９２は、主ミキサ１９０の前方端部または上流端部１９４に画定される。いくつかの実施形態では、主ミキサ１９０およびその入口開口部１９２は、主ミキサ１９０を通過する空気流に旋回流を誘導するように成形および／または配向することができる。開口部１９２の下流または後方で、主ミキサ１９０は、主ミキサ１９０の後端または下流端部１９８まで延在して燃料ノズル１１８の外壁１２１から半径方向に離間した、環状主ミキサ壁１９６を含む。主ミキサ壁１９６と燃料ノズル外壁１２１との間には、主空気流路２００が画定されている。さらに、主ミキサ壁１９６は、下流端部１９８で主ミキサ出口２０２を画定する。このようにして、空気は入口開口部１９２を通って主ミキサ１９０に流入し、主空気流路２００を通って進み、主ミキサ出口２０２を通って主ミキサ１９０を出る。主ミキサ１９０は、比較的低い空気流を提供し、言い換えれば、主ミキサ１９０を通って導かれる全燃焼器空気流の部分は、特に、既知のＴＡＰＳ燃焼器設計と比較して、比較的低い。主部分Ｍへの、およびそれを通る空気流は、以下により詳細に説明される。

図３、図５、および図６にも示されているように、燃料ノズルの外壁１２１は、その中に注入ポート１８４と整列した開口部２０４を画定する。外壁１２１は、それぞれが注入ポート１８４の１つと位置合わせされた複数の開口部２０４を画定することが理解されよう。先に述べたように、注入ポート１８４は、燃料ノズル１１８の中心線軸ＣＬに対して下流に、または中心線軸ＣＬに対して直線もしくは垂直に、またはそれらの組み合わせで、角度を付けることができる。外壁開口部２０４は、同様に、中心線軸ＣＬに対してある角度で画定され、開口部２０４の角度は、図３、図５、および図６の例示的な実施形態に示されるように、注入ポート１８４の角度と実質的に同じであってもよい。さらに、外壁開口部２０４は、燃料が主ミキサ壁１９６と燃料ノズル外壁１２１との間に画定された主空気流路２００内に注入されるように、入口開口部１９２の下流に画定される。それに応じて、燃料は、主ミキサ開口部１９２を通って主ミキサ１９０に導かれた空気流と共に主空気流路２００で混合され、燃料混合気は下流を流れ続け、主ミキサ１９０を出て、主ミキサ出口２０２を通って燃焼室１１６に入る。前述のように、傾斜注入ポート１８４および出口壁開口部２０４は、燃料を燃焼器１０１の中央に向けて導くのを助け、燃焼器内の燃料が燃焼器の中心に向かってより集中するようにする。このように、傾斜燃料注入は、燃焼器１０１の輪郭および／またはパターン因子を制御するのを助け、エンジンの高出力動作を可能にし、燃料および燃焼ガスを燃焼器のハードウェアから遠ざかる方向に導くことによって、内側および外側ライナ１０２、１０４、ならびに他の燃焼器ハードウェアの耐久性を高める。

前述したように、内側ライナ１０２および外側ライナ１０４は、高温性能を有する非金属材料であるセラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）材料から形成することができる。いくつかの実施形態では、燃焼器ドーム１１４は、ＣＭＣ材料から形成することもできる。より詳細には、燃焼器ドーム１１４は、燃焼器ドーム１１４ならびに内側ライナ１０２および／または外側ライナ１０４が単一部品であるように、ＣＭＣ材料から内側ライナ１０２および／または外側ライナ１０４と一体的に形成することができる。他の実施形態では、燃焼器ドーム１１４は、別個のＣＭＣ構成要素として、または金属もしくは合金などの別の適切な材料から、内側ライナおよび外側ライナとは別個に形成することができる。またさらに、これらに限定するものではないが、ライナ１０２、１０４、燃焼器ドーム１１４、および燃料ノズルアセンブリ１１７などの燃焼システム１００の１つ以上の構成要素または部分は、ＣＭＣ材料または１つ以上の金属もしくは合金で形成することができる。金属または合金は、これらに限定するものではないが、ニッケル、チタン、鉄もしくは鋼、またはそれぞれの合金、またはそれらの組み合わせを含む、ガスタービンエンジン燃焼システムに適した１つ以上のものを含む。

ここで図７Ａおよび図７Ｂを参照すると、主燃料回路およびパイロット燃料回路を画定する燃料コントローラおよび燃料ノズルを備える燃焼システムを動作させる方法の例示的なフローチャートが一般に提供される（以下、方法１０００）。燃焼システム、燃料コントローラ、および燃料ノズルは、図１から図６に関して図示および説明したのと実質的に同様に構成することができる。例えば、方法１００は、図１から図６に関して図示および説明した燃料ノズルアセンブリ１１７および燃料ノズル１１８を含む燃料システム１２２および燃焼器システム１００で実施することができる。燃料システム１２２および燃料ノズルアセンブリ１１７は、主燃料回路を主燃料導管１３４および主燃料回路１３６として定義することができ、主燃料回路１３６は、図２に示すように燃料を燃焼室１１６に排出する。燃料システム１２２および燃料ノズルアセンブリ１１７は、パイロット燃料回路を、図２に示すように、燃料ノズルアセンブリ１１７を通って燃焼室１１６に向かうパイロット燃料導管１２６およびパイロット供給ライン１２７としてさらに画定することができる。様々な実施形態では、燃料システム１２２および燃料ノズルアセンブリ１１７は共に、パイロット燃料回路をパイロット燃料導管１２６、一次パイロット供給ライン１２８、および二次パイロット供給ライン１３０としてさらに画定することができ、供給ライン１２８、１３０のそれぞれは、図１から図６に関して図示および説明されているように、燃料をそれぞれの燃料オリフィス１４２、１４６を介して燃焼室１１６に排出する。

しかしながら、方法１０００は、一般に、燃料システムおよび燃料ノズルアセンブリが共に、第１の燃料供給をもたらすよう構成される１つ以上の主燃料回路（例えば、一次、二次、三次等）、および第２の燃料供給をもたらすよう構成される１つ以上のパイロット燃料回路（例えば、一次、二次、三次等）を定義することで実現することができることを認識すべきである。このように、方法１０００の様々な実施形態は、図１から図６に図示および説明された実施形態に限定されない燃料システムおよび燃料ノズルで実施することができる。さらに、図１から図６に関して図示および説明された燃料システムおよび燃料ノズルの実施形態は、図１から図６に関して図示および説明された実施形態によって必ずしも限定されない、方法１０００の実施形態を一般的に説明する例示として提供することができる。

本明細書に記載された方法１０００の実施形態は、始動／点火および低出力動作のために一般的に構成されるパイロット燃料回路と、中出力および高出力動作のために一般的に構成される主燃料回路との間での燃料分割を制御することができ、この制御は、排出向上、燃焼安定性、燃料燃焼、およびフレームアウト／ブローアウト保護を一般的に提供する。さらに、方法１０００の実施形態は、一般的に、所望の燃料燃焼、排出、燃焼安定性、フレームアウト保護、コーキング保護、および燃焼器アセンブリの耐久性を含む複数の所望の出力を満たす燃料分割を決定し提供する。

方法１０００は、燃焼器アセンブリ（例えば、燃焼器アセンブリ１００）への燃料の全体的な流れを決定するステップ１０１０を含む。燃料の全体的な流れは、主燃料回路およびパイロット燃料回路を通る総燃料量を規定する。本明細書ですでに説明したように、主燃料回路、パイロット燃料回路、またはその両方は、燃焼室（例えば、燃焼室１１６）に燃料の比例または独立流量または圧力を提供する１つ以上のライン、導管、流路などを含むことができる。燃焼器アセンブリへの燃料の全体的な流れを決定するステップは、燃焼室での全体的な燃料−空気比を決定するステップをさらに含むことができる。様々な実施形態において、燃料の全体的な流れを決定するステップは、所望のファンもしくは低スプール速度（例えば、Ｎ１またはＮｆａｎ）または所望のエンジン圧力比に基づく。

方法１０００はさらに、１０２０において、主燃料回路を通る主燃料流対パイロット回路を通るパイロット燃料流の比の複数の範囲を燃料の全体的な流れから決定するステップを含む。比の各範囲は、互いに異なる燃焼基準に基づく。

様々な実施形態では、燃焼基準は、排出限界、リーンブローアウト限界、リッチブローアウト限界、燃料コーキング限界、燃焼安定限界、所望の燃焼効率、燃料圧力範囲、および耐久性パラメータの２つ以上を含む。様々な実施形態では、所望の燃焼効率は、エンジン動作条件に対する最小限の許容されたまたは所望の燃焼効率を含むことができる。排出限界は、これらに限定するものではないが、１つ以上の窒素酸化物（ＮＯｘ）、煤煙数（ＳＮ）、未燃焼炭化水素限界（ＵＨＣ）、または一酸化炭素限界（ＣＯ）に基づく１つ以上の基準を含むことができる。様々な実施形態において、排出限界は、二酸化炭素限界（ＣＯ２）をさらに含むことができる。さらに様々な実施形態において、排出限界は、１つ以上の規制当局、国内または国際的な条約、または協定（例えば、国際民間航空、連邦航空局、欧州航空安全局、などの条約）によって制御または調節される１つ以上の排出基準をさらに含むことができる。しかしながら、排出限界は、１つ以上の規制当局によって識別され得る１つ以上の追加の基準を含むことができるが、排出限界の量または大きさは、１つ以上の規制当局によって含まれるかまたは列挙されるものに限定されないことを認識すべきである。

一実施形態では、方法１０００は、耐久性パラメータに基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の第１の範囲を決定するステップ１０２１をさらに含む。様々な実施形態において、耐久性パラメータは、燃焼器ライナ、ドームアセンブリ、燃料ノズル、またはタービンノズルのうちの１つ以上に基づく。様々な実施形態において、耐久性パラメータは、表面温度、内部温度、高温側と低温側との間の温度差、および所望の要求寿命（例えば、燃焼器アセンブリ、またはその一部分が１つ以上の動作条件で動作することができる期間）の１つ以上である。高温側とは、一般に、低温側と同じ部品、構成要素、またはアセンブリの反対側の部分、面、または側部に対比して、燃焼室１１６に隣接する部分または燃焼室１１６の近傍を指す。

別の実施形態では、方法１０００は、すべての燃料ノズルを通る燃料を流す最小バルブ圧力に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の第２の範囲を決定するステップ１０２２をさらに含む。例えば、比の第２の範囲を決定するステップは、個々の燃料回路（例えば、燃焼器アセンブリ１００の各燃料ノズルアセンブリ１１７の、各主燃料導管１３４、主燃料回路１３６、パイロット燃料導管１２６、パイロット供給ライン１２７、一次パイロット供給ライン１２８、二次パイロット供給ライン１３０など）の閉鎖を軽減するような、一般的にすべてのエンジン動作状態における最小バルブ開口圧力に基づくことができ、燃焼室１１６に燃料が流れることを可能にすることができる。別の例として、各主燃料回路、パイロット燃料回路、またはその両方は、回路から燃焼室へのデルタ圧力にわたる最小流量を規定することができる。したがって、比の第２の範囲を決定するステップは、各主燃料回路および各パイロット燃料回路を通る最小燃料流を決定するステップをさらに含むことができる。

さらに別の実施形態では、方法１０００は、燃焼音響パラメータに基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の第３の範囲を決定するステップ１０２３をさらに含む。一実施形態では、方法１０００は、可聴音響または唸り（例えば、人間の耳に知覚可能な望ましくないトーンまたは音響）を軽減するために主燃料流対パイロット燃料流の最大比を決定するステップ１０２３をさらに含むことができる。様々な実施形態において、唸りは約４００Ｈｚ以下で定義することができる。様々な実施形態において、可聴音響を軽減するステップは、例えば、燃焼器アセンブリおよび燃料システムまたはその両方の１つ以上の構成要素または部品で疲労を引き起こす可能性のある始動または圧力振動を軽減することによって、燃焼器アセンブリおよび燃料システム（例えば、燃焼器アセンブリ１００および燃料システム１２２）の部品または構成要素の構造劣化をさらに軽減することができる。様々な実施形態において、主燃料流対パイロット燃料流の比の第３の範囲を決定するステップは、より具体的には、低出力動作状態での燃焼音響パラメータに基づくことができる。

燃焼室での瞬時燃焼圧力Ｐ４を検出、監視、または測定するセンサをさらに含むエンジンの様々な実施形態では、主燃料回路を通る主燃料流とパイロット燃料回路を通るパイロット燃料流との最大比を決定する様々なステップが、変動圧力Ｐ４’にさらに基づく。他の実施形態では、本方法は、１０２３において、Ｐ４またはＰ４’を定義するチャート、テーブル、曲線、または伝達関数にさらに基づく。さらに様々な実施形態において、Ｐ４’は、高周波数燃焼ダイナミクスを規定する。例えば、主燃料流対パイロット燃料流の最大比を決定するステップは、さらに、所望のＰ４またはＰ４’限界に基づく。燃焼室への主燃料流対パイロット燃料流の最大比を決定するステップは、圧力振動、音響、および振動をもたらすような燃焼不安定性を軽減する。

さらに別の実施形態では、主燃料流対パイロット燃料の最大比を決定するステップは、パイロット燃料回路を通る燃料の固定流量を決定するステップを含む。例えば、一実施形態では、主燃料対パイロット燃料の最大比を決定するステップは、全エンジン動作状態にわたって概ね適したパイロット燃料流量を含む。

別の実施形態において、方法１０００は、少なくとも圧縮器出口圧力（Ｐ３）、圧縮器出口温度（Ｔ３）、および燃焼燃料−空気比（ＦＡＲ４）に基づく主燃料流対パイロット燃料流の比の第４の範囲を決定するステップ１０２４をさらに含むことができる。他の実施形態では、方法１０２０は、高ロータ回転速度Ｎ２、圧縮器入口温度Ｔ２、および主燃料回路およびパイロット燃料回路への燃料の全流量率（Ｗｆ）のうちの１つ以上に基づいている。さらに別の実施形態では、本方法は、１０２０において、燃焼状態を決定する１つ以上のパラメータに基づく。

さらに別の実施形態では、方法１０００は、燃焼基準の燃料圧力範囲に基づいて主燃料対パイロット燃料の比の第５の範囲を決定するステップ１０２５をさらに含むことができる。燃料圧力範囲は、１つ以上の供給ポンプ、バルブ、計量もしくは絞り開口に基づいて、または燃料システムの１つ以上の断面積、容積、もしくは他の流量もしくは圧力性にさらに基づいて、最小および最大許容燃料圧力を示すことができる。一実施形態では、主燃料対パイロット燃料の比の第５の範囲を決定するステップ１０２５が、主燃料回路を通って提供される最小主燃料流量に基づく。様々な実施形態において、主燃料回路を通って提供される最小主燃料流量を決定するステップは、燃料が主燃料回路を通って流れるのを防止する閾値主燃料圧力を規定する。様々な実施形態において、最小主燃料流を決定するステップは、１つ以上の主燃料回路が燃焼室１１６に燃料を供給していない場合に主燃料回路をパージするための最小空気圧を規定するステップをさらに含む。例えば、１０２５での一実施形態では、主燃料回路を通って提供される最小主燃料流を決定するステップは、主燃料回路を通る最大パージ流体圧力（例えば、空気、不活性ガス）に基づく。主燃料回路をパージするための最小空気圧を規定するステップは、各燃料ノズルアセンブリ１１７の主燃料導管１３４および主燃料回路１３６のうちの１つ以上のような、主燃料回路におけるコーキング防止を規定することができる。さらに様々な実施形態において、比の第５の範囲を決定するステップは、主燃料流が主燃料回路を通って提供される圧縮器出口圧力（Ｐ３）に対する最小主燃料流を決定するステップにさらに基づく。

方法１０００はさらに、Ｐ３と、少なくともＰ３に基づいて主燃料回路を通る主燃料圧力（Ｐｆｍ）との最小差を決定するステップに基づいて主燃料対パイロット燃料流の比の第６の範囲を決定するステップ１０２６を含むことができる。種々の実施形態において、Ｐ３と主燃料回路を通るＰｆｍとの最小差を決定するステップは、燃料システム１２２の主燃料導管１３４と燃料ノズルアセンブリ１１７の主燃料回路１３６の１つ以上で決定される。一実施形態では、Ｐ３とＰｆｍとの最小差を決定するステップは、各燃料ノズルアセンブリ１１７の各主燃料回路１３６に結合された主燃料導管１３４でより具体的に決定される。Ｐ３とＰｆｍとの間の最小差を決定するステップにより、各燃料ノズルアセンブリ１１７の各主燃料回路１３６の間の圧力または流れの変動を軽減するために、各燃料ノズルアセンブリ１１７の間の十分に高い圧力差を保証することができる。

方法１０００は、燃焼のために燃料システムおよび燃焼器アセンブリを通る主燃料流対パイロット燃料流の比の複数の範囲を決定するステップを含むが、各範囲または比は、互いに排他的ではない値の明確な範囲を概ね定義することを認識すべきである。例えば、比の範囲のうちの２つ以上は、異なる基準に基づいて決定されるが、実質的に類似している可能性がある。別の例として、比の範囲のうちの２つ以上は、比率の各範囲が少なくとも部分的に重複しないように、少なくとも部分的に排他的であり得る。さらに別の例として、範囲または比の２つ以上は、比の各範囲が完全に重複しないように相互に排他的であり得る。

方法１０００はさらに、燃焼基準の階層に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の結果的な範囲を決定するステップ１０３０を含む。燃焼基準の階層は、燃焼基準の優先順位をもたらす。例えば、方法１０００は、１０３０で、燃焼基準のそれぞれについて優先順位またはランキングを定義するステップを含むことができる。本方法は、各燃焼基準に対応する比の各範囲に対して優先順位を定義するステップ１０３０をさらに含むことができる。１０２０で決定された比の複数の範囲の比の各範囲が少なくとも部分的に重複している場合、比の結果的な範囲は、主燃料流対パイロット燃料流の比の重複範囲を画定することができる。そうでなければ、燃焼基準の階層を適用して、比のある範囲が比の別の範囲よりも利用されているかどうかを判定する。あるいは、燃焼基準の階層を適用して、ステップ１０２０における比の決定された範囲のうちのどれが、１０３０での比の結果的な範囲を決定する場合に除外され得るかを決定する。

このように、優先度の高い燃焼基準と重ならないより低い順位の比の１つ以上の範囲ではなく、優先度の高い燃焼基準に対応する比の範囲が利用される。言い換えると、より高い優先度の燃焼基準に対応する比の範囲から相互に排他的である、より低い優先度の燃焼基準に対応する比の範囲は、比の結果的な範囲を決定する場合に取り除かれる。このように、方法１０００は、主燃料流対パイロット燃料流の比の結果的な範囲に基づいて、主燃料回路およびパイロット燃料回路に燃料の全体的な流れを流すステップ１０４０をさらに含む。

様々な実施形態において、燃焼基準の階層を決定するステップは、これらに限定するものではないが、あるタイプの推進システムまたは装置（例えば、海洋または工業用ガスタービン、亜音速推進、超音速推進、回転または固定翼装置など）、エンジン動作条件（例えば、推力または負荷出力レベル、部分負荷または全負荷状態、定常状態または過渡状態など）、環境条件（例えば、高度、気温、圧力、湿度、風速など）、またはそれらの変化率、またはそれらの組み合わせに少なくとも基づくことができる。このように、燃焼基準の優先順位は、少なくとも１つ以上の前述の要因、またはそれらの組み合わせに基づいて変化する可能性がある。

１０５０において、方法１０００は、比の結果的な範囲内の主燃料流対パイロット燃料流の比を決定するステップをさらに含むことができる。主燃料流対パイロット燃料流の比は、エンジン動作状態に基づいている。様々な実施形態では、比の結果的な範囲内の主燃料流対パイロット燃料流の比を決定するステップは、エンジン動作状態が定常動作状態であるか過渡動作状態であるかにさらに基づいている。例えば、主燃料流対パイロット燃料流の結果的な比を決定するステップは、圧縮器出口温度（Ｔ３）、圧縮器入口温度（Ｔ２）、高ロータ回転速度（例えば、Ｎ２またはＮｈｉｇｈ）、または定常状態もしくは過渡的なエンジン動作を示す１つ以上の制御信号の１つ以上に基づくことができる。さらに様々な実施形態において、主燃料流対パイロット燃料流の比を決定するステップは、燃焼効率、排出物、またはその両方に少なくとも基づく。

様々な実施形態では、エンジン動作条件は、これらに限定するものではないが、点火、グラウンドアイドリング、離陸、クライム、クルーズ、フライトアイドリング、およびアプローチ、もしくはそれらの間の一般的な過渡状態を一般的に規定する定常状態条件を含むことができる。始動、点火、グラウンドアイドリング、フライトアイドリング、およびアプローチは、一般に、低出力条件を規定することができる。離陸、クライム、およびクルーズは、通常、中出力と高出力の条件を規定することができる。エンジン動作状態は、海洋および産業用ガスタービンエンジン用などの他の状況で定義されてもよく、前述の状態に概ね対応する低、中、および高出力状態を定義することができることを理解されたい。またさらに、１つ以上の定常状態条件を、１つ以上の前述の状態の間で定義することができる。

様々な実施形態において、方法１０００は、パイロット燃料回路へのパイロット燃料流の複数の範囲を決定するステップ１０６０を含むことができる。パイロット燃料流の各範囲は、パイロット燃料回路への複数の最小燃料流値および複数の最大燃料流値を規定することができる。燃料流の各範囲は、燃焼基準に基づく。

またさらに、様々な実施形態において、方法１０００は、１０２０で、エンジン入口温度（Ｔ１）、低／中間圧縮器入口温度（Ｔ２）、高圧縮器入口温度（Ｔ２５）、Ｐ３、Ｔ３、燃料流量、燃焼器での空気流量（Ｗａ３６）、主燃料／空気当量比、パイロット燃料／空気当量比、ＦＡＲ４、Ｐ４、燃焼出口温度（Ｔ４１）、タービン出口温度、排気ガス温度、低またはファンロータ速度（例えば、Ｎ１、Ｎｆａｎ、またはＮｌｏｗ）、高ロータ速度（例えば、Ｎ２またはＮｈｉｇｈ）、燃焼セクションにおける１つ以上のブリード空気流量、ならびに本明細書に記載される１つ以上の圧力または流れ限界、比、または範囲の１つまたは複数に基づいて、主燃料流対パイロット燃料流の比の範囲の１つ以上を決定するステップを含むことができる。Ｔ３およびＰ３は、一般に、圧縮器セクションから出る（例えば、ＨＰ圧縮器２４から燃焼セクション２６に出る）空気の温度および圧力をそれぞれ指すことを理解されたい。ＦＡＲ４は、一般に、燃焼室（例えば、燃焼室１１６）における全体的な燃料−空気比を指す。例えば、ＦＡＲ４は、主燃料回路およびパイロット燃料回路における燃料の、燃焼室における全空気流に対する総燃料流を指すことができる。

一実施形態では、方法１０００は、パイロット燃料回路への燃料の最小流および最大流を決定するステップ１０２０を含むことができる。パイロット燃料回路への燃料の最小流および最大流は、パイロット燃料−空気比の範囲を規定することができる。例えば、パイロット燃料回路への燃料の最小流および最大流を決定するステップは、パイロット燃料導管１２６およびパイロット供給ライン１２７を通る燃料の最小流および最大流を決定するステップを含む。別の例として、パイロット燃料回路への燃料の最小流および最大流を決定するステップは、パイロット燃料が２つ以上のパイロット供給ライン（例えば、一次パイロット供給ライン１２８および二次パイロット供給ライン１３０が、図１から図６に概ね示されている）に分割される前にパイロット燃料導管１２６を通る燃料の最小流および最大流を決定するステップを含む。

他の実施形態では、パイロット燃料回路への燃料の最小流および最大流を決定するステップは、複数のパイロット燃料導管がそれぞれ複数のパイロット供給ラインに独立して結合されるように、複数のパイロット燃料回路を通る合計最大燃料流の全体を決定することを含むことができる。例えば、各パイロット燃料導管は、一次パイロット供給ライン１２８および二次パイロット供給ライン１３０に独立して結合することができる。

１０２０での方法１０００の別の実施形態は、Ｔ３に基づく最小全パイロット燃料流量（Ｗｆｐ）に基づいて比の範囲を決定するステップを含むことができる。最小全Ｗｆｐを決定するステップは、一般に、パイロット燃料回路を通る、例えば、各燃料ノズルアセンブリ１１７のパイロット燃料導管１２６、パイロット供給ライン１２７、またはそこからの各供給ライン（例えば、一次パイロット供給ライン１２８、および二次パイロット供給ライン１３０）の１つまたは複数を通る、燃料の最小許容流量を決定することができる。最小全Ｗｆｐを決定するステップにより、パイロット燃料回路内の燃料コーキング（すなわち、炭素堆積物形成）を防止することができる。例えば、決定された最小値を下回るパイロット燃料流量Ｗｆｐは、パイロット燃料回路内の燃料コーキングをもたらす可能性がある。

さらに別の実施形態では、方法１０００は、リーンブロー限界に基づいて比の範囲を決定するステップ１０２０をさらに含むことができる。例えば、主燃料流対パイロット燃料流の最小比を決定するステップにより、すべてのエンジン動作状態で燃焼器アセンブリが点灯したままである（すなわち、燃料および空気の燃焼が行われている）ことを確実にすることができる。様々な実施形態において、リーンブロー限界は、Ｐ３、Ｔ３、およびＦＡＲ４の１つ以上に基づく。一実施形態では、リーンブロー限界は、Ｐ３、Ｔ３、およびＦＡＲ４に対して、少なくとも最小全パイロット燃料流を含む参照テーブル、チャート、または曲線の１つ以上に基づく。

図７Ａおよび図７Ｂは、例示および説明のために特定の順序で実行されるステップを示しているが、当業者であれば、本明細書で提供される開示を使用して、本明細書に開示された方法のいずれかの様々なステップが、本開示の範囲から逸脱することなく様々な方法で変更、適合、拡張、再構成および／または省略することができることを理解するであろう。

方法１０００のステップおよび様々な実施形態が実行される燃焼システムは、燃焼システムのパイロット燃料回路への全燃料量（Ｗｆ）の約５％から約３０％、および主燃料回路への全燃料量の約９５％から約７０％を定義することができる。したがって、一次パイロット燃料供給ラインおよび二次パイロット燃料供給ラインを画定する燃焼システムおよび方法１０００の一実施形態では、全燃料量Ｗｆの約５％から約３０％の部分が、一次パイロット燃料供給ラインと二次パイロット燃料供給ラインとの間で細分される。またさらに、燃焼システムおよび方法１０００は、パイロット燃料の一部がさらに細分される三次以上のパイロット燃料供給ラインを含むことができる。

さらに別の実施形態では、方法１０００のステップおよび様々な実施形態が実行される燃焼システムは、燃焼器システム（Ｗａ３６）への全空気流を画定することができる。様々な実施形態では、Ｗａ３６の約３０％から約７０％が主燃料噴射器１８０を通って流れ、燃焼のために主燃料流からの燃料と混合される。一実施形態では、燃焼システム１００および方法１０００は、リーンバーン燃焼システムを規定する。別の実施形態では、燃焼システム１００および方法１０００は、リッチバーン燃焼システムを規定する。燃焼システム１００および方法１０００の様々な実施形態において、燃焼室への全空気流の一部は、エンジン冷却のために吸い上げられるか、または抜き取られ得、または燃焼システム１００内に導かれて、その中で生成された燃焼生成物の急冷または冷却を可能にすることができることを認識すべきである。このように、１つ以上の流れ小数または分数は、燃焼室における全空気流に対して適用され得る方法１０００の前述のステップまたは実施形態の１つ以上に適用され得る。

さらに、方法１０００の実施形態は、１つ以上のプロセッサおよび１つ以上のメモリデバイスを含むシステムによって制御または実行することができることを理解されたい。１つ以上のメモリデバイスは、１つ以上のプロセッサにより実行された場合に、１つ以上のプロセッサに動作を実行させる命令を格納することができる。命令または動作は、一般に、本明細書で説明する方法１０００のステップおよび方法１０００の実施形態の１つ以上を含む。命令は、プロセッサ上の論理的および／または仮想的に別個のスレッドで実行することができる。メモリデバイスは、これらに限定するものではないが、エンジン入口温度（Ｔ１）、低／中間圧縮器入口温度（Ｔ２）、高圧縮器入口温度（Ｔ２５）、Ｐ３、Ｔ３、燃料流量、燃焼器での空気流量（Ｗａ３６）、主燃料／空気当量比、パイロット燃料／空気当量比、ＦＡＲ４、Ｐ４、燃焼出口温度（Ｔ４１）、タービン出口温度、排気ガス温度、低またはファンロータ速度（例えば、Ｎ１、Ｎｆａｎ、またはＮｌｏｗ）、高ロータ速度（例えば、Ｎ２またはＮｈｉｇｈ）、燃焼セクションにおける１つ以上のブリード空気流量、ならびに本明細書に記載される１つ以上の圧力または流れ限界、比、または範囲を含む、プロセッサがアクセスすることができるデータをさらに格納することができる。

またさらに、方法１０００または方法１０００を実行するためのシステムに関して説明した１つ以上のパラメータは、パラメータの測定、計算、外挿、補間などを含むことができることを理解されたい。パラメータ（例えば、Ｐ１、Ｔ１、Ｐ２、Ｔ２、Ｐ２５、Ｔ２５、Ｐ３、Ｔ３、Ｗａ３、Ｗａ３６、Ｗｆ、ＦＡＲ４、Ｔ４、Ｔ４１、Ｔ４５、ＥＧＴ、Ｎ１、Ｎ２、主燃料／空気当量比、パイロット燃料／空気当量比など）の１つ以上は、１つ以上のパラメータの近似値または実際の値をもたらすために、別のパラメータのうちの少なくとも１つ以上から計算することができる。さらに、本明細書で説明される１つ以上のパラメータは、１つ以上の他のパラメータに基づく補正値（例えば、Ｎ１またはＮ２の機械的速度対流路温度、例えば、Ｔ１、Ｔ２、Ｔ２５などに基づく補正されたＮ１またはＮ２）を含むことができる。

システムは、圧縮器セクション、燃料システム１２２、燃焼器アセンブリ１００、および燃料ノズルアセンブリ１１７を含む、エンジン１０に１つ以上の信号を通信、送信、伝達、受信、または処理するために使用されるネットワークインターフェイスをさらに含み、燃焼セクション２６への燃料および空気の流れを誘導または調整することができる。ネットワークインターフェイスは、送信器、受信器、ポート、コントローラ、アンテナ、または他の適切な通信構成要素もしくは装置のうちの１つ以上を含むことができる。様々な実施形態において、システムは、これらに限定するものではないが、電子エンジンコントローラ（ＥＥＣ）、アナログコントローラ、またはフルオーソリティデジタルエンジンコントローラ（ＦＡＤＥＣ）、またはそのサブシステム、例えば、燃料コントローラを定義することができる。

本明細書は、最良の形態を含んだ本発明の開示のために、また、任意のデバイスまたはシステムの製作および使用、ならびに任意の組み込まれた方法の実行を含んだ本発明の実施がいかなる当業者にも可能になるように、実施例を用いている。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到す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、それらが特許請求の範囲の文言と異ならない構造要素を含む場合、または特許請求の範囲の文言と実質的な差異を有さない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲内であることを意図している。
［実施態様１］
少なくとも１つの主燃料回路（１３６）および少なくとも１つのパイロット燃料回路を規定する燃料ノズル（１１８）を備える燃焼システム（１００）を動作させる方法（１０００）であって、前記方法（１０００）が、
燃料の全体的な流れを決定するステップ（１０１０）であって、燃料の前記全体的な流れが前記主燃料回路（１３６）および前記パイロット燃料回路を通る総燃料量を規定する、ステップ（１０１０）と、
前記主燃料回路（１３６）を通る主燃料流対前記パイロット回路を通るパイロット燃料流の比の複数の範囲を、燃料の前記全体的な流れから決定するステップ（１０２０）であって、各比の範囲が、互いに異なる燃焼基準に基づいている、ステップ（１０２０）と、
燃焼基準の階層に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の結果的な範囲を決定するステップ（１０３０）であって、燃焼基準の前記階層が前記燃焼基準の優先順位を提供する、ステップ（１０３０）と、
主燃料流対パイロット燃料流の比の前記結果的な範囲に基づいて、前記主燃料回路（１３６）および前記パイロット燃料回路に燃料の前記全体的な流れを流すステップ（１０４０）と、
を備える、方法（１０００）。
［実施態様２］
比の前記結果的な範囲内の主燃料流対パイロット燃料流の比を決定するステップ（１０５０）であって、主燃料流対パイロット燃料流の前記比が、エンジン動作状態に基づく、ステップ（１０５０）、
をさらに備える、実施態様１に記載の方法（１０００）。
［実施態様３］
前記エンジン動作状態に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の前記比を決定するステップ（１０５０）が、前記エンジン動作状態が定常動作状態であるか過渡動作状態であるかにさらに基づく、実施態様２に記載の方法（１０００）。
［実施態様４］
主燃料流対パイロット燃料流の前記比を決定するステップ（１０５０）が、
定常状態のエンジン動作状態に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の第１の比を決定するステップ（１０２１）と、
過渡的エンジン動作状態に基づいて、主燃料流対パイロット燃料流の第２の比を決定するステップ（１０２２）と、
をさらに含む、実施態様２に記載の方法（１０００）。
［実施態様５］
前記パイロット燃料回路へのパイロット燃料流の複数の範囲を決定するステップ（１０２０）であって、パイロット燃料流の各範囲が、前記パイロット燃料回路への複数の最小燃料流値および複数の最大燃料流値を規定し、燃料流の各範囲が燃焼基準に基づく、ステップ（１０２０）、
をさらに備える、実施態様１に記載の方法（１０００）。
［実施態様６］
前記燃焼基準が、排出限界、リーンブローアウト限界、リッチブローアウト限界、燃焼安定限界、所望の燃焼効率、および燃料圧力範囲の２つ以上を含む、実施態様１に記載の方法（１０００）。
［実施態様７］
主燃料流が前記主燃料回路（１３６）を通って供給される圧縮器出口圧力（Ｐ３）に対する最小主燃料流を決定するステップ、
をさらに備える、実施態様１に記載の方法（１０００）。
［実施態様８］
前記主燃料流が前記主燃料回路（１３６）を通って供給される前記最小Ｐ３を決定するステップが、前記主燃料回路（１３６）を通る最大パージ流体圧力に基づく、実施態様７に記載の方法（１０００）。
［実施態様９］
圧縮器出口圧力（Ｐ３）と、圧縮器出口温度（Ｔ３）およびＰ３に少なくとも基づいて前記主燃料回路（１３６）を通る主燃料圧力（Ｐｆｍ）との最小差を決定するステップ（１０２６）、
をさらに備える、実施態様１に記載の方法（１０００）。
［実施態様１０］
主燃料流対パイロット燃料流の比の複数の範囲を決定するステップが、
主燃料流対パイロット燃料流の比の第１の範囲を、燃焼器ライナ、ドームアセンブリ、燃料ノズル（１１８）、またはタービンノズルの１つ以上の耐久性パラメータに基づいて決定するステップ（１０２１）、
をさらに備える、実施態様１に記載の方法（１０００）。
［実施態様１１］
主燃料流対パイロット燃料流の比の複数の範囲を決定するステップが、
すべての燃料ノズル（１１８）を通る燃料を流す最小バルブ圧力に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の第２の範囲を決定するステップ（１０２２）、
をさらに備える、実施態様１に記載の方法（１０００）。
［実施態様１２］
主燃料流対パイロット燃料流の比の複数の範囲を決定するステップが、
燃焼音響パラメータに基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の第３の範囲を決定するステップ（１０２３）、
をさらに備える、実施態様１に記載の方法（１０００）。
［実施態様１３］
主燃料流対パイロット燃料流の比の複数の範囲を決定するステップが、
少なくとも圧縮器出口圧力（Ｐ３）、圧縮器出口温度（Ｔ３）、および燃焼燃料−空気比（ＦＡＲ４）に基づく主燃料流対パイロット燃料流の比の第４の範囲を決定するステップ（１０２４）、
をさらに備える、実施態様１に記載の方法（１０００）。
［実施態様１４］
エンジン動作状態の変化に基づいて、前記主燃料回路（１３６）および前記パイロット燃料回路への燃料の前記流れを調整するステップ、
をさらに備える、実施態様１の記載の方法（１０００）。
［実施態様１５］
燃焼システム（１００）を備えるガスタービンエンジン（１０）であって、前記ガスタービンエンジン（１０）が、燃料コントローラと主燃料回路（１３６）およびパイロット燃料回路を規定する燃料ノズル（１１８）とを備え、前記燃料コントローラが１つ以上のプロセッサと１つ以上のメモリデバイスとを備え、前記１つ以上のメモリデバイスが前記１つ以上のプロセッサによって実行されると前記１つ以上のプロセッサに動作を実行させる命令を格納し、前記動作が、
前記燃料コントローラを介して、燃料の全体的な流れを決定することであって、燃料の前記全体的な流れが、前記主燃料回路（１３６）および前記パイロット燃料回路を通る総燃料量を規定する、ことと、
前記燃料コントローラを介して、前記主燃料回路（１３６）を通る主燃料流対前記パイロット回路を通るパイロット燃料流の比の複数の範囲を燃料の前記全体的な流れから決定することであて、比の各範囲が互いに異なる燃焼基準に基づく、ことと、
前記燃料コントローラを介して、燃焼基準の階層に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の結果的な範囲を決定することであって、燃焼基準の前記階層が前記燃焼基準の優先順位をもたらす、ことと、
前記燃料ノズル（１１８）を通って、主燃料流対パイロット燃料流の比の前記結果的な範囲に基づいて前記主燃料回路（１３６）および前記パイロット燃料回路への燃料の前記全体的な流れを流すことと、
を備える、ガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様１６］
前記動作が、
前記燃料コントローラを介して、比の前記結果的な範囲内の主燃料流対パイロット燃料流の比を決定することであって、主燃料流対パイロット燃料流の前記比がエンジン動作状態に基づく、こと、
をさらに備える、実施態様１５に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様１７］
主燃料流対パイロット燃料流の前記比を決定する前記動作が、
前記燃料コントローラを介して、定常状態のエンジン動作状態に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の第１の比を決定することと、
前記燃料コントローラを介して、過渡的エンジン動作状態に基づいて、主燃料流対パイロット燃料流の第２の比を決定することと、
をさらに備える、実施態様１５に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様１８］
前記動作が、
前記燃料コントローラを介して、前記パイロット燃料回路へのパイロット燃料流の複数の範囲を決定することであって、パイロット燃料流の各範囲が、前記パイロット燃料回路への複数の最小燃料流値および複数の最大燃料流値を規定し、燃料流の各範囲が燃焼基準に基づく、こと、
をさらに備える、実施態様１５に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様１９］
前記動作が、
前記燃料コントローラを介して、主燃料流が前記主燃料回路（１３６）を通って供給される圧縮器出口圧力（Ｐ３）に対する最小主燃料流を決定すること、
をさらに備える、実施態様１５に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様２０］
前記動作が、
前記燃料コントローラを介して、圧縮器出口圧力（Ｐ３）と圧縮器出口温度（Ｔ３）およびＰ３に少なくとも基づいて前記主燃料回路（１３６）を通る主燃料圧力（Ｐｆｍ）との最小差を決定すること、
をさらに備える、実施態様１５に記載のガスタービンエンジン（１０）。

１０ 高バイパスターボファンジェットエンジン
１２ 長手方向中心線、エンジン軸中心線、長手方向軸
１４ ファンセクション
１６ コアタービンエンジン
１８ 外側ケーシング
２０ 環状入口
２２ 低圧（ＬＰ）圧縮器／ブースタ
２４ 高圧（ＨＰ）圧縮器／ブースタ
２６ 燃焼セクション
２８ ＨＰタービン
３０ ＬＰタービン
３２ ジェット排気ノズルセクション
３４ ＨＰシャフト／スプール
３６ ＬＰシャフト／スプール
３８ ファン
４０ ファンブレード
４２ ディスク
４８ 回転可能な前部ナセル
５０ ファンケーシング／外側ナセル
５２ 出口ガイドベーン
５４ 下流セクション
５６ バイパス空気流路
５８ 空気
６０ 入口
６２ 第１の部分
６４ 第２の部分
６６ 燃焼ガス
６８ ＨＰタービンステータベーン
７０ ＨＰタービンロータブレード
７２ ＬＰタービンステータベーン
７４ ＬＰタービンロータブレード
７６ ファンノズル排気セクション
７８ 高温ガス経路
１００ 燃焼器システム、燃焼器アセンブリ、燃焼システム
１０１ 燃焼器
１０１ａ 前端部
１０１ｂ 後端部
１０２ 内側ライナ
１０４ 外側ライナ
１０６ 上流端部
１０８ 下流端部
１１０ 上流端部
１１２ 下流端部
１１４ 燃焼器ドーム
１１６ 燃焼室
１１７ 燃料ノズルアセンブリ
１１８ 燃料ノズル
１１９ 燃料ノズル出口端部
１２０ 燃料ノズル出口
１２１ 燃料ノズル外壁
１２２ 燃料システム
１２３ 開口部
１２４ パイロット制御バルブ
１２６ パイロット燃料導管
１２７ パイロット供給ライン
１２８ 一次パイロット供給ライン
１３０ 二次パイロット供給ライン
１３２ 主バルブ
１３４ 主燃料導管
１３６ 主燃料回路
１３８ パイロット燃料噴射器
１４０ 内壁
１４２ 一次燃料オリフィス
１４４ 外壁
１４６ 二次燃料オリフィス
１４８ パイロットスプリッタ
１５０ 上流部分
１５２ 収束下流部分
１５２ａ 第１の部分
１５２ｂ 第２の部分
１５４ スプリッタ開口部
１５６ 環状外側境界壁
１５６ａ 第１の部分
１５６ｂ 第２の部分
１５６ｃ 第３の部分
１５８ スロート
１６０ 下流端部
１６２ 内側空気回路
１６４ 外側空気回路
１６６ 内側スワールベーン
１６８ 外側スワールベーン
１７０ パイロット空気入口
１７１ パイロットスワラ
１７２ パイロット空気流路
１７６ 熱シールド
１７８ 半径方向最外端部
１８０ 主燃料噴射器
１８４ 傾斜注入ポート
１８６ 入口端部
１８８ 出口端部
１９０ 主ミキサ／スワラ
１９２ 主ミキサ入口開口部
１９４ 上流端部
１９６ 環状主ミキサ壁
１９８ 下流端部
２００ 主空気流路
２０２ 主ミキサ出口
２０４ 開口部
１０００ 方法

Claims (15)

1. 少なくとも１つの主燃料回路（１３６）および少なくとも１つのパイロット燃料回路を規定する燃料ノズル（１１８）を備える燃焼システム（１００）を動作させる方法（１０００）であって、前記方法（１０００）が、
   燃料の全体的な流れを決定するステップ（１０１０）であって、燃料の前記全体的な流れが前記主燃料回路（１３６）および前記パイロット燃料回路を通る総燃料量を規定する、ステップ（１０１０）と、
   前記主燃料回路（１３６）を通る主燃料流対前記パイロット回路を通るパイロット燃料流の比の複数の範囲を、燃料の前記全体的な流れから決定するステップ（１０２０）であって、各比の範囲が、互いに異なる燃焼基準に基づいている、ステップ（１０２０）と、
   燃焼基準の階層に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の結果的な範囲を決定するステップ（１０３０）であって、燃焼基準の前記階層が前記燃焼基準の優先順位を提供する、ステップ（１０３０）と、
   主燃料流対パイロット燃料流の比の前記結果的な範囲に基づいて、前記主燃料回路（１３６）および前記パイロット燃料回路に燃料の前記全体的な流れを流すステップ（１０４０）と、
   を備える、方法（１０００）。
2. 比の前記結果的な範囲内の主燃料流対パイロット燃料流の比を決定するステップ（１０５０）であって、主燃料流対パイロット燃料流の前記比が、エンジン動作状態に基づく、ステップ（１０５０）、
   をさらに備える、請求項１に記載の方法（１０００）。
3. 前記エンジン動作状態に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の前記比を決定するステップ（１０５０）が、前記エンジン動作状態が定常動作状態であるか過渡動作状態であるかにさらに基づく、請求項２に記載の方法（１０００）。
4. 主燃料流対パイロット燃料流の前記比を決定するステップ（１０５０）が、
   定常状態のエンジン動作状態に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の第１の比を決定するステップ（１０２１）と、
   過渡的エンジン動作状態に基づいて、主燃料流対パイロット燃料流の第２の比を決定するステップ（１０２２）と、
   をさらに含む、請求項２または３に記載の方法（１０００）。
5. 前記パイロット燃料回路へのパイロット燃料流の複数の範囲を決定するステップ（１０２０）であって、パイロット燃料流の各範囲が、前記パイロット燃料回路への複数の最小燃料流値および複数の最大燃料流値を規定し、燃料流の各範囲が燃焼基準に基づく、ステップ（１０２０）、
   をさらに備える、請求項１乃至４のいずれか１項に記載の方法（１０００）。
6. 主燃料流が前記主燃料回路（１３６）を通って供給される圧縮器出口圧力（Ｐ３）に対する最小主燃料流を決定するステップ、
   をさらに備える、請求項１乃至５のいずれか１項に記載の方法（１０００）。
7. 圧縮器出口圧力（Ｐ３）と、圧縮器出口温度（Ｔ３）およびＰ３に少なくとも基づいて前記主燃料回路（１３６）を通る主燃料圧力（Ｐｆｍ）との最小差を決定するステップ（１０２６）、
   をさらに備える、請求項１乃至６のいずれか１項に記載の方法（１０００）。
8. 主燃料流対パイロット燃料流の比の複数の範囲を決定するステップであって、
   燃焼器ライナ、ドームアセンブリ、燃料ノズル、またはタービンノズルの１つ以上の耐久性パラメータに基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の第１の範囲を決定するステップ（１０２１）か、
   すべての燃料ノズルを通る燃料を通すための最小バルブ圧力に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の第２の範囲を決定するステップ（１０２２）か、
   燃焼音響パラメータに基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の第３の範囲を決定するステップ（１０２３）か、
   少なくとも燃焼器出口圧力（Ｐ３）、燃焼器出口温度（Ｔ３）、および燃焼燃料−空気比（ＦＡＲ４）に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の第４の範囲を決定するステップ（１０２４）か、
   をさらに備える、請求項１から７のいずれか１項に記載の方法（１０００）。
9. 燃焼システム（１００）を備えるガスタービンエンジン（１０）であって、前記ガスタービンエンジン（１０）が、燃料コントローラと主燃料回路（１３６）およびパイロット燃料回路を規定する燃料ノズル（１１８）とを備え、前記燃料コントローラが１つ以上のプロセッサと１つ以上のメモリデバイスとを備え、前記１つ以上のメモリデバイスが前記１つ以上のプロセッサによって実行されると前記１つ以上のプロセッサに動作を実行させる命令を格納し、前記動作が、
   前記燃料コントローラを介して、燃料の全体的な流れを決定することであって、燃料の前記全体的な流れが、前記主燃料回路（１３６）および前記パイロット燃料回路を通る総燃料量を規定する、ことと、
   前記燃料コントローラを介して、前記主燃料回路（１３６）を通る主燃料流対前記パイロット回路を通るパイロット燃料流の比の複数の範囲を燃料の前記全体的な流れから決定することであて、比の各範囲が互いに異なる燃焼基準に基づく、ことと、
   前記燃料コントローラを介して、燃焼基準の階層に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の結果的な範囲を決定することであって、燃焼基準の前記階層が前記燃焼基準の優先順位をもたらす、ことと、
   前記燃料ノズル（１１８）を通って、主燃料流対パイロット燃料流の比の前記結果的な範囲に基づいて前記主燃料回路（１３６）および前記パイロット燃料回路への燃料の前記全体的な流れを流すことと、
   を備える、ガスタービンエンジン（１０）。
10. 前記動作が、
    前記燃料コントローラを介して、比の前記結果的な範囲内の主燃料流対パイロット燃料流の比を決定することであって、主燃料流対パイロット燃料流の前記比がエンジン動作状態に基づく、こと、
    をさらに備える、請求項９に記載のガスタービンエンジン（１０）。
11. 主燃料流対パイロット燃料流の前記比を決定する前記動作が、
    前記燃料コントローラを介して、定常状態のエンジン動作状態に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の第１の比を決定することと、
    前記燃料コントローラを介して、過渡的エンジン動作状態に基づいて、主燃料流対パイロット燃料流の第２の比を決定することと、
    をさらに備える、請求項１乃至１０のいずれか１項に記載のガスタービンエンジン（１０）。
12. 前記動作が、
    前記燃料コントローラを介して、前記パイロット燃料回路へのパイロット燃料流の複数の範囲を決定することであって、パイロット燃料流の各範囲が、前記パイロット燃料回路への複数の最小燃料流値および複数の最大燃料流値を規定し、燃料流の各範囲が燃焼基準に基づく、こと、
    をさらに備える、請求項１乃至１１のいずれか１項に記載のガスタービンエンジン（１０）。
13. 前記動作が、
    前記燃料コントローラを介して、主燃料流が前記主燃料回路（１３６）を通って供給される圧縮器出口圧力（Ｐ３）に対する最小主燃料流を決定すること、
    をさらに備える、請求項１乃至１２のいずれか１項に記載のガスタービンエンジン（１０）。
14. 前記動作が、
    前記燃料コントローラを介して、圧縮器出口圧力（Ｐ３）と圧縮器出口温度（Ｔ３）およびＰ３に少なくとも基づいて前記主燃料回路（１３６）を通る主燃料圧力（Ｐｆｍ）との最小差を決定すること、
    をさらに備える、請求項１乃至１３のいずれか１項に記載のガスタービンエンジン（１０）。
15. 主燃料流対パイロット燃料流の比の複数の範囲を決定する前記動作が、
    燃焼器ライナ、ドームアセンブリ、燃料ノズル、またはタービンノズルの１つ以上の耐久性パラメータに基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の第１の範囲を決定することか、
    すべての燃料ノズルを通る燃料を通すための最小バルブ圧力に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の第２の範囲を決定することか、
    燃焼音響パラメータに基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の第３の範囲を決定することか、
    少なくとも燃焼器出口圧力（Ｐ３）、燃焼器出口温度（Ｔ３）、および燃焼燃料−空気比（ＦＡＲ４）に基づいて主燃料流対パイロット燃料流の比の第４の範囲を決定することか、
    をさらに備える、請求項１乃至１４のいずれか１項に記載のガスタービンエンジン（１０）。