JP2024043147A - 航空エンジン用燃焼器 - Google Patents

Abstract

【課題】燃焼用空気の流速が遅い場合において液体燃料の微粒化性能を向上させることができる。【解決手段】航空エンジン用燃焼器は、軸線に沿って延在する内部空間を画定する筒状の筒状部材と、少なくとも一部が内部空間内に位置するように配置される燃料ノズルであって、筒状部材の内周面に向かって液体燃料を噴出する噴出孔を有する燃料ノズルと、を備え、筒状部材は、内周面の出口端から径方向外側に向かって延在する先端面の周方向の全体が、液体燃料に対して９０度より小さい第１接触角を有するように構成されている。【選択図】図２

Description

本開示は、航空エンジン用燃焼器に関する。

航空エンジン用燃焼器（航空機に搭載される航空エンジンの燃焼器）は、燃焼用空気によって液体燃料を微粒化させるように構成されていることがある。例えば、特許文献１には、燃焼用空気及び液体燃料が流通する流路の先端に配置されるリップ部が、交互に配置されている湿潤性の表面と非湿潤性の表面とを含むことが開示されている。

特開２００９－２７４０６５号公報

特許文献１に記載の技術では、燃焼用空気の流速が速い場合には、リップ部に形成されている液膜に対して流体力学的な不安定性を十分に付与し、粒径の小さい液滴を形成することができる。しかしながら、燃焼用空気の流速が遅い場合には、リップ部には液膜よりも分厚い液溜まりが形成されやすいため、この液溜まりに流体力学的な不安定性が十分に付与されると粒径の大きい液滴が形成され、液体燃料の微粒化性能を低減させる虞がある。

本開示は、上述の課題に鑑みてなされたものであって、燃焼用空気の流速が遅い場合において液体燃料の微粒化性能を向上させることができる航空エンジン用燃焼器を提供することを目的とする。

上記目的を達成するため、本開示に係る航空エンジン用燃焼器は、軸線に沿って延在する内部空間を画定する筒状の筒状部材と、少なくとも一部が前記内部空間内に位置するように配置される燃料ノズルであって、前記筒状部材の内周面に向かって液体燃料を噴出する噴出孔を有する燃料ノズルと、を備え、前記筒状部材は、前記内周面の出口端から径方向外側に向かって延在する先端面の周方向の全体が、前記液体燃料に対して９０度より小さい第１接触角を有するように構成されている。

本開示の航空エンジン用燃焼器によれば、燃焼用空気の流速が遅い場合において液体燃料の微粒化性能を向上させることができる。

一実施形態に係る航空エンジン用燃焼器の構成を概略的に示す図である。 一実施形態に係る筒状部材の先端面を軸線方向の一方側から視た図である。 図２の先端面の一部を拡大した図である。 図１の出口端部の一部を拡大した図である。 一実施形態に係る航空エンジン用燃焼器の作用・効果を説明するための図である。 幾つかの実施形態に航空エンジン用燃焼器１の構成を概略的に示す図である。 図６の第２先端面の一部を拡大した図である。 図６第２出口端部の一部を拡大した図である。

以下、本開示の実施の形態による航空エンジン用燃焼器について、図面に基づいて説明する。かかる実施の形態は、本開示の一態様を示すものであり、この開示を限定するものではなく、本開示の技術的思想の範囲内で任意に変更可能である。

（構成）
本開示に係る航空エンジン用燃焼器１は、航空機に搭載される航空エンジンに設けられており、航空エンジンが備える圧縮器１１０から供給される圧縮空気Ｇ（燃焼用空気）と液体燃料Ｆとを混合して燃焼させる。図１は、一実施形態に係る航空エンジン用燃焼器１の構成を概略的に示す図である。図１に例示するように、航空エンジン用燃焼器１は、筒状部材２と、燃料ノズル４と、を含む。

筒状部材２は、筒形状を有しており、軸線Ｏに沿って延在する内部空間３を画定する。一実施形態では、図１に例示するように、筒状部材２は、両端が開口しており、一端には圧縮器１１０から供給された圧縮空気Ｇを流入させるための内部空間３の入口６が形成されている。筒状部材２の他端には、液体燃料Ｆと共に圧縮空気Ｇを燃焼空間１００に流出するための内部空間３の出口８が形成されている。

以下、軸線Ｏが延在する方向を軸線方向Ｄ１とし、内部空間３の入口６から出口８に向かう方向を軸線方向Ｄ１の一方とし、軸線方向Ｄ１の一方とは反対の方向を軸線方向Ｄ１の他方とする。

図１に例示する形態では、筒状部材２は、軸線方向Ｄ１の一方側に向かうにつれて内周面１０が軸線Ｏに近接する縮径部１２を含んでいる。この縮径部１２は、筒状部材２の軸線方向Ｄ１の一方側の一端部に形成されており、内部空間３の出口８を形成している。筒状部材２は、縮径部１２の内周面１０の出口端１２ａから軸線Ｏを中心とする径方向外側に向かって延在する先端面２０（リップ）を含む。言い換えると、先端面２０は、軸線Ｏから離れるように出口端１２ａから延在している。先端面２０の具体的な構成については後述する。

燃料ノズル４は、軸線方向Ｄ１に沿って延びている。燃料ノズル４は、軸線方向Ｄ１の一方側の先端部１６が内部空間３内に位置するように配置されている。燃料ノズル４は、先端部１６に形成され、液体燃料Ｆを噴出する噴出孔１４を有している。噴出孔１４は、筒状部材２の縮径部１２の内周面１０に向かって液体燃料Ｆを噴出するように構成されている。

一実施形態では、図１に例示するように、噴出孔１４は、筒状部材２の縮径部１２よりも軸線方向Ｄ１の他方側に位置している。噴出孔１４は、縮径部１２の内周面１０に向いている。言い換えると、噴出孔１４を直交する仮想の直線Ｌは、縮径部１２の内周面１０を通過する。尚、燃料ノズル４の先端部１６には複数の噴出孔１４が形成されていてもよい。

一実施形態では、図１に例示するように、航空エンジン用燃焼器１は、燃料ノズル４の先端部１６の周りに設けられるスワラ１８をさらに含んでいる。スワラ１８は、噴出孔１４よりも軸線方向Ｄ１の他方側に位置している。スワラ１８は、内部空間３を流通する圧縮空気Ｇに対して旋回流を与えて、燃焼空間１００に渦を形成し、高温の燃焼ガスを再循環させることで、火炎を安定化させる。

図２は、一実施形態に係る筒状部材２の先端面２０を軸線方向Ｄ１の一方側から視た図である。図３は、図２の先端面２０の一部を拡大した図である。

一実施形態では、図２に例示するように、筒状部材２の先端面２０はリング形状を有しており、内部空間３の出口８は円形状を有している。そして、先端面２０の軸線Ｏを中心とする周方向Ｄ２の全体が、第１の親油性領域Ｒ１を含んでいる。第１の親油性領域Ｒ１は、液体燃料Ｆに対して９０度より小さい第１接触角θ１を有するように構成されている。

第１の親油性領域Ｒ１は、先端面２０と内周面１０との境界（内周面１０の出口端１２ａ）を含んでいる。軸線Ｏから内周面１０の出口端１２ａまでの距離をｄ１とし、軸線Ｏから第１の親油性領域Ｒ１の径方向の最も外側の一端１２ｂまでの距離をｄ２とすると、ｄ２＜１．２×ｄ１を満たす。

一実施形態では、図３に例示するように、先端面２０には、先端面２０の表面自由エネルギーを改変する第１親油膜２２がコーティングされている。第１親油膜２２の形成は、例えば、ガラスコーティングや光触媒酸化チタンコーティングによって実現される。先端面２０は、第１親油膜２２がコーティングされることで第１の親油性領域Ｒ１を含むようになる。

図３に例示するように、第１親油膜２２に液体燃料Ｆが付着している状態において、第１親油膜２２と液体燃料Ｆの表面２４とが接触する第１のポイントＰ１を通過する液体燃料Ｆの表面２４の第１接線をＬ１とする。第１接触角θ１は、第１接線Ｌ１と第１親油膜２２とによって形成される角度のうち液体燃料Ｆが存在する側の角度である。そして、この第１接触角θ１は９０度より小さい。幾つかの実施形態では、第１接触角θ１は４５度以下である。幾つかの実施形態では、第１接触角θ１は１０度以下である。

一実施形態では、図１に例示するように、出口端１２ａを含む内周面１０の出口端部１１（プレフィルマ）が、第２の親油性領域Ｒ２を含んでいる。より具体的には、内周面１０の出口端部１１の周方向Ｄ２の全体が、第２の親油性領域Ｒ２を含んでいる。第２の親油性領域Ｒ２は、液体燃料Ｆに対して９０度より小さい第２接触角θ２を有するように構成されている。

第２の親油性領域Ｒ２は、内周面１０のうち仮想の直線Ｌが通過する通過点２８を含む。この第２の親油性領域Ｒ２は、通過点２８から内周面１０の出口端１２ａまで連続的に延びている。

図４は、図１の出口端部１１の一部を拡大した図である。一実施形態では、図４に例示するように、内周面１０の出口端部１１には、出口端部１１の表面自由エネルギーを改変する第２親油膜２６がコーティングされている。第２親油膜２６の形成は、例えば、ガラスコーティングや光触媒酸化チタンコーティングによって実現される。出口端部１１は、第２親油膜２６がコーティングされることで第２の親油性領域Ｒ２を含むようになる。

図４に例示するように、第２親油膜２６に液体燃料Ｆが付着している状態において、第２親油膜２６と液体燃料Ｆの表面２４とが接触する第２のポイントＰ２を通過する液体燃料Ｆの表面２４の第２接線をＬ２とする。第２接触角θ２は、第２接線Ｌ２と第２親油膜２６とによって形成される角度のうち液体燃料Ｆが存在する側の角度である。そして、この第２接触角θ２は９０度より小さい。一実施形態では、第２接触角θ２は第１接触角θ１と等しい。

（作用・効果）
一実施形態に係る航空エンジン用燃焼器１の作用・効果について説明する。図５は、一実施形態に係る航空エンジン用燃焼器１の作用・効果を説明するための図である。航空エンジン用燃焼器１の運転時には、燃料ノズル４の噴出孔１４から噴出された液体燃料Ｆの一部が、縮径部１２の内周面１０に衝突して付着する。そして、この液体燃料Ｆの一部Ｆは、圧縮空気Ｇによって内周面１０上を軸線方向Ｄ１の一方側に移動し、筒状部材２の先端面２０まで運ばれる。そして、先端面２０にまで運ばれた液体燃料Ｆの一部は、Ｒａｙｌｅｉｇｈ－Ｔａｙｌｏｒ不安定性やＰｌａｔｅａｕ－Ｒａｙｌｅｉｇｈ不安定性のような流体力学的な不安定性が付与されて、微粒化される（粒径の小さい液滴５４が形成される）。

航空エンジン用燃焼器１のアイドル運転時のように圧縮空気Ｇの流速が遅い場合には、先端面２０における液体燃料Ｆの慣性力と表面張力との差が小さくなり（低ウェーバ数となり）、液体燃料Ｆの液溜まり５０が形成される。一実施形態によれば、先端面２０の周方向Ｄ２の全体が第１接触角θ１を有するように構成されているので、先端面２０の周方向Ｄ２の全体において、液体燃料Ｆに対する界面張力が大きくなる。このため、先端面２０に液溜まり５０が保持されやすくなるので、液溜まり５０から軸線方向Ｄ１の一方側（燃焼空間１００側）に延びる液糸５２（リガメント）を長くすることが可能になる。液糸５２が長くなると、圧縮空気Ｇの影響を受けやすくなり、且つ上述した流体力学的な不安定性も付与しやすくなるので、液体燃料Ｆの微粒化が促進される。よって、圧縮空気Ｇの流速が遅い場合における液体燃料Ｆの微粒化性能を向上させることができる。

一実施形態によれば、出口端部１１が第２接触角θ２を有するように構成されているので、出口端部１１に付着する液体燃料Ｆを薄くし、この薄い液体燃料Ｆの膜から粒径の小さい液滴５４を形成することができる。よって、液体燃料Ｆの微粒化を促進させることができる。

尚、一実施形態では、第１接触角θ１は第２接触角θ２と等しいが、本開示はこの形態に限定されない。第１接触角θ１と第２接触角θ２とは互いに異なっていてもよい。幾つかの実施形態では、第１接触角θ１は、第２接触角θ２よりも小さい。このような構成によれば、液体燃料Ｆは出口端部１１よりも先端面２０においてエネルギー的に安定となるため、第１接触角θ１と第２接触角θ２が等しい場合と比較して、出口端部１１上に生じる液溜まり５０は小さく、先端面２０に生じる液糸５２（リガメント）は長くなり、液体燃料Ｆの微粒化をより促進させることができる。

尚、一実施形態では、先端面２０に第１親油膜２２をコーティングすることで、先端面２０は第１接触角θ１を有していたが、本開示はこの形態に限定されない。不図示であるが、幾つかの実施形態では、先端面２０に凹凸を形成することで、先端面２０は第１接触角θ１を有する。先端面２０の凹凸の形成は、例えば、ショットブラストやレーザ加工によって実現される。

尚、一実施形態では、出口端部１１に第２親油膜２６をコーティングすることで、出口端部１１は第２接触角θ２を有していたが、本開示はこの形態に限定されない。不図示であるが、幾つかの実施形態では、出口端部１１に凹凸を形成することで、出口端部１１は第２接触角θ２を有する。出口端部１１の凹凸の形成は、例えば、ショットブラストやレーザ加工によって実現される。

不図示であるが、幾つかの実施形態では、航空エンジン用燃焼器１は、筒状部材２を径方向の外側から囲う筒状の外側筒状部材をさらに含む。外側筒状部材は、筒状部材２との間に圧縮空気Ｇが二次空気として流通する二次空気流路が形成されている。このような航空エンジン用燃焼器１は、液体燃料Ｆが筒状部材２内で圧縮空気Ｇ（一次空気）と混合して燃焼空間１００で燃焼してから、外側筒状部材から流出される圧縮空気Ｇ（二次空気）と混合して燃焼するように構成されている。

図６は、幾つかの実施形態に係る航空エンジン用燃焼器１の構成を概略的に示す図である。図７は、図６の第２先端面４６の一部を拡大した図である。幾つかの実施形態では、図６に例示するように、航空エンジン用燃焼器１は、内周面１０の出口端１２ａを径方向外側から囲む筒状の第２筒状部材４０をさらに含む。

第２筒状部材４０は、軸線方向Ｄ１において内周面１０の出口端１２ａを挟んで内部空間３側とは反対側に位置する第２出口端４２ａを含む第２内周面４２を有する。つまり、第２出口端４２ａは、出口端１２ａよりも燃焼空間１００に近接している。第２筒状部材４０は、第２内周面４２の第２出口端４２ａから径方向外側に向かって延在する第２先端面４６を含む。第２先端面４６の周方向Ｄ２の全体が、第３の親油性領域Ｒ３を含んでいる。第３の親油性領域Ｒ３は、液体燃料Ｆに対して９０度より小さい第３接触角θ３を有するように構成されている。第３の親油性領域Ｒ３は、第２先端面４６と第２内周面４２との境界（第２内周面４２の第２出口端４２ａ）を含んでいる。

図６に例示する形態では、航空エンジン用燃焼器１は、第２筒状部材４０と筒状部材２との間に設けられる外側スワラ６０をさらに含んでいる。外側スワラ６０は、スワラ１８よりも軸線方向Ｄ１の一方側に位置している。外側スワラ６０は、第２筒状部材４０と筒状部材２との間を流通する圧縮空気Ｇに対して旋回流を与える。このため、上述したスワラ１８と同様に、燃焼空間１００に渦を形成し、高温の燃焼ガスを再循環させることで、火炎を安定化させる。また、外側スワラ６０によって形成される旋回流とスワラ１８によって形成される旋回流との間で生じるせん断層により液体燃料Ｆの微粒化が促進される。よって、粒径の小さい液滴５４が形成され、圧縮空気Ｇと液体燃料Ｆとの混合が促進される。

幾つかの実施形態では、図７に例示するように、第２先端面４６には、第２先端面４６の表面自由エネルギーを改変する第３親油膜４８がコーティングされており、この第３親油膜４８のコーティングによって第２先端面４６は第３の親油性領域Ｒ３を含むようになる。

図７に例示するように、第３親油膜４８に液体燃料Ｆが付着している状態において、第３親油膜４８と液体燃料Ｆの表面２４とが接触する第３のポイントＰ３を通過する液体燃料Ｆの表面２４の第３接線をＬ３とする。第３接触角θ３は、第３接線Ｌ３と第３親油膜４８とによって形成される角度のうち液体燃料Ｆが存在する側の角度である。そして、この第３接触角θ３は９０度より小さい。幾つかの実施形態では、第３接触角θ３は４５度以下である。幾つかの実施形態では、第３接触角θ３は１０度以下である。

図６及び図７に例示して説明した構成によれば、第２先端面４６の周方向Ｄ２の全体において、液体燃料Ｆに対する界面張力が大きくなるため、第２先端面４６に液溜まり５０が保持されやすくなる。このため、第２先端面４６における液糸５２（リガメント）を長くし、液体燃料Ｆの微粒化が促進される。よって、圧縮空気Ｇの流速が遅い場合における液体燃料Ｆの微粒化性能を向上させることができる。

幾つかの実施形態では、第３接触角θ３は、第１接触角θ１よりも小さい。このような構成によれば、第２先端面４６が先端面２０よりも液糸を長くすることができる。そして、第２先端面４６は先端面２０よりも燃焼空間１００に近接しているので、液体燃料Ｆを効果的に微粒化することができる。

幾つかの実施形態では、図６に例示するように、第２出口端４２ａを含む第２内周面４２の第２出口端部４７が、第４の親油性領域Ｒ４を含んでいる。この第２出口端部４７は、先端面２０よりも軸線方向Ｄ１の一方側に位置している。この第２出口端部４７の周方向Ｄ２の全体が、第４の親油性領域Ｒ４を含んでいる。第４の親油性領域Ｒ４は、液体燃料Ｆに対して９０度より小さい第４接触角θ４を有するように構成されている。

図８は、図６の第２出口端部４７の一部を拡大した図である。幾つかの実施形態では、図８に例示するように、第２内周面４２の第２出口端部４７には、第２出口端部４７の表面自由エネルギーを改変する第４親油膜４９がコーティングされている。第４親油膜４９の形成は、例えば、ガラスコーティングや光触媒酸化チタンコーティングによって実現される。第２出口端部４７は、第４親油膜４９がコーティングされることで第４の親油性領域Ｒ４を含むようになる。

図８に例示するように、第４親油膜４９に液体燃料Ｆが付着している状態において、第４親油膜４９と液体燃料Ｆの表面２４とが接触する第４のポイントＰ４を通過する液体燃料Ｆの表面２４の第４接線をＬ４とする。第４接触角θ４は、第４接線Ｌ４と第４親油膜４９とによって形成される角度のうち液体燃料Ｆが存在する側の角度である。そして、この第４接触角θ４は９０度より小さい。図８に例示する形態では、第４接触角θ４は第３接触角θ３と等しい。

図６及び図８に例示して説明した構成によれば、第２出口端部４７が第４接触角θ４を有するように構成されているので、第２出口端部４７に付着する液体燃料Ｆを薄くし、この薄い液体燃料Ｆの膜から粒径の小さい液滴５４を形成することができる。よって、液体燃料Ｆの微粒化を促進させることができる。

尚、図８に例示する形態では、第３接触角θ３は第４接触角θ４と等しいが、本開示はこの形態に限定されない。第３接触角θ３と第４接触角θ４とは互いに異なっていてもよい。幾つかの実施形態では、第３接触角θ３は、第４接触角θ４よりも小さい。このような構成によれば、液体燃料Ｆは第２出口端部４７よりも第２先端面４６においてエネルギー的に安定となるため、第３接触角θ３と第４接触角θ４が等しい場合と比較して、第２出口端部４７上に生じる液溜まり５０は小さく、第２先端面４６に生じる液糸５２（リガメント）は長くなり、液体燃料Ｆの微粒化をより促進させることができる。

不図示であるが、幾つかの実施形態では、第２内周面４２には液体燃料Ｆが排出される燃料ポートが形成されている。燃料ポートは、軸線方向Ｄ１において、先端面２０と外側スワラ６０との間に位置している。燃料ポートから排出された液体燃料の一部は、圧縮空気Ｇによって第２内周面４２上を軸線方向Ｄ１の一方側に移動し、第２先端面４６まで運ばれる。

上記各実施形態に記載の内容は、例えば以下のように把握される。

［１］本開示に係る航空エンジン用燃焼器（１）は、
軸線（Ｏ）に沿って延在する内部空間（３）を画定する筒状の筒状部材（２）と、
少なくとも一部（１６）が前記内部空間内に位置するように配置される燃料ノズルであって、前記筒状部材の内周面（１０）に向かって液体燃料（Ｆ）を噴出する噴出孔（１４）を有する燃料ノズル（４）と、を備え、
前記筒状部材は、前記内周面の出口端（１２ａ）から径方向外側に向かって延在する先端面（２０）の周方向（Ｄ２）の全体が、前記液体燃料に対して９０度より小さい第１接触角（θ１）を有するように構成されている。

燃焼用空気の流速が遅い場合には、先端面における液体燃料の慣性力と表面張力との差が小さくなり、液体燃料の液溜まりが形成される。上記[１]に記載の構成によれば、筒状部材の先端面の周方向の全体において、液体燃料に対する界面張力が大きくなる。このため、筒状部材の先端面に形成される液体燃料の液溜まりが保持されやすくなるので、液溜まりから延びる液糸（リガメント）を長くすることが可能になる。液糸が長くなると、燃焼用空気等の影響を受けやすくなるので、液体燃料の微粒化が促進される。よって、燃焼用空気の流速が遅い場合における液体燃料の微粒化性能を向上させることができる。

[２]幾つかの実施形態では、上記[１]に記載の構成において、
前記出口端を含む前記内周面の出口端部（１１）は、前記液体燃料に対して９０度より小さい第２接触角（θ２）を有するように構成されている。

上記[２]に記載の構成によれば、出口端部に付着する液体燃料を薄くし、この薄い液体燃料の膜から粒径の小さい液滴を形成することができる。よって、液体燃料の微粒化を促進させることができる。

[３]幾つかの実施形態では、上記[２]に記載の構成において、
前記第１接触角は、前記第２接触角よりも小さい。

上記[３]に記載の構成によれば、液体燃料は出口端部よりも先端面においてエネルギー的に安定となるため、先端面に生じる液糸を長くすることで液体燃料の微粒化をより促進させることができる。

[４]幾つかの実施形態では、上記[１]から［３］の何れか１つに記載の構成において、
前記内周面の前記出口端を前記径方向外側から囲むとともに、前記軸線が延在する方向（Ｄ１）において前記内周面の前記出口端を挟んで前記内部空間側とは反対側に位置する第２出口端（４２ａ）を含む第２内周面（４２）を有する筒状の第２筒状部材（４０）をさらに備え、
前記第２筒状部材は、前記第２内周面の前記第２出口端から前記径方向外側に向かって延在する第２先端面（４６）の前記周方向（Ｄ２）の全体が、前記液体燃料に対して９０度より小さい第３接触角（θ３）を有するように構成されている。

上記[４]に記載の構成によれば、第２先端面の周方向の全体においても、液体燃料に対する界面張力を大きくし、第２先端面の液溜まりから延びる液糸を長くすることができる。このため、液糸が燃焼用空気等の影響を受けやすくなるので、液体燃料の微粒化を促進させることができる。

[５]幾つかの実施形態では、上記[４]に記載の構成において、
前記第２出口端を含む前記第２内周面の第２出口端部（４７）は、前記液体燃料に対して９０度より小さい第４接触角（θ４）を有するように構成されている。

上記[５]に記載の構成によれば、第２出口端部に付着する液体燃料を薄くし、この薄い液体燃料の膜から粒径の小さい液滴を形成することができる。よって、液体燃料の微粒化を促進させることができる。

[６]幾つかの実施形態では、上記[４]又は[５]に記載の構成において、
前記第３接触角は、前記第１接触角よりも小さい。

上記[６]に記載の構成によれば、第２先端面が先端面よりも液糸を長くすることができる。そして、第２先端面は先端面よりも液体燃料を燃焼させる燃焼空間に近接するので、液体燃料を効果的に微粒化することができる。

１ 航空エンジン用燃焼器
２ 筒状部材
３ 内部空間
４ 燃料ノズル
１０ 内周面
１１ 出口端部
１２ａ 出口端
１４ 噴出孔
１６ 先端部
２０ 先端面
４０ 第２筒状部材
４２ 第２内周面
４２ａ 第２出口端
４６ 第２先端面
４７ 第２出口端部
５２ 液糸
５４ 液滴
Ｄ１ 軸線方向
Ｄ２ 周方向
Ｆ 液体燃料
Ｇ 圧縮空気
Ｏ 軸線
Ｒ１ 第１の親油性領域
Ｒ２ 第２の親油性領域
Ｒ３ 第３の親油性領域
Ｒ４ 第４の親油性領域

Claims (6)

1. 軸線に沿って延在する内部空間を画定する筒状の筒状部材と、
   少なくとも一部が前記内部空間内に位置するように配置される燃料ノズルであって、前記筒状部材の内周面に向かって液体燃料を噴出する噴出孔を有する燃料ノズルと、を備え、
   前記筒状部材は、前記内周面の出口端から径方向外側に向かって延在する先端面の周方向の全体が、前記液体燃料に対して９０度より小さい第１接触角を有するように構成されている、
   航空エンジン用燃焼器。
2. 前記出口端を含む前記内周面の出口端部は、前記液体燃料に対して９０度より小さい第２接触角を有するように構成されている、
   請求項１に記載の航空エンジン用燃焼器。
3. 前記第１接触角は、前記第２接触角よりも小さい、
   請求項２に記載の航空エンジン用燃焼器。
4. 前記内周面の前記出口端を前記径方向外側から囲むとともに、前記軸線が延在する方向において前記内周面の前記出口端を挟んで前記内部空間側とは反対側に位置する第２出口端を含む第２内周面を有する筒状の第２筒状部材をさらに備え、
   前記第２筒状部材は、前記第２内周面の前記第２出口端から前記径方向外側に向かって延在する第２先端面の前記周方向の全体が、前記液体燃料に対して９０度より小さい第３接触角を有するように構成されている、
   請求項１から３の何れか一項に記載の航空エンジン用燃焼器。
5. 前記第２出口端を含む前記第２内周面の第２出口端部は、前記液体燃料に対して９０度より小さい第４接触角を有するように構成されている、
   請求項４に記載の航空エンジン用燃焼器。
6. 前記第３接触角は、前記第１接触角よりも小さい、
   請求項４に記載の航空エンジン用燃焼器。

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