JP4162429B2 - ガスタービンエンジンの運転方法、燃焼器及びミキサ組立体 - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本出願は、一般的に燃焼器に関し、より具体的には、ガスタービン燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】
全世界での空気汚染問題により、結果として国内的にも国際的にもより厳しい排出（エミッション）基準を導入することになった。航空機は、環境保護庁（ＥＰＡ）及び国際民間航空機関（ＩＣＡＯ）の両方の基準により管理されている。これらの基準は、都市の光化学スモッグの一因となる、空港付近の航空機からの窒素酸化物（ＮＯｘ）、未燃焼炭化水素（ＨＣ）、及び一酸化炭素（ＣＯ）のエミッションを規制する。一般的に、エンジンエミッションは、高い火炎温度のために生成されるもの（ＮＯｘ）と、燃料・空気の反応を完全には行うことができない低い火炎温度のために生成されるもの（ＨＣ及びＣＯ）との２つの部類に分かれる。
【０００３】
少なくとも一部の既知のガスタービン燃焼器は、１０個乃至３０個のミキサを含み、高速空気を微細な燃料噴霧と混合する。これらのミキサは、通常スワーラの中心に設置された単一の燃料インジェクタから成り、スワーラは受け入れ空気を旋回させて保炎及び混合を向上させる。燃料インジェクタ及びミキサの両方共が燃焼器ドームに設置される。
【０００４】
一般的に、ミキサ中の空気に対する燃料の比（燃空比）は濃厚（リッチ）である。ガスタービン燃焼器の全体的な燃空比は希薄（リーン）であるので、燃焼器から流出する前に個々の希釈孔を通して追加の空気が添加される。ドームにおいて混合不良及びホットスポットの両方が起こる可能性があり、噴射された燃料は燃焼に先立ち気化させ混合する必要があり、また希釈孔の付近では空気がリッチなドーム混合気に添加される。
【０００５】
１つの最新式のリーン式ドーム燃焼器は、燃焼器の正面から見た場合に２つの環状のリングに見える各燃料ノズルに２つの半径方向に積み重ねられたミキサを含むので、複式環状燃焼器（ＤＡＣ）と呼ばれる。追加の列のミキサにより、異なる状態での運転に対する調整ができるようになっている。アイドリング時には、外側ミキサに燃料が供給されて、アイドリング状態で効率的に作動できるように設計されている。高出力運転時には、両方のミキサに燃料の大部分が供給され、空気が内側環状空間に供給されて、高出力運転時に最も効率的にしかもほとんどエミッションがない状態で作動できるように設計されている。これまでミキサは各ドームにより最適の作動になるように調整されてきたが、ドームの間の境界面が広い領域にわたってＣＯ反応を消炎し、そのことがこれらの設計におけるＣＯを類似のリッチ式ドーム単一環状燃焼器（ＳＡＣ）より多くすることになる。このような燃焼器は、低出力時のエミッションと高出力時のＮＯｘとの妥協の産物である。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
他の既知の燃焼器は、リーン式ドーム燃焼器として作動する。パイロット及び主段階を別個のドームに分離して、境界面に著しいＣＯ消炎区域を生じるのに代えて、ミキサは、装置の内部に同心ではあるが別個にパイロットと主空気流を組み入れる。しかしながら、多くの場合、燃料／空気の混合を高めるとＣＯ／ＨＣエミッションが増大するので、このような設計では低出力時のＣＯ／ＨＣ及び排煙エミッションを同時に制御することは困難である。旋回する主空気は、本来的にパイロット火炎を引き込み、それを消炎させがちである。燃料噴霧が主空気中に引き込まれるのを防止するために、パイロットは狭角噴霧を構成する。このことにより、結果として少ない旋回数の流れに特有の長いジェット火炎を生じることになる。かかるパイロット火炎は、高い排煙、一酸化炭素、及び炭化水素エミッションを発生し、また安定性が劣る。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
例示的な実施形態において、ガスタービンエンジン用の燃焼器は、エンジンの低出力、中間出力及び高出力運転時に、高い燃焼効率でしかも低い一酸化炭素、窒素酸化物、及び排煙エミッションで作動する。燃焼器は、パイロットミキサと主ミキサとを含むミキサ組立体を含む。パイロットミキサは、パイロット燃料インジェクタ、少なくとも１つのスワーラ、及び空気スプリッタを含む。主ミキサは、パイロットミキサの周りに周方向に延びており、複数の燃料噴射ポート、及び燃料噴射ポートの上流に位置するコニカル空気スワーラを含む。
【０００８】
エンジンのアイドリング出力運転時に、パイロットミキサは、主ミキサから空気力学的に分離されるので、空気のみが主ミキサに供給される。高い出力運転時には、燃料も主ミキサに供給され、主ミキサのコニカル（円錐）スワーラは、半径方向及び周方向の燃料・空気の混合を促進して燃焼のためにほぼ均一な燃料及び空気の分配をもたらす。より具体的には、主ミキサスワーラから流出する空気流は、燃料噴射ポートから半径方向外向きに主ミキサ中に噴射された燃料を強制的に空気流と混合させる。その結果、燃料・空気混合気は、燃焼器の内部に均一に分配されて、燃焼器の内部の完全燃焼を促進し、従って、高出力運転時の窒素酸化物エミッションを減少させる。
【０００９】
【発明の実施の形態】
図１は低圧圧縮機１２、高圧圧縮機１４、及び燃焼器１６を含むガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０はまた、高圧タービン１８及び低圧タービン２０を含む。
【００１０】
運転中、空気は低圧圧縮機１２を通って流れ、加圧された空気は低圧圧縮機１２から高圧圧縮機１４に供給される。高度に加圧された空気は燃焼器１６に送り込まれる。燃焼器１６からの空気流（図１には示さず）はタービン１８及び２０を駆動する。
【００１１】
図２は図１に示すエンジン１０と類似のガスタービンエンジンに用いられる燃焼器１６の断面図であり、また図３は領域３に沿った燃焼器１６の拡大図である。１つの実施形態において、ガスタービンエンジンは、ＣＦＭ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌから入手可能なＣＦＭ型エンジンである。別の実施形態において、ガスタービンエンジンは、オハイオ州シンシナチにあるＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｃｏｍｐａｎｙから入手可能なＧＥ９０型エンジンである。
【００１２】
各燃焼器１６は、環状の半径方向外側ライナ３２及び半径方向内側ライナ３４により形成される燃焼区域すなわち燃焼室３０を含む。より具体的には、外側ライナ３２は燃焼室３０の外側境界面を形成し、また内側ライナ３４は燃焼室３０の内側境界面を形成する。ライナ３２及び３４は、ライナ３２及び３４の周りに周方向に延びる環状の燃焼器ケーシング３６から半径方向内側に位置する。
【００１３】
燃焼器１６はまた、それぞれ外側ライナ３２及び内側ライナ３４の上流に取り付けられた環状のドーム４０を含む。ドーム４０は燃焼室３０の上流端を形成し、またミキサ組立体４１はドーム４０の周りに周方向に間隔を置いて配置されて、燃料及び空気の混合気を燃焼室３０に供給する。
【００１４】
各ミキサ組立体４１は、パイロットミキサ４２と主ミキサ４４とを含む。パイロットミキサ４２は、チャンバ５０を形成する環状のパイロットハウジング４６を含む。チャンバ５０は対称軸５２を有しており、ほぼ円筒形の形状である。パイロット燃料ノズル５４はチャンバ５０中に延びて、対称軸５２に対して対称的に取り付けられる。ノズル５４は、燃料の小滴をパイロットチャンバ５０中に供給するための燃料インジェクタ５８を含む。１つの実施形態において、パイロット燃料インジェクタ５８は、噴射噴出口（図示せず）を通して燃料を供給する。別の実施形態において、パイロット燃料インジェクタ５８は、単式噴射スプレー（図示せず）によって燃料を供給する。
【００１５】
パイロットミキサ４２はまた、一対の同心に取り付けられたスワーラ６０を含む。より具体的には、スワーラ６０はアキシァル（軸）スワーラであり、パイロット内側スワーラ６２及びパイロット外側スワーラ６４を含む。パイロット内側スワーラ６２は環状であり、パイロット燃料インジェクタ５８の周りに周方向に配置される。各スワーラ６２及び６４は、それぞれパイロット燃料インジェクタ５８の上流に配置された複数の翼６６及び６８を含む。翼６６及び６８は、エンジンの低出力運転時に、所望の点火特性、リーン安定性、しかも低い一酸化炭素（ＣＯ）及び炭化水素（ＨＣ）エミッションが得られるように選ばれる。
【００１６】
パイロットスプリッタ７０は、パイロット内側スワーラ６２とパイロット外側スワーラ６４との半径方向の間に位置し、かつパイロット内側スワーラ６２及びパイロット外側スワーラ６４の下流に延びる。より具体的には、パイロットスプリッタ７０は、環状であり、パイロット内側スワーラ６２の周りに周方向に延びて、内側スワーラ６２を通って移動する空気流を外側スワーラ６４を通って流れる空気流から分離する。スプリッタ７０は、エンジンの低出力運転時に燃料の薄膜表面を生じる、中細の内側表面７４を有する。スプリッタ７０はまた、パイロットミキサ４２を通って流れる空気の軸方向速度を減少させて、高温ガスの再循環を可能にする。
【００１７】
パイロット外側スワーラ６４は、パイロット内側スワーラ６２の半径方向外側に位置し、かつパイロットハウジング４６の内側表面７８の半径方向内側に位置する。より具体的には、パイロット外側スワーラ６４は、パイロット内側スワーラ６２の周りに周方向に延び、かつパイロットスプリッタ７０とパイロットハウジング４６との半径方向の間に位置する。１つの実施形態において、パイロット内側旋回翼６６は、それを通って流れる空気を、パイロット外側旋回翼６８を通って流れる空気と同じ方向に旋回させる。別の実施形態において、パイロット内側旋回翼６６は、それを通って流れる空気を、パイロット外側旋回翼６８がそれを通って流れる空気を旋回させる第２の方向と反対方向の第１の方向に旋回させる。
【００１８】
主ミキサ４４は、環状の空洞９２を形成する環状の主ハウジング９０を含む。主ミキサ４４は、パイロットミキサ４２に対して同心に整合され、かつパイロットミキサ４２の周りに周方向に延びる。燃料マニホルド９４は、パイロットミキサ４２と主ミキサ４４の間に延びる。より具体的には、燃料マニホルド９４は、パイロットミキサ４２の周りに周方向に延び、かつパイロットハウジング４６と主ハウジング９０との間に位置する環状のハウジング９６を含む。
【００１９】
燃料マニホルド９４は、燃料マニホルドの外側表面１００に設けられ、燃料マニホルド９４から主ミキサ空洞９２中に半径方向外向きに燃料を噴射するための複数の噴射ポート９８を含む。燃料噴射ポート９８は、主ミキサ４４の内部における周方向の燃料・空気の混合を促進する。
【００２０】
１つの実施形態において、マニホルド９４は、周方向に間隔を置いて配置された２０個の噴射ポート９８の第１の列、及び周方向に間隔を置いて配置された２０個の噴射ポート９８の第２の列を含む。別の実施形態において、マニホルド９４は、周方向に間隔を置いた列に配列されない複数の噴射ポート９８を含む。噴射ポート９８の位置は、燃料・空気の混合の度合を調節して、低い窒素酸化物（ＮＯｘ）エミッションを達成し、また変化するエンジン運転状態で確実に完全燃焼させるように選ばれる。更に、噴射ポート位置はまた、燃焼の不安定性を減少又は防止するのを助けるように選ばれる。
【００２１】
燃料マニホルドの環状のハウジング９６は、パイロットミキサ４２と主ミキサ４４を分離する。従って、パイロットミキサ４２は、パイロット作動中に主ミキサ４４から保護されて、パイロット性能安定性及び効率を改善し、同時にＣＯ及びＨＣエミッションの減少も促進する。更に、パイロットハウジング４６は、燃焼器１６中に噴射されたパイロット燃料が完全燃焼するのを促進するような形状にされている。より具体的には、パイロットハウジング４６の内側壁面１０１は、パイロット火炎の主ミキサ４４から流出する空気流中への拡散及び混合を制御するのを助ける中細の表面となっている。従って、パイロットミキサ４２と主ミキサ４４との間の距離は、点火特性、高出力及び低出力運転時の燃焼安定性、及び低出力運転状態で発生するエミッションを改善するのを助けるように選ばれる。
【００２２】
主ミキサ４４はまた、それぞれが燃料噴射ポート９８の上流に設置された、第１のスワーラ１１０及び第２のスワーラ１１２を含む。第１のスワーラ１１０は、コニカル（円錐）スワーラであり、それを通って流れる空気流は、コニカルスワーラ角度（図示せず）で吐出される。コニカルスワーラ角度は、第１のスワーラ１１０から吐出される空気流に比較的低い半径方向内向き運動量を与えるように選ばれ、このことが、噴射ポート９８から半径方向外向きに噴射される燃料の半径方向の燃料・空気の混合を改善するのを助ける。別の実施形態において、第１のスワーラ１１０は、同一方向に回転又は反対方向に回転することができる対になった旋回翼（図示せず）に分割される。
【００２３】
第２のスワーラ１１２は、中心ミキサの対称軸５２にほぼ平行な方向に空気を吐出して、主ミキサの燃料・空気の混合を向上させるのを助けるアキシァル（軸）スワーラである。１つの実施形態において、主ミキサ４４は、第１のスワーラ１１０のみを含み、第２のスワーラ１１２を含まない。
【００２４】
燃料供給装置１２０は、燃焼器１６に燃料を供給し、パイロット燃料回路１２２及び主燃料回路１２４を含む。パイロット燃料回路１２２は、パイロット燃料インジェクタ５８に燃料を供給し、また主燃料回路１２４は、主ミキサ４４に燃料を供給し、燃焼器１６の内部で発生する窒素酸化物エミッションを制御するのに用いられる複数の独立した燃料段を含む。
【００２５】
運転に際して、ガスタービンエンジン１０が始動してアイドリング運転状態で運転されると、燃料及び空気が燃焼器１６に供給される。ガスタービンのアイドリング運転状態では、燃焼器１６は、作動のためにパイロットミキサ４２のみを用いる。パイロット燃料回路１２２は、パイロット燃料インジェクタ５８を通して燃焼器１６に燃料を噴射する。同時に、空気流は、パイロットスワーラ６０並びに主ミキサスワーラ１１０及び１１２に流入する。パイロット空気流は、中心ミキサの対称軸５２にほぼ平行に流れて、パイロットスプリッタ７０に突き当たり、パイロットスプリッタ７０が旋回運動をしているパイロット空気流をパイロット燃料インジェクタ５８から流出する燃料の方向に導く。パイロット空気流は、パイロット燃料インジェクタ５８からの噴射パターン（図示せず）を崩壊させないで、代わりに燃料を安定させ霧化する。主ミキサ４４を通して吐出される空気流は、燃焼室３０中に流入する。
【００２６】
パイロット燃料段のみを利用すれば、燃焼器１６が低出力運転効率を維持して、燃焼器１６から排出されるエミッションを制御して最小限にすることが可能になる。パイロット空気流は主ミキサ空気流から分離されているので、パイロット燃料は完全に点火され燃焼され、その結果リーン安定性と低い一酸化炭素、炭化水素、及び窒素酸化物の低出力時エミッションをもたらす。
【００２７】
ガスタービンエンジン１０が、アイドリング運転状態から高出力運転状態に加速されると、追加の燃料及び空気が燃焼器１６中に導入される。高出力運転状態では、パイロット燃料段に加えて、主ミキサ４４には、主燃料回路１２４により燃料が供給されて、燃料噴射ポート９８により半径方向外向きに噴射される。主ミキサのスワーラ１１０及び１１２は、半径方向及び周方向の燃料・空気の混合を促進して、燃焼のためにほぼ均一な燃料及び空気の分配をもたらす。より具体的には、主ミキサスワーラ１１０及び１１２から流出する空気流は、主ミキサ空洞９２を貫くように燃料を強制的に半径方向外向きに広げて、燃料・空気の混合を促進し、主ミキサ４４がリーンな空気・燃料混合気で作動するのを可能にする。加えて、燃料・空気混合気を均一に分配することで、完全燃焼が得られて、高出力運転時のＮＯｘエミッションの減少を促進する。
【００２８】
図４はガスタービンエンジン１０に用いることができる燃焼器２００の別の実施形態の断面図である。燃焼器２００は、図２及び図３に示す燃焼器１６にほぼ類似しており、燃焼器１６の構成部品と同一である燃焼器２００中の構成部品は、図２及び図３で用いたのと同じ参照符号を用いて図４で特定する。より具体的には、燃焼器は、パイロットミキサ４２及び燃料マニホルドの環状のハウジング９６を含むが、主ミキサ４４を含まない。どちらかと言えば、燃焼器２００は、主ミキサ４４（図２及び図３に示す）とほぼ同一である主ミキサ２０２を含む。
【００２９】
主ミキサ２０２は、環状の空洞２０６を形成する環状の主ハウジング２０４を含む。主ミキサ２０２は、パイロットミキサ４２に対して同心に整合され、かつパイロットミキサ４２の周りに周方向に延びる。燃料マニホルド９４は、パイロットミキサ４２と主ミキサ２０２との間に延びる。
【００３０】
主ミキサ２０２はまた、それぞれが燃料噴射ポート９８の上流に設置された、第１のスワーラ２１０及び第２のスワーラ１１２を含む。第１のスワーラ２１０はサイクロンスワーラであり、また第２のスワーラ１１２は、中心ミキサの対称軸５２にほぼ平行な方向に空気を吐出して、主ミキサの燃料・空気の混合を向上させるのを助けるアキシァル（軸）スワーラである。別の実施形態において、第１のスワーラ２１０は、同一方向に回転又は反対方向に回転することができる対になった旋回翼（図示せず）に分割される。
【００３１】
上述の燃焼器は、費用効果が良くかつ高い信頼性がある。燃焼器は、パイロットミキサと主ミキサとを備えるミキサ組立体を含む。パイロットミキサは低出力運転時に用いられ、また主ミキサは中間及び高出力運転時に用いられる。アイドリング運転状態の間は、燃焼器は低エミッションで作動し、主ミキサには空気のみが供給される。高出力運転状態の間には、燃焼器は、主ミキサにも燃料を供給し、主ミキサは、主ミキサの燃料・空気の混合を改善するためのコニカル（円錐）スワーラを含む。コニカルスワーラは、燃料・空気混合気を均一に分配し、燃焼器内部の燃焼を改善し、また全体の火炎温度を低下させるのを助ける。作動温度が低下し燃焼が改善されることで、高出力運転時における作動効率の向上と燃焼器エミッションの減少を促進する。その結果、燃焼器は、高い燃焼効率でしかも低い一酸化炭素、窒素酸化物、及び排煙エミッションで作動する。
【００３２】
本発明を種々の特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明は特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変形形態で実施可能であることは、当業者には明らかであろう。特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】 燃焼器を含むガスタービンエンジンの概略図。
【図２】 図１に示すガスタービンエンジンに用いることができる燃焼器の断面図。
【図３】 図２に示す燃焼器の領域３に沿った部分の拡大図。
【図４】 図１に示すガスタービンエンジンに用いることができる燃焼器の別の実施形態の断面図。
【符号の説明】
４２ パイロットミキサ
４４ 主ミキサ
５０ チャンバ
５２ 対称軸
５４ パイロット燃料ノズル
５８ パイロット燃料インジェクタ
６０ パイロットスワーラ
７０ 空気スプリッタ
９０ 環状の主ハウジング
９２ 主ミキサの空洞
９４ 燃料マニホルド
９８ 燃料噴射ポート
１１０ 主ミキサの第１のスワーラ
１１２ 主ミキサの第２のスワーラ
１２０ 燃料供給装置

Claims (15)

1. パイロット燃料ノズル（５４）及び複数のアキシァルスワーラ（６０）を備えるパイロットミキサ（４２）と、主ミキサ空洞（９２）と該主ミキサ空洞に燃料を噴射する複数の燃料噴射ポート（９８）、吐出する空気流に半径方向内向き運動量を与えるように前記燃料噴射ポートの上流に円錐形に配置されたコニカルスワーラ（１１０）及び前記コニカルスワーラの上流に設けられたアキシァルスワーラ（１１２）を備える主ミキサ（４４）とを備えるミキサ組立体（４１）を含む燃焼器（１６）からのエミッション量の減少を促進するように、ガスタービンエンジン（１０）を運転する方法であって、
   燃料を、該燃料が前記パイロットミキサのアキシァルスワーラの下流に吐出されて、前記パイロットミキサを通して前記燃焼器中に噴射する段階と、
   前記主ミキサのアキシァルスワーラ（１１２）及びコニカルスワーラ（１１０）との間に前記主ミキサ空洞を貫くような仕切り無しで、空気流を、該空気流が前記主ミキサから吐出される前に前記主ミキサのアキシァルスワーラ（１１２）及びコニカルスワーラ（１１０）により旋回させて、前記主ミキサを通して前記燃焼器中に導く段階と、
   を含むことを特徴とする方法。
2. 空気流を前記燃焼器中に導く前記段階は、前記主ミキサ（４４）と前記パイロットミキサ（４２）との間に配置された環状の燃料マニホルド（９４）から半径方向外向きに燃料を噴射する段階を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
3. 前記主ミキサのコニカルスワーラ（１１０）は、第１の組の旋回翼及び第２の組の旋回翼を含んでおり、空気流を前記燃焼器（１６）中に導く前記段階は、空気流の１部を前記第１の組の旋回翼により旋回させ、また空気流の１部を前記第２の旋回翼により旋回させるように前記主ミキサ（４４）を通して空気流を導く段階を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
4. 空気流の１部を旋回させるように前記主ミキサ（４４）を通して空気流を導く前記段階は、前記第１及び第２の組の旋回翼により特定の方向に空気流を旋回させる段階を更に含むことを特徴とする、請求項３に記載の方法。
5. 空気流の１部を旋回させるように前記主ミキサ（４４）を通して空気流を導く前記段階は、前記第１の組の旋回翼により第１の方向に、また前記第２の組の旋回翼により前記第１の方向と反対方向の第２の方向に空気流を旋回させる段階を更に含むことを特徴とする、請求項３に記載の方法。
6. ガスタービンエンジン（１０）用の燃焼器（１６）であって、
   空気スプリッタ（７０）、パイロット燃料ノズル（５４）、及び該パイロット燃料ノズルの上流に位置する複数のアキシァルスワーラ（６０）を含み、前記空気スプリッタが前記パイロット燃料ノズルの下流に位置し、前記アキシァルスワーラ（６０）が前記パイロット燃料ノズルの半径方向外側に位置しかつ前記パイロット燃料ノズルに対して同心に取り付けられている、パイロットミキサ（４２）と、
   該パイロットミキサの半径方向外側に位置しかつ該パイロットミキサに対して同心に整合されている主ミキサ（４４）と、
   を含み、
   該主ミキサは、主ミキサ空洞（９２）と該主ミキサ空洞に燃料を噴射する複数の燃料噴射ポート（９８）と、吐出する空気流に半径方向内向き運動量を与えるように前記燃料噴射ポートの上流に円錐形に配置されたコニカルスワーラ（１１０）と、該コニカルスワーラの上流に設けられたアキシァルスワーラ（１１２）とを含んでおり、前記主ミキサのアキシァルスワーラ（１１２）及びコニカルスワーラ（１１０）との間に前記主ミキサ空洞 を貫くような仕切り無しで、空気流を、該空気流が前記主ミキサから吐出される前に前記主ミキサのアキシァルスワーラ（１１２）及びコニカルスワーラ（１１０）により旋回させて、前記主ミキサを通して前記燃焼器中に導くよう構成されている、
   ことを特徴とする燃焼器（１６）。
7. 前記パイロットミキサ（４２）と前記主ミキサ（４４）との間に環状の燃料マニホルド（９４）を更に含み、該燃料マニホルドは半径方向内側表面及び半径方向外側表面（１００）を含んでおり、前記主ミキサの燃料噴射ポート（９８）は、前記燃料マニホルドの半径方向外側表面から半径方向外向きに燃料を噴射するように構成されていることを特徴とする、請求項６に記載の燃焼器（１６）。
8. 前記コニカルスワーラ（１１０）は、第１の旋回翼及び第２の旋回翼を含んでおり、前記第１の旋回翼は第１の方向に空気を旋回させるように構成され、前記第２の旋回翼は第２の方向に空気を旋回させるように構成されていることを特徴とする、請求項６に記載の燃焼器（１６）。
9. 前記第１の旋回翼による第１の方向は、前記第２の旋回翼による第２の方向と反対方向であることを特徴とする、請求項８に記載の燃焼器（１６）。
10. 前記第１の旋回翼による第１の方向は、前記第２の旋回翼による第２の方向と同一方向であることを特徴とする、請求項８に記載の燃焼器（１６）。
11. 燃焼器からのエミッションを制御するように構成されている、ガスタービンエンジンの燃焼器（１６）用のミキサ組立体（４１）であって、
    パイロットミキサ（４２）と主ミキサ（４４）とを含み、
    前記パイロットミキサは、パイロット燃料ノズル（５４）、及び該パイロット燃料ノズルの上流にかつ半径方向外側に位置する複数のアキシァルスワーラ（６０）を含み、
    前記主ミキサは、前記パイロットミキサの半径方向外側にかつそれに対して同心に位置し、また前記主ミキサは、主ミキサ空洞（９２）と該主ミキサ空洞に燃料を噴射する複数の燃料噴射ポート（９８）、吐出する空気流に半径方向内向き運動量を与えるように前記燃料噴射ポートの上流に円錐形に配置されたコニカルスワーラ（１１０）及び該コニカルスワーラの上流に設けられたアキシァルスワーラ（１１２）を含み、前記主ミキサのアキシァルスワーラ（１１２）及びコニカルスワーラ（１１０）との間に前記主ミキサ空洞を貫くような仕切り無しで、空気流を、該空気流が前記主ミキサから吐出される前に前記主ミキサのアキシァルスワーラ（１１２）及びコニカルスワーラ（１１０）により旋回させて、前記主ミキサを通して前記燃焼器中に導くよう構成されている、
    ことを特徴とするミキサ組立体（４１）。
12. 前記パイロットミキサ（４２）と前記主ミキサ（４４）との間に環状の燃料マニホルド（９４）を更に含み、前記主ミキサの燃料噴射ポート（９８）は前記環状の燃料マニホルドから半径方向外向きに燃料を噴射するように構成されていることを特徴とする、請求項１１に記載のミキサ組立体（４１）。
13. 前記主ミキサ（４４）のコニカルスワーラ（１１０）は、複数の旋回翼を含むことを特徴とする、請求項１２に記載のミキサ組立体（４１）。
14. 前記主ミキサの複数の旋回翼は、第１の方向に空気を旋回させるように構成されている第１の旋回翼と、前記第１の旋回翼による第１の方向と反対方向の第２の方向に空気を旋回させるように構成されている第２の旋回翼とを含むことを特徴とする、請求項１３に記載のミキサ組立体（４１）。
15. 前記主ミキサの複数の旋回翼は、第１の方向に空気を旋回させるように構成されている第１の旋回翼と、前記第１の旋回翼による第１の方向と同一方向の第２の方向に空気を旋回させるように構成されている第２の旋回翼とを含むことを特徴とする、請求項１３に記載のミキサ組立体（４１）。

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