JP5451344B2 - 燃料ノズルの取り外し可能なバーナチューブ - Google Patents

Description

本発明は、一般にガスタービンエンジンに関し、より詳しくは、ガスタービンエンジンとともに使用するための取り外し可能なバーナチューブに関する。

既知の燃料ノズルアセンブリは、燃焼させるために空気と燃料を混合する。バーナチューブアセンブリは、少なくともいくつかの既知の燃料ノズルアセンブリの最も外側にある構成要素であり、燃料ノズルアセンブリ内の複数の内部構成要素を保護し、さらに燃料ノズルアセンブリを通して空気／燃料の混合体を送るように設計される。少なくともいくつかの既知の燃料チューブアセンブリ内では、複数の構成要素が、複数の継ぎ目に沿って互いに溶接される。

既知のバーナチューブアセンブリの組み立て、具体的には溶接プロセスは、困難な仕事になる恐れがある。たとえば、入口空気流量は、組み立て時に、バーナチューブアセンブリによって決まり、その後のどのような変更に対しても一般にフレキシブルでない。より具体的には、空気流量への設計変更を実施するために、燃料ノズルアセンブリ全体の交換が一般に必要である。さらに、組み立て中、バーナチューブアセンブリ自体へのどのような損傷に対しても、燃料ノズルアセンブリ全体の修理が必要になることがある。組み立てプロセスは、バーナチューブアセンブリによってさらに複雑化され、それによって、燃料ノズルアセンブリの内部構成要素へのアクセスが制限され、したがってそのような構成要素を検査し補修することが困難になっている。

既知の燃料ノズルアセンブリ内において、バーナチューブアセンブリは、空気流が、下流に流れるとき実質的に均一になるように、設計される。しかし、動作中、互いに結合された構成要素間に生成された継ぎ目によって、燃料ノズルアセンブリの動作に悪影響を及ぼす恐れがある再循環領域など、流れの異常が生成される場合がある。したがって、閉じ込められた燃料と空気が自然に発火する保炎の問題を防ぐために、組み立て中、各接合部には特別の注意が必要である。さらに、いくつかの既知のバーナチューブアセンブリは、支持フランジに結合されておらず、そのようなチューブ中では、燃料ノズルアセンブリの第１の固有曲げ振動数が、ローター速度の倍数によって励起されるのに十分なほど低いことがあり、したがって振動による部品破損のリスクが増加される。

ガスタービンエンジン（１００）内で画定された燃焼チャンバ（１２８）に向けて流動体を送るように構成された燃料ノズルを提供することが望まれる。

一態様では、ガスタービンエンジン内で画定された燃焼チャンバとともに使用するための燃料ノズルを組み立てるための方法が提供される。この方法は、旋回翼アセンブリ（ｓｗｉｒｌｅｒ ａｓｓｅｍｂｌｙ）を設けるステップと、バーナチューブを設けるステップと、バーナチューブの内側面が、燃料ノズルの動作中、旋回翼アセンブリの外側面を囲むように、取り外し可能な仕方でバーナチューブを支持フランジに結合するステップとを含む。

他の態様では、ガスタービン内で画定された燃焼チャンバに向けて流動体を送るように構成された燃料ノズルが提供される。燃料ノズルは、旋回翼アセンブリと、バーナチューブの内側面が、燃料ノズルの動作中、旋回翼アセンブリの外側面を囲むように、取り外し可能な仕方で支持フランジに結合されるバーナチューブとを含む。

また他の態様では、ガスタービンエンジンが提供される。ガスタービンエンジンは、燃焼チャンバと、燃焼チャンバに向けて流動体を送るように構成された燃料ノズルとを含む。燃料ノズルは、旋回翼アセンブリと、バーナチューブと、支持フランジとを含み、バーナチューブは、バーナチューブの内側面が、燃料ノズルの動作中、旋回翼アセンブリの外側面を囲むように、取り外し可能な仕方で支持フランジに結合される。

例示のガスタービンエンジンの概略図である。 図１に示すガスタービンエンジンとともに使用することができる、例示の燃焼器の断面概略図である。 既知の燃料ノズルアセンブリの断面概略図である。 図２に示す燃焼器とともに使用することができ、取り外し可能なバーナチューブを含む、例示の燃料ノズルアセンブリの断面概略図である。 図２に示す燃焼器とともに使用することができる、他の実施形態による燃料ノズルアセンブリの部分破断透視図である。

本明細書に述べる例示の方法およびシステムは、既知の燃料ノズルアセンブリの欠点を克服し、組み立て、分解および補修が、既知の燃料ノズルアセンブリに比べて、より簡単である燃料ノズルアセンブリを提供するものである。

本出願で使用される用語「軸方向の」および「軸方向に」は、バーナチューブアセンブリの中央本体の中心縦軸に対して実質的に平行に伸びる方向および方向付けを言う。本出願で使用される用語「半径方向の」および「半径方向に」は、中央本体の中心縦軸に対して実質的に垂直に伸びる方向および方向付けを言う。本出願で使用される用語「上流に」および「下流に」は、中央本体の中心縦軸に関する軸方向流れの方向に対する方向および方向付けを言う。

図１は、例示のガスタービンエンジンの概略図である。ガスタービンエンジン１００は、コンプレッサ１０２と、燃焼器１０４とを含み、それは、燃料ノズルアセンブリ１０６を含む。また、ガスタービンエンジン１００は、タービン１０８と、共通のコンプレッサ／タービンのシャフト１１０とを含む。一実施形態では、ガスタービンエンジン１００は、ＰＧ９３７１ ９ＦＢＡ Ｈｅａｖｙ Ｄｕｔｙ Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｅｎｇｉｎｅであり、ジェネラルエレクトリック社（Ｇｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｃｏｍｐａｎｙ、Ｇｒｅｅｎｖｉｌｌｅ、サウスカロライナ州）から購入することができる。特に、本発明は、いずれの１つの特定のエンジンにも限定されず、他のガスタービンエンジンに関して使用することができる。

動作中、空気がコンプレッサ１０２を通って流れ、圧縮された空気が燃焼器１０４に、より具体的には、燃料ノズルアセンブリ１０６に供給される。燃料は、燃焼器１０４内で画定された燃焼領域に送られ、そこで燃料は、圧縮空気と混合され、この混合体が点火される。燃焼ガスが発生して、タービン１０８に送られ、そこでガス流の熱エネルギーが、機械的な回転エネルギーに変換される。タービン１０８は、シャフト１１０に回転可能に結合され、それを駆動する。

図２は、燃焼器１０４の断面概略図である。燃焼器１０４は、流れが連通するようにコンプレッサ１０２およびタービン１０８と結合される。コンプレッサ１０２は、互いに流れが連通するように結合されたディフューザ（ｄｉｆｆｕｓｅｒ）１１２およびコンプレッサ排出プレナム（ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ ｄｉｓｃｈａｒｇｅ ｐｌｅｎｕｍ）１１４を含む。燃焼器１０４は、複数の燃料ノズルアセンブリ１２２を構造的に支持するエンドカバー１２０を含む。エンドカバー１２０は、保持ハードウェア（図２に図示せず）を有する燃焼器ケーシング１２４に結合される。燃焼器ライナ１２６が、燃焼器１０４内で燃焼チャンバ１２８を画定するように、燃焼器ライナ１２６は、燃焼器ケーシング１２４から半径方向で内側に向けて配置される。環状の燃焼チャンバの冷却通路１２９が、燃焼器ケーシング１２４と燃焼器ライナ１２６の間で画定される。移行部（ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ ｐｉｅｃｅ）１３０が燃焼器チャンバ１２８に結合され、それによって、燃焼チャンバ１２８中で発生した燃焼ガスを、下流側にタービンノズル１３２に向けて送ることが容易になる。例示の実施形態では、移行部１３０は、外側壁１３６中に形成された複数の開口部１３４を含む。また、移行部１３０は、内側壁１４０と外側壁１３６の間で画定された環状通路１３８を含む。内側壁１４０は、ガイドキャビティ１４２を画定する。例示の実施形態では、燃料ノズルアセンブリ１２２は、燃料ノズルフランジ（参照番号なし）を介してエンドカバー１２０に結合される。

動作中、タービン１０８は、シャフト１１０を介してコンプレッサ１０２を駆動する（図１に示す）。コンプレッサ１０２が回転したとき、圧縮空気が、付随した矢印で示すように、ディフューザ１１２中に排出される。例示の実施形態では、コンプレッサ１０２から排出された空気の大部分が、コンプレッサ排出プレナム１１４を通して燃焼器１０４に向けて送られ、残された圧縮空気は、エンジン構成要素の冷却に使用するために送られる。より具体的には、排出プレナム１１４内の加圧された圧縮空気は、外側壁の開口部１３４を介して移行部１３０中に、そして環状通路１３８中に送られる。次いで、空気は、環状通路１３８から環状の燃焼チャンバの冷却通路１２９を通り、燃料ノズルアセンブリ１２２に送られる。燃料と空気が混合され、その混合体が、燃焼チャンバ１２８中で点火される。燃焼器ケーシング１２４によって、燃焼チャンバ１２８およびその付随する燃焼プロセスを、たとえばタービン構成要素を囲繞する等、外部環境から遮断することが容易になる。発生した燃焼ガスは、燃焼チャンバ１２８からガイドキャビティ１４２を通り、タービンノズル１３２に向けて送られる。

図３は、既知の燃料ノズルアセンブリ３００の断面概略図である。既知の燃料ノズルアセンブリ３００の最も外側にある構成要素が、外側チューブ３１０である。外側チューブ３１０は、旋回翼アセンブリ３２０やステム３３０など、複数の内部構成要素を保護し、さらに既知の燃料ノズルアセンブリ３００を通して流動体を送る。例示の実施形態では、外側チューブ３１０は、吸気流量コンディショナ（ＩＦＣ；ｉｎｌｅｔ ｆｌｏｗ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｅｒ）としても知られ、旋回翼シュラウド（ｓｗｉｒｌｅｒ ｓｈｒｏｕｄ）３７０の上流側に溶接された上部チューブ３５０と、バーナチューブとしても知られ、旋回翼シュラウド３７０の下流側に溶接された下部チューブとを含む、複数の構成要素から組み立てられる。

例示の実施形態では、外側チューブ３１０は、旋回翼アセンブリ３２０のまわりの周囲に少なくとも１枚の金属薄板をきつく巻き付けて、組み立てられる。より具体的には、外側チューブ３１０は、旋回翼アセンブリ３２０を完全に囲み、溶接によってそれに結合される。外側チューブ３１０は、その中で画定された、穿孔された複数の開口部３３０を含む。穿孔された開口部３３０によって、空気が、外側チューブ３１０に、フランジ３４０に近いそのベース端で、入ることが可能になる。

図４は、取り外し可能なバーナチューブ４１０と、ステム４２０と、旋回翼アセンブリ４３０とを含む、例示の燃料ノズルアセンブリ４００の断面概略図である。例示の実施形態では、取り外し可能なバーナチューブ４１０は、燃料ノズルアセンブリ４００の半径方向で最も外側にある構成要素であり、燃料ノズルアセンブリ４００を半径方向で包み込んでいる。

例示の実施形態では、旋回翼アセンブリ４３０は、第１の熱膨張係数（ＣＴＥ；ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ ｏｆ ｔｈｅｒｍａｌ ｅｘｐａｎｓｉｏｎ）を有する第１の材料から製作され、取り外し可能なバーナチューブ４１０は、第１のＣＴＥとは異なる第２のＣＴＥを有する第２の材料から製作される。さらに、第２の材料は、それが燃焼器１０４に近接しているために、第１の材料より高い温度に耐えることが可能である（図１に示す）。一実施形態では、第２の材料の使用によって、取り外し可能なバーナチューブ４１０が、約６４９℃（１２００°Ｆ）を超える材料温度において、その形状を維持し、腐食および酸化に耐えることが可能になる。例示の実施形態では、それぞれの材料によって、取り外し可能なバーナチューブ４１０の内径を画定する内側面が、旋回翼アセンブリ４３０の外径を画定する外側面に対して位置決めされることを保証することが容易になる。具体的には、それぞれの材料によって、取り外し可能なバーナチューブ４１０と旋回翼アセンブリ４３０の間を動作温度において緊密に密閉し、それによって、取り外し可能なバーナチューブ４１０の内径および旋回翼アセンブリ４３０の外径を、燃料ノズルの動作中、取り外し可能なバーナチューブ４１０または旋回翼アセンブリ４３０に対して誘起されるひずみが過剰にならないようにしながら、構造的に接触した状態にすることが容易になる。より具体的には、取り外し可能なバーナチューブ４１０および旋回翼アセンブリ４３０は、燃料ノズルアセンブリ４００に構造的な剛性を付与し、動作中、負荷を伝達するように構成された接合部を画定する。さらに、また、それぞれの材料によって、静止温度または室温において、ステム４２０のまわりでフランジ４４０に向けて、およびそれから離れるように、取り外し可能なバーナチューブ４１０を軸方向に摺動させることが容易になる。

代替の実施形態では、静止温度および動作温度の両方において、取り外し可能なバーナチューブ４１０の内径を画定する内側面と、旋回翼アセンブリ４３０の外径を画定する外側面との間に、ギャップが画定される。そのような実施形態では、ギャップは、燃料ノズルアセンブリ４００の動作に、実質的に影響を及ぼさない。他の代替の実施形態では、熱支援プロセスを使用して取り外し可能なバーナチューブ４１０を十分に膨張させて、ステム４２０と旋回翼アセンブリ４３０のまわりに取り外し可能なバーナチューブ４１０を結合する。

例示の実施形態では、取り外し可能なバーナチューブ４１０は、結合メカニズム４５０を介して、フランジ４４０にしっかりと結合させ、それから容易に取り外すことが可能である。結合メカニズム４５０は、これらに限定されないが、ボルトによる接合部および／またはカム固定メカニズムを含む、フランジ４４０に取り外し可能なバーナチューブ４１０を結合させ、それから取り外すことが可能などのような装置も含むことができる。取り外し可能なバーナチューブ４１０がフランジ４４０に結合されたとき、取り外し可能なバーナチューブ４１０は、燃料ノズルアセンブリ４００を軸方向に支持する。より具体的には、フランジ４４０および結合メカニズム４５０は、取り外し可能なバーナチューブ４１０に振動に対する構造安定性を付与するように、構成される。例示の実施形態では、複数の空気通路開口部４６０が、取り外し可能なバーナチューブ４１０のベース端をフランジ４４０に近接して囲み、結合メカニズム４５０へのアクセスを容易にするように、そのような大きさで作られて構成される。

結合メカニズム４５０によって、取り外し可能なバーナチューブ４１０を容易に置き換えることが可能になり、それによって保守性を向上させることが容易になる。たとえば、取り外し可能なバーナチューブ４１０が損傷または摩耗したとき、燃料ノズルアセンブリ４００の全体を交換するよりはむしろ、交換することになる取り外し可能なバーナチューブ４１０を、容易に取り外して新しい取り外し可能なバーナチューブ４１０と交換することができる。また、結合メカニズム４５０のため、必要に応じて取り外し可能なバーナチューブ４１０を取り外し、取り外し可能なバーナチューブ４１０を再結合することによって、補修、修理および検査のために、ステム４２０および旋回翼アセンブリ４３０など、燃料ノズルアセンブリ４００内の内部構成要素にアクセスすることが容易になる。

さらに、取り外し可能なバーナチューブ４１０を置き換えるというフレキシビリティのため、取り外し可能なバーナチューブ４１０を、様々な空気流量設計による複数の取り外し可能なバーナチューブ４１０の任意の１つと交換することによって、燃料ノズルアセンブリ４００の空気流量設計を変更することが容易になる。

動作中、取り外し可能なバーナチューブ４１０は、燃料ノズルアセンブリ４００内で空気流を送る。より具体的には、空気は、空気通路開口部４６０を通って燃料ノズルアセンブリ４００に入り、取り外し可能なバーナチューブ４１０を通して旋回翼アセンブリ４３０に送られる。例示の実施形態では、取り外し可能なバーナチューブ４１０によって、空気流が、旋回翼アセンブリ４３０の上流に向けて実質的に均一になるように、空気流を送ることが容易になる。より具体的には、空気通路開口部４６０と旋回翼アセンブリ４３０の間の軸方向長さ４７０、およびステム４２０と取り外し可能なバーナチューブ４１０の間の半径方向長さ４８０によって、所望の空気流を送ることが容易になる。一実施形態では、長さ４７０および４８０によって、旋回翼アセンブリ４３０内での空気ガイドベーンの必要性をなくすことが容易になる。

図５は、燃料ノズルアセンブリ５００の部分破断透視図であり、それは、燃料ノズルアセンブリ４００の代替の実施形態である。例示の実施形態では、燃料ノズルアセンブリ５００は、図４に示すように、ステム４２０と、旋回翼アセンブリ４３０と、フランジ４４０と、結合メカニズム４５０と、複数の空気通路開口部４６０とを含む、燃料ノズルアセンブリ４００と同じ構成要素の多くを含む。さらに、例示の実施形態では、燃料ノズルアセンブリ５００は、フランジ４４０に近接した上部チューブ５２０及び燃焼器１０４（図１に示す）に近接した下部チューブ５３０を有する取り外し可能なバーナチューブ５１０と、穿孔された複数の開口部５４０と、バッフル板アセンブリ（ｂａｆｆｌｅ ｐｌａｔｅ ａｓｓｅｍｂｌｙ）５５０とを含む。例示の実施形態では、バッフル板アセンブリ５５０は、バッフル板５６０と、ステム４２０に結合されたベル状の空気ガイドベーン５９０とを含む。例示の実施形態では、バッフル板アセンブリ５５０は、取り外し可能なバーナチューブ５１０のまわりの周囲に隔置された、穿孔された複数の開口部５４０の半径方向で内側に向けて位置付けられる。

例示の実施形態では、取り外し可能なバーナチューブ５１０は、費用効果の目的で上部チューブ５２０および下部チューブ５３０を含む。より具体的には、下部チューブ５３０は、それが燃焼器１０４（図１に示す）に接近しているので、高温に耐えることが可能な材料から製作される。たとえば、例示の実施形態では、上部チューブ５２０は、４１０ステンレス鋼から製作され、それは、１１．５ｅ−６ｍｍ／ｍｍ／℃（６．４ｅ−６インチ／インチ／°Ｆ）のＣＴＥを有し、下部チューブ５３０は、ハステロイＸ（Ｈａｓｔａｌｌｏｙ Ｘ）から製作され、それは、１４．５ｅ−６ｍｍ／ｍｍ／℃（８．０３ｅ−６インチ／インチ／°Ｆ）のＣＴＥを有する。一実施形態では、この材料の使用によって、下部チューブ５３０が、約６４９℃（１２００°Ｆ）を超える材料温度において、その形状を維持し、腐食および酸化に耐えることが可能になる。代替の実施形態では、取り外し可能なバーナチューブは、それが燃焼器１０４（図１に示す）に接近しているので、高温に耐えることが可能な１つの材料から製作される。

例示の実施形態では、旋回翼アセンブリ４３０は、第１のＣＴＥを有する第１の材料から製作され、上部チューブ５２０は、第１のＣＴＥとは異なる、第２のＣＴＥを有する第２の材料から製作される。例示の実施形態では、旋回翼アセンブリ４３０および取り外し可能なバーナチューブ５１０のそれぞれの材料によって、取り外し可能なバーナチューブ５１０の内径を画定する内側面が、旋回翼アセンブリ４３０の外径を画定する外側面に対して位置決めされることを保証することが容易になる。例示の実施形態では、旋回翼アセンブリ４３０および上部チューブ５２０のそれぞれの材料によって、燃料ノズルの動作中、上部チューブ５２０または旋回翼アセンブリ４３０に対して誘起されるひずみが過剰にならないようにしながら、動作温度において、上部チューブ５２０と旋回翼アセンブリ４３０の間を緊密に密閉することを容易にする。より具体的には、上部チューブ５２０および旋回翼アセンブリ４３０は、燃料ノズルアセンブリ５００に構造的な剛性を付与し、動作中、負荷を伝達するように構成された接合部を画定する。さらに、また、旋回翼アセンブリ４３０および上部チューブ５２０のそれぞれの材料によって、静止温度または室温において、ステム４２０のまわりでフランジ４４０に向けて、およびそれから離れるように、取り外し可能なバーナチューブ５１０を軸方向に摺動させることが容易になる。例示の実施形態では、旋回翼アセンブリ４３０は、３４７ステンレス鋼から製作され、それは、１７．７ｅ−６ｍｍ／ｍｍ／℃（９．８１ｅ−６インチ／インチ／°Ｆ）のＣＴＥを有し、上部チューブ５２０は、４１０ステンレス鋼から製作され、それは、１１．５ｅ−６ｍｍ／ｍｍ／℃（６．４ｅ−６インチ／インチ／°Ｆ）のＣＴＥを有する。他の実施形態では、旋回翼アセンブリ４３０および下部チューブ５３０のそれぞれの材料は、上部チューブ５２０について上記に述べたように、下部チューブ５３０の内径を画定する内側面が、旋回翼アセンブリ４３０の外径を画定する外側面に対して位置決めされることを保証することが容易になるように選択される。

動作中、穿孔された複数の開口部５４０及びバッフル板アセンブリ５５０は、空気通路開口部４６０から下流に位置決めされて、燃料ノズルアセンブリ５００内で所望の空気流を送ることをさらに容易にする。一実施形態では、バッフル板アセンブリ５５０によって、燃料ノズルアセンブリ４００より燃料ノズルアセンブリ５００内で、より短い、より広い空気流を送ることが容易になる。より具体的には、バッフル板アセンブリ５５０によって、軸方向長さ５７０が、軸方向長さ４７０より短い（図４に示す）、かつ半径方向長さ５８０が、半径方向長さ４８０より長い（図４に示す）、バーナチューブ５１０の構成が可能になる。

本明細書に述べた取り外し可能なバーナチューブによって、ガスタービンエンジンの運転が容易になる。より具体的には、本明細書に述べた取り外し可能なバーナチューブによって、燃料ノズルの組み立ておよび分解が簡単化され、振動に対する構造安定性、流路の連続性および補修のフレキシビリティが得られる。本明細書に述べた、または示した方法、装置またはシステムの実施は、取り外し可能なバーナチューブ、ガスタービンエンジンのいずれにも一般に限定されない。むしろ、本明細書に述べた、または示した方法、装置またはシステムは、他の構成要素および／または本明細書に述べたステップから独立して別々に利用することができる。

この記述は、例を使用して、最良の形態を含む、本発明を開示し、また、いずれの当業者が、いかなる装置またはシステムを製作し使用すること、およびいかなる組み込まれた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ものである。本発明の特許性のある範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者の心に浮かぶ他の例を含むことができる。そのような他の例は、それらが、特許請求の範囲の文字通りの言葉と違わない構造的要素を有する場合、またはそれらが、特許請求の範囲の文字通りの言葉との差が実体のない、均等な構造的要素を含む場合、特許請求の範囲内に含まれると意図される。本発明の様々な実施形態の具体的な特徴が、ある図面に示されており、他には示されていないことがあるが、これは、便宜上のためだけである。本発明の原理によれば、図面のいかなる特徴も、いかなる他の図面のいかなる特徴とも組み合わせて、参照および／または特許請求することができる。

様々な具体的な実施形態の観点から本発明を述べてきたが、当業者は、特許請求の範囲の趣旨および範囲に含まれる修正によって本発明を実施することができることを認識するはずである。

１００ ガスタービンエンジン
１０２ コンプレッサ
１０４ 燃焼器
１０６ 燃料ノズルアセンブリ
１０８ タービン
１１０ シャフト
１１２ ディフューザ
１１４ コンプレッサ排出プレナム
１２０ エンドカバー
１２２ 燃料ノズルアセンブリ
１２４ 燃焼器ケーシング
１２６ 燃焼器ライナ
１２８ 燃焼器チャンバ
１２９ 燃焼チャンバの冷却通路
１３０ 移行部
１３２ タービンノズル
１３４ 外側壁の開口部
１３６ 外側壁
１３８ 環状通路
１４０ 内側壁
１４２ ガイドキャビティ
３００ 燃料ノズルアセンブリ
３１０ 外側チューブ
３２０ 旋回翼アセンブリ
３３０ 穿孔された開口部
３４０ フランジ
３５０ 上部チューブ
３７０ 旋回翼シュラウド
４００ 燃料ノズルアセンブリ
４１０ 取り外し可能なバーナチューブ
４２０ ステム
４３０ 旋回翼アセンブリ
４４０ フランジ
４５０ 結合メカニズム
４６０ 空気通路開口部
４７０ 軸方向長さ
４８０ 半径方向長さ
５００ 燃料ノズルアセンブリ
５１０ 取り外し可能なバーナチューブ
５２０ 上部チューブ
５３０ 下部チューブ
５４０ 穿孔された複数の開口部
５５０ バッフル板アセンブリ
５６０ バッフル板
５７０ 軸方向長さ
５８０ 半径方向長さ
５９０ 空気ガイドベーン

Claims (7)

1. ガスタービン（１００）内で画定された燃焼チャンバ（１２８）に向けて流動体を送るように構成された燃料ノズルであって、当該燃料ノズルが、
   支持フランジ（４４０）と、
   旋回翼アセンブリ（４３０）と、
   ベース端に空気通路開口部（４６０）を有するバーナチューブ（４１０、５１０）と、
   前記バーナチューブの半径方向内側に位置するバッフル板（５６０）及びその下流側の空気ガイドベーン（５９０）を含むバッフル板アセンブリ（５５０）であって、燃料ノズル内で空気流を前記旋回翼アセンブリに向けて送るように構成されたバッフル板アセンブリ（５５０）と
   を備えており、
   燃料ノズルの動作中に前記バーナチューブの内側面が前記旋回翼アセンブリの外側面を囲むように前記バーナチューブが支持フランジ（３４０）に取り外し可能に結合されており、
   前記旋回翼アセンブリ（４３０）が第１の熱膨張係数を有する第１の材料で作られていて、前記バーナチューブ（４１０、５１０）が第１の熱膨張係数とは異なる第２の熱膨張係数を有する第２の材料で作られており、静止温度で前記バーナチューブを前記支持フランジから軸方向に摺動させることができる、燃料ノズル。
2. 前記第１の熱膨張係数が前記第２の熱膨張係数より高い、請求項１記載の燃料ノズル。
3. 前記バーナチューブ（４１０、５１０）が第２の材料及び第３の材料で作られていて、前記第３の材料が前記第２の材料より高い材料温度に耐えることができる、請求項１記載の燃料ノズル。
4. 前記バーナチューブ（４１０、５１０）が前記支持フランジ（４４０）に近接した上部チューブ（５２０）と前記燃焼チャンバ（１２８）に近接した下部チューブ（５３０）とを含んでおり、前記上部チューブ（５２０）が前記第２の材料で作られており、前記下部チューブ（５３０）が前記第３の材料で作られている、請求項３記載の燃料ノズル。
5. 前記バーナチューブ（４１０、５１０）が、静止温度で前記旋回翼アセンブリ（３２０、４３０）をきつくなく囲み、動作温度において前記旋回翼アセンブリをしっかりと囲む、請求項１乃至請求項４のいずれか１項記載の燃料ノズル。
6. 前記バッフル板アセンブリ（５５０）が前記空気通路開口部（４６０）の下流に位置する、請求項１乃至請求項５のいずれか１項記載の燃料ノズル。
7. 燃焼チャンバ（１２８）と、
   前記燃焼チャンバに向けて流動体を送るように構成された請求項１乃至請求項６のいずれか１項記載の燃料ノズルと
   を備える、ガスタービンエンジン（１００）。