JPH04244513A - 燃料噴射ノズル支持体 - Google Patents
燃料噴射ノズル支持体Info
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- JPH04244513A JPH04244513A JP3246434A JP24643491A JPH04244513A JP H04244513 A JPH04244513 A JP H04244513A JP 3246434 A JP3246434 A JP 3246434A JP 24643491 A JP24643491 A JP 24643491A JP H04244513 A JPH04244513 A JP H04244513A
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
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- Combustion & Propulsion (AREA)
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- General Engineering & Computer Science (AREA)
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- Spray-Type Burners (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はガスタービンエンジン燃
焼器に関し、特に、燃料噴射ノズルを燃焼器のドームに
装着するための支持体に関する。
焼器に関し、特に、燃料噴射ノズルを燃焼器のドームに
装着するための支持体に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジン燃焼器、例えば、
航空機を駆動するエンジン用の燃焼器には、通例、同軸
環状の外側および内側燃焼器ライナが含まれ、それらの
上流端は環状ドームにより連結されて内部に環状燃焼ド
ームを画成する。ドームに設けた複数の周方向に相隔た
る気化器により空燃混合気が燃焼器内に送り込まれ従来
の方式で点火されて燃焼ガスを発生する。
航空機を駆動するエンジン用の燃焼器には、通例、同軸
環状の外側および内側燃焼器ライナが含まれ、それらの
上流端は環状ドームにより連結されて内部に環状燃焼ド
ームを画成する。ドームに設けた複数の周方向に相隔た
る気化器により空燃混合気が燃焼器内に送り込まれ従来
の方式で点火されて燃焼ガスを発生する。
【０００３】各気化器は、典型的な空気スワーラ例えば
逆回り式スワーラと、その中に滑動自在に支持された燃
料噴射ノズルとを含む。圧縮空気が燃焼器の上流にある
従来の圧縮機からスワーラに導かれそして正確に流量規
制されてスワーラを通り、スワーラ内でノズルからの燃
料と混合して効率的な燃焼に適する空燃混合比になる。
逆回り式スワーラと、その中に滑動自在に支持された燃
料噴射ノズルとを含む。圧縮空気が燃焼器の上流にある
従来の圧縮機からスワーラに導かれそして正確に流量規
制されてスワーラを通り、スワーラ内でノズルからの燃
料と混合して効率的な燃焼に適する空燃混合比になる。
【０００４】燃焼器内で発生した燃焼ガスは燃焼器ライ
ナと燃焼器ドームとスワーラを加熱するので、それらの
熱膨縮が起こる。燃焼器はガスタービンエンジンの縦中
心線について環状であるから、ドームを含む燃焼器は加
熱された時半径方向外方に膨張して直径が増す。燃焼器
はまた加熱時に縦方向すなわち軸方向にも膨張して長さ
が増す。
ナと燃焼器ドームとスワーラを加熱するので、それらの
熱膨縮が起こる。燃焼器はガスタービンエンジンの縦中
心線について環状であるから、ドームを含む燃焼器は加
熱された時半径方向外方に膨張して直径が増す。燃焼器
はまた加熱時に縦方向すなわち軸方向にも膨張して長さ
が増す。
【０００５】他方、燃料噴射ノズルは通例、静止外殻に
支持された燃料噴射器ステムから突出している。ステム
とノズルを通流する燃料は比較的低温であるから、燃焼
器の作用中、燃焼器はノズルを支持する燃料ステムより
多く膨張する。従って、燃料噴射ノズルとスワーラとの
間の半径方向と軸方向の差動を許容してそれらに望まし
くない応力が発生しないようにしながら所要の正確な空
燃混合を達成しなければならない。同様に、燃焼器の温
度が下がるにつれ、燃焼器は収縮するので、その際の燃
焼器と燃料噴射ノズル間の差動も許容しなければならな
い。
支持された燃料噴射器ステムから突出している。ステム
とノズルを通流する燃料は比較的低温であるから、燃焼
器の作用中、燃焼器はノズルを支持する燃料ステムより
多く膨張する。従って、燃料噴射ノズルとスワーラとの
間の半径方向と軸方向の差動を許容してそれらに望まし
くない応力が発生しないようにしながら所要の正確な空
燃混合を達成しなければならない。同様に、燃焼器の温
度が下がるにつれ、燃焼器は収縮するので、その際の燃
焼器と燃料噴射ノズル間の差動も許容しなければならな
い。
【０００６】燃料噴射ノズルと、燃焼器ドームに結合し
たスワーラとの間の熱差動を許容する従来の一手段は自
由浮動フェルール（はめ輪）を包含し、このフェルール
はスワーラに滑動自在に結合され、対応する燃料噴射ノ
ズルを滑動自在に受入れる。さらに詳述すると、このフ
ェルールには中央内孔が燃料ノズルと同軸的に設けられ
、燃料ノズルを軸方向滑動係合状態に受入れて支持する
。フェルールはまた半径方向に延在する円形フランジを
含み、これはスワーラ内に従来のように滑動自在に捕捉
されているので、フェルールはスワーラに対して半径方
向に移動できる。従って、燃料ノズルと、燃焼器ドーム
に結合したスワーラとの間の熱差動の発生時に、ノズル
はフェルール内孔内を軸方向に自由に滑動し、また、ス
ワーラに対して半径方向に自由に動くフェルールと共に
半径方向に自由に移動する。
たスワーラとの間の熱差動を許容する従来の一手段は自
由浮動フェルール（はめ輪）を包含し、このフェルール
はスワーラに滑動自在に結合され、対応する燃料噴射ノ
ズルを滑動自在に受入れる。さらに詳述すると、このフ
ェルールには中央内孔が燃料ノズルと同軸的に設けられ
、燃料ノズルを軸方向滑動係合状態に受入れて支持する
。フェルールはまた半径方向に延在する円形フランジを
含み、これはスワーラ内に従来のように滑動自在に捕捉
されているので、フェルールはスワーラに対して半径方
向に移動できる。従って、燃料ノズルと、燃焼器ドーム
に結合したスワーラとの間の熱差動の発生時に、ノズル
はフェルール内孔内を軸方向に自由に滑動し、また、ス
ワーラに対して半径方向に自由に動くフェルールと共に
半径方向に自由に移動する。
【０００７】しかし、フェルールは自由浮動型であり、
従って、スワーラに対して半径方向と周方向に所定限度
内で移動できるので、ガスタービンエンジンと燃焼器の
作用中空気力学的な力と振動力を受ける。例えば、圧縮
機からの圧縮空気流は燃焼器内の燃焼ガスに比べて高圧
であり、フェルールを押圧するように作用する。さらに
、ガスタービンエンジンは圧縮機ロータ等の様々な回転
部品を含むので、励振力が発生してフェルールに作用す
る。
従って、スワーラに対して半径方向と周方向に所定限度
内で移動できるので、ガスタービンエンジンと燃焼器の
作用中空気力学的な力と振動力を受ける。例えば、圧縮
機からの圧縮空気流は燃焼器内の燃焼ガスに比べて高圧
であり、フェルールを押圧するように作用する。さらに
、ガスタービンエンジンは圧縮機ロータ等の様々な回転
部品を含むので、励振力が発生してフェルールに作用す
る。
【０００８】従って、フェルールは運転中燃料ノズルに
対して振動しかつ回転する。この運動は通例望ましくな
い。なぜならそれはフェルールと燃料ノズルおよびスワ
ーラとの間の摩擦による摩耗を引起こし、それらの有効
寿命を減らすからである。従って、フェルールには通例
半径方向に延在するタブまたは耳部が設けられ、スワー
ラに接合した補完的な半径方向延在止め部に対して配置
されているので、運転中耳部は止め部と接触してフェル
ールの回転を防ぐ。
対して振動しかつ回転する。この運動は通例望ましくな
い。なぜならそれはフェルールと燃料ノズルおよびスワ
ーラとの間の摩擦による摩耗を引起こし、それらの有効
寿命を減らすからである。従って、フェルールには通例
半径方向に延在するタブまたは耳部が設けられ、スワー
ラに接合した補完的な半径方向延在止め部に対して配置
されているので、運転中耳部は止め部と接触してフェル
ールの回転を防ぐ。
【０００９】耳部とそれぞれの止め部との間の接触面積
は比較的小さく、耳部と止め部も運転中摩耗しやすい。 それゆえ、耳部と止め部の摩耗はフェルールとスワーラ
の有用寿命に影響を与える。なぜなら、これら部品は望
ましくない摩耗を防ぐために定期的に交換しなければな
らないからである。そのような摩耗が起こると運転中耳
部または止め部が離脱してエンジン内を下流に移動し別
の破損を引起こすおそれがある。
は比較的小さく、耳部と止め部も運転中摩耗しやすい。 それゆえ、耳部と止め部の摩耗はフェルールとスワーラ
の有用寿命に影響を与える。なぜなら、これら部品は望
ましくない摩耗を防ぐために定期的に交換しなければな
らないからである。そのような摩耗が起こると運転中耳
部または止め部が離脱してエンジン内を下流に移動し別
の破損を引起こすおそれがある。
【００１０】さらに、耳部と止め部を設けると、フェル
ールとスワーラの機構の複雑さと費用が増し、その度合
いは、代表的な燃焼器においてかなりの数の燃料ノズル
がドームの周囲に沿って用いられるという事実により増
大する。さらに、もっと進んだガスタービンエンジンで
は、二重ドーム形状が考えられており、その場合２つの
同心の外側および内側ドームそれぞれに複数の気化器を
設けるので、必要なフェルールの数とそれに対応する耳
部と止め部の数がさらに増す。
ールとスワーラの機構の複雑さと費用が増し、その度合
いは、代表的な燃焼器においてかなりの数の燃料ノズル
がドームの周囲に沿って用いられるという事実により増
大する。さらに、もっと進んだガスタービンエンジンで
は、二重ドーム形状が考えられており、その場合２つの
同心の外側および内側ドームそれぞれに複数の気化器を
設けるので、必要なフェルールの数とそれに対応する耳
部と止め部の数がさらに増す。
【００１１】
【発明の目的】従って、本発明の目的は新規改良燃料噴
射ノズル支持体を提供することである。
射ノズル支持体を提供することである。
【００１２】本発明の他の目的は、ノズル支持体フェル
ールの周方向回転を抑制する比較的簡単な手段をもつ燃
料噴射ノズル支持体を提供することである。
ールの周方向回転を抑制する比較的簡単な手段をもつ燃
料噴射ノズル支持体を提供することである。
【００１３】本発明の他の目的は、次のような燃料噴射
ノズル支持体、すなわち、その回転を抑制するための突
出耳部と補完止め部とを要しない支持体を提供すること
である。
ノズル支持体、すなわち、その回転を抑制するための突
出耳部と補完止め部とを要しない支持体を提供すること
である。
【００１４】本発明の他の目的は、回り止め用の耳部と
止め部の離脱による異物損傷のおそれをなくする燃料噴
射ノズル支持体を提供することである。
止め部の離脱による異物損傷のおそれをなくする燃料噴
射ノズル支持体を提供することである。
【００１５】
【発明の概要】燃料噴射ノズル支持体が、燃焼器ドーム
に結合し得る支持板と、この支持板に滑動自在に結合さ
れたフェルール（はめ輪）とを含む。フェルールはベー
スと、燃料噴射ノズルを滑動自在に受入れる内孔とを有
する。フェルールベースは非円形周縁を有し、そして支
持板はフェルールベースを受入れる容器を含み、この容
器はフェルールベース周縁に対して補完的な内周を有し
、フェルールベースの所定最大回転より大きな回転を防
止するとともにフェルールベースの半径方向並進運動を
許容して燃料噴射ノズルと支持板との熱差動を許容する
。一実施例では、支持板は、燃焼器ドームに固定され支
持されるスワーラの逆回り式旋回羽根を備えるように形
成される。
に結合し得る支持板と、この支持板に滑動自在に結合さ
れたフェルール（はめ輪）とを含む。フェルールはベー
スと、燃料噴射ノズルを滑動自在に受入れる内孔とを有
する。フェルールベースは非円形周縁を有し、そして支
持板はフェルールベースを受入れる容器を含み、この容
器はフェルールベース周縁に対して補完的な内周を有し
、フェルールベースの所定最大回転より大きな回転を防
止するとともにフェルールベースの半径方向並進運動を
許容して燃料噴射ノズルと支持板との熱差動を許容する
。一実施例では、支持板は、燃焼器ドームに固定され支
持されるスワーラの逆回り式旋回羽根を備えるように形
成される。
【００１６】本発明は、他の目的と利点とともに、添付
図面と関連する以下の詳述からさらに明らかとなろう。
図面と関連する以下の詳述からさらに明らかとなろう。
【００１７】
【実施例の記載】図１にガスタービンエンジンの縦方向
すなわち軸方向中心線１２を中心として配置した環状の
二重ドーム燃焼器１０を例示する。二重ドーム燃焼器を
例示してあるが、本発明は従来の単一ドーム燃焼器にも
実際に適用できるものである。燃焼器１０には簡略に示
した従来の環状外側ライナ１４を含まれ、後端１４ａを
有し、この後端はエンジンの環状外側ケーシング１６に
従来のように固定状に支持されている。また燃焼器１０
にはやはり簡略に示した従来の環状内側ライナ１８が含
まれ、外側ライナ１４から半径方向内方に隔たっており
そして後端１８ａを有し、この後端はエンジンの環状内
側ケーシング２０に従来のように固定状に支持されてい
る。
すなわち軸方向中心線１２を中心として配置した環状の
二重ドーム燃焼器１０を例示する。二重ドーム燃焼器を
例示してあるが、本発明は従来の単一ドーム燃焼器にも
実際に適用できるものである。燃焼器１０には簡略に示
した従来の環状外側ライナ１４を含まれ、後端１４ａを
有し、この後端はエンジンの環状外側ケーシング１６に
従来のように固定状に支持されている。また燃焼器１０
にはやはり簡略に示した従来の環状内側ライナ１８が含
まれ、外側ライナ１４から半径方向内方に隔たっており
そして後端１８ａを有し、この後端はエンジンの環状内
側ケーシング２０に従来のように固定状に支持されてい
る。
【００１８】外側ライナ１４はまた前端１４ｂを有し、
この前端は、例えばナット付きのボルトにより、従来の
環状の半径方向外側第１ドーム２２に従来のように固定
されている。内側ライナ１８はまた前端１８ｂを有し、
この前端は、例えばボルトにより環状の半径方向内側第
２ドーム２４に従来のように固定されている。従来の環
状中空中央体２６が、例えばボルトにより第１ドーム２
２の半径方向内側周囲に固定されるとともに第２ドーム
２４の半径方向外側周囲に固定されている。第１ドーム
２２と第２ドーム２４と中央体２６はすべて中心線１２
の周りに同軸的に配置されている。
この前端は、例えばナット付きのボルトにより、従来の
環状の半径方向外側第１ドーム２２に従来のように固定
されている。内側ライナ１８はまた前端１８ｂを有し、
この前端は、例えばボルトにより環状の半径方向内側第
２ドーム２４に従来のように固定されている。従来の環
状中空中央体２６が、例えばボルトにより第１ドーム２
２の半径方向内側周囲に固定されるとともに第２ドーム
２４の半径方向外側周囲に固定されている。第１ドーム
２２と第２ドーム２４と中央体２６はすべて中心線１２
の周りに同軸的に配置されている。
【００１９】第１ドーム２２と第２ドーム２４はそれぞ
れ複数の周方向に相隔たるドーム入口２８を有し、これ
らの入口内に、対応する複数の気化器３０を支持する。 気化器３０と第１および第２ドーム２２、２４は、本発
明のこの実施例では、好適寸法を除けば同じであるから
、１個の気化器３０を説明すればそれは第１および第２
ドーム２２、２４の両方における全ての気化器３０に当
てはまる。
れ複数の周方向に相隔たるドーム入口２８を有し、これ
らの入口内に、対応する複数の気化器３０を支持する。 気化器３０と第１および第２ドーム２２、２４は、本発
明のこの実施例では、好適寸法を除けば同じであるから
、１個の気化器３０を説明すればそれは第１および第２
ドーム２２、２４の両方における全ての気化器３０に当
てはまる。
【００２０】各気化器３０は、従来の燃料ステム３４か
ら突出した従来の燃料噴射ノズル３２を含んでいる。燃
料ステム３４はケーシング１６にそれから半径方向内方
に延在するように従来の仕方で支持され、そして燃料３
６が従来の方式で供給される。この燃料はノズル３２か
ら噴射されてドーム入口２８を通る。各気化器３０はま
た逆回り式スワーラ３８を含み、このスワーラは、本発
明の一実施例による燃料噴射ノズル支持体４０を除けば
従来のものである。この実施例では、各スワーラ３８は
、例えばろう付けにより、従来の環状邪魔板４２に従来
のように固定されている。邪魔板４２も、例えばろう付
けにより、それぞれのドーム入口２８を介してそれぞれ
のドーム２２、２４に従来のように固定状に支持されて
いる。
ら突出した従来の燃料噴射ノズル３２を含んでいる。燃
料ステム３４はケーシング１６にそれから半径方向内方
に延在するように従来の仕方で支持され、そして燃料３
６が従来の方式で供給される。この燃料はノズル３２か
ら噴射されてドーム入口２８を通る。各気化器３０はま
た逆回り式スワーラ３８を含み、このスワーラは、本発
明の一実施例による燃料噴射ノズル支持体４０を除けば
従来のものである。この実施例では、各スワーラ３８は
、例えばろう付けにより、従来の環状邪魔板４２に従来
のように固定されている。邪魔板４２も、例えばろう付
けにより、それぞれのドーム入口２８を介してそれぞれ
のドーム２２、２４に従来のように固定状に支持されて
いる。
【００２１】圧縮空気流４４が燃焼器１０の上流に配置
した圧縮機（図示せず）から燃焼器１０に従来のように
導かれて燃焼器１０の冷却と燃焼用空気流の供給とに役
立つ。例えば、圧縮空気流４４は従来のようにスワーラ
３８を通りその中でノズル３２からの燃料３６と混合さ
れて所定の空燃混合気を生成する。この混合気は第１お
よび第２ドーム２２、２４の下流に流れそして従来のよ
うに点火されて燃焼ガス４６を発生する。燃焼ガス４６
は燃焼器１０から排出され、圧縮機を駆動する従来のタ
ービン（図示せず）に達する。
した圧縮機（図示せず）から燃焼器１０に従来のように
導かれて燃焼器１０の冷却と燃焼用空気流の供給とに役
立つ。例えば、圧縮空気流４４は従来のようにスワーラ
３８を通りその中でノズル３２からの燃料３６と混合さ
れて所定の空燃混合気を生成する。この混合気は第１お
よび第２ドーム２２、２４の下流に流れそして従来のよ
うに点火されて燃焼ガス４６を発生する。燃焼ガス４６
は燃焼器１０から排出され、圧縮機を駆動する従来のタ
ービン（図示せず）に達する。
【００２２】燃焼器１０の作用中、燃焼ガス４６は外側
および内側ライナ１４、１８とドーム２２、２４とを加
熱するので、それらはエンジン中心線１２から半径方向
外方に膨張するとともにライナの下流端１４ａ、１８ａ
から軸方向に上流に向かって膨張する。燃料ステム３４
は比較的低温の燃料３６を通すので、燃焼器１０より低
温であり、その結果、燃料ステム３４と燃焼器１０との
間の熱差動が半径方向と軸方向に生じる。従って、本発
明の一実施例による燃料噴射ノズル支持体４０を設ける
ことにより、ノズル３２をドーム２２、２４に、相互間
の軸方向および半径方向差動を許容するように支持させ
、望ましくない熱応力を防止する。このような熱応力は
、これらの部品を互いに固定すれば発生するものである
。
および内側ライナ１４、１８とドーム２２、２４とを加
熱するので、それらはエンジン中心線１２から半径方向
外方に膨張するとともにライナの下流端１４ａ、１８ａ
から軸方向に上流に向かって膨張する。燃料ステム３４
は比較的低温の燃料３６を通すので、燃焼器１０より低
温であり、その結果、燃料ステム３４と燃焼器１０との
間の熱差動が半径方向と軸方向に生じる。従って、本発
明の一実施例による燃料噴射ノズル支持体４０を設ける
ことにより、ノズル３２をドーム２２、２４に、相互間
の軸方向および半径方向差動を許容するように支持させ
、望ましくない熱応力を防止する。このような熱応力は
、これらの部品を互いに固定すれば発生するものである
。
【００２３】図２〜図４は、図１に示した第２ドーム２
４に適用した本発明の好適実施例による燃料噴射ノズル
支持体４０を示す。第１ドーム２２用の支持体４０は寸
法を除けば同じであるから、それについては別に説明し
ない。スワーラ３８と邪魔板４２は、図３に例示のよう
にドーム入口２８の軸方向すなわち縦方向中心線４８の
周りに従来のように同軸的に配置されている。
４に適用した本発明の好適実施例による燃料噴射ノズル
支持体４０を示す。第１ドーム２２用の支持体４０は寸
法を除けば同じであるから、それについては別に説明し
ない。スワーラ３８と邪魔板４２は、図３に例示のよう
にドーム入口２８の軸方向すなわち縦方向中心線４８の
周りに従来のように同軸的に配置されている。
【００２４】ノズル支持体４０は、後に詳述のようにド
ーム２４に固定した支持板５０を含み、そして支持板中
央開口５２を有する。この支持板開口は中心線４８につ
いて同軸的にドーム入口２８と連通している。支持板５
０はまた、上流方向に面する前面５４と、下流方向に面
する反対側の後面５６とを有する。ノズル支持体４０は
またベース６０を有するフェルール５８を含み、ベース
６０は上流に面する前面６２と下流に面する後面６４と
を有する。ベース６０の中央にはフェルール内孔６６が
設けられ、燃料噴射ノズル３２を軸方向に滑動自在に受
入れる。内孔６６の内径はノズル３２の外径より通常わ
ずかに大きくて滑りばめを可能にしかつ製造公差と相互
間の予想熱膨張差とに対応している。内孔６６は中心線
４８についてほぼ同軸的に支持板開口５２と連通してい
るので、ノズル３２からの燃料３６はドーム入口２８を
経て燃焼器１０内に噴射され得る。
ーム２４に固定した支持板５０を含み、そして支持板中
央開口５２を有する。この支持板開口は中心線４８につ
いて同軸的にドーム入口２８と連通している。支持板５
０はまた、上流方向に面する前面５４と、下流方向に面
する反対側の後面５６とを有する。ノズル支持体４０は
またベース６０を有するフェルール５８を含み、ベース
６０は上流に面する前面６２と下流に面する後面６４と
を有する。ベース６０の中央にはフェルール内孔６６が
設けられ、燃料噴射ノズル３２を軸方向に滑動自在に受
入れる。内孔６６の内径はノズル３２の外径より通常わ
ずかに大きくて滑りばめを可能にしかつ製造公差と相互
間の予想熱膨張差とに対応している。内孔６６は中心線
４８についてほぼ同軸的に支持板開口５２と連通してい
るので、ノズル３２からの燃料３６はドーム入口２８を
経て燃焼器１０内に噴射され得る。
【００２５】図４と図５にさらに詳細に示すように、本
発明によるフェルールベース６０は非円形周縁６８を有
し、この周縁はその回転を抑制するために従来用いたよ
うな突出タブまたは耳部の欠如を特徴とし、また支持板
５０はフェルールベース６０を受入れる容器７０を含む
。容器７０は内周７２を有し、この内周は好ましくは形
状がフェルールベース周縁６８に対して補完的であり、
フェルールベース６０の、中心線４８に対する所定最大
回転Ｒｍａｘ より大きな回転を抑制または防止すると
ともに、フェルールベース６０の、エンジン中心線１２
およびドーム入口中心線４８に対する半径方向の所定最
大並進運動までの半径方向並進運動を許容することによ
り、燃料噴射ノズル３２と支持板５０との間の熱差動を
許容する。燃料噴射ノズル支持体４０はまたは、フェル
ール５８を支持板容器７０内に中心線４８について軸方
向に保持するための保持板７４の形態の手段を含んでい
る。
発明によるフェルールベース６０は非円形周縁６８を有
し、この周縁はその回転を抑制するために従来用いたよ
うな突出タブまたは耳部の欠如を特徴とし、また支持板
５０はフェルールベース６０を受入れる容器７０を含む
。容器７０は内周７２を有し、この内周は好ましくは形
状がフェルールベース周縁６８に対して補完的であり、
フェルールベース６０の、中心線４８に対する所定最大
回転Ｒｍａｘ より大きな回転を抑制または防止すると
ともに、フェルールベース６０の、エンジン中心線１２
およびドーム入口中心線４８に対する半径方向の所定最
大並進運動までの半径方向並進運動を許容することによ
り、燃料噴射ノズル３２と支持板５０との間の熱差動を
許容する。燃料噴射ノズル支持体４０はまたは、フェル
ール５８を支持板容器７０内に中心線４８について軸方
向に保持するための保持板７４の形態の手段を含んでい
る。
【００２６】再び図４と図５を参照して非円形のフェル
ールベース周縁６８を詳述する。好適実施例では、周縁
６８は四辺形であり、相隔たる真っ直ぐな第１縁６８ａ
と第２縁６８ｂを有し、両縁は互いに平行でありかつエ
ンジン中心線１２から外向きに垂直に延在する半径方向
軸線７６とほぼ平行である。支持板５０は、相隔たる、
好ましくは真っ直ぐな第１フランジ７０ａと第２フラン
ジ７０ｂを含み、両フランジは支持板５０の前面５４か
ら垂直に突出しかつ互いに平行に配置されて容器７０を
形成する。第１および第２フランジ７０ａ、７０ｂはそ
れぞれ、図５に示すように、周縁の第１および第２縁６
８ａ、６８ｂから所定間隔だけ隔たっており周方向間隙
Ｃｃ を画成する。好適実施例では、ベース６０は第１
および第２縁６８ａ、６８ｂ間で測った幅Ｗ１ を有し
、この幅は第１および第２フランジ７０ａ、７０ｂ間で
測った容器７０の幅Ｗ２より小さいように予め定められ
ている。このため、ほぼ等しい周方向間隙Ｃｃ が第１
縁６８ａと第１フランジ７０ａ間と、第２縁６８ｂと第
２フランジ７０ｂ間とに存在する。これらの周方向間隙
Ｃｃ は約７０ミル（０．１７８ｃｍ）で、製造累積公
差に対処し得るものであり、従って、約２．７ ゜ の
最大回転Ｒｍａｘ までのフェルール５８の回転を可能
にする。破線５８ｒで示すように、フェルール５８は時
計方向に最大回転角Ｒｍａｘ までそして反時計方向に
も同じ最大回転角Ｒｍａｘまで（すなわちプラスまたは
マイナスＲｍａｘ まで）回転できる。
ールベース周縁６８を詳述する。好適実施例では、周縁
６８は四辺形であり、相隔たる真っ直ぐな第１縁６８ａ
と第２縁６８ｂを有し、両縁は互いに平行でありかつエ
ンジン中心線１２から外向きに垂直に延在する半径方向
軸線７６とほぼ平行である。支持板５０は、相隔たる、
好ましくは真っ直ぐな第１フランジ７０ａと第２フラン
ジ７０ｂを含み、両フランジは支持板５０の前面５４か
ら垂直に突出しかつ互いに平行に配置されて容器７０を
形成する。第１および第２フランジ７０ａ、７０ｂはそ
れぞれ、図５に示すように、周縁の第１および第２縁６
８ａ、６８ｂから所定間隔だけ隔たっており周方向間隙
Ｃｃ を画成する。好適実施例では、ベース６０は第１
および第２縁６８ａ、６８ｂ間で測った幅Ｗ１ を有し
、この幅は第１および第２フランジ７０ａ、７０ｂ間で
測った容器７０の幅Ｗ２より小さいように予め定められ
ている。このため、ほぼ等しい周方向間隙Ｃｃ が第１
縁６８ａと第１フランジ７０ａ間と、第２縁６８ｂと第
２フランジ７０ｂ間とに存在する。これらの周方向間隙
Ｃｃ は約７０ミル（０．１７８ｃｍ）で、製造累積公
差に対処し得るものであり、従って、約２．７ ゜ の
最大回転Ｒｍａｘ までのフェルール５８の回転を可能
にする。破線５８ｒで示すように、フェルール５８は時
計方向に最大回転角Ｒｍａｘ までそして反時計方向に
も同じ最大回転角Ｒｍａｘまで（すなわちプラスまたは
マイナスＲｍａｘ まで）回転できる。
【００２７】従って、第１および第２フランジ７０ａ、
７０ｂに対して容器７０内に配置した第１および第２縁
６８ａ、６８ｂは、従来の突出耳部と対応止め部の必要
なしに、静止支持板５０に対するフェルール５８の中心
線４８周りの回転を抑制する。フェルールベース６０全
体を容器７０内で利用して回転を抑止することにより、
かなりの量の摩耗が両構成部に生じてもなおフェルール
５８の回転をその有用寿命中適切に抑制できる。
７０ｂに対して容器７０内に配置した第１および第２縁
６８ａ、６８ｂは、従来の突出耳部と対応止め部の必要
なしに、静止支持板５０に対するフェルール５８の中心
線４８周りの回転を抑制する。フェルールベース６０全
体を容器７０内で利用して回転を抑止することにより、
かなりの量の摩耗が両構成部に生じてもなおフェルール
５８の回転をその有用寿命中適切に抑制できる。
【００２８】さらに、真っ直ぐな両縁６８ａ、６８ｂと
真っ直ぐな両フランジ７０ａ、７０ｂは、容器７０内の
フェルール５８の半径方向並進運動を許容して、フェル
ール内孔６６内の燃料噴射ノズル３２と、静止支持板５
０およびドーム２４との間の半径方向熱差動を許容する
のに好適である。運転中ノズル３２は半径方向熱移動が
ドーム２４より遅れるので、ノズル３２に載っているフ
ェルール５８は、支持板５０がドーム２４と共に半径方
向に動く間、ノズル３２と共にとどまる。周方向間隙Ｃ
ｃ と真っ直ぐな縁部６８ａ、６８ｂとフランジ７０ａ
、７０ｂを設けることにより、この半径方向熱差動は、
燃料ノズル３２とドーム２４に曲げ荷重をかけることな
く許容される。
真っ直ぐな両フランジ７０ａ、７０ｂは、容器７０内の
フェルール５８の半径方向並進運動を許容して、フェル
ール内孔６６内の燃料噴射ノズル３２と、静止支持板５
０およびドーム２４との間の半径方向熱差動を許容する
のに好適である。運転中ノズル３２は半径方向熱移動が
ドーム２４より遅れるので、ノズル３２に載っているフ
ェルール５８は、支持板５０がドーム２４と共に半径方
向に動く間、ノズル３２と共にとどまる。周方向間隙Ｃ
ｃ と真っ直ぐな縁部６８ａ、６８ｂとフランジ７０ａ
、７０ｂを設けることにより、この半径方向熱差動は、
燃料ノズル３２とドーム２４に曲げ荷重をかけることな
く許容される。
【００２９】再び図４と図５を参照するに、フェルール
ベース周縁６８は、第１および第２縁６８ａ、６８ｂそ
れぞれの半径方向外側の第１端７８と接合した弧状の第
３縁６８ｃと、第１および第２縁６８ａ、６８ｂそれぞ
れの反対側すなわち半径方向内側の第２端８０と接合し
た弧状の第４縁６８ｄとをさらに含むことが好ましい。
ベース周縁６８は、第１および第２縁６８ａ、６８ｂそ
れぞれの半径方向外側の第１端７８と接合した弧状の第
３縁６８ｃと、第１および第２縁６８ａ、６８ｂそれぞ
れの反対側すなわち半径方向内側の第２端８０と接合し
た弧状の第４縁６８ｄとをさらに含むことが好ましい。
【００３０】補完的に、支持板５０は、第１および第２
フランジ７０ａ、７０ｂそれぞれの半径方向外側の第１
端８２と合体した弧状の第３フランジ７０ｃと、第１お
よび第２フランジ７０ａ、７０ｂそれぞれの反対側すな
わち半径方向内側の第２端８４と合体した弧状の第４フ
ランジ７０ｄとをさらに含むことが好ましい。第３およ
び第４フランジ７０ｃ、７０ｄもまた支持板前面５４か
ら垂直に突出しており、そして第１、第２、第３および
第４フランジ７０ａ、７０ｂ、７０ｃ、７０ｄは共に容
器７０を形成している。
フランジ７０ａ、７０ｂそれぞれの半径方向外側の第１
端８２と合体した弧状の第３フランジ７０ｃと、第１お
よび第２フランジ７０ａ、７０ｂそれぞれの反対側すな
わち半径方向内側の第２端８４と合体した弧状の第４フ
ランジ７０ｄとをさらに含むことが好ましい。第３およ
び第４フランジ７０ｃ、７０ｄもまた支持板前面５４か
ら垂直に突出しており、そして第１、第２、第３および
第４フランジ７０ａ、７０ｂ、７０ｃ、７０ｄは共に容
器７０を形成している。
【００３１】第３および第４縁６８ｃ、６８ｄと第３お
よび第４フランジ７０ｃ、７０ｄはそれぞれの外径Ｄ１
と内径Ｄ２ をもつそれぞれの円のある部分を占めて
いる。内径Ｄ２ は外径Ｄ１ より大きいように予め定
められているので、第３および第４縁６８ｃ、６８ｄは
それぞれ第３および第４フランジ７０ｃ、７０ｄから半
径方向内方に隔たり、ほぼ等しい半径方向間隙Ｃｒ を
画成する。半径方向間隙Ｃｒ は好適実施例ではほぼ等
しいが、個々の設計に応じて変えてもよい。しかし、い
かなる場合も半径方向間隙Ｃｒ は、燃料噴射ノズル３
２にはめ合わせたフェルール５８と、ドーム２４に結合
した静止支持板５０との間の半径方向熱差動を可能にす
る。半径方向間隙Ｃｒ はまた、エンジン中心線１２と
支持板５０とに対するフェルール５８の半径方向の所定
最大並進運動と呼ばれる。フェルール５８は半径方向外
方または半径方向内方に最大並進運動Ｃｒ （すなわち
プラスまたはマイナスＣｒ ）に達するまで移動できる
。
よび第４フランジ７０ｃ、７０ｄはそれぞれの外径Ｄ１
と内径Ｄ２ をもつそれぞれの円のある部分を占めて
いる。内径Ｄ２ は外径Ｄ１ より大きいように予め定
められているので、第３および第４縁６８ｃ、６８ｄは
それぞれ第３および第４フランジ７０ｃ、７０ｄから半
径方向内方に隔たり、ほぼ等しい半径方向間隙Ｃｒ を
画成する。半径方向間隙Ｃｒ は好適実施例ではほぼ等
しいが、個々の設計に応じて変えてもよい。しかし、い
かなる場合も半径方向間隙Ｃｒ は、燃料噴射ノズル３
２にはめ合わせたフェルール５８と、ドーム２４に結合
した静止支持板５０との間の半径方向熱差動を可能にす
る。半径方向間隙Ｃｒ はまた、エンジン中心線１２と
支持板５０とに対するフェルール５８の半径方向の所定
最大並進運動と呼ばれる。フェルール５８は半径方向外
方または半径方向内方に最大並進運動Ｃｒ （すなわち
プラスまたはマイナスＣｒ ）に達するまで移動できる
。
【００３２】本発明の代替実施例では、第３および第４
フランジ７０ｃ、７０ｄを除き得る。こうすると、第１
および第２フランジ７０ａ、７０ｂだけが容器７０を形
成するので、容器の半径方向外側および内側端部が開い
た状態になる。しかし、第３および第４フランジ７０ｃ
、７０ｄは、フェルール５８の半径方向移動を制限し、
組立てのためのフェルール５８とノズル３２との整合を
良くするのに好適である。さらに、第３および第４フラ
ンジ７０ｃ、７０ｄは、保持板７４を支持板５０に３６
０ ゜にわたって固定して振動応答を減らすにも好適で
ある。
フランジ７０ｃ、７０ｄを除き得る。こうすると、第１
および第２フランジ７０ａ、７０ｂだけが容器７０を形
成するので、容器の半径方向外側および内側端部が開い
た状態になる。しかし、第３および第４フランジ７０ｃ
、７０ｄは、フェルール５８の半径方向移動を制限し、
組立てのためのフェルール５８とノズル３２との整合を
良くするのに好適である。さらに、第３および第４フラ
ンジ７０ｃ、７０ｄは、保持板７４を支持板５０に３６
０ ゜にわたって固定して振動応答を減らすにも好適で
ある。
【００３３】図２と図４に示すように、例えば、保持板
７４は支持板の第１、第２、第３および第４フランジ７
０ａ、７０ｂ、７０ｃ、７０ｄに溶接またはろう付けに
より固定される。好適実施例では、保持板７４の外周７
４ｂは第１、第２、第３および第４フランジ７０ａ、７
０ｂ、７０ｃ、７０ｄの輪郭に対して形状が補完的であ
る。保持板７４には中央間隙孔８６が設けられノズル３
２を受入れかつノズル３２の無拘束の軸方向並進運動と
横方向すなわち半径方向および周方向の並進運動を許容
する。
７４は支持板の第１、第２、第３および第４フランジ７
０ａ、７０ｂ、７０ｃ、７０ｄに溶接またはろう付けに
より固定される。好適実施例では、保持板７４の外周７
４ｂは第１、第２、第３および第４フランジ７０ａ、７
０ｂ、７０ｃ、７０ｄの輪郭に対して形状が補完的であ
る。保持板７４には中央間隙孔８６が設けられノズル３
２を受入れかつノズル３２の無拘束の軸方向並進運動と
横方向すなわち半径方向および周方向の並進運動を許容
する。
【００３４】さらに詳述すると、好適実施例では、フェ
ルール５８には従来の円錐形パイロットまたは張り開き
部８８が含まれ、前面６２から外向きに延在し、組立て
中ノズル３２をフェルール内孔６６内に案内する。組立
て中、図４に示したようなフェルール５８は、まず、そ
の後面６４が支持板５０の前面５４と接触するように、
容器７０内に配置される。次いで、保持板７４をフェル
ール５８に被せて間隙孔８６にパイロット８８を通す。 パイロット８８は、間隙孔８６の直径Ｄ４ より小さい
ように予め定められた最大外径Ｄ３ を有する。フラン
ジ７０ａ、７０ｂ、７０ｃ、７０ｄの高さｈはフェルー
ルベース６０の厚さｔより大きいように予め定められ、
これにより約１５ミル（０．０３８ｃｍ ）の比較的小
さな間隙が画成されるので、フェルール５８は容器７０
内を滑動できる。パイロット８８は間隙孔８６の直径Ｄ
４ より小さいように予め定められた最小直径Ｄ５ を
有するので、フェルール５８はプラスまたはマイナスＣ
ｒ およびＣｃ の最大並進運動に達するまで容器７０
内を滑動できる。間隙孔８６の直径Ｄ４ はまたはフェ
ルール５８（すなわちベース周縁の第３および第４縁６
８ｃ、６８ｄ）の直径Ｄ１ より小さいので、ひとたび
保持板７４が支持板５０に固定されるとフェルール５８
は容器７０内に軸方向に保持される。
ルール５８には従来の円錐形パイロットまたは張り開き
部８８が含まれ、前面６２から外向きに延在し、組立て
中ノズル３２をフェルール内孔６６内に案内する。組立
て中、図４に示したようなフェルール５８は、まず、そ
の後面６４が支持板５０の前面５４と接触するように、
容器７０内に配置される。次いで、保持板７４をフェル
ール５８に被せて間隙孔８６にパイロット８８を通す。 パイロット８８は、間隙孔８６の直径Ｄ４ より小さい
ように予め定められた最大外径Ｄ３ を有する。フラン
ジ７０ａ、７０ｂ、７０ｃ、７０ｄの高さｈはフェルー
ルベース６０の厚さｔより大きいように予め定められ、
これにより約１５ミル（０．０３８ｃｍ ）の比較的小
さな間隙が画成されるので、フェルール５８は容器７０
内を滑動できる。パイロット８８は間隙孔８６の直径Ｄ
４ より小さいように予め定められた最小直径Ｄ５ を
有するので、フェルール５８はプラスまたはマイナスＣ
ｒ およびＣｃ の最大並進運動に達するまで容器７０
内を滑動できる。間隙孔８６の直径Ｄ４ はまたはフェ
ルール５８（すなわちベース周縁の第３および第４縁６
８ｃ、６８ｄ）の直径Ｄ１ より小さいので、ひとたび
保持板７４が支持板５０に固定されるとフェルール５８
は容器７０内に軸方向に保持される。
【００３５】好適実施例では、フェルールベース後面６
４は好ましくは平らでありまた支持板前面５４も平らで
あり、従って、後面６４は運転中前面５４と密封接触す
るように配置され得る。運転中、圧縮空気流４４はフェ
ルールベース６０に圧力をかけベース６０を支持板前面
５４に押圧する。その結果生じる密封により、圧縮空気
流４４が従来周知のような精密な所定態様でスワーラ３
８を通ることが確実になる。
４は好ましくは平らでありまた支持板前面５４も平らで
あり、従って、後面６４は運転中前面５４と密封接触す
るように配置され得る。運転中、圧縮空気流４４はフェ
ルールベース６０に圧力をかけベース６０を支持板前面
５４に押圧する。その結果生じる密封により、圧縮空気
流４４が従来周知のような精密な所定態様でスワーラ３
８を通ることが確実になる。
【００３６】従って、上述の燃料噴射ノズル支持体４０
は、燃料噴射ノズル３２とドーム２４との間の熱差動を
許容し、かつ従来の耳部と止め部を使用することなくフ
ェルール５８の回転を抑制する比較的簡単な手段となる
。支持体４０は比較的簡単であり、そして例えばインベ
ストメント鋳造法により比較的容易に製造できるもので
あり、有用寿命が比較的長い。ベース周縁６８が非円形
でありかつ容器７０の最小幅Ｗ２ より大きな直径（Ｄ
１ ）を有する限り、フェルール５８は常に無拘束回転
を阻止される。
は、燃料噴射ノズル３２とドーム２４との間の熱差動を
許容し、かつ従来の耳部と止め部を使用することなくフ
ェルール５８の回転を抑制する比較的簡単な手段となる
。支持体４０は比較的簡単であり、そして例えばインベ
ストメント鋳造法により比較的容易に製造できるもので
あり、有用寿命が比較的長い。ベース周縁６８が非円形
でありかつ容器７０の最小幅Ｗ２ より大きな直径（Ｄ
１ ）を有する限り、フェルール５８は常に無拘束回転
を阻止される。
【００３７】一実施例では支持板５０をドーム２４に直
接固定できるが、好適実施例における支持板５０は、他
の点では従来と同じ逆回り式スワーラ３８の一部を構成
し、こうした構成により支持板５０はドーム２４に固定
される。
接固定できるが、好適実施例における支持板５０は、他
の点では従来と同じ逆回り式スワーラ３８の一部を構成
し、こうした構成により支持板５０はドーム２４に固定
される。
【００３８】さらに詳述すると、例えば図３に示したよ
うな支持板後面５６は複数の周方向に相隔たる従来の１
次旋回羽根９０を備え、これらの羽根は後面５６から垂
直方向に突出しかつ中心線４８について同軸的に配置さ
れている。環状隔壁９２に半径方向延在フランジ９４が
含まれ、その上流に面した表面が羽根９０に固定されて
いる。また、環状隔壁９２には軸方向に延在する１次ベ
ンチュリ９６が含まれ、中心線４８について同軸的に配
置され、半径方向フランジ９４と一体であり、そして支
持板開口５２および１次羽根９０と連通し、ノズル３２
から開口５２を通る燃料３６と、羽根９０からの空気４
４とを受入れる。
うな支持板後面５６は複数の周方向に相隔たる従来の１
次旋回羽根９０を備え、これらの羽根は後面５６から垂
直方向に突出しかつ中心線４８について同軸的に配置さ
れている。環状隔壁９２に半径方向延在フランジ９４が
含まれ、その上流に面した表面が羽根９０に固定されて
いる。また、環状隔壁９２には軸方向に延在する１次ベ
ンチュリ９６が含まれ、中心線４８について同軸的に配
置され、半径方向フランジ９４と一体であり、そして支
持板開口５２および１次羽根９０と連通し、ノズル３２
から開口５２を通る燃料３６と、羽根９０からの空気４
４とを受入れる。
【００３９】周方向に相隔たる複数の２次旋回羽根９８
が環状隔壁半径方向フランジ９４の後面から垂直かつ後
方に１次羽根９０とは反対側に突出している。スワーラ
３８はさらに環状ハウジング１００を含み、このハウジ
ングには半径方向延在フランジ１０２が含まれ、２次羽
根９８に固定されそして中心線４８について同軸的に配
置されている。ハウジング１００にはまた軸方向に延在
する２次ベンチュリ１０４が含まれ、半径方向フランジ
１０２と一体に形成されかつ１次ベンチュリ９６の周り
に同軸的に配置されており部分的にその下流に延在して
、２次羽根９８からの空気４４と１次ベンチュリ９６か
らの空気４４および燃料３６とを受入れる。
が環状隔壁半径方向フランジ９４の後面から垂直かつ後
方に１次羽根９０とは反対側に突出している。スワーラ
３８はさらに環状ハウジング１００を含み、このハウジ
ングには半径方向延在フランジ１０２が含まれ、２次羽
根９８に固定されそして中心線４８について同軸的に配
置されている。ハウジング１００にはまた軸方向に延在
する２次ベンチュリ１０４が含まれ、半径方向フランジ
１０２と一体に形成されかつ１次ベンチュリ９６の周り
に同軸的に配置されており部分的にその下流に延在して
、２次羽根９８からの空気４４と１次ベンチュリ９６か
らの空気４４および燃料３６とを受入れる。
【００４０】スワーラ３８は従来のように燃焼器ドーム
に固定され、この固定は、例えば、２次ベンチュリ１０
４を邪魔板４２に固定しそして邪魔板４２をドーム入口
２８を介してドーム２４に固定することにより達成され
、こうした固定は例えばろう付けにより行われる。
に固定され、この固定は、例えば、２次ベンチュリ１０
４を邪魔板４２に固定しそして邪魔板４２をドーム入口
２８を介してドーム２４に固定することにより達成され
、こうした固定は例えばろう付けにより行われる。
【００４１】図６〜図８には燃料噴射ノズル支持体４０
の代替的な第２具体例を４０ｂで示す。第２ノズル支持
体４０ｂは、特定用途に必要とされるような、またほぼ
長方形の容器７０と、フェルール５８ｂの長方形ベース
周縁６８と、長方形保持板７４ｂを、弧状部分を有する
第１ノズル支持体４０の対応構成部の代りに設けること
により必要とされるような寸法を除けば、第１ノズル支
持体４０と実質的に同じである。
の代替的な第２具体例を４０ｂで示す。第２ノズル支持
体４０ｂは、特定用途に必要とされるような、またほぼ
長方形の容器７０と、フェルール５８ｂの長方形ベース
周縁６８と、長方形保持板７４ｂを、弧状部分を有する
第１ノズル支持体４０の対応構成部の代りに設けること
により必要とされるような寸法を除けば、第１ノズル支
持体４０と実質的に同じである。
【００４２】図７に例示のように、フェルールベース周
縁６８は長方形で、４つの真っ直ぐな縁部、すなわち、
半径方向高さＨ１ をもつ第１および第２縁６８ａ、６
８ｂと、周方向幅Ｗ１ をもつ第３および第４縁６８ｃ
、６８ｄとを有する。これに対応して支持板容器７０も
長方形で、４つの真っ直ぐなフランジ、すなわち、半径
方向高さＨ２ をもつ第１および第２フランジ７０ａ、
７０ｂと、周方向幅Ｗ２ をもつ第３および第４フラン
ジ７０ｃ、７０ｄとを有する。この実施例では、容器内
周７２ｂはベース周縁６８から半径方向および周方向に
隔たって半径方向間隙Ｃｒ と周方向間隙Ｃｃ を画成
している。 半径方向間隙Ｃｒ によりフェルール５８ｂは半径方向
外方または半径方向内方に所定最大並進運動すなわちプ
ラスまたはマイナスＣｒ に達するまで移動できる。周
方向間隙Ｃｃ によりフェルール５８ｂは中心線４８に
関し反時計方向または時計方向に所定最大回転角Ｒｍａ
ｘ すなわちプラスまたはマイナスＲｍａｘ まで回転
できる。
縁６８は長方形で、４つの真っ直ぐな縁部、すなわち、
半径方向高さＨ１ をもつ第１および第２縁６８ａ、６
８ｂと、周方向幅Ｗ１ をもつ第３および第４縁６８ｃ
、６８ｄとを有する。これに対応して支持板容器７０も
長方形で、４つの真っ直ぐなフランジ、すなわち、半径
方向高さＨ２ をもつ第１および第２フランジ７０ａ、
７０ｂと、周方向幅Ｗ２ をもつ第３および第４フラン
ジ７０ｃ、７０ｄとを有する。この実施例では、容器内
周７２ｂはベース周縁６８から半径方向および周方向に
隔たって半径方向間隙Ｃｒ と周方向間隙Ｃｃ を画成
している。 半径方向間隙Ｃｒ によりフェルール５８ｂは半径方向
外方または半径方向内方に所定最大並進運動すなわちプ
ラスまたはマイナスＣｒ に達するまで移動できる。周
方向間隙Ｃｃ によりフェルール５８ｂは中心線４８に
関し反時計方向または時計方向に所定最大回転角Ｒｍａ
ｘ すなわちプラスまたはマイナスＲｍａｘ まで回転
できる。
【００４３】一実施例では、フェルールベース６０ｂと
支持板５０ｂは半径方向の長さが周方向の長さより大き
いように予め定められており、Ｈ１ はＷ１ より大き
くそしてＨ２ はＷ２ より大きくて長方形を画成して
いる。代替実施例では、フェルールベース６０ｂと支持
板５０ｂは半径方向と周方向の長さが等しい。すなわち
、Ｈ１ はＷ１ にそしてＨ２ はＷ２ に等しく、フ
ェルールベース周縁６８と支持板容器７０は両方とも正
方形である。もちろん、正方形は長方形の特殊形であり
、正方形は、それぞれの構成部の面積を最小にするとと
もにそれらの有効な相対並進運動をもたらし、半径方向
熱差動を許容するとともにノズル３２に対するフェルー
ル５８ｂの回転を抑制するのに好適である。
支持板５０ｂは半径方向の長さが周方向の長さより大き
いように予め定められており、Ｈ１ はＷ１ より大き
くそしてＨ２ はＷ２ より大きくて長方形を画成して
いる。代替実施例では、フェルールベース６０ｂと支持
板５０ｂは半径方向と周方向の長さが等しい。すなわち
、Ｈ１ はＷ１ にそしてＨ２ はＷ２ に等しく、フ
ェルールベース周縁６８と支持板容器７０は両方とも正
方形である。もちろん、正方形は長方形の特殊形であり
、正方形は、それぞれの構成部の面積を最小にするとと
もにそれらの有効な相対並進運動をもたらし、半径方向
熱差動を許容するとともにノズル３２に対するフェルー
ル５８ｂの回転を抑制するのに好適である。
【００４４】以上、本発明の好適実施例と考えられるも
のを説明したが、それらの様々な改変が本発明の範囲内
で可能であることはもちろんである。
のを説明したが、それらの様々な改変が本発明の範囲内
で可能であることはもちろんである。
【図１】本発明の一実施例による燃料噴射ノズル支持体
を含む二重ドーム燃焼器の縦断面図である。
を含む二重ドーム燃焼器の縦断面図である。
【図２】図１に示した燃焼器ドームの一部分を線２ー２
に沿って切断し前から見た部分断面図であり、好適実施
例による燃料噴射ノズル支持体を含む１対の半径方向に
整合した逆回り式スワーラを示す。
に沿って切断し前から見た部分断面図であり、好適実施
例による燃料噴射ノズル支持体を含む１対の半径方向に
整合した逆回り式スワーラを示す。
【図３】好適実施例による燃料噴射ノズル支持体を含む
図２に示した１対の同じ気化器の一つの線３ー３に沿う
半径方向断面図である。
図２に示した１対の同じ気化器の一つの線３ー３に沿う
半径方向断面図である。
【図４】好適実施例による図１〜図３に示した燃料噴射
ノズル支持体の分解斜視図である。
ノズル支持体の分解斜視図である。
【図５】図２に示した１対の同じ燃料噴射ノズル支持体
の一つの一部分を前から見た拡大図である。
の一つの一部分を前から見た拡大図である。
【図６】図１に示した燃料噴射ノズル支持体の第２具体
例をやはり線２ー２に沿って切断し前から見た部分断面
図である。
例をやはり線２ー２に沿って切断し前から見た部分断面
図である。
【図７】図６に示した第２実施例の１対の同じ燃料噴射
ノズル支持体の一つの一部分を前から見た拡大図である
。
ノズル支持体の一つの一部分を前から見た拡大図である
。
【図８】図６に示した１対の同じ気化器の一つの線８ー
８に沿う半径方向断面図で、燃料噴射ノズル支持体の第
２具体例を示す。
８に沿う半径方向断面図で、燃料噴射ノズル支持体の第
２具体例を示す。
１０ 燃焼器
２２ 第１ドーム
２４ 第２ドーム
２８ ドーム入口
３０ 気化器
３２ 燃料噴射ノズル
３８ スワーラ
４０ 燃料噴射ノズル支持体
４０ｂ 第２ノズル支持体
５０ 支持板
５０ｂ 支持板
５２ 支持板開口
５８ フェルール
５８ｂ フェルール
６０ フェルールベース
６０ｂ フェルールベース
６６ フェルール内孔
６８ ベース周縁
６８ａ 第１縁
６８ｂ 第２縁
６８ｃ 第３縁
６８ｄ 第４縁
７０ 容器
７０ａ 第１フランジ
７０ｂ 第２フランジ
７０ｃ 第３フランジ
７０ｄ 第４フランジ
７４ 保持板
７４ｂ 保持板
８６ 間隙孔
８８ 円錐形パイロット
９０ １次旋回羽根
９２ 環状隔壁
９４ 半径方向フランジ
９６ １次ベンチュリ
９８ ２次旋回羽根
１００ 環状ハウジング
１０２ 半径方向フランジ
１０４ ２次ベンチュリ
Claims (18)
- 【請求項１】 縦中心線を有するガスタービンエンジ
ンの燃焼器のドームの入口と連通する燃料噴射ノズルを
装着するための支持体において、前記ドームに結合可能
であり、そして前記ドーム入口と連通するように配置さ
れ得る支持板開口を有する支持板と、前記燃料噴射ノズ
ルを滑動自在に受入れるフェルール内孔を有するベース
を備えたフェルールとを設け、前記フェルール内孔は前
記噴射ノズルからの燃料が前記ドーム入口を経て噴射さ
れ得るように前記支持板開口と連通して配置され、前記
フェルールベースは非円形周縁を有し、前記支持板は前
記フェルールベースを受入れる容器を含み、この容器は
前記フェルールベース周縁に対して補完的な内周を有し
前記フェルールベースの所定最大回転より大きな回転を
防止するとともに前記フェルールベースの所定最大並進
運動までの半径方向並進運動を許容して前記燃料噴射ノ
ズルと前記支持板との熱差動に対処するようになってお
り、さらに前記フェルールを前記支持板容器内に保持す
る手段を設けた燃料噴射ノズル支持体。 - 【請求項２】 前記フェルールベース周縁は長方形で
ある請求項１記載の燃料噴射ノズル支持体。 - 【請求項３】 前記支持板容器は長方形であり、そし
て前記内周は前記フェルールベース周縁から半径方向と
周方向に隔たって半径方向間隙と周方向間隙を画成して
いる、請求項２記載の燃料噴射ノズル支持体。 - 【請求項４】 前記フェルールベースと前記支持板は
半径方向の長さが周方向の長さより大きい、請求項３記
載の燃料噴射ノズル支持体。 - 【請求項５】 前記フェルールベース周縁は正方形で
ありそして前記支持板容器も正方形である、請求項３記
載の燃料噴射ノズル支持体。 - 【請求項６】 前記フェルール保持手段は、前記支持
板に固定されて前記フェルールベースを前記支持板容器
内に滑動自在に保持する長方形保持板からなり、そして
前記ノズルを受入れてその無拘束並進運動を許容する間
隙孔を有する、請求項３記載の燃料噴射ノズル支持体。 - 【請求項７】 前記フェルールベース周縁は四辺形で
あり、互いに平行に配置された相隔たる真っ直ぐな第１
および第２縁を有する、請求項１記載の燃料噴射ノズル
支持体。 - 【請求項８】 前記支持板は、互いに平行に配置され
て前記容器を形成する相隔たる真っ直ぐな第１および第
２フランジを含み、これらの第１および第２フランジは
それぞれ前記フェルールベース周縁の前記第１および第
２縁から隔たっている、請求項７記載の燃料噴射ノズル
支持体。 - 【請求項９】 前記フェルールベース周縁は、前記第
１および第２縁それぞれの第１端と接合した弧状の第３
縁と、前記第１および第２縁それぞれの反対側の第２端
と接合した弧状の第４縁とをさらに含む、請求項８記載
の燃料噴射ノズル支持体。 - 【請求項１０】 前記支持板は、前記第１および第２
フランジそれぞれの第１端と接合した弧状の第３フラン
ジと、前記第１および第２フランジそれぞれの反対側の
第２端と接合した弧状の第４フランジとをさらに含み、
前記第１、第２、第３および第４フランジは前記容器を
形成する、請求項９記載の燃料噴射ノズル支持体。 - 【請求項１１】 前記フェルール第１および第２縁は
それぞれ前記第１および第２フランジから隔たって周方
向間隙を画成し、そして前記フェルール第３および第４
縁はそれぞれ前記第３および第４フランジから隔たって
半径方向間隙を画成する、請求項１０記載の燃料噴射ノ
ズル支持体。 - 【請求項１２】 前記フェルール保持手段は、前記第
１、第２、第３および第４フランジに固定されて前記フ
ェルールベースを前記支持板容器内に滑動自在に保持す
る保持板からなり、そして前記ノズルを受入れてその無
拘束並進運動を許容する間隙孔を有する、請求項１１記
載の燃料噴射ノズル支持体。 - 【請求項１３】 前記第１、第２、第３および第４フ
ランジは前記支持板の平らな前面から垂直に突出してお
り、そして前記フェルールベースは前記支持板前面と密
封接触するように配置され得る平らな後面を有する、請
求項１２記載の燃料噴射ノズル支持体。 - 【請求項１４】 前記フェルールは、前面と、それか
ら外向きに延在して前記ノズルを前記フェルール内孔内
に案内する円錐形パイロットとをさらに含む、請求項１
３記載の燃料噴射ノズル支持体。 - 【請求項１５】 前記支持板の後面から複数の周方向
に相隔たる旋回羽根が突出している請求項１４記載の燃
料噴射ノズル支持体。 - 【請求項１６】 前記支持板は、前記羽根に固定され
た半径方向延在フランジを有する環状隔壁と、前記支持
板開口および前記羽根と連通して配置され前記ノズルか
ら前記支持板開口を通った燃料と前記羽根からの空気と
を受入れる軸方向延在ベンチュリとを含む、請求項１５
記載の燃料噴射ノズル支持体。 - 【請求項１７】 前記羽根は１次羽根でありそして前
記ベンチュリは１次ベンチュリであり、さらに周方向に
相隔たる複数の２次旋回羽根が前記隔壁から前記１次羽
根とは反対側に突出している、請求項１６記載の燃料噴
射ノズル支持体。 - 【請求項１８】 前記２次羽根に固定された半径方向
延在フランジと、前記１次ベンチュリの周囲に同軸的に
配置されて前記２次羽根からの空気と前記１次ベンチュ
リからの前記空気および燃料とを受入れる軸方向延在２
次ベンチュリとを有する環状ハウジングをさらに含む、
請求項１７記載の燃料噴射ノズル支持体。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US583,909 | 1990-09-17 | ||
| US07/583,909 US5117624A (en) | 1990-09-17 | 1990-09-17 | Fuel injector nozzle support |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04244513A true JPH04244513A (ja) | 1992-09-01 |
| JPH0776619B2 JPH0776619B2 (ja) | 1995-08-16 |
Family
ID=24335104
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3246434A Expired - Fee Related JPH0776619B2 (ja) | 1990-09-17 | 1991-09-02 | 燃料噴射ノズル支持体 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5117624A (ja) |
| EP (1) | EP0476927B1 (ja) |
| JP (1) | JPH0776619B2 (ja) |
| CA (1) | CA2048764C (ja) |
| DE (1) | DE69109785T2 (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005069675A (ja) * | 2003-08-19 | 2005-03-17 | General Electric Co <Ge> | 燃焼器スワーラ組立体 |
| JP2009074793A (ja) * | 2007-09-24 | 2009-04-09 | Snecma | 航空機エンジン燃焼室端壁における噴射システムの配置 |
| JP2009186168A (ja) * | 2007-12-14 | 2009-08-20 | Snecma | ターボ機械の燃焼チャンバの壁におけるオリフィス内の要素を案内する装置 |
| US10309654B2 (en) | 2016-07-27 | 2019-06-04 | Honda Motor Co., Ltd. | Structure for cooling gas turbine engine |
| US10539328B2 (en) | 2016-07-27 | 2020-01-21 | Honda Motor Co., Ltd. | Structure for supporting nozzle guide of gas turbine engine |
| KR20230043023A (ko) * | 2021-09-23 | 2023-03-30 | 제네럴 일렉트릭 컴퍼니 | 부유식 1차 베인 선회기 |
Families Citing this family (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5533330A (en) * | 1993-12-27 | 1996-07-09 | United Technologies Corporation | Ignitor plug guide for a gas turbine engine combustor |
| US5996352A (en) * | 1997-12-22 | 1999-12-07 | United Technologies Corporation | Thermally decoupled swirler for a gas turbine combustor |
| US6553769B2 (en) * | 1998-12-16 | 2003-04-29 | General Electric Company | Method for providing concentricity of pilot fuel assembly in a combustor |
| US7249460B2 (en) * | 2002-01-29 | 2007-07-31 | Nearhoof Jr Charles F | Fuel injection system for a turbine engine |
| US6672073B2 (en) | 2002-05-22 | 2004-01-06 | Siemens Westinghouse Power Corporation | System and method for supporting fuel nozzles in a gas turbine combustor utilizing a support plate |
| US6904757B2 (en) * | 2002-12-20 | 2005-06-14 | General Electric Company | Mounting assembly for the forward end of a ceramic matrix composite liner in a gas turbine engine combustor |
| US20070095071A1 (en) * | 2003-09-29 | 2007-05-03 | Kastrup David A | Apparatus for assembling gas turbine engine combustors |
| US6983599B2 (en) | 2004-02-12 | 2006-01-10 | General Electric Company | Combustor member and method for making a combustor assembly |
| US7140189B2 (en) * | 2004-08-24 | 2006-11-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine floating collar |
| US7134286B2 (en) * | 2004-08-24 | 2006-11-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine floating collar arrangement |
| EP1724528A1 (de) * | 2005-05-13 | 2006-11-22 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren und Vorrichtung zum Regeln der Fahrlinie einer Gasturbinenbrennkammer |
| FR2886714B1 (fr) * | 2005-06-07 | 2007-09-07 | Snecma Moteurs Sa | Systeme d'injection anti-rotatif pour turbo-reacteur |
| FR2897922B1 (fr) * | 2006-02-27 | 2008-10-10 | Snecma Sa | Agencement pour une chambre de combustion de turboreacteur |
| US7926280B2 (en) * | 2007-05-16 | 2011-04-19 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Interface between a combustor and fuel nozzle |
| US8733106B2 (en) | 2011-05-03 | 2014-05-27 | General Electric Company | Fuel injector and support plate |
| FR2998038B1 (fr) * | 2012-11-09 | 2017-12-08 | Snecma | Chambre de combustion pour une turbomachine |
| US9376985B2 (en) * | 2012-12-17 | 2016-06-28 | United Technologies Corporation | Ovate swirler assembly for combustors |
| US9829198B2 (en) * | 2013-08-12 | 2017-11-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor floating collar assembly |
| JP2016017514A (ja) * | 2014-07-11 | 2016-02-01 | 株式会社デンソー | 燃料噴射装置 |
| GB201506017D0 (en) * | 2015-04-09 | 2015-05-27 | Rolls Royce Plc | Fuel injector system |
| US10215419B2 (en) | 2016-07-08 | 2019-02-26 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Particulate buildup prevention in ignitor and fuel nozzle bosses |
| US10677465B2 (en) | 2017-05-16 | 2020-06-09 | General Electric Company | Combustor mounting assembly having a spring finger for forming a seal with a fuel injector assembly |
| CN110805926B (zh) * | 2019-11-07 | 2021-03-09 | 西安航天动力研究所 | 一种适应气液两相喷注的双通道支板喷注器 |
| US11486581B2 (en) * | 2020-09-29 | 2022-11-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fuel nozzle and associated method of assembly |
Family Cites Families (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3032990A (en) * | 1949-10-22 | 1962-05-08 | Gen Electric | Fuel nozzle for gas turbine engine |
| US3273343A (en) * | 1965-03-08 | 1966-09-20 | Dickens Inc | Combustion chamber construction in gas turbine power plant |
| US3385055A (en) * | 1966-11-23 | 1968-05-28 | United Aircraft Corp | Combustion chamber with floating swirler rings |
| US3720058A (en) * | 1970-01-02 | 1973-03-13 | Gen Electric | Combustor and fuel injector |
| GB1602836A (en) * | 1977-05-11 | 1981-11-18 | Lucas Industries Ltd | Sealing arrangement for use in a combustion assembly |
| US4498288A (en) * | 1978-10-13 | 1985-02-12 | General Electric Company | Fuel injection staged sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas |
| GB2097112B (en) * | 1981-04-16 | 1984-12-12 | Rolls Royce | Fuel burners and combustion equipment for use in gas turbine engines |
| US4454711A (en) * | 1981-10-29 | 1984-06-19 | Avco Corporation | Self-aligning fuel nozzle assembly |
| US4584834A (en) * | 1982-07-06 | 1986-04-29 | General Electric Company | Gas turbine engine carburetor |
| DE3564024D1 (en) * | 1984-02-29 | 1988-09-01 | Lucas Ind Plc | Combustion equipment |
| US4653278A (en) * | 1985-08-23 | 1987-03-31 | General Electric Company | Gas turbine engine carburetor |
| US4712370A (en) * | 1986-04-24 | 1987-12-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Sliding duct seal |
| US4763482A (en) * | 1987-01-02 | 1988-08-16 | General Electric Company | Swirler arrangement for combustor of gas turbine engine |
-
1990
- 1990-09-17 US US07/583,909 patent/US5117624A/en not_active Expired - Lifetime
-
1991
- 1991-08-08 CA CA002048764A patent/CA2048764C/en not_active Expired - Fee Related
- 1991-09-02 JP JP3246434A patent/JPH0776619B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1991-09-12 EP EP91308323A patent/EP0476927B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1991-09-12 DE DE69109785T patent/DE69109785T2/de not_active Expired - Fee Related
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005069675A (ja) * | 2003-08-19 | 2005-03-17 | General Electric Co <Ge> | 燃焼器スワーラ組立体 |
| JP4619061B2 (ja) * | 2003-08-19 | 2011-01-26 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 燃焼器スワーラ組立体 |
| JP2009074793A (ja) * | 2007-09-24 | 2009-04-09 | Snecma | 航空機エンジン燃焼室端壁における噴射システムの配置 |
| JP2009186168A (ja) * | 2007-12-14 | 2009-08-20 | Snecma | ターボ機械の燃焼チャンバの壁におけるオリフィス内の要素を案内する装置 |
| US10309654B2 (en) | 2016-07-27 | 2019-06-04 | Honda Motor Co., Ltd. | Structure for cooling gas turbine engine |
| US10539328B2 (en) | 2016-07-27 | 2020-01-21 | Honda Motor Co., Ltd. | Structure for supporting nozzle guide of gas turbine engine |
| KR20230043023A (ko) * | 2021-09-23 | 2023-03-30 | 제네럴 일렉트릭 컴퍼니 | 부유식 1차 베인 선회기 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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| EP0476927B1 (en) | 1995-05-17 |
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| CA2048764A1 (en) | 1992-03-18 |
| US5117624A (en) | 1992-06-02 |
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