JPS6026207A - ガスタ−ビンエンジン用燃料ノズル - Google Patents
ガスタ−ビンエンジン用燃料ノズルInfo
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- JPS6026207A JPS6026207A JP59093826A JP9382684A JPS6026207A JP S6026207 A JPS6026207 A JP S6026207A JP 59093826 A JP59093826 A JP 59093826A JP 9382684 A JP9382684 A JP 9382684A JP S6026207 A JPS6026207 A JP S6026207A
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- JP
- Japan
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- fuel
- nozzle
- fuel nozzle
- passage
- extending
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-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23D—BURNERS
- F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
- F23D11/10—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space the spraying being induced by a gaseous medium, e.g. water vapour
- F23D11/106—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space the spraying being induced by a gaseous medium, e.g. water vapour medium and fuel meeting at the burner outlet
- F23D11/107—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space the spraying being induced by a gaseous medium, e.g. water vapour medium and fuel meeting at the burner outlet at least one of both being subjected to a swirling motion
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN A CARRIER GAS OR AIR
- F23C7/00—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply
- F23C7/002—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply the air being submitted to a rotary or spinning motion
- F23C7/004—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply the air being submitted to a rotary or spinning motion using vanes
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23D—BURNERS
- F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
- F23D2900/00016—Preventing or reducing deposit build-up on burner parts, e.g. from carbon
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23D—BURNERS
- F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
- F23D2900/11101—Pulverising gas flow impinging on fuel from pre-filming surface, e.g. lip atomizers
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Spray-Type Burners (AREA)
- Air Supply (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
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
【発明の詳細な説明】
本発明は、ガスタービンエンジンに係り、更に詳細には
メインバーナのIこめの燃わlノズル及び−での構造に
係る。
メインバーナのIこめの燃わlノズル及び−での構造に
係る。
ガスタービンエンジン用の従来の?!ifi+ノズルに
固有の一つの問題は、燃わ1ノズルが暉される環境が過
酷ぐあるため、燃料ノズルがエンジンの運転包囲線の秤
々の点に於て種々の1J法になるということである。従
って燃r1膜形成リップが低出力に対し所定の1法に設
定されると、その燃オ81膜形成リップは高出力時には
必ずしも最適1法にはならない。成る。りえられた運転
条件について燃料スプレー品質及びスワール強度を1ワ
るべく、適正な1法に゛C燃料ノズルを設計りることは
、このことがエンジンの運転包囲線全体に対し最適の性
能を得るべく土)ホのB 11!をバーナに適合させん
と欲しつつ行われるので、妥協であった。
固有の一つの問題は、燃わ1ノズルが暉される環境が過
酷ぐあるため、燃料ノズルがエンジンの運転包囲線の秤
々の点に於て種々の1J法になるということである。従
って燃r1膜形成リップが低出力に対し所定の1法に設
定されると、その燃オ81膜形成リップは高出力時には
必ずしも最適1法にはならない。成る。りえられた運転
条件について燃料スプレー品質及びスワール強度を1ワ
るべく、適正な1法に゛C燃料ノズルを設計りることは
、このことがエンジンの運転包囲線全体に対し最適の性
能を得るべく土)ホのB 11!をバーナに適合させん
と欲しつつ行われるので、妥協であった。
従来の燃filノズルにJ、り提起されている他の一つ
の問題は、燃料ノズルの支持4!a G体の入口より燃
I’11ノズルの吐出オリフィスに於番ノる出口まで延
在づる燃料通路を空気力学的に滑らかな形状にづること
が不iす111;ではないにしても困ff111であっ
たということrある。燃料ノズルの実施例によっては、
傾斜しくC!りられ/j油通路支持構造体を11通して
形成され、イのため鋭角的な屈曲部が形成され、従−、
)(−燃r++の流れが11ねられ、その結果圧力損失
が発生していた。また燃料ノズルの本体が幾つかの部分
に形成された実施例に於tは、それらの見切り面が必要
であり、そのため偏差的な膨張及び収縮が生じ、このこ
とにより1法till allが損ねられた。
の問題は、燃料ノズルの支持4!a G体の入口より燃
I’11ノズルの吐出オリフィスに於番ノる出口まで延
在づる燃料通路を空気力学的に滑らかな形状にづること
が不iす111;ではないにしても困ff111であっ
たということrある。燃料ノズルの実施例によっては、
傾斜しくC!りられ/j油通路支持構造体を11通して
形成され、イのため鋭角的な屈曲部が形成され、従−、
)(−燃r++の流れが11ねられ、その結果圧力損失
が発生していた。また燃料ノズルの本体が幾つかの部分
に形成された実施例に於tは、それらの見切り面が必要
であり、そのため偏差的な膨張及び収縮が生じ、このこ
とにより1法till allが損ねられた。
本願発明者等は、燃料ノズルを二つの部分、即ち内部に
主燃料通路を有づる傾斜した支持4M造体と、燃料膜形
成リップ、二次空気スワラ−ベーン、切頭円錐形の空気
通路、燃料スワラ−Aリフイスプレートを与えるノズル
ヘッドとに!8造によって形成することにより、効率的
な燃料ノズルを形成し1qることを見出した。かかる構
成によれば、空気力学的に滑らかな湾曲部及び円形断面
J:り環状vDi面への滑らかな遷移部分を右)る燃料
通路を鋳造によつC形成し得る。このことにより燃料の
流れが損われることを回避りることがでさ、これにより
燃料圧ツノの損失を最小限に抑えることができ、しかも
燃料の移動経路全体にRり燃料の流速を高くりることが
できる。またかかる構成によれば、燃料への熱伝達が制
限されるの(・、燃料の=+ −:1゜ングを低減する
ことができる。
主燃料通路を有づる傾斜した支持4M造体と、燃料膜形
成リップ、二次空気スワラ−ベーン、切頭円錐形の空気
通路、燃料スワラ−Aリフイスプレートを与えるノズル
ヘッドとに!8造によって形成することにより、効率的
な燃料ノズルを形成し1qることを見出した。かかる構
成によれば、空気力学的に滑らかな湾曲部及び円形断面
J:り環状vDi面への滑らかな遷移部分を右)る燃料
通路を鋳造によつC形成し得る。このことにより燃料の
流れが損われることを回避りることがでさ、これにより
燃料圧ツノの損失を最小限に抑えることができ、しかも
燃料の移動経路全体にRり燃料の流速を高くりることが
できる。またかかる構成によれば、燃料への熱伝達が制
限されるの(・、燃料の=+ −:1゜ングを低減する
ことができる。
支持部とは独立してヘッド部をH造によって形成するこ
とにより、燃料の分布を支配づる構成要素に対し高精度
の寸法制御を行い(ワるよう、燃料の渦流を発生させる
Aリフイスプレートをアウタ燃料通路に取付けることが
できる。従ってヘッド部は支持部の端部に溶接され、従
来の燃料ノズルの場合に比してvi造によって形成され
た燃料ノズルIM成部分の溶接Mを人さく低減すること
ができる。温度範囲が非常に広いことに起因づる熱成長
の差は、燃料膜形成リップ、Aリフイスプレート、二次
空気スワラ−ベーンを郭定する部分の相対距剛の増減に
はほとんど影響をしない。また本発明ににれば、従来よ
り知られている燃料ノズルの場合に比して、Aリフイス
プレー1〜及びイれに隣接Jるリップを燃料膜形成リッ
プに比較的近接して配置iN することができる。溶接
部が燃1目分形成リップに比較的近いので、本発明によ
れば空気リップと燃1’il膜形成リップとの間の軸線
方向の相対的成長を低減づることができ、これにより燃
料ノズル(1) j’j;動範凹全体に亙り安定性を白
土さすることかぐさ、またノズルの均質性を確保づるこ
とができる。
とにより、燃料の分布を支配づる構成要素に対し高精度
の寸法制御を行い(ワるよう、燃料の渦流を発生させる
Aリフイスプレートをアウタ燃料通路に取付けることが
できる。従ってヘッド部は支持部の端部に溶接され、従
来の燃料ノズルの場合に比してvi造によって形成され
た燃料ノズルIM成部分の溶接Mを人さく低減すること
ができる。温度範囲が非常に広いことに起因づる熱成長
の差は、燃料膜形成リップ、Aリフイスプレート、二次
空気スワラ−ベーンを郭定する部分の相対距剛の増減に
はほとんど影響をしない。また本発明ににれば、従来よ
り知られている燃料ノズルの場合に比して、Aリフイス
プレー1〜及びイれに隣接Jるリップを燃料膜形成リッ
プに比較的近接して配置iN することができる。溶接
部が燃1目分形成リップに比較的近いので、本発明によ
れば空気リップと燃1’il膜形成リップとの間の軸線
方向の相対的成長を低減づることができ、これにより燃
料ノズル(1) j’j;動範凹全体に亙り安定性を白
土さすることかぐさ、またノズルの均質性を確保づるこ
とができる。
本発明の目的は、ガスタービンエンジン用の改良された
燃料ノズルを提供することである。燃料ノズルは二つの
互に独立した部材、即I5鋳造により形成された湾曲部
を含む燃料通路を右する主支持構造体と、空気スワラ−
ベーン、切頭円♀1【形の空気通路、及び燃料スワラ−
Aリフイスブレー1〜を有するヘッド部とに鋳造によつ
C形成さ”れる。
燃料ノズルを提供することである。燃料ノズルは二つの
互に独立した部材、即I5鋳造により形成された湾曲部
を含む燃料通路を右する主支持構造体と、空気スワラ−
ベーン、切頭円♀1【形の空気通路、及び燃料スワラ−
Aリフイスブレー1〜を有するヘッド部とに鋳造によつ
C形成さ”れる。
本発明の一つの特徴は、主支持構造体内の燃料通路が円
形断面より環状断面へ変化づる領域に於〔燃料ノズルの
燃料吐出端に近接して二つの鋳造された部分、即も主支
持構造体とヘッド部とが接合されることである。
形断面より環状断面へ変化づる領域に於〔燃料ノズルの
燃料吐出端に近接して二つの鋳造された部分、即も主支
持構造体とヘッド部とが接合されることである。
以下に添付の図を参照しつつ、本発明を実施例について
詳細に説明づる。
詳細に説明づる。
本発明の好ましい実施例を示′1第1図乃至第3図に於
て、燃料ノズルは基本的には二つの独立した部分、即ち
支持構造体10とl\ラッド2とに鋳造によって形成さ
れている。航空機用エンジンレニ於て一般的である如く
、支持構造体は内部に燃11通路を有しており、該燃料
通路はその燃料通路内へ半径方向に尋人された燃料をバ
ーナ内へ軸線/i向へ吐出リベくノズルへ流す作用をな
り。従って燃料はかかる方向転換を行うべく90°方向
転換しな(シれぽならない。本発明によれば、燃料通路
14は支持構造体10内に滑らかな湾曲部16を直接#
h造によって形成することにより906の方向転1りが
行われるようになっている。燃料通V814はかかる湾
曲部までは…i面円形であり、かかる湾曲部にり支持4
f6造体の先端までの範囲に於て燃fi1通路14の断
面形状は遷移点18に於て円形より環状に拡張されてい
る。遷移点18は第3図に最す良く示されCいる如く、
内形のセグメントより環状のセグメン]へへ徐々に且滑
らかに変化してJ5す、これにより燃料圧力の損失が最
小限に抑えられ(いる。同様に湾曲部1Gは半径方向に
り軸線り向へ清らかな流路をりえている。これらの特徴
により燃料系内に於Gfる圧ツノ損失が低減され、また
燃11ノズルより流出する燃t!1が均一に分配される
ようになっている。
て、燃料ノズルは基本的には二つの独立した部分、即ち
支持構造体10とl\ラッド2とに鋳造によって形成さ
れている。航空機用エンジンレニ於て一般的である如く
、支持構造体は内部に燃11通路を有しており、該燃料
通路はその燃料通路内へ半径方向に尋人された燃料をバ
ーナ内へ軸線/i向へ吐出リベくノズルへ流す作用をな
り。従って燃料はかかる方向転換を行うべく90°方向
転換しな(シれぽならない。本発明によれば、燃料通路
14は支持構造体10内に滑らかな湾曲部16を直接#
h造によって形成することにより906の方向転1りが
行われるようになっている。燃料通V814はかかる湾
曲部までは…i面円形であり、かかる湾曲部にり支持4
f6造体の先端までの範囲に於て燃fi1通路14の断
面形状は遷移点18に於て円形より環状に拡張されてい
る。遷移点18は第3図に最す良く示されCいる如く、
内形のセグメントより環状のセグメン]へへ徐々に且滑
らかに変化してJ5す、これにより燃料圧力の損失が最
小限に抑えられ(いる。同様に湾曲部1Gは半径方向に
り軸線り向へ清らかな流路をりえている。これらの特徴
により燃料系内に於Gfる圧ツノ損失が低減され、また
燃11ノズルより流出する燃t!1が均一に分配される
ようになっている。
支持4M造休体0の上端にはベース22より離れた4+
b線方向に延在Jる部分25内に、両端にて間目しIζ
軸線方向の通路20が鋳造によって形成されている。こ
の通路20は、ヘッド12内に形成された環状通路26
と28との間に形成された燃料スワラ−Aリフイスプレ
ー1−24 J:り吐出される燃料の旋回流の中央にて
燃焼ゾーン(図示せず〉内へ空気を導入Jる作用をなす
。
b線方向に延在Jる部分25内に、両端にて間目しIζ
軸線方向の通路20が鋳造によって形成されている。こ
の通路20は、ヘッド12内に形成された環状通路26
と28との間に形成された燃料スワラ−Aリフイスプレ
ー1−24 J:り吐出される燃料の旋回流の中央にて
燃焼ゾーン(図示せず〉内へ空気を導入Jる作用をなす
。
燃料ノズルに於て一般的である如く、環状の燃料通路2
Gを囲繞するヘッド12の檗27は、その吐出端に於て
燃料ノズルの中心線へ向けて半径方向内方へ延在してお
り、これにより燃焼ゾーン内へ吐出される燃料の環状の
膜を形成すること4補助する燃11191形成リップ3
0を郭定している。
Gを囲繞するヘッド12の檗27は、その吐出端に於て
燃料ノズルの中心線へ向けて半径方向内方へ延在してお
り、これにより燃焼ゾーン内へ吐出される燃料の環状の
膜を形成すること4補助する燃11191形成リップ3
0を郭定している。
ヘッド12の切頭円錐形の空気通路36内には二次空気
スソラーベーン34が鋳造によつ(形成されている。追
加のリップ38が外壁40より燃料ノズルの中心線へ向
#JC半径り向内方へ延在しており、該リップは燃料ノ
ズルの耐久性を改善し、炭素の蓄「iを防止し、燃料ス
プレーパターンを向上させる作用をなづようになってい
る。
スソラーベーン34が鋳造によつ(形成されている。追
加のリップ38が外壁40より燃料ノズルの中心線へ向
#JC半径り向内方へ延在しており、該リップは燃料ノ
ズルの耐久性を改善し、炭素の蓄「iを防止し、燃料ス
プレーパターンを向上させる作用をなづようになってい
る。
燃料ノズルにはアウタ熱シールド44(第1図参1%0
が設【ノられており、該熱シールドは支持構造体10の
下方部分を囲繞しくおり、燃料のコーキングを防止Jる
熱障壁として作用するようになつ【いる。燃料ノズルの
支持構造体10は作動媒体の流れ内に延在づるようエン
ジンに組込まれるので、熱シールド44は作動媒体の圧
力損失及び作動媒体に渦流が発生することを低減し、こ
れによりバーナ内へ流入する作動媒体の流れ状態を改善
し、これによりバーナの耐久性及び性能を改善づべく空
気力学的に滑らかな形状に形成されている。
が設【ノられており、該熱シールドは支持構造体10の
下方部分を囲繞しくおり、燃料のコーキングを防止Jる
熱障壁として作用するようになつ【いる。燃料ノズルの
支持構造体10は作動媒体の流れ内に延在づるようエン
ジンに組込まれるので、熱シールド44は作動媒体の圧
力損失及び作動媒体に渦流が発生することを低減し、こ
れによりバーナ内へ流入する作動媒体の流れ状態を改善
し、これによりバーナの耐久性及び性能を改善づべく空
気力学的に滑らかな形状に形成されている。
空気通路20には他の一つの熱シールド部材4Gが嵌込
まれており、該熱シールド部材は燃料通路内に於(ノる
燃料のコーキングを抑制し、にた燃焼室内へ導入される
空気が滑らかに流れるISめの空気力学的表面を与える
ようになっている。熱シールド部材46には空気スワラ
−49が一体的に形成されくおり、該スワラ−はスプレ
ー角度及び燃わ1液滴の分布を最適化すべく空気に適正
なスワール特性を付4りづるようになっている。支持構
造体10の下方611には燃料入口50が一体的に鋳造
によって形成されており、ストレーナ52及び該ストレ
ーナを保持ずべく燃料入口50のボア内に摩擦係会式に
嵌込まれたトリムオリフィス54を収容するための強力
な冷却環境を与えるようになっている。かかる構成によ
り、トリムオリフィス54を容易に交換することができ
、最適の圧力バランスを達成覆ることが(・きる。
まれており、該熱シールド部材は燃料通路内に於(ノる
燃料のコーキングを抑制し、にた燃焼室内へ導入される
空気が滑らかに流れるISめの空気力学的表面を与える
ようになっている。熱シールド部材46には空気スワラ
−49が一体的に形成されくおり、該スワラ−はスプレ
ー角度及び燃わ1液滴の分布を最適化すべく空気に適正
なスワール特性を付4りづるようになっている。支持構
造体10の下方611には燃料入口50が一体的に鋳造
によって形成されており、ストレーナ52及び該ストレ
ーナを保持ずべく燃料入口50のボア内に摩擦係会式に
嵌込まれたトリムオリフィス54を収容するための強力
な冷却環境を与えるようになっている。かかる構成によ
り、トリムオリフィス54を容易に交換することができ
、最適の圧力バランスを達成覆ることが(・きる。
以上の説明より解る如く、ヘッド12は溶接部5Gにて
示されている如く支持構造体10に固定されている。か
かる接合は溶接又はろう4=J番ノの何れであっても良
い。軸線方向に延在づる部分25の軸線方向長さに化し
てヘッド12の長さが比較的短いので、渇痕差に起因J
る軸線方向の成長の差が小さく、またその差が従来の燃
料ノズルの場合に比して大きく低減される。このことに
より燃料ノズルの性能が向上されるだtノでなく、燃わ
1ノズルの作動範囲全体に亙りより大ぎな安定性が与え
られ、また燃料ノズルが均質化される。
示されている如く支持構造体10に固定されている。か
かる接合は溶接又はろう4=J番ノの何れであっても良
い。軸線方向に延在づる部分25の軸線方向長さに化し
てヘッド12の長さが比較的短いので、渇痕差に起因J
る軸線方向の成長の差が小さく、またその差が従来の燃
料ノズルの場合に比して大きく低減される。このことに
より燃料ノズルの性能が向上されるだtノでなく、燃わ
1ノズルの作動範囲全体に亙りより大ぎな安定性が与え
られ、また燃料ノズルが均質化される。
以上に於ては本発明を特定の実施例についriY廁に説
明したが、本発明はかかる実施例に限定されるものでは
なく、本発明の範囲内にで秤々の実施例が可能であるこ
とは当業者にとって明らかであろう。
明したが、本発明はかかる実施例に限定されるものでは
なく、本発明の範囲内にで秤々の実施例が可能であるこ
とは当業者にとって明らかであろう。
第1図は本発明による燃わIノズルを示り゛断面図C′
ある。 第2図は本発明による燃料ノズルを一部破断し乙示1分
解正面図である。 第3図GEL第2図の線3−3に沿う拡大部分断面図C
あり、特に燃料通路の円形断面にり環状断面への遷移部
分を示している。 10・・・支持構造体、12・・・ヘッド、14・・・
燃料通路、1G・・・湾曲部、18・・・遷移点、20
・・・通路。 22・・・ベース、24・・・オリフィスプレート、2
5・・・軸線方向に延在する部分、20・・・環状通路
、27・・・壁、28・・・環状通路、30・・・燃料
膜形成リツ7.3/l・・・空気スワラ−ベーン、36
・・・空気通路。 38・・・追加のリップ、40・・・外壁、44・・・
アウタ熱シールド 、46・・・熱シールド部材、/I
9・・・空気スワラ−250・・・燃別入El、52・
・・ストレーノ。 54・・・トリムオリフィス、5G・・・溶接部特許出
願人 ユナイテッド・デクノロシーズ・コーポレイショ
ン 代 理 人 弁 理 士 明 ?Ei 昌 毅― アメリカ合衆国コネチカット州 マールボロー・パーク・ロード 2 0発 明 者 トーツス・フラスカ アメリカ合衆国コネチカット州 ウェザ−スフイールド・グリス ウオルド・ロード45
ある。 第2図は本発明による燃料ノズルを一部破断し乙示1分
解正面図である。 第3図GEL第2図の線3−3に沿う拡大部分断面図C
あり、特に燃料通路の円形断面にり環状断面への遷移部
分を示している。 10・・・支持構造体、12・・・ヘッド、14・・・
燃料通路、1G・・・湾曲部、18・・・遷移点、20
・・・通路。 22・・・ベース、24・・・オリフィスプレート、2
5・・・軸線方向に延在する部分、20・・・環状通路
、27・・・壁、28・・・環状通路、30・・・燃料
膜形成リツ7.3/l・・・空気スワラ−ベーン、36
・・・空気通路。 38・・・追加のリップ、40・・・外壁、44・・・
アウタ熱シールド 、46・・・熱シールド部材、/I
9・・・空気スワラ−250・・・燃別入El、52・
・・ストレーノ。 54・・・トリムオリフィス、5G・・・溶接部特許出
願人 ユナイテッド・デクノロシーズ・コーポレイショ
ン 代 理 人 弁 理 士 明 ?Ei 昌 毅― アメリカ合衆国コネチカット州 マールボロー・パーク・ロード 2 0発 明 者 トーツス・フラスカ アメリカ合衆国コネチカット州 ウェザ−スフイールド・グリス ウオルド・ロード45
Claims (1)
- ガスタービンエンジン用燃r1ノズルにして、半径方向
に延在Jるベース部分及び軸線方向に延在りる部分を右
Jる鋳造された単一の支持部材と、前記ベース部分より
前記軸線方向に延在する部分の端部まで延在りる燃料通
路Cあって、前記半径/j向に延在づる部分にり前記軸
線方向に延在する部分まで滑らかに湾曲した部分と前記
湾曲部よりの円形断面より環状断面への遷移部分とを含
む燃11通路ど、第一のり頭内gll形のインナ部材と
第二の切頭円錐形のアウタ部材とを含むヘッド部であっ
(、前記インナ部材は前記燃11通路と流体的に連通接
続された環状の燃料スワラ−Aリフイスを内部に右して
おり、前記)アウタ部拐は前記インナ部材にり隔置され
且前記インナ部材を囲繞して43す、前ftaインチ部
材と前記アウタ部材との間にて円周方向に配置されたベ
ーンにより前記・インナ部材に支持されており、前記軸
線方向に延在する部分の端部ど共働して前記燃料スワラ
ーAリフイスと流体的に連通接続された燃料通路を郭定
している如き鋳造された単一のヘッド部と、前記インプ
部材の端部により郭定された燃利股形成リップど、前記
ヘッド部を前記燃料膜形成リッツJ、り哩1れだ端部に
て前記燃料スワラ−Aリフイスに隣接した接合部に於−
C前記支持部材に接続ηる手段と、門流式に空気を導く
両端にて間口し1.:軸線方向流路とを含むガスタービ
ンエンジン用燃利ノズル。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US515097 | 1983-07-19 | ||
US06/515,097 US4609150A (en) | 1983-07-19 | 1983-07-19 | Fuel nozzle for gas turbine engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS6026207A true JPS6026207A (ja) | 1985-02-09 |
JPH0529802B2 JPH0529802B2 (ja) | 1993-05-06 |
Family
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