JP2007192536A - 段階的噴射の計画されたエア・ブラスト式燃料噴射器を冷却するための装置および方法。 - Google Patents

Abstract

【課題】エンジン低出力運転時に主燃料回路に起こる炭素堆積またはコークス化を防ぎ、エンジン高出力運転中、エンジン性能を高め、噴射器寿命を延ばすためパイロット燃料流が主燃料回路を冷却する、段階的噴射の計画されたエア・ブラスト式燃料噴射器を提供する。
【解決手段】段階的噴射の計画された燃料噴射器が開示される。燃料噴射器１０は燃料を主燃料噴霧器に分配する主燃料回路６２、７０と、パイロット燃料を主燃料噴霧器の半径方向内側に配置されたパイロット燃料噴霧器３５に分配するパイロット燃料回路６０、７２とを備える。パイロット燃料回路６０、７２はエンジン低出力運転中、コークス化を防ぐためパイロット燃料流が主燃料回路６２、７０に留まる停滞燃料を冷却するようにパイロット燃料噴霧器への途中で主燃料回路６２、７０に極接近している。
【選択図】図４

Description

本発明は燃料噴射装置に係り、特にエンジン低出力運転時にパイロット燃料流を用いて段階的噴射の計画されたエア・ブラスト式燃料噴射器の主燃料回路の出口スロットを冷却するための装置および方法に関する。

ガスタービン・エンジン用段階的噴射の計画された燃料噴射器はこの技術分野でよく知られている。この燃料噴射器は、典型的には、エンジン点火の間およびエンジン低出力運転時に使用するパイロット燃料噴霧器とエンジン高出力運転中に使用する、パイロット燃料噴霧器と共に働く少なくとも１個の主燃料噴霧器とを備える。段階的噴射の計画された燃料噴射器に関わる困難な問題の一つはエンジン低出力時にパイロット燃料回路が単独で働くとき、主燃料回路に留まる停滞燃料が運転条件と結び付いた温度によって炭素堆積およびコークス化を起こすことである。これは運転時間を通じてエンジン性能を低下させる。

過去には、エンジン低出力運転時に熱遮断または熱放出を用いて停滞燃料が生じた燃料噴射器の主燃料回路を炭素堆積から絶縁、そうでなければ保護する試みが行われた。また、パイロット燃料回路からの燃料流を用いて停滞燃料が生じた燃料噴射器をアクティブに冷却する努力も試みられた。このような努力の一例はメインズに発行された米国特許第5,570,580号明細書に開示される。ここに開示される燃料噴射器はそれぞれ１次および２次圧力噴霧器を備え、２個の２重オリフィス噴射器チップを有する。ここで、パイロットおよび主ノズル・チップの１次および２次噴霧のための燃料流はパイロット１次燃料流と各主２次燃料流およびパイロット２次燃料流との間に熱を伝達するように配置される。

しかしながら、現在までアクティブ冷却は炭素堆積から段階的噴射の計画されたエア・ブラスト式燃料噴射器の主燃料回路を保護するためには使用されなかった。

したがって、この技術分野では、エンジン低出力運転時に主燃料回路に起こる炭素堆積またはコークス化を防ぎ、エンジン高出力運転中、エンジン性能を高め、噴射器寿命を延ばすためパイロット燃料流が主燃料回路を冷却する、段階的噴射の計画されたパイロット・エア・ブラストまたは２重プレフィルミング・ピュア・エア・ブラスト式燃料噴射器をアクティブに冷却する方法に対する要望がある。

本発明はプレフィルミング・ピュア・エア・ブラスト式噴霧器の形態を取る主燃料噴霧器と、この主燃料噴霧器の半径方向内側に配置されるパイロット燃料噴霧器とを備える、新規で、有用な段階的噴射の計画された燃料噴射器に向けられる。主燃料回路は燃料を主燃料噴霧器に分配し、パイロット燃料回路は燃料を主燃料噴霧器の半径方向内側に配置されるパイロット燃料噴霧器に分配する。

本発明に従ってパイロット燃料回路はパイロット燃料噴霧器への途中で主燃料回路と熱接触している。このように実施した場合、パイロット燃料回路を流動するパイロット燃料は低出力運転時には、典型的には主燃料回路に留まる停滞燃料があるとき、主燃料回路を冷却し、そうでなければ炭素堆積から主燃料回路を保護する。また、主燃料噴霧器の内部で主燃料回路とパイロット燃料回路とを極接近させることによりエンジンが高出力で運転し、燃料が双方の回路を流動しているときに主燃料流がパイロット燃料流を冷却することができる。

本発明の好ましい実施例に従って主燃料回路は、とりわけ半径方向外側プレフィルマと、半径方向内側燃料スワーラーとを備える。外側プレフィルマと内側燃料スワーラーとはそれぞれ直径に沿った外面を有する。このプレフィルマの直径に沿った外面と燃料スワーラーの直径に沿った外面とに主燃料回路の一部が形成される。半径方向通路手段はプレフィルマの直径に沿った外面に形成される主燃料回路の一部と燃料スワーラーの直径に沿った外面に形成される主燃料回路の一部との間を連通するためプレフィルマを貫いて延びる。

パイロット燃料回路の一部はまたそれぞれプレフィルマの直径に沿った外面と燃料スワーラーの直径に沿った外面とに形成される。半径方向通路手段はプレフィルマの直径に沿った外面に形成されるパイロット燃料回路の一部と燃料スワーラーの直径に沿った外面に形成されるパイロット燃料回路の一部との間を連通するためプレフィルマを貫いて延びる。半径方向通路手段はまた燃料スワーラーの直径に沿った外面に形成されるパイロット燃料回路の一部と軸方向に配置されたパイロット燃料噴霧器との間を連通するため燃料スワーラーを貫いて延びる。

この主燃料回路は周方向に間隔をおいて並ぶ複数の角度を付けた燃料出口スロットを備える。この燃料出口スロットは燃料スワーラーの直径に沿った外面に形成され、環状の主燃料旋回室に燃料を供給する。本発明の好ましい実施例に従ってパイロット燃料回路はパイロット燃料回路が主燃料回路周りに冷却流路を形成するように、主燃料回路の燃料出口スロットに極接近して配置される。好ましくは、主燃料旋回室はそこに接近しているパイロット冷却回路を冷却流路として必要としないように自己排出式旋回室として構成される。

本発明はさらに段階的噴射の計画された燃料噴射器を冷却する方法に向けられる。この方法は燃料を主燃料噴霧器に分配する主燃料回路を準備し、燃料を主燃料噴霧器の半径方向内側に配置されたパイロット燃料噴霧器に分配するパイロット燃料回路を準備し、エンジン低出力運転中、コークス化を防ぐため主燃料回路に留まる停滞燃料を冷却するようにパイロット燃料をパイロット燃料回路を通して向けるステップを含む。

本発明のこれらの態様および他の態様は図面と共に与えられる以下の詳細な説明から当業者に容易に明らかになる。

同じ符号が本発明の類似する構造的特徴または態様と認識できる図面を参照すると、図１に本発明の好ましい実施例に従って構成された符号１０で表わした燃料噴射器が示される。この燃料噴射器は燃料をガスタービン・エンジンの燃焼室に供給するため適応され、構成される。燃料噴射器１０は、一般には段階的噴射の計画された燃料噴射器と呼ばれ、典型的にはエンジン点火中およびエンジン低出力時に働くパイロット燃料回路と、エンジン高出力時（たとえば離陸および巡航速度時）に働き、典型的には低出力運転で段階的噴射に従わない主燃料回路とを備える。

図１を参照すると、燃料噴射器１０は細長い供給アーム１４から延びる円筒状ノズル本体１２を備える。運転では主燃料およびパイロット燃料が同心状の燃料供給管を通してノズル本体１２に供給される。これらの燃料供給管は内側主燃料管１５と供給アーム１４の内部に配置される外側パイロット燃料管１７とを備える（図３および図６参照）。図には示されないが、この燃料供給管が燃料用取り付け具からノズル本体まで延びる細長いシュラウドまたは保護支柱の内部に気密に装着されることは予め見通す。

燃料が供給アーム１４からノズル本体１２に分配されると同時に、加圧された燃焼器空気がノズル本体１２の後端に供給され（図２参照）、図３に最もよく示されるように、主空気およびパイロット空気回路または通路を通して向けられる。主空気およびパイロット空気回路を流動する空気は供給アーム１４から流れる主燃料およびパイロット燃料流と相互作用する。この相互作用により燃料がノズル本体１２の前端から吹き出し、図１４に最もよく示されるように、ガスタービン・エンジンの燃焼室に向かう主燃料およびパイロット燃料の霧化を促進することができる。

図３を参照すると、ノズル本体３は外側空気キャップ１６と外側主空気スワーラー１８とを備える主燃料噴霧器２５を有する。外側主空気回路２０は外側空気キャップ１６と外側主空気スワーラー１８との間に画成される。主外側空気回路２０には空気回路を流れる加圧された燃焼器空気にある角度の旋回成分を与えるため外側空気スワーラー１８から延びる旋回ベーン２２が設けられる。

外側燃料プレフィルマ２４は外側主空気スワーラー１８の半径方向内側に配置され、主燃料スワーラー２６は外側燃料プレフィルマ２４の半径方向内側に配置される。このプレフィルマ２４はノズル開口に向かって広がる末広のプレフィルミング面を有する。図４について以下にさらに詳細に説明されるように、主燃料およびパイロット燃料回路の一部がプレフィルマ２４の直径に沿った外面２４ａおよび主燃料スワーラー２６の直径に沿った外面に２６ａにそれぞれ画成される。

主燃料回路は内側主燃料管１５から流れる燃料を受け入れ、その燃料を主燃料噴霧器の前端に配置される環状旋回室に２８に分配する。主燃料噴霧器はさらに主燃料スワーラー２６と先細のパイロット空気キャップ３２との間に画成される内側主空気回路３０を備える。内側主空気回路３０には空気回路を通過する加圧された燃焼器空気にある角度の旋回成分を与えるためパイロット空気キャップ３２から延びる旋回ベーン３４が設けられる。運転では外側主空気回路２０および内側主空気回路３０から流れる空気の旋回により旋回室２８から流出する燃料との衝突が起こり、たとえば図１４に示されるように、燃料の霧化を促進することができる。

続けて図３を参照すると、ノズル本体１２はさらに先細のパイロット空気キャップ３２とパイロット外側空気スワーラー３６とを備える、軸方向に配置されるパイロット燃料噴霧器３５を有する。パイロット外側空気回路３８には空気回路を通過する空気にある角度の旋回成分を与えるためパイロット外側空気スワーラー３６から延びる旋回ベーン４０が設けられる。ここに例示として示されるパイロット燃料スワーラー４２は圧力旋回噴霧器としてパイロット外側空気スワーラー３６内に同心に配置される。パイロット燃料スワーラー４２は下記にさらに詳細に説明される支持フランジ７８に穿たれた内側パイロット燃料孔７６を経由してパイロット燃料回路からの燃料を受け入れる。

図３および図６と共に、図４を参照すると、ノズル本体１２は外形を縮小させた後方の管取り付け部１２ａと前方の噴霧器取り付け部１２ｂとを備える。管取り付け部１２ａは供給アーム１４の同心状の主燃料およびパイロット燃料管１５、１７を受け入れる燃料ボウル５０を画成する半径方向に突出する取り付け基部１２ｃを備える（図６参照）。中心パイロット燃料孔５２は燃料をプレフィルマ２４および主燃料スワーラー２６の直径に沿った外面に画成される主燃料回路に分配するため内側主燃料管１５と連通するように燃料ボウル５０から延びる。２系統のパイロット燃料孔５４ａ、５４ｂは外側パイロット燃料管１７からのパイロット／冷却燃料をプレフィルマ２４および主燃料スワーラー２６の直径に沿った外面に形成されるパイロット燃料回路に分配するように燃料ボウル５０と連通し、そこから延在する。

図４および図５を参照すると、外側プレフィルマ２４の直径に沿った外面２４ａおよび主燃料スワーラー２６の直径に沿った外面２６ａは主燃料およびパイロット燃料回路または通路の一部を形成する機械加工による流路または溝を備える。この主燃料およびパイロット燃料回路はろう付けまたは他の知られた接合加工あるいはシール技術によって互いに分離されている。特に２条のＵ字形燃料回路半部６０ａ、６０ｂからなる外側パイロット燃料回路は６０と主燃料回路７０とは外側プレフィルマ２４の直径に沿った外面２４ａに形成される（図７参照）。外側主燃料回路７０は一区切りの２条のパイロット燃料回路半部６０ａ、６０ｂの間に配置される。外側パイロット燃料回路半部６０ａはパイロット燃料管１７を経由してパイロット燃料孔５４ａに送られた燃料を受け入れ、外側パイロット燃料回路半部６０ｂはパイロット燃料孔５４ｂに送られた燃料を受け入れる（図１２参照）。外側主燃料回路７０は内側主燃料管１５を経由して中心燃料孔５２に送られた燃料を受け入れる。

続けて図４および図５を参照すると、主燃料噴霧器２５の内側主燃料回路６２は主燃料スワーラー２６の直径に沿った外面２６ａに形成される。内側主燃料回路６２は周方向に配置される燃料分配凹部６４ａ−６４ｅを備える。各燃料分配凹部６４ａ−６４ｅはプレフィルマ２４の外側主燃料回路７０と結ばれ、半径方向にプレフィルマ２４を貫いて延びる半径方向燃料移送ポート６６ａ−６６ｅから燃料を受け入れる（図８および図１３参照）。各燃料分配凹部６４ａ−６４ｅは燃料を主燃料スワーラー２６の直径に沿った外面２６ａに画成される環状旋回室２８に分配する、複数の角度を付けた出口スロット６８を備える（図９および図１３参照）。

パイロット燃料噴霧器３５の内側パイロット燃料回路７２は主燃料スワーラー２６の直径に沿った外面２６ａに形成される。この内側パイロット燃料回路７２は連絡なく始まるが、型通り終わるＵ字形燃料回路半部７２ａ、７２ｂを備える。このパイロット燃料回路半部７２ａ、７２ｂは外側パイロット燃料回路半部６０ａ、６０ｂと結ばれ、プレフィルマ２４を貫いて半径方向に延びる各半径方向移送ポート７４ａ、７４ｂからそれぞれ燃料を供給される（図４参照）。パイロット燃料回路半部７２ａ、７２ｂから流れる燃料は主燃料スワーラー２６の内面から延びるパイロット噴霧器支持フランジ７８に形成される内側パイロット燃料孔７６を通してパイロット燃料スワーラー４２に向けられる（図３および図６参照）。

本発明に従って外側および内側パイロット燃料回路６０、７２を通って流動する燃料は、図１２および図１３に示されるように、ノズル本体１２の軸心に沿って配置されるパイロット燃料噴霧器３５への途中で外側および内側主燃料回路７０、６２と熱接触を果たすべく向けられる。特に図４および図５に最もよく示されるように、外側パイロット燃料回路半部６０ａ、６０ｂは外側主燃料回路７０をほぼ取り囲む。また、外側パイロット燃料回路半部６０ａ、６０ｂはさらなる熱保護を与えるように主燃料回路６２の上方に配置される。このように実施した場合、低出力運転中、典型的には主内側燃料回路６２に留まる停滞燃料があるとき、外側および内側パイロット燃料回路６０、７２を通って流れるパイロット燃料により内側主燃料回路６２、特に燃料を旋回室２８に供給する燃料出口スロット６８を炭素堆積から保護することができる。

図１０に最もよく示されるように、外側および内側主燃料回路７０、６２ならびに内側および外側パイロット燃料回路６０、７２によりエンジンが高出力で運転するとき、主燃料流がパイロット燃料流を冷却することができ、しかも燃料が主燃料およびパイロット燃料回路の双方を流動する。本来的にパイロット冷却流路はパイロット冷却効率を向上する、マルチパス（または対向流）熱交換器として働く。

さらに、途中、内側主燃料回路６２の燃料出口スロット６８を冷却するパイロット燃料は燃料出口スロット６８を冷却して戻る途中のパイロット燃料流に極接近している。このパイロット燃料流様式によれば、パイロット燃料流による単位長さあたりの熱量の増加はほんの少ししかないので、一定の面積を基準としたときのパイロット燃料の冷却能力を効果的に倍増することができる。

当業者は燃料噴射器１０の主燃料噴霧器についてその全範囲が内側および外側パイロット燃料回路６０、７２を流動するパイロット燃料流によって冷却できないことを理解すべきである。特にプレフィルマ２４の外部フィルミング面と燃料出口スロット６８から下流の主燃料スワーラー２６内の旋回室２８とはパイロット燃料流路との熱相互作用によっては冷却できない。さらに、主燃料噴霧器が段階的噴射に従わないとき、パイロット燃料はむき出しになったこれらの面の温度を炭素が生成するある限界点よりも低く保つだけの冷却能力を持たない。

その代わりに、本発明の一態様に従って主燃料噴霧器が段階的噴射に従わないとき、この領域の温度を調節する必要がないように旋回室２８内に残っている燃料を取り除く。これを果たすためプレフィルマ２４は自己排出式旋回室２８と組み合わせる。したがって、重力によって残っている燃料が旋回室２８の底部に集まり、そこからプレフィルマ２４の末広の円錐面に落ちる。この後、燃料は内側主空気回路３０を経て主燃料噴霧器を通過する高速気流によってプレフィルマ２４のフィルミング面から抽出される。

本発明の好ましい実施例について説明したが、当業者は添付の請求の範囲によって定義される本発明の本質と範囲とから離れることなく、変更および変形をなし得ることを容易に理解する。

図１は下流位置から見た本発明の好ましい実施例に従って構成される段階的噴射の計画されたエア・ブラスト式燃料噴射器ノズルの斜視図である。 図２は上流位置から見た図１のエア・ブラスト式燃料噴射器ノズルの斜視図である。 図３は図１の３−３線に沿う本発明のエア・ブラスト式燃料噴射器ノズルの断面図である。 図４は上方から見た図１のエア・ブラスト式燃料噴射器ノズルの分解斜視図である。 図５は下方から見た図１のエア・ブラスト式燃料噴射器ノズルの分解斜視図である。 図６は図１のエア・ブラスト式燃料噴射器ノズルの主燃料およびパイロット燃料入口通路を示す、図３の６−６線に沿う断面図である。 図７は図１に示されるエア・ブラスト式燃料噴射器ノズルの主燃料噴霧器のプレフィルマに形成される主燃料およびパイロット燃料回路の一部を示す、図４の７−７線に沿う断面図である。 図８は図１に示されるエア・ブラスト式燃料噴射器ノズルの主燃料噴霧器の主燃料スワーラーに形成される主燃料およびパイロット燃料回路の一部を示す、図４の８−８線に沿う断面図である。 図９は燃料を主燃料スワーラーの旋回室に送る主燃料回路の角度を付けた出口スロットを示す、図４に示される主燃料スワーラーの直径に沿った外面の斜視図である。 図１０は主燃料噴霧器の主燃料およびパイロット燃料回路を図示するため図３に対してノズル軸心周りに回転させた図１の１０−１０線に沿う本発明のエア・ブラスト式燃料噴射ノズルの断面図である。 図１１は図示の簡略化のため主燃料およびパイロット燃料供給管が外され、破断線がプレフィルマおよび主燃料スワーラーの直径に沿った外面にそれぞれ形成された主燃料およびパイロット燃料回路を示す、図１に示される燃料噴射器ノズルの斜視図である。 図１２はプレフィルマの直径に沿った外面に主燃料およびパイロット燃料流パターンを示すためノズル本体の外装部が外され、パイロット燃料流様式が濃く描かれた矢印によって示され、主燃料流様式が空白の矢印によって示される、図１１の燃料噴射器と同様な斜視図である。 図１３は主燃料スワーラーの直径に沿った外面に主燃料およびパイロット燃料流様式を示すためノズル本体の外装部およびプレフィルマが外された図１１の燃料噴射器と同様な斜視図である。 図１４はエンジン高出力運転中、主燃料回路がパイロット燃料回路を冷却するように働く時間帯にある、パイロット燃料および主燃料回路が作動しているときの本発明のエア・ブラスト式燃料噴射器ノズルの断面によって示す側面図である。

符号の説明

１０… 燃料噴射器
１２… ノズル本体
２４… プレフィルマ
２５… 主燃料噴霧器
２６… 主燃料スワーラー
２８… 旋回室
３５… パイロット燃料噴霧器
４２… パイロット燃料スワーラー
６０… 外側パイロット燃料回路
６２… 内側主燃料回路
６８… 燃料出口スロット
７０… 外側主燃料回路
７２… 内側パイロット燃料回路

Claims (19)

1. ａ） 燃料を主燃料噴霧器に分配する主燃料回路と、
   ｂ） 燃料を前記主燃料噴霧器の半径方向内側に配置されるパイロット燃料噴霧器に分配するパイロット燃料回路とを備え、
   ここで、前記パイロット燃料回路が前記パイロット燃料噴霧器への途中で前記主燃料回路と熱接触している段階的噴射の計画された燃料噴射器。
2. 前記主燃料噴霧器が外面を有する半径方向外側プレフィルマと、外面を有する半径方向内側燃料スワーラーとを備え、ここで、前記主燃料回路の一部が前記プレフィルマの前記外面と前記燃料スワーラーの前記外面とに形成される請求項１記載の段階的噴射の計画された燃料噴射器。
3. 半径方向通路手段が前記プレフィルマの前記外面に形成される前記主燃料回路の一部と前記燃料スワーラーの前記外面に形成される前記主燃料回路の一部との間に連通を与えるように前記プレフィルマを貫いて延びる請求項２記載の段階的噴射の計画された燃料噴射器。
4. 前記パイロット燃料回路の一部が前記プレフィルマの前記外面と前記燃料スワーラーの前記外面とに形成される請求項１記載の段階的噴射の計画された燃料噴射器。
5. 半径方向通路手段が前記プレフィルマの前記外面に形成される前記パイロット燃料回路の一部と前記燃料スワーラーの前記外面に形成される前記パイロット燃料回路の一部との間に連通を与えるように前記プレフィルマを貫いて延びる請求項４記載の段階的噴射の計画された燃料噴射器。
6. 半径方向通路が前記パイロット燃料回路と前記パイロット燃料噴霧器との間に連通を与えるように前記燃料スワーラーを貫いて延びる請求項５記載の段階的噴射の計画された燃料噴射器。
7. 前記主燃料回路が前記燃料スワーラーに形成される複数の燃料出口スロットを備え、ここで、前記パイロット燃料回路が前記主燃料回路の前記燃料出口スロットに極接近して配置される請求項１記載の段階的噴射の計画された燃料噴射器。
8. 前記燃料出口スロットが前記燃料スワーラーに形成される旋回室と連通している請求項１記載の段階的噴射の計画された燃料噴射器。
9. 前記旋回室が自己排出式旋回室として構成される請求項８記載の段階的噴射の計画された燃料噴射器。
10. ａ） 外面を有する半径方向外側プレフィルマおよび外面を有する半径方向内側燃料スワーラーを備える主燃料噴霧器と、
    ｂ） 前記主燃料噴霧器に形成され、前記プレフィルマの前記外面に形成される外側主燃料回路の一部および前記燃料スワーラーの前記外面に形成される内側主燃料回路の一部を有する主燃料回路と、
    ｃ） 前記主燃料噴霧器に形成され、前記プレフィルマの前記外面に形成される外側パイロット燃料回路の一部および前記燃料スワーラーの前記外面に形成される内側パイロット燃料回路の一部を有するパイロット燃料回路と、
    ｄ） 前記主燃料噴霧器の内部の軸方向に配置され、前記パイロット燃料回路と連通しているパイロット燃料噴霧器と
    を備える段階的噴射の計画された燃料噴射器。
11. 前記パイロット燃料回路が、エンジン低出力運転中、パイロット燃料流が前記主燃料回路に留まる停滞燃料を冷却するのに役立つように前記主燃料回路に極接近している請求項１０記載の段階的噴射の計画された燃料噴射器。
12. 半径方向通路手段が前記プレフィルマの前記外面に形成される外側主燃料回路の一部と前記燃料スワーラーの前記外面に形成される内側主燃料回路の一部との間に連通を与えるように前記プレフィルマを貫いて延びる請求項１０記載の段階的噴射の計画された燃料噴射器。
13. 半径方向通路手段が前記プレフィルマの前記外面に形成される外側パイロット燃料回路の一部と前記燃料スワーラーの前記外面に形成される内側パイロット燃料回路の一部との間に連通を与えるように前記プレフィルマを貫いて延びる請求項１０記載の段階的噴射の計画された燃料噴射器。
14. 半径方向通路手段が前記燃料スワーラーの前記外面に形成される前記内側パイロット燃料回路と前記パイロット燃料噴霧器との間に連通を与えるように前記燃料スワーラーを貫いて延びる請求項１０記載の段階的噴射の計画された燃料噴射器。
15. 前記主燃料回路が前記燃料スワーラーに形成される複数の燃料出口スロットを備え、ここで、前記パイロット燃料回路が前記主燃料回路の前記燃料出口スロットに極接近して配置される請求項１０記載の段階的噴射の計画された燃料噴射器。
16. 前記燃料出口スロットが前記燃料スワーラーに形成される旋回室と連通している請求項１０記載の段階的噴射の計画された燃料噴射器。
17. 前記旋回室が自己排出式旋回室として構成される請求項１０記載の段階的噴射の計画された燃料噴射器。
18. ａ） 燃料を主燃料噴霧器に分配する主燃料回路を準備し、
    ｂ） 燃料を前記主燃料噴霧器の半径方向内側に配置されたパイロット燃料噴霧器に分配するパイロット燃料回路を準備し、
    ｃ） エンジン低出力運転中、コークス化を防ぐため前記主燃料回路に留まる停滞燃料を冷却するように、燃料を前記パイロット燃料回路を通して向ける
    段階的噴射の計画された燃料噴射器を冷却する方法。
19. さらに、エンジン高出力運転中、前記主燃料回路を流動する燃料を用いて前記パイロット燃料回路を流動する燃料を冷却するステップを含む請求項１８記載の方法。

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