JP2017502243A - エアアシスト式燃料噴射用の燃料ノズル構造体 - Google Patents

Abstract

燃料ノズルは、中心軸線（２６）に平行に延びる外側本体（３６）であって、略円筒状の外側表面（８８）と、前方および後方端部（８２，８４）と、外側表面（８８）を通過する複数の開口部（９４）とを有する外側本体（３６）と、外側本体（３６）の内側にあり、外側本体（３６）と協働して環状空間（９６）を画定する内側本体（３２）と、環状空間（９６）の内側にあり、そこから延びる燃料ポスト（１０４）を含む主噴射リング（２４）と、開口部（９４）の１つと位置合わせされ、環状空間（９６）と連通する外周ギャップ（１１０）によって開口部（９４）から分離されている各燃料ポスト（１０４）と、主噴射リング（２４）内の周方向の主燃料ギャラリ（７６）と、各々が主燃料ギャラリ（７６）と連通し、燃料ポスト（１０４）の１つを通って延びる複数の主燃料オリフィス（７８）とを含む。【選択図】図１

Description

本発明は、ガスタービンエンジン燃料ノズルに関し、より具体的には、ガスタービンエンジン燃料ノズルを排液させてパージするための装置に関する。

航空機ガスタービンエンジンは、燃料を燃焼して熱をエンジンサイクルに入力する燃焼器を含む。一般的な燃焼器は、その機能が液体燃料を空気流に導入することで燃料を霧化して燃焼させることができる１つ以上の燃料噴射器を組み込んでいる。

低公害、高効率、低コスト、高エンジン出力、および良好なエンジン操作性で動作する多段燃焼器が開発されている。多段燃焼器では、燃焼器のノズルは、２つ以上の個別の段を介して燃料を選択的に噴射するように動作可能であり、各段は、燃料ノズル内の個々の燃料流路によって画定されている。たとえば、燃料ノズルは、連続的に動作するパイロット段と、高エンジン出力レベルでのみ動作する主段とを含むことができる。燃料流量はまた、各段内で可変とすることができる。

主段は、周囲の中央本体を介して旋回混合空気流に燃料を排出する複数の燃料噴射ポートを有する環状主噴射リングを含む。このタイプの燃料ノズルの必要性は、燃料が燃料ノズル内のボイドに吸引されないことを確実にするためであり、ここでは燃料が点火することで内部の損傷および場合によっては不安定な動作を引き起こす可能性がある。

米国特許出願公開第２０１１／２５９９７６号

この必要性は、燃料流の高速空気流への浸透をパージして補助する気流を生成するように構成された噴射構造体を組み込んだ燃料ノズルを提供する本発明によって対処される。

本発明の一態様によると、ガスタービンエンジン用の燃料ノズル装置は、中心軸線に平行に延びる環状外側本体であって、前方および後方端部の間に延びる略円筒状の外側表面と、外側表面を通過する複数の開口部とを有する環状外側本体と、外側本体の内側に配置され、外側本体と協働して環状空間を画定する環状内側本体と、環状空間の内側に配置された環状主噴射リングであって、そこから径方向外側に延びる環状の燃料ポストのアレイを含む環状主噴射リングと、外側本体の開口部の１つと位置合わせされ、環状空間と連通する外周ギャップによって開口部から分離されている各燃料ポストと、主噴射リング内で周方向に延びる主燃料ギャラリと、各々が主燃料ギャラリと連通し、燃料ポストの１つを通って延びる複数の主燃料オリフィスとを含む。

本発明の別の態様によると、各開口部は、外側本体の内側表面に形成された円錐形のウエル入口と連通し、各燃料ポストは、形状が切頭円錐形であり、円錐形の側面と、平坦な径方向向き外面とを含み、外周ギャップは、ウエル入口と側面との間で画定されている。

本発明の別の態様によると、各燃料ポストは、円筒状の側面を画定する外周壁と、外周壁の先端部表面から径方向内側に凹んで噴霧ウエルを画定する径方向外側向きフロアとを含み、外周ギャップは、開口部と側面との間で画定されている。

本発明の別の態様によると、燃料ポストは、外側本体の外面を越えて径方向外側に延びる。

本発明の別の態様によると、凹状フィレットが、燃料ポストと主噴射リングの接合部に配置されている。

本発明の別の態様によると、凸状湾曲フィレットが、開口部に隣接する外側本体に形成されている。

本発明の別の態様によると、補助ポートが、外周壁とフロアの交差部近傍の外周壁に形成されている。

本発明の別の態様によると、各燃料ポストは、平面視で細長く、側面を画定する外周壁と、外周壁の先端部表面から径方向内側に凹んで噴霧ウエルを画定する径方向外側向きフロアとを含み、外周ギャップは、開口部と側面との間で画定されている。

本発明の別の態様によると、燃料ポストの少なくとも１つは、先端部表面に平行な線に沿って延びる傾斜状のスカーフを組み込み、スカーフは、噴霧ウエルで最大径方向深さを有し、径方向高さで外側に先細りし、噴霧ウエルから間隔を置いた位置で先端部表面を接合する。

本発明の別の態様によると、各燃料ポストの外周壁は、平面視でレーストラック形状である。

本発明の別の態様によると、装置は、内側本体の内側に配置された最小径のスロートを含む環状ベンチュリ管と、ベンチュリ管の内側に配置された環状スプリッタと、ベンチュリ管とスプリッタとの間に延びる外側旋回ベーンのアレイと、スプリッタ内に配置されたパイロット燃料噴射器と、スプリッタとパイロット燃料噴射器との間に延びる内側旋回ベーンのアレイとをさらに含む。

本発明の別の態様によると、装置は、液体燃料の流れを異なる流量で供給するように動作可能な燃料システムと、燃料システムとパイロット燃料噴射器との間に結合されたパイロット燃料導管と、燃料システムと主噴射リングとの間に結合された主燃料導管とをさらに含む。

本発明は、以下の説明を添付図面と併せて参照することによって、最もよく理解することができる。

本発明の一態様にしたがって構成されたガスタービンエンジン燃料ノズルの概略断面図である。 その主燃料噴射構造体を示す、図１の燃料ノズルの一部の拡大図である。 図２に示す燃料噴射構造体の上面図である。 別の主燃料噴射構造体を示す、燃料ノズルの一部の断面図である。 図４に示す燃料噴射構造体の上面図である。 別の主燃料噴射構造体を示す、燃料ノズルの一部の断面図である。 図６に示す燃料噴射構造体の上面図である。

一般に、本発明は、噴射リングを備えた燃料ノズルを提供する。主噴射リングは、主噴射リングからの燃料を流し、燃料オリフィスからの燃料流の高速空気流への浸透を補助する燃料オリフィスを取り囲む制御されたギャップを介して気流を生成するように構成された噴射構造体を組み込んでいる。

以下、図面を参照すると、種々の図を通して同一の参照数字は同じ要素を指し、図１は、液体炭化水素燃料をガスタービンエンジン燃焼器（図示せず）の空気流に噴射するように構成されたタイプの燃料ノズル１０の一例を示す図である。燃料ノズル１０は、２つ以上の個別の段を介して選択的に燃料を選択的に噴射するように動作可能であることを意味する「多段」式のものであり、各段は、燃料ノズル１０内の個々の燃料流路によって画定されている。燃料流量はまた、各段内で可変とすることができる。

燃料ノズル１０は、既知のタイプの燃料システム１２に接続され、動作の必要性に応じて液体燃料の流れを異なる流量で供給するように動作可能である。燃料システム１２は、パイロット燃料導管１６に連結されるパイロット制御弁１４に燃料を供給し、パイロット燃料導管１６が次いで燃料を燃料ノズル１０のパイロット１８に供給する。燃料システム１２はまた、主燃料導管２２に連結される主弁２０に燃料を供給し、主燃料導管２２が次いで燃料を燃料ノズル１０の主噴射リング２４に供給する。

説明の目的のために、燃料ノズル１０が使用されるエンジン（図示せず）の中心軸線に略平行な燃料ノズル１０の中心軸線２６を参照する。図示の燃料ノズル１０の主要構成要素は、中心軸線２６に平行に延びかつ中心軸線２６を取り囲んで、全体的に一連の同心リングとして配置されている。主要構成要素は、中心軸線２６から開始して径方向外側に進んで、パイロット１８と、スプリッタ２８と、ベンチュリ管３０と、内側本体３２と、主リング支持体３４と、主噴射リング２４と、外側本体３６である。これらの各構成について、詳細に説明する。

パイロット１８は、燃料ノズル１０の上流端部に配置され、中心軸線２６と位置合わせされ、フェアリング３８によって取り囲まれている。

図示のパイロット１８は、略円筒状の軸方向に細長いパイロット中央本体４０を含む。パイロット中央本体４０の上流端部は、フェアリング３８に接続されている。パイロット中央本体４０の下流端部は、円錐形の出口を備えた収束−発散排出オリフィス４２を含む。

計量プラグ４４が、パイロット中央本体４０の中央ボア４６内に配置されている。計量プラグ４４は、パイロット燃料導管と連通する。計量プラグ４４は、計量プラグ４４と中央ボア４６との間で画定された供給アニュラス５０に燃料を流す伝達孔４８を含み、また、供給アニュラス５０から燃料を受け取り、これを旋回パターンで接線速度成分を利用して排出オリフィス４２に向けて流すために配置された角度付けされた噴霧孔５２のアレイを含む。

環状スプリッタ２８は、パイロット噴射器１８を取り囲む。これには、軸方向配列で、略円筒状の上流セクション５４、最小径のスロート５６、および下流の分岐セクション５８も含まれる。

内側空気スワラが、パイロット中央本体４０とスプリッタ２８の上流セクション５４との間に延びる径方向の内側旋回ベーン６０のアレイを備える。内側旋回ベーン６０は、旋回流を内側空気スワラを通過する空気流に誘導する形状および配向にされる。

環状ベンチュリ管３０は、スプリッタ２８を取り囲む。これには、軸方向配列で、略円筒状の上流セクション６２、最小径のスロート６４、および下流の分岐セクション６６も含まれる。外側空気スワラを画定している径方向の外側旋回ベーン６８のアレイが、スプリッタ２８とベンチュリ管３０との間に延びる。外側旋回ベーン６８、スプリッタ２８、および内側旋回ベーン６０は、パイロット１８を物理的に支持する。外側旋回ベーン６８は、旋回流を外側空気スワラを通過する空気流に誘導する形状および配向にされる。ベンチュリ管３０のボアは、「Ｐ」で全体を示される、燃料ノズル１０を通るパイロット空気流の流路を画定する。環状の径方向に延びる板状の熱シールド７０を、分岐セクション６６の後方端部に配置することができる。既知のタイプの遮熱コーティング（ＴＢＣ）（図示せず）を、熱シールド７０および／または分岐セクション６６の表面に適用することができる。

環状内側本体３２は、ベンチュリ管３０を取り囲み、放射熱シールドならびに以下で説明する他の機能としての役割を果たす。

環状主リング支持体３４は、内側本体３２を取り囲む。主リング支持体３４は、フェアリング３８に接続することができ、主噴射リング２４と、その部分が符号７２で示される燃料ノズルステムのような固定装着構造体との間の機械的接続部としての役割を果たす。

環状の主噴射リング２４は、ベンチュリ管３０を取り囲む。環状の主噴射リング２４は、１つ以上の主支持アーム７４によって主リング支持体３４に接続することができる。

主噴射リング２４は、主燃料導管２２に結合され、主燃料導管２２によって燃料が供給される周方向（図２参照）に延びる主燃料ギャラリ７６を含む。主噴射リング２４に形成された径方向の主燃料オリフィス７８のアレイが、主燃料ギャラリ７６と連通する。エンジン動作中、燃料は、主燃料オリフィス７８を通って排出される。１つ以上のパイロット燃料ギャラリ８０が、主燃料ギャラリ７６に密接する主噴射リング２４を貫通している。エンジン動作中、燃料は、常時パイロット燃料ギャラリ８０を循環して主噴射リング２４を冷却し、主燃料ギャラリ７６および主燃料オリフィス７８のコークス化を防止する。

環状外側本体３６は、主噴射リング２４、ベンチュリ管３０、およびパイロット１８を取り囲み、燃料ノズル１０の外側面を画定する。組み立てられると、外側本体３６の前方端部８２は、ステム７２に接合される（図１参照）。外側本体３６の後方端部は、熱シールド７０に向けられた冷却孔８６を組み込んだ環状の径方向に延びるバッフル８４を含むことができる。前方および後方端部の間に延びる略円筒状の外側表面８８は動作時に、「Ｍ」で全体を示される混合気流に曝される。外側本体３６は、ベンチュリ管３０および内側本体３２と協働して二次流路９０を画定する。この二次流路９０を通過する空気は、冷却孔８６を通って排出される。

外側本体３６は、「噴霧ウエル」９２と呼ばれる環状の凹部のアレイを含む。噴霧ウエル９２の各々は、主噴射リング２４と協働して外側本体３６の開口部９４によって画定されている。主燃料オリフィス７８の各々は、噴霧ウエル９２の１つと位置合わせされる。

外側本体３６と内側本体３２は、協働して周囲の外気流から保護されている環状の三次空間またはボイド９６を画定する。主噴射リング２４は、このボイドに収容されている。燃料ノズル１０内には、先端空気流に対して流路が設けられており、ボイド９６と連通し、噴霧ウエル９２近傍の位置に外部圧力より小さい圧力マージンを維持するために必要な最小の流れをボイド９６に供給する。図示の例では、この流れは、それぞれベンチュリ管３０および内側本体３２に配置された小供給スロット９８および供給孔１００によってもたらされる。

燃料ノズル１０およびその構成要素は、１つ以上の金属合金から構成することができる。適切な合金の非限定的な例には、ニッケルおよびコバルト基合金が含まれる。

燃料ノズル１０のすべてもしくは一部、またはその部分は、単一の、一体の、またはモノリシック構成要素の一部であってもよいし、層毎の構造や追加の製造を伴う製造プロセス（従来の機械加工プロセスと同様に材料の除去とは対照的に）を用いて製造してもよい。このようなプロセスを「高速製造プロセス」および／または「付加製造プロセス」と称することができ、本明細書で使用される用語である「付加製造プロセス」は、一般に、このようなプロセスを指す。付加製造プロセスは、これらに限定されないが、直接金属レーザ溶融（ＤＭＬＭ）、レーザネットシェイプ製造（ＬＮＳＭ）、電子ビーム焼結、選択的レーザ焼結（ＳＬＳ）、インクジェットおよびレーザジェットによってのような３Ｄ印刷、光造形法（ＳＬＳ）、電子ビーム溶融（ＥＢＭ）、レーザ加工ネットシェイピング（ＬＥＮＳ）、および直接金属堆積（ＤＭＤ）を含む。

主噴射リング２４、主燃料オリフィス７８、および噴霧ウエル９２は、主燃料オリフィス７８に制御された二次パージ空気通路およびエアアシストをもたらすように構成することができる。図２および図３を参照すると、開口部９４は、略円筒状であり、径方向に配向される。各開口部９４は、外側本体３６の壁に形成された円錐形のウエル入口１０２と連通する。図３に示すように、開口部９４に隣接する外側本体３６の局所的な壁厚は、ウエル入口１０２を画定する厚さを提供するために増加されてもよい。

主噴射リング２４は、そこから径方向外側に延びる複数の隆起燃料ポスト１０４を含む。燃料ポスト１０４は、形状が切頭円錐形であり、円錐形の側面１０６と、平坦な径方向向き外面１０８とを含む。各燃料ポスト１０４は、開口部９４の１つと位置合わせされる。併せて、開口部９４および関連する燃料ポスト１０４は、噴霧ウエル９２の１つを画定する。燃料ポスト１０４は、関連する円錐形のウエル入口１０２と協働して環状ギャップ１１０を画定するように配置されている。主燃料オリフィス７８の１つは、燃料ポスト１０４の各々を通過し、外面１０８を通って出る。

燃料ポスト１０４の周囲のこれらの小さな制御されたギャップ１１０は、２つの目的を果たす。第１に、幅狭通路が、最小パージ空気が通って流れることを可能にし、内部先端空間またはボイド９６を燃料流入から保護する。第２に、ギャップ１１０から出る空気流がエアアシストを行い、主燃料オリフィス７８から噴霧ウエル９２を通って局所的な高速混合空気流Ｍに流れる燃料の浸透を促進させる。

図４および図５は、制御されたパージ空気出口および噴射エアアシストをもたらすための別の構成を示している。具体的には、これらの図は、上述の主噴射リング２４および外側本体３６の代わりに用いることができる主噴射リング２２４および外側本体２３６の一部を示している。本明細書に具体的に記載されていない主噴射リング２２４および外側本体２３６の構造または特徴は、上述の主噴射リング２４および外側本体３６と同一とすることができる。外側本体２３６は、略円筒状であり、径方向に配向される環状の開口部２９４のアレイを含む。

主噴射リング２２４は、そこから径方向外側に延びる複数の隆起燃料ポスト２０４を含む。燃料ポスト２０４は、円筒状の側面２０６を画定する外周壁２０２を含む。径方向向きフロア２０８が、外周壁２０２の先端部表面２１２から凹んでおり、外周壁２０２と併せて噴霧ウエル２９２を画定する。主燃料オリフィス２７８の各々は、主燃料ギャラリ２７６と連通し、燃料ポスト２０４の１つを通過して燃料ポスト２０４のフロア２０８を通って出る。各燃料ポスト２０４は、開口部２９４の１つと位置合わせされ、関連する開口部２９４と協働して環状ギャップ２１０を画定するように配置されている。燃料ポスト２０４の周囲のこれらの小さな制御されたギャップ２１０は、最小パージ空気が通って流れることを可能にし、内部先端空間またはボイド２９６を燃料流入から保護する。燃料ポスト２０４の基部２１４は、環状の凹状フィレットで構成することができ、外側本体２３６の壁は、開口部２９４に環状の凸状湾曲フィレット２１６を含むことができる。入口通路のスムーズな回転および面積の削減を行うことにより、この構成は、環状ギャップ２１０を通るパージ気流の均一な分散および最大達成可能速度を促進する。

１つ以上の小径の補助ポート２１８が、主噴射リング２２４のフロア２０８との交差部近傍の各燃料ポスト２０４の外周壁２０２を介して形成されている。補助ポート２１８を通過する空気流はエアアシストを行い、主燃料オリフィス２７８から噴霧ウエル２９２を通って局所的な高速混合空気流Ｍに流れる燃料の浸透を促進させる。

図６および図７は、制御されたパージ空気出口および噴射エアアシストをもたらすためのさらに別の構成を示している。具体的には、これらの図は、上述の主噴射リング２４および外側本体３６の代わりに用いることができる主噴射リング３２４および外側本体３３６の一部を示している。本明細書に具体的に記載されていない主噴射リング３２４および外側本体３３６の構造または特徴は、上述の主噴射リング２４および外側本体３６と同一とすることができる。外側本体３３６は、平面視で略細長い環状の開口部３９４のアレイを含む。開口部は、卵形、楕円形、または他の細長い形状であってもよい。図示の特定の例では、これらは「レーストラック形状」である。本明細書で使用される用語「レーストラック形状」は、半円形端部によって連結された２つの真っ直ぐな平行辺を含む形状を意味する。

主噴射リング３２４は、そこから径方向外側に延びる複数の隆起燃料ポスト３０４を含む。燃料ポスト３０４は、側面３０６を画定する外周壁３０２を含む。平面図で、燃料ポスト３０４は、細長であり、たとえば、卵形、楕円形、または図示のようにレーストラック形状とすることができる。円形ボアが、燃料ポスト３０４に形成されており、外周壁３０２の先端部表面３１２から凹んだフロア３０８を画定し、外周壁３０２と併せて噴霧ウエル３９２を画定する。主燃料オリフィス３７８の各々は、主燃料ギャラリ３７６と連通し、燃料ポスト３０４の１つを通過して燃料ポスト３０４のフロア３０８を通って出る。各燃料ポスト３０４は、開口部３９４の１つと位置合わせされ、関連する開口部３９４と協働して外周ギャップ３１０を画定するように配置されている。燃料ポスト３０４の周囲のこれらの小さな制御されたギャップ３１０は、最小パージ空気が通って流れることを可能にし、内部先端空間を燃料流入から保護する。燃料ポスト３０４の基部３１４は、環状の凹状フィレットで構成することができ、外側本体３３６の壁は、開口部３９４で凸状湾曲フィレットに形成することができる肉厚部分３１６を含むことができる。入口通路のスムーズな回転および面積の削減を行うことにより、この構成は、外周ギャップ３１０を通るパージ気流の均一な分散および高速度を促進する。

１つ以上の小径の補助ポート３１８が、主噴射リング３２４のフロア３０８との交差部近傍の各燃料ポスト３０４の外周壁３０２を介して形成されている。補助ポート３１８を通過する空気流はエアアシストを行い、主燃料ポート３７８から噴霧ウエル３９２を通って局所的な高速混合空気流Ｍに流れる燃料の浸透を促進させる。

燃料ポスト３０４の細長い形状は、燃料ポスト３０４の１つ以上の先端部表面３１２が傾斜状の「スカーフ」を組み込むように構成することができる表面積を提供する。スカーフは、隣接する主燃料オリフィス３７８間に局所的な静的圧力差を生成するように配置することができる。隣接する主燃料オリフィス３７８間のこれらの局所的な静的圧力差は、主回路のコークス化を避けるためにパイロットのみの動作の期間中に主噴射リング３２４からの滞留主燃料をパージするために使用することができる。

図６に示す断面で見た場合に、スカーフ３２０は、関連する噴霧ウエル３９２との界面で最高または最大径方向深さ（先端部表面３１２に対して測定）を有し、径方向高さで外側に傾斜または先細りし、噴霧ウエル３９２からある程度間隔を置いた位置で先端部表面３１２を接合する。平面視で、図７に示すように、スカーフ３２０は、先端部表面３１２に平行な線３２２に沿って主燃料ポート３７８から離れる方向に延び、その遠位端部で横幅が最小幅へと先細りする。線３２２が延びる方向は、スカーフ３２０の配向を画定する。図７に示すスカーフ３２０を「下流」スカーフと呼び、これは回転または旋回混合気流Ｍの流線に平行であり、混合気流Ｍに対する関連する主燃料オリフィス３７８から下流に位置する遠位端部を有する。

スカーフ３２０の有無およびスカーフ３２０の配向は、エンジン動作中に関連する主燃料オリフィス３７８に存在する静的気圧を決定する。混合気流Ｍは、「旋回流」、すなわち、その速度が中心軸線２６に対して軸方向および接線方向成分の両方を有することを示す。上述したパージ機能を実現するために、噴霧ウエル３９２は、主燃料オリフィス３７８の内の異なるものがエンジン動作中に異なる静的圧力に曝されるように配置することができる。たとえば、スカーフ３２０に関連づけられていない主燃料オリフィス３７８の各々は、混合気流Ｍにおいて一般的に支配的な静的圧力に曝される。説明の目的のために、これらを本明細書において「中圧ポート」と呼ぶ。図７に示す「下流」スカーフ３２０に関連する主燃料オリフィス３７８の各々は、混合気流Ｍにおいて支配的な静的圧力に対する低減された静的圧力に曝される。説明の目的のために、これらを本明細書において「低圧ポート」と呼ぶ。図示していないが、１つ以上のスカーフ３２０は、下流スカーフ３２０の配向と反対に配向させることも可能である。これらは「上流スカーフ」となり、関連する主燃料オリフィス３７８は、混合気流Ｍにおいて支配的な静的圧力に対する増加した静的圧力に曝される。説明の目的のために、これらを本明細書において「高圧ポート」と呼ぶ。

主燃料オリフィス３７８およびスカーフ３２０は、パージ機能を駆動するために効果的な圧力差を生成する任意の構成で配置することができる。たとえば、正圧ポートが中圧ポートと交互に配置されてもよいし、正圧ポートが負圧ポートと交互に配置されてもよい。

上述の本発明は、いくつかの利点を有する。本発明は、燃料ノズル内のボイドが燃料を吸引することを防止し、空気流への燃料浸透を補助する手段を提供する。

以上、ガスタービンエンジン燃料ノズル用の主噴射構造体について説明した。（いかなる添付の特許請求の範囲、要約書および図面をも含む）本明細書に開示された特徴のすべて、および／またはそのように開示されたいかなる方法またはプロセスのステップのすべては、そのような特徴および／またはステップの少なくとも一部が相互に排他的である組み合わせを除いて、いかなる組み合わせでも組み合わせることができる。

（いかなる添付の特許請求の範囲、要約書および図面をも含む）本明細書に開示された各特徴は、別段に明記されていない限り、同じ、均等のまたは同様の目的に適う代替特徴によって交換することができる。したがって、別段に明記されていない限り、開示された各特徴は均等のまたは同様の特徴の包括的系列の一例にすぎない。

本発明は、上記の実施形態の詳細に制限されない。本発明は、（いかなる添付の特許請求の範囲、要約書および図面をも含む）本明細書に開示された特徴のいかなる新規の特徴またはいかなる組み合わせにも、あるいはそのように開示されたいかなる方法またはプロセスのステップのいかなる新規の特徴またはいかなる組み合わせにも及ぶ。

１０ 燃料ノズル
１２ 燃料システム
１４ パイロット制御弁
１６ パイロット燃料導管
１８ パイロット、パイロット噴射器
２０ 主弁
２２ 主燃料導管
２４ 主噴射リング
２６ 中心軸線
２８ スプリッタ
３０ ベンチュリ管
３２ 内側本体
３４ 主リング支持体
３６ 外側本体
３８ フェアリング
４０ パイロット中央本体
４２ 排出オリフィス
４４ 計量プラグ
４６ 中央ボア
４８ 伝達孔
５０ 供給アニュラス
５２ 噴霧孔
５４ 上流セクション
５６ スロート
５８ 分岐セクション
６０ 内側旋回ベーン
６２ 上流セクション
６４ スロート
６６ 分岐セクション
６８ 外側旋回ベーン
７０ 熱シールド
７２ ステム
７４ 主支持アーム
７６ 主燃料ギャラリ
７８ 主燃料オリフィス
８０ パイロット燃料ギャラリ
８２ 前方端部
８４ バッフル、後方端部
８６ 冷却孔
８８ 外側表面
９０ 二次流路
９２ 噴霧ウエル
９４ 開口部
９６ ボイド、環状空間
９８ 小供給スロット
１００ 供給孔
１０２ ウエル入口
１０４ 燃料ポスト
１０６ 側面
１０８ 外面
１１０ ギャップ
２０２ 外周壁
２０４ 燃料ポスト
２０６ 側面
２０８ フロア
２１０ ギャップ
２１２ 先端部表面
２１４ 基部、凹状フィレット
２１６ 凸状湾曲フィレット
２１８ 補助ポート
２２４ 主噴射リング
２３６ 外側本体
２７６ 主燃料ギャラリ
２７８ 主燃料オリフィス
２９２ 噴霧ウエル
２９４ 開口部
２９６ ボイド
３０２ 外周壁
３０４ 燃料ポスト
３０６ 側面
３０８ フロア
３１０ ギャップ
３１２ 先端部表面
３１４ 基部、凹状フィレット
３１６ 肉厚部分、凸状湾曲フィレット
３１８ 補助ポート
３２０ スカーフ
３２２ 線
３２４ 主噴射リング
３３６ 外側本体
３７６ 主燃料ギャラリ
３７８ 主燃料ポート、主燃料オリフィス
３９２ 噴霧ウエル
３９４ 開口部

Claims (15)

1. 中心軸線（２６）に平行に延びる環状外側本体（３６）であって、前方および後方端部（８２，８４）の間に延びる略円筒状の外側表面（８８）と、前記外側表面（８８）を通過する複数の開口部（９４）とを有する環状外側本体（３６）と、
   前記外側本体（３６）の内側に配置され、前記外側本体（３６）と協働して環状空間（９６）を画定する環状内側本体（３２）と、
   前記環状空間（９６）の内側に配置された環状主噴射リング（２４）であって、そこから径方向外側に延びる環状の燃料ポスト（１０４）のアレイを含む環状主噴射リング（２４）と、
   前記外側本体（３６）の前記開口部（９４）の１つと位置合わせされ、前記環状空間（９６）と連通する外周ギャップ（１１０）によって前記開口部（９４）から分離されている各燃料ポスト（１０４）と、
   前記主噴射リング（２４）内で周方向に延びる主燃料ギャラリ（７６）と、
   各々が前記主燃料ギャラリ（７６）と連通し、前記燃料ポスト（１０４）の１つを通って延びる複数の主燃料オリフィス（７８）とを含む、ガスタービンエンジン用の燃料ノズル装置。
2. 各開口部（９４）が、前記外側本体（３６）の内側表面に形成された円錐形のウエル入口（１０２）と連通し、
   各燃料ポスト（１０４）が、形状が切頭円錐形であり、円錐形の側面（１０６）と、平坦な径方向向き外面（１０８）とを含み、前記外周ギャップ（１１０）が、前記ウエル入口（１０２）と前記側面（１０６）との間で画定されている請求項１に記載の装置。
3. 各燃料ポスト（２０４）が、円筒状の側面（２０６）を画定する外周壁（２０２）と、前記外周壁（２０２）の先端部表面（２１２）から径方向内側に凹んで噴霧ウエル（２９２）を画定する径方向外側向きフロア（２０８）とを含み、
   前記外周ギャップ（２１０）が、前記開口部（２９４）と前記側面（２０６）との間で画定されている請求項１に記載の装置。
4. 前記燃料ポスト（２０４）が、前記外側本体（３６）の外面を越えて径方向外側に延びる請求項３に記載の装置。
5. 凹状フィレット（２１４）が、前記燃料ポスト（２０４）と前記主噴射リング（２２４）の接合部に配置されている請求項３に記載の装置。
6. 凸状湾曲フィレット（２１６）が、前記開口部（２９４）に隣接する前記外側本体（２３６）に形成されている請求項３に記載の装置。
7. 補助ポート（２１８）が、前記外周壁（２０２）と前記フロア（２０８）の交差部近傍の前記外周壁（２０２）に形成されている請求項３に記載の装置。
8. 各燃料ポスト（３０４）が、平面視で細長く、側面（３０６）を画定する外周壁（３０２）と、前記外周壁（３０２）の先端部表面（３１２）から径方向内側に凹んで噴霧ウエル（３９２）を画定する径方向外側向きフロア（３０８）とを含み、
   前記外周ギャップ（３１０）が、前記開口部（３９４）と前記側面（３０６）との間で画定されている請求項１に記載の装置。
9. 凹状フィレット（３１４）が、前記燃料ポスト（３０４）と前記主噴射リング（３２４）の接合部に配置されている請求項８に記載の装置。
10. 凸状湾曲フィレット（３１６）が、前記開口部（３９４）に隣接する前記外側本体（３３６）に形成されている請求項８に記載の装置。
11. 補助ポート（３１８）が、前記外周壁（３０２）と前記フロア（３０８）の交差部近傍の前記外周壁（３０２）に形成されている請求項８に記載の装置。
12. 前記燃料ポスト（３０４）の少なくとも１つが、前記先端部表面（３１２）に平行な線（３２２）に沿って延びる傾斜状のスカーフ（３２０）を組み込み、前記スカーフ（３２０）が、前記噴霧ウエル（３９２）で最大径方向深さを有し、径方向高さで外側に先細りし、前記噴霧ウエル（３９２）から間隔を置いた位置で前記先端部表面（３１２）を接合する請求項８に記載の装置。
13. 各燃料ポスト（３０４）の前記外周壁（３０２）が、平面視でレーストラック形状である請求項８に記載の装置。
14. 前記内側本体（３２）の内側に配置された最小径のスロート（６４）を含む環状ベンチュリ管（３０）と、
    前記ベンチュリ管（３０）の内側に配置された環状スプリッタ（２８）と、
    前記ベンチュリ管（３０）と前記スプリッタ（２８）との間に延びる外側旋回ベーン（６８）のアレイと、
    前記スプリッタ（２８）内に配置されたパイロット燃料噴射器（１８）と、
    前記スプリッタ（２８）と前記パイロット燃料噴射器（１８）との間に延びる内側旋回ベーン（６０）のアレイとをさらに含む請求項１に記載の装置。
15. 液体燃料の流れを異なる流量で供給するように動作可能な燃料システム（１２）と、
    前記燃料システム（１２）と前記パイロット燃料噴射器（１８）との間に結合されたパイロット燃料導管（１６）と、
    前記燃料システム（１２）と前記主噴射リング（２４）との間に結合された主燃料導管（２２）とをさらに含む請求項１に記載の装置。