JPH0529802B2 - - Google Patents
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- JPH0529802B2 JPH0529802B2 JP59093826A JP9382684A JPH0529802B2 JP H0529802 B2 JPH0529802 B2 JP H0529802B2 JP 59093826 A JP59093826 A JP 59093826A JP 9382684 A JP9382684 A JP 9382684A JP H0529802 B2 JPH0529802 B2 JP H0529802B2
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- Japan
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- fuel
- annular
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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
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- 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)
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ための燃料ノズル及びそ
の構造に係る。
詳細にはメインバーナのための燃料ノズル及びそ
の構造に係る。
ガスタービンエンジン用の従来の燃料ノズルに
固有の一つの問題は、燃料ノズルが曝される環境
が過酷であるため、燃料ノズルがエンジンの運転
包囲線の種々の点に於て種々を寸法になるという
ことである。従つて燃料膜形成リツプが低出力に
対し所定の寸法に設定されると、その燃料膜形成
リツプは高出力時には必ずしも最適寸法にはなら
ない。或る特定の運転条件に於て適正な燃料スプ
レー特性及びスワール強度を達成し得る寸法を有
する燃料ノズルを設計する場合には、その一方で
エンジンの運転包囲線全体を通して最良の性能を
発揮するように寸法基準を設定することが好まし
いので、妥協が必要であつた。
固有の一つの問題は、燃料ノズルが曝される環境
が過酷であるため、燃料ノズルがエンジンの運転
包囲線の種々の点に於て種々を寸法になるという
ことである。従つて燃料膜形成リツプが低出力に
対し所定の寸法に設定されると、その燃料膜形成
リツプは高出力時には必ずしも最適寸法にはなら
ない。或る特定の運転条件に於て適正な燃料スプ
レー特性及びスワール強度を達成し得る寸法を有
する燃料ノズルを設計する場合には、その一方で
エンジンの運転包囲線全体を通して最良の性能を
発揮するように寸法基準を設定することが好まし
いので、妥協が必要であつた。
従来の燃料ノズルにより提起されている他の一
つの問題は、燃料ノズルの支持構造体の入口より
燃料ノズルの吐出オリフイスに於ける出口まで延
在する燃料通路を空気力学的に滑らかな形状にす
ることが不可能ではないにしても困難であつたと
いうことである。燃料ノズルの従来の実施例によ
つては、折れ曲つた通路が支持構造体を貫通して
掘削され、そのため鋭角的な屈曲部が形成され、
従つて燃料の流れが損ねられ、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従来の実施例に於て、それら
の分離面が必然的に偏差的な膨張及び収縮を生
じ、このことにより寸法制御が損ねられていた。
つの問題は、燃料ノズルの支持構造体の入口より
燃料ノズルの吐出オリフイスに於ける出口まで延
在する燃料通路を空気力学的に滑らかな形状にす
ることが不可能ではないにしても困難であつたと
いうことである。燃料ノズルの従来の実施例によ
つては、折れ曲つた通路が支持構造体を貫通して
掘削され、そのため鋭角的な屈曲部が形成され、
従つて燃料の流れが損ねられ、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従来の実施例に於て、それら
の分離面が必然的に偏差的な膨張及び収縮を生
じ、このことにより寸法制御が損ねられていた。
本願本明者等は、燃料ノズルを二つの部分、即
ち内部に主燃料通路を有する傾斜した支持構造体
と、燃料膜形成リツプ、二次空気スワラーベー
ン、切頭円錐形の空気通路、及び燃料スワラーオ
リフイスプレートを与えるノズルヘツドとに鋳造
によつて形成することにより、効率的な燃料ノズ
ルを形成し得ることを見出した。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
より環状断面への滑らかな遷移部分を有する燃料
通路を鋳造によつて形成し得る。このことにより
燃料の流れが損われることを回避することがで
き、これにより燃料圧力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亙り燃
料の流速を高くすることができる。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で、
燃料のコーキングを低減することができる。
ち内部に主燃料通路を有する傾斜した支持構造体
と、燃料膜形成リツプ、二次空気スワラーベー
ン、切頭円錐形の空気通路、及び燃料スワラーオ
リフイスプレートを与えるノズルヘツドとに鋳造
によつて形成することにより、効率的な燃料ノズ
ルを形成し得ることを見出した。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
より環状断面への滑らかな遷移部分を有する燃料
通路を鋳造によつて形成し得る。このことにより
燃料の流れが損われることを回避することがで
き、これにより燃料圧力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亙り燃
料の流速を高くすることができる。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で、
燃料のコーキングを低減することができる。
支持部とは独立してヘツド部を鋳造によつて形
成することにより、燃料の渦流を発生させるオリ
フイスプレートをアウタ燃料通路に取付け、燃料
の分布を支配するこれらの構成要素に対し高精度
の寸法制御を行うことができる。従つてヘツド部
は支持部の端部に溶接され、従来の燃料ノズルに
比して燃料ノズルの先端から溶接部（二つの鋳造
部分の接合部）までの距離を低減することができ
る。そのため、極端な温度領域に於て生じる熱成
長の差が、燃料膜形成リツプ、オリフイスプレー
ト、及び二次空気スワラーベーンを郭定する部分
の相対距離の増減には殆んど影響をしない。また
本発明によれば、従来より知られている燃料ノズ
ルの場合に比して、オリフイスプレート及びそれ
に隣接するリツプを燃料膜形成リツプに比較的近
接して配置することができる。溶接部が燃料膜形
成リツプに比較的近く位置しているので、本発明
によれば空気リツプと燃料膜形成リツプとの間の
軸線方向の相対的成長を低減することができ、こ
れにより燃料ノズルの作動範囲全体に亙り安定性
を向上させることができ、またノズルの均質性を
確保することができる。
成することにより、燃料の渦流を発生させるオリ
フイスプレートをアウタ燃料通路に取付け、燃料
の分布を支配するこれらの構成要素に対し高精度
の寸法制御を行うことができる。従つてヘツド部
は支持部の端部に溶接され、従来の燃料ノズルに
比して燃料ノズルの先端から溶接部（二つの鋳造
部分の接合部）までの距離を低減することができ
る。そのため、極端な温度領域に於て生じる熱成
長の差が、燃料膜形成リツプ、オリフイスプレー
ト、及び二次空気スワラーベーンを郭定する部分
の相対距離の増減には殆んど影響をしない。また
本発明によれば、従来より知られている燃料ノズ
ルの場合に比して、オリフイスプレート及びそれ
に隣接するリツプを燃料膜形成リツプに比較的近
接して配置することができる。溶接部が燃料膜形
成リツプに比較的近く位置しているので、本発明
によれば空気リツプと燃料膜形成リツプとの間の
軸線方向の相対的成長を低減することができ、こ
れにより燃料ノズルの作動範囲全体に亙り安定性
を向上させることができ、またノズルの均質性を
確保することができる。
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、即ち鋳造によ
り形成された湾曲部を含む燃料通路を有する主支
持構造体と、空気スワラーベーン、切頭円錐形の
空気通路、及び燃料スワラーオリフイスプレート
を有するヘツド部とに鋳造によつて形成される。
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し終えた遷移点
に於て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、即ち主支持構造体とヘツド部と
が接合されることである。
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、即ち鋳造によ
り形成された湾曲部を含む燃料通路を有する主支
持構造体と、空気スワラーベーン、切頭円錐形の
空気通路、及び燃料スワラーオリフイスプレート
を有するヘツド部とに鋳造によつて形成される。
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し終えた遷移点
に於て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、即ち主支持構造体とヘツド部と
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する。
について詳細に説明する。
本発明の好ましい実施例を示す第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とヘツド１２とに鋳
造によつて形成されている。航空機用エンジンに
於て一般的である如く、支持構造体は内部に燃料
通路を有しており、該燃料通路はその燃料通路内
へ半径方向に導入された燃料をバーナ内へ軸線方
向へ吐出すべくノズルへ流す作用をなす。従つて
燃料はかかる方向転換を行うべく90゜方向転換し
なければならない。本発明によれば、燃料通路１
４は支持構造体１０内に滑らかな湾曲部１６を直
接鋳造によつて形成することにより90゜の方向転
換が行われるようになつている。燃料通路１４は
かかる湾曲部までは断面円形であり、かかる湾曲
部より支持構造体の先端までの範囲に於て燃料通
路１４の断面形状は円形より環状に拡張されて遷
移点１８に至つている。この形状の移行は第３図
に最も良く示されている如く、円形のセグメント
より環状のセグメントへ徐々に且滑らかに変化し
ており、これにより燃料圧力の損失が最小限に抑
えられている。同様に湾曲部１６は半径方向より
軸線方向へ滑らかな流路を与えている。これらの
特徴により燃料系内に於ける圧力損失が低減さ
れ、また燃料ノズルより流出する燃料が均一に分
配されるようになつている。
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とヘツド１２とに鋳
造によつて形成されている。航空機用エンジンに
於て一般的である如く、支持構造体は内部に燃料
通路を有しており、該燃料通路はその燃料通路内
へ半径方向に導入された燃料をバーナ内へ軸線方
向へ吐出すべくノズルへ流す作用をなす。従つて
燃料はかかる方向転換を行うべく90゜方向転換し
なければならない。本発明によれば、燃料通路１
４は支持構造体１０内に滑らかな湾曲部１６を直
接鋳造によつて形成することにより90゜の方向転
換が行われるようになつている。燃料通路１４は
かかる湾曲部までは断面円形であり、かかる湾曲
部より支持構造体の先端までの範囲に於て燃料通
路１４の断面形状は円形より環状に拡張されて遷
移点１８に至つている。この形状の移行は第３図
に最も良く示されている如く、円形のセグメント
より環状のセグメントへ徐々に且滑らかに変化し
ており、これにより燃料圧力の損失が最小限に抑
えられている。同様に湾曲部１６は半径方向より
軸線方向へ滑らかな流路を与えている。これらの
特徴により燃料系内に於ける圧力損失が低減さ
れ、また燃料ノズルより流出する燃料が均一に分
配されるようになつている。
支持構造体１０の上端にはベース２２より離れ
て軸線方向に延在する部分２５内に、両端にて開
口した軸線方向の通路２０が鋳造によつて形成さ
れている。この通路２０は、ヘツド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
料スワラーオリフイスプレート２４より吐出され
る燃料の旋回流の中央にて燃焼ゾーン（図示せ
ず）内へ空気を導入する作用をなす。
て軸線方向に延在する部分２５内に、両端にて開
口した軸線方向の通路２０が鋳造によつて形成さ
れている。この通路２０は、ヘツド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
料スワラーオリフイスプレート２４より吐出され
る燃料の旋回流の中央にて燃焼ゾーン（図示せ
ず）内へ空気を導入する作用をなす。
燃料ノズルに於て一般的である如く、環状の燃
料通路２６を囲繞するヘツド１２の壁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を
補助する燃料膜形成リツプ３０を郭定している。
ヘツド１２の切頭円錐形の空気通路３６内には二
次空気スワラーベーン３４が鋳造によつて形成さ
れている。追加のリツプ３８が外壁４０より燃料
ノズルの中心線へ向けて半径方向内方へ延在して
おり、該リツプは燃料ノズルの耐久性を改善し、
炭素の蓄積を防止し、燃料スプレーパターンを向
上させる作用をなすようになつている。
料通路２６を囲繞するヘツド１２の壁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を
補助する燃料膜形成リツプ３０を郭定している。
ヘツド１２の切頭円錐形の空気通路３６内には二
次空気スワラーベーン３４が鋳造によつて形成さ
れている。追加のリツプ３８が外壁４０より燃料
ノズルの中心線へ向けて半径方向内方へ延在して
おり、該リツプは燃料ノズルの耐久性を改善し、
炭素の蓄積を防止し、燃料スプレーパターンを向
上させる作用をなすようになつている。
燃料ノズルにはアウタ熱シールド４４（第１図
参照）が設けられており、該熱シールドは支持構
造体１０の下方部分を囲繞しており、燃料のコー
キングを防止する熱障壁として作用するようにな
つている。燃料ノズルの支持構造体１０は作動媒
体の流れ内に延在す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
後流（wakes）、即ち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すべく空気力学的に滑ら
かな形状に形成されている。
参照）が設けられており、該熱シールドは支持構
造体１０の下方部分を囲繞しており、燃料のコー
キングを防止する熱障壁として作用するようにな
つている。燃料ノズルの支持構造体１０は作動媒
体の流れ内に延在す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
後流（wakes）、即ち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す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４
６が嵌込まれており、該熱シールド部材は燃料通
路内に於ける燃料のコーキングを抑制し、また燃
焼室内へ導入される空気が滑らかに流れるための
空気力学的表面を与えるようになつている。熱シ
ールド部材４６には空気スワラー４９が一体的に
形成されており、該スワラーはスプレー角度及び
燃料液滴の多きさ及び分布を最適化すべく空気に
適正なスワール特性を付与するようになつてい
る。支持構造体１０の下方部には燃料入口５０が
一体的に鋳造によつて形成されており、ストレー
ナ５２及び該ストレーナを保持すべく燃料入口５
０のボア内に摩擦係合式に嵌込まれたトリムオリ
フイス５４を収容するための頑丈で冷たい環境を
与えるようになつている。かかる構成により、ト
リムオリフイス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することができ
る。
６が嵌込まれており、該熱シールド部材は燃料通
路内に於ける燃料のコーキングを抑制し、また燃
焼室内へ導入される空気が滑らかに流れるための
空気力学的表面を与えるようになつている。熱シ
ールド部材４６には空気スワラー４９が一体的に
形成されており、該スワラーはスプレー角度及び
燃料液滴の多きさ及び分布を最適化すべく空気に
適正なスワール特性を付与するようになつてい
る。支持構造体１０の下方部には燃料入口５０が
一体的に鋳造によつて形成されており、ストレー
ナ５２及び該ストレーナを保持すべく燃料入口５
０のボア内に摩擦係合式に嵌込まれたトリムオリ
フイス５４を収容するための頑丈で冷たい環境を
与えるようになつている。かかる構成により、ト
リムオリフイス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することができ
る。
以上の説明より解る如く、ヘツド１２は溶接部
５６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付けの何
れであつても良い。軸線方向に延在する部分２５
の軸線方向長さに比してヘツド１２の長さが比較
的短いので、温度差に起因す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けでなく、燃料ノ
ズルの作動範囲全体に亙りより大きな安定性が与
えられ、また燃料ノズルが均質化される。
５６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付けの何
れであつても良い。軸線方向に延在する部分２５
の軸線方向長さに比してヘツド１２の長さが比較
的短いので、温度差に起因す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けでなく、燃料ノ
ズルの作動範囲全体に亙りより大きな安定性が与
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て詳
細に説明したが、本発明はかかる実施例に限定さ
れるものではなく、本発明の範囲内にて種々の実
施例が可能であることは当業者にとつて明らかで
あろう。
細に説明したが、本発明はかかる実施例に限定さ
れるものではなく、本発明の範囲内にて種々の実
施例が可能であることは当業者にとつて明らかで
あろう。
第１図は本発明による燃料ノズルを示す断面図
である。第２図は本発明による燃料ノズルを一部
破断して示す分解正面図である。第３図は第２図
の線３−３に沿う拡大部分断面図であり、特に燃
料通路の円形断面より環状断面への遷移部分を示
している。 １０……支持構造体、１２……ヘツド、１４…
…燃料通路、１６……湾曲部、１８……遷移点、
２０……通路、２２……ベース、２４……オリフ
イスプレート、２５……軸線方向に延在する部
分、２６……環状通路、２７……壁、２８……環
状通路、３０……燃料膜形成リツプ、３４……空
気スワラーベーン、３６……空気通路、３８……
追加のリツプ、４０……外壁、４４……アウタ熱
シールド、４６……熱シールド部材、４９……空
気スワラー、５０……燃料入口、５２……ストレ
ーナ、５４……トリムオリフイス、５６……溶接
部。
である。第２図は本発明による燃料ノズルを一部
破断して示す分解正面図である。第３図は第２図
の線３−３に沿う拡大部分断面図であり、特に燃
料通路の円形断面より環状断面への遷移部分を示
している。 １０……支持構造体、１２……ヘツド、１４…
…燃料通路、１６……湾曲部、１８……遷移点、
２０……通路、２２……ベース、２４……オリフ
イスプレート、２５……軸線方向に延在する部
分、２６……環状通路、２７……壁、２８……環
状通路、３０……燃料膜形成リツプ、３４……空
気スワラーベーン、３６……空気通路、３８……
追加のリツプ、４０……外壁、４４……アウタ熱
シールド、４６……熱シールド部材、４９……空
気スワラー、５０……燃料入口、５２……ストレ
ーナ、５４……トリムオリフイス、５６……溶接
部。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ ガスタービンエンジン用燃料ノズルにして、 実質的にエンジンの半径方向に延在する第一の
部分と、実質的にエンジンの軸線方向に延在し第
一の空気通路を郭定する段状に縮径された管状部
にて終る第二部分とを含む一体の部材として鋳造
され、前記第一の部分内を実質的にエンジンの半
径方向に延在した後前記第二の部分内へ向けて滑
らかに湾曲し且円形断面形状より前記第一の空気
通路を囲む環状断面形状へ滑らかに断面形状を変
化させ前記縮径管状部の始点にある環状段面に開
口する燃料通路が形成されている支持構造体と、 前記支持構造体の前記縮径管状部の周りに装着
されて該縮径管状部との間に前記支持構造体の前
記の環状の燃料通路に接続され環状のノズル開口
に終る環状燃料通路を郭定する内側管状部と、該
内側管状部の周りにこれより複数のベーンにより
支持されて隔置され該内側管状部との間に環状の
第二の空気通路を郭定する外側管状壁とを含む一
体に鋳造されたヘツドと、 を有することを特徴とするガスタービン用燃料ノ
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 JPS6026207A (ja) | 1985-02-09 |
| JPH0529802B2 true JPH0529802B2 (ja) | 1993-05-06 |
Family
ID=24049963
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP59093826A Granted JPS6026207A (ja) | 1983-07-19 | 1984-05-10 | ガスタ−ビンエンジン用燃料ノズル |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4609150A (ja) |
| EP (1) | EP0132213B1 (ja) |
| JP (1) | JPS6026207A (ja) |
| DE (2) | DE132213T1 (ja) |
Families Citing this family (33)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4815664A (en) * | 1987-03-19 | 1989-03-28 | United Technologies Corporation | Airblast fuel atomizer |
| US4773596A (en) * | 1987-04-06 | 1988-09-27 | United Technologies Corporation | Airblast fuel injector |
| US4898329A (en) * | 1987-11-04 | 1990-02-06 | United Technologies Corporation | Apparatus for a fuel system |
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