(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
旋回カップ（３６、３８）であって、
パイロット旋回翼（４２）の列および対応するパイロット燃料噴射器（６０）を有する環状内側スワラと、
主旋回翼（４４）の列および対応する主燃料噴射器（６２）を有する環状外側スワラと、
前記内側スワラ（４２）と前記外側スワラ（４４）の間に径方向にそれらと同軸で配置される管状中央体（４６）と
を備え、
前記中央体（４６）が、前記内側スワラ（４２）を囲繞する環状バイパス入口（６６）を含み、孔つきパイロットノズル（５２）に沿って後方に発散して環状保炎器（５４）で終端し、
前記中央体（４６）が、インピンジメントリング（６４）をさらに含み、
前記インピンジメントリング（６４）が、冷却空気を受けるように前記バイパス入口（６６）と流れ連通するように前記保炎器（５４）から前方に間隔を置いて配置され、前記パイロットノズル（５２）まわりに径方向に間隔を置いて配置され、前記保炎器（５４）において後方に向け前記冷却空気を方向付ける複数のインピンジメント孔（７２）を備え、
前記旋回カップ（３６、３８）は、
前記バイパス入口（６６）と前記インピンジメントリング（６４）の間で流れ連通するように軸方向に延在する環状外側マニホルド（６８）と、
前記外側マニホルド（６８）の内側に前記パイロットノズル（５２）まわりに同軸で配置され、前記インピンジメントリング（６４）と前記保炎器（５４）の間において軸方向に前方に延びて終端する環状内側プレナム（７０）と
をさらに備えることを特徴とする、旋回カップ（３６、３８）。
【請求項２】
前記外側スワラ（４４）が、前記パイロットノズル（５２）および前記保炎器（５４）を囲繞する主ノズルを画成する環状シュラウド（５８）内で終端する、請求項１記載の旋回カップ。
【請求項３】
前記インピンジメントリング（６４）には、前記インピンジメント孔（７２）の列が軸方向に貫通して延在しており、
前記パイロットノズル（５２）が、前記保炎器（５４）から前方に間隔を置いて配置される出口孔（７４）の列を含む、
請求項２記載の旋回カップ。
【請求項４】
前記パイロットノズル（５２）が前記保炎器（５４）まで後方に発散し、前記出口孔（７４）が、前記消費冷却空気をそこから吐出するように前記内側プレナム（７０）と流れ連通するように前記内側プレナム（７０）を通って軸方向に延在する、請求項３記載の旋回カップ。
【請求項５】
前記パイロット旋回翼（４２）が、前記パイロットノズル（５２）を通ってパイロット燃料／空気混合気を集合的に吐出するように、前記バイパス入口（６６）の径方向内方に前記パイロットノズル（５２）の前方に配置され、前記パイロット噴射器（６０）を囲繞し、
前記主旋回翼（４４）が、前記主ノズル（５８）を通って主燃料／空気混合気を集合的に吐出するように前記主噴射器（６２）の列を含む、
請求項４記載の旋回カップ。
【請求項６】
前記パイロット旋回翼（４２）が、後方に空気流を旋回するように軸方向に延在し、前記パイロット噴射器（６０）が、前記パイロット旋回翼（４２）の後方にパイロット燃料を吐出するように後方出口（７６）を含み、
前記主旋回翼（４４）が、前記中央体（４６）まわりに径方向内方に空気流を旋回するように径方向に延在し、前記主噴射器（６２）が、前記旋回空気流内に主燃料を吐出するように前記主旋回翼（４４）と一体にされる、
請求項５記載の旋回カップ。
【請求項７】
環状ドーム（３４）から後方に延在する径方向内側および外側の燃焼ライナ（３０、３２）を有する燃焼器（１８）の環状ドーム（３４）に列をなして配置される、請求項５記載の旋回カップ。
【請求項８】
前記ドーム（３４）に取り付けられる前記旋回カップ（３６、３８）の径方向内側および外側の列をさらに備える、請求項７記載の燃焼器。
【請求項９】
前記パイロットノズル（５２）のそれぞれが、軸方向に、前記保炎器（５４）の前方に、間隔を置いて順に配置される前記出口孔（７４）の３つの列を備え、
前記保炎器（５４）が、前記内側スワラ（４２）と前記外側スワラ（４４）の間において軸方向の傾斜なしに径方向に延在し、遮熱コーティング（７８）で覆われる、
請求項８記載の燃焼器。
【請求項１０】
燃焼器旋回カップ（３６、３８）であって、
径方向で間にある管状中央体（４６）で隔てられる同軸の内側および外側のスワラ（４２、４４）を備え、
前記中央体（４６）が、前記内側スワラ（４２）を囲繞する環状バイパス入口（６６）を含み、孔つき内側ノズル（５２）に沿って後方に発散して環状保炎器（５４）で終端し、
前記中央体（４６）が、インピンジメントリング（６４）をさらに含み、
前記インピンジメントリング（６４）が、冷却空気を受けるように前記バイパス入口（６６）と流れ連通するように前記保炎器（５４）から前方に間隔を置いて配置され、前記パイロットノズル（５２）まわりに径方向に間隔を置いて配置され、前記保炎器（５４）において後方に向け前記冷却空気を方向付ける複数のインピンジメント孔（７２）を備え、
前記燃焼器旋回カップ（３６、３８）は、
前記バイパス入口（６６）と前記インピンジメントリング（６４）の間で流れ連通するように軸方向に延在する環状外側マニホルド（６８）と、
前記外側マニホルド（６８）の内側に前記パイロットノズル（５２）まわりに同軸で配置され、前記インピンジメントリング（６４）と前記保炎器（５４）の間において軸方向に前方に延びて終端する環状内側プレナム（７０）と
をさらに備えることを特徴とする、燃焼器旋回カップ（３６、３８）。
【請求項１１】
前記インピンジメントリング（６４）には、インピンジメント孔（７２）の列が軸方向に貫通して延在しており、
前記内側ノズル（５２）が、前記保炎器（５４）から前方に間隔を置いて配置される出口孔（７４）の列を含む、
請求項１０記載の燃焼器旋回カップ。
【請求項１２】
前記内側ノズル（５２）が前記保炎器（５４）まで後方に発散し、前記出口孔（７４）が、前記消費冷却空気を吐出するように前記内側プレナム（７０）と流れ連通するように前記内側プレナム（７０）から軸方向に延在する、請求項１１記載の燃焼器旋回カップ。
【請求項１３】
前記内側スワラが、前記内側ノズル（５２）を通ってパイロット燃料／空気混合気を集合的に吐出するように、前記バイパス入口（６６）の径方向内方に、前記内側ノズル（５２）の前方に配置され、パイロット燃料噴射器（６０）を囲繞する、パイロット旋回翼（４２）を備え、
前記外側スワラが、主燃料／空気混合気を前記外側ノズル（５８）を通って集合的に吐出するように、前記保炎器（５４）を囲繞する外側ノズルを画成する環状シュラウド（５８）内で終端し、主燃料噴射器（６２）の列を有する、主旋回翼（４４）の列を備える、
請求項１２記載の燃焼器旋回カップ。
【請求項１４】
前記パイロット旋回翼（４２）が、後方に空気流を旋回するように軸方向に延在し、前記パイロット噴射器（６０）が、前記パイロット旋回翼（４２）の後方にパイロット燃料を吐出するように後方出口（７６）を含み、
前記主旋回翼（４４）が、前記中央体（４６）まわりに径方向内方に空気流を旋回するように径方向に延在し、前記主噴射器（６２）が、前記旋回空気流内に主燃料を吐出するように前記主旋回翼（４４）と一体にされる、
請求項１３記載の燃焼器旋回カップ。
【請求項１５】
環状ドーム（３４）から後方に延在する径方向内側および外側の燃焼ライナ（３０、３２）を有する燃焼器（１８）の環状ドーム（３４）と、該環状ドームに列をなして配置される請求項１０乃至１４のいずれか１項に記載の旋回カップとを備える燃焼器。
【請求項１６】
前記ドーム（３４）に取り付けられる前記燃焼器旋回カップ（３６、３８）の径方向内側および外側の列をさらに備える、請求項１５記載の燃焼器。
【請求項１７】
前記内側ノズル（５２）のそれぞれが、軸方向に、前記保炎器（５４）の前方に、間隔を置いて順に配置される前記出口孔（７４）の３つの列を備える、請求項１６記載の燃焼器。
【請求項１８】
前記保炎器（５４）が、前記内側スワラ（４２）と前記外側スワラ（４４）の間において軸方向の傾斜なしに径方向に延在し、遮熱コーティング（７８）で覆われる、請求項１７記載の燃焼器。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的にはその中の燃焼器に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンでは、空気が圧縮機で加圧され、燃焼器で燃料と混合されて高温燃焼ガスを生成する。エネルギーは、圧縮機と、航空用ターボファンエンジン用では典型的にはファンを駆動する軸とを作動させるタービン段内で、ガスから取り出される。
【０００３】
高圧タービン（ＨＰＴ）が燃焼器のすぐ後に続き、燃焼器から最も高温のガスを受け、このガスから最初にエネルギーが取り出される。低圧タービン（ＬＰＴ）がＨＰＴの後に続き、そのガスから追加のエネルギーが取り出される。
【０００４】
燃焼器では、燃料と空気が混合されて点火され、高温燃焼ガスを生成する。燃焼の効率は、ガスタービンエンジンの全効率における重要な要素である。
【０００５】
さらに、排気排出もやはり重要な設計要素である。というのも、一般的に、政府規制によって、未燃焼炭化水素ＵＨＣ、一酸化炭素ＣＯおよび窒素酸化物ＮＯｘを含む望ましくない排気生成物の量が制限されるからである。
【０００６】
最新の燃焼器設計は、高温燃焼ガスを発生し閉じ込める非常に厳しい動作環境のもとで燃焼器の耐久性および寿命に対処している。様々な燃焼器補完物は、適切な寿命の間、動作中にかなりの熱負荷を受けるので適切に冷却されなければならない。
【０００７】
燃焼器は、リッチ動作可能であるが、そうすると燃料消費量および望ましくない炭素排出が増大する。燃焼器は、窒素酸化物排出を低減するように希薄動作可能だが、燃焼安定性が低下する。
【０００８】
乾式低排出（ＤＬＥ）燃焼器では、燃料は希薄燃焼され、それによって燃焼器は、大きな音圧によって構造振動が生じ燃焼器ライナに入る熱流束が増大することがある、起こり得る不安定にさらされる。
【０００９】
縦方向モードでの火炎の逆火は、接線または径方向モードでの火炎のブローオフとともに、もう１つの問題である。
【００１０】
燃焼不安定性は、保炎器を燃焼器に導入し、希薄の予混合燃焼火炎を固定することによって解決され得る。しかし、固定される火炎が保炎器自体を過熱し、それによって燃焼器の耐久性および寿命が低下してしまう。
【００１１】
燃焼器についてのこれらの矛盾する設計考慮事項には、それに応じた設計上の妥協が必要であり、またそれによって燃焼器設計の複雑さがさらに増大する。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１２】
したがって、火炎安定性が高められた乾式低排出性能に合わせて構成された燃焼器を提供することが望まれる。
【課題を解決するための手段】
【００１３】
燃焼器の旋回カップは、管状中央体で隔てられる同軸の内側および外側のスワラを含む。中央体は、内側スワラを囲繞するバイパス入口を含み、孔つき内側ノズルに沿って後方に発散し、環状保炎器で終端する。内側インピンジメントリングは、保炎器から前方に間隔を置いて配置され、保炎器をインピンジメント冷却する冷却空気をバイパス入口から受けるようにバイパス入口と流れ連通する。
【００１４】
本発明は、そのさらなる目的および利点と合わせて、好ましい例示的な実施形態に従って添付の図面と併せて以下の詳細な説明でより具体的に説明される。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】二重環状燃焼器を有する航空用ターボファンエンジンの軸方向概略図である。
【図２】径方向内側および外側の旋回カップを有する、図１に示される燃焼器の軸方向断面等角図である。
【図３】線３−３に沿った、図２からの例示的な旋回カップの拡大等角図である。
【図４】図３に示される旋回カップの拡大軸方向断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
図１では、長手方向すなわち軸方向の中心線軸１２を中心に線対称であるターボファンガスタービンエンジン１０が概略的に示されている。
【００１７】
エンジンは、直流連通をなす、ファン１４、圧縮機１６、燃焼器１８、高圧タービン（ＨＰＴ）２０および低圧タービン（ＬＰＴ）２２を含む。ＨＰＴ２０のロータは１本の駆動軸によって圧縮機１６のロータに接合され、ＬＰＴ２２のロータはもう１本の駆動軸によってファン１４に接合される。
【００１８】
動作中、空気２４は、ファン１４を通って流れ、その内側部分が軸流圧縮機１６の圧縮機ブレードによってさらに加圧される。圧縮機吐出圧力（ＣＤＰ）より低く加圧された空気２４は、燃焼器１８に運ばれ、そこで燃料２６と混合されて高温燃焼ガス２８を生成する。
【００１９】
ＨＰＴ２０のタービンブレードの燃焼ガスからは、圧縮機ブレードを駆動するエネルギーが取り出される。ＬＰＴ２２のタービンブレードのガスからは、ファンブレードを駆動する追加のエネルギーが取り出される。
【００２０】
図１、２に示される燃焼器１８は、二重環状燃焼器（ＤＡＣ）であり、前方端部で環状ドーム３４に接合される径方向内側燃焼ライナ３０および径方向外側燃焼ライナ３２を含む。ライナは、第１段のタービンノズルに接合される環状出口を画成する後方端部で終端する。
【００２１】
径方向内側旋回カップ３６の列および外側旋回カップ３８の径方向外側の列は、ドーム３４の対応する開口に取り付けられる。旋回カップは、動作中、燃料と加圧空気を混合し、次いでそれが適切に点火されて高温燃焼ガス２８を生成するように構成される。
【００２２】
内側および外側旋回カップ３６、３８は、具体的には、以下で説明されるように、主燃料と空気を、燃焼器内のパイロット燃料／空気混合気まわりに吐出する前に希薄混合気に予混合するように構成され、したがってプレミキサとも呼ばれる。プレミキサ３６、３８は、共通の径方向支持ステム４０に対になって取り付けられる。径方向支持ステム４０は、燃料２６を別々に運ぶのに適した導管を含む。多数のステム４０が中心線軸１２を囲むように円周方向に間隔を置いて配置され、それぞれが燃焼プロセスに集合的に供給を行うように２つのプレミキサである旋回カップ３６、３８を有する。
【００２３】
旋回カップ３６、３８のそれぞれは、同様の構造を有するが、燃焼器内での使用に合うように寸法は適切に変えられる。外側旋回カップ３８のそれぞれの詳細は以下で開示され、内側旋回カップ３６のそれぞれは同一の同類物を有する。
【００２４】
図３では、例示的な外側旋回カップ３８がより詳細に示されている。内側旋回カップ３６の構造は同一である。
【００２５】
各旋回カップ３６、３８は、パイロット旋回翼の内側列の形の環状内側スワラ４２、および主旋回翼の外側列の形の環状外側スワラ４４を含む。
【００２６】
内側および外側スワラ４２、４４は、同軸すなわち同心にあり、管状中央体４６で径方向に隔てられる。中央体４６は、図４により詳細に示されている。
【００２７】
中央体４６は、前方端部に、加圧された圧縮機吐出空気２４を受ける収束（ｃｏｎｖｅｒｇｉｎｇ）吸気路４８を含む。中央体の後方部分では、内側すなわちパイロットベンチュリ５０が最小流量範囲の局所のど部を画成し、中央体がそこから直径が増大して孔つきの内側すなわちパイロット出口ノズル５２に沿って軸方向に発散する。円錐形のパイロットノズル５２は、中央体の後方端部にある平らな環状保炎器５４内で後方に終端する。
【００２８】
図３に示される外側スワラ４４は、径方向外側すなわち主ベンチュリ５６を通って圧縮機吐出空気を運び、円錐形に発散する外側すなわち主出口ノズルを画成する環状シュラウド５８内で終端する。主ノズル５８は、中央体４６の後方端部および保炎器５４を囲繞し、保炎器５４は、同心円環のパイロットノズル５２を囲繞する。
【００２９】
パイロット旋回翼４２は、旋回カップ３８の中心線軸に沿って軸方向に延在するパイロット燃料噴射器６０を囲繞する。動作中、旋回翼４２からの空気がパイロット噴射器６０からの燃料と混合され、パイロット燃料／空気混合気がパイロットノズル５２を通って集合的に吐出されて燃焼される。
【００３０】
複数の主燃料噴射器６２は、主旋回翼４４と一体にされ、動作中、燃料を主旋回空気内に吐出し、主燃料／空気混合気が主ノズル５８を通って集合的に吐出されて燃焼される。
【００３１】
燃料は、乾式低排出（ＤＬＥ）動作モードで燃焼器を動作するように、パイロットおよび主燃料噴射器６０、６２を通って適切に実施すなわち計量して供給される。具体的には、主噴射器６２からの燃料が、主旋回空気と混合され、希薄燃料／空気混合気を生成する。
【００３２】
上記の背景技術の部分で述べたように、燃焼不安定性は、燃料が希薄予混合火炎で燃焼されるＤＬＥ燃焼器では大きな問題である。
【００３３】
しかし、以下でより詳細に説明されるように、保炎器５４を優先的に冷却することによって、この不安定問題は取り除かれるまたは実質的に低減される。
【００３４】
より具体的には、図４に示される中央体４６は、中空であり、保炎器５４の内部背面から軸方向前方に間隔を置いて配置される内部インピンジメントリング６４を含む。中央体は、加圧空気の一部をそこからバイパスする、内側スワラ４２を囲繞する環状の空気バイパス入口６６をさらに含む。インピンジメントリング６４は、パイロットノズル５２を径方向に囲むように間隔を置いて配置され、消費冷却空気をそれを通って吐出する。
【００３５】
中央体４６の後方端部には、環状外側マニホルド６８がバイパス入口６６とインピンジメントリング６４の間に軸方向に延在する。環状内側プレナム７０は、外側マニホルド６８の内側に同軸で配置され、パイロットノズル５２を囲繞し、インピンジメントリング６４と保炎器５４の間において軸方向にその後方端部で終端する。
【００３６】
インピンジメントリング６４は、それを通って軸方向に延在するインピンジメント孔７２の列を含む。パイロットノズル５２は、それを通って延在し保炎器５４から前方に間隔を置いて配置される出口孔７４の１つまたは複数の列を含む。
【００３７】
パイロットノズル５２は、直径が増大する円錐形に後方に発散し、保炎器５４で終端する。出口孔７４は、内側プレナム７０と流れ連通するようにパイロットノズル５２の発散する壁部を通って軸方向に延在し、消費冷却空気をそこから吐出する。
【００３８】
したがって、中央体入口４８に入るパイロット空気の一部は、バイパス入口６６を通ってパイロット旋回翼４２をバイパスし、外側マニホルド６８を通って軸方向に後方に流れ、インピンジメント孔７２を通って高速インピンジメント噴流で流れて保炎器５４の裏側にぶつかる。消費インピンジメント空気は、向きが逆になり、次いで、内側プレナム７０を通って軸方向に前方に運ばれ、また向きを変えた後、出口孔７４の列を通って吐出する。
【００３９】
中央体４６自体は、外側マニホルド６８および内側プレナム７０を通って運ばれるバイパス冷却空気によって効果的に内部冷却される。特に重要なことは、保炎器５４自体のインピンジメント冷却である。さらに重要なことは、保炎器５４のかなり上流側のパイロットノズル５２内部で消費インピンジメント空気が吐出することである。
【００４０】
このように、主スワラ４４、主噴射器６２および主ノズル５８の性能、ならびにその希薄予混合燃焼プロセスは、保炎器５４の内部冷却による影響は受けない。また、保炎器５４は、（図３で破線で示される）燃焼炎をしっかり固定し、保炎器５４自体がよく内部冷却されるかたちで燃焼安定性を促進する。
【００４１】
消費インピンジメント空気は出口孔７４から吐出する前に保炎器の後ろで向きが２回逆になるので、かなりの圧力損失がその中で生じ、さらに消費空気は出口孔７４の１つまたは複数の列を通って吐出されるので、その速度はかなり低下される。
【００４２】
吐出冷却空気は、パイロットノズル５２自体の効果的な内部膜冷却を実現し、（やはりまた図３で破線で示される）パイロットノズル５２内部での燃焼がなされるように、パイロット燃料／空気混合気を囲む。パイロットノズル５２から吐出される集合的な燃焼流は、主ノズル５８から吐出される主燃料／空気混合気の効率または安定性を損なうことなく、周囲の保炎器５４のところで主火炎と合流する。
【００４３】
吐出冷却空気は中央体を通り抜けることによって予熱されてきており出口孔７４からの吐出後はかなりの速度を失っているので、この消費冷却空気は、特にＣＤＰ空気の温度が低い用途では、燃料蒸発を向上させ、火炎安定性を促進し、それによってＵＨＣおよびＣＯ排気排出が低減する。
【００４４】
パイロットスワラ４２およびパイロットノズル５２は、空気流比率（ａｉｒｆｌｏｗ  ｒａｔｉｏ）が約５％より低い場合、主スワラ４４および主ノズル５８よりも実質的に少ない空気流を運ぶように寸法設定される。この設計の部品試験では、ＤＬＥ動作状態のもと、保炎器ベース上に希薄予混合火炎を固定することによって燃焼不安定性の効果的な抑制が証明されている。
【００４５】
主な安定モードでの動圧は、冷却保炎器５４の場合、劇的に減少し、それに対応して希薄燃焼プロセスの燃焼安定性が増大する。さらに、燃焼効率は、冷却保炎器５４の場合、かなり高くなる。この結果、未燃焼炭化水素ＵＨＣ、一酸化炭素ＣＯおよび窒素酸化物ＮＯｘのレベルが改善されることになる。
【００４６】
図４に示されるように、パイロット旋回翼４２は、軸方向に延在し、軸方向後方に空気流を吐出するために、軸方向に対向する入口および出口端部を有する。パイロット旋回翼は、旋回を空気流に与えるように、円周方向に若干角度が付けられる。
【００４７】
対応するパイロット噴射器６０は、パイロット旋回翼列の中央を通って軸方向に延在する細い導管すなわち管であり、動作中、パイロット旋回翼４２の後方にパイロット燃料を吐出する５つの後方出口孔７６を含む。
【００４８】
図３に示されるように、主旋回翼４４は、径方向に延在し、径方向に対向する入口および出口端部を有する。主旋回翼は、径方向内方に傾けられ、それを通って運ばれ中央体４６の外面まわりに吐出される主空気流に旋回を導入する。
【００４９】
協働する主噴射器６２は、好ましくは、それら自体は中空である主旋回翼４４と一体にされ、主燃料を旋回する空気流内に吐出する１つの旋回翼あたり３つの例示的な燃料出口を有する。このように、中央体４６と保炎器５４が２つの気化ノズルを隔てる状態で、希薄予混合主燃料／空気混合気が主ノズル５８から吐出され、パイロットノズル６０から吐出されているパイロット燃料／空気混合気を囲む。
【００５０】
図２に示される内側および外側旋回カップ３６、３８のそれぞれは、同様に、図３、４の例示的な実施形態で示されるように、対応する中央体４６およびその後方端部の平らな保炎器５４とともに構成されてもよい。保炎器５４は、燃焼器内において軸方向の傾斜なしに径方向に延在し、ブラッフボディをもたらし、その後に燃焼火炎前面をしっかり固定する。
【００５１】
内部冷却される保炎器５４自体は、火炎前面の熱負荷からのさらなる熱保護のためにセラミック遮熱コーティング（ＴＢＣ）７８で適切に覆われ得る。内部冷却される保炎器は、本明細書で説明されるようなＤＬＥプレミキサすなわち旋回カップに特に有利である。
【００５２】
内側および外側ノズル５２、５８は、好ましくは、主およびパイロット燃料／空気混合気を同心的に吐出するように、平らな保炎器５４と共通の軸平面で終端する。好ましくは、主シュラウド５８の後方端部は、ＴＢＣ７８と実質的に同一平面上にあり、プレミキサを対応するドーム開口を介して設置している間、脆いＴＢＣをダメージから保護するように、約２０ミル（０．５ｍｍ）だけわずかに突出する、すなわちその後方で終端する。
【００５３】
内側および外側旋回カップ３６、３８の２つの列は、環状燃焼器ドーム内に適切に取り付けられる。ドームには適切な熱シールド８０が取り付けられ、旋回カップ３６、３８の全補完物の間にある径方向および円周方向の空間に断熱をもたらす。
【００５４】
平らな保炎器５４は、全体的に平らな熱シールド８０と協働して燃焼ガスを燃焼器のドーム端部において火炎前面に沿ってしっかり固定する。
【００５５】
上記で述べた具体的に構成される中央体４６は、燃焼器における性能および効率の点でかなり有利であり、動作中の排気排出の低減に寄与する。
【００５６】
中央体は、単一環状燃焼器（ＳＡＣ）、二重環状燃焼器（ＤＡＣ）またはその中に多数の旋回カップがある任意の形の燃焼器において、内側および外側スワラを有する様々な形の旋回カップに組み込まれてもよい。
【００５７】
本明細書では本発明の好ましい例示的な実施形態であると考えられるものを説明してきたが、当業者には、本発明の他の変更形態が本明細書の教示から明らかであり、したがって、全てのそうした変更形態は、本発明の真の精神および範囲内に入るとして添付の特許請求の範囲内で保護されることが望ましい。
【００５８】
したがって、特許によって保護されることが望ましいものは、出願人らが請求する以下の特許請求の範囲で規定かつ特定されるような発明である。
【符号の説明】
【００５９】
１０  ターボファンガスタービン
１２  中心線軸
１４  ファン
１６  圧縮機
１８  燃焼器
２０  高圧タービン
２２  低圧タービン
２４  空気
２６  燃料
２８  高温燃焼ガス
３０  内側燃焼ライナ
３２  外側燃焼ライナ
３４  ドーム
３６  内側旋回カップ、プレミキサ
３８  外側旋回カップ、プレミキサ
４０  支持システム
４２  パイロット旋回翼、内側スワラ
４４  主旋回翼、外側スワラ
４６  中央体
４８  吸気路
５０  パイロットベンチュリ
５２  出口ノズル
５４  保炎器
５６  主ベンチュリ
５８  シュラウド、主ノズル
６０  パイロット燃料噴射器
６２  主燃料噴射器
６４  インピンジメントリング
６６  バイパス入口
６８  マニホルド
７０  プレナム
７２  インピンジメント孔
７４  出口孔
７６  後方出口
７８  遮熱コーティング
８０  熱シールド
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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