(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
スワーラ軸（１１）を有するスワーラハブ（２０５）を含む本体（２０１）と、
前記ハブ（２０５）から延び、前記スワーラ軸（１１）の周りで円周方向に配列される複数のベーン（２０８）と、
前記スワーラ軸（１１）と同軸に位置するリム（２４０）と、
前記リム（２４０）の一部と前記ハブ（２０５）の一部の間に延びる壁（２６０）と、
前記複数のベーン（２０８）の少なくともいくつかの方へ空気の流れを導くように構成された通路（２５４）を有するアダプタ（２５０）と
を含み、
前記通路（２５４）が前記本体（２０１）の一部から延びるアーチ形壁（２５６）によって形成され、
単体構造を有する、スワーラ（２００）。
【請求項２】
前記通路（２５４）が前記リム（２４０）の一部から延びるアーチ形壁（２５６）によって形成される、請求項１記載のスワーラ（２００）。
【請求項３】
前記アダプタ（２５０）がろう付け材料を受けることができる溝（２５２）を有する、請求項１記載のスワーラ（２００）。
【請求項４】
前記本体（２０１）が、前記本体（２０１）内に少なくとも部分的に位置する絶縁用隙間（２１６）を有する、請求項１記載のスワーラ（２００）。
【請求項５】
各ベーン（２０８）が実質的に同じ形状を有する、請求項１記載のスワーラ（２００）。
【請求項６】
少なくとも１つのベーン（２０９）が別のベーン（２０８）と異なる形状を有する、請求項１記載のスワーラ（２００）。
【請求項７】
前記壁（２６０）が実質的に平面である軸方向前方表面（２６２）を有する、請求項１記載のスワーラ（２００）。
【請求項８】
前記壁（３６０）が、空気の滑らかな流れを促進する輪郭（３６４）を有する軸方向前方表面（３６２）を有する、請求項１記載のスワーラ（３００）。
【請求項９】
少なくとも１つのベーン（４０９）が前記壁（４６０）の軸方向前方表面（４６２）から延びる、請求項１記載のスワーラ（４００）。
【請求項１０】
少なくとも１つのベーン（３０８）が、自由である翼端部（３２０）を有する、請求項１記載のスワーラ（３００）。
【請求項１１】
少なくとも１つのベーン（３０８）が前記翼端部（３２０）の一部に広がる陥凹部（３２２）を有する、請求項１０記載のスワーラ（３００）。
【請求項１２】
前記壁（２６０）が前記ハブ（２０５）の軸方向後端部に位置する、請求項１記載のスワーラ（２００）。
【請求項１３】
前記壁（２６０）が前記ハブ（２０５）の後端部から軸方向で前方に位置する、請求項１記載のスワーラ（２００）。
【請求項１４】
前記壁（２６０）がベーン（２０８）の前記翼端部（２２０）から延びる、請求項１記載のスワーラ（２００）。
【請求項１５】
単体スワーラ（２００）を製作する方法（５００）であって、
スワーラ軸（１１）の周りで本体（２０１）上に円周方向に配列された複数のベーン（２０８）、およびリム（２４０）と前記本体（２０１）の一部の間に延びる壁（２６０）を有する単体スワーラ（２００）の３次元情報を決定するステップと、
各スライスが前記単体スワーラ（２００）の断面層を定義する複数のスライスに前記３次元情報を変換するステップと、
レーザエネルギーを使用して金属粉末を溶解することによって前記単体スワーラ（２００）の各層を次々に形成するステップと
を含み、
前記単体スワーラ（２００）の３次元情報を決定するステップが、前記複数のベーン（２０８）の少なくともいくつかの方へ空気の流れを導くように構成され且つ前記本体（２０１）の一部から延びるアーチ形壁（２５６）によって形成された通路（２５４）を有するアダプタ（２５０）を有する前記単体スワーラ（２００）の３次元モデルを決定するステップをさらに含む
ことを特徴とする、方法。
【請求項１６】
前記単体スワーラ（２００）の３次元情報を決定するステップが、前記単体スワーラ（２００）の３次元モデルを決定するステップをさらに含む、請求項１５記載の方法。
【請求項１７】
レーザエネルギーを使用して金属粉末を溶解することによって前記単体スワーラ（２００）の各層を次々に形成するステップが、コバルトクロム、ＨＳ１８８およびＩＮＣＯ６２５の少なくとも１つを含む粉末を溶解するステップをさらに含む、請求項１５記載の方法。
【請求項１８】
レーザエネルギーを使用して金属粉末を溶解することによって前記単体スワーラ（２００）の各層を次々に形成するステップが、約１０ミクロンと約７５ミクロンの間の粒径を有する金属粉末を溶解するステップをさらに含む、請求項１５記載の方法。
【請求項１９】
レーザエネルギーを使用して金属粉末を溶解することによって前記単体スワーラ（２００）の各層を次々に形成するステップが、約１５ミクロンと約３０ミクロンの間の粒径を有する金属粉末を溶解するステップをさらに含む、請求項１８記載の方法。
【請求項２０】
前記単体スワーラ（２００）の３次元情報を決定するステップが、前記本体（２０１）内に少なくとも部分的に位置する隙間（２１６）を有する前記単体スワーラ（２００）の３次元モデルを決定するステップをさらに含む、請求項１５記載の方法。
【請求項２１】
前記単体スワーラ（２００）の３次元情報を決定するステップが、別のベーン（２０８）と異なる形状を有する少なくとも１つのベーン（２０９）を有する前記単体スワーラ（２００）の３次元モデルを決定するステップをさらに含む、請求項１５記載の方法。
【請求項２２】
前記アダプタ（２５０）がろう付け材料を受けることができる溝（２５２）を有する、請求項１５記載の方法。
【請求項２３】
スワーラ軸（１１）を有するスワーラハブ（２０５）を含む、単体構造を有する本体（２０１）と、
前記スワーラ軸（１１）の周りで円周方向に配列され、前記ハブ（２０５）から延びる複数のベーン（２０８）と、
前記複数のベーン（２０８）の少なくともいくつかの方へ空気の流れを導くように構成された通路（２５４）を有するアダプタ（２５０）と
を含み、
前記通路（２５４）が前記本体（２０１）の一部から延びるアーチ形壁（２５６）によって形成されており、
迅速製造プロセスを使用して製造されたことを特徴とする、単体スワーラ（２００）。
【請求項２４】
前記迅速製造プロセスがレーザ焼結プロセスである、請求項２３記載の単体スワーラ（２００）。
【請求項２５】
前記迅速製造プロセスがＤＭＬＳである、請求項２３記載の単体スワーラ（２００）。
【請求項２６】
前記軸（１１）と同軸のリム（２４０）をさらに含む、請求項２３記載の単体スワーラ（２００）。
【請求項２７】
前記リム（２４０）の一部と前記ハブ（２０５）の一部の間に延びる壁（２６０）をさらに含む、請求項２６記載の単体スワーラ（２００）。
【請求項２８】
各ベーン（２０８）が実質的に同じ形状を有する、請求項２３記載の単体スワーラ（２００）。
【請求項２９】
少なくとも１つのベーン（２０９）が別のベーン（２０８）と異なる形状を有する、請求項２３記載の単体スワーラ（２００）。
【請求項３０】
前記本体（２０１）が、前記本体（２０１）内に少なくとも部分的に位置する絶縁用隙間（２１６）を有する、請求項２３記載の単体スワーラ（２００）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は一般的にスワーラに関し、より詳細には、ガスタービンエンジンで使用する燃料ノズルで燃料と空気の混合を促進するための単体スワーラに関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンエンジンには典型的に、燃料をエンジンの燃焼器に供給するための複数の燃料ノズルが含まれる。燃料は、バーナの前端部で燃料ノズルから非常に細かい噴霧の状態で導入される。圧縮空気は燃料ノズルの周りを流れ、燃料と混合され、混合気を生じ、この混合気がバーナにより点火される。使用可能な燃料圧力が限定されており、所要の燃料流量の範囲が広いので、多くの燃料噴射器にはパイロットノズルおよび主ノズルが含まれ、始動中にはパイロットノズルのみが使用され、高出力作動中には両方のノズルが使用される。主ノズルへの流れは、始動中および低出力作動中には減少または停止する。このような噴射器は、特定の燃焼器要件に合わせて、燃料流をより正確に制御し、燃料噴霧をより正確に導くことができるので、シングルノズルの燃料噴射器よりも効率的かつ清浄に燃焼できる。パイロットノズルおよび主ノズルは、同じノズルアセンブリ内に収容することができ、または別のノズルアセンブリ内で支持することもできる。また、これらのデュアルノズル燃料噴射器は、デュアル燃焼器のために燃料をさらに制御することを可能にするように構成することができ、さらに高い燃料効率と有害な放出物の削減をもたらす。点火した混合気の温度は３５００°Ｆ（１９２０°Ｃ）より高く達する可能性がある。したがって、燃料供給導管、流路および分配システムは、実質的に漏れがなく、炎および熱から保護されていることが重要である。
【０００３】
さまざまな政府規制機関が、好ましくない大気状態を発生させる主因として特定されている、未燃炭化水素（ＨＣ）、一酸化炭素（ＣＯ）、および窒素酸化物（ＮＯｘ）の許容される排出制限を設定してきた。したがって、さまざまな燃焼器設計が、それらの基準を満たすように開発されてきた。たとえば、好ましくないガスタービンエンジン燃焼生成物の排出を最小化する課題に取り組む１つの方法は、多段燃焼を提供することである。この構成では、燃焼生成物の特性をより綿密に制御するように、第１段バーナが低速および低出力条件で利用される燃焼器が提供される。燃焼生成物を放出制限内に維持しようとしつつ、より高い出力条件を求めて、第１段および第２段バーナが組み合わせられる。エンジンの効率的な熱操作を可能にし、一方同時に、好ましくない燃焼生成物の生成を最小化するように、第１および第２段バーナの作動の平衡を保つことが達成し難いことは、理解されよう。その点において、ＮＯｘの排出を低下させるために低い燃焼温度で作動させることは、不完全または一部不完全な燃焼をもたらす可能性があり、そのことは、より低出力およびより低い熱効率をもたらすことに加えて、過剰なＨＣおよびＣＯの生成に結びつくことがある。他方、高燃焼温度は、熱効率を改善し、ＨＣおよびＣＯの量を低下させるが、しばしばＮＯｘの排出量がより多くなる。当技術分野で、ガスタービンエンジン燃焼器の好ましくない燃焼生成物成分の生成が、エンジン作動状況全般にわたって最小化される方法の１つは、１次および２次燃料注入ポートを使用して多段燃焼システムを使用することである。
【０００４】
それら好ましくない燃焼生成物成分の生成を最小化するために提案されている別の方法は、注入燃料と燃焼空気のより効果的な混合法を提供することである。その点に関して、燃料と空気の混合を改善するために、長年にわたって、多数のスワーラおよび混合器の設計が提案されてきた。このようにして、混合物全体にわたって一定して燃焼が起こり、不完全燃焼に起因するＨＣおよびＣＯのレベルを低下させる。しかし、エンジン作動状況の広い範囲にわたって、好ましくない燃焼生成物の生成を最小化させる必要性がまだある。このような混合を促進するスワーラの設計を使用して燃料ノズルで燃料と空気をより良く混合することは、好ましくない燃焼放出物を減少させるのに有用であろう。
【０００５】
長い間継続的にタービンエンジンの作動中の高温に曝露されると、導管および燃料ノズルに熱応力が誘発される場合があり、これは導管および燃料ノズルを損傷するおそれがあり、かつ導管および燃料ノズルの作動に悪影響を与えるおそれがある。たとえば、熱応力は、導管内の燃料流の減少を引き起こす場合があり、タービンエンジン内の過剰燃料の不均等分配につながる場合がある。燃料ノズルの導管およびオリフィスを介して流れる燃料が高温に曝されると、燃料のコークス化につながる場合があり、閉塞および不均一な流れにつながる場合がある。低放出物を実現するために、最新の燃料ノズルは、複数の別々の火炎帯を創出するように、多数の複雑な内部空気および燃料回路を必要とする。燃料回路は、コークス化を防ぐために内部空気からの熱シールドを必要とする場合があり、特定の先端領域が冷却され、燃焼ガスから遮蔽されなければならない場合がある。さらに、長い間継続的に損傷した燃料ノズルで作動すると、タービンの効率が低下し、タービン構成部品が損傷し、および／またはエンジン排ガス温度マージンが低下することになるおそれがある。
【０００６】
タービンエンジン内に設置した燃料ノズルのライフサイクルを改善すれば、タービンエンジンの寿命を延長することができる。知られている燃料ノズルには、送達システムおよび支持システムが含まれる。流体を輸送するための導管を含む送達システムは、燃料をタービンエンジンに送達し、支持システムによって、タービンエンジン内で支持され、遮蔽される。より詳細には、知られている支持システムは送達システムを囲み、したがって、燃料ノズルを介して流れる流体によって冷却される送達システムより高い温度に曝され、高い作動温度を有する。外側および内側の輪郭および厚さを設定することで、導管および燃料ノズルの熱応力を減少させることができる。
【０００７】
空気／燃料混合器は、スワーラアセンブリを通過する空気を旋回させるスワーラアセンブリを有し、燃焼の前に空気と燃料の混合を促進する。燃焼器で使用されるスワーラアセンブリは、軸方向、半径方向、もしくは円錐形のスワーラまたはそれらの組合せを有する、複雑な構造となることがある。過去には、従来の製造方法を使用し、スワーラ構成部品を有する混合器を製作しており、スワーラ構成部品は、知られている方法を使用して組み立てられまたは接合され、スワーラアセンブリを形成する。たとえば、複雑なベーンを備えたある混合器では、個々のベーンは先ず機械加工され、次にアセンブリにろう付けされる。過去には、インベストメント鋳造方法が、いくつかの燃焼スワーラを製造する際に使用されてきた。他のスワーラは原材料から機械加工されてきた。放電加工（ＥＤＭ）が、従来のスワーラのベーンを機械加工する手段として使用されてきた。
【０００８】
たとえば、燃料ノズルならびにその関連したスワーラ、導管、分配システムなどの、従来のガスタービンエンジン構成部品は、一般的に、製作および／または修理するのが高価である。というのは、燃料を輸送し、分配し、および空気と混合するための複雑なスワーラ、導管および分配回路を有する従来の燃料ノズル設計には、複雑なアセンブリ、および３０点を超える構成部品の接合が含まれるからである。より詳細には、ろう接継手を使用すると、当該構成部品を製作するのに必要な時間が増加することがあり、また、ろう付け合金の配置を可能にする適正な領域の必要性、不要なろう付け合金が流れるのを最小化する必要性、ろう付け品質を検証するための許容される検査技術の必要性、前のろう接継手を再溶融することを防ぐために使用可能ないくつかのろう付け合金を有する必要性を含めて、いくつかの理由のいずれかのために製作プロセスが複雑になることがある。さらに、多数のろう接継手は、構成部品の母材を脆弱にし得る、いくつかのろう付けの流れ（braze run）をもたらす場合がある。多数のろう接継手が存在すると、構成部品の重量および製造コストが増加する場合があり、好ましくない。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
したがって、前記の熱曝露からの好ましくない影響を低減するために、単体構造を有する燃料ノズル内で液体燃料と空気を混合するための複雑な形状を有するスワーラを有することが望ましいであろう。コストを削減し、組立てが容易なように、ならびに、悪熱環境からの保護を提供するための、単体構造を備えた複雑な形状を有するスワーラを有することが望ましい。たとえば、燃料ノズルのスワーラシステムなどの、空気を輸送するための複雑な３次元形状を有する単体スワーラに単体構造を提供するための製造する方法を有することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
上記の必要性は、スワーラ軸とスワーラ軸の周りで円周方向に配列された複数のベーンとを有する本体を含み、単体構造を有する単体スワーラを提供する、例示的実施形態によって満たすことができる。別の実施形態では、単体スワーラは、スワーラ軸と同軸に位置するリム、およびリムの一部とハブの一部の間に延びる壁を有する。別の実施形態では、単体スワーラは、複数のベーンの少なくともいくつかの方へ空気の流れを導くように構成された通路を有するアダプタを有する。別の実施形態では、単体スワーラは、別のベーンと異なる形状を有する少なくとも１つのベーンを有する。別の実施形態では、単体スワーラは、本体内に少なくとも部分的に位置する絶縁用隙間を有する本体を有する。
【００１１】
本発明の別の態様では、スワーラ軸の周りで本体上に円周方向に配列された複数のベーン、およびリムと本体の一部の間に延びる壁を有する単体スワーラの３次元情報を決定するステップと、各スライスが単体スワーラの断面層を定義する複数のスライスに３次元情報を変換するステップと、レーザエネルギーを使用して金属粉末を溶解することによって単体スワーラの各層を次々に形成するステップとを含む、単体スワーラを製作する方法が開示される。迅速製造プロセスを使用して製造される単体スワーラを示す、例示的実施形態が開示される。本発明の一態様では、迅速製造プロセスはレーザ焼結プロセスである。
【００１２】
本発明とみなされる主題は、本明細書の結びの部分で特に指摘され、明確に特許請求されている。しかし、本発明は、添付図面と共に以下の記述を参照すれば最も良く理解できる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本発明の例示的実施形態によるスワーラを有する例示的燃料ノズルを含む、ハイバイパスターボファンのガスタービンエンジンの概略図である。
【図２】本発明の例示的実施形態によるスワーラを有する例示的燃料ノズルの等角図である。
【図３】図２に示した例示的燃料ノズルの例示的ノズル先端部アセンブリの軸方向断面図である。
【図４】本発明の例示的実施形態によるスワーラの等角図である。
【図５】一部を切り欠いた、図４に示した例示的スワーラの平面図である。
【図６】図４に示した例示的スワーラの別の等角図である。
【図７】スワーラの一部を切り欠いた、本発明の代替例示的実施形態によるスワーラの等角図である。
【図８】一部を切り欠いた、図７に示した代替例示的スワーラの平面図である。
【図９】スワーラの一部を切り欠いた、本発明の別の代替例示的実施形態によるスワーラの等角図である。
【図１０】一部を切り欠いた、図９に示した代替例示的スワーラの平面図である。
【図１１】隣接する構成部品との結合を示したスワーラの本発明の別の代替例示的実施形態の軸方向断面図である。
【図１２】隣接する構成部品との結合を示したスワーラの本発明の別の代替例示的実施形態の軸方向断面図である。
【図１３】単体スワーラを製作する方法の例示的実施形態を示す流れ図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
次に、図を通して同じ番号が同じ要素を示す図面を詳細に参照すると、図１は、燃料ノズル１００内で空気を燃料と混合するのを促進するために使用されるスワーラ（図面に示し、本明細書に記載の、品目２００、３００、４００など）の例示的実施形態を有する例示的燃料ノズル１００を内蔵する例示的ガスタービンエンジン１０（ハイバイパスタイプ）を略図形式で示す。例示的ガスタービンエンジン１０は、参照目的のためにそこを通る軸方向中心線軸１２を有する。エンジン１０には望ましくは、全体として数字１４で識別されるコアガスタービンエンジンおよびそこから上流に配置されたファンセクション１６が含まれる。コアエンジン１４には典型的に、環状入口２０を画定する全体としてチューブ状の外側ケーシング１８が含まれる。外側ケーシング１８はさらに、コアエンジン１４に入る空気の圧力を第１の圧力レベルまで上昇させるために、ブースタ２２を囲み、支持する。高圧の、多段式軸流圧縮器２４は、ブースタ２２から圧縮空気を受け、さらに空気の圧力を増加させる。圧縮空気は燃焼器２６に流れ、そこで、燃料が圧縮空気の流れに注入され、点火し、圧縮空気の温度およびエネルギーレベルを上昇させる。高エネルギー燃焼生成物は、第１（高圧）ドライブシャフト３０を介して高圧圧縮器２４を駆動するために、燃焼器２６から第１（高圧）タービン２８に流れ、次に、第１ドライブシャフト３０と同軸である第２（低圧）ドライブシャフト３４を介してブースタ２２およびファンセクション１６を駆動するために第２（低圧）タービン３２に流れる。タービン２８および３２のそれぞれを駆動した後、燃焼生成物は、排気ノズル３６を介してコアエンジン１４から離れ、エンジン１０のジェット推進スラストの少なくとも一部を提供する。
【００１５】
ファンセクション１６には、環状ファンケーシング４０によって囲まれた回転可能な軸流ファンロータ３８が含まれる。ファンケーシング４０は、実質的に半径方向に延びる、周方向で離間された複数の出口ガイドベーン４２によって、コアエンジン１４から支持されていることが理解されるであろう。このように、ファンケーシング４０は、ファンロータ３８およびファンロータブレード４４を取り囲む。ファンケーシング４０の下流セクション４６は、コアエンジン１４の外側部分の上に延び、追加のジェット推進スラストを提供する２次的、すなわちバイパス空気流導管４８を画定する。
【００１６】
流れの観点から、矢印５０で表示される初期空気流が、入口５２を介しファンケーシング４０まで、ガスタービンエンジン１０に入ることは理解されるであろう。空気流５０はファンブレード４４を通過し、導管４８を介して移動する第１圧縮空気流（矢印５４により表示）と、ブースタ２２に入る第２圧縮空気流（矢印５６により表示）とに２つに分かれる。
【００１７】
第２圧縮空気流５６の圧力は増加し、矢印５８により表示されるように、高圧圧縮器２４に入る。燃料と混合され、燃焼器２６で燃焼した後、燃焼生成物６０は燃焼器２６から出て、第１タービン２８を介して流れる。次に、燃焼生成物６０は、第２タービン３２を介して流れ、排気ノズル３６から出て、ガスタービンエンジン１０のスラストの少なくとも一部を提供する。
【００１８】
燃焼器２６には、縦軸１２、ならびに入口６４および出口６６と同軸である環状燃焼室６２が含まれる。上記のように、燃焼器２６は高圧圧縮器排出出口６９からの圧縮空気の環状の流れを受ける。本明細書の図面で番号１９０により特定される、この圧縮器排出空気（「ＣＤＰ」空気）の一部は、混合器（図示せず）内に流入する。燃料は燃料ノズル先端部アセンブリから注入され、空気と混合し、燃焼のために燃焼室６２に提供される混合気を生じる。混合気の点火は適正な点火装置により達成され、結果として生じる燃焼ガス６０は、環状の、第１段タービンノズル７２に向かい、その中へ軸方向に流れる。ノズル７２は、ガスが角度をなして流れ、第１タービン２８の第１段タービンブレードに作用するように、ガスを回転させる複数の、半径方向に延びる周方向で離間されたノズルベーン７４を含む、環状流路により画定される。図１に示したように、第１タービン２８は望ましくは、第１ドライブシャフト３０を介して高圧圧縮器２４を回転させる。低圧タービン３２は望ましくは、第２ドライブシャフト３４を介してブースタ２２およびファンロータ３８を駆動する。
【００１９】
燃焼室６２はエンジン外側ケーシング１８内に収容される。燃料は、たとえば図２および３に示した例のように、燃料ノズル１００により燃焼室に供給される。液体燃料は、たとえば図３に示すようなステム１０３内の導管を介して、燃料ノズル先端部アセンブリ６８へ輸送される。単体構造を有する導管は、液体燃料を燃料ノズル１００の燃料ノズル先端部アセンブリ６８に輸送するために使用されてよい。燃料供給導管は、ステム１０３内に位置し、燃料ディストリビュータ先端部１８０と結合してよい。パイロット燃料、および主燃料は、たとえば、図２および３に示したように、燃料ノズル先端部アセンブリ６８により燃焼器２６内に噴射される。タービンエンジンの作動中、当初、パイロット燃料は、始動およびアイドリング運転などの所定のエンジン作動状態の間、たとえば図３の品目１０２、１０４として示したようなパイロット燃料通路を介して供給される。パイロット燃料は、パイロット燃料出口１６２を介して、燃料ディストリビュータ先端部１８０から排出される。追加出力が要求されるとき、主燃料が主燃料通路１０５（図３参照）を介して供給され、主燃料は主燃料出口１６５を使用して噴射される。
【００２０】
図４〜６は単体スワーラ２００の本発明の例示的実施形態を示す。図２および３は、燃料ノズル１００と例示的単体スワーラ２００を有する燃料ノズル先端部６８の例示的実施形態を示す。図７〜１０は単体スワーラ３００、４００の代替例示的実施形態を示す。用語「単体」は、本明細書に記載のスワーラ２００、３００、４００などの関連構成部品が、製造中に一体成型として製造されることを意味するために、本出願で使用される。したがって、単体構成部品は、その構成部品にとっての一体式構造を有する。図４は、本発明の例示的実施形態による単体スワーラ２００の等角図を示す。図４に示した例示的スワーラ２００には、ベーンを通過する空気に旋回運動を与える、円周方向で配列されたベーン２０８が含まれる。図４に示した例示的スワーラ２００は、以降に本明細書に記載の方法を使用して製造される単体構造を有してよい。
【００２１】
図２および３を参照すれば、燃料ディストリビュータ先端部１８０は、単体ディストリビュータリング１７１の主燃料通路１０５およびパイロット燃料通路１０２、１０４が、ステム１０３内に含まれた対応する燃料供給導管と流れ連通して結合されるように、ステム１０３から延びる。主燃料通路１０５は、単体ディストリビュータリング１７１内に画定される主燃料回路に流れ連通して結合される。１次パイロット通路１０２および２次パイロット通路１０４は、燃料ノズル（図３参照）内に半径方向で内向きに配置された対応するパイロット噴射器に流れ連通して結合される。ディストリビュータリング１７１は単体導管（すなわち、単体構造を有する）として本明細書で上述したが、当該技術分野で知られている方法を使用して他の適切な製造構造物を有するディストリビュータリング１０７を使用することが可能であることは、当業者には明白であろう。単体ディストリビュータリング１７１は、ろう付けなどの従来の接続手段を使用してステム１０３に接続される。あるいは、単体ディストリビュータリング１７１およびステム１０３は、たとえば、本明細書に記載の直接レーザ金属焼結などの、迅速製造方法によって製造されてよい。
【００２２】
図３は、単体スワーラ２００の本発明の例示的実施形態を有する例示的燃料ノズル先端部６８の軸方向断面を示す。図３に示した例示的燃料ノズル先端部６８は、本明細書で１次パイロット流路１０２および２次パイロット流路１０４と呼ぶ、２つのパイロット流路を有する。図３を参照すれば、１次パイロット流路１０２からの燃料は、１次パイロット燃料噴射器１６３を介して燃料ノズルから出て、２次パイロット流路１０４からの燃料は、２次パイロット燃料噴射器１６７を介して燃料ノズルから出る。ディストリビュータリング１７１の１次パイロット流路１０２は、ステム１０３（図２参照）内に含まれる供給導管の対応するパイロット１次通路と流れ連通する。同様に、ディストリビュータリング１７１の２次パイロット流路１０４は、ステム１０３内に含まれる供給導管の対応するパイロット２次通路と流れ連通する。
【００２３】
前記のように、ガスタービンエンジンで使用される燃料ノズルなどの燃料ノズルは、高温に曝される。高温に対するこのような曝露は、場合によっては、たとえば出口通路１６４などの燃料通路で、燃料コークス化および閉塞を引き起こす場合がある。ディストリビュータリング１７１の燃料コークス化および／または閉塞を緩和する１つの方法は、通路（図３に示した品目１０２、１０４、１０５など）を悪熱環境から保護するために、熱シールドを使用することである。図３に示した例示的実施形態では、燃料導管１０２、１０４、１０５は、隙間１１６およびこれらの導管を少なくとも部分的に囲む熱シールドによって保護されている。隙間１１６は、悪熱環境からの絶縁を提供することによって、燃料通路に保護を提供する。示した例示的実施形態では、絶縁用隙間１１６は、約０．０１５インチ（約０．０３８ｃｍ）と０．０２５インチ（約０．０６４ｃｍ）の間の幅を有する。熱シールドは、たとえば、一般にガスタービンエンジンで使用されるコバルト基合金およびニッケル基合金などの、高温に耐える能力を備えた任意の適正な材料で製造することができる。図３に示した例示的実施形態では、ディストリビュータリング１７１は、ディストリビュータリング１７１、流路１０２、１０４、１０５、燃料出口１６５、熱シールドおよび隙間１１６が、一体式構造を有するように形成される、単体構造を有する。
【００２４】
図４は、本発明の例示的実施形態によるスワーラ２００の等角図を示す。例示的スワーラ２００は、スワーラ軸１１の周りに円周方向で延びる、ハブ２０５を有する本体２０１を含む。ハブ２０５から延びる１列のベーン２０８は、スワーラ軸１１の周りに、ハブ２０５上で円周方向に配列される。各ベーン２０８は、ハブ２０５近くに半径方向に位置する翼根部２１０と、ハブ２０５から半径方向に外向きに位置する翼端部２２０とを有する。各ベーン２０８は、翼根部２１０と翼端部２２０の間に延びる、前縁前縁２１２および後縁後縁２１４を有する。ベーン２０８は、たとえば、前縁２１２と後縁２１４の間で、エーロフォイル形などの適正な形状を有する。隣接したベーンは、スワーラ２００に入る、図４に品目１９０として示したＣＤＰ空気などの、通過空気のための流路を形成する。ベーン２０８は、スワーラ２００に入る流入空気１９０に、動作の回転要素を与えるために、スワーラ軸１１に対して半径方向および軸方向に傾斜させることができる。これらの傾斜したスワーラベーン２０８は、燃料ノズル先端部アセンブリ６８内で概してらせん状に空気１９０を旋回させる。本発明の一態様では、ベーン２０８は、翼根部２１０とハブ２０５の間に延びる隅肉２２６を有する。翼根部２１０の応力集中が削減するのを助けるのに加えて、隅肉２２６はスワーラハブ領域の空気の流れを滑らかにする助けもする。隅肉２２６は、スワーラの空気の滑らかな流れを助けるように設計した滑らかな輪郭形状２２７を有する。特定のベーン２０８の輪郭形状および配向は、流体流動解析の知られている方法を使用して設計される。本明細書の図３〜１１に示した例示的実施形態では、ベーン２０８はカンチレバータイプの支持部を有し、ベーンは、ベーン翼端部２２０が本質的に自由な状態で、翼根部２１０でハブ２０５上に構造的に支持される。いくつかの代替のスワーラ設計では、たとえば本発明の代替実施形態を説明する図１２に示したように、ベーン２０８の少なくともいくつかに対して、その先端部領域２２０で、追加の構造的支持を提供することも可能である。本発明の別の態様では、陥凹部２２２が、たとえば図４および５に示したように、ベーン２２８の翼端部２２０で提供される。陥凹部２２２は、たとえば図３、１１および１２に示すように、燃料ノズル１００の隣接する構成部品を軸方向に配向させるように、燃料ノズル１００の隣接する構成部品と係合する。図４および５に示した例示的実施形態では、陥凹部２２２はベーン翼端部２２０に半径の階段状変化を有するステップを含む。陥凹部２２２にとって、ベーン２０８上の他の位置または他の幾何学形状を有することが可能であることは、当業者には明白であろう。
【００２５】
図３〜５に示した例示的スワーラ２００は、ベーン２０８の円周方向の列から軸方向で後方に位置するアダプタ２５０を含む。アダプタ２５０は、たとえば、ターボファンエンジン１０（図１参照）の圧縮器排出から流出するＣＤＰ空気流などの、空気流１９０を送るための流路２５４を形成するアーチ形壁２５６（図６参照）を含む。流入空気１９０は、アダプタ２５０の通路２５４に入り、スワーラ２００のベーン２０８の列の方へ軸方向で前方へ流れる。本発明の一態様では、スワーラ本体２０１の一部２０３は、ハブ２０５から軸方向で後方に延び、アダプタ２５０の一部を形成する。図６に示した例示的実施形態では、軸方向で後方に延びる本体２０１の一部２０３は、アダプタ２５０のアーチ形壁２５６の一部を形成する。アダプタ２５０はまた、図３に示したように、燃料ノズルアセンブリ６８などのアセンブリにスワーラ２００を搭載する手段としての役目をする。図６に示した例示的実施形態では、アダプタ２５０は、たとえば図２に示した燃料ノズルステム１０３などの別の構造にアダプタ２５０を接続するのに使用するろう付け材料（図示せず）を受けるためのアーチ形溝２５２を含む。図６で明らかに分かるように、アーチ形壁２５６の溝２５２は、従来の機械加工方法を使用して形成するのが困難である、複雑な３次元形状を有する。本発明の一態様では、図４〜１０に示したような複雑な３次元形状を有するアーチ形壁２５６の溝２５２は、以降に本明細書に記載の製造する方法を使用して、単体構造を有するように一体的に形成される。
【００２６】
図３〜５に示した例示的スワーラ２００は、スワーラ軸１１と同軸であり、ハブ２０５から半径方向に外向きに位置する、環状リム２４０を含む。図３、１１および１２に見られるように、リム２４０は燃料ノズル１００の隣接する構成部品と係合し、スワーラ２００に空気１９０を流すための流路の一部を形成する。空気流１９０は、軸方向で前方方向のスワーラ２００の後部分に入り、ハブ２０５およびリム２４０によってベーン２０８の方へ送られる。図４〜６に示した例示的実施形態では、圧縮器排出からなどの空気流１９０は、アダプタ２５０の通路２５４に入る。図５および６に最も良く見られるように、アダプタ２５０のアーチ形壁２５６の軸方向前方端部は、リム２４０および本体２０１に一体的に接続する。望ましい実施形態では、アダプタ２５０、リム２４０、本体２０１、ハブ２０５およびベーン２０８は、本明細書に記載の製造方法を使用して単体構造を有する。あるいは、アダプタ２５０は、個別に製造され、従来の接続手段を使用して、リム２４０と本体２０１に接続されてもよい。
【００２７】
図４を参照すれば、壁２６０はリム２４０の一部と本体２０１のハブ２０５の一部の間に延びる。壁２６０は、リム２４０とスワーラのハブ２０５の間の構造的支持の少なくとも一部を提供する。壁２６０はまた、アダプタ２５０の通路２５４からスワーラの前方部分に入る空気１９０が軸方向に逆方向に流れず、流れ１９０をベーン２０８の方に軸方向で前方に行き続かせることを確実にする。図５に示した例示的実施形態では、壁２６０の前方表面２６２は、スワーラ軸１１に垂直な面に関して実質的に平面である。空気が滑らかに流れるのを促進するために、壁２６０（図４および５参照）の端部は、鋭い角で突然流れが分離するのを回避するために滑らかに成形される。
【００２８】
燃焼器に入る圧縮器排出空気１９０（図３および４参照）と燃料ノズル領域が、８００°Ｆ（約４２７°Ｃ）を超える温度を有して、非常に高温であることは、燃焼器および燃料ノズルの適用では一般的である。このような高温は、たとえば、燃料流路１０２、１０４およびスワーラ２００などの、燃料ノズル１００の内部構成部品のいくつかにコークス化または他の熱が誘発する故障を引き起こす場合がある。空気１９０の高温はまた、たとえば、燃料噴射器１６３とディストリビュータリング本体（図３参照）の間などの内部ろう接継手を弱める場合がある。本発明の一態様では、絶縁用隙間２１６は、スワーラ１００、および１次燃料噴射器１６３または２次燃料噴射器１６７などの他の内部構成部品に流れる空気からの熱の伝達を減少するために、スワーラ２００の本体２０１内に提供される。品目２１６などの絶縁用隙間は、エンジン作動中に燃料ノズルのろう接継手での温度を低下させる助けをする。絶縁用隙間２１６は、図３、１１および１２に示すように、環状であってよい。知られている熱伝達解析に基づく他の適切な形状も使用してよい。図３に示した例示的実施形態では、絶縁用隙間は、スワーラ本体２０１内で少なくとも部分的に延びる環状であり、約０．０１５インチ（約０．０３８ｃｍ）と０．０２５インチ（約０．０６４ｃｍ）の間の隙間の半径方向幅を有する。本発明の一態様では、絶縁用隙間２１６は、以降に本明細書に記載の製造する方法を使用して、スワーラ本体２０１と一体的に形成され単体構造を有する。本明細書に記載の溝のような、一体的に形成されたろう付け用溝は、複雑な輪郭を有し、予め形成されたろう付けリング（図示せず）が取り付けられるのを可能にし、容易な組み立てを促進する。
【００２９】
図４および６を参照すれば、アダプタ通路２５４から入る空気流１９０は、ベーン２０８に入るとき、円周方向に均一でないことは、当業者には明白である。この不均一性は、壁２６０が存在することによりさらに強化される。従来のスワーラでは、流れのこのような不均一性は、燃料と空気の混合の不均一性を引き起こし、不均一な燃焼温度につながる場合がある。スワーラ２００の本発明の一態様では、円周方向に不均一な流入の悪影響は、円周方向に隣接したベーンの形状とは異なる形状を備えたスワーラベーン２０８を有することによって、最小化することができる。特別誂えのスワーラベーン２０８の形状は、知られている流体流動解析技術に基づいて、ハブ２０５のそれぞれの円周位置に合わせて選択できる。異なった円周位置に位置するベーン２０８のために異なった形状を有するスワーラは、本明細書に記載の製造方法を使用して製造される単体構造を有することができる。
【００３０】
スワーラ３００の代替例示的実施形態が図７および８に示してある。スワーラ３００の代替例示的実施形態は、これまでに本明細書に記載のスワーラ２００と同様、スワーラベーン３０８、本体３０１、ハブ３０５、アダプタ３５０およびリム３４０を含む。図７は、スワーラリム３４０と壁３６０の一部を切り欠いた、スワーラ３００の代替例示的実施形態の等角図である。図８は、図７に示した代替例示的スワーラ３００の平面図である。前記のように、壁２６０などの壁が存在すれば（図５参照）、ベーン２０８、特に軸方向で壁２６０の前に位置するそれらのベーン２０８に入る空気の流れの不均一性を引き起こす場合がある。壁近くの流れの不均一性を緩和する１つの方法は、壁２００近くで流れ１９０が分離するのを軽減することである。これは、図８に示したように、前方表面３６２に輪郭形状を備えた壁３６０を有することによる、スワーラ３００の代替例示的実施形態において達成される。壁３６０のための空気力学的輪郭形状は、知られている流体流動解析技術に基づき、壁３６０近くの流れの分離を軽減するように選択することができる。流れの矢印１９１（図８参照）により表示される、壁３６０近くの改善された流れの方向は、ベーン３０８、特に軸方向で壁３６０の前に位置するそれらのベーン３０８に、より均一な空気の流れを提供する。円周方向で不均一な流れが入ることの悪影響は、これまで論じてきたように、壁３６０に滑らかな端部を有すること、および／または円周方向で隣接するベーン３０８の形状と異なる形状を備えたスワーラベーン３０９を有することによって、さらに最小化することができる。壁３６０およびベーン３０８、３０９に複雑な形状を有するスワーラ３００の代替例示的実施形態は、本明細書に記載の製造方法を使用して製造することができる。
【００３１】
スワーラ４００の別の代替例示的実施形態が、図９および１０に示される。スワーラ４００の代替例示的実施形態は、これまでに本明細書に記載のスワーラ２００、３００と同様に、スワーラベーン４０８、本体４０１、ハブ４０５、アダプタ４５０およびリム４４０を含む。図９は、スワーラリム４４０と壁４６０の一部を切り欠いた、スワーラ４００の代替例示的実施形態の等角図である。図１０は、図９に示した代替例示的スワーラ４００の平面図である。前記のように、壁２６０（図５参照）などの壁が存在すれば、ベーン２０８、特に軸方向で壁２６０の前に位置するそれらのベーン２０８に入る空気の流れの不均一性を引き起こす場合がある。壁近くの流れの不均一性は、壁２００近くで流れ１９０が分離するのを軽減することで減少できる。これは、図９および１０に示すように、壁４６０の前方表面４６２から軸方向に前方へ延びる羽部４０９を有することによる、スワーラ４００の代替例示的実施形態で達成できる。壁４６０およびベーン４０９の空気力学的輪郭形状は、知られている流体流動解析技術に基づいて、壁３６０近くの流れの分離を軽減するように設計してよい。流れの矢印１９１（図１０参照）により表示される、壁４６０近くの改善した流れの方向は、ベーン４０８、４０９、特に軸方向で壁４６０の前に位置するそれらのベーンに、より一定した空気流を提供する。円周方向で不均一な流れが流入することの悪影響は、これまで論じてきたように、壁４６０に滑らかな端部を有すること、および／または円周方向で隣接するベーン４０８の形状と異なる形状を備えたより多くのスワーラ羽部４０９を有することによって、さらに最小化することができる。壁４６０およびベーン４０８、４０９に複雑な形状を有するスワーラ４００の代替例示的実施形態は、本明細書に記載の製造方法を使用することによって製造できる。
【００３２】
図１１および１２は、壁２６０の位置の代替例示的実施形態を示す。図３に示した例示的実施形態では、壁２６０は本体２０１のハブ２０５の軸方向で後方端部に位置する。いくつかの用途では、たとえば、機械的振動を軽減するために、壁２６０を軸方向で前方に位置することが有利である場合がある。図１１は、壁２６０が、ベーン２０８の前縁２１２から軸方向に後ろである位置に、ハブ２０５の後方端部から軸方向で前方に位置する、例示的実施形態を示す。あるいは、図１２は、壁２６０がベーン２０８の翼端部２２０から延びる、別の例示的実施形態を示す。いくつかの設計では、壁２６０が複数のベーン２０８の翼端部２２０から延びることも可能である。
【００３３】
図３〜６に示した単体スワーラ２００の例示的実施形態、および図７〜１２に示した単体スワーラ３００、４００の例示的実施形態は、直接金属レーザ焼結（ＤＭＬＳ）、レーザネットシェープ製造（ＬＮＳＭ）、電子ビーム焼結および製造で知られた他のプロセスなどの、迅速製造プロセスを使用して製造できる。ＤＭＬＳは、本明細書に記載の単体スワーラ２００、３００、４００を製造する望ましい方法である。
【００３４】
図１３は、本明細書に記載し、図３〜１２に示した、品目２００、３００および４００などの、単体スワーラを製作する方法５００の例示的実施形態を説明する流れ図である。製作方法５００は例として単体スワーラ２００を使用して以下に記載しているが、同じ方法、ステップ、手順等は、図９〜１２に示したスワーラの代替例示的実施形態にも適用する。方法５００には、直接金属レーザ焼結（ＤＭＬＳ）を使用して、単体スワーラ２００（図３〜６に図示）を製作するステップが含まれる。ＤＭＬＳは、３次元情報、たとえば構成部品の３次元コンピュータモデルを使用して金属構成部品を製作する、知られている製造プロセスである。３次元情報は、各スライスが予め決定した高さのスライスの構成部品の断面を定義する、複数のスライスに変換される。構成部品は次に、完了するまで、スライスごとに、または層ごとに、「ビルドアップ」される。構成部品の各層は、レーザを使用して金属粉末を溶解することによって形成される。
【００３５】
したがって、方法５００には、単体スワーラ２００の３次元情報を決定するステップ５０５と、各スライスが単体スワーラ２００の断面層を定義する複数のスライスに３次元情報を変換するステップ５１０とが含まれる。次に、単体スワーラ２００はＤＭＬＳを使用して製作され、またはより詳細には、各層は、レーザエネルギーを使用して金属粉末を溶解することによってステップ５１５で次々に形成される。各層は約０．０００５インチ（約０．００１３ｃｍ）と約０．００１インチ（約０．００２５ｃｍ）の間の寸法を有する。単体スワーラ２００は、任意の適正なレーザ焼結機械を使用して製作してよい。適正なレーザ焼結機械の例には、限定はされないが、ミシガン州Ｎｏｖｉの  ＥＯＳ  ｏｆ  Ｎｏｒｔｈ  Ａｍｅｒｉｃａ、Ｉｎｃ．から入手可能なＥＯＳＩＮＴ．ＲＴＭ．Ｍ  ２７０  ＤＭＬＳマシン、ＰＨＥＮＩＸ  ＰＭ２５０マシン、および／またはＥＯＳＩＮＴ．ＲＴＭ．Ｍ  ２５０  Ｘｔｅｎｄｅｄ  ＤＭＬＳマシンが含まれる。単体スワーラ２００を製作するのに使用する金属粉末は、望ましくは、コバルトクロムを含む粉末であるが、限定はされないが、ＨＳ１８８およびＩＮＣＯ６２５などの、任意の他の適正な金属粉末であってよい。金属粉末は、約１０ミクロンと７４ミクロンの間の粒径を有することができるが、望ましくは約１５ミクロンと約３０ミクロンの間である。
【００３６】
単体スワーラ２００を製造する方法は、望ましい方法としてＤＭＬＳを使用すると本明細書には記載してきたが、層ごとの構築または追加製作を使用する任意の他の適正な迅速製造方法も使用できることは、当業者には理解されよう。これら代替の迅速製造方法には、限定はされないが、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るなどの３Ｄ印刷、ステレオリトグラフィ（ＳＬＳ）、直接選択的レーザ焼結（ＤＳＬＳ）、電子ビーム焼結（ＥＢＳ）、電子ビーム溶解（ＥＢＭ）、レーザ技術ネットシェープ法（ＬＥＮＳ）、レーザネットシェープ製造（ＬＮＳＭ）および直接金属蒸着（ＤＭＤ）が含まれる。
【００３７】
タービンエンジン（図１〜３参照）の燃料ノズル１００のための単体スワーラ２００は、知られているスワーラおよび燃料ノズルより含まれる構成部品および結合は少ない。詳細には、上記の単体スワーラ２００は、複数のベーン２０８、本体２０１、リム４０、壁２６０を含む一体型単体スワーラ２００を使用するために、より少ない構成部品を必要とする。結果として、記載の燃料単体スワーラ２００は、知られている燃料スワーラに対して、より軽い、よりコストがかからない代替を提供する。さらに、単体スワーラ２００用の記載の単体構造は、知られているスワーラと比較して、漏れまたは故障の機会が少なくなり、より容易に修理が可能になる。
【００３８】
本明細書で使用されるように、単数形で列挙され又は数詞がないステップは、複数を除外することが明確に説明されていない限り、複数の前記要素またはステップを除外しないと理解されるべきである。本明細書に記載および／または例示した単体ベンチュリ５００、６００の要素／構成部品／ステップなどを導入するとき、数詞がないことや「前記」などの冠詞は、１つまたは複数の要素／構成部品／などがあることを意味することを意図する。用語「ｃｏｍｐｒｉｓｉｎｇ（含む）」「ｉｎｃｌｕｄｉｎｇ（含む）」および「ｈａｖｉｎｇ（有する）」は包括的であり、列挙した要素／構成部品／など以外に追加の要素／構成部品／などがあり得ることを意味することを意図する。さらに、本発明の「一実施形態」に言及することは、列挙した特徴も組み込む追加の実施形態が存在することを除外すると解釈されることは意図していない。
【００３９】
本明細書に記載の方法および単体スワーラ２００、３００、４００などの物品は、液体燃料をタービンエンジンの空気と混合するために空気を旋回させることとの関連で記載されているが、本明細書に記載の単体スワーラ２００、３００、４００およびその製造の方法は、燃料ノズルまたはタービンエンジンに限定されるものではないことは理解されたい。本明細書に含まれる図面に描かれた単体スワーラ２００、３００、４００は、本明細書に記載の特定の実施形態に限定はされず、むしろ、これらは本明細書に記載の他の構成部品と独立して、個別に利用できる。
【００４０】
本書は、最良の形態を含み、本発明を開示するために、また当業者が本発明を製造および使用できるようにするために、例示を使用するものである。本発明の特許性のある範囲は、特許請求の範囲により定義され、当業者が気付く他の例示も含まれる場合がある。このような他の例示は、その例示が本特許請求の範囲の文言上の用語と異ならない構造要素を有する場合、またはその例示が本特許請求の範囲の文言上の用語とごくわずかな差異を伴う等価の構造要素を含む場合は、本特許請求の範囲内にあることを意図するものである。
【符号の説明】
【００４１】
１０  ガスタービンエンジン
１１  スワーラ軸
１２  軸方向中心線軸
１４  コアガスタービンエンジン
１６  ファンセクション
１８  外側ケーシング
２０  入口
２２  ブースタ
２４  高圧多段式軸流圧縮器
２６  燃焼器
２８  第１（高圧）タービン
３０  第１（高圧）ドライブシャフト
３２  第２（低圧）タービン
３４  第２（低圧）ドライブシャフト
３６  排気ノズル
３８  軸流ファンロータ
４０  ファンケーシング
４２  ガイドベーン
４４  ファンロータブレード
４６  下流セクション
４８  空気流導管
５０  空気流
５２  入口
５４  空気流
５６  空気流
５８  空気流
６０  燃焼生成物／燃焼ガス
６２  燃焼室
６４  入口
６６  出口
６８  燃料ノズル先端部アセンブリ
６９  高圧圧縮器排出出口
７２  タービンノズル
７４  ノズルベーン
１００  燃料ノズル
１０２  パイロット燃料通路
１０３  ステム
１０４  パイロット燃料通路
１０５  主燃料通路
１１６  絶縁用隙間
１６２  パイロット燃料出口
１６３  パイロット燃料噴射器
１６４  出口通路
１６５  主燃料出口
１６７  パイロット燃料噴射器
１７１  ディストリビュータリング
１８０  燃料ディストリビュータ先端部
１９０  圧縮器排出空気／「ＣＤＰ」空気
１９１  空気流
２００  スワーラ
２０１  スワーラ本体
２０３  スワーラ本体の一部
２０５  ハブ
２０８  ベーン
２０９  ベーン
２１０  翼根部
２１２  前縁
２１４  後縁
２１６  絶縁用隙間
２２０  翼端部
２２２  陥凹部
２２６  隅肉
２２７  滑らかな輪郭形状
２４０  リム
２５０  アダプタ
２５２  溝
２５４  アダプタ通路
２５６  アーチ形壁
２６０  壁
２６２  前方表面
３００  スワーラ
３０１  スワーラ本体
３０５  ハブ
３０８  ベーン
３０９  ベーン
３２０  翼端部
３２２  陥凹部
３４０  リム
３５０  アダプタ
３６０  壁
３６２  前方表面
３６４  輪郭
４００  スワーラ
４０１  スワーラ本体
４０５  ハブ
４０８  ベーン
４０９  ベーン
４４０  スワーラリム
４５０  アダプタ
４６０  壁
４６２  前方表面
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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