(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン用の燃料ノズル装置（１９）であって、
中心線軸と平行に延び、前方端と後方端との間に延びる略円筒形外面（８８）と、前記外面を通る複数の開口部（９４）とを有する環状外側本体（３６）と、
前記外側本体内方に配置され、そこから半径方向外方に延びる燃料支柱（１０４）の環状アレイを含む環状主噴射リング（２４）と、
前記主噴射リング内に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と連通し、前記燃料支柱の１つを通って延びる複数の主燃料オリフィス（７８）と、
前記主噴射リングを前記外側本体に結合し、半径方向への制御された撓みを可能にしながら、前記主リングの位置を軸方向及び側方方向に実質的に剛に位置決めるように構成された懸架構造（１３８）と、
を含む、装置。
【請求項２】
前記懸架構造は、
前記開口部の後方に前記外側本体から半径方向内方に延びる環状フランジと、
前記フランジから前方に略軸方向に延び、前記主噴射リングの半径方向内側に通る環状内側アームと、
前記主噴射リングから軸方向前方に延びる環状外側アームと、
前記主噴射リングの軸方向前方の位置で前記内側アームと前記外側アームを相互接続するＵ字湾曲部と、
を含む、請求項１に記載の装置。
【請求項３】
バッフルが、前記フランジから前方に略軸方向に延び、前記主噴射リングの半径方向外側に通り、
前記バッフルは、前記燃料支柱が通る開口部を含む、請求項２に記載の装置。
【請求項４】
前記バッフルの前方端は、前記開口部の前方で前記外側本体に結合される、請求項３に記載の装置。
【請求項５】
各燃料支柱は、円筒形側面を定める外周壁と、噴霧ウェルを定めるように前記外周壁の遠位端面から半径方向内方に陥凹した半径方向外方に向いた床部とを含み、
各燃料支柱は、前記外側本体内の前記開口部の１つと位置合わせされ、前記開口部と前記側面との間に定められる外周ギャップにより前記開口部から分離される、請求項１に記載の装置。
【請求項６】
前記燃料支柱は、前記外側本体の外面を超えて半径方向外方に延びる、請求項５に記載の装置。
【請求項７】
各燃料支柱は、平面図において細長く、側面を定める外周壁と、噴霧ウェルを定めるように前記外周壁の遠位端面から半径方向内方に陥凹した半径方向外方を向いた床部とを含み、
各燃料支柱は、前記外側本体内の前記開口部の１つと位置合わせされ、前記開口部と前記側面との間に定められる外周ギャップにより前記開口部から分離される、請求項１に記載の装置。
【請求項８】
少なくとも１つの空気アシストポートが、前記外周壁と前記床との交差部に近い前記外周壁内に形成される、請求項７に記載の装置。
【請求項９】
前記燃料支柱の少なくとも１つは、前記遠位端面と平行な線に沿って延びる傾斜路形状のスカーフを組み込み、前記スカーフは、前記噴霧ウェルにおいて最大半径方向深さを有し、半径方向高さにおいて外方にテーパし、前記噴霧ウェルから少し離れたところで前記遠位端面につながる、請求項７に記載の装置。
【請求項１０】
各燃料支柱の前記外周壁は、平面図において涙滴形状である、請求項７に記載の装置。
【請求項１１】
半径方向ギャップが、前記燃料支柱と前記外側本体との間に存在し、
各燃料支柱は、円筒形側面を定める外周壁と、前記外周壁の遠位端面から半径方向内方に陥凹した半径方向外方に向いた床部を定めるボアとを含み、
略管状のスリップシールが、各燃料支柱の前記ボア内に受けられ、前記半径方向ギャップにわたる、請求項１に記載の装置。
【請求項１２】
各スリップシールは、前記外側本体の前記開口部の１つの中に固定され、滑りはめにより前記燃料支柱の前記対応するボア内に受けられる、請求項１１に記載の装置。
【請求項１３】
前記主噴射リング内に配置された最小直径ののど部を含む環状ベンチェリと、
前記ベンチェリ内に配置された環状スプリッタと、
前記ベンチェリと前記スプリッタとの間に延びる外側渦ベーンのアレイと、
前記スプリッタ内に配置されたパイロット燃料噴射器と、
前記スプリッタと前記パイロット燃料噴射器との間に延びる内側渦ベーンのアレイと、
をさらに含む、請求項１に記載の装置。
【請求項１４】
様々な流量で液体燃料の流れを供給するように作動可能な燃料システムと、
前記燃料システムと前記パイロット燃料噴射器との間に結合されるパイロット燃料導管と、
前記燃料システムと前記主噴射リングとの間に結合される主燃料導管と、
をさらに含む、請求項１に記載の装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンの燃料ノズルに関し、より具体的には、ガスタービンエンジン燃料ノズル用の主噴射構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機のガスタービンエンジンは、燃料を燃焼させて熱をエンジンサイクルに与える燃焼器を含む。典型的な燃焼器は、液体燃料が霧化して燃焼できるように、液体燃料を空気流の流れに導入する機能を有する１つ又はそれ以上の燃料噴射器を組み込む。
【０００３】
多段燃焼器は、低汚染、高効率、低コスト、高エンジン出力及び優れたエンジン運転性で作動するように開発されている。多段燃焼器において、燃焼器のノズルは、各々が燃料ノズル内の個々の燃料流路により定められる２つ又はそれ以上の別個の段を通して燃料を選択的に噴射するように作動可能である。例えば、燃料ノズルは、連続的に作動するパイロット段と、より高いエンジン出力レベルでのみ作動するメイン段とを含むことができる。燃料流量は、各々の段内で可変とすることもできる。
【０００４】
メイン段は、燃料を、周囲の中央本体を通って旋回混合空気流内に吐出する複数の燃料噴射ポートを有する環状の主噴射リングを含む。このタイプの燃料ノズルに関するニーズは、燃料が、燃料ノズルのボイド内に取り込まれてそこで着火し、内部損傷、及び場合によっては誤作動を引き起こすことがないことを確実にすることである。また、燃料ジェットが混合空気流を良好に貫入することも望ましい。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第8616471号明細書
【発明の概要】
【０００６】
このニーズは、パージを行い、高速空気流への燃料流の浸透を助ける空気流を生成するように構成された噴射構造を組み込む燃料ノズルを提供する、本発明により対処される。
【０００７】
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が、中心線軸と平行に延び、前方端と後方端との間に延びる略円筒形外面と、外面を通る複数の開口部とを有する環状外側本体と、外側本体内方に配置され、そこから半径方向外方に延びる燃料支柱の環状アレイを含む主噴射リングと、主噴射リング内に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、燃料支柱の１つを通って延びる複数の主燃料オリフィスと、主噴射リングを外側本体に接続し、半径方向への制御された撓みを可能にしながら、主リングの位置を軸方向及び側方方向に実質的に剛に位置決めするように構成された懸架構造と、を含む。
【０００８】
本発明の別の態様によると、懸架構造は、開口部の後方へ外側本体から半径方向内方に延びる環状フランジと、フランジから前方に略軸方向に延び、主噴射リングの半径方向内側に通る環状内側アームと、主噴射リングから軸方向前方に延びる環状外側アームと、主噴射リングの軸方向前方の位置で内側アームと外側アームを相互接続するＵ字湾曲部とを含む。
【０００９】
本発明の別の態様によると、バッフルが、フランジから前方に略軸方向に延び、主噴射リングの半径方向外側に通り、バッフルは、燃料支柱が通る開口部を含む。
【００１０】
本発明の別の態様によると、バッフルの前方端は、開口部の前方で外側本体に接続される。
【００１１】
本発明の別の態様によると、各燃料支柱は、円筒形側面を定める外周壁と、噴霧ウェルを定めるように外周壁の遠位端面から半径方向内方に陥凹した半径方向外方に向いた床部とを含み、各燃料支柱は、外側本体内の開口部の１つと位置合わせされ、開口部と側面との間に定められる外周ギャップにより開口部から分離される。
【００１２】
本発明の別の態様によると、燃料支柱は、外側本体の外面を超えて半径方向外方に延びる。
【００１３】
本発明の別の態様におると、各燃料支柱は、平面図において細長く、側面を定める外周壁と、噴霧ウェルを定めるように外周壁の遠位端面から半径方向内方に陥凹した半径方向外方に向いた床部とを含み、各燃料支柱は、外側本体内の開口部の１つと位置合わせされ、開口部と側面との間に定められる外周ギャップにより開口部から分離される。
【００１４】
本発明の別の態様によると、少なくとも１つの空気アシストポートが、外周壁と床部との交差部に近い外周壁内に形成される。
【００１５】
本発明の別の態様によると、燃料支柱の少なくとも１つは、遠位端面と平行な線に沿って延びる傾斜路形状のスカーフを組み込み、スカーフは、噴霧ウェルにおいて最大半径方向深さを有し、半径方向高さにおいて外方にテーパし、噴霧ウェルから少し離れたところで遠位端面につながる。
【００１６】
本発明の別の態様によると、各燃料支柱の外周壁は、平面図において涙滴形状である。
【００１７】
本発明の別の態様によると、半径方向ギャップが、燃料支柱と外側本体との間に存在し、各燃料支柱は、円筒形側面を定める外周壁と、外周壁の遠位端面から半径方向内方に陥凹した半径方向外方に向いた床部を定めるボアとを含み、略管状スリップシールが、各燃料支柱のボア内に受けられ、半径方向ギャップにわたる。
【００１８】
本発明の別の態様によると、各スリップシールは、外側本体の開口部の１つの中に固定され、滑りはめにより燃料支柱の対応するボア内に受けられる。
【００１９】
本発明の別の態様によると、装置は、主噴射リング内に配置された最小直径ののど部を含む環状ベンチェリと、ベンチェリ内に配置された環状スプリッタと、ベンチェリとスプリッタとの間に延びる外側渦ベーンのアレイと、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渦ベーンのアレイとをさらに含む。
【００２０】
本発明の別の態様によると、装置は、様々な流量で液体燃料の流れを供給するように作動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る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る主燃料導管とをさらに含む。
【００２１】
本発明は、添付図面と併用される、以下の説明を参照して最も良く理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】本発明の１つの態様により構築されるガスタービンエンジンの燃料ノズルの概略断面図。
【図２】主燃料噴射構造を示す、図１の燃料ノズルの一部の拡大図。
【図３】図２に示される燃料噴射構造の部分斜視図。
【図４】代替的な主燃料噴射構造を示す、燃料ノズルの一部の断面図。
【図５】図４に示される燃料噴射構造の部分斜視図。
【図６】図５の線６−６に沿った図。
【図７】代替的な主燃料噴射構造を示す、燃料ノズルの一部の断面図。
【図８】図７に示される燃料噴射構造の部分斜視図。
【図９】図８の線９−９に沿って取った図。
【図１０】代替的な主燃料噴射構造を示す、燃料ノズルの一部の断面図。
【図１１】図６に示される燃料噴射構造の部分斜視図。
【発明を実施するための形態】
【００２３】
一般に、本発明は、噴射リングを有する燃料ノズルを提供する。主噴射リングは、該主噴射リングから燃料を流す燃料オリフィスを取り囲む制御されたギャップを通る空気流を生成するように構成された噴射構造を組み込む。主噴射リングは、実質的に運動自由度１を与える構造により支持される。
【００２４】
ここで、種々の図全体を通して同一の参照番号が同じ要素を示す図を参照すると、図１は、ガスタービンエンジン燃焼器（図示せず）の空気流の流れに液体炭化水素燃料を噴射するように構成されたタイプの燃料ノズル１０の例証を示す。燃料ノズル１０は、各々の段が燃料ノズル１０内の個々の燃料流路により定められる２つ又はそれ以上の別個の段を通して燃料を選択的に噴射するように作動可能であることを意味する、「多段」タイプのものである。燃料流量は、各々の段内で可変とすることもできる。
【００２５】
燃料ノズル１０は、運転ニーズに応じて様々な流量で液体燃料の流れを供給するように作動可能な公知のタイプの燃料システム１２に接続される。燃料システムは、燃料を、パイロット燃料導管１６に接続されたパイロット制御バルブ１４に供給し、パイロット燃料導管１６は、燃料を燃料ノズル１０のパイロット１８に供給する。また、燃料システム１２は、燃料を、主燃料導管２２に接続された主バルブ２０にも供給し、主燃料導管２２は、燃料を燃料ノズル１０の主噴射リング２４に供給する。
【００２６】
説明のために、燃料ノズル１０が使用されるエンジン（図示せず）の中心線軸と略平行な燃料ノズル１０の中心線軸２６を参照する。中心線軸２６から始まり、半径方向外方に進むと、例示の燃料ノズル１０の主要構成要素は、パイロット１８、スプリッタ２８、ベンチュリ３０、内側本体３２、主噴射リング２４及び外側本体３６である。これらの構造の各々を詳細に説明する。
【００２７】
パイロット１８は、燃料ノズル１０の上流端に配置され、中心線軸２６と位置合わせされ、フェアリング３８で囲まれている。
【００２８】
例示のパイロット１８は、略円筒形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の上流端は、フェアリング３８に結合される。パイロット中央本体４０の下流端は、円錐形出口を有する収束−発散する吐出オリフィス４２を含む。
【００２９】
計量プラグ４４は、パイロット中央本体４０の中央ボア４６内に配置される。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、燃料を計量プラグ４４と中央ボア４６との間に定められる供給環５０に流す移送孔４８を含み、また、燃料を供給環５０から燃料を受け取り、吐出オリフィス４２に向けて接線速度成分を有して旋回パターンで流すように配置された傾斜した噴霧孔５２のアレイも含む。
【００３０】
環状スプリッタ２８は、パイロット噴射器１８を取り囲む。環状スプリッタ２８は、軸方向の順に、略円筒形の上流セクション５４、最小直径ののど部５６、及び下流の発散セクション５８を含む。
【００３１】
内側空気スワーラは、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との間に延びる内側旋回ベーン６０の半径方向アレイを含む。内側旋回ベーン６０は、内側空気スワーラを通る空気流に渦を誘起するような形状及び配向にされる。
【００３２】
環状ベンチェリ３０は、スプリッタ２８を取り囲む。環状ベンチェリ３０は、軸方向の順に、略円筒形の上流セクション６２、最小直径ののど部６４、及び下流の発散セクション６６を含む。外側空気スワーラを定める外側旋回ベーン６８の半径方向アレイが、スプリッタ２８とベンチェリ３０との間に延びることができる。外側空気スワーラ６８、スプリッタ２８及び内側旋回ベーン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、外側空気スワーラを通る空気流内に誘起するような形状及び配向にされる。ベンチェリ３０のボアは、燃料ノズル１０を通る、一般的に「Ｐ」と示される、パイロット空気流のための流路を定める。環状の半径方向に延びるプレートの形の熱シールド７０は、発散セクション６６の後方端に配置することができる。周知のタイプの断熱コーティング（ＴＢＣ）（図示せず）を、熱シールド７０及び／又は発散セクション６６の表面上に施工することができる。
【００３３】
内側本体３２は、フェアリング３８に結合し、主噴射リング２４と、その一部分が要素７２として示される燃料ノズルステムなどの固定取り付け構造との間の機械的結合部の一部として機能することができる。
【００３４】
形状が環状である主噴射リング２４は、内側本体３２を取り囲む。主噴射リング２４は、以下により詳細に説明される懸架構造により、内側本体３２及び外側本体３６に結合される。
【００３５】
主噴射リング２４は、主燃料導管２２によって燃料とつながって燃料が供給される主燃料ギャラリ７６（図２参照）を含む。主噴射リング２４内に形成された主燃料オリフィス７８の半径方向アレイは、主燃料ギャラリ７６と連通する。エンジンの作動中、燃料は、主燃料オリフィス７８を通って吐出される。１つ又はそれ以上のパイロット燃料ギャラリ８０は、主燃料ギャラリ７６に近接して主燃料リング２４を貫通する。エンジンの作動中、燃料は、常にパイロット燃料ギャラリ８０を通って循環して主噴射リング２４を冷却し、主燃料ギャラリ７６及び主燃料オリフィス７８のコークス化を防止する。
【００３６】
環状外側本体３６は、主噴射リング２４、ベンチェリ３０及びパロット１８を取り囲み、燃料ノズル１０の外側の範囲を定める。例示の実施例においては、内側本体３２の後方端は、半径方向に延びるフランジ３５によって外側本体３６に結合される。組み立てた場合（図１参照）、外側本体３６の前方端８２は、ステム７２に接合される。外側本体３６の後方端は、熱シールド７０に向けられた冷却孔８６を組み込む、環状の半径方向に延びるバッフル８４を含むことができる。作動中、全体的に「Ｍ」と示される混合空気流に曝される略円筒形外面８８は、前方端と後方端との間に延びる。外側本体３６は、ベンチェリ３０及び内側本体３２と協働して、二次流路９０を定める。この二次流路９０を通る空気は。冷却孔８６を通して吐出される。
【００３７】
外側本体３６は、開口部９４の環状アレイを含む。主燃料オリフィス７８の各々は、開口部９４の１つと位置合わせされる。
【００３８】
外側本体３６及び内側本体３２は協働して、周囲の外部空気流から保護された環状の第３の空間又はボイド９６を定める。主噴射リング２４は、このボイド内に収容される。燃料ノズル１０の内部に、先端空気流がボイド９６と連通し、このボイド９６に、開口部９４の近くの位置の外圧を上回る小さい圧力マージンを維持するのに必要とされる最小流量を供給するための流路がもたらされる。例示の実施例において、この流路は小さな供給スロット98によってもたらされる。
【００３９】
燃料ノズル１０及びその構成要素は、１つ又はそれ以上の金属合金から構成することができる。好適な合金の限定されない例として、ニッケル及びコバルト・ベースの合金が挙げられる。
【００４０】
燃料ノズル１０の全て若しくは一部、又はその部分は、単一単体構造、一体部品、又はモノリシック構成要素の一部とすることができ、多層構造（ｌａｙｅｒ−ｂｙ−ｌａｙｅｒ  ｃｏｎｓｔｒｕｃｔｉｏｎ）又は付加製作（ａｄｄｉｔｉｖｅ  ｆａｂｒｉｃａｔｉｏｎ）を含む製造プロセスを用いて製造することができる（従来の機械加工プロセスのような材料除去とは対照的に）。こうしたプロセスは、「高速製造プロセス」及び／又は「付加製造プロセス」と呼ぶことができ、「付加製造プロセス」という用語は、本明細書では一般的にこうしたプロセスを指すための用語である。付加製造プロセスは、これらに限定されるものではないが、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）、インクジェット及びレーザジェットなどによる３Ｄ印刷、光造形法（ＳＬＡ）、電子ビーム溶融（ＥＢＭ）、レーザ技術ネットシェイピング（ＬＥＮＳ）及び直接金属蒸着（ＤＭＤ）を含む。
【００４１】
主噴射リング２４、主燃料オリフィス７８及び開口部９４は、制御された二次パージ空気経路、及び主燃料オリフィス７８における空気アシストを提供するように構成することができる。図２及び図３を参照すると、開口部９４は、略円筒形であり、半径方向に向けられる。
【００４２】
主噴射リング２４は、半径方向外方に延びる複数の隆起した燃料支柱１０４を含む。燃料支柱１０４は、円筒形側面１０６を定める外周壁１０２を含む。半径方向に向いた床部１０８が、外周壁１０２の遠位端面１１２から陥凹しており、外周壁１０２と組み合わせて噴霧ウェル１９２を定める。主燃料オリフィス７８の各々は、主燃料ギャラリ７６と連通し、燃料支柱１０４の１つを通り、燃料支柱１０４の床部１０８を通って出ていく。各燃料支柱１０４は、開口部９４の１つと位置合わせされ、関連した開口部９４と協働して、外周ギャップ１１０を定めるように位置決めされる。これらの燃料支柱１０４の周りの小さい制御されたギャップ１１０により、最小のパージ空気が貫流して、内部の先端空間又はボイド９６を燃料の進入から守ることが可能になる。
【００４３】
主噴射リング２４は、懸架構造１３８によって内側本体３２及び外側本体３６に結合される。懸架構造１３８は、フランジ３５から前方に略軸方向に延びる環状内側アーム１４０を含む。内側アーム１４０は、主噴射リング２４の半径方向内寄りを通る。断面図において、内側アーム１４０は、内方へ凸状になるように湾曲し、主噴射リング２４の内面１４８の凸状湾曲から離間配置され、これと略平行である。環状外側アーム１５０は、主噴射リング２４から軸方向前方に延びる。Ｕ字湾曲部１５２は、主噴射リング２４の軸方向前方の位置で、内側アーム１４０及び外側アーム１５０を相互接続する。バッフル１５４は、フランジ３５から前方に略軸方向に延びる。バッフル１５４は、主噴射リング２４と外側本体３５との間を、主噴射リング２４の半径方向外寄りを通る。断面図において、バッフルは、外方へ凸状になるように湾曲し、主噴射リング２４の外面１５６の凸状湾曲から離間配置され、これと略平行である。バッフル１５４は、燃料支柱１０４が通る開口部１５８を含み、バッフルの前方端１６０は、開口部９４の前方で外側本体３６に結合される。
【００４４】
懸架構造１３８は、半径方向への制御された撓みを可能にしながら、軸方向及び接線方向（又は側方方向）に主噴射リング２４の位置を実質的に剛に位置決めするのに有効である。これは、懸架構造の要素のサイズ、形状及び配向によって達成される。特に、内側アーム１４０及び外側アーム１５０並びにＵ字湾曲部１５２は、半径方向のばね要素として機能するように構成される。実際上、主噴射リング２４は、実質的に運動自由度１（「１−ＤＯＦ」）を有する。
【００４５】
エンジンの作動中、外側本体３６は、高温空気流に曝され、従って、著しい熱膨張及び収縮を受けるが、主噴射リング２４は常に液体燃料の流れにより冷却され、比較的安定したままである。懸架構造１３８の効果は、主噴射リング２４に対する外側本体３６の熱的膨張を可能にしながら、上述した外周ギャップ１１０のサイズを維持し、それによりパージ流の有効性を維持することである。
【００４６】
図４〜図６は、制御されたパージ空気出口及び噴射空気アシストを提供するための代替的な構成を示す。具体的には、これらの図は、上述した主噴射リング２４及び外側本体３６に置き換えることができる主噴射リング２２４及び外側本体２３６の一部分を示す。主噴射リング２２４及び外側本体２３６のいずれの構造又は特徴も、本明細書では具体的に説明されず、上述した主噴射リング２４及び外側本体３６と同一であると考えることができる。外側本体２３６は、平面図において略細長の開口部２９４の環状アレイを含む。外側本体２３６は、長円形、楕円形、又は別の細長い形状とすることができる。示される具体的な例では、外側本体２３６は、一方の端部が他方の端部より広い幅を有する２つの凸状に湾曲した端部を有する「涙滴（ｔｅａｄｒｏｐ−ｓｈａｐｅｄ）形状」である。
【００４７】
主噴射リング２２４内に形成された主燃料オリフィス２７８の半径方向アレイは、主燃料ギャラリ２７６と連通する。主噴射リング２２４は、そこから半径方向外方に延びる複数の隆起した燃料支柱２０４を含む。燃料支柱２０４は、側面２０６を定める外周壁２０２を含む。平面図において、燃料支柱２０４は、細長く、例えば、長円形、楕円形、又は示されるような涙滴形状とすることができる。円形ボアが、燃料支柱２０４内に形成され、外周壁２０２の遠位端面２１２から陥凹した床部２０８を定め、外周壁２０２と組み合わせて、噴霧ウェル２９２を定める。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、燃料支柱２０４の１つ通り、燃料支柱２０４の床部２０８を通って出ていく。各々の燃料支柱２０４は、開口部２９４の１つと位置合わせされ、関連した開口部２９４と協働して外周ギャップ２１０を定めるように位置決めされる。これらの燃料支柱２０４の周りの小さな制御されたギャップ２１０により、最小のパージ空気が貫流して、内部の先端空間を燃料の進入から保護することが可能になる。
【００４８】
主噴射リング２２４は、内側アーム２４０、外側アーム２５０、Ｕ字湾曲部２５２、及びバッフル２５４を含む、上述した懸架構造１３８と実質的に同一の懸架構造２３８によって、内側本体３２及び外側本体２３６に取り付けられる。
【００４９】
燃料支柱２０４の細長い形状は、表面積を与えるので、燃料支柱２０４の１つ又はそれ以上の遠位端２１２は、傾斜路形状の「スカーフ」を組み込むように構成することができる。スカーフは、隣接する燃料オリフィス２７８間の局所的静圧差をもたらすように構成することができる。これらの隣接する燃料オリフィス２７８間の局所的静圧差を用いて、パイロットのみの作動期間中、主噴射リング２２４からの停滞した主燃料をパージし、主回路のコークス化を防ぐことができる。
【００５０】
図４に示される断面を見ると、スカーフ２２０は、関連した噴霧ウェル２９２との境界面でその最大半径方向深さ（遠位端２１２に対して測定された）を有し、半径方向高さにおいて外方に傾斜又はテーパし、噴霧ウェル２９２から少し離れたところで遠位端面２１２につながる。平面図において、図５に示されるように、スカーフ２２０は、線２２２に沿って主燃料ポート２７８から離れるように延び、その遠位端において、横方向幅が最小幅にテーパする。線２２２が延びる方向は、スカーフ２２０の向きを定める。図５に示されるスカーフ２２０は、回転する又は旋回する混合空気流Ｍの流線と平行であり、混合空気流Ｍに対して関連した主燃料オリフィス２７８から下流に配置された遠位端を有するので、「下流」スカーフと呼ばれる。
【００５１】
エンジン作動中、スカーフ２２０の有無及びスカーフ２２０の向きは、関連した主燃料オリフィス２７８に存在する空気静圧を決定する。混合空気流Ｍは「渦（ｓｗｉｒｌ）」を示し、つまりその速度は、中心線軸２６に対して軸方向成分及び接線方向成分の両方を有する。上述したパージ機能を達成するために、噴霧ウェル２９２は、エンジンの作動中、主燃料オリフィス２７８の異なれるものが異なる静圧に曝されるように配置することができる。例えば、スカーフ２２０と関連付けられていない主燃料オリフィス２７８の各々は、混合空気流Ｍにおける一般的な優勢静圧（ｐｒｉｖａｉｌｉｎｇ  ｓｔａｔｉｃ  ｐｒｅｓｓｕｒｅ）に曝される。説明のために、本明細書では、これらは「中立圧力ポート」と呼ばれる。図５に示されるような「下流」スカーフ２２０と関連した主燃料オリフィス２７８の各々は、混合空気流Ｍにおける優勢静圧に対して低減した静圧に曝される。説明のために、本明細書では、これらは「低圧ポート」と呼ばれる。図示されないが、１つ又はそれ以上のスカーフ２２０を、下流スカーフ２２０の向きとは反対に配向することができる。これらは「上流スカーフ」であり、関連した主燃料オリフィス２７８は、混合空気流Ｍにおける優勢静圧に対して増大した静圧に曝される。説明のために、本明細書では、これらは「高圧ポート」と呼ばれる。
【００５２】
主燃料オリフィス２７８及びスカーフ２２０は、主噴射リング２２４が能動的に使用されていない場合に、残りの燃料を主燃料ギャラリ２７６からパージするために用いることができるパージ機能を引き起こすために有効な圧力差を発生させる何らかの構成で配置することができる。例えば、正圧ポートと中立圧力ポートを交互にしてもよく、又は正圧ポートと負圧ポートを交互にしてもよい。
【００５３】
図７〜図９は、２２４’で示される、図４及び図５に示される主噴射リング２２４の変形例を示す。主噴射リング２２４’及び周囲の構造は、燃料支柱２０４’の構成を除いて、主噴射リング２２４と同一とすることができる。この変形例において、燃料支柱２０４’は、側面２０６’を定める外周壁２０２’を含み、外周壁２０２’の遠位端面２１２’から陥凹した床部２０８’を定める円形ボアを組み込む。外周壁２０２’と組み合わせて、床部２０８’は、主燃料オリフィス２７８と連通する噴霧ウェル２９２’を定める。噴霧ウェル２９２’は、上述のようなスカーフ２２０’を含むことができる。各々の燃料支柱２０４’は、開口部２９４の１つと位置合わせされ、関連した開口部２９４と協働して外周ギャップ２１０’を定めるように位置決めされる。
【００５４】
１つ又はそれ以上の小さい直径のアシストポート２１８’を、燃料支柱２０４’の床部２０８’との交差部に近い各燃料支柱２０４’の外周壁２０２’を通って形成することができる。アシストポート２１８’を通る空気流は、主燃料オリフィス２７８から、噴霧ウェル２９２’を通り、局所的な高速混合空気流Ｍに流入する燃料の貫入を容易にするための空気アシストを提供する。
【００５５】
図１０及び図１１は、制御されたパージ空気出口及び噴射空気アシストを提供するための別の代替的な構成を示す。具体的には、これらの図は、上述した主噴射リング２４及び外側本体３６に置き換えることができる主噴射リング３２４及び外側本体３３６の一部分を示す。主噴射リング３２４及び外側本体３３６のいずれの構造又は特徴も、本明細書では具体的に説明されず、上述した主噴射リング２４及び外側本体３６と同一であると考えることができる。外側本体３３６は、平面図において略細長の開口部３９４の環状アレイを含む。外側本体３３６は、長円形、楕円形、又は別の細長い形状とすることができる。示される具体的な例では、外側本体３３６は、略円筒形であり、半径方向に配向される。
【００５６】
主噴射リング３２４は、そこから半径方向外方に延びる複数の隆起した燃料支柱３０４を含む。燃料支柱３０４は、僅かな半径方向ギャップだけ外側本体３３６から離れるように半径方向に離間配置された遠位端面３１２から陥凹した床部３０８を定める、燃料支柱３０４内に形成された円形ボアを含む。主噴射オリフィス３７８の半径方向アレイは、主噴射リング３２４内に形成される。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、燃料支柱３０４の１つを通り、燃料支柱３０４の床部３０８を通って出ていく。
【００５７】
主噴射リング３２４は、内側アーム３４０、外側アーム３５０、Ｕ字湾曲部３５２及びバッフル３５４を含む、上述した懸架構造１３８と実質的に同一の懸架構造３３８によって、外側本体３３６に取り付けられる。
【００５８】
スリップシール３８０は、燃料支柱３０４と外側本体３３６との間のギャップにわたって延びる。例示の実施例において、スリップシール３８０は、半径方向に延びるフランジ３８２を有する小さい円筒形チューブである。フランジ３８２は、開口部３９４の環状ラベット３８４内に収容される。スリップシール３８０は、外側本体３３６に対して固定される。これは、例えば、溶接又はろう付けなどの結合方法によって、達成することができる。
【００５９】
スリップシール３８０は、滑りばめにより、すなわち小さい直径の隙間により、ボア内に収容される。作動時、主噴射リング３２４は、外側本体３３６に対して半径方向のみに移動することができ、常に、スリップシール３８０と係合したままである。
【００６０】
上述した本発明には、幾つかの利点がある。本発明は、燃料ノズル内のボイドが燃料を取り込むのを防止し、空気流への燃料の貫入を助けるための手段を提供する。本発明はまた、燃料リング及び隣接する外側本体の相対的な熱的移動にもかかわらず、一貫したパージギャップサイズを提供する。
【００６１】
上記で、ガスタービンエンジンの燃料ノズル用の主噴射構造を説明した。本明細書（添付の特許請求の範囲、要約書及び図面を含む）において開示される特徴の全て及び／又はそのように開示される任意の方法又はプロセスのステップの全ては、そうした特徴及び／又はステップの少なくとも一部が互いに排他的である組み合わせを除いて、任意の組み合わせで結合することができる。
【００６２】
本明細書（添付の特許請求の範囲、要約書及び図面を含む）において開示される各特徴は、特に断りのない限り、同じ、均等な、又は類似の目的を提供する代替的な特徴に置き換えることができる。従って、特に断りのない限り、開示される各特徴は、一般的な一連の均等な又は類似の特徴のうちの一例にすぎない。
【００６３】
本発明は、上記の実施形態の詳細に限定されない。本発明は、本明細書（添付の特許請求の範囲、要約及び図面を含む）において開示される特徴のうちの任意の新規な特徴、又は任意の新規な組み合わせ、又はそのように開示される任意の方法又はプロセスのステップのうちの任意の新規なステップ、又は任意の新規な組み合わせに拡張できる。
【符号の説明】
【００６４】
Ｐ  パイロット空気流
Ｍ  混合空気流
１０  燃料ノズル
１２  燃料システム
１４  パイロット制御バルブ
１８  パイロット
２０  主バルブ
２２  主燃料導管
２４  主噴射リング
２６  中心線軸
２８  スプリッタ
３０  ベンチェリ
３２  内側本体
３５  フランジ
３６  外側本体
３８  フェアリング
４０  パイロット中央本体
４２  吐出オリフィス
４４  計量プラグ
４６  中央ボア
４８  移送孔
５０  供給環
５２  噴霧孔
５４  上流セクション
５６  のど部
５８  発散セクション
６０  内側渦ベーン
６２  上流セクション
６４  のど部
６６  発散セクション
６８  外側渦セクション
７０  熱シールド
７２  燃料ノズルステム
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
８４  バッフル
８６  冷却孔
８８  円筒形外面
９０  二次流路
９４  開口部
９６  三次空間
９８  供給スロット
１０２  外周壁
１０４  燃料支柱
１０６  側面
１０８  床部
１１０  外周ギャップ
１１２  遠位端面
１３８  懸架構造
１４０  内側アーム
１４８  内面
１５０  外側アーム
１５２  Ｕ字湾曲部
１５４  バッフル
１５６  外面
１５８  開口部
１６０  前方端
１９２  噴霧ウェル
２０２  外周壁
２０２’  外周壁
２０４  燃料支柱
２０４’  燃料支柱
２０６  側面
２０６’  側面
２０８  床部
２０８’  床部
２１０  外周ギャップ
２１０’  外周ギャップ
２１２  遠位端面
２１２’  遠位端面
２１８’  アシストポート
２２０  スカーフ
２２２  線
２２４  主噴射リング
２２４’  主噴射リング
２３６  外側本体
２３８  懸架構造
２４０  内側アーム
２５０  外側アーム
２５２  Ｕ字湾曲部
２５４  バッフル
２７８  主燃料オリフィス
２９２  噴霧ウェル
２９２’  噴霧ウェル
２９４  開口部
３０４  燃料支柱
３０８  床部
３１２  遠位端面
３２４  主噴射リング
３３６  外側本体
３３８  懸架構造
３４０  内側アーム
３５０  外側アーム
３５２  Ｕ字湾曲部
３５４  バッフル
３７６  主燃料ギャラリ
３７８  主燃料オリフィス
３８０  スリップシール
３８２  フランジ
３８４  ラベット
３９４  開口部
【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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