(57)【要約】【課題】  多数の噴射オリフィスと燃料パージ装置とを備えた燃料噴射装置に関する。【解決手段】  燃料噴射装置は、メインノズル燃料回路（１０２）をパージするためのパージ手段（２１６）と、パージング中にパージ空気（２２７）の冷却された部分（３４２）をメインノズル燃料回路に供給するためのパージ空気冷却手段（３４０）とを含む。冷却された部分は、パイロットノズル燃料回路（２８８）を通って流れる燃料によって冷却される。パージ空気冷却手段は、パイロットノズル燃料回路（２８８）と熱伝導関係にありかつパージング中にこれを通して冷却された部分をメインノズル燃料回路に流すように作動可能なパージ空気冷却通路（３４４）を含むことができる。パージ空気冷却通路は、パイロットノズル燃料回路の少なくとも１つの環状パイロット脚部（２９４）と熱伝導関係にすることができる。【選択図】      図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１つのメインノズル燃料回路（１０２）と、パイロットノズル（５８）と燃料供給関係にあるパイロットノズル燃料回路（２８８）とを含むメイン燃料ノズル（５９）と、
前記パイロットノズル燃料回路（２８８）が前記パイロットノズル（５８）に燃料を供給している間に、前記メインノズル燃料回路（１０２）をパージするためのパージ手段（２１６）と、
パージング中にパージ空気（２２７）の冷却された部分（３４２）を前記メインノズル燃料回路（１０２）に供給するためのパージ空気冷却手段（３４０）と、
を含み、
前記冷却された部分（３４２）が、前記パイロットノズル燃料回路（２８８）を通って流れる燃料によって冷却される、
ことを特徴とする燃料噴射装置（１０）。
【請求項２】
前記パージ空気冷却手段（３４０）が、前記パイロットノズル燃料回路（２８８）と熱伝導関係にありかつパージング中にこれを通して前記冷却された部分（３４２）を前記メインノズル燃料回路（１０２）に流すように作動可能なパージ空気冷却通路（３４４）を含むことを特徴とする、請求項１に記載の燃料噴射装置（１０）。
【請求項３】
前記パージ空気冷却通路（３４４）が、前記メインノズル（５９）内の前記パイロットノズル燃料回路（２８８）の少なくとも１つの環状パイロット脚部（２９４）と熱伝導関係になっていることを特徴とする、請求項２に記載の燃料噴射装置（１０）。
【請求項４】
前記空気冷却通路（３４４）が、前記メインノズル（５９）を貫いて延びていることを特徴とする、請求項３に記載の燃料噴射装置（１０）。
【請求項５】
前記空気冷却通路（３４４）が、前記メインノズル（５９）の周りで延びていることを特徴とする、請求項３に記載の燃料噴射装置（１０）。
【請求項６】
少なくとも１つのメイン環状脚部（２８４）を有する少なくとも１つのメインノズル燃料回路（１０２）と、パイロットノズル（５８）と燃料供給関係にあるパイロットノズル燃料回路（２８８）とを含む、環状ノズルハウジング（１９０）内の環状燃料ノズル（５９）と、
前記環状燃料ノズル（５９）を貫通して前記メイン環状脚部（２８４）から離れるように半径方向に延びる噴霧オリフィス（１０６）と、
前記ノズルハウジング（１９０）を貫通して半径方向に延び、かつ前記噴霧オリフィス（１０６）と整列した噴霧ウエル（２２０）と、
前記パイロットノズル燃料回路（２８８）が前記パイロットノズル（５８）に燃料を供給している間に、前記メインノズル燃料回路（１０２）をパージするのに十分な静圧差を前記噴霧ウエル（２２０）のうちのパージ空気流入ウエル（＋）と流出ウエル（−）との間に発生させるための差圧手段（２２３）と、
パージング中に前記メインノズル燃料回路（１０２）内に取り込ませるようにパージ空気（２２７）の冷却された部分（３４２）を前記パージ空気流入ウエル（＋）に供給するためのパージ空気冷却手段（３４０）と、
を含み、
前記冷却された部分（３４２）が、前記パイロットノズル燃料回路（２８８）を通って流れる燃料によって冷却される、
ことを特徴とする燃料噴射装置（１０）。
【請求項７】
前記パージ空気冷却手段（３４０）が、前記パイロットノズル燃料回路（２８８）と熱伝導関係にありかつパージング中にこれを通して前記冷却された部分（３４２）を前記メインノズル燃料回路（１０２）に流すように作動可能なパージ空気冷却通路（３４４）を含むことを特徴とする、請求項６に記載の燃料噴射装置（１０）。
【請求項８】
前記パージ空気冷却通路（３４４）が、前記メインノズル（５９）内の前記パイロットノズル燃料回路（２８８）の少なくとも１つの環状パイロット脚部（２９４）と熱伝導関係になっていることを特徴とする、請求項７に記載の燃料噴射装置（１０）。
【請求項９】
前記パージ空気流入ウエル（＋）及び流出ウエル（−）が、噴霧ウエル中心線（２２４）に対して局所的に上流方向に非対称的に広がった上流側フレアウエル部分（２２１）と、該噴霧ウエル中心線（２２４）に対して局所的に下流方向に非対称的に広がった下流側フレアウエル部分（２２２）とを含むことを特徴とする、請求項８に記載の燃料噴射装置（１０）。
【請求項１０】
局所的流れ方向（２２５）が、その周りを前記環状ノズルハウジング（１９０）が囲むノズル軸線（５２）と平行な軸方向成分（２３６）と、前記ノズルハウジング（１９０）の周りでの周方向成分（２３４）とを有することを特徴とする、請求項８に記載の燃料噴射装置（１０）。
【請求項１１】
半径方向において前記メインノズル（５９）と前記ノズルハウジング（１９０）の外側環状ノズル壁（１７２）との間に配置された環状の半径方向内側熱遮蔽体（１９４）及び外側熱遮蔽体（１９６）と、
前記パージ空気冷却通路（３４４）と流体流れ連通した、前記内側熱遮蔽体（１９４）と前記メインノズル（５９）との間の環状外側ギャップ（２０１）と、
前記内側熱遮蔽体（１９４）の半径方向内表面(３７２)上に配置されかつ前記流入ウエル（＋）と整列した孔（２０６）を有するボス（３７０）と、
前記ボス（３７０）を貫通して前記環状外側ギャップ（２０１）から前記孔（２０６）まで延びる軸方向に延びる開口（３６４）と、
を更に含むことを特徴とする、請求項８に記載の燃料噴射装置（１０）。
【請求項１２】
前記噴霧ウエル（２２０）が対称的な噴霧ウエルであり、
前記対称的な噴霧ウエルが、上流側環状列（３２０）及び下流側環状列（３２２）を含み、
前記差圧手段（２８３）が、前記噴霧ウエル（２２０）の前記上流側環状列（３２０）の周りで半径方向外側に配置されたラジアル流スワーラ（１８２）の環状列を含む、
ことを特徴とする、請求項８に記載の燃料噴射装置（１０）。
【請求項１３】
環状ノズルハウジングと、
前記ハウジング内に受けられ、その各々が時計方向に延びる環状脚部と反時計方向に延びる環状脚部とを備えた第１及び第２の燃料回路ブランチを有する少なくとも１つのメインノズル燃料回路とパイロットノズル燃料回路とを含む環状燃料ノズルと、
前記環状燃料ノズルを貫通して前記環状脚部から離れるように半径方向に延びる噴霧オリフィスと、
前記ノズルハウジングを貫通して半径方向に延びかつその各々が前記噴霧オリフィスのうちの１つと整列した噴霧ウエルと、
前記パイロットノズル燃料回路が前記パイロットノズルに燃料を供給している間に、前記メインノズル燃料回路をパージするためのパージ手段と、
パージング中にパージ空気の冷却された部分を前記メインノズル燃料回路に供給するためのパージ空気冷却手段と、
を含み、
前記冷却された部分が、前記パイロットノズル燃料回路を通って流れる燃料によって冷却される、
ことを特徴とする燃料噴射装置。
【請求項１４】
前記第１及び第２の燃料回路ブランチ間に流体連通した状態で作動可能に配置された遮断パージ流量制御弁（２９８）を更に含むことを特徴とする、請求項１３に記載の燃料噴射装置（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般的にガスタービンエンジン燃焼器の燃料噴射装置に関し、より具体的には、多数の噴射オリフィスと燃料パージ装置とを備えた燃料噴射装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンなどにおける燃料噴射装置は、マニフォルドから１つ又はそれ以上の燃焼チャンバに加圧された燃料を導く。燃料噴射装置はまた、燃焼に先だって燃料を空気と混合する。噴射装置の各々は、典型的には、マニフォルドに接続される入口継手と、その入口継手の一端に接続された管状の延長部即ちステムと、そのステムの他端に接続された、燃焼チャンバ内に燃料を導くための１つ又はそれ以上の噴霧ノズルとを有する。燃料導管又は通路（例えば、管、パイプ又は円筒形通路）が、ステムを貫通して延びて入口継手からノズルに燃料を供給する。適切な弁及び／又は分流器を設けて、ノズルを通して燃料流を導きかつ制御することができる。燃料噴射装置は、多くの場合、均等に間隔をおいて配置された環状配列で配置されて、燃焼チャンバ内に均一な状態で燃料を供給（噴霧）する。
【０００３】
広範囲に変化するエンジンの空気流量及び燃料流量にわたって局所火炎温度を制御することは、航空機ガスタービンエンジンの燃焼過程で発生する窒素酸化物（ＮＯｘ）、未燃炭化水素（ＵＨＣ）、及び一酸化炭素（ＣＯ）の排出（エミッション）を減少させるために必要である。局所火炎温度は、燃焼器の燃焼域内における局所燃空比（ＦＡＲ）によって決まる。高い火炎温度（高い局所ＦＡＲ）において発生するＭＯｘを減少させるための好ましい方法は、最大出力において低い局所ＦＡＲとなるように燃焼域を設計することであった。逆に、Ｔ３及びＰ３が低く、又それに応じて気化／反応速度が低い部分出力状態においては、ＣＯ及びＵＨＣを減少させるために、比較的高い火炎温度、従って一層高い局所ＦＡＲが必要とされるが、エンジンサイクルは、最大出力時と比べて低い全燃焼器ＦＡＲを要求する。
【０００４】
これらの相反すると思われる要求が、燃料噴射ポイントの数及び／又は噴霧の貫入／混合を変化させることにより局所ＦＡＲを変えることを可能にする燃料ステージ化を組込んだ燃料噴射装置の設計をもたらした。燃料ステージ化は、低出力時には、エンジン燃料流を少数の噴射ポイントに供給して、ＣＯ及びＵＨＣの発生を許容可能なレベルにするのに十分な高レベルに局所ＦＡＲを上昇させ、また高出力時には、エンジン燃料流をより多数の噴射ポイントに供給して、ＮＯｘ発生率が高くなるレベル以下に局所ＦＡＲを維持する。
【０００５】
燃料ステージ化噴射装置の一例が、特許文献１及び特許文献２に開示されている。この噴射装置は、同心の半径方向外側メインノズルと半径方向内側パイロットノズルとを含む。メインノズルは、サイクロンノズルとも呼ばれる。メインノズルは、ステージ化された半径方向に配向された噴射孔と、エンジン作動時に常に燃料を流すパイロット噴射回路とを有する。燃料噴射装置と、単一の細長い貼合わされた燃料供給ストリップの形態の燃料導管とが、ステムを通ってノズル組立体まで延びて、ノズル組立体内の１つ又はそれ以上のノズルに燃料を供給する。貼合わされた燃料供給ストリップ及びノズルは、複数のプレートで形成される。各々のプレートは、細長い燃料供給ストリップ部分と、該燃料供給ストリップ部分に対してほぼ垂直になった単体ヘッド（ノズル）部分とを含む。プレート内の燃料通路及び孔は、該プレートの表面を選択的にエッチングすることにより形成される。次にプレートは、互いに面と面とを接触させて配置され、蝋付け又は拡散接合などにより互いに固定されて、一体構造体を形成する。プレートを選択的にエッチングすることにより、噴射装置内に複数の燃料回路、単一又は複数のノズル組立体及び冷却回路を容易に設けることが可能になる。エッチング方法はまた、複数の燃料通路及び冷却回路を比較的小さな断面内に作ることも可能にし、それによって噴射装置の寸法を減少させる。
【０００６】
利用できる燃料圧は限られておりかつ要求される燃料流量の範囲が広いので、多くの燃料噴射装置は、パイロットノズルとメインノズルとを含んでおり、始動時にはパイロットノズルのみが使用され、より高出力作動時には両方のノズルが使用される。始動時及び低出力作動時には、メインノズルへの流量は、減少されるか停止される。このような噴射装置は、燃焼器の特定の要求に応じて燃料流量をより正確に制御しかつ燃料噴霧をより正確に方向付けることができるので、単一ノズル燃料噴射装置よりも効率が良くかつクリーン燃焼させることができる。パイロットノズル及びメインノズルは、同じノズルステム組立体内に収納するか、又は別個のノズル組立体内に支持することができる。これらの二重ノズル燃料噴射装置はまた、二重の燃焼器へ送る燃料を更に制御して、燃料効率をより増大させかつ有害なエミッションを減少させることを可能にするように構成される。
【０００７】
作動時及び停止後における燃焼チャンバ内の高温度により、燃料が分解されて固形付着物（即ちコーキング）となるのを防止するためにメインノズル燃料回路のパージングを使用することが必要となる。このコーキングは、燃料通路内の濡れた壁が最高温度（典型的なジェット燃料の場合、約４００°Ｆつまり２００℃）を超えた時に発生する。燃料ノズル内のコークスは、成長して燃料ノズルを流れる燃料流を制限し、ノズルを効率の悪いものにするか又は使用不能にするおそれがある。
【０００８】
コーキングによる故障を防止するために、ステージ化された回路は、滞留燃料をパージングし、また濡れた壁を、パージ付着を防止するのに十分な低温（流れがない場合の推定で、＜５５０°Ｆ）に保つか又は付着物を焼き去るのに十分なだけ加熱（推定で、＞８００°Ｆ）するようにすべきであるが、後者の方法は、噴射装置を損傷しないように制御することが難しい。ステージ化された回路をパージするのに使用できる空気の温度は、Ｔ３であり、このＴ３は変化するので、エンジンの作動範囲全体にわたって常時低温又は常時高温の設計戦略を満たすことは不可能である。低温／高温戦略の組合せ（即ち、クリーニングサイクルの使用）は、末端ユーザサイクルが多様であること及び期待される付着／クリーニング速度が変化することによって、高い信頼性で実行することができない。
【０００９】
特許文献３に開示されているように、燃料回路の受動的パージングが使用されてきた。高出力時に遮断することなく液体燃料からガス燃料へ移行しなくてはならないようなＧｅｎｅｒａｌ  ＥｌｅｃｔｒｉｃのＬＭ６０００型及びＬＭ２５００型ＤＬＥ  Ｄｕａｌ  Ｆｕｅｌ  エンジンに、噴射装置回路を熱分解クリーニングする逆方向パージが組込まれてきた。液体回路内の滞留燃料は、マニフォルド上のドレイン弁を開放することにより高温の圧縮機吐出空気を全ての噴射装置に通すことよって、燃料容器内に押し戻される。この方法は、安全性、重量、コスト、及び保守費用により、航空機用途には適さない。ステージ化された燃料回路の順方向パージが、地上設置式エンジンに使用されてきたが、これは冷却空気の高圧源と燃料をパージ空気源から隔離するための弁を必要とするので、航空機用途には適さない。
【００１０】
流れている状態を保ち続ける噴射装置内の燃料回路は、該流れ式の燃料回路の場合には付着速度が高いので、パージが行われるステージ化された回路よりも一層低温（推定で、＜３５０°Ｆ）に保たれるべきである。従って、パージ式の回路は、流れ式の回路から熱的に絶縁されてクリーニングサイクルを使用するようにするか、又は流れ式の回路によって直接冷却され、パージ式の回路の壁と流れ式の回路の壁との両方の温度限界を満足させるかのいずれかにされるべきである。
【特許文献１】米国特許第６，３２１，５４１号
【特許文献２】米国特許公開第２００２０１２９６０６号
【特許文献３】日本公開平７−８３４３６号
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
同じ噴射装置内の他の回路が、少なくとも１部の冷却された空気でパージされている間に、一部の回路に燃料を流すことを必要とする複数のポイントノズルを備えた複数回路型噴射装置に適した燃料噴射装置及びノズルを提供することが非常に望ましい。内部燃料回路をパージすることは非常に難しく、また一部の設計においては、高いパージ空気流量が必要とされる場合がある。高温の高いパージ空気流量により、燃料導管の著しい加熱が発生する可能性があり、これは、燃料ステージ化を必要とする幾つかのエンジン状態において起こり得ることである。従って、パージしようとする回路を通してパージ空気を流すのに先立って、該パージ空気を許容可能な温度まで冷却することが非常に望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
燃料噴射装置は、メインノズル燃料回路と、パイロットノズルと燃料供給関係にあるパイロットノズル燃料回路とを有するメイン燃料ノズルを含む。パージ手段は、パイロットノズル燃料回路がパイロットノズルに燃料を供給している間に、メインノズル燃料回路をパージするために使用される。パージ空気冷却手段は、パージング中にパージ空気の冷却された部分をメインノズル燃料回路に供給するために使用される。冷却された部分は、パイロットノズル燃料回路を通って流れる燃料によって冷却される。
【００１３】
パージ空気冷却手段の例示的な実施形態は、パイロットノズル燃料回路と熱伝導関係にありかつパージング中にこれを通して冷却された部分をメインノズル燃料回路へ流すように作動可能なパージ空気冷却通路を含む。パージ空気冷却通路は、パイロットノズル燃料回路の少なくとも１つの環状パイロット脚部と熱伝導関係になっている。空気冷却通路は、メインノズルを貫いて又は該メインノズルの周りで延びることができる。
【００１４】
燃料噴射装置の例示的実施形態は、環状ノズルハウジングと該ハウジング内の環状燃料ノズルとを含む。環状燃料ノズルは、少なくとも１つのメイン環状脚部を備えた少なくとも１つのメインノズル燃料回路とパイロットノズル燃料回路とを含む。噴霧オリフィスが、環状燃料ノズルを貫通してメイン環状脚部から離れるように半径方向に延びる。噴霧ウエルが、ノズルハウジングを貫通して半径方向に延び、かつ噴霧オリフィスと整列させられる。燃料噴射装置は更に、メインノズル燃料回路をパージするのに十分な静圧差を、噴霧ウエルのうちの少なくとも２つの異なる噴霧ウエル間に発生させるための差圧手段を含む。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
図１に示すのは、燃焼器１６の例示的な実施形態であり、該燃焼器１６は、それぞれ環状の半径方向外側ライナ２０と内側ライナ２２との間にかつそれらによって形成された燃焼域１８を含む。外側及び内側ライナ２０及び２２は、該外側及び内側ライナ２０及び２２の周りで周方向に延びる環状燃焼器ケーシング２６の半径方向内側に配置される。燃焼器１６はまた、外側及び内側ライナ２０及び２２の上流側に取付けられた環状ドーム３４を含む。ドーム３４は、燃焼域１８の上流端３６を形成し、複数のミキサ組立体４０（１つのみを示す）が、ドーム３４の周りで周方向に間隔をおいて配置される。ミキサ組立体４０の各々は、それぞれパイロットノズル５８及びメインノズル５９を含み、該パイロット及びメインノズルと共に、燃料と空気の混合気を燃焼域１８に供給する。ミキサ組立体４０の各々は、ノズル軸線５２を有し、このノズル軸線の周りをパイロットノズル５８及びメインノズル５９が囲む。
【００１６】
図１及び図２を参照すると、本発明による燃料噴射装置１０の例示的な実施形態は、燃料ノズル先端組立体１２（半径方向に間隔をおいて配置された１つより多いノズル組立体を用いることができる）を有し、該燃料ノズル先端組立体１２は、それぞれガスタービンエンジンの燃焼チャンバの燃焼域内に燃料を導くパイロットノズル５８及びメインノズル５９を含む。燃料噴射装置１０は、燃焼器ケーシング２６に固定されかつシールされるようになったノズルマウント又はフランジ３０を含む。中空ステム３２が、フランジ３０と一体に形成されるか又は該フランジ３０に固定（蝋付け又は熔接などによって）され、燃料ノズル先端組立体１２とミキサ組立体４０とを支持する。
【００１７】
中空ステム３２は、チャンバ３９の上部開放端の上方又は内部に配置された弁組立体４２を有し、フランジ３０と一体に形成されるか又は蝋付け又は熔接などによって該フランジ３０に固定される。弁組立体４２は、入口組立体４１を含み、該入口組立体４１は、弁ハウジング４３の一部とすることができ、該弁ハウジング４３から中空ステム３２が垂下する。弁組立体４２は、燃料ノズル先端組立体１２内のメインノズル燃料回路１０２及びパイロット燃料回路２８８を通る燃料流量を制御する燃料弁４５を含む。
【００１８】
図２に示す弁組立体４２は、フランジ３０と一体に成形されるか又は該フランジに固定されかつ該フランジから半径方向外側に配置され、燃料弁４５を収容する燃料弁受け１９を収納する。ノズル先端組立体１２は、それぞれパイロットノズル５８及びメインノズル５９を含む。一般的には、パイロットノズル５８及びメインノズル５９は、定常状態及び最大出力状態時に用いられ、始動及び部分出力作動時には、パイロットノズルのみが用いられる。弁組立体４２からノズル先端組立体１２に燃料を供給するために、単一の細長い燃料供給ストリップ６２の形態を有する例示的な可撓性の燃料噴射装置導管が使用される。燃料供給ストリップ６２は、燃焼チャンバ内の燃焼温度に悪影響を受けることなく曝すことができる材料で形成された可撓性の燃料供給ストリップである。
【００１９】
図９及び図１０を参照すると、燃料供給ストリップ６２は、長手方向に延びて互いに接合された単一対の第１のプレート７６及び第２のプレート７８を有する。第１及び第２のプレート７６及び７８の各々は、幅方向に間隔をおいて配置されて長手方向に延びる平行な溝８４の単一列８０を有する。各々のプレート内の対向し合う溝８４が整列して、燃料供給ストリップ６２の入口端６６から出口端６９まで燃料供給ストリップ６２を貫通した内部燃料流路９０を形成するように、プレートは互いに接合される。パイロットノズル延長部５４は、メインノズル５９から後方に延び、図２に更に示すようにパイロット供給管５６によりパイロットノズル５８の燃料噴射装置先端部５７に流体的に接続される。図２、図３、図１１、及び図１２に示すように、燃料供給ストリップ６２は、メインノズル５９及びパイロットノズル５８に燃料を供給する。図１２及び図８を参照すると、パイロットノズル延長部５４とパイロット燃料供給管５６とは、一般にノズル軸線５２の周りで角度ＡＡだけ角度的に分離される。
【００２０】
図２及び図１２を参照すると、燃料供給ストリップ６２は、入口端６６と出口端６９との間でほぼ直線的に半径方向に延びる中間部６４を有する。燃料供給ストリップ６２の直線状ヘッダ１０４が、中間部６４の出口端６９から離れるように横方向に（軸方向後向きに）延びて、撓まないように固定されている環状のメインノズル５９に至る。入口端６６は、弁ハウジング４３内に固定される。ヘッダ１０４は、ノズル軸線５２とほぼ平行であり、メインノズル５９に至る。燃料供給ストリップ６２は、図９に示すように、ほぼ平行な第１の面７０と第２の面７１とを備えた細長い本質的に平坦な形状と矩形の断面形状７４とを有する。
【００２１】
図２及び図１１を参照すると、燃料供給ストリップ６２の入口端６６における入口６３は、弁組立体４２内のそれぞれ第１の燃料入口ポート４６及び第２の燃料入口ポート４７と流体流れ連通し、つまり流体的に接続されて、メインノズル燃料回路１０２及びパイロット燃料回路２８８へ燃料を送る。入口ポートは、燃料供給ストリップ６２内の複数の内部燃料流路９０内の燃料をノズル先端組立体１２内のパイロットノズル５８及びメインノズル５９に供給すると共に、弁組立体を熱制御するための冷却回路を形成する。図１１及び図１２に示すように、ノズル先端組立体１２のヘッダ１０４は、燃料供給ストリップ６２から燃料を受け、メインノズル燃料回路１０２を通して、燃料をメインノズル５９とそこに組み込まれたパイロットノズル５８とに運ぶ。
【００２２】
燃料供給ストリップ６２と、メインノズル５９と、これらの間のヘッダ１０４とは、長手方向に延びる第１のプレート７６及び第２のプレート７８から一体的に作られる。メインノズル５９とヘッダ１０４とは、燃料供給ストリップ６２の構成要素であると考えることができる。メインノズル燃料回路１０２の燃料流路９０は、燃料供給ストリップ６２とヘッダ１０４とメインノズル５９とを貫通して延びる。メインノズル燃料回路１０２の燃料流路９０は、図２、図３、及び図１２に示すように、噴霧オリフィス１０６へと導かれ、また、パイロット供給管５６に流体的に接続されるように作動可能なパイロットノズル延長部５４を通して、パイロットノズル５８に燃料を供給する。メインノズル燃料回路１０２の燃料流路９０の平行溝８４は、図９及び図１０に示すように第１のプレート７６及び第２のプレート７８の隣接面２１０内にエッチングされる。
【００２３】
図１０、図１１、及び図１２を参照すると、メインノズル燃料回路１０２は、第１の燃料回路ブランチ２８０と第２の燃料回路ブランチ２８２とに接続された単一の幹線ライン２８７を含む。第１及び第２の燃料回路ブランチ２８０及び２８２の各々は、メインノズル５９内にそれぞれ時計方向及び反時計方向に延びるメイン環状脚部２８４及び２８６を含む。噴霧オリフィス１０６は、第１のプレート７６及び第第２のプレート７８の一方又は両方を貫通して環状脚部２８４及び２８６から延びる。噴霧オリフィス１０６は、第１及び第２のプレート７６及び７８のうちの半径方向外側のプレートであるメインノズル５９の第１のプレート７６を貫通して半径方向外向きに延びる。時計方向及び反時計方向に延びる環状脚部２８４及び２８６は、それぞれ平行な第１の波形部２９０と第２の波形部２９２とを有する。噴霧オリフィス１０６は、円３００に沿ってほぼ円形に整列するように、第１の波形部２９０と第２の波形部２９２の交互する波形部内に配置される。メインノズル燃料回路１０２はまた、パイロットノズル延長部５４に燃料を供給するループ状パイロット燃料回路２８８を含む。このループ状パイロット燃料回路２８８は、メインノズル５９内にそれぞれ時計方向及び反時計方向に延びる環状パイロット脚部２９４及び２９６を含む。
【００２４】
ノズル組立体及び接合されたプレート間の燃料回路に関する情報につては、米国特許第６，３２１，５４１号（特許文献１）を参照されたい。図１１及び図１２を参照すると、燃料供給ストリップ６２の長さに沿った下方の内部燃料流路９０は、燃料をメインノズル燃料回路１０２に供給するために使用される。燃料供給ストリップ６２内の各々の内部燃料流路９０内に流入して、ヘッダ１０４からパイロットノズル５８及びメインノズル５９内に入る燃料は、燃料弁４５により制御される。ノズル先端組立体１２のヘッダ１０４は、燃料供給ストリップ６２から燃料を受け、その燃料をメインノズル５９に運ぶ。メインノズル５９は、環状であって、円筒形の形状又は構成を有する。プレート７６及び７８内の流路、孔、及び噴霧装置の様々な要素は、エッチング、より具体的には化学エッチングによるなど任意の適当な方法で形成することができる。そのようなプレートの化学エッチングは、当業者には公知であって、例えば日本特許第３２８９９１３号公報に記載されている。プレートのエッチングは、非常に精密かつ良好に形成された複雑な孔や通路の形成を可能にし、このことは、これらの構成要素の断面を小さく維持しながら複数の燃料回路を燃料供給ストリップ６２及びメインノズル５９内に設けることを可能にする。プレート７６及び７８は、蝋付け又は拡散接合のような接合方法を使用し、面と面を接触させて互いに接合することができる。上記のような接合方法は、当業者にはよく知られており、様々なプレート間の非常に強固な接合をもたらす。拡散接合は、隣接層間の元の境界面を跨いで境界交差（原子相互交換と結晶成長）を生じさせるので特に有用である。
【００２５】
図１、図２、及び図３を参照すると、各々のミキサ組立体４０は、パイロットミキサ１４２と、メインミキサ１４４と、これらの間で延びるセンタボデー１４３とを含む。センタボデー１４３は、パイロットミキサ１４２の下流側にあって該パイロットミキサと流れ連通したチャンバ１５０を形成する。パイロットノズル５８は、センタボデー１４３によりチャンバ１５０内に支持される。パイロットノズル５８は、燃料の小滴を下流方向にチャンバ１５０内に噴霧するように設計される。メインミキサ１４４は、メインラジアルスワーラ１８２の上流側に配置されたメインアキシャルスワーラ１８０を含み、該メインラジアルスワーラ１８２は、噴霧オリフィス１０６の上流側に配置される。パイロットミキサ１４２は、同心に取付けられた１対のパイロットスワーラ１６０を含む。パイロットスワーラ１６０は、アキシャルスワーラとして図示されており、内側パイロットスワーラ１６２と外側パイロットスワーラ１６４とを含む。内側パイロットスワーラ１６２は、環状であり、パイロットノズル５８の周りで周方向に配置される。内側パイロットスワーラ１６２及び外側パイロットスワーラ１６４の各々は、それぞれパイロットノズル５８の上流に配置された複数の内側パイロット旋回翼１６６と外側パイロット旋回翼１６８とを含む。
【００２６】
特に図３を参照すると、環状のパイロットスプリッタ１７０が、半径方向において内側パイロットスワーラ１６２と外側パイロットスワーラ１６４との間に配置され、該内側パイロットスワーラ１６２及び外側パイロットスワーラ１６４から下流方向に延びる。パイロットスプリッタ１７０は、内側パイロットスワーラ１６２を通って流れるパイロットミキサ空気流１５４を外側パイロットスワーラ１６４を通って流れる空気流から分離するように設計される。スプリッタ１７０は、エンジンの低出力作動時に燃料薄膜化面を形成する収束−発散形の内表面１７４を有する。スプリッタ１７０はまた、パイロットミキサ１４２を通って流れるパイロットミキサ空気流１５４の軸方向速度を低下させて、高温ガスの再循環を可能にする。内側パイロット旋回翼１６６は、それを通って流れる空気を、外側パイロット旋回翼１６８を通って流れる空気と同一方向に旋回させるか、又は、外側パイロット旋回翼１６８がそれを通って流れる空気を旋回させる第２の周方向とは逆方向である第１の周方向に旋回させるように構成することができる。
【００２７】
特に図１を参照すると、メインミキサ１４４は、環状空洞１９２を形成する環状のメインノズルハウジング１９０を含む。メインミキサ１４４は、パイロットミキサ１４２と同心に整列されたラジアル流入ミキサであり、パイロットミキサ１４２の周りで周方向に延びる。メインミキサ１４４は、ノズルハウジング１９０に沿って旋回させられるメインミキサ空気流１５６を生成する。環状のメインノズル５９は、パイロットミキサ１４２とメインミキサ１４４との間で周方向に配置される。より具体的には、メインノズル５９は、パイロットミキサ１４２の周りで周方向に延び、センタボデー１４３の半径方向外側においてノズルハウジング１９０の環状空洞１９２内に配置される。
【００２８】
特に図３を参照すると、ノズルハウジング１９０は、噴霧ウエル２２０を含み、燃料が、該噴霧ウエル２２０を通ってメインノズル５９の噴霧オリフィス１０６からメインミキサ空気流１５６内に噴射される。環状の半径方向内側熱遮蔽体１９４及び外側熱遮蔽体１９６が、半径方向においてメインノズル５９とノズルハウジング１９０の外側環状ノズル壁１７２との間に配置される。内側熱遮蔽体１９４及び外側熱遮蔽体１９６は、それぞれ半径方向内側壁２０２及び外側壁２０４を含み、これら両壁の間には３６０°の環状ギャップ２００がある。３６０°の内側ボス３７０及び外側ボス３７１が、それぞれ内側熱遮蔽体１９４及び外側熱遮蔽体１９６から半径方向内向き及び外向きに延びる。内側熱遮蔽体１９４及び外側熱遮蔽体１９６の各々は、それぞれ内側ボス３７０及び外側ボス３７１を貫通しかつ噴霧オリフィス１０６及び噴霧ウエル２２０と整列した複数の孔２０６を含む。内側熱遮蔽体１９４及び外側熱遮蔽体１９６は、熔接又は蝋付けのような適当な方法でステム３２（図１に示す）に固定される。図５には、前方蝋付け結合部１７６及び後方蝋付け結合部１７７において互いに蝋付けされた内側熱遮蔽体１９４及び外側熱遮蔽体１９６が示されている。内側ボス３７０及び外側ボス３７１は、内側蝋付け結合部１７８及び外側蝋付け結合部１７９においてそれぞれメインノズル５９及びメインノズルハウジング１９０に蝋付けされる。
【００２９】
メインノズル５９及び噴霧オリフィス１０６は、内側熱遮蔽体１９４及び外側熱遮蔽体１９６内の孔２０６を通して、燃料を半径方向外向きに空洞１９２内に噴射する。環状ギャップ２００を通るクロスフローを防止するために、環状スリップジョイントシール２０８が、噴霧オリフィス１０６の各オリフィスに整列した内側熱遮蔽体１９４内の各組の孔２０６内に配置される。環状スリップジョイントシール２０８は、外側壁２０４と内側壁２０２の座ぐり穴２１１の半径方向内端における該内側壁２０２の環状棚部２０９との間に半径方向に捕捉される。環状スリップジョイントシール２０８は、蝋付け又はその他の方法により内側熱遮蔽体１９４の内側壁２０２に取付けることができる。
【００３０】
パイロット燃料回路２８８がパイロットノズル５８に燃料を供給している間に、メインノズル燃料回路１０２から燃料をパージするためのパージ手段２１６が、第１の例示的な差圧手段２２３として図３、図１４、及び図１５に全体的に示されており、この第１の例示的な差圧手段２２３は、パージ空気２２７でメインノズル燃料回路１０２（図１１に示す）をパージするのに十分な静圧差を噴霧ウエル２２０のうちの少なくとも２つの噴霧ウエル間に発生させる。差圧手段２２３は、パージング中に比較的高い静圧を有する比較的高い静圧噴霧ウエルと比較的低い静圧を有する比較的低い静圧噴霧ウエルとを含み、これらの噴霧ウエルは、それぞれ符号＋及び−で表してある。高静圧噴霧ウエル及び低静圧噴霧ウエルはまた、パージ空気が流入ウエル＋に入りまた流出ウエル−から出るので、パージ空気流入ウエル＋及びパージ空気流出ウエル−でもある。静圧差は、ノズルハウジング１９０を通って半径方向に延びる噴霧ウエル２２０の形状によりもたらされる。
【００３１】
図３に示す噴霧ウエル２２０は、非対称的に上流側に広がったウエル部分（上流側フレアウエル部分）２２１と下流側に広がったウエル部分（下流側フレアウエル部分）２２２とを有し、これらのウエル部分は、図１３、図１４、及び図１５により具体的に示すように、噴霧ウエル２２０の対称的なウエル部分２４１から噴霧ウエル中心線２２４に対して非対称的に局所的に上流方向及び下流方向に外向きに広がっている。局所的流れ方向２２５、局所的上流方向２２６、又は局所的下流方向２２８は、環状ノズルハウジング１９０がその周りを囲むノズル軸線５２と平行な軸方向成分２３６と、旋回させられたメインミキサ空気流１５６によるノズルハウジング１９０の周りでの周方向成分２３４とを有する。非対称的に広がった噴霧ウエル２２０はまた、噴霧ウエルの対称的なウエル部分２４１の周りにリップ部２４０を有しており、局所的な空気圧回復を増進させるか又はそれぞれ非対称的に上流及び下流方向に広がったウエル部分における局所静圧を低下させる。リップ部２４０は、該リップ部から下流側に延びる剥離区域２４４の大きさを増大させる。リップ部２４０は、該リップ部が燃料と空気の混合気を自己着火させてノズルを焼損させるおそれがあるので、魅力的な特徴形状ではないといえる。
【００３２】
異なる形状を有する噴霧ウエル２２０の組合せは、上流側に非対称的に広がったウエル部分２２１及び／又は下流側に非対称的に広がったウエル部分２２２と対称的に広がったウエル部分２１８（図１９に示す）とを含む。対称的に広がったウエル部分２１８は、それらがパージ空気をウエル内に流入させるために使用されるか又はウエルから流出させるために使用されるかに応じて、それぞれ空気流入ウエル＋又は空気流出ウエル−として使用することができる。上流側及び下流側に非対称的に広がったウエル部分は、それぞれノズルハウジング１９０に沿って旋回させられたメインミキサ空気流１５６内に、図１４及び図１５に符号＋及び符号−で表した正及び負の静圧変化を作り出す。対称的に広がったウエル部分２１８は、該対称的に広がったウエル部分を有する噴霧ウエル２２０において、旋回させられたメインミキサ空気流１５６内に実質的に何らの静圧上昇も発生させない。３つのタイプの外向きに広がったウエル部分のうちの任意の２つの組合せは、メインノズル燃料回路１０２の少なくとも一部分に静圧差を発生させ、燃料がメインノズル燃料回路１０２からパージされることを可能にする。
【００３３】
噴霧オリフィス１０６のうちの隣接噴霧オリフィスと外向きに広がったウエル部分との１つの配列は、時計方向及び反時計方向に延びる環状脚部２８４及び２８６内の噴霧オリフィス１０６と整列した噴霧ウエル２２０のうちの隣接噴霧ウエル間に静圧差を生み出す。時計方向及び反時計方向に延びる環状脚部２８４及び２８６がそれぞれ平行な第１の波形部２９０及び第２の波形部２９２を有する実施形態においては、噴霧オリフィス１０６は、第１の波形部２９０及び第２の波形部２９２の交互の波形部内に配置されかつ円３００に沿って円形に整列させられる。この実施形態において、時計方向及び反時計方向に延びる環状脚部２８４及び２８６内の噴霧オリフィス１０６のうちの隣接噴霧オリフィスは、噴霧ウエルの円３００に沿った噴霧ウエル２２０のうちの１つおきの噴霧ウエルと整列させられる。
【００３４】
従って、円３００に沿った噴霧ウエル２２０のうちの１つおきの噴霧ウエルは、時計方向及び反時計方向に延びる環状脚部２８４及び２８６内の噴霧オリフィス１０６の隣接対のうちの１つと整列させられる。図１１には、時計方向及び反時計方向に延びる環状脚部２８４及び２８６内の噴霧オリフィスのうちの隣接対２８９が示されている。隣接オリフィス対２８９の各々内の噴霧オリフィス１０６は、異なる形状（上流側に非対称的に広がったウエル部分２２１、下流側に非対称的に広がったウエル部分２２２、及び対称的に広がったウエル部分２１８）を有する噴霧ウエル２２０と整列させられる。これは更に図１３に示されており、この図は、交互になった上流側に非対称的に広がったウエル部分２２１の上流側噴霧ウエル対２６０と下流側に非対称的に広がったウエル部分２２２の下流側噴霧ウエル対２６２とを示している。上流側に非対称的に広がったウエル部分２２１は、パージ空気流入ウエル＋用として使用され、下流側に非対称的に広がったウエル部分２２２は、パージ空気流出ウエル−用として使用される。
【００３５】
噴霧ウエル２２０及び噴霧オリフィス１０６の交互配列が、図１６及び図１７に示されている。噴霧ウエル２２０と噴霧オリフィス１０６とは、円３００に沿って配置される。第１の燃料回路ブランチ２８０及び第２の燃料回路ブランチ２８２内の時計方向に延びる環状脚部２８４内の全ての噴霧オリフィス１０６は、図１６及び図１７に示すようにパージ空気流入ウエル＋即ち噴霧ウエル２２０と整列させられる。第１の燃料回路ブランチ２８０及び第２の燃料回路ブランチ２８２内の反時計方向に延びる環状脚部２８６内の全ての噴霧オリフィス１０６は、図１６及び図１７に示すようにパージ空気流出ウエル−と整列させられる。かくして、燃料は、第１の燃料回路ブランチ２８０及び第２の燃料回路ブランチ２８２を通して、時計方向に延びる環状脚部２８４内の噴霧オリフィス１０６から反時計方向に延びる環状脚部２８６までパージされ、従ってメインノズル燃料回路１０２がパージされる。
【００３６】
図１８及び図１９には、噴霧ウエル２２０のうちの少なくとも２つの異なる噴霧ウエル間に、メインノズル燃料回路１０２をパージするのに十分な静圧差を発生させるための第２の例示的な差圧手段２８３が示されている。噴霧オリフィス１０６と対称的に広がったウエル部分２１８を備えたそれぞれの噴霧ウエル２２０とは、上流側環状列３２０及び下流側環状列３２２をなすように配列される。噴霧ウエル２２０の上流側環状列３２０は、メインラジアルスワーラ１８２とほぼ半径方向に整列させられる。メインミキサ空気流１５６の一部分は、メインラジアルスワーラ１８２からの旋回させられた半径方向流入流３２４であって、該流入流は、上流側環状列３２０内の噴霧ウエル２２０の近くでノズルハウジング１９０に沿って曲げられる。このことは、上流側環状列３２０内の流入ウエル＋である噴霧ウエル２２０の近くで、メインミキサ空気流１５６内に符号＋で表した比較的高い静圧を生み出し、下流側環状列３２２内の流出ウエル−である噴霧ウエル２２０の近くで、メインミキサ空気流１５６内に符号−で表した比較的低い静圧を生み出す。かくして、燃料は、第１の燃料回路ブランチ２８０及び第２の燃料回路ブランチ２８２を通して、上流側環状列３２０内のそれぞれの噴霧ウエル２２０と整列した噴霧オリフィス１０６から下流側環状列３２２内のそれぞれの噴霧ウエル２２０と整列した噴霧オリフィス１０６までパージされる。
【００３７】
メインノズル燃料回路１０２の第１の燃料回路ブランチ２８０及び第２の燃料回路ブランチ２８２を流れる燃料流量を制御するための単一の燃料弁４５が図１７に示されている。しかしながら、メインノズル燃料回路１０２は、幹線ライン２８７を省略して２つの燃料弁４５を組込み、該燃料弁４５の各々が、第１の燃料回路ブランチ２８０及び第２の燃料回路ブランチ２８２のうちの１つに燃料を供給するようにすることもできる。これは、一方のブランチに燃料が流れている間に他方のブランチ及びその燃料オリフィスを遮断することができるように、ブランチをステージ化することを可能にする。
【００３８】
本明細書書に開示した差圧手段は、エンジンが作動し、燃料がパイロットノズル５８に流れ続けている間に、メインノズル５９内の燃料がメインノズル燃料回路１０２から迅速かつ完全にパージされることを可能にする。メインノズル燃料回路１０２をパージする空気を冷却することが望ましいエンジン及びノズル設計の場合もある。図４、図６、図７、及び図８に示すのは、パージ中に噴霧ウエルにおける局所静圧を増大させるのに有効な噴霧ウエル２２０に、パージ空気２２７の冷却された部分３４２を供給するための第１のパージ空気冷却手段３４０である。パイロット燃料回路２８８の時計方向に延びる環状パイロット脚部２９４及び反時計方向に延びる環状パイロット脚部２９６（図４、図６、及び図７には、反時計方向に延びる環状パイロット脚部２９６のみが示されている）内のパイロット燃料流でパージ空気を冷却するために、パージ空気冷却通路３４４が、メインノズル５９を貫いて又は該メインノズル５９に沿って延びる。
【００３９】
パージ空気冷却通路３４４は、環状パイロット脚部と熱伝導関係にあり、パージング中に該環状パイロット脚部を通って流れる燃料により冷却される。パージ空気２２７の冷却された部分３４２は、圧縮機吐出空気によって、メインノズル５９の外側からパージ空気冷却通路３４４を通って、該圧縮機吐出空気よりも低圧の噴霧ウエル２２０への流れを生じるように加圧されている。貼合わされたメインノズル５９は、パイロット燃料回路２８８内を流れる燃料により冷却され、パージ空気冷却通路３４４がパイロット燃料回路２８８に近ければ近いほど、パージ空気２２７が噴霧ウエル２２０内に入る時、パージ空気２２７の冷却された部分３４２はより低温になることになる。図４に示すパージ空気冷却通路３４４は、メインノズル５９を貫通する軸方向に延びる通路３５０を含み、メインノズル５９の第１のプレート７６及び第２のプレート７８内に溝をエッチングすることによって形成することできる。パージ空気冷却通路３４４は更に、軸方向に延びる通路３５０と直列の流れ関係にありかつ半径方向外側の第１のプレート７６を貫通する半径方向に延びる通路３５６を含む。パージ空気２２７の冷却された部分３４２は、パージ空気冷却通路３４４から内側熱遮蔽体１９４とメインノズル５９との間の環状外側ギャップ２０１内に流入する。次いで、冷却された部分３４２は、内側熱遮蔽体１９４の半径方向内表面３７２上に配置され、符号＋で表した比較的高い静圧を生み出す噴霧ウエル２２０である流入ウエル＋と整列した孔２０６を有する、内側ボス３７０を貫通して軸方向に延びる開口３６４を通って流れる。この軸方向に延びる開口３６４は、溝３６７及び／又は孔３６９を含むことができる。ボス３７０を貫通して軸方向に延びる開口３６４は、パージ空気２２７の冷却された部分３４２が孔２０６内に流入しかつ噴霧オリフィス１０６内に半径方向内向きに流入するようにすることを可能にする。
【００４０】
図２１に示すのは、第１の燃料回路ブランチ２８０及び第２の燃料回路ブランチ２８２への燃料流量が１つの燃料弁４５によって個々に制御されるようになっている別の設計である。第１の燃料回路ブランチ２８０及び第２の燃料回路ブランチ２８２への燃料が遮断された時、パージ空気はこれらのブランチ間を流れることができない。パージ流量制御弁２９８は、ブランチ間に作動可能に配置され、ブランチを通して燃料が流れている時には通常閉じられている。パージ流量制御弁２９８は、低レベル及び高レベルのパージングを行って、パージング中におけるメイン燃料ノズルの過熱を防止するために使用される。
【００４１】
燃料弁４５のうちの１つにより燃料流が遮断されかつパージ流量制御弁２９８が閉じられている時、低レベルのパージングが起こる。流出ウエル−間の小さい相対圧力差は、環状メインノズル内の回路を通して比較的低流量のパージ空気流を圧送して、流出ウエル−にあるオリフィスに供給する。流入ウエル＋間の小さい相対圧力差は、環状メインノズル内の回路を通して比較的低流量のパージ空気流を圧送して、流入ウエル＋にあるオリフィスに供給する。パージ流量制御弁２９８が開かれている時は、高レベルのパージングが起こる。このことは、第１の燃料回路ブランチ２８０のオリフィスにおける流入ウエル＋の平均圧力と第２の燃料回路ブランチ２８２のオリフィスにおける流出ウエル−の平均圧力との間の比較的高い圧力差により、パージ空気が第１の燃料回路ブランチ２８０から第２の燃料回路ブランチ２８２に流れることを可能にする。パージングが十分に完了した時、パージ流量制御弁２９８は閉じられて、パージング動作を低レベルのパージングへ戻す。このことは、エンジン制御装置によって指令される交互の高いパージ空気流バースト及び低いパージ空気流バーストを使用して、噴射装置の過熱を防止しながらパージ効果を改善することを可能にすることになる。
【００４２】
許容可能な最長の高パージ継続時間は、一般にＰ３、Ｔ３、及びＷｆの関数であり、それらに従って計画されることになる。Ｐ３及びＴ３はタービン圧力及び温度であり、Ｗｆは燃料流量である。パージ流量制御弁２９８はまた、図１８に示す第１の燃料回路ブランチ２８０及び第２の燃料回路ブランチ２８２間で使用することもできる。この構成においては、パージ流量制御弁２９８は、燃料が流れている間は開かれ、高レベルのパージング中には開かれ、また低レベルのパージング中には閉じられる。
【００４３】
噴霧ウエル２２０及び噴霧オリフィス１０６のもう１つの別の構成が、図２２及び図２３に示されている。噴霧ウエル２２０及び噴霧オリフィス１０６は、円に沿って配置される。図２２に示すのは、符号＋で表した比較的高い静圧の噴霧ウエルと整列した噴霧オリフィス１０６の半円列である。図２３に示すのは、符号−で表した比較的低い静圧の噴霧ウエルと整列した噴霧オリフィス１０６の半円列である。図２４は、パージ空気流入ウエル＋及び流出ウエル−と整列したオリフィス１０６に燃料を供給する第１の燃料回路ブランチ２８０及び第２の燃料回路ブランチ２８２を示す。
【００４４】
図５に示すのは、パージ空気２２７の冷却された部分３４２を供給するための第２のパージ空気冷却手段３８０である。パージ空気冷却通路３４４が、メインノズル５９と最内側の環状熱遮蔽体３８４との間の最内側の環状ギャップ３８６を通って延びて、パイロット燃料回路２８８内を流れるパイロット燃料流でパージ空気を冷却する。パージ空気２２７の冷却された部分３４２は、最内側の環状熱遮蔽体３８４内の冷却孔３８２を通して及び／又は最内側の環状熱遮蔽体３８４と半径方向内側熱遮蔽体１９４及び外側熱遮蔽体１９６の端部との間の滑り嵌め接続部３８８を通して流れることができる。冷却孔３８２及び滑り嵌め接続部３８８は、空気冷却通路３４４が、メインノズル５９を通してではなく該メインノズル５９の周りで延び、それでも依然として環状パイロット脚部と熱伝導関係にあり、かつパージング中に該環状パイロット脚部を通って運ばれる燃料によって冷却されることを可能にする。
【００４５】
本明細書では本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、当業者には本明細書における教示から本発明のその他の変更が明らかであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【００４６】
【図１】静圧差のある噴霧ウエルを有する燃料ノズル組立体の例示的な実施形態を備えたガスタービンエンジン燃焼器の断面図。
【図２】図１に示す燃料ノズル組立体を備えた燃料噴射装置の拡大断面図。
【図３】図２に示す燃料ノズル組立体の拡大断面図。
【図４】冷却されたパージ空気を使用する第１の別形態の燃料ノズル組立体の一部分の拡大断面図。
【図５】冷却されたパージ空気を使用する第２の別形態の燃料ノズル組立体の一部分の拡大断面図。
【図６】図５に示す第２の別形態の燃料ノズル組立体におけるパージ空気冷却通路の拡大断面図。
【図７】図４、図５、及び図６に示す噴霧ウエルとメインノズルを囲む熱遮蔽体を通るパージ空気冷却通路の部分との拡大断面図。
【図８】図７に示す噴霧ウエルとメインノズルを囲む熱遮蔽体の部分との半径方向外向きに見た斜視図。
【図９】図２の線９−９に沿った、燃料ストリップの断面図。
【図１０】図１に示す燃料ストリップを形成するために使用されるプレートの平面図。
【図１１】図１に示す燃料噴射装置の燃料回路の概略図。
【図１２】図１１に示す燃料回路を備えた燃料ストリップの斜視図。
【図１３】非対称的に広がった静圧差のある噴霧ウエルを備えた、図３に示すハウジングの一部分の斜視図。
【図１４】図１３に示す比較的高い静圧を有する噴霧ウエルの断面図。
【図１５】図１３に示す比較的低い静圧を有する噴霧ウエルの断面図。
【図１６】比較的高い静圧を有する噴霧ウエルと比較的低い静圧を有する噴霧ウエルとを備えた燃料噴射装置の概略図。
【図１７】図１６に示す燃料噴射装置のための燃料回路の概略図。
【図１８】図１６に示す燃料噴射装置のための別形態の燃料回路の概略図。
【図１９】ミキサ流を曲げる静圧差を有する対称的な断面をもつ噴霧ウエルの２つの列を備えたハウジングの断面図。
【図２０】図１９に示すハウジングの一部分の斜視図。
【図２１】燃料噴射装置のための燃料回路ブランチ間に遮断弁が配置された概略図。
【図２２】比較的高い静圧を有する噴霧ウエルと整列したオリフィスの半円列を備えたハウジングの一側面の断面図。
【図２３】比較的低い静圧を有する噴霧ウエルと整列したオリフィスの半円列を備えた、図２２に示すハウジングの第２の側面の断面図。
【図２４】図２２及び図２３に示す燃料噴射装置及びハウジングのための燃料回路の概略図。
【符号の説明】
【００４７】
１０  燃料噴射装置
１６  燃焼器
１８  燃焼域
２０  外側ライナ
２２  内側ライナ
２６  燃焼器ケーシング
３２  中空ステム
３４  ドーム
３６  燃焼域の上流端
４０  ミキサ組立体
４２  弁組立体
５２  ノズル軸線
５８  パイロットノズル
５９  メインノズル
６２  燃料供給ストリップ
１０６  噴霧オリフィス
１４２  パイロットミキサ
１４４  メインミキサ
１６０  パイロットスワーラ
１８０  メインアキシャルスワーラ
１８２  メインラジアルスワーラ
１９０  メインノズルハウジング
１９２  環状空洞
【図１】
2004233041.tif 000003
【図２】
2004233041.tif 000004
【図３】
2004233041.tif 000005
【図４】
2004233041.tif 000006
【図５】
2004233041.tif 000007
【図６】
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【図７】
2004233041.tif 000009
【図８】
2004233041.tif 000010
【図９】
2004233041.tif 000011
【図１０】
2004233041.tif 000012
【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３】
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【図２４】
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