(57)【要約】  燃料ノズル先端用の後方熱シールドは、環状シールド壁と、シールド壁の後端から半径方向外向きに延びる環状シールドフランジと、円錐セクションを囲み、シールドフランジとの間に軸方向ギャップが定められるように配置された環状バッフルフランジと、を備え、バッフルフランジが、ここから軸方向前方に延びる半径方向外側リムを含み、後方熱シールドが更に、バッフルフランジを貫通し、シールド壁に向けて空気流を送るように配向された複数のインピンジメント冷却孔を備える。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃料ノズル先端用の後方熱シールド装置であって、
カウンタボアが形成された前方円筒形セクションと、後方円錐セクションとを有する環状シールド壁と、
前記後方円錐セクションの後端から半径方向外向きに延びる環状シールドフランジと、
前記円錐セクションを囲み、前記シールドフランジとの間に軸方向ギャップが定められるように配置された環状バッフルフランジと、
を備え、前記バッフルフランジが、ここから軸方向前方に延びる半径方向外側リムを含み、前記装置が更に、
前記バッフルフランジを貫通し、前記シールドフランジに向けて空気流を送るように配向された複数のインピンジメント冷却孔を備える、装置。
【請求項２】
前記カウンタボアの半径方向内側面が、凸状湾曲ランドを定める、請求項１に記載の装置。
【請求項３】
前記シールドフランジが、環状外面によって境界付けられた対向する離間した前方及び後方面を含み、前記前面と前記外面との交点に凸状アール部が形成される、請求項１に記載の装置。
【請求項４】
前記半径方向外側リムと前記バッフルフランジとの間の連結点に冷却孔の列が配置され、前記冷却孔が、前記シールドフランジの半径方向外側縁部に向かって冷却空気を送るように配向される、請求項１に記載の装置。
【請求項５】
前記バッフルフランジにおける前記冷却孔の少なくとも１つの列が、前記シールドフランジの前面に垂直に冷却空気を送るように配向される、請求項１に記載の装置。
【請求項６】
前記内側シールドが外側バッフル内に配置され、
前記内側シールドが、前記シールド壁及び前記シールドフランジを定め、
前記外側バッフルが、前記内側シールドの後方円錐セクションを囲む円錐バッフル壁を含み、前記バッフルフランジが、前記バッフル壁の後端から延びる、
請求項１に記載の装置。
【請求項７】
前記内側シールド及び前記外側バッフルは、互いに金属接合された２つの別個の構成要素である、請求項６に記載の装置。
【請求項８】
前記内側シールドが、前記外側バッフルと接触し且つスロットの半径方向アレイが形成された隆起アイランドを含む、請求項７に記載の装置。
【請求項９】
前記外側バッフルが、前記内側シールドに接触する肥厚前端を含み、前記隆起アイランド及び前記肥厚前端が協働して前記内側シールドと前記外側バッフルとの間に冷却空気プレナムを定め、前記冷却空気プレナムが、前記隆起アイランドのスロットを通って前記シールドフランジと前記バッフルフランジとの間の前記軸方向ギャップと連通している、請求項８に記載の装置。
【請求項１０】
前記外側バッフルの円錐バッフル壁が、前記冷却空気プレナムと連通した複数の冷却空気ポートを含む、請求項９に記載の装置。
【請求項１１】
複数のストップが、前記内側シールドから半径方向外向きに延びて前記外側バッフルの肥厚前端と係合し、前記外側バッフルを前記内側シールドに対して軸方向に位置決めするようにする、請求項９に記載の装置。
【請求項１２】
前記内側シールド及び前記外側バッフルが協働してこれらの間に冷却空気プレナムを定め、前記冷却空気プレナムが、前記シールドフランジと前記バッフルフランジとの間で前記軸方向ギャップと流体連通している、請求項６に記載の装置。
【請求項１３】
前記外側バッフルの円錐バッフル壁が、前記冷却空気プレナムと連通した複数の冷却空気ポートを含む、請求項１２に記載の装置。
【請求項１４】
前記冷却空気プレナム内に配置されたアイランドが、前記内側シールドと前記外側バッフルを相互接続する、請求項１２に記載の装置。
【請求項１５】
冷却スロットの環状アレイが前記アイランドを通って延びる、請求項１４に記載の装置。
【請求項１６】
前記バッフルフランジ、前記後方円錐セクション及び前記シールドフランジの連結点に凹状内側アール部が定められる、請求項１に記載の装置。
【請求項１７】
前記バッフルフランジの冷却孔の少なくとも１つの列が、冷却空気を前記凹状内側アール部に向けて送るように配向される、請求項１６に記載の装置。
【請求項１８】
ガスタービンエンジン用の燃料ノズル装置であって、
円錐壁セクションを含む環状パイロットハウジングと、
前記パイロットハウジングを囲む環状メイン燃料噴射装置と、
環状燃料ノズルケーシングと、
熱シールドと、
を備え、
前記熱シールドが、
環状シールド壁と、
前記シールド壁の後端から半径方向外向きに延びる環状シールドフランジと、
前記シールド壁を囲み、前記シールドフランジとの間に軸方向ギャップが定められるように配置された環状バッフルフランジと、
を含み、前記バッフルフランジが、ここから軸方向前方に延びる半径方向外側リムを含み、
前記熱シールドが更に、
前記バッフルフランジを貫通し、前記シールドフランジに向けて空気流を送るように配向された複数のインピンジメント冷却孔を含む、装置。
【請求項１９】
前記環状シールド壁が、前方円筒形セクションと、後方円錐セクションとを含み、前記パイロットハウジングの円錐壁セクションが、滑り嵌合によって前記熱シールドの前方円筒形セクションに形成されたカウンタボアに取り付けられ、前記環状燃料ノズルケーシングの後端が、金属接合によって前記バッフルフランジの半径方向外側リムに接合される、請求項１８に記載の装置。
【請求項２０】
パイロット燃料噴射装置を更に備える、請求項１８に記載の装置。
【請求項２１】
現場使用後に請求項１９に記載の装置を補修する方法であって、
前記パイロットハウジング及び前記燃料ノズルケーシングから前記熱シールドを分離するステップと、
滑り嵌合によって、交換の熱シールドの円筒形セクション内に形成されたカウンタボアに前記パイロットハウジングの円錐壁セクションを組み付けるステップと、
前記交換の熱シールドのバッフルフランジの半径方向外側リムに前記環状燃料ノズルケーシングの後端を金属接合するステップと、
を含む、方法。
【請求項２２】
現場使用後に請求項１８に記載の装置を補修する方法であって、
前記パイロットハウジング及び前記燃料ノズルケーシングから前記熱シールドを分離するステップと、
前記パイロットハウジング及び前記燃料ノズルケーシングに交換の熱シールドを金属接合するステップと、
を含む、方法。
【請求項２３】
現場使用後に請求項１８に記載の装置を補修する方法であって、
前記パイロットハウジング及び前記燃料ノズルケーシングから前記熱シールドを分離するステップと、
円筒形外側面を含むように前記パイロットハウジングの円錐壁セクションの後端を機械加工するステップと、
滑り嵌合によって、交換の熱シールドの円筒形セクション内に形成されたカウンタボアに前記機械加工された円筒形外側面を組み付けるステップと、
前記交換の熱シールドのバッフルフランジの半径方向外側リムに前記環状燃料ノズルケーシングの後端を金属接合するステップと、
を含む、方法。
【請求項２４】
ガスタービンエンジン用の燃料ノズルを組み立てる方法であって、
中央パイロット燃料噴射装置と、前記中央パイロット燃料噴射装置を囲み且つ円錐壁セクションを含む環状パイロットハウジングと、前記パイロットハウジングを囲む環状メイン燃料噴射装置と、環状燃料ノズルケーシングとを有する燃料ノズル本体を提供するステップと、
滑り嵌合を用いて請求項１に記載の熱シールドの円筒形部分のカウンタボアに前記パイロットハウジングの円錐壁セクションを係合させ、前記バッフルフランジの半径方向外側リムに前記環状燃料ノズルケーシングの後端を金属接合することにより、前記熱シールドを前記燃料ノズル本体に組み付けるステップと、
を含む、方法。
【請求項２５】
前記金属接合が、融接により形成される、請求項２４に記載の方法。
【請求項２６】
前記装置の少なくとも一部が、ラピッド製造プロセスを利用して製造される単体構造体である、請求項１〜１９の何れか１項に記載の装置。
【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、より詳細には、燃料ノズル先端の後端における後方熱シールドに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機ガスタービンエンジンの多段燃焼システムは、特に都市部での光化学スモッグ問題の一因となる空港近傍において窒素酸化物（ＮＯｘ）、未燃炭化水素（ＨＣ）及び一酸化炭素（ＣＯ）などの望ましくない燃焼生成物成分の生成を制限するように開発されてきた。ガスタービンエンジンはまた、低燃費で運転コストが低いように設計される。燃焼器設計に影響を及ぼす他の要因には、高効率で低コスト運転を望むガスタービンエンジンのユーザの要求があり、このことは、燃費低減に対する要求と同時に、エンジン出力を維持又は増大させることにつながる。結果として、航空機ガスタービンエンジンの燃焼システムにおける重要な設計基準は、粒子状物質のエミッション及び望ましくないガスのエミッションの一因となる望ましくない燃焼条件を最小限にしながら様々なエンジン作動条件下で高い熱効率を提供するために、高い燃焼温度を提供することを含む。
【０００３】
注入燃料と燃焼空気との効果的な混合により、望ましくない燃焼生成成分の生成を最小限にすることができる。この関連で、燃料及び空気の混合を改善するために、長年にわたって多くのスワーラ、ミキサ設計、及びベンチェリ設計が提案されている。このようにして、混合全体にわたって均一に燃焼が生じ、不完全燃焼により発生するＨＣ及びＣＯのレベルが低減される。ベンチェリ部は、燃料ノズルにおける燃料と空気の良好な混合を促進させ、これは、望ましくない燃焼エミッションの低減に有用である。ベンチェリ部は、該ベンチェリ部と燃料ノズル先端の残りの部分とを熱から保護し、熱暴露による望ましくない効果を低減するために燃料ノズルの後端にて後方熱シールドを用いて設計されている。熱シールドはまた、燃料ノズル先端においてパイロットノズルをサポートする環状パイロットハウジングのような燃料ノズル先端において、他の円錐壁セクションの端部にて使用するよう設計されている。環状パイロットハウジングの円錐セクションの後端に位置するこのような熱シールドの実施例は、本発明の出願人に付与され且つ引用により本明細書に組み込まれる、２０１２年５月８日に発行された、名称「Ｍｉｘｅｒ  Ａｓｓｅｍｂｌｙ  Ｆｏｒ  Ｇａｓ  Ｔｕｒｂｉｎｅ  Ｅｎｇｉｎｅ  Ｃｏｍｂｕｓｔｏｒ」のＭａｎｃｉｎｉ他による米国特許第８，１７１，７３５号において開示されている。
【０００４】
従って、燃料ノズルにおける燃料及び空気を混合するのに使用されるベンチェリ部を保護し、燃料ノズル先端を熱から保護して熱暴露からの望ましくない作用を低減するのにより効果的な熱シールドを有するのが望ましいことになる。熱交換及び構造体の冷却を促進する特徴を有する一体的熱シールドを備えたベンチェリを有することが望ましい。高い熱負荷が熱シールドの寿命に及ぼす作用を低減するために、後方熱シールドの良好な冷却を提供することが極めて望ましい。また、新規の熱シールドにおける交換及び溶接に対して良好な設計を提供することが望ましい。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第８，１７１，７３５号明細書
【特許文献２】米国特許出願公開第２０１００２６３３８２号明細書
【発明の概要】
【０００６】
この要求は、環状ケーシングによって囲まれる環状パイロットハウジングを含むタイプの燃料ノズルの後端に配置された空冷式熱シールドを提供する本発明によって対処される。１つの構成において、熱シールドは、滑り嵌合によってパイロットハウジングの後端に取り付けられたカウンタボアを有し、ろう付け又は溶接などの金属接合によりケーシングの後端に取り付けることができる環状バッフルフランジによって囲まれた環状シールドフランジを含むことができる。
【０００７】
本発明の１つの態様によれば、燃料ノズル先端用の後方熱シールドは、カウンタボアが形成された前方円筒形セクションと後方円錐セクションとを有する環状シールド壁と、円錐セクションの後端から半径方向外向きに延びる環状シールドフランジと、円錐セクションを囲み、シールドフランジとの間に軸方向ギャップが定められるように配置された環状バッフルフランジと、を備え、バッフルフランジが、ここから軸方向前方に延びる半径方向外側リムを含み、後方熱シールドが更に、バッフルフランジを貫通し、隣接するシールド壁に向けて空気流を送るように配向された複数のインピンジメント冷却孔を備える。
【０００８】
本発明の別の態様によれば、カウンタボアの面が凸状湾曲ランドを定める。
【０００９】
本発明の別の態様によれば、シールドフランジは、環状外面によって境界付けられた対向する離間した前方及び後方面を含み、前面と外面との交点に凸状アール部が形成される。
【００１０】
本発明の別の態様によれば、半径方向外側リムとバッフルフランジとの間の連結点に冷却孔の列が配置され、冷却孔が、シールドフランジの半径方向外側縁部に向かって冷却空気を送るように配向される。
【００１１】
本発明の別の態様によれば、バッフルフランジにおける冷却孔の少なくとも１つの列が、シールドフランジの前面に垂直に冷却空気を送るように配向される。
【００１２】
本発明の別の態様によれば、内側シールドが外側バッフル内に配置され、内側シールドが、シールド壁及びシールドフランジを定め、外側バッフルが、内側シールドの後方円錐セクションを囲む円錐バッフル壁を含み、バッフルフランジが、バッフル壁の後端から延びる。
【００１３】
本発明の別の態様によれば、内側シールド及び外側バッフルは、互いに金属接合された２つの別個の構成要素である。
【００１４】
本発明の別の態様によれば、内側シールドは、外側バッフルと接触し且つスロットの半径方向アレイが形成された隆起アイランドを含む。
【００１５】
本発明の別の態様によれば、外側バッフルは、内側シールドに接触する肥厚前端を含み、隆起アイランド及び肥厚前端が協働して内側シールドと外側バッフルとの間に冷却空気プレナムを定め、冷却空気プレナムが、隆起アイランドのスロットを通ってシールドフランジとバッフルフランジとの間の軸方向ギャップと連通している。
【００１６】
本発明の別の態様によれば、外側バッフルの円錐バッフル壁が、冷却空気プレナムと連通した複数の冷却空気ポートを含む。
【００１７】
本発明の別の態様によれば、複数のストップが、内側シールドの冷却側から半径方向外向きに延びて外側バッフルの肥厚前端と係合し、外側バッフルを内側シールドに対して軸方向に位置決めするようにする。
【００１８】
本発明の別の態様によれば、内側シールド及び外側バッフルが協働してこれらの間に冷却空気プレナムを定め、冷却空気プレナムが、シールドフランジとバッフルフランジとの間で軸方向ギャップと流体連通している。
【００１９】
本発明の別の態様によれば、外側バッフルの円錐バッフル壁は、冷却空気プレナムと連通した複数の冷却空気ポートを含む。
【００２０】
本発明の別の態様によれば、冷却空気プレナム内に配置されたアイランドが、内側シールドと外側バッフルを相互接続する。
【００２１】
本発明の別の態様によれば、冷却スロットの環状アレイがアイランドを通って延びる。
【００２２】
本発明の別の態様によれば、バッフルフランジ、後方円錐セクション及びシールドフランジの連結点に凹状内側アール部が定められる。
【００２３】
本発明の別の態様によれば、バッフルフランジの冷却孔の少なくとも１つの列が、冷却空気を凹状内側アール部に向けて送るように配向される。
【００２４】
本発明の別の態様によれば、ガスタービンエンジン用の燃料ノズル装置は、円錐壁セクションを含む環状パイロットハウジングと、パイロットハウジングを囲む環状メイン燃料噴射装置と、環状燃料ノズルケーシングと、熱シールドと、を備え、熱シールドが、環状シールド壁と、シールド壁の後端から半径方向外向きに延びる環状シールドフランジと、シールド壁を囲み、シールドフランジとの間に軸方向ギャップが定められるように配置された環状バッフルフランジと、を含み、バッフルフランジが、ここから軸方向前方に延びる半径方向外側リムを含み、熱シールドが更に、バッフルフランジを貫通し、シールド壁に向けて空気流を送るように配向された複数のインピンジメント冷却孔を含む。
【００２５】
本発明の別の態様によれば、環状シールド壁が、前方円筒形セクションと、後方円錐セクションとを含み、パイロットハウジングの円錐壁セクションが、滑り嵌合によって熱シールドの前方円筒形セクションに形成されたカウンタボアに取り付けられ、環状燃料ノズルケーシングの後端が、金属接合によってバッフルフランジの半径方向外側リムに接合される。
【００２６】
本発明の別の態様によれば、本装置が更に、パイロット燃料噴射装置を備える。
【００２７】
本発明の別の態様によれば、現場使用後に燃料ノズル装置を補修する方法は、パイロットハウジング及び燃料ノズルケーシングから熱シールドを分離するステップと、滑り嵌合によって、交換の熱シールドの円筒形セクション内に形成されたカウンタボアにパイロットハウジングの円錐壁セクションを組み付けるステップと、交換の熱シールドのバッフルフランジの半径方向外側リムに環状燃料ノズルケーシングの後端を金属接合するステップと、を含む。
【００２８】
本発明の別の態様によれば、現場使用後に燃料ノズル装置を補修する方法は、パイロットハウジング及び燃料ノズルケーシングから熱シールドを分離するステップと、パイロットハウジング及び燃料ノズルケーシングに交換の熱シールドを金属接合するステップと、を含む。
【００２９】
本発明の別の態様によれば、現場使用後に燃料ノズル装置を補修する方法は、パイロットハウジング及び燃料ノズルケーシングから熱シールドを分離するステップと、円筒形外側面を含むようにパイロットハウジングの円錐壁セクションの後端を機械加工するステップと、滑り嵌合によって、交換の熱シールドの円筒形セクション内に形成されたカウンタボアに機械加工された円筒形外側面を組み付けるステップと、交換の熱シールドのバッフルフランジの半径方向外側リムに環状燃料ノズルケーシングの後端を金属接合するステップと、を含む。
【００３０】
本発明の別の態様によれば、ガスタービンエンジン用の燃料ノズルを組み立てる方法は、中央パイロット燃料噴射装置と、中央パイロット燃料噴射装置を囲み且つ円錐壁セクションを含む環状パイロットハウジングと、パイロットハウジングを囲む環状メイン燃料噴射装置と、環状燃料ノズルケーシングとを有する燃料ノズル本体を提供するステップと、滑り嵌合を用いて熱シールドの円筒形部分のカウンタボアにパイロットハウジングの円錐壁セクションを係合させ、熱シールドのバッフルフランジの半径方向外側リムに環状燃料ノズルケーシングの後端を金属接合することにより、熱シールドを燃料ノズル本体に組み付けるステップと、を含む。
【００３１】
本発明の別の態様によれば、金属接合は融接により形成される。
【００３２】
本発明の別の態様によれば、装置の少なくとも一部が、ラピッド製造プロセスを利用して製造される単体構造体である。
【００３３】
本発明は、添付図面と共に以下の説明を参照することによって最もよく理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【００３４】
【図１】後方熱シールドを備えたノズル先端を有するガスタービンエンジンの燃料噴射装置の後方から見た前方斜視図。
【図２】図１に示すノズル先端及び後方熱シールドの断面図。
【図３】図２に示す後方熱シールドの拡大断面図。
【図４】図２に示す後方熱シールドの内側シールドの前方から見た後方斜視図。
【図５】図２に示す後方熱シールドの前端上の外側バッフルの前方から見た後方斜視図。
【図６】図３に示す後方熱シールドの切り欠き斜視図。
【図７】図６に示す後方熱シールドの側面図。
【図８】図３に示す後方熱シールドの後方から見た前方立面図。
【図９】図３に示す後方熱シールドの一部の拡大断面図。
【図１０】代替の後方熱シールドを備えた燃料ノズル先端の断面図。
【図１１】図１０に示す後方熱シールドの一部の切り欠き斜視図。
【図１２】図１０に示す熱シールドの一部の拡大図。
【図１３】図１２に示す熱シールドの拡大図。
【図１４】図３に示す後方熱シールドの代替形態の一部の断面図。
【図１５】図３に示す後方熱シールドの代替形態の一部の断面図。
【図１６】燃料ノズル本体と一体的に構成された、図１４に示す後方熱シールドの代替形態の一部の断面図。
【図１７】燃料ノズル本体と一体的に構成された、図１２に示す後方熱シールドの代替形態の一部の断面図。
【発明を実施するための形態】
【００３５】
一般に、本発明は、空冷式熱シールドを提供する。空冷式熱シールドは、環状ケーシングによって囲まれる環状パイロットハウジングを含むタイプの燃料ノズルの後端に取り付けられた別個の構成要素とすることができ、或いは、燃料ノズルの後端と一体的に形成することができる。熱シールドは、環状バッフルフランジにより囲まれるパイロットハウジングの後端に滑り嵌合によって取り付けられたカウンタボア付きの環状シールドフランジを含むことができ、該環状バッフルフランジは、ろう付け又は溶接などの金属接合によりケーシングの後端に取り付けることができる。
【００３６】
ここで、種々の図を通して同じ参照符号が同じ要素を示す図面を参照すると、図１は、燃焼器ケーシング（図示せず）に固定されシールされるよう適合されたノズルマウント又はフランジを含む、燃料噴射装置１０の例示的な実施形態を示している。中空ステム３２は、フランジ３０から半径方向内向きに延びて、燃料噴射装置１０の環状パイロット入口２７を囲む環状中空入口フェアリング２８を含む。ここに示された例示的な燃料噴射装置における中空ステム３２は、入口フェアリング２８と一体化され一体的に形成されている。燃料噴射装置１０の中空ステム３２は、フランジ３０と一体化されるか（ここに示されるように）、又はフランジ３０に固定（ろう付け又は溶接などにより）することができる。
【００３７】
噴射バルブハウジング３５は、中空ステム３２の上部にてパイロットバルブハウジング３７とメインバルブハウジング３８とを含む。パイロット及びメインバルブ（図示せず）は、本発明の出願人に譲受され且つ引用により本明細書に組み込まれる、名称「ＤＵＡＬ  ＯＲＩＦＩＣＥ  ＰＩＬＯＴ  ＦＵＥＬ  ＩＮＪＥＣＴＯＲ」のＭａｎｃｉｎｉ他による米国特許出願公開第２０１００２６３３８２号において例示され詳細に説明されている。パイロット及びメインバルブハウジング３７、３８のパイロット及びメインバルブ入口３６、４７はそれぞれ、ハウジング内に収容されたバルブを燃料供給マニホルド（図示せず）に流体接続するのに使用される。図１及び２を参照すると、中空ステム３２及び入口フェアリング２８は、燃料ノズル本体１２と、該燃料ノズル本体１２の後端２１６に取り付け又は接合される二部品後方熱シールド２０４とを含むノズル先端１１を半径方向に支持する。ノズル先端１１は、二重オリフィスパイロット燃料噴射装置先端を有するように例示され、中心軸線１２０を含む。
【００３８】
図２を参照すると、燃料ノズル本体１２は、メイン燃料ノズル６１と、環状パイロット入口２７の実質的に中心にある実質的に同心状の１次及び２次パイロット燃料ノズル５８、５９を有する二重オリフィスパイロット燃料噴射装置先端５７とを含む。図１及び２に示す例示的な燃料ノズル本体１２は、種々の部品又は要素の組立体である。或いは、燃料ノズル本体１２の全て又は一部は、燃料噴射装置１０の単体構造の一体部品モノリシック構造体又は要素とすることができ、直接金属レーザ焼結（ＤＭＬＳ）又は直接金属レーザ溶融（ＤＭＬＭ）などのラピッド製造プロセスを利用して製造することができる。燃料ノズル本体１２は、ケーシング７１により入口フェアリング２８に装着され、該入口フェアリングは、図１に示すように、中空ステム３２に接続されるか、又は中空ステム３２と一体化される。
【００３９】
図１及び２を参照すると、燃料ノズル本体１２は、ろう付け及び／又は溶接により入口フェアリング２８に金属接合することができる。ノズル先端１１は更に、燃料ノズル本体１２に取り付けられた環状二部品後方熱シールド２０４を含む。環状パイロットハウジング１０８は、１次及び２次パイロット燃料ノズル５８、５９を支持する。燃料噴射装置１０は、燃料導管４０からメイン燃料ノズル６１に、並びに１次及び２次パイロット燃料ノズル５８、５９に燃料を供給するよう動作可能な複数導管燃料回路２４４を含む。
【００４０】
メイン燃料ノズル６１は、環状メイン燃料リング６４に配置された環状メイン燃料通路６２を含む。メイン燃料ノズル６１は、環状メイン燃料通路６２から環状メイン燃料リング６４の壁を通って半径方向外向きに延びる燃料噴射オリフィスの円形又は環状アレイを含む。環状メイン燃料通路６２は、燃料回路２４４の一部である。メイン燃料ノズル６１及び環状メイン燃料リング６４は、１次及び２次パイロット燃料ノズル５８、５９の半径方向外向きに離間して配置される。２次パイロット燃料ノズル５９は、１次パイロット燃料ノズル５８に直近して半径方向に位置し、且つ１次パイロット燃料ノズル５８を囲む。
【００４１】
燃料ノズル外側ケーシング７１は、メイン燃料ノズル６１を囲み、燃料噴射オリフィス６３と整列した円筒燃料噴霧壁７３を含む。１次及び２次パイロット燃料ノズル５８、５９並びにメイン燃料ノズル６１は、中心軸線１２０の周りに整列される。燃料ノズル外側ケーシング７１を含む中心本体１０３は、１次及び２次パイロット燃料ノズル５８、５９並びにメイン燃料ノズル６１の周りに半径方向に配置されてこれらを支持する。環状パイロットハウジング１０８は、中心本体１０３によって支持され且つ中心本体１０３に取り付けられる。
【００４２】
環状パイロットハウジング１０８は、パイロットミキサ１０２を囲み、該パイロットミキサ１０２に取り付けられてこれを支持する。環状パイロットハウジング１０８は、パイロットミキサ１０２並びに１次及び２次パイロット燃料ノズル５８、５９それぞれの円形１次出口９８及び環状２次出口１００と流れ連通してこれらの下流側にある円錐パイロットチャンバ１０５を囲む円錐壁セクション２１０を含む。パイロットミキサ１０２のスワーラベーンは、二重オリフィスパイロット燃料噴射装置先端５７を半径方向に支持する。二重オリフィスパイロット燃料噴射装置先端５７は、パイロットミキサ１０２内に配置される。ベンチェリは、環状パイロットハウジング１０８により定められる発散セクションが後に続くスロート部１２１を含む。発散セクションは、スロート部１２１から下流側又は軸方向前方に延びて二部品後方熱シールド２０４につながる円錐壁セクション２１０により提供される。
【００４３】
図２、３及び９を参照すると、二部品後方熱シールド２０４は、滑り嵌合接合部１２２で示される滑り嵌合により環状パイロットハウジング１０８の円錐壁セクション２１０の円錐後端２１４に取り付けることができる。二部品後方熱シールド２０４は、外側バッフル２０８にろう付け又は他の方法で金属接合された内側シールド２０６を含む。内側シールド２０６の円筒形前端１７０は、半径方向外側面１７２と円筒形前端１７０との間で滑り嵌合を用いて円錐壁セクション２１０の円錐後端２１４で円筒形半径方向外側面１７２上に装着される。円錐壁セクション２１０の円錐後端２１４は、円筒形前端１７０において円筒形カウンタボア１２４内に嵌合される。
【００４４】
図３、４及び９を参照すると、内側シールド２０６は、環状シールド壁セクション２１７を含み、該環状シールド壁セクション２１７は、前方円筒セクション２０９と、これに続く後方円錐セクション２１１と、該後方円錐セクション２１１の後端にある環状シールドフランジ２１２とを含む。カウンタボア２１３は、円筒セクション２０９の前端部２１５を部分的に延びる。後方円錐セクション２１１はまた、熱シールドボア２１８と呼ぶこともできる。内側シールド２０６は、対向する高温側２２８と低温側２３０とを含む。複数の冷却スロット２４０は、図４に示すように、内側シールド２０６の低温側２３０から後方円錐セクション２１１の後方部分２５０に沿って、及びシールドフランジ２１２の半径方向内向き部分２５２に沿って延びる隆起アイランド２４２を通って延びる。冷却スロット２４０は、図示のように時計状配列にし、角度を付け、又は円周方向に湾曲させることができる。
【００４５】
図５、８、及び９を参照すると、外側バッフル２０８は、円錐バッフル壁２２０を含み、該円錐バッフル壁２２０の後端２２４にて環状バッフルフランジ２２２を有する。外側バッフル２０８は、円錐壁セクション２２０を通って延びる細長冷却空気ポート２３２と、環状バッフルフランジ２２２を通って延びる内側及び外側インピンジメント孔２３４、２３６それぞれの半径方向内側及び外側列２３３、２３５と、を含む。内側インピンジメント孔２３４は、中心軸線１２０に平行な軸方向に配向される。外側インピンジメント孔２３６は、中心軸線１２０に対して時計状配列に又は円周方向に整列され、環状シールドフランジ２１２の半径方向外側環状フランジ先端２３８上又はその近傍で冷却空気２６６を衝突させることを意図している。環状バッフルフランジ２２２の環状半径方向外側リム２２６は、図１及び２に示した溶接シーム１７６にて図示の燃料ノズル外側ケーシング７１のケーシング後端２１６に溶接又は他の方法で金属接合することができる。
【００４６】
図４、６、７、及び９を参照すると、外側バッフル２０８は、円錐バッフル壁２２０とバッフルフランジ２２２との間にバッフルコーナー２５４を含む。バッフルコーナー２５４は、隆起アイランド２４２の外側シールド面２５６に共形で、後方円錐セクション２１１の後方部分２５０の少なくとも一部及びシールドフランジ２１２の半径方向内向き部分２５２の少なくとも一部に沿った隆起アイランド２４２の外側シールド面２５６に沿って且つ該外側シールド面２５６に接してシールする。対流冷却孔２５８は、隆起アイランド２４２の外側シールド面２５６に共形で該外側シールド面２５６に沿って且つ接しているコーナー２５４により境界付けられる冷却スロット２４０を含む。
【００４７】
環状冷却空気プレナム２６０は、外側バッフル２０８の肥厚前端２６４と隆起アイランド２４２との間で内側シールド２０６の後方円錐セクション２１１に沿って略軸方向に延びる。環状冷却空気プレナム２６０は、対流冷却孔２５８を通って冷却空気２６６を流すよう動作する。外側バッフル２０８における弓形の冷却空気ポート２３２は、冷却空気２６６を冷却空気プレナム２６０に供給するよう動作する。冷却空気２６６は、対流冷却孔２５８を通り、次いで、環状シールドフランジ２１２に沿って半径方向外向きに流れて、更に、環状シールドフランジ２１２の半径方向外側環状フランジ先端２３８を越えて流れる。これは、冷却側部２３０の大部分、後方円錐セクション２１１又は熱シールドボア２１８の大半、及び内側シールド２０６の環状シールドフランジ２１２の一部に沿って対流冷却をもたらす。
【００４８】
図４により詳細に示されたストップ２４６は、内側シールド２０６の冷却側部２３０から半径方向外向きに延びて外側バッフル２０８の肥厚した前端２６４と係合し、外側バッフル２０８を内側シールド２０６及び隆起アイランド２４２に対して軸方向に適切に位置決めする。この軸方向の位置決めは、外側バッフル２０８を内側シールド２０６にろう付けし、冷却空気プレナム２６０を位置決め及びシールする目的のものである。
【００４９】
半径方向内向きに面する環状溝２７０は、外側バッフル２０８の肥厚前端２６４に配置することができる。溝２７０は、ろう付けワイヤ２４８（図３に示す）を保持するのに使用され、該ワイヤが溶融してバッフル２０８を内側シールド２０６にろう付け及び金属接合する。図６、８及び９を参照すると、環状熱障壁コーティング２７２は、シールドフランジ２１２の後面上に結合され、ノズル先端１１の燃料ノズル本体１２に対する追加の熱的保護を提供することができる。
【００５０】
図２を参照すると、軸方向又は下流側に延びる噴射装置冷却流路１９０は、環状パイロットハウジング１０８と中心本体１０３との間に配置される。噴射装置冷却流路１９０の後端１９４に位置する後方環状プレナム１９２は、冷却空気２６６を後方熱シールド２０４に供給するのに使用される。
【００５１】
冷却空気２５５は、パイロットミキサ１０２に流入するパイロット空気流２３の一部である。冷却空気２６６は、プレナム２６０及び冷却スロット２４０を通って拡散する比較的高速の空気を有し、本明細書では熱シールドボア２１８及び熱シールドプレート２１２により表される熱シールドプレートボアを効果的に冷却する。効果的な冷却は、大きな表面積及び高速の空気により達成される。環状バッフルフランジ２２２を通って延びる内側及び外側インピンジメント孔２３４、２３６それぞれの半径方向内側及び外側列２３３、２３５は、流出空気速度を流路に拡散させ、環状シールドフランジ２１２の半径方向外側環状フランジ先端２３８にて熱シールドの外側縁部を冷却するのを助ける。
【００５２】
例示的な後方熱シールド２０４は、様々な部品又は要素の組立体として上記で説明されてきた。しかしながら、後方熱シールドの全て又は一部は、単体構造の一体部品モノリシック構造体又は要素とすることができ、直接金属レーザ焼結（ＤＭＬＳ）又は直接金属レーザ溶融（ＤＭＬＭ）などのラピッド製造プロセスを利用して製造することができる。例えば、図１４及び１５は、単体構造の一体部品モノリシックであり、ラピッド製造プロセスを使用して構成することができる熱シールド４０４、５０４をそれぞれ示している。これらの熱シールド４０４、５０４の各々は、上述の後方熱シールド２０４とほぼ同様の構造である。
【００５３】
図１４で分かるように、一体成形品の後方熱シールド４０４は、前方円筒セクション４０９とこれに続く後方円錐セクション４１１とを含む環状内側シールド４０６を備え、円錐セクション４１１の後端には環状シールドフランジ４１２を有する。外側バッフル４０８は、円錐バッフル壁４２０を含み、該円錐バッフル壁４２０の後端にて環状バッフルフランジ４２２を有する。環状冷却空気プレナム４６０は、外側バッフル４０８と内側シールド４０６との間に定められる。円錐バッフル壁４２０に形成される冷却空気ポート４３２は、冷却プレナム４６０と連通する。アイランド４４２は、内側シールド４０６と外側バッフル４０８を相互接続する。冷却スロット４４０の環状アレイは、アイランド４４２を通って延びる。冷却スロット４４０は、冷却空気プレナム４６０と、並びにバッフルフランジ４２２とシールドフランジ４１２との間の軸方向ギャップと連通する。
【００５４】
図１４で分かるように、一体成形品の後方熱シールド５０４は、前方円筒セクション５０９とこれに続く後方円錐セクション５１１とを含む環状内側シールド５０６を備え、円錐セクション５１１の後端には環状シールドフランジ５１２を有する。外側バッフル５０８は、円錐バッフル壁５２０を含み、該円錐バッフル壁５２０の後端にて環状バッフルフランジ５２２を有する。アイランド５４２は、内側シールド５０６と外側バッフル５０８を相互接続する。冷却スロット５４０の環状アレイは、アイランド５４２を通って延びる。冷却スロット５４０は、バッフルフランジ５２２の前方の開口領域と、並びにバッフルフランジ５２２とシールドフランジ５１２との間の軸方向ギャップと連通する。
【００５５】
図１０は、上述の燃料ノズル本体１２と、燃料ノズル本体１２の後端に取り付け又は接合された後方熱シールド３０４とを備えた代替のノズル先端１１’を示している。後方熱シールド３０４は、上述の後方熱シールド２０４に対する代替形態である。この２つの後方熱シールド２０４及び３０４間の相違点を除いて、ノズル先端１１’と上述のノズル先端１１は同一構成である。
【００５６】
図１０、１１、１２、及び１３を参照すると、後方熱シールド３０４は、前方円筒セクション３０９と、これに続く後方円錐セクション３１１とを含む環状シールド壁を備える。環状バッフルフランジ３２２は、後方円錐セクション３１１の中間部分から半径方向外向きに延び、環状シールドフランジ３１２は、後方円錐セクション３１１の後端から半径方向外向きに延びる。バッフルフランジ３２２とシールドフランジ３１２との間には軸方向ギャップが存在し、バッフルフランジ３２２、後方円錐セクション３１１及びシールドフランジ３１２の連結点にて凹状内側アール部３１７が定められる。
【００５７】
環状半径方向外側リム３２６は、バッフルフランジ３２２の半径方向外側範囲にて軸方向前方に延び、以下でより詳細に説明するように、燃料ノズルケーシング７１への金属接合を可能にするよう構成された平坦な前面３７０を含む。
【００５８】
カウンタボア３１３は、円筒セクション３０９の前端部を通って部分的に延びる。図示の実施例において、カウンタボア３１３の半径方向内側面は、凸状に湾曲したフィレット又はアイランド３１５として形成される。
【００５９】
シールドフランジ３１２の前面３３０と半径方向外面３３８との交点に凸状アール部３２９が形成される。既知のタイプの熱障壁コーティング３７２の層が、シールドフランジ３１２の後面３２８に接合され、ノズル先端１１の燃料ノズル本体１２に対して追加の熱的保護を提供することができる。
【００６０】
バッフルフランジ３２２は、シールドフランジ３１２の全範囲にわたって均一な金属温度分布及びひいては最小の誘起応力場を達成し、この構成要素の信頼性及び寿命を最大にすることを目的として構成された複数の冷却孔を含む。図示の特定の実施例において、バッフルフランジ３２２は、半径方向最内位置から半径方向最外位置まで冷却孔の４つの環状アレイ又は環状列を含む。
【００６１】
孔の第１の列３３３は、内側アール部３１７の近傍のシールドフランジ３１２の領域において冷却空気を提供するように位置決め及び配向される。この孔の列３３３は、中心軸線１２０に対して鋭角で内向き（入口よりも出口の方がより低い半径方向距離に位置する）に配向され、シールドフランジ３１２の内側アール部３１７と前面３３０との間に定められる接線にてシールドフランジ３１２の表面上にインピンジメント流を送るようにする。
【００６２】
孔の第２及び第３の列３３４、３３５それぞれは、孔の第１の列３３３から半径方向外寄りに配置される。これらは、シールドフランジ３１２の前面３３０上に９０°の角度で冷却流を送り、シールドフランジ３１２の大部分にわたり冷却カバレッジを提供するように位置決め及び配向される。これらは、中心軸線１２０に平行に延びる。
【００６３】
孔の第４の列３３６は、半径方向外側リム３２６に隣接するバッフルフランジ３２２の最外直径の近傍に位置決めされる。この孔の列３３６は、中心軸線１２０に対して鋭角で外向き（入口よりも出口の方がより高い半径方向距離に位置する）に配向され、その結果、プレート間のギャップを通って出るインピンジメント冷却流を抑制して、局所ミキサ流動場に対する影響を低減し、また、アール部３２９及び面３３８に沿ったシールドフランジ３１２の外側縁部にわたるフィルム冷却空気の循環を確立させ、上流側の燃焼ゾーンから比較的高温の燃焼生成物がこの場所に再循環するのを可能にするのではなく、外側直径の近傍のシールドフランジ３１２の後面上でこの冷却空気流の再循環を促すようにする。
【００６４】
後方熱シールド３０４は、以下のように設置される。後方熱シールド３０４の円筒セクション３０９は、半径方向外側面１７２と円筒セクション３０９との間で滑り嵌合を用いて円錐壁セクション２１０の後端２１４に装着することができる。具体的には、半径方向外側面１７２は、円筒セクション３０９のカウンタボア３１３内に嵌合され、ランド３１５が半径方向外側面１７２に接触した状態となる。
【００６５】
滑り嵌合が完了した後、環状バッフルフランジ３２２の半径方向外側リム３２６は、図１０に示した溶接シーム１７６にて図示の燃料ノズル外側ケーシング７１のケーシング後端２１６に溶接又は他の方法で金属接合することができる。典型的な溶接プロセス（例えば、融接の一種である、ＴＩＧ溶接又は自動ＭＩＧ溶接）は、溶接シーム１７６円周の周りの経路で移動するトーチ、電極又は他の熱源を含む。
【００６６】
溶接プロセスでは、接合させる２つの構成要素の周りの溶接ゾーンに円周方向で不均一な熱が加わる。これは、溶接プロセスにおいては通常のことである。不均一な熱に伴う収縮（接合面に垂直な方向の）により、溶接の完了時に後方熱シールド３０４が円錐壁セクション２１０に対して横方向に回転又は変形する可能性がある。接合させる特徴要素間の重なりの長さ及び半径方向相対許容差に応じて、滑り接合部内に軸方向の固着が生じる場合がある。
【００６７】
本明細書で記載される後方熱シールドの何れかの全て又は一部は、上述の燃料ノズル構造体の全て又は一部と組み合わせて単体構造の一体部品又はモノリシック構造体又は要素の部品として構成することができ、また、直接金属レーザ焼結（ＤＭＬＳ）又は直接金属レーザ溶融（ＤＭＬＭ）などのラピッド製造プロセスを利用して製造できる点に留意されたい。例えば、図１６は、このようにして作られた後方熱シールド６０４を示している。この後方熱シールド６０４は、図１４に示す後方熱シールド４０４と同様の構成であるが、図示のように、内側シールド６０６（内側シールド４０６に対応する）は、軸方向前方に延び、その後方セクション６０９は、図１０に示す環状パイロットハウジング１０８の円錐壁セクション２１０に対応する円錐壁セクション２１０’と継ぎ目なく一体化される。更に、後方熱シールド６０４の半径方向外側リム６２６は、軸方向前方に延び、図１０に示すケーシング７１の後端２１６に対応する円錐壁セクション２１６’と継ぎ目なく一体化される。
【００６８】
図１７は、このようにして作られた後方熱シールド７０４の別の実施例を示している。この後方熱シールド７０４は、図１２に示す後方熱シールド３０４と同様の構成であるが、図示のように、前方セクション７０９（前方セクション３０９に対応する）は、図１０に示す環状パイロットハウジング１０８の円錐壁セクション２１０に対応する円錐壁セクション２１０’と継ぎ目なく一体化される。更に、後方熱シールド７０４の半径方向外側リム７２６は、軸方向前方に延び、図１０に示すケーシング７１の後端２１６に対応する円錐壁セクション２１６’と継ぎ目なく一体化される。
【００６９】
現場での使用後、上述の後方熱シールドの何れかは、取り外されて、交換の熱シールドと交換することができる。交換方法は、後方熱シールドの元の構造形態に応じて異なるものとなる。
【００７０】
図３及び図１２に示す後方熱シールド２０４及び３０４のように、後方熱シールドが当初は別個の構成要素として製造されて燃料ノズル本体に取り付けられていた場合、交換は、例えば、切削又は研削により溶接シーム１７６を切断し、これにより燃料ノズル本体１２から分離される後方熱シールドを取り除くことから始まる。必要に応じて、燃料ノズル本体１２の後端２１６は、新しい溶接継手又は他の金属接合の準備として、研削、化学洗浄、その他による前処理を行うことができる。次いで、交換の後方熱シールド２０４又は３０４又は４０４又は５０４は、後方熱シールド２０４又は３０４又は４０４又は５０４と環状パイロットハウジング１０８の円錐壁セクション２１０との間の滑り嵌合を用いて燃料ノズル本体１２に組み付けられ、上述のような半径方向外側リム２２６又は３２６又は４２６又は５２６にて金属接合されることになる。
【００７１】
後方熱シールドが、当初は燃料ノズル本体の全て又は一部と共に単体構造の一体部品モノリシック構造体の部品として製造されていた場合、一例として図１６に示す後方熱シールド６０４を用いると、交換は、例えば切削又は研削により前方セクション６０９及び半径方向外側リム６２６を貫通して後方熱シールドを切断し、これにより燃料ノズル本体１２から分離される後方熱シールドを取り除くことから始まる。後方熱シールドは、図１２に示す接合部におおよそ一致する切断面に沿って切断することができる。必要に応じて、燃料ノズル本体１２の後端２１６’及び円錐壁セクション２１０’は、新しい溶接継手又は他の金属接合の準備として、研削、化学洗浄、その他による前処理を行うことができる。次いで、熱シールド６０４と設計が同様又は同一の交換の後方熱シールドは、燃料ノズル本体１２に組み付けられ、例えば、ろう付け又は溶接により金属接合されることになる。このプロセスはまた、図１７に示す後方熱シールド７０４の交換の代表的なものである。
【００７２】
任意選択的に、熱シールド６０４が取り除かれた後、円錐壁セクション２１０’は、図２に示す円筒形半径方向外側面１７２と同じ形状に機械加工することができる。その結果、これにより図３及び図１２それぞれに示される後方熱シールド２０４、３０４、４０４、５０４と同様又は同一の後方熱シールドは、後方熱シールド２０４又は３０４又は４０４又は５０４と修正円錐壁セクション２１０’との間の滑り嵌合を用いて燃料ノズル本体１２に組み付けられ、上述のような半径方向外側リム２２６又は３２６又は４２６又は５２６にて金属接合できるようになる。
【００７３】
上記で説明した本発明は、従来技術に優る幾つかの利点を有する。後方熱シールド２０４及び３０４の両方は、新しい熱シールドを交換及び溶接することにより、実際の現場での燃料ノズルの補修を可能にする。後方熱シールド２０４の二部品設計及び構成は、熱シールドプレートとも呼ばれる環状シールドフランジ２１２のボア領域とバッフルフランジ２２２との間の熱歪み及び温度勾配により生じる部品応力の軽減に役立つ。二部品設計は、新しい熱シールドの交換及び溶接による燃料ノズルの現場補修を可能にする。スロットボア冷却設計は、熱シールドボア２１８及びフランジ２１２を冷却するのにプレナム２６０及び冷却スロット２４０を使用し、表面冷却強化の向上をもたらしながら、塵埃吸入を管理し、塵埃による冷却面及び孔の閉塞を阻止する。
【００７４】
上記では、ガスタービンエンジンにおける燃料ノズル及び熱シールド、並びにこれらの製造及び組み立て方法について説明してきた。本明細書（何れかの添付の特許請求の範囲、要約書、及び図面を含む）で開示される特徴の全て、そのように開示された何れかの方法又はプロセスのステップの全ては、このような特徴及び／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、あらゆる組合せで結合することができる。
【００７５】
本明細書（何れかの添付の特許請求の範囲、要約書、及び図面を含む）で開示される各特徴は、明示的に別途規定のない限り、同じ、等価の又は同様の目的を提供する代替の特徴で置き換えることができる。従って、明示的に別途規定のない限り、開示される各特徴は、一般的な一連の等価又は同様の特徴のうちの１つの実施例に過ぎない。
【００７６】
本発明は、上述の実施形態の詳細事項に限定されない。本発明は、本明細書（何れかの添付の特許請求の範囲、要約書、及び図面を含む）で開示される特徴のうちの何れかの新規の特徴又は何れかの新規の組み合わせ、又はこのように開示される何れかの方法又はプロセスのステップのうちの何れかの新規のステップ又は何れかの新規の組み合わせに拡張することができる。
【符号の説明】
【００７７】
１０  燃料噴射装置
１１  ノズル先端
１２  燃料ノズル本体
２８  入口フェアリング
４０  燃料導管
５７  二重オリフィスパイロット燃料噴射装置先端
５８、５９  １次及び２次パイロット燃料ノズル
６１  メイン燃料ノズル
６２  環状メイン燃料通路
６３  燃料噴射オリフィス
６４  環状メイン燃料リング
７１  燃料ノズル外側ケーシング
７３  円筒燃料噴霧壁
９８  円形１次出口
１００  環状２次出口
１０２  パイロットミキサ
１０３  中心本体
１０５  円錐パイロットチャンバ
１０８  環状パイロットハウジング
１２０  中心軸線
１２１  スロート部
１２２  滑り嵌合接合部
１２４  円筒形カウンタボア
１７０  円筒形前端
１７２  円筒形半径方向外側面
２０４  環状二部品後方熱シールド
２０６  内側シールド
２０８  外側バッフル
２１０  円錐壁セクション
２１４  円錐後端
２４４  複数導管燃料回路
【図１】
2015537184.tif 000003
【図２】
2015537184.tif 000004
【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】
2015537184.tif 000014
【図１３】
2015537184.tif 000015
【図１４】
2015537184.tif 000016
【図１５】
2015537184.tif 000017
【図１６】
2015537184.tif 000018
【図１７】
2015537184.tif 000019
【国際調査報告】
2015537184.tif 000020
2015537184.tif 000021