(57)【要約】【課題】熱結合された２以上の回路を備える流体マニホールド装置を提供する。【解決手段】燃料マニホールド装置（２６）は、複数のマニホールド管（３２）で相互に接続されている、環状配列の複数の燃料ノズル（２４）を含む。マニホールド管（３２）の各々は、その内部に一体的に形成されている少なくとも２つの燃料流路（８４、８６、８８）を含み、燃料流路（８４、８６、８８）が燃料流路（８４、８６、８８）同士の間の伝導伝熱のために構成されている。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
複数のマニホールド管（３２）で相互に接続されている環状配列の複数の燃料ノズル（２４）を備える燃料マニホールド装置であって、前記マニホールド管（３２）の各々が、その内部に一体的に形成されている少なくとも２つの燃料流路（８４、８６、８８）を含み、前記燃料流路（８４、８６、８８）が、前記燃料流路（８４、８６、８８）同士の間の伝導伝熱のために構成されている燃料マニホールド装置。
【請求項２】
前記マニホールド管（３２）の各々が、積層造形プロセス用いて形成されているモノリシック部品である、請求項１に記載の燃料マニホールド装置。
【請求項３】
前記マニホールド管（３２）の各々が、パイロット一次燃料流路（８８）と、パイロット二次燃料流路（８６）と、主燃料流路（８４）とを含む、請求項１に記載の燃料マニホールド装置。
【請求項４】
前記燃料ノズル（２４）の各々が、前記パイロット一次燃料流路（８８）と流体連通状態に接続されているパイロット一次燃料回路（５８）およびパイロット一次燃料ノズル（５０）と、前記パイロット二次燃料流路（８６）と流体連通状態に接続されているパイロット二次燃料回路（６２）およびパイロット二次燃料ノズル（５２）と、前記主燃料流路（８４）と流体連通状態に接続されている主燃料回路（６８）および主燃料リング（５４）とを含む、請求項３に記載の燃料マニホールド装置。
【請求項５】
様々な流量で液体燃料の流れを供給するように動作可能な燃料システム（９６）と、前記燃料システム（９６）と前記パイロット一次燃料流路（８８）との間に接続されているパイロット一次燃料導管（１００）と、前記燃料システム（９６）と前記パイロット二次燃料流路（８６）との間に接続されているパイロット二次燃料導管（１０４）と、前記燃料システム（９６）と前記主燃料流路（８４）との間に接続されている主燃料導管（１０８）とを含む、請求項３に記載の燃料マニホールド装置。
【請求項６】
前記主燃料流路（８４）が前記マニホールド管（３２）の断面の中心に配置されており、前記パイロット一次燃料流路（８８）が円弧状で前記主燃料流路（８４）と同心円状に配置されており、前記パイロット二次燃料流路（８６）が円弧状で前記主燃料流路（８４）と同心円状に配置された、請求項３に記載の燃料マニホールド装置。
【請求項７】
前記マニホールド管（３２）の各々が、端フランジ（８０）の第１端および第２端に配置された管部を含み、前記燃料ノズル（２４）の各々が継手フランジ（３８）を含む弁ハウジング（２８）に接続されており、前記継手フランジ（３８）の各々が、前記マニホールド管（３２）のうち、隣接する２つの前記端フランジ（８０）と接続されている、請求項１に記載の燃料マニホールド装置。
【請求項８】
前記弁ハウジング（２８）の各々が、前記継手フランジ（３８）と、前記継手フランジ（３８）に垂直に配置された取付フランジ（３４）と、前記継手フランジ（３８）と前記取付フランジ（３４）との間に配置された少なくとも１つのローブ（４０）とを含み、前記少なくとも１つのローブ（４０）が、その内部に配置されたスプリッタ弁（６６、７２）を含む、請求項７に記載の燃料マニホールド装置。
【請求項９】
前記弁ハウジング（２８）が積層造形プロセスを用いて形成されているモノリシック部品である、請求項８に記載の燃料マニホールド装置。
【請求項１０】
前記マニホールド管（３２）の各々が、前記燃料ノズル（２４）を１つおきに接続している、請求項１に記載の燃料マニホールド装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は一般的に流体マニホールドに関し、より詳細には、ガスタービンエンジンの燃料マニホールドに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、ターボ機械コアを含み、ターボ機械コアは、直列流体関係にある、高圧圧縮機、燃焼器、および高圧タービンを備える。コアは、既知の方法で、一次ガス流を生成するように動作可能である。コアは、エンジンの構成に応じて、ファンおよび低圧タービンと組み合わせられて推進力を発生するか、作業タービン（ｗｏｒｋ  ｔｕｒｂｉｎｅ）と組み合わせられて機械的エネルギーを引き出し、駆動軸またはプロペラを回転させることができる。
【０００３】
従来のガスタービンエンジンでは、燃料が、燃料ノズルの配列を通じて燃焼器に取り入れられる。燃料ノズルは、燃焼器を取り囲み、燃焼器ケースに取り付けられている環状外部マニホールドに接続されている。運転中は、加圧燃料がマニホールドに供給される。次いで、マニホールドは、個々の供給ラインを通じて、個々の燃料ノズルに加圧燃料を分配する。一般に、このようなマニホールドは、様々な管および継手で製造されており、ブラケットおよび他の取付金具で燃焼器に固定されている。
【０００４】
航空機エンジンの燃料マニホールドは、苛酷な環境に置かれており、燃焼器ケースの比較的近くに配置されている。燃焼器ケースは、エンジンが温まるにつれて大きくなるが、マニホールド内の燃料の温度は、比較的低温のままである。このような温度差は、様々な部品が有する材料の異なる伸び率と合わせて、マニホールドへの熱負荷を作り出す。従来のマニホールドでは、取り付け位置同士の間の長さ（すなわち、ノズルとノズルの距離）が固定されており、柔軟性を向上させ得るパイプの長さを制限している。
【０００５】
また、異なるエンジン運転条件（例えば、パイロット回路および主回路）中に用いられる、２以上の燃料回路を含む「多段」燃料供給システムが提供されることも知られている。従来の燃料マニホールドでは、回路または段の各々が、別個の管および連結部を必要としており、それによって重量、複雑さ、および部品の数が増える。さらに、マニホールド内部および他の管内部の燃料流路は、特定の回路内で燃料が流れていない間の、好ましくないカーボン堆積（「コーキング」）にさらされることになる。
【０００６】
したがって、熱による膨張に適応し、コーキングを避けるために段階的な燃料流量を提供する燃料マニホールドが、依然として必要である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】国際公開第第２０１３／１８８７２３号
【発明の概要】
【０００８】
本発明は、このような必要性に対処するものであり、熱結合された２以上の回路を備える流体マニホールド装置を提供する。
【０００９】
本発明の一態様によると、燃料マニホールド装置は、複数のマニホールド管で相互に接続されている環状配列の複数の燃料ノズルを含み、マニホールド管の各々が、その内部に一体的に形成されている少なくとも２つの燃料流路を含み、燃料流路が燃料流路同士の間の伝導伝熱のために構成されている。
【００１０】
本発明の別の態様によると、マニホールド管の各々は、積層造形プロセス用いて形成されているモノリシック部品である。
【００１１】
本発明の別の態様によると、マニホールド管の各々は、パイロット一次燃料流路と、パイロット二次燃料流路と、主燃料流路とを含む。
【００１２】
本発明の別の態様によると、燃料ノズルの各々は、パイロット一次燃料流路と流体連通状態に接続されたパイロット一次燃料回路およびパイロット一次燃料ノズルと、パイロット二次燃料流路と流体連通状態に接続されたパイロット二次燃料回路およびパイロット二次燃料ノズルと、主燃料流路と流体連通状態に接続された主燃料回路および主燃料リングとを含む。
【００１３】
本発明の別の態様によると、本装置は、様々な流量で液体燃料の流れを供給するように動作可能な燃料システムと、燃料システムとパイロット一次燃料流路との間に接続されたパイロット一次燃料導管と、燃料システムとパイロット二次燃料流路との間に接続されたパイロット二次燃料導管と、燃料システムと主燃料流路との間に接続された主燃料導管とをさらに含む。
【００１４】
本発明の別の態様によると、主燃料流路がマニホールド管の断面の中心に配置されており、パイロット一次燃料流路が円弧状で主燃料流路と同心円状に配置されており、パイロット二次燃料流路が円弧状で主燃料流路と同心円状に配置されている。
【００１５】
本発明の別の態様によると、マニホールド管の各々は、第１端および第２端に配置された端フランジを備える管部を含む。
【００１６】
本発明の別の態様によると、燃料ノズルの各々は、継手フランジを含む弁ハウジングと接続されており、継手フランジの各々は、マニホールド管のうち、隣接する２つの端フランジに接続されている。
【００１７】
本発明の別の態様によると、弁ハウジングの各々は、継手フランジと、継手フランジに垂直に配置された取付フランジと、継手フランジと取付フランジとの間に配置された少なくとも１つのローブを含む。
【００１８】
本発明の別の態様によると、少なくとも１つのローブが、その内部に配置されたスプリッタ弁を含む。
【００１９】
本発明の別の態様によると、弁ハウジングは、積層造形プロセスを用いて形成されているモノリシック部品である。
【００２０】
本発明の別の態様によると、マニホールド管の各々は、燃料ノズルを１つおきに接続する。
【００２１】
本発明の別の態様によると、マニホールドは、マニホールド管の第１および第２リングとして構成されており、第１リングは燃料ノズルの第１グループを相互に接続し、第２リングは燃料ノズルの第２グループを相互に接続している。第１グループの燃料ノズルは第２グループの燃料ノズルと互い違いになっている。
【００２２】
本発明の別の態様によると、第１リングのマニホールド管は、第２リングのマニホールド管と組み合わせられている。
【００２３】
本発明の別の態様によると、回転機械は、コア流を生成するように動作可能であり、直列流体連通状態に配置された圧縮機、燃焼器、およびタービンと、燃焼器と連通しており、環状配列され、複数のマニホールド管で相互に接続された複数の燃料ノズルを含む燃料マニホールドとを含み、マニホールド管の各々は、その内部に一体的に形成されている少なくとも２つの燃料流路を含み、燃料流路は燃料流路間の伝導伝熱のために構成されている。
【００２４】
本発明の別の態様によると、回転機械は、コア流からエネルギーを取り出し、ファンを駆動させるように配置された第２タービンをさらに含む。
【００２５】
本発明の別の態様によると、燃料マニホールドを組み立てる方法は、燃焼器と連通している複数の燃料ノズルの環状配列を配置することと、複数のマニホールド管を用いて燃料ノズルを相互に接続することとを含み、マニホールド管の各々は、その内部に一体的に形成されている少なくとも２つの燃料流路を含み、燃料流路は燃料流路間に伝導伝熱のために構成されている。
【００２６】
本発明の別の態様によると、マニホールド管の各々は、パイロット一次燃料流路と、パイロット二次燃料流路と、主燃料流路とを含み、燃料ノズルの各々は、パイロット一次燃料ノズルと連通しているパイロット一次燃料回路と、パイロット二次燃料ノズルと接続しているパイロット二次燃料回路と、主燃料リングと接続している主燃料回路とを含み、燃料マニホールドを組み立てる方法は、燃料ノズルの燃料回路をマニホールド管の各燃料流路と流体連通状態に接続することをさらに含む。
【００２７】
本発明の別の態様によると、燃料ノズルの各々は、継手フランジを含む弁ハウジングと接続されており、燃料マニホールドを組み立てる方法は、マニホールド管のうち、隣接する２つの端フランジに各継手フランジを接続することをさらに含む。
【００２８】
本発明の別の態様によると、マニホールド管の各々は、積層造形プロセス用いて形成されているモノリシック部品である。
【００２９】
本発明は、添付の図面と共に以下の説明を参照することによって、最もよく理解され得る。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
【図１】本発明の一態様に従って製造された、流体マニホールドを組み込んでいるガスタービンエンジンの概略片側断面図である。
【図２】マニホールドの一部の概略背面図である。
【図３】燃料ノズルおよび弁ハウジングの側面図である。
【図４】本発明の態様に従って製造された、マニホールドのマニホールド管の１つの斜視図である。
【図５】マニホールドの弁ハウジングを示す平面図である。
【発明を実施するための形態】
【００３１】
参照する図においては、異なる図面で同一の番号が、同じ要素を示す。図１は、例示的なガスタービンエンジン１０を示す。ガスタービンエンジン１０は、「低圧システム」と総称される、直列流体連通状態に、ファン１２と、任意選択的な低圧圧縮機または「ブースタ」１４と、低圧タービン（「ＬＰＴ」）１６とを備えており、また、直列流体接続で配置されている、「ガスジェネレータ」、「コア」、または「高圧システム」と総称される、高圧圧縮機（「ＨＰＣ」）１８と、燃焼器２０と、高圧タービン（「ＨＰＴ」）２２とを備える。ＨＰＴ２２は、シャフトなどの機械的接続を通じて、ＨＰＣ１８を駆動する。ＬＰＴ１６は、シャフトなどの機械的接続を通じて、ファン１２およびブースタ１４（備わっている場合）を駆動する。高圧システムは、既知の方法で一次流またはコア流を生成するように動作可能である。低圧システムは、コア流からエネルギーを取り出し、ファン流またはバイパス流を生成するように動作可能である。図示されたエンジン１０は高バイパスターボファンエンジンであるが、本明細書で説明される原則は、ターボプロップエンジン、ターボジェットエンジン、およびターボシャフトエンジンに同様に適用可能であり、また、他の車両、または定置用途で用いられるタービンエンジンにも適用可能である。
【００３２】
燃焼器２０は、燃焼器２０を取り囲む燃料マニホールド２６に接続された燃料ノズル２４の放射状配列を含む。図２が示すように、一般的に、燃料マニホールド２６は、複数の弁ハウジング２８を含む。弁ハウジング２８の各々は、燃料ノズル２４の１つと接続されており、対応する燃料ノズル２４と一体になっていてもよい。弁ハウジング２８は、燃焼器ケーシング３０に環状配列で取り付けられる。弁ハウジング２８（したがって燃料ノズル２４）は、複数のマニホールド管３２で相互に接続されている。
【００３３】
図示された例では（図３および図５を参照）、弁ハウジング２８の各々は、取付フランジ３４を燃焼器ケーシング３０に固定するために形成されているボルト穴３６の型を有する取付フランジ３４と、取付フランジ３４に垂直に向けられている継手フランジ３８と、取付フランジ３４および継手フランジ３８を接続する１以上のローブ４０とを含む。
【００３４】
燃料ノズル２４（図３参照）の各々は、取付フランジ３４から径方向内側に延び、内端部のノズル先端４４で終端するステム４２を含む。ノズル先端４４は、パイロット一次ノズル５０およびパイロット二次ノズル５２を備えるパイロット燃料噴射装置４８を含む。ノズル先端４４は、外面に主燃料オリフィス５６を配列した環状の主燃料リング５４をさらに含む。
【００３５】
弁ハウジング２８および燃料ノズル２４は、内部に２以上の燃料回路を組み込んでもよい。図３では、回路の各々が一本の破線で概略的に図示されている。これらの線の各々は、１以上の別個のパイプもしくは管、または、弁ハウジング２８および／または燃料ノズル２４と一体に形成されている１以上の内部燃料流路を示し得るものと理解される。
【００３６】
パイロット一次燃料回路５８は、継手フランジ３８に形成されているパイロット一次燃料口６０から、ステム４２を通って、パイロット一次ノズル５０に延びている。
【００３７】
パイロット二次燃料回路６２は、継手フランジ３８に形成されているパイロット二次燃料口６４から、ローブ４０の１つに配置されているパイロット二次スプリッタ弁６６に延び、ステム４２を通って、パイロット二次ノズル５２に延びている。パイロット二次スプリッタ弁６６は、燃料ノズル２４に向かう流れを許容するが、反対方向の流れを遮るように動作可能であり、例えば、圧力作動弁であってもよい。
【００３８】
主燃料回路６８は、継手フランジ３８に形成されている主燃料口７０から、ローブ４０の１つに配置されている主スプリッタ弁７２に延び、ステム４２を通って、主燃料リング５４に延びている。主スプリッタ弁７２は、燃料ノズル２４に向かう流れを許容するが、反対方向の流れを遮るように動作可能であり、例えば、圧力作動弁であってもよい。
【００３９】
図４は、マニホールド管３２の１つを示す。マニホールド管３２は、第１端７６および第２端７８を有する管部７４を含む。この管部７４は、各端部に配置された端フランジ８０を備える。端フランジ８０の各々は、継手フランジ３８のボルト穴に合うように形成されているボルト穴８２の型を有する。管部７４は、特定の用途に合わせて形成されている１以上の湾曲部を有してもよい。
【００４０】
マニホールド管３２は、複数の内部流路を含む。流路の各々は、第１端７６から第２端７８に通じる。図示された例では、マニホールド管３２は、中央に配置された、円形断面の主燃料流路８４を含む。円弧状のパイロット二次燃料流路８６は、主燃料流路８４と同心円状に配置される。円弧状のパイロット一次燃料流路８８も、主燃料流路８４と同心円状に配置される。パイロット燃料流路８６、８８の断面領域は、この領域を通る相対燃料流量に比例してサイズが定められる。図示された例では、パイロット二次燃料流路８６が円の約３／４に拡がっているのに対して、パイロット一次燃料流路８８は、円の約１／４よりも小さく拡がっている。図示された例では、パイロット二次燃料流路８６の断面形状が、機械的な支持を提供する小型の放射状支柱８７を組み込む。これは、単一の連続リブの形状、または、マニホールド管３２の長手方向にショートピンもしくはリブを配列した形状を取り得る。断面パターンは、マニホールド管３２を通って角柱状に延びてもよく、渦巻状または螺旋状の経路に沿って伸びてもよい。
【００４１】
この構成では、パイロット燃料流路８６、８８が、主燃料流路８４に熱結合されている。より具体的には、パイロット燃料流路８６、８８が、単一の壁の厚さで主燃料流路８４と隔てられている。この厚さにより、主燃料流路８４からパイロット燃料流路８６、８８への伝導伝熱が、容易に可能となっている。これは、燃料が流れていない条件下での、主燃料流路８４における燃料のコーキングを低減または防止するのに効果的だろう。
【００４２】
図２に見られるように、弁ハウジング２８は、燃焼器ケーシング３０の周囲に環状に配置されている（図２では完全な円形の一部のみが示されている）。弁ハウジング２８は、複数のマニホールド管３２によって相互に接続されている。
【００４３】
図５が示すように、継手フランジ３８の各々は、例えば図示されたボルト９０などの留め具を用いて、２つの隣接するマニホールド管３２の端フランジ８０の間に留められる。マニホールド管３２の燃料流路の各々は、継手フランジ３８の対応する穴と対になる。このように接続されている連続液体流路は、マニホールド管３２の流路８４、８６、８８のために規定される。
【００４４】
図示された例では（図２参照）、燃料マニホールド２６が、２つのリング９２および９４を含む。各リング９２、９４の内部で、マニホールド管３２の各々は、介在する弁ハウジング２８によって隔てられた２つの弁ハウジング２８を接続している。換言すると、弁ハウジング２８は１つおきに（したがって燃料ノズル２４は１つおきに）各リング９２、９４のためのマニホールド管３２で接続されている。この構成は、マニホールド管３２の長さを隣接する弁ハウジング２８間の距離に左右されないものにする。マニホールド管３２の各々は、より長い距離延びることもでき、例えば２つおき、または３つおきの弁ハウジング２８を接続することができる。図２では、「Ａ」と記されている弁ハウジング２８の半分が第１リング９２に属し、「Ｂ」と記されている弁ハウジング２８の残り半分が第２リング９４に属している。第１リング９２および第２リング９４は、互いに組み合わせられている、すなわち絡み合わせられており、マニホールド管３２は、この構成を容易にするように形作られている。
【００４５】
燃料マニホールド２６は、既知のタイプの燃料システム９６に接続されており、運転上の必要に応じて異なる流量で、液体燃料の流れを提供するように動作可能である。燃料システム９６は、パイロット一次燃料導管１００に接続されているパイロット一次制御弁９８に燃料を供給し、次にパイロット一次燃料流路８８に燃料を供給して、最終的にパイロット一次回路５８に燃料を供給する。燃料システム９６は、パイロット二次燃料導管１０４と接続されているパイロット二次燃料制御弁１０２にも燃料を供給し、次にパイロット二次燃料流路８８に燃料を供給して、最終的にパイロット二次燃料回路６２に燃料を供給する。燃料システム９６は、主燃料導管１０８と接続されている主燃料制御弁１０６にも燃料を供給し、次に主燃料流路８４に燃料を供給して、最終的に主燃料回路６８に燃料を供給する。
【００４６】
リング９２、９４の各々は、１以上の送油管１１０を備える。送油管１１０の各々は、１つのマニホールド管３２と接続されていてもよく、燃料システム９６から燃料マニホールド２６内に流れ込む燃料流量のための接続点として機能する。
【００４７】
燃料マニホールド２６およびこれを構成する部品は、従来の慣習に合致する、鉄基合金またはニッケル基合金などの、適切な金属合金で作られ得る。
【００４８】
燃料マニホールド２６またはこの個々の部品のすべてまたは一部は、単体部品、一体化された部品、またはモノリシック部品であってもよく、レイヤーバイレイヤー構造、すなわち積層造形技術を含む（従来の機械加工での材料除去とは対照的な）製造プロセスを用いて製造されていてもよい。このような製造プロセスは、「ラピッドマニュファクチャリングプロセス」および／または「積層造形プロセス」と呼ばれ得る。本明細書において「積層造形プロセス」は、一般にこのようなプロセスを指す用語として用いられる。積層造形プロセスの例には、直接金属レーザ焼結（ＤＭＬＳ）と、直接金属レーザ溶融（ＤＭＬＭ）と、レーザネットシェイプ製造（ＬＮＳＭ）と、電子ビーム焼結と、選択的レーザ焼結（ＳＬＡ）と、インクジェットおよびレーザジェットなどによる３Ｄプリントと、光造形法（ＳＬＳ）と、電子ビーム溶融（ＥＢＭ）と、レーザ加工ネットシェイピング（ＬＥＮＳ）と、直接金属堆積（ＤＭＤ）が含まれるが、これらに限定されない。
【００４９】
本明細書で説明される燃料マニホールド２６は、従来のデザインに対していくつかの利点を有する。燃料マニホールド２６は、燃料多段化の量を増加させて燃料消費率（「ＳＦＣ」）および放出を減少させ、同時に燃料回路を熱結合して、コーキングの許容範囲を向上させ、外装を改善する能力を提供するだろう。組立時間および保守時間も短縮される。
【００５０】
燃料マニホールド２６は、燃料マニホールド内の温度上昇がより抑制されると共に、極めて単純化され、大幅に軽量化された燃料供給システムとなるだろう。他のノズルすべてに対する燃料の供給は、管の長さの延長を可能にし、熱応力を分散させる。最後に、各燃料ノズルに同心円状の境界面を用いることで、保守が単純化され、より小型化した外装に収まるスプリッタ弁が可能になる。
【００５１】
ここまで、ガスタービンエンジン燃料ノズルのための燃料マニホールドを説明してきた。本明細書（添付の特許請求の範囲、要約書、および図面を含む）で開示される特徴のすべて、および／または、開示される任意の方法またはプロセスのステップのすべては、任意の組み合わせで組み合わせてもよい。ただし、これらの特徴および／またはステップの少なくとも一部が相互排他的な場合を除く。
【００５２】
本明細書（添付の新規性がある可能性のある点、要約書、および図面を含む）で開示される特徴の各々は、特に明確に説明されない限り、同一、同等、または同様の目的を提供する別の特徴と置き換えられてもよい。したがって、特に明確に説明されない限り、開示される特徴の各々は、同等または同様の特徴の一般的な一組のうちの、一例にすぎない。
【００５３】
本発明は、上述の実施形態の詳細に限定されるものではない。本発明は、本明細書（添付の特許請求の範囲、要約書、および図面を含む）で開示される任意の新たな特徴の１つ、もしくは新たな特徴の組み合わせ、または、開示される任意の方法またはプロセスの新たなステップの１つ、もしくは新たなステップの組み合わせに及ぶものである。
【符号の説明】
【００５４】
１０  ガスタービンエンジン
１２  ファン
１４  ブースタ
１６  低圧タービン
１８  高圧圧縮機
２０  燃焼器
２２  高圧タービン
２４  燃料ノズル
２６  燃料マニホールド
２８  弁ハウジング
３０  燃焼器ケーシング
３２  マニホールド管
３４  取付フランジ
３６  ボルト穴
４０  ローブ
４２  ステム
４４  ノズル先端
４８  パイロット燃料噴射装置
５０  パイロット一次ノズル
５２  パイロット二次ノズル
５４  主燃料リング
５６  主燃料オリフィス
５８  パイロット一次燃料回路
６０  パイロット一次燃料口
６２  パイロット二次燃料回路
６４  パイロット二次燃料口
６６  パイロット二次スプリッタ弁
６８  主燃料回路
７０  主燃料口
７２  主スプリッタ弁
７４  管部
７６  第１端
７８  第２端
８０  端フランジ
８２  ボルト穴
８４  主燃料流路
８６  パイロット二次燃料流路
８８  パイロット一次燃料流路
８７  支柱
９０  ボルト
９２  リング
９４  リング
９６  燃料システム
９８  パイロット一次制御弁
１００  パイロット一次燃料導管
１０２  パイロット二次燃料制御弁
１０４  パイロット二次燃料導管
１０６  主燃料制御弁
１０８  主燃料導管
１１０  送油管
【図１】
2016205378.tif 000003
【図２】
2016205378.tif 000004
【図３】
2016205378.tif 000005
【図４】
2016205378.tif 000006
【図５】
2016205378.tif 000007
【外国語明細書】
2016205378000001.pdf