(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機エンジンのガスタービン用のオフセットされた環状燃焼室（１）であって、燃焼室の長手方向に延在する内側側壁（４）をパイロットヘッドの長手方向に延在する外側側壁（６）に相互接続するパイロットヘッド燃焼室端壁（８）に分配された複数のノズルシステム（１６）を有するパイロットヘッド（１２）と、前記パイロットヘッド（１２）から径方向および軸方向にオフセットされ、パイロットヘッドの長手方向に延在する前記外側側壁（６）とテイクオフヘッドの長手方向に延在する外側側壁（２）とを相互接続するテイクオフヘッド燃焼室端壁（１０）に分配された複数のノズルシステム（１８）を有するテイクオフヘッド（１４）とを具備し、前記パイロットヘッド（１２）は、全透過率ＰＡが点火およびアイドリングに近い速度に適応された、少なくともＮ個の実質的に同一のノズルシステム（１６）を有し、前記テイクオフヘッド（１４）は、全透過率ＰＢがＰＡ以上の少なくとも２Ｎ個の実質的に同一のノズルシステム（１８）を有し、前記透過率ＰＡは、燃焼室内に入る空気の全流量の１０％から４０％の範囲にあり、前記透過率ＰＢは、燃焼室に入る空気の全流量の３０％から７０％の範囲にあることを特徴とする燃焼室。
【請求項２】
前記透過率ＰＡは、燃焼室に入る空気の全流量の１７％から２１％の範囲にあることを特徴とする、請求項１に記載の燃焼室。
【請求項３】
前記透過率ＰＢは、燃焼室に入る空気の全流量の３６％から４５％の範囲にあることを特徴とする、請求項１または２に記載の燃焼室。
【請求項４】
少なくともテイクオフヘッドの長手方向に延在する前記外側側壁（２）を通して開口する複数の外側希釈オリフィス（２０）をさらに具備することを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載の燃焼室。
【請求項５】
テイクオフヘッドの長手方向に延在する前記外側側壁（２）に対して実質的に垂直に開口する少なくとも一列の２Ｎ個の外側希釈オリフィス（２０）を有することを特徴とする、請求項４に記載の燃焼室。
【請求項６】
外側希釈オリフィスを介して入る空気の流量は、燃焼室に入る空気の全流量の４％から１０％の範囲にあることを特徴とする、請求項４または５に記載の燃焼室。
【請求項７】
燃焼室の長手方向に延在する前記内側側壁（４）を通して開口する複数の内側希釈オリフィス（２２）を有することを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載の燃焼室。
【請求項８】
内側希釈オリフィスを介して入る空気の流量は、燃焼室内に入る空気の全流量の２％から８％の範囲にあることを特徴とする、請求項７に記載の燃焼室。
【請求項９】
前記パイロットヘッド（１２）の前記ノズルシステム（１６）および前記テイクオフヘッド（１４）の前記ノズルシステム（１８）は、実質的に互い違いに設けられることを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載の燃焼室。
【請求項１０】
前記パイロットヘッド（１２）の前記ノズルシステム（１６）および前記テイクオフヘッド（１４）の前記ノズルシステム（１８）の軸は、燃焼により発生するガスを排気するための共通の環状ゾーンに向けられることを特徴とする、請求項１から９のいずれか一項に記載の燃焼室。
【請求項１１】
パイロットヘッドの前記燃焼室端壁（８）およびテイクオフヘッドの前記燃焼室端壁（１０）は、エンジンの軸に対して垂直に延在する壁であることを特徴とする、請求項１から１０のいずれか一項に記載の燃焼室。
【請求項１２】
パイロットおよびテイクオフヘッドの前記燃焼室端壁（８、１０）は、円錐台状の壁であることを特徴とする、請求項１から１０のいずれか一項に記載の燃焼室。
【請求項１３】
パイロットヘッドの各ノズルシステム（１６）およびテイクオフヘッドの各ノズルシステム（１８）は、燃料ノズル（２４）と、径方向に与えられる一次空気スワラ（２６）および二次空気スワラ（２８）と、燃料を微小滴に分けるように一次空気スワラおよび二次空気スワラ間のノズルの軸上に配置されるベンチュリ（３０）と、ノズルの先端付近に開口する通気孔（３２）とを備えることを特徴とする、請求項１から１２のいずれか一項に記載の燃焼室。
【請求項１４】
パイロットヘッドのノズルシステムのセットには、パイロットヘッドの周囲に流れる空気のヘッドロスを最小限に抑えるように、フェアリング（３４ａ、３４ｂ）が設けられることを特徴とする、請求項１３に記載の燃焼室。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機エンジンのガスタービン用の２つのオフセットされたヘッドを備えた環状の燃焼室の分野に関する。本発明は、さらに詳しく言えば、このような燃焼室に取り付けられる燃料ノズルシステムの構成に関する。
【０００２】
【従来の技術】
長手方向に延在し、燃焼室端壁で一体化された内側および外側の環状側壁により、従来の方法でガスタービンの燃焼室が形成される。燃焼室内で燃焼反応が起こり、燃焼室は、受け取る空気の流れが、少なくとも３つの部分で共有されるように構成される。それらの３つの部分は、燃焼空気と、希釈空気と、燃焼室壁を冷却するのに必要な空気であり、この冷却するのに必要な空気は、燃焼現象に直接関与しないものである。したがって、燃焼室は、一次燃焼ゾーンまたは燃焼ゾーンと、このゾーンに対して下流側の位置にある「希釈」ゾーンとして知られる二次ゾーンとを含む。
【０００３】
燃焼室の端壁を貫通する孔に配置された燃料ノズルを介して、燃焼室に燃料が供給される。燃焼ゾーン用の空気が、燃焼室の端壁および場合によってはノズルを部分的に通して、および、長手方向に延在する側壁に穿孔されたオリフィスを部分的に介して、燃焼室内に導入される。一般に、燃焼室の側壁に同様に分配された一列以上の穴を介して、さらに下流側の燃焼室に希釈空気が導入される。
【０００４】
これらの構成により、現在使用されている燃焼室では、燃焼から生じる汚染排出物、特に、窒素、一酸化炭素、および未燃炭化水素の排出物を最小限に抑えることが難しい。
【０００５】
この問題を解消するために、オフセットされた２つのヘッドを有する燃焼室を使用することが知られている。すなわち、いわゆる「パイロット」ヘッドと、径方向および軸方向の両方でパイロットヘッドから間隔をおいて設けられ、燃焼室内でのガスの流れ方向に対してパイロットヘッドから下流側に位置する、いわゆる「テイクオフ」ヘッドとの間で、燃料ノズルが共有される燃焼室を使用することが知られている。
【０００６】
従来、「パイロット」ノズルは、点火用およびエンジンのアイドリング時に使用されるのに対して、「テイクオフ」ノズルは、「フルスロットル」（ＦＴ）段階中、特に、離陸時と巡航時に使用される。一般的に、パイロットノズルには、連続的に燃料が供給されるのに対して、テイクオフノズルには、所定の最低速度を超えるときのみ供給される。
【０００７】
つまり、例えばフランス特許第２７２７１９３号には、ノズルが、パイロットヘッドとテイクオフヘッドに分配された環状の燃焼室が開示されている。パイロットヘッドには、アイドリング速度に適応された通気または透過率（ｐｅｒｍｅａｂｉｌｉｔｙ）Ｐ１のｎ個のノズルが取り付けられる。また、テイクオフヘッドには、低速でテイクオフヘッドを点火可能とする透過率Ｐ１のｎ個のノズルと、全負荷状態に適応された透過率Ｐ２＞Ｐ１のｎ個のテイクオフノズルが取り付けられる（この場合、ｎ個のノズルに関連する「透過率」という用語は、ｎ個すべてのノズルを通過する空気の全流量に関する）。
【０００８】
ｎ個のパイロットノズルの透過率Ｐ１は、燃焼室内に入る空気の全流量の１０％から１２％の範囲のものである。テイクオフヘッドに到達するために、空気がパイロットヘッドを通過することで生じるヘッドロスを仮定すれば、ｎ個の第１のテイクオフノズルの同じ透過率Ｐ１は、入ってくる空気の全流量の約８％から１０％に相当する。これに対して、ｎ個の第２のテイクオフノズルの透過率Ｐ２は、前述の空気の全流量の２６％から３５％である。
【０００９】
このように構成することで、ｎ個のパイロットノズルのみが供給されるアイドリング状態と、テイクオフノズルの中で透過率Ｐ１のｎ個のテイクオフノズルのみが点火されるセクタ燃焼（Ｓｅｃｔｏｒ  Ｂｕｒｎｉｎｇ、ＳＢ）状態との間を、容易に切り換えることができる。
【００１０】
しかしながら、テイクオフノズルの透過率Ｐ２と透過率Ｐ１との間の差が大きいため、セクタ燃焼（ＳＢ）からフルスロットル（ＦＴ）への次の切り換えがより困難になる。これは、比較的多くの供給量と、高速で回転するエンジンでのみ達成可能である（フランス特許第２７２７１９３号には、高圧圧縮機が、公称フルスロットル回転速度の７０％に達すると、透過率Ｐ２のｎ個のテイクオフノズルが点火されると記載されている）。
【００１１】
残念ながら、セクタ燃焼状態での動作が長引くと、いくつかの欠点が生じる。例えば、高圧タービンブレードでの温度分布が最適ではなく、さらに、テイクオフヘッドの点火されているノズルと点火していないノズルとを交互にすることにより、化学反応が「固定（ｆｒｅｅｚｅ）」するため、燃焼効率に影響を及ぼし、望ましくない粒子の排出物および未燃焼の燃料を生じることになる。
【００１２】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の目的は、１つ以上のヘッドを用いる従来技術と比較すると著しく拡張された動作範囲を与えるとともに、なおかつ温度プロファイルを制御し、汚染排出物を低減させる、２つのオフセットされたヘッドを備えた環状の燃焼室を提供することにより、上記の欠点を軽減することである。
【００１３】
【課題を解決するための手段】
この目的を達成するために、本発明により、航空機エンジンのガスタービン用のオフセットされた環状燃焼室であって、燃焼室の長手方向に延在する内側側壁をパイロットヘッドの長手方向に延在する外側側壁に相互接続する、パイロットヘッド燃焼室端壁に分配された複数のノズルシステムを有するパイロットヘッドと、前記パイロットヘッドから径方向および軸方向にオフセットされ、パイロットヘッドの長手方向に延在する外側側壁とテイクオフヘッドの長手方向に延在する外側側壁とを相互接続する、テイクオフヘッド燃焼室端壁に分配された複数のノズルシステムを有するテイクオフヘッドとを具備し、前記パイロットヘッドは、全透過率ＰＡが点火およびアイドリングに近い速度に適応された、少なくともＮ個の実質的に同一のノズルシステムを有し、前記テイクオフヘッドは、全透過率ＰＢがＰＡ以上の少なくとも２Ｎ個の実質的に同一のノズルシステムを有し、透過率ＰＡは、燃焼室内に入る空気の全流量の１０％から４０％の範囲にあり、透過率ＰＢは、燃焼室に入る空気の全流量の３０％から７０％の範囲にあることを特徴とする燃焼室が提供される。
【００１４】
テイクオフヘッドに対して、同一で個々の透過率を有する２Ｎ個のノズルシステムを用いることにより、アイドリングからＳＢおよび、ＳＢからＦＴへの両方の切り換えが良好な条件で確実に行われ、低速、それもアイドリングに近い低速で稼動しながらでも、ＳＢからＦＴへの切り換えを実行できる。
【００１５】
有利な構成において、透過率ＰＡは、燃焼室に入る空気の全流量の１７％から２１％の範囲にあり、透過率ＰＢは、同じ空気の流量の３６％から４５％の範囲にある。
【００１６】
テイクオフヘッドの長手方向に延在する外側側壁が、また可能であればパイロットヘッドの長手方向に延在する外側側壁が、内側側壁とともに、希釈オリフィスの列を有することが有利である。この希釈オリフィスを介して入る空気の流量は、長手方向に延在する外側側壁にある外側オリフィスに対して、燃焼室に入る空気の全流量の４％から１０％の範囲にあり、好適には、６％から８％の範囲にあり、さらに、内側側壁に形成された内側オリフィスに対して２％から８％の範囲にあり、好適には、４％から６％の範囲にある。
【００１７】
パイロットおよびテイクオフヘッドのノズルシステムの軸は、燃焼から生じるガスを排出するための共通の環状ゾーンに向けられることが有利である。
【００１８】
パイロットおよびテイクオフヘッドのノズルシステムは、エンジンの軸に対して垂直であるか、または円錐状のものであってよい燃焼室の端壁に据え付けられる。
【００１９】
本発明の他の特徴および利点は、どんな形であれ限定するものではない実施形態を示す添付の図面を参照しながら、以下の記載から明らかになる。
【００２０】
【発明の実施の形態】
最初に、本発明の実施形態をなす燃焼室１を示す、略図的な軸方向片側断面図である図１を参照する。Ｘ−Ｘと参照される軸は、このような燃焼室が取り付けられるエンジンの軸に相当する。
【００２１】
燃焼室１は、パイロットヘッド１２と、径方向および軸方向の両方でパイロットヘッドからオフセットされ、燃焼室内でのガスの流れ方向に対してパイロットヘッドから下流側に位置するテイクオフヘッド１４とを備えた、環状タイプのものである。燃焼室は、特に、テイクオフヘッド用の長手方向に延在する外側側壁２と、長手方向に延在する内側側壁４と、パイロットヘッド用の長手方向に延在する外側側壁６とにより形成される。パイロットヘッド用の燃焼室の横断端壁８が、パイロットの外側側壁６と内側側壁４とを結合するのに対して、テイクオフヘッドの外側側壁２とパイロットヘッドの外側側壁６は、同様に横断方向に延在するテイクオフヘッドの端壁１０により結合される。
【００２２】
図２に示されているように、燃料ノズルシステム１６、１８が、パイロットおよびテイクオフヘッドの端壁８および１０のそれぞれを貫通する孔１６ａおよび１８ａに配置される。さらに正確に言えば、パイロットヘッド１２は、実質的に同一のもので、軸Ｘ−Ｘの周りに規則的に分配されたＮ個の燃料ノズルシステム１６を有するのに対して、テイクオフヘッド１４は、実質的に同一のもので、同様に、軸Ｘ−Ｘの周りに規則的に分配された２Ｎ個のノズルシステム１８を有する。
【００２３】
したがって、２π／Ｎに相当する燃焼室の１つの角度領域には、パイロットヘッドの１個のノズルシステム１６につき、テイクオフヘッドのノズルシステム１８が２個あることが分かる。ノズルシステムは、実質的に互い違いに設けられることが有利である。「互い違い」という用語は、２π／Ｎの角度領域において、パイロットヘッドノズルシステム１６の角位置が、テイクオフヘッドの２個のノズルシステム１８の角位置から、実質的に等距離の位置にあることを意味するために使用される。
【００２４】
パイロットヘッド１２およびテイクオフヘッド１４には、機械的に、空気力学的に、または予め混合させて燃料を噴霧するか、または燃料を気化させるように働く、任意の従来のタイプのノズルシステムが取り付けられてよい。以下、図３を参照して、ノズルシステムの特定の実施形態について記載する。
【００２５】
パイロットヘッド１２のＮ個のノズルシステムは、全透過率ＰＡを有するのに対して、テイクオフヘッド１４の２Ｎ個のノズルシステムは、全透過率ＰＢを有し、ここで、ＰＢは、ＰＡ以上である。有利には、２ＰＡ≦ＰＢ≦３ＰＡであり、さらに好適には、２．５ＰＡ≦ＰＢ≦３ＰＡである。
【００２６】
「全」透過率ＰＡまたはＰＢという用語は、パイロットヘッドのＮ個すべてのノズルシステムと、テイクオフヘッドの２Ｎ個すべてのノズルシステムとのそれぞれを通過する空気の流量を表すために使用され、すなわち、ＰＡ＝Ｎｐａ、式中、ｐａは、パイロットヘッドの各ノズルシステムの個々の透過率であり、ＰＢ＝２Ｎｐｂ、式中、ｐｂは、テイクオフヘッドの各ノズルシステムの透過率である。これらの透過率は、本願明細書において、燃焼室内に入る空気の全流量のパーセンテージとして表される。
【００２７】
有利な構成において、透過率ＰＡは、燃焼室に入る空気の全流量の１０％から４０％の範囲のものであり、好適には、１７％から２１％の範囲のものであるのに対して、透過率ＰＢは、同じ空気流量の３０％から７０％の範囲のものであり、好適には、３６％から４５％の範囲のものである。
【００２８】
従来のように、テイクオフヘッドの長手方向に延在する側壁２および内側側壁４は、要求された性能に応じて調節される直径をもつ、少なくとも１列のそれぞれの希釈オリフィスにより穿孔されてよい。これらの希釈オリフィスにより、燃焼ガスを希釈するために必要とされる空気を燃焼室に供給することができる。
【００２９】
希釈オリフィスは、以下のように分配されることが好ましい。
【００３０】
テイクオフヘッドの長手方向に延在する外側側壁２は、少なくとも１列の２Ｎ個の外側希釈オリフィス２０を有し、例えば、側壁に対して実質的に垂直方向に燃焼室１内に開口し、テイクオフヘッドに対して下流側に位置し、軸Ｘ−Ｘの周りに規則的に角分布された同一のオリフィスを有する。
【００３１】
内側側壁４は、側壁に対して実質的に垂直方向に燃焼室内に広がり、軸Ｘ−Ｘの周りに規則的に角分布された、少なくとも１列の２Ｎ個の内側希釈オリフィス２２を有する。
【００３２】
２Ｎ個の希釈孔２２は、第１の同一のＮ個の孔が、１つおきのノズルシステム１８と同じ角位置を占めるように、さらに、第２の同一のＮ個の孔が、残りのノズルシステム１８と同じ角位置を示すように分配されてよく、第１の希釈孔は、第２の希釈孔と同一のものか、または同一のものではない。
【００３３】
また、パイロットヘッドの長手方向に延在する外側側壁６には、外側希釈オリフィス２０’が設けられてもよく、オリフィス２０’と位置を合されて、燃焼室に沿って実質的に同距離の位置に、内壁４を貫通する追加の内側希釈オリフィス２２’が設けられてよい。
【００３４】
一例として、テイクオフヘッドの長手方向に延在する外側側壁２にある希釈オリフィス２０（および、もしあれば、長手方向に延在する外側側壁６にあるオリフィス２０’）を介して、燃焼室内に入る空気の流量の割合は、全流量の４％から１０％の範囲にあり、好適には、６％から８％の範囲にあるものであってよいのに対して、内側側壁４にあるオリフィスを通る流量は、同じ全流量の２％から８％の範囲にあり、好適には、４％から６％の範囲にあるものであってよい。
【００３５】
残りの空気の流量は、燃焼室の長手方向に延在する側壁と端壁とを冷却するためのものである。この目的に合わせて、燃焼室の長手方向に延在する側壁２、４、および６は、複数箇所穿孔されたこれらの壁により、または、これらの壁にタイルデバイスまたはフィルムデバイスを取り付けることにより、従来と同じように冷却される。
【００３６】
さらに、燃焼室が、半導体または空気点火装置プラグタイプの従来デバイス（図示せず）により点火されるなら、この従来デバイスは、例えば、パイロットヘッド１２のノズルシステム１６の１つの軸に配置され得る。
【００３７】
有利には、燃焼室端壁８、１０と、それらを貫通するノズルシステム１６、１８は、燃焼により発生するガスを排気するための共通の環状ゾーンの方へノズルシステムの軸が向くように設けられる。この目的に合わせて、図１は、燃焼室の端壁と該端壁のそれぞれのノズルシステムの２つの可能な配置を示し、実線では、端壁８および１０は、エンジンの軸Ｘ−Ｘに対して実質的に垂直のものであるのに対して、破線では、実質的に円錐台状のものである。第１の場合、ノズルシステム１６、１８の軸Ｙ、Ｚは、燃焼室端壁８および１０の垂線に対して傾斜し得るのに対して、第２の場合、燃焼室端壁に対して垂直であり得る。
【００３８】
これらの配置により、燃焼室の全容積を可能な限り減少させ、温度、燃焼効率の点で性能を高め、汚染排出物を減少させることができる。ノズルシステムの軸が収束することにより、混合速度および燃焼室内での燃料の燃焼速度が高まり、その結果、小さな容積で燃料が完全に燃焼することを促進する。酸化窒素の生成が、燃焼ガスが燃焼室を通過するのにかかる移行時間に応じているため、高速の燃焼により、汚染廃棄物が多大に減少する。
【００３９】
図３は、ノズルシステムの実施形態を示す。これは、燃料が供給されるノズル２４を含む。ノズルシステムに空気を径方向に供給するように、一次空気スワラ２６および二次空気スワラ２８が設けられる。一次スワラおよび二次スワラの間にある燃料ノズル２４の軸にベンチュリ３０が配置されることで、燃料が微小滴の噴霧に分かれることを促進する。ノズル２４の先端の周囲または付近に開口する通気孔３２により、先端での詰まりの危険性が制限され、または無くすことさえ可能となる。
【００４０】
また、パイロットヘッドのノズルシステムセットには、典型的に、２つのキャップ３４ａおよび３４ｂで構成されたフェアリングが設けられる。このフェアリングにより、パイロットヘッドに行き渡る空気のヘッドロスが、最小限に抑えられ、テイクオフヘッドの端壁へ空気が良好に供給されることを確実にする。
【００４１】
燃焼室が、セラミックマトリクス複合（ＣＭＣ）材料から作られてよく、この材料が高温に耐え得るため、冷却空気の流量という点で、実質的な節約を達成し得ることが理解されよう。
【００４２】
オフセットされ、ノズルシステムが取り付けられた本発明による２つのヘッドを備えた燃焼室は、以下のモードで動作し得る。
【００４３】
アイドリングモード（またはＮ／０モード）。透過率ＰＡのＮ個のノズルシステムが取り付けられたパイロットヘッドのみを介して、燃料が噴射される。このモードは、さらに詳しく言えば、エンジン点火用およびアイドリングに近い速度でのエンジン動作用のものである。
【００４４】
フルスロットルモード（ＦＴまたはＮ／２Ｎモード）。パイロットおよびテイクオフヘッド間で燃料が共有されるように調節可能にして、ノズルシステムのすべてに燃料が噴射される。このモードは、燃焼室の動作範囲のほとんどに及ぶためのもので、これにより、温度、効率、汚染排出物の減少の点で、より良好な性能が得られる。
【００４５】
セクタ燃焼モード（ＳＢまたはＮ／Ｎモード）。パイロットヘッドのノズルシステムすべてに、および、一般的にテイクオフヘッドの１つおきのノズルシステムに燃料が供給される。この動作モードにより、特に、燃焼室の端壁が高透過率のものである場合、パイロットおよびテイクオフヘッド間の切り換えが容易になる。
【００４６】
このようにノズルシステムを構成することにより、著しく拡張された燃焼室の動作範囲を獲得でき、さらに、従来の燃焼室と同等またはそれよりも良好な点火性能および安定性を獲得できる。さらに、ＳＢモードとＦＴモード間を低速で移行できる。ｎ個の追加のテイクオフノズルが、ｎ個の第１のノズルよりかなり大きな全透過率を示す、本願明細書の冒頭に記載したフランス特許第２７２７１９３号のエンジンと比較すると、ＳＢモード（Ｎ／Ｎ）からＦＴモード（Ｎ／２Ｎ）への切り換えが容易になるように、テイクオフノズルは、すべて同じ個々の透過率を有する。
【００４７】
パイロットヘッドのノズルシステムの数（すなわち、Ｎ）は、点火および安定性の性能と火炎伝播とを調和させながら、テイクオフヘッドに２Ｎ個のノズルシステムを設置可能であるように最適化される。一例として、パイロットヘッドには、１６個のノズルシステムが取り付けられ、テイクオフヘッドには、３２個のノズルシステムが取り付けられてよい。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施形態をなす燃焼室の非常に略図的な軸方向片側断面図である。
【図２】パイロットおよびテイクオフヘッドの端壁へのノズルシステムの配置方法の一例を示す非常に略図的な部分図である。
【図３】本発明によるノズルシステムの特定の実施形態を示す断面図である。
【符号の説明】
１  燃焼室
２、６  外側側壁
４  内側側壁
８  パイロットヘッド燃焼室端壁
１０  テイクオフヘッド燃焼室端壁
１２  パイロットヘッド
１４  テイクオフヘッド
１６、１８  ノズルシステム
１６ａ、１８ａ  孔
２０、２０’、２２、２２’  オリフィス
２４  燃料ノズル
２６、２８  スワラ
３０  ベンチュリ
３２  通気孔
３４ａ、３４ｂ  フェアリング
Ｘ、Ｙ、Ｚ  軸
【図１】
0004038094.tif 000002
【図２】
0004038094.tif 000003
【図３】
0004038094.tif 000004