(57)【要約】  １実施形態の燃料ノズル装置は、中心軸線（２６）を有しており、燃料を排出するように構成されている複数の燃料ポート（５８）と流体連通する密閉された内部空間を含む主燃料噴射器（２４）と、主燃料噴射器（２４）の上流に配置され、液体燃料を内部空間に供給するように構成されている主燃料導管（２２）と、主燃料導管（２２）と主燃料噴射器（２４）との間に配置され、複数の平行なキャピラリ流路（８８）を含む流体ロック（８２）とを含む。【選択図】図１
2017500472.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
中心軸線（２６）を有している燃料ノズル装置であって、
燃料を排出するように構成されている複数の燃料ポート（５８）と流体連通する密閉された内部空間を含む主燃料噴射器（２４）と、
前記主燃料噴射器（２４）の上流に配置され、液体燃料を前記内部空間に供給するように構成されている主燃料導管（２２）と、
前記主燃料導管（２２）と前記主燃料噴射器（２４）との間に配置され、複数の平行なキャピラリ流路（８８）を備える流体ロック（８２）と
を備える燃料ノズル装置。
【請求項２】
各キャピラリ流路（８８）が、０．００２平方インチ以下の流路断面積を有する請求項１に記載の装置。
【請求項３】
前記主燃料導管（２２）の流路断面積が、前記キャピラリ流路（８８）の１つの流路断面積よりも著しく大きい請求項１に記載の装置。
【請求項４】
前記主燃料噴射器（２４）が、環状であり、
パイロット燃料噴射器（１８）が、前記主燃料噴射器（２４）内に同軸に配置されている請求項１に記載の装置。
【請求項５】
前記パイロット燃料噴射器（１８）を取り囲む環状ベンチュリ管（４４）と、
前記パイロット燃料噴射器（１８）とベンチュリ管（４４）を相互接続している径方向の外側旋回ベーン（５２）のアレイとをさらに備える請求項４に記載の装置。
【請求項６】
前記主燃料噴射器（２４）を取り囲み、内部に形成された噴霧ウエル（７４）のアレイを含む略円筒状の外側表面（７０）を有し、各噴霧ウエル（７４）が、前記主燃料ポート（５８）の１つと位置合わせされている環状外側本体（６０）をさらに備える請求項１に記載の装置。
【請求項７】
前記噴霧ウエル（７４）の一部が、前記中心軸線（２６）に対して鋭角で配向される前記外側表面（７０）の傾斜部分を備えるスカーフ（７６）を組み込んでいる請求項６に記載の装置。
【請求項８】
前記噴霧ウエル（７４）が、
スカーフ（７６）を組み込んでいない第１のグループ、および、
前記中心軸線（２６）に対して鋭角で配向される前記外側表面（７０）の傾斜部分を備えるスカーフ（７６）を各々が組み込んでいる第２のグループとして配置され、前記第２のグループの前記噴霧ウエル（７４）が、前記外側本体（６０）の周囲の前記第２のグループの前記噴霧ウエル（７４）と交互に並ぶ請求項６に記載の装置。
【請求項９】
前記第２のグループの前記噴霧ウエル（７４）が、下流方向に前記中心軸線（２６）に対して鋭角で配向される請求項８に記載の装置。
【請求項１０】
前記噴霧ウエル（７４）が、
上流方向に前記中心軸線（２６）に対して鋭角で配向される前記外側表面（７０）の傾斜部分を備えるスカーフ（７６）を各々が組み込んでいる第１のグループ、および、
下流方向に前記中心軸線（２６）に対して鋭角で配向される前記外側表面（７０）の傾斜部分を備えるスカーフ（７６）を各々が組み込んでいる第２のグループとして配置され、前記第２のグループの前記噴霧ウエル（７４）が、前記外側本体（６０）の周囲の前記第２のグループの前記噴霧ウエル（７４）と交互に並ぶ請求項６に記載の装置。
【請求項１１】
中央に位置するパイロット燃料噴射器（１８）と、
前記パイロット燃料噴射器（１８）に連結されたパイロット燃料導管（１６）と、
前記パイロット燃料噴射器（１８）を取り囲み、燃料を排出するように構成されている複数の燃料ポート（５８）と流体連通する密閉された内部空間を備える環状主燃料噴射器（２４）と、
前記主燃料噴射器（２４）、ベンチュリ管（４４）、およびパイロット燃料噴射器（１８）を取り囲み、内部に形成された噴霧ウエル（７４）のアレイを含む略円筒状の外側表面（７０）を有し、各噴霧ウエル（７４）は、前記主燃料ポート（５８）の１つと位置合わせされており、前記噴霧ウエル（７４）の一部が、前記中心軸線（２６）に対して鋭角で配向される前記外側表面（７０）の傾斜部分を備えるスカーフ（７６）を組み込んでいる環状外側本体（６０）と、
前記主燃料噴射器（２４）の上流に配置され、液体燃料を前記内部空間に供給するように構成されている主燃料導管（２２）と、
前記主燃料導管（２２）と前記主燃料噴射器（２４）との間に配置されたブロック装置（９０）とを備える燃料ノズル装置。
【請求項１２】
前記ブロック装置（９０）が、複数の平行なキャピラリ流路（８８）を有する流体ロック（８２）を備える請求項１１に記載の装置。
【請求項１３】
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（１２）と、
前記燃料システム（１２）および前記パイロット燃料導管（１６）に連結されるパイロット弁（１４）と、
前記燃料システム（１２）および前記主燃料導管（２２）に連結される主弁（２０）とをさらに備える請求項１１に記載の装置。
【請求項１４】
前記噴霧ウエル（７４）が、
スカーフ（７６）を組み込んでいない第１のグループ、および、
前記中心軸線（２６）に対して鋭角で配向される前記外側表面（７０）の傾斜部分を備えるスカーフ（７６）を各々が組み込んでいる第２のグループとして配置され、前記第２のグループの前記噴霧ウエル（７４）が、前記外側本体（６０）の周囲の前記第２のグループの前記噴霧ウエル（７４）と交互に並ぶ請求項１３に記載の装置。
【請求項１５】
前記第２のグループの前記噴霧ウエル（７４）が、下流方向に前記中心軸線（２６）に対して鋭角で配向される請求項１４に記載の装置。
【請求項１６】
前記噴霧ウエル（７４）が、
上流方向に前記中心軸線（２６）に対して鋭角で配向される前記外側表面（７０）の傾斜部分を備えるスカーフ（７６）を各々が組み込んでいる第１のグループ、および、
下流方向に前記中心軸線（２６）に対して鋭角で配向される前記外側表面（７０）の傾斜部分を備えるスカーフ（７６）を各々が組み込んでいる第２のグループとして配置され、前記第２のグループの前記噴霧ウエル（７４）が、前記外側本体（６０）の周囲の前記第２のグループの前記噴霧ウエル（７４）と交互に並ぶ請求項６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を排液させてパージするための装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機ガスタービンエンジンは、燃料が燃焼されて熱をエンジンサイクルに入力する燃焼器を含む。一般的な燃焼器は、その機能が燃焼器入口で霧化液体燃料を空気流に導入し、それにより燃料を効果的に燃焼させてサイクルに必要な熱を生成させることである１つ以上の燃料噴射器を組み込んでいる。
【０００３】
多段燃焼システムが、窒素酸化物（ＮＯｘ）、未燃焼炭化水素（ＨＣ）、および一酸化炭素のような好ましくない燃焼生成物成分の生成を制限するために開発されている（ＣＯ）。燃焼器設計に影響する他の要因は、低減された燃料消費の必要性につながると同時にエンジン出力を維持または増加さえさせる効率的な低コストでの動作に対するガスタービンエンジンのユーザの要求である。結果として、航空機ガスタービンエンジン燃焼システムの重要な設計基準は高い燃焼温度に対する規定を含み、これは様々なエンジン動作条件の下で高い熱効率を提供するとともに、粒子の放出、望ましくないガスの放出、および光化学スモッグの形成の前駆物質である燃焼生成物の放出に寄与する望ましくない燃焼条件を最小化するためである。
【０００４】
多段燃焼システムでは、燃焼器のノズルは、２つ以上の個別の段を介して選択的に燃料を噴射するように動作可能であり、各段は、燃料ノズル内の個々の燃料流路によって画定されている。たとえば、燃料ノズルは、連続的に動作するパイロット段と、高エンジン出力レベルでのみ動作する主段とを含むことができる。燃料流量はまた、各段内で可変とすることができる。
【０００５】
このタイプの燃料ノズルにおける重要な問題は、液体炭化水素燃料が酸素の存在下で高温に曝されると炭素（または「コークス」）堆積物が形成されることである。このプロセスは、「コークス化」と呼ばれ、一般に温度が約１７７℃（３５０°Ｆ）を超えた場合に危険である。通常の多段動作が上述の段の１つへの流れを停止すると、多量の燃料が燃料ノズル内に存在し続け、コークス化温度まで加熱され得る。コークス化に対して最も問題のある領域は、燃料ノズル内の小さい主噴射オリフィスであり、ここでは主燃料流がステージングによって停止している際に燃料が最も急速に温度を上昇させる。少量のコークスがこれらのオリフィス通って燃料流と干渉することにより、燃料ノズル性能に大きな差を生じさせることになる。最終的には、炭素堆積物の堆積は、燃料ノズル性能を低下させるか、または他のエンジン高温セクションの構成要素への悪影響を防止かつ／またはエンジンサイクル性能を回復させるために必要なクリーニングもしくは交換が必要とされる箇所への燃料ノズルの意図された動作を防いでしまう程に燃料通路を塞ぐ可能性がある。
【０００６】
主段が動作しなかった場合、従来技術の設計は、液体燃料の主燃料回路を完全にパージすることによってこの問題に対処している。有効ではあるが、このタイプの完全なパージはパージされる通路の長さに比例した大きさの動圧差を必要とし、高出力動作を再び要求する場合には主燃料回路の充填に比較的長い遅延を起こす可能性がある。
【０００７】
したがって、燃料ノズル段が動作していない場合は、段の一部をパージする方法を有することが望ましい。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】米国特許第4088437号明細書
【発明の概要】
【０００９】
この必要性は、流体ロック、または燃料パージングポート構成、あるいはその両方を組み込んでおり、燃料ノズル段の１つから余剰燃料をパージすることで燃料ノズル内の燃料通路のコークス化を回避しつつ多段動作と非多段動作との迅速な切換えを容易にするように配置された多段燃料ノズルを提供する本発明によって対処される。
【００１０】
本発明の一態様によれば、燃料ノズル装置は、中心軸線を有しており、燃料を排出するように構成されている複数の燃料ポートと流体連通する密閉された内部空間を含む主燃料噴射器と、主燃料噴射器の上流に配置され、液体燃料を内部空間に供給するように構成されている主燃料導管と、主燃料導管と主燃料噴射器との間に配置され、複数の平行なキャピラリ流路を含む流体ロックとを含む。
【００１１】
本発明の別の態様によれば、各キャピラリ流路は、０．００２平方インチ以下の流路断面積を有する。
【００１２】
本発明の別の態様によれば、主燃料導管の流路断面積は、キャピラリ流路の１つの流路断面積よりも著しく大きい。
【００１３】
本発明の別の態様によれば、主燃料噴射器は、環状であり、パイロット燃料噴射器は、主燃料噴射器内に同軸に配置されている。
【００１４】
本発明の別の態様によれば、装置はさらに、パイロット燃料噴射器を取り囲む環状ベンチュリ管を含み、径方向の外側旋回ベーンのアレイは、パイロット燃料噴射器とベンチュリ管を相互接続している。
【００１５】
本発明の別の態様によれば、装置はさらに、主燃料噴射器を取り囲み、内部に形成された噴霧ウエルのアレイを含む略円筒状の外側表面を有し、各噴霧ウエルは、主燃料ポートの１つと位置合わせされている環状外側本体を含む。
【００１６】
本発明の別の態様によれば、噴霧ウエルの一部は、中心軸線に対して鋭角で配向される外側表面の傾斜部分を含むスカーフを組み込んでいる。
【００１７】
本発明の別の態様によれば、噴霧ウエルは、スカーフを組み込んでいない第１のグループ、および中心軸線に対して鋭角で配向される外側表面の傾斜部分を含むスカーフを各々が組み込んでいる第２のグループとして配置され、第２のグループの噴霧ウエルは、外側本体の周囲の第２のグループの噴霧ウエルと交互に並ぶ。
【００１８】
本発明の別の態様によれば、第２のグループの噴霧ウエルは、下流方向に中心軸線に対して鋭角で配向される。
【００１９】
本発明の別の態様によれば、噴霧ウエルは、上流方向に中心軸線に対して鋭角で配向される外側表面の傾斜部分を含むスカーフを各々が組み込んでいる第１のグループ、および、  下流方向に中心軸線に対して鋭角で配向される外側表面の傾斜部分を含むスカーフを各々が組み込んでいる第２のグループとして配置され、第２のグループの噴霧ウエルは、外側本体の周囲の第２のグループの噴霧ウエルと交互に並ぶ。
【００２０】
本発明の別の態様によると、燃料ノズル装置は、中央に位置するパイロット燃料噴射器と、パイロット燃料噴射器に連結されたパイロット燃料導管と、パイロット燃料噴射器を取り囲む環状ベンチュリ管と、パイロット燃料噴射器とベンチュリ管を相互接続している径方向の外側旋回ベーンのアレイと、パイロット燃料噴射器を取り囲み、燃料を排出するように構成されている複数の燃料ポートと流体連通する密閉された内部空間を含む環状主燃料噴射器と、主燃料噴射器、ベンチュリ管、およびパイロット燃料噴射器を取り囲み、内部に形成された噴霧ウエルのアレイを含む略円筒状の外側表面を有し、各噴霧ウエルは、主燃料ポートの１つと位置合わせされており、噴霧ウエルの一部は、中心軸線に対して鋭角で配向される外側表面の傾斜部分を含むスカーフを組み込んでいる環状外側本体と、主燃料噴射器の上流に配置され、液体燃料を内部空間に供給するように構成されている主燃料導管と、主燃料導管と主燃料噴射器との間に配置され、流体ロックが複数の平行なキャピラリ流路を備えるブロック装置とを含む。
【００２１】
本発明の別の態様によれば、ブロック装置は、複数の平行なキャピラリ流路を有する流体ロックを含む。
【００２２】
本発明の別の態様によれば、装置はさらに、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、燃料システムおよびパイロット燃料導管に連結されるパイロット弁と、燃料システムおよび主燃料導管に連結される主弁とを含む。
【００２３】
本発明は、以下の説明を添付図面と併せて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】
【００２４】
【図１】本発明の一態様に従って構成された流体ロックを組み込んでいるガスタービンエンジン燃料ノズルの概略断面図である。
【図２】図１の燃料ノズルの外観斜視図である。
【図３】図１に示す流体ロックの拡大図である。
【図４】図１に示す燃料ノズル内の燃料流路の概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
一般に、本発明は、流体ロック、または燃料パージングポート構成、あるいはその両方を組み込んでおり、燃料ノズル段の１つから余剰燃料をパージすることで燃料ノズル内の燃料通路のコークス化を回避しつつ多段動作と非多段動作との迅速な切換えを容易にするように配置された多段燃料ノズルを提供する。
【００２６】
以下、種々の図を通して同一の参照数字が同じ要素を指す図面を参照すると、図１は、液体炭化水素燃料をガスタービンエンジン燃焼器（図示せず）の空気流に噴射するように構成されたタイプの例示的な燃料ノズル１０を示している。燃料ノズル１０は、２つ以上の個別の段を介して選択的に燃料を噴射するように動作可能であることを意味する「多段」式のものであり、各段は、燃料ノズル１０内の個々の燃料流路によって画定されている。燃料流量はまた、各段内で可変とすることができる。
【００２７】
燃料ノズル１０は、既知のタイプの燃料システム１２に接続され、動作の必要性に応じて異なる流量で液体燃料の流れを供給するように動作可能である。燃料システム１２は、パイロット燃料導管１６に連結されるパイロット弁１４に燃料を供給し、パイロット燃料導管１６が次いで燃料ノズル１０のパイロット燃料噴射器１８に連結される。燃料システム１２はまた、主燃料導管２２に連結される主弁２０に燃料を供給し、主燃料導管２２が次いで燃料を主燃料噴射器２４に供給する。
【００２８】
説明の目的のために、燃料ノズル１０が使用されるエンジン（図示せず）の中心軸線に略平行な燃料ノズル１０の中心軸線２６を参照する。
【００２９】
パイロット燃料噴射器１８は、燃料ノズル１０の上流端部に配置され、中心軸線２６と位置合わせされ、ストラット２８によって物理的に支持される。この例では、パイロット燃料噴射器１８は、「プレフィルミングエアブラスト」、「純エアブラスト」、または「ＰＡＢ」として知られているタイプのものである。様々なタイプのパイロット燃料噴射器が知られており、ＰＡＢパイロットの代わりに用いてもよい。図示のパイロット燃料噴射器１８は、略円筒状の軸方向に細長いパイロット中央本体３０を含む。パイロット中央本体３０は、二重壁であり、中央ボア３２を画定する。中央ボア３２内に配置された中央スワラは、軸方向に細長いスワラ中央本体３４と、径方向の中央旋回ベーン３５のアレイとを備える。中央旋回ベーン３５は、旋回流を中央スワラを通過する空気流に誘導する形状および配向にされる。
【００３０】
パイロット燃料カートリッジ３６が、パイロット中央本体３０の二重壁と共に配置されている。パイロット燃料カートリッジ３６は、ストラット２８内に位置するパイロット燃料導管１６と、環状パイロット供給リング４０との間に延びる軸方向供給通路３８を含む。パイロット燃料カートリッジ３６の後方端部は、パイロット中央本体３０の二重壁の開放後方端部と連通し、フィルミング出口構造４２を画定するように協働する。
【００３１】
環状ベンチュリ管４４が、パイロット燃料噴射器１８を取り囲む。環状ベンチュリ管４４は、軸方向配列で、略円筒状の上流セクション４６と、最小径のスロート４８と、下流の分岐セクション５０とを含む。外側空気スワラを画定する径方向の外側旋回ベーン５２のアレイは、パイロット中央本体３０とベンチュリ管４４との間に延びる。外側旋回ベーン５２は、ストラット２８と協働してパイロット燃料噴射器１８を物理的に支持する。外側旋回ベーン５２は、旋回流を外側空気スワラを通過する空気流に誘導する形状および配向にされる。ベンチュリ管４４のボアは、「Ｐ」で全体を示される、燃料ノズル１０を通るパイロット空気流の流路を画定する。環状の径方向に延びる板状の熱シールド５４を、分岐セクション５０の後方端部に配置することができる。図示されるように、既知のタイプの遮熱コーティング（ＴＢＣ）５６を、熱シールド５４および／または分岐セクション５０の表面に適用することができる。
【００３２】
環状の主燃料噴射器２４は、ベンチュリ管４４を取り囲む。主燃料噴射器２４は、燃料がエンジン動作中に排出される径方向の主燃料ポート５８のアレイと連通する密閉された内部空間を画定する。主燃料噴射器２４は、主燃料導管２２によって燃料が供給される。
【００３３】
環状外側本体６０が、主燃料噴射器２４、ベンチュリ管４４、およびパイロット燃料噴射器１８を取り囲み、燃料ノズル１０の外側の面を画定する。パイロット燃料噴射器１８、ベンチュリ管４４、主燃料噴射器２４、および外側本体６０は、すべて互いに同軸である。組み立てられると、外側本体６０の前方端部６２は、ステムハウジング構成要素（図示せず）に接合される。外側本体６０の後方端部６４は、熱シールド５４に向けられた冷却孔６８を組み込んでいる環状の径方向に延びるバッフル６６を含むことができる。前方および後方端部６２と６４との間に延びる略円筒状の外側表面７０は、「Ｍ」で全体を示される混合気流に動作時に曝される。外側本体６０は、ベンチュリ管４４および後述する内側本体８０と協働して二次流路７２を画定する。二次流路７２を通過する空気は、冷却孔６８を通って排出される。
【００３４】
図２で最もよく分かるように、外側本体６０の外側表面７０は、内部に形成された「噴霧ウエル」７４と呼ばれる凹部または開口部のアレイを含む。噴霧ウエル７４の各々は、主燃料ポート５８の１つと位置合わせされる。
【００３５】
噴霧ウエル７４は、主燃料噴射器２４からの燃料のパージを支援するように構成することができる。図示の例では、噴霧ウエル７４の一部は、平面視で円筒状の壁を有する簡素な円形開口部である。他の噴霧ウエル７４は、外側表面７０の傾斜部分を備える「スカーフ」を組み込んでいる。図１に示すように断面で見た場合、スカーフ７６は、関連する主燃料ポート５８とのその境界面で最大径方向深さ（外側表面７０に対して測定）を有し、径方向高さで外方に傾斜または先細りし、主燃料ポート５８からある程度離れて外側表面７０を接合する。図２に示すように平面視で、スカーフ７６は、線７８に沿って主燃料ポート５８から離れて延び、その遠位端部で横幅は最小幅へと先細りする。線７８が延びる方向は、スカーフ７６の配向を画定する。スカーフは、中心軸線２６に対して鋭角で配向することができる。図２に示すスカーフ７６は、下流方向に配向され、したがって「下流」スカーフと呼ぶことができ、回転または旋回混合気流Ｍの流線に平行であるので中心軸線２６に対して鋭角で配向され、混合気流Ｍに対する関連する主燃料ポート５８から下流に位置する遠位端部を有する。以下でより詳細に説明するように、スカーフ７６の有無およびスカーフ７６の配向は、エンジン動作中に関連する主燃料ポート５８に存在する静的な気圧を決定する。
【００３６】
上述の基本的な要素に加えて、燃料ノズル１０は、構造支持、断熱などの機能を実行するために他の特徴を含むことができる。たとえば、図１に示すように、環状主リング支持体７８は、ストラット２８に接続され、主燃料噴射器２４と燃料ノズルステム（図示せず）のような固定取り付け構造との間の機械的接続としての役割を果たすことができる。ベンチュリ管４４を取り囲む環状内側本体８０は、放射熱シールドとしての役割を果たし、また二次流路７２の境界の画定に役立つことができる。
【００３７】
流体ロック８２は、主弁２０と主燃料噴射器２４との間の主燃料導管２２に組み込むことができる。図１および図３に示すように、流体ロック８２は、上流端部８４と、下流端部８６とを有する。軸方向長さ「Ｌ」は、上流および下流端部８４と８６との間で画定される。長さＬは、特定の用途に適するように選択され、以下でより詳細に論じる。流体ロック８２は、上流および下流端部８４と８６との間に延びる複数の平行なキャピラリ流路８８を含む。
【００３８】
キャピラリ流路８８の各々は、流路断面積「Ａ１」を有する。既知の原理によれば、面積Ａ１は、意図される液体燃料の物理的特性、および流体ロック８２の材料組成を考慮して選択され、それによりキャピラリの凹凸が、予想されるエンジン動作条件（たとえば、選択された温度および加速条件）において各キャピラリ流路８８にわたって無傷のままとなるようになっている。これは、本明細書で使用される「キャピラリ」の基本的な意味である。具体例として、キャピラリ流路８８は、約１．３ｍｍ2（０．００２ｉｎ2）の流路面積に対応する約１．２７ｍｍ（０．０５ｉｎ）以下の直径を有し、意図される液体燃料は、周囲温度から１７７℃（３５０°Ｆ）までの範囲の温度で従来のＪｅｔ−Ａ燃料（ＡＳＴＭ  Ｄ１６５５）である。キャピラリ流路８８は、非円形断面形状を有することができることに留意されたい。
【００３９】
キャピラリ流路８８の数は、適切な燃料供給圧力で所望の燃料流量を流体ロック８２に通すことができるように選択される。所望であれば、キャピラリ流路８８の数は、流体ロック８２における圧力損失が流路面積Ａ１よりも通常著しく大きい流路断面積「Ａ２」を有する主燃料導管２２の同等の長さにわたる圧力損失と略同一となるように選択することができる。
【００４０】
本明細書で図示され、説明される例示的な燃料ノズル１０を、様々な部品または要素のアセンブリとすることができる。あるいは、燃料ノズル１０のすべてもしくは一部またはより少ないサブアセンブリもしくは構成要素は、一体のワンピースまたはモノリシック構成であってもよいし、直接金属レーザ焼結（ＤＭＬＳ）または直接金属レーザ溶融（ＤＭＬＭ）などの急速な製造プロセスを利用して製造することができる。
【００４１】
ここで、ガスタービンエンジンが高出力動作中に多くの熱入力、すなわち多くの燃料流、および低出力動作中に少ない熱入力、すなわち少ない燃料流が必要であるという理解の下に、異なるエンジン動作条件に対する燃料ノズル１０の動作について説明する。一部の動作条件中、パイロット弁１４と主弁２０の両方は開放されている。液体燃料がパイロット弁１４からの圧力下でパイロット燃料導管１６を通ってパイロット燃料カートリッジ３６内に流れ、フィルミング出口構造４２を介してパイロット気流Ｐに排出される。燃料は次に、霧化して下流に搬送され、燃焼器（図示せず）内で燃焼される。液体燃料はまた、主弁２０からの圧力下で主燃料導管２２、流体ロック８２（存在する場合）を通って主燃料噴射器２４内に流れ、主燃料ポート５８を介して混合気流Ｍに排出される。燃料は次に、霧化して下流に搬送され、燃焼器（図示せず）内で燃焼する。
【００４２】
「パイロットオンリーオペレーション」として知られている特定の動作条件では、パイロット燃料噴射器１８は動作を継続し、パイロット弁１４は開放されたままであるが、主弁２０は閉じられる。最初に主弁２０が閉じた後に、弁下流圧力は混合気流Ｍの支配的な気圧を迅速に均一化し、主燃料ポート５８を通る燃料流は停止する。燃料が主燃料噴射器２４に残る場合、上述したようにコークス化の対象となる。ここで、後述する噴霧ウエルスカーフの構成などのパージプロセスの動作は、主燃料ポート５８から上流に移動することで燃料ノズル１０から燃料を積極的に排出させるように動作してもよい。
【００４３】
流体ロック８２の下流端部８６に残っている燃料が最終的にパージされると、パージプロセスが効果的に終了する。多量の燃料「Ｆ」は、主弁２０と流体ロック８２の下流端部８６との間の主燃料導管２２に含まれる。より具体的には、燃料Ｆの小さい表面張力およびキャピラリ流路８８の壁へのその密着性が、空気と液体の境界面で空気と燃料Ｆの交換を防止する。キャピラリ流路８８の固定境界内に小さい流体カラムとして燃料Ｆをとどめることは、高密度の燃料Ｆから生成され得る質量に関連する力を低減し、それにより小さい表面張力に流体ロック８２のキャピラリ流路８８の境界内に燃料Ｆを保持させることを可能にする。別の言い方をすれば、多量の燃料は、閉じた主弁２０と流体ロック８２との間で積極的に「トラップ」される。
【００４４】
ここで、燃料Ｆが流体ロック８２から出ることができる唯一のプロセスは、下流端部８６から上流に進行することによる蒸発である。燃料Ｆが流体ロック８２の上流端部８４から出る場合、主燃料導管２２を排液させ、流体ロック８２を再充填して排液と充填のサイクルを開始することになる可能性がある。この状況を回避するために、流体ロック８２の長さＬを既知のまたは推定された蒸発速度に基づいて選択し、少なくとも選択された時間間隔の間、流体ロック８２の上流端部８４の上流への燃料と空気の境界面の移動を蒸発に生じさせないようにすることができる。
【００４５】
機械弁の下流の地点で液体の流れを分離または遮断したいという所望があるたびに、流体ロック８２は、燃料ノズル１０に有用である。過度のコークス化を回避するために必要な燃料ノズル１０の部分のみをパージすることにより、必要に応じて比較的少量の燃料を送出して燃料通路を再充填し、主燃料ポート５８からの燃料の排出を開始する必要がある。これは燃焼器応答時間を減少させ、一部の従来技術の設計で使用されている燃料ノズル１０および導管２２の完全なパージと比較して、エンジン動作性を向上させる。流体ロック８２の位置で弁（図示せず）を使用して部分的なパージを実施することもでき、流体ロック８２は、何の移動部品や閉境界を含まないという利点を有する。
【００４６】
パージ方法および構成について、ここでさらに詳細に説明する。上述したように、主燃料噴射器２４は、各々が外側本体６０の周囲で単一の噴霧ウエル７４と連通する主燃料ポート５８のアレイと連通する。混合気流Ｍが「旋回流」を示し、すなわち、その速度が、中心軸線２６に対する軸方向と接線方向の分力の両方を有する。図２に示すように、噴霧ウエル７４は、交互に並ぶ主燃料ポート５８が異なる静圧に曝されるように配置してもよい。たとえば、スカーフ７６に関連しない主燃料ポート５８の各々は、混合気流Ｍで一般的に支配的な静圧に曝される。説明の目的のために、これらを本明細書において「中圧ポート」と呼ぶ。「下流」スカーフ７６に関連する主燃料ポート５８の各々は、混合気流Ｍの支配的な静圧と比較して減少した静圧に曝される。説明の目的のために、これらを本明細書において「低圧ポート」と呼ぶ。図示していないが、１つ以上のスカーフ７６を、下流スカーフ７６の配向と反対に配向させることも可能である。これらは「上流スカーフ」となり、関連する主燃料ポート５８は、混合気流Ｍの支配的な静圧と比較して増大した静圧に曝される。説明の目的のために、これらを本明細書において「高圧ポート」と呼ぶ。
【００４７】
図４を参照すると、中圧ポート（０で示す）は、低圧ポート（マイナス記号で示す）と交互に並んでもよい。隣接するポート間の局所的な静圧差は、残っている燃料Ｆの流れを駆動して主燃料噴射器２４を空にさせる。図中に矢印で示すように、空気は中圧ポート（０）に流入し、燃料を主燃料噴射器２４において中圧ポート（０）から低圧ポート（−）へと接線方向に流れるように駆動し、低圧ポート（−）を出る。これは急速に主燃料噴射器２４をパージし、流体ロック８２の下流の主燃料導管２２の部分から燃料を排出させる。ポートおよびスカーフは、ポート間パージを駆動するために効果的な圧差を生成する任意の構成で配置することができる。たとえば、正圧ポートは中圧ポートと交互に並ぶことができ、または、正圧ポートは負圧ポートと交互に並ぶことができる。
【００４８】
このパージ構成および動作は、流体ロック８２が無くても有用である。しかし、流体ロック８２、または完全なパージを遮断するのに効果的な何らかの他の装置と協働する部分的なパージに特に有用である。上述したように、弁は、この目的のために使用することができる。流体ロック８２または機能的に同等な装置を示すブロック装置９０が、図４に概略的に示されている。
【００４９】
上述した本発明は、従来技術に勝るいくつかの利点を有する。それは、主燃料流が停止している際であっても主燃料噴射器２４をパージすることを可能にしつつ、主燃料噴射器２４の先頭の下流の主弁２０からの燃料で満たされている主回路の部分を維持するための手段を提供する。これは、従来技術の設計で使用されている完全なパージ後にすべての主回路を再充填することに関連する主噴射のタイムラグを低減する。
【００５０】
燃料が主燃料噴射器２４のみからパージされてポート間流路が使用されるので、駆動するパージ圧が完全なパージと比較して大幅に減少し、したがって主燃料ポート５８および主リング供給回路を通って流れる高温パージ空気の量を減少することができる。これは、燃料ノズル１０の後方通路内のパージ空気流によるあらゆる加えられる熱負荷を減少して利点を主燃料ポート５８にもたらし、この位置でのコークスの形成が減少する。
【００５１】
部分的なパージに関連する低下した熱負荷はまた、燃料ノズル１０の先端内の燃料通路および局所的な構造部材における熱誘起応力を低減する。温度による材料特性を劣化の影響が低減され、全体的なノズル寿命が増加する。
【００５２】
その上、パージ回路長が比較的短く、主燃料噴射器２４が周方向に対称的であるため、主リングのポート間パージが高度に一貫した方法でパージ機能を行うことが期待され、これは燃料ノズルの設置の配向が、パージ性能に最小限の影響しか有さないことが期待されていることを意味する。
【００５３】
以上、ガスタービンエンジン燃料ノズル用の流体ロックおよびパージ装置、ならびにそれを作製および使用する方法を説明した。（いかなる添付の特許請求の範囲、要約書および図面をも含む）本明細書に開示された特徴のすべて、および／またはそのように開示されたいかなる方法またはプロセスのステップのすべては、そのような特徴および／またはステップの少なくとも一部が相互に排他的である組み合わせを除いて、いかなる組み合わせでも組み合わせることができる。
【００５４】
（いかなる添付の特許請求の範囲、要約書および図面をも含む）本明細書に開示された各特徴は、別段に明記されていない限り、同じ、均等のまたは同様の目的に適う代替特徴によって交換することができる。したがって、別段に明記されていない限り、開示された各特徴は均等のまたは同様の特徴の包括的系列の１例にすぎない。
【００５５】
本発明は、上記の実施形態の詳細に制限されない。本発明は、（いかなる添付の特許請求の範囲、要約書および図面をも含む）本明細書に開示された特徴のいかなる新規の特徴またはいかなる組み合わせにも、あるいはそのように開示されたいかなる方法またはプロセスのステップのいかなる新規の特徴またはいかなる組み合わせにも及ぶ。
【符号の説明】
【００５６】
１０  燃料ノズル
１２  燃料システム
１４  パイロット弁
１６  パイロット燃料導管
１８  パイロット燃料噴射器
２０  主弁
２２  主燃料導管
２４  主燃料噴射器
２６  中心軸線
２８  ストラット
３０  パイロット中央本体
３２  中央ボア
３４  スワラ中央本体
３５  中央旋回ベーン
３６  パイロット燃料カートリッジ
３８  軸方向供給通路
４０  環状パイロット供給リング
４２  フィルミング出口構造
４４  ベンチュリ管
４６  上流セクション
４８  スロート
５０  分岐セクション
５２  外側旋回ベーン
５４  熱シールド
５６  遮熱コーティング
５８  主燃料ポート
６０  環状外側本体
６２  前方端部
６４  後方端部
６６  バッフル
６８  冷却孔
７０  外側表面
７２  二次流路
７４  噴霧ウエル
７６  スカーフ
７８  線、環状主リング支持体
８０  内側本体
８２  流体ロック
８４  上流端部
８６  下流端部
８８  キャピラリ流路
９０  ブロック装置
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【国際調査報告】
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