(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１０）の燃焼室（６２）内で使用するミキサ組立体（１００）であって、
パイロットミキサ（１０２）と、メインミキサ（１０４）と、燃料マニホルド（１０６）と、を含み、
前記パイロットミキサ（１０２）が、
中空内部を有する環状パイロットハウジング（１０８）と、
前記パイロットハウジング（１０８）内に取付けられかつ該パイロットハウジング（１０８）の中空内部に燃料小滴を供給するようになった一次燃料噴射器（１１０）と、
前記一次燃料噴射器（１１０）の上流に配置された複数の軸方向スワーラ（１１２、１１４）であって、該複数のスワーラ（１１２、１１４）の各々がそれぞれのスワーラ（１１２、１１４）を通って移動する空気を旋回させて該空気と前記一次燃料噴射器（１１０）によって供給された燃料小滴とを混合するための複数のベーンを有する複数の軸方向スワーラ（１１２、１１４）と、
前記パイロットハウジング（１０８）の中空内部に燃料を導入するための複数の二次燃料噴射ポート（１３４）と、を含み、
前記メインミキサ（１０４）が、
（１）前記パイロットハウジング（１０８）を囲みかつ環状空洞（１２６）を形成したメインハウジング（１２４）と、
（２）前記空洞（１２６）内に燃料を導入するための複数の燃料噴射ポート（１２８）と、
（３）前記複数の燃料噴射ポート（１２８）の上流に配置された少なくとも１つのスワーラ（１３０）であって、該メインミキサスワーラ（１３０）の各々がそれぞれのスワーラを通って移動する空気を旋回させて該空気と前記メインミキサ燃料噴射ポート（１２８）によって供給された燃料小滴とを混合するための複数のベーンを有する少なくとも１つのスワーラ（１３０）と、を含み、
前記燃料マニホルド（１０６）が、前記パイロットミキサ（１０２）内の複数の二次燃料噴射ポート（１３４）及び前記メインミキサ（１０４）内の複数の燃料噴射ポート（１２８）と流れ連通状態になっており、
前記パイロットミキサ（１０２）内の複数の二次燃料噴射ポート（１３４）の燃料噴射方向が、前記メインミキサ（１０４）内の複数の燃料噴射ポート（１２８）の燃料噴射方向と逆方向である、
ミキサ組立体（１００）。
【請求項２】
前記パイロットミキサ（１０２）が、
前記一次燃料噴射器（１１０）の上流に配置され、それを通って移動する空気を旋回させるための複数のベーンを有する第１の軸方向スワーラ（１１２）と、
前記一次燃料噴射器（１１０）の上流でありかつ前記第１の軸方向スワーラ（１１２）の半径方向外側に配置され、それを通って移動する空気を旋回させるための複数のベーンを有する第２の軸方向スワーラ（１１４）と、
前記第１及び第２の軸方向スワーラ（１１２、１１４）間に配置され、ベンチュリ部分（１１８）まで下流方向に延びるスプリッタ（１１６）と、をさらに含む、
請求項１記載のミキサ組立体（１００）。
【請求項３】
前記第２のスワーラ（１１４）が、前記パイロットハウジング（１０８）の内表面（１５６）に向けて空気を導くように構成される、請求項２記載のミキサ組立体（１００）。
【請求項４】
前記パイロットミキサ（１０２）の二次燃料噴射ポート（１３４）が、前記パイロットハウジング（１０８）の中心軸線（１２０）と交差する指定平面（１３６）内で円周方向に間隔を置いて配置される、請求項１記載のミキサ組立体（１００）。
【請求項５】
前記パイロットミキサ（１０２）の二次燃料噴射ポート（１３４）が、前記パイロットハウジング（１０８）の中心軸線（１２０）に対してほぼ垂直に配向される、請求項１記載のミキサ組立体（１００）。
【請求項６】
前記パイロットミキサ（１０２）の二次燃料噴射ポート（１３４）が、前記パイロットハウジング（１０８）のフレア部分（１３８）内に形成される、請求項１記載のミキサ組立体（１００）。
【請求項７】
前記パイロットミキサ（１０２）が、前記一次燃料噴射器（１１０）からのみ燃料が供給されている時に、最大推力の最高約３０％まで前記ガスタービンエンジン（１０）に動力発生させることができる、請求項１記載のミキサ組立体（１００）。
【請求項８】
前記パイロットミキサ（１０２）が、前記一次燃料噴射器（１１０）及び二次燃料噴射ポート（１３４）によって燃料が供給されている時に、最大推力の７０％まで前記ガスタービンエンジン（１０）に動力発生させることができる、請求項１記載のミキサ組立体（１００）。
【請求項９】
前記パイロットミキサ（１０２）の各二次燃料噴射ポート（１３４）を囲みかつ空気供給源と流れ連通状態になった通路（１４０）をさらに含む、請求項１記載のミキサ組立体（１００）。
【請求項１０】
前記パイロットミキサ（１０２）を通る空気流量が、１０％〜３０％である、請求項１記載のミキサ組立体（１００）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、エンジンの全運転領域にわたって有害燃焼生成物成分の生成が最少化される多段燃焼システムに関し、より具体的には、一次燃料噴射器及び二次燃料噴射ポートを備えたパイロットミキサを有するミキサ組立体に関する。
【背景技術】
【０００２】
スモッグ及びその他の有害環境状態の原因となるガス、特にガスタービンエンジンから排出されるそれらのガスの生成及び放出を最少化することに関する最近の重要視は、そのような有害燃焼生成物成分の生成及び放出を減少させる努力の中で開発された種々の燃焼器設計をもたらした。燃焼器設計に影響を与えるその他の要因は、効率的かつ低コスト運転を求めるガスタービンエンジンユーザの願望であり、このことは、エンジン出力を維持するか又はさらに増大させながら同時に燃料消費量を低減する必要性に置き換えられる。その結果、航空機ガスタービンエンジン燃焼システムにおける重要な設計基準には、様々なエンジン運転条件下で高い熱効率を得るために、そしてまた粒子の排出、有害ガスの排出、及び光化学スモッグ形成の前駆物質である燃焼生成物の排出の原因となる有害燃焼状態の最少化を得るために、高い燃焼温度の実現が含まれる。
【０００３】
様々な政府規制機関が、有害大気状態の発生の主要因として特定された未燃焼炭化水素（ＨＣ）、一酸化炭素（ＣＯ）及び窒素酸化物（ＮＯｘ）の許容レベルに対する排出限界値を設定している。従って、それらの基準を満たすために、種々の燃焼器設計が開発されてきた。例えば、ガスタービンエンジンの有害燃焼生成物の排出を最少化する問題に取り組む１つの方法は、多段燃焼を装備することである。この装置内では、低速低出力状態に対しては第１段バーナを利用して、燃焼生成物の特性をより厳密に制御する燃焼器が設けられる。より高い出力状態に対しては、燃焼生成物を排出限界値内に維持することを試みながら第１段及び第２段バーナの組合せが設けられる。第１段及び第２段バーナの作動をエンジンの効率的な熱運転を可能にすると同時に有害燃焼生成物の生成を最少化するようにバランスさせることは、達成するのが困難であることが分かるであろう。この点に関して、ＮＯｘの排出を低下させるために低い燃焼温度で運転することは、不完全又は部分的不完全燃焼を生じることにもなり、それによって過度な量のＨＣ及びＣＯの生成を招き、加えて出力及び熱効率の低下を招く可能性がある。他方、高い燃焼温度は、熱効率を改善しかつＨＣ及びＣＯの量を低下させるが、多くの場合にＮＯｘの放出を一層高めることになる。
【０００４】
それらの有害燃焼生成物成分の生成を最少化するために提案された別の方法は、噴射燃料と燃焼空気とをより効果的に混合させるようにすることである。この点に関して、燃料と空気との混合を改善する数多くのミキサ設計が長年にわたって提案されてきた。このようにして、燃焼が混合気全体にわたって均一に発生し、不完全燃焼によって生じるＨＣ及びＣＯのレベルを低下させる。しかしながら、たとえ混合を改善したとしても、火炎温度が高い場合には、高出力状態において高レベルの有害ＮＯｘが形成される。
【０００５】
これまで利用されてきた１つのミキサ設計は、ツイン環状予混合スワーラ（ＴＡＰＳ）として知られており、以下の米国特許第６，３５４，０７２号、第６，３６３，７２６号、第６，３６７，２６２号、第６，３８１，９６４号、第６，３８９，８１５号、第６，４１８，７２６号、第６，４５３，６６０号、第６，４８４，４８９号及び第６，８６５，８８９号に開示されている。米国特許出願公開第２００２／０１７８７３２号もまた、ＴＡＰＳミキサの一部の実施形態を示している。ＴＡＰＳミキサ組立体は、全エンジン運転サイクルの間に燃料が供給されるパイロットミキサと、エンジン運転サイクルの高出力状態の間にのみ燃料が供給されるメインミキサとを含むことが解るであろう。高出力状態（つまり、離陸及び上昇）の間における組立体のメインミキサにおける改良が出願番号第１１／１８８，５９６号、第１１／１８８、５９８号及び第１１／１８８，４７０号を有する米国特許出願に開示されているが、燃焼効率を維持した状態でエンジンの運転エンベロープのその他の部分（つまり、アイドル、進入及び巡航）にわたる運転性を改善するように、パイロットミキサを改良することが望まれている。
【特許文献１】米国特許第６，３５４，０７２号公報
【特許文献２】米国特許第６，３６３，７２６号公報
【特許文献３】米国特許第６，３６７，２６２号公報
【特許文献４】米国特許第６，３８１，９６４号公報
【特許文献５】米国特許第６，３８９，８１５号公報
【特許文献６】米国特許第６，４１８，７２６号公報
【特許文献７】米国特許第６，４５３，６６０号公報
【特許文献８】米国特許第６，４８４，４８９号公報
【特許文献９】米国特許第６，８６５，８８９号公報
【特許文献１０】米国特許出願公開第２００２／０１７８７３２号公報
【特許文献１１】米国特許出願公開第１１／１８８，５９６号公報
【特許文献１２】米国特許出願公開第１１／１８８、５９８号公報
【特許文献１３】米国特許出願公開第１１／１８８，４７０号公報
【特許文献１４】米国特許出願公開第１１／１８８，４８３号公報
【特許文献１５】米国特許出願公開第１１／１８８，５９５号公報
【特許文献１６】米国特許第６，４０５，５２３号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
従って、広範囲のエンジン運転状態にわたって有害燃焼生成物成分の生成が最少化されるガスタービンエンジン燃焼器を提供する必要が存在する。さらに、ネスト化燃焼器装置のパイロットミキサは、エンジンの運転領域全体にわたって運転性を向上させかつエミッションを低減するように改良されることが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明の第１の例示的な実施形態では、ガスタービンエンジンの燃焼室内で使用するミキサ組立体は、パイロットミキサと、メインミキサと、燃料マニホルドとを含むものとして開示している。より具体的には、パイロットミキサは、中空内部を有する環状パイロットハウジングと、パイロットハウジング内に取付けられかつ該パイロットハウジングの中空内部に燃料小滴を供給するようになった一次燃料噴射器と、一次燃料噴射器の上流に配置された複数の軸方向スワーラであって、該複数のスワーラの各々がそれぞれのスワーラを通って移動する空気を旋回させて該空気と一次燃料噴射器によって供給された燃料小滴とを混合するための複数のベーンを有する複数の軸方向スワーラと、パイロットハウジングの中空内部に燃料を導入するための複数の二次燃料噴射ポートとを含む。メインミキサはさらに、パイロットハウジングを囲みかつ環状空洞を形成したメインハウジングと、空洞内に燃料を導入するための複数の燃料噴射ポートと、複数の燃料噴射ポートの上流に配置された少なくとも１つのスワーラであって、該メインミキサスワーラの各々がそれぞれのスワーラを通って移動する空気を旋回させて該空気とメインミキサ燃料噴射ポートによって供給された燃料小滴とを混合するための複数のベーンを有する少なくとも１つのスワーラとを含む。燃料マニホルドは、パイロットミキサ内の複数の二次燃料噴射ポート及びメインミキサ内の複数の燃料噴射ポートと流れ連通状態になっている。
【０００８】
本発明の第２の例示的な実施形態では、パイロットミキサ及びメインミキサを有するガスタービンエンジン燃焼器を作動させる方法を開示しており、この場合に、パイロットミキサは、中空内部を有する環状パイロットハウジングと、パイロットハウジング内に取付けられかつ該パイロットハウジングの中空内部に燃料小滴を供給するようになった一次燃料噴射器と、一次燃料噴射器の上流に配置された複数の軸方向スワーラであって、該複数のスワーラの各々がそれぞれのスワーラを通って移動する空気を旋回させて該空気と一次燃料噴射器によって供給された燃料小滴とを混合するための複数のベーンを有する複数の軸方向スワーラと、パイロットハウジングの中空内部に燃料を導入するための複数の二次燃料噴射ポートとを含む。本方法は、スワーラを介して空気を指定流量で供給する段階と、一次燃料噴射器を介して燃料を供給する段階と、ガスタービンエンジンの運転サイクルにおける所定の時点の間にパイロットミキサの二次燃料噴射ポートを介して燃料を供給する段階とを含む。
【０００９】
本発明の第３の例示的な実施形態では、ガスタービンエンジンのための燃焼器は、外側ライナと、外側ライナから半径方向に間隔を置いて配置されて該外側ライナとの間に燃焼室を形成するようになった内側ライナと、燃焼室の上流端部に配置されたドームと、ドームの開口内に配置された複数のミキサ組立体とを含むものとして開示している。各ミキサ組立体は、パイロットミキサを有し、パイロットミキサは、中空内部を有する環状パイロットハウジングと、パイロットハウジング内に取付けられかつ該パイロットハウジングの中空内部に燃料小滴を供給するようになった一次燃料噴射器と、一次燃料噴射器の上流に配置された複数の軸方向スワーラであって、該複数のスワーラの各々がそれぞれのスワーラを通って移動する空気を旋回させて該空気と一次燃料噴射器によって供給された燃料小滴とを混合するための複数のベーンを有する複数の軸方向スワーラと、パイロットハウジングの中空内部に燃料を導入するための複数の二次燃料噴射ポートとを含む。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
次に図全体を通して同一の参照符号が同じ要素を表している図面を詳細に参照すると、図１は、航空機で利用する例示的なガスタービンエンジン１０（高バイパス型）を概略形式で示しており、ガスタービンエンジン１０は、それを貫通した長手方向つまり軸方向中心軸線１２を基準のために有する。エンジン１０は、その全体を参照符号１４で特定したコアガスタービンエンジンと、コアガスタービンエンジン１４の上流に配置されたファンセクション１６とを含むのが好ましい。コアエンジン１４は一般的に、環状入口２０を形成したほぼ管状の外側ケーシング１８を含む。外側ケーシング１８はさらに、コアエンジン１４に流入する空気の圧力を第１の圧力レベルまで上昇させるためのブースタ圧縮機２２を囲みかつ支持する。高圧多段軸流圧縮機２４が、ブースタ２２から加圧空気を受け、該空気の圧力をさらに増大させる。加圧空気は、燃焼器２６に流れ、燃焼器２６において、加圧空気ストリーム内に燃料が噴射されて、加圧空気の温度及びエネルギーレベルを上昇させる。高エネルギー燃焼生成物は、燃焼器２６から第１の（高圧）タービン２８に流れて、第１の（高圧）駆動シャフト３０を介して高圧圧縮機２４を駆動し、次に第２の（低圧）タービン３２に流れて、第１の駆動シャフト３０と同軸になった第２の（低圧）駆動シャフト３４を介してブースタ圧縮機２２及びファンセクション１６を駆動するようになる。タービン２８及び３２の各々を駆動した後に、燃焼生成物は、排気ノズル３６を通してコアエンジン１４から流出して、推進ジェット推力をもたらす。
【００１１】
ファンセクション１６は、環状ファンケーシング４０によって囲まれた回転軸流ファンロータ３８を含む。ファンケーシング４０は、複数のほぼ半径方向に延びかつ円周方向に間隔を置いて配置された出口案内ベーン４２によってコアエンジン１４により支持されることが分かるであろう。このようにして、ファンケーシング４０は、ファンロータ３８及びファンロータブレード４４を囲む。ファンケーシング４０の下流セクション４６は、コアエンジン１４の外側部分の上方で延びて、付加的推進ジェット推力をもたらす二次的又はバイパス空気流導管４８を形成する。
【００１２】
流れの観点によると、矢印５０で表した初期空気流は、ファンケーシング４０への入口５２を介してガスタービンエンジン１０に流入する。空気流５０は、ファンブレード４４を通って流れ、導管４８を通って移動する第１の加圧空気流（矢印５４で表す）と、ブースタ圧縮機２２に流入する第２の加圧空気流（矢印５６で表す）とに分割される。第２の加圧空気流５６の圧力は、増大され、矢印５８で表すように高圧圧縮機２４に流入する。燃焼器２６内で燃料と混合されかつ燃焼された後に、燃焼生成物６０は、燃焼器２６から流出し、第１のタービン２８を通って流れる。燃焼生成物６０は次に、第２のタービン３２を通って流れ、排気ノズル３６から流出して、ガスタービンエンジン１０の推力をもたらす。
【００１３】
図２で最もよく分かるように、燃焼器２６は、長手方向軸線１２と同軸になった環状燃焼室６２、並びに入口６４及び出口６６を含む。上に指摘したように、燃焼器２６は、高圧圧縮機吐出口６９から環状の加圧空気ストリームを受ける。この圧縮機吐出空気の一部分は、混合（ミキサ）組立体６７内に流入し、ミキサ組立体６７内において、また燃料ノズル６８から燃料が噴射されて空気と混合し、燃料−空気混合気を形成し、この混合気は、燃焼のために燃焼室６２に供給される。燃料−空気混合気の点火は、適当な点火器７０によって行われ、その結果生じた燃焼ガス６０は、環状の第１段タービンノズル７２に向けて軸方向に流れかつ第１段タービンノズル７２内に流れる。ノズル７２は、複数の半径方向に延びかつ円周方向に間隔を置いて配置されたノズルベーン７４を含む環状流れ通路によって形成され、ノズルベーン７４は、ガスが或る角度をもって流れかつ第１のタービン２８の第１段タービンブレード上に衝突するように、ガスを方向転換させる。図１に示すように、第１のタービン２８は、第１の駆動シャフト３０を介して高圧圧縮機２４を回転させるのが好ましい。低圧タービン３２は、第２の駆動シャフト３４を介してブースタ圧縮機２２及びファンロータ３８を駆動するのが好ましい。
【００１４】
燃焼室６２は、エンジン外側ケーシング１８内に収納され、環状燃焼器外側ライナ７６及び半径方向内側に配置された環状燃焼器内側ライナ７８によって形成される。図２の矢印は、圧縮機吐出空気が燃焼器２６内で流れる方向を示している。図に示すように、空気の一部は、外側ライナ７６の最外側表面上を流れ、一部は、燃焼室６２内に流入し、また一部は、内側ライナ７８の最内側表面上を流れる。
【００１５】
これ迄の設計とは違って、それぞれ外側及び内側ライナ７６、７８には、燃焼生成物がタービンノズル７２に流入する前に燃焼プロセスを完了させるために付加的空気が燃焼室６２に流入するのを可能にする複数の希釈口を設けないのが好ましい。これは、これまた本発明の出願人が所有する「エミッションを低減した高圧ガスタービンエンジン」の名称の特許出願（出願番号第１１／１８８，４８３号）に従っている。しかしながら、外側ライナ７６及び内側ライナ７８は、それらの最外側表面に沿って流れる空気の幾らかが燃焼室６２の内部内に流入するのを可能にする複数のより小さな環状に間隔を置いて配置された冷却空気開口（図示せず）を含むのが好ましいことが解るであろう。それらの内向きに向いた空気流は、燃焼室６２の内部に面した外側及び内側ライナ７６及び７８の内表面に沿って流れて、それらに沿って冷却空気のフィルムを形成するようになる。
【００１６】
複数の軸方向に延びるミキサ組立体６７は、燃焼器２６の上流端部において円形配列の形態で配置され、環状燃焼室６２の入口６４内に延びることが解るであろう。環状ドームプレート８０が、内向きかつ前向きに延びて燃焼室６２の上流端部を形成し、かつミキサ組立体６７を受けるようにその中に形成された複数の円周方向に間隔を置いて配置された開口を有することが分かるであろう。それらの部分について、それぞれ内側及び外側ライナ７６及び７８の各々の上流部分は、
互いに半径方向に間隔を置いて配置され、外側カウル８２と内側カウル８４とを形成する。外側及び内側カウル８２及び８４の最前方端部間の間隔は、燃焼室入口６４を形成して、圧縮機吐出空気が燃焼室６２に流入するのを可能にする開口を構成する。
【００１７】
図３には、本発明の１つの実施形態による混合（ミキサ）組立体１００を示している。ミキサ組立体１００は、パイロットミキサ１０２と、メインミキサ１０４と、それら両ミキサ間に配置された燃料マニホルド１０６とを含むのが好ましい。より具体的には、パイロットミキサ１０２は、中空内部を有する環状パイロットハウジング１０８と、ハウジング１０８内に取付けられかつ該パイロットハウジング１０８の中空内部に燃料小滴を供給するようになった一次燃料噴射器１１０とを含むのが好ましいことが分かるであろう。さらに、パイロットミキサ１０２は、一次燃料噴射器１１０に隣接して半径方向内側位置に設置された第1のスワーラ１１２と、第1のスワーラ１１２の半径方向外側位置に設置された第２のスワーラ１１４と、両スワーラ間に配置されたスプリッタ１１６とを含むのが好ましい。図に示すように、スプリッタ１１６は、一次燃料噴射器１１０の下流に延びて、下流部分においてベンチュリ１１８を形成する。第１及び第２のパイロットスワーラ１１２及び１１４は、ミキサ組立体１００の中心軸線１２０とほぼ平行に配向され、それらスワーラ１１２及び１１４を通って移動する空気を旋回させるための複数のベーンを含むことが解るであろう。パイロットミキサ１０２には、エンジン運転サイクルの間の全ての時間において燃料及び空気が供給されて、燃焼室６２の中央部分（図２参照）内に一次燃焼ゾーン１２２が生成されるようになる。
【００１８】
メインミキサ１０４はさらに、半径方向にパイロットハウジング１０８を囲みかつ環状空洞１２６を形成した環状メインハウジング１２４と、環状空洞１２６内に燃料を導入する複数の燃料噴射ポート１２８と、その全体を参照符号１３０で特定したスワーラ装置とを含む。スワーラ装置１３０は、共に本発明の所有者が出願人である、「複数の二重反転スワーラを有するガスタービンエンジンの燃焼器のためのミキサ組立体」の名称の特許出願（出願番号第１１／１８８，５９６号）及び「成形通路を有するガスタービンエンジン燃焼器のミキサ組立体のためのスワーラ装置」の名称の特許出願（出願番号第１１／１８８，５９５号）に見られるような幾つかの形態のいずれかとして構成することができる。しかしながら、図３では、スワーラ装置１３０は、燃料噴射ポート１２８の上流に配置された少なくとも第1のスワーラ１４４を含むのが好ましいことが分かるであろう。図に示すように、第１のスワーラ１４４は、ミキサ組立体１００の中心軸線１２０に対してほぼ半径方向に配向されるのが好ましい。第１のスワーラ１４４は、それらの間を流れる空気を旋回させるための複数のベーン１５０を含むということに注目されたい。ベーン１５０は円周方向にほぼ均一に間隔を置いて配置されているので、隣接するベーン１５０間には、複数のほぼ一様な通路が形成される。さらに、スワーラ１４４は、上記に特定した‘５９５特許出願に開示されているように、通路を望ましい状態の形状にするような種々の構成を有するベーンを含むことができることが、解るであろう。
【００１９】
スワーラ装置１３０はまた、燃料噴射ポート１２８の上流に配置されかつ好ましくは中心軸線１２０とほぼ平行に配向された第２のスワーラ１４６を含むものとして図示している。第２のスワーラ１４６はさらに、それらの間を流れる空気を旋回させるための複数のベーン１５２を含む。ベーン１５２は円周方向にほぼ均一に間隔を置いて配置され、それによってそれらの間に複数のほぼ一様な通路を形成したものとして示しているが、そのようなベーン１５２はまた、通路を望ましい状態の形状にするような種々の構成を有することができる。
【００２０】
上に述べたように、燃料マニホルド１０６は、パイロットミキサ１０２とメインミキサ１０４との間に設置され、かつ燃料供給源と流れ連通状態になっている。燃料噴射ポート１２８は、燃料マニホルド１０６と流れ連通状態になっており、また中心本体外側シェル１４０の周りで円周方向に間隔を置いて配置される。図３で分かるように、燃料噴射ポート１２８は、燃料が環状空洞１２６の上流端部内に供給されるように配置されるのが好ましい。
【００２１】
燃料がメインミキサ１０４に供給されると、燃焼室６２内に環状の二次燃焼ゾーン１９８が形成され、この燃焼ゾーンは、一次燃焼ゾーン１２２から半径方向外側に間隔を置きかつ該一次燃焼ゾーン１２２を同心に囲む。ガスタービンエンジン１０の寸法に応じて、燃焼室６２の入口６４には、２０個位もの多くのミキサ組立体１００を円形配列として配置することができる。
【００２２】
図３、図４及び図６で最もよく分かるように、パイロットミキサ１０２はさらに、複数の間隔を置いて配置された二次燃料噴射ポート１３４を含み、それらの燃料噴射ポートによって、燃料がパイロットハウジング１０８の中空内部にも導入される。二次燃料噴射ポート１３４は、ミキサ組立体１００の中心軸線１２０と交差する指定平面１３６内において、パイロットハウジング１０８の周りで円周方向に間隔を置いて配置されるのが好ましいことが分かるであろう。二次燃料噴射ポート１３４が置かれる平面１３６は、スプリッタ１１６の下流にあるパイロットハウジング１０８のフレア部分１３８内に位置するものとして図示しているが、そのような二次燃料噴射ポート１３４を含む平面は、スプリッタ１１６のほぼ下流端部或いはその上流にさえも位置させることができることが解るであろう。実際には、スプリッタ１１６の軸方向長さは、二次燃料噴射ポート１３４の位置に対するその関係を変えることができるように、変更することができる。
【００２３】
同様に、平面１３６は、中心軸線１２０に対してほぼ垂直に配向されたものとして示しているが、二次燃料噴射ポート１３４は、所望に応じて平面１３６が上流又は下流方向のいずれかに傾斜するように斜めになるように配置することができる。さらに、二次燃料噴射ポート１３４を含む平面１３６の軸方向位置又は配向に関係なく、各そのような二次燃料噴射ポート１３４は個々に、中心軸線１２０に対してほぼ垂直に配向するか、或いは上流方向に鋭角に配向するか、或いは下流方向に鈍角に配向することができる。
【００２４】
さらに、パイロットミキサ１０２の二次燃料噴射ポート１３４は燃料マニホルド１０６と流れ連通状態になっているのが好ましいが、二次燃料噴射ポート１３４は、別個の供給源から燃料を受けることができることが分かるであろう。図５で分かるように、二次燃料噴射ポート１３４は、メインミキサ１０４の燃料噴射ポート１２８を備えた一体形燃料噴射組立体１３５内に組み込むことができる。いずれにしても、燃料は一般的に、特定の事象（例えば、ガスタービンエンジン１０の指定運転サイクル時点、圧縮機吐出空気５８が指定温度である時、その他）の発生時に、二次燃料噴射ポート１３４によってパイロットハウジング１０８の中空部分内に噴射される。特定状態の要件に応じて、燃料は、一次燃料噴射器１１０を介して噴射される燃料よりも大きい流量で、該燃料よりも小さい流量で、或いは該燃料と実質的に同じ流量で二次燃料噴射ポート１３４を介して噴射される。言うまでもなく、このことは、燃料が一次燃料噴射器１１０によって常時供給されるとになるが、二次燃料噴射ポート１３４を介してのみ燃料をパイロットミキサ１０２に供給するのが好ましい場合もあり得るということを前提としている。
【００２５】
このようにして、パイロットミキサ１０２は、低出力状態（つまり、アイドル、進入及び巡航）にわたる運転の間に、より大きな柔軟性を有する。具体的には、パイロットミキサ１０２は、一次燃料噴射器１１０に対してのみ燃料が供給されている時に、最大推力の最高約３０％までガスタービンエンジン１０に動力発生させることができることが分かるであろう。これに比べて、パイロットミキサ１０２は、二次燃料噴射ポート１３４にも同様に燃料が供給されている時に、最大推力の最高約７０％までガスタービンエンジン１０に動力発生させることができる。
【００２６】
パイロットハウジング１０８の中空内部内への所望の燃料噴霧を促進するために、通路１４２は、パイロットミキサ１０２の各二次燃料噴射ポート１３４を囲むのが好ましい。各通路１４２は、燃料マニホルド１０６に隣接した供給源１５４を介して加圧空気と流れ連通状態になっている。この空気は、パイロットハウジング１０８の内表面１５６に沿って強制的に送られる代わりに、パイロットハウジング１０８内への燃料噴霧の噴射を可能にするように供給される。これは、燃料噴霧の周りに噴射される空気に対して旋回を与えるスワーラ１５８を各通路１４２内に設けることによってさらに高められる。
【００２７】
また、外側パイロットスワーラ１１４のベーン１１５（図６参照）は、それを通って流れる空気が少なくとも幾分かパイロットハウジング１０８の内表面１５６に向けて導かれるように構成されることも好ましい。このようにして、そのような空気は、二次燃料噴射ポート１３４によって供給された燃料とより良好に相互作用することができる。従って、ベーン１１５は、中心軸線１２０に対して約３０°〜約６０°傾斜しているのが好ましい。このようにして、パイロットハウジング１０８のフレア角１６０に近くなる。
【００２８】
パイロットミキサ１０２内への二次燃料噴射ポート１３４の付加を検討する場合に、それを通る空気の流量は、約１０％〜約３０％の比率に維持されるのが好ましいことが分かるであろう。さらに、そのような二次燃料噴射ポート１３４は、ガスタービンエンジン１０の運転の間にミキサ組立体１００によって生成されるエミッションを低減するのを助ける。特に、燃焼器２６は、パイロットミキサ１０２に供給される燃料のみによって、より大きな時間にわたって作動することができる。また、パイロットミキサ１０２の半径方向外側位置により多くの燃料を供給するのが望ましいことも判明した。
【００２９】
ミキサ組立体１００の物理的実施形態と関連して、本明細書に記載したようなパイロットミキサ１０２を有する燃焼器２６を作動させる方法も提供していることが解るであろう。より具体的には、そのような方法は、以下の段階、つまり、パイロットスワーラ１１２及び１１４を介して空気を指定流量で供給する段階と、一次燃料噴射器１１０を介して燃料を供給する段階と、燃焼器２６内の所定の状態及び／又はガスタービンエンジン１０の所定の運転サイクルの間に二次燃料噴射ポート１３４を介して燃料を供給する段階とを含む。さらに、そのような方法は、メインミキサ１０４の作動に関する付加的な段階、つまり、メインスワーラ１４４及び１４６を介して空気を供給する段階と、燃焼器２６内の所定の状態及び／又はガスタービンエンジン１０の所定の運転サイクルの間に燃料噴射ポート１２８を介して燃料を供給する段階とを含むことができる。燃料は一般に二次燃料噴射ポート１３４を介してパイロットミキサ１０２に供給されることになり、その時同時に燃料が一次燃料噴射器１１０を介しても供給されているが、燃料が二次燃料噴射ポート１３４によってのみ供給されるが、一次燃料噴射器１１０によって同時には供給されないような特定の状態も可能である。
【００３０】
本発明の特定の実施形態を図示しかつ説明してきたが、本発明の技術思想から逸脱せずに様々な変更及び改良を加えることができることは、当業者には明らかであろう。従って、本発明の技術的範囲内に属する全てのそのような変更及び改良が特許請求の範囲内に包含されることを意図している。
【図面の簡単な説明】
【００３１】
【図１】高バイパス型ターボファンガスタービンエンジンの概略図。
【図２】段階構成を有するガスタービンエンジン燃焼器の長手方向断面図。
【図３】図２に示すミキサ組立体の拡大断面図。
【図４】図２及び図３に示すミキサ組立体の後方斜視図。
【図５】図２〜図４に示すミキサ組立体の一部分の後方斜視図。
【図６】図４の線６−６に沿って取った、図２〜図４に示すミキサ組立体の部分斜視図。
【符号の説明】
【００３２】
１０  航空機ターボファンエンジン（その全体）
１２  長手方向軸線
１４  コアガスタービンエンジン（その全体）
１６  ファンセクション
１８  コアエンジンの外側ケーシング
２０  環状コアエンジン入口
２２  ブースタ圧縮機
２４  高圧圧縮機
２６  燃焼器
２８  第１の（高圧）タービン
３０  第１の（高圧）駆動シャフト
３２  第２の（低圧）タービン
３４  第２の（低圧）駆動シャフト
３６  排気ノズル
３８  ファンロータ
４０  環状ファンケーシング
４２  出口案内ベーン
４４  ファンロータブレード
４６  ファンケーシングの下流セクション
４８  バイパス空気流導管
５０  初期空気流を表す矢印
５２  ファンケーシングへの入口
５４  第１の（外側）加圧空気流を表す矢印
５６  第２の（内側）加圧空気流を表す矢印
５８  高圧圧縮機への加圧空気流を表す矢印
６０  燃焼生成物
６２  燃焼室
６４  燃焼室の入口
６６  燃焼室の出口
６７  ミキサ組立体（その全体）
６８  燃料ノズル
６９  高圧圧縮機吐出口
７０  点火器
７２  第１段タービンノズル
７４  ノズルベーン
７６  燃焼器の外側ライナ
７８  燃焼器の内側ライナ
８０  ドームプレート
８２  外側カウル
８４  内側カウル
１００  ミキサ組立体（その全体）
１０２  パイロットミキサ（その全体）
１０４  メインミキサ（その全体）
１０６  燃料マニホルド
１０８  パイロットハウジング
１１０  パイロットミキサの一次燃料噴射器
１１２  第１の（内側）パイロットスワーラ
１１４  第２の（外側）パイロットスワーラ
１１５  外側パイロットスワーラのベーン
１１６  スプリッタ
１１８  ベンチュリ
１２０  ミキサ組立体の中心軸線
１２２  一次燃焼ゾーン
１２４  メインハウジング
１２６  環状空洞
１２８  燃料噴射ポート
１３０  スワーラ装置（半径方向／軸方向）
１３４  パイロットミキサの二次燃料噴射ポート
１３５  一体形燃料噴射組立体
１３６  二次燃料噴射ポートを含む平面
１３８  パイロットハウジングのフレア部分
１４０  中心本体外側シェル
１４２  二次燃料噴射ポートを囲む通路
１４４  第１の（半径方向）スワーラ
１４６  第２の（軸方向）スワーラ
１４８  環状通路
１５０  半径方向スワーラのベーン
１５２  軸方向スワーラのベーン
１５４  空気供給源
１５６  パイロットハウジングの内表面
１５８  通路１４２内のスワーラ
１６０  パイロットハウジングのフレア角
１９８  二次燃焼ゾーン
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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