"ガスタービンの燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ58であって、当該燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ58の中心軸に設けられた送配管構造44と、前記送配管構造44に設けられた第1燃料供給経路43と、前記送配管構造44周囲のシュラウド57と、前記送配管構造44と前記シュラウド57との間に設けられたスワールベーン46と、前記第1燃料供給経路43に連通する、前記スワールベーン46内の放射状通路45と、前記放射状通路45と前記スワールベーン46の外側面48との間に開いた一組の穿孔47と、を備え、前記送配管構造44の下流端部51へ延伸する第2燃料供給経路50が前記送配管構造44に設けられると共に、燃料インジェクション用のローブ55を有するミキサ52が前記下流端部51に設けられている、燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ。前記送配管構造44は、同軸の円筒状内側及び外側管を備え、該内側管内に前記第1燃料供給経路43が設けられると共に、前記内側管と前記外側管との間に環状の前記第2燃料供給経路50が形成される、請求項1に記載の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ。前記ミキサ52の各ローブ55が、前記スワールベーン46の下流間近に位置する、請求項2に記載の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ。前記ローブ55の個数が前記スワールベーン46と同数である、請求項1~3のいずれか1項に記載の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ。前記ローブミキサ52がねじりを有する、請求項1~4のいずれか1項に記載の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ。前記ローブミキサ52のねじりが、前記スワールベーン46により引き起こされるスワールに追従する、請求項5に記載の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ。前記ローブミキサ52のねじり角度は45°までとされる、請求項5又は請求項6に記載の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ。前記ローブ55の高さは、前記シュラウド57の環状高さの0.5倍までとされる、請求項1~7のいずれか1項に記載の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ。前記ローブ55の高さと幅との比率は、0~8の間とされ、好適には4とされる、請求項1~8のいずれか1項に記載の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ。前記ローブミキサ52の中心軸にグレイン54が設けられる、請求項1~9のいずれか1項に記載の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ。請求項1~10のいずれか1項に記載の燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ58を少なくとも1つ備える燃焼システム。請求項11に記載の燃焼システムを備えるガスタービン。第1燃料供給経路43、第2燃料供給経路50、放射状通路45、スワールベーン46、ローブミキサ52、及びシュラウド57を有する燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ58を組み立てる組み立て方法であって、前記ローブミキサ52を前記第1燃料供給経路43へロウ付け又は溶接し、少なくとも、中心の前記第1燃料供給経路43と前記放射状通路45との間、前記第2燃料供給経路50と前記放射状通路45との間、及び前記第2燃料供給経路50と前記ローブミキサ52との間に、ロウ付け材を適用し、当該燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ58を炉内で1サイクル、ロウ付けする、組み立て方法。前記炉内で燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ58をロウ付けする前に、前記スワールベーン46と前記シュラウド57との間にもロウ付け材を適用する、請求項14に記載の組み立て方法。前記シュラウド57を、前記スワールベーン46に溶接、特にタップ溶接する、請求項14に記載の組み立て方法。本発明は、空気と燃料の改善された混合率を備えた燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリを提供することを目的とする。本発明は、圧力損失を増加させることなく、燃焼器を予混合モードで運転可能な燃焼システムを提供することを他の目的とする。本発明は、ガスタービンの改善をさらに他の目的とする。本発明は、改善された燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリのための組み立て方法の提供をまた別の目的とする。上記目的は、特許請求の範囲に係る発明により達成される。従属請求項は、本発明の有益な発展及び変形を記載する。本発明に係るガスタービンの燃料インジェクタfuelinjector及びスワーラswirlerアセンブリは、当該燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリの中心軸に設けられた送配管構造と、前記送配管構造に設けられた第1燃料供給経路と、前記送配管構造周囲のシュラウドshroudと、前記送配管構造と前記シュラウドとの間に配置されたスワールベーンswirlvaneと、前記第1燃料供給経路に連通する、前記各スワールベーン内の放射状通路と、前記各スワールベーンの外側面と前記放射状通路との間に開けられた一組の穿孔と、を備え、前記送配管構造の下流端部へ延伸する第2燃料供給経路が前記送配管構造に設けられると共に、燃料インジェクションfuelinjection用のローブlobeを有するミキサが前記下流端部に設けられている。比較的に多い中心燃料インジェクションにより、本発明に係る燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリは、低カロリー燃料による運転中の圧力損失を減少させる。また、燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリの中心での反応性LC燃料の噴射は、スワールベーンを通したLC燃料噴射を伴う従来技術の解決策に比べて、燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリの壁又はスワーラカップswirlercupに沿ったフラッシュバックに関する危険性を減少させる。さらに、比較的大きな第2燃料供給経路の結果として、目詰まり問題の発生が抑制される。このような関係において、例えば天然ガス用の第1燃料供給経路が低カロリー燃料運転中に使用される必要が無いことも重要である。端部に設けられたローブミキサlobedmixerを有する、LC燃料用の第2燃料供給経路は、ローブミキサ燃料通路を使用しないときの再循環流を防止するために、ガスタービン中間フレームからの不活性媒体N2又は蒸気又は封止空気で封止可能である。有益な態様では、送配管構造は、同軸の円筒状内側及び外側管を備え、その内側管内に第1燃料供給経路が設けられると共に、内側管と外側管との間に環状の第2燃料供給経路が形成される。別の有益な態様では、ミキサの各ローブが、スワールベーンの下流間近に位置する。さらに別の有益な態様では、ローブの個数は、スワールベーンと同数である。ローブミキサがねじられており、そのローブミキサのねじりが、スワールベーンにより引き起こされるスワールに追従することが、特に有益である。それによりスワール流路が維持され、ミキサが、スワール流に空力効用を提供するスワールベーンの拡張部のように働く。有益なアレンジでは、ローブミキサのねじり角度は45°までとする。好ましくは、ローブの高さは、シュラウドの環状高さの0.5倍までとする。また、好ましくは、ローブの高さと幅との比率は、0~8の間、好適には4とする。有益な態様では、ローブミキサの中心軸にグレインgrainが設けられる。グレインは、ローブミキサの中心で混合されずに燃料リッチ領域が残ることを効果的に防止する。好適には、燃焼システムは、上記本発明に係る燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリを少なくとも1つ備える。本発明に係るガスタービンは、そのような燃焼システムを備える。第1燃料供給経路、第2燃料供給経路、放射状通路、スワールベーン、ローブミキサ、及びシュラウドを有する燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリを組み立てる本発明に係る方法において、ローブミキサは、第1燃料供給経路へロウ付け又は溶接される。そして、ロウ付け材が、少なくとも、中心の第1燃料供給経路と放射状通路との間、第2燃料供給経路と放射状通路との間、及び第2燃料供給経路とローブミキサとの間に適用される。組み付けられた燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリに関しては、炉内で1サイクルのロウ付けが行われる。炉内で燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリをロウ付けする前に、ロウ付け材が、スワールベーンとシュラウドとの間にも適用されることが有益である。代替案として、シュラウドは、スワールベーンに溶接、特にタップ溶接される。図面を参照して本発明をさらに詳述する。図中、同一又は類似の部品には同様の符号を付してある。図1は、従来技術の一例としてのガスタービン燃焼器1を示し、その中のいくつかの態様は本発明に適用され得る。ハウジングベース2は、取り付け面3を有する。パイロット燃料送配管4は、パイロット燃料発散ノズル5を有する。燃料インレットinlet6は、インジェクションポート8を備えた主燃料送配管構造7へ主燃料供給を提供する。パイロット火炎ゾーン11より下流のライナーliner10内に、主燃焼ゾーン9が形成される。パイロットコーン12は末広がり端部13を有し、この末広がり端部13は、主燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ14より下流のパイロット燃料発散ノズル5の近辺から突出している。パイロット火炎ゾーン11は、主燃焼ゾーン9に上流で隣接するパイロットコーン12内に形成される。コンプレッサ図示略からの圧縮空気15が、サポートリブ16の間からスワーラアセンブリ14を通って流れる。各主スワーラアセンブリ14の中において、複数のスワーラベーン17が主燃料インジェクションポート8の上流で乱気流を起こし、圧縮空気15と燃料18を混合して燃料/空気混合気19を生成する。燃料/空気混合気19は、主燃焼ゾーン9へ流入して燃焼する。一部の圧縮空気20は、パイロットスワーラアセンブリ22の内側に位置した一組のベーン21を通ってパイロット火炎ゾーン11に進入する。この圧縮空気20は、パイロットコーン12内でパイロット燃料23と混合し、パイロット火炎ゾーン11へ流入して燃焼する。パイロット燃料23はパイロット火炎前で給気20に拡散でき、これにより、パイロット火炎前で主燃料/空気混合気19よりもリッチな混合気を提供する。これが、全運転条件下で安定したパイロット火炎を維持する。主燃料18及びパイロット燃料23は、同じタイプの燃料又は異なるタイプの燃料であり得る。図2は、図1のガスタービン燃焼器に比べて洗練された、本願出願人の米国特許出願12/356,131において見られるような、従来技術の主燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ14の基本態様を示す。燃料供給経路24が、燃料送配管構造7からシュラウド57へ放射状に延伸するベーン26の中の放射状通路25へ、燃料18を供給する。燃焼吸気15は、ベーン26を越えて流れる。燃料18は、放射状通路25とベーンの外側面28との間に開いた穿孔27から空気15中へ噴射される。ベーン26は、燃料/空気混合気19に乱流又はスワールを生じさせる形状である。図2の従来設計は、同様の粘性及びエネルギー密度の代替燃料を使用可能とするが、大きく離れた粘性又はエネルギー密度の代替燃料に対して同じようには機能しない。合成ガスは天然ガスの半分以下のエネルギー密度をもつので、合成ガスに関するインジェクタ流量は、天然ガスの場合に比べて少なくとも2倍でなければならない。これにより、これら2つの燃料に対する大きく異なったインジェクタ設計基準が必要となる。既存のスワーラアセンブリは、多年にわたり見直され、絶えず増大するパフォーマンス基準を達成してきた。実績のあるスワーラ設計の改変はそのパフォーマンスを落とし得る。例えば、低エネルギー密度燃料用により広い放射状通路を収容すべくベーン26の厚みを増加させることは、スワーラアセンブリを通過する空隙が減少することから、スワーラアセンブリを通る際の圧力損失を増加させ得る。この問題を解決するため、幅広通路に代えて燃料圧力を高めることが低エネルギー密度燃料用に採用可能である。しかし、これにより複雑性と出費が別にもたらされる。したがって、天然ガスなどの第1燃料に関するスワーラアセンブリの現行設計態様はできるだけ維持する一方で、合成ガスなどの低エネルギー密度燃料を代替的に使用する能力を追加することが好適である。図3は、また別の改善された従来技術設計の態様を示す。第1燃料供給経路29は、燃料送配管構造33から放射状に延伸したベーン32内の第1放射状通路31へ第1燃料30を供給する。その代わりに第2燃料供給経路34は、ベーン32内の第2及び第3放射状通路36,37へ第2燃料35を供給する。燃料送配管構造33は、図示のように同心管として、あるいは、その他の管構造で形成され得る。燃焼吸気15はベーン32を越えて流れる。第1燃料30は、第1放射状通路31とベーンの外側面28との間に形成された第1穿孔38から空気15中へ噴射される。選択可能にして、第2燃料35が、第2及び第3放射状通路36,37とベーンの外側面28との間にそれぞれ形成された第2及び第3組の穿孔39,40から空気15中へ噴射される。ベーン32は、スワールその他の手法などで、燃料/空気混合気19に乱流を生じさせる形状とし得るし、加圧と吸引の側部をもち得る。第1燃料送配経路29,31,38は、所定の背圧で第1流量を提供する。非類似のエネルギー密度をもつ燃料を受け入れるために、第2燃料送配経路34,36,37,39,40は、前記所定の背圧で第2流量を提供する。第1及び第2流量は、少なくとも2つの要因で異なり得る。この差異は、第1及び第2燃料送配経路の各1以上の部分の断面積に違いを設けることにより達成し得るし、当該2つの経路の形状の違いにより増進され得る。燃料供給経路34と第2及び第3放射状通路36,37との間の変位領域41に曲線を描くと、燃料乱流を減少させて、所定の背圧で燃料流量を増加させることが見出された。放射状通路36,37の間のより等しい燃料圧力が、図示のように、変位領域に均等化領域又は高気圧空間plenum41を設けることにより達成された。この均等化領域41は、放射状通路36,37の中心側端部の、拡張された丸い又は累進的な共通容積である。放射状通路36,37の間のパーティション42が、第2燃料供給経路34から放射状に外に向かって始まり得る。これにより、各放射状通路37,36の中心側端部で上流/下流圧力差を減少ないしは排除する、小さい高気圧空間41が作られる。図4及び図5は、本発明に係る燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリ58の形態を示す。送配管構造44は、同軸の円筒状内側及び外側管を備え、その内側管に第1燃料供給経路43が設けられると共に、内側管と外側管との間に環状の第2燃料供給経路50が形成される。スワールベーン46内の放射状通路45は、第1燃料供給経路43に連通する。一組の穿孔47は、放射状通路45とスワールベーン46の外側面48との間に開いている。第1燃料、例えば天然ガス49は、送配管構造44の内側管である第1燃料供給経路43を介して、放射状通路45及び穿孔47へ供給される。第2燃料供給経路50は、送配管構造44に設けられ、送配管構造44の下流端部51まで延伸し、該下流端部においてローブミキサ52が、第2燃料、例えば合成ガス53をそれぞれ並行流配列で空気15又は燃料/空気混合気19へ噴射する。ローブミキサ52の曲折エッジ=ローブ55により、第2燃料53と空気15又は第1燃料/空気混合気19との間の接触面が広くなる。さらには、二次流効果が抑制され得る。これら両形態は、インジェクタの非常に良好な混合性能を導く。また、グレイン54がローブミキサ52の中央に導入されており、中心で混合されずに燃料リッチ領域が残ることを効果的に防止する。スワール流路を維持するために、ミキサ52のローブ55には、ねじりが与えられる。ローブ55の個数はベーン46と同数であり、各ローブ55は、ベーン46の下流間近に位置する。図4及び図5は、ウォッベ指数>10MJ/Nm3でLC燃料を噴射するのに十分なほどLC燃料容量が大きくなる設計を表している。LC燃料供給に対する大きい経路は、目詰まりのリスクを減少させもする。図6及び図7は、ローブミキサ52の2つのバージョンを示し、両バージョンは、上流のスワールベーン46により惹起されるスワールに追従するように導入されたねじりを有する。ミキサのローブにねじりを付加することは、スワーラカップにおける空気の流線のより良好な追従を可能にする。ただし、これに対するバリエーションとして、ねじり無しのローブミキサも実施され得る。ローブミキサのねじり角度は、0°~45°の間であり得る。ローブの高さは、シュラウド57の環状高さの0~0.5倍の間におくことができる。ローブの他の重要なパラメータは、その高さと幅との比である。この比率は、0~8の間、好ましくは4の値におくべきである。比率0は、ローブが平坦で、クロスフロージェットインジェクションが有効に使用されているシチュエーションを表す。これはおおよそ図7に示す設計に対応する。該燃焼システムがバックアップ燃料燃料オイル又は天然ガスで運転している場合、ローブミキサ52は、ガスタービン中間フレームからの不活性媒体N2又は蒸気又は封止空気でパージされる。この燃料インジェクタ及びスワーラアセンブリを組み立てる際には、ローブミキサ52がまず、中心の第1燃料天然ガス供給経路43へ溶接又はロウ付けされる。図8は、次の組み立てステップのロウ付け位置を示す。ローブミキサ52と第1燃料供給経路43aが結合された後、ロウ付け材が、少なくとも、中心の第1燃料供給経路43と放射状通路45との間符号59参照、第2燃料供給経路50と放射状通路45との間符号60参照、及び第2燃料供給経路50とローブスワーラ52との間符号61参照に適用される。当該組み付けられたコンポーネントは、高温真空炉内で1サイクル、ロウ付けされる。同時に、ロウ付け材をスワールベーン46とシュラウド57との間符号62参照にも適用すること、あるいは、コンポーネントを炉から出した後に、シュラウド57をスワールベーン46に溶接、特にタップ溶接すること、のいずれかが可能である。"