中央胴体76と、前記中央胴体76の周囲に設けられ、その間に燃料-空気混合通路72を画成するバーナ管体74と、前記バーナ管体74の周囲に設けられ、その間に空気流通路80を画成する外周壁78と、前記中央胴体76に連結されたノズル先端部100とを備える、燃焼器14用のノズル24であって、前記ノズル先端部100が、燃焼ゾーン114へパイロット燃料92の流れを供給するように構成されたパイロット燃料通路90と、前記燃焼ゾーン114内で前記パイロット燃料92の流れと共に燃焼させるための空気118の流れを供給するように構成され、前記燃焼ゾーン114へ移行燃料96の流れを供給するようにさらに構成された複数の移行通路94とを備えている、燃焼器14用のノズル24。前記先端部100が、前記パイロット燃料通路90を前記複数の移行通路94に連結する複数のパイロット孔108を画成する、請求項1記載のノズル24。前記先端部100が、前記パイロット燃料92の流れが前記パイロット燃料通路90から前記ディフューザ102を通って前記燃焼ゾーン114へ流れるように構成されたディフューザ102を画成する、請求項1又は請求項2記載のノズル24。前記パイロット燃料92の流れ及び前記空気118の流れが、燃焼に先だって少なくとも部分的に混合される、請求項1乃至請求項3のいずれか1項記載のノズル24。前記燃料-空気混合通路72内に配置された1つ以上のスワラ翼42をさらに備える、請求項1乃至請求項4のいずれか1項記載のノズル24。前記1つ以上のスワラ翼42が、予混合燃料通路56から燃料60を受け取るように構成された冷却チャンバ62を画成し、1つ以上の燃料噴射口70を通して前記燃料-空気混合通路72内へ前記燃料60を噴射するように構成された出口チャンバ66をさらに画成し、前記1つ以上のスワラ翼42が、前記冷却チャンバ62と前記出口チャンバ66との間に設けられた分離器64をさらに備える、請求項5記載のノズル24。前記燃料60が、前記予混合燃料通路56から逆流通路63を通って前記冷却チャンバ62へ流れる、請求項6記載のノズル24。前記分離器64が、燃料60が前記冷却チャンバ62から前記出口チャンバ66へ流れることができるように構成された側管孔68を画成する、請求項6乃至請求項7のいずれか1項記載のノズル24。ガスタービンシステム10用の燃焼器14であって、当該燃焼器14が、中央胴体76と、前記中央胴体76の周囲に設けられ、その間に燃料-空気混合通路72を画成するバーナ管体74と、前記バーナ管体74の周囲に設けられ、その間に空気流通路80を画成する外周壁78と、前記中央胴体76に連結されたノズル先端部100とを備えるノズル24を備えており、前記ノズル先端部100が、燃焼ゾーン114へパイロット燃料92の流れを供給するように構成されたパイロット燃料通路90と、前記燃焼ゾーン114内で前記パイロット燃料92の流れと共に燃焼させるための空気118の流れを供給するように構成され、前記燃焼ゾーン114へ移行燃料96の流れを供給するようにさらに構成された複数の移行通路94とを備えている、燃焼器14。前記先端部100が、前記パイロット燃料通路90を前記複数の移行通路94に連結する複数のパイロット孔108を画成する、請求項9記載の燃焼器14。前記先端部100が、前記パイロット燃料92の流れが前記パイロット燃料通路90から前記ディフューザ102を通って前記燃焼ゾーン114へ流れるように構成されたディフューザ102を画成する、請求項9又は請求項10記載の燃焼器14。前記燃料-空気混合通路72内に配置された1つ以上のスワラ翼42をさらに備える、請求項9乃至請求項11のいずれか1項記載の燃焼器14。前記1つ以上のスワラ翼42が、予混合燃料通路56から燃料60を受け取るように構成された冷却チャンバ62を画成し、1つ以上の燃料噴射口70を通して前記燃料-空気混合通路72内へ前記燃料60を噴射するように構成された出口チャンバ66をさらに画成し、前記1つ以上のスワラ翼42が、前記冷却チャンバ62と前記出口チャンバ66との間に設けられた分離器64をさらに備える、請求項12記載の燃焼器14。前記燃料60が、前記予混合燃料通路56から逆流通路63を通って前記冷却チャンバ62へ流れる、請求項13記載の燃焼器14。前記分離器64が、燃料60が前記冷却チャンバ62から前記出口チャンバ66へ流れることができるように構成された側管孔68を画成する、請求項13又は請求項14記載の燃焼器14。従って、当技術分野では、ガスタービンシステムのための改良2次ノズルが望まれている。例えば、構成が簡単で、幾つかの複数の機能を達成できる2次ノズルがあれば有益である。さらに、保炎による永久損傷に耐える2次ノズルがあれば有益である。本発明の態様及び利点について、一部は以下の詳細な説明で開示するが、以下の詳細な説明から自明であろうし、本発明を実施することによって明らかとなろう。一実施形態では、ガスタービンシステムにおける燃焼器用ノズルを開示する。ノズルは、中央胴体と、中央胴体の周囲に設けられ、その間に燃料-空気混合通路を画成するバーナ管体と、バーナ管体の周囲に設けられ、その間に空気流通路を画成する外周壁とを備える。ノズルは、中央胴体に連結されたノズル先端部をさらに備える。ノズル先端部は、燃焼ゾーンへパイロット燃料の流れを供給するように構成されたパイロット燃料通路と複数の移行通路とを含む。複数の移行通路は燃焼ゾーン内でパイロット燃料の流れと共に燃焼させるための空気の流れを供給するように構成され、燃焼ゾーンへ移行燃料の流れを供給するようにさらに構成される。本発明の上記その他の特徴、態様及び利点については、以下の詳細な説明及び特許請求の範囲を参照することによって理解を深めることができるであろう。なお、本願の内容の一部をなす添付の図面には、本発明の実施形態を例示するとともに、発明の詳細な説明と併せて本発明の原理を説明する。本発明を当業者が実施できるように、以下の詳細な説明では、図面を参照しながら、本発明を最良の形態を含めて十分に開示する。以下、本発明の実施形態について詳しく説明するが、その1以上の実施例を図面に示す。各実施例は例示にすぎず、本発明を限定するものではない。実際、本発明の技術的範囲又は技術的思想から逸脱せずに、本発明に様々な修正及び変形をなすことができることは当業者には明らかであろう。例えば、ある実施形態の一部として例示又は説明した特徴を、別の実施形態に用いてさらに別の実施形態としてもよい。従って、本発明は、かかる修正及び変形を特許請求の範囲で規定される技術的範囲及びその均等の範囲に属するものとして包含する。図1を参照すると、ガスタービンシステム10の概略図が示される。システム10は、システム10へ流入する空気等のガスを加圧するための圧縮機セクション12を備える。本明細書ではガスは空気に言及できるが、ガスは、ガスタービンシステム10での使用に適したあらゆるガスであり得ることは理解される筈である。圧縮機セクション12から吐出される加圧空気は、システム10の軸の周りに環状配列に配置された複数の燃焼器によって全体として特徴付けられる燃焼器セクション14へ流入する。燃焼器セクション14に入る空気は燃料と混合し、燃焼する。高温燃焼ガスは燃焼器セクション14からタービンセクション16へ流れて、システム10を駆動し動力を発生させる。図2を参照すると、一実施形態による燃焼器14は、1次ノズル22の配列と2次ノズル24とを具える燃焼器ヘッド端部20を含み、1次ノズル22の1つだけが図2に示される。燃焼チャンバライナ26が1次燃焼チャンバ30と2次燃焼チャンバ32との間に設けられたベンチュリ28を備える。燃焼チャンバライナ26は燃焼器流れスリーブ34内に設けられる。遷移ダクト36が燃焼チャンバライナ26に連結されて、燃焼ガスをタービンへ導く。図3を参照すると、燃焼器ヘッド端部20は1次ノズル22の配列及び2次ノズル24を備える。図3に示されるように、1次ノズル22は2次ノズル24の周りに円形配列状に設けられる。しかし、1次ノズル22の他の配列を設けることができることは理解される筈である。燃焼チャンバライナ26は複数の燃焼チャンバライナ孔38を備え、それを通って圧縮空気が流れて、1次燃焼チャンバ30の空気流40を形成する。圧縮空気が燃焼チャンバライナ26の外側を流れて、1次燃焼チャンバ30を冷却する効果をもたらすことは理解される筈である。2次ノズル24は、以下により詳細に説明されるように、燃料及び空気を予混合するように構成される複数のスワラ翼42を備える。2次ノズル24は1次燃焼チャンバ30内へ延在する。2次ノズル24は1次燃焼チャンバ30内だけへ延在することができ、ベンチュリ28又は2次燃焼チャンバ32内へは延在しない。或いは、2次ノズル24はベンチュリ28内へ延在することができ、適宜、ベンチュリ28を通り越し2次燃焼チャンバ32内へ延在することができる。以下に述べられるように、参照符号44は、逆火が燃焼中に発生する場合の火炎速度を示す。図4を参照すると、燃焼器ヘッド端部20は、1次ノズル22がシーリング継手54によって連結される端カバー表面52を具える端カバー50を備える。2次ノズル24は、端カバー50によって支持される予混合燃料通路56を備える。2次ノズル24は、空気を2次ノズル24内へ導入するための空気流入口58をさらに備える。図示されるように、燃料60は予混合燃料通路56を通って下流に流れることができる。本明細書で使用する際、用語下流は、燃焼ガスが燃焼器を通ってタービンに向かって流れる方向を指し、用語上流は、燃焼ガスが燃焼器を通って流れる方向から離れる方向、すなわち、反対の方向を表す。従って、燃料60は、以下に述べられるように、燃料-空気混合通路内へ排出できる。例えば、図4に示されるような幾つかの実施形態では、燃料60は予混合燃料通路56から、各スワラ翼42内に画成された冷却チャンバ62内へ流れることができる。図11に示されるような他の一実施形態では、燃料60は予混合燃料通路56を通ってスワラ翼42を通り越して流れることができる。次いで、燃料60は予混合燃料通路56から逆流通路63内へ流れることができる。燃料60は、逆流通路63を通って上流へ、次いで各スワラ翼42内に画成された冷却チャンバ62内へ流れることができる。これらの実施形態では、予混合燃料通路56及び逆流通路63は、以下に述べられるノズル中央胴体と、図11に示されるように適宜に、以下に述べられるノズル先端部との少なくとも一部分を貫通して延在する。燃料60が逆流通路63を通って逆流することで、ノズル中央胴体の周囲表面、及び、適宜、ノズル先端部を冷却できる。次いで、燃料60は、分離器64の周りを各スワラ翼42内に画成される出口チャンバ66内へ流れることができる。分離器64は例えば金属片でよく、それは、燃料が出口チャンバ66内へ流れる方向を制限し、従って、燃料に翼42の表面全体を内部で冷却させる。冷却チャンバ62及び出口チャンバ66は非線形の冷却剤流通路、例えば、ジグザクの冷却剤流通路、U字状の冷却剤流通路、蛇行状の冷却剤流通路又は曲がりくねった冷却剤流通路として説明することができる。また、燃料60の一部分は冷却チャンバ62から、分離器64内に形成された側管孔68を通って出口チャンバ66へ直接流れることもできる。側管孔68によって、例えば、全燃料60の約1~50、5~40又は10~20が冷却チャンバ62から出口チャンバ66へ流入してチャンバ62、66間を直接流れることができる。側管孔68の利用によって、生じ得るあらゆる燃料システムの圧力低下の調整、伝導性熱伝達係数の調整又は燃料噴射口70への燃料分布の調整が可能になる。側管孔68は、燃料噴射口70へ入って通過する燃料の分布を向上させて、より均一な分布にできる。側管孔68は、冷却チャンバ62から出口チャンバ66にかけての圧力低下を低減することもでき、それによって、燃料噴射口70を通して燃料60を強制流出させるのに役立つ。さらに、側管孔68の使用によって、燃料流が、噴射口70を介して燃料-空気混合通路72内へ噴射されるのに先だって、燃料噴射口70を通る流れを整えて、燃料流が内包するスワラ量を変えることができる。燃料60は、スワラ翼42内に形成される燃料噴射口70を通って出口チャンバ66から噴出できる。燃料60は、燃料噴射口70から燃料-空気混合通路72内へ噴射されて、2次ノズル24の空気流入口58から入る空気流と混合される。スワラ翼42は、空気流入口58から入る空気流を渦動し、通路72内の燃料-空気混合を向上させる。さらに図4を参照すると、2次ノズル24は、ノズル中央胴体76を囲むバーナ管体74を含む。ノズル中央胴体76はスワラ翼42の下流に位置する。さらに、ノズル中央胴体76は予混合燃料通路56の下流に位置していてもよいし、或いは予混合燃料通路56はノズル中央胴体76の少なくとも一部分を貫通して延在していてもよい。燃料-空気混合通路72はノズル中央胴体76とバーナ管体74との間に設けられる。外周壁78はバーナ管体74の周囲に設けられ、空気流のための通路80を画成する。バーナ管体74は、通路80を通る空気流にバーナ管体74上に薄膜を形成させることで冷却するために、空気冷却孔82の複数の列を含み、高温燃焼ガスからそれを保護する。孔82は、下流壁表面に対して0°~45°の範囲の角度を付けることができる。孔の大きさ、円形列内の孔の数及び/又は孔列間の距離は、保炎事象中の所望の壁温を達成するように準備できる。燃焼器14の2次、すなわち完全予混合運転中に、燃料は、上記の予混合燃料通路56を介して冷却チャンバ62へ供給される。さらに、図示されるように、2次燃料ノズル24は、燃焼器14の運転モードによって別々の時に利用される予混合燃料通路56を貫通して延在する複数の燃料通路を含む。例えば、パイロット燃料通路90又は通路90は2次ノズル24の中央等の2次ノズル24内に画成できる。パイロット燃料通路90は、例えば、2次ノズル24のパイロット運転のために燃料92を供給する。パイロット燃料92は、例えば、高反応性燃料であり得る。複数の移行通路94も2次ノズル24内に画成される。移行通路94は、例えば、2次ノズル24内で実質的に軸方向に延在でき、パイロット燃料通路90の半径方向外側に設置できる。複数の移行通路94は、モード間を移行する間に使用する移行燃料96を供給する。パイロット燃料通路90及び様々な移行通路94は、ノズル中央胴体76に連結され、2次ノズル24の下流端部上に配置されたノズル先端部100内へ入り、それを貫通して延在する。図4から図6に示されるように、パイロット燃料通路90は、ノズル先端部100を貫通して、先端端部104に設置されたディフューザ102まで延在できる。複数の移行通路94は、ノズル先端部100を貫通して延在し、複数の先端孔106において2次ノズル24を出ることができる。パイロット燃料通路90は、複数の移行通路94の側壁110内に画成された複数のパイロット孔108を介して複数の移行通路94に連結できる。パイロット燃料通路90はパイロット燃料源112に連結する。例えば、図5に示されるようにパイロットモードにおいて、2次ノズル24がパイロットとして作動する場合、パイロット燃料92の流れが、パイロット燃料通路90を貫通して強制的に送給され、ディフューザ102を通って流れることができる。さらに、パイロット燃料92の流れは、複数のパイロット孔108を通過し、複数の移行通路94を通って流れることができる。ディフューザ102及び通路90、94内のパイロット燃料92は先端部100を冷却できる。次いで、パイロット燃料92は、移行通路94を出て燃焼ゾーン114内へ入って、パイロット火炎116に給油できる。さらに、2次ノズル24のパイロットモード作動中に、パイロット空気118の流れが複数の移行通路94を貫通して強制的に送給される。パイロット空気118の流れは、複数の移行通路94を出て燃焼ゾーン114内へ入り、パイロット燃料92の流れを燃焼させるために利用される。幾つかの実施形態では、パイロット空気118の流れは、燃焼ゾーン114内で燃焼されるのに先だって、少なくとも部分的にパイロット燃料92の流れと混合する。幾つかの実施形態では、複数の移行通路94内で混合が起きる。パイロット空気118の流れとパイロット燃料92の流れとを予混合することにより、パイロット火炎116が安定し、パイロット火炎116の作動温度を低下させ、それによって、燃焼器14の運転におけるNOx排出を低減させる。図6は、移行運転中の2次ノズル24の作動を示す。移行モード運転中に、移行燃料96は、移行燃料源120から複数の移行通路94を通して燃焼ゾーン114内へ強制的に送給される。幾つかの実施形態では、移行燃料96が複数の移行通路94を貫通して強制的に送給される場合、パイロット空気118の流れが停滞する。幾つかの実施形態では、パイロット空気118は、移行燃料96の後で移行通路94を通って流れ、移行通路94から移行燃料96をパージする。本明細書に説明される実施形態では、パイロット燃料92の流れを燃焼させるためにパイロットモード運転中にパイロット空気118の流れを搬送し、移行モード運転中に移行燃料96を搬送するために複数の移行通路94を利用する。両方の機能のために複数の移行通路94を利用することにより、従来技術の2次ノズル構成のパイロット空気通路を排除でき、より少ない構成要素を備えた、より複雑でない2次ノズル24を結果的に得る。パイロット空気通路を排除することにより、移行通路94の全体面積を増加させることができる。この面積の増加によって、パイロット内で高反応性燃料を使用することを含む、2次ノズル24の燃料の自由度が増大する。面積が増加するために、移行通路94を通して高ボリュームの移行燃料96を強制的に送給でき、それによって、2次ノズル24のオペラビリティを維持しながら、より大きな体積流量を必要とするより低いイギリス熱単位BUT燃料を利用することができる。ここで、燃焼器14の運転を図7から10を参照にして説明する。図7に示されるように、点火から、例えば、最大で20のガスタービンエンジンの負荷までの一次運転中では、燃焼器に供給される全燃料は1次燃料130である。すなわち、燃料の100が1次ノズル22の配列に供給される。1次燃料130を1次燃料ノズル22から燃焼器14を通過する空気流40図3参照内へ拡散することによって、1次燃焼チャンバ30内に燃焼が起こる。図8に示されるように、ガスタービンエンジンが、例えば、20~50のガスタービンエンジンの負荷で運転される場合、燃焼器14のリーン-リーン運転が起きる。1次燃料130が1次ノズル22の配列へ供給され、2次燃料132が2次ノズル24へ供給される。例えば、燃焼器に供給される燃料の約70が1次燃料130で、燃料の約30が2次燃料132である。燃焼は1次燃焼チャンバ30及び2次燃焼チャンバ32内で起きる。本明細書で使用する際、用語1次燃料は1次ノズル22に供給される燃料を指し、用語2次燃料は2次ノズル24に供給される燃料を指す。図8の運転から、図10を参照にして以下により詳細に説明される予混合運転へ移行する、図9に示される第2段階の燃焼では、燃焼器に供給される全燃料は2次燃料132である。すなわち、燃料の100が2次ノズル24に供給される。第2段階の燃焼では、2次燃料132と2次ノズル24の入口58から入る空気流40とを予混合することで燃焼が起こる。2次ノズル24の燃料-空気混合通路72内で予混合が生じる。図10に示されるように、燃焼器は、ガスタービンエンジンを例えば50~100のガスタービンエンジンの負荷で運転する予混合運転で運転できる。図10の予混合運転では、1次ノズル22へ向かう1次燃料130は、図9のリーン-リーン運転で供給される量から増加し、2次ノズル24へ向かう2次燃料132は、図8に示されるリーン-リーン運転で供給される量から減少する。例えば、図10の予混合運転では、燃焼器に供給される燃料の約80~83が1次燃料130で、燃焼器に供給される燃料の約20~17が2次燃料132である得る。図10に示されるように、予混合運転中に、燃焼が2次燃焼チャンバ32内で起こり、上記のような冷却手段によって2次ノズル24に対する損傷が防止される。図3を参照すると、逆火は、火炎速度44が1次燃焼チャンバ30内の空気流40の速度より大きい場合に生じる恐れがある。2次ノズル24内の空気-燃料混合を制御すること、すなわち、2次燃料132を制御することによって、火炎速度を制御し、火炎が1次燃焼チャンバ30内へベンチュリ28を越えてくることを防止する。上記の様々な実施形態は1次ノズルとして拡散ノズルを含むが、1次ノズルが、例えば、2次ノズルと同じか又は類似の構成を具える予混合ノズルであり得ることは理解される筈である。耐火炎ノズルによって、燃焼システムの燃料の自由度が拡大し、高反応性燃料の燃焼が可能になる。耐火炎ノズルを燃焼器内の2次ノズルとして使用することによって、燃焼器が完全合成ガス及び天然ガスを燃焼することが可能になる。耐火炎ノズルは、燃焼器内の2次ノズルとして使用でき、それによって、燃焼器が完全合成ガス又は高水素合成ガス、及び、天然ガスを燃焼させることが可能になる。1次複式燃料ノズルと組み合わせた耐火炎ノズルによって、燃焼器が天然ガス及び完全合成ガス燃料の両方を燃焼されることが可能になるだろう。それは、燃焼器の燃料の自由度の外囲を、広い範囲のウォッベ指数及び反応性に及ぶように拡張し、それをオイル及びガス産業計画に適用することができる。例えば、予混合器のスワラ翼、及び、空冷バーナ管体を含む耐火炎ノズルの冷却機能によって、ノズルが持続的な保炎事象に耐えることができる。このような保炎事象中に、冷却機能は、ノズルをあらゆる装置の損傷から保護し、火炎を予混合器から吹き消す検出及び修正手段のための時間の余裕をもたらし、通常モード運転での予混合火炎を復旧する。本明細書では、本発明を最良の形態を含めて開示するとともに、装置又はシステムの製造使用及び方法の実施を始め、本発明を当業者が実施できるようにするため、例を用いて説明してきた。本発明の特許性を有する範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者に自明な他の例も包含する。かかる他の例は、特許請求の範囲の文言上の差のない構成要素を有しているか、或いは特許請求の範囲の文言と実質的な差のない均等な構成要素を有していれば、特許請求の範囲に記載された技術的範囲に属する。