パイロット燃料噴射装置先端部57の中心軸120を中心に心合わせされた事実上同心の一次および二次パイロット燃料ノズル58、59を備える、パイロット燃料噴射装置先端部57であって、前記一次および二次パイロット燃料ノズル58、59が、円形の一次出口98および環状の二次出口100をそれぞれ有し、前記円形の一次出口98が、前記環状の二次出口100よりも軸方向後方に下流に配置される、パイロット燃料噴射装置先端部57。前記二次パイロット燃料ノズル59の前記環状の二次出口100に燃料を流すように動作する、環状の二次燃料供給通路159と、前記二次燃料供給通路159中の環状の二次燃料スワラ137とをさらに備え、前記二次燃料スワラ137が、螺旋回転スロット182の環状の配列180を含む、請求項1記載のパイロット燃料噴射装置先端部57。前記螺旋回転スロット182が矩形の断面183を有する、請求項2記載のパイロット燃料噴射装置先端部57。パイロットミキサ102への環状のパイロット入口54の中心軸120を中心に事実上心合わせされたパイロット燃料噴射装置先端部57と、前記パイロット燃料噴射装置先端部57の事実上同心の一次および二次パイロット燃料ノズル58、59とを備える、ガスタービンエンジンの燃料ノズルアセンブリ12であって、前記一次および二次パイロット燃料ノズル58、59が、円形の一次出口98および環状の二次出口100をそれぞれ有し、前記円形の一次出口98が、前記環状の二次出口100の軸方向後方に下流に配置される、ガスタービンエンジンの燃料ノズルアセンブリ12。前記二次パイロット燃料ノズル59の前記環状の二次出口100に燃料を流すように動作する、環状の二次燃料供給通路159と、前記二次燃料供給通路159の環状の二次燃料スワラ137とをさらに備え、前記二次燃料スワラ137が、螺旋回転スロット182の環状の配列180を含む、請求項4記載の燃料ノズルアセンブリ12。前記螺旋回転スロット182が矩形の断面183を有する、請求項5記載の燃料ノズルアセンブリ12。パイロットスワラ流路部222の、内側に先細りする環状の円錐形流路部224と、前記円形の一次出口98を含む前記一次パイロット燃料ノズル58の第1の下流端142と、前記環状の二次出口100を含む前記二次パイロット燃料ノズル59の第2の下流端143とをさらに備え、前記内側に先細りする環状の円錐形流路部224が、前記第1および第2の下流端142、143を囲繞し、燃料ノズルアセンブリ12がさらに前記内側に先細りする環状の円錐形流路部224の径方向内側の境界を定められ、円錐面232を画定する、内側に先細りする円錐形壁部230を備え、前記円形の一次出口98および環状の二次出口100が、前記円錐面232に、または前記円錐面232の軸方向前方もしくは上流に配置される、請求項4記載の燃料ノズルアセンブリ12。前記二次パイロット燃料ノズル59の前記環状の二次出口100に燃料を送るように動作する、環状の二次燃料供給通路159と、前記二次燃料供給通路159の環状の二次燃料スワラ137とをさらに備え、前記二次燃料スワラ137が、螺旋回転スロット182の環状の配列180を含む、請求項7記載の燃料ノズルアセンブリ12。前記螺旋回転スロット182が矩形の断面183を有する、請求項8記載の燃料ノズルアセンブリ12。前記デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部57の径方向外側にそれに隣接して配置された、内側パイロットスワラ112と、前記内側スワラ112の径方向外側に配置された、外側パイロットスワラ114と、径方向において、前記第1のパイロットスワラ112と第2のパイロットスワラ114との間に配置された、スプリッタ116とをさらに備え、前記内側パイロットスワラ112が、内側に先細りする環状の円錐形流路部224の上流に軸方向前方に、前記スプリッタ116と前記パイロット燃料噴射装置先端部57の径方向外側の壁226との間に、概して円筒形の内側パイロットスワラ流路部222を含み、燃料噴射装置10がさらに、前記内側に先細りする円錐形流路部224の径方向内側の境界を定める前記径方向外側の壁226の内側に先細りする円錐形壁部230と、前記内側に先細りする円錐形壁部230によって画定される円錐面232とを備え、前記円形の一次出口98および環状の二次出口100が、前記円錐面232に、または前記円錐面232の軸方向前方もしくは上流に配置される、請求項4記載の燃料噴射装置10。燃料ノズルの動作効率を改善することが非常に望ましい。より詳細には、炎の安定化をさらに改善するパイロット燃料の霧化を最適化することが非常に望ましい。広い範囲のエンジン動作状態にわたって全体のパイロット燃料の噴霧の質における不連続性を低減することも非常に望ましい。ガスタービンエンジンの燃料ノズルアセンブリで使用するパイロット燃料噴射装置先端部が、パイロット燃料噴射装置先端部の中心軸を中心に心合わせされた事実上同心の一次および二次パイロット燃料ノズルを含む。一次および二次パイロット燃料ノズルは、円形の一次出口および環状の二次出口をそれぞれ有し、円形の一次出口は、環状の二次出口よりも軸方向後方に下流に配置される。二次パイロット燃料ノズルの環状の二次出口に燃料を流すように動作する環状の二次燃料供給通路が、矩形の断面を有してよい螺旋回転スロットの環状の配列を有する環状の二次燃料スワラを含むことができる。パイロット燃料噴射装置先端部を含む燃料ノズルアセンブリが、パイロットスワラ流路部の内側に先細りする環状の円錐形流路部と、円形の一次出口を含む一次パイロット燃料ノズルの第1の下流端と、環状の二次出口を含む二次パイロット燃料ノズルの第2の下流端とを有する。内側に先細りする環状の円錐形流路部は、第1および第2の下流端を囲繞し、内側に先細りする円錐形壁部が、内側に先細りする環状の円錐形流路部の径方向内側の境界を定め、円錐面を画定する。円形の一次出口および環状の二次出口は、円錐面にまたは円錐面の軸方向前方もしくは上流に配置される。燃料ノズルアセンブリは、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部の径方向外側にそれに隣接して配置された内側パイロットスワラと、その内側スワラの径方向外側に配置された外側パイロットスワラと、第2のパイロットスワラの径方向外側に配置されそれを囲繞する軸方向後方または下流に延びる噴射装置冷却流路と、径方向において、外側パイロットスワラと噴射装置冷却流路への環状の冷却流路入口との間に配置された環状の壁部と、環状の壁部の、環状の面取りした前縁と、噴射装置冷却流路への冷却流路入口から離れる方に汚れの進路を変える、面取りした前縁の、径方向内側に面する円錐形の面取り面とを含むことができる。噴射装置冷却流路を、パイロットミキサを径方向に囲繞する中央ボディを含むパイロットハウジング中に配置することができる。噴射装置冷却流路は、径方向において、燃料ノズル内側ケーシングと中央ボディとの間に配置される。中央ボディの上流前端は、前端の、環状の面取りした前縁と、面取りした前縁の、径方向内側に面する円錐形の面取り面を含む。本発明の前述の態様および他の特徴を、添付の図面と併せて以下の明細書に説明する。図1に燃焼器16の例示的な実施形態を示す。その燃焼器16は燃焼領域18を含み、その燃焼領域18は、エンジン中心線52を中心にそれぞれ境界が定められる径方向外側および内側の環状ライナ20、22によって、それらの間に画定される。外側および内側のライナ20、22は、環状の燃焼器外筒26の径方向内側に位置しており、その燃焼器外筒26は、外側および内側のライナ20、22の周りで円周方向に延びる。燃焼器16は環状ドーム34も含み、その環状ドーム34は、燃焼領域18の上流に設けられ、外側および内側のライナ20、22に取り付けられている。ドーム34は、燃焼領域18の上流端36を画定し、複数のミキサアセンブリ40そのうちの1つのみ図示するが、ドーム34の周りで円周方向に間隔をあけて配置されている。ミキサアセンブリ40はそれぞれ、ドーム34中に設けられたメインミキサ104と、パイロットミキサ102とを含む。燃焼器16は、高圧コンプレッサ排気口69においてCDP空気コンプレッサ排圧空気と呼ばれる、加圧されたコンプレッサ排気14の環状の流れを高圧コンプレッサ排気口69から受け取る。コンプレッサ排気14の第1の部分23は、ミキサアセンブリ40に流入する。そのミキサアセンブリ40では、空気と混合するように燃料も噴射されて燃料/空気混合物65が形成され、その燃料/空気混合物65は燃焼のために燃焼領域18に供給される。その燃料/空気混合物65は適切な点火装置70によって点火され、その結果生じた燃焼ガス60が、環状の第1段タービンノズル72に向かって軸方向に流れ、ノズル72中に入る。第1段タービンノズル72は、ノズル羽根74を複数含む環状の流れチャネルによって画定されており、そのノズル羽根74は、径方向に延び、間隔をあけて円形に配置されている。ノズル羽根74がガスを回転させることで、ガスが角度を形成して流れ、第1タービン図示せずの第1段タービンブレード図示せずに衝突する。図1の矢印は、燃焼器16内でコンプレッサ排気が流れる方向を示す。コンプレッサ排気14の第2の部分24は外側ライナ20の周りを流れ、コンプレッサ排気14の第3の部分25は内側ライナ22の周りを流れる。図2にさらに示す燃料噴射装置10は、ノズルマウントまたはフランジ30を含み、そのノズルマウントまたはフランジ30は、燃焼器外筒26に固定かつシールされるように構成されている。燃料噴射装置10の中空ステム32が、フランジ30と一体形成されるかまたは例えば、蝋付けまたは溶接によってそれに固定されており、燃料ノズルアセンブリ12を含む。中空ステム32は、燃料ノズルアセンブリ12およびパイロットミキサ102を支持する。ステム32の上部にあるバルブハウジング37がバルブを含み、そのバルブは、上記で参照した米国特許出願第20100263382号でより詳細に検討されている。図2を参照すると、燃料ノズルアセンブリ12は、主燃料ノズル61と、パイロットミキサ102への環状のパイロット入口54とを含み、そのパイロット入口54を通ってコンプレッサ排気14の第1の部分23が流れる。燃料ノズルアセンブリ12はさらに、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部57を含み、その先端部57は、環状のパイロット入口54中で事実上心合わせさせている。デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部57は、互いに同心の一次および二次パイロット燃料ノズル58、59を含む。パイロットミキサ102は中心軸120を含み、その中心軸120を中心にデュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部57、一次および二次パイロット燃料ノズル58、59、環状のパイロット入口54、ならびに主燃料ノズル61が、互いに心合わせされ、境界を定められる。主燃料ノズル61は、一次および二次パイロット燃料ノズル58、59の径方向外側に間隔をあけて配置されている。二次パイロット燃料ノズル59は、一次パイロット燃料ノズル58の、径方向のすぐ隣に配置され、その燃料ノズル58を囲繞している。一次および二次パイロット燃料ノズル58、59、主燃料ノズル61、ならびにミキサアセンブリ40を用いて、燃料/空気混合物65を燃焼領域18に送る。主燃料ノズル61は、径方向外側に開口した燃料噴射オリフィス63の円形または環状の配列を含む。燃料ノズルの外側ケーシング71が、主燃料ノズル61を囲繞しており、燃料噴射オリフィス63と位置合わせされた円筒形の燃料噴霧孔73を含む。パイロットハウジング99が、中央ボディ103を含み、径方向内側にパイロット燃料噴射装置先端部57を支持し、径方向外側に主燃料ノズル61を支持する。中央ボディ103は、径方向においてパイロット燃料噴射装置先端部57と主燃料ノズル61との間に配置される。中央ボディ103は、パイロットミキサ102を囲繞し、パイロットミキサ102と流体連絡するチャンバ105をその下流に画定する。エンジン中心線52を基準にして、パイロットミキサ102は、径方向内径IDの位置でデュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部57を径方向に支持し、中央ボディ103は、径方向外径ODの位置で主燃料ノズル61を径方向に支持する。主燃料ノズル61は、ミキサアセンブリ40の図1に示すメインミキサ104内に配置され、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部57は、パイロットミキサ102内に配置される。パイロットミキサ102は、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部57に隣接してその径方向外側に配置された内側パイロットスワラ112と、内側パイロットスワラ112の径方向外側に配置された外側パイロットスワラ114と、それらのスワラの間に配置されたスワラスプリッタ116とを含む。スワラスプリッタ116は、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部57の下流に延び、スワラスプリッタ116の下流部115にベンチュリ118が形成されている。ベンチュリ118は、集束部117、拡散部119、およびそれらの間のスロート121を含む。スロート121は、一次パイロット燃料ノズル58の一次出口98の下流に配置される。内側および外側パイロットスワラ112、114は、デュアルオリフィスパイロット燃料噴射装置先端部57およびミキシングアセンブリ40の中心軸120に概して平行に向いている。内側および外側パイロットスワラ112、114は、その中を通る空気を旋回させる旋回羽根44を複数含む。エンジン動作サイクル中は常に燃料および空気がパイロットミキサ102に供給され、そのため、燃焼領域18の中央部に一次燃焼領域122図1に示すが形成される。一次および二次パイロット燃料ノズル58、59は、円形の一次出口98および環状の二次出口100をそれぞれ有し、概して下流方向に燃料を噴射するように動作し、しばしばデュアルオリフィスノズルと呼ばれる。主燃料ノズル61は、径方向外側に開口した燃料噴射オリフィス63の円形配列を通して、概して径方向外側方向に燃料を噴射するように動作する。一次パイロット燃料ノズル58は一次燃料供給通路158を含み、その一次燃料供給通路158は、一次パイロット燃料ノズル58の第1の下流端142において円形の一次出口98に燃料を供給する。二次パイロット燃料ノズル59は環状の二次燃料供給通路159を含み、その二次燃料供給通路159は、二次パイロット燃料ノズル59の第2の下流端143において環状の二次出口100に燃料を流す。図2および図5~図7を参照すると、一次燃料供給通路158の下流端142に隣接して配置された一次燃料スワラ136を使用して、円形の一次出口98を出る燃料の流れを旋回させている。本明細書に示す例示的な一次燃料スワラ136は、一次パイロット燃料ノズル58の円錐形の一次出口オリフィス166を燃料で事前に被膜するために、下流側および円周方向に傾斜した燃料噴射孔164を有する円筒形のプラグであり、これにより、燃料の霧化が改善される。円錐形の一次出口オリフィス166は、円形の一次出口98において最大になる。一次燃料スワラ136は、燃料を旋回させ、その旋回する燃料の遠心力により、円錐形の一次出口オリフィス166の一次円錐面168に燃料を衝突させることで、一次円錐面168に沿って燃料の事前被膜が形成される。図2および図5~図7を参照すると、二次パイロット燃料ノズル59の下流端143に隣接して配置された環状の二次燃料供給通路159の環状の二次燃料スワラ137を使用して、環状の二次出口100を出る燃料の流れを旋回させる。本明細書に示す例示的な二次燃料スワラ137は、螺旋回転スロット182の環状の配列180であり、二次パイロット燃料ノズル59の円錐形の二次出口オリフィス167を燃料で事前に被膜するように動作し、これにより、燃料の霧化が改善される。螺旋回転スロット182は、本明細書では、螺旋回転スロット182を通る燃料の流れの方向に対して矩形の断面183を有するように示されている。円錐形の二次出口オリフィス167は、環状の二次出口100において最大になる。二次燃料スワラ137は、燃料を旋回させ、その旋回する燃料の遠心力により、円錐形の二次出口オリフィス167の二次円錐面169に燃料が衝突することで、二次円錐面169に沿って燃料の事前被膜が形成される。同心の一次および二次パイロット燃料ノズル58、59から得られる同心の一次および二次環状燃料被膜がそれぞれ合流し、混合された燃料は、パイロットミキサ102からの空気によって霧化される。ここで、空気流の速度は、環状の二次出口100の近くの平面において最大である。同心の一次および二次パイロット燃料ノズル58、59から排出される一次燃料被膜と二次燃料被膜との間の相互作用を低減させるために、円形の一次出口98は、環状の二次出口100よりも軸方向後方に下流に配置される。その結果、一次および二次燃料被膜は、同心の一次および二次パイロット燃料ノズル58、59から排出された後で、物理的に互いに剥離する。こうした剥離により、内側パイロットスワラ112からの内側パイロットスワラ流138のせん断層内で燃料被膜がより良く配置され、燃料の霧化が改善され、広い範囲のエンジン動作状態にわたって全体の噴霧の質における不連続性が低減される。それにより、せん断層の近くに燃料を正確に配置して柔軟性を最大にすることもでき、これは、ある範囲のエンジン動作状態にわたる排出およびエンジン動作性において主な役割を果たす。円形の一次出口98を、環状の二次出口100よりも軸方向後方に下流に配置すると、一次パイロット燃料ノズル58の円錐形の一次出口オリフィス166の一次円錐面168、および二次パイロット燃料ノズル59の円錐形の二次出口オリフィス167の二次円錐面169が事前被膜されて、入射せん断層の最も近くに燃料を放出し、様々な燃料供給モードおよびエンジン動作状態の場合も変わらずにそのようにすることができる。図5および図6を参照すると、内側パイロットスワラ112は、概して円筒形の内側パイロットスワラ流路部222を有し、それに続いて、スワラスプリッタ116とパイロット燃料噴射装置先端部57の径方向外側の壁226との間に、内側に先細りする円錐形の環状流路部224を有する。円錐形の流路部224は、円形の一次出口98を含む一次パイロット燃料ノズル58の第1の下流端142を囲繞する。円錐形の流路部224はまた、環状の二次出口100を含む、二次パイロット燃料ノズル59の第2の下流端143も囲繞する。内側に先細りする円錐形の流路部224は、ベンチュリ118の集束部117において、径方向外側の壁226のうちの内側に先細りする円錐形の壁部230によって径方向内側の境界が定められる。図6に、内側に先細りする円錐形の壁部230によって画定された空間にある円錐面232を示す。入射せん断層の最も近くに燃料を放出し様々な燃料供給モードおよびエンジン動作状態の場合も変わらずにそのようにするために、円形の一次出口98および環状の二次出口100は、軸方向において、円錐面232の軸方向後方でも下流でもなく、事実上円錐面232までの位置に配置することができる。図2、図3、および図4に示すクロスオーバアーム56が、環状のパイロット入口54を径方向に横切って主燃料ノズル61からパイロット燃料噴射装置先端部57まで延びる。そのクロスオーバアーム56は、一次および二次燃料移送チューブ64、66を囲繞する、空気抵抗を低減するクロスオーバアームフェアリング62またはチューブを含む。それらの一次および二次燃料移送チューブ64、66を使用して、環状のパイロット入口54を横切ってパイロット燃料噴射装置先端部57にあるそれぞれ一次および二次燃料供給通路158、159まで燃料を移送する。クロスオーバアームフェアリング62は、丸い前縁80および後縁82と、概して平坦であり概して円周方向に間隔をあけて配置された第1および第2の平坦面67、68とを含み、その第1および第2の平坦面67、68は、丸い前縁80と後縁82との間を延びる矩形の中間部76を画定する。本明細書に示す丸い前縁および後縁80、82は半円筒形である。丸い前縁80は、丸い前部ボディ46を代表し、間隔をあけて配置された第1および第2の平坦面67、68を有する矩形の中間部76は、直線的な後部ボディ48を代表する。図1~図5および図8を参照すると、空気抵抗を低減するパイロットノーズキャップ53は、弾丸状ノーズまたは丸いノーズとも呼ばれ、パイロット燃料噴射装置先端部57の上流端55に配置されている。パイロットノーズキャップ53は、丸い、またはより具体的には概して楕円形のノーズベース77と、ノーズベース77から前方にまたは上流に延びる事実上丸いドーム78とを含む。円筒形のノーズ後部ボディ92、またはより具体的には事実上楕円筒形のノーズ後部ボディ92が、ノーズベース77から軸方向後方にまたは下流に延びる。ノーズ後部ボディ92は、ノーズベース77に垂直すなわち直角のパイロットノーズ中心線111に心合わせされ、それに平行である。丸いドーム78は、丸い前部ボディ46を代表し、ノーズ後部ボディ92は、直線的な後部ボディ48を代表する。パイロットノーズ中心線111は、本明細書では、中心軸120と同一の線上にあるように示されており、その中心軸120を中心に、パイロット燃料噴射装置先端部57が心合わせされ、境界を定められる。あるいは、パイロットノーズ中心線111は、パイロットミキサ102およびその内側および外側パイロットスワラ112、114に流入するパイロット空気流101をより均一に分配し位置合わせするように、中心軸120に対して傾斜しかつ/またはわずかにずれていてよい。パイロットノーズ中心線111は、中心軸120に対して約10度まで傾斜することができる。本明細書に示すように、パイロットノーズキャップ53は、概して楕円形のノーズベース77と、ノーズベース77から前方または上流に延びる事実上丸いドーム78とを含む。ドーム78は、本明細書では、わずかに鈍いかまたは平坦な上部86を有する、概して楕円形の丸いドームとして示されている。ノーズベース77は、概して楕円形の外周88を有し、その外周88は、間隔をあけて配置され事実上湾曲した側部セグメント109によってつながれた、円形の第1および第2の端部セグメント106、108を有する。円形の第1および第2の端部セグメント106、108は、第1の半径R1を有する鏡像の円弧である。例示的な湾曲した側部セグメント109は、本明細書では、第1の半径R1よりも事実上大きい第2の半径R2を有する概して鏡像の円弧であるように示されている。さらに、本明細書に示す例示的な湾曲した側部セグメント109は、湾曲した側部セグメント109に心合わせされた直線的な中間部113を含む。ドーム78の中心円錐部90が、湾曲した側部セグメント109の直線的な中間部113から前方または上流に延び、本明細書では、矩形の平坦な上部86を有するように示されている。ノーズ後部ボディ92は、ノーズベース77の楕円形の外周88に合う楕円形の断面形状を有するように示されている。ノーズ後部ボディ92は、ノーズベース77から後方または下流に、ノーズベース77から事実上90度の位置またはそれに対して直角に延びる。ノーズ後部ボディ92は、円形の第1および第2の端部セグメント106、108に対応する、間隔をあけて配置された第1および第2の丸い端部146、148を含む。ノーズ後部ボディ92はさらに、楕円形の外周88の湾曲した側部セグメント109に対応する、間隔をあけて配置された概して湾曲した側面409を含む。本明細書に示すノーズ後部ボディ92の例示的な実施形態は、丸い第1および第2の端部146、148間に配置された矩形の中間部149も含む。矩形の中間部149は、楕円形の外周88の直線的な中間部113に対応する、間隔をあけて配置された平坦な側面152を含む。湾曲した側面409および平坦な側面152は、楕円形の外周88のそれぞれ湾曲した側部セグメント109および直線的な中間部113から後方または下流に延びる。クロスオーバアームフェアリング62およびパイロットノーズキャップ53は、両方とも燃料噴射装置フェアリングの例であり、それらの設計は、流れの妨害を最小限に抑え、非対称の流れを避け、パイロットミキサ102およびその内側および外側パイロットスワラ112、114を通るパイロット空気流101を最大にするようになっている。燃料噴射装置フェアリングの設計は、パイロット内側旋回数を増加させることでパイロットフレームの安定を促進し、パイロット空気流101のパイロット空気速度を加速することでパイロット霧化を改善するようになっている。クロスオーバアームフェアリング62およびパイロットノーズキャップ53は、丸い前部ボディ46を有し、それに続いて、直線的な後部ボディ48を有する。本明細書に示す燃料ノズルアセンブリ12の例示的な実施形態は、直線的な後部ボディ48をパイロットノーズ中心線111に平行であるように示している。図2および図5を参照すると、軸方向または下流に延びる噴射装置冷却流路190は、径方向において、パイロットハウジング99中で燃料ノズル内側ケーシング79と中央ボディ103との間に配置される。主燃料ノズル61は、燃料ノズル内側ケーシング79の径方向外側に配置され、燃料ノズル内側ケーシング79によって少なくとも部分的に支持される。噴射装置冷却流路190は、環状のパイロット入口54から軸方向下流または後方に延び、噴射装置冷却流路190の後端194にある後部環状プレナム192に至る。後部環状プレナム192は、燃料ノズル内側ケーシング79の径方向外側に延びる後部フランジ196において環状の溝、スロット、またはポケット195を含み、中央ボディ103によって径方向内側の境界が定められる。後部フランジ196のうちの軸方向後方の環状の壁200を貫通する冷却孔198により、冷却空気が、後部環状プレナム192から中央ボディ103の後端202にある径方向外側に延びる後部熱シールドフランジ197に向けられる。環状の熱シールド204が、燃焼領域18に面しており、熱シールドフランジ197上に設けられている。噴射装置冷却流路190への環状の冷却流路入口206は、中央ボディ103によって径方向内側に境界を定められる。中央ボディ103の上流前端208が、径方向において、外側パイロットスワラ114と中央ボディ103との間に配置され、外側パイロットスワラ114と噴射装置冷却流路190への環状の冷却流路入口206との間の流れスプリッタとして動作する。中央ボディ103の前端208は環状の壁部であり、その壁部は、径方向内側に面する円錐形の面取り面212を有する、環状の面取りした前縁210を含む。面取りした前縁210は、冷却流路入口206から離れる方にパイロット空気流101中の汚れの進路を変える汚れデフレクタとして動作する。本発明を例示的に説明してきた。使用した用語は、説明する言葉であることを本質とし、限定するものではないことを理解されたい。本明細書では本発明の好ましい例示的な実施形態と考えられるものを説明してきたが、本発明の他の改変は、本明細書の教示から当業者には明らかであろう。したがって、全てのこうした改変が、本発明の真の精神および範囲に包含されるものとして添付の特許請求の範囲に留保されることが求められることが望まれる。したがって、米国の特許証によって保護されることが望まれるのは、以下の特許請求の範囲で定義され特徴付けられる発明である。