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JP2002168449A - 多数のスワーラを有するミキサ - Google Patents

多数のスワーラを有するミキサ

Info

Publication number
JP2002168449A
JP2002168449A JP2001299172A JP2001299172A JP2002168449A JP 2002168449 A JP2002168449 A JP 2002168449A JP 2001299172 A JP2001299172 A JP 2001299172A JP 2001299172 A JP2001299172 A JP 2001299172A JP 2002168449 A JP2002168449 A JP 2002168449A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
mixer
fuel
pilot
swirlers
housing
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
JP2001299172A
Other languages
English (en)
Inventor
Mark David Durbin
マーク・デビッド・ダルビン
Timothy James Held
ティモシー・ジェームズ・ヘルド
Hukam Chand Mongia
ヒュカム・チャンド・モンギア
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JP2002168449A publication Critical patent/JP2002168449A/ja
Pending legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
    • F23D2900/00015—Pilot burners specially adapted for low load or transient conditions, e.g. for increasing stability

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 始動時及び低出力状態ではＣＯ及びＨＣの低
排出を図り、高出力状態では低ＮＯｘ排出を図るタービ
ンエンジン燃料器を提供する。 【解決手段】 ガスタービンエンジン燃焼室用のミキサ
アセンブリ50,130がパイロットミキサ52と主ミキサ54を
含む。パイロットミキサは、中空内部を有するパイロッ
トハウジング60と、同ハウジング内に装着されて燃料液
滴を中空内部に噴射するパイロット燃料ノズル64と、ノ
ズルの上流に配置した一つ以上のスワーラ70,72とを含
み、各スワーラは、空気と燃料液滴とを混ぜる複数の羽
根を有する。主ミキサは、パイロットハウジングを囲み
環状空洞を画成する主ハウジング90と、パイロットハウ
ジングの周囲かつ環状空洞内に配設されて燃料液滴を旋
回空気中に噴射する複数の燃料噴射口を有する環状燃料
噴射器100,132と、噴射口の上流に配置した一つ以上の
スワーラ110,112,114とを含む。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の背景】本発明は一般的にはガスタービンエンジ
ン燃焼器に関し、特に、多数の噴射口を有するミキサを
含む燃焼器に関する。
【０００２】燃料と空気が航空機エンジンの燃焼器内で
混ぜられかつ燃やされて流路ガスを加熱する。燃焼器に
は外側ライナと内側ライナが含まれ、環状燃焼室を画成
しており、この燃焼室内で燃料と空気が混合しそして燃
焼する。燃焼室の上流端に装着したドームにミキサが含
まれ、燃料と空気を混合する。ミキサの下流に設けた点
火器によって混合気が点火されそして燃焼室内で燃焼す
る。
【０００３】官庁とある産業委員会は、航空機からの窒
素酸化物（ＮＯｘ）と未燃炭化水素（ＨＣ）と一酸化炭
素（ＣＯ）の排出を規制している。これらの排出物は燃
焼器内で発生し、そして一般に、２種類の排出物、すな
わち、高い火炎温度によって発生するものと、低い火炎
温度によって発生するものとに分類される。排出物を最
少にするためには、反応物を良く混ぜなければならな
い。そうすれば、ＮＯｘの排出量を増す高温スポット
と、ＣＯとＨＣの排出量を増す低温スポットなしに混合
気全体にわたって均等な燃焼が発生する。従って、当該
産業において、混合が改良されそして排出物が減少する
燃焼器が必要である。
【０００４】ある種の従来の燃焼器、例えば、図１に示
すような濃密ドーム燃焼器１０は、燃焼器の上流端１４
近辺で濃密な燃料対空気比をもたらすミキサ１２を有す
る。追加空気が燃焼器１０の希釈孔１６を経て加えられ
るので、燃料対空気比は燃焼器の上流端１４とは反対側
の下流端１８で希薄になる。エンジン効率を高めそして
燃料消費を減らすために、燃焼器設計者は、ガスタービ
ンエンジンの運転圧力比を高めてきた。しかし、運転圧
力比が高まるにつれ、燃焼器温度が上昇する。結局、温
度と圧力は、燃料と空気の反応が混合より多分に速く発
生するような限界に達する。その結果、局所高温スポッ
トが発生しそしてＮＯｘの排出量が増加する。
【０００５】図２に示すような希薄ドーム燃焼器２０
は、局所高温スポットを防止する能力を有する。燃焼器
２０は２列のミキサ２２、２４を有し、これにより燃焼
器は様々な状態の運転に対して調整可能である。外列の
ミキサ２４は緩速状態で効率良く作用するように設計さ
れている。離陸と巡航時のような比較的高い出力設定値
では、両列のミキサ２２、２４が使用されるが、燃料と
空気の大部分は内列のミキサ２２に供給される。内側ミ
キサ２２は、高出力設定値で最も効率良く作用してＮＯ
ｘの排出量を少なくするように設計されている。内側と
外側のミキサ２２、２４は最適に調整されるが、内外ミ
キサ間の区域は、ＨＣとＣＯの排出量を多くする低温ス
ポットを有するおそれがある。
【０００６】
【発明の概要】本発明の幾つかの特徴の一つとして、ガ
スタービンエンジンの燃焼室で用いるミキサアセンブリ
を設ける。このミキサアセンブリはパイロットミキサ
と、主ミキサとを含む。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、このハウジング
内に装着されそして燃料の液滴をパイロットハウジング
の中空内部に噴射するようになっているパイロット燃料
ノズルと、このパイロット燃料ノズルの上流に配置され
た一つ以上の軸方向スワーラとを含み、各パイロットミ
キサスワーラは、同スワーラを通る空気を旋回させて空
気と、パイロット燃料ノズルによって噴射された燃料の
液滴とを混合する複数の羽根を有する。主ミキサは、パ
イロットハウジングを囲みそして環状空洞を画成してい
る主ハウジングと、パイロットハウジングの周囲に円形
パターンに配置されそして主ミキサの環状空洞内に配設
されて燃料の液滴を環状燃料噴射器の下流の旋回空気内
に噴射する複数の燃料噴射口を有する環状燃料噴射器
と、前記複数の燃料噴射口の上流に配置された一つ以上
の軸方向スワーラとを含み、各主ミキサスワーラは、同
スワーラを通る空気を旋回させて空気と、燃料噴射口に
よって噴射された燃料の液滴とを混合する複数の羽根を
有する。
【０００７】他の態様において、本発明のミキサアセン
ブリは、複数の燃料噴射口の上流に配置された複数のス
ワーラを有する主ミキサを含み、各主ミキサスワーラ
は、同スワーラを通る空気を旋回させて空気と、燃料噴
射口によって噴射された燃料の液滴とを混合する複数の
羽根を有する。
【０００８】
【発明の実施の形態】対応符号は添付図面の全図を通じ
て対応部分を表す。
【０００９】添付図面、特に図３に、本発明の燃焼器が
総体的に符号３０で表されている。燃焼器３０は燃焼室
３２を有し、この燃焼室内で燃焼器用空気が燃料と混ぜ
られそして燃やされる。燃焼器３０は外側ライナ３４と
内側ライナ３６を含んでいる。外側ライナ３４は燃焼室
３２の外側境界を画成し、そして内側ライナ３６は燃焼
室の内側境界を画成している。符号３８で総体的に表さ
れた環状ドームが、外側ライナ３４と内側ライナ３６の
上流に装着され、燃焼室３２の上流端を画成している。
符号５０で総体的に表された本発明のミキサアセンブリ
またはミキサがドーム３８に配設されている。ミキサア
センブリ５０は燃料と空気の混合物を燃焼室３２に送
る。燃焼室３２の他の特徴は従来通りであるから、さら
に詳しい説明は省略する。
【００１０】図４に示すように、各ミキサアセンブリ５
０は、符号５２で総体的に表されたパイロットミキサ
と、このパイロットミキサを囲んでいる、符号５４で総
体的に表された主ミキサとを含んでいる。パイロットミ
キサ５２には環状パイロットハウジング６０が含まれ、
中空内部６２を有する。総体的に６４で表されたパイロ
ット燃料ノズルが、ミキサ５０の中心線６６に沿ってハ
ウジング６０内に装着されている。ノズル６４には燃料
噴射器６８が含まれ、燃料の液滴をパイロットハウジン
グ６０の中空内部６２内に噴射するようになっている。
燃料噴射器６８は、米国特許第５４３５８８４号に記載
されているような噴射器を含み得る。この例は参照によ
りここに包含される。
【００１１】パイロットミキサ５２にはまた、総体的に
７０、７２で表された１対の同心的に配設された軸方向
スワーラが含まれ、それぞれ、パイロット燃料ノズル６
４の上流に配置された複数の羽根７４、７６を有する。
スワーラ７０、７２は本発明の範囲内で異なる数の羽根
７４、７６を有し得るが、一実施例では、内側パイロッ
トスワーラは１０個の羽根を有しそして外側パイロット
スワーラは１０個の羽根を有する。羽根７４、７６はそ
れぞれミキサ５０の中心線６６に対して傾斜しており、
パイロットミキサ５２を通る空気を旋回させるので、空
気はパイロット燃料ノズル６４によって噴射された燃料
の液滴と混合して、点火中とエンジンの低出力設定中最
適燃焼を起こすように選定された空燃混合気を生成す
る。開示した実施例のパイロットミキサ５２は２つの軸
方向スワーラ７０、７２を有するが、当業者には理解さ
れるように、ミキサ５２は本発明の範囲内でより多くの
スワーラを有し得る。さらに当業者には理解されるよう
に、スワーラ７０、７２は代替的に、空気を同方向また
は相反する方向に旋回させるように形成することができ
る。さらに、パイロット内部６２の寸法と、パイロット
内側および外側スワーラ７０、７２の空気流量と旋回角
度は、良好な点火特性と、希薄安定性と、低出力状態で
の少量のＣＯとＨＣの排出とをもたらすように選定する
ことができる。
【００１２】筒形障壁７８がスワーラ７０、７２間に配
置され、内側スワーラ７０を通る空気流を外側スワーラ
７２を通る空気流から分離する。障壁７８は中細内面８
０を有し、この内面は燃料膜形成表面として低出力性能
を助長する。さらに、ハウジング６０は、概して末広の
内面８２を有し、この内面は、制御された拡散をもたら
してパイロット空気を主ミキサ空気流と混ぜるようにな
っている。この拡散はまた、パイロットミキサ５２を通
る空気の軸方向速度を減らしそして高温ガスの還流を可
能にしてパイロット火炎を安定化する。
【００１３】主ミキサ５４には総体的に９０で表された
主ハウジングが含まれ、パイロットハウジング６０を囲
んでいる内殻９２と外殻９４からなり、従ってハウジン
グ９０は環状空洞９６を画成している。内殻９２と外殻
９４は先細になっており、自己点火を起こさない完全混
合をもたらす。総体的に１００で表された環状燃料噴射
器がパイロット側内殻９２と外殻９４との間に装着され
ている。噴射器１００は、その外面１０４に複数の外向
き燃料噴射口１０２をそしてその内面１０８に複数の内
向き燃料噴射口１０６を有し、燃料を主ミキサ５４の空
洞９６内に導入する。噴射器１００は本発明の範囲内で
異なる数の噴射口１０２、１０６を有し得るが、一実施
例では、噴射器１００は２０個の均等に相隔たる外向き
噴射口１０２と、２０個の均等に相隔たる内向き噴射口
１０６とを有する。各組の噴射口１０２、１０６は、図
４に示した実施例では単一周方向列に配設してあるが、
当業者には理解されるように、本発明の範囲内で他の形
状（例えば多列）に配設することができる。当業者には
理解されるように、主ミキサ空洞９６内の相異なる半径
方向位置で２列の燃料噴射口１０２、１０６を用いる
と、空燃混合度を調整する融通性が得られ、可変状態の
もとで低ＮＯｘの完全燃焼を達成し得る。加えて、各列
の多数の燃料噴射口は良好な周方向空燃混合をもたら
す。さらに、２列の相異なる半径方向位置は、不安定な
燃焼を防止するように選定することができる。
【００１４】燃料噴射口１０２、１０６は、複数の独立
燃料段により燃料を供給されて比較的良好な燃料空気比
をもたらし得るものと考えられる。内向き噴射口１０６
は進入状態と巡航状態中燃料を供給されよう。これは現
今技術と比べてこれらの状態でＮＯｘと燃焼効率をかな
り改善するものと期待される。外向き噴射口１０２は離
陸状態中のみ燃料を供給されよう。加えて、燃料噴射口
１０２、１０６は本発明の範囲内で平形の噴射口または
噴霧口でよかろう。
【００１５】主ミキサ５４にはまた総体的に１１０、１
１２、１１４で表された３つの同心的に配設された軸方
向スワーラが含まれ、それぞれ、主ミキサ燃料噴射器１
００の上流に配置された複数の羽根１１６、１１８、１
２０を有する。これらのスワーラは本発明の範囲内で異
なる数の羽根１１６、１１８、１２０を有し得るが、一
実施例では、内側主スワーラ１１０は２０個の羽根を有
し、中央主スワーラ１１２は２４個の羽根を有し、そし
て外側主スワーラ１１４は２８個の羽根を有する。羽根
１１６、１１８、１２０はそれぞれミキサ５０の中心線
６６に対して傾斜しており、主ミキサ５４を通る空気を
旋回させるので、空気は主燃料噴射器１００によって噴
射された燃料の液滴と混合して、エンジンの高出力設定
中最適燃焼を起こすように選定された空燃混合気を生成
する。開示した実施例の主ミキサ５４は３つの軸方向ス
ワーラ１１０、１１２、１１４を有するが、当業者には
理解されるように、主ミキサは本発明の範囲内で異なる
数のスワーラを有し得る。さらに、主ミキサ５４は、主
として、希薄空燃混合気とともに作用することにより、
そして燃料と空気の予混合を最大にすることにより、高
出力状態で低ＮＯｘを達成するように設計される。
【００１６】主ミキサ５４のスワーラ１１０、１１２、
１１４は本発明の範囲内で他の形状を有し得るが、一実
施例では、主ミキサのスワーラと、パイロットミキサ５
２のスワーラ７０、７２は、単一平面内で整合してい
る。当業者には理解されるように、本発明の軸方向スワ
ーラ７０、７２、１１０、１１２、１１４は半径方向ス
ワーラより良好な吐出し率をもたらす。すなわち、軸方
向スワーラは半径方向スワーラより小さな面積で所要空
気流を送給し、従ってミキサ面積を最小にする。
【００１７】主ミキサ５４のスワーラ１１０、１１２、
１１４は流入空気を旋回させそして燃焼器３０の基本流
界を設定する。燃料は主スワーラ１１０、１１２、１１
４の下流の旋回空気流内に半径方向内方および外方に噴
射され、主ミキサ空洞９６内においてその出口の上流で
完全混合をなし得る。この旋回混合気は燃焼室３２に入
り、そこで完全に燃焼する。
【００１８】スワーラ１１０、１１２、１１４は、ミキ
サ５４の所望乱流および出口速度プロフィールに基づい
て同方向旋回または逆方向旋回を生じるものでよい。例
えば、内側スワーラ１１０はパイロットスワーラ７０、
７２と同方向の旋回を起こして、緩速出力設定値での排
出量を多くする過剰相互作用を防止し得る。中央スワー
ラ１１２は、同じ理由で、内側スワーラ１１０と同方向
の旋回を起こすものでよい。しかし、外側スワーラ１１
４は、逆方向旋回を生じて強いせん断層を生成するもの
でよく、このせん断層は混合を改善しそしてある火炎温
度でＮＯｘ排出量を低減する。代替実施例では、内側お
よび外側スワーラ１１０、１１４は同方向旋回を起こし
そして内側スワーラ１１０と中央スワーラ１１２は相反
する方向の旋回を起こして主ミキサ空洞９２内に２つの
せん断層を生成し、こうして混合を改善しそしてＮＯｘ
排出量を低減する。この形状は、もし内側および中央ス
ワーラ１１０、１１２間のせん断層相互作用が主ミキサ
５４のパイロットおよび緩速性能にわずかしか影響を及
ぼさないとわかっていれば、有利であるかもしれない。
【００１９】図５に示したミキサの第２実施例１３０に
は主ミキサ５４が含まれ、総体的に１３２で表された環
状燃料噴射器を有し、燃料噴射器１３２は内側主スワー
ラ１００と中央主スワーラ１１２との間に装着されてい
る。噴射器１３２はその下流端に噴射口１３４を有し、
燃料を主ミキサ５４の空洞９６内に導入する。噴射器１
３２は本発明の範囲内で異なる数の噴射口１３４を有し
得るが、一実施例では、噴射器１３２は２０個の均等に
相隔たる噴射口を有する。燃料噴射器１３２は、米国特
許第５４３５８８４号に記載されているような噴射器を
含み得る。さらに、噴射器１３２の周沿いの一つ置きの
噴射口１３４は図５に示すようにミキサ１３０の中心線
６６に対して内側と外側に（例えば約３０度）傾斜して
空燃混合を良くする。第２実施例のミキサ１３０は他の
全ての点で第１実施例のミキサ５０と同等であるから、
さらに詳しい説明は省略する。
【００２０】作用について説明すると、始動中と、安定
性とＣＯとＨＣの低排出量が重要な低出力状態中は、パ
イロットミキサ５２だけが燃料を供給される。主ミキサ
５４は、離陸、上昇および巡航状態を包含する高出力運
転中、燃料を供給される。パイロットミキサ５２と主ミ
キサ５４との燃料分割は、当業者には良く理解されるよ
うに、良好な効率と低ＮＯｘ排出量とをもたらすように
選定される。
【００２１】上述のミキサ５０、１３０は、１９９６年
国際民間航空機関基準と比べて離陸中７０〜８０％ま
で、そして現在入手できる商用ミキサと比べて巡航状態
で８０〜９０％までのＮＯｘ排出量の減少をもたらすこ
とが期待される。
【００２２】本発明またはその好適実施例の要素を開示
してある場合、一つ以上の要素が存在すると解釈された
い。「〜からなる」、「〜を含む」および「〜を有す
る」という用語は包括的であり、列記した要素以外の追
加要素が存在し得ることを意味する。
【００２３】本発明の範囲内で上述の構造に様々な改変
を施し得るので、以上の説明に含めたあるいは添付図面
に示した全てのものは例に過ぎず、本発明を限定するも
のではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】従来の濃密ドーム燃焼器の上半分の縦断面図で
ある。
【図２】従来の希薄ドーム燃焼器の上半分の縦断面図で
ある。
【図３】本発明の燃焼器の上半分の縦断面図である。
【図４】本発明の第１実施例のミキサアセンブリの縦断
面図である。
【図５】本発明の第２実施例のミキサアセンブリの縦断
面図である。
【符号の説明】
３０ 燃焼器 ３２ 燃焼室 ３４ 外側ライナ ３６ 内側ライナ ３８ 環状ドーム ５０ ミキサアセンブリ（ミキサ） ５２ パイロットミキサ ５４ 主ミキサ ６０ 環状パイロットハウジング ６２ 中空内部 ６４ パイロット燃料ノズル ６８ 燃料噴射器 ７０、７２ 軸方向スワーラ ７４、７６ 羽根 ７８ 筒形障壁 ８０ 障壁内面 ９０ 主ハウジング ９６ 環状空洞 １００ 環状燃料噴射器 １０２、１０６ 燃料噴射口 １１０、１１２、１１４ 軸方向スワーラ １１６、１１８、１２０ 羽根 １３０ ミキサアセンブリ（ミキサ） １３２ 環状燃料噴射器 １３４ 燃料噴射口
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ティモシー・ジェームズ・ヘルド アメリカ合衆国、オハイオ州、ブランチェ スター、ステート・ルート・123、8400番 (72)発明者 ヒュカム・チャンド・モンギア アメリカ合衆国、オハイオ州、ウエスト・ チェスター、キングフィッシャー・レー ン、8006番

Claims (9)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ガスタービンエンジンの燃焼室（３２）
    において使用するミキサアセンブリ（５０、１３０）で
    あって、中空内部（６２）を有する環状パイロットハウ
    ジング（６０）と、このハウジング（６０）内に装着さ
    れそして燃料の液滴を前記パイロットハウジング（６
    ０）の前記中空内部（６２）に噴射するようになってい
    るパイロット燃料ノズル（６４）と、このパイロット燃
    料ノズル（６４）の上流に配置された一つ以上の軸方向
    スワーラ（７０、７２）であって、該パイロットミキサ
    スワーラ（７０、７２）のおのおのが、それぞれのスワ
    ーラ（７０、７２）を通る空気を旋回させて空気と前記
    パイロット燃料ノズル（６４）によって噴射された燃料
    の液滴とを混合する複数の羽根（７４、７６）を有す
    る、一つ以上の軸方向スワーラ（７０、７２）とを含む
    パイロットミキサ（５２）と、前記パイロットハウジン
    グ（６０）を囲みそして環状空洞（９６）を画成してい
    る主ハウジング（９０）と、前記パイロットハウジング
    （６０）の周囲に円形パターンに配置されそして当該主
    ミキサ（５４）の前記環状空洞（９６）内に配設されて
    燃料の液滴を当該燃料噴射器（１００、１３２）の下流
    の旋回空気内に噴射する複数の燃料噴射口（１０２、１
    ０６、１３４）を有する環状燃料噴射器（１００、１３
    ２）と、前記複数の燃料噴射口（１０２、１０６、１３
    ４）の上流に配置された一つ以上の軸方向スワーラ（１
    １０、１１２、１１４）であって、これらの主ミキサス
    ワーラ（１１０、１１２、１１４）のおのおのが、該ス
    ワーラ（１１０、１１２、１１４）を通る空気を旋回さ
    せて空気と、前記燃料噴射口（１０２、１０６、１３
    ４）によって噴射された燃料の液滴とを混合する複数の
    羽根（１１６、１１８、１２０）を有する、一つ以上の
    軸方向スワーラ（１１０、１１２、１１４）とを含む主
    ミキサ（５４）とからなるミキサアセンブリ（５０、１
    ３０）。
  2. 【請求項２】 前記パイロットミキサ（５２）における
    前記複数のスワーラ（７０、７２）の２つの間に配置さ
    れた障壁（７８）をさらに含み、前記障壁（７８）は前
    記スワーラ（７０、７２）の下流に先細内面（８０）を
    有する、請求項１記載のミキサアセンブリ（５０、１３
    ０）。
  3. 【請求項３】 前記障壁（７８）は前記先細内面（８
    ０）の下流に末広内面（８０）を有する、請求項２記載
    のミキサアセンブリ（５０、１３０）。
  4. 【請求項４】 前記パイロットハウジング（６０）は前
    記パイロットミキサ燃料ノズル（６４）と前記主ハウジ
    ング（９０）との間の視線を遮っている、請求項１記載
    のミキサアセンブリ（５０、１３０）。
  5. 【請求項５】 前記主ミキサ（５４）は、前記複数の燃
    料噴射口（１０２、１０６、１３４）の上流に配置され
    た３つの同心的に配設された軸方向スワーラ（１１０、
    １１２、１１４）を含む、請求項１記載のミキサアセン
    ブリ（５０、１３０）。
  6. 【請求項６】 前記パイロットミキサハウジング（６
    ０）内の前記複数の燃料噴射口（１３４）のおのおのが
    燃料の液滴を概して軸方向に噴射する、請求項５記載の
    ミキサアセンブリ（１３０）。
  7. 【請求項７】 前記複数の燃料噴射口の第１部分（１０
    ２）が燃料の液滴を概して外方に噴射し、そして前記複
    数の燃料噴射口の第２部分（１０６）が燃料の液滴を概
    して内方に噴射する、請求項５記載のミキサアセンブリ
    （５０）。
  8. 【請求項８】 前記パイロットミキサ（５２）は前記パ
    イロット燃料ノズル（６４）の上流に配置された２つの
    同心的に配設された軸方向スワーラ（７０、７２）を含
    む、請求項１記載のミキサアセンブリ（５０、１３
    ０）。
  9. 【請求項９】 燃焼室（３２）と組み合わせた請求項１
    記載のミキサアセンブリ（５０、１３０）であって、前
    記燃焼室（３２）は、前記燃焼室（３２）の外側境界を
    画成している環状外側ライナ（３４）と、前記外側ライ
    ナ（３４）の内側に設けられそして前記燃焼室（３２）
    の内側境界を画成している環状内側ライナ（３６）と、
    前記外側ライナ（３４）と前記内側ライナ（３６）の上
    流に装着されそして前記燃焼室（３２）の上流端を画成
    している環状ドーム（３８）であって、該ミキサアセン
    ブリ（５０、１３０）が該ドームに設けられ燃料と空気
    の混合物を前記燃焼室（３２）に送るような環状ドーム
    （３８）とからなる、請求項１記載のミキサアセンブリ
    （５０、１３０）。
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