JP4340770B2 - 燃焼器エミッションを減少させる方法及び装置 - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本出願は、一般的に燃焼器に関し、より具体的には、ガスタービン燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】
全世界での空気汚染問題により、結果として国内的にも国際的にもより厳しい排出（エミッション）基準を導入することになった。航空機は、環境保護庁（ＥＰＡ）及び国際民間航空機関（ＩＣＡＯ）の両方の基準により管理されている。これらの基準は、都市の光化学スモッグの一因となる、空港付近の航空機からの窒素酸化物（ＮＯｘ）、未燃焼炭化水素（ＨＣ）、及び一酸化炭素（ＣＯ）のエミッションを規制する。一般的に、エンジンエミッションは、高い火炎温度のために生成されるもの（ＮＯｘ）と、燃料・空気の反応を完全には行うことができない低い火炎温度のために生成されるもの（ＨＣ及びＣＯ）との２つの部類に分かれる。
【０００３】
少なくとも一部の既知のガスタービン燃焼器は、１０個乃至３０個のミキサを含み、高速空気を微細な燃料噴霧と混合する。これらのミキサは、通常スワーラの中心に設置された単一の燃料インジェクタから成り、スワーラは流入空気を旋回させて保炎及び混合を向上させる。燃料インジェクタ及びミキサの両方共が燃焼器ドームに設置される。
【０００４】
一般的に、ミキサ中の空気に対する燃料の比（燃空比）は濃厚（リッチ）である。ガスタービン燃焼器の全体的な燃空比は希薄（リーン）であるので、燃焼器から流出する前に個々の希釈孔を通して追加の空気が添加される。混合不良及びホットスポットが、噴射された燃料を燃焼に先立ち気化させ混合する必要があるドーム、及び空気がリッチなドーム混合気に添加される希釈孔の付近の両方において発生する可能性がある。
【０００５】
１つの最新式のリーン式ドーム燃焼器は、燃焼器の正面から見た場合に２つの環状のリングに見える、各燃料ノズル上の２つの半径方向に積み重ねられたミキサを含むので、複式環状燃焼器（ＤＡＣ）と呼ばれる。追加の列のミキサにより、異なる状態での運転に対する調整ができるようになっている。アイドリング時には、外側ミキサに燃料が供給されて、アイドリング状態で効率的に作動できるように設計されている。高出力運転時には、両方のミキサに燃料の大部分が供給され、空気が内側環状空間に供給されて、高出力運転時に最も効率的にしかもほとんどエミッションがない状態で作動できるように設計されている。これまでミキサは各ドームにより最適の作動になるように調整されてきたが、ドームの間の境界面が広い領域にわたってＣＯ反応を消炎し、そのことがこれらの設計におけるＣＯを類似のリッチ式ドーム単一環状燃焼器（ＳＡＣ）より多くすることになる。このような燃焼器は、低出力時のエミッションと高出力時のＮＯｘとの妥協の産物である。
【特許文献１】
米国特許第６３８９８１５号
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
他の既知の燃焼器は、リーン式ドーム燃焼器として作動する。パイロット段階及び主段階を別個のドームに分離して、境界面に著しいＣＯ消炎領域を生じるのに代えて、ミキサは、装置の内部に同心ではあるが別個にパイロット空気流と主空気流とを組み入れられる。しかしながら、多くの場合、燃料／空気の混合を高めるとＣＯ／ＨＣエミッションが増大するので、このような設計では低出力時のＣＯ／ＨＣ及び排煙エミッションを同時に制御することは困難である。旋回する主空気は、本来的にパイロット火炎を引き込み、それを消炎させがちである。燃料噴霧が主空気中に引き込まれるのを防止するために、パイロットは狭角噴霧を構成する。このことにより、結果として少ない旋回数の流れに特有の長いジェット火炎を生じることになる。かかるパイロット火炎は、高い排煙、一酸化炭素、及び炭化水素エミッションを発生し、また安定性が劣る。
【０００７】
更に、狭角噴霧と旋回空気の組み合わせによって、ミキサに衝突する燃料がドーム組立体の後部の丸みのあるコーナ部の周りに沿ってドーム組立体の後部表面まで移動することを許すことになる。このような燃料が衝突する状態で連続運転をすれば、付着物の形成を生じる可能性があるか又は燃料が主ミキサ流れ内に引き込まれる可能性がある。これら両方の悪影響により、火炎域内部の平均的な燃料滞留を減少させるのを助長することになり、いっそう狭く低温の火炎域を生じ、低出力時の燃焼効率を低下させる結果になる。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
１つの態様において、燃焼器からのエミッション量を減少させるのを促進するようにガスタービンエンジンを運転する方法が、提供される。燃焼器は、パイロットミキサと、主ミキサと、それらの間で延びるセンタボデーとを備えるミキサ組立体を含む。パイロットミキサは、パイロット燃料ノズル及び複数のアキシァルスワーラを備える。主ミキサは、主スワーラ及び複数の燃料噴射ポートを備える。この方法は、燃料がパイロットミキサのアキシャルスワーラから下流方向に吐出されるように、パイロットミキサを通して燃焼器中に燃料を噴射する段階と、センタボデーから延びるリップ部を用いてパイロットミキサを流出する流れを該パイロットミキサの下流のパイロット火炎域中に向ける段階とを含む。
【０００９】
本発明の別の形態において、ガスタービンエンジン用の燃焼器が提供される。燃焼器は、パイロットミキサと、主ミキサと、環状のセンタボデーとを含む。パイロットミキサは、空気スプリッタ、パイロット燃料ノズル、及び該パイロット燃料ノズルの上流に位置する複数のアキシァル空気スワーラを含む。空気スプリッタは、パイロット燃料ノズルの下流に位置し、また空気スワーラは、パイロット燃料ノズルの半径方向外側に位置しかつ該パイロット燃料ノズルに対して同心に取り付けられている。主ミキサは、パイロットミキサの半径方向外側に位置しかつ該パイロットミキサに対して同心に整合され、また複数の燃料噴射ポートと、コニカル空気スワーラ及びサイクロン空気スワーラのうちの少なくとも１つを備えるスワーラとを含む。主ミキサスワーラは、主ミキサ燃料噴射ポートの上流に位置する。センタボデーは、パイロットミキサと主ミキサとの間で延び、発散部分、後部部分、及びそれらの間で外向きに延びるリップ部を備える半径方向内側表面を含む。
【００１０】
別の形態において、ガスタービンエンジンの燃焼器用のミキサ組立体が提供される。ミキサ組立体は、燃焼器からのエミッションを制御するように構成され、パイロットミキサと主ミキサと環状のセンタボデーとを含む。パイロットミキサは、パイロット燃料ノズル、及び該パイロット燃料ノズルの上流にかつ半径方向外側に位置する複数のアキシァルスワーラを含む。主ミキサは、パイロットミキサの半径方向外側にかつ該パイロットミキサに対して同心に位置し、また複数の燃料噴射ポート及び該燃料噴射ポートの上流に位置するスワーラを含む。センタボデーは、主ミキサとパイロットミキサとの間で延び、かつパイロットミキサを流出する流れを該パイロットミキサの下流のパイロット火炎域中に向けるように構成されている。
【００１１】
【発明の実施の形態】
図１は低圧圧縮機１２、高圧圧縮機１４、及び燃焼器１６を含むガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０はまた、高圧タービン１８及び低圧タービン２０を含む。
【００１２】
運転中、空気は低圧圧縮機１２を通って流れ、加圧された空気は低圧圧縮機１２から高圧圧縮機１４に供給される。高度に加圧された空気は燃焼器１６に送り込まれる。燃焼器１６からの空気流（図１には示さず）はタービン１８及び２０を駆動する。
【００１３】
図２は、図１に示すエンジン１０と類似のガスタービンエンジンに用いられる燃焼器１６の断面図であり、また図３は、区域３に沿った燃焼器１６の拡大図である。図４は、図３に示す区域４に沿った燃焼器の拡大図である。１つの実施形態において、ガスタービンエンジンは、ＣＦＭ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌから入手可能なＣＦＭ型エンジンである。別の実施形態において、ガスタービンエンジンは、オハイオ州シンシナチにあるＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｃｏｍｐａｎｙから入手可能なＧＥ９０型エンジンである。
【００１４】
各燃焼器１６は、環状の半径方向外側ライナ３２及び半径方向内側ライナ３４により形成される燃焼領域すなわち燃焼室３０を含む。より具体的には、外側ライナ３２は燃焼室３０の外側境界面を形成し、また内側ライナ３４は燃焼室３０の内側境界面を形成する。ライナ３２及び３４は、ライナ３２及び３４の周りに周方向に延びる環状の燃焼器ケーシング３６から半径方向内側に位置する。
【００１５】
燃焼器１６はまた、それぞれ外側ライナ３２及び内側ライナ３４の上流に取り付けられた環状のドーム４０を含む。ドーム４０は燃焼室３０の上流端を形成し、またミキサ組立体４１はドーム４０の周りに周方向に間隔を置いて配置されて、燃料及び空気の混合気を燃焼室３０に供給する。
【００１６】
各ミキサ組立体４１は、パイロットミキサ４２と、主ミキサ４４と、それらの間で延びるセンタボデー４３とを含む。センタボデー４３は、パイロットミキサ４２と流体連通しかつ該パイロットミキサ４２の下流に位置するチャンバ５０を形成する。チャンバ５０は対称軸線５２を有しており、ほぼ円筒形の形状である。パイロット燃料ノズル５４はチャンバ５０中に延びて、対称軸線５２に対して対称的に取り付けられる。ノズル５４は、燃料の液滴をパイロットチャンバ５０中に供給するための燃料インジェクタ５８を含む。１つの実施形態において、パイロット燃料インジェクタ５８は、噴射噴出口（図示せず）を通して燃料を供給する。別の実施形態において、パイロット燃料インジェクタ５８は、単式噴射スプレー（図示せず）によって燃料を供給する。
【００１７】
パイロットミキサ４２はまた、１対の同心に取り付けられたスワーラ６０を含む。より具体的には、スワーラ６０はアキシァルスワーラであり、パイロット内側スワーラ６２及びパイロット外側スワーラ６４を含む。パイロット内側スワーラ６２は環状であり、パイロット燃料インジェクタ５８の周りに周方向に配置される。各スワーラ６２及び６４は、それぞれパイロット燃料インジェクタ５８の上流に配置された複数の翼６６及び６８を含む。翼６６及び６８は、エンジンの低出力運転時に、所望の点火特性、リーン安定性、しかも低い一酸化炭素（ＣＯ）及び炭化水素（ＨＣ）エミッションが得られるように選ばれる。
【００１８】
パイロットスプリッタ７０は、パイロット内側スワーラ６２とパイロット外側スワーラ６４との半径方向の間に位置し、かつパイロット内側スワーラ６２及びパイロット外側スワーラ６４から下流に延びる。より具体的には、パイロットスプリッタ７０は、環状であり、パイロット内側スワーラ６２の周りに周方向に延びて、内側スワーラ６２を通って移動する空気流を外側スワーラ６４を通って流れる空気流から分離する。スプリッタ７０は、エンジンの低出力運転時に燃料の被膜面を生じる、中細の内側表面７４を有する。スプリッタ７０はまた、パイロットミキサ４２を通って流れる空気の軸方向速度を減少させて、高温ガスの再循環を可能にする。
【００１９】
パイロット外側スワーラ６４は、パイロット内側スワーラ６２の半径方向外側に位置し、かつパイロットハウジング４６の内側表面７８の半径方向内側に位置する。より具体的には、パイロット外側スワーラ６４は、パイロット内側スワーラ６２の周りに周方向に延び、かつパイロットスプリッタ７０とパイロットハウジング４６との半径方向の間に位置する。１つの実施形態において、パイロット内側旋回翼６６は、それを通って流れる空気を、パイロット外側旋回翼６８を通って流れる空気と同じ方向に旋回させる。別の実施形態において、パイロット内側旋回翼６６は、それを通って流れる空気を、パイロット外側旋回翼６８がそれを通って流れる空気を旋回させる第２の方向と反対方向の第１の方向に旋回させる。
【００２０】
主ミキサ４４は、環状の空洞９２を形成する環状の主ハウジング９０を含む。主ミキサ４４は、パイロットミキサ４２に対して同心に整合され、かつ該パイロットミキサ４２の周りに周方向に延びる。燃料マニホルド９４が、パイロットミキサ４２と主ミキサ４４との間で延びる。より具体的には、燃料マニホルド９４は、パイロットミキサ４２の周りで周方向に延び、センタボデー４３と主ハウジング９０との間に位置する。
【００２１】
燃料マニホルド９４は、ハウジング９６の外部表面１００に取り付けられた複数の噴射ポート９８を含み、燃料マニホルド９４から半径方向外向きに主ミキサ空洞９２中に燃料を噴射する。燃料噴射ポート９８は、主ミキサ４４の内部での周方向の燃料・空気の混合を促進する。
【００２２】
１つの実施形態において、マニホルド９４は、１対の列の周方向に間隔を置いて配置された噴射ポート９８を含む。別の実施形態において、マニホルド９４は、周方向に間隔を置いて配置された列には配列されていない複数の噴射ポート９８を含む。噴射ポート９８の位置は、燃料・空気の混合の度合を調節して、変化するエンジン運転状態のもとで低い窒素酸化物（ＮＯｘ）エミッションを達成し、また完全燃焼を保証するように選ばれる。更に、噴射ポート位置はまた、燃焼の不安定性を減少又は防止するのを促進するように選ばれる。
【００２３】
センタボデー４３は、パイロットミキサ４２と主ミキサ４４とを分離する。従って、パイロットミキサ４２は、パイロット運転中に主ミキサ４４から覆い隠されて、ＣＯ及びＨＣエミッションも減少させながらパイロット性能の安定性及び効率を向上させるのを促進する。更に、センタボデー４３は、燃焼器１６中に噴射されたパイロット燃料を完全に燃焼終了させるのを促進するような形状にされる。より具体的には、センタボデー４３の内側壁１０２は、中細の表面１０４、後部シールド１０６、及びそれらの間で外向きに延びるリップ部１０８を含み、主ミキサ４４を流出する空気流中へのパイロット火炎の拡散及び混合を制御するのを促進する。
【００２４】
中細表面１０４は、前縁１１０からリップ部１０８まで延び、後部シールド１０６は、リップ部１０８から後縁１１２まで延びる。リップ部１０８は、ほぼ平坦な表面１２０、背部アプローチ１２２、及びそれらの間で延びる鋭いコーナ部１２４を含む。表面１２０は、表面１０４からコーナ部１２４まで延びて、コーナ部１２４においてリップ部幅１３０を形成する。更に、コーナ部１２４は、後部シールド１０６から距離１３４だけ上流にオフセットされている。距離１３４は、リップ部凹部又はリップ部沈設部として公知である。この例示的な実施形態において、距離１３４は、おおよそ５．０ミルに等しい。
【００２５】
リップ部コーナ部１２４は、表面の下流端１３２に位置し、表面１２０と背部アプローチ１２２との間で延びる。より具体的には、リップ部コーナ部１２４は、アプローチ１２２から９０度より大きく、表面１２０からは９０度より僅かに小さい角位置で配向されている。
【００２６】
背部アプローチ１２２は、半径Ｒ₁により形成される弧状形状でリップ部表面１２０に向かって凹設されている。この例示的な実施形態において、半径Ｒ₁は、おおよそ５．０ミルに等しい。別の実施形態においては、背部アプローチ１２２は、リップ部表面１２０に向かって凹設されておらず又半径Ｒ₁により形成されていない。背部アプローチ半径Ｒ₁は、表面１０４に対して後部シールド１０６の配向を定めるセンタボデーの半径Ｒ₂より小さい。この例示的な実施形態において、センタボデーの半径Ｒ₂は、おおよそ９５ミルに等しい。
【００２７】
リップ部１０８の配向は、点火特性、高出力及び低出力運転における燃焼安定性、並びに低出力運転状態において発生するエミッションを向上させるのを促進するように可変に選ばれる。より具体的には、半径Ｒ₁、リップ部幅１３０、オフセット距離１３４、半径Ｒ₂、表面１０４に対する表面１２０の配向、並びに背部アプローチ１２２及び表面１２０に対するコーナ部１２２の配向は、可変に選定されて、点火特性、高出力及び低出力運転における燃焼安定性、並びに低出力運転状態において発生するエミッションを向上させるのを促進するように可変に選ばれる。
【００２８】
主ミキサ４４はまた、それぞれが燃料噴射ポート９８の上流に配置された、第１のスワーラ１４０及び第２のスワーラ１４２を含む。第１のスワーラ１４０は、コニカルスワーラであり、それを通って流れる空気流は、コニカルスワーラ角度（図示せず）で吐出される。コニカルスワーラ角度は、第１のスワーラ１４０から吐出される空気流に比較的低い半径方向内向きの運動量を与えるように選ばれ、このことが、噴射ポート９８から半径方向外向きに噴射される燃料の半径方向の燃料・空気の混合を向上させるのを促進する。別の実施形態において、第１のスワーラ１４０は、同一方向に回転又は反対方向に回転することができる対になった旋回翼（図示せず）に分割される。
【００２９】
第２のスワーラ１４２は、中心ミキサの対称軸線５２にほぼ平行な方向に空気を吐出して、主ミキサの燃料・空気の混合を向上させるのを促進するアキシァルスワーラである。１つの実施形態において、主ミキサ４４は、第１のスワーラ１４０を含むのみであり、第２のスワーラ１４２を含まない。
【００３０】
燃料供給装置１５０は、燃料を燃焼器１６に供給し、またパイロット燃料回路１５２及び主燃料回路１５４を含む。パイロット燃料回路１５２は、パイロット燃料インジェクタ５８に燃料を供給し、また主燃料回路１５４は、主ミキサ４４に燃料を供給し、かつ燃焼器１６内で発生する窒素酸化物エミッションを制御するのに用いられる複数の独立した燃料段を含む。
【００３１】
運転に際して、ガスタービンエンジン１０が始動してアイドリング運転状態で運転されると、燃料及び空気が燃焼器１６に供給される。ガスタービンのアイドリング運転状態では、燃焼器１６は、作動のためにパイロットミキサ４２のみを用いる。パイロット燃料回路１５２は、パイロット燃料インジェクタ５８を通して燃焼器１６に燃料を噴射する。同時に、空気流は、パイロットスワーラ６０並びに主ミキサスワーラ１４０及び１４２に流入する。パイロット空気流は、中心ミキサの対称軸線５２にほぼ平行に流れて、パイロットスプリッタ７０に突き当たり、パイロットスプリッタ７０が旋回運動をしているパイロット空気流をパイロット燃料インジェクタ５８から流出する燃料の方向に導く。より具体的には、空気流は、リップ部１０８によってパイロットミキサ４２の下流のパイロット火炎域中に向けられる。パイロット空気流は、パイロット燃料インジェクタ５８からの噴射パターン（図示せず）を崩壊させないで、代わりに燃料を安定させ霧化する。主ミキサ４４を通して吐出される空気流は、燃焼室３０中に流入する。
【００３２】
更に、運転中には、リップ部コーナ部１２４は、パイロットミキサ流れをセンタボデー後部シールド１０６の下流の主ミキサ流れから分離するのを促進する。その上に、背部アプローチ１２２の弧状形状は、センタボデー表面１２０及び後部シールド１２２に沿って燃料が付着するのを防止するのを促進し、このようにして表面１２０及び後部シールド１２２に沿った付着物の形成を減少させるのを促進する。パイロット燃料段のみを利用することにより、燃焼器１６が低出力運転効率を維持して、燃焼器１６から排出されるエミッションを制御して最小限にすることが可能になる。パイロット空気流はリップ部１０８によって主ミキサ空気流から更に分離されているので、パイロット燃料は完全に点火され燃焼され、その結果リーン安定性と低い一酸化炭素、炭化水素、及び窒素酸化物の低出力時エミッションをもたらす。
【００３３】
ガスタービンエンジン１０が、アイドリング運転状態から増大出力運転状態に加速されると、追加の燃料及び空気が燃焼器１６中に導入される。増大出力運転状態では、パイロット燃料段に加えて、主ミキサ４４には、燃料が主燃料回路１５４により供給され、燃料噴射ポート９８によって半径方向内向きに噴射される。主ミキサスワーラ１４０及び１４２は、半径方向及び周方向の燃料・空気の混合を促進して、燃焼のためのほぼ均一な燃料及び空気の分配をもたらす。より具体的には、主ミキサスワーラ１４０及び１４２を流出する空気流は、主ミキサ空洞９２を貫くように燃料を強制的に半径方向外向きに広げて、燃料・空気の混合を促進し、主ミキサ４４がリーンな空気・燃料混合気で作動するのを可能にする。その上に、燃料・空気混合気を一様に分配することで、完全燃焼させるのを促進し、高出力運転時のＮＯｘエミッションを減少させる。
【００３４】
上述の燃焼器は、費用効果が良くかつ高い信頼性がある。燃焼器は、パイロットミキサと主ミキサとセンタボデーとを備えるミキサ組立体を含む。パイロットミキサは低出力運転時に用いられ、また主ミキサは中間及び高出力運転時に用いられる。アイドリング運転状態の間は、燃焼器は低エミッションで作動し、主ミキサには空気のみが供給される。増大出力運転状態の間は、燃焼器は、コニカルスワーラを含む主ミキサにも燃料が供給され、主ミキサの燃料・空気の混合を向上させる。センタボデーのリップ部は、パイロット燃料・空気混合気を一様に分配するのを促進して、燃焼を向上させかつ燃焼器内部の全体的な火炎温度を低下させる。作動温度が低下し燃焼が向上することで、高出力運転時における作動効率の向上と燃焼器エミッションの減少を促進する。その結果、燃焼器は、高い燃焼効率でしかも低い一酸化炭素、窒素酸化物、及び排煙エミッションで作動する。
【００３５】
本発明を種々の特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明は特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変形形態で実施可能であることは、当業者には明らかであろう。また、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】 燃焼器を含むガスタービンエンジンの概略図。
【図２】 図１に示すガスタービンエンジンに用いることができる燃焼器の断面図。
【図３】 図２に示す燃焼器の区域３に沿った部分の拡大図。
【図４】 図３に示す区域４に沿った燃焼器の拡大図。
【符号の説明】
４２ パイロットミキサ
４３ センタボデー
４４ 主ミキサ
５０ チャンバ
５４ パイロット燃料ノズル
６０ アキシャルスワーラ
７０ 空気スプリッタ
７４ センタボデーの半径方向内側表面
９０ 主ハウジング
９２ 主ミキサ空洞
９４ 燃料マニホルド
９６ ハウジング
９８ 燃料噴射ポート
１０４ センタボデーの中細表面
１０６ 後部シールド
１０８ リップ部
１４０ 第１のスワーラ
１４２ 第２のスワーラ
１５０ 燃料供給装置
１５２ パイロット燃料回路
１５４ 主燃料回路

Claims (9)

1. パイロット燃料ノズル（５４）及び複数のアキシァルスワーラ（６０）を備えるパイロットミキサ（４２）と、主スワーラ及び複数の燃料噴射ポート（９８）を備える主ミキサ（４４）と、それらの間で延び、発散部分、第２の半径（Ｒ ₂ ）を有する後部部分（１０６）、及びそれらの間で外向きに延びるリップ部（１０８）を備える半径方向内側表面（１０４）を含む環状のセンタボデー（４３）とを有するミキサ組立体（４１）を含む燃焼器（１６）からのエミッション量を減少させるのを促進するように、ガスタービンエンジン（１０）を運転する方法であって、
   燃料が前記パイロットミキサのアキシァルスワーラから下流方向に吐出されるように、前記パイロットミキサを通して前記燃焼器中に燃料を噴射する段階と、
   前記センタボデーから延びるリップ部（１０８）であって、前記第２の半径（Ｒ ₂ ）より小さい第１の半径（Ｒ ₁ ）を有して弧状に凹設された背面アプローチ（１２２）と、平坦な表面（１２０）と、前記背面アプローチ及び平坦な表面の間で延びるコーナ部（１２４）とを備えるリップ部（１０８）を用いて前記パイロットミキサを流出する流れを前記パイロットミキサの下流のパイロット火炎域中に向ける段階と、
   を含むことを特徴とする方法。
2. 前記センタボデー（４３）は、発散部分、後部部分（１０６）、及びそれらの間で延びるリップ部（１０８）を含んでおり、前記パイロットミキサ（４２）を流出する流れを向ける前記段階は、前記センタボデーのリップ部を用いて前記パイロット火炎域中に流れを向ける段階を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
3. 前記センタボデーのリップ部（１０８）を用いて前記パイロット火炎域中に流れを向ける前記段階は、前記センタボデーの半径方向内側表面（７４）に沿った付着物の形成を減少させるのを促進するように、前記リップ部を用いて流れを向ける段階を更に含むことを特徴とする、請求項２に記載の方法。
4. 前記センタボデーのリップ部（１０８）を用いて前記パイロット火炎域中に流れを向ける前記段階は、前記パイロットミキサ（４２）を流出する流れを前記主ミキサ（４４）を流出する流れから隔離するのを促進するように、前記リップ部を用いて流れを向ける段階を更に含むことを特徴とする、請求項２に記載の方法。
5. ガスタービンエンジン（１０）用の燃焼器（１６）であって、
   空気スプリッタ（７０）、パイロット燃料ノズル（５４）、及び該パイロット燃料ノズルの上流に位置する複数のアキシァル空気スワーラ（６０）を含み、前記空気スプリッタが前記パイロット燃料ノズルの下流に位置し、前記空気スワーラが前記パイロット燃料ノズルの半径方向外側に位置しかつ該パイロット燃料ノズルに対して同心に取り付けられている、パイロットミキサ（４２）と、
   該パイロットミキサの半径方向外側に位置しかつ該パイロットミキサに対して同心に整合され、また複数の燃料噴射ポート（９８）と、コニカル空気スワーラ及びサイクロン空気スワーラのうちの少なくとも１つを備えかつ前記燃料噴射ポートの上流に位置しているスワーラとを含む、主ミキサ（４４）と、
   前記パイロットミキサと主ミキサとの間で延び、発散部分、第２の半径（Ｒ ₂ ）を有する後部部分（１０６）、及びそれらの間で外向きに延びるリップ部（１０８）を備える半径方向内側表面（１０４）を含む環状のセンタボデー（４３）と、
   を含み、
   前記リップ部（１０８）が、前記第２の半径（Ｒ ₂ ）より小さい第１の半径（Ｒ ₁ ）を有して弧状に凹設された背面アプローチ（１２２）と、平坦な表面（１２０）と、前記背面アプローチ及び平坦な表面の間で延びるコーナ部（１２４）とを備えている
   ことを特徴とする燃焼器（１６）。
6. 前記センタボデー内側表面のリップ部（１０８）は、流れを前記センタボデー内側表面からはく離させるように構成されていることを特徴とする、請求項５に記載の燃焼器（１６）。
7. 前記センタボデー内側表面のリップ部（１０８）は、前記センタボデーの半径方向内側表面に沿った付着物の形成を減少させるのを促進するように構成されていることを特徴とする、請求項６に記載の燃焼器（１６）。
8. 燃焼器からのエミッションを制御するように構成されている、ガスタービンエンジン（１０）の燃焼器（１６）用のミキサ組立体（４１）であって、
   パイロットミキサ（４２）と主ミキサ（４４）と環状のセンタボデー（４３）とを含み、
   前記パイロットミキサは、パイロット燃料ノズル（５４）、及び該パイロット燃料ノズルの上流にかつ半径方向外側に位置する複数のアキシァルスワーラ（６０）を含み、
   前記主ミキサは、前記パイロットミキサの半径方向外側にかつ該パイロットミキサに対して同心に位置し、また複数の燃料噴射ポート（９８）、及び該燃料噴射ポートの上流に位置するスワーラを含み、
   前記センタボデーは、前記主ミキサと前記パイロットミキサとの間で延び、かつ該パイロットミキサを流出する流れを該パイロットミキサの下流のパイロット火炎域中に向けるように、発散部分、第２の半径（Ｒ ₂ ）を有する後部部分（１０６）、及びそれらの間で外向きに延びるリップ部（１０８）を備える半径方向内側表面（１０４）を含み、前記リップ部（１０８）が、前記第２の半径（Ｒ ₂ ）より小さい第１の半径（Ｒ ₁ ）を有して弧状に凹設された背面アプローチ（１２２）と、平坦な表面（１２０）と、前記背面アプローチ及び平坦な表面の間で延びるコーナ部（１２４）とを備えている
   ことを特徴とするミキサ組立体（４１）。
9. 前記センタボデー内側表面のリップ部（１０８）は、前記センタボデーの半径方向内側表面に沿った付着物の形成を減少させるのを促進するように構成されていることを特徴とする、請求項８に記載のミキサ組立体（４１）。

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