(57)【要約】【課題】  燃焼器の冷却性能および耐久性能を確保しながら、希釈空気導入通路を介して燃焼室に導入される希釈空気量を安定させる。【解決手段】  希釈空気導入通路４４の径方向外端部は外側開口部４３ｂの内周に径方向摺動自在に嵌合するとともに、希釈空気導入通路４４の径方向内端部は内側開口部４２ｂの開口縁に軸方向摺動自在に当接するので、外壁部４３および内壁部４２が熱膨張量の差で径方向および軸方向に相対移動しても過剰な応力が発生するのを防止できるだけでなく、希釈空気導入通路４４の外側開口部４３ｂおよび内側開口部４２ｂの両方の機密性を確保し、燃焼室４１に導入される希釈空気量を安定させることができる。しかも希釈空気導入通路４４の径方向外端部から外壁部４３および内壁部４２間の空間に空気が漏れることがないため、外壁部４３のインピンジメント冷却孔４３ａを通過した空気噴流は乱されることなく内壁部４２に衝突するようになり、内壁部４２の冷却効果が高められる。【選択図】        図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
インピンジメント冷却孔（４３ａ）が形成された外壁部（４３）と、エフュージョン冷却孔（４２ａ）が形成された内壁部（４２）と、前記外壁部（４３）に形成した外側開口部（４３ｂ）および前記内壁部（４２）に形成した内側開口部（４２ｂ）を接続して燃焼室（４１）に希釈空気を導入する筒状の希釈空気導入通路（４４）とを備えるガスタービンエンジンの燃焼器であって、
前記希釈空気導入通路（４４）の径方向外端部は前記外側開口部（４３ｂ）の内周に径方向摺動自在に嵌合するとともに、前記希釈空気導入通路（４４）の径方向内端部は前記内側開口部（４２ｂ）の開口縁に軸方向摺動自在に当接することを特徴とするガスタービンエンジンの燃焼器。
【請求項２】
前記内側開口部（４２ｂ）は前記内壁部（４２）から径方向外側に筒状に突出することを特徴とする、請求項１に記載のガスタービンエンジンの燃焼器。
【請求項３】
前記希釈空気導入通路（４４）の径方向内端部は環状フランジ部（４４ｂ）を備え、前記環状フランジ部（４４ｂ）は前記内側開口部（４２ｂ）の開口縁に軸方向摺動自在に当接することを特徴とする、請求項２に記載のガスタービンエンジンの燃焼器。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、インピンジメント冷却孔が形成された外壁部と、エフュージョン冷却孔が形成された内壁部と、前記外壁部に形成した外側開口部および前記内壁部に形成した内側開口部を接続して燃焼室に希釈空気を導入する筒状の希釈空気導入通路とを備えるガスタービンエンジンの燃焼器に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンの燃焼器１００の低温壁１５６（外壁部）および高温壁１５４（内壁部）を接続して燃焼室１１６に希釈空気を導入するインサート１７４（希釈空気導入通路）が、円筒部２２０と、この円筒部２２０からファンネル状に拡開する円錐部２２２とを備え、円筒部２２０が高温壁１５４の開口部を貫通して燃焼室１１６内に延び、円錐部２２２が低温壁１５６の開口部１７０に隙間２８４を介して対向するものが、下記特許文献１により公知である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】ＵＳ８，１６１，７５２Ｂ２
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
ところで上記従来のものは、インサート１７４の円錐部２２２の開口端と低温壁１５６の開口部との間に隙間２８４が存在するため、低温壁１５６および高温壁１５４間を流れる冷却空気がインサート１７４内に漏洩してしまい、燃焼室１１６に供給される希釈空気量が不安定になったり、高温壁１５４のエフュージョン冷却孔２１４を通過する冷却空気２１６の流量が減少して、高温壁１５４の冷却効果が低下したりする可能性があった。またインサート１７４の円筒部２２０が燃焼室１１６内に突出するため、円筒部２２０の先端部が熱損傷したりする可能性があった。
【０００５】
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、燃焼器の冷却性能および耐久性能を確保しながら、希釈空気導入通路を介して燃焼室に導入される希釈空気量を安定させることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
上記目的を達成するために、請求項１に記載された発明によれば、インピンジメント冷却孔が形成された外壁部と、エフュージョン冷却孔が形成された内壁部と、前記外壁部に形成した外側開口部および前記内壁部に形成した内側開口部を接続して燃焼室に希釈空気を導入する筒状の希釈空気導入通路とを備えるガスタービンエンジンの燃焼器であって、前記希釈空気導入通路の径方向外端部は前記外側開口部の内周に径方向摺動自在に嵌合するとともに、前記希釈空気導入通路の径方向内端部は前記内側開口部の開口縁に軸方向摺動自在に当接することを特徴とするガスタービンエンジンの燃焼器が提案される。
【０００７】
また請求項２に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、前記内側開口部は前記内壁部から径方向外側に筒状に突出することを特徴とするガスタービンエンジンの燃焼器が提案される。
【０００８】
また請求項３に記載された発明によれば、請求項２の構成に加えて、前記希釈空気導入通路の径方向内端部は環状フランジ部を備え、前記環状フランジ部は前記内側開口部の開口縁に軸方向摺動自在に当接することを特徴とするガスタービンエンジンの燃焼器が提案される。
【発明の効果】
【０００９】
請求項１の構成によれば、外壁部に形成した外側開口部および内壁部に形成した内側開口部を接続する筒状の希釈空気導入通路を介して燃焼室に希釈空気を導入することで、燃焼室出口温度分布を適正に維持することができる。燃焼室に臨むために高温になりやすい内壁部は、外壁部に設けたインピンジメント冷却孔を通過した空気が衝突することで内壁部外面が冷却され、かつ内壁部に設けたエフュージョン冷却孔を通過した空気が形成する空気膜により内壁部内面が冷却され、高温の燃焼ガスから保護される。
【００１０】
希釈空気導入通路の径方向外端部は外側開口部の内周に径方向摺動自在に嵌合するとともに、希釈空気導入通路の径方向内端部は内側開口部の開口縁に軸方向摺動自在に当接するので、外壁部および内壁部が熱膨張量の差で径方向および軸方向に相対移動しても過剰な応力が発生するのを防止できるだけでなく、希釈空気導入通路の外側開口部および内側開口部の両方に対する機密性を確保し、希釈空気導入通路を介して燃焼室に導入される希釈空気量を安定させて燃焼器出口温度分布を適正に維持することができる。しかも希釈空気導入通路の径方向外端部から外壁部および内壁部間の空間に空気が漏れることが防止されるため、外壁部のインピンジメント冷却孔を通過する空気の流量は減少することなく内壁部に衝突するようになり、内壁部の冷却効果が高められる。
【００１１】
また請求項２の構成によれば、内側開口部は内壁部から径方向外側に筒状に突出するので、内側開口部が内壁部から燃焼室内に突出することがなくなり、内側開口部が燃焼室内に突出して熱損傷するのを防止できる。
【００１２】
また請求項３の構成によれば、希釈空気導入通路の径方向内端部は環状フランジ部を備え、環状フランジ部が内側開口部の開口縁に軸方向摺動自在に当接するので、外壁部と一体に軸方向に移動する希釈空気導入通路が内壁部に対して軸方向に相対移動しても、内側開口部の開口縁が環状フランジ部から外れない範囲で気密性を確保することができ、希釈空気導入通路の径方向内端部の気密性を確実に確保することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】ガスタービンエンジンの全体構造を示す図である。（第１の実施の形態）
【図２】図１の２部拡大図である。（第１の実施の形態）
【図３】図１の２部拡大図である。（第２の実施の形態）
【発明を実施するための形態】
【第１の実施の形態】
【００１４】
以下、図１および図２に基づいて本発明の第１の実施の形態を説明する。なお、本明細書において、軸方向とはガスタービンエンジンの低圧系シャフト１５および高圧系シャフト１６の延びる方向と定義され、径方向とは前記軸方向に対して直交する方向と定義される。
【００１５】
図１に示すように、本発明が適用される航空機用のガスタービンエンジンは、アウターケーシング１１およびインナーケーシング１２を備えており、インナーケーシング１２の内部に前部第１ベアリング１３および後部第１ベアリング１４を介して低圧系シャフト１５の前部および後部がそれぞれ回転自在に支持される。低圧系シャフト１５の軸方向中間部の外周に筒状の高圧系シャフト１６が相対回転自在に嵌合し、高圧系シャフト１６の前部が前部第２ベアリング１７を介してインナーケーシング１２に回転自在に支持されるとともに、高圧系シャフト１６の後部が後部第２ベアリング１８を介して低圧系シャフト１５に相対回転自在に支持される。
【００１６】
低圧系シャフト１５の前端には、翼端がアウターケーシング１１の内面に臨むフロントファン１９が固定されており、フロントファン１９が吸入した空気の一部はアウターケーシング１１およびインナーケーシング１２間に配置されたステータベーン２０を通過した後、その一部がアウターケーシング１１およびインナーケーシング１２間に形成された環状のバイパスダクト２１を通過して後方に噴射され、他の一部がインナーケーシング１２の内部に配置された軸流式の低圧コンプレッサ２２および遠心式の高圧コンプレッサ２３に供給される。
【００１７】
低圧コンプレッサ２２は、インナーケーシング１２の内部に固定されたステータベーン２４と、外周にコンプレッサブレードを備えて低圧系シャフト１５に固定される低圧コンプレッサホイール２５とを備える。高圧コンプレッサ２３は、インナーケーシング１２の内部に固定されたステータベーン２６と、外周にコンプレッサブレードを備えて高圧系シャフト１６に固定される高圧コンプレッサホイール２７とを備える。
【００１８】
高圧コンプレッサホイール２７の外周に接続されたデフューザ２８の後方には逆流燃焼器２９が配置されており、逆流燃焼器２９の内部に燃料噴射ノズル３０から燃料が噴射される。逆流燃焼器２９の内部で燃料および空気が混合して燃焼し、発生した燃焼ガスが高圧タービン３１および低圧タービン３２に供給される。
【００１９】
高圧タービン３１は、インナーケーシング１２の内部に固定されたノズルガイドベーン３３と、外周にタービンブレードを備えて高圧系シャフト１６に固定される高圧タービンホイール３４とを備える。低圧タービン３２は、インナーケーシング１２の内部に固定されたノズルガイドベーン３５と、外周にタービンブレードを備えて低圧系シャフト１５に固定される低圧タービンホイール３６とを備える。
【００２０】
従って、図示せぬスタータモータで高圧系シャフト１６を駆動すると、高圧コンプレッサホイール２７が吸い込んだ空気が逆流燃焼器２９に供給されて燃料と混合して燃焼し、発生した燃焼ガスが高圧タービンホイール３４および低圧タービンホイール３６を駆動する。その結果、低圧系シャフト１５および高圧系シャフト１６が回転してフロントファン１９、低圧コンプレッサホイール２５および高圧コンプレッサホイール２７が空気を圧縮して逆流燃焼器２９に供給することで、スタータモータを停止させてもガスタービンエンジンの運転が継続される。
【００２１】
ガスタービンエンジンの運転中に、フロントファン１９が吸い込んだ空気の一部はバイパスダクト２１を通過して後方に噴射され、特に低速飛行時に主たる推力を発生する。またフロントファン１９が吸い込んだ空気の残部は逆流燃焼器２９に供給されて燃料と混合して燃焼し、低圧系シャフト１５および高圧系シャフト１６を駆動した後に後方に噴射されて推力を発生する。
【００２２】
逆流燃焼器２９は、燃料噴射ノズル３０が設けられる位置から前方に延びる外側ライナー部２９ａと、外側ライナー部２９ａの前端から１８０゜屈曲しながら後方に延びてノズルガイドベーン３３に接続される外側ターンダクト部２９ｂとからなる。図２に拡大して示すように、逆流燃焼器２９の外郭は、燃焼室４１に臨む内壁部４２と、内壁部４２の外側を覆う外壁部４３とからなる二重構造であり、内壁部４２には多数のエフュージョン冷却孔４２ａが形成されるとともに、外壁部４３には多数のインピンジメント冷却孔４３ａが形成される。内壁部４２のエフュージョン冷却孔４２ａは、内壁部４２を斜めに貫通するように同方向に揃って傾斜しており、インピンジメント冷却孔４３ａは、その近傍の内壁部４２に対して直交するように外壁部４３を貫通する。
【００２３】
逆流燃焼器２９の外側ライナー部２９ａには内壁部４２および外壁部４３を貫通する複数の希釈空気導入通路４４が設けられる。希釈空気導入通路４４は、円筒状の通路部４４ａと、通路部４４ａの径方向内端を外向きに直角に折り曲げた環状フランジ部４４ｂとを備える。外壁部４３には径方向内向きに折り曲げた短円筒状の外側開口部４３ｂが形成されており、この外側開口部４３ｂに希釈空気導入通路４４の円筒状の通路部４４ａが径方向摺動自在に嵌合する。また内壁部４２には径方向外向きに折り曲げた短円筒状の内側開口部４２ｂが形成されており、この内側開口部４２ｂの開口縁に希釈空気導入通路４４の環状フランジ部４４ｂが径方向外側から当接する。
【００２４】
なお、ガスタービンエンジンの運転中に希釈空気導入通路４４の環状フランジ部４４ｂは空気の圧力差で内壁部４２の内側開口部４２ｂに当接するが、ガスタービンエンジンの始動時に環状フランジ部４４ｂを内側開口部４２ｂに確実に当接させるために、希釈空気導入通路４４を円錐バネ４５で内壁部４２に向けて付勢することも可能である。
【００２５】
次に、上記構成を備えた本発明の実施の形態の作用を説明する。
【００２６】
低圧コンプレッサ２２および高圧コンプレッサ２３で圧縮されてデフューザ２８から逆流燃焼器２９を取り囲む空間に供給された高圧の空気は、燃料噴射ノズル３０の外周部から逆流燃焼器２９の燃焼室４１に供給され、そこで燃料噴射ノズル３０から噴射された燃料と混合して燃焼に供される。これと同時に複数の希釈空気導入通路４４を通して燃焼室４１に導入された空気により高温の燃焼ガスが希釈され、逆流燃焼器２９を出る燃焼ガスの温度分布が適正に保たれる。
【００２７】
また燃焼室４１に臨む逆流燃焼器２９の内壁部４２は高温になるが、外壁部４３に形成したインピンジメント冷却孔４３ａを通過した空気が内壁部４２に直角に衝突することで、高温の内壁部４２が冷却される。インピンジメント冷却孔４３ａを通過した空気は、さらに内壁部４２のエフュージョン冷却孔４２ａを通過し、内壁部４２の内面に沿って空気膜を構成する。この空気膜で燃焼室４１の燃焼ガスが内壁部４２の内面に直接接触するのを防止することで、高温の内壁部４２が冷却される。
【００２８】
ところで、ガスタービンエンジンの運転中に、各部材は熱膨張量の差によりガスタービンエンジンの軸方向および径方向に相対移動するため、その相対移動を吸収して各部材に過剰な応力が発生するのを防止することが必要である。
【００２９】
特に逆流燃焼器２９の高温の内壁部４２および低温の外壁部４３間には大きな温度差が生じるため、希釈空気導入通路４４の部分で内壁部４２および外壁部４３の軸方向および径方向の相対移動量が大きくなり、過剰な応力が発生したり希釈空気量が不安定になったりする可能性がある。
【００３０】
しかしながら、本実施の形態によれば、内壁部４２および外壁部４３が径方向に相対移動しても、希釈空気導入通路４４の円筒状の通路部４４ａが外壁部４３の外側開口部４３ｂに対して径方向に摺動することで、外側開口部４３ｂからの空気の漏洩を防止しながら内壁部４２および外壁部４３の径方向の相対移動を吸収することができる。
【００３１】
また内壁部４２および外壁部４３が軸方向に相対移動しても、希釈空気導入通路４４の環状フランジ部４４ｂが内壁部４２の内側開口部４２ｂに対して軸方向に摺動することで、希釈空気導入通路４４への空気の流入を防止しながら、内壁部４２および外壁部４３の軸方向の相対移動を吸収することができる。
【００３２】
このように、外壁部４３および内壁部４２に挟まれた空間の空気は希釈空気導入通路４４に流入することがないため、希釈空気導入通路４４を通って燃焼室４１に供給される希釈空気量を安定させることが可能となり、逆流燃焼器２９の出口における燃焼ガスの温度分布を適正に維持することができる。しかも外壁部４３および内壁部４２に挟まれた空間の空気は希釈空気通路４４に流入することがないため、内壁部４２のエフュージョン冷却孔４２ａを通過する空気の流量は減少することがなく、内壁部４２の冷却効果が高められる。
【００３３】
また内壁部４２の内側開口部４２ｂは燃焼室４１内に突出することなく、外壁部４３および内壁部４２に挟まれた空間に突出するので、内壁部４２の内側開口部４２ｂが燃焼室４１の内部を流れる高温の燃焼ガスに直接晒されて熱損傷するのを防止することができる。
【第２の実施の形態】
【００３４】
次に、図３に基づいて本発明の第２の実施の形態を説明する。
【００３５】
第１の実施の形態では外壁部４３の外側開口部４３ｂが内壁部４２に向かって径方向内向きに突出しているが、第２の実施の形態では、外壁部４３の外側開口部４３ｂが内壁部４２から離反するように径方向外向きに突出している。
【００３６】
この第２の実施の形態によっても、第１の実施の形態と同様の作用効果を達成することができる。
【００３７】
以上、本発明の実施の形態を説明したが、本発明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行うことが可能である。
【００３８】
例えば、本発明が適用される燃焼器は必ずしも逆流式である必要はない。
【符号の説明】
【００３９】
４１        燃焼室
４２        内壁部
４２ａ      エフュージョン冷却孔
４２ｂ      内側開口部
４３        外壁部
４３ａ      インピンジメント冷却孔
４３ｂ      外側開口部
４４        希釈空気導入通路
４４ｂ      環状フランジ部
【図１】
2020143850.tif 000003
【図２】
2020143850.tif 000004
【図３】
2020143850.tif 000005