(57)【要約】  作動流体を構成要素の片側から反対側に流れることを可能にする構造体を有する、ガスタービンエンジン構成要素が開示される。一実施形態では、構造体は複数の層を含み、特定の一実施形態では、構造体は３層を含む。１層または複数層が、異なる特性を有してもよい。加えて、構造体の１層または複数層が、セル状構造物を含むことができる。一実施形態では、構成要素は、ガスタービンエンジンの燃焼器ライナである。【選択図】図３
2013528733.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン構成要素の構成物を備えた装置であって、
前記ガスタービンエンジン構成要素構成物は、
該ガスタービンエンジン構成要素の高温側に設置される第１の多孔質部と、
前記第１の多孔質部に結合され、前記ガスタービンエンジン構成要素構成物の低温側に設置される第２の多孔質部とを有しており、
前記第１の多孔質部および前記第２の多孔質部は、前記高温側と前記低温側との間でそれらの厚さに沿って配列された複数の気孔を有しており、前記第１の多孔質部および前記第２の多孔質部が、前記低温側と前記高温側との間を冷却用作動流体が通ることを可能にし、しみ出し冷却をもたらすように構成された、装置。
【請求項２】
前記第１の多孔質部が、作動流体通路が貫通して形成されているセル状構成体を含む、請求項１に記載の装置。
【請求項３】
前記作動流体通路が、前記セル状構成体によって画定される、請求項２に記載の装置。
【請求項４】
前記セル状構成体が、連続気泡構造を備えている、請求項３に記載の装置。
【請求項５】
前記第１の多孔質部が、前記第２の多孔質部の気孔の密度とは異なる気孔の密度を有する、請求項１に記載の装置。
【請求項６】
前記第１の多孔質部が、前記ガスタービンエンジン構成要素構成物に強度をもたらす支持構造部である、請求項２に記載の装置。
【請求項７】
前記第１の多孔質部が金属またはセラミックである、請求項２に記載の装置。
【請求項８】
前記第１の多孔質部の前記作動流体通路と流体連通する第３の通路を有する第３の多孔質部をさらに含む、請求項３に記載の装置。
【請求項９】
燃焼器ライナを備えた装置であって、
前記燃焼器ライナは、第２のセル状構造部材に隣接する第１のセル状構造部材を含む厚さを有し、冷却流が前記第１のセル状構造部材から前記第２のセル状構造部材に進むことを可能にするように構成された、燃焼器ライナを備える、装置。
【請求項１０】
前記第１のセル状構造部材が、前記燃焼器ライナの高温側と前記第２のセル状構造部材との間に置かれる、請求項９に記載の装置。
【請求項１１】
第３のセル状構造部材をさらに含み、前記第２のセル状構造部材は、前記第１のセル状構造部材と前記第３のセル状構造部材との間に設置される、請求項１０に記載の装置。
【請求項１２】
前記第２のセル状構造部材は、前記第１のセル状構造部材より低い密度を有する、請求項１１に記載の装置。
【請求項１３】
前記第２のセル状構造部材が、前記燃焼器ライナのための構造的支持体を形成する、請求項１１に記載の装置。
【請求項１４】
前記第１のセル状構造部材は、前記第２のセル状構造部材より高い熱伝導率を有する、請求項１０に記載の装置。
【請求項１５】
前記第１のセル状構造部材は、前記第２のセル状構造部材より高い気孔率を有する、請求項９に記載の装置。
【請求項１６】
前記第１のセル状構造部材は、金属およびセラミックから成る群から選択される材料から形成される、請求項１５に記載の装置。
【請求項１７】
第２の層とガスタービンエンジン構成要素の低温側との間に配置された第１の層を含む層状構造体を有する前記ガスタービンエンジン構成要素と、
前記第１の層の部分にわたって、かつ前記第２の層の部分にわたって設置された、前記構成要素をしみ出し冷却するための手段とを備える、装置。
【請求項１８】
層状多孔質構造体を生成するために、ガスタービンエンジン構成要素の、連続気泡を有する比較的低温側の多孔質層を、ガスタービンエンジン構成要素の、連続気泡を有する比較的高温側の多孔質層に隣接して設置するステップと、
前記連続気泡を有する低温側の多孔質層を、前記連続気泡を有する高温側の多孔質層に結合するステップとを含み、前記結合するステップが、前記低温側の多孔質層と前記高温側の多孔質層との間に冷却通路を形成するステップを含む、方法。
【請求項１９】
第３の多孔質層を前記層状多孔質構造体に結合するステップをさらに含み、前記第３の多孔質層を結合するステップが、前記低温側の多孔質層と前記高温側の多孔質層との間の前記冷却通路を、前記第３の多孔質層内の通路と接続するステップを含む、請求項１８に記載の方法。
【請求項２０】
前記第３の多孔質層を結合するステップが、前記第３の多孔質層を前記比較的高温側の多孔質層の高温側の上で結合するステップを含み、前記比較的高温側の多孔質層が、前記比較的低温側の多孔質層より高い気孔率を有する、請求項１９に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
関連出願の相互参照
本出願は、参照により本明細書に組み込まれる、２００９年１２月２９日に出願した米国仮出願第６１／２９０，７１２号の利益を主張するものである。
【０００２】
本発明は、一般に、空気流を許容する通路を有するガスタービンエンジン構成要素に関し、より詳細に、しかし限定的ではなく、冷却されるガスタービンエンジン構成要素に関する。
【背景技術】
【０００３】
内部空気流をガスタービンエンジン内で使用するために移送することが可能な構成要素を提供することが、関心のある領域に留まっている。いくつかの存在するシステムは、ある種の用途に対して、種々の欠点を有する。したがって、この領域の技術において、さらなる提案（contribution）の必要性が残されている。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明の一実施形態は、ガスタービンエンジンに対する独特なガスタービンエンジンライナ構造体である。他の実施形態は、冷却されるガスタービンエンジン構成要素を構築するための装置、システム、機器、ハードウェア、方法、および組合せを含む。本出願の他の実施形態、形態、特徴、態様、利益、および利点は、本明細書で提供される説明および図面によって明らかとなろう。
【図面の簡単な説明】
【０００５】
【図１】ガスタービンエンジンの一実施形態を示す図である。
【図２】ガスタービンエンジンの燃焼器の一実施形態を示す図である。
【図３】ガスタービンエンジンの燃焼器の燃焼器ライナの一実施形態を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【０００６】
本発明の原理の理解を深める目的で、次に、図面に示される実施形態に対する参照がなされ、特定の言語が、本発明を説明するために使用される。それにもかかわらず、実施形態によって本発明の範囲が限定されないことが意図されることが、理解されよう。説明される実施形態における任意の変更形態および他の改変形態、ならびに本明細書で説明される本発明の原理の任意の他の応用は、本発明が関連する当業者には、無理なく想到されるものとみなされる。
【０００７】
図１を参照すると、航空機の動力装置（power plant）としての使用に適するガスタービンエンジン５０が示される。本明細書で使用されるように、用語「航空機」は、ヘリコプタ、飛行機、無人宇宙船、固定翼機、可変翼機、回転翼機、無人戦闘機（unmanned combat aerial vehicle）、無尾翼機、ホバークラフト、ならびに他の空気中飛翔体（airborne vehcle）および／または地球外（宇宙船）飛翔体を、限定されることなく含む。さらに、本発明は、例えば、産業用途、発電、ポンプセット、船舶推進（naval propulsion）、兵器システム、安全保障システム、国境防衛／安全保障システム、および当業者に知られる類似物など、航空機と結びつかない他の用途における利用のために意図される。
【０００８】
ガスタービンエンジン５０は、圧縮器５２、燃焼器５４、およびタービン５６を含む。空気流５７は、圧縮器５２に入り、そこで圧縮されて燃焼器５４に進み、燃料と混合されて燃焼される。燃焼事象から生み出される燃焼の産物は、燃焼器５４を出て、ガスタービンエンジン５０を出る前にタービン５６に送られる。ガスタービンエンジン５０は、単一スプールの軸流エンジン（axial flow engine）として示されるが、他のエンジンの種類および構成もまた可能である。非限定的な一例では、圧縮器５２は、高圧および低圧の圧縮器を含むことができ、いくつかの形態では、軸流／遠心流混合圧縮器（mixed axial/centrifugal flow compressor）の区画（section）を含むことができる。ガスタービンエンジン５０は、適応サイクルエンジン（adaptive cycle engine）または可変サイクルエンジン（variable cycle engine）であってもよい。さらに、いくつかの実施形態では、ガスタービンエンジン５０は、種々の飛行条件において動力装置として使用されるに適する、ターボファン、ターボプロップ、ターボジェット、またはターボシャフトエンジンの形を取ることができる。また、ガスタービンエンジン５０の他の変化および組合せが、本明細書で意図される。
【０００９】
次に図２を参照すると、燃焼器５４の一形態が示される。例示的実施形態の燃焼器５４は、ときとして、環状燃焼器（annular combustor）と呼ばれる。しかし、他の実施形態では、燃焼器５４は、筒型（can/tubular）燃焼器または管状筒型（can-annluar）燃焼器など、異なる形態を取ることができる。さらに、燃焼器５４は、図示のような直流型（straight-through flow）燃焼器、または逆流型（reverse flow）燃焼器であってもよい。燃焼器５４は、ケーシング（casing）５８、燃料ノズル（fuel nozzle）６０、およびライナ６２を含むが、他の実施形態では、より少ないかまたは追加の構成要素を含むことができる。ケーシング５８は、燃焼が、燃料ノズル６０で供給される燃料と空気とが混合された後に発生する、一領域を提供する。燃料ノズル６０は、例示的実施形態に示される形態よりも多様な形態を取ることができる。いくつかの形態では、燃料ノズル６０は、とりわけ、内部の空気および燃料の通路、空気旋回器（air swirler）、および燃料フィルタを含むことができる。燃料ノズル６０は、数ある種類の中でもとりわけ、エアブラスト噴射器（air blast atomizer）の形態を取ることができる。ライナ６２は、内部燃焼器ライナ壁６２ａと外部燃焼器ライナ壁６２ｂとを含み、それらは共に、少なくとも部分的に燃焼帯（combustion zone）６４を画定する。圧縮器５２からの圧縮された空気は、燃料ノズル６０からの燃料と混合され、燃焼帯６４の中で内部燃焼器ライナ壁６２ａと外部燃焼器ライナ壁６２ｂとの間で燃焼される。流れ通過領域（flow through area）６５ａおよび６５ｂは、燃焼帯６４の外側に設けられ、燃焼帯６４より比較的冷たい温度を受ける（experience）ことができる。
【００１０】
図３を参照すると、内層６６、中層６８および外層７０を含む内部燃焼器ライナ壁６２ａの一部の断面図が示される。内部燃焼器ライナ壁６２ａのいくつかの形態は、より少ないかまたはより多い層を含むことができ、例示的実施形態に別段示されない他の構造物（structure）を含むことができる。図３に示される実施形態は、内部燃焼器ライナ壁６２ａであるが、外部燃焼器ライナ壁６２ｂは、同じかまたは類似の構造体を有してもよい。実際に、ガスタービンエンジン５０からの他の構成要素が、内部燃焼器ライナ壁６２ａに対して説明されるものと類似の構造体を有してもよい。したがって、内部燃焼器ライナ壁６２ａに関する以下の説明は、ガスタービンエンジン５０の他の構成要素に同等に適用され、いかなる限定も、本明細書によって意図されない。例示的実施形態の内層６６は、燃焼器５４の高熱領域である燃焼帯６４に近接し、一方、外層７０は対照的に、燃焼帯６４より比較的冷たい領域に近接して設置される。
【００１１】
層６６、６８および７０は、作動流体が内部燃焼器ライナ壁６２ａを通って流れることを可能にする透過性（permeability）を有する１つまたは複数の部分を含む。作動流体は、可能な流体の中でもとりわけ、空気、または空気と燃焼の産物との組合せの形態を取ることができ、燃焼帯６４と流れ通過領域６５ａとの間をいずれの方向にも進む（traverse）ことができる。作動流体は、内部燃焼器ライナ壁６２ａのより高圧側からより低圧側に進む。ライナ壁６２ａを通る作動流体の流速は、可能な要因の中でもとりわけ、圧力差と、層状構造体（layered construction）の透過率とに応じて決まる。
【００１２】
一形態では、層６６、６８および／または７０は、穴をあけるか、または画定された冷却通路を製作する必要なしに、冷却空気が層の間を横断することを可能にする、多孔質構造体（porous construction）である。しかし、いくつかの実施形態では、層６６、６８および７０のうちの１つまたは複数は、画定された冷却通路を含むことができる。可能性の中でもとりわけ、発泡材料（foamed material）またはＭＩＣＲＯＭＡＳＳ（Ｐｏｒｖａｉｒ  Ａｄｖａｎｃｅｄ  Ｍａｔｅｒｉａｌｓ，Ｉｎｃ．，７００  Ｓｈｅｐｈｅｒｄ  Ｓｔｒｅｅｔ，Ｈｅｎｄｅｒｓｏｎｖｉｌｌｅ  ＮＣ  ２８７９２）など、セル状構造体（cellular construction）または網状構造物（reticulated structure）有する層６６、６８および７０が、形成されてもよい。そのような発泡材料は、可能な処理の中でもとりわけ、溶融または溶解した材料を、ガス圧入または発泡剤を使用して発泡させることによって作製されてもよい。材料は、一実施形態では金属であってもよい。一形態では、層６６、６８および７０のうちの１つまたは複数は、連続気泡（open celled）構造体であってもよい。層６６、６８および７０のうちの１つまたは複数は、層のそれぞれを横断する方向に沿って、複数の連続気泡を有してもよい。層６６、６８および７０のうちの１つまたは複数は、粉末冶金、金属焼結、蒸着による金属堆積、電着、化学蒸着（ＣＶＤ）、溶融金属溶浸（molten metal infiltration）、およびインベストメント鋳造などであるが限定はされない、種々の技術を使用して生産されてもよい。
【００１３】
層６６、６８および／または７０は、種々の技術を使用して結合されてもよい。いくつかの形態では、層６６、６８および７０はすべて、同じ技術を使用して結合されてもよいが、他の形態では、層間結合の種類は、異なってもよい。ごくわずかの非限定的な例を提供するために、層６６、６８および７０は、溶接もしくはろう付け、または他の適切な製造技術によって結合されてもよい。加えておよび／または代替として、層６６、６８および７０は、望ましい場合は、機械的締結具を使用して結合されてもよい。また、他の種類の技術が可能である。
【００１４】
層６６、６８および７０のある種の特徴が、層を意図的に使用するために、所望の特性をもたらすように適合されて（tailored）よい。例えば、可能性の中でもとりわけ、層の気孔率（porosity）および密度が、壁を通る空気流、壁の剛性および伝熱特性を調整するように適合されてもよい。加えて、気孔率、密度、強度、および伝熱特性が、適合されてもよい。適合されてもよい他の特徴は、可能性の中でもとりわけ、気孔の寸法、閉気孔（pore packing）、流体流に曝される面積、および泡の厚さを含む。いくつかの実施形態では、層６６、６８および７０はすべて、同じ特徴を有してもよく、他の実施形態では、特徴は異なってもよい。非限定的な一実施形態では、層６８は、層６６および層７０のいずれかより高い透過率を有してもよい。さらに、この実施形態における層６６および層７０は、互いに対して、同じ透過率を有してもよく、または異なる透過率を有してもよい。
【００１５】
本出願の一態様は、ガスタービンエンジン内で使用するための燃焼器ライナを提供する。燃焼器ライナは、多孔質区画の薄層を含み、区画のうちの少なくとも２つは、異なる気孔率を有する。また、燃焼器ライナは、冷却流通路、またはしみ出し冷却（transpiration cooling）が燃焼器ライナを通してもたらされうるように多孔質区画を通る通路を含む。多孔質区画は、発泡材料またはＭＩＣＲＯＭＡＳＳの形式を取ることができる。一形態では、発泡材料は、金属発泡体（metal foam）である。
【００１６】
さらに別の態様では、本出願は、構成要素の高温側に設置される第１の多孔質部（porous portion）と、第１の多孔質部に結合され、構成物の低温側に設置される第２の多孔質部とを有するガスタービンエンジン構成要素構成物（composition）を備え、第１の多孔質部および第２の多孔質部が、高温側と低温側との間でそれらの厚さに沿って配列された複数の気孔を有し、第１の多孔質部および第２の多孔質部が、低温側と高温側との間を冷却用作動流体が通ることを可能にし、しみ出し冷却をもたらすように構成される、装置を提供する。
【００１７】
さらに他の態様では、本出願は、第２のセル状構造部材（cellular structured member）に隣接する第１のセル状構造部材を含む厚さを有し、冷却流が第１のセル状構造部材から第２のセル状構造部材まで進むことを可能にするように配列される、燃焼器ライナを備える装置を提供する。
【００１８】
さらに他の態様では、本出願は、第２の層とガスタービンエンジン構成要素の低温側との間に配置された第１の層を含む層状構造体を有するガスタービンエンジン構成要素と、第１の層の部分にわたって、かつ第２の層の部分にわたって設置される、ガスタービンエンジン構成要素をしみ出し冷却するための手段と、を備える装置を提供する。
【００１９】
さらに他の態様では、本出願は、層状多孔質構造体を生成するために、ガスタービンエンジン構成要素の、連続気泡を有する比較的低温側の多孔質層を、ガスタービンエンジン構成要素の、連続気泡を有する比較的高温側の多孔質層に隣接して設置するステップと、連続気泡を有する低温側の多孔質層を、連続気泡を有する高温側の多孔質層に結合するステップとを含み、結合するステップが、低温側の多孔質層と高温側の多孔質層との間に冷却通路を形成するステップを含む、方法を提供する。
【００２０】
本発明が、図面に例示され、上の説明において詳細に説明されたが、本発明は、文字によって限定するものではなく例証するものとみなされるべきであり、好ましい実施形態だけが図示されて説明され、本発明の趣旨の中に入るすべての変更形態および改変形態が、保護されることが望まれることを理解されたい。上の記載において使用される、好ましい（preferable）、好ましく（preferably）、望ましい（preferred）、またはより望ましい（more desirable）などの用語の使用は、そのように説明される特性がより望ましい可能性があることを表すが、それにもかかわらず、それら用語の使用は必ずしも必要ではなく、その使用を欠く実施形態が、本発明の範囲の中にあることを意図することができ、その範囲は、以下の特許請求の範囲によって定義されることを理解されたい。特許請求の範囲を読むにあたっては、「１つの（ａ）」、「１つの（ａｎ）」、「少なくとも１つ（at least one）」、「少なくとも一部（at least one portion）」などの用語が使用されるときに、特許請求の範囲の中に特段に反意の記載がないならば、特許請求の範囲を１つの項目だけに限定する意図は存在しないことが意図される。言語「少なくとも一部（at least a portion）」および／または「一部（a portion）」が使用されるときは、項目は、特段に反意の記載がないならば、項目の一部および／または全部を含むことができる。
【図１】
2013528733.tif 000003
【図２】
2013528733.tif 000004
【図３】
2013528733.tif 000005