(57)【要約】【課題】温度勾配に応じた、ガスタービンエンジン（１０）の燃焼器（１６）用のライナ（３４）を提供する。【解決手段】該ライナ（３４）は、燃焼器（１６）の上流端に隣接する第１の端部（４６）と燃焼器（１６）の下流端に隣接する第２の端部（６０）とを有し、少なくとも１つの離散領域（７２）が高温ガスの衝突による劣化を受けやすいシェル（３４）と、該シェル（３４）内に形成され、それを通して空気が流れて該シェル（３４）の高温側（５８）に沿って冷却フィルムを形成する複数の冷却スロット（５６）と、離散領域（７２）におけるシェル（３４）内に形成されて、冷却フィルムを補強しかつ該離散領域（７２）に対して対流ボア冷却をもたらす冷却孔（８２、８４）の群（７４）とを含む。【選択図】　　　図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１０）の燃焼器（１６）用のライナ（３４）であって、
（ａ）前記燃焼器（１６）の上流端に隣接する第１の端部（４６）と前記燃焼器（１６）の下流端に隣接する第２の端部（６０）とを有し、少なくとも１つの離散領域（７２）が高温ガスの衝突による劣化を受けやすいシェル（３４）と、
（ｂ）該シェル内に形成され、それを通して空気が流れて該シェル（３４）の高温側（５８）に沿って冷却フィルムを形成する複数の冷却スロット（５６）と、
（ｃ）前記離散領域（７２）における前記シェル（３４）内に形成されて、前記冷却フィルムを補強しかつ前記離散領域（７２）に対して対流ボア冷却をもたらす冷却孔（８２、８４）の群（７４）と、
を含むことを特徴とするライナ（３４）。
【請求項２】
前記冷却孔（８２、８４）の群（７４）は、前記ライナ（３４）が受ける温度勾配パターンに近似したパターン（７５）に形成されていることを特徴とする、請求項１に記載のライナ（３４）。
【請求項３】
前記パターン（７５）が、実質的に台形の形状にされていることを特徴とする、請求項２に記載のライナ（３４）。
【請求項４】
前記パターン（７５）が、上流列（７８）から下流列（８０）までの複数の列（７６）として形成されていることを特徴とする、請求項２に記載のライナ（３４）。
【請求項５】
前記下流列（８０）内の冷却孔（８４）が、前記他の列（７６）内の冷却孔（８２）よりも寸法が大きいことを特徴とする、請求項４に記載のライナ（３４）。
【請求項６】
前記冷却孔（８２、８４）が、前記上流列（７８）から前記下流列（８０）に向かうにつれて寸法が増大していることを特徴とする、請求項４に記載のライナ（３４）。
【請求項７】
前記冷却孔（８２、８４）が、前記パターン（７５）を通る中心線（８６）から円周方向に該中心線（８６）から外向きに向かうにつれて寸法が減少していることを特徴とする、請求項４に記載のライナ（３４）。
【請求項８】
前記各列（７６）が、円周方向に千鳥状配列されていることを特徴とする、請求項４に記載のライナ（３４）。
【請求項９】
円周方向における前記冷却孔（８２、８４）の間の間隔が、孔径の約３．０〜４．０倍に等しいことを特徴とする、請求項１に記載のライナ（３４）。
【請求項１０】
軸方向における前記冷却孔（８２、８４）の間の間隔が、孔径の約３．０〜４．０倍に等しいことを特徴とする、請求項１に記載のライナ（３４）。
【請求項１１】
前記冷却孔（８２、８４）の群（７４）を通る中心線（８６）が、前記燃焼器（１６）の燃料／空気混合器（４２）を通る中心線（８９）から所定量だけオフセットしていることを特徴とする、請求項１に記載のライナ（３４）。
【請求項１２】
前記冷却孔（８２、８４）が、約１５〜２５゜の前記シェルへの入射角で形成されていることを特徴とする、請求項１に記載のライナ（３４）。
【請求項１３】
前記離散領域（７２）が、上流冷却ナゲット（６５）と該上流冷却ナゲットのすぐ下流の冷却ナゲット（６７）との間に位置することを特徴とする、請求項１に記載のライナ（３４）。
【請求項１４】
前記離散領域（７２）が、上流冷却ナゲット（６５）のすぐ上流に位置することを特徴とする、請求項１に記載のライナ（３４）。
【請求項１５】
前記パターン（９０）が、前記燃焼器（１６）の隣接する燃料／空気混合器（４２）の間で部分的に延びる、間隔をおいて配置された冷却孔（９４）の単一列（９２）として形成されていることを特徴とする、請求項１４に記載のライナ（３４）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は一般的にガスタービンエンジンに用いるためのフィルム冷却式の燃焼器ライナに関し、具体的には、望ましくない温度勾配を受けるライナの領域内に形成された冷却孔の多孔パッチを含むフィルム冷却式の燃焼器ライナに関する。
【０００２】
【従来の技術】
燃焼器ライナは、一般的にガスタービンエンジンの圧縮機部分とタービン部分との間に配置されたガスタービンエンジンの燃焼部分において使用されるが、そのようなライナはまた、推力増強装置を使用する航空エンジンの排気部分においても用いられる。燃焼器は一般的に、外部ケーシングと、燃料が燃焼されて非常に高温（例えば、３０００゜Ｆ又はそれ以上）の高熱ガスを発生する内部燃焼器とを含む。この高熱がタービンに流出する前に燃焼器ケース及び周囲のエンジンに損傷を与えるのを防止するために、熱遮蔽体すなわち燃焼器ライナが燃焼器の内部に設けられる。
【０００３】
種々のライナ設計が、異なる形式の冷却方式をもつ技術として開示されている。ライナ設計の一例は、複数の冷却ナゲット等によってライナ内に形成された複数の冷却スロットを含み、冷却空気のフィルムがライナの高温側に沿って形成されている。特許文献１、特許文献２及び特許文献３に開示されているような、他のライナ設計が開発されており、それらにおいては、環状の一体型ライナに複数の冷却孔が形成されて、ライナの高温側に沿ってフィルム冷却が行われている。更に、多孔式冷却及びスロット式冷却の組合せが、特許文献４ないし特許文献６に記載されている。
【０００４】
【特許文献１】特開平５−１１８５４８号公報
【特許文献２】特開平４−２８３３１５号公報
【特許文献３】米国特許第５，４６５，５７２号公報
【特許文献４】米国特許第５，４８３，７９４号公報
【特許文献５】特開平４−３３２３１６号公報
【特許文献６】特開昭６１−１５５６５２号公報
【０００５】
前述の特許の各々は、主として、ライナに対して望ましい冷却フィルムを形成すると同時に、多くの場合ライナに必要な冷却空気の量を最小にするように試みる種々の方法に関連している。従って、多孔冷却及びスロット冷却の両方を組込む設計は、明確な使い分け（すなわち、特許文献６におけるように、スロット冷却はライナの第１すなわち上流部分のみにおいて使用され、多孔冷却はライナの第２すなわち下流部分のみにおいて使用される）を含み、特許文献３におけるように、単一の冷却スロットが、他の方法による多孔冷却式ライナの冷却フィルムの開始を支援するために、ライナの上流端に設けられ、或いは、特許文献４及び特許文献５におけるように、ライナの周りで円周方向に延びる分離されたパターンの上流に、複数の間隔をおいて配置された冷却スロットが設けられる。しかしながら、それらの特許のいずれも、冷却スロットによってナゲット付きライナ上に形成された冷却フィルムを補強するために設けられた多孔の離散パッチの使用については開示していない。
【０００６】
また、特許文献７は、多孔フィルム冷却式燃焼器ライナを開示しており、このライナは、該ライナ内に全体的に配置された第１の冷却孔のグループと該第１の冷却孔のグループに組込まれたより密な間隔で配置された第２の冷却孔のグループとを含むことにも注目されたい。この第２の冷却孔のグループは、渦流衝突を受ける領域又は大きい開口のすぐ下流に位置する領域のような冷却フィルムが低下する個所となる、ライナの種々の位置に配置される。第２の冷却孔のグループが或る領域内に形成される場合、この第２の冷却孔のグループは、一定の軸方向間隔及び孔径を維持することによって、第１の冷却孔のグループと両立しなければならない。このことが、ライナが受ける特定の温度勾配に対処するためのパターンの自由度を制限する。
【０００７】
【特許文献７】特開２０００−２７４６８６号公報
【０００８】
例示的な２重環状燃焼器は、主ドーム内に共回転式ベンチュリなし（ＣＯＮＯＶＥＮ）のスワラとして知られているものを含むことが分かるであろう。この燃焼器はエミッションを最少にすることができるが、その内側ライナに非常に大量の高温ガスが衝突することが判明している。このような高温ガスの衝突は、前方ライナパネルの早期の酸化を発生させ、そのことが、寿命の低下を招き、重度の場合は燃焼器の溶落ちを生じさせることが認められている。この問題を解決するためには、付加的な空気が損傷の危険があるパネルを冷却するために必要とされる。冷却スロットに給気する冷却孔の寸法及び／又は数を増大させることによって、機械加工されたスロット付きライナ内で付加的な冷却流を得るようにされてきた。この方法は、パネル温度を許容レベルまで低下させるために必要とされる数／寸法の孔を穿孔するのに十分なスペースが存在する場合には有効であるが、あらゆる場合に必要なスペースが利用できるわけではない。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】
従って、ガスタービンエンジンの燃焼器に使用するために、受ける温度勾配による必要性に応じてライナの離散領域内に付加的な冷却をもたらすような燃焼器ライナが、開発されることが望ましい。また、そのような多孔冷却パッチが、スロット冷却あるいは多孔冷却のいずれかを有するライナに利用されることが望ましい。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
本発明の第１の例示的な実施形態においては、ガスタービンエンジンの燃焼器用のライナが開示され、該ライナは、燃焼器の上流端に隣接する第１の端部と燃焼器の下流端に隣接する第２の端部とを有し、少なくとも１つの離散領域が高温ガスの衝突による劣化を受けやすいシェルと、該シェル内に形成され、それを通して空気が流れて該シェルの高温側に沿って冷却フィルムを形成する複数の冷却スロットと、離散領域におけるシェル内に形成されて、冷却フィルムを補強しかつ該離散領域に対して対流ボア冷却をもたらす冷却孔の群とを含む。
【００１１】
本発明の第２の例示的な実施形態においては、ガスタービンエンジンの燃焼器用のライナが開示され、該ライナは、燃焼器の上流端に隣接する第１の端部と燃焼器の下流端に隣接する第２の端部とを有し、少なくとも１つの離散領域が高温ガスの衝突による劣化を受けやすいシェルと、該シェル内に形成され、それを通して空気が流れて該シェルの高温側に沿って冷却フィルムを形成する複数の第１の冷却孔と、離散領域におけるシェル内に形成されて、冷却フィルムを補強しかつ該領域に対して対流冷却をもたらす第２の冷却孔の群とを含み、該第２の冷却孔が、上流列から下流列までの複数の列として、該下流列の冷却孔が他の列の冷却孔よりも寸法が大きくなるように形成されている。
【００１２】
【発明の実施の形態】
さて、図面において同一の参照符号は図全体を通して同じ要素を示しているが、その図面を詳細に参照すると、図１は、直列に連通した状態で、ファン１２、高圧圧縮機１４、及び燃焼器１６を有する例示的なガスタービンエンジン１０を示す。燃焼器１６は、通常の方法で燃焼ガスを発生し、この燃焼ガスは高圧タービンノズル組立体１８を通して燃焼器から吐出され、そこから、通常の高圧タービン２０に、次に通常の低圧タービン２２に導かれる。高圧タービン２０は、適当なシャフト２４を介して高圧圧縮機１４を駆動し、低圧タービン２２は別の適当なシャフト２６を介してファン１２を駆動し、これら全てが長手方向すなわち軸方向の中心軸線２８の周りに同軸に配置されている。
【００１３】
図２に見られるように、燃焼器１６は更に、外側ライナ３２、内側ライナ３４及びそれらの上流端に配置されたドーム３６によって形成された燃焼室３０を含む。第１の燃料／空気混合器３８は、外側ドーム４０内に配置され、また第２の燃料／空気混合器４２は、内側ドーム４４内に配置されて、所要の燃料及び空気の混合物が各ドーム内に導入されるようになっている。次いで、燃料及び空気の混合物は点火器（図示せず）によって点火され、燃焼ガスが形成されて、該燃焼ガスは高圧タービン２０及び低圧タービン２２をそれぞれ駆動するために利用される。２重環状燃焼器が例示目的のために図示されているが、本発明の内側ライナ３４は、スロット冷却を用いる単一環状燃焼器を含むいずれの形式の燃焼器にも同様に適用できる。
【００１４】
本発明によると、図３及び図４から、内側ライナ３４は好ましくは形状が環状であることが分かるであろう。より具体的には、内側ライナ３４は、燃焼器１６の上流端に隣接して位置した第１の端部４６を含み、この第１の端部４６は、ボルト５２及びナット５４、溶接継手又は他の同様な取付け形態のような機械的接合によってカウル４８及びドーム３６に接合される。熱遮蔽体５０もまた、カウル４８、ドーム３６及び内側ライナ３４に接合されることができる。熱遮蔽体５０は、内側ライナ３４の上流部分の内側に向けて、下流方向にかつ半径方向に延びていることが分かるであろう。個々のナゲット５７によって内側ライナ３４の高温側５８に沿って冷却フィルムの形成を促進するために、複数の冷却スロット５６が内側ライナ３４内に設けられることが好ましい。また、内側ライナ３４は燃焼器１６の下流端に隣接して位置した第２の端部６０を含み、この第２の端部６０は、好ましくはシール組立体６２に接合される。このようにして、内側ライナ３４は、それが受ける熱膨張及び／又は圧力変動に応じて軸方向に移動することができる。
【００１５】
隣接する各ナゲット５７間の内側ライナ３４の区域はパネルとして知られており、パネル０（参照符号６４によって特定される）は第１すなわち上流のナゲット６４及び該ナゲット６４に設けられた冷却スロット６６の上流に位置し、パネル１（参照符号６８によって特定される）は第１のナゲット６５と該第１のナゲット６５に隣接して配置された第２のナゲット６７（その中に形成された冷却スロット７０を有する）との間に位置し、以下同様である。
【００１６】
熱障壁コーティング６９及び７１が、高温ガスの衝突を克服するのを支援するためにパネル６４及び６８に施されるが、内側ライナ３４上の一部の離散領域又は区域７２は依然として酸化による劣化を受けて、寿命の低下を招き、或いは溶落ちを生じる可能性がある。従って、本発明は、別の言い方をすると本明細書では多孔パッチと呼ばれ、参照符号７４によって集合的に特定されている冷却孔の群を含み、この冷却孔の群は、離散領域７２における内側ライナ３４内に形成されて冷却フィルムを補強しかつ該離散領域７２に対流ボア冷却をもたらす。冷却孔の群７４は、内側ライナ３４が受ける温度勾配パターンに近似したパターン（点線の境界線７５で定められるような）に形成されるのが好ましい。図３に見られるように、パターン７５は実質的に台形であり、そこでは冷却孔の群７４は上流列７８から下流列８０までの複数の列７６を含む。
【００１７】
群７４の各冷却孔は、ほぼ０．０１５〜０．０３５インチ（１インチ＝２５．４ｍｍ）の範囲の寸法を有するのが好ましいことが理解されるであろう。更に、下流列８０における冷却孔８４の寸法が他の列における冷却孔８２よりも大きいことが好ましい。冷却孔８２の寸法は、上流列７８から下流列８０に向かうにつれて徐々により大きくなることがより一層好ましい。同様に、冷却孔８２及び８４は、冷却孔の群７４を通って延びる中心線８６に隣接して最も大きい寸法を有し、各列が該中心線８６から円周方向に延びるにつれてその寸法が徐々に減少することが好ましい。
【００１８】
多孔パッチ７４における冷却孔８２及び８４の間隔に関しては、図３に見られるように、各列が円周方向に千鳥状配置されていることが好ましい。更に、そのような冷却孔は、軸方向及び円周方向の両方向において、孔径の約４．０倍に等しい大きさで間隔をおいて配置されることが好ましい。冷却孔８２の直径はほぼ０．０１５〜０．０２５インチであり、また冷却孔８４の直径はほぼ０．０２５〜０．０３５インチであるので、間隔の範囲は直径のほぼ３．０〜４．０倍である。他の多孔冷却配列と同様に、冷却孔８２及び８４は内側ライナ３４に対して約１５〜２５゜の入射角で配向されていることが好ましい。
【００１９】
旋回が第２の燃料／空気混合器４２によって与えられるため、多孔パッチ７４とするのが望ましい１つのそのような離散領域７２は、その中心線８６が燃焼器１６の各燃料／空気混合器４２を通る中心線８９から所定量８７だけオフセットした状態での、第２の冷却ナゲット６７のすぐ上流のパネル６８上に位置する。複数の燃料／空気混合器４２が長手方向軸２８の周りで円周方向に設けられているので、多孔パッチ７４は、各燃料／空気混合器４２に隣接した、上述とほぼ同じオフセット量８７を有する位置に配置されるのが好ましい。
【００２０】
第２の構成を有する多孔パッチ９０とするのが望ましいことが判明した第２の離散領域８８は、第１のナゲット６５の上流のパネル６４内である。冷却ナゲット６５の張出し部の温度を改善するために、冷却孔９４の列９２は、列９２を通る中心線９６が各燃料／空気混合器４２を通る中心線８９及び多孔パッチ７４の中心線８６の両方からそれぞれ所定量９８及び１００だけオフセットしている第２の離散領域８８内に配置されるのが好ましい。冷却孔９４の寸法は、列９２全体にわたってほぼ同一寸法を有することができるが、この冷却孔９４の寸法は、該寸法が中心線９６に沿って最も大きく冷却孔９４が該中心線９６から円周方向に離れるにつれて減少する場合に好ましいものとなることが分かるであろう。また、第２の離散領域８８と従って冷却孔９４の列９２とは、燃焼器１６の隣接するカップの間で部分的にのみ延びることが好ましいことに注目されたい。
【００２１】
本発明の好ましい実施形態を図示し説明してきたが、当業者は、本発明の技術的範囲から逸脱することなく適切な修正によって、燃焼器１６用の内側ライナの更なる適用を達成することができる。特に、スロット冷却式ライナに関して本明細書で説明し特許請求した概念は、多孔冷却を有するライナにおいても利用可能であり、依然として本発明と矛盾しない。更に、本発明の多孔パッチは、内側ライナ３４上の劣化のおそれがある他の離散領域に対して適用することができ、同様に外側ライナ３２上で識別される劣化のおそれがある離散領域に対しても適用することができる。
【００２２】
なお、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】本発明による燃焼器ライナを含むガスタービンエンジンの断面図。
【図２】図１に示した燃焼器の拡大断面図。
【図３】図１及び図２に示した内側ライナの部分上面図。
【図４】図１ないし図３に示した燃焼器用の内側ライナの、本発明による冷却孔の多孔パッチが示されている部分断面図。
【符号の説明】
１６　燃焼器
３０　燃焼室
３２　外側ライナ
３４　内側ライナ
３６　ドーム
３８　第１の燃料／空気混合器
４０　外側ドーム
４２　第２の燃料／空気混合器
４４　内側ドーム
４６　内側ライナの第１の端部
４８　カウル
５０　熱遮蔽体
５６　冷却スロット
５７　ナゲット
５８　内側ライナの高温側
６０　内側ライナの第２の端部
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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