(57)【要約】【課題】燃焼温度や冷却空気量など各種性能を損なうことなく、作業工数や部品点数を低減して容易に製造可能なガスタービン燃焼器の冷却構造を提供すること。【解決手段】外筒２と燃焼室１６を形成する内筒３０との間に圧縮空気を流す圧縮空気流路１７が形成され、内筒３０を二重壁構造とした隙間に形成される冷却流路に圧縮空気を導入して冷却するガスタービン燃焼器の冷却構造において、内筒３０が、滑らかな外周面を形成する筒状のシェル３１と、シェル３１の内周面側に敷居部３３を突設したパネル３２とを重ね合わせた二重壁構造とされ、敷居部３３で区画した冷却流路３４の各々に、圧縮空気流路１７から圧縮空気を導入する冷却空気入口孔３５と、燃焼室１６に排出する冷却空気出口孔３６とを設けた。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
外筒と燃焼室を形成する内筒との間に圧縮空気を流す圧縮空気流路が形成され、前記内筒を二重壁構造とした隙間に形成される冷却流路に前記圧縮空気を導入して冷却するガスタービン燃焼器の冷却構造において、
前記内筒が、滑らかな外周面を形成する筒状の圧縮空気側部材と、該圧縮空気側部材に向けて敷居部を突設した燃焼室側区画部材とを重ね合わせた二重壁構造とされ、
前記敷居部で区画した前記冷却流路の各々に、前記圧縮空気流路から圧縮空気を導入する冷却空気入口孔と、前記燃焼室に排出する冷却空気出口孔とを設けたことを特徴とするガスタービン燃焼器の冷却構造。
【請求項２】
前記冷却空気出口孔を、前記冷却流路の入口開口が前記燃焼室の出口開口より燃焼ガス流れ方向の上流側となるよう傾斜させたことを特徴とする請求項１に記載のガスタービン燃焼器の冷却構造。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、たとえば航空機用のジェットエンジン等に適用されるガスタービン燃焼器に係り、特に、ガスタービン燃焼器の冷却構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来より、小型化に対する要求が厳しい航空機用のジェットエンジンにおいては、アニュラ型のガスタービン燃焼器を採用したものが知られている。
このようなジェットエンジンは、回転式の圧縮機と、アニュラ型のガスタービン燃焼器と、タービンとを主な構成要素とした推力発生装置である。この装置では、ガスタービン燃焼器内で圧縮機から供給される圧縮空気を用いて燃料を燃焼させ、この燃焼で生成した高温高圧の燃焼ガスをタービンに導入することにより、燃焼ガスの熱エネルギーを残したまま膨張・排気して推力を得る。
【０００３】
ここで、アニュラ型のガスタービン燃焼器について、従来の冷却構造を図４及び図５に基づいて説明する。
ガスタービン燃焼器（以下、「燃焼器」と呼ぶ）１は、ドーナツ型断面形状の外筒２と同じくドーナツ型断面形状の内筒３とを備えている。外筒２の前端部には、図示しない圧縮機から白抜矢印で示す圧縮空気１２を導入する空気入口１３が設けられている。内筒３の外壁は、通常ステップ５と冷却空気入口穴６とを備えたシェル４によって形成されている。この内筒３には、内筒内部に燃料を噴射する燃料ノズル１４が前端部近傍に設置され、さらに、燃焼ノズル１４の周囲には、内筒３の内部に圧縮空気１２の一部を燃焼用空気として導入する燃焼空気入口穴１５が設けられている。
シェル４の内側は、複数に分割されたパネル７により覆われている。パネル７により囲まれたシェル４の内部空間は、燃料と燃焼用空気とが混合されて燃焼する燃焼室１６となる。この燃焼室１６は、高温高圧の燃焼ガスで満たされ、パネル７はこの燃焼ガスからの輻射熱及び熱伝達に曝される。なお、上述したパネル７は、燃焼ガス流れ方向をステップ５毎に分割されているだけでなく、円周方向においても複数に分割されている。
【０００４】
従って、通常、パネル７を燃焼ガスからの熱による破損から守るため、パネル７は以下のような冷却構造により冷却されている。すなわち、パネル７は、シェル４との間に冷却流路となる隙間８を形成して固定設置され、内筒３と外筒２との間に形成された圧縮空気流路１７を流れる圧縮空気１２から冷却空気入口穴６を通して冷却空気１１を導入し、この冷却空気１１を隙間８に沿って流すことにより、パネル７より熱を奪い、パネル７の利用に適する温度にまで減温している。隙間８を通過した後の冷却空気１１は、冷却空気出口９から燃焼室１６に流入する際に、後流に配置されたパネル７の表面に沿って流れるフィルム冷却を行い、パネル７が燃焼ガスに直接暴露されることを防止している。（たとえば、非特許文献１参照）
【非特許文献１】A.H.Lefebvre 著、「GAS TurbineCombustion」  TAYLOR & FRANCIS（３０２−３０３頁参照）
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかしながら、上述した燃焼器の冷却構造においては、板金加工によりシェル４に形成されるステップ５が複雑なシェル構造の原因となり、その製造を難易なものにしている。また、上述した燃焼器の冷却構造は、ステップ５毎に分割された多数のパネル７を必要とするため、部品点数が多数化する原因となっている。このため、従来の燃焼器１を製造する際には、コスト面で不利になる作業工数や部品点数の増加が避けられず、従って、各種性能を損なうことなく作業工数や部品点数の低減を可能にするガスタービン燃焼器の冷却構造が望まれる。
本発明は、上記の事情に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、燃焼温度や冷却空気量など各種性能を損なうことなく、作業工数や部品点数を低減して容易に製造可能なガスタービン燃焼器の冷却構造を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明は、上記の課題を解決するため、下記の手段を採用した。
本発明に係るガスタービン燃焼器の冷却構造は、外筒と燃焼室を形成する内筒との間に圧縮空気を流す圧縮空気流路が形成され、前記内筒を二重壁構造とした隙間に形成される冷却流路に前記圧縮空気を導入して冷却するガスタービン燃焼器の冷却構造において、前記内筒が、滑らかな外周面を形成する筒状の圧縮空気側部材と、該外周側部材に向けて敷居部を突設した燃焼室側区画部材とを重ね合わせた二重壁構造とされ、前記敷居部で区画した前記冷却流路の各々に、前記圧縮空気流路から圧縮空気を導入する冷却空気入口孔と、前記燃焼室に排出する冷却空気出口孔とを設けたものである。
【０００７】
このようなガスタービン燃焼器の冷却構造によれば、内筒が、滑らかな外周面を形成する筒状の圧縮空気側部材と、該圧縮空気側部材に向けて敷居部を突設した燃焼室側区画部材とを重ね合わせた二重壁構造とされ、敷居部で区画した冷却流路の各々に、圧縮空気流路から圧縮空気を導入する冷却空気入口孔と、燃焼室に排出する冷却空気出口孔とを設けてあるので、板金成形による外周側部材の製造が容易になり、かつ、突設する敷居部の数を増して大型化した燃焼室側区画部材の使用により部品点数の低減が可能となる。
【０００８】
上記の発明においては、前記冷却空気出口孔を、前記冷却流路の入口開口が前記燃焼室の出口開口より燃焼ガス流れ方向の上流側となるよう傾斜させることが好ましく、これにより、燃焼室側区画部材の内壁面を効率よくフィルム冷却することができる。
【発明の効果】
【０００９】
上述した本発明によれば、段差のない滑らかな外周面を形成する筒状の圧縮空気側部材と、圧縮空気側部材に向けて敷居部を突設した燃焼室側区画部材とを重ね合わせた二重壁構造の内筒とし、敷居部で区画した冷却流路の各々に、圧縮空気流路から圧縮空気を導入する冷却空気入口孔と、燃焼室に排出する冷却空気出口孔とを設けたガスタービン燃焼器の冷却構造としたので、板金成形による圧縮空気側部材の製造が容易になり、かつ、突設する敷居部の数を増して大型化した燃焼室側区画部材の使用により部品点数の低減が可能となる。
この結果、燃焼温度や冷却空気量など燃焼器としての各種性能を損なうことなく、製造に要する作業工数や部品点数を低減し、容易に製造可能なガスタービン燃焼器の冷却構造を提供するという顕著な効果が得られる。
【００１０】
特に、航空機用のジェットエンジンに適用されるガスタービン燃焼器は、地上で使用される産業用のガスタービンとは異なり、小型化に対する要求が厳しい。このため、燃焼負荷の増大により燃焼器壁面に対する熱負荷は高くなるが、上述した本発明の冷却構造を採用したアニュラ型のガスタービン燃焼器は、ジェットエンジン用のガスタービン燃焼器に好適である。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
以下、本発明に係るガスタービン燃焼器の一実施形態を図面に基づいて説明する。
図３は航空機用ジェットエンジンの一例として、ターボファンエンジンの概要を示す説明図である。このジェットエンジンは、回転式の圧縮機Ｃと、アニュラ型のガスタービン燃焼器（以下、「燃焼器」と呼ぶ）１Ａと、ガタービンＴとを備えている。
【００１２】
圧縮機Ｃは、大気を導入して圧縮した圧縮空気を燃焼器１Ａに供給するもので、タービンＴと同軸の構成とされる。すなわち、圧縮機Ｃの駆動源は、後述するタービンＴから得ている。なお、図示の例では、圧縮機Ｃ及びタービンＴがともに低圧段及び高圧段の２系統に分かれているが、これに限定されるものではない。
燃焼器１Ａは、圧縮機Ｃから供給される圧縮空気を用いて燃料を燃焼させ、高温高圧の燃焼ガスを生成する装置である。ここで生成された燃焼ガスはタービンＴに導かれ、タービンＴ内で燃焼ガスの熱エネルギーを残したまま膨張して排気されるため、タービンＴを回転させる軸出力と排気による推力とを得ることができる。こうして得られた軸出力が圧縮機Ｃの駆動に利用され、推力が航空機の推進力として利用される。
【００１３】
図１及び図２に基づいて、本発明に係る燃焼器の冷却構造を具体的に説明する。
燃焼器１Ａは、耐圧容器となるドーナツ型断面形状の外筒２と同じくドーナツ型断面形状の内筒３０とを備えており、外筒２と内筒３０との間が圧縮空気を流す圧縮空気流路１７となる。
外筒２の前端部には、圧縮機Ｃから圧縮空気（白抜矢印で表示）１２を導入する空気入口１３が設けられており、この圧縮空気１２は、後述する燃焼用空気及び冷却空気として使用される。
【００１４】
内筒３０は、滑らかな外周面を形成する筒状のシェル（圧縮空気側部材）３１と、複数に分割されたパネル（燃焼室側区画部材）３２とを重ね合わせた二重壁構造とされ、シェル３１の内側は、複数に分割されたパネル３２により全面が覆われている。なお、シェル３１に対するパネル３２の固定には、ボルト締め等が採用されている。
パネル３２により囲まれたシェル３１の内部空間は、燃料と燃焼用空気とが混合されて燃焼する燃焼室１６となる。この燃焼室１６は、高温高圧の燃焼ガスで満たされ、パネル３２はこの燃焼ガスからの輻射熱及び熱伝達に曝される。なお、シェル３１及びパネル３２にはニッケル合金等の耐熱材料が用いられ、通常はパネル３２側に耐熱温度の高い材料が使用される。
内筒３０の前端部近傍には、燃焼室１６となる内筒内部に燃料を噴射するための燃料ノズル１４が設置され、さらに、燃焼ノズルの１４の周囲には、燃焼室１６に圧縮空気１２の一部を燃焼用空気として導入する燃焼空気入口穴１５が設けられている。
【００１５】
パネル３２の一面には、すなわちシェル３１の内周面と対向する内周面側の面には、シェル３１に向けて敷居部３３が突設されている。この結果、シェル３１とパネル３２との間には、敷居部３３の突出高さに相当する隙間３４が形成され、この隙間３４が冷却空気流路となる。従って、以下の説明では、隙間３４を「冷却流路」と呼ぶことにする。
冷却流路（隙間）３４は、圧縮空気流路１７を流れる圧縮空気１２を冷却空気として利用するため、敷居部３３で区画した各々の冷却流路３４が、圧縮空気流路１７から圧縮空気１２を導入する冷却空気入口孔３５と、燃焼室１６に排出する冷却空気出口孔３６とを備えている。
【００１６】
冷却空気入口孔３５は、冷却通路３４の前端部側となる位置に、すなわち、圧縮空気１２の流れ方向において上流側となる位置に連通するようシェル３１に穿設されている。換言すれば、シェル３１に穿設する冷却空気入口孔３５の位置は、圧縮空気１２の流れ方向上流側に配置されて冷却流路３４を区画する敷居部３３の下流側近傍が好ましい。
冷却空気排出孔３６は、冷却通路３４の後端部側となる位置に、すなわち、圧縮空気１２の流れ方向において下流側となる位置で燃焼室１６に連通するようパネル３２に穿設されている。換言すれば、パネル３２に穿設する冷却空気排出孔３６の位置は、圧縮空気１２の流れ方向下流側に配置されて冷却流路３４を区画する敷居部３３の上流側近傍が好ましい。
また、この冷却空気出口孔３６は、冷却流路３４の入口開口３６ａが燃焼室１６の出口開口３６ｂより燃焼ガス（圧縮空気）流れ方向の上流側となるよう傾斜させている。このような傾斜により、出口開口３６ｂから流出した冷却空気１１は、パネル３２の内周面に沿って下流側へ流れるので、燃焼ガスとパネル３２との間に冷却空気１１の層を形成してフィルム冷却を行うことができる。
【００１７】
上述したパネル３２は、一枚で圧縮ガス流れ方向に複数の冷却流路３４を形成できるようにするため、複数の敷居部３３が突設されている。図示の例では、一枚のパネル３２に４つの敷居部３３が突設され、一枚のパネル３２が圧縮ガス流れ方向を三分割した冷却流路３４を形成しているが、燃焼器１Ａの大きさなど諸条件に応じて適宜変更可能である。なお、このパネル３２は、円周方向も複数に分割されている。
【００１８】
このように構成された燃焼器１Ａは、従来構造のシェル４に形成していたステップ５が不要となり、シェル３１の断面は滑らかな形状とされる。この場合の滑らかな形状とは、直線を含む単調な曲線の形状を意味している。
また、パネル３２は、従来の複数枚分（図示の例では３個分）に相当するパネル長さを有しており、このパネル長さは、敷居部３３により従来の１枚分となる長さに分割されている。従って、シェル３１をステップ５のない単調な形状とすることにより、板金加工時に必要となる金型の製造を容易にし、さらに、板金加工時の製造工程も簡略化することができる。この結果、従来のステップ５を備えた冷却構造と比較して、より安価に製作することが可能になる。
【００１９】
また、上述した冷却構造では、燃焼ガス流れ方向をステップ５毎に分割していたパネルを複数枚まとめて一体化し、冷却流路３４を敷居部３３で分割するパネル３２を採用したので、パネル３２の部品点数を低減することが可能になる。このため、部品の製作費及び組立費（工数）を低減することが可能になる。
また、上述した燃焼器１Ａの冷却構造は、冷却流路３４となる隙間寸法及び区画数、冷却空気入口工３５や冷却空気出口孔３６等を適宜設定することにより、ステップ５を有する従来の冷却構造と同等の冷却性能が損なわれることはない。
【００２０】
上述したように、本発明によれば、段差のない滑らかな外周面を形成する筒状のシェル（圧縮空気側部材）３１と、シェル３１の内周面側に敷居部３３を突設したパネル（燃焼室側区画部材）とを重ね合わせた二重壁構造の内筒３０とし、敷居部３３で区画した冷却流路３４の各々に、圧縮空気流路１７から圧縮空気を導入する冷却空気入口孔３５と、燃焼室１６に排出する冷却空気出口孔３７とを設けたガスタービン燃焼器１Ａの冷却構造としたので、板金成形によるシェル３１の製造が容易になり、かつ、突設する敷居部３３の数を増して大型化したパネル３２の使用により部品点数の低減が可能となる。従って、燃焼温度や冷却空気量など燃焼器１Ａとしての各種性能を損なうことなく、製造に要する作業工数や部品点数を低減して容易に製造可能となる。
なお、本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内において適宜変更することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】本発明に係るガスタービン燃焼器の冷却構造について、一実施形態を示す概略構造の断面図である。
【図２】図１の要部拡大図である。
【図３】航空機用ジェットエンジンの概略構成例を示す説明図である。
【図４】ガスタービン燃焼器の冷却構造について、従来例を示す断面図である。
【図５】図４の要部拡大図である。
【符号の説明】
【００２２】
１，１Ａ    ガスタービン燃焼器
２    外筒
３，３０    内筒
４，３１    シェル
７，３２    パネル
８，３４    冷却流路（隙間）
１１    冷却空気
１２    圧縮空気
１６    燃焼室
１７    空気流路
３３    敷居部
３５    冷却空気入口孔
３６    冷却空気出口孔
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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