(57)【要約】【課題】ガスタービンエンジン用燃焼器、およびガスタービンエンジンの燃焼器を冷却する方法を提供する。【解決手段】ガスタービンエンジン（１０）用燃焼器（３０）は、燃料を燃焼してタービン（３４）を駆動するための燃焼チャンバ（８０）を画定する燃焼ライナ（７８）を備える。燃焼ライナ（７８）は、冷却流体を供給して燃焼チャンバ（８０）に隣接する燃焼ライナ（７８）の表面に冷却フィルムを形成するための複数のナゲット孔（８４）を備える。ナゲット孔（８４）は、にエンジン中心線（１２）に対して周方向に角度付けされ、角度付けされた状態で冷却流体の流れを供給して燃焼器（３０）からの流体の局所的な流線の流れ（１７０）と位置合わせすることができる。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃焼チャンバ（８０）を画定する燃焼ライナ（７８）と、
旋回流（１００）である燃料／空気混合気を前記燃焼チャンバ（８０）内に放出する燃料ノズル（９２）と、
前記燃焼ライナ（７８）を通って延びて前記旋回流（１００）の局所的な流線（１７０）に位置合わせされる通路中心線（１２）を有する複数の冷却通路とを備え、
前記冷却通路を通って前記燃焼チャンバ（８０）に流入する冷却空気は、前記旋回流（１００）と局所的に位置合わせされる、ガスタービンエンジン（１０）用燃焼器（３０）。
【請求項２】
前記燃焼ライナ（７８）が、外周（１２２）を備え、前記冷却通路が、前記外周（１２２）の周りに周方向に間隔を置いて配置される請求項１に記載の燃焼器（３０）。
【請求項３】
前記燃焼ライナ（７８）が、前記燃料ノズル（９２）を囲み、前記冷却通路が、前記燃焼チャンバ（８０）を囲む請求項２に記載の燃焼器（３０）。
【請求項４】
円形の後壁（１１０）に取り付けられて周方向に配置された複数の燃料ノズル（９２）をさらに備え、前記燃焼器ライナ（７８）が、前記円形の後壁（１１０）から延びて前記燃料ノズル（９２）の環状の燃焼チャンバ（８０）を画定する外側および内側パネル（１３０）を備える請求項１に記載の燃焼器（３０）。
【請求項５】
前記冷却通路が、前記燃料ノズル（９２）の各々からの前記旋回流（１００）に応じて分布される請求項４に記載の燃焼器（３０）。
【請求項６】
前記燃焼ライナ（７８）の前記冷却通路の分布密度が、前記燃料ノズル（９２）の各々の前記旋回流（１００）に対応する請求項５に記載の燃焼器（３０）。
【請求項７】
前記燃焼器ライナ（７８）の前記冷却通路の流れ分布が、前記燃料ノズル（９２）の各々の前記旋回流（１００）に対応する請求項５に記載の燃焼器（３０）。
【請求項８】
前記燃焼ライナ（７８）の前記冷却通路の流れ分布が、燃焼ライナ温度コンターに対応する請求項５に記載の燃焼器（３０）。
【請求項９】
前記燃焼ライナ（７８）が、冷却ナゲット（１３２）で共に接合されて複数の軸方向に間隔を置いて配置された冷却ナゲット（１３２）を形成する軸方向に配置されたパネル（１３０）を備え、前記冷却通路が、前記冷却ナゲット（１３２）を通って延びてナゲット孔（８４）を画定する請求項１に記載の燃焼器（３０）。
【請求項１０】
前記軸方向に間隔を置いて配置された冷却ナゲット（１３２）内の前記ナゲット孔（８４）が、前記冷却ナゲット（１３２）の各々から直下流側の前記局所的な旋回流（１００）と位置合わせするように配向される請求項９に記載の燃焼器（３０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジン用冷却燃焼器に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンエンジン、特にガスまたは燃焼タービンエンジンは、エンジンを通って複数の回転するタービンブレード上を通過する燃焼ガスの流れからエネルギーを抽出する回転エンジンである。ガスタービンエンジンは、陸上および海上移動ならびに発電用途で使用されてきたが、これはヘリコプターを含む航空機といった航空用途で最も一般的である。航空機において、ガスタービンエンジンは、航空機の推進用に使用される。陸上用途において、タービンエンジンは、発電用に使用される場合が多い。
【０００３】
航空機用ガスタービンエンジンは、高温で動作してエンジン効率を最大化するように設計されるので、高圧タービンおよび低圧タービンなどの特定のエンジン構成要素の冷却を必要とする場合がある。一般に、冷却は、冷却空気を高圧および／または低圧圧縮機から冷却を必要とするエンジン構成要素にダクトで送ることで行われる。高圧タービンの温度は約１０００℃から２０００℃であり、圧縮機からの冷却空気は約５００℃から７００℃である。圧縮機空気は高温であるが、タービン空気よりも冷たく、タービンを冷却するために使用することができる。
【０００４】
現在の燃焼器は、タービンの上流側で燃料を燃焼するための燃焼チャンバを画定するライナを有する。ライナは、フィルム冷却およびナゲット孔冷却などからの冷却空気の流れで冷却することができる。しかし、これらの方法は、燃焼器によって生成される乱流気流を受けることになる。したがって、通常のライナ冷却は妨げられ、温度勾配がライナに沿って変化してしまうことがある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許出願第２０１５／０１６７９７７号
【発明の概要】
【０００６】
燃焼チャンバを画定する燃焼ライナと、旋回流である燃料／空気混合気を燃焼チャンバ内に放出する燃料ノズルと、ライナを通って延びて旋回流の局所的な流線に位置合わせされる通路中心線を有する複数の冷却通路と、を備えるガスタービンエンジン用燃焼器。冷却通路を通って燃焼チャンバに流入する冷却空気は、旋回流と局所的に位置合わせされる。
【０００７】
燃料ノズルからの燃料／空気混合気の旋回流を燃焼器ライナ内に放出することと、冷却空気流が旋回流と実質的に位置合わせされるように冷却空気流を燃焼器ライナ内に放出することと、を含むガスタービンエンジンの燃焼器を冷却する方法。
【０００８】
燃料ノズルからの燃料／空気混合気の旋回流を燃焼器ライナ内に放出することと、旋回流を妨げることなく冷却空気流を燃焼器ライナ内に放出することと、を含むガスタービンの燃焼器を冷却する方法。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】航空機用ガスタービンエンジンの概略断面図である。
【図２】図１のエンジンの燃焼器セクションからタービンセクションへの概略断面図である。
【図３】複数のスワーラおよび燃焼器ライナを示す燃焼器セクションの切欠斜視図である。
【図４】図３の燃焼器ライナの断面の斜視図である。
【図５】軸方向に角度付けされたナゲット孔を示す図３の燃焼器ライナの側面斜視図である。
【図６】径方向に角度付けされたナゲット孔を示す図３の燃焼器ライナの上面斜視図である。
【図７】スワーラからナゲット孔を通る流路を示す図３の燃焼器ライナの断面の上面概略図である。
【図８】角度を持たないナゲット孔から始まる近傍のライナ壁流路ラインを示す図７の上面概略図である。
【図９】３０°角度付けされたナゲット孔から始まる近傍のライナ壁流路ラインを示す図７の上面概略図である。
【図１０】４５°角度付けされたナゲット孔から始まる近傍のライナ壁流路ラインを示す図７の上面概略図である。
【図１１】ライナに沿って軸方向に配置された異なる近傍のライナ壁流路ラインの上面概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
本発明の記載される実施形態は、タービン燃焼器、特に燃焼器ライナ壁の冷却を対象とする。説明のために、本発明は、航空機ガスタービンエンジン用タービンブレードに関連して記載される。しかしながら、本発明は、これに限定されるものではなく、他の移動体用途、ならびに非移動体の工業用途、商業用途、および住宅用途などの非航空機用途に一般的に適用されることが理解されよう。
【００１１】
本明細書で使用する場合、「軸方向の」または「軸方向に」という用語は、エンジンの長手軸に沿った次元を示す。「軸方向の」または「軸方向に」に関連して使用される「前方」または「上流」という用語は、エンジン入口、または他の構成要素と比較してエンジン入口に比較的近い構成要素に向かう方向に移動することを示す。「軸方向の」または「軸方向に」に関連して使用される「後方」または「下流」という用語は、エンジン中心線に対してエンジンの後方または出口に向かう方向を示す。
【００１２】
本明細書で使用する場合、「径方向の」または「径方向に」という用語は、エンジンの長手方向中心軸とエンジン外周との間を延びる次元を示す。用語「近位の」または「近位に」の使用は、これらの用語だけで、または用語「径方向の」または「径方向に」と併せて、長手方向中心軸、または別の構成要素と比較して長手方向中心軸に比較的近い構成要素に向かう方向に移動することを示す。用語「遠位の」または「遠位に」の使用は、これらの用語だけで、または用語「径方向の」または「径方向に」と併せて、エンジン外周、または別の構成要素と比較してエンジン外周に比較的近い構成要素に向かう方向に移動することを示す。
【００１３】
全ての方向性の言及（たとえば、径方向、軸方向、近位、遠位、上側、下側、上向き、下向き、左、右、横、前、後、上部、底部、上方、下方、垂直、水平、時計回り、反時計回り、上流、下流、後方など）は、読み手の理解を助けるために識別の目的で使用しているに過ぎず、特に位置、向き、または用途に関して限定するものではない。接続に関する言及（たとえば、取り付け、結合、接続、および接合）は、広義に解釈すべきであり、別途指示されていない限り、一群の要素間の中間部材および要素間の相対移動を含むことができる。したがって、接続に関する言及は、必ずしも２つの要素が互いに固定関係で直接接続されることを示唆するものではない。例示的な図面は、単に説明のためのものであり、本明細書に添付される図面中に示されている寸法、位置、順序および相対サイズは変えることができる。
【００１４】
図１は、航空機用ガスタービンエンジン１０の概略断面図である。エンジン１０は、前方１４から後方１６に延びる略長手方向に延びる軸線または中心線１２を有する。エンジン１０は、下流直列流れ関係で、ファン２０を含むファンセクション１８と、ブースタまたは低圧（ＬＰ）圧縮機２４および高圧（ＨＰ）圧縮機２６を含む圧縮機セクション２２と、燃焼器３０を含む燃焼セクション２８と、ＨＰタービン３４およびＬＰタービン３６を含むタービンセクション３２と、排気セクション３８とを含む。
【００１５】
ファンセクション１８は、ファン２０を囲むファンケーシング４０を含む。ファン２０は、中心線１２の周りに径方向に配置された複数のファンブレード４２を含む。ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、およびＨＰタービン３４は、燃焼ガスを発生するエンジン１０のコア４４を形成する。コア４４は、ファンケーシング４０と結合することができるコアケーシング４６によって囲まれる。
【００１６】
エンジン１０の中心線１２の周りに同軸方向に配置されたＨＰシャフトまたはスプール４８は、ＨＰタービン３４をＨＰ圧縮機２６に駆動可能に接続する。より大きな直径の環状ＨＰスプール４８内にエンジン１０の中心線１２の周りに同軸方向に配置されたＬＰシャフトまたはスプール５０は、ＬＰタービン３６をＬＰ圧縮機２４およびファン２０に駆動可能に接続する。
【００１７】
ＬＰ圧縮機２４およびＨＰ圧縮機２６はそれぞれ、複数の圧縮機段５２，５４を含み、ここでは圧縮機ブレード５６，５８のセットが固定圧縮機ベーン６０，６２（ノズルとも呼ばれる）の対応するセットに対して回転して、段を通過する流体ストリームを圧縮または加圧する。単一の圧縮機段５２，５４において、複数の圧縮機ブレード５６，５８は、リング状に設けることができ、ブレードプラットフォームからブレード先端まで中心線１２に対して径方向外側に延びることができるが、対応する固定圧縮機ベーン６０，６２は、回転ブレード５６，５８の下流側に隣接して配置される。図１に示されるブレード、ベーン、および圧縮機段の数は、説明のために選択されており、他の数も可能であることに留意されたい。
【００１８】
ＨＰタービン３４およびＬＰタービン３６はそれぞれ、複数のタービン段６４，６６を含み、ここではタービンブレード６８，７０のセットが固定タービンベーン７２，７４（ノズルとも呼ばれる）の対応するセットに対して回転して、段を通過する流体ストリームからエネルギーを抽出する。単一のタービン段６４，６６において、複数のタービンブレード６８，７０は、リング状に設けることができ、ブレードプラットフォームからブレード先端まで中心線１２に対して径方向外側に延びることができるが、対応する固定タービンベーン７２，７４は、回転ブレード６８，７０の上流側に隣接して配置される。図１に示されるブレード、ベーン、およびタービン段の数は、説明のために選択されており、他の数も可能であることに留意されたい。
【００１９】
動作時には、回転ファン２０は、周囲空気をＬＰ圧縮機２４に供給し、次いで、ＬＰ圧縮機２４が加圧した周囲空気をＨＰ圧縮機２６に供給して、ＨＰ圧縮機２６が周囲空気をさらに加圧する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧空気は、燃焼器３０において燃料と混合されて点火され、それにより燃焼ガスを発生する。これらのガスからＨＰタービン３４によって幾らかの仕事が抽出され、これによりＨＰ圧縮機２６を駆動する。燃焼ガスは、ＬＰタービン３６に吐出され、ＬＰタービン３６が追加の仕事を抽出してＬＰ圧縮機２４を駆動し、最終的に排気ガスは、排気セクション３８を介してエンジン１０から吐出される。ＬＰタービン３６を駆動することにより、ＬＰスプール５０を駆動してファン２０およびＬＰ圧縮機２４を回転させる。
【００２０】
ファン２０によって供給される周囲空気の一部は、エンジンコア４４をバイパスし、エンジン１０の一部分、特に高温部分の冷却に使用され、および／または航空機の他の態様の冷却または動力供給に使用することができる。タービンエンジンの関連において、エンジンの高温部分は通常、燃焼器３０、特にタービンセクション３２の下流側にあり、ＨＰタービン３４は、燃焼セクション２８の直ぐ下流側にあるときに最も高温の部分である。冷却流体の他の供給源は、限定ではないが、ＬＰ圧縮機２４またはＨＰ圧縮機２６から吐出される流体とすることができる。
【００２１】
図２は、図１のエンジン１０の燃焼器３０およびＨＰタービン３４の側面断面図である。燃焼器３０は、デフレクタアセンブリ７６および燃焼チャンバ８０を画定する燃焼ライナ７８を含む。燃焼ライナ７８はさらに、ナゲット孔８４ａ，８４ｂとして示される複数の冷却通路または開口部を備える。ナゲット孔８４ａ，８４ｂは、燃焼ライナ７８の上部に例示的に示されている軸方向のナゲット孔８４ａとして配向することができるか、または燃焼ライナ７８の底部に例示的に示されている径方向のナゲット孔８４ｂとして配向することができる。軸方向のナゲット孔８４ａは、燃焼器３０を通って長手方向軸線８２に実質的に平行な方向に延びる通路を開口が画定するように配置される。径方向のナゲット孔８４ｂは、燃焼器３０を通って長手方向軸線８２に実質的に径方向に延びる通路を開口が画定するように配置される。軸方向のナゲット孔８４ａが燃焼ライナ７８の上部に示され、径方向のナゲット孔８４ｂが燃焼ライナ７８の底部に示されているが、図２の説明によって限定するものと理解すべきではなく、燃焼ライナ７８は任意の位置で任意のタイプのナゲット孔８４ａ，８４ｂを有することができることを理解されたい。
【００２２】
ナゲット孔８４ａ，８４ｂは、燃焼チャンバ８０とバイパス流路８６のセットとの間に流体連通を提供し、バイパス流路８６のセットは、エンジン中心線１２に対して１つは燃焼器３０の径方向内側に配置され、１つは燃焼器３０の径方向外側に配置される。バイパス流路８６は、開口部９０のセットを通って燃焼器３０をバイパスすることで圧縮機セクション２６からタービンセクション３４に流体８８の流れを供給する。加えて、バイパス流路８６は、燃焼ライナ７８の表面に沿って冷却を行うためにナゲット孔８４ａ，８４ｂに冷却流体の流れを供給する。
【００２３】
燃焼器３０はさらに、燃焼チャンバ８０内に燃料／空気混合気を放出して点火するための燃料ノズル９２を備える。燃料ノズル９２は、マウント９６で燃焼器３０に取り付けられた燃料ライン９４を備える。燃料／空気混合気はスワーラ９８から燃焼チャンバ８０内に放出され、スワーラ９８は、燃料／空気混合気が燃焼チャンバ８０に流入すると旋回流１００として燃料／空気混合気を旋回させる。旋回流１００は図２において反時計回り方向に移動するものとして示されているが、旋回流１００は、後方に移動する長手方向軸線８２の周りの環状または螺旋流を含むことを理解されたい。
【００２４】
デフレクタアセンブリ７６は、スワーラ９８の前方に配置されたデフレクタ１０２を備える。ギャップ１０４がデフレクタ１０２と燃料ライン９４との間に画定され、圧縮機セクション２６と燃焼器３０との間に流体連通を提供する。空気がスワーラ９８に配置された複数の入口１０６を通ってギャップ１０４から燃料ノズル９２に供給され、それにより空気が燃料ライン９４から噴射された燃料と混合して燃料／空気混合気を生成する。
【００２５】
図３を参照すると、燃焼器３０の３次元態様が、燃焼チャンバ８０とギャップ１０４を離間する円形の後壁１１０を示している。後壁１１０は、エンジン中心線１２に対して径方向に配置され、燃料ノズル９２を離間して支持している。燃焼ライナ７８の画定を理解することができ、ライナは層の間の接合部に配置されたナゲット孔８４ａ，８４ｂを備えた複数のパネルを有している。燃焼ライナ７８は、燃焼チャンバ８０に隣接する内周または表面１２０と、バイパス流路８６に隣接する外周または表面１２２とを備えることができる。表面１２０，１２２は、バイパス流路８６と燃焼チャンバ８０との間に流体連通を提供する複数のフィルム孔１２４を有し、これにより燃焼ライナ７８の内側表面に沿った冷却フィルムの層を設けることができる。
【００２６】
図２に示す旋回流１００と共に図３を考慮すると、個々のスワーラ９８が燃焼チャンバ８０に流入する燃料／空気混合気を旋回させることが理解できる。したがって、旋回流１００は、燃焼ライナ７８に接触することができ、１つ以上の近傍のスワーラ９８の位置に対して燃焼ライナ７８の位置に応じて様々な大きさを有する。スワーラ９８の旋回流１００から、局所的な気流通路が燃焼ライナ７８の局所的なエリアに隣接して形成することができ、このエリアは燃焼器ライナ７８の他の局所的なエリアとは異なり得る。したがって、ナゲット孔８４ａ，８４ｂは、可変的に分布して旋回流１００の局所的な流れに対応するナゲット孔８４ａ，８４ｂの分布密度を含むことができる。
【００２７】
図４は、３つのパネル１３０の断面を示す燃焼ライナ７８の例示的な断面を示している。パネル１３０は、一体型の冷却ナゲット１３２で接合する。個々のパネル１３０は、特定の燃焼器設計のために従来構成されている細い円筒形または円錐形のリングである。冷却ナゲット１３２は、軸方向に隣接するパネル１３０が冷却流体の流れを燃焼チャンバ８０内に導入するために互いに接合する局所的な拡大領域である。そのような流れは、燃焼ライナ７８に配置された複数のフィルム孔１２４を通して導入することができる。例示的に示されているように、ナゲット１３２は、軸方向のナゲット孔８４ａまたは径方向のナゲット孔８４ｂのいずれかの複数のナゲット孔８４ａ，８４ｂを通って燃焼器３０の外側表面１２２から内側表面への連通を提供することができる。各ナゲット１３２はさらに、下流側パネル１３０を一体的に接合する径方向に延びるブリッジ１３４を備える。パネル１３０は従来型のものであり、前方または後方層として本明細書に記載の任意の２つの隣接するパネル１３０と共に軸方向に端部同士が接合され、燃焼器３０の上流側前方端部から燃焼器３０の下流側後方端部を形成する。
【００２８】
軸方向のリップ１３６は、ブリッジ１３４で前方パネル１３０の遠位端部から後方に延び、隣のパネル１３０の近位端部から内側に間隔を置いてスロット１３８を径方向にそれらの間で画定し、その後方端部に出口１４０を有する。
【００２９】
示されているナゲット孔は、例示のみのためのものであることを理解されたい。ナゲット孔８４ａ，８４ｂは全て、径方向に、軸方向に、またはそれらの組み合わせでもしくはそれらからオフセットして配置することができる。ナゲット１３２は、軸方向および径方向に配置されたナゲット孔８４ａ，８４ｂを混合して有することができ、燃焼ライナ７８の局所的な必要性またはスワーラ９８からの局所的な旋回流１００に基づいて局所的に実装することができる。したがって、ナゲット孔８４ａ，８４ｂは、燃焼ライナ７８を介して複数の別個の位置を通すことで冷却空気流を放出することができる。
【００３０】
ナゲット孔８４ａ，８４ｂは、冷却流体Ｃの流れを燃焼チャンバ８０の外部から燃焼チャンバ８０内の燃焼ライナ７８の内側表面１２０に供給することを理解されたい。冷却流体Ｃはまた、複数のフィルム孔１２４を介して供給され、それにより冷却フィルムが燃焼ライナ７８の内側表面１２０に沿って配置され、燃焼器３０が発生する高温流体Ｈの流れが燃焼ライナ７８を過度に加熱することを防止する。ナゲット孔８４ａ，８４ｂを通過する冷却流体Ｃは、出口１４０を通って導かれ、それにより冷却流体Ｃが燃焼ライナ７８の内側表面１２０に沿って移動する。
【００３１】
図５は、燃焼ライナ７８の外側表面１２２の入口１５０と、内側表面１２０の出口１５２とを有する軸方向のフィルム孔８４ａを示している。入口１５０は、入口１５０と出口１５２との間で画定された通路１５４を通って出口１５２への流体連通を提供する。通路１５４は、通路１５４を通って長手方向に画定された通路中心線１５６を画定することができる。通常の軸方向のナゲット孔によって画定された通路中心線は、前方から後方に延びる。図５における軸方向のナゲット孔８４ａが角度付けされると、角度１５１は燃焼器３０の周方向で通路中心線１５６とエンジン中心線１５３の突出部との間で画定される。したがって、角度付けされた軸方向のナゲット孔８４ａを通過する冷却流体は、通路１５４の角度１５１によって画定された、燃焼器３０内のエンジン中心線１５３の突出部の平行線からオフセットした方向に出口１５２を通って出ることができる。
【００３２】
図６は、図５の軸方向のフィルム孔８４ａと同様に径方向にオフセットしている径方向のナゲット孔８４ｂを示している。径方向のナゲット孔８４ｂは、出口１６０と流体連通する入口１５８を有し、それぞれ外側表面１２２および内側表面１２０に配置されている。通路１６２は、入口１５８と出口１６０との間で画定され、さらに通路１６２を通る通路中心線１６４を画定する。径方向のナゲット孔８４ｂは、ライナ７８へのエンジン中心線１６１の突出部に対して角度１５９よって画定された径方向および軸方向の両方に角度付けされる。したがって、角度付けられた径方向のナゲット孔８４ｂを通過する冷却流体は、通路１６２の角度１５９によって画定された、エンジン中心線１６１の突出部の平行線からオフセットした方向に出口１６０を通って出ることができる。
【００３３】
ナゲット孔８４ａ，８４ｂの角度１５１，１５９は、エンジン中心線１５３，１６１の突出部の長手方向に対して任意の方向にすることができることを理解されたい。通路１５４，１６２は、エンジン中心線１５３，１６１の突出部、エンジン中心線１２に対する径方向軸線、またはその両方に対してオフセットしている角度１５１，１５９を有する通路中心線１５６，１６４を画定することができる。角度１５１，１５９は、０〜７０度の任意の角度とすることができ、径方向および軸方向のオフセットの組み合わせにより画定することができる。局所的なナゲット孔の角度１５１，１５９は、他のナゲット孔または隣接するナゲット孔と異なってもよく、ナゲット孔の一部は角度１５１，１５９よりも大きいもしくは小さい角度、または異なる方向もしくは向きを有する。
【００３４】
図７は、ナゲット１３２に配置された１つのパネル１３０およびナゲット孔８４のセットの上面概略図である。ナゲット孔８４は、径方向または軸方向のいずれか、またはそれらの組み合わせとすることができる。図２の旋回流１００はさらに、図７に示すように局所的なスクラブ流１７０を画定することができる。局所的なスクラブ流１７０は、スワーラ９８からの旋回流１００によって画定された局所的な大きさを有し、旋回すると燃焼ライナ７８および局所的なパネル１３０を押圧する。理解できるように、ナゲット孔８４は、局所的なスクラブ流１７０と位置合わせされた角度で冷却流体Ｃを供給するように角度付けされる。したがって、冷却流体Ｃは、局所的なスクラブ流１７０と同じ方向に燃焼ライナ７８の内側表面１２０に沿って導入される。ナゲット孔８４は、燃焼ライナ７８の隣接するエリアまたは領域と比較して高いまたは低い局所的な温度勾配に基づいて、燃焼ライナ７８の特定のエリアまたは領域に増加した冷却流体を供給するように角度付けさせることができることをさらに理解されたい。
【００３５】
図８〜１０を参照すると、局所的なスクラブ流１７０の影響を受けるナゲット孔８４から始まる冷却気流Ｃの通路ラインを理解することができる。まず図８を見ると、ナゲット孔８４からの流れは、エンジン中心線１２に対しての軸方向に移動する。スクラブ流１７０の旋回流１００は、ナゲット孔８４からの冷却流Ｃを押圧するスクラブ流１７０によって画定された幅２０２を有するスクラブギャップ２００を生成する。したがって、ナゲット孔からの冷却流Ｃは、主旋回流１００によって押し離される。
【００３６】
軸方向に配向したナゲット孔８４によって画定された図８に示す流路は、望ましいものではない。局所的なスクラブ流１７０は、燃焼ライナ７８の内側表面１２０から冷却流Ｃを押し離すことによってスクラブギャップ２００を生成する。スクラブ流１７０は、温度が上昇した局所化エリアを生成する可能性があり、これはエンジン性能の低下、効率の低下、ならびに構成要素の損傷、全体的な使用時間の低下の原因になる。
【００３７】
図９を参照すると、ナゲット孔８４は、エンジン中心線１２に対して周方向に３０度の角度を有するものとして示されている。ナゲット孔８４の角度が局所的なスクラブ流１７０の角度と良好に位置合わせされると、スクラブギャップ２００の幅２０２が減少することが理解できる。
【００３８】
図１０において、ナゲット孔８４は、エンジン中心線１２に対して周方向に４５度の角度を有するものとして示されている。ナゲット孔８４を通過する冷却流体Ｃは、燃焼チャンバ８０内の旋回流１００と位置合わせされる。理解できるように、図８および９において認識可能なスクラブギャップ２００は見分けがつかず、燃焼ライナ７８の内側表面１２０に沿って均一に分布した冷却流Ｃを生成する。
【００３９】
したがって、図１０に示す例は燃焼ライナ７８に沿った１つの局所的なエリアでのスクラブギャップ２００の大幅な縮小を示しているが、ナゲット孔８４は、スワーラ９８に対する位置からの局所的な旋回流１００に基づく局所的なスクラブ流１７０を補うために０〜７０度の角度で局所的に適合することができることを理解されたい。
【００４０】
図１１を参照すると、旋回流は燃焼器３０を通って旋回すると軸方向のエンジン中心線１２に対して角度方向に変化する。パネル１３０を組み合わせることで複数の軸方向に配置されたナゲット１３２ａ，１３２ｂ，１３２ｃを形成し、これらは冷却流Ｃを冷却フィルムとして燃焼ライナ７８に沿って燃焼器３０の内部に供給するナゲット孔８４を備える。局所的な旋回流１７０ａ，１７０ｂ，１７０ｃは、旋回流が燃焼器３０を通って旋回すると異なる角度方向を有する。したがって、別個のナゲット１３２ａ，１３２ｂ，１３２ｃのナゲット孔８４の局所的な向きは、局所的な旋回流１７０ａ，１７０ｂ，１７０ｃと位置合わせするように配向することができる。
【００４１】
たとえば、図１１に示すように、第１のナゲット１３２ａは、第１の局所的な流れ１７０ａと位置合わせするためにエンジン中心線１２に対して４５度の角度を有するナゲット孔８４を備える。旋回流が後方に移動すると、第２の局所的な流れ１７０ｂは、エンジン中心線１２に対して第１の局所的な流れ１７０ａと異なる角度方向を有して回動または旋回することができる。第２のナゲット１３２ｂは、エンジン中心線１２に対して３０度の角度を有するナゲット孔８４を備え、第２の局所的な流れ１７０ｂと位置合わせする。さらに後方では、第３のナゲット１３２ｃは、第３の局所的な流れ１７０ｃと位置合わせするために１５度の角度を有するナゲット孔８４を有することができる。
【００４２】
図１１に示す局所的な流れ、ナゲット、およびナゲット孔の配置は例示的なものであり、軸方向に分けられたナゲット１３２内のナゲット孔８４は燃焼器３０を通って移動する旋回流との角度方向が変化すると局所的な流れ１７０と位置合わせするために互いに異なることができる、ということにおける読み手の理解を補助するために設けられていることを理解されたい。
【００４３】
１つのナゲット内に配置された複数のナゲット孔は、他のナゲット孔に対する角度方向を別個に変化することができるか、または他のグループに対する角度方向を変化させるグループを備えることができることも理解されたい。その場合、１つのナゲット内のナゲット孔は、燃焼器の周りに周方向に間隔を置いた異なる局所的な流れを補うことができる。
【００４４】
周方向にナゲット孔を角度付けすることで、ナゲット孔によって供給される燃焼器ライナに沿った冷却流体の流れを均一にすることができることを理解されたい。ナゲット孔を別個に角度付けすることができ、それにより燃焼器からの旋回流がスワーラに対する燃焼ライナの局所的なエリアに基づいて変化することができることで冷却流体を局所的に均一に分布させることができることをさらに理解されたい。したがって、ナゲット孔は、局所的な旋回流に対応する燃焼ライナの分布密度を画定することができる。その上、ナゲット孔を分布することができることで、ナゲット孔を通って流れる冷却流体の流れは、径方向の燃焼ライナの周りに均一とすることができる、または局所的な旋回流に別個に対応することができる流れ分布を画定し、それにより分布密度は流れ分布を画定する。
【００４５】
角度付けされたナゲット孔は、燃焼器内の高温流体の旋回流から生じる局所的なホットスポットの発生を大幅に低減することができることをさらに理解されたい。改良された気流および冷却は全体的な温度勾配を小さくすることができ、これにより燃焼ライナが受けるフィルム温度は低くなるのでフィルム温度追従性および使用時間を向上することができる。
【００４６】
本明細書は、本発明を開示するために実施例を用いており、最良の形態を含んでいる。また、いかなる当業者も本発明を実施することができるように実施例を用いており、任意のデバイスまたはシステムを製作し使用し、任意の組み込まれた方法を実行することを含んでいる。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到するその他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、特許請求の範囲の文言との差がない構造要素を有する場合、または特許請求の範囲の文言との実質的な差がない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲内にある。
［実施態様１］
燃焼チャンバ（８０）を画定する燃焼ライナ（７８）と、
旋回流（１００）である燃料／空気混合気を前記燃焼チャンバ（８０）内に放出する燃料ノズル（９２）と、
前記燃焼ライナ（７８）を通って延びて前記旋回流（１００）の局所的な流線（１７０）に位置合わせされる通路中心線（１２）を有する複数の冷却通路とを備え、
前記冷却通路を通って前記燃焼チャンバ（８０）に流入する冷却空気は、前記旋回流（１００）と局所的に位置合わせされる、ガスタービンエンジン（１０）用燃焼器（３０）。
［実施態様２］
前記燃焼ライナ（７８）が、外周（１２２）を備え、前記冷却通路が、前記外周（１２２）の周りに周方向に間隔を置いて配置される実施態様１に記載の燃焼器（３０）。
［実施態様３］
前記燃焼ライナ（７８）が、前記燃料ノズル（９２）を囲み、前記冷却通路が、前記燃焼チャンバ（８０）を囲む実施態様２に記載の燃焼器（３０）。
［実施態様４］
円形の後壁（１１０）に取り付けられて周方向に配置された複数の燃料ノズル（９２）をさらに備え、前記燃焼器ライナ（７８）が、前記円形の後壁（１１０）から延びて前記燃料ノズル（９２）の環状の燃焼チャンバ（８０）を画定する外側および内側パネル（１３０）を備える実施態様１に記載の燃焼器（３０）。
［実施態様５］
前記冷却通路が、前記燃料ノズル（９２）の各々からの前記旋回流（１００）に応じて分布される実施態様４に記載の燃焼器（３０）。
［実施態様６］
前記燃焼ライナ（７８）の前記冷却通路の分布密度が、前記燃料ノズル（９２）の各々の前記旋回流（１００）に対応する実施態様５に記載の燃焼器（３０）。
［実施態様７］
前記燃焼器ライナ（７８）の前記冷却通路の流れ分布が、前記燃料ノズル（９２）の各々の前記旋回流（１００）に対応する実施態様５に記載の燃焼器（３０）。
［実施態様８］
前記燃焼ライナ（７８）の前記冷却通路の流れ分布が、燃焼ライナ温度コンターに対応する実施態様５に記載の燃焼器（３０）。
［実施態様９］
前記燃焼ライナ（７８）が、冷却ナゲット（１３２）で共に接合されて複数の軸方向に間隔を置いて配置された冷却ナゲット（１３２）を形成する軸方向に配置されたパネル（１３０）を備え、前記冷却通路が、前記冷却ナゲット（１３２）を通って延びてナゲット孔（８４）を画定する実施態様１に記載の燃焼器（３０）。
［実施態様１０］
前記冷却ナゲット（１３２）間で前記パネル（１３０）に冷却開口部をさらに備える実施態様９に記載の燃焼器（３０）。
［実施態様１１］
前記冷却開口部が、径方向のまたは径方向にオフセットした中心線（１２）の少なくとも１つを有する実施態様１０に記載の燃焼器（３０）。
［実施態様１２］
前記燃料ノズル（９２）を支持する後壁（１１０）を備え、前記冷却通路が、前記後壁（１１０）に位置している実施態様１１に記載の燃焼器（３０）。
［実施態様１３］
前記冷却通路が、前記燃料ノズル（９２）を囲む実施態様１２に記載の燃焼器（３０）。
［実施態様１４］
前記軸方向に間隔を置いて配置された冷却ナゲット（１３２）内の前記ナゲット孔（８４）が、前記冷却ナゲット（１３２）の各々から直下流側の前記局所的な旋回流（１００）と位置合わせするように配向される実施態様９に記載の燃焼器（３０）。
［実施態様１５］
燃料ノズル（９２）からの燃料／空気混合気の旋回流（１００）を燃焼器ライナ（７８）内に放出することと、
冷却空気流が前記旋回流（１００）と実質的に位置合わせされるように前記冷却空気流を前記燃焼器ライナ（７８）を通して放出することと、を含むガスタービンエンジン（１０）の燃焼器（３０）を冷却する方法。
［実施態様１６］
前記冷却空気流を放出することが、前記燃焼器ライナ（７８）を通して複数の別個の位置で前記冷却空気流を放出することを含む実施態様１５に記載の方法。
［実施態様１７］
前記別個の位置で放出された前記冷却空気流が、前記旋回流（１００）の局所的な流線（１７０）に全体的に位置合わせされる流線を有する実施態様１６に記載の方法。
［実施態様１８］
前記複数の別個の位置を通して前記冷却空気流を放出することが、前記ライナ（７８）の通路を通して冷却空気流を放出することを含む実施態様１７に記載の方法。
［実施態様１９］
前記通路が、前記旋回流（１００）の局所的な流線（１７０）に全体的に位置合わせされる中心線（１２）を有する実施態様１８に記載の方法。
［実施態様２０］
燃料ノズル（９２）からの燃料／空気混合気の旋回流（１００）を燃焼器ライナ（７８）内に放出することと、
前記旋回流（１００）を妨げることなく冷却空気流を前記燃焼器ライナ（７８）を通して放出することと、を含むガスタービンエンジン（１０）の燃焼器（３０）を冷却する方法。
［実施態様２１］
前記旋回流（１００）を妨げることなく前記冷却空気流を放出することが、前記冷却空気流が前記旋回流（１００）と実質的に位置合わせされるように前記冷却空気流を放出することを含む実施態様２０に記載の方法。
［実施態様２２］
前記冷却空気流を放出することが、前記ライナ（７８）の通路を通して前記冷却空気流を放出することを含む実施態様２１に記載の方法。
［実施態様２３］
前記通路が、前記旋回流（１００）の局所的な流線（１７０）に全体的に位置合わせされる中心線（１２）を有する実施態様２２に記載の方法。
【符号の説明】
【００４７】
１０  航空機用ガスタービンエンジン
１２  エンジン中心線
１４  前方
１６  後方
１８  ファンセクション
２０  回転ファン
２２  圧縮機セクション
２４  低圧（ＬＰ）圧縮機
２６  高圧（ＨＰ）圧縮機、圧縮機セクション
２８  燃焼セクション
３０  燃焼器
３２  タービンセクション
３４  ＨＰタービン、タービンセクション
３６  ＬＰタービン
３８  排気セクション
４０  ファンケーシング
４２  ファンブレード
４４  エンジンコア
４６  コアケーシング
４８  環状ＨＰスプール
５０  ＬＰスプール
５２  圧縮機段
５４  圧縮機段
５６  圧縮機ブレード、回転ブレード
５８  圧縮機ブレード、回転ブレード
６０  固定圧縮機ベーン
６２  固定圧縮機ベーン
６４  タービン段
６６  タービン段
６８  タービンブレード、回転ブレード
７０  タービンブレード、回転ブレード
７２  固定タービンベーン
７４  固定タービンベーン
７６  デフレクタアセンブリ
７８  燃焼器ライナ
８０  燃焼チャンバ
８２  長手方向軸線
８４  ナゲット孔
８４ａ  軸方向のナゲット孔、フィルム孔
８４ｂ  径方向のナゲット孔
８６  バイパス流路
８８  流体の流れ
９０  開口部
９２  燃料ノズル
９４  燃料ライン
９６  マウント
９８  スワーラ
１００  主旋回流
１０２  デフレクタ
１０４  ギャップ
１０６  入口
１１０  後壁
１２０  内側表面
１２２  外側表面
Ｃ  冷却流
１３０  パネル
１３２  冷却ナゲット
１３２ａ  第１のナゲット
１３２ｂ  第２のナゲット
１３２ｃ  第３のナゲット
１３４  ブリッジ
１３６  リップ
１３８  スロット
１４０  出口
１５０  入口
１５１  角度
１５２  出口
１５３  エンジン中心線の突出部
１５４  通路
１５６  通路中心線
１５８  入口
１５９  角度
１６０  出口
１６１  エンジン中心線の突出部
１６２  通路
１６４  通路中心線
１７０  スクラブ流
１７０ａ  局所的な旋回流
１７０ｂ  局所的な旋回流
１７０ｃ  局所的な旋回流
２００  スクラブギャップ
２０２  幅
【図１】
2017089638.tif 000003
【図２】
2017089638.tif 000004
【図３】
2017089638.tif 000005
【図４】
2017089638.tif 000006
【図５】
2017089638.tif 000007
【図６】
2017089638.tif 000008
【図７】
2017089638.tif 000009
【図８】
2017089638.tif 000010
【図９】
2017089638.tif 000011
【図１０】
2017089638.tif 000012
【図１１】
2017089638.tif 000013
【外国語明細書】
2017089638000001.pdf