(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸線を持ち、前方端縁から下流に向けて軸方向に延びる環状シェルと、
前記シェル中に形成された複数のフィルム冷却孔（４４）と、
前記シェル中に形成されると共に円周方向に間隔を置いて配列され、各々が前記フィルム冷却孔より大きい断面積を有する、前記フィルム冷却孔より少ない数の複数の希釈孔（４６）と、
を含み、
前記フィルム冷却孔（４４）は、
配列された前記希釈孔（４６）の列のすぐ下流位置から軸方向後方に且つ円周方向に広がる領域を占める第１グループ（５０）のフィルム冷却孔（４４）と、
隣接する前記希釈孔（４６）間の領域を占める第２グループ（５２）のフィルム冷却孔（４４）と、
前記シェルの前方端縁から、前記希釈孔（４６）の列のすぐ上流位置まで軸方向に且つ円周方向に広がる領域を占める第３グループ（５４）のフィルム冷却孔（４４）と
を含み、
前記第１グループ（５０）のフィルム冷却孔は、流れ方向（Ｂ）に平行な中心軸線に対して約４５度の角度を成すように第１の円周方向に向いており、
前記第２グループ（５２）のフィルム冷却孔は、前記中心軸線に対し前記第１の円周方向と反対の第２の円周方向に約４５度の角度を成して向いており、
前記第３グループ（５４）のフィルム冷却孔は、前記第２グループ（５２）のフィルム冷却孔より小さい角度で前記第２の円周方向に向いている
ことを特徴とするガスタービン燃焼器ライナ（１２，１４）。
【請求項２】
前記第３グループ（５４）のフィルム冷却孔は、０度より大きく１０度以下の角度を成して前記第２の円周方向に向いている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ライナ（１２，１４）。
【請求項３】
前記第３グループ（５４）のフィルム冷却孔は、１０度の角度を成して前記第２の円周方向に向いている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ライナ（１２，１４）。
【請求項４】
前記第３グループ（５４）の上流端から下流端にかけて、該第３グループ（５４）のフィルム冷却孔が４５度から１０度まで徐々に角度を変化させて前記第２の円周方向に向いている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ライナ（１２，１４）。
【請求項５】
軸方向で前記第２グループ（５２）のフィルム冷却孔と前記第１グループ（５０）のフィルム冷却孔との間に設置され、前記第２グループ（５２）のフィルム冷却孔より小さい角度をなして第２の円周方向に向いている第４グループ（５６）のフィルム冷却孔（４４）を含むことを特徴とする請求項１乃至４のいずれか１項に記載のガスタービン燃焼器ライナ（１２，１４）。
【請求項６】
前記第４グループ（５６）のフィルム冷却孔（４４）は、１０度の角度を成して前記第２の円周方向に向いていることを特徴とする請求項５に記載のガスタービン燃焼器ライナ（１２，１４）。
【請求項７】
外側燃焼ケーシング（１６）と、
内側燃焼ケーシング（１８）と、
前記外側燃焼ケーシング（１６）と内側燃焼ケーシング（１８）との間に配置された請求項１乃至６のいずれか１項に記載のガスタービン燃焼器ライナ（１２，１４）と
を含む燃焼器（１０）。
【請求項８】
請求項７に記載の燃焼器を含むガスタービンエンジン。
【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関し、より具体的には、かかるエンジンに用いられるフィルム冷却される燃焼器ライナに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンは、燃焼器に加圧された空気を供給する圧縮機を含み、燃焼器中で、空気は燃料と混合され燃焼されて高温の燃焼ガスを発生する。これらのガスは、下流に流れて１又はそれ以上のタービンに至り、タービンはガスからエネルギーを取り出し、圧縮機を駆動し、また飛行中の航空機に動力を供給するなどの有用な仕事を行う。航空機エンジンに用いられる燃焼器は、一般的に内側及び外側燃焼器ライナを含み、周囲を取巻くエンジン構造物を燃焼行程により生じる強熱から保護する。燃焼器ライナは、期待寿命の要求を満たすために冷却される。
【０００３】
ライナ冷却は、加圧された空気（比較的に低温である）の１部を分岐させ、それをライナの外側表面全体に流すことによって通常行われる。さらに、ライナ中に形成された極めて小径の冷却孔の配列を通して冷却空気流を導くことにより、冷却空気の薄い層が、ライナの燃焼側に沿って形成される。これらの冷却孔は、下流方向に向かって軸線方向に傾斜しており、一般的に全てが同一の円周方向の向き（方向付け）になっている。多孔フィルム冷却と呼ばれるこの技術は、冷却孔を通しての質量流量がライナ表面に隣接する高温燃焼ガスを希釈し、冷却孔を通る流れがライナ壁面を対流冷却するので、ライナにかかる全体的な熱負荷を減少させる。
【０００４】
フィルム冷却孔に加えて、燃焼器ライナには一般的に希釈孔が設けられる。冷却孔よりもかなり大径の希釈孔は、希釈空気を燃焼帯中に導入する。希釈空気は、燃焼器の下流のタービン・ハードウェアが曝されるガス温度を制御するために、炎を消炎する。消炎することはまた、エンジンの排気ガス中の窒素酸化物（ＮＯｘ）エミッションのレベルも低下させる。
【０００５】
しかしながら、各希釈孔は、フィルム冷却孔を欠いている区域をもたらす。さらに、大径の希釈孔を通しての空気の流入によって生じる伴流が、それらの背後の冷却フィルムを破壊するであろう。このことは、希釈孔のすぐ下流にあるライナの領域で、冷却フィルム効果が喪失する可能性があることを意味する。従って、燃焼器ライナのフィルム冷却は一般にかなり効果的ではあるが、希釈孔があることによって結果的にホットスポットがそのすぐ下流に形成されることになる可能性がある。時の経過とともに、ホットスポットは、ライナに亀裂を引き起こし、それによって、その実用寿命を縮めることになる。
【０００６】
ボアスコープ孔及び点火ポートのような他の普通のライナ構造形状は、冷却フィルムを破壊し、同様にホットスポットを生じる可能性がある。冷却フィルム効果はまた、かかる構造形状以外の原因によっても弱められる可能性がある。例えば、燃焼器中への加圧空気の流れは、一般に、空気と燃料の混合を促進するために旋回を与えられる。これらの旋回する燃焼器ガスは、ライナの一定領域内の冷却フィルムを破壊し、ホットスポットを生じる可能性がある。
【特許文献１】
特開平０８−３１２９６０号公報
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
従って、希釈孔、ボアスコープ孔及び点火ポートのような冷却フィルムを破壊する構造形状のすぐ下流にあるライナ領域、又はさもなければ冷却フィルム効果の喪失を免れないライナ領域において、冷却フィルム効果が増大される燃焼器ライナに対する要求がある。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
上記の要求は、その中に形成された複数の希釈孔及び複数の冷却孔を有する燃焼器ライナを提供する本発明により満たされる。冷却孔は、第１の円周方向に傾斜した第１グループの冷却孔と、第１の円周方向と反対の第２の円周方向に傾斜した第２グループの冷却孔とを含む。第２グループの冷却孔中の冷却孔は、希釈孔のうちの隣接する希釈孔の間に設置される。ライナ上の他のホットスポット領域について、反対方向に向いた冷却孔のグループが用いられる場合がある。
【０００９】
従来技術に優る本発明及びその利点は、添付の図面と共に以下の詳細な説明及び添付の特許請求の範囲を読めば明白になるであろう。
【００１０】
発明とみなされる主題は、本明細書の冒頭部分に具体的に示され、また明確に請求される。しかしながら、本発明は、添付の図面の図に関連してなされる以下の説明を参照することにより最も良く理解され得る。
【００１１】
【発明の実施の形態】
図面において様々な図を通して同一の参照符号は同一の要素を表わしているが、図１は、ガスタービンエンジンでの使用に適した種類の例示的な燃焼器１０を示す。燃焼器１０は、外側燃焼器ケーシング１６と内側燃焼器ケーシング１８との間に配置された外側ライナ１２及び内側ライナ１４を含む。外側及び内側ライナ１２及び１４は、中心軸線の周りで形状がほぼ環状であり、半径方向に互いに間隔を置いて配置され、その間に燃焼チャンバ２０を形成する。外側ライナ１２及び外側ケーシング１６は、その間に外側流路２２を形成し、また内側ライナ１４及び内側ケーシング１８は、その間に内側流路２４を形成する。カウル組立体２６が、外側及び内側ライナ１２及び１４の上流端部に取り付けられる。環状開口２８が、カウル組立体２６に形成され、加圧空気を燃焼器１０に導入する。加圧空気は、圧縮機（図示せず）から全体的に図１の矢印Ａにより示す方向に供給される。加圧空気は、主として開口２８を通って流れて燃焼を支援し、また一部は空気がライナ１２及び１４を冷却するために用いられる外側及び内側流路２２及び２４中に流れ込む。
【００１２】
環状ドームプレート３０が、外側及び内側ライナ１２及び１４の上流端部の近くで外側及び内側ライナ１２及び１４の間に配置されそれらを相互接続する。複数の円周方向に間隔を置いて配置されるスワーラ組立体３２が、ドームプレート３０内に取り付けられる。各スワーラ組立体３２は、開口２８から加圧空気を、また対応する燃料管３４から燃料を受け入れる。燃料及び空気は、スワーラ組立体３２により旋回を与えられ混合され、生成された燃料／空気混合気が燃焼チャンバ２０中に放出される。図１は例示的な実施形態として単一環状燃焼器を示すが、本発明は、多孔フィルム冷却を用いる二重環状燃焼器を含むどのような種類の燃焼器にも同様に適用可能であるとことに注目されたい。
【００１３】
外側及び内側ライナ１２及び１４は各々、ほぼ環状で軸方向に延びる形状を有する単一壁面の金属シェルを含む。外側ライナ１２は、燃焼チャンバ２０内の高温燃焼ガスに面する高温側３６、及び外側流路２２中の比較的に低温の空気と接触する低温側３８を有する。同様に、内側ライナ１４は、燃焼チャンバ２０内の高温燃焼ガスに面する高温側４０及び内側流路２４中の比較的に低温の空気と接触する低温側４２を有する。ライナ１２及びライナ１４は両方とも、その中に形成された多数の比較的に小径のフィルム冷却孔４４を含む。外側及び内側ライナ１２及び１４の各々において、フィルム冷却孔４４は、下流方向に向かって低温側３８，４２からそれぞれの高温側３６，４０まで軸線方向に傾斜している。従って、冷却孔４４を通過する外側及び内側流路２２及び２４からの冷却空気は、各ライナ１２及び１４の高温側に薄い冷却フィルムを形成するように、下流に向けられている。
【００１４】
各ライナ１２及び１４には、また空気を燃焼器チャンバ２０中に導入するための複数の希釈孔４６が形成される。希釈孔４６は、フィルム冷却孔４４より一般的に数がはるかに少なく、また各希釈孔４６は、冷却孔４４の１つの断面積よりかなり大きい断面積を有する。希釈孔４６は、第１の希釈孔の円周方向に延びる列、及び第１の希釈孔の下流側に設置される第２の希釈孔の円周方向に延びる列に配列される。
【００１５】
ここで図２に移って、外側ライナ１２の高温側３６の１部が図示され、冷却孔４４の独特な向きを示しており、ここで矢印Ｂは燃焼器１０を通る流れの方向を示す。図２は外側ライナ１２中の冷却孔を示すが、内側ライナ１４中の冷却孔の構成は、外側ライナ１２の構成と実質的に同一であることを理解されたい。従って、以下の説明は、内側ライナ１４にも当てはまる。
【００１６】
従来のものでは、フィルム冷却孔は、全て同一方向に向いている。すなわち、全ての冷却孔は、下流方向に同一角度でかつ円周方向に同一角度で軸線方向に向かって傾斜している。しかしながら、本発明においては、異なるグループに分けられたフィルム冷却孔４４が、ライナ１２全体を効果的に冷却する全体的な冷却孔構成になるように、異なる円周方向の向きで設けられる。ライナ１２には、希釈孔４６のすぐ下流にホットスポット領域があり、その領域を図２に参照番号４８で示す。本明細書で用いられる「ホットスポット領域」とは、従来の一様な方向に向いた冷却孔を備える場合の冷却フィルム効果の喪失を受ける燃焼器ライナのあらゆる領域のことである。これは、必ずしもそれに限定されるわけではないが、冷却フィルムが旋回する燃焼器ガスにより破壊される領域だけでなく、希釈孔、ボアスコープ孔、点火ポート等のすぐ下流の領域を含む。
【００１７】
具体的には、冷却孔４４は、第1、第２及び第３グループ５０、５２及び５４に分けられる。第１グループ５０の冷却孔は、ライナ１２の希釈孔４６のすぐ下流の位置から後方端縁まで軸方向後方に広がり、かつライナの全周囲の周りに円周方向に広がるライナ１２の領域を概ね占める。第２グループ５２の冷却孔は、希釈孔４６の隣接する希釈孔の間の円周方向に位置するライナ１２の区域を概ね占める。第３グループ５４の冷却孔は、ライナ１２の前方端縁から希釈孔４６のすぐ上流の位置まで軸方向に広がり、かつライナの全周囲の周りに円周方向に広がるライナ１２の領域を概ね占める。
【００１８】
図２に見られるように、第1グループ５０の冷却孔４４は、矢印Ｂにより示す流れの方向に平行である燃焼器の中心軸線に対して約４５度の角度を成すように、全て第１の円周方向に向いている。これは、第１グループ５０が最大数のフィルム冷却孔４４を含むので、標準的な向き（方向付け）である。これと対照的に、第２グループ５２の冷却孔４４は、燃焼器の中心軸線に対して約−４５度の角度を成すように、全て円周方向に向いている。従って、第２グループ冷却孔は、第１グループ冷却孔とは反対の円周方向に向いている。この方向付け故に、第２グループの冷却孔４４は、フィルム冷却空気をホットスポット領域４８に導き、それによってライナ表面の残りの部分と同様に効果的にこれらの領域４８を冷却する。希釈孔４６が存在するので、フィルム冷却孔４４の全てが第１グループ５０の同一の標準的な向きを有していれば、ホットスポット領域４８は、適当なフィルム冷却流れを受けないことになる。
【００１９】
第３グループ５４の冷却孔４４はまた、全て第１グループ冷却孔とは反対の円周方向に向いているが、第２グループ冷却孔に比してより小さい角度である。一般に、第３グループ冷却孔は、燃焼器の中心軸線に対して約−１０度の角度を成す。もしくは、第３グループ冷却孔は、燃焼器の中心軸線に対して０度の角度（すなわち、中心軸線に平行）を成すことができる。第３グループ冷却孔を０度〜１０度までの角度で方向付けることにより最初の供給をもたらし、第２グループ５２の冷却孔から放出される冷却空気流れを増強する。このことにより、第２グループ冷却流れにホットスポット領域４８に達するのに十分な速度及び運動量を与える。
【００２０】
第２グループ５２の冷却孔４４が、−４５度の角度で示され、また第３グループ５４の冷却孔４４が、−１０度の角度で示されているが、本発明は、これらの角度に限定されないことに留意されたい。さらに、第３グループ５４の冷却孔４４の全てが、燃焼器の中心軸線に対して同一角度を成すことが必要なわけではない。すなわち、孔の角度の大きさは、全体的に中心軸線に対して負の角度であるが、第３グループ領域にわたって徐々に変化させることができる。例えば、第３グループ５４の下流端における冷却孔４４は、−１０度の角度を成すことができ、また第３グループ５４の上流端における冷却孔４４は、−４５度の角度を成すことができる。中間の冷却孔４４は、−１０度から−４５度までの間で徐々に変化させることができる。これによって、空気流れによりスムースな移行をもたらす。不均一な孔角度を、第２グループ５２の冷却孔に用いることもできる。
【００２１】
フィルム冷却孔４４はまた、任意の第４グループ５６を含むことも可能である。第４グループ５６の冷却孔は、比較的に数が少なく、第２グループ冷却孔と第1グループ冷却孔との軸方向の間に設置される。第３グループ冷却孔と同様に、第４グループ冷却孔は、第1グループ冷却孔とは反対の円周方向に向いているが、第２グループ冷却孔に比して小さい角度である。一般に、第４グループ冷却孔は、燃焼器の中心軸線に対して約−１０度の角度を成す。第４グループ５６の冷却孔から放出される冷却空気流れは、第１グループ冷却孔の反対側に傾斜した冷却空気流れを移行させる。
【００２２】
図２は、第１の希釈孔４６の周りの冷却を向上させるために、冷却孔４４がどのような方向に向いているかを示す。しかしながら、上述の本発明の原理は、図１に示す第２希釈孔４６にも適用できることを理解されたい。さらに、本発明の独特の冷却孔の方向付けは、フィルム冷却を破壊しがちであるボアスコープ孔及び点火ポートのような他のライナ形状にもまた適用可能である。独特な冷却孔の方向付けは、旋回する燃焼器ガスにより生じる冷却フィルム破壊のような他の原因から生じるホットスポット領域を冷却するのにも用いることができる。
【００２３】
上記は、冷却フィルム効果がライナのホットスポット領域で増大する燃焼器ライナについて述べてきた。本発明の特定の実施形態を説明してきたが、添付の特許請求の範囲に記載されるような本発明の技術思想及び技術的範囲から逸脱することなく、それらに対して様々な変形形態がなされ得るとことは当業者には明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】  独特のフィルム冷却孔構成を備える燃焼器ライナを有するガスタービン燃焼器の破断斜視図。
【図２】  独特のフィルム冷却孔構成を示す、燃焼器ライナの１部の上面図。
【符号の説明】
１０  燃焼器
１２  燃焼器外側ライナ
１４  燃焼器内側ライナ
１６  外側燃焼器ケーシング
１８  内側燃焼器ケーシング
２０  燃焼チャンバ
２２  外側流路
２４  内側流路
２６  カウル組立体
３０  環状ドームプレート
３２  スワーラ組立体
３４  燃料管
４４  冷却孔
４６  希釈孔
【図１】
0004124585.tif 000002
【図２】
0004124585.tif 000003