ガスタービンエンジンに用いられ、圧縮空気中で燃料を燃焼させて、燃焼ガスを生成するガスタービンエンジン用燃焼器において、燃焼器ケースと、前記燃焼器ケースの内側に設けられ、内側に前記燃料を燃焼させるための燃焼室が形成された燃焼器ライナと、を具備し、前記燃焼器ライナは、ライナ外壁とライナ内壁を有した二重壁構造に構成され、前記ライナ外壁に圧縮空気の一部を冷却空気として前記ライナ内壁の外表面に向かって噴き出し可能な複数のインピンジ冷却孔が貫通して形成され、前記ライナ内壁に冷却空気を前記ライナ内壁の内表面に沿って噴き出し可能な複数のエフュージョン冷却孔が貫通して形成され、前記ライナ内壁の外表面に複数の伝熱ピンが形成され、各伝熱ピンの先端面が前記ライナ外壁の内表面に対して非接触であって、前記伝熱ピンの高さ寸法と前記インピンジ冷却孔の等価直径との比が1.0~3.0に設定されていることを特徴とするガスタービンエンジン用燃焼器。前記ライナ外壁の内表面と前記ライナ内壁の外表面の間隔寸法と前記インピンジ冷却孔の等価直径との比が1.0~5.0に設定され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エンジン用燃焼器。前記燃焼器ライナを平面に展開した状態において、各インピンジ冷却孔の出口部、各エフュージョン冷却孔の入口部、各伝熱ピンがそれぞれ異なる位置に配置されていることを特徴とする請求項1又は請求項2に記載のガスタービンエンジン用燃焼器。請求項1から請求項3のうちのいずれかの請求項に記載のガスタービンエンジン用燃焼器を具備したことを特徴とするガスタービンエンジン。ところで、近年、ガスタービンエンジンの高出力化の要請が強まっており、それに伴い、タービンの入口側の温度、換言すれば、燃焼室内の温度が非常に高くなる傾向にある。そのため、燃焼ガスに曝される燃焼器ライナの冷却性能をより高いレベルまでを向上させることが急務になってきている。そこで、本発明は、燃焼器ライナの冷却性能をより高いレベルまで向上させることができる、新規な構成のガスタービンエンジン用燃焼器を提供することを目的とする。本願の発明者は、前述の課題を解決するために、ライナ外壁に複数のインピンジ冷却孔が貫通して形成されかつライナ内壁に複数のエフュージョン冷却孔が貫通して形成されかつライナ内壁の外表面に伝熱ピン放熱ピンが形成された二重壁構造の燃焼器ライナを模擬した試験品を、伝熱ピンの高さを変更しながら多数製作し、試験品の一方側ライナ内壁側及び他方側ライナ外壁側に高温ガス及び冷却空気をそれぞれ流して、多数の試験品について冷却性能試験を行った結果後述の実施例参照、各伝熱ピンの先端面をライナ外壁の内表面に対して非接触にした状態で、伝熱ピンの高さ寸法とインピンジ冷却孔の等価直径との比を適正な割合に設定することにより、燃焼器ライナの重量増大を抑えつつ、燃焼器ライナの冷却効率を十分に高めることができるという、新規な知見を得ることができ、本発明を完成するに至った。ここで、適正な比とは、1.0~3.0である。また、前述の新規な知見は、伝熱ピンの放熱作用が十分に発揮されたことによるものと考えられる。本発明の第1の特徴は、ガスタービンエンジンに用いられ、圧縮空気中で燃料を燃焼させて、燃焼ガスを生成するガスタービンエンジン用燃焼器において、燃焼器ケースと、前記燃焼器ケースの内側に設けられ、内側に前記燃料を燃焼させるための燃焼室が形成された燃焼器ライナと、を具備し、前記燃焼器ライナは、ライナ外壁とライナ内壁を有した二重壁構造に構成され、前記ライナ外壁に圧縮空気の一部を冷却空気として前記ライナ内壁の外表面外側壁面に向かって噴き出し可能な複数のインピンジ冷却孔が貫通して形成され、前記ライナ内壁に冷却空気を前記ライナ内壁の内表面内側壁面に沿って噴き出し可能な複数のエフュージョン冷却孔が貫通して形成され、前記ライナ内壁の外表面に複数の伝熱ピン放熱ピンが形成され、各伝熱ピンの先端面が前記ライナ外壁の内表面に対して非接触であって、前記伝熱ピンの高さ寸法と前記インピンジ冷却孔の等価直径との比が1.0~3.0に設定されていることを要旨とする。なお、本願の明細書及び特許請求の範囲において、設けられとは、直接的に設けられたことの他に、別部材を介して間接的に設けられたことを含む意である。また、前記インピンジ冷却孔の等価直径とは、前記インピンジ冷却孔の孔中心線に垂直な孔断面が円形の場合には、孔断面の直径のことをいい、前記インピンジ冷却孔が孔中心線に垂直な孔断面が円形でない場合には、水力直径4×断面積/周長のことをいう。第1の特徴によると、前記ガスタービンエンジンの稼働中に、前記燃焼器ケースの内表面と前記燃焼器ライナの外表面との間に流入した冷却空気が複数の前記インピンジ冷却孔から前記ライナ内壁の外表面に向かって噴き出されることにより、冷却空気が前記ライナ内壁の外表面に衝突して、前記ライナ内壁に対してインピンジ冷却を行うことができる。また、インピンジ冷却に寄与した冷却空気が複数の前記エフュージョン冷却孔から前記ライナ内壁の内表面に沿って噴き出されることにより、冷却空気が前記ライナ内壁の内表面に沿うように流れて、前記ライナ内壁に対してエフュージョン冷却を行うことができる。そして、各伝熱ピンの先端面が前記ライナ外壁の内表面に対して非接触であって、前記伝熱ピンの高さ寸法と前記インピンジ冷却孔の等価直径との比が1.0~3.0に設定されているため、前述の新規な知見を適用すると、前記燃焼器ライナの重量増大を抑えつつ、前記燃焼器ライナの高温化特に、前記ライナ内壁の高温化を抑えて、前記燃焼器ライナの冷却効率を十分に高めることができる。本発明の第2の特徴は、ガスタービンエンジンにおいて、第1の特徴からなるガスタービンエンジン用燃焼器を具備したことを要旨とする。第2の特徴によると、第1の特徴による作用と同様の作用を奏する。本発明によれば、前記燃焼器ライナの重量増大を抑えつつ、前記燃焼器ライナの冷却効率を十分に高めることができるため、前記ガスタービンエンジン用燃焼器の軽量化を促進しつつ、前記燃焼器ライナの冷却性能をより高いレベルまで向上させることができる。本発明の実施形態について図1から図4を参照して説明する。なお、図面中、FFは、前方向主流の流れからみて上流方向、FRは、後方向主流の流れからみて下流方向を指してある。図4に示すように、本発明の実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジン1は、圧縮機3を具備しており、この圧縮機3は、航空機用ガスタービンエンジン1内に取り入れた空気Aを圧縮して圧縮空気CAを生成するものである。また、圧縮機3には、タービン5がタービン軸回転軸7を介して連結されており、このタービン5は、燃焼ガスGの膨張によって駆動すると共に連動して圧縮機3を駆動させるものである。更に、圧縮機3とタービン5との間には、燃焼器9が設けられており、この燃焼器9は、圧縮機3から送られた圧縮空気CA中で燃料Fを燃焼させて、燃焼ガスGを生成してタービン5側へ排出するものである。燃焼器ガスタービンエンジン用燃焼器9の全体的な構成について説明すると、次のようになる。図1及び図3に示すように、燃焼器9は、例えばアニュラ型であって、環状中空環状の燃焼器ケース11を具備している。また、燃焼器ケース11は、環状のアウターケース13と、このアウターケース13の内側に同心上に設けられた環状のインナーケース15とを備えている。更に、燃焼器ケース11の前部には、圧縮機3からの圧縮空気CAを燃焼器ケース11内に導入する環状の導入口17が形成されている。燃焼器ケース11内には、環状中空環状の燃焼器ライナ19が同心上に設けられており、この燃焼器ライナ19は、環状のアウターライナ21と、このアウターライナ21の内側に同心上に設けられた環状のインナーライナ23とを備えている。また、燃焼器ライナ19内には、燃料Fを燃焼させるための環状の燃焼室25が形成されており、換言すれば、アウターライナ21とインナーライナ23との間には、環状の燃焼室25が形成されている。燃焼器ライナ19の前部には、燃料Fを燃焼室25内に噴射する複数の燃料ノズル27が周方向に間隔を置いて設けられており、各燃料ノズル27には、燃料Fを供給するための燃料配管29が接続されており、各燃料配管29は、燃焼器ケース11から外側へ突出してある。また、燃焼器ライナ19の前部における各燃料ノズル27の周縁には、圧縮空気CAを旋回流として燃焼室25内に導入する導入部材としてのスワーラ31が設けられている。更に、燃焼器ケース11には、燃料Fに着火点火する複数の点火栓33が設けられており、各点火栓33の先端部は、燃焼器ケース11の内側燃焼室25内に突出してある。燃焼器9の特徴部分の構成について説明すると、次のようになる。図1及び図2aに示すように、アウターライナ21及びインナーライナ23は、ライナ外壁35とライナ内壁37を有した二重壁構造に構成されている。また、ライナ外壁35には、圧縮空気CAの一部を冷却空気CAとしてライナ内壁37の外表面外側壁面に向かって噴き出し可能な複数のインピンジ冷却孔39が貫通して形成されており、各インピンジ冷却孔39の孔中心線39cは、ライナ外壁35の厚み方向TPに平行である。ライナ内壁37には、冷却空気CAをライナ内壁37の内表面内側壁面に沿って噴き出し可能な複数のエフュージョン冷却孔41が貫通して形成されており、各エフュージョン冷却孔41の孔中心線41cは、エフュージョン冷却孔41の出口部が入口部よりも下流側に位置するようにライナ内壁37の厚み方向TPに対して傾斜してある。ここで、エフュージョン冷却孔41の孔中心線41cに垂直な断面の直径等価直径及びインピンジ冷却孔39の孔中心線39cに垂直な断面の直径等価直径は、設計に応じてそれぞれ任意に設定される。ライナ外壁35の内表面とライナ内壁37の外表面の間隔寸法Zとインピンジ冷却孔39の等価直径Dとの比Z/Dは、インピンジ冷却性能が十分に発揮されるように1.0~5.0に設定されている。ライナ内壁37の外表面には、複数の伝熱ピン放熱ピン41が形成されており、各伝熱ピン43の先端面は、ライナ外壁35の内表面に対して非接触である。そして、伝熱ピン43の高さ寸法Hとインピンジ冷却孔の等価直径Dとの比H/Dは、1.0~3.0に設定されている。比H/Dが1.0以上に設定されるようにしたのは、比H/Dが1.0未満に設定されると、伝熱ピン43による放熱作用が十分に発揮されないからである。比H/Dが3.0以下に設定されるようにしたのは、比H/Dが3.0を越えて設定されても、伝熱ピン43による放熱作用の向上が見られず、燃焼器ライナ19の重量増大を招くことになるからである。なお、図2の例では伝熱ピン41の断面形状は四角形であるが、四角形に限らず任意の形状に設定することが可能である。図2bに示すように、燃焼器ライナ19を平面に展開した状態において、各インピンジ冷却孔39の出口部出口側の開口部、各エフュージョン冷却孔41の入口部入口側の開口部、各伝熱ピン43がそれぞれ異なる位置に配置されるようになっている。前述の構成に基づいて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。圧縮機3から送られた圧縮空気CAが導入口17から燃焼器ケース11内に導入され、続いて、スワーラ31から燃焼室25内に旋回流として導入される。一方、複数の燃料ノズル27から燃料Fを燃焼室25内に噴射して、点火栓33によって燃料Fに着火する。これにより、燃焼室25内の圧縮空気CA中で燃料Fを燃焼させて、燃焼ガスGを生成してタービン5側へ排出して、航空機用ガスタービンエンジン1の稼働を継続することができる。航空機用ガスタービンエンジン1の稼働中に、燃焼器ケース11の内表面と燃焼器ライナ19の外表面との間に流入した冷却空気CAが複数のインピンジ冷却孔39からライナ内壁37の外表面に向かって噴き出されることにより、冷却空気CAがライナ内壁37の外表面に衝突して、ライナ内壁37に対してインピンジ冷却を行うことができる。また、インピンジ冷却に寄与した冷却空気CAが複数のエフュージョン冷却孔41からライナ内壁37の内表面に沿って噴き出されることにより、冷却空気CAがライナ内壁37の内表面に沿うように流れて、ライナ内壁37に対してエフュージョン冷却を行うことができる。そして、各伝熱ピン43の先端面がライナ外壁35の内表面に対して非接触であって、伝熱ピン43の高さ寸法Hとインピンジ冷却孔39の等価直径Dとの比H/Dが1.0~3.0に設定されているため、前述の新規な知見を適用すると、燃焼器ライナ19の重量増大を抑えつつ、燃焼器ライナ19の高温化特に、ライナ内壁37の高温化を抑えて、燃焼器ライナ19の冷却効率を十分に高めることができる。従って、本発明の実施形態によれば、ガスタービンエンジン用燃焼器9の重量と冷却性能に対して最適な構造を設定することが可能となる。なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではなく、例えば、航空機用ガスタービンエンジン1に適用した技術的思想を発電用ガスタービンエンジン図示省略に適用する等、その他、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。本発明の実施例について図5abを参照して説明する。燃焼器ライナの冷却性能は、有効伝熱面積拡大率によって評価することができ、伝熱ピンの高さ寸法Hとンピンジ冷却孔の等価直径Dとの比H/Dと有効伝熱面積拡大率との関係をCFD解析によって算出し、その解析結果を冷却性能試験の結果で補正することにより、図5aに示すような関係を得ることができた。また、冷却性能試験は、図5bに示すように、燃焼器ライナを模擬した試験品のライナ内壁側及びライナ外壁側に高温ガス及び冷却空気をそれぞれ流して、試験品のライナ内壁側の表面温度を検出することによって行った。なお、有効伝熱面積拡大率とは、伝熱ピン無しの場合における冷却側伝熱面積と平均熱伝達率との積に対する、伝熱ピン有りの場合における冷却側伝熱面積と平均熱伝達率との積の割合のことであって、有効伝熱面積拡大率が高いと冷却効率も高くなる。前述のCFD解析結果等から、伝熱ピンの高さ寸法Hとインピンジ冷却孔の等価直径Dとの比H/Dが1.0~3.0の場合に有効伝熱面積拡大率が高くなることが分かった。つまり、伝熱ピンの先端面をライナ外壁の内表面に対して非接触にした状態で、伝熱ピンの高さ寸法Hとインピンジ冷却孔の等価直径Dとの比H/Dを1.0以上に設定することにより、燃焼器ライナの冷却性能を十分に高めることが分かった。また、伝熱ピンの高さ寸法Hとインピンジ冷却孔の等価直径Dとの比H/Dが3.0を越えても、燃焼器ライナの冷却性能の向上が見られないことが分かった。