JPH04283315A - 燃焼器ライナー - Google Patents
燃焼器ライナーInfo
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- JPH04283315A JPH04283315A JP3292004A JP29200491A JPH04283315A JP H04283315 A JPH04283315 A JP H04283315A JP 3292004 A JP3292004 A JP 3292004A JP 29200491 A JP29200491 A JP 29200491A JP H04283315 A JPH04283315 A JP H04283315A
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- liner
- gas turbine
- combustor
- film cooling
- combustor liner
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
- F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
- F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/002—Wall structures
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/00005—Preventing fatigue failures or reducing mechanical stress in gas turbine components
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、ガスタービンエンジ
ンに用いる気膜冷却燃焼器ライナーに関し、特に、航空
機ガスタービンエンジン用の、円周方向に傾斜した気膜
冷却穴を設けた燃焼器ライナーに関する。
ンに用いる気膜冷却燃焼器ライナーに関し、特に、航空
機ガスタービンエンジン用の、円周方向に傾斜した気膜
冷却穴を設けた燃焼器ライナーに関する。
【０００２】
【従来の技術】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位置する燃焼部分（セクション）に
は、通常、燃焼器ライナーを使用する。燃焼器ライナー
は、アフターバーナを用いる航空機エンジンの排気部分
にも使用する。燃焼器は、普通、外部ケーシングおよび
内部燃焼器を含む。燃焼器の内部で燃料を燃焼させて、
通常、３，０００°Ｆ以上のような極めて高い温度の高
熱ガスを生成する。この強い熱がタービンへ出ていく前
に燃焼器に損傷を与えるのを防止するために、燃焼器の
内部に熱シールド、すなわち燃焼器ライナーを設ける。 したがって、燃焼ライナーは、強い燃焼熱が燃焼器また
は周囲エンジンに損傷を与えるのを防止する。
ービン部分との間に位置する燃焼部分（セクション）に
は、通常、燃焼器ライナーを使用する。燃焼器ライナー
は、アフターバーナを用いる航空機エンジンの排気部分
にも使用する。燃焼器は、普通、外部ケーシングおよび
内部燃焼器を含む。燃焼器の内部で燃料を燃焼させて、
通常、３，０００°Ｆ以上のような極めて高い温度の高
熱ガスを生成する。この強い熱がタービンへ出ていく前
に燃焼器に損傷を与えるのを防止するために、燃焼器の
内部に熱シールド、すなわち燃焼器ライナーを設ける。 したがって、燃焼ライナーは、強い燃焼熱が燃焼器また
は周囲エンジンに損傷を与えるのを防止する。
【０００３】燃焼ライナーを気膜冷却する従来の方法で
は、Ｂｕｒｒの米国特許第４，５６６，２８０号および
Ｖｄｏｖｉａｋらの米国特許第４，７３３，５３８号に
記載されているような、気膜冷却スロットを円周方向に
配置した列を設けている。これらの提案に用いられる複
雑な構造はライナー厚さが均一でなく、そのために熱勾
配が生じ、ライナーの低サイクル疲労の原因となり、し
たがって、ライナーの予測寿命が短くなり、耐久性が低
下する。複雑な形状およびこれらのライナーを製造する
のに必要な切削により、ライナーのコストと重量が悪影
響を受ける。
は、Ｂｕｒｒの米国特許第４，５６６，２８０号および
Ｖｄｏｖｉａｋらの米国特許第４，７３３，５３８号に
記載されているような、気膜冷却スロットを円周方向に
配置した列を設けている。これらの提案に用いられる複
雑な構造はライナー厚さが均一でなく、そのために熱勾
配が生じ、ライナーの低サイクル疲労の原因となり、し
たがって、ライナーの予測寿命が短くなり、耐久性が低
下する。複雑な形状およびこれらのライナーを製造する
のに必要な切削により、ライナーのコストと重量が悪影
響を受ける。
【０００４】関連技術についてのもっと詳しい説明が、
本出願人の米国特許出願第６１４，４１８号（１９９０
年１１月１５日出願）に記載されている。
本出願人の米国特許出願第６１４，４１８号（１９９０
年１１月１５日出願）に記載されている。
【０００５】エンジンの設計技術者は、かねてから、燃
焼器内で見られる温度および圧力差に耐えられる軽量の
単一壁の燃焼器ライナーを組み込むことを追求してきた
。この目的のため、上記特許出願の発明は、ライナー壁
を貫通して下流に急傾斜角度で配置された多数の気膜冷
却穴（ホール）を有する、単一壁の、好ましくは板金の
、環状燃焼器ライナーを提供している。多数の気膜冷却
穴は互いに近接配置されて、ライナーの長さ全体にわた
って気膜冷却を行うよう設計された少なくとも１つの連
続パターンを形成する。この発明の実施例では、多孔気
膜冷却穴は、直径約２０ミルで、その公称公差約±２ミ
ルであり、互いに穴径の約６．５〜７．５倍程度に密に
配置され、下流傾斜角２０度で、その公称公差約±１度
であり、エンジン中心線に対する円周方向角度３０〜６
５度である。軸線方向に隣接する穴を、円周方向に隣接
する穴間の角度の半分だけ円周方向にずらせて、冷却気
膜射出点の均等性をさらに高める。さらに、上記特許出
願の好適な実施例では、燃焼器ライナーを波形（コルゲ
ート）にして、座屈を防止する設計の波状壁を形成する
。このような波状壁は、ガスタービンエンジンの燃焼部
分に設ける外側バーナー・ライナーや、アフターバーナ
を有する航空機ガスタービンエンジンにおける排気ダク
トのバーナー・ライナーとして、特に有用である。
焼器内で見られる温度および圧力差に耐えられる軽量の
単一壁の燃焼器ライナーを組み込むことを追求してきた
。この目的のため、上記特許出願の発明は、ライナー壁
を貫通して下流に急傾斜角度で配置された多数の気膜冷
却穴（ホール）を有する、単一壁の、好ましくは板金の
、環状燃焼器ライナーを提供している。多数の気膜冷却
穴は互いに近接配置されて、ライナーの長さ全体にわた
って気膜冷却を行うよう設計された少なくとも１つの連
続パターンを形成する。この発明の実施例では、多孔気
膜冷却穴は、直径約２０ミルで、その公称公差約±２ミ
ルであり、互いに穴径の約６．５〜７．５倍程度に密に
配置され、下流傾斜角２０度で、その公称公差約±１度
であり、エンジン中心線に対する円周方向角度３０〜６
５度である。軸線方向に隣接する穴を、円周方向に隣接
する穴間の角度の半分だけ円周方向にずらせて、冷却気
膜射出点の均等性をさらに高める。さらに、上記特許出
願の好適な実施例では、燃焼器ライナーを波形（コルゲ
ート）にして、座屈を防止する設計の波状壁を形成する
。このような波状壁は、ガスタービンエンジンの燃焼部
分に設ける外側バーナー・ライナーや、アフターバーナ
を有する航空機ガスタービンエンジンにおける排気ダク
トのバーナー・ライナーとして、特に有用である。
【０００６】主燃焼部分およびアフターバーナ燃焼部分
両方で起こる現象はうず（スワール）であり、ライナー
上に高い熱劣化区域のうず巻きパターンが形成される。 これらのパターンは通常、良好な燃焼を促進するため燃
料ノズルではスワラーにより、また排気部分ではタービ
ンノズルにより誘起される燃焼器流れのうずと一致する
。
両方で起こる現象はうず（スワール）であり、ライナー
上に高い熱劣化区域のうず巻きパターンが形成される。 これらのパターンは通常、良好な燃焼を促進するため燃
料ノズルではスワラーにより、また排気部分ではタービ
ンノズルにより誘起される燃焼器流れのうずと一致する
。
【０００７】
【発明の概要】この発明は、前記特許出願に記載された
のと同様の多孔気膜冷却手段を提供し、冷却穴を円周方
向に傾斜させるか転向させることにより気膜冷却効果を
改良する。これは、冷却穴の軸線が燃焼器流路に対して
３０〜６５度となるように穴を穿孔することにより達成
するのが、最適である。転向の向きは、ドームスワラー
や第１段高圧タービンノズル入口が発生するような、燃
焼器うずパターンの方向とするのが好ましい。この発明
の好適な実施例によれば、燃焼器ライナーを波形（コル
ゲート）にして、座屈を防止する設計の波状壁を形成す
る。このような波状壁は、ガスタービンエンジンの燃焼
部分に設ける外側バーナー・ライナーや、アフターバー
ナを有する航空機ガスタービンエンジンにおける排気ダ
クトのバーナー・ライナーとして、特に有用である。
のと同様の多孔気膜冷却手段を提供し、冷却穴を円周方
向に傾斜させるか転向させることにより気膜冷却効果を
改良する。これは、冷却穴の軸線が燃焼器流路に対して
３０〜６５度となるように穴を穿孔することにより達成
するのが、最適である。転向の向きは、ドームスワラー
や第１段高圧タービンノズル入口が発生するような、燃
焼器うずパターンの方向とするのが好ましい。この発明
の好適な実施例によれば、燃焼器ライナーを波形（コル
ゲート）にして、座屈を防止する設計の波状壁を形成す
る。このような波状壁は、ガスタービンエンジンの燃焼
部分に設ける外側バーナー・ライナーや、アフターバー
ナを有する航空機ガスタービンエンジンにおける排気ダ
クトのバーナー・ライナーとして、特に有用である。
【０００８】
【効果】このように冷却穴を転向することにより、多数
の気膜冷却穴から出てくる冷却空気に接線方向速度成分
を与え、その軸線方向速度成分を減らす。この基準線ま
たは非転向形状に対する速度ベクトルの変更は、穴から
出る空気による高温側への冷却気膜の形成を促進する。 このことは、（１）より均一な気膜被覆を実現し、（２
）気膜がライナーガス側流路を横切る際の気膜滞留時間
を増加し、そして（３）当然の結果として形成されるだ
円形の穴出口平面の主軸をエンジン中心線に対してより
好ましい配向に位置決めすることにより応力集中因子を
低減することによって、達成される。これはまた、高熱
ガス側気膜被覆を一層良好にする。この発明は、ライナ
ー冷却流れの減少を可能にする手段を提供し、パターン
およびプロファイルの限定されたエンジンの性能を改良
し、耐久限度のあるエンジンの金属温度を低下する。
の気膜冷却穴から出てくる冷却空気に接線方向速度成分
を与え、その軸線方向速度成分を減らす。この基準線ま
たは非転向形状に対する速度ベクトルの変更は、穴から
出る空気による高温側への冷却気膜の形成を促進する。 このことは、（１）より均一な気膜被覆を実現し、（２
）気膜がライナーガス側流路を横切る際の気膜滞留時間
を増加し、そして（３）当然の結果として形成されるだ
円形の穴出口平面の主軸をエンジン中心線に対してより
好ましい配向に位置決めすることにより応力集中因子を
低減することによって、達成される。これはまた、高熱
ガス側気膜被覆を一層良好にする。この発明は、ライナ
ー冷却流れの減少を可能にする手段を提供し、パターン
およびプロファイルの限定されたエンジンの性能を改良
し、耐久限度のあるエンジンの金属温度を低下する。
【０００９】この発明に従って構成した燃焼器ライナー
は、代表的には、通常のナゲットまたはパネル気膜冷却
燃焼器ライナーに見られる半径方向の温度勾配を大幅に
低減する。このような半径方向温度勾配の低減の結果、
熱フープ応力が減少し、低サイクル疲労寿命が改良され
る。通常のオーグメンタ・ライナーに見られるような簡
単な波形を、オーグメンタ・ライナーは勿論、エンジン
の燃焼部分の外側ライナーにも用いて、燃焼器ライナー
に耐座屈性を与える安価な手段とすることができる。
は、代表的には、通常のナゲットまたはパネル気膜冷却
燃焼器ライナーに見られる半径方向の温度勾配を大幅に
低減する。このような半径方向温度勾配の低減の結果、
熱フープ応力が減少し、低サイクル疲労寿命が改良され
る。通常のオーグメンタ・ライナーに見られるような簡
単な波形を、オーグメンタ・ライナーは勿論、エンジン
の燃焼部分の外側ライナーにも用いて、燃焼器ライナー
に耐座屈性を与える安価な手段とすることができる。
【００１０】この発明の上述したまた他の特徴および効
果をさらに明瞭にするため、以下に、図面を参照しなが
らこの発明の好適な実施例について説明する。
果をさらに明瞭にするため、以下に、図面を参照しなが
らこの発明の好適な実施例について説明する。
【００１１】
【具体的な構成】図１に示すガスタービンエンジンは、
この発明による燃焼ライナーを組み込んだ燃焼部分燃焼
器およびアフターバーナを有する航空機ガスタービンエ
ンジンの代表的な例である。
この発明による燃焼ライナーを組み込んだ燃焼部分燃焼
器およびアフターバーナを有する航空機ガスタービンエ
ンジンの代表的な例である。
【００１２】図１に示すこの代表的なガスタービンエン
ジン１０は、ファン部分１２が、エンジンコア１３およ
び全体としてエンジンコア１３のまわりに同心に配置さ
れたバイパスダクト３５と直流関係で配置された構成で
ある。エンジンコア１３およびバイパスダクト３５から
の流れは、スラストの生成を助けるのに用いたノズル３
４を有する排気部分２２に排出される。スプリッタ１７
は、ファン部分１２からの空気流の一部２７（バイパス
流と称する）をエンジンコア１３のまわりのバイパスダ
クト３５にバイパスする。残りの空気流２５（コア空気
流と称する）は、圧縮機１４で圧縮され、燃焼部分１６
に吐出される。燃焼部分１６は、軸線方向および円周方
向に延在する外側燃焼器ライナー４８および内側燃焼器
ライナー５０を有する。外側および内側燃焼器ライナー
４８および５０は互いに半径方向に離間して、相互間に
環状燃焼流れ通路、すなわち燃焼領域３３の一部を画定
し、ここでコア流れ２５の一部を燃料と混合し、得られ
る混合気を燃焼させる。燃焼部分が生成する高熱燃焼ガ
スを圧縮機吐出し流の残りと混合し、こうして得られる
加熱された流れがタービン部分２０に流れ、タービン部
分２０は圧縮機部分１４およびファン部分１２に動力を
与える。
ジン１０は、ファン部分１２が、エンジンコア１３およ
び全体としてエンジンコア１３のまわりに同心に配置さ
れたバイパスダクト３５と直流関係で配置された構成で
ある。エンジンコア１３およびバイパスダクト３５から
の流れは、スラストの生成を助けるのに用いたノズル３
４を有する排気部分２２に排出される。スプリッタ１７
は、ファン部分１２からの空気流の一部２７（バイパス
流と称する）をエンジンコア１３のまわりのバイパスダ
クト３５にバイパスする。残りの空気流２５（コア空気
流と称する）は、圧縮機１４で圧縮され、燃焼部分１６
に吐出される。燃焼部分１６は、軸線方向および円周方
向に延在する外側燃焼器ライナー４８および内側燃焼器
ライナー５０を有する。外側および内側燃焼器ライナー
４８および５０は互いに半径方向に離間して、相互間に
環状燃焼流れ通路、すなわち燃焼領域３３の一部を画定
し、ここでコア流れ２５の一部を燃料と混合し、得られ
る混合気を燃焼させる。燃焼部分が生成する高熱燃焼ガ
スを圧縮機吐出し流の残りと混合し、こうして得られる
加熱された流れがタービン部分２０に流れ、タービン部
分２０は圧縮機部分１４およびファン部分１２に動力を
与える。
【００１３】図１に示すように、アフターバーナ２４は
、排気部分２２にタービン部分２０の下流に配置され、
出力増強、すなわち追加のスラストを生成するために、
追加の燃料をバイパス空気２７およびコア流２５と共に
燃焼させる作用をなす。スラスト増強は、特に軍用機に
おいて離陸時、上昇時そして戦闘行動時に短時間用いる
のに有用である。排気部分２２にはガス流３２が流れ、
具体的にはガス流３２は環状ケース２６およびその半径
方向内側の環状アフターバーナ・ライナー２８で包囲さ
れ、両者間に冷却プレナム２９が画定されている。 アフターバーナはオーグメンタとも言う。
、排気部分２２にタービン部分２０の下流に配置され、
出力増強、すなわち追加のスラストを生成するために、
追加の燃料をバイパス空気２７およびコア流２５と共に
燃焼させる作用をなす。スラスト増強は、特に軍用機に
おいて離陸時、上昇時そして戦闘行動時に短時間用いる
のに有用である。排気部分２２にはガス流３２が流れ、
具体的にはガス流３２は環状ケース２６およびその半径
方向内側の環状アフターバーナ・ライナー２８で包囲さ
れ、両者間に冷却プレナム２９が画定されている。 アフターバーナはオーグメンタとも言う。
【００１４】外側および内側燃焼器ライナー４８、５０
およびアフターバーナ・ライナー２８は大体似たような
機能を果たす。これらのライナーは高熱の燃焼ガスを包
囲し、効率よい燃焼を促進するのに適当な流路を形成す
る。加圧空気が燃焼部分１６に入ると、そこで燃料と混
合され、燃焼される。こうして得られる高熱の燃焼ガス
は、ガスタービンエンジンによっては３０００°Ｆを越
えることがあるが、燃焼部分１６から出て、その後ター
ビンブレード４６を通過し、タービン部分２０の残りの
部分を流れる。高熱ガスはその後、高速でエンジン１０
から排気ノズル３４に吐出され、こうして高熱ガス流に
残っているエネルギーによりエンジン１０によるスラス
ト発生を行う。
およびアフターバーナ・ライナー２８は大体似たような
機能を果たす。これらのライナーは高熱の燃焼ガスを包
囲し、効率よい燃焼を促進するのに適当な流路を形成す
る。加圧空気が燃焼部分１６に入ると、そこで燃料と混
合され、燃焼される。こうして得られる高熱の燃焼ガス
は、ガスタービンエンジンによっては３０００°Ｆを越
えることがあるが、燃焼部分１６から出て、その後ター
ビンブレード４６を通過し、タービン部分２０の残りの
部分を流れる。高熱ガスはその後、高速でエンジン１０
から排気ノズル３４に吐出され、こうして高熱ガス流に
残っているエネルギーによりエンジン１０によるスラス
ト発生を行う。
【００１５】図２の斜視図に燃焼部分１６を部分的に破
断して示す。燃焼器アセンブリ３８が、圧縮機吐出し流
れ３７内に、燃焼器外側ケーシング１３０と燃焼器内側
ケーシング１３２との間に配置され、タービンブレード
４６で示されるタービン部分２０にエネルギーの増大し
た流体を供給する関係に配置されている。さらに、燃焼
器アセンブリ３８は、軸線方向および円周方向に延在す
る外側燃焼器ライナー４８および内側燃焼器ライナー５
０から構成され、これらのライナーが相互に半径方向に
離間されて、両者間に環状流路または燃焼領域３３の一
部を画定する。外側ライナー４８と外側ケーシング１３
０とは両者間に外側燃焼器通路１６０を形成し、また内
側ライナー５０と内側ケーシング１３２とは両者間に内
側燃焼器通路１６１を形成し、これらの通路は比較的低
温の圧縮機吐出し空気３７を受け取る。燃焼器ライナー
４８および５０の上流端には、燃焼器アセンブリ３８の
燃焼器ドーム３１内の複数の開口（アパーチャ）５４内
に装着された複数の燃料インジェクタ５２が配置されて
いる。なお、燃焼器アセンブリ３８および外側および内
側燃焼器ライナー４８、５０は、エンジンの中心線のま
わりに円周方向に延在する環状形状であるのが好ましく
、そしてドーム３１は、燃料インジェクタ５２の二重環
状リングを収容する二重ドーム型である。したがって、
燃料インジェクタ５２は互いに円周方向に離間して多数
の燃料噴射点を形成し、燃料／空気混合物を燃焼器アセ
ンブリ３８に環状燃焼流路３３の円周方向の広がり全体
にわたって導入する。
断して示す。燃焼器アセンブリ３８が、圧縮機吐出し流
れ３７内に、燃焼器外側ケーシング１３０と燃焼器内側
ケーシング１３２との間に配置され、タービンブレード
４６で示されるタービン部分２０にエネルギーの増大し
た流体を供給する関係に配置されている。さらに、燃焼
器アセンブリ３８は、軸線方向および円周方向に延在す
る外側燃焼器ライナー４８および内側燃焼器ライナー５
０から構成され、これらのライナーが相互に半径方向に
離間されて、両者間に環状流路または燃焼領域３３の一
部を画定する。外側ライナー４８と外側ケーシング１３
０とは両者間に外側燃焼器通路１６０を形成し、また内
側ライナー５０と内側ケーシング１３２とは両者間に内
側燃焼器通路１６１を形成し、これらの通路は比較的低
温の圧縮機吐出し空気３７を受け取る。燃焼器ライナー
４８および５０の上流端には、燃焼器アセンブリ３８の
燃焼器ドーム３１内の複数の開口（アパーチャ）５４内
に装着された複数の燃料インジェクタ５２が配置されて
いる。なお、燃焼器アセンブリ３８および外側および内
側燃焼器ライナー４８、５０は、エンジンの中心線のま
わりに円周方向に延在する環状形状であるのが好ましく
、そしてドーム３１は、燃料インジェクタ５２の二重環
状リングを収容する二重ドーム型である。したがって、
燃料インジェクタ５２は互いに円周方向に離間して多数
の燃料噴射点を形成し、燃料／空気混合物を燃焼器アセ
ンブリ３８に環状燃焼流路３３の円周方向の広がり全体
にわたって導入する。
【００１６】燃焼器ライナー４８および５０の上流端に
は、燃焼器ドーム３１に取り付けられ、ドーム３１で軸
線方向および半径方向に支持された手段が設けられてい
る。燃焼器ライナー４８および５０の下流端７３には、
ライナーの半径方向支持を行い、ライナーの熱膨張を許
容する半径方向支持手段、たとえば締りばめその他の普
通の支持手段が設けられている。
は、燃焼器ドーム３１に取り付けられ、ドーム３１で軸
線方向および半径方向に支持された手段が設けられてい
る。燃焼器ライナー４８および５０の下流端７３には、
ライナーの半径方向支持を行い、ライナーの熱膨張を許
容する半径方向支持手段、たとえば締りばめその他の普
通の支持手段が設けられている。
【００１７】外側燃焼器ライナー４８は、単一壁環状シ
ートまたはシェルからなり、シェルに大体軸線方向に延
在する大体環状の波形６０を設けて、外側ライナー４８
に波状壁断面６３を与えている。外側ライナー４８は、
その低温側５７が燃焼領域３３の外側の比較的低温の空
気と接触し、またその高温側６１が燃焼領域３３に面し
、そしてライナー４８に多数の穴を通しての気膜冷却を
行う手段を含む。
ートまたはシェルからなり、シェルに大体軸線方向に延
在する大体環状の波形６０を設けて、外側ライナー４８
に波状壁断面６３を与えている。外側ライナー４８は、
その低温側５７が燃焼領域３３の外側の比較的低温の空
気と接触し、またその高温側６１が燃焼領域３３に面し
、そしてライナー４８に多数の穴を通しての気膜冷却を
行う手段を含む。
【００１８】図３に軸Ｘ、Ｙ、Ｚを有する座標系を示す
。ここで、Ｘはライナー表面に沿った流れの下流方向を
示し、Ｙは円周方向を示し、Ｚはライナーの表面で燃焼
器ライナー表面に直交する。多数の穴を通しての気膜冷
却を行う手段は、図３に示すように、ライナー４８に多
数の、下流方向（図３に矢印で示す）に急傾斜した極め
て狭い気膜冷却穴（ホール）８０を密に配列した構成で
、これらの穴８０は約１５°〜２０°の範囲の角度Ａで
ライナー４８の低温面５７から高温面６１へ軸線方向後
方に傾斜しており、かつ流れのうずに対応する転向（ク
ロック）角Ｂで座標系にＹで示す円周方向に転向または
傾斜している。転向角Ｂは、通常、矢印で示す流れの下
流方向に対して３０〜６５°である。
。ここで、Ｘはライナー表面に沿った流れの下流方向を
示し、Ｙは円周方向を示し、Ｚはライナーの表面で燃焼
器ライナー表面に直交する。多数の穴を通しての気膜冷
却を行う手段は、図３に示すように、ライナー４８に多
数の、下流方向（図３に矢印で示す）に急傾斜した極め
て狭い気膜冷却穴（ホール）８０を密に配列した構成で
、これらの穴８０は約１５°〜２０°の範囲の角度Ａで
ライナー４８の低温面５７から高温面６１へ軸線方向後
方に傾斜しており、かつ流れのうずに対応する転向（ク
ロック）角Ｂで座標系にＹで示す円周方向に転向または
傾斜している。転向角Ｂは、通常、矢印で示す流れの下
流方向に対して３０〜６５°である。
【００１９】製造およびコストの観点から、ライナー４
８の各面に対して約２０°の下流方向傾射角Ａが好まし
いことを確かめた。それより小さい下流方向傾斜角Ａが
冷却が向上するので有利であり、したがって、コストが
見合うならば、約２０°〜１５°の範囲の下流方向傾斜
角Ａを使用することができる。１５°より小さい下流方
向傾斜角ではライナー構造が弱くなる。穴８０は、直径
２０ミル（０．０２インチ）とし、ぞれぞれの中心線８
３間で測定して互いに中心同士を約１５０ミル（０．１
５インチ）、または穴直径の約６．５倍程度離すのが好
ましい。
８の各面に対して約２０°の下流方向傾射角Ａが好まし
いことを確かめた。それより小さい下流方向傾斜角Ａが
冷却が向上するので有利であり、したがって、コストが
見合うならば、約２０°〜１５°の範囲の下流方向傾斜
角Ａを使用することができる。１５°より小さい下流方
向傾斜角ではライナー構造が弱くなる。穴８０は、直径
２０ミル（０．０２インチ）とし、ぞれぞれの中心線８
３間で測定して互いに中心同士を約１５０ミル（０．１
５インチ）、または穴直径の約６．５倍程度離すのが好
ましい。
【００２０】同様に、内側ライナー５０は、ライナー５
０の低温面４９から高温面５１まで軸線方向後方へ傾斜
した、多数の急傾斜した極めて狭い気膜冷却穴（ホール
）８０を密に配列した単一壁環状シートまたはシェルか
ら形成する。
０の低温面４９から高温面５１まで軸線方向後方へ傾斜
した、多数の急傾斜した極めて狭い気膜冷却穴（ホール
）８０を密に配列した単一壁環状シートまたはシェルか
ら形成する。
【００２１】外側ライナー４８および内側ライナー５０
それぞれに複数の希釈用開口（アパーチャ）７８を円周
方向に間隔をあけて設け、主としてこれらの開口７８を
通して希釈空気を導入する。開口７８は、それぞれの断
面積が多孔冷却用穴８０の１つの断面積より著しく大き
く、数が通常かなり少ない。希釈用開口７８は、そして
程度は少ないが冷却用穴８０も、追加の空気を燃焼器ア
センブリ３８内に導入する作用をなす。この追加の空気
はインジェクタ５２からの空気／燃料混合気と混ざり、
そしてある程度追加の燃焼を促進する。
それぞれに複数の希釈用開口（アパーチャ）７８を円周
方向に間隔をあけて設け、主としてこれらの開口７８を
通して希釈空気を導入する。開口７８は、それぞれの断
面積が多孔冷却用穴８０の１つの断面積より著しく大き
く、数が通常かなり少ない。希釈用開口７８は、そして
程度は少ないが冷却用穴８０も、追加の空気を燃焼器ア
センブリ３８内に導入する作用をなす。この追加の空気
はインジェクタ５２からの空気／燃料混合気と混ざり、
そしてある程度追加の燃焼を促進する。
【００２２】図３において、ライナーの厚さＴ、多孔気
膜冷却穴の間隔Ｓ（冷却穴中心線８３間距離）、気膜冷
却穴の長さＬおよび直径Ｄ、および気膜冷却穴の傾斜角
Ａは、このライナーを用いる特定のエンジンの耐久性を
満たす冷却流れ必要条件の関数である。好ましくは、燃
焼器ライナーの高温側６１に熱バリヤ皮膜を設けて、ラ
イナーへの熱負荷をさらに軽減する。冷却穴８０はレー
ザ穿孔した穴である。代表的には、燃焼器ライナの壁厚
さＴを、機械的および熱的負荷条件両方を満足し、そし
て冷却穴８０を通る冷却流れが１．０以上、好ましくは
それより大きい適切な長さ／直径比（Ｌ／Ｄ）を呈する
ような寸法とする。このＬ／Ｄ最小値は、良好な気膜（
フィルム）を形成し、冷却穴８０内の内部冷却穴表面８
１に沿った対流冷却を最大にするのに必要である。また
、冷却穴８０を互いに、すなわち隣り合う冷却穴８０の
中心線８３間で直径の約７倍離す必要があることも確か
めた。
膜冷却穴の間隔Ｓ（冷却穴中心線８３間距離）、気膜冷
却穴の長さＬおよび直径Ｄ、および気膜冷却穴の傾斜角
Ａは、このライナーを用いる特定のエンジンの耐久性を
満たす冷却流れ必要条件の関数である。好ましくは、燃
焼器ライナーの高温側６１に熱バリヤ皮膜を設けて、ラ
イナーへの熱負荷をさらに軽減する。冷却穴８０はレー
ザ穿孔した穴である。代表的には、燃焼器ライナの壁厚
さＴを、機械的および熱的負荷条件両方を満足し、そし
て冷却穴８０を通る冷却流れが１．０以上、好ましくは
それより大きい適切な長さ／直径比（Ｌ／Ｄ）を呈する
ような寸法とする。このＬ／Ｄ最小値は、良好な気膜（
フィルム）を形成し、冷却穴８０内の内部冷却穴表面８
１に沿った対流冷却を最大にするのに必要である。また
、冷却穴８０を互いに、すなわち隣り合う冷却穴８０の
中心線８３間で直径の約７倍離す必要があることも確か
めた。
【００２３】レーザ穿孔方法は、燃焼器ライナーの高温
側６１から低温側５７へ穴を穿孔することにより行うの
が好ましく、これは、外側ライナー４８およびアフター
バーナ・ライナー２８ではシェルの内側から外側に穴を
開けることを意味し、これにより入口よりわずかに広い
出口を有する拡散冷却穴を形成する。出口が広がってい
るため冷却穴８０を通る冷却流れが拡散し、これにより
気膜冷却効果が高まり、冷却穴８０に通す必要のある冷
却流れの量、そしてそのような冷却手段と関連した圧力
およびエンジン性能の損失が少なくなる。
側６１から低温側５７へ穴を穿孔することにより行うの
が好ましく、これは、外側ライナー４８およびアフター
バーナ・ライナー２８ではシェルの内側から外側に穴を
開けることを意味し、これにより入口よりわずかに広い
出口を有する拡散冷却穴を形成する。出口が広がってい
るため冷却穴８０を通る冷却流れが拡散し、これにより
気膜冷却効果が高まり、冷却穴８０に通す必要のある冷
却流れの量、そしてそのような冷却手段と関連した圧力
およびエンジン性能の損失が少なくなる。
【００２４】特に外側ライナー４８およびアフターバー
ナ・ライナー２８の場合、図１および図２に示す波形６
０のような座屈防止手段を設けるのが好ましい。内向き
圧力荷重による外側ライナー４８の座屈は、設計上考慮
すべき重要な事項である。直径が小さいか中位で長さの
短い燃焼器では、十分な座屈余裕をとるのに、ライナー
の厚さを、その成形形状と燃焼器ドーム３１およびステ
ータシールによる端部支持との組み合わせから妥当な厚
さとするだけでよい。座屈余裕は、ライナーに有意な軸
線方向曲率をとりその断面係数を増加することにより、
増加することができる。直径が約３０インチ以上の極め
て大型の燃焼器ライナー、たとえば、燃焼部分１６の外
側ライナー４８や、長い燃焼器ライナー、たとえばアフ
ターバーナ・ライナー２８には、座屈を防止する追加の
措置が必要である。この発明では、外側ライナー４８お
よびアフターバーナ・ライナー２８に波形６０を設けて
、ライナーの反りを制限し、座屈を防ぐ。
ナ・ライナー２８の場合、図１および図２に示す波形６
０のような座屈防止手段を設けるのが好ましい。内向き
圧力荷重による外側ライナー４８の座屈は、設計上考慮
すべき重要な事項である。直径が小さいか中位で長さの
短い燃焼器では、十分な座屈余裕をとるのに、ライナー
の厚さを、その成形形状と燃焼器ドーム３１およびステ
ータシールによる端部支持との組み合わせから妥当な厚
さとするだけでよい。座屈余裕は、ライナーに有意な軸
線方向曲率をとりその断面係数を増加することにより、
増加することができる。直径が約３０インチ以上の極め
て大型の燃焼器ライナー、たとえば、燃焼部分１６の外
側ライナー４８や、長い燃焼器ライナー、たとえばアフ
ターバーナ・ライナー２８には、座屈を防止する追加の
措置が必要である。この発明では、外側ライナー４８お
よびアフターバーナ・ライナー２８に波形６０を設けて
、ライナーの反りを制限し、座屈を防ぐ。
【００２５】波形６０の波状設計により与えられる耐座
屈性はオーグメンタ・ライナーに適用するものと同様で
あり、ライナーの気膜性能が波形による悪影響を受けな
いように設計しなければならない。本発明者は、浅い正
弦波形状が好適であることを確かめた。このような浅い
波状壁、すなわちコルゲートライナーの例を具体的に示
すと、燃焼器部分の外側ライナー４８の直径が３０イン
チ、高温側５１での谷−頂深さが約８０ミル（０．０８
インチ）、頂−頂距離が約９００ミル（０．９インチ）
である好適例がある。本発明者は、このような形状が、
冷却フィルムの一体性を維持し、十分な耐座屈性を与え
るのに極めて有効であることを確かめた。
屈性はオーグメンタ・ライナーに適用するものと同様で
あり、ライナーの気膜性能が波形による悪影響を受けな
いように設計しなければならない。本発明者は、浅い正
弦波形状が好適であることを確かめた。このような浅い
波状壁、すなわちコルゲートライナーの例を具体的に示
すと、燃焼器部分の外側ライナー４８の直径が３０イン
チ、高温側５１での谷−頂深さが約８０ミル（０．０８
インチ）、頂−頂距離が約９００ミル（０．９インチ）
である好適例がある。本発明者は、このような形状が、
冷却フィルムの一体性を維持し、十分な耐座屈性を与え
るのに極めて有効であることを確かめた。
【００２６】この発明の好適な実施例にしたがって燃焼
器ライナーを製造する方法は、前記特許出願に、代表的
に２０，０００以上の穴をあける直径３０インチの燃焼
部分１６用の外側ライナー４８についての例として、詳
しく記載されている。
器ライナーを製造する方法は、前記特許出願に、代表的
に２０，０００以上の穴をあける直径３０インチの燃焼
部分１６用の外側ライナー４８についての例として、詳
しく記載されている。
【００２７】この発明の原理を説明するために、その好
適な実施例を詳しく記載したが、この発明の要旨から逸
脱しない範囲内で好適な実施例に種々の変更や改変を加
えることができる。
適な実施例を詳しく記載したが、この発明の要旨から逸
脱しない範囲内で好適な実施例に種々の変更や改変を加
えることができる。
【図１】この発明の燃焼器ライナーを有する、コアエン
ジン燃焼部分およびアフターバーナ排気部分を含む代表
的なガスタービンエンジンの略図的断面図である。
ジン燃焼部分およびアフターバーナ排気部分を含む代表
的なガスタービンエンジンの略図的断面図である。
【図２】図１に示したエンジンのコアエンジン燃焼部分
の一部を破断して示す斜視図である。
の一部を破断して示す斜視図である。
【図３】燃焼器ライナーの一部の拡大斜視図で、この発
明の好適な実施例による燃焼器ライナーに設けた多数の
気膜冷却穴を示す。
明の好適な実施例による燃焼器ライナーに設けた多数の
気膜冷却穴を示す。
１０ ガスタービンエンジン
１３ コア
１６ 燃焼部分
２２ 排気部分
２４ アフターバーナ
４８ 外側燃焼器ライナー
５０ 内側燃焼器ライナー
５７ 低温面
６０ 波形
６１ 高温面
８０ 穴
Ａ 傾斜角
Ｂ 転向角
Claims (12)
- 【請求項１】高温側および低温側を有する環状ガスター
ビン燃焼器ライナーであって、下流方向に急傾斜しかつ
円周方向に傾斜した小さな気膜冷却穴を密に配列した少
なくとも１つのパターンを設けた単一壁環状シェルを有
する環状ガスタービン燃焼器ライナー。 - 【請求項２】上記円周方向が燃焼器内の流れのうずと一
致している請求項１に記載のガスタービン燃焼器ライナ
ー。 - 【請求項３】上記円周方向の傾斜角度が、大体ライナー
における流れ方向の下流成分から測定して３０〜６５度
の範囲にある請求項１に記載のガスタービン燃焼器ライ
ナー。 - 【請求項４】上記シェルの一部を波形にして浅い波状壁
断面を形成した請求項１に記載のガスタービン燃焼器ラ
イナー。 - 【請求項５】上記気膜冷却穴は上記ライナーの低温面か
ら高温面まで下流に傾斜した角度をもち、その下流傾斜
角が約２０度の第１好適値である請求項３に記載のガス
タービン燃焼器ライナー。 - 【請求項６】上記気膜冷却穴は上記ライナーの低温面か
ら高温面まで下流に傾斜した角度をもち、その下流傾斜
角が約１０〜２０度の好適な範囲の値である請求項３に
記載のガスタービン燃焼器ライナー。 - 【請求項７】上記シェルの一部を波形にして浅い波状壁
断面を形成した請求項６に記載のガスタービン燃焼器ラ
イナー。 - 【請求項８】高温側および低温側を有するアフターバー
ナ用ガスタービンエンジン排気部分燃焼器ライナーであ
って、ライナーを単一壁板金シェルから構成し、シェル
の一部を波形にして浅い波状壁断面を形成し、上記シェ
ルに貫通させて下流に急傾斜した小さな気膜冷却穴を密
に配列した少なくとも１つのパターンを設け、上記気膜
冷却穴は上記ライナーの低温面から高温面まで下流に傾
斜した角度をもち、その下流傾斜角が約２０度の第１好
適値であり、さらに上記気膜冷却穴は円周方向にも傾斜
しているアフターバーナ用ガスタービンエンジン排気部
分燃焼器ライナー。 - 【請求項９】上記円周方向が燃焼器内の流れのうず方向
と一致している請求項８に記載のアフターバーナ用ガス
タービンエンジン排気部分燃焼器ライナー。 - 【請求項１０】上記円周方向の傾斜角度が、大体ライナ
ーにおける流れ方向の下流成分から測定して３０〜６５
度の範囲にある請求項９に記載のアフターバーナ用ガス
タービンエンジン排気部分燃焼器ライナー。 - 【請求項１１】上記気膜冷却穴は上記ライナーの低温面
から高温面まで下流に傾斜した角度をもち、その下流傾
斜角が約１５度の第２好適値である請求項８に記載のア
フターバーナ用ガスタービンエンジン排気部分燃焼器ラ
イナー。 - 【請求項１２】上記気膜冷却穴は上記ライナーの低温面
から高温面まで下流に傾斜した角度をもち、その下流傾
斜角が約１０〜２０度の好適な範囲の値である請求項８
に記載のアフターバーナ用ガスタービンエンジン排気部
分燃焼器ライナー。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US61436890A | 1990-11-15 | 1990-11-15 | |
| US614,368 | 1990-11-15 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04283315A true JPH04283315A (ja) | 1992-10-08 |
Family
ID=24460967
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3292004A Pending JPH04283315A (ja) | 1990-11-15 | 1991-10-14 | 燃焼器ライナー |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP0486226A1 (ja) |
| JP (1) | JPH04283315A (ja) |
| CA (1) | CA2048726A1 (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH10325363A (ja) * | 1997-05-22 | 1998-12-08 | Soc Natl Etud Constr Mot Aviat <Snecma> | ドライ運転における損失を低減する二分割再熱システム |
| JP2014525557A (ja) * | 2011-08-26 | 2014-09-29 | ターボメカ | 燃焼室壁 |
| JP2016514781A (ja) * | 2013-03-15 | 2016-05-23 | プレジデント アンド フェローズ オブ ハーバード カレッジ | 低孔隙率オーゼティックシート |
| JP2016520784A (ja) * | 2013-03-15 | 2016-07-14 | プレジデント アンド フェローズ オブ ハーバード カレッジ | 繰り返しの細長い開口パターンを有するボイド構造 |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB9220937D0 (en) * | 1992-10-06 | 1992-11-18 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine combustor |
| US5323602A (en) * | 1993-05-06 | 1994-06-28 | Williams International Corporation | Fuel/air distribution and effusion cooling system for a turbine engine combustor burner |
| US8056343B2 (en) | 2008-10-01 | 2011-11-15 | General Electric Company | Off center combustor liner |
| US8640464B2 (en) | 2009-02-23 | 2014-02-04 | Williams International Co., L.L.C. | Combustion system |
| US10041677B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-08-07 | General Electric Company | Combustion liner for use in a combustor assembly and method of manufacturing |
| CN114991991B (zh) * | 2022-05-30 | 2024-04-02 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 具有冷气可调功能的加力防振隔热屏 |
| CN116557903B (zh) * | 2023-04-17 | 2026-04-17 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 双层壁小弯管及回流燃烧室 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS56124834A (en) * | 1980-03-05 | 1981-09-30 | Hitachi Ltd | Gas-turbine combustor |
| JPS581332A (ja) * | 1981-06-25 | 1983-01-06 | Mitsubishi Electric Corp | 音声多重放送受信機 |
| JPS6315011A (ja) * | 1986-07-08 | 1988-01-22 | Toshiba Corp | ガスタ−ビンの冷却壁構造 |
| JPH0275819A (ja) * | 1988-08-17 | 1990-03-15 | Rolls Royce Plc | ガスタービンエンジンの燃焼室 |
Family Cites Families (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3420058A (en) * | 1967-01-03 | 1969-01-07 | Gen Electric | Combustor liners |
| US4833881A (en) * | 1984-12-17 | 1989-05-30 | General Electric Company | Gas turbine engine augmentor |
| US4923371A (en) * | 1988-04-01 | 1990-05-08 | General Electric Company | Wall having cooling passage |
| US4926630A (en) * | 1988-12-12 | 1990-05-22 | Sundstrand Corporation | Jet air cooled turbine shroud for improved swirl cooling and mixing |
-
1991
- 1991-08-08 CA CA002048726A patent/CA2048726A1/en not_active Abandoned
- 1991-10-14 JP JP3292004A patent/JPH04283315A/ja active Pending
- 1991-11-08 EP EP91310344A patent/EP0486226A1/en not_active Withdrawn
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| JPS56124834A (en) * | 1980-03-05 | 1981-09-30 | Hitachi Ltd | Gas-turbine combustor |
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| JP2014525557A (ja) * | 2011-08-26 | 2014-09-29 | ターボメカ | 燃焼室壁 |
| JP2016514781A (ja) * | 2013-03-15 | 2016-05-23 | プレジデント アンド フェローズ オブ ハーバード カレッジ | 低孔隙率オーゼティックシート |
| JP2016520784A (ja) * | 2013-03-15 | 2016-07-14 | プレジデント アンド フェローズ オブ ハーバード カレッジ | 繰り返しの細長い開口パターンを有するボイド構造 |
| US10823409B2 (en) | 2013-03-15 | 2020-11-03 | President And Fellows Of Harvard College | Void structures with repeating elongated-aperture pattern |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2048726A1 (en) | 1992-05-16 |
| EP0486226A1 (en) | 1992-05-20 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 19951114 |