JPH0571736A - ガスタービン燃焼器 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【構成】ガスタービン燃焼器のライナ２・３外面に円周
方向に連続する多数の凸條８をライナの断面形状が鋸歯
状になるように設けると共に凸條８の上流側の面にライ
ナを貫通する多数の冷却孔を下流に向って斜めに穿設し
てある。 【効果】ライナの冷却性能が高くかつ重量低減になる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、ジェットエンジンなど
の種々のガスタービンの燃焼器に関する。

【０００２】

【従来技術】図３は従来のガスタービン燃焼器のライナ
の構造を示す。ガスタービン燃焼器のケーシングｅ内に
燃焼室ａを区画形成するライナｂは、複数のリング状部
材ｃの端部同志を互いに重ね合せて溶接し、重ね合せ部
の外側のリング状部材ｃに凸條部ｇが形成されている。
凸條部ｇには多数の冷却孔ｄが穿設してあり、冷却空気
通路ｆを流れる冷却空気が該冷却孔ｄを通って燃焼室ａ
内に流入し、ライナｂを冷却するようにしている。

【０００３】

【発明が解決しようとする問題点】かかる構造のライナ
は複数のリング部材を組合せて製作するので構造が複雑
で製造コストが高い。一枚の部材をリング状に加工して
ライナを製造するようにすればよいが、その場合図４に
示すように平滑なライナｂに多数の冷却孔ｄを斜めに穿
設したものであると次のような問題がある。

【０００４】（１）空気の流れ方向に対して冷却孔ｄが
対面するようになっていないので流量係数が小さく、冷
却空気を導入する冷却孔ｄに冷却空気が入りにくい。ま
た冷却空気が冷却孔ｄを通過する際に冷却孔ｄの内面に
冷却空気が接しにくく、ライナｂから冷却空気への伝熱
量が小さい。

【０００５】（２）冷却孔ｄをピッチを小さく、多数穿
設すると強度が低下するので、板厚を厚くする必要があ
り、重量が大きな問題となるジェットエンジンには適さ
ない。

【０００６】（３）ライナの外側、即ち冷却通路側にお
ける対流冷却効果が小さい。

【０００７】本発明は従来技術のかかる問題点に鑑み案
出されたもので、構造が簡単で作りやすく冷却効果の優
れたガスタービン燃焼器のライナ構造を提供することを
目的とする。

【０００８】

【問題点を解決するための手段】上記目的を達成するた
め本発明のガスタービン燃焼器は円環状の空間を形成す
るケーシングと該ケーシング内にほぼ同芯状に設けられ
て、円環状の燃焼室を形成するライナを備えてなり、ケ
ーシング先端部の空気入口から流入する空気を燃焼室内
に導入するようになっているガスタービン燃焼器におい
て、ライナ外面に、円周方向に連続する多数の凸條をラ
イナの断面形状が鋸歯状になるように設けると共に凸條
の上流側の面にライナを貫通する多数の冷却孔を下流に
向って斜めに穿設してなることを特徴とするものであ
る。

【０００９】

【作用】ケーシングとライナの間を流れる冷却空気は一
部が分岐して、ライナに穿設された冷却孔を通り燃焼室
内に流入する。この際冷却空気は冷却孔に直角に近い角
度で流入するので流量係数が大きくなり、冷却孔を通過
する際の伝熱による冷却効果が大きい。

【００１０】さらにライナの外部を流れる冷却空気がラ
イナ外側の凸條にぶつかり下流側に小さな渦が発生し、
そのためライナからの対流強制伝熱による冷却効果が大
きい。

【００１１】また凸條によりライナの補強がなされるの
で、ライナの肉厚を薄くすることができ、ジェットエン
ジンなどのでは重量低減の効果が大きい。

【００１２】

【実施例】以下図面を参照しつつ、本発明の一実施例に
つき詳細に説明する。図１は本発明のガスタービン燃焼
器の断面図、図２は図１の部分拡大図である。

【００１３】図において１はケーシング、２はライナ
（アウタ）、３はライナ（インナ）、４は燃料噴射弁、
５はケーシング１とライナ２・３の間に形成されるアニ
ュラス部、６は燃焼室、７は冷却孔、８は凸條、８ａは
凸條の上流部、８ｂは凸條の下流部、１０は冷却空気
流、２０は空気入口である。

【００１４】図示しないタービン軸をとり囲むように円
環状の空間２１を形成するケーシング１内にケーシング
１とほぼ同芯状にライナ（アウタ）２、ライナ（イン
ナ）３が設けられていて、ライナ２・３により円環状の
燃焼室６を区画形成している。ケーシング１の先端部に
は図示しないコンプレッサからの圧縮空気を取り入れる
空気入口２０が設けられている。

【００１５】空気入口２０の下流側であって燃焼室６の
先端部に燃料噴射弁４が設けられている。空気入口２０
からの空気の一部は燃料噴射弁４のまわりに配置される
空気旋回器１１を通って燃料と混合され燃焼室６内で燃
焼する。空気旋回器１１を通らない残りの空気はアニュ
ラス部５を通って燃焼室６内に流入する。

【００１６】ライナ２・３の外面には円周方向に連続す
る多数の凸條８をライナ２・３の断面形状が鋸歯状にな
るように設けてある。凸條８は上流部８ａが短く、下流
部が８ｂが長い略直角三角形状をしており、凸條８間に
は平面部９が存在する。各凸條８の上流部８ａには、面
にほぼ直角に下流に向って斜めに多数の冷却孔７が等ピ
ッチで穿設されている。冷却孔７のライナ２・３内面に
対する角度は１０°ないし３０°である。

【００１７】アニュラス部５の巾はその中を流れる冷却
空気流１０の圧力損失が過大とならない程度に流速を高
めるべく比較的狭くするのがよい。尚２２はブリードホ
ールである。

【００１８】次に作用を説明する。本実施例のライナ２
・３は、その両面を冷却空気が流れる全面膜冷却構造で
ある。即ちアニュラス部５には燃焼空気の１０〜２０％
の冷却空気が流れており、その一部が分岐して各冷却孔
７を通り、燃焼室６内に流入する。このとき冷却空気は
冷却孔７の入口に直角に近い角度で流入するので、冷却
孔７での流量係数は大きくなり冷却孔７を通過する間に
ライナ壁から効率よく熱を奪うことができ冷却性能が高
い。

【００１９】さらに凸條８の下流部８ｂでは凸條８にぶ
つかった冷却空気が剥離を起して小さなうず１２ができ
るが、そのため乱流対流伝熱量が増え、冷却性能が高
い。アニュラス部５を通る冷却空気１０の流速が大きい
方がこの冷却効果が大きいので、アニュラス部５の巾は
従来より狭くする方がよい。

【００２０】本発明は以上のべた実施例に限られるもの
ではなく、特許請求の範囲内で種々の変更をしてもよ
い。

【００２１】

【発明の効果】以上のべたように本発明はライナの外面
に多数の凸條を設け、該凸條の上流部に多数の冷却孔を
下流に向って斜めに穿設したので次のような効果があ
る。

【００２２】（１）冷却性能が高く、燃焼室内の温度を
高めることができる。 （２）凸條が補強リブの役目をするのでライナの肉厚を
薄くでき、ジェットエンジン等で重量低減になる。 （３）従来のような多数のリングを組合せたライナ構造
に比べて構造が簡単で製造コストを安くできる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明のガスタービン燃焼器の断面図

【図２】図１の部分拡大図である。

【図３】従来の燃焼器ライナの断面図である。

【図４】従来の燃焼器ライナの変形例の断面図である。

【符号の説明】

１ ケーシング ２ ライナ（アウタ） ３ ライナ（インナ） ６ 燃焼室 ７ 冷却孔 ８ 凸條 ８ａ 凸條の上流側の面 ２０ 空気入口 ２１ 円環状の空間

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 円環状の空間を形成するケーシングと該
   ケーシング内にほぼ同芯状に設けられて、円環状の燃焼
   室を形成するライナを備えてなり、ケーシング先端部の
   空気入口から流入する空気を燃焼室内に導入するように
   なっているガスタービン燃焼器において、ライナ外面
   に、円周方向に連続する多数の凸條をライナの断面形状
   が鋸歯状になるように設けると共に凸條の上流側の面に
   ライナを貫通する多数の冷却孔を下流に向って斜めに穿
   設してなることを特徴とするガスタービン燃焼器。