DE3803086A1

DE3803086A1 - COOLING ARRANGEMENT FOR COMBUSTION CHAMBER LINING

Info

Publication number: DE3803086A1
Application number: DE3803086A
Authority: DE
Inventors: Howard Lewis Foltz
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1987-02-06
Filing date: 1988-02-03
Publication date: 1988-08-18
Anticipated expiration: 2008-02-04
Also published as: JPS63294421A; IT8819295A0; SE8800376D0; FR2610701A1; GB8802492D0; SE8800376L; FR2610701B1; GB2200738B; JPH0682003B2; IT1226767B; GB2200738A; SE505585C2; DE3803086C2

Abstract

A shield (32) is disposed in spaced relationship to the exterior surface of the combustor liner (18) of a gas turbine engine and extends over a plurality of very small holes (28) formed in the combustor liner so as to regulate flow of air to these holes. A portion of the air flowing along the exterior surface of the combustor liner is diverted for reverse flow in the path (44) provided between the shield and the combustor liner. Larger holes (52) are provided in the liner at the point of reversal of the air so that dirt particles in the air, because of the centrifugal force acting thereon, tend to flow through them. A second group of larger holes (56) coiled any remaining dirt particles during a second reversal of air flow. The very small holes are thus protected against being plugged by the particles. <IMAGE>

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Gasturbinentriebwerke und insbe sondere auf Anordnungen zum Kühlen der Brennkammerauskleidungen von Gasturbinentriebwerken.The invention relates to gas turbine engines and in particular special on arrangements for cooling the combustion chamber linings of gas turbine engines.

In Gasturbinentriebwerken wird Energie geliefert durch Verbren nen von Brennstoff in einem Brenner oder einer Brennkammer. Brennstoff wird durch eine Brennstoffdüse an dem einen Ende der Brennkammer zugeführt, mit Luft gemischt und verbrannt. Die Auskleidung der Brennkammer wird durch Strahlung von der Flamme des brennenden Brennstoffes und durch Konvektion erwärmt, wenn die Verbrennungs gase an der Auskleidung entlangströmen. Um eine überhöhte Tempe ratur der Auskleidung zu verhindern, ist es üblich, eine Strö mung relativ kalter Luft entlang dem Außenraum der Brennkammer auszubilden. Ferner sind Löcher oder andere Kanäle in der Wand der Brennkammerauskleidung vorgesehen, damit ein Teil der Kühl luft, die an der Außenwand der Brennkammer entlangströmt, als ein Film entlang der Innenwand der Brennkammerauskleidung ent lang geleitet wird, so daß eine Kühlung sowohl für die Außenwand als auch die Innenwand der Brennkammerauskleidung ausgebildet wird.In gas turbine engines, energy is supplied by burning fuel in a burner or combustion chamber. fuel is through a fuel nozzle at one end of the combustion chamber fed, mixed with air and burned. The lining of the Combustion chamber is burned by radiation from the flame Fuel and heated by convection when burning gases flow along the lining. To an excessive temp to prevent the lining from becoming lined, it is relatively cold air along the outside of the combustion chamber to train. There are also holes or other channels in the wall of the combustion chamber lining, so that part of the cooling air flowing along the outer wall of the combustion chamber as ent a film along the inner wall of the combustion chamber lining long is passed, so that cooling for both the outer wall as well as the inner wall of the combustion chamber lining becomes.

Eine Anordnung zum Kühlen der Innenfläche der Brennkammerausklei dung besteht darin, eine sehr große Anzahl von sehr kleinen Lö chern herzustellen, die in die Brennkammerwand unter einem Winkel von etwa 20° gebohrt sind, so daß Luft, die von dem Äußeren der Brennkammer durch diese Löcher abgezweigt wird, entlang der Innen fläche der Auskleidung gerichtet wird. Diese Löcher sind durch einen Laser gebohrt und haben einen Durchmesser von nur etwa 0,5 mm. Es wird eine sehr große Anzahl dieser sehr kleinen Lö cher verwendet, um eine ausreichende und gleichförmige Kühlluft für die Innenfläche der Auskleidung zu liefern. In einem spe ziellen Gasturbinentriebwerk sind etwa 40 000 derartige Löcher gebohrt. Diese große Anzahl von Löchern sind in unterschied lichen Abständen über die Wand der Brennkammer verteilt, wodurch Kühlluft als ein Film über im wesentlichen die gesamte Innen fläche der Auskleidung strömt, um für eine sehr effektive Küh lung zu sorgen.An arrangement for cooling the inner surface of the combustion chamber lining is a very large number of very small solutions chern manufacture in the combustion chamber wall at an angle are drilled by about 20 ° so that air coming from the outside of the Combustion chamber is branched through these holes, along the inside surface of the lining is directed. These holes are through drilled a laser and have a diameter of only about 0.5 mm. There will be a very large number of these very small Lö cher used to provide adequate and uniform cooling air to supply for the inner surface of the liner. In a special The target gas turbine engine is approximately 40,000 such holes drilled. This large number of holes are different Lichen distances distributed over the wall of the combustion chamber, whereby Cool air as a film covering essentially the entire interior surface of the liner flows around for very effective cooling to worry.

Es gibt jedoch ein ernsthaftes Problem mit einer derartigen Küh lung der Brennkammerauskleidung. Aufgrund der sehr kleinen Größe der Löcher können Schmutzteilchen in der Kühlluft eine wesent liche Anzahl der Löcher verstopfen, wodurch die Strömung der Kühlluft vermindert und eine unzureichende und ungleichmäßige Kühlung der Innenfläche der Brennkammerauskleidung entsteht.However, there is a serious problem with such a cool combustion chamber lining. Because of the very small size of the holes can cause dirt particles in the cooling air block the number of holes, causing the flow of the Cooling air diminished and an inadequate and uneven Cooling of the inner surface of the combustion chamber lining occurs.

Durch die Erfindung wird dieses Problem wesentlich verkleinert. Es werden Maßnahmen getroffen, um aus der Luft, bevor diese klei nen Löcher erreicht werden, im wesentlichen alle Schmutzteilchen einer Größe zu beseitigen, die eine angemessene Möglichkeit für ein Verstopfen der kleinen Löcher darstellen. Durch die Erfindung wird also die Möglichkeit des Verstopfens der Löcher und des Blockierens der Luftströmung zur Innenfläche der Brennkammeraus kleidung wesentlich verkleinert und es wird eine wirksamerere Kühlung dieser Oberfläche erreicht.This problem is significantly reduced by the invention. Measures are taken to get out of the air before it falls Holes can be reached, essentially all dirt particles Eliminate size, which is a reasonable opportunity for a Block the small holes. By the invention So the possibility of clogging the holes and the Blocking the flow of air to the inner surface of the combustion chamber clothes significantly reduced and it becomes a more effective one Cooling of this surface is achieved.

Die der Erfindung zugrunde liegende Aufgabe besteht also darin, Schmutzteilchen aus der Kühlluft zu beseitigen, die der Innen fläche der Brennkammerauskleidung zugeführt wird, um auf diese Weise zu verhindern, daß diese Teilchen sehr kleine Löcher verstop fen, die in der Auskleidungswand für den Durchtritt von Kühlluft vorgesehen sind.The object underlying the invention is therefore Remove dirt particles from the cooling air that the inside Surface of the combustion chamber lining is fed to this Way to prevent these particles from plugging very small holes fen in the lining wall for the passage of cooling air are provided.

Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung ist eine Abschir mung im Abstand zu der Außenfläche der Brennkammerauskleidung angeordnet und erstreckt sich über mehrere sehr kleine Löcher, die in der Brennkammerauskleidung ausgebildet sind, um auf diese Weise eine direkte Luftströmung zu diesen Löchern zu blockieren. Ferner bildet die Abschirmung einen Raum zwischen der Abschirmung und der Brennkammerauskleidung, um eine Rückwärtsströmung der Luft aufzunehmen. Ein Teil der Luft, die entlang der Außenfläche der Brennkammerauskleidung strömt, wird für eine Rückwärtsströ mung in der Bahn abgeleitet, die zwischen der Abschirmung und der Brennkammerauskleidung ausgebildet ist. Eine kleinere Anzahl wesentlich größerer Löcher ist in der Brennkammerauskleidung an dem Punkt der Luftumkehr ausgebildet, so daß die Schmutzteilchen in der Luft aufgrund der darauf einwirkenden Zentrifugalkraft die Tendenz haben, durch diese größeren Löcher zu strömen. Eine zweite Gruppe größerer Löcher ist in der Brennkammerauskleidung etwa an dem vorderen Ende des Raumes zwischen der Abschirmung und der Brennkammerauskleidung angeordnet. Wenn die Luft zu den sehr kleinen Löcher in der Brennkammerauskleidung strömt, muß sie eine zweite Umkehrung machen, wodurch im wesentlichen alle verbliebenen Schmutzteilchen durch diese zweite Gruppe grö ßerer Löcher während dieser Umkehr der Luftströmung strömt. Dem zufolge ist die Luft, die die sehr kleinen Löcher der Brennkammer auskleidung erreicht und auf die Innenfläche der Brennkammer auskleidung für deren Kühlung gerichtet ist, im wesentlichen frei von Schmutzteilchen, und deshalb ist die Möglichkeit, daß einige dieser sehr kleinen Löcher verstopft wird, auf ein Mini mum redziert.According to one embodiment of the invention, a shield is distance from the outer surface of the combustion chamber liner arranged and extends over several very small holes, which are formed in the combustor liner to be on this Way to block direct airflow to these holes. The shield also forms a space between the shield and the combustor liner to reverse flow of the Take in air. Part of the air flowing along the outside surface the combustion chamber liner is flowing for a reverse flow mung derived in the path between the shield and the combustion chamber lining is formed. A smaller number there are much larger holes in the combustion chamber lining the point of air reversal so that the dirt particles in the air due to the centrifugal force acting on it tend to flow through these larger holes. A second group of larger holes is in the combustion chamber liner about at the front end of the space between the shield and the combustion chamber lining. If the air is too the very small holes in the combustion chamber lining, it must make a second reversal, essentially all remaining dirt particles are enlarged by this second group Outer holes flow during this reversal of the air flow. The according to the air that is the very small holes in the combustion chamber lining reached and on the inner surface of the combustion chamber Lining for cooling is essentially directed free of debris, and therefore the possibility is that some of these very small holes get clogged on a mini mum edits.

Die Erfindung wird nun mit weiteren Merkmalen und Vorteilen an hand der Beschreibung und Zeichnung der Ausführungsbeispiele naher erläutert.The invention will now have further features and advantages hand the description and drawing of the embodiments explained in more detail.

Fig. 1 ist eine Schnittansicht von einem Teil eines Gasturbinen triebwerks und stellt die Kühlanordnung der Brennkammer gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung dar. Fig. 1 is a sectional view of part of a gas turbine engine and illustrates the cooling arrangement of the combustion chamber according to an embodiment of the invention.

Fig. 2 ist eine vergrößerte Darstellung von einem Teil der in Fig. 1 gezeigten Struktur und zeigt Einzelheiten des beschriebenen Ausführungsbeispiels. FIG. 2 is an enlarged view of part of the structure shown in FIG. 1 and shows details of the described embodiment.

Fig. 3 ist eine vergrößerte Darstellung von einem Teil der Innen fläche der Brennkammerauskleidung und stellt in über triebener Form die kleinen Löcher dar, die in der Brenn kammerauskleidung verwendet werden. Fig. 3 is an enlarged view of part of the inner surface of the combustion chamber liner and shows in exaggerated form the small holes that are used in the combustion chamber liner.

In Fig. 1 ist ein Abschnitt einer Brennkammer 10 von einem Gas turbinentriebwerk gezeigt. Die Brennkammer hat eine Ringform mit einer äußeren Wand 12 und einer inneren Wand 14, wobei dazwischen ein Ringraum gebildet ist. In diesem Ringraum ist eine Brenn kammer 16 gebildet. Die Brennkammer 16 enthält eine äußere Aus kleidung 18 und eine innere Auskleidung 19. Mehrere Brennstoff düsen, von denen eine bei 20 gezeigt ist, sind an dem einen Ende der Brennkammer ausgebildet, um Brennstoff für eine Verbrennung in der Brennkammer zuzuführen. Verbrennungsluft wird entlang einer Bahn 22 zugeführt. Ein Teil dieser Luft strömt durch Öff nungen 24, die jede Brennstoffdüse umgeben, und in den Innenraum der Brennkammer für eine Vermischung mit dem Brennstoff und für eine Verbrennung in der Brennkammer. In dem üblichen Gasturbinen triebwerk sind die Öffnungen 24 in einem Verwirbler vorgesehen, der der Luft eine Wirbelbewegung erteilt, um so eine innige Mi schung mit dem Brennstoff zu erreichen. Diese Einzelheiten sind jedoch an dieser Stelle nicht wesentlich und deshalb in Fig. 1 weggelassen.In Fig. 1, a portion of a combustor 10 from a gas turbine engine is shown. The combustion chamber has an annular shape with an outer wall 12 and an inner wall 14 , with an annular space being formed between them. In this annulus a combustion chamber 16 is formed. The combustion chamber 16 includes an outer clothing 18 and an inner lining 19th A plurality of fuel nozzles, one of which is shown at 20 , are formed at one end of the combustion chamber to supply fuel for combustion in the combustion chamber. Combustion air is supplied along a path 22 . Part of this air flows through openings 24 surrounding each fuel nozzle and into the interior of the combustion chamber for mixing with the fuel and for combustion in the combustion chamber. In the conventional gas turbine engine, the openings 24 are provided in a swirler, which gives the air a swirling motion so as to achieve an intimate mixture with the fuel. However, these details are not essential at this point and are therefore omitted in FIG. 1.

Ein Teil der entlang der Eintrittsbahn 22 strömenden Luft strömt um das äußere der Brennkammer 16, wie es durch die Pfeile 26 in Fig. 1 gezeigt ist. Die innere Oberfläche der Brennkammeraus kleidungen 18, 19 wird durch Strahlung von der Flamme des Brenn stoffes, der in der Brennkammer verbrennt, erwärmt und auch durch Konvektion aufgrund der Strömung von Verbrennungsprodukten ent lang der Brennkammerwand. Die Luft, die entlang der Bahn 26 an der Brennkammer entlangströmt, unterstützt bzw. hilft dabei, daß die Brennkammerauskleidungen 18, 19 keine übermäßige Tempe ratur erreichen. Es wird jedoch für wünschenswert gehalten, die Auskleidungstemperatur innerhalb zulässiger Grenzen zu halten, um zusätzlich Luft zur Kühlung der Innenfläche der Auskleidung zu liefern. Zu diesem Zweck sind Löcher 28 in den Auskleidun gen 18, 19 vorgesehen, so daß ein Teil der entlang der Bahn 26 strömenden Luft durch diese Löcher strömen kann und im wesent lichen als ein Film entlang der Innenfläche der Brennerausklei dung gerichtet ist.Part of the air flowing along the inlet path 22 flows around the outside of the combustion chamber 16 , as shown by the arrows 26 in FIG. 1. The inner surface of the combustion chamber linings 18 , 19 is heated by radiation from the flame of the fuel that burns in the combustion chamber and also by convection due to the flow of combustion products along the combustion chamber wall. The air flowing along the web 26 along the combustion chamber assists in helping the combustion chamber linings 18 , 19 not reach excessive temperature. However, it is believed desirable to keep the liner temperature within acceptable limits to provide additional air to cool the inner surface of the liner. For this purpose, holes 28 are provided in the linings 18 , 19 so that part of the air flowing along the web 26 can flow through these holes and is essentially directed as a film along the inner surface of the burner lining.

Eine derartige Anordnung, die für eine effektive Kühlung der Innenfläche der Auskleidung sorgt, ist in den Fig. 2 und 3 in vergrößerter, etwas übersteigerter Form dargestellt. Diese Anordnung weist bei der in diesen Figuren gezeigten Struktur eine sehr große Anzahl von sehr kleinen Löchern 28 auf, die in die Brennerauskleidung gebohrt sind. Diese Löcher werden durch einen Laser gebohrt und sind in einem Winkel von etwa 20° zu der Innenfläche der Auskleidung 18 angeordnet, so daß aus diesen Löchern austretende Luft im wesentlichen als ein Film entlang der Innenfläche der Auskleidung 18 gerichtet ist, um für eine effektive Kühlung der Auskleidung zu sorgen. In einem speziellen Ausführungsbeispiel des Gasturbinentriebwerks beträgt die Ge samtzahl der Löcher 28, die in den Brennern der Brennkammer vor gesehen sind, 20 000, die jeweils einen Durchmesser von etwa 0,5 mm (0,02 Zoll) haben. Aufgrund der sehr großen Zahl der vor gesehenen sehr kleinen Löcher erreicht diese Anordnung eine effektive und gleichförmige Verteilung der Kühlluft über die ge samte Oberfläche der Brennkammer. Die Verwendung von sehr kleinen Löchern erreicht zwar eine effektive gleichförmige Kühlung, sie ruft jedoch ein Problem hervor, da die Löcher empfindlich sind, durch Schmutzteilchen in der entlang der Bahn 22 strömenden Luft verstopft zu werden. Dies ist insbesondere dann ein Problem, wenn ein Flugzeug, in dem das Gasturbinentriebwerk installiert ist, in einer staubigen Atmosphäre arbeitet, beispielsweise während des Rollens auf dem Flugplatz und beim Starten. Durch die Erfindung wird sichergestellt, daß die Möglichkeit des Ver stopfens einer signifikanten Anzahl dieser Löcher im wesentlichen eliminiert ist.Such an arrangement, which ensures effective cooling of the inner surface of the lining, is shown in FIGS. 2 and 3 in an enlarged, somewhat exaggerated form. With the structure shown in these figures, this arrangement has a very large number of very small holes 28 drilled in the burner liner. These holes are drilled by a laser and are positioned at an angle of about 20 ° to the inner surface of the liner 18 so that air emerging from these holes is directed essentially as a film along the inner surface of the liner 18 for effective cooling the lining. In a particular embodiment of the gas turbine engine, the total number of holes 28 seen in the combustors of the combustor is 20,000, each having a diameter of about 0.5 mm (0.02 inches). Because of the very large number of very small holes seen before, this arrangement achieves an effective and uniform distribution of the cooling air over the entire surface of the combustion chamber. Although the use of very small holes achieves effective uniform cooling, it creates a problem because the holes are susceptible to being clogged by debris in the air flowing along the web 22 . This is particularly a problem when an aircraft in which the gas turbine engine is installed operates in a dusty atmosphere, for example during taxiing at the airfield and during takeoff. The invention ensures that the possibility of plugging a significant number of these holes is substantially eliminated.

In den Fig. 1 und 2 ist die Auskleidung 18 so geformt, daß sie einen radial verlaufenden äußeren Wandabschnitt 30 bildet. Eine Abschirmung oder ein Sperrteil 32 ist an dem Abschnitt 30 an der Brennkammer angebracht. Die Abschirmung hat einen L-för migen Querschnitt und weist einen ersten Schenkel 34 auf, der an dem Wandabschnitt 30 der Auskleidung in einer geeigneten Wei se befestigt ist, um die Abschirmung 32 in einer richtigen Rela tion zu der Auskleidung anzubringen. Die Abschirmung enthält fer ner einen zweiten und längeren Schenkel, der sich nach hinten erstreckt und im Abstand von und im wesentlichen parallel zu der Auskleidung angeordnet ist. Dieser Schenkel 36 ist so angeord net, daß er zwischen der entlang der Bahn 26 strömenden Luft und den Löchern 28 angeordnet ist, die in der Auskleidung ausgebil det sind. Wie am besten aus Fig. 2 zu sehen ist, erstreckt sich das hintere Ende des Schenkels 36 gerade über das letzte der Lö cher 28 hinaus, die in der Auskleidung ausgebildet sind, um so eine direkte Luftströmung von der Bahn 26 in und durch die Lö cher 28 zu verhindern.In Figs. 1 and 2, the liner 18 is shaped so that it forms a radially extending outer wall section 30. A shield or barrier member 32 is attached to section 30 on the combustion chamber. The shield has an L-shaped cross-section and has a first leg 34 which is fastened to the wall section 30 of the lining in a suitable manner in order to attach the shield 32 in a correct relation to the lining. The shield also includes a second and longer leg that extends rearward and is spaced from and substantially parallel to the liner. This leg 36 is angeord net that it is arranged between the air flowing along the web 26 and the holes 28 which are ausgebil det in the lining. As best seen in Fig. 2, the rear end of the leg 36 extends just beyond the last of the holes 28 formed in the liner so as to direct air flow from the web 26 into and through the holes to prevent 28 .

Hinter dem hinteren Ende des Schenkels 36 ist eine Bahn für einen Eintritt von Luft in den Raum zwischen der Abschirmung 32 und der Außenfläche der Auskleidung 18 vorgesehen. Zwar ist die Be schreibung auf die Strömung von Luft relativ zu der Auskleidung 18 gerichtet, aber aus der Beschreibung wird deutlich werden, daß eine ähnliche Luftströmung relativ zu der Auskleidung 19 vor gesehen ist. Jedoch ist eine unnötige doppelte Beschreibung weggelassen.Behind the rear end of the leg 36 there is a path for air to enter the space between the shield 32 and the outer surface of the liner 18 . Although the description is directed to the flow of air relative to the liner 18 , it will be apparent from the description that a similar air flow is seen relative to the liner 19 . However, an unnecessary duplicate description is omitted.

Wie aus Fig. 2 zu sehen ist, ist ein Raum 38 für eine Luft strömung zwischen dem hinteren Ende der Abschirmung 32 und einem Flansch 40 ausgebildet, der die Auskleidung 18 trägt. Aufgrund des kleineren Druckes in der Brennkammer 16 im Vergleich zu dem jenigen in der Bahn 26 außerhalb der Brennkammer wird ein Teil der entlang der Bahn 26 strömenden Luft durch den Raum 38 abge leitet und zu einer Strömung in Rückwärtsrichtung in den Raum 42 zwischen der Abschirmung 32 und der Außenfläche der Brennkammer auskleidung gezwungen, wie es durch die Pfeile 44 angegeben ist. Der Raum 38 bildet einen Eingang für eine Strömung von Luft ent lang Bahnen, die nachfolgend beschrieben werden. Um die Füh rung der Luft durch den Eingang 38 in die Rückströmungsbahn zu erleichtern, ist das hintere Ende des Schenkels 36 der Abschir mung 32 gebogen, wie es bei 46 gezeigt ist. Für eine weitere Unterstützung der Luftströmung in die Rückströmungsbahn ist eine Strömungsführung 48 mit einem Abschnitt im wesentlichen parallel zu dem gebogenen Ende 46 der Abschirmung 32 auf der Brennkammer auskleidung an einer Stelle etwa in der Mitte zwischen dem ge krümmten Ende 46 der Abschirmung 32 und dem Flansch 40 angebracht. Die Strömungsführung 48 teilt den Eingang 38 in zwei Abschnitte, einen zum Leiten eines Teils der Luft entlang der Bahn, die durch die Pfeile 44 angegeben ist, und den anderen zum Leiten eines anderen Teils der Luft entlang einer zweiten Bahn 50.As can be seen from Fig. 2, a space 38 for an air flow is formed between the rear end of the shield 32 and a flange 40 which supports the liner 18 . Due to the lower pressure in the combustion chamber 16 compared to that in the web 26 outside the combustion chamber, a portion of the air flowing along the web 26 is diverted through the space 38 and flows in a reverse direction into the space 42 between the shield 32 and the outer surface of the combustion chamber liner, as indicated by arrows 44 . The space 38 forms an entrance for a flow of air along long paths, which are described below. In order to facilitate the introduction of the air through the inlet 38 into the return flow path, the rear end of the leg 36 of the shield 32 is bent, as shown at 46 . For further support of the air flow in the return flow path is a flow guide 48 with a portion substantially parallel to the curved end 46 of the shield 32 on the combustion chamber liner at a location approximately midway between the curved end 46 of the shield 32 and the flange 40 attached. Flow guide 48 divides entrance 38 into two sections, one for directing some of the air along the path indicated by arrows 44 and the other for directing some of the air along a second path 50 .

Um Schmutzteilchen aus der Luft zu beseitigen, die anderenfalls einige der Löcher 28 verstopfen könnten, sind in der Brenneraus kleidung zwischen dem Ende der Strömungsführung 48 und dem Flansch 40 mehrere Löcher 52 vorgesehen, die durch die Brennkammeraus kleidung verlaufen. Diese Löcher sind wesentlich größer als die Löcher 28, so daß Schmutzteilchen, die eine ausreichende Größe haben könnten, um die Löcher 28 zu verstopfen, aus der Luftströ mung entfernt werden, die entlang der Bahn 44 in den Raum 42 strömt und frei durch die Löcher 52 hindurchführt. In einem Aus führungsbeispiel der Erfindung haben diese Löcher einen Durch messer von etwa 1,25 mm (0,05 Zoll) im Vergleich zu 0,5 mm für die Löcher 28. Die Löcher 52 sind in kleineren Zahlen als die Löcher 28 vorgesehen. In einem speziellen Ausführungsbeispiel der Erfindung sind zwischen 400 und 500 dieser Löcher 52 in der Brennkammer ausgebildet im Vergleich zu etwa 20 000 Löchern 28 in der Auskleidung 18.In order to remove dirt particles from the air that could otherwise clog some of the holes 28 , a plurality of holes 52 are provided in the burner clothing between the end of the flow guide 48 and the flange 40 , which run through the combustion chamber clothing. These holes are substantially larger than the holes 28 so that debris, which could be of sufficient size to plug the holes 28 , are removed from the air flow that flows along the path 44 into the space 42 and freely through the holes 52 passes through. In one exemplary embodiment of the invention, these holes have a diameter of approximately 1.25 mm (0.05 inches) compared to 0.5 mm for the holes 28 . The holes 52 are provided in smaller numbers than the holes 28 . In a particular embodiment of the invention, between 400 and 500 of these holes 52 are formed in the combustion chamber compared to approximately 20,000 holes 28 in the liner 18 .

Wie am besten in Fig. 2 dargestellt ist, wird ein Teil dieser abgezweigten Luft, wie es durch die Pfeile 44 gezeigt ist, in den Raum 42 gerichtet für eine Rückwärtsströmung in der Strö mungsbahn, die durch den Raum 42 zwischen der Abschirmung 32 und der Brennkammerauskleidung 18 ausgebildet ist. Ein zweiter Teil dieser abgezweigten Luft strömt in Richtung des Pfeiles 50 in den Raum 54 zwischen dem Ende der Strömungsführung 48 und dem Flansch 40 in Richtung der Löcher 52. Aufgrund der Zentri fugalkraft, die auf die abgezweigte Luftströmung während dieser Richtungsänderung der Luftströmung einwirkt, haben die darin enthaltenen Schmutzteilchen, die schwerer als Luft sind, die Tendenz, der äußeren Bahn 50 zu folgen und werden deshalb in Richtung auf die Löcher 52 gerichtet. Diese Schmutzteilchen wer den dadurch aus dem Teil der abgezweigten Luft entfernt, die in Richtung der Pfeile 44 für eine Rückwärtsströmung in den Raum 42 strömt. Somit ist die Anzahl von Schmutzteilchen in der in der Bahn 44 strömenden Luft wesentlich verkleinert, so daß die Luft, die später durch die Löcher 28 strömt, im wesentlichen frei von derartigen Schmutzteilchen ist, und auf diese Weise ist die Mög lichkeit, daß diese Teilchen die Löcher 28 blockieren, auf ein Minimum gesenkt.As best shown in FIG. 2, a portion of this diverted air, as shown by arrows 44 , is directed into space 42 for a backward flow in the flow path through space 42 between shield 32 and the Combustion chamber lining 18 is formed. A second portion of this diverted air flows in the direction of arrow 50 into space 54 between the end of flow guide 48 and flange 40 in the direction of holes 52 . Due to the centrifugal force that acts on the branched airflow during this change in direction of the airflow, the dirt particles therein that are heavier than air tend to follow the outer path 50 and are therefore directed towards the holes 52 . This dirt particles who thereby removed from the part of the branched air that flows in the direction of arrows 44 for a backward flow into the space 42 . Thus, the number of debris in the air flowing in the web 44 is substantially reduced so that the air that later flows through the holes 28 is substantially free of such debris, and so is the possibility that these particles block the holes 28 , reduced to a minimum.

Für eine weitere Eliminierung von irgendwelchen restlichen Schmutz teilchen, falls dies erforderlich sein sollte, ist eine zweite Umkehrung der Luft strömung vorgesehen, wobei eine weitere Anzahl größerer Löcher jen seits des Punktes dieser Umkehr angeordnet ist. Wie in Fig. 2 gezeigt ist, sind die Löcher 28 in der Richtung nach hinten ge neigt, so daß die Luft, die in einer Rückwärtsrichtung entlang der Bahn 44 in dem Raum 42 strömt, ihre Richtung ein zweites Mal umkehren muß, um durch die Löcher 28 zu strömen. Der Schen kel 34 der Abschirmung 32 unterstützt diese zweite Strömungsum kehrung, indem er eine weitere Strömung von Luft entlang der ersten Rückwärtsströmungsbahn 44 an dem vorderen Ende des Raumes 42 sperrt. Um irgendwelche restlichen Schmutzteilchen in der im Raum 42 strömenden Luft zu beseitigen, ist eine zweite An zahl größerer Löcher 56 in der Auskleidung neben dem Schenkel 34 der Abschirmung 36 vorgesehen. Wie bei der ersten Umkehr der Luftströmung bewirkt die zweite Strömungsumkehr, die in dem Raum 42 erfolgt, wenn die Luft durch die Löcher 28 strömt, daß schwerere Schmutzteilchen einer Bahn, die durch den Pfeil 57 bezeichnet ist, mit einem größeren Radius folgen, so daß diese Teilchen über die Löcher 28 hinaus und in die Löcher 56 gerich tet werden, wobei die Möglichkeit weiter verkleinert wird, daß irgendwelche Teilchen, die in der Luft verblieben sind, sich durch die Löcher 28 bewegen. For a further elimination of any residual dirt particles, if this should be necessary, a second reversal of the air flow is provided, with a further number of larger holes being arranged beyond the point of this reversal. As shown in Fig. 2, the holes 28 are inclined in the rearward direction so that the air flowing in a reverse direction along the path 44 in the space 42 must reverse its direction a second time to pass through the Stream holes 28 . The leg 34 of the shield 32 supports this second flow reversal by blocking another flow of air along the first reverse flow path 44 at the front end of the space 42 . In order to eliminate any remaining dirt particles in the air flowing in the space 42 , a second number of larger holes 56 is provided in the lining next to the leg 34 of the shield 36 . As with the first reversal of air flow, the second reversal of flow that occurs in space 42 as air flows through holes 28 causes heavier debris to follow a path indicated by arrow 57 with a larger radius so that these particles are directed beyond holes 28 and into holes 56 , further reducing the possibility of any particles remaining in the air moving through holes 28 .

Damit die durch die Löcher 52 strömende Luft im wesentlichen ent lang der Innenfläche der Auskleidung 18 in der durch den Pfeil 58 bezeichneten Richtung gerichtet wird, ist die Brennkammerausklei dung 18 mit einem Flansch oder einem Blockierschenkel 60 verse hen, der innen von den Öffnungen 52 und im Abstand dazu angeord net ist. Ein ähnlicher Flansch oder Blockierschenkel 62 ist an einer Stelle im Abstand von den Öffnungen 56 vorgesehen, um so durch die Löcher 58 strömende Luft entlang der Brennkammerausklei dung in der allgemeinen Richtung zu richten, die durch den Pfeil 64 angegeben ist.Thus, the air flowing through the holes 52 air ent substantially long the inner surface of the liner is directed in the direction indicated by the arrow 58 direction 18, the Brennkammerausklei dung 60 verse hen, the inside of the openings 52 18 with a flange or a blocking limb and at a distance from it is net. A similar flange or blocking leg 62 is provided at a location spaced from the openings 56 so as to direct air flowing through the holes 58 along the combustion chamber liner in the general direction indicated by arrow 64 .

Somit wird erfindungsgemäß eine Maßnahme erhalten, um eine direk te Strömung von Luft in die sehr kleinen Löcher 28 zu blockieren, und ein Teil der an der Brennkammer vorbei strömenden Luft muß seine Richtung umkehren, bevor die Luft die kleinen Löcher 28 erreicht. An dem Umkehrungspunkt sind größere Löcher vorgesehen, die Schmutz teilchen durchlassen, die während dieser Umkehr der Luftströmung in Richtung auf diese größeren Löcher nach außen geschleudert werden. Um eine sogar noch vollständigere Eliminierung von ir gendwelchen Schmutzteilchen sicherzustellen, wird eine zweite Umkehrung der Luft herbeigeführt und eine zweite Anzahl größerer Löcher ist an einer Stelle stromabwärts dieser zweiten Umkehrung vorgesehen, um irgendwelche restlichen Schmutzteilchen zu elimi nieren, die in der Luft verblieben sein könnten. Somit ist die Luft, die schließlich die kleinen Löcher erreicht, im wesent lichen frei von irgendwelchen Schmutzteilchen, und das Risiko, daß irgendwelche dieser kleinen Löcher durch Schmutzteilchen verstopft wird, ist auf ein Minimum gesenkt.Thus, according to the invention, a measure is obtained to block a direct flow of air into the very small holes 28 , and part of the air flowing past the combustion chamber must reverse its direction before the air reaches the small holes 28 . At the point of reversal, larger holes are provided which allow particles of dirt to be thrown outwards during this reversal of the air flow towards these larger holes. To ensure even more complete elimination of any debris, a second reversal of the air is accomplished and a second number of larger holes are provided at a location downstream of this second reversal to eliminate any remaining debris that may remain in the air . Thus, the air that finally reaches the small holes is essentially free of any dirt particles, and the risk of any of these small holes being clogged by dirt particles is reduced to a minimum.

Claims

1. Combustion chamber for a gas turbine engine with a lining, which is arranged for a flow of cooling air along the outer surface of the lining, characterized by

(a) a plurality of small holes ( 28 ) in the liner ( 18 , 19 ), the holes ( 28 ) being inclined toward the rear end of the combustion chamber to direct air along the inner surface of the liner,
b) first means ( 32 ) on the lining ( 18 , 19 ) for blocking a direct flow of air to the small holes ( 28 ) and for forming a path for a reverse flow of air between the first means ( 32 ) and the outer surface,
c) downstream or downstream of the first means arranged second means ( 38 ) for discharging a portion of the air and for forming a reverse flow of the discharged air into the web and
d) a first plurality of larger holes ( 52 ) in the lining ( 18 , 19 ) at a reversal point of the air flow for the passage of dirt particles.

2. Combustion chamber according to claim 1, characterized in that the first means have a shield ( 32 ) which is arranged on the outer surface of the lining ( 18 , 19 ) in front of or upstream of the small holes ( 28 ) and parallel to the outer surface to a point behind or downstream of the small holes ( 28 ) to form the path.

3. Combustion chamber according to claim 1, characterized in that significantly more small holes ( 28 ) than larger holes ( 52 ) are provided.

4. Combustion chamber according to claim 1, characterized in that the small holes ( 28 ) have a diameter of approximately 0.5 mm and the larger holes ( 52 ) have a diameter of approximately 1.25 mm.

5. Combustion chamber according to claim 1 or 2, characterized in that the shield ( 32 ) has an approximately L-shaped cross section, a first leg ( 34 ) being attached to the lining in front of or upstream from the small holes ( 28 ) and a second leg ( 36 ) is substantially parallel to the liner and extends rearward over the last small hole ( 28 ) but upstream or upstream of the larger holes ( 52 ), the first leg ( 34 ) having a direct air flow blocked in the small holes and also blocked a further backward flow of air along the path, reversing the direction of the air flow a second time and directing the air through the small holes.

6. Combustion chamber according to claim 5, characterized in that the rear end of the shield ( 32 ) has a section ( 46 ) which is curved outwards in order to facilitate the guiding of the backward flow of air into the web.

7. Combustion chamber according to claim 6, characterized in that a curved flow guide ( 48 ) has a section which runs substantially parallel to the curved section ( 46 ) of the shield ( 32 ), the flow guide ( 48 ) on the lining on one Point attached at a distance from the rear end of the shield to form, together with the rear end of the shield, an entrance for facilitated backflow of air into the web.

8. Combustion chamber according to claim 7, characterized in that the larger holes ( 52 ) are arranged in the rear portion of the entrance such that the dirt particles in the air are directed towards the larger holes ( 52 ) during the reversal of the air flow.

9. Combustion chamber according to claim 5, characterized in that in addition to the first plurality of larger holes ( 52 ) a second plurality of larger holes ( 56 ) near the first leg ( 34 ) is provided for passing dirt particles in the air if the direction the air flow is reversed the second time.

10. Combustion chamber according to claim 9, characterized in that the combustion chamber lining ( 18 , 19 ) has a first flange ( 60 ) which is arranged in the air flow path through the first plurality of larger holes ( 52 ) and a second flange ( 62 ) disposed in the air flow path through the second plurality of larger holes ( 56 ), the first and second flanges ( 60 , 62 ) directing air flowing through the larger holes along the inner surface of the liner.