JP2016508561A - Combustor liner for can-annular gas turbine engines and method of making the liner - Google Patents

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Abstract

缶型−環状ガスタービンエンジン（１０）用の燃焼器ライナ（３０）及び該ライナを製造する方法が提供される。燃焼器ライナは環状の壁部材（３２）を有する。冷却チャネル（３４，４２，５０，５４，５６，５８）が、壁部材を貫通して形成されており、ライナの入口端部からライナの出口端部まで延びている。冷却チャネルの特性は冷却チャネルの長さに沿って変化させられていてよい。冷却チャネルは、エレクトロケミカルマシニング（ＥＣＭ）プロセス又は三次元プリンティングプロセス（３ＤＰ）を用いて燃焼器ライナを貫通するように形成されてよい。A combustor liner (30) for a can-annular gas turbine engine (10) and a method of manufacturing the liner are provided. The combustor liner has an annular wall member (32). A cooling channel (34, 42, 50, 54, 56, 58) is formed through the wall member and extends from the inlet end of the liner to the outlet end of the liner. The characteristics of the cooling channel may be varied along the length of the cooling channel. The cooling channel may be formed to penetrate the combustor liner using an electrochemical machining (ECM) process or a three-dimensional printing process (3DP).

Description

本願は、引用したことにより本明細書に援用される、米国仮特許出願第６１／７６１３６７号の出願日２０１３年２月６日の利益を主張する。   This application claims the benefit of US Provisional Patent Application No. 61/761367, filed February 6, 2013, which is incorporated herein by reference.

発明の分野
本発明は、概してガスタービンエンジン、特にガスタービンエンジン用の燃焼器ライナ、及び該ライナを製造する方法に関する。 The present invention relates generally to gas turbine engines, and in particular to combustor liners for gas turbine engines, and methods of manufacturing the liners.

発明の背景
缶型−環状ガスタービンエンジンなどの発電システムは、精巧な燃焼構成部材、及び燃焼効率を向上させる方法を包含する。市場の傾向は、エンジンの構成部材のさらに長い寿命、窒素酸化物（ＮＯｘ）の排出の減少、及びさらに高い燃焼温度を要求している。缶型−環状ガスタービンエンジン用の公知の燃焼器ライナは、典型的には、一対の同心状のリングを有する。このリングは、燃焼器排気領域において適切なライナ温度を維持するように冷却空気を方向付けるために協働する、溝を備えたプレートとスリーブのようなものである。これらの溝は、従来の機械加工技術を用いて形成され、その結果、燃焼器ライナに沿った熱伝達要求をより効率的に満たすようにする構造的改良には適していない。したがって、改良された缶型−環状ガスタービンエンジン用の燃焼器ライナ及び該ライナを製造する方法が必要とされ続けている。 BACKGROUND OF THE INVENTION Power generation systems such as can-annular gas turbine engines include sophisticated combustion components and methods for improving combustion efficiency. Market trends demand longer life of engine components, reduced nitrogen oxide (NOx) emissions, and higher combustion temperatures. Known combustor liners for can-annular gas turbine engines typically have a pair of concentric rings. The ring is like a grooved plate and sleeve that cooperate to direct cooling air to maintain an appropriate liner temperature in the combustor exhaust region. These grooves are formed using conventional machining techniques and as a result are not suitable for structural improvements that more efficiently meet the heat transfer requirements along the combustor liner. Accordingly, there continues to be a need for improved combustor liners for can-annular gas turbine engines and methods for manufacturing the liners.

以下の説明では本発明を図面に関連して説明する。   In the following description, the present invention will be described with reference to the drawings.

本発明の態様から利益を得るであろう缶型−環状ガスタービンエンジンの単純化した概略図である。1 is a simplified schematic diagram of a can-annular gas turbine engine that would benefit from aspects of the present invention. FIG. 本発明の態様を具体化する燃焼器ライナの１つの実施の形態の断面図である。1 is a cross-sectional view of one embodiment of a combustor liner embodying aspects of the present invention. 図２に示したような、燃焼器ライナの等角図である。FIG. 3 is an isometric view of a combustor liner, as shown in FIG. 2. 本発明の態様を具体化する燃焼器ライナの別の実施の形態の断面図である。FIG. 6 is a cross-sectional view of another embodiment of a combustor liner embodying aspects of the present invention. 図４に示したような燃焼器ライナの等角図である。FIG. 5 is an isometric view of a combustor liner as shown in FIG. 4. 本発明の態様を具体化する冷却チャネルの例のそれぞれの側面図を示している。FIG. 5 shows a side view of each of exemplary cooling channels that embody aspects of the present invention. 本発明の他の態様を具体化する冷却チャネルのそれぞれの断面形状を示している。Fig. 6 shows a cross-sectional shape of each of the cooling channels embodying another aspect of the present invention. 本発明の他の態様を具体化する冷却チャネルのそれぞれの断面形状を示している。Fig. 6 shows a cross-sectional shape of each of the cooling channels embodying another aspect of the present invention. 本発明の態様を具体化する冷却チャネルの断面形状の別の例を示している。4 illustrates another example of a cross-sectional shape of a cooling channel that embodies aspects of the present invention. 缶型−環状ガスタービンエンジン用の燃焼器ライナ製造するための本発明の態様を具体化する方法のフローチャートである。3 is a flowchart of a method embodying aspects of the present invention for manufacturing a combustor liner for a can-annular gas turbine engine.

発明の詳細な説明
本発明の発明者は、缶型−環状ガスタービンエンジン用の公知の燃焼器ライナに関するある制限を革新的に認識した。例えば、公知の燃焼器ライナの構造的な制限は、冷却チャネルの長さに沿った冷却チャネルの１つ又は複数の特性を変化させるための能力を妨げる。この能力は、燃焼器ライナに沿った予想される熱伝達要求をより効率的に満たすように冷却チャネルを調整することを可能にする。このような認識を考慮して、本発明の発明者は、複雑なジオメトリ及び／又は精密に制御される公差を含み得る構造を形成するためのプロセスを用いて冷却チャネルが燃焼器ライナを貫通して形成され得る、缶型−環状ガスタービンエンジン用の革新的な燃焼器ライナ、及びこのようなライナを製造する方法を提案する。１つの非限定的な実施の形態では、形成プロセスは、エレクトロケミカルマシニング（ＥＣＭ）プロセスなどの材料の除去に基づいてもよい。別の非限定的な実施の形態では、形成プロセスは、付加製造とも呼ばれる、三次元プリンティング（３ＤＰ）プロセスなどの、材料の付加に基づいてもよい。 Detailed Description of the Invention The inventor of the present invention has innovatively recognized certain limitations associated with known combustor liners for can-annular gas turbine engines. For example, the structural limitations of known combustor liners hinder the ability to change one or more characteristics of the cooling channel along the length of the cooling channel. This capability allows the cooling channel to be adjusted to more efficiently meet expected heat transfer requirements along the combustor liner. In view of this recognition, the inventor of the present invention has determined that the cooling channel can penetrate the combustor liner using a process to form a complex geometry and / or a structure that can include precisely controlled tolerances. Inventive combustor liners for can-annular gas turbine engines and methods of manufacturing such liners are proposed. In one non-limiting embodiment, the formation process may be based on material removal, such as an electrochemical machining (ECM) process. In another non-limiting embodiment, the forming process may be based on the addition of materials, such as a three-dimensional printing (3DP) process, also referred to as additive manufacturing.

以下の詳細な説明では、このような実施の形態の十分な理解を提供するために、様々な特定の詳細が示される。しかしながら、当業者は、本発明の実施の形態が、これらの特定の詳細なしに実施され得ること、本発明が、例示された実施の形態に限定されないこと、及び本発明が様々な代替的な実施の形態において実施され得ることを理解するであろう。他の例においては、当業者によって十分に理解されるであろう方法、手順及び構成部材は、不要で煩わしい説明を避けるため、詳細に説明されていない。   In the following detailed description, various specific details are set forth in order to provide a thorough understanding of such embodiments. However, those skilled in the art will appreciate that embodiments of the invention may be practiced without these specific details, that the invention is not limited to the illustrated embodiments, and that the invention is a variety of alternatives. It will be understood that it can be implemented in embodiments. In other instances, methods, procedures, and components that will be well understood by those skilled in the art have not been described in detail to avoid unnecessary and cumbersome description.

さらに、本発明の実施の形態を理解するために役立つ形式で行われる複数の個別のステップとして、様々な操作が説明され得る。しかしながら、説明の順序は、これらの操作が、説明された順序で行われる必要があること、又はそのように記載されていない限り順序に依存していることを示唆するものとして解釈されるべきではない。さらに、「１つの実施の形態では」という表現の反復した使用は、必ずしも、同一の実施の形態を示すものではないが、そうであり得る。最後に、本願において使用されている「含む」、「包含する」、「有する」などの表現は、そうでないことが示されない限り、同義であることが意図されている。   Further, various operations may be described as multiple individual steps performed in a form that is helpful for understanding embodiments of the present invention. However, the order of description should not be construed as implying that these operations need to be performed in the order described or are dependent on the order unless otherwise stated. Absent. Further, repeated use of the phrase “in one embodiment” does not necessarily indicate the same embodiment, but may. Finally, the expressions “including”, “including”, “having”, and the like used in this application are intended to be synonymous unless indicated otherwise.

図１は、缶型−環状ガスタービンエンジン１０のようなガスタービンエンジンの単純化した概略図である。当業者によって認められるように、タービンエンジン１０は、空気を圧縮するための圧縮機１２と、圧縮された空気を燃料と混合し、混合物に点火するための燃焼器１４とを有する。実用上、タービンエンジンは、当該技術分野では燃焼器缶と呼ばれてもよい複数の環状に配列された燃焼器を有するが、単純に示すために図１には１つの燃焼器のみが示されている。図１は、さらに、タービンセクション１６を示しており、このタービンセクション１６においてエネルギが取り出され、シャフト１８を回転させ、圧縮機１２と、発電機（図示せず）のような補助機器とに動力を供給してよい。燃焼器１４は、高温の流れ（例えば約１７００℃以上で流動するガス）を発生し、この高温の流れは、燃焼器１４から移行部１５を通ってタービンセクション１６へ進入する。   FIG. 1 is a simplified schematic diagram of a gas turbine engine, such as a can-annular gas turbine engine 10. As will be appreciated by those skilled in the art, turbine engine 10 has a compressor 12 for compressing air and a combustor 14 for mixing the compressed air with fuel and igniting the mixture. In practice, a turbine engine has a plurality of annularly arranged combustors that may be referred to in the art as combustor cans, but only one combustor is shown in FIG. 1 for the sake of simplicity. ing. FIG. 1 further shows a turbine section 16 in which energy is extracted, rotating the shaft 18 and powering the compressor 12 and auxiliary equipment such as a generator (not shown). May be supplied. The combustor 14 generates a hot stream (eg, a gas flowing above about 1700 ° C.) that enters the turbine section 16 through the transition 15 from the combustor 14.

１つの実施の形態では、図２及び図３において認められるように、缶型−環状ガスタービンエンジン用の燃焼器ライナ３０は、一体的な部材であってよい環状壁部材３２を含む。１つ又は複数の冷却チャネル３４が、壁部材３２を貫通して形成されており、ライナ３０の入口端部３６からライナの出口端部３８まで延びていてよい。１つの実施の形態では、冷却チャネル３４の横断面の形状は、円、だ円、又は角のないその他の形状などの概して丸みのある形状であってよく、チャネルは、ライナ３０の長手方向軸線４０に沿って整列させられていてよい。ＥＣＭ又は３ＤＰの使用は、精密に制御された公差の、最大横断面寸法に対する長さの比較的大きな比（Ｌ／Ｄ）を有する冷却チャネルを形成するための能力を提供する。例えば、これは、単位面積当たりで比較的より多数のより小さなサイズの冷却チャネルを形成する能力を提供し、これは、ライナの熱伝達効率を向上させることに資する。１つの実施の形態では、約１００〜約２００のＬ／Ｄ比を有する冷却チャネルが実現されてよい。   In one embodiment, as can be seen in FIGS. 2 and 3, the combustor liner 30 for a can-annular gas turbine engine includes an annular wall member 32 that may be a unitary member. One or more cooling channels 34 are formed through the wall member 32 and may extend from the inlet end 36 of the liner 30 to the outlet end 38 of the liner. In one embodiment, the cross-sectional shape of the cooling channel 34 may be a generally rounded shape, such as a circle, ellipse, or other shape without corners, and the channel may be the longitudinal axis of the liner 30. 40 may be aligned. The use of ECM or 3DP provides the ability to form a cooling channel with a precisely controlled tolerance and a relatively large ratio of length to maximum cross-sectional dimension (L / D). For example, this provides the ability to form a relatively larger number of smaller sized cooling channels per unit area, which helps to improve the heat transfer efficiency of the liner. In one embodiment, a cooling channel having an L / D ratio of about 100 to about 200 may be realized.

１つの実施の形態では、ＥＣＭ又は３ＤＰの使用は、冷却チャネルの長さに沿って冷却チャネルの特性を変化させる能力をさらに提供してよい。例えば、図４及び図５に示したように、冷却チャネル４２の周方向位置は、ライナ３０の長手方向軸線４０に沿って変化してよい。１つの実施の形態では、冷却チャネル４２は、らせん形などの、三次元の壁部材に曲線を規定するように構成されていてよい。この構成は、ライナの長手方向軸線に沿って整列させられた冷却チャネルと比較して、冷却チャネル当たりで利用可能な表面積を有効に増大させる。   In one embodiment, the use of ECM or 3DP may further provide the ability to change the characteristics of the cooling channel along the length of the cooling channel. For example, as shown in FIGS. 4 and 5, the circumferential position of the cooling channel 42 may vary along the longitudinal axis 40 of the liner 30. In one embodiment, the cooling channel 42 may be configured to define a curve in a three-dimensional wall member, such as a spiral. This configuration effectively increases the available surface area per cooling channel as compared to cooling channels aligned along the liner's longitudinal axis.

ＥＣＭ又は３ＤＰの使用によって冷却チャネルの長さに沿って変化させられてよいそれぞれの冷却チャネル特性の別の例は、図６に概念的に例示されてよい。例えば、冷却チャネル５０の直径は、冷却チャネルの長さに沿って一定ではない。別の例では、冷却チャネル５２の表面仕上げは、冷却チャネルの長さに沿って一定ではない。例えば、冷却チャネルの内面部分５４は、チャネルの他の内面部分と比較して比較的より粗い表面を有する表面仕上げを有してよい。当業者によって認められるように、このタイプの構造的特徴は、冷却チャネルの長さに沿って、局所的に高められた熱伝達能力を有する乱流領域を有効に提供し得る。   Another example of each cooling channel characteristic that may be varied along the length of the cooling channel through the use of ECM or 3DP may be conceptually illustrated in FIG. For example, the diameter of the cooling channel 50 is not constant along the length of the cooling channel. In another example, the surface finish of the cooling channel 52 is not constant along the length of the cooling channel. For example, the inner surface portion 54 of the cooling channel may have a surface finish that has a relatively rougher surface compared to other inner surface portions of the channel. As will be appreciated by those skilled in the art, this type of structural feature can effectively provide a turbulent region with locally enhanced heat transfer capability along the length of the cooling channel.

図７及び図８は、本発明の他の態様を具体化する冷却チャネルのそれぞれの断面形状を示している。例えば、ＥＣＭ又は３ＤＰの使用は、冷却チャネル５６，５８のために概念的に例示されているように、それぞれのマルチローブ形状を有してよい横断面形状を形成する能力を提供する。このタイプの横断面形状は、個別の丸みのある形状を有する冷却チャネルと比較して、濡れる領域、ひいては冷却チャネル当たりの利用可能な熱伝達領域を増大させるために有効であり得る。さらに、このようなマルチローブ形状の構造的特徴は、冷却チャネルの長さに沿って一定である必要はない。例えば、１つ又は複数のローブのサイズは、任意のライナ位置における熱伝達要求に応じて冷却チャネルの長さに沿って調節されてよい。   7 and 8 show respective cross-sectional shapes of cooling channels embodying other aspects of the present invention. For example, the use of ECM or 3DP provides the ability to form a cross-sectional shape that may have a respective multilobe shape, as conceptually illustrated for cooling channels 56,58. This type of cross-sectional shape can be effective to increase the wetted area and thus the available heat transfer area per cooling channel compared to cooling channels having individual rounded shapes. Furthermore, such multilobe-shaped structural features need not be constant along the length of the cooling channel. For example, the size of the one or more lobes may be adjusted along the length of the cooling channel depending on the heat transfer requirements at any liner location.

図９は、ＥＣＭ又は３ＤＰの使用によって冷却チャネルのために実現可能であり得る横断面形状の他の例をさらに示している。例えば、正方形６０、長方形６２、三角形６４、多角形６６などの、角を有する横断面形状が実現されてよい。   FIG. 9 further illustrates another example of a cross-sectional shape that may be feasible for the cooling channel through the use of ECM or 3DP. For example, corner cross-sectional shapes such as square 60, rectangle 62, triangle 64, and polygon 66 may be realized.

図１０は、缶型−環状ガスタービンエンジン用の燃焼器ライナを製造する方法のフローチャート１００である。１つの実施の形態では、開始ステップ１０２に続いて、ステップ１０４は、燃焼器ライナに沿って予想される熱伝達要求を決定する。例えば、予想される熱伝達要求は、履歴データの収集、モデリング、実験又は燃焼器ライナに沿った予想される熱伝達要求を示す情報を獲得するためのあらゆる適切な手段によって得られてよい。ステップ１０６は、複雑なジオメトリ及び／又は精密に制御される公差を含み得る構造を形成するためのプロセスを使用して、燃焼器ライナを貫通して冷却チャネルを形成する。形成方法の非限定的な実施の形態は、エレクトロケミカルマシニング（ＥＣＭ）などの材料の除去に基づいてよいか、それに代えて、形成方法は、三次元プリンティング（３ＤＰ）プロセスなどの材料の付加に基づいてよい。戻りステップ１１０の前に、ステップ１０８は、予想される熱伝達要求に基づいて冷却チャネルの長さに沿って冷却チャネル特性を変化させるように形成プロセスを制御する。例えば、冷却チャネル特性は、ライナの任意の位置における比較的より高い熱伝達要求を満たすように変化させられてよい。   FIG. 10 is a flowchart 100 of a method for manufacturing a combustor liner for a can-annular gas turbine engine. In one embodiment, following start step 102, step 104 determines an expected heat transfer requirement along the combustor liner. For example, the expected heat transfer requirement may be obtained by collecting, modeling, experimenting with historical data, or any suitable means for obtaining information indicative of the expected heat transfer requirement along the combustor liner. Step 106 forms a cooling channel through the combustor liner using a process for forming a structure that may include complex geometry and / or precisely controlled tolerances. Non-limiting embodiments of the forming method may be based on the removal of materials such as electrochemical machining (ECM), or alternatively, the forming method may be based on the addition of materials such as three-dimensional printing (3DP) processes. May be based. Prior to the return step 110, step 108 controls the formation process to change the cooling channel characteristics along the length of the cooling channel based on expected heat transfer requirements. For example, the cooling channel characteristics may be varied to meet relatively higher heat transfer requirements at any location on the liner.

本発明の様々な実施の形態が本明細書中で図示及び説明されているが、これらの実施の形態は単に例として提供されていることが明らかになるであろう。本明細書における本発明から逸脱することなく、多数の改変、変更および代用がなされ得る。したがって、本発明は、添付の請求項の思想及び範囲によってのみ限定されことが意図されている。   While various embodiments of the invention have been illustrated and described herein, it will be apparent that these embodiments are provided by way of example only. Numerous modifications, changes and substitutions can be made without departing from the invention herein. Accordingly, it is intended that the invention be limited only by the spirit and scope of the appended claims.

Claims (19)

環状の壁部材と、
該壁部材を貫通して形成され、ライナの入口端部からライナの出口端部まで延びる冷却チャネルとを備え、
該冷却チャネルの特性は該冷却チャネルの長さに沿って変化していることを特徴とする、缶型−環状ガスタービンエンジン用の燃焼器ライナ。 An annular wall member;
A cooling channel formed through the wall member and extending from the inlet end of the liner to the outlet end of the liner,
A combustor liner for a can-annular gas turbine engine, wherein the characteristics of the cooling channel vary along the length of the cooling channel. 前記冷却チャネルの周方向位置は、前記ライナの長手方向軸線に沿って変化している、請求項１記載の燃焼器ライナ。   The combustor liner of claim 1, wherein a circumferential position of the cooling channel varies along a longitudinal axis of the liner. 前記冷却チャネルは、湾曲した形状を規定している、請求項２記載の燃焼器ライナ。   The combustor liner of claim 2, wherein the cooling channel defines a curved shape. 前記冷却チャネルは、らせん形状を規定している、請求項２記載の燃焼器ライナ。   The combustor liner of claim 2, wherein the cooling channel defines a helical shape. 前記冷却チャネルの直径は、該冷却チャネルの長さに沿って一定ではない、請求項１記載の燃焼器ライナ。   The combustor liner of claim 1, wherein a diameter of the cooling channel is not constant along a length of the cooling channel. 前記冷却チャネルの表面仕上げは、該冷却チャネルの長さに沿って一定ではない、請求項１記載の燃焼器ライナ。   The combustor liner of claim 1, wherein a surface finish of the cooling channel is not constant along a length of the cooling channel. 前記冷却チャネルの横断面形状は、該冷却チャネルの長さに沿って一定ではない、請求項１記載の燃焼器ライナ。   The combustor liner of claim 1, wherein a cross-sectional shape of the cooling channel is not constant along the length of the cooling channel. 前記冷却チャネルの横断面形状は、マルチローブ形状を有する、請求項１記載の燃焼器ライナ。   The combustor liner of claim 1, wherein a cross-sectional shape of the cooling channel has a multi-lobe shape. 請求項１記載の燃焼器ライナを備える燃焼器。   A combustor comprising the combustor liner according to claim 1. 燃焼器ライナに沿って予想される熱伝達要求を確立し、
構造体を形成するプロセスを用いて前記燃焼器ライナを貫通して冷却チャネルを形成し、
前記予想される熱伝達要求に基づいて前記冷却チャネルの長さに沿って冷却チャネル特性を変化させるように形成プロセスを制御することを含むことを特徴とする、缶型−環状ガスタービンエンジン用の燃焼器ライナを製造する方法。 Establish expected heat transfer requirements along the combustor liner,
Forming a cooling channel through the combustor liner using a process of forming a structure;
For a can-annular gas turbine engine, comprising: controlling a forming process to change cooling channel characteristics along the length of the cooling channel based on the expected heat transfer requirements A method of manufacturing a combustor liner. 前記形成プロセスは、エレクトロケミカルマシニングプロセスを含む、請求項１０記載の方法。   The method of claim 10, wherein the forming process comprises an electrochemical machining process. 前記形成プロセスは、三次元プリンティングプロセスを含む、請求項１０記載の方法。   The method of claim 10, wherein the forming process comprises a three-dimensional printing process. ライナの長手方向軸線に沿って前記冷却チャネルの周方向位置を変化させることをさらに含む、請求項１０記載の方法。   The method of claim 10, further comprising changing a circumferential position of the cooling channel along a longitudinal axis of the liner. 前記冷却チャネルは、らせん形状を規定している、請求項１３記載の方法。   The method of claim 13, wherein the cooling channel defines a helical shape. 前記冷却チャネルの直径が該冷却チャネルの長さに沿って一定でなくなるように前記形成プロセスを制御することをさらに含む、請求項１０記載の方法。   The method of claim 10, further comprising controlling the formation process such that a diameter of the cooling channel is not constant along the length of the cooling channel. 前記冷却チャネルの表面仕上げが該冷却チャネルの長さに沿って一定でなくなるように前記形成プロセスを制御することをさらに含む、請求項１０記載の方法。   The method of claim 10, further comprising controlling the forming process such that a surface finish of the cooling channel is not constant along the length of the cooling channel. 前記冷却チャネルの横断面形状が該冷却チャネルの長さに沿って一定でなくなるように前記形成プロセスを制御することをさらに含む、請求項１０記載の方法。   The method of claim 10, further comprising controlling the forming process such that a cross-sectional shape of the cooling channel is not constant along the length of the cooling channel. 前記冷却チャネルの横断面形状がマルチローブ形状を有するように前記形成プロセスを制御することをさらに含む、請求項１０記載の方法。   The method of claim 10, further comprising controlling the forming process such that a cross-sectional shape of the cooling channel has a multilobe shape. 環状の壁部材と、
該壁部材を貫通して形成され、ライナの入口端部からライナの出口端部まで延びる冷却チャネルとを備え、
該冷却チャネルの特性は該冷却チャネルの長さに沿って変化しており、前記冷却チャネルは、エレクトロケミカルマシニングプロセス及び三次元プリンティングプロセスから成るグループから選択されたプロセスによって形成されることを特徴とする、缶型−環状ガスタービンエンジン用の燃焼器ライナ。 An annular wall member;
A cooling channel formed through the wall member and extending from the inlet end of the liner to the outlet end of the liner,
The cooling channel characteristic varies along the length of the cooling channel, the cooling channel being formed by a process selected from the group consisting of an electrochemical machining process and a three-dimensional printing process. A combustor liner for a can-annular gas turbine engine.
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