JP2017129130A - ガスタービンエンジンの冷却式燃焼器 - Google Patents

Abstract

【課題】ガスタービンエンジンの燃焼器を冷却する方法を提供する。【解決手段】ガスタービンエンジンの燃焼器は、前方開口及び後方開口を定めるライナ１３０、１３２を備える。デフレクタ１２２は、前方開口を閉鎖し、後方開口は、燃焼器の下流側でタービンセクションと流体連通している。デフレクタ１２２に配置されたドームは、燃料／空気混合気を提供して点火させ、タービンセクションを駆動させる。デフレクタ１２２とライナ１３０、１３２との間にギャップ１７４を配置することができ、フィルム孔１６０をデフレクタ１２２に配置させて、冷却空気の流れをギャップ１７４に提供し、ギャップ１７４の下流側で燃焼ライナ１３０、１３２を冷却するようにする。【選択図】図５

Description

本発明は、全体的に、タービン燃焼器に関し、詳細には、燃焼ライナの冷却に関する。

ガスタービンエンジンは、エンジンを通って複数の回転タービンブレード上に通過する燃焼ガスの流れからエネルギーを抽出する回転エンジンである。ガスタービンエンジンは、陸上及び海上移動並びに発電用に使用されているが、最も一般的には、ヘリコプターを含む航空機などの航空用途で使用されている。航空機において、ガスタービンエンジンは、航空機の推進用に使用される。地上用途では、タービンエンジンは、発電用に使用されることが多い。

航空機用のガスタービンエンジンは、エンジン効率を最大にするために高温で作動するよう設計されているので、高圧タービン及び低圧タービンなどの特定のエンジン構成要素の冷却が有利となる場合がある。通常、冷却は、冷却が必要なエンジン構成要素に高圧及び／又は低圧圧縮機からの低温の空気をダクト供給することにより達成される。高圧タービンの温度は、およそ１０００°Ｃ〜２０００°Ｃであり、圧縮機からの冷却空気は、およそ５００°Ｃ〜７００°Ｃである。圧縮機空気は高温ではあるが、タービン空気と比較すると低温であるので、タービンの冷却に用いることができる。

現在の燃焼器は、タービンから上流側で燃料を燃焼させるよう燃焼室を定めるライナを有する。ライナは、ナゲット孔冷却及び／又はフィルム孔のアレイの組み合わせによる冷却空気の流れを用いて冷却することができる。しかしながら、フィルム孔のアレイ単独では、ライナを適切に冷却することができず、ナゲット孔冷却は、高コストとなり、不具合を生じる傾向がある。

米国特許第８，０３７，６９１号明細書

ガスタービンエンジンの燃焼器を冷却する方法であって、該方法が、衝突空気流を燃焼器のデフレクタ上に供給するステップと、デフレクタに衝突した後、燃焼器のフィルム孔を通じて衝突空気流を供給し、ライナの少なくとも一部に沿って冷却空気のフィルムを定めるステップと、を含む。

ガスタービンエンジンの燃焼器であって、該燃焼器は、前方開口及び後方開口を定めるライナと、前方開口を閉鎖するデフレクタと、デフレクタに配置されるドームと、燃焼器を通ってデフレクタからライナの内部に延びるフィルム孔と、を備える。

ガスタービンエンジンの燃焼器であって、該燃焼器は、デフレクタと、デフレクタから離間して配置されてデフレクタとの間にギャップを定めるライナと、デフレクタを通って延びて、ギャップへの出口開口を有する少なくとも１つのフィルム孔と、を備える。

航空機のガスタービンエンジンの概略断面図。 図１のエンジンのタービンセクションに移行している燃焼器セクションの概略断面図。 図２の燃焼器の斜視図。 図３の燃焼器の分解組立図。 図４の燃焼器のデフレクタセクションの断面図。 流体流路を例示した図５のデフレクタセクションの断面図。

本発明の記載される実施形態は、タービン燃焼器に関し、詳細には、燃焼ライナの冷却に関する。説明の目的で、本発明は、航空機ガスタービンエンジンの燃焼器に関して記載される。しかしながら、本発明はこれに限定されず、他の移動体用途、及び非移動体、商用、及び住宅用途などの非航空機用途において一般的に応用することができることは理解されるであろう。

本明細書で使用される用語「軸方向」及び「軸方向に」とは、エンジンの長手方向軸線に沿った寸法を意味する。「軸方向」及び「軸方向に」と併せて使用される用語「前方」とは、エンジン入口に向かう方向に移動していること、又はある構成要素が別の構成要素と比較してエンジン入口により近接していることを意味する。用語「後方」又は「下流側」は、エンジン中心線に対してエンジンの後方又は出口に向けた方向を意味する。

本明細書で使用される用語「半径方向」及び「半径方向に」とは、エンジンの長手方向軸線とエンジン外周との間に延びる寸法を意味する。単独で又は用語「半径方向」又は「半径方向に」と併せて使用される用語「近位方向」又は「近位方向に」とは、中心長手方向軸線に向かう方向に移動していること、又はある構成要素が別の構成要素と比較して中心長手方向軸線により近接していることを意味する。単独で又は用語「半径方向」又は「半径方向に」と併せて使用される用語「遠位方向」又は「遠位方向に」とは、エンジン外周に向かう方向に移動していること、又はある構成要素が別の構成要素と比較してエンジン外周により近接していることを意味する。

全ての方向性の言及（例えば、半径方向、軸方向、近位、遠位、上側、下側、上向き、下向き、左、右、横、前、後、上部、底部、上方、下方、垂直、水平、時計回り、反時計回り）は、読み手の本発明の理解を助けるために識別の目的で使用しているに過ぎず、特に位置、向き、又は本発明の用途に関して限定するものではない。接続に関する言及（例えば、取り付け、結合、接続、及び接合）は、広義に解釈すべきであり、別途指示されていない限り、一群の要素間の中間部材及び要素間の相対移動を含むことができる。従って、接続に関する言及は、必ずしも２つの要素が互いに固定関係で直接接続されることを示唆するものではない。例示的な図面は、単に例証の目的のものであり、本明細書に添付される図面中に示されている寸法、位置、順序及び相対サイズは変えることができる。

図１は、航空機用のガスタービンエンジン１０の概略断面図である。エンジン１０は、前方１４から後方１６に延びた略長手方向に延びる軸線又は中心線１２を有する。エンジン１０は、下流側直列流れ関係で、ファン２０を含むファンセクション１８と、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２４及び高圧（ＨＰ）圧縮機２６を含む圧縮機セクション２２と、燃焼器３０を含む燃焼セクション２８と、ＨＰタービン３４及びＬＰタービン３６を含むタービンセクション３２と、排気セクション３８と、を含む。

ファンセクション１８は、ファン２０を囲むファンケーシング４０を含む。ファン２０は、中心線１２の周りに半径方向に配置された複数のファンブレード４２を含む。ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、及びＨＰタービン３４は、燃焼ガスを発生するエンジン１０のコア４４を形成する。コア４４は、ファンケーシング４０と結合することができるコアケーシング４６により囲まれる。

エンジン１０の中心線１２の周りに同軸方向で配置されたＨＰシャフト又はスプール４８は、ＨＰタービン３４をＨＰ圧縮機２６に駆動可能に接続する。より大きな直径の環状ＨＰスプール４８内でエンジン１０の中心線１２の周りに同軸方向で配置されたＬＰシャフト又はスプール５０は、ＬＰタービン３６をＬＰ圧縮機２４及びファン２０に駆動可能に接続する。スプール４８，５０の一方又は両方に装着されて共に回転するエンジン１０の部分はまた、個々に又は全体的にロータ５１と呼ばれる。

ＬＰ圧縮機２４及びＨＰ圧縮機２６はそれぞれ、複数の圧縮機段５２，５４を含み、ここでは圧縮機ブレード５８のセットが固定圧縮機ベーン６０，６２（ノズルとも呼ばれる）の対応するセットに対して回転して、段を通過する流体ストリームを圧縮又は加圧する。単一の圧縮機段５２，５４において、複数の圧縮機ブレード５６，５８は、リング状に設けることができ、ブレードプラットフォームからブレード先端まで中心線１２に対して半径方向外向きに延びることができ、対応する固定圧縮機ベーン６０，６２は、回転ブレード５６，５８の下流側に隣接して位置付けられる。図１に示されるブレード、ベーン、及び圧縮機段の数は、単に例証として選択されており、他の数も実施可能である点に留意されたい。圧縮機の段におけるブレード５６，５８は、ディスク５３に装着することができ、該ディスクは、ＨＰスプール４８及びＬＰスプール５０の対応するスプールに装着され、各段が固有のディスクを有する。ベーン６０，６２は、ロータ５１の周りに円周方向配列でコアケーシング４６に装着される。

ＨＰタービン３４及びＬＰタービン３６はそれぞれ、複数のタービン段６４，６６を含み、ここではタービンブレード６８，７０のセットが、固定タービンベーン７２，７４（ノズルとも呼ばれる）の対応するセットに対して回転して、段を通過する流体ストリームからエネルギーを抽出する。単一のタービン段６４，６６において、複数のタービンブレード６８，７０をリング状に設けることができ、ブレードプラットフォームからブレード先端まで中心線１２に対して半径方向外向きに延びることができ、他方、対応する固定タービンベーン７２，７４は、回転ブレード６８，７０の下流側に隣接して位置付けられる。図１に示されるブレード、ベーン、及びタービン段の数は、単に例証として選択されており、他の数も実施可能である点に留意されたい。

作動時には、回転ファン２０は、空気をＬＰ圧縮機２４に供給し、次いで、該ＬＰ圧縮機２４は、加圧した空気をＨＰ圧縮機２６に供給して、該ＨＰ圧縮機２６が空気を更に加圧する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧空気は、燃焼室３０において燃料と混合されて点火され、これにより燃焼ガスを発生する。これらのガスからＨＰタービン３４によって幾らかの仕事が抽出され、これによりＨＰ圧縮機２６を駆動する。燃焼ガスは、ＬＰタービン３６に排出され、該ＬＰタービン３６が追加の仕事を抽出してＬＰ圧縮機２４を駆動し、最終的に排気ガスが、排気セクション３８を介してエンジン１０から排出される。ＬＰタービン３６を駆動することにより、ＬＰスプール５０が駆動されて、ファン２０及びＬＰ圧縮機２４を回転させる。

ファン２０によって供給される空気の一部は、エンジンコア４４をバイパスし、エンジン１０の一部分、特に高温部分の冷却に使用され、及び／又は航空機の他の態様の冷却又は動力供給に用いることができる。タービンエンジンの関連において、エンジンの高温部分は通常、燃焼器３０の下流側であり、燃焼セクション２８の直ぐ下流側にあるのでＨＰタービン３４が最も高温の部分である。冷却流体の他の供給源は、限定ではないが、ＬＰ圧縮機２４又はＨＰ圧縮機２６から吐出される流体とすることができる。

図２は、図１のエンジン１０の燃焼器３０の側断面図である。燃焼器３０は、燃焼室８６を定める燃焼ライナ７６及びデフレクタ組立体７８を含む。デフレクタ組立体７８は、複数の環状に配列されたドーム９２を備え、燃料／空気混合気を燃焼室８０に取り込む。

バイパスチャンネル８６は、燃焼室８０の半径方向内側及び外側の両方に配置することができる。バイパスチャンネル８６は、圧縮機セクションからの流体８８の流れをタービンセクション３４に提供し、開口９０のセットを通って燃焼器３０をバイパスさせる。加えて、バイパスチャンネル８６は、冷却流体の流れを複数のフィルム孔９１を通じて燃焼室８０に提供し、燃焼室８０に対して燃焼ライナ７６の内面に沿って表面フィルム冷却を提供することができる。

ドーム９２は、マウント９６にて燃焼器３０に装着された燃料管路９４に結合されて、燃料管路９４からの燃料の流れが供給されて、燃焼室８０へ燃料／空気混合気を放出し点火することができる。

図３を見ると、燃焼器３０の斜視図は、本体１１０を有するカウル８２を示している。アーム１１２は、本体１１０から延びて、燃焼器３０をコアケーシングにボルトなどのファスナーを用いて装着するためのアパーチャ１１６を有するマウント１１４にて終端する。カウル８２は、インピンジメントバッフル１２０に結合される。インピンジメントバッフル１２０は、デフレクタ１２２に結合され、該デフレクタ１２２は、燃焼室８０に直面するデフレクタ組立体７８の表面を定めるデフレクタ面１２４を有する。デフレクタ面１２４は、燃焼器３０においては典型的な高温領域での使用に好適な材料から作ることができる。デフレクタ１２２は、カウル８２の本体１１０を受けるように適合された２つの延長部１２８を備える。

燃焼ライナ７６は、半径方向外側ライナ１３２及び半径方向内側ライナ１３０を備え、各ライナ１３０，１３２は、燃焼室８０に直面するライナ７６の内部に沿って表面冷却を提供するための複数のフィルム孔１３４を有する。燃焼ライナ７６は、前方開口１４０及び後方開口１４２を定め、前方開口１４０に近接してデフレクタ１２２を有することができる。半径方向外側ライナ１３２及び半径方向内側ライナ１３０は、インピンジメントバッフルの延長部１２８を覆って延びる前方延長部１３６を備える。本体１１０、バッフル延長部１２８、及びライナ延長部１３６は、互いに重なり合い、各々が、カウル８２、インピンジメントバッフル１２０、及びライナ１３０，１３２を結合するための１又はそれ以上のファスナーアパーチャ１３８を含む。

図４を参照すると、この分解組立図は、インピンジメントバッフル１２０に配置されたインピンジメント孔１５０及びデフレクタ１２２におけるフィルム孔１６０として複数のアパーチャを最もよく示している。カウル８２は更に、開口１４４を含む。開口１４４は、燃料管路９４の挿入を受け入れると共に、カウル８２の内部に提供される流体Ｆの流れのための空間を提供する。インピンジメントバッフル１２０は、インピンジメント壁１５２に沿って配列された複数のインピンジメント孔１５０を含む。インピンジメント孔１５０は、ドーム９２の半径方向上方及び下方に配置される２つの列をなして配列される。インピンジメント孔１５０の配列は、例示的なものであり、限定として解釈すべきではない。インピンジメント孔１５０は、代替として、ドーム９２の周りに、離間して、互い違いに、オフセットして、又は他の何れかの配列で配置することができる。

デフレクタ１２２は、該デフレクタ１２２の側部上に側壁１５６に移行するデフレクタ壁１５４を備える。１又はそれ以上のフィレット１５８は、デフレクタ壁１５４と側壁１５６との間に移行部を提供することができる。複数のフィルム孔１６０は、フィレット１５８に配置され、デフレクタ１２２の半径方向外面１６２及び半径方向内面１６４に延びる。フィルム孔１６０は、フィレット１５８に配置されて示されているが、デフレクタ１２２がフィレット１５８を備えず、フィルム孔１６０が、側壁１５６を通ってデフレクタ１２２の外面１６２及び内面１６４に延びることも企図される。従って、フィルム孔１６０は、デフレクタ１２２の外面１６２及び内面１６４にエンジン中心線に対して実質的に半径方向に延びることができる。更に、フィルム孔は、円形、長円、楕円、四角形、又はその他を含むあらゆる形状とすることができる。

ここで図５を参照すると、カウル８２、インピンジメントバッフル１２０、デフレクタ１２２、及びライナ１３０，１３２が結合された断面図が、複数の内部チャンバを最もよく例示している。ハウジングチャンバ１７０は、カウル８２及びインピンジメントバッフル１２０の前方内に定めることができる。インピンジメントチャンバ１７２のセットは、インピンジメントバッフル１２０とデフレクタ１２２との間に定められ、インピンジメント孔１５０を通じてハウジングチャンバ１７０と流体連通している。ギャップ１７４のセットは、外面１６２と外側ライナ１３２との間、並びに内面１６４と内側ライナ１３０との間に定められる。ギャップ１７４は、フィルム孔１６０を通じてインピンジメントチャンバ１７２と流体連通しており、フィルム孔１６０は、インピンジメントチャンバ１７２に隣接する入口と、ギャップ１７４にある出口とを有する。ギャップ１７４は更に、インピンジメントバッフル１２０及びデフレクタ１２２の下流側で燃焼室８０と流体連通している。ギャップ１７４は、環状であり、燃焼器３０に対してエンジン中心線１２の周りに円周方向に延びることができる。１つの代替の実施例において、フィルム孔１６０は、デフレクタ１２２及びライナ１３０，１３２の両方を通過することができる。

ここで図６を参照すると、１８０における空気流は、燃焼器の上流側で圧縮機セクションから開口１４４を通ってハウジングチャンバ１７０に提供することができる。１８２において、ハウジングチャンバ１７０内の空気流は、インピンジメントバッフル１２０に提供することができる。１８４における空気流は、インピンジメント孔１５０を通ってインピンジメントチャンバ１７２に入り、ここでデフレクタ１２２と衝突してデフレクタ１２２を冷却することができる。１８６において、インピンジメントチャンバ１７２から空気流がフィルム孔１６０を通ってギャップ１７４に提供され、ここで空気流は、冷却フィルム１８８として燃焼ライナ７６の内面にわたって通過することができる。従って、冷却流体の流れは、デフレクタ組立体７８を通じて提供されて、デフレクタ１２２において燃焼ライナ７６の内面にわたって冷却フィルムを形成し、デフレクタ組立体７８に隣接してより強力な内部冷却フィルムを提供する。フィルム孔１６０がデフレクタ１２２及びライナ１３０，１３２を通過する代替の実施例において、冷却フィルム１８８は、燃焼室８０に対してライナ１３０，１３２の外装部に提供することができる。

ガスタービンエンジン１０の燃焼器３０を冷却する方法は、衝突空気流を燃焼器３０のデフレクタ１２２上に供給するステップと、デフレクタ１２２に衝突した後、燃焼器３０のフィルム孔１３４を通じて衝突空気流を供給し、ライナ７６の少なくとも一部に沿って冷却空気のフィルムを定めるステップと、を含むことができる。空気流は、ハウジングチャンバ１７０からインピンジメント孔１５０を通ってインピンジメントチャンバ１７２内のデフレクタ１２２に衝突空気流として供給することができる。衝突空気流は、インピンジメントチャンバ１７２から、フィルム孔１６０を通じてギャップ１７４に供給され、ここで空気流は、冷却フィルムとしてライナ７６の一部に沿って配向することができる。供給されている空気流は、エンジン１０の圧縮機セクション２２からの圧縮機空気を含むことができる。ライナ７６に沿って提供される空気流は、ライナ７６によって定められる燃焼室８０に対してライナの内部に沿って供給することができる。

改善されたフィルム冷却は、デフレクタ及びライナにおけるギャップから燃焼ライナに沿って空気流を配向することにより達成することができることを理解されたい。更に、空気流をデフレクタに配向することで、デフレクタを冷却し、使用済みの衝突空気を利用してライナを更に冷却することができる。改善された冷却フィルムは、燃焼器又は燃焼ライナの翼上時間を損なう又は短縮する傾向があるライナ上のフィルムナゲットの必要性を低減又は排除することができる。

本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本明細書で記載されるシステムを開示しており、更に、あらゆる当業者があらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること及びあらゆる包含の方法を実施することを含む本開示を実施することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を含む場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。

最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
ガスタービンエンジンの燃焼器を冷却する方法であって、該方法が、
衝突空気流を燃焼器のデフレクタ上に供給するステップと、
上記デフレクタに衝突した後、上記燃焼器のフィルム孔を通じて衝突空気流を供給し、ライナの少なくとも一部に沿って冷却空気のフィルムを定めるステップと、
を含む、方法。
［実施態様２］
上記衝突空気流を供給するステップが、上記デフレクタから離間して配置されたインピンジメントバッフルを通って冷却空気を供給するステップを含む、実施態様１に記載の方法。
［実施態様３］
上記衝突空気流を供給するステップが、上記ガスタービンエンジンの圧縮機セクションから圧縮機空気を供給するステップを含む、実施態様２に記載の方法。
［実施態様４］
上記衝突空気流を供給するステップが、上記デフレクタ及びライナの少なくとも一方を通過するフィルム孔を通じて上記衝突空気流を供給するステップを含む、実施態様２に記載の方法。
［実施態様５］
上記フィルム孔が、上記デフレクタ及びライナの両方を通過する、実施態様４に記載の方法。
［実施態様６］
上記冷却空気のフィルムが、上記ライナの内部に沿って流れる、実施態様１に記載の方法。
［実施態様７］
ガスタービンエンジンの燃焼器であって、
前方開口及び後方開口を定めるライナと、
上記前方開口を閉鎖するデフレクタと、
上記デフレクタに配置されるドームと、
燃焼器を通って上記デフレクタから上記ライナの内部に延びるフィルム孔と、
を備える、燃焼器。
［実施態様８］
上記フィルム孔が、上記デフレクタ及び上記ライナの少なくとも一方を通って延びる、実施態様７に記載の燃焼器。
［実施態様９］
上記フィルム孔が、上記デフレクタ及び上記ライナの両方を通って延びる、実施態様８に記載の燃焼器。
［実施態様１０］
上記デフレクタの上流側にインピンジメントバッフルを更に備える、実施態様８に記載の燃焼器。
［実施態様１１］
上記インピンジメントバッフル及び上記デフレクタが、インピンジメントチャンバを少なくとも部分的に定め、上記フィルム孔が、上記インピンジメントチャンバに流体結合される、実施態様１０に記載の燃焼器。
［実施態様１２］
上記デフレクタが、上記ライナの前で終端してギャップを定め、上記フィルム孔が、上記ギャップに流体結合される、実施態様１１に記載の燃焼器。
［実施態様１３］
上記デフレクタの上流側にインピンジメントバッフルを更に備える、実施態様７に記載の燃焼器。
［実施態様１４］
上記インピンジメントバッフル及び上記デフレクタが、インピンジメントチャンバを少なくとも部分的に定め、上記フィルム孔が、上記インピンジメントチャンバに流体結合される、実施態様１３に記載の燃焼器。
［実施態様１５］
上記デフレクタが、上記ライナの前で終端してギャップを定め、上記フィルム孔が、上記ギャップに流体結合される、実施態様７に記載の燃焼器。
［実施態様１６］
ガスタービンエンジンの燃焼器であって、該燃焼器は、デフレクタと、上記デフレクタから離間して配置されて該デフレクタとの間にギャップを定めるライナと、上記デフレクタを通って延びて、上記ギャップへの出口開口を有する少なくとも１つのフィルム孔と、を備える、燃焼器。
［実施態様１７］
上記デフレクタの上流側にインピンジメントバッフルを更に備える、実施態様１６に記載の燃焼器。
［実施態様１８］
上記インピンジメントバッフル及び上記デフレクタが、インピンジメントチャンバを少なくとも部分的に定め、上記少なくとも１つのフィルム孔が、上記インピンジメントチャンバに流体結合された入口を有する、実施態様１７に記載の燃焼器。
［実施態様１９］
上記少なくとも１つのフィルム孔が、上記デフレクタ及び上記ライナの少なくとも一方を通って延びる、実施態様１６に記載の燃焼器。
［実施態様２０］
上記少なくとも１つのフィルム孔が、上記デフレクタを通って主として半径方向に延びる、実施態様１６に記載の燃焼器。

１０ ガスタービンエンジン
１２ 長手方向軸線（中心線）
１４ 前方
１６ 後方
１８ ファンセクション
２０ ファン
２２ 圧縮機セクション
２４ 低圧（ＬＰ）圧縮機
２６ 高圧（ＨＰ）圧縮機
２８ 燃焼セクション
３０ 燃焼器
３２ タービンセクション
３４ ＨＰタービン
３６ ＬＰタービン
３８ 排気セクション
４０ ファンケーシング
４２ ファンブレード
４４ コア
４６ コアケーシング
４８ ＨＰシャフト／ＨＰスプール
５０ ＬＰシャフト／ＬＰスプール
５２ 圧縮機段
５４ 圧縮機段
５６ 圧縮機ブレード
５８ 圧縮機ブレード
６０ 圧縮機ベーン（ノズル）
６２ 圧縮機ベーン（ノズル）
６４ タービン段
６６ タービン段
６８ タービンブレード
７０ タービンブレード
７２ タービンベーン
７４ タービンベーン
７６ 燃焼ライナ
７８ デフレクタ組立体
８０ 燃焼室
８２ カウル
８６ バイパスチャンネル
８８ 流体の流れ
９０ 開口
９１ フィルム孔
９２ ドーム
９４ 燃料管路
９６ マウント
１１０ 本体
１１２ アーム
１１４ マウント
１１６ アパーチャ
１２０ インピンジメントバッフル
１２２ デフレクタ
１２４ デフレクタ面
１３０ 外側ライナ
１３２ 内側ライナ
１３４ フィルム孔
１３６ 前方延長部
１３８ ファスナー孔
１４０ 前方開口
１４２ 後方開口
１４４ 開口
１５０ インピンジメント孔
１５２ インピンジメント壁
１５４ デフレクタ壁
１５６ 側壁
１５８ フィレット
１６０ フィルム孔
１６２ 外面
１６４ 内面
１７０ ハウジングチャンバ
１７２ インピンジメントチャンバ
１７４ ギャップ
１８０ 空気流
１８２ 空気流
１８４ 空気流
１８６ 空気流
１８８ 冷却フィルム

Claims (10)

1. ガスタービンエンジン（１０）の燃焼器（３０）であって、
   前方開口（１４０）及び後方開口（１４２）を定めるライナ（７６）と、
   前記前方開口（１４０）を閉鎖するデフレクタ（１２２）と、
   前記デフレクタ（１２２）に配置されるドーム（９２）と、
   燃焼器（３０）を通って前記デフレクタ（１２２）から前記ライナ（７６）の内部に延びるフィルム孔（１６０）と、
   を備える、燃焼器（３０）。
2. 前記フィルム孔（１６０）が、前記デフレクタ（１２２）及び前記ライナ（７６）の少なくとも一方を通って延びる、請求項１に記載の燃焼器（３０）。
3. 前記フィルム孔（１６０）が、前記デフレクタ（１２２）及び前記ライナ（７６）の両方を通って延びる、請求項２に記載の燃焼器（３０）。
4. 前記デフレクタ（１２２）の上流側にインピンジメントバッフル（１２０）を更に備える、請求項２に記載の燃焼器（３０）。
5. 前記インピンジメントバッフル（１２０）及び前記デフレクタ（１２２）が、インピンジメントチャンバ（１７２）を少なくとも部分的に定め、前記フィルム孔（１６０）が、前記インピンジメントチャンバ（１７２）に流体結合される、請求項４に記載の燃焼器（３０）。
6. 前記デフレクタ（１２２）が、前記ライナ（７６）の前で終端してギャップ（１７４）を定め、前記フィルム孔（１６０）が、前記ギャップ（１７４）に流体結合される、請求項５に記載の燃焼器（３０）。
7. 前記デフレクタ（１２２）の上流側にインピンジメントバッフル（１２０）を更に備える、請求項１に記載の燃焼器（３０）。
8. 前記インピンジメントバッフル（１２０）及び前記デフレクタ（１２２）が、インピンジメントチャンバ（１７２）を少なくとも部分的に定め、前記フィルム孔（１６０）が、前記インピンジメントチャンバ（１７２）に流体結合される、請求項７に記載の燃焼器（３０）。
9. 前記デフレクタ（１２２）が、前記ライナ（７６）の前で終端してギャップ（１７４）を定め、前記フィルム孔（１６０）が、前記ギャップ（１７４）に流体結合される、請求項１に記載の燃焼器（３０）。
10. 前記フィルム孔（１６０）が、エンジン中心線（１２）に対して前記デフレクタ（１２２）を通って実質的に半径方向に延びる、請求項１に記載の燃焼器（３０）。