JP2693665B2 - ガスタービン燃焼器ライナ、アフタバーナ用ガスタービンエンジン排気部燃焼器ライナ及びガスタービン燃焼器ライナを製造する方法 - Google Patents

ガスタービン燃焼器ライナ、アフタバーナ用ガスタービンエンジン排気部燃焼器ライナ及びガスタービン燃焼器ライナを製造する方法

Info

Publication number
JP2693665B2
JP2693665B2 JP3188309A JP18830991A JP2693665B2 JP 2693665 B2 JP2693665 B2 JP 2693665B2 JP 3188309 A JP3188309 A JP 3188309A JP 18830991 A JP18830991 A JP 18830991A JP 2693665 B2 JP2693665 B2 JP 2693665B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
liner
shell
gas turbine
combustor liner
film cooling
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
JP3188309A
Other languages
English (en)
Other versions
JPH05118548A (ja
Inventor
トーマス・ジョージ・ウェイクマン
アラン・ウォーカー
ハーベイ・ミッシェル・マックリン
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JPH05118548A publication Critical patent/JPH05118548A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP2693665B2 publication Critical patent/JP2693665B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/36—Removing material
    • B23K26/38—Removing material by boring or cutting
    • B23K26/382—Removing material by boring or cutting by boring
    • B23K26/389—Removing material by boring or cutting by boring of fluid openings, e.g. nozzles, jets
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • 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; Infra-red radiation suppressors
    • 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
    • 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

Description

【発明の詳細な説明】
【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多数の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区分（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、燃焼器ライナーは、強い燃焼熱が燃焼器ま
たは周囲のエンジンに損害を与えるのを防止する。
【０００３】ある種の航空機ガスタービンエンジン、特
に戦闘機や爆撃機のような超音速飛行の可能なエンジン
では、エンジンの排気部分にアフターバーナまたはオー
グメンタを配置する。アフターバーナ・エンジンにも熱
シールドまたはライナーを設けて、強い燃焼熱がエンジ
ンおよび航空機の排気部分その他の部分の包囲ケーシン
グに損傷を与えるのを防止する。
【０００４】従来から、種々のタイプの燃焼器およびア
フターバーナ・ライナーが提案され、使用されている。
その上、大きな燃焼熱に耐えるように、あるいはライナ
ーの予測可使寿命を長くするために、これらのライナー
を冷却する種々の異なる方法が提案されている。ところ
が、これらのライナーは、非常に複雑で、製造およびオ
ーバーホールが困難かつ高価であり、エンジンの重量を
増す。エンジンの設計者は、燃焼器に見出される温度お
よび圧力差に耐えることができ、製造が比較的簡単で、
安価である軽量のライナーを組み込むことを、以前から
追求してきた。
【０００５】燃焼ライナーを気膜冷却（フィルム冷却）
する従来の方法では、Ｂｕｒｒの米国特許第４，５６
６，２８０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複数の列を設けている。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。複雑な形状やこれら
のライナーを製造するのに必要な切削加工は、ライナー
のコストと重量にとって望ましくない。
【０００６】他の気膜冷却燃焼器ライナーとして、たと
えばＥｎｚａｋｉらの米国特許第４，６９５，２４７号
は、気膜冷却高温壁に対して約３０度傾斜した気膜冷却
穴を設けた二重壁ライナーの使用を開示している。この
タイプの二重壁ライナーは複雑で、重く、製造および修
理に費用がかかる。離間した二重壁間の内部空所は、メ
インテナンス問題および閉塞の原因ともなり得る。さら
に、Ｆｏｌｔｚの米国特許第４，８９６，５１０号に、
多数の気膜冷却穴を設けた別のタイプの二重壁ライナー
が開示されている。ここでフォルツの特許は、この発明
の背景を理解するための参考技術として挙げたに過ぎ
ず、上述した他の特許もすべてそのような参考として挙
げたものである。
【０００７】ライナーを冷却するさらに他の手段として
は、ほとんど多孔性といってよいライナーを通して冷却
空気を連続的ににじみ出させる、しみ出し（トランスピ
レーション）冷却手段がある。しみ出し冷却ライナーは
比較的複雑な穴を有し、多重な材料層を使用する。しみ
出し冷却ライナーは、多孔度が高いので弱く、したがっ
て、現代の大型タービンエンジンに使用するためには、
複雑なあるいは重い支持手段を必要とする。
【０００８】
【発明の概要】上述した問題を解決し、他の利点を達成
するこの発明は、壁に貫通する形態で多孔気膜冷却手段
を設けた単一壁環状燃焼器ライナーを提供し、好ましく
はライナーを板金から作製する。この発明の多孔気膜冷
却手段は、多数の下流方向に急傾斜した小さな気膜冷却
穴（ホール）を、軸線方向下流に傾斜させ、互いに近接
配置することにより、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
ーンを形成した構成である。この発明の気膜冷却穴は、
良好な気膜冷却を促進するのに十分な小ささであるが、
過度の穴づまりを避けるのに十分な大きさであることが
必要である。好ましい実施例では、多孔気膜冷却穴は、
直径約２０ミルで、公称公差約±２ミルである。本発明
者は、１０ミルの穴は閉塞しやすいので、避けるべきで
あることを確かめた。さらに、この発明によれば、気膜
冷却穴は、傾斜角２０度で、公称公差約±１度であり、
互いに穴径の約６．５〜７．５倍程度に密に配置し、そ
して軸線方向に隣り合う穴の列を、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、冷却気膜噴
射点の均等性をさらに向上させる。
【０００９】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区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。
【００１０】この発明は、多数の気膜冷却穴を有する燃
焼器ライナーを形成する安価な製造方法も提供する。こ
の方法では、薄い板金（厚さ約３０〜８０ミルの範囲、
好適な実施例で示すように外側ライナーでは８０ミル、
内側ライナーでは３０ミル）からライナーを環形状にロ
ール加工し、軸線方向に延在する端縁を互いに溶接して
単一壁の環状シェルを形成し、次にコンピュータ制御レ
ーザ穿孔装置により穴を特定のパターンにレーザ穿孔
し、多数の小さな（２０ミル程度）気膜冷却穴の少なく
とも１つの連続パターンをシェルに形成する。穴は、好
ましくは公差約±１°で２０°〜１０°の範囲、特に２
０°である下流向きの急な角度を持ち、互いに比較的近
接して（中心線間距離約１４０ミル）配置する。拡張ダ
イを用いる周知の通常の技術により、ライナーを、浅い
波状壁コルゲーションおよびフランジを含む最終形状に
拡張成形する。希釈穴をライナーに穿孔するのは、最終
環形状を成形する前でも後でもよく、また熱バイヤ被膜
を設けるのも冷却穴を穿孔する前でも後でも、また最終
形状を成形する前でも後でもよい。
【００１１】
【効果】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
焼区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。
【００１２】この発明による極めて簡単な、安価な製造
方法によれば、板金の円筒をレーザ穿孔して冷却パター
ンを形成し、また拡張ダイによってシェルに補強用波形
を与える。
【００１３】波形設計とすれば、この発明により得られ
る他の効果として、希釈穴がパネルのナゲット間の位置
に限定される通常のライナーと違って、希釈穴をパネル
上のどこにでも配置することができる。
【００１４】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。
【００１５】
【実施例の記載】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区分およ
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。
【００１６】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、燃焼区分１６
に吐出される。燃焼区分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。燃焼区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。
【００１７】図１に示すように、アフターバーナ２４
は、タービン部分２０の下流の排気部分２２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、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
のに特に有用である。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。
【００１８】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。加圧空気が燃焼区分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、燃焼区分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。
【００１９】図２の斜視図に燃焼区分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の上流端では、複数の燃料インジェクタ
５２が、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３
８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。
【００２０】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。
【００２１】外側燃焼器ライナー４８は、単一壁の環状
シートまたはシェルからなり、シェルの大体軸線方向に
延在する部分に大体環状の波形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３
３に面し、そしてライナー４８に多孔気膜冷却を行う手
段を含む。多孔気膜冷却を行う手段は、図４に示すよう
に、ライナー４８に多数の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１５
°〜２０°の範囲の下流向きの急な角度Ａを有し、ライ
ナー４８の低温側５７から高温側６１へ軸線方向後方に
傾斜している。製造およびコストの観点から、ライナー
４８の各面に対して約２０°の傾射角Ａが好ましいこと
を確かめた。それより小さい傾斜角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°の範囲の傾斜角Ａを使用することがで
きる。１５°より小さい傾斜の穴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、互いに中心同士を約１５０ミル（０．１５イン
チ）、または穴直径の約６．５倍程度離すのが好まし
い。
【００２２】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。
【００２３】単一壁の環状燃焼器ライナーは、その製造
方法とともに、この発明の主要な特徴である。この発明
に従って代表的な燃焼器ライナーを製造する好適な方法
を図３ａ〜図３ｄに示す。外側燃焼器ライナー４８は、
ガスタービン燃焼器の高熱環境に適当な、薄い、好適例
では厚さ約８０ミル（０．０８インチ）の金属シートか
ら形成する。板金シェル４８を板金のシート２６０から
作製するには、好ましくは、図３ａに示すように、シー
トをローラ２４０でロール加工し、その軸線方向端縁２
２０同士を溶接して継ぎ目２７５とし、これによりシェ
ルの大体環状の形状を形成する。シェル形状は円錐形で
も円筒形でもよい。次に、図３ｂにレーザ２８０および
そのビーム２９０で示すように、外側ライナー４８の環
状シェルに多数の気膜冷却穴８０を、ライナーの高温側
から低温側にレーザ穿孔する。すなわち、外側ライナー
４８の場合、シェルの内側からレーザ穿孔する。もし
も、外側ライナー４８およびアフターバーナ・ライナー
２８（図５に示す）の場合のように、波形またはコルゲ
ーション６０を付ける必要があるならば、そのときに
は、図３ｃに示すように、拡張ダイ１９５、１９７を用
いて拡張成形することによりシェルの壁に波形を形成す
る。シェルの端部での環状断面をこの工程で形成して、
フランジ７３または他のライナー取付け手段を形成して
もよい。
【００２４】図２に戻ると、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。
【００２５】図４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８０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に熱バリヤ被膜を設けて、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
８１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Ｃ間で直径の約７倍離す必要があることも確か
めた。
【００２６】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広い広がった
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。
【００２７】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、燃焼区分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。
【００２８】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。
【００２９】燃焼器に適当な板金材料は良く知られてお
り、ハステロイ（Ｈａｓｔｅｌｌｏｙ）Ｘ、ＨＳ１８
８、ＨＡ２３０などの合金がある。また、レネ（Ｒｅｎ
ｅ′）８０合金も、急冷凝固プラズマ堆積（ＲＳＰＤ＝
ｒａｐｉｄ ｓｏｌｉｄｉｆｉｃａｔｉｏｎ ｐｌａｓ
ｍａ ｄｅｐｏｓｉｔｉｏｎ）法と組み合わせて用いる
場合には、適当である。ＲＳＰＤ法は板金ライナーには
適当でないが、マンドレル上で環形状に成形することが
でき、経済的である。板金材料を用いる場合、シートを
適当な寸法にロール成形するか、へら絞り加工すること
により、あるいはシートを溶接した後、所望の幾何形状
にへら絞り加工することにより、ライナー自体を成形す
ることができる。このライナー構成は、製造法が主とし
て、板金のへら絞り加工、レーザ穿孔、そして熱バリヤ
保護層の被覆を含むだけであるので、コストが低い。
【００３０】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によれば、燃焼器ライナーが
極めて低コストで得られる。図３Ａ〜３Ｃを参照する
と、まず、（好ましくは前述した材料のいずれかの）板
金原料から、好ましくはロール加工により円筒を製作す
る。ロール加工した板金の軸線方向延在端に沿って軸線
方向に溶接して円筒端部同士を接合する。次に、円筒を
治具で固定し、円筒に多数の気膜冷却穴８０をレーザ穿
孔する。燃焼区分１６用の代表的な直径３０インチの外
側ライナー４８に、２０，０００以上の穴をあけるのが
代表的である。穿孔した燃焼器ライナーを次に１組のダ
イで拡張成形して、波形を付ける。
【００３１】本発明で想定しているレーザ穿孔工程は、
ライナーシェルを円周方向に回転させながら、各穴につ
いての多数の順次穿孔パスを行うという意味で、「飛行
（オンザフライ）」レーザ穿孔と称するのが適当であ
る。浅い傾斜の気膜冷却穴をその好適な傾斜角２０°で
穿孔するために、１つの穴につき約６〜１０のレーザパ
ルス（衝撃）を続けて与える必要がある。この方法では
さらに、シェルを回転して、各軸線方向位置で円周方向
に並んだ穴を順次穿孔する。この方法を用いることによ
り、穴を完成するまでにシェルが６〜１０回転するの
で、順次のパルス間に冷却が生じ、再鋳造層の少ない良
好な穴ができ、熱変形によるライナーの真円からのずれ
が著しく少なくなる。
【００３２】現在のところ、穴の品質とコスト（レーザ
穿孔装置の摩耗を含む）に基づいて、１穴当たり１０パ
ルスが好適であると考えられる。この適切な数のパルス
であれば、穴を材料に６パルスで貫通させることがで
き、それに続く４つのパルスは穴を寸法通りに仕上げる
（リーマ加工）のに使用する。直径３０インチ、厚さ８
０ミルのライナーについて、燃焼区分の燃焼器ライナー
を製造するのに、１穴当たり６〜１６秒、そして１ライ
ナー当たり３０〜４０時間が必要であると見積もられ
る。勿論、これらの条件は所定の燃焼器ライナー設計の
特定の要件に応じて変わり、例示の目的で示しただけで
ある。気膜冷却穴の直径の公差を±２ミル、冷却穴の傾
斜角Ａの公差を±１°とするのが好ましい。
【００３３】レーザ穿孔は、穴を形成するにつれて、穴
のまわりにもろい再鋳造材料を、また穴内に微細な亀裂
を過剰に生成する原因となることを考慮すると、次の工
程を追加するのが有効である。レーザ穿孔の後、空気と
水によるグリット・ブラスティング（ＡＷＡＧ＝ａｉｒ
ｗａｔｅｒ ａｓｓｉｓｔｅｄ ｇｒｉｔｂｌａｓｔ
ｉｎｇ）方法を用いて、端縁の再鋳造層を内腔の再鋳造
層の一部と共に除去する。実験により、穴軸線上でのＡ
ＷＡＧが、表面に対して垂直なＡＷＡＧショットより良
好であることを確かめた。ＡＷＡＧの副作用の問題は、
穴流れが著しく（約７％〜２４％）増大し、変化するこ
とであり、したがって、ＡＷＡＧを使用する場合、小さ
い気膜冷却穴、すなわち最終で２０ミルの穴に対して１
８ミル程度の穴をレーザ穿孔する必要がある。
【００３４】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。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明の燃焼器ライナーを有する、コアエン
ジン燃焼区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線図的断面図である。
【図２】図１に示したエンジンのコアエンジン燃焼区分
の一部を破断して示す斜視図である。
【図３】この発明の好適な実施例にしたがって、図１に
示す主燃焼器ライナーなどの燃焼区分用の燃焼器ライナ
ーを製造する方法の説明図であり、シートのロール成形
を示す。
【図４】この発明の好適な実施例にしたがって、図１に
示す主燃焼器ライナーなどの燃焼区分用の燃焼器ライナ
ーを製造する方法の説明図であり、レーザ穿孔を示す。
【図５】この発明の好適な実施例にしたがって、図１に
示す主燃焼器ライナーなどの燃焼区分用の燃焼器ライナ
ーを製造する方法の説明図であり、波形成形を示す。
【図６】この発明の好適な実施例にしたがって、図１に
示す主燃焼器ライナーなどの燃焼区分用の燃焼器ライナ
ーを製造する方法の説明図であり、得られた波状ライナ
ーを示す。
【図７】この発明の好適な実施例による燃焼器ライナー
の一部の拡大斜視図である。
【図８】図１に示したアフターバーナ・ライナーの斜視
図である。
【符号の説明】
１０ ガスタービンエンジン １３ コア １６ 燃焼区分 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
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ハーベイ・ミッシェル・マックリン アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナ ッティ、スティープルチェイス・ドライ ブ、66番 (56)参考文献 特開 平２−75819（ＪＰ，Ａ) 特開 昭63−15011（ＪＰ，Ａ)

Claims (5)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 高温側と、低温側とを有していると共
    に、該低温側から該高温側まで下流に急傾斜した小さな
    気膜冷却孔を密に配列した少なくとも１つの連続パター
    ンを有している単一壁シェルを備えており、 前記連続パターンは、本質的に前記シェルの長さ全体に
    わたって延在しており、 前記気膜冷却孔は、孔径と、下流への傾斜角度とを有し
    ており、燃焼器の運転中に前記シェルのライナの前記高
    温側に連続した気膜冷却を行うのに少なくとも十分互い
    に近接して設けられており、 前記気膜冷却孔は、本質的に前記傾斜角度ですべての冷
    却空気を注入するように動作可能であり、 前記シェルの少なくとも一部は、浅い波状壁断面を形成
    するように波形を成しているガスタービン燃焼器ライ
    ナ。
  2. 【請求項２】 前記下流への傾斜角度は、約１０度〜２
    ０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。
  3. 【請求項３】 高温側と、低温側とを有している単一壁
    板金シェルであって、該シェルの一部は、浅い波状壁断
    面を形成するように波形を成している、単一壁板金シェ
    ルと、 前記低温側から前記高温側まで下流に急傾斜した小さな
    気膜冷却孔を密に配列した少なくとも１つの連続パター
    ンであって、前記気膜冷却孔は、前記シェルを貫通して
    設けられている、少なくとも１つの連続パターンとを備
    えており、 前記連続パターンは、本質的に前記シェルの長さ全体に
    わたって延在しており、 前記気膜冷却孔は、孔径と、傾斜角度とを有しており、
    燃焼器の運転中に前記シェルの前記高温側に連続した気
    膜冷却を行うのに少なくとも十分互いに近接して設けら
    れており、 前記気膜冷却孔は、本質的に前記傾斜角度ですべての冷
    却空気を注入するように動作可能であるアフタバーナ用
    ガスタービンエンジン排気部燃焼器ライナ。
  4. 【請求項４】 請求項１に記載のガスタービン燃焼器ラ
    イナを製造する方法であって、 ガスタービン燃焼器の高温環境に適当な薄い板金から全
    体的に環状のライナシェルを形成する工程と、 下流に急傾斜した小さな気膜冷却孔を密に配列した少な
    くとも１つのパターンを前記環状のシェルにレーザ穿孔
    する工程であって、該穿孔は、前記シェルの高温側から
    低温側に行われる、レーザ穿孔する工程とを備えたガス
    タービン燃焼器ライナを製造する方法。
  5. 【請求項５】 前記シェルに浅い波形を形成するように
    該シェルを拡張成形する工程を更に含んでいる請求項４
    に記載のガスタービン燃焼器ライナを製造する方法。
JP3188309A 1990-11-15 1991-07-03 ガスタービン燃焼器ライナ、アフタバーナ用ガスタービンエンジン排気部燃焼器ライナ及びガスタービン燃焼器ライナを製造する方法 Expired - Fee Related JP2693665B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US07/614,418 US5181379A (en) 1990-11-15 1990-11-15 Gas turbine engine multi-hole film cooled combustor liner and method of manufacture
US614,418 1990-11-15

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH05118548A JPH05118548A (ja) 1993-05-14
JP2693665B2 true JP2693665B2 (ja) 1997-12-24

Family

ID=24461178

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP3188309A Expired - Fee Related JP2693665B2 (ja) 1990-11-15 1991-07-03 ガスタービン燃焼器ライナ、アフタバーナ用ガスタービンエンジン排気部燃焼器ライナ及びガスタービン燃焼器ライナを製造する方法

Country Status (8)

Country Link
US (1) US5181379A (ja)
EP (1) EP0486133B1 (ja)
JP (1) JP2693665B2 (ja)
KR (1) KR940004340B1 (ja)
AU (1) AU638331B2 (ja)
CA (1) CA2048727C (ja)
DE (1) DE69123707T2 (ja)
IL (1) IL98657A (ja)

Families Citing this family (95)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2696502B1 (fr) * 1992-10-07 1994-11-04 Snecma Dispositif de post-combustion pour turbo réacteur double flux.
GB9127505D0 (en) * 1991-03-11 2013-12-25 Gen Electric Multi-hole film cooled afterburner combustor liner
US5241827A (en) * 1991-05-03 1993-09-07 General Electric Company Multi-hole film cooled combuster linear with differential cooling
US5720434A (en) * 1991-11-05 1998-02-24 General Electric Company Cooling apparatus for aircraft gas turbine engine exhaust nozzles
US5363654A (en) * 1993-05-10 1994-11-15 General Electric Company Recuperative impingement cooling of jet engine components
US5460002A (en) * 1993-05-21 1995-10-24 General Electric Company Catalytically-and aerodynamically-assisted liner for gas turbine combustors
FR2716933B1 (fr) * 1994-03-03 1996-04-05 Snecma Elément de chemise de protection thermique pour turbomachine et ses procédés de fabrication.
JPH08278029A (ja) * 1995-02-06 1996-10-22 Toshiba Corp 燃焼器用ライナー及びその製造方法
FR2733582B1 (fr) * 1995-04-26 1997-06-06 Snecma Chambre de combustion comportant une multiperforation d'inclinaison axiale et tangentielle variable
US5680767A (en) * 1995-09-11 1997-10-28 General Electric Company Regenerative combustor cooling in a gas turbine engine
US5726411A (en) * 1995-10-25 1998-03-10 Solar Turbines Incorporated Method and apparatus for making holes in a workpiece
US5747769A (en) * 1995-11-13 1998-05-05 General Electric Company Method of laser forming a slot
US5724816A (en) * 1996-04-10 1998-03-10 General Electric Company Combustor for a gas turbine with cooling structure
US5933699A (en) * 1996-06-24 1999-08-03 General Electric Company Method of making double-walled turbine components from pre-consolidated assemblies
DE19752834A1 (de) * 1997-11-28 1999-06-02 Bosch Gmbh Robert Kraftstoffeinspritzeinrichtung für Brennkraftmaschinen
US6145319A (en) 1998-07-16 2000-11-14 General Electric Company Transitional multihole combustion liner
US6205789B1 (en) 1998-11-13 2001-03-27 General Electric Company Multi-hole film cooled combuster liner
US6266961B1 (en) 1999-10-14 2001-07-31 General Electric Company Film cooled combustor liner and method of making the same
US6434821B1 (en) * 1999-12-06 2002-08-20 General Electric Company Method of making a combustion chamber liner
DE19959292A1 (de) 1999-12-09 2001-06-13 Rolls Royce Deutschland Verfahren zum Herstellen einer Brennkammer eines Gasturbinen-Triebwerks
US6345441B1 (en) * 2000-07-18 2002-02-12 General Electric Company Method of repairing combustion chamber liners
USH2145H1 (en) * 2000-07-24 2006-02-07 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Mitigating ignition of fluids by hot surfaces
US6408629B1 (en) 2000-10-03 2002-06-25 General Electric Company Combustor liner having preferentially angled cooling holes
US6573474B1 (en) * 2000-10-18 2003-06-03 Chromalloy Gas Turbine Corporation Process for drilling holes through a thermal barrier coating
US6581285B2 (en) 2001-06-11 2003-06-24 General Electric Co. Methods for replacing nuggeted combustor liner panels
US6568079B2 (en) 2001-06-11 2003-05-27 General Electric Company Methods for replacing combustor liner panels
US6430932B1 (en) 2001-07-19 2002-08-13 Power Systems Mfg., Llc Low NOx combustion liner with cooling air plenum recesses
US6568187B1 (en) 2001-12-10 2003-05-27 Power Systems Mfg, Llc Effusion cooled transition duct
DE10214573A1 (de) 2002-04-02 2003-10-16 Rolls Royce Deutschland Brennkammer einer Gasturbine mit Starterfilmkühlung
US6655147B2 (en) * 2002-04-10 2003-12-02 General Electric Company Annular one-piece corrugated liner for combustor of a gas turbine engine
US7086232B2 (en) 2002-04-29 2006-08-08 General Electric Company Multihole patch for combustor liner of a gas turbine engine
US6749396B2 (en) 2002-06-17 2004-06-15 General Electric Company Failsafe film cooled wall
US6986201B2 (en) * 2002-12-04 2006-01-17 General Electric Company Methods for replacing combustor liners
US6782620B2 (en) 2003-01-28 2004-08-31 General Electric Company Methods for replacing a portion of a combustor dome assembly
US7065955B2 (en) * 2003-06-18 2006-06-27 General Electric Company Methods and apparatus for injecting cleaning fluids into combustors
US20050241316A1 (en) * 2004-04-28 2005-11-03 Honeywell International Inc. Uniform effusion cooling method for a can combustion chamber
US20060130486A1 (en) * 2004-12-17 2006-06-22 Danis Allen M Method and apparatus for assembling gas turbine engine combustors
FR2881813B1 (fr) * 2005-02-09 2011-04-08 Snecma Moteurs Carenage de chambre de combustion de turbomachine
GB2429515B (en) * 2005-08-11 2008-06-25 Rolls Royce Plc Cooling method and apparatus
US7538296B2 (en) 2005-09-06 2009-05-26 Pratt & Whitney Canada Corp. High speed laser drilling machine and method
US7546743B2 (en) * 2005-10-12 2009-06-16 General Electric Company Bolting configuration for joining ceramic combustor liner to metal mounting attachments
US7966823B2 (en) * 2006-01-06 2011-06-28 General Electric Company Exhaust dust flow splitter system
US7887322B2 (en) * 2006-09-12 2011-02-15 General Electric Company Mixing hole arrangement and method for improving homogeneity of an air and fuel mixture in a combustor
DE102006027506B4 (de) * 2006-06-14 2010-06-10 Mtu Aero Engines Gmbh Gasturbinengehäuse und Verfahren zur Herstellung eines Gasturbinengehäuses
US7588413B2 (en) 2006-11-30 2009-09-15 General Electric Company Upstream plasma shielded film cooling
US7695241B2 (en) 2006-11-30 2010-04-13 General Electric Company Downstream plasma shielded film cooling
US7628585B2 (en) * 2006-12-15 2009-12-08 General Electric Company Airfoil leading edge end wall vortex reducing plasma
US7736123B2 (en) * 2006-12-15 2010-06-15 General Electric Company Plasma induced virtual turbine airfoil trailing edge extension
US8171634B2 (en) 2007-07-09 2012-05-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of producing effusion holes
JP5291307B2 (ja) * 2007-08-03 2013-09-18 株式会社不二製作所 スクリーン印刷用メタルマスクの製造方法
US7908867B2 (en) * 2007-09-14 2011-03-22 Siemens Energy, Inc. Wavy CMC wall hybrid ceramic apparatus
JP2009079495A (ja) * 2007-09-25 2009-04-16 Toshiba Corp ガスタービン部品の変形修正方法
US8362392B2 (en) 2008-02-05 2013-01-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Method for drilling holes according to an optimized sequence
US8202588B2 (en) * 2008-04-08 2012-06-19 Siemens Energy, Inc. Hybrid ceramic structure with internal cooling arrangements
US8245519B1 (en) * 2008-11-25 2012-08-21 Florida Turbine Technologies, Inc. Laser shaped film cooling hole
US8096752B2 (en) * 2009-01-06 2012-01-17 General Electric Company Method and apparatus for cooling a transition piece
DE102009007164A1 (de) 2009-02-03 2010-08-12 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zum Ausbilden einer Kühlluftöffnung in einer Wand einer Gasturbinenbrennkammer sowie nach dem Verfahren hergestellte Brennkammerwand
US20100272953A1 (en) * 2009-04-28 2010-10-28 Honeywell International Inc. Cooled hybrid structure for gas turbine engine and method for the fabrication thereof
US20100329887A1 (en) * 2009-06-26 2010-12-30 Andy Eifert Coolable gas turbine engine component
DE102009033592A1 (de) * 2009-07-17 2011-01-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammer mit Starterfilm zur Kühlung der Brennkammerwand
US8511089B2 (en) * 2009-07-31 2013-08-20 Rolls-Royce Corporation Relief slot for combustion liner
US20120102959A1 (en) * 2010-10-29 2012-05-03 John Howard Starkweather Substrate with shaped cooling holes and methods of manufacture
US8973365B2 (en) * 2010-10-29 2015-03-10 Solar Turbines Incorporated Gas turbine combustor with mounting for Helmholtz resonators
US9696035B2 (en) 2010-10-29 2017-07-04 General Electric Company Method of forming a cooling hole by laser drilling
US20120208141A1 (en) * 2011-02-14 2012-08-16 General Electric Company Combustor
US9434025B2 (en) 2011-07-19 2016-09-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Laser drilling methods of shallow-angled holes
US8631557B2 (en) * 2011-07-19 2014-01-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Laser drilling methods of shallow-angled holes
US8624151B2 (en) * 2011-07-19 2014-01-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Laser drilling methods of shallow-angled holes
US9052707B2 (en) 2011-12-02 2015-06-09 United Technologies Corporation Turbomachine component machining method
CN102794618A (zh) * 2012-09-12 2012-11-28 沈阳飞机工业（集团）有限公司 型胎侧面斜切口的加工方法
US9958160B2 (en) 2013-02-06 2018-05-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with upstream-directed cooling film holes
EP2954261B1 (en) 2013-02-08 2020-03-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor
US9228747B2 (en) * 2013-03-12 2016-01-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor for gas turbine engine
WO2014160299A1 (en) 2013-03-14 2014-10-02 United Technologies Corporation Combustor panel with increased durability
US10508808B2 (en) * 2013-06-14 2019-12-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine wave geometry combustor liner panel
WO2016032434A1 (en) 2014-08-26 2016-03-03 Siemens Energy, Inc. Film cooling hole arrangement for acoustic resonators in gas turbine engines
US10132498B2 (en) * 2015-01-20 2018-11-20 United Technologies Corporation Thermal barrier coating of a combustor dilution hole
CN104896514A (zh) * 2015-05-13 2015-09-09 广东电网有限责任公司电力科学研究院 燃气轮机主燃烧室防振隔热壁
FR3037107B1 (fr) * 2015-06-03 2019-11-15 Safran Aircraft Engines Paroi annulaire de chambre de combustion a refroidissement optimise
US10526897B2 (en) 2015-09-30 2020-01-07 United Technologies Corporation Cooling passages for gas turbine engine component
TWI603837B (zh) 2015-11-13 2017-11-01 Swancor Industrial Co Ltd Branch thermoplastic composite material and its preparation method
US20170138595A1 (en) * 2015-11-18 2017-05-18 General Electric Company Combustor Wall Channel Cooling System
US10041677B2 (en) * 2015-12-17 2018-08-07 General Electric Company Combustion liner for use in a combustor assembly and method of manufacturing
US11015529B2 (en) 2016-12-23 2021-05-25 General Electric Company Feature based cooling using in wall contoured cooling passage
CN107060894B (zh) * 2017-06-15 2019-10-18 中国科学院工程热物理研究所 树杈型气膜孔结构
US11407067B2 (en) * 2018-06-29 2022-08-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Method for repairing a part
US11339968B2 (en) * 2018-08-30 2022-05-24 General Electric Company Dual fuel lance with cooling microchannels
US11460191B2 (en) 2020-08-31 2022-10-04 General Electric Company Cooling insert for a turbomachine
US11371702B2 (en) 2020-08-31 2022-06-28 General Electric Company Impingement panel for a turbomachine
US11614233B2 (en) 2020-08-31 2023-03-28 General Electric Company Impingement panel support structure and method of manufacture
US11255545B1 (en) 2020-10-26 2022-02-22 General Electric Company Integrated combustion nozzle having a unified head end
KR102256935B1 (ko) 2021-03-18 2021-05-27 주식회사 앤우드 천공 부위 비노출 타입의 슬라이드 단순 결합형 커넥터
CN113483363A (zh) * 2021-08-18 2021-10-08 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 燃气轮机及火焰筒
US11859819B2 (en) 2021-10-15 2024-01-02 General Electric Company Ceramic composite combustor dome and liners
US11767766B1 (en) 2022-07-29 2023-09-26 General Electric Company Turbomachine airfoil having impingement cooling passages

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2576046A (en) * 1946-04-29 1951-11-20 Phillips Petroleum Co Double-walled annular combustion chamber with turbine shaft air jacket
US3527543A (en) * 1965-08-26 1970-09-08 Gen Electric Cooling of structural members particularly for gas turbine engines
US3365172A (en) * 1966-11-02 1968-01-23 Gen Electric Air cooled shroud seal
US3712062A (en) * 1968-04-17 1973-01-23 Gen Electric Cooled augmentor liner
US3623711A (en) * 1970-07-13 1971-11-30 Avco Corp Combustor liner cooling arrangement
GB1320482A (en) * 1971-01-25 1973-06-13 Secr Defence Cooling of hot fluid ducts
US4232527A (en) * 1979-04-13 1980-11-11 General Motors Corporation Combustor liner joints
JPS59125954A (ja) * 1982-12-31 1984-07-20 ユニ・チャ−ム株式会社 不織布の製法
US4833881A (en) * 1984-12-17 1989-05-30 General Electric Company Gas turbine engine augmentor
JPS61222172A (ja) * 1985-03-15 1986-10-02 Sharp Corp Ｍｏｓｆｅｔのゲ−ト絶縁膜形成方法
JPH0660740B2 (ja) * 1985-04-05 1994-08-10 工業技術院長 ガスタービンの燃焼器
US4642993A (en) * 1985-04-29 1987-02-17 Avco Corporation Combustor liner wall
US4696431A (en) * 1985-11-29 1987-09-29 United Technologies Corporation Augmentor liner support band having finger positioners
US4653983A (en) * 1985-12-23 1987-03-31 United Technologies Corporation Cross-flow film cooling passages
JPS6315011A (ja) * 1986-07-08 1988-01-22 Toshiba Corp ガスタ−ビンの冷却壁構造
US4896510A (en) * 1987-02-06 1990-01-30 General Electric Company Combustor liner cooling arrangement
US4773593A (en) * 1987-05-04 1988-09-27 United Technologies Corporation Coolable thin metal sheet
US4737613A (en) * 1987-08-24 1988-04-12 United Technologies Corporation Laser machining method
US4878283A (en) * 1987-08-31 1989-11-07 United Technologies Corporation Augmentor liner construction
US4893987A (en) * 1987-12-08 1990-01-16 General Electric Company Diffusion-cooled blade tip cap
EP0319759B1 (en) * 1987-12-11 1993-01-07 Abbott Laboratories Method for mutagenesis by oligonucleotide-directed repair of a strand break
US4923371A (en) * 1988-04-01 1990-05-08 General Electric Company Wall having cooling passage
GB2221979B (en) * 1988-08-17 1992-03-25 Rolls Royce Plc A combustion chamber for a gas turbine engine
GB2227965B (en) * 1988-10-12 1993-02-10 Rolls Royce Plc Apparatus for drilling a shaped hole in a workpiece

Also Published As

Publication number Publication date
US5181379A (en) 1993-01-26
EP0486133A1 (en) 1992-05-20
AU7817591A (en) 1992-05-21
CA2048727A1 (en) 1992-05-16
KR940004340B1 (ko) 1994-05-23
KR920010141A (ko) 1992-06-26
DE69123707D1 (de) 1997-01-30
JPH05118548A (ja) 1993-05-14
CA2048727C (en) 2001-06-12
AU638331B2 (en) 1993-06-24
IL98657A0 (en) 1992-07-15
IL98657A (en) 1993-08-18
DE69123707T2 (de) 1997-07-03
EP0486133B1 (en) 1996-12-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP2693665B2 (ja) ガスタービン燃焼器ライナ、アフタバーナ用ガスタービンエンジン排気部燃焼器ライナ及びガスタービン燃焼器ライナを製造する方法
US5724816A (en) Combustor for a gas turbine with cooling structure
JP4597489B2 (ja) ガスタービンエンジンの燃焼器ライナ用の多孔パッチ
US6553767B2 (en) Gas turbine combustor liner with asymmetric dilution holes machined from a single piece form
JP3807521B2 (ja) 二重壁タービン構成部材の製造法
JPH04332316A (ja) スロット付きフィルム創始手段を備えた多孔フィルム冷却燃焼器ライナ
JP3011524B2 (ja) 燃焼器ライナ
US5233828A (en) Combustor liner with circumferentially angled film cooling holes
US5261223A (en) Multi-hole film cooled combustor liner with rectangular film restarting holes
US6286317B1 (en) Cooling nugget for a liner of a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity
CA1070964A (en) Combustor liner structure
JP4677086B2 (ja) フィルム冷却燃焼器ライナ及びその製造方法
US3420058A (en) Combustor liners
US20100095679A1 (en) Dual wall structure for use in a combustor of a gas turbine engine
US20030106317A1 (en) Effusion cooled transition duct
JP2000274686A (ja) 多穴膜冷却燃焼器ライナ
US8127552B2 (en) Transition scrolls for use in turbine engine assemblies
US10775044B2 (en) Gas turbine engine dual-wall hot section structure
EP2230456A2 (en) Combustion liner with mixing hole stub
JPH04283315A (ja) 燃焼器ライナー
EP3916304B1 (en) Multi-walled structure for a gas turbine engine
US11320145B2 (en) Support structure for combustor components and method of using same
CA2643956A1 (en) Transition scrolls for use in turbine engine assemblies

Legal Events

Date Code Title Description
A02 Decision of refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02

Effective date: 19961022

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 19970805

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees