JP3011524B2 - 燃焼器ライナ - Google Patents

燃焼器ライナ

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JP3011524B2 JP4041825A JP4182592A JP3011524B2 JP 3011524 B2 JP3011524 B2 JP 3011524B2 JP 4041825 A JP4041825 A JP 4041825A JP 4182592 A JP4182592 A JP 4182592A JP 3011524 B2 JP3011524 B2 JP 3011524B2
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Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はガスタービンエンジン用
の燃焼器に関し、特に、ガスタービンエンジンのフィル
ム冷却式燃焼器ライナに関する。
【０００２】
【従来の技術】燃焼器ライナは一般に、ガスタービンエ
ンジンの圧縮機部とタービン部との間に配置したエンジ
ン燃焼部において使用され、また、アフタバーナ付き航
空機ガスタービンエンジンの排気部内で用いられる。燃
焼器は一般に外部ケーシングと内部燃焼器を含み、この
内部燃焼器内で燃料が燃焼して通常極めて高い温度、例
えば１，６５０℃（３，０００゜Ｆ）以上の高温ガスを
発生する。この高熱がエンジンの燃焼器部と残部に損傷
を与えないように、遮熱体または燃焼器ライナが設けら
れる。
【０００３】ある種の航空機用ガスタービンエンジン、
特に戦闘機と爆撃機のような超音速飛行が可能な航空機
のエンジンはエンジン排気部にアフタバーナまたは推力
増強装置を有する。遮熱体またはライナはアフタバーナ
付きエンジンにも設けられ、高い燃焼熱による排気部の
周囲ケーシングまたはエンジンと航空機の他部の損傷を
防ぐ。
【０００４】関連技術のさらに詳細な説明は、ウエイク
マン（Wakeman)等による発明で、「ガスタービンエンジ
ン多孔フィルム冷却燃焼器ライナと製造方法（GAS TURB
INEENGINE MULTI-HOLE FILM COOLED COMBUSTOR LINER A
ND METHOD OF MANUFACTURE)」と題した１９９０年１１
月１５日付米国特許出願第０７／６１４４１８号と、ナ
ポリ（Napoli）による発明で、「周方向に傾斜したフィ
ルム冷却孔を有する燃焼器ライナ（COMBUSTOR LINER WI
TH CIRCUMFERENTIALLYANGLED FILM COOLING HOLES）」
と題した１９９０年１１月１５日付米国特許出願第０７
／６１４，３６８号とに記載されており、両米国特許出
願は本件出願人に譲渡されたものである。両出願とも参
考文献として本明細書に包含される。
【０００５】エンジン設計者たちは、ガスタービンエン
ジン燃焼器内で発生する温度と圧力差に耐え得る軽量で
製造しやすい単壁燃焼器ライナの組込みに長い間努力し
てきた。この目的のため、ウエイクマンの出願に記載さ
れた発明は、鋭い下流傾斜角でライナ壁を貫通している
多孔式フィルム冷却孔を有する好ましくは板金製の単壁
環状燃焼器ライナを提供している。多孔式フィルム冷却
孔は実質的に円筒形で互いに接近して相隔たり、ライナ
の全長にわたってフィルム冷却をなすように設計された
少なくとも一つの連続パターンをなしている。この引用
発明による円筒形の多孔式フィルム冷却孔は、直径が約
０．５１ｍｍ（２０ミル）でその公称公差が約±０．０
５１ｍｍ（２ミル）であり、孔径の約６．５〜７．５倍
の間隔で密に相隔たり、また２０度の下流角を有しその
公称公差が約±１度である。軸方向に隣合う孔が、周方
向に隣合う孔間の角度の半分だけ周方向にずれていて冷
却フィルム噴射箇所の均等性をさらに高める。ウエイク
マンの前記発明は、さらに、ライナに波形加工を施して
波形壁を形成しうるような実施例を開示し、この波形壁
は座屈を防ぐように設計され、そして航空機ガスタービ
ンエンジンアフタバーナに特に有用である。
【０００６】主燃焼部内とアフタバーナ燃焼部内とで燃
焼器ライナに発生する一現象は旋回であり、比較的高温
の帯域が存在する区域で旋回パターンの高度熱悪化域群
がライナに形成される。これらの旋回域パターンは、一
般に、燃料ノズル内の燃焼促進用スワーラにより誘起さ
れる燃焼器気流の旋回と合致し、またタービンノズルに
よる排気部内の旋回と合致する。これらの不均等加熱パ
ターンが発生するライナは冷却が困難でしかも費用がか
かる。
【０００７】燃焼器ライナの冷却にはかなりの割合の冷
却空気が用いられ、主燃焼部用の冷却空気は圧縮機から
そしてアフタバーナ燃焼ライナ用の冷却空気は通常ファ
ン部から抽出される。これは燃料と動力の消費に関して
費用のかかる空気であるから、航空機エンジン設計者た
ちはアフタバーナライナの冷却に要する冷却空気量を減
らす手段を常に探求している。従来、旋回によって発生
する最も高温の区域を冷却するために充分な冷却空気を
送給し、そして比較的低温の区域に冷却空気を供給する
ことで幾らかの冷却空気が浪費されている。
【０００８】
【発明の概要】本発明は前述の目的を達成するとともに
他の利点を有するもので、多数重ね合わせの幾つかの好
適パターン（配列様式）の多孔式フィルム冷却孔を有す
る環状の単壁燃焼器ライナを提供し、これらのフィルム
冷却孔は、冷却空気を節約する必要に応じてライナの相
異なる部分に相異なる量のフィルム冷却空気を導くよう
にライナ壁を貫通して配設される。実施態様では、好適
冷却孔パターンは一つの基本的冷却孔パターンに基づく
もので、この基本パターンにおいて幾つかのパターンの
冷却孔を孔埋め又は省くことにより各好適パターンを形
成し、そして好適冷却孔パターンまたは省孔パターンを
互いに重ね合わせることができる。
【０００９】本発明の目的のため、共通基本パターンに
基づく好適冷却孔パターンの重ね合わせは、次のような
孔の整合、すなわち、基本パターンを含む各パターンに
おける全孔が整合され、かつ所定の列に対応基本パター
ンに存在するより多くの孔が存在せずまた所定のパター
ンに対応基本パターンに存在するより多くの列が存在し
ないような孔の整合を前提とする。
【００１０】冷却孔パターンは多数の小さなフィルム冷
却孔からなり、これらの冷却孔はライナの高温側から低
温側まで下流方向に鋭く傾斜し、そして密に相隔たって
いる。本発明のフィルム冷却孔は良好なフィルム冷却を
促進するため十分小さいが、許容しえない程度の孔の閉
塞を回避する程度に大きくなければならない。本発明の
一実施態様は、基本パターンの多孔式フィルム冷却孔を
有する環状燃焼器ライナを提供し、これらの冷却孔は約
０．５１ｍｍ（２０ミル）の直径と、約２０度の傾斜角
とをもち、孔径の６．５〜７．５倍の間隔で密に相隔た
っており、そして軸方向に隣合う列の孔が、周方向に隣
合う孔間の角度の約半分だけ周方向に互いにずれていて
冷却フィルムの均等性をさらに高める。基本パターンで
は各列内に同数の冷却孔を設けうるかまたは各列内の冷
却孔間の距離をほぼ一定にしうる。第１の好適冷却パタ
ーンでは、冷却空気を節約するために基本パターン内の
４列目毎の冷却孔を省く。第２の好適冷却パターンで
は、基本パターンの３列目毎に列内の複数の周方向に隣
合う孔を省く。このパターンは、低温縞形域とほぼ整合
する環周の諸部分にわたって延在する弧状部を形成し、
このような部分では１列の一部分の冷却孔の欠如により
冷却空気量が低温縞形域の冷却に要する量に減少する。
第３の好適冷却パターンでは、燃焼部ライナの希釈空気
孔の周囲のある半径内の孔を省いて応力上昇部の形成を
防ぐ。
【００１１】本発明によればライナに沿う相異なる軸方
向位置に相異なる基本パターンを用い、例えば、燃焼部
ライナの後端部に第４冷却パターンを用いる。この第４
パターンは、第１基本パターンの列間隔の２倍の列間隔
と、第１基本パターンの孔間隔に等しい孔間隔とを有す
ることにより、第１基本流量の５０％を送給し、こうし
てタービンに入る空気の温度プロフィールの要因（変動
度）を減らして半径方向の温度変動またはプロフィール
を最少にする。
【００１２】本発明の好適実施例によれば、燃焼器ライ
ナは波形壁を形成するように波形にすることができ、こ
の波形壁は座屈を防ぐように設計され、そしてガスター
ビンエンジンの燃焼部における外側ライナに特に有用で
あり、また、アフタバーナを有する航空機ガスタービン
エンジン内の排気管バーナライナにも有用である。
【００１３】
【発明の利点】本発明による燃焼器ライナは、燃焼器ラ
イナのフィルム冷却に用いる冷却空気の量を顕著に減ら
し、そして従来のナゲットまたはパネルフィルム冷却式
燃焼器ライナで通常発生する軸方向と周方向の温度勾配
を減らす。これらの温度勾配の減少の結果、熱フープ応
力が減りそして低サイクル疲労寿命が延びる。
【００１４】本発明により得られる他の利点は、タービ
ンに入る空気の半径方向温度分布の変化量を減らすこと
である。本発明の上記および他の特徴は、添付図面と関
連する以下の説明からさらに明らかとなろう。
【００１５】
【実施例の記載】図１に示した代表的なガスタービンエ
ンジン１０にはファン部１２が含まれ、エンジンコア１
３およびバイパスダクト３５と直列連通関係にある。バ
イパスダクト３５は一般にエンジンコア１３の周囲に同
心的に配置されている。エンジンコア１３とバイパスダ
クト３５からの流れは排気部２２に排出され、この排気
部は推力発生を助けるノズル３４を有する。分流体１７
がファン部１２からの空気流の一部分２７をバイパス
し、この一部分はバイパス流と呼ばれ、エンジンコア１
３の周囲のバイパスダクト３５を通る。残りの空気流は
コア空気流２５と呼ばれ、圧縮機１４により圧縮され、
燃焼部１６に排出される。燃焼部１６は軸方向かつ周方
向に延在する外側燃焼器ライナ４８と内側燃焼器ライナ
５０を含んでいる。外側および内側燃焼器ライナ４８、
５０は半径方向に相隔てられ、相互間に環状燃焼流路の
一部または燃焼域３３を画成する。この区域でコア空気
流２５の一部分が燃料と混合しそして混合気の燃焼が起
こる。燃焼部１６で発生した高温燃焼ガスは圧縮機排出
流の残部と混合し、その結果生じた高温排出流がタービ
ン部２０に流れることによりタービン部２０が圧縮機部
１４とファン部１２を駆動する。
【００１６】アフタバーナ２４が、図１に示すように、
タービン部２０の下流の排気部２２に配置され、追加燃
料をバイパス空気２７およびコア空気流２５とともに燃
焼して推力を増強、すなわち、追加推力を発生するよう
に作用し得る。排気部２２は、環状ケーシング２６と、
その半径方向内側の環状アフタバーナライナ２８とを含
み、それらの間に冷却プレナム２９を形成しており、ガ
ス流３２を受入れる。アフタバーナはしばしばオーグメ
ンタ（推力増強装置）と呼ばれる。
【００１７】外側および内側燃焼器ライナ４８、５０と
アフタバーナライナ２８は幾つかのほぼ同様な機能を果
たす。これらのライナは高温燃焼ガスを通し、効率的な
燃焼の促進に適する流路となる。圧縮空気は燃焼部１６
に入り、そこで燃料と混合して燃やされる。高温燃焼ガ
スはガスタービンエンジンによっては１，６５０℃（３
０００゜Ｆ）を超えることがあり、燃焼部１６を出た
後、タービン翼４６を通過しそしてタービン部２０の残
部を通流する。次いで、高温ガスは排気ノズル３４を経
てエンジン１０から高速で噴出し、その結果エンジン１
０による推力が発生する。
【００１８】図２は図１内の燃焼部１６の斜視図で、こ
の燃焼部には燃焼器組立体３８が含まれ、外側燃焼器ケ
ーシング１３０と内側燃焼器ケーシング１３２との間の
圧縮機排出流３７内に配置され、タービン翼４６を含む
タービン部２０に付勢流体を供給するように連通してい
る。また燃焼器組立体３８には軸方向かつ周方向に延在
する外側燃焼器ライナ４８と内側燃焼器ライナ５０が含
まれ、半径方向に相隔たって相互間に環状流路の一部ま
たは燃焼域３３を画成している。外側ライナ４８と外側
ケーシング１３０との間には外側燃焼器通路１６０が形
成されそして内側ライナ５０と内側ケーシング１３２と
の間には内側通路１６１が形成され、両通路は低温の圧
縮機吐出し空気を受入れる。燃焼器ライナ４８、５０の
上流端には複数の燃料噴射器５２が配置され、燃焼器組
立体３８の燃焼器ドーム３１に設けた複数の開口５４内
に装着されている。燃焼器組立体３８と外側および内側
燃焼器ライナ４８、５０は好適環形のものでドーム３１
とエンジン１０の中心線の周りに周方向に延在すること
に注意されたい。従って、燃料噴射器５２は周方向に相
隔たる複数の噴射点をなして空燃混合気を環状燃焼流路
３３の周方向範囲にわたって燃焼器組立体３８内に送り
込む。
【００１９】燃焼器ライナ４８、５０の上流端は、燃焼
器ドーム３１に取付けられかつ同ドームにより軸方向か
つ半径方向に支持される手段をもつように形成されてい
る。下流端７３ａ、７３ｂは半径方向支持手段、例え
ば、締りばめ等の従来の支持手段を有し、このような手
段は半径方向支持をなすとともにライナ４８、５０の熱
膨張を許容する。
【００２０】外側ライナ４８は、好ましくは、ほぼ軸方
向に延在する環状波形部６０をもつ単壁環状板金または
環状殻体からなっており、従って、外側ライナ４８は波
形壁断面６３を有する。外側ライナ４８は、燃焼域３３
の外側の比較的低温の空気と接触する低温側５７と、燃
焼域３３に面する高温側６１とを有し、またライナ４８
の好適な多孔フィルム冷却をなす手段を有する。
【００２１】好適な多孔フィルム冷却をなす手段が、図
３、図３ａ、図３ｂ、図４ａ、図４ｂ、図４ｃに、多重
可能なパターン１、２、３、４、５の多孔式フィルム冷
却孔８０として示され、これらの冷却孔はライナ壁例え
ば外側ライナ４８の壁を貫通して配設されている。多孔
フィルム冷却孔８０の基本パターン１が、多数の小さな
円筒形フィルム冷却孔の連続パターンからなり、これら
の冷却孔は、図７に詳細に示すように、軸方向に下流側
に鋭く傾斜しそして密に相隔たっている。本発明のフィ
ルム冷却孔は良好なフィルム冷却を促進するため十分小
さいが、許容しえない程度の孔の閉塞を回避できる程度
に大きくなければならない。
【００２２】図５と図６について簡単に説明すると、重
ね合わせの好適多孔フィルム冷却パターンが、重ね合わ
せの意味するものの性質を示すために２つの代替的なパ
ターンとして例示されている。重ね合わせは、ひとたび
孔埋め又は省かれた冷却孔は他の重ね合わせたパターン
における他の孔で置き換えることができないような冷却
孔の省略を包含することに注意されたい。換言すれば、
省いた孔は累積的である。本発明は一つ以上の列からな
りうる冷却孔パターンを繰返すもので、ここに例示した
４列繰返しパターンに限定されない。
【００２３】また図７について簡単に説明すると、本発
明の好適実施例では環状燃焼器ライナが第１基本パター
ン１の多孔フィルム冷却孔８０を有し、これらの冷却孔
は約０．５１ｍｍ（２０ミル）の直径Ｄと、約２０度の
傾斜角Ａとをもち、密に相隔たっている。本実施例で
は、周方向に隣合う冷却孔８０が孔径Ｄの６．５〜７．
５倍の範囲内の孔間隔Ｓをもち、そして冷却孔８０の軸
方向に隣合う列Ｒ１、Ｒ２間の列間隔Ｐも同じ範囲内に
ある。冷却空気の周方向分布をさらに均等にするため
に、軸方向に隣合う列Ｒ１、Ｒ２の孔８０は、周方向に
隣合う孔間の角度または距離の約半分だけ、あるいは冷
却孔の列Ｒ２とその前列Ｒ１との間の軸方向距離の半分
だけ周方向に互いにずれている。こうすると冷却フィル
ムの均等性と効果がさらに高まる。
【００２４】再び図３ａを参照するに、第１好適冷却パ
ターン２では４列目Ｒ４毎の冷却孔を省くことにより冷
却流量を基本冷却流量の７５％（２５％減）に等しくす
る。図３ｂに示した第２好適冷却パターン３では、連続
した４列からなる各群の第３列Ｒ３内の複数の周方向に
隣合う孔１９を省き、こうして環状ライナの点線で仕切
った区域Ｈ、Ｃで表される弧状部に相異なる量の冷却空
気を送給する。区域Ｈは、通常旋回により発生する高温
域を表し、従って、比較的低温の区域Ｃより多くのフィ
ルム冷却孔８０を割り当てられている。この１列の減少
も約２５％の冷却減少をもたらすので、このパターンを
第１好適冷却パターン２と重ね合わせた時、冷却流の減
少は低温域Ｃでは平均５０％減となるのに対し高温域Ｈ
では２５％減にとどまる。図５は基本パターン１と重ね
合わせたパターン２、３、４、５から得られた第１重ね
合わせ好適冷却パターンを例示する。
【００２５】らせん形旋回パターンが生ずる燃焼器ライ
ナには図４ａに示した代替的な第２好適冷却パターン３
ａを使用できる。このパターンはらせん形の高温域Ｈａ
と低温域Ｃａに対処するように設計されたもので、両域
は図６において軸方向に対して傾斜している。代替第２
好適冷却パターン３ａでは、連続した４列からなる各群
の第３列内の第２複数個の周方向に隣合う孔１９ａを省
くことにより、各列において省いた複数個の冷却孔８０
が先行複数個に対して周方向に回転しているので、図４
ａと図６の平面図に示したように軸方向に対して斜めの
好適冷却パターン３ａが得られる。図６は基本パターン
１と重ね合わせたパターン２、３ａ、４、５から得られ
た第２重ね合わせ好適冷却パターンを例示する。
【００２６】図４ｂに示した第３好適冷却パターン４で
は、燃焼部ライナの希釈空気孔７８ａ、７８ｂの周囲の
ある半径内の孔を省いて応力上昇部の形成を防ぐ。図４
ｃに示した第４好適冷却パターン５は、燃焼部ライナ４
８の後端部に設けた第２基本パターンからなり、第１基
本パターンの列間隔の２倍の列間隔と、第１基本パター
ンの孔間隔に等しい孔間隔とを有することにより、第１
基本パターン流量の５０％だけを送給し、こうしてター
ビンに入る空気の温度プロフィールの要因を減らして半
径方向温度変動を最少にする。好適冷却パターン４、５
の重ね合わせ例は図５と図６に示され、重ね合わせの特
徴と本発明の好適実施例をさらに良く例示する。
【００２７】孔の基本パターンは解析的方法、実験的方
法または両方法の組合せを含む様々な方法で決定されう
る。図７に示したような本発明の一実施例による燃焼部
ライナの一例は、直径Ｄが約０．６４ｍｍ（２５ミル）
の多孔式冷却孔８０の周方向列を軸方向に並べて構成し
た基本パターン１を有する。周方向に隣合う孔の間隔Ｓ
は約３．８ｍｍ（１５０ミル）であり、軸方向に隣合う
冷却孔列Ｒ１、Ｒ２の間隔もほぼ同じである。各列は４
３２個の等間隔の多孔フィルム冷却孔８０を有する。従
って、ライナの約１９ｃｍ（７．５インチ）の長さの被
冷却部分では、基本パターンは４９列を含み、そして４
列目毎の孔を省いた第１好適冷却孔パターン２は、３６
冷却孔列のパターンを有し、これはフィルム冷却空気流
量を基本冷却空気流量の２５％だけ減らす。
【００２８】多孔フィルム冷却孔８０は公称直径が６．
３５ｍｍ（０．０２５インチ）であり、レーザにより高
温側６１から、後方から前方に見て表面に対し２０度に
形成される。最初と最後の列の孔はわずかに異なる角
度、すなわち、それぞれ３０度と２６度に形成でき、ラ
イナ境界における冷却流を適切にする助けとなる。公称
壁厚は２．０３ｍｍ（０．０８０インチ）であり、孔の
Ｌ／Ｄ比の公称値は９．４である。全冷却孔は１列当た
り４３２個の等間隔孔を基準として形成されるので、そ
の結果ライナの比較的大径の後端部で孔の密集度が減
る。孔のピッチ対直径比（孔の中心線間距離対孔径の
比）は、孔間隔がライナの前から後ろに向かって３．９
ｍｍから４．４ｍｍ（０．１５２インチから０．１７５
インチ）に変わるにつれ、６．１から７．０に変わる。
第２好適孔パターン３では、同数の隣合う孔と省孔部か
らなるパターンがライナの周囲に１８回繰返され、従っ
て、図１と図３に例示した１８個の燃料ノズルスワーラ
と合致する。Ｒ１とＲ２のような軸方向に隣合う列を基
本パターンにおける孔間の距離の半分だけずらすことに
より、均等性、従って、本発明のフィルム冷却効果を高
めることができる。
【００２９】レーザや電子線等による穿孔方法は完全な
円筒形の代わりに幾分円錐台形の孔を形成しうることに
注意されたい。このような幾分円錐台形の孔は従来円筒
形孔とみなされており、ここで円筒形孔に言及するいか
なる場合にも包含される。さらに小さな傾斜角Ａが冷却
改良に有利なこともありうるので、関連費用が保証され
れば、約２０度〜１５度の範囲の代替傾斜角Ａを用いて
もよいことに注意されたい。１５度より小さな傾斜角の
孔はライナ構造を弱めるおそれがある。例示した冷却孔
８０は直径が０．６４ｍｍ（２５ミル）であるが、好適
直径は０．５１ｍｍ（２０ミル）であり、そして冷却孔
８０は好ましくは約３．８ｍｍ（１５０ミル）または孔
径の約７．５倍だけ中心が相隔たっていることにも注意
されたい。
【００３０】特に外側ライナ４８とアフタバーナライナ
２８の場合、図１と図２に示した波形部６０のような座
屈防止手段を設けることが好ましいかもしれない。内方
圧力荷重による外側ライナ４８の座屈は主要設計要目で
ある。小径と中程度直径の短い燃焼器で十分な座屈余裕
を得るには、ライナの適度の厚さをその成形形状と組合
わせそして燃焼器ドーム３１とステータシールとにより
端部支持をなしさえすればよい。座屈余裕は、ライナに
かなりの軸方向湾曲を施してその断面係数を増すことに
より増すことができる。直径が約７６．２ｃｍ（３０イ
ンチ）以上の非常に大きな燃焼器ライナ、例えば、燃焼
部１６の外側ライナ４８と、アフタバーナライナ２８の
ような長い燃焼器ライナは座屈を防止する別の特徴を必
要とするかもしれない。本発明は、ライナのたわみを抑
制し座屈を防止する外側ライナ４８とアフタバーナライ
ナ２８との波形部６０を効率的に冷却しうる冷却パター
ンを提供する。
【００３１】波形部６０の波設計により与えられる耐座
屈性は推力増強装置ライナにおいて与えられるものと同
様であり、そして冷却孔パターンは、ライナのフィルム
効果が波形から悪影響を受けないように設計されなけれ
ばならない。浅い正弦波形が冷却フィルムの健全性を保
ちかつ十分な耐座屈性をもたらすのに好適である。以
上、本発明の原理を説明するために本発明の実施例を詳
述したが、もちろん、本発明の範囲内で様々な改変が可
能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は本発明による燃焼器ライナを有するコア
エンジン燃焼部と後燃排気部とを含む代表的なガスター
ビンエンジンの概略図である。
【図２】図２は図１に示したエンジンのコアエンジン燃
焼部の斜視図である。
【図３】図３は図１に示したエンジンのコアエンジン燃
焼部における環状燃焼器ライナの部分平面図で、本発明
による基本パターンの多孔式フィルム冷却孔を例示す
る。図３ａは環状燃焼器ライナの一部分の図で、本発明
により図３の基本パターンにおける４列目毎の孔を省い
た第１好適パターンの多孔フィルム冷却孔を例示する。
図３ｂは環状燃焼器ライナの一部分の図で、図３の基本
パターンに基づく旋回加熱に対する第２好適パターンの
多孔フィルム冷却孔を例示する。
【図４】図４ａは環状燃焼器ライナの一部分の図で、図
３の基本パターンに基づくらせん状旋回加熱に対する第
２好適パターン代替例の多孔フィルム冷却孔を示す。図
４ｂは環状燃焼器ライナの一部分の図で、本発明の一実
施例により希釈孔の周辺の孔を省いた第３好適パターン
の多孔フィルム冷却孔を例示する。図４ｃは環状燃焼器
ライナの一部分の図で、代替的な基本パターンの多孔フ
ィルム冷却孔を例示する。
【図５】図５は、本発明による重ね合わせた多孔式フィ
ルム冷却孔パターンを有する、図１に示したエンジンの
コアエンジン燃焼部における環状燃焼器ライナの部分平
面図である。
【図６】図６はらせん状旋回パターン用の代替的な多孔
式フィルム冷却孔パターンを有する環状燃焼器ライナの
部分平面図である。
【図７】図５における燃焼器ライナの一部分の拡大斜視
図で、多孔式フィルム冷却孔を示す。
【符号の説明】
１ 基本冷却孔パターン ２ 第１好適冷却孔パターン ３ 第２好適冷却孔パターン ３ａ 代替的第２好適冷却孔パターン ４ 第３好適冷却孔パターン ５ 第４好適冷却孔パターン（第２基本パターン） ２８ アフタバーナライナ ４８ 外側燃焼器ライナ ５０ 内側燃焼器ライナ ５７ 低温側 ６０ 波形部 ６１ 高温側 ７８ａ、７８ｂ 希釈空気孔 ８０ フィルム冷却孔
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭63−294421（ＪＰ，Ａ) 特開 昭56−37425（ＪＰ，Ａ) 米国特許5241827（ＵＳ，Ａ) 航空宇宙技術研究所資料，ＮＡＬ Ｔ Ｍ−500「燃焼器ライナ冷却構造の比 較」，1983年３月 航技研ニュース，Ｎｏ．263，「燃焼 器ライナー冷却構造の研究」，航空宇宙 技術研究所，1981年３月，Ｐ４〜５ (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F23R 3/06

Claims (4)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 高温側（６１）と低温側（５７）とを有
    するガスタービン燃焼器ライナ（４８）であって、 該燃焼器ライナは、前記低温側から前記高温側まで下流
    方向に鋭く傾斜しそして密に相隔たる複数の小さな円筒
    形フィルム冷却孔（８０）を含む少なくとも一つの多孔
    式フィルム冷却孔の基本パターン（１）を有する単壁殻
    体を含み、前記基本パターンは軸方向に隣合う複数の多
    孔式フィルム冷却孔の列を含み、該複数の列は１つの列
    の多孔式フィルム冷却孔間の距離（Ｓ）の約半分だけ周
    方向に互いにずれているものにおいて、多孔式冷却孔の
    好適パターンが、前記多孔式フィルム冷却孔の対応する
    基本パターンに重ね合せた少なくとも１つの無孔パター
    ンを含んでいて、冷却孔の前記基本パターン内の複数の
    冷却孔を繰返し様式で省いて無孔の所が飛び飛びにある
    無孔パターン（１９）からなることを特徴とする、軸方
    向ガスタービン燃焼器ライナ。
  2. 【請求項２】 多孔フィルム冷却孔の前記好適パターン
    は、前記殻体が、冷却孔（８０）の密度を異にする第１
    部分（Ｈ）と第２部分（Ｃ）とからなる、請求項１記載
    のガスタービン燃焼器ライナ。
  3. 【請求項３】 多孔式フィルム冷却孔の前記好適パター
    ン（３）が、軸方向繰返し様式で前記基本冷却孔パター
    ン内の少なくとも１列（Ｒ４）の孔を省いた無孔パター
    ンからなる、請求項１記載のガスタービン燃焼器ライ
    ナ。
  4. 【請求項４】 冷却孔を省いた多孔式フィルム冷却孔の
    前記好適パターン（３）は燃焼器の予定の旋回パターン
    に対応する、請求項１記載のガスタービン燃焼器ライ
    ナ。
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