JP5696566B2 - ガスタービンエンジン用燃焼器及びガスタービンエンジン - Google Patents

Description

本発明は、航空機用ガスタービンエンジン又は発電用ガスタービンエンジン等のガスタービンエンジンに用いられ、かつ圧縮空気中で燃料を燃焼させることにより燃焼ガスを生成するガスタービンエンジン用燃焼器等に関する。

一般的なアニュラ型のガスタービンエンジン用燃焼器は、環状の燃焼器ケースを具備しており、この燃焼器ケースの内側には、環状の燃焼器ライナが同心上に設けられており、燃焼器ライナの内側には、燃料を燃焼させるための環状の燃焼室が形成されている。また、燃焼器ライナの前部には、燃料を燃焼室内に噴射する複数の燃料ノズルが周方向に間隔を置いて設けられており、燃焼器ライナの前部における各燃料ノズルの周縁には、圧縮空気を燃焼室内に導入する導入部材が設けられている。

一方、燃焼器ライナの冷却性能を向上させるため、燃焼器ライナに対してエフュージョン冷却及びインピンジ冷却の併用を可能にしたガスタービンエンジン用燃焼器が開発されている（特許文献１参照）。具体的には、先行技術に係るガスタービンエンジン用燃焼器における燃焼器ライナは、ライナ外壁とライナ内壁を有した二重壁構造に構成されており、ライナ外壁には、圧縮空気の一部を冷却空気としてライナ内壁の外表面（外側壁面）に向かって噴き出し可能な複数のインピンジ冷却孔が貫通して形成されている。また、ライナ内壁には、冷却空気をライナ内壁の内表面（内側壁面）に沿って冷却空気を噴き出し可能な複数のエフュージョン冷却孔が貫通して形成されている。

特開２０１０−４３６４３号公報

ところで、近年、ガスタービンエンジンの高出力化の要請が強まっており、それに伴い、タービンの入口側の温度、換言すれば、燃焼室内の温度が非常に高くなる傾向にある。そのため、燃焼ガスに曝される燃焼器ライナの冷却性能をより高いレベルまでを向上させることが急務になってきている。

そこで、本発明は、燃焼器ライナの冷却性能をより高いレベルまで向上させることができる、新規な構成のガスタービンエンジン用燃焼器を提供することを目的とする。

本願の発明者は、前述の課題を解決するために、ライナ外壁に複数のインピンジ冷却孔が貫通して形成されかつライナ内壁に複数のエフュージョン冷却孔が貫通して形成されかつライナ内壁の外表面に伝熱ピン（放熱ピン）が形成された二重壁構造の燃焼器ライナを模擬した試験品を、伝熱ピンの高さを変更しながら多数製作し、試験品の一方側（ライナ内壁側）及び他方側（ライナ外壁側）に高温ガス及び冷却空気をそれぞれ流して、多数の試験品について冷却性能試験を行った結果（後述の実施例参照）、各伝熱ピンの先端面をライナ外壁の内表面に対して非接触にした状態で、伝熱ピンの高さ寸法とインピンジ冷却孔の等価直径との比を適正な割合に設定することにより、燃焼器ライナの重量増大を抑えつつ、燃焼器ライナの冷却効率を十分に高めることができるという、新規な知見を得ることができ、本発明を完成するに至った。ここで、適正な比とは、１．０〜３．０である。また、前述の新規な知見は、伝熱ピンの放熱作用が十分に発揮されたことによるものと考えられる。

本発明の第１の特徴は、ガスタービンエンジンに用いられ、圧縮空気中で燃料を燃焼させて、燃焼ガスを生成するガスタービンエンジン用燃焼器において、燃焼器ケースと、前記燃焼器ケースの内側に設けられ、内側に前記燃料を燃焼させるための燃焼室が形成された燃焼器ライナと、を具備し、前記燃焼器ライナは、ライナ外壁とライナ内壁を有した二重壁構造に構成され、前記ライナ外壁に圧縮空気の一部を冷却空気として前記ライナ内壁の外表面（外側壁面）に向かって噴き出し可能な複数のインピンジ冷却孔が貫通して形成され、前記ライナ内壁に冷却空気を前記ライナ内壁の内表面（内側壁面）に沿って噴き出し可能な複数のエフュージョン冷却孔が貫通して形成され、前記ライナ内壁の外表面に複数の伝熱ピン（放熱ピン）が形成され、各伝熱ピンの先端面が前記ライナ外壁の内表面に対して非接触であって、前記伝熱ピンの高さ寸法と前記インピンジ冷却孔の等価直径との比が１．０〜３．０に設定されていることを要旨とする。

なお、本願の明細書及び特許請求の範囲において、「設けられ」とは、直接的に設けられたことの他に、別部材を介して間接的に設けられたことを含む意である。また、前記インピンジ冷却孔の等価直径とは、前記インピンジ冷却孔の孔中心線に垂直な孔断面が円形の場合には、孔断面の直径のことをいい、前記インピンジ冷却孔が孔中心線に垂直な孔断面が円形でない場合には、水力直径（４×断面積／周長）のことをいう。

第１の特徴によると、前記ガスタービンエンジンの稼働中に、前記燃焼器ケースの内表面と前記燃焼器ライナの外表面との間に流入した冷却空気が複数の前記インピンジ冷却孔から前記ライナ内壁の外表面に向かって噴き出されることにより、冷却空気が前記ライナ内壁の外表面に衝突して、前記ライナ内壁に対してインピンジ冷却を行うことができる。また、インピンジ冷却に寄与した冷却空気が複数の前記エフュージョン冷却孔から前記ライナ内壁の内表面に沿って噴き出されることにより、冷却空気が前記ライナ内壁の内表面に沿うように流れて、前記ライナ内壁に対してエフュージョン冷却を行うことができる。そして、各伝熱ピンの先端面が前記ライナ外壁の内表面に対して非接触であって、前記伝熱ピンの高さ寸法と前記インピンジ冷却孔の等価直径との比が１．０〜３．０に設定されているため、前述の新規な知見を適用すると、前記燃焼器ライナの重量増大を抑えつつ、前記燃焼器ライナの高温化（特に、前記ライナ内壁の高温化）を抑えて、前記燃焼器ライナの冷却効率を十分に高めることができる。

本発明の第２の特徴は、ガスタービンエンジンにおいて、第１の特徴からなるガスタービンエンジン用燃焼器を具備したことを要旨とする。

第２の特徴によると、第１の特徴による作用と同様の作用を奏する。

本発明によれば、前記燃焼器ライナの重量増大を抑えつつ、前記燃焼器ライナの冷却効率を十分に高めることができるため、前記ガスタービンエンジン用燃焼器の軽量化を促進しつつ、前記燃焼器ライナの冷却性能をより高いレベルまで向上させることができる。

図１は、図３におけるI-I線に沿った拡大断面図である。 図２（ａ）は、ライナ外壁又はライナ内壁の要部を示す断面図、図２（ｂ）は、燃焼器ライナを平面に展開した状態の一部を示す図である。 図３は、本発明の実施形態に係るガスタービンエンジン用燃焼器の正断面図である。 図４は、本発明の実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジンの概念図である。 図５（ａ）は、伝熱ピンの高さ寸法とインピンジ冷却孔の等価直径との比（Ｈ／Ｄ）と有効伝熱面積拡大率との関係を示す図、図５（ｂ）は、冷却性能試験を説明する図である。

本発明の実施形態について図１から図４を参照して説明する。なお、図面中、「ＦＦ」は、前方向（主流の流れからみて上流方向）、「ＦＲ」は、後方向（主流の流れからみて下流方向）を指してある。

図４に示すように、本発明の実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジン１は、圧縮機３を具備しており、この圧縮機３は、航空機用ガスタービンエンジン１内に取り入れた空気Ａを圧縮して圧縮空気ＣＡを生成するものである。また、圧縮機３には、タービン５がタービン軸（回転軸）７を介して連結されており、このタービン５は、燃焼ガスＧの膨張によって駆動すると共に連動して圧縮機３を駆動させるものである。更に、圧縮機３とタービン５との間には、燃焼器９が設けられており、この燃焼器９は、圧縮機３から送られた圧縮空気ＣＡ中で燃料Ｆを燃焼させて、燃焼ガスＧを生成してタービン５側へ排出するものである。

燃焼器（ガスタービンエンジン用燃焼器）９の全体的な構成について説明すると、次のようになる。

図１及び図３に示すように、燃焼器９は、例えばアニュラ型であって、環状（中空環状）の燃焼器ケース１１を具備している。また、燃焼器ケース１１は、環状のアウターケース１３と、このアウターケース１３の内側に同心上に設けられた環状のインナーケース１５とを備えている。更に、燃焼器ケース１１の前部には、圧縮機３からの圧縮空気ＣＡを燃焼器ケース１１内に導入する環状の導入口１７が形成されている。

燃焼器ケース１１内には、環状（中空環状）の燃焼器ライナ１９が同心上に設けられており、この燃焼器ライナ１９は、環状のアウターライナ２１と、このアウターライナ２１の内側に同心上に設けられた環状のインナーライナ２３とを備えている。また、燃焼器ライナ１９内には、燃料Ｆを燃焼させるための環状の燃焼室２５が形成されており、換言すれば、アウターライナ２１とインナーライナ２３との間には、環状の燃焼室２５が形成されている。

燃焼器ライナ１９の前部には、燃料Ｆを燃焼室２５内に噴射する複数の燃料ノズル２７が周方向に間隔を置いて設けられており、各燃料ノズル２７には、燃料Ｆを供給するための燃料配管２９が接続されており、各燃料配管２９は、燃焼器ケース１１から外側へ突出してある。また、燃焼器ライナ１９の前部における各燃料ノズル２７の周縁には、圧縮空気ＣＡを旋回流として燃焼室２５内に導入する導入部材としてのスワーラ３１が設けられている。更に、燃焼器ケース１１には、燃料Ｆに着火（点火）する複数の点火栓３３が設けられており、各点火栓３３の先端部は、燃焼器ケース１１の内側（燃焼室２５内）に突出してある。

燃焼器９の特徴部分の構成について説明すると、次のようになる。

図１及び図２（ａ）に示すように、アウターライナ２１及びインナーライナ２３は、ライナ外壁３５とライナ内壁３７を有した二重壁構造に構成されている。また、ライナ外壁３５には、圧縮空気ＣＡの一部を冷却空気ＣＡとしてライナ内壁３７の外表面（外側壁面）に向かって噴き出し可能な複数のインピンジ冷却孔３９が貫通して形成されており、各インピンジ冷却孔３９の孔中心線３９ｃは、ライナ外壁３５の厚み方向ＴＰに平行である。

ライナ内壁３７には、冷却空気ＣＡをライナ内壁３７の内表面（内側壁面）に沿って噴き出し可能な複数のエフュージョン冷却孔４１が貫通して形成されており、各エフュージョン冷却孔４１の孔中心線４１ｃは、エフュージョン冷却孔４１の出口部が入口部よりも下流側に位置するようにライナ内壁３７の厚み方向ＴＰに対して傾斜してある。ここで、エフュージョン冷却孔４１の孔中心線４１ｃに垂直な断面の直径（等価直径）及びインピンジ冷却孔３９の孔中心線３９ｃに垂直な断面の直径（等価直径）は、設計に応じてそれぞれ任意に設定される。

ライナ外壁３５の内表面とライナ内壁３７の外表面の間隔寸法Ｚとインピンジ冷却孔３９の等価直径Ｄとの比（Ｚ／Ｄ）は、インピンジ冷却性能が十分に発揮されるように１．０〜５．０に設定されている。

ライナ内壁３７の外表面には、複数の伝熱ピン（放熱ピン）４１が形成されており、各伝熱ピン４３の先端面は、ライナ外壁３５の内表面に対して非接触である。そして、伝熱ピン４３の高さ寸法Ｈとインピンジ冷却孔の等価直径Ｄとの比（Ｈ／Ｄ）は、１．０〜３．０に設定されている。比（Ｈ／Ｄ）が１．０以上に設定されるようにしたのは、比（Ｈ／Ｄ）が１．０未満に設定されると、伝熱ピン４３による放熱作用が十分に発揮されないからである。比（Ｈ／Ｄ）が３．０以下に設定されるようにしたのは、比（Ｈ／Ｄ）が３．０を越えて設定されても、伝熱ピン４３による放熱作用の向上が見られず、燃焼器ライナ１９の重量増大を招くことになるからである。なお、図２の例では伝熱ピン４１の断面形状は四角形であるが、四角形に限らず任意の形状に設定することが可能である。

図２（ｂ）に示すように、燃焼器ライナ１９を平面に展開した状態において、各インピンジ冷却孔３９の出口部（出口側の開口部）、各エフュージョン冷却孔４１の入口部（入口側の開口部）、各伝熱ピン４３がそれぞれ異なる位置に配置されるようになっている。

前述の構成に基づいて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。

圧縮機３から送られた圧縮空気ＣＡが導入口１７から燃焼器ケース１１内に導入され、続いて、スワーラ３１から燃焼室２５内に旋回流として導入される。一方、複数の燃料ノズル２７から燃料Ｆを燃焼室２５内に噴射して、点火栓３３によって燃料Ｆに着火する。これにより、燃焼室２５内の圧縮空気ＣＡ中で燃料Ｆを燃焼させて、燃焼ガスＧを生成してタービン５側へ排出して、航空機用ガスタービンエンジン１の稼働を継続することができる。

航空機用ガスタービンエンジン１の稼働中に、燃焼器ケース１１の内表面と燃焼器ライナ１９の外表面との間に流入した冷却空気ＣＡが複数のインピンジ冷却孔３９からライナ内壁３７の外表面に向かって噴き出されることにより、冷却空気ＣＡがライナ内壁３７の外表面に衝突して、ライナ内壁３７に対してインピンジ冷却を行うことができる。また、インピンジ冷却に寄与した冷却空気ＣＡが複数のエフュージョン冷却孔４１からライナ内壁３７の内表面に沿って噴き出されることにより、冷却空気ＣＡがライナ内壁３７の内表面に沿うように流れて、ライナ内壁３７に対してエフュージョン冷却を行うことができる。そして、各伝熱ピン４３の先端面がライナ外壁３５の内表面に対して非接触であって、伝熱ピン４３の高さ寸法Ｈとインピンジ冷却孔３９の等価直径Ｄとの比（Ｈ／Ｄ）が１．０〜３．０に設定されているため、前述の新規な知見を適用すると、燃焼器ライナ１９の重量増大を抑えつつ、燃焼器ライナ１９の高温化（特に、ライナ内壁３７の高温化）を抑えて、燃焼器ライナ１９の冷却効率を十分に高めることができる。

従って、本発明の実施形態によれば、ガスタービンエンジン用燃焼器９の重量と冷却性能に対して最適な構造を設定することが可能となる。

なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではなく、例えば、航空機用ガスタービンエンジン１に適用した技術的思想を発電用ガスタービンエンジン（図示省略）に適用する等、その他、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。

本発明の実施例について図５（ａ）（ｂ）を参照して説明する。

燃焼器ライナの冷却性能は、有効伝熱面積拡大率によって評価することができ、伝熱ピンの高さ寸法Ｈとンピンジ冷却孔の等価直径Ｄとの比（Ｈ／Ｄ）と有効伝熱面積拡大率との関係をＣＦＤ解析によって算出し、その解析結果を冷却性能試験の結果で補正することにより、図５（ａ）に示すような関係を得ることができた。また、冷却性能試験は、図５（ｂ）に示すように、燃焼器ライナを模擬した試験品のライナ内壁側及びライナ外壁側に高温ガス及び冷却空気をそれぞれ流して、試験品のライナ内壁側の表面温度を検出することによって行った。なお、有効伝熱面積拡大率とは、伝熱ピン無しの場合における冷却側伝熱面積と平均熱伝達率との積に対する、伝熱ピン有りの場合における冷却側伝熱面積と平均熱伝達率との積の割合のことであって、有効伝熱面積拡大率が高いと冷却効率も高くなる。

前述のＣＦＤ解析結果等から、伝熱ピンの高さ寸法Ｈとインピンジ冷却孔の等価直径Ｄとの比（Ｈ／Ｄ）が１．０〜３．０の場合に有効伝熱面積拡大率が高くなることが分かった。

つまり、伝熱ピンの先端面をライナ外壁の内表面に対して非接触にした状態で、伝熱ピンの高さ寸法Ｈとインピンジ冷却孔の等価直径Ｄとの比（Ｈ／Ｄ）を１．０以上に設定することにより、燃焼器ライナの冷却性能を十分に高めることが分かった。また、伝熱ピンの高さ寸法Ｈとインピンジ冷却孔の等価直径Ｄとの比（Ｈ／Ｄ）が３．０を越えても、燃焼器ライナの冷却性能の向上が見られないことが分かった。

Ａ 空気
ＣＡ 冷却空気
ＣＡ 圧縮空気
Ｆ 燃料
Ｇ 燃焼ガス
１ ガスタービンエンジン
３ 圧縮機
５ タービン
９ 燃焼器（ガスタービンエンジン用燃焼器）
１１ 燃焼器ケース
１３ アウターケース
１５ インナーケース
１７ 導入口
１９ 燃焼器ライナ
２１ アウターライナ
２３ インナーライナ
２５ 燃焼室
２７ 燃料ノズル
３１ スワーラ
３３ 点火栓
３５ ライナ外壁
３７ ライナ内壁
３９ インピンジ冷却孔
３９ｃ インピンジ冷却孔の孔中心線
４１ エフュージョン冷却孔
４１ｃ エフュージョン冷却孔の孔中心線
４３ 伝熱ピン

Claims (4)

1. ガスタービンエンジンに用いられ、圧縮空気中で燃料を燃焼させて、燃焼ガスを生成するガスタービンエンジン用燃焼器において、
   燃焼器ケースと、
   前記燃焼器ケースの内側に設けられ、内側に前記燃料を燃焼させるための燃焼室が形成された燃焼器ライナと、を具備し、
   前記燃焼器ライナは、ライナ外壁とライナ内壁を有した二重壁構造に構成され、前記ライナ外壁に圧縮空気の一部を冷却空気として前記ライナ内壁の外表面に向かって噴き出し可能な複数のインピンジ冷却孔が貫通して形成され、前記ライナ内壁に冷却空気を前記ライナ内壁の内表面に沿って噴き出し可能な複数のエフュージョン冷却孔が貫通して形成され、前記ライナ内壁の外表面に複数の伝熱ピンが形成され、各伝熱ピンの先端面が前記ライナ外壁の内表面に対して非接触であって、前記伝熱ピンの高さ寸法と前記インピンジ冷却孔の等価直径との比が１．０〜３．０に設定されていることを特徴とするガスタービンエンジン用燃焼器。
2. 前記ライナ外壁の内表面と前記ライナ内壁の外表面の間隔寸法と前記インピンジ冷却孔の等価直径との比が１．０〜５．０に設定されていることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン用燃焼器。
3. 前記燃焼器ライナを平面に展開した状態において、各インピンジ冷却孔の出口部、各エフュージョン冷却孔の入口部、各伝熱ピンがそれぞれ異なる位置に配置されていることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のガスタービンエンジン用燃焼器。
4. 請求項１から請求項３のうちのいずれかの請求項に記載のガスタービンエンジン用燃焼器を具備したことを特徴とするガスタービンエンジン。

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