JP6360139B2 - 燃焼器アセンブリ - Google Patents

Description

本発明の主題は、一般に、ガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンの燃焼器アセンブリに関する。

ガスタービンエンジンは、通常、互いに流体連通して配置されるファン及びコアを含む。さらに、ガスタービンエンジンのコアは、通常、直列流れ配列で、圧縮機セクションと、燃焼セクションと、タービンセクションと、排気セクションとを含む。運転中、空気はファンから圧縮機セクションの入口に供給され、ここで、１以上の軸流圧縮機が、燃焼セクションに達するまで空気を徐々に圧縮する。燃料は、圧縮空気と混合されて燃焼セクション内で燃焼することで燃焼ガスを供給する。燃焼ガスは、燃焼セクションからタービンセクションへと送られる。タービンセクションを介した燃焼ガスの流れは、タービンセクションを駆動させた後、排気セクションを介して、例えば大気へと送られる。

より一般的には、セラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）材料のような非従来型の高温材料が、ガスタービンエンジン内の構造構成要素として使用されている。例えば、ＣＭＣ材料に比較的高温に耐える能力がある場合、ガスタービンエンジンの燃焼セクション内の構成要素をＣＭＣ材料で置き換えることに特に関心が寄せられている。例えば、通常の燃焼セクションは、内側ライナと、外側ライナと、ドームとを含む。より一般的には、内側及び外側ライナは、ＣＭＣ材料で形成されており、一方でドームは、金属材料で形成される。

しかし、いくつかのガスタービンエンジンは、内部に組み込まれたＣＭＣ材料の特定の機械的特性に適合する問題を有している。例えば、ＣＭＣ材料は、従来の金属材料とは異なる熱膨張率を有する。したがって、内側及び外側ＣＭＣライナの金属ドームへの取り付けは、かなり複雑な取り付けアセンブリを必要とする場合がある。加えて、このような構成は、燃焼器アセンブリを囲む構成要素の大部分が金属材料で形成されている場合、燃焼器アセンブリのガスタービンエンジン内への搭載を複雑にする可能性がある。

したがって、ガスタービンエンジン内に搭載してＣＭＣ構成要素の予想される熱膨張量を可能にする燃焼器アセンブリは、特に有益であろう。

米国特許第８１４１３７１号明細書

本発明の態様及び利点は、その一部を以下の説明に記載しており、或いはその説明から明らかになり、或いは本発明の実施により学ぶことができる。

本開示の例示的な一実施形態では、軸線方向を画成し、構造構成要素を含むガスタービンエンジンの燃焼器アセンブリが提供される。燃焼器アセンブリは、燃焼器ドームと、燃焼器ドームに取り付けられるか、又は燃焼器ドームと一体的に形成されるライナとを含む。ライナは、前方端部と後方端部との間に延在する。燃焼器ドーム及びライナは、燃焼チャンバを少なくとも部分的に共に画成する。さらに、燃焼器アセンブリは、ガスタービンエンジンの構造構成要素に対してガスタービンエンジン内の燃焼器ドーム及びライナを支持するために、ライナの前方端部に近接してライナに取り付けられた搭載アセンブリを含む。

本開示の別の例示的な実施形態では、軸線方向及び周方向を画成するガスタービンエンジンが提供される。ガスタービンエンジンは、圧縮機セクションと、タービンセクションと、圧縮機セクションとタービンセクションとの間に配置された燃焼セクションとを含む。燃焼セクションは、燃焼器アセンブリを含み、燃焼器アセンブリは、燃焼器ドームと、前方端部と後方端部との間に延在するライナとを含む。燃焼器ドーム及びライナは、燃焼チャンバを少なくとも部分的に共に画成する。さらに、燃焼器アセンブリは、前方端部と後方端部との間に延在する支持部材を含む搭載アセンブリを含む。支持部材の前方端部は、ライナの前方端部に近接してライナに取り付けられ、支持部材の後方端部は、ガスタービンエンジンの構造構成要素に取り付けられて燃焼器アセンブリを支持する。

本発明のこれら及び他の特徴、態様及び利点は、以下の説明及び添付の特許請求の範囲を参照して、よりよく理解されよう。添付の図面は、本明細書に組み込まれ、本明細書の一部を構成するものであるが、本発明の実施形態を例示し、また説明と共に本発明の原理を説明する働きをする。

当業者を対象とした、その最良の形態を含む本発明の完全で実施可能な程度の開示が本明細書に記載されており、本明細書は添付の図を参照する。

本発明の主題の様々な実施形態による例示的なガスタービンエンジンの概略断面図である。 図１の例示的なガスタービンエンジンの燃焼セクションに配置された、本開示の例示的な実施形態による燃焼器アセンブリの側面断面図である。 本開示の別の例示的な実施形態による燃焼器アセンブリの斜視図である。 図３の例示的な燃焼器アセンブリの断面の斜視断面図である。 図３の例示的な燃焼器アセンブリの取り付け部の拡大斜視断面図である。

以下、本発明の本実施形態について詳しく説明するが、その１以上の例が、添付の図面に示されている。詳細な説明では、図面中の特徴を参照するために数値及び文字による指示が使用されている。図面及び説明の中で同じ又は類似の指示は、本発明の同じ又は類似の部分を参照するために使用されている。本明細書で使用する場合、用語「第１の」、「第２の」、及び「第３の」は、ある構成要素を他の構成要素から区別するために交換可能に使用することができ、個々の構成要素の位置又は重要性を意味することは意図されていない。用語「上流」及び「下流」は、流路内の流体の流れに対して相対的な方向を意味する。例えば、「上流」は流体が流れる元である方向を意味し、「下流」は流体が流れる先である方向を意味する。

図を通して同一の参照番号が同じ要素を示す図面をここで参照すると、図１は、本開示の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの概略断面図である。より具体的には、図１の実施形態の場合、ガスタービンエンジンは、高バイパスターボファンジェットエンジン１０であり、本明細書では「ターボファンエンジン１０」と呼ばれる。図１に示すように、ターボファンエンジン１０は、（参照用に示された長手方向中心線１２に平行に延在する）軸線方向Ａ、半径方向Ｒ、及び軸線方向Ａの周りに延在する周方向（図示せず）を画成する。通常、ターボファン１０は、ファンセクション１４と、ファンセクション１４の下流に配置されたコアタービンエンジン１６とを含む。

示されている例示的なコアタービンエンジン１６は、通常、環状の入口２０を画成する実質的に管状の外側ケーシング１８を含む。外側ケーシング１８は、直列流れ関係で、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２２及び高圧（ＨＰ）圧縮機２４を含む圧縮機セクションと、燃焼セクション２６と、高圧（ＨＰ）タービン２８及び低圧（ＬＰ）タービン３０を含むタービンセクションと、ジェット排気ノズルセクション３２とを含むコアタービンエンジン１６を包み込む。高圧（ＨＰ）シャフト又はスプール３４は、ＨＰタービン２８をＨＰ圧縮機２４に駆動可能に接続する。低圧（ＬＰ）シャフト又はスプール３６は、ＬＰタービン３０をＬＰ圧縮機２２に駆動可能に接続する。圧縮機セクション、燃焼セクション２６、タービンセクション、及びノズルセクション３２は、コア空気流路３７を共に画成する。

示されている実施形態の場合、ファンセクション１４は、離間されてディスク４２に連結された複数のファンブレード４０を有する可変ピッチファン３８を含む。示されているように、ファンブレード４０は、ほぼ半径方向Ｒに沿ってディスク４２から外向きに延在する。各ファンブレード４０は、ファンブレード４０のピッチを一斉に変化させるように構成された適切なピッチ変更機構４４にファンブレード４０が動作可能に連結されることによって、ピッチ軸線Ｐの周りでディスク４２に対して回転することができる。ファンブレード４０、ディスク４２、及びピッチ変更機構４４は、動力ギアボックス４６を横切るＬＰシャフト３６によって、長手方向軸線１２の周りで共に回転することができる。動力ギアボックス４６は、ＬＰシャフト３６に対するファン３８の回転速度をより効率的な回転ファン速度まで調整する複数のギアを含む。

図１の例示的な実施形態をさらに参照すると、ディスク４２は、複数のファンブレード４０を通る空気流を促進するよう空気力学的輪郭にされた、回転可能な前面ハブ４８によって覆われる。さらに、例示的なファンセクション１４は、ファン３８及び／又はコアタービンエンジン１６の少なくとも一部の周囲を囲む、環状のファンケーシング又は外側ナセル５０を含む。例示的なナセル５０は、複数の周方向に離間した出口ガイドベーン５２によってコアタービンエンジン１６に対して支持される。さらに、ナセル５０の下流セクション５４は、これとコアタービンエンジン１６の外側部分との間にバイパス空気流通路５６を画成するように、コアタービンエンジン１６の外側部分を越えて延在する。

ターボファンエンジン１０の運転中、大量の空気５８が、ナセル５０及び／又はファンセクション１４の関連する入口６０を通ってターボファン１０に入る。大量の空気５８がファンブレード４０を通過すると、矢印６２で示す空気５８の第１の部分が、バイパス空気流通路５６の中へ導かれるか又は送られ、矢印６４で示す空気５８の第２の部分が、コア空気流路３７の中へ、より具体的にはＬＰ圧縮機２２の中へ導かれるか又は送られる。空気の第１の部分６２と空気の第２の部分６４との比率は、通常、バイパス比として知られている。その後、空気の第２の部分６４の圧力は、高圧（ＨＰ）圧縮機２４を通って燃焼セクション２６の中へ送られるにつれて増加し、ここで空気は、燃焼ガス６６を供給するために燃料と混合されて燃焼する。

燃焼ガス６６は、ＨＰタービン２８を通って送られ、燃焼ガス６６からの熱及び／又は運動エネルギーの一部が、外側ケーシング１８に連結されたＨＰタービンステータベーン６８、及びＨＰシャフト又はスプール３４に連結されたＨＰタービンロータブレード７０の連続する段を介して取り出されて、ＨＰシャフト又はスプール３４を回転させることによって、ＨＰ圧縮機２４の動作を補助する。次に、燃焼ガス６６は、ＬＰタービン３０を通って送られ、熱及び運動エネルギーの第２の部分が、外側ケーシング１８に連結されたＬＰタービンステータベーン７２、及びＬＰシャフト又はスプール３６に連結されたＬＰタービンロータブレード７４の連続する段を介して燃焼ガス６６から取り出されて、ＬＰシャフト又はスプール３６を回転させることによって、ＬＰ圧縮機２２の動作及び／又はファン３８の回転を補助する。

燃焼ガス６６は、その後、推進力をもたらすためにコアタービンエンジン１６のジェット排気ノズルセクション３２を介して送られる。同時に、空気の第１の部分６２の圧力は、同様に推進力をもたらすターボファン１０のファンノズル排気セクション７６から排気される前に、空気の第１の部分６２がバイパス空気流通路５６を通って送られるにつれて実質的に増加する。ＨＰタービン２８、ＬＰタービン３０、及びジェット排気ノズルセクション３２は、コアタービンエンジン１６を介して燃焼ガス６６を送るための高温ガス経路７８を少なくとも部分的に画成する。

しかし、図１に示された例示的なターボファンエンジン１０は、単なる例示として提供されており、他の例示的な実施形態では、ターボファンエンジン１０は、任意の他の適切な構成を有してもよいことを理解されたい。さらに他の例示的な実施形態では、本開示の態様は、任意の他の適切なガスタービンエンジン内に組み込まれてよいこともまた理解されたい。例えば、他の例示的な実施形態では、本開示の態様は、例えば、ターボプロップエンジン、ターボシャフトエンジン、又はターボジェットエンジン内に組み込むことができる。

次に図２を参照すると、図１のターボファンエンジン１０の燃焼セクション２６内に搭載された燃焼器アセンブリ１００の側面断面図が示されている。示されているように、燃焼器アセンブリ１００は、燃焼セクション２６内、つまり圧縮機セクションの下流及びタービンセクションの上流に位置する。以下により詳細に説明するように、燃焼器アセンブリ１００は、前方端部で複数の開口部１０２を概して画成し、これを介して燃焼器アセンブリ１００は、（圧縮機セクションからの）圧縮空気の流れ及び（例えば、燃料ノズル１０４からの）燃料を受けるように構成されている。燃料及び圧縮空気は、１以上の燃料−空気噴射器ハードウェアアセンブリ１０６を使用して混合される。次に、混合気は、燃焼器アセンブリ１００の燃焼チャンバ１０８に供給され、ここでこのような燃料−空気混合気は、燃焼して燃焼ガスを発生する。このような燃焼ガスは、燃焼器アセンブリ１００の出口１１０を通ってタービンセクションを駆動するためにタービンセクション内に供給される。

燃焼器アセンブリ１００は、通常、第１の燃焼チャンバ部材と、第２の燃焼チャンバ部材とを含む。示されている実施形態の場合、第１の燃焼チャンバ部材は、燃焼器ドーム１１２として構成され、第２の燃焼チャンバ部材は、燃焼チャンバライナとして構成されている。具体的には、示されている実施形態の場合、燃焼チャンバライナは、燃焼チャンバ内側ライナ１１４として構成されている。加えて、燃焼器アセンブリ１００は、示されている実施形態の場合燃焼チャンバ外側ライナ１１６として構成されている第３の燃焼チャンバ部材を含む。特筆すべきことに、示されている例示的な実施形態の場合、燃焼チャンバ外側ライナ１１６及び燃焼器ドーム１１２は、単一の連続した材料で一体的に形成される。しかし、他の実施形態では、燃焼チャンバ外側ライナ１１６及び燃焼器ドーム１１２は、代わりに別個に形成してもよい。

さらに図２を参照すると、第１及び第２の燃焼チャンバ部材、すなわち、燃焼器ドーム１１２及び燃焼チャンバ内側ライナ１１４、並びに燃焼チャンバ外側ライナ１１６は、セラミックマトリックス複合材（「ＣＭＣ」）材料で各々形成される。ＣＭＣ材料は、高温性能を有する非金属材料である。燃焼器ドーム１１２及び燃焼チャンバライナ（例えば、内側ライナ１１４及び外側ライナ１１６）に利用される例示的なＣＭＣ材料は、炭化ケイ素、ケイ素、シリカ又はアルミナのマトリックス材料及びこれらの組合せを含むことができる。セラミック繊維（サファイア及び炭化ケイ素のようなモノフィラメントを含む酸化安定強化繊維（例えば、ＴｅｘｔｒｏｎのＳＣＳ−６）並びに炭化ケイ素を含むロービング及びヤーン（例えば、日本カーボンのＮＩＣＡＬＯＮ（登録商標）、宇部興産のＴＹＲＡＮＮＯ（登録商標）、及びＤｏｗ ＣｏｒｎｉｎｇのＳＹＬＲＡＭＩＣ（登録商標））、ケイ酸アルミナ（例えば、Ｎｅｘｔｅｌの４４０及び４８０）、及び短いウィスカ及び短繊維（例えば、Ｎｅｘｔｅｌの４４０及びＳＡＦＦＩＬ（登録商標））、及び随意にセラミック粒子（例えば、Ｓｉ、Ａｌ、Ｚｒ、Ｙ、及びこれらの組合せの酸化物）及び無機充填材（例えば、パイロフィライト、ウォラストナイト、マイカ、タルク、カイヤナイト、及びモンモリロナイト）など）は、マトリックス内に埋め込むことができる。

さらに、燃焼器ドーム１１２（及び一体的に形成された燃焼チャンバ外側ライナ１１６）並びに燃焼チャンバ内側ライナ１１４は、以下に説明する図３の実施形態でより明確に示されているように、周方向Ｃに沿って実質的に連続して各々延在して環状の形状を画成する。また以下により詳細に説明するように、燃焼チャンバ内側ライナ１１４は、燃焼器ドーム１１２に接合され、これにより燃焼チャンバ内側ライナ１１４、並びに一体的に形成された燃焼チャンバ外側ライナ１１６及び燃焼器ドーム１１２は、環状の燃焼チャンバ１０８を共に画成する。したがって、示されている例示的な燃焼器アセンブリ１００は、環状の燃焼器として構成されている。

さらに図２を参照すると、燃焼チャンバ外側ライナ１１６及び燃焼チャンバ内側ライナ１１４は、ほぼ軸線方向Ａに沿って各々延在し、燃焼チャンバ外側ライナ１１６は、前方端部１１８と後方端部１２０との間に延在し、燃焼チャンバ内側ライナ１１４は、同様に前方端部１２２と後方端部１２４との間に延在する。さらに、燃焼器ドーム１１２は、後壁１２６と、移行部とを含む。具体的には、示されている燃焼器ドーム１１２は、外側移行部１２８と、内側移行部１３０とを含む。外側移行部１２８は、半径方向Ｒに沿った後壁１２６の外縁に沿って配置され、内側移行部１３０は、半径方向Ｒに沿った後壁１２６の内縁に沿って配置される。外側及び内側移行部１２８，１３０は、燃焼器ドーム１１２の後壁１２６と周方向に各々延在する（図２参照）。

外側移行部１２８は、後壁１２６から外側ライナ１１６に向かって延在し、内側移行部１３０は、後壁１２６から内側ライナ１１４に向かって延在する。上述したように、示されている実施形態の場合、外側ライナ１１６は、燃焼器ドーム１１２と一体的に形成され（後壁１２６及び外側移行部１２８を含む）、したがって外側移行部１２８は、後壁１２６から外側ライナ１１６に縫い目なく延在する。例えば、燃焼器ドーム１１２及び燃焼チャンバ外側ライナ１１６は、燃焼器ドーム１１２から燃焼チャンバ外側ライナ１１６に延在する連続した縫い目のない表面を共に画成する。

さらに図２を参照すると、簡潔に上述したように、燃焼器ドーム１１２は、開口部１０２をさらに画成し、燃焼器アセンブリ１００は、燃料−空気噴射器ハードウェアアセンブリ１０６を含む。より具体的には、燃焼器ドーム１１２は、複数の開口部１０２を画成し、燃焼器アセンブリ１００は、それぞれの複数の燃料−空気噴射器ハードウェアアセンブリ１０６を含み、各開口部１０２は、複数の燃料−空気噴射器ハードウェアアセンブリ１０６のそれぞれを収容するように構成されている。（例えば、以下の図３参照）。

複数の燃料−空気噴射器ハードウェアアセンブリ１０６は、例えば、スワーラ及び／又はバッフルを各々含むことができる。簡潔に上述したように、燃料−空気噴射器ハードウェアアセンブリ１０６は、燃料ノズル１０４からの燃焼可能な燃料の流れ、及びターボファンエンジン１０の圧縮機セクションからの圧縮空気を受けるように構成されている。各燃料−空気噴射器ハードウェアアセンブリ１０６は、複数の開口部１０２のそれぞれにおいて燃焼器ドーム１１２に直接取り付けられる。さらに、示されているように、各燃料−空気噴射器ハードウェアアセンブリ１０６は、このような開口部１０２内に、すなわち開口部１０２を通って延在する。より具体的には、燃焼器ドーム１１２は、燃焼チャンバ１０８に晒された高温側１３２、及び反対側の低温側１３４を画成する。例示的な燃料−空気噴射器ハードウェアアセンブリ１０６は各々、燃焼器ドーム１１２の高温側１３２、及び燃焼器ドーム１１２の低温側１３４に直接取り付けられる。例えば、以下の図３でより明白になるように、示されている実施形態の場合、各燃料−空気噴射器ハードウェアアセンブリ１０６は、他の燃料−空気噴射器ハードウェアアセンブリ１０６、具体的には隣接する燃料−空気噴射器ハードウェアアセンブリ１０６とは独立して、燃焼器ドーム１１２に直接取り付けられる。例えば、示されている燃焼器アセンブリ１００の燃焼器ドーム１１２が周方向Ｃに沿って連続して延在するので、燃焼器ドーム１１２及び複数の燃料−空気噴射器ハードウェアアセンブリ１０６のための追加の又は補助的な支持体は不要である。

さらに図２を参照すると、一体的に形成された燃焼チャンバ外側ライナ１１６及び燃焼器ドーム１１２とは対照的に、示されている実施形態の場合、燃焼チャンバ内側ライナ１１４は、燃焼器ドーム１１２及び燃焼チャンバ外側ライナ１１６とは別個に形成される。燃焼チャンバ内側ライナ１１４は、通常搭載アセンブリ１３６を介して燃焼器ドーム１１２に取り付けられる。具体的には、第１の燃焼チャンバ部材、すなわち燃焼器ドーム１１２は、第１の連結フランジ１３８を含み、第２の燃焼チャンバ部材、すなわち燃焼チャンバ内側ライナ１１４は、第２の連結フランジ１４０を含む。第１及び第２の連結フランジ１３８，１４０は、互いに隣接して配置され、燃焼チャンバ１０８から概して外側に各々延在する。具体的には、示されている実施形態の場合、第１及び第２の連結フランジ１３８，１４０は、ほぼ半径方向Ｒに沿って内側に延在する。

さらに、示されている例示的な搭載アセンブリ１３６は、第１の搭載フランジ１４２と、第２の搭載フランジ１４４とを含む。第１の搭載フランジ１４２は、燃焼器ドーム１１２の第１の連結フランジ１３８に隣接して配置され、第２の搭載フランジ１４４は、燃焼チャンバ内側ライナ１１４の第２の連結フランジ１４０に隣接して配置される。また、搭載アセンブリ１３６は、第１の搭載フランジ１４２を第２の搭載フランジ１４４に向かって押圧して燃焼器ドーム１１２と燃焼チャンバ内側ライナ１１４を取り付けるための取り付け部材１４６をさらに含む。例えば、取り付け部材１４６は、第１の搭載フランジ１４２と第２の搭載フランジ１４４を共にクランプして燃焼器ドーム１１２と燃焼チャンバ内側ライナ１１４を取り付けることができる。

したがって、搭載アセンブリ１３６は、燃焼チャンバ外側ライナ１１６及び燃焼器ドーム１１２に取り付けられる。より具体的には、示されている実施形態の場合、搭載アセンブリ１３６は、燃焼チャンバ内側ライナ１１４の前方端部１２２に近接して燃焼チャンバ内側ライナ１１４に取り付けられ、ターボファンエンジン１０の構造構成要素に対してターボファンエンジン１０内の燃焼器ドーム１１２及び燃焼チャンバ内側ライナ１１４を支持する。例えば、示されている例示的な搭載アセンブリ１３６は、ほぼ軸線方向Ａに沿って前方端部１５０から後方端部１５２に延在する長さ１４９を画成する支持部材１４８を含む。支持部材１４８の前方端部１５０は、第２の搭載フランジ１４４を含み、上述し以下にさらに詳細に説明するように、燃焼チャンバ内側ライナ１１４の前方端部１２２に近接して燃焼チャンバ内側ライナ１１４に取り付けられる。

本明細書で使用する場合、用語「前方端部に近接して」は、概して、後方端部より前方端部に近い位置を意味することができる。したがって、例えば、燃焼器アセンブリ１００は、開口部１０２及び出口１１０の１以上の間でタービンセクションへとほぼ軸線方向Ａに沿った長さ１５４を画成することができる。搭載アセンブリ１３６は、燃焼器アセンブリの長さ１５４の少なくとも前方約５０％以内で、燃焼チャンバ内側ライナ１１４に取り付けることができる。より具体的には、示されている実施形態の場合、搭載アセンブリ１３６は、燃焼器アセンブリの長さ１５４の少なくとも前方約４０％以内、燃焼器アセンブリの長さ１５４の少なくとも前方約３０％以内、又は燃焼器アセンブリの長さ１５４の少なくとも前方約２０％以内で、燃焼チャンバ内側ライナ１１４に取り付けることができる。本明細書で使用する場合、「約」又は「およそ」などの近似の用語は、誤差の１０％の範囲内にあることを意味することを理解されたい。

上述したように、搭載アセンブリ１３６は、ターボファンエンジン１０内の燃焼器ドーム１１２、燃焼チャンバ内側ライナ１１４、及び燃焼チャンバ外側ライナ１１６を支持するように構成されている。具体的には、例示的な支持部材１４８は、後方端部１５２でターボファンエンジン１０の構造構成要素に取り付けられるように構成されている。より具体的には、支持部材１４８は、取り付けフランジ１５６を含み、支持部材１４８はこれを介してターボファンエンジン１０の構造構成要素に取り付けられて燃焼器アセンブリ１００を支持する。示されている実施形態の場合、構造構成要素は、タービンセクションを通る流路を少なくとも部分的に画成するタービンフレーム１５８として構成されている。しかし、他の実施形態では、構造構成要素は、ターボファンエンジン１０内のいずれかの静止構造部材であってもよい。例えば、他の実施形態では、構造構成要素は、内側圧縮機ケーシング１６０、外側圧縮機ケーシング１６２、タービンケーシング１６４などであってもよい。

図３〜図５の例示的な実施形態を参照して以下により詳細に説明するように、搭載アセンブリ１３６は、金属材料で形成することができる。より具体的には、支持部材１４８は、第２の連結フランジ１４０と、第１の連結フランジ１３８とを含み、金属材料で各々形成することができる。このような構成は、ターボファンエンジン１０の運転中に所望量の熱膨張を可能にすることができる。より具体的には、燃焼チャンバ内側ライナ及び外側ライナ１１４，１１６並びに燃焼器ドーム１１２は、すべて燃焼チャンバ内側ライナ１１４の前方端部１２２で搭載アセンブリ１３６を介して支持されるので、タービンセクションへの燃料−空気噴射器ハードウェアアセンブリ１０６と入口との間の距離は、搭載アセンブリ１３６の熱膨張の量によって実質的に決定される。さらに、内側及び外側圧縮機ケーシング１６０，１６２並びにタービンケーシング１６４などの燃焼器アセンブリ１００を囲む様々な他の構成要素は、すべて同様に金属材料で形成されるので、搭載アセンブリ１３６の熱膨張は、このような構成要素の熱膨張に適合しやすく、燃焼器アセンブリ１００のＣＭＣ構成要素と搭載アセンブリ１３６の熱膨張が適合しないとしても、燃焼器アセンブリ１００がターボファンエンジン１０内の所望の位置に置けることを確実にする。

次に図３〜図５を参照すると、本開示の例示的な実施形態による燃焼器アセンブリ１００の様々な図が示されている。図３〜図５の例示的な燃焼器アセンブリ１００は、図２の例示的な燃焼器アセンブリ１００と実質的に同一に構成することができ、したがって、同一又は類似の番号は、同一又は類似の部分を指すことができる。具体的には、図３は、組み立てられた燃焼器アセンブリ１００の斜視図を示し、図４は、図３の例示的な燃焼器アセンブリ１００の断面の斜視断面図を示し、図５は、図３の例示的な燃焼器アセンブリ１００の搭載アセンブリ１３６の取り付け部の拡大断面図を示している。

図３で最も明確に見られるように、燃焼器アセンブリ１００は、燃焼チャンバ部材の１以上を通って延在し、冷却空気の流れを可能にする複数の冷却孔１６６を含む。具体的には、示されている例示的な燃焼器アセンブリ１００は、燃焼チャンバ外側ライナ１１６、燃焼チャンバ内側ライナ１１４、及び燃焼器ドーム１１２を通って延在し、多量の冷却空気が流れることを可能にする複数の冷却孔１６６を含む。冷却空気は、燃焼器アセンブリ１００が設置されるガスタービンエンジンの圧縮機セクションから供給することができる。

前述したように、燃焼器アセンブリ１００は、環状の燃焼器として概して構成されている。したがって、燃焼チャンバ外側ライナ１１６、（示されている実施形態の場合、燃焼チャンバ外側ライナ１１６と一体的に形成された）燃焼器ドーム１１２、及び燃焼チャンバ内側ライナ１１４（例えば、図４参照）は、周方向Ｃに沿って実質的に連続して各々延在して環状の形状を画成する。図３に示されていないが、（燃焼器ドーム１１２の）第１の連結フランジ１３８及び（燃焼チャンバ内側ライナ１１４の）第２の連結フランジ１４０は、同様に周方向に実質的に連続して延在する。さらに、搭載アセンブリ１３６、より具体的には、第１の搭載フランジ１４２及び第２の搭載フランジ１４４を含む支持部材１４８は、同様に周方向Ｃに沿って実質的に連続して延在して環状の形状を画成する。したがって、支持部材１４８は、環状の支持部材１４８と呼ぶことができる。特筆すべきことに、第１の搭載フランジ１４２は、周方向に互いに隣接して配置された複数の個々の搭載ブラケット１６８で形成される。

示されている実施形態の場合、搭載アセンブリ１３６は、ＣＭＣ材料で各々形成することができる燃焼チャンバ内側ライナ１１４、燃焼器ドーム１１２、及び燃焼チャンバ外側ライナ１１６と比較して、金属材料で通常形成される。したがって、搭載アセンブリ１３６の第１の搭載フランジ１４２を形成する搭載ブラケット１６８は、第２の搭載フランジ１４４を含む支持部材１４８のように、金属材料で形成される。熱膨張率の不適合に適応するために、支持部材１４８は、ほぼ軸線方向Ａに沿って延在する複数の隙間１７０を含む。しかし、他の実施形態では、複数の隙間１７０は、代わりに任意の他の適切な方向に延在することができる。特筆すべきことに、複数の隙間１７０を含むことにより、振動の減衰及び他の利点を燃焼器アセンブリ１００にさらにもたらすことができる。

さらに、示されている複数の隙間１７０は、支持部材１４８の長さ１４９の少なくとも約５０％に沿って各々延在する。具体的には、示されている実施形態の場合、複数の隙間１７０の各々は、支持部材１４８の長さ１４９の少なくとも約６０％に沿って延在する。さらに、複数の隙間１７０の各隙間１７０は、幅１７１（図３）を画成する。示されている隙間１７０はほぼ軸線方向Ａに沿って延在するので、幅１７１は、ほぼ周方向Ｃに沿って画成される。各隙間１７０の幅１７１は、少なくとも約０．０５インチ、少なくとも約０．１０インチ、少なくとも約０．２０インチ、又は任意の他の適切な幅とすることができる。隙間１７０は、燃焼チャンバ外側ライナ１１６又は燃焼器ドーム１１２の少なくとも１つを、搭載アセンブリ１３６の支持部材１４８に対して相対的に膨張させる。より具体的には、隙間１７０は、ＣＭＣ構成要素の各々、すなわち燃焼チャンバ内側ライナ１１４、燃焼器ドーム１１２、及び燃焼チャンバ外側ライナ１１６を、ほぼ半径方向Ｒに沿って搭載アセンブリ１３６の支持部材１４８に対して相対的に膨張させる。

特に図４及び図５をここで参照すると、例示的な取り付け部材１４６は、ナット１７２及びボルト１７４、正確に言うと複数のナット１７２及びボルト１７４として構成されており、各ボルト１７４は、第１及び第２の搭載フランジ１４２，１４４、並びに第１及び第２の連結フランジ１３８，１４０を介して延在する。ボルト１７４は、第１の搭載フランジ１４２を押圧するヘッド１７６を各々含み、それぞれのナット１７２の各々は、それぞれのボルト１７４と螺合して、第２の搭載フランジ１４４を押圧する。このような構成により、燃焼器ドーム１１２及び燃焼チャンバ内側ライナ１１４の第１及び第２の連結フランジ１３８，１４０を取り付ける力は、それぞれ、第１の搭載フランジ１４２及び第２の搭載フランジ１４４の内面領域に分配される。したがって、第１及び第２の連結フランジ１３８，１４０は、これらに加えられる最小限の点力で共に押圧される。このような構成は、第１及び第２の連結フランジ１３８，１４０の損傷を制限することができる。

さらに、図５の断面図に見られるように、搭載アセンブリ１３６は、ブッシュ１７８、正確に言うと複数のブッシュ１７８をさらに含み、各ブッシュ１７８は、第１及び第２の連結フランジ１３８，１４０内でそれぞれのボルト１７４の周りに延在する。ブッシュ１７８は、（金属材料で形成された）ボルト１７４と（ＣＭＣ材料で形成された）第１及び第２の連結フランジ１３８，１４０との間の障壁として作用することができる。したがって、ＣＭＣ材料からの金属材料への摩耗は、ボルト１７４に対してブッシュ１７８によって吸収される。特筆すべきことに、第１及び第２の連結フランジ１３８，１４０は、合わせた幅１８０を共に画成し、ブッシュの各々は、長さ１８２を同様に画成する。示されている実施形態の場合、ブッシュ１７８の各々の長さ１８２は、第１及び第２の連結フランジ１３８，１４０の合わせた幅１８０未満であり、金属材料で形成することができるブッシュ１７８と第１及び第２の連結フランジ１３８，１４０との間の相対的な熱膨張を可能にする。

ブッシュ１７８、第１の搭載フランジ１４２、及び第２の搭載フランジ１４４を含むことにより、より頑丈に燃焼器ドーム１１２を燃焼チャンバ内側ライナ１１４に取り付けることができる。より具体的には、金属ボルト１７４と燃焼器ドーム１１２及び内側ライナ１１４との間のこのような金属構成要素を含むことにより、燃焼器アセンブリ１００の運転中のボルト１７４への早期摩耗のリスクを低減することができる。

しかし、本明細書で説明される例示的な燃焼器アセンブリ１００は、単なる例示として提供されており、本開示の他の例示的な実施形態では、燃焼器アセンブリ１００は、任意の他の適切な構成を有してもよいことを理解されたい。例えば、他の例示的な実施形態では、燃焼チャンバ外側ライナ１１６は、燃焼器ドーム１１２と一体的に形成しなくてもよく、代わりに、任意の適切な方法で燃焼器ドーム１１２に取り付けてもよい。さらに、特定の実施形態では、燃焼チャンバ内側ライナ１１４は、燃焼チャンバ外側ライナ１１６の代わりに、又はこれに加えて燃焼器ドーム１１２と一体的に形成してもよい。また、さらに他の実施形態では、燃焼器ドーム１１２は、任意の他の適切な構成を有してもよい。例えば、特定の実施形態では、燃焼器ドーム１１２は、外側移行部１２８又は内側移行部１３０の一方又は両方を含まなくてもよい。或いは、外側移行部１２８又は内側移行部１３０の一方又は両方は、任意の他の適切な方法で構成してもよい。

さらに、本明細書で説明される実施形態の搭載アセンブリ１３６は、燃焼器アセンブリ１００の半径方向内側の位置に概して位置するが、他の実施形態では、搭載アセンブリ１３６は、代わりに半径方向外側の位置に位置してもよい。例えば、このような例示的な実施形態では、搭載アセンブリ１３６は、燃焼チャンバ外側ライナ１１６を別個に形成された燃焼チャンバ１０８のドームに取り付けるように構成してもよい。加えて、示されている実施形態の場合、搭載アセンブリ１３６は、燃焼チャンバライナの前方端部で燃焼チャンバライナ及びドームに取り付けられるが、他の実施形態では、搭載アセンブリ１３６は、代わりに、例えば燃焼チャンバライナの後方端部で燃焼チャンバライナに、又は任意の他の適切な位置に取り付けてもよい。また、さらに他の実施形態では、支持部材１４８を含む搭載アセンブリ１３６は、連結フランジ１３８，１４０から前方に（示されている実施形態のように後方に延在するのとは対照的に）、連結フランジ１３８，１４０の前方に位置するガスタービンエンジン内の支持部材へと延在してもよい。

さらに、示されている実施形態の場合、燃焼チャンバ１０８を画成する様々な構成要素は、周方向Ｃに沿って実質的に連続して延在して環状の形状を画成するが、他の例示的な実施形態では、このような構成要素は、代わりに周方向Ｃに沿って離間して配置された複数の構成要素を含んで燃焼チャンバ１０８を画成してもよい。加えて、又は代替的に、他の実施形態では、燃焼器アセンブリ１００は、任意の他の適切な方法で燃焼器ドーム１１２に搭載された、任意の他の適切な燃料−空気噴射器ハードウェアアセンブリ１０６を有してもよい。

本明細書は、本発明を開示するために実施例を用いており、最良の形態を含んでいる。また、いかなる当業者も本発明を実施することができるように実施例を用いており、任意のデバイス又はシステムを製作し使用し、任意の組み込まれた方法を実行することを含んでいる。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到す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、特許請求の範囲の文言との差がない構造要素を含む場合、又は特許請求の範囲の文言との実質的な差がない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲内にある。

１０ ターボファンジェットエンジン
１２ 長手方向又は軸方向中心線
１４ ファンセクション
１６ コアタービンエンジン
１８ 外側ケーシング
２０ 入口
２２ 低圧圧縮機
２４ 高圧圧縮機
２６ 燃焼セクション
２８ 高圧タービン
３０ 低圧タービン
３２ ジェット排気ノズルセクション
３４ 高圧シャフト又はスプール
３６ 低圧シャフト又はスプール
３７ コア空気流路
３８ ファン
４０ ファンブレード
４２ ディスク
４４ ピッチ変更機構
４６ 動力ギアボックス
４８ 前面ハブ
５０ ファンケーシング又は外側ナセル
５２ 出口ガイドベーン
５４ 下流セクション
５６ バイパス空気流通路
５８ 空気
６０ 入口
６２ 空気の第１の部分
６４ 空気の第２の部分
６６ 燃焼ガス
６８ ＨＰタービンステータベーン
７０ ＨＰタービンロータブレード
７２ ＬＰタービンステータベーン
７４ ＬＰタービンロータブレード
７６ ファンノズル排気セクション
７８ 高温ガス経路
１００ 燃焼器アセンブリ
１０２ 開口部
１０４ 燃料ノズル
１０６ 燃料−空気噴射器ハードウェアアセンブリ
１０８ 燃焼チャンバ
１１０ 出口
１１２ 燃焼器ドーム
１１４ 燃焼チャンバ内側ライナ
１１６ 燃焼チャンバ外側ライナ
１１８ 前方端部
１２０ 後方端部
１２２ 前方端部
１２４ 後方端部
１２６ 後壁
１２８ 外側移行部
１３０ 内側移行部
１３２ 高温側
１３４ 低温側
１３６ 搭載アセンブリ
１３８ 第１の連結フランジ
１４０ 第２の連結フランジ
１４２ 第１の搭載フランジ
１４４ 第２の搭載フランジ
１４６ 取り付け部材
１４８ 支持部材
１４９ 長さ
１５０ 前方端部
１５２ 後方端部
１５４ 長さ
１５６ 取り付けフランジ
１５８ タービンフレーム
１６０ 内側圧縮機ケーシング
１６２ 外側圧縮機ケーシング
１６４ タービンケーシング
１６６ 冷却孔
１６８ 搭載ブラケット
１７０ 隙間
１７１ 幅
１７２ ナット
１７４ ボルト
１７６ ヘッド
１７８ ブッシュ
１８０ 幅
１８２ 長さ
Ａ 軸線方向
Ｃ 周方向
Ｒ 半径方向

Claims (11)

1. 軸線方向（Ａ）を画成し、構造構成要素を含むガスタービンエンジンの燃焼器アセンブリ（１００）であって、
   燃焼器ドーム（１１２）と、
   燃焼器ドーム（１１２）に取り付けられるか或いは燃焼器ドーム（１１２）と一体的に形成され、前方端部（１１８，１２２）と後方端部（１２０，１２４）との間に延在するライナであって、燃焼器ドーム（１１２）とライナとが共に燃焼チャンバ（１０８）を少なくとも部分的に画成する、ライナと、
   ガスタービンエンジンの構造構成要素に対してガスタービンエンジン内の燃焼器ドーム（１１２）及びライナを支持するために、ライナの前方端部（１２２）に近接してライナに取り付けられた搭載アセンブリ（１３６）と
   を含み、
   搭載アセンブリ（１３６）が、前方端部（１５０）から後方端部（１５２）に延在する支持部材（１４８）を含み、支持部材（１４８）の前方端部（１５０）が、ライナの前方端部（１２２）に近接してライナに取り付けられ、支持部材（１４８）の後方端部（１５２）が、ガスタービンエンジンの構造構成要素に取り付けられるように構成されており、
   支持部材（１４８）が、周方向（Ｃ）に沿って実質的に連続して延在して環状の形状を画成しており、
   支持部材（１４８）に対してライナ又は燃焼器ドーム（１１２）の少なくとも一方の熱膨張を可能にする複数の隙間（１７０）を含む、燃焼器アセンブリ（１００）。
2. 支持部材（１４８）が金属材料からなる、請求項１に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
3. 支持部材（１４８）が、軸線方向（Ａ）に沿って長さ（１４９）を画成し、複数の隙間（１７０）の各々が、支持部材（１４８）の長さ（１４９）の少なくとも５０％に沿って延在する、請求項１に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
4. 複数の隙間（１７０）の各々が、少なくとも０．０５インチの最小幅を画成する、請求項１に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
5. 軸線方向（Ａ）を画成し、構造構成要素を含むガスタービンエンジンの燃焼器アセンブリ（１００）であって、
   燃焼器ドーム（１１２）と、
   燃焼器ドーム（１１２）に取り付けられるか或いは燃焼器ドーム（１１２）と一体的に形成され、前方端部（１１８，１２２）と後方端部（１２０，１２４）との間に延在するライナであって、燃焼器ドーム（１１２）とライナとが共に燃焼チャンバ（１０８）を少なくとも部分的に画成する、ライナと、
   ガスタービンエンジンの構造構成要素に対してガスタービンエンジン内の燃焼器ドーム（１１２）及びライナを支持するために、ライナの前方端部（１２２）に近接してライナに取り付けられた搭載アセンブリ（１３６）と
   を含み、
   ライナが、前方端部（１２２）に燃焼チャンバ（１０８）から外側に延在する連結フランジ（１４０）を含み、燃焼器ドーム（１１２）が、燃焼チャンバ（１０８）に対して外側に延在してライナの連結フランジ（１４０）に隣接して配置された連結フランジ（１３８）を同様に含み、搭載アセンブリ（１３６）が、ライナの連結フランジ（１４０）を燃焼器ドーム（１１２）の連結フランジ（１３８）に取り付け、
   搭載アセンブリ（１３６）が、燃焼器ドーム（１１２）の連結フランジ（１３８）に隣接して配置された第１の搭載フランジ（１４２）と、ライナの連結フランジ（１４０）に隣接して配置された第２の搭載フランジ（１４４）とを含み、搭載アセンブリ（１３６）が、第１の搭載フランジ（１４２）を第２の搭載フランジ（１４４）に向かって押圧してライナを燃焼器ドーム（１１２）に取り付けるための取り付け部材（１４６）をさらに含む、燃焼器アセンブリ（１００）。
6. 搭載アセンブリ（１３６）が、前方端部（１５０）と後方端部（１５２）との間に延在する支持部材（１４８）をさらに含み、支持部材（１４８）が、前方端部（１５０）に第２の搭載フランジ（１４４）を含み、支持部材（１４８）が、ガスタービンエンジンの構造構成要素に取り付けられるように構成されている、請求項５に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
7. ライナが内側ライナ（１１４）である、請求項１乃至請求項６のいずれか１項に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
8. ライナがセラミックマトリックス複合材材料からなる、請求項１乃至請求項７のいずれか１項に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
9. 燃焼器ドーム（１１２）がセラミックマトリックス複合材材料からなる、請求項１乃至
   請求項８のいずれか１項に記載の燃焼器アセンブリ（１００）。
10. 軸線方向（Ａ）及び周方向（Ｃ）を画成するガスタービンエンジンであって、
    圧縮機セクションと、
    タービンセクションと、
    圧縮機セクションとタービンセクションとの間に配置された燃焼セクション（２６）であって、請求項１乃至請求項９のいずれか１項に記載の燃焼器アセンブリ（１００）を含む燃焼セクション（２６）と
    を含む、ガスタービンエンジン。
11. 構造構成要素が、内側圧縮機ケーシング（１６０）、外側圧縮機ケーシング（１６２）、タービンケーシング（１６４）、又はタービンフレーム部材（１５８）の少なくとも１つとして構成されている、請求項１０に記載のガスタービンエンジン。