JP6736998B2

JP6736998B2 - Combustor liner

Info

Publication number: JP6736998B2
Application number: JP2016120123A
Authority: JP
Inventors: 世志久保; 友貴粟野; 渡辺　修; 修渡辺; 大北　洋治; 洋治大北
Original assignee: IHI Corp
Current assignee: IHI Corp
Priority date: 2016-06-16
Filing date: 2016-06-16
Publication date: 2020-08-05
Anticipated expiration: 2036-06-16
Also published as: JP2017223419A

Description

本発明は、燃焼装置に用いられるライナに関する。 The present invention relates to liners used in combustion devices.

燃焼装置である航空機用エンジンは、燃焼器を備えている。燃焼器では燃料を燃焼させて高温ガスを生成する。従って、燃焼器の周囲に配置されたエンジン部品を高温ガスから保護するために、熱シールドとしての波形ライナが用いられる。例えば、特許文献１には、航空機用エンジンに用いられる波形ライナが開示されている。 An aircraft engine that is a combustion device includes a combustor. In the combustor, fuel is burned to generate high temperature gas. Therefore, corrugated liners are used as heat shields to protect engine components located around the combustor from hot gases. For example, Patent Document 1 discloses a corrugated liner used in an aircraft engine.

特開２００３−３２９２４５号公報JP, 2003-329245, A

特許文献１に開示されたライナは筒状をなし、その内側において高温ガスが流れる。そして、ライナは、ライナの周囲から冷却孔を介して例えば圧縮空気といった低温ガスをライナの内部に取り入れ、高温ガスと接するライナの内側表面を冷却する。 The liner disclosed in Patent Document 1 has a tubular shape, and hot gas flows inside thereof. Then, the liner takes in a low temperature gas such as compressed air into the inside of the liner from around the liner through cooling holes, and cools the inner surface of the liner that is in contact with the high temperature gas.

近年、燃焼器の性能向上の観点から、燃焼器において発生させる高温ガスの温度が高くなる傾向にある。一方、ライナの冷却に利用できる低温ガスの量は制限されている。従って、低温ガスをライナの冷却に効率よく利用可能な技術が望まれている。 In recent years, from the viewpoint of improving the performance of the combustor, the temperature of the high temperature gas generated in the combustor tends to increase. On the other hand, the amount of cold gas available to cool the liner is limited. Therefore, there is a demand for a technique capable of efficiently using the low temperature gas for cooling the liner.

本発明の一形態は、第１の温度を含む第１のガスが流れる第１の流路と、第１の温度よりも低い第２の温度を含む第２のガスが流れる第２の流路とを隔てるライナ本体を備え、ライナ本体は、第１のガス及び第２のガスの流れる第１の方向と交差する第２の方向に延在し、第１の流路側に突出する頂部と、第２の方向に延在し、第２の流路側に突出すると共に、第１の方向において頂部とは異なる位置に形成された谷部と、第１の方向に沿って、頂部と頂部より下流側の谷部との間に形成された斜面部と、斜面部において第１の方向に延びる第１の軸線上に設けられ、第１の流路と第２の流路とを連通させる第１の冷却孔と、斜面部において第１の方向に延びる第２の軸線上に設けられ、第１の流路と第２の流路とを連通させる第２の冷却孔と、を含み、第２の冷却孔は、第１の冷却孔よりも谷部側に設けられ、第２の冷却孔は、第１の冷却孔よりも大きい。 One embodiment of the present invention is a first flow path in which a first gas containing a first temperature flows and a second flow path in which a second gas containing a second temperature lower than the first temperature flows. A liner body, the liner body extending in a second direction intersecting a first direction in which the first gas and the second gas flow, and a top portion protruding toward the first flow path, A trough that extends in the second direction, projects toward the second flow path, and is formed at a position different from the apex in the first direction, and along the first direction, the apex and the downstream of the apex. A slope formed between the side valley and a first axis provided on the first axis extending in the first direction in the slope and connecting the first flow path and the second flow path. And a second cooling hole that is provided on the second axis extending in the first direction in the slope portion and that connects the first flow path and the second flow path to each other. Cooling holes are provided on the valley side of the first cooling holes, and the second cooling holes are larger than the first cooling holes.

第１の冷却孔から噴出した第２のガスは、第１の方向に流れつつ、第１の方向の周りに回転する渦を形成する。この渦によって、第１のガスの一部には、ライナ本体の表面に向かう流れが励起される。ここで、第２の冷却孔は第１の冷却孔よりも谷部側に設けられている。そうすると、ライナ本体の表面に向かって流れる第１のガスに対抗するように、第２のガスが第２の冷却孔から噴出される。そして、第２の冷却孔は第１の冷却孔よりも大きい。第２の冷却孔が大きくなると、噴出する第２のガスの勢いが弱まる傾向にある。このため、第２の冷却孔から噴出した第２のガスは、ライナ本体の表面に向かって流れる第１のガスの流れに対抗し難くなる。この状態によれば、第２の冷却孔から噴出した第２のガスは、ライナ本体の表面に向かって流れる第１のガスによってライナ本体の表面近傍に留められることになる。従って、第１のガスよりも低温である第２のガスがライナ本体の表面近傍に留められるので、第２のガスをライナ本体の冷却に効率よく利用することができる。 The second gas ejected from the first cooling hole forms a vortex that rotates around the first direction while flowing in the first direction. Due to this vortex, a flow toward the surface of the liner body is excited in a part of the first gas. Here, the 2nd cooling hole is provided in the valley part side rather than the 1st cooling hole. Then, the second gas is ejected from the second cooling hole so as to oppose the first gas flowing toward the surface of the liner body. And the 2nd cooling hole is larger than the 1st cooling hole. When the second cooling holes are large, the momentum of the ejected second gas tends to be weakened. Therefore, the second gas ejected from the second cooling hole is less likely to oppose the flow of the first gas flowing toward the surface of the liner body. According to this state, the second gas ejected from the second cooling holes is retained near the surface of the liner body by the first gas flowing toward the surface of the liner body. Therefore, the second gas, which has a lower temperature than the first gas, is retained near the surface of the liner body, so that the second gas can be efficiently used for cooling the liner body.

ライナ本体の断面形状を、頂部を第１の頂点とし谷部を第２の頂点とした代表曲線により示したとき、代表曲線は、第１の頂点と第２の頂点との間に形成された変曲点を含んでもよい。このような形状であるライナ本体によっても、第２のガスを冷却に効率よく利用することができる。 When the cross-sectional shape of the liner body is shown by a representative curve having the top as the first vertex and the valley as the second vertex, the representative curve is formed between the first vertex and the second vertex. It may include an inflection point. The liner body having such a shape can also efficiently use the second gas for cooling.

第１の冷却孔は、代表曲線において、第１の頂点と変曲点との間に設けられ、第２の冷却孔は、代表曲線において、第１の冷却孔と変曲点との間に設けられてもよい。第２の冷却孔からの第２のガスの噴出方向は、第２の冷却孔が設けられた代表曲線の位置における法線方向として示される。ここで、代表曲線上の変曲点における法線方向は、第１のガスが流れる方向に対する角度が最も小さくなる。従って、第２のガスがライナ本体の表面に沿って流れやすくなるので、第２のガスをライナ本体の冷却にさらに効率よく利用することができる。 The first cooling hole is provided between the first apex and the inflection point on the representative curve, and the second cooling hole is provided between the first cooling hole and the inflection point on the representative curve. It may be provided. The ejection direction of the second gas from the second cooling hole is shown as the normal direction at the position of the representative curve where the second cooling hole is provided. Here, the normal direction at the inflection point on the representative curve has the smallest angle with respect to the direction in which the first gas flows. Therefore, since the second gas easily flows along the surface of the liner body, the second gas can be used more efficiently for cooling the liner body.

本発明によれば、低温ガスをライナの冷却に効率よく利用可能な燃焼装置用ライナが提供される。 ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, the liner for combustion apparatuses which can utilize low temperature gas efficiently for cooling a liner is provided.

図１は、本実施形態に係る燃焼装置用ライナが設けられるジェットエンジンの概略構成を示す模式的な断面図である。FIG. 1 is a schematic cross-sectional view showing a schematic configuration of a jet engine provided with a liner for a combustion apparatus according to this embodiment. 図２は、ライナ本体の一部を拡大して示す斜視図である。FIG. 2 is an enlarged perspective view showing a part of the liner body. 図３は、ライナ本体の一部を断面視した図である。FIG. 3 is a cross-sectional view of a part of the liner body. 図４は、ライナ本体の断面形状を代表する代表曲線を示す図である。FIG. 4 is a diagram showing a representative curve representing the cross-sectional shape of the liner body. 図５は、ライナ本体の表面における温度分布を示す実施例１の結果を示す。FIG. 5 shows the results of Example 1 showing the temperature distribution on the surface of the liner body. 図６は、ライナ本体の表面における温度分布を示す比較例１の結果を示す。FIG. 6 shows the results of Comparative Example 1 showing the temperature distribution on the surface of the liner body. 図７は、第１の方向に沿ったフィルム冷却効率を示すグラフである。FIG. 7 is a graph showing film cooling efficiency along the first direction. 図８は、実施例２に係るライナ本体上の三次元状の温度分布を示すコンター図の位置を示す平面図である。FIG. 8 is a plan view showing positions of contour diagrams showing a three-dimensional temperature distribution on the liner body according to the second embodiment. 図９の（ａ）部〜（ｆ）部は、図８に示されたライナ本体上の三次元状の温度分布を示すコンター図である。Parts (a) to (f) of FIG. 9 are contour diagrams showing a three-dimensional temperature distribution on the liner body shown in FIG. 8. 図１０の（ａ）部〜（ｆ）部は、図８に示されたライナ本体上の三次元状の温度分布を示すコンター図である。Parts (a) to (f) of FIG. 10 are contour diagrams showing a three-dimensional temperature distribution on the liner body shown in FIG. 8. 図１１の（ａ）部〜（ｅ）部は、図８に示されたライナ本体上の三次元状の温度分布を示すコンター図である。Parts (a) to (e) of FIG. 11 are contour diagrams showing a three-dimensional temperature distribution on the liner body shown in FIG. 8. 図１２は、比較例２に係るライナ本体上の三次元状の温度分布を示すコンター図の位置を示す平面図である。FIG. 12 is a plan view showing positions of contour diagrams showing a three-dimensional temperature distribution on the liner body according to Comparative Example 2. 図１３の（ａ）部〜（ｆ）部は、図１２に示されたライナ本体上の三次元状の温度分布を示すコンター図である。Parts (a) to (f) of FIG. 13 are contour diagrams showing a three-dimensional temperature distribution on the liner body shown in FIG. 12. 図１４の（ａ）部〜（ｅ）部は、図１２に示されたライナ本体上の三次元状の温度分布を示すコンター図である。Parts (a) to (e) of FIG. 14 are contour diagrams showing a three-dimensional temperature distribution on the liner body shown in FIG. 12. 図１５は、ライナ本体上における第１の流線及び第２の流線を示す実施例３の結果を示す。FIG. 15 shows the results of Example 3 showing the first and second streamlines on the liner body. 図１６は、ライナ本体上における第１の流線及び第２の流線を示す比較例３の結果を示す。FIG. 16 shows the results of Comparative Example 3 showing the first streamlines and the second streamlines on the liner body.

以下、添付図面を参照しながら本発明を実施するための形態を詳細に説明する。図面の説明において同一の要素には同一の符号を付し、重複する説明を省略する。 Hereinafter, embodiments for carrying out the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In the description of the drawings, the same elements will be denoted by the same reference symbols, without redundant description.

図１は、本実施形態に係る燃焼装置用ライナ（以下、単に「ライナ」とも言う）が設けられるジェットエンジン１０の概略構成を示す模式的な断面図である。本実施形態のジェットエンジン１０は、ファン１１と、圧縮機１２と、燃焼器１３と、タービン１４と、ハウジング１５を備える燃焼装置である。 FIG. 1 is a schematic cross-sectional view showing a schematic configuration of a jet engine 10 provided with a combustion device liner according to the present embodiment (hereinafter, also simply referred to as “liner”). The jet engine 10 of the present embodiment is a combustion device that includes a fan 11, a compressor 12, a combustor 13, a turbine 14, and a housing 15.

ファン１１は、ジェットエンジン１０の内部に外気を取り込むためのものであり、回転駆動される軸部１６の回転軸Ａ周りに配列された複数の動翼を有する。圧縮機１２は、ファン１１によって取り込まれた空気を圧縮して、圧縮空気Ａ２（第２のガス）を形成する。圧縮機１２は、回転駆動される動翼と固定された静翼とが空気の流れ方向に交互に複数段配列された構成を有する。燃焼器１３は、圧縮機１２によって圧縮された空気を燃料と共に燃焼させるものである。燃焼器１３の構成については、後述する。タービン１４は、燃焼器１３にて空気及び燃料が燃焼されることによって生じた燃焼ガスＡ１（第１のガス）が有する速度エネルギの一部を回転エネルギに変換するものである。タービン１４は、当該回転エネルギによってファン１１及び圧縮機１２を駆動するものである。タービン１４は、軸部１６に連結することで回転駆動されるディスク１７と、ディスク１７の外周縁に回転軸Ａ周りに配列された複数のタービンブレード１８と、を有している。 The fan 11 is for taking in outside air into the jet engine 10, and has a plurality of moving blades arranged around the rotation axis A of the shaft portion 16 that is rotationally driven. The compressor 12 compresses the air taken in by the fan 11 to form compressed air A2 (second gas). The compressor 12 has a configuration in which rotating blades and stationary blades are alternately arranged in a plurality of stages in the air flow direction. The combustor 13 burns the air compressed by the compressor 12 together with the fuel. The configuration of the combustor 13 will be described later. The turbine 14 converts a part of the velocity energy of the combustion gas A1 (first gas) generated by the combustion of air and fuel in the combustor 13 into rotational energy. The turbine 14 drives the fan 11 and the compressor 12 by the rotation energy. The turbine 14 has a disk 17 that is rotationally driven by being connected to the shaft portion 16, and a plurality of turbine blades 18 arranged around the rotation axis A on the outer peripheral edge of the disk 17.

このような構成を有するジェットエンジン１０において、空気は、ファン１１によってジェットエンジン１０の内部に取り込まれる。そして、圧縮機１２に供給された空気は、圧縮機１２にて圧縮された後、燃焼器１３にて燃料と共に燃焼される。そして、燃焼によって発生した燃焼ガスＡ１の速度エネルギの一部は、タービン１４にて回転エネルギに変換されてファン１１及び圧縮機１２の駆動に用いられる。一方、燃焼ガスＡ１の残りの速度エネルギは、燃焼ガスＡ１がジェットエンジン１０の後部から排気される際にジェットエンジン１０に推進力を付与するために用いられる。この結果、ジェットエンジン１０が推進する。このような空気及び燃焼ガスＡ１の流れをガスの主流ＭＳとする。なお、本明細書においては、ジェットエンジン１０に取り込まれる空気の流れを基準として「上流側」「下流側」の語を用いる。 In the jet engine 10 having such a configuration, air is taken into the jet engine 10 by the fan 11. Then, the air supplied to the compressor 12 is compressed by the compressor 12 and then burned together with the fuel by the combustor 13. Then, a part of the velocity energy of the combustion gas A1 generated by the combustion is converted into rotational energy by the turbine 14 and used for driving the fan 11 and the compressor 12. On the other hand, the remaining velocity energy of the combustion gas A1 is used to apply propulsive force to the jet engine 10 when the combustion gas A1 is exhausted from the rear portion of the jet engine 10. As a result, the jet engine 10 is propelled. The flow of the air and the combustion gas A1 is the main gas flow MS. In this specification, the terms “upstream side” and “downstream side” are used with reference to the flow of air taken into the jet engine 10.

燃焼器１３は、ケース２１と、燃焼ユニット２２と、を備える。ケース２１は、燃料と空気の混合気を燃焼させる空間を形成する容器であり、燃焼ガスＡ１が流れる第１の流路を形成する。ケース２１は、ハウジング１５内において、軸部１６を囲むように環状に形成される。ケース２１とハウジング１５との間には隙間３１が設けられる。また、ケース２１と軸部１６との間にも隙間３２が設けられる。これら隙間３１，３２は、圧縮空気Ａ２が流れる第２の流路に対応する。 The combustor 13 includes a case 21 and a combustion unit 22. The case 21 is a container that forms a space for burning a mixture of fuel and air, and forms a first flow path through which the combustion gas A1 flows. The case 21 is formed in the housing 15 in an annular shape so as to surround the shaft portion 16. A gap 31 is provided between the case 21 and the housing 15. A gap 32 is also provided between the case 21 and the shaft portion 16. These gaps 31 and 32 correspond to the second flow path through which the compressed air A2 flows.

ケース２１の上流端側には、燃焼ユニット２２が設けられる。燃焼ユニット２２は、例えば、燃料供給機構及び着火装置を含む。ケース２１において、燃焼ユニット２２よりも下流側には、ライナ本体１が設けられる。ライナ本体１は、燃焼ガスＡ１が流れる第１の流路と、圧縮空気Ａ２が流れる第２の流路と、を隔てる。従って、ライナ本体１は、ケース２１の一部を構成する。ケース２１の下流端側には、開口２３が設けられ、燃焼ガスＡ１がケース２１の外部に放出される。 A combustion unit 22 is provided on the upstream end side of the case 21. The combustion unit 22 includes, for example, a fuel supply mechanism and an ignition device. In the case 21, the liner body 1 is provided on the downstream side of the combustion unit 22. The liner body 1 separates a first flow path through which the combustion gas A1 flows and a second flow path through which the compressed air A2 flows. Therefore, the liner body 1 constitutes a part of the case 21. An opening 23 is provided on the downstream end side of the case 21, and the combustion gas A1 is discharged to the outside of the case 21.

このような構成を有する燃焼器１３では、圧縮機１２から供給された空気と燃料供給機構から供給された燃料とが混合されて、混合気が形成される。そして、着火装置が混合気に着火することにより、燃焼ガスＡ１が形成される。燃焼ガスＡ１は、ケース２１内を流動して開口２３からタービンブレード１８へ提供される。ここで、燃焼ガスＡ１がケース２１内を流動するとき、ケース２１の内側表面は高温の燃焼ガスＡ１に曝される。ここで、ケース２１とハウジング１５との隙間３１、及び、ケース２１と軸部１６との隙間３２には、圧縮機１２から提供される圧縮空気Ａ２の一部が流動している。この隙間３１，３２に流動する圧縮空気Ａ２は、燃焼ガスＡ１よりも温度が低い。一例として、燃焼ガスＡ１の温度（第１の温度）は２０００℃程度であり、圧縮空気Ａ２の温度（第２の温度）は５００℃程度である。そこで、ケース２１のライナ本体１に複数の冷却孔を設けることにより、圧縮空気Ａ２をケース２１内に取り入れる。この圧縮空気Ａ２は、高温の燃焼ガスＡ１とライナ本体１との間に後述する温度境界層を形成する。この温度境界層により、ライナ本体１の内側表面が燃焼ガスＡ１に対して直接に曝されることが抑制される。従って、ライナ本体１を有するケース２１が熱的に保護される。 In the combustor 13 having such a configuration, the air supplied from the compressor 12 and the fuel supplied from the fuel supply mechanism are mixed to form an air-fuel mixture. Then, the ignition device ignites the air-fuel mixture to form the combustion gas A1. The combustion gas A1 flows in the case 21 and is provided to the turbine blade 18 through the opening 23. Here, when the combustion gas A1 flows in the case 21, the inner surface of the case 21 is exposed to the high temperature combustion gas A1. Here, a part of the compressed air A2 provided from the compressor 12 flows in the gap 31 between the case 21 and the housing 15 and the gap 32 between the case 21 and the shaft portion 16. The temperature of the compressed air A2 flowing in the gaps 31 and 32 is lower than that of the combustion gas A1. As an example, the temperature of the combustion gas A1 (first temperature) is about 2000° C., and the temperature of the compressed air A2 (second temperature) is about 500° C. Therefore, the compressed air A2 is taken into the case 21 by providing a plurality of cooling holes in the liner body 1 of the case 21. The compressed air A2 forms a temperature boundary layer described below between the high temperature combustion gas A1 and the liner body 1. This temperature boundary layer suppresses direct exposure of the inner surface of the liner body 1 to the combustion gas A1. Therefore, the case 21 having the liner body 1 is thermally protected.

次に、ライナ本体１について詳細に説明する。図２は、ライナ本体１の一部を拡大して示す斜視図である。図２に示されるように、ライナ本体１は、断面波状の薄板である。ライナ本体１は、例えば、ニッケル基耐熱合金といった板材により構成される。ライナ本体１は、頂部２と、谷部３と、第１の斜面部４と、第２の斜面部６と、第１の冷却孔７と、第２の冷却孔８とを有する。 Next, the liner body 1 will be described in detail. FIG. 2 is an enlarged perspective view showing a part of the liner body 1. As shown in FIG. 2, the liner body 1 is a thin plate having a corrugated cross section. The liner body 1 is made of, for example, a plate material such as a nickel-base heat resistant alloy. The liner body 1 has a top portion 2, a valley portion 3, a first sloped surface portion 4, a second sloped surface portion 6, a first cooling hole 7, and a second cooling hole 8.

頂部２は、ケース２１の内側に向けて突出した部分である。すなわち、頂部２は、燃焼ガスＡ１が流れる第１の流路側に突出する。頂部２は、燃焼ガスＡ１及び圧縮空気Ａ２の流れる第１の方向Ｄ１と交差する第２の方向Ｄ２に延在する。また、頂部２は、第１の方向Ｄ１に沿って、所定のピッチをもって繰り返し設けられる。 The top portion 2 is a portion that protrudes toward the inside of the case 21. That is, the top portion 2 projects toward the first flow path on which the combustion gas A1 flows. The top portion 2 extends in a second direction D2 that intersects the first direction D1 in which the combustion gas A1 and the compressed air A2 flow. Further, the top portions 2 are repeatedly provided at a predetermined pitch along the first direction D1.

谷部３は、ケース２１の外側に向けて突出した部分である。すなわち、谷部３は、圧縮空気Ａ２が流れる第２の流路側に突出する。谷部３は、頂部２と同様に、第２の方向Ｄ２に延在する。また、谷部３は、第１の方向Ｄ１に沿って、所定のピッチをもって繰り返し設けられる。 The valley portion 3 is a portion that projects toward the outside of the case 21. That is, the valley portion 3 projects toward the second flow path on which the compressed air A2 flows. The valley portion 3 extends in the second direction D2 similarly to the top portion 2. Further, the valley portions 3 are repeatedly provided at a predetermined pitch along the first direction D1.

第１の斜面部４は、第１の方向Ｄ１において頂部２と谷部３との間に形成される。従って、第１の斜面部４は、第１の方向Ｄ１において負の傾き（下り勾配）を有する。一方、第２の斜面部６は、第１の方向Ｄ１において谷部３と頂部２との間に形成される。従って、第２の斜面部６は、第１の方向Ｄ１において正の傾き（上り勾配）を有する。 The first slope portion 4 is formed between the top portion 2 and the valley portion 3 in the first direction D1. Therefore, the first slope portion 4 has a negative slope (down slope) in the first direction D1. On the other hand, the second slope portion 6 is formed between the valley portion 3 and the top portion 2 in the first direction D1. Therefore, the second slope portion 6 has a positive slope (upward slope) in the first direction D1.

すなわち、ライナ本体１は、第１の方向Ｄ１に沿って（上流から下流に向かって）、頂部２、第１の斜面部４、谷部３、第２の斜面部６がこの順に形成されている。そして、これら頂部２、第１の斜面部４、谷部３、第２の斜面部６を含む構成は、第１の方向Ｄ１に沿って、繰り返し複数設けられる。従って、ライナ本体１を断面視したとき、ライナ本体１は、いわゆる波状と呼ばれる形状を有する。 That is, the liner body 1 has a top portion 2, a first slope portion 4, a valley portion 3, and a second slope portion 6 formed in this order along the first direction D1 (from upstream to downstream). There is. A plurality of configurations including the top portion 2, the first slope portion 4, the valley portion 3, and the second slope portion 6 are repeatedly provided along the first direction D1. Therefore, when the liner body 1 is viewed in cross section, the liner body 1 has a so-called wavy shape.

ライナ本体１の波状形状についてさらに説明する。図３は、ライナ本体１の一部を断面視した図である。図３に示されるように、頂部２から次の頂部２までの距離を、波長Ｌと規定する。また、頂部２から隣接する谷部３までの距離を谷底位置ｍと規定する。頂部２と谷部３との距離の中心を通る中心線ＣＬを規定し、頂部２から中心線ＣＬまでの距離を振幅ｒと規定する。ライナ本体１は、比較的大きな振幅を有する。具体的に、「比較的大きな振幅」とは振幅ｒと波長Ｌの比率が０．０８以上０．２５以下（０．０８≦（振幅ｒ／波長Ｌ）≦０．２５）と規定することができる。一例として、ライナ本体１の振幅ｒと波長Ｌの比率（振幅ｒ／波長Ｌ）は、０．１２としてもよい。 The corrugated shape of the liner body 1 will be further described. FIG. 3 is a cross-sectional view of a part of the liner body 1. As shown in FIG. 3, the distance from the top 2 to the next top 2 is defined as the wavelength L. The distance from the top 2 to the adjacent valley 3 is defined as the valley bottom position m. A centerline CL passing through the center of the distance between the top 2 and the valley 3 is defined, and the distance from the top 2 to the centerline CL is defined as an amplitude r. The liner body 1 has a relatively large amplitude. Specifically, “relatively large amplitude” may be defined as a ratio of the amplitude r and the wavelength L of 0.08 or more and 0.25 or less (0.08≦(amplitude r/wavelength L)≦0.25). it can. As an example, the ratio of the amplitude r and the wavelength L of the liner body 1 (amplitude r/wavelength L) may be 0.12.

第１の冷却孔７及び第２の冷却孔８は、第１の斜面部４において平面視して千鳥状に設けられる。第１の冷却孔７及び第２の冷却孔８の軸線ＡＸは、第１の斜面部４の表面に対して略直交する。すなわち、第１の冷却孔７及び第２の冷却孔８は、ライナ本体１を構成する板材の厚みに対して垂直になるように設けられる。この構成によれば、第１の冷却孔７及び第２の冷却孔８から噴出する圧縮空気Ａ２は、第１の斜面部４の法線方向に噴出する。第１の斜面部４は、第１の方向Ｄ１において負の傾きを有する。そうすると、第１の斜面部４の法線方向は、第１の方向Ｄ１と同じ向きの第１の成分と、第１の成分に直交する向きの第２の成分とを有する。 The first cooling holes 7 and the second cooling holes 8 are provided in a zigzag shape in a plan view on the first slope portion 4. The axes AX of the first cooling holes 7 and the second cooling holes 8 are substantially orthogonal to the surface of the first sloped surface portion 4. That is, the first cooling hole 7 and the second cooling hole 8 are provided so as to be perpendicular to the thickness of the plate material forming the liner body 1. According to this structure, the compressed air A2 ejected from the first cooling hole 7 and the second cooling hole 8 is ejected in the normal direction of the first slope portion 4. The first slope portion 4 has a negative inclination in the first direction D1. Then, the normal direction of the first slope portion 4 has a first component in the same direction as the first direction D1 and a second component in a direction orthogonal to the first component.

図２に示されるように、第１の冷却孔７は、第１の内径Ｆ１をする。第１の冷却孔７は、第１の方向Ｄ１に延びる第１の軸線Ｌ１において、１波長又は２波長と同じ距離をもって複数形成される。図２には、２波長毎に第１の冷却孔７が設けられた構成が示されている。また、第１の冷却孔７は、第２の方向Ｄ２に延びる第３の軸線Ｌ３上において、所定のピッチをもって複数形成される。 As shown in FIG. 2, the first cooling hole 7 has a first inner diameter F1. A plurality of first cooling holes 7 are formed with the same distance as one wavelength or two wavelengths on the first axis L1 extending in the first direction D1. FIG. 2 shows a configuration in which the first cooling holes 7 are provided for every two wavelengths. A plurality of first cooling holes 7 are formed with a predetermined pitch on the third axis L3 extending in the second direction D2.

第２の冷却孔８は、第２の内径Ｆ２をする。第２の内径Ｆ２は、第１の内径Ｆ１よりも大きい。例えば、第１の内径Ｆ１と第２の内径Ｆ２との比率（Ｆ１／Ｆ２）は、０．４９である。第２の冷却孔８は、第１の方向Ｄ１に延びる第２の軸線Ｌ２において、１波長又は２波長と同じ距離をもって複数形成される。図２には、２波長毎に第２の冷却孔８が設けられた構成が示されている。第２の軸線Ｌ２は、第１の軸線Ｌ１に対して平行であり、第２の方向Ｄ２に離間するように設定される。従って、第１の方向Ｄ１において、第１の冷却孔７と第２の冷却孔８とが同一の軸線上に形成されることはない。すなわち、第２の冷却孔８は、第１の冷却孔７よりも下流側であって、一対の第１の冷却孔７の間に形成される。 The second cooling hole 8 has a second inner diameter F2. The second inner diameter F2 is larger than the first inner diameter F1. For example, the ratio (F1/F2) of the first inner diameter F1 and the second inner diameter F2 is 0.49. A plurality of second cooling holes 8 are formed with a distance equal to one wavelength or two wavelengths in the second axis L2 extending in the first direction D1. FIG. 2 shows a configuration in which the second cooling holes 8 are provided for every two wavelengths. The second axis L2 is parallel to the first axis L1 and is set so as to be separated in the second direction D2. Therefore, in the first direction D1, the first cooling hole 7 and the second cooling hole 8 are not formed on the same axis. That is, the second cooling hole 8 is formed downstream of the first cooling hole 7 and between the pair of first cooling holes 7.

また、第２の冷却孔８は、第２の方向Ｄ２に延びる第４の軸線Ｌ４上において、所定のピッチをもって複数形成される。第４の軸線Ｌ４は、第３の軸線Ｌ３に対して平行である。第４の軸線Ｌ４は、第３の軸線Ｌ３に対して下流側に設定される。従って、第２の冷却孔８は、第１の冷却孔７よりも下流側に設けられる。換言すると、第２の冷却孔８は、第１の冷却孔７よりも谷部３側に設けられるともいえる。このような第２の冷却孔８の配置によれば、第２の冷却孔８から噴出した圧縮空気Ａ２の流れが谷間の流れに干渉するように谷部３に寄せられる。 Further, a plurality of second cooling holes 8 are formed with a predetermined pitch on the fourth axis L4 extending in the second direction D2. The fourth axis L4 is parallel to the third axis L3. The fourth axis L4 is set on the downstream side with respect to the third axis L3. Therefore, the second cooling hole 8 is provided on the downstream side of the first cooling hole 7. In other words, it can be said that the second cooling holes 8 are provided closer to the valley portion 3 side than the first cooling holes 7. According to the arrangement of the second cooling holes 8 as described above, the flow of the compressed air A2 ejected from the second cooling holes 8 is brought to the valley portion 3 so as to interfere with the flow in the valley.

このような第１の冷却孔７及び第２の冷却孔８の配置によって、上述したように、第１の冷却孔７と第２の冷却孔８とは平面視して千鳥状に形成される。 With the arrangement of the first cooling holes 7 and the second cooling holes 8 as described above, as described above, the first cooling holes 7 and the second cooling holes 8 are formed in a zigzag shape in plan view. ..

第１の方向Ｄ１における第１の冷却孔７の位置と第２の冷却孔８の位置とは、谷底位置ｍを基準として規定することができる。例えば、頂部２から谷底位置ｍまでの距離（Ｓ１）に対して、頂部２から第１の冷却孔７までの距離（Ｓ２）を、０．３８（Ｓ２／Ｓ１）としてもよい。また、頂部２から谷底位置ｍまでの距離（Ｓ１）に対して、頂部２から第２の冷却孔８までの距離（Ｓ３）を、０．６３（Ｓ３／Ｓ１）としてもよい。 The positions of the first cooling holes 7 and the positions of the second cooling holes 8 in the first direction D1 can be defined based on the valley bottom position m. For example, the distance (S2) from the top 2 to the first cooling hole 7 may be 0.38 (S2/S1) with respect to the distance (S1) from the top 2 to the valley bottom position m. Further, the distance (S3) from the top 2 to the second cooling hole 8 may be 0.63 (S3/S1) with respect to the distance (S1) from the top 2 to the valley bottom position m.

ところで、ライナ本体１の断面は、波形形状であることは既に述べた。図４は、ライナ本体１の断面形状を代表する代表曲線を示す図である。図４の代表曲線９は、ライナ本体１の断面形状を代表して示すものである。この代表曲線９は、ライナ本体１の厚み方向における中心線の形状としてもよいし、ライナ本体１の内側表面或いは外側表面の形状としてもよい。このような変曲点９ｃを有する代表曲線９としては、正弦波曲線や、円弧を組み合わせた曲線、ｎ次曲線などが挙げられる。図４に示されるように、代表曲線９は、頂部２に対応する第１の頂点９ａと、谷部３に対応する第２の頂点９ｂとを有する。そして、代表曲線９は、第１の頂点９ａと第２の頂点９ｂとの間に設けられた１個の変曲点９ｃを有していてもよい。 By the way, it has already been described that the cross section of the liner body 1 has a corrugated shape. FIG. 4 is a diagram showing a representative curve representing the cross-sectional shape of the liner body 1. The representative curve 9 in FIG. 4 represents the cross-sectional shape of the liner body 1 as a representative. The representative curve 9 may have a shape of a center line in the thickness direction of the liner body 1 or may have a shape of an inner surface or an outer surface of the liner body 1. Examples of the representative curve 9 having such an inflection point 9c include a sine wave curve, a curve combining arcs, and an nth-order curve. As shown in FIG. 4, the representative curve 9 has a first apex 9 a corresponding to the apex 2 and a second apex 9 b corresponding to the valley 3. The representative curve 9 may have one inflection point 9c provided between the first vertex 9a and the second vertex 9b.

変曲点９ｃとは、平面上の曲線において曲がる方向が変わる点をいい、数学的には曲線上で曲率の符号がプラスからマイナス、或いは、マイナスからプラスに変化する点をいう。 The inflection point 9c refers to a point at which the bending direction changes in a curve on a plane, and mathematically refers to a point at which the sign of the curvature changes from plus to minus or from minus to plus on the curve.

第１の冷却孔７の位置と第２の冷却孔８の位置とは、谷底位置ｍの他に、変曲点９ｃを基準として規定することもできる。第１の冷却孔７及び第２の冷却孔８は、代表曲線９に示される第１の頂点９ａと変曲点９ｃとの間に設けられる。さらに、第１の頂点９ａと変曲点９ｃとの間において、第２の冷却孔８は、第１の冷却孔７と変曲点９ｃとの間に設けられる。すなわち、第２の冷却孔８は、第１の冷却孔７よりも変曲点９ｃ側に設けられる。 The positions of the first cooling holes 7 and the positions of the second cooling holes 8 can be defined with reference to the inflection point 9c in addition to the valley bottom position m. The first cooling hole 7 and the second cooling hole 8 are provided between the first apex 9a shown by the representative curve 9 and the inflection point 9c. Further, the second cooling hole 8 is provided between the first cooling hole 7 and the inflection point 9c between the first vertex 9a and the inflection point 9c. That is, the second cooling hole 8 is provided closer to the inflection point 9c than the first cooling hole 7.

次に、ライナ本体１の作用効果について説明する。 Next, the function and effect of the liner body 1 will be described.

第１の冷却孔７から噴出した圧縮空気Ａ２は、第１の方向Ｄ１に流れつつ、第１の方向Ｄ１の周りに回転する渦を形成する。この渦によって、燃焼ガスＡ１の一部には、ライナ本体１の表面に向かう流れが励起される。ここで、第２の冷却孔８は第１の冷却孔７よりも谷部３側に設けられている。これにより、ライナ本体１の表面に向かって流れる燃焼ガスＡ１に対抗するように、圧縮空気Ａ２が第２の冷却孔８から噴出される。そして、第２の冷却孔８は第１の冷却孔７よりも内径が大きい。内径が大きくなると、噴出する圧縮空気Ａ２の勢いが弱まる傾向にある。このため、第２の冷却孔８から噴出した圧縮空気Ａ２は、ライナ本体１の表面に向かって流れる燃焼ガスＡ１の流れに対抗し難くなる。この状態によれば、第２の冷却孔８から噴出した圧縮空気Ａ２は、ライナ本体１の表面に向かって流れる燃焼ガスＡ１によってライナ本体１の表面近傍に留められることになる。そして、燃焼ガスＡ１は、圧縮空気Ａ２によってライナ本体１の表面に到達することが阻害される。従って、燃焼ガスＡ１よりも低温である圧縮空気Ａ２がライナ本体１の表面近傍に留められるので、圧縮空気Ａ２をライナ本体１の冷却に効率よく利用することができる。 The compressed air A2 ejected from the first cooling hole 7 forms a vortex that rotates around the first direction D1 while flowing in the first direction D1. Due to this vortex, a flow toward the surface of the liner body 1 is excited in a part of the combustion gas A1. Here, the second cooling holes 8 are provided closer to the valley portion 3 side than the first cooling holes 7. As a result, the compressed air A2 is ejected from the second cooling hole 8 so as to oppose the combustion gas A1 flowing toward the surface of the liner body 1. The inner diameter of the second cooling hole 8 is larger than that of the first cooling hole 7. When the inner diameter becomes large, the force of the compressed air A2 to be jetted tends to be weakened. Therefore, the compressed air A2 ejected from the second cooling holes 8 is less likely to oppose the flow of the combustion gas A1 flowing toward the surface of the liner body 1. According to this state, the compressed air A2 ejected from the second cooling hole 8 is retained near the surface of the liner body 1 by the combustion gas A1 flowing toward the surface of the liner body 1. Then, the combustion gas A1 is prevented from reaching the surface of the liner body 1 by the compressed air A2. Therefore, the compressed air A2 having a temperature lower than that of the combustion gas A1 is retained near the surface of the liner body 1, so that the compressed air A2 can be efficiently used for cooling the liner body 1.

ライナ本体の断面形状を代表曲線９により示したとき、代表曲線９は、第１の頂点９ａと第２の頂点９ｂとの間に形成された変曲点９ｃを有する。さらに、第１の冷却孔７は、代表曲線９において、第１の頂点９ａと変曲点９ｃとの間に設けられる。第２の冷却孔８は、代表曲線９上において、第１の冷却孔７と変曲点９ｃとの間に設けられる。第２の冷却孔８からの圧縮空気Ａ２の噴出方向は、第２の冷却孔８が設けられた代表曲線９の位置における法線方向として示される。ここで、代表曲線９上の変曲点９ｃにおける法線方向は、燃焼ガスＡ１が流れる方向に対する角度が最も小さくなる。従って、圧縮空気Ａ２がライナ本体１の表面に沿って流れやすくなるので、圧縮空気Ａ２をライナ本体１の冷却にさらに効率よく利用することができる。 When the cross-sectional shape of the liner body is shown by the representative curve 9, the representative curve 9 has an inflection point 9c formed between the first apex 9a and the second apex 9b. Further, the first cooling hole 7 is provided on the representative curve 9 between the first vertex 9a and the inflection point 9c. The second cooling hole 8 is provided on the representative curve 9 between the first cooling hole 7 and the inflection point 9c. The ejection direction of the compressed air A2 from the second cooling hole 8 is shown as the normal direction at the position of the representative curve 9 where the second cooling hole 8 is provided. Here, the normal direction at the inflection point 9c on the representative curve 9 has the smallest angle with respect to the direction in which the combustion gas A1 flows. Therefore, the compressed air A2 easily flows along the surface of the liner body 1, so that the compressed air A2 can be used more efficiently for cooling the liner body 1.

以下、比較例に係るライナ本体１の冷却の効果を数値計算によって確認した結果と比較しつつ、本実施形態に係るライナ本体１による冷却の効果について説明する。 Hereinafter, the effect of cooling by the liner body 1 according to the present embodiment will be described while comparing the effect of cooling the liner body 1 according to the comparative example with the result confirmed by numerical calculation.

＜実施例１、比較例１＞
実施例１及び比較例１では、ライナ本体１上における二次元状の温度分布を確認した。この確認は、数値計算による熱流体解析によって得た。実施例１及び比較例１に係るライナ本体１は、以下の構成を有するものとした。
［実施例１］
振幅ｒと波長Ｌとの比率（ｒ／Ｌ）：０．１２
第１の冷却孔７の位置（Ｓ２／Ｓ１）：０．３８
第２の冷却孔８の位置（Ｓ３／Ｓ１）：０．６３
第１の冷却孔７の内径と第２の冷却孔８の内径との比率（Ｆ１／Ｆ２）：０．４９
［比較例１］
振幅ｒと波長Ｌとの比率：０．０７
第１の冷却孔７の位置：０．１４
第２の冷却孔８の位置：０．４８
第１の冷却孔７の内径と第２の冷却孔８の内径との比率：１．０ <Example 1, Comparative Example 1>
In Example 1 and Comparative Example 1, a two-dimensional temperature distribution on the liner body 1 was confirmed. This confirmation was obtained by thermofluid analysis by numerical calculation. The liner body 1 according to the example 1 and the comparative example 1 has the following configuration.
[Example 1]
Ratio of amplitude r and wavelength L (r/L): 0.12
Position of first cooling hole 7 (S2/S1): 0.38
Position of second cooling hole 8 (S3/S1): 0.63
Ratio (F1/F2) of inner diameter of first cooling hole 7 to inner diameter of second cooling hole 8: 0.49
[Comparative Example 1]
Ratio of amplitude r and wavelength L: 0.07
Position of first cooling hole 7: 0.14
Position of second cooling hole 8: 0.48
Ratio of inner diameter of first cooling hole 7 to inner diameter of second cooling hole 8: 1.0

図５及び図６は、ライナ本体１をＡ１側から平面視したときの温度分布を示す図である。図５は、実施例１の結果を示す。図６は、比較例１の結果を示す。図５及び図６には、第１の方向Ｄ１に沿って４波長分の長さを有するライナ本体１，１００が図示される。図５及び図６において、最も濃いハッチングを施した領域Ｋ１は、相対的に温度が高い高温領域を示す。一方、最も薄いハッチングを施した領域Ｋ２は、相対的に温度が低い低温領域を示す。すなわち、図５及び図６において、ハッチングの濃度は、相対的な温度の高低を示す。 5 and 6 are diagrams showing the temperature distribution when the liner main body 1 is viewed in plan from the A1 side. FIG. 5 shows the results of Example 1. FIG. 6 shows the results of Comparative Example 1. 5 and 6 show liner bodies 1 and 100 having a length of four wavelengths along the first direction D1. In FIGS. 5 and 6, the darkest hatched region K1 indicates a high temperature region where the temperature is relatively high. On the other hand, the thinnest hatched region K2 indicates a low temperature region where the temperature is relatively low. That is, in FIG. 5 and FIG. 6, the hatching concentration indicates the relative temperature level.

まず、実施例１の結果を示す図５を参照すると、第１の方向Ｄ１に沿って、ライナ本体１表面上の温度が低下していることがわかった。つまり、上流から下流に進むに従って、ライナ本体１表面上の温度が低下していることがわかった。一方、比較例１の結果を示す図６を参照すると、実施例１と同様に第１の方向Ｄ１に沿ってライナ本体１００表面上の温度が低下している。しかし、温度分布の様子を確認すると、実施例１では、第４番目の谷部３において領域Ｋ２まで温度が低下していたが、比較例１では、第４番目の谷部１０３において領域Ｋ２まで温度は低下していなかった。 First, referring to FIG. 5 showing the results of Example 1, it was found that the temperature on the surface of the liner main body 1 decreased along the first direction D1. That is, it was found that the temperature on the surface of the liner main body 1 decreased as it went from upstream to downstream. On the other hand, referring to FIG. 6 showing the results of Comparative Example 1, the temperature on the surface of the liner main body 100 decreases along the first direction D1 as in Example 1. However, when the state of the temperature distribution was confirmed, in Example 1, the temperature decreased to the region K2 in the fourth valley portion 3, but in Comparative Example 1, to the region K2 in the fourth valley portion 103. The temperature did not drop.

さらに、図７は、第１の方向Ｄ１に沿ったフィルム冷却効率を示すグラフである。グラフＧ７ａは、実施例１の結果を示す。グラフＧ７ｂは、比較例１の結果を示す。横軸は波長で無次元化された第１の方向Ｄ１における距離である。つまり、第１番目の頂部２から第２番目の頂部２までを１としている。従って、第１番目の頂部２から第１番目の谷部３までは０．５となる。縦軸はフィルム冷却効率（η）である。ここで、フィルム冷却効率（η）とは、下記式（１）により示される評価値である。

η：フィルム冷却効率
Ｔ：燃焼ガスの温度
Ｔ１：ライナ本体の壁面温度
Ｔ２：圧縮空気の温度 Further, FIG. 7 is a graph showing the film cooling efficiency along the first direction D1. Graph G7a shows the results of Example 1. Graph G7b shows the result of Comparative Example 1. The horizontal axis is the distance in the first direction D1 which is dimensionlessized by the wavelength. That is, 1 is set from the first top 2 to the second top 2. Therefore, the distance from the first peak 2 to the first valley 3 is 0.5. The vertical axis represents the film cooling efficiency (η). Here, the film cooling efficiency (η) is an evaluation value represented by the following formula (1).

η: Film cooling efficiency T: Combustion gas temperature T1: Liner body wall temperature T2: Compressed air temperature

グラフＧ７ａ（実施例１）を参照すると、第１番目の谷部３（横軸の０．５に対応）より下流側において、フィルム冷却効率が０．６以上であり、第４番目の谷部３（横軸の４に対応）の近傍では０．９にまで達することがわかった。一方、グラフＧ７ｂ（比較例１）を参照すると、第１番目の谷部１０３（横軸の０．５に対応）より下流側において、フィルム冷却効率は最大でも０．７以上であった。従って、実施例１のライナ本体１が有するフィルム冷却効率は、比較例１のライナ本体が有するフィルム冷却効率に対して、０．２〜０．４程度向上していた。従って、実施例１のライナ本体１によれば、比較例１のライナ本体１よりも圧縮空気Ａ２を効率よく利用できていることが確認できた。 Referring to the graph G7a (Example 1), the film cooling efficiency is 0.6 or more on the downstream side of the first valley portion 3 (corresponding to 0.5 on the horizontal axis), and the fourth valley portion. It was found that the value reached to 0.9 in the vicinity of 3 (corresponding to 4 on the horizontal axis). On the other hand, referring to the graph G7b (Comparative Example 1), the film cooling efficiency was 0.7 or more at the maximum on the downstream side of the first valley portion 103 (corresponding to 0.5 on the horizontal axis). Therefore, the film cooling efficiency of the liner body 1 of Example 1 was improved by about 0.2 to 0.4 with respect to the film cooling efficiency of the liner body of Comparative Example 1. Therefore, it was confirmed that the liner body 1 of Example 1 could use the compressed air A2 more efficiently than the liner body 1 of Comparative Example 1.

＜実施例２，比較例２＞
次に、ライナ本体１上における三次元状の温度分布を確認した。この確認は、数値計算による熱流体解析によって得た。実施例２のライナ本体は、実施例１のライナ本体と同様の構成とした。また、比較例２のライナ本体も、比較例１のライナ本体と同様の構成とした。 <Example 2, Comparative Example 2>
Next, the three-dimensional temperature distribution on the liner body 1 was confirmed. This confirmation was obtained by thermofluid analysis by numerical calculation. The liner body of Example 2 had the same configuration as the liner body of Example 1. The liner body of Comparative Example 2 also had the same structure as the liner body of Comparative Example 1.

図８、図９、図１０及び図１１は、実施例２の結果を示す。また、図１２、図１３及び図１４は、比較例２の結果を示す。三次元状の温度分布を示すために、例えば、図８に示されるように、第１の方向Ｄ１に直交する複数の断面８Ａ〜８Ｑを設定し、それぞれの断面における二次元状の温度分布を確認した。それぞれの断面８Ａ〜８Ｑに対応する二次元温度分布は、図９、図１０及び図１１に図示される。図９、図１０及び図１１は、図５等と同様に、ハッチングの濃淡によって、相対的な温度分布を示している。 8, 9, 10 and 11 show the results of Example 2. Further, FIGS. 12, 13 and 14 show the results of Comparative Example 2. In order to show the three-dimensional temperature distribution, for example, as shown in FIG. 8, a plurality of cross-sections 8A to 8Q orthogonal to the first direction D1 are set, and the two-dimensional temperature distribution in each cross-section is set. confirmed. The two-dimensional temperature distributions corresponding to each cross section 8A-8Q are illustrated in FIGS. 9, 10 and 11. Similar to FIG. 5 and the like, FIG. 9, FIG. 10, and FIG. 11 show the relative temperature distribution by the shading shading.

実施例２の結果である図８の断面８Ａ〜８Ｑと、図９、図１０及び図１１に示された二次元温度分布のコンター図との関係は以下のとおりである。
断面８Ａ：図９の（ａ）部
断面８Ｂ：図９の（ｂ）部
断面８Ｃ：図９の（ｃ）部
断面８Ｄ：図９の（ｄ）部
断面８Ｅ：図９の（ｅ）部
断面８Ｄ：図９の（ｆ）部
断面８Ｇ：図１０の（ａ）部
断面８Ｈ：図１０の（ｂ）部
断面８Ｉ：図１０の（ｃ）部
断面８Ｊ：図１０の（ｄ）部
断面８Ｋ：図１０の（ｅ）部
断面８Ｌ：図１０の（ｆ）部
断面８Ｍ：図１１の（ａ）部
断面８Ｎ：図１１の（ｂ）部
断面８Ｏ：図１１の（ｃ）部
断面８Ｐ：図１１の（ｄ）部
断面８Ｑ：図１１の（ｅ）部 The relationship between the cross-sections 8A to 8Q of FIG. 8 which is the result of Example 2 and the contour diagrams of the two-dimensional temperature distributions shown in FIGS. 9, 10 and 11 is as follows.
Section 8A: Part (a) of FIG. 9 Section 8B: Part (b) of FIG. 9 Section 8C: Part (c) of FIG. 9 Section 8D: Part (d) of FIG. 9 Section 8E: Part (e) of FIG. Section 8D: Part (f) of FIG. 9 Section 8G: Part (a) of FIG. 10 Section 8H: Part (b) of FIG. 10 Section 8I: Part (c) of FIG. 10 Section 8J: Part (d) of FIG. Section 8K: Part (e) of FIG. 10 Section 8L: Part (f) of FIG. 10 Section 8M: Part (a) of FIG. 11 Section 8N: Part (b) of FIG. 11 Section 8O: Part (c) of FIG. Section 8P: Part (d) of FIG. 11 Section 8Q: Part (e) of FIG.

まず、図９の（ａ）部（断面８Ａ）に示されるように、第１の冷却孔７から圧縮空気Ａ２が噴出する。図中の矢印は、圧縮空気Ａ２が噴出される方向を示す。次に、図９の（ｂ）部（断面８Ｂ）に示されるように、噴出された圧縮空気Ａ２は、ライナ本体１から離間しつつ、渦Ｖ１を形成する。この渦Ｖ１は、矢印に示されるように、ライナ本体１に向かう方向の流れを有する。渦Ｖ１の数は、第１の冷却孔７の数に対応している。次に、図９の（ｃ）部（断面８Ｃ）に示されるように、渦Ｖ１は、さらにライナ本体１から離間する。このとき、渦Ｖ１の流れによって、燃焼ガスＡ１の一部にライナ本体１に向かう流れが励起される。具体的には、一対の渦Ｖ１の間に、ライナ本体１に向かう流れが発生する。 First, as shown in part (a) of FIG. 9 (cross section 8A), compressed air A2 is ejected from the first cooling hole 7. The arrow in the figure indicates the direction in which the compressed air A2 is ejected. Next, as shown in part (b) of FIG. 9 (cross section 8B), the jetted compressed air A2 forms a vortex V1 while being separated from the liner body 1. This vortex V1 has a flow in the direction toward the liner body 1, as indicated by the arrow. The number of vortices V1 corresponds to the number of first cooling holes 7. Next, as shown in FIG. 9C (section 8C), the vortex V1 is further separated from the liner body 1. At this time, the flow of the vortex V1 excites a part of the combustion gas A1 toward the liner body 1. Specifically, a flow toward the liner body 1 is generated between the pair of vortices V1.

次に、図９の（ｄ）部（断面８Ｄ）に示されるように、渦Ｖ１は引き続きライナ本体１から離間するように移動する。また、第２の冷却孔８から圧縮空気Ａ２が噴出する。次に、図９の（ｅ）部（断面８Ｅ）に示されるように、第２の冷却孔８から噴出した圧縮空気Ａ２がライナ本体１から離間するように、渦Ｖ２を形成しつつ浮上する。ここで、第１の冷却孔７と第２の冷却孔８とは、第２の方向Ｄ２に沿ってずれた位置に配置されている。従って、ライナ本体１に向かう燃焼ガスＡ１の流れに対抗するように、第２の冷却孔８から圧縮空気Ａ２が噴出される。 Next, as shown in part (d) (cross section 8D) of FIG. 9, the vortex V1 continues to move away from the liner body 1. Further, the compressed air A2 is ejected from the second cooling hole 8. Next, as shown in part (e) (cross section 8E) of FIG. 9, the compressed air A2 ejected from the second cooling holes 8 floats while forming a vortex V2 so as to separate from the liner body 1. .. Here, the 1st cooling hole 7 and the 2nd cooling hole 8 are arrange|positioned in the position which shifted along the 2nd direction D2. Therefore, the compressed air A2 is ejected from the second cooling hole 8 so as to oppose the flow of the combustion gas A1 toward the liner body 1.

次に、図９の（ｆ）部（断面８Ｆ）に示されるように、ライナ本体１に向かう燃焼ガスＡ１の流れと、第２の冷却孔８から噴出された圧縮空気Ａ２の渦Ｖ２とが衝突する。ここで、第２の冷却孔８の内径は、第１の冷却孔７の内径よりも大きい。内径が大きい場合には、第２の冷却孔８から噴出する圧縮空気Ａ２の勢いが低下する。具体的には、第２の冷却孔８から噴出する圧縮空気Ａ２の流速が低下する。このため、第２の冷却孔８から噴出する圧縮空気Ａ２の渦Ｖ２は、ライナ本体１に向かう燃焼ガスＡ１の流れに抗して浮上することができない。 Next, as shown in part (f) (cross section 8F) of FIG. 9, the flow of the combustion gas A1 toward the liner body 1 and the vortex V2 of the compressed air A2 ejected from the second cooling holes 8 are generated. collide. Here, the inner diameter of the second cooling hole 8 is larger than the inner diameter of the first cooling hole 7. When the inner diameter is large, the momentum of the compressed air A2 ejected from the second cooling holes 8 decreases. Specifically, the flow velocity of the compressed air A2 ejected from the second cooling hole 8 decreases. Therefore, the vortex V2 of the compressed air A2 ejected from the second cooling hole 8 cannot be floated against the flow of the combustion gas A1 toward the liner body 1.

次に、図１０の（ａ）部（断面８Ｇ）に示されるように、燃焼ガスＡ１に留められた圧縮空気Ａ２は、ライナ本体１の表面近傍に停留する。従って、燃焼ガスＡ１が流れる領域と、ライナ本体１との間に、比較的低温である温度境界層ＢＬが形成される。次に、図１０の（ｂ）部（断面８Ｈ）に示されるように、温度境界層ＢＬにおいて、第２の冷却孔８から提供された圧縮空気Ａ２が循環し、さらに温度分布が均一化していく。そして、図１０の（ｃ）部（断面８Ｉ）に示されるように、燃焼ガスＡ１が流れる領域Ｂ１と、ライナ本体１との間の温度境界層ＢＬにおける温度分布がさらに均一化される。 Next, as shown in part (a) of FIG. 10 (cross section 8G), the compressed air A2 retained in the combustion gas A1 stays near the surface of the liner body 1. Therefore, a relatively low temperature boundary layer BL is formed between the region where the combustion gas A1 flows and the liner body 1. Next, as shown in part (b) of FIG. 10 (cross section 8H), in the temperature boundary layer BL, the compressed air A2 provided from the second cooling holes 8 circulates, and the temperature distribution becomes uniform. Go Then, as shown in part (c) of FIG. 10 (cross section 8I), the temperature distribution in the temperature boundary layer BL between the region B1 in which the combustion gas A1 flows and the liner body 1 is further homogenized.

そして、再び第１の冷却孔７から圧縮空気Ａ２が噴出され（図１０の（ｄ）部（断面８Ｊ））、圧縮空気Ａ２が渦Ｖ１を形成する（図１０の（ｅ）部（断面８Ｋ））。次に、図１０の（ｆ）部（断面８Ｌ）に示されるように、渦Ｖ１は、ライナ本体１から離間しようとするが、上流側の第１の冷却孔７及び第２の冷却孔８から噴出された圧縮空気Ａ２によって形成された流れによって、ライナ本体１から離間する移動が阻害される。次に、図１１の（ａ）部（断面８Ｍ）に示されるように、第２の冷却孔８から再び圧縮空気Ａ２が噴出される。次に、図１１の（ｂ）部（断面８Ｎ）に示されるように、第２の冷却孔８から噴出した圧縮空気Ａ２もライナ本体１から離間する移動が阻害されるので、ライナ本体１近傍に留まる。次に、図１１の（ｃ）部（断面８Ｏ）に示されるように、温度境界層ＢＬに比較的低温の圧縮空気Ａ２が留まると、温度境界層ＢＬにおいて気体同士の循環が発生する。次に、図１１の（ｄ）部（断面８Ｐ）に示されるように、温度境界層ＢＬにおいて気体同士の循環が発生すると、結果的に、温度境界層ＢＬにおける平均的な温度がさらに低下する（図１１の（ｅ）部（断面８Ｑ））。 Then, the compressed air A2 is again ejected from the first cooling hole 7 ((d) part of FIG. 10 (cross section 8J)), and the compressed air A2 forms the vortex V1 ((e) part of FIG. 10 (cross section 8K). )). Next, as shown in part (f) of FIG. 10 (cross section 8L), the vortex V1 tries to separate from the liner body 1, but the first cooling hole 7 and the second cooling hole 8 on the upstream side are formed. The flow formed by the compressed air A2 ejected from the hinders the movement away from the liner body 1. Next, as shown in part (a) of FIG. 11 (cross section 8M), the compressed air A2 is again ejected from the second cooling hole 8. Next, as shown in part (b) of FIG. 11 (cross section 8N), the compressed air A2 ejected from the second cooling holes 8 is also prevented from moving away from the liner body 1, so that the vicinity of the liner body 1 is blocked. Stay in. Next, as shown in part (c) (cross section 8O) of FIG. 11, when the compressed air A2 having a relatively low temperature stays in the temperature boundary layer BL, gas circulation occurs in the temperature boundary layer BL. Next, as shown in part (d) (cross section 8P) of FIG. 11, when gas circulation occurs in the temperature boundary layer BL, as a result, the average temperature in the temperature boundary layer BL further decreases. (Part (e) of FIG. 11 (cross section 8Q)).

このように上流から下流に向かうに伴って、比較的低温である圧縮空気Ａ２が温度境界層ＢＬに供給されて、温度境界層ＢＬ、ひいてはライナ本体１の表面温度が次第に低下する。従って、圧縮空気Ａ２をライナ本体１の冷却に効率よく利用できることがわかった。 In this way, the compressed air A2 having a relatively low temperature is supplied to the temperature boundary layer BL as it goes from the upstream side to the downstream side, and the surface temperature of the temperature boundary layer BL, and by extension, the liner body 1 gradually decreases. Therefore, it was found that the compressed air A2 can be efficiently used for cooling the liner body 1.

次に、比較例２に係る結果について説明する。図１２の断面１２Ａ〜１２Ｋと、図１３、及び図１４に示された二次元温度分布のコンター図との関係は以下のとおりである。
断面１２Ａ：図１３の（ａ）部
断面１２Ｂ：図１３の（ｂ）部
断面１２Ｃ：図１３の（ｃ）部
断面１２Ｄ：図１３の（ｄ）部
断面１２Ｅ：図１３の（ｅ）部
断面１２Ｆ：図１３の（ｆ）部
断面１２Ｇ：図１４の（ａ）部
断面１２Ｈ：図１４の（ｂ）部
断面１２Ｉ：図１４の（ｃ）部
断面１２Ｊ：図１４の（ｄ）部
断面１２Ｋ：図１４の（ｅ）部 Next, the result according to Comparative Example 2 will be described. The relationship between the cross-sections 12A to 12K in FIG. 12 and the contour diagrams of the two-dimensional temperature distribution shown in FIGS. 13 and 14 is as follows.
Section 12A: Part (a) of FIG. 13 Section 12B: Part (b) of FIG. 13 Section 12C: Part (c) of FIG. 13 Section 12D: Part (d) of FIG. 13 Section 12E: Part (e) of FIG. Section 12F: Part (f) of FIG. 13 Section 12G: Part (a) of FIG. 14 Section 12H: Part (b) of FIG. 14 Section 12I: Part (c) of FIG. 14 Section 12J: Part (d) of FIG. Section 12K: Part (e) of FIG.

図１３の（ａ）部（断面１２Ａ）に示されるように、第１の冷却孔１０７から圧縮空気Ａ２が噴出する。次に、図１３の（ｂ）部（断面１２Ｂ）に示されるように、噴出された圧縮空気Ａ２は、渦Ｖ１を形成し、ライナ本体１００から離間するように移動する。次に、図１３の（ｃ）部（断面１２Ｃ）に示されるように、渦Ｖ１は、隣接する渦Ｖ１との間にライナ本体１００に向かう流れを発生させる。次に、図１３の（ｄ）部（断面１２Ｄ）に示されるように、第２の冷却孔１０８から圧縮空気Ａ２が噴出する。次に、図１３の（ｅ）部（断面１２Ｅ）に示されるように、噴出された圧縮空気Ａ２は、渦Ｖ２を形成し、ライナ本体１００から離間するように移動する。 As shown in part (a) of FIG. 13 (cross section 12A), the compressed air A2 is ejected from the first cooling hole 107. Next, as shown in part (b) of FIG. 13 (cross section 12B), the jetted compressed air A2 forms a vortex V1 and moves away from the liner body 100. Next, as shown in part (c) (cross section 12C) of FIG. 13, the vortex V1 generates a flow toward the liner body 100 between the vortex V1 and the adjacent vortex V1. Next, as shown in part (d) of FIG. 13 (cross section 12D), the compressed air A2 is ejected from the second cooling holes 108. Next, as shown in part (e) of FIG. 13 (cross section 12E), the jetted compressed air A2 forms a vortex V2 and moves so as to separate from the liner body 100.

次に、図１３の（ｆ）部（断面１２Ｆ）に示されるように、第１の冷却孔１０７から噴出された圧縮空気Ａ２に基づく渦Ｖ１が発生させる下向きの流れと、第２の冷却孔１０８から噴出された圧縮空気Ａ２に基づく渦Ｖ２とが互いに干渉し合う。このとき、比較的高い温度を有する燃焼ガスＡ１は、渦Ｖ１と渦Ｖ２の間からライナ本体１００にまで到達する。 Next, as shown in part (f) (section 12F) of FIG. 13, the downward flow generated by the vortex V1 based on the compressed air A2 ejected from the first cooling hole 107 and the second cooling hole. The vortex V2 based on the compressed air A2 ejected from 108 interferes with each other. At this time, the combustion gas A1 having a relatively high temperature reaches the liner body 100 from between the vortex V1 and the vortex V2.

次に、図１４の（ａ）部（断面１２Ｇ）に示されるように、比較例２では、第２の冷却孔１０８の内径と第１の冷却孔１０７の内径とが互いに等しい。従って、第２の冷却孔１０８から噴出された圧縮空気Ａ２に基づく渦Ｖ２の勢いが強く、渦Ｖ１が発生させる下向きの流れに対抗することが可能である。 Next, as shown in part (a) of FIG. 14 (cross section 12G), in Comparative Example 2, the inner diameter of the second cooling hole 108 and the inner diameter of the first cooling hole 107 are equal to each other. Therefore, the force of the vortex V2 based on the compressed air A2 ejected from the second cooling hole 108 is strong, and it is possible to counter the downward flow generated by the vortex V1.

次に、図１４の（ｂ）部（断面１２Ｈ）に示されるように、ライナ本体１００と燃焼ガスＡ１が流れる高温領域との間に温度境界層ＢＭが形成される。次に、図１４の（ｃ）部（断面１２Ｉ）に示されるように、比較例２の場合には、先の図１３の（ｆ）部において述べたように、燃焼ガスＡ１の一部がライナ本体１００に到達している。従って、温度境界層ＢＭは、比較的温度が高い燃焼ガスＡ１を含んでしまう。 Next, as shown in part (b) of FIG. 14 (cross section 12H), a temperature boundary layer BM is formed between the liner body 100 and the high temperature region in which the combustion gas A1 flows. Next, as shown in part (c) of FIG. 14 (cross section 12I), in the case of Comparative Example 2, as described in part (f) of FIG. The liner body 100 has been reached. Therefore, the temperature boundary layer BM contains the combustion gas A1 having a relatively high temperature.

そして、図１４の（ｅ）部（断面１２Ｋ）に示されるように、再び第１の冷却孔１０７から圧縮空気Ａ２が噴出される。この圧縮空気Ａ２は、温度境界層ＢＭに留まり、温度境界層ＢＭの平均温度を下げるように作用する。しかし、温度境界層ＢＭは、比較的高温である燃焼ガスＡ１を部分的に含む。このため、圧縮空気Ａ２によって平均温度が低下したとしても、実施例２の場合と比較すると、ライナ本体１００近傍の温度は高くなる傾向にある。 Then, as shown in part (e) of FIG. 14 (cross section 12K), the compressed air A2 is again ejected from the first cooling hole 107. The compressed air A2 stays in the temperature boundary layer BM and acts to lower the average temperature of the temperature boundary layer BM. However, the temperature boundary layer BM partially includes the combustion gas A1 having a relatively high temperature. Therefore, even if the average temperature is lowered by the compressed air A2, the temperature in the vicinity of the liner body 100 tends to be higher than that in the second embodiment.

従って、実施例２及び比較例２の結果によれば、実施例２のライナ本体１が第２の冷却孔８の内径を第１の冷却孔７よりも大きくすることにより、第２の冷却孔８から不出する圧縮空気Ａ２が形成する渦Ｖ２の強さを抑制する。そして、弱い渦Ｖ２がライナ本体１の表面から離間するように移動するとき、第１の冷却孔７から噴出された圧縮空気Ａ２により形成された流れによって、弱い渦Ｖ２はライナ本体１の表面近傍に押し付けられる。これにより、圧縮空気Ａ２をライナ本体１の冷却に効率よく利用できることがわかった。 Therefore, according to the results of Example 2 and Comparative Example 2, the liner body 1 of Example 2 makes the inner diameter of the second cooling hole 8 larger than that of the first cooling hole 7, and thus the second cooling hole Suppresses the strength of the vortex V2 formed by the compressed air A2 that does not come out of FIG. When the weak vortex V2 moves away from the surface of the liner body 1, the weak vortex V2 is generated near the surface of the liner body 1 by the flow formed by the compressed air A2 ejected from the first cooling holes 7. Pressed against. As a result, it was found that the compressed air A2 can be efficiently used for cooling the liner body 1.

＜実施例３，比較例３＞
次に、第２の冷却孔８の位置が奏する効果を確認した。この確認は、数値計算による流体解析によって得た。実施例３のライナ本体１は、実施例１のライナ本体１と同様の構成とした。また、比較例３のライナ本体１００も、比較例１のライナ本体１００と同様の構成とした。 <Example 3, Comparative Example 3>
Next, the effect produced by the position of the second cooling hole 8 was confirmed. This confirmation was obtained by fluid analysis by numerical calculation. The liner body 1 of the third embodiment has the same configuration as the liner body 1 of the first embodiment. Further, the liner body 100 of Comparative Example 3 also has the same configuration as the liner body 100 of Comparative Example 1.

図１５及び図１６は、ライナ本体１を断面視した様子を示す。図１５は、実施例３の結果を示す。図１６は、比較例３の結果を示す。そして、図１５及び図１６には、第１の流線Ｒ１と第２の流線Ｒ２と示す。第１の流線Ｒ１は、第１の冷却孔７から噴出した圧縮空気Ａ２の流れを示す。第２の流線Ｒ２は、第２の冷却孔８から噴出した圧縮空気Ａ２の流れを示す。 15 and 16 show a state in which the liner body 1 is viewed in cross section. FIG. 15 shows the results of Example 3. FIG. 16 shows the result of Comparative Example 3. 15 and 16 show a first streamline R1 and a second streamline R2. The first streamline R1 indicates the flow of the compressed air A2 ejected from the first cooling hole 7. The second streamline R2 shows the flow of the compressed air A2 ejected from the second cooling hole 8.

まず、実施例３の結果を示す図１５を参照すると、第１の冷却孔７から提供された第１の流線Ｒ１は、第２の冷却孔８から提供された第２の流線Ｒ２の上方に位置することがわかった。したがって、第１の冷却孔７から提供された圧縮空気Ａ２は、第２の冷却孔８から提供された圧縮空気Ａ２をライナ本体１の表面近傍に留める効果があることが予想された。また、第２の流線Ｒ２は、谷部３に留まる流れＲ２ａと、下流側の頂部２を越える流れＲ２ｂとを有することがわかった。 First, referring to FIG. 15 showing the results of Example 3, the first streamline R1 provided from the first cooling hole 7 is converted into the second streamline R2 provided from the second cooling hole 8. It was found to be located above. Therefore, it was expected that the compressed air A2 provided from the first cooling hole 7 would have the effect of retaining the compressed air A2 provided from the second cooling hole 8 in the vicinity of the surface of the liner body 1. It was also found that the second streamline R2 has a flow R2a that stays in the valley portion 3 and a flow R2b that crosses the top portion 2 on the downstream side.

次に、比較例３の結果を示す図１６を参照すると、第２の流線Ｒ２は、すべて下流側の頂部１０２を越える流れであり、実施例３のように、第２の流線Ｒ２は谷部３に留まる流れＲ２ａを有しないことがわかった。 Next, referring to FIG. 16 showing the results of Comparative Example 3, all of the second streamlines R2 are flows that flow over the apex 102 on the downstream side, and as in Example 3, the second streamlines R2 are It was found that there was no flow R2a remaining in the valley 3.

従って、実施例３に係るライナ本体１の第１の冷却孔７及び第２の冷却孔８の配置によれば、第２の冷却孔８から提供される圧縮空気Ａ２の一部を谷部３近傍に留めることが可能になるので、圧縮空気Ａ２を効率的にライナ本体１の冷却に利用可能であることがわかった。 Therefore, according to the arrangement of the first cooling holes 7 and the second cooling holes 8 of the liner body 1 according to the third embodiment, a part of the compressed air A2 provided from the second cooling holes 8 is formed in the troughs 3. It has been found that the compressed air A2 can be efficiently used for cooling the liner body 1 since it can be kept in the vicinity.

以上、本発明をその実施形態に基づいて詳細に説明した。しかし、本発明は上記実施形態に限定されるものではない。本発明は、その要旨を逸脱しない範囲で様々な変形が可能である。 The present invention has been described above in detail based on the embodiment. However, the present invention is not limited to the above embodiment. The present invention can be variously modified without departing from the gist thereof.

例えば、上記実施形態では、燃焼装置としてジェットエンジン１０を例示した。ライナ本体１が適用可能な燃焼装置は、ジェットエンジン１０に限定されることはない。例えば、燃焼装置として、ボイラや、ガスタービン等が挙げられる。 For example, in the above embodiment, the jet engine 10 is illustrated as the combustion device. The combustion device to which the liner body 1 is applicable is not limited to the jet engine 10. For example, the combustion device may be a boiler, a gas turbine, or the like.

１ライナ本体
２頂部
３谷部
４第１の斜面部
６第２の斜面部
７第１の冷却孔
８第２の冷却孔
９代表曲線
９ｃ変曲点
９ａ第１の頂点
９ｂ第２の頂点
１０ジェットエンジン
１１ファン
１２圧縮機
１３燃焼器
１４タービン
１５ハウジング
１６軸部
１７ディスク
１８タービンブレード
２１ケース
２２燃焼ユニット
２３開口
３１隙間
３２隙間
１００ライナ本体
１０２頂部
１０３谷部
１０７第１の冷却孔
１０８第２の冷却孔
Ａ回転軸
Ａ１燃焼ガス
Ａ２圧縮空気
ＡＸ軸線
ＢＬ温度境界層
ＢＭ温度境界層
Ｂ１領域
ＣＬ中心線
Ｄ１第１の方向
Ｄ２第２の方向
Ｆ１第１の内径
Ｆ２第２の内径
Ｇ７ａグラフ
Ｇ７ｂグラフ
Ｌ１第１の軸線
Ｌ２第２の軸線
Ｌ３第３の軸線
Ｌ４第４の軸線
Ｌ波長
ＭＳ主流
ｍ谷底位置
ｒ振幅
Ｒ１第１の流線
Ｒ２第２の流線
Ｖ１渦
Ｖ２渦 1 Liner body 2 Top part 3 Valley part 4 1st slope part 6 2nd slope part 7 1st cooling hole 8 2nd cooling hole 9 Representative curve 9c Inflection point 9a 1st vertex 9b 2nd vertex 10 Jet engine 11 Fan 12 Compressor 13 Combustor 14 Turbine 15 Housing 16 Shaft part 17 Disk 18 Turbine blade 21 Case 22 Combustion unit 23 Opening 31 Gap 32 Gap 100 Liner body 102 Top 103 Valley 107 First cooling hole 108 Second Cooling hole A rotating shaft A1 combustion gas A2 compressed air AX axis BL temperature boundary layer BM temperature boundary layer B1 region CL centerline D1 first direction D2 second direction F1 first inner diameter F2 second inner diameter G7a graph G7b Graph L1 1st axis L2 2nd axis L3 3rd axis L4 4th axis L Wavelength MS Mainstream m Valley bottom position r Amplitude R1 1st streamline R2 2nd streamline V1 Vortex V2 Vortex

Claims

A liner body that separates a first flow path through which a first gas containing a first temperature flows and a second flow path through which a second gas containing a second temperature lower than the first temperature flows Prepare,
The liner body is
A top portion extending in a second direction intersecting a first direction in which the first gas and the second gas flow, and protruding toward the first flow path side;
A valley portion that extends in the second direction, projects toward the second flow path, and is formed at a position different from the top portion in the first direction;
Along the first direction, a slope portion formed between the top and the valley downstream from the top,
A first cooling hole that is provided on the first axis extending in the first direction in the slope portion and that connects the first flow path and the second flow path;
A second cooling hole that is provided on the second axis extending in the first direction in the slope portion and that connects the first flow path and the second flow path to each other;
The second cooling hole is provided closer to the valley than the first cooling hole is,
The second cooling holes is much larger than the first cooling holes,
When the cross-sectional shape of the liner body is represented by a representative curve having the top portion as a first vertex and the valley portion as a second vertex,
The representative curve includes an inflection point formed between the first vertex and the second vertex,
The first cooling hole is provided between the first vertex and the inflection point in the representative curve,
The liner for a combustion device, wherein the second cooling hole is provided between the first cooling hole and the inflection point on the representative curve.