JPH01301929A - ブリーチ冷却構造及びガスタービンエンジン燃焼器 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 発明の背景 この発明は、一般にガスタービンエンジン内の構造体を
冷却する手段および方法に関し、特にガスタービンエン
ジン燃焼器に適用してその排気ガス排出物を減らすこと
のできる冷却方法および手段に関する。

民生用航空機ガスタービンエンジンは、公的機関の定め
た排煙排ガス規制を満たすことが要求される。たとえば
、アメリカ連邦航空局（ＦＡＡ）が定める規則は、煙お
よび蒸気形態を含めた未燃焼炭化水素の量を規制してい
る。さらに、国際民間航空機関（Ｉ　ＣＡＯ）も、未燃
焼炭化水素、窒素酸化物および一酸化炭素を含む排出物
に規制を課している。

従来から、ガスタービンエンジンの排気ガス排出物を減
らすための種々の手段が用いられており、その一つに、
燃焼を一層完全にするために燃料と空気とを一層十分に
混合および霧化する気化器の改良がある。周知のように
、燃焼または反応過程が約１５００″Ｆ未満で起こると
未燃焼の炭化水素が生じ、一方、炭化水素の完全燃焼は
約２０００下以上の反応温度で起こり、この中間の反応
温度ではその温度に応じた様々の量の未燃焼炭化水素が
生じる。

しかし燃焼過程はガスタービンエンジン燃焼器内に高い
温度を生むので、燃焼器自体を適切に冷却しないと、燃
焼器の作製に用いられる通常の金属合金は過酷な熱的被
害を蒙る。したがって、従来のガスタービンエンジンは
、燃焼器ライナを気膜冷却する手段を用いて、ライナを
高温の燃焼ガスから保護している。米国特許節３，９７
８，６６２号に、燃焼器ライナを効果的に気膜冷却する
手段が開示されている。ガスタービンエンジンの気膜冷
却に用いる冷却流体は圧縮機から吐き出される空気で、
その代表的な温度は約１０００”Ｆである。

燃焼器ライナの内面全体にわたって冷却空気の低温境界
層、すなわち気膜を用いることにより、ライナを高熱の
燃焼ガスから効果的に冷却することができる。しかし、
その境界層の温度は大体冷却空気の温度であり、それは
約１５００”Ｆより著しく低いから、運転中に燃料／空
気混合気が境界層にぶつかり急冷あるいは冷却されるお
それがある。したがって、冷却空気の境界層に沿って、
急冷された燃料／空気混合気の燃焼が約１５００”Ｆ未
満の温度で起こることになるので、未燃焼の炭化水素お
よび一酸化炭素が発生する。

ガスタービンエンジンの形式によっては、これらの未燃
焼炭化水素および一酸化炭素が必要な排ガス基準を満た
すこともある。しかし、本出願人が現在生産している特
定モデルのガスタービンエンジンでは、非常に厳格なＦ
ＡＡおよびＩ　ＣＡＯ排ガス規制が制定された結果、そ
れに合致するよう未燃焼炭化水素および一酸化炭素排出
量を減らす設計変更が必要になった。エンジンが現在生
産中のエンジンである限り、現状のガスタービンエンジ
ン設計に基づく制約の範囲内でかかる設計変更を最小に
留めるのが望ましい。

したがって、この発明の目的は、ガスタービンエンジン
用の新規な改良された燃焼器を提供することにある。

この発明の別の目的は、排ガス排出物を減らすのに有効
な新規な改良された燃焼器を提供することにある。

この発明の他の目的は、燃料／空気混合気の急冷を軽減
する新規な改良された燃焼器を提供することにある。

この発明の他の目的は、壁部材を冷却する新規な改良さ
れた冷却手段を提供することにある。

この発明の他の目的は、燃焼器ライナを冷却する新規な
改良された手段を有し、燃焼ガスに面するライナの表面
のすぐ近くの燃焼ガスの温度を上げることのできる燃焼
器を提供することにある。

この発明の他の目的は、燃焼器ライナの一部を冷却する
新規な改良された手段を有し、そのライナ部分の気膜冷
却をなくして燃料／空気混合気の急冷を軽減して排ガス
排出物を減らすことのできる燃焼器を提供することにあ
る。

発明の開示 この発明は、ガスタービンエンジン内の壁の冷却を改善
する方法および装置に関する。この方法および装置では
、無孔壁、たとえば燃焼器ライナの断層冷却を行ない、
その冷却を改善する。ブリーチ冷却（ｂｒｅａｃｈ　ｃ
ｏｏｌｉｎｇ）は、冷却流体を無孔壁の外側表面に向け
てジェット流として導く構造によって達成され、この際
ジェット流に壁外側表面の上に形成される冷却流体の境
界層を突き破るのに十分な運動量を与えてジェット流を
壁外側表面に接触させ、こうして壁外側表面の冷却を一
層効果的にする。

この発明の好適な実施態様においては、断層冷却される
壁がガスタービンエンジン燃焼器の上流部分である。本
発明の特徴として、燃焼ガスに面する燃焼器ライナの内
面に気膜冷却用の空気の境界層を流さず、これにより燃
焼ガスの急冷を軽減して排ガス排出物を減らす。

具体的な構成 本発明を特徴付ける構成は特許請求の範囲に記載の通り
である。本発明をその目的および効果ともども、以下に
図面に示す好適な実施態様について詳述する。

第１図に、エンジンの中心線、すなわち軸線１２のまわ
りに同心配置された環状のガスタービンエンジン燃焼器
１０を断面図にて示す。燃焼器１０の上流には通常の圧
縮機（図示せず）が配置され、圧縮空気または冷却流体
１４を燃焼器１０に供給する。

燃焼器１０は外面１８を有する環状外側ライナ１６を含
み、この外側ライナ１６は環状ケーシング２０に対向し
かつケーシングから離間して相互間に、冷却流体１４の
一部を受は取る環状第１通路２２を画定する。燃焼３１
０は外面２６を有する埋伏内側ライナ２４も含み、この
内側ライナ２４は内側ケーシング２８に対向しかつケー
シングから離間して相互間に、冷却流体１４の一部を受
は取る環状第２通路３０を画定する。内側ライナ２４は
外側ライナ１６から離間し相互間に燃焼領域３２を画定
する。外側ライナ１６および内側ライナ２４はそれぞれ
、燃焼領域３２を包囲する互いに対向する内面３４およ
び３６を有する。外側ライナ１６および内側ライナ２４
は、通常の金属材料、たとえば市販のハステロイＸ　（
ｌｌａｓｔｅｌｌｏｙＸ）から形成する。

燃焼器１０は、外側ライナ１６および内側ライナ２４の
上流端４０および４２に固着された環状ドーム３８も含
む。燃焼器１０はさらに、ドーム３８内に円周方向に間
隔をあけて配置された複数個の気化器（キャブレタ）４
４も含み、各気化器には通常の低圧空気噴射燃料噴射器
４６と通常の反転形スワラ・アセンブリ４８とが設けら
れている。燃料５０を噴射器４６からスワラ４８中に噴
射し、空気１４と混合して燃料／空気混合気５２を生成
し、混合気を各気化器４４の出口５４から燃焼領域３２
に送り出し、そこで燃焼または反応させ、燃焼ガスまた
は排気ガス５６を発生する。

排気ガス５６は燃焼器１０内をその長さ方向軸線５８に
沿って流れ、燃焼器出口６０から排出され、その後そこ
からタービン（図示せず）に導かれる。

外側ライナ１６および内側ライナ２４はそれぞれ、直列
につなぎあわされた複数個のライナパネルから構成され
、具体的には、第１ライナパネル６２がドーム３８から
下流に延在し、それに第２ライナパネル６４、ｍ３ライ
ナパネル６６が続いている。第１パネル６２、第２パネ
ル６４、第３パネル６６の接続部および第３ライナパネ
ル６６の下流端には通常の気膜冷却ナゲツト６８が配置
され、各ナゲツトは一般に後向きのＵ字形ポケットから
なり、その基部に空気１４を送り出すための穴をあけた
構造である。冷却ナゲツト６８は、その穴から冷却空気
１４を下流にライナの内面３４および３６に沿って境界
薄膜７０として流し込む作用をなし、ライナの気膜冷却
を行なう。

薄膜冷却空気７０が燃焼ガス５６より実質的に低温であ
れば、燃料／空気混合気５２を薄膜７０で急冷する結果
として未燃焼の炭化水素が残り、−酸化炭素が生成する
。これらの排気ガス排出物を減らすために、従来の気膜
冷却燃焼器には、第１ライナパネル６２の内面３４およ
び３６に沿った境界層の温度を上げて燃料／空気混合気
５２の急冷量を少なくし、こうして排気ガス排出物を低
減する様々な改良がとられている。

このような改良法の一つは、第１ライナパネル６２に沿
った気膜冷却の量を最小量に抑えるように設計、構成さ
れている。しかし、試験の結果、この冷却気膜は薄すぎ
、不安定であり、ライナ温度が許容範囲を越える高レベ
ルまで上昇してしまうことがわかった。実際に製造し試
験した別の改良法では、第１ライナパネル６２に沿った
冷却気膜を排除し、その代りに冷却を通常通りの衝突冷
却技術に依頼した。比較的多数の小さな普通の衝突冷却
孔をあけた外側壁を、第１ライナパネル６２の上に間隔
をあけて設けることにより衝突冷却を行なった。しかし
、この２つの案の衝突冷却構造を試験した結果、いづれ
も、気膜冷却を用いずに第１ライナパネル６２を適切に
冷却するのに成功しなかった。

従来、通常の衝突冷却構造に横の流れがあると衝突冷却
の効果がひどく低下することが認められている。軸線方
向に離れた衝突冷却孔を何列か使用する通常の衝突冷却
技術では、上流の衝突冷却孔から流れてくる冷却空気ラ
イナの外側表面に沿って冷却空気の境界層を形成する。

そして、隣りの衝突冷却孔およびそれぞれの次の列の衝
突冷却孔から吐き出される冷却流体により、この境界層
が再活性化されたり、厚みを増したりすると考えられる
。その結果、衝突冷却の有効熱伝達能は、このようにし
て形成される空気の境界層の熱伝達能によって制限され
る。

本発明者は、冷却流体の熱伝達係数を増加するために、
比較的多数の比較的小さな普通の衝突冷却孔を用いる代
りに、すなわちそのような孔の密度を増やす代りに、比
較的大きな冷却孔を少数用いることにより、ライナを冷
却する際の熱伝達係数を著しく増加させ得ることを発見
した。

本発明者は、壁からの熱移動を増加できる新規な壁冷却
方法および構造を発見した。これは無孔壁を「ブリーチ
Ｊ　　（ｂｒｅａｃｈ）冷却する方法によって達成され
、この方法によれば、冷却流体を壁の外面に向けてジェ
ット流としてさしむけ、この際ジェット流に壁外面に形
成された冷却流体の境界層を破断（ブリーチ）、すなわ
ち貫通するのに十分な運動量を持たせ、ジェット流を壁
外面に接触させる。この方法では、冷却空気のジェット
流が単に境界層自体に接触しそれと合流するだけでなく
、その境界層を突き破り壁外面に直接接触する。

第３図に、外側ライナ１６の第１ライナパネル６２を拡
大して示す。なお、内側ライナ２４のパネル６２も反転
している以外はほぼ同一である。

第１ライナパネル６２はブリーチ冷却構造のもので、無
孔内側壁または第１壁７２がライナ上流端４０の位置の
ドーム３８から第２ライナパネル６４まで延在している
。内側壁７２は、燃焼領域３２に面する内側表面７４お
よび反対側の外側表面または第１表面７６を有する。第
１ライナパネル６２はさらに、内側壁７２の後端から外
方に延在する後部壁７８を含む。外側壁または第２壁８
０が内側壁７２から離間しており、後端で後部壁７８に
、上流端で内側壁７２自体に適切に固着され、これら壁
間に包囲プレナム８２を画定している。

外側壁８０には、複数個の入口孔または単に入口８４が
内側壁の外面７６に向かってあけられている。後部壁７
８には、プレナム８２から冷却流体１４を排出するため
の複数個の出口孔または単に出口８６が円周方向に間隔
をあけてあけられている。

第１ライナパネル６２はさらに、冷却流体案内手段を含
み、この案内手段が冷却流体１４を各入口８４からジェ
ット流８８（すなわちジェット流８８　ａ、　　８８　
ｂ、　　８８　ｃ）としてプレナム８２を横切ってさし
むけ、外面７６に沿って形成された空気の境界層９０を
突き破り、外面７６と直接接触させる。案内手段はなか
でも、入口８４および出口８６を含み、その寸法および
位置は、入口９４を通って流れ得る冷却流体のジェット
流８８の運動量（質量×速度）が境界層９０を突き破り
外面７６に接触するのに十分となるようにとられている
。

冷却流体１４が外側壁８０に沿ったほぼ長さ方向から外
側壁８０に対して傾斜した内向き方向への方向転換を助
ける為に第３図および第５図に示すように、環状流れ転
向スカート９２を各入口８４に取り付けるか、それと一
体に形成するのが好ましい。冷却空気１４を効果的に方
向転換しジェット流８８を方向付けるために、スカート
９２を外側壁８０より下方に壁厚の約２倍以上突き出さ
せるのが好ましい。この発明の実施例を実際に作製し試
験したところ、スカート９２がジェット流８８を内側壁
７２に向けて、ジェット流と内側壁間の角度Ａを約７５
＠に差し向けるのに効果的であった。

第３図に示すように、燃焼器１０の作動中、入口８４の
冷却流体１４は静圧Ｐ１であり、これは圧縮器の吐出圧
を表わす。プレナム８２内の冷却流体１４の静圧は出口
８６で値Ｐ２である。出口８６の下流の冷却ナゲツト６
８内の冷却流体１４の静圧は値Ｐ３で、これはタービン
入口静圧を表わす。全圧力降下ＰＩ３−ＰＩ−Ｐ３は所
定値であり、エンジンサイクルにより制御される。

この発明の別の特徴によれば、第１圧力降下Ｐ’１２＝
Ｐ１−Ｐ２を第２圧力降下Ｐ　ｚａ−Ｐ　２−Ｐ３より
所定の通り大きくして内側壁７２のブリーチ冷却を確実
に行なう。全静圧降下ＰＩ３は所定値であるので、入口
８４および出口８６の寸法を、第１圧力降ＹＰ＋２が最
大値となり、第２圧力降下Ｐ２３が最小値となるように
寸法状めし、すべてのジェット流８８が境界層９０を確
実に突き破るようにする。これを実現するには、出口８
６から第１ライナパネル６２の下流に位置する第２ライ
ナパネル６４の内面３４に沿っての気膜冷却を有効量確
保しながら、出口８６の流れ面積を冷却ナゲツト６８に
より課される物理的境界内でできるかぎり大きくするだ
けでよい。

比較のために述べると、従来の°衝突冷却構造において
、衝突冷却孔の前後の静圧降下は、代表的には、従来の
気膜冷却ナゲツトに冷却空気を送る出口孔の前後の静圧
降下に大体等しい。

第２図および第３図に示すこの発明の好適な実施例にお
いて、入口８４は、円周方向に離間した第１入口孔８４
ａの上流の第１列、第１入口８４ａの下流に長さ方向に
離間し、円周方向に離間した第１入口８４ａの第２列、
さらにこれに続く円周方向に離間した後部第３入口孔８
４ｃの第３列を含む。各々の入口８４ａ、８４ｂおよび
８４Ｃは流れ面積ＡＩ　、Ａ２およびＡ３をそれぞれ有
し、外面７６から垂直方向にそれぞれ距離ＨＩ＋Ｈ２お
よびＨ３離間している。

冷却流体１４の第１ジェット流８８ａは第１入口８４ａ
により発生して外面７６の上流第１部分７６ａに接触し
、成る運動量と厚みＴ１を有する境界層９０を形成する
。この境界層９０は、下流へ、第２入口８４ｂに対向す
る外面７６の第２部分７６ｂに沿って流れる。第２入口
８４ｂの流れ面積Ａ２およびその第２入口８４ｂにより
発生する第２ジェット流８８ｂの運動量を、境界層９０
の厚みＴ１および運動量に対して、第２ジェット流８８
ｂが確実に境界層９０を突き破って外面の第２部分７６
ｂに接触するように、所定通りに選定する。

同様に、第３入口８４ｃの流れ面積Ａ３およびその第３
入口８４ｃにより発生する第３ジェット流８８ｃの運動
量を、外面の第３部分７６ｃに沿って流れる境界層９０
の運動量および厚みＴ２に対して、第３ジェット流８８
ｃが確実に境界層９０を突き破って外面７６に接触する
ように、所定通りに選定する。

境界層９０は、冷却流体１４の量が入口８４から累積的
となるので、下流方向に進むつれてその厚みを増す。し
たがって、厚みＴ３はＴ２より大きく、Ｔ２はＴ１より
大きい。入口８４ａ、８４ｂおよび８４ｃはそれぞれ、
境界層９０の対応する厚みを突き破るのに必要な最小量
の冷却流体１４で最大の断層冷却を達成するように調整
することができるが、製作を容易にするために、均一な
入口８４ａ、８４ｂおよび８４ｃを選んで有効量のブリ
ーチ冷却を達成することもできる。

入口８４の列の数は、ジェットｆｆ１８ｇが境界層９０
を貫通する能力によって限定される。入口８４の列が多
すぎると、それにより生じる境界層９０をジェット流８
８が貫通できなくなり、この結果、この構造の冷却能力
および熱伝達係数が著しく低くなる。ガスタービンエン
ジン燃焼器を実際に製造し試験したところ、入口８４の
列の最適数は３列以下に限られるようである。

境界層９０の強さと厚みを最小にするとともに、より均
一に内側壁７２を冷却するためには、第２図に示すよう
に、第２入口８４ｂを第１入口８４ａと第３入口８４ｃ
との間で円周方向にずらすのが好ましい。

各ジェット流８８が内側壁の外面７６のある区域の冷却
を行なうのだから、入口８４を所定の通互いに離し、ジ
ェット流８８の冷却区域を互いにオーバーラツプさせ、
こうして内側壁の外面７６の温度をほぼ均一にする。

実際に製造し試験した実施例において、入口８４を均一
な直径０．１１５インチとし、相互に列間で長さ方向に
０．２８インチ、円周方向に０゜７フインチ間隔をあけ
た。高さＨ１ｌＨ２およびＨ３をそれぞれ０．２５イン
チ、０．３０インチおよび０．３５インチとした。全静
圧Ｐ１３は約１４ｐｓｉで、第１圧力降下Ｐ１２は約１
１ｐｓｉで、第２圧力降下Ｐ２３は約３ｐｓｉであった
。

前述した内容から、ブリーチ冷却を実現するための特定
の設計パラメータを周知の方法で求めることができる。

たとえば、下記の式を用いることができる。

ｈ−Ｎｕｋ／Ｄ　　　　　　　　（１）ここで、ｈは入
口８４の各々の列についての外面７６の熱伝達係数であ
り、Ｎｕは入口８４の寸法、間隔およびピッチおよびジ
ェット流８８の角度Ａの関数である周知のヌッセルト数
であり、ｋは冷却流体１４の熱伝導度、Ｄは入口８４の
直径である。

ｍ　　　ｌ／３ Ｎｕ−ＣＲｅ　　Ｐｒ　　　（Ｈ／Ｄ）０°０９１　　
　＜　２　）ここで、追加のパラメータのＣは定数、ｍ
は変数、Ｒｅは従来から周知のレイノルズ数、Ｐｒは従
来から周知のプラントル数で、所定の温度の冷却流体１
４については実質的に一定であり、そしてＨは入口８４
の高さＨ，、Ｈ２およびＨ３である。パラメータＣおよ
びｍは特定の適用例で得られた実験データから周知の方
法で求めることができ、境界層９０の厚みおよび運動量
の関数である。

Ｒｅ−φＶＤ／μ　　　　　　（３） ここで、追加のパラメータのφは冷却流体１４の密度、
■はジェット流８８の速度、μは冷却流体１４の絶対粘
度係数である。

Ｖ−Ｗ／φＡｅ　　　　　　　　（４）ここで、追加の
パラメータのＷは各列の入口８４を通る冷却流体１４の
質量流量、Ａｅは各列の入口８４の従来から周知の有効
面積（たとえば、Ａ　Ｉ　＋　Ａ２　＋　Ａ３　）であ
る。

Ｗ−（Ａｅ　／　Ａｅｔ）　Ｗｔ　　　　　　（５）こ
こで、追加のパラメータのＡｅｔはすべての列の入口の
有効面積の和であり、Ｗｔは総質量流量である。

Ｗｔ＝　　　Ｐ＋−Ｐ３）２φＡｅｏ　　　　　　（６
）ここで、追加のパラメータのＡｅｏは入口８４および
出口８６の有効流れ面積の総和である。

＝−＋−（７） Ａｅｏ２Ａｏｔ２Ａｏｄ２ ここで、追加のパラメータＡｃｄは出口８６の有効面積
の和である。

これらの式を用いて、上記パラメータに基づいて、各列
のジェット流８８による熱伝達係数りを求めることがで
きる。反復技法を用いて設計パラメータを変え、従来の
衝突冷却で得られる値より大きい熱伝達係数りを得る。

たとえば、従来の衝突冷却での代表的な熱伝達係数りは
約６００　ｂｔｕ／ｈｒ　−ｆ’ｔ２−　＠Ｆである。

一方、第３図に示すブリーチ冷却の好適例では、熱伝達
係数りが約９００　ｂｔｕ／ｈｒ　−ｆ’ｔ２−丁であ
った。これはおよそ５０％の向上を表わしている。無孔
ライナの表面の通常の気膜冷却で得られる代表的な熱伝
達係数が約３００　ｂｔｕ／ｈｒ　−ｒｔ２−下にすぎ
ないことと比較すると、このブリーチ冷却の偉人な効果
が一層きわだつ。

入口８４の列の数の限度は、下記の式から理解できる。

ｈ　　　−Ｋ　ｅ−Ｃ（Ｎ−１）（８）ａｖｇ ここで、ｈ　　は特定の列についての平均熱転ｖｇ 連係数であり、ＫおよびＣは定数、モしてＮは入口８４
の列の総数である。１列の入口については、Ｋはその列
の平均熱伝達係数に等しい。

ｈ　　−ｈ　　　（１−ｃ（Ｎ−１））　　　　（９）
ｔ　　　　　ａｖｇ ここで、追加のパラメータｈ、は全入口８４に基づく平
均熱伝達係数である。

したがって、入口８４の列の数Ｎが増すにつれて、全入
口に基づく平均熱伝達係数り、が減少する。式（８）お
よび（９）は、境界層９０の厚みを増す効果を表わして
いる。比較的多数のＮ列を用いた場合、ブリーチ冷却効
果が失われ、その結果はとんど通常の衝突冷却構造に近
づく。前述したように、この発明の実施例において、３
列の入口８４がブリーチ冷却を実現するのに有効である
ことを確かめた。

第３図および第４図に示すように、内側壁７２は第２ラ
イナパネルδ４から離間しかつそれとオーバーラツプし
、冷却ナゲツト６８を画定し、この冷却ナゲツト６８は
、内側壁７２の下流端、出、口８６を含む後部壁７８の
一部分および第２ライナパネル６４の上流部分を含む。

プレナム８２から出口８６を通って吐き出された冷却流
体１４は、冷却ナゲツト６８により、通常の周知の態様
で外側ライナ１６の内面３４に沿って冷却空気の境界層
膜７０として流される。

ブリーチ冷却構造、すなわちほぼ第３図に示す通りの第
１ライチバネル６２を試験したところ、内側壁７２から
熱を放散することにより内側壁７２の温度を十分に低く
抑えるのに有効であることが確認された。内側壁の燃焼
側で気膜冷却を行なわなかったので、この内側壁の熱流
束の流量は約４５０、　０００ｂｔｕ／ｈｒ−ｒｔ２で
あった。この熱流束は、ライナの燃焼領域に面する表面
を主とじて気膜冷却した従来のライナの場合に観察され
る代表的な熱流束の約１５０．　０００ｂｔｕ／ｈｒ−
ｆｔ２と比べると、格段に増加している。

第１ライナパネル６２を通して大きな熱流束をブリーチ
冷却により効果的に放熱していれば、燃焼器１０は、第
１パネル６２の内面の気膜冷却なしで運転でき、したが
って燃料／空気混合気５２が内側壁７２に触れる際の温
度が高くなり、その結果排気ガス排出物が減る。試験し
た実施例では、気膜冷却の必要なしに、内面温度が約ｉ
、ｓｏ。

下で有効な運転を行なった。

未燃焼炭化水素および一酸化炭素排気ガス排出物をさら
に減らすために、この発明の好適な実施態様では、内側
壁７２の内面７４全体にわたって熱障壁被膜９４を設け
る。被膜９４は従来通りのもので、８％イツトリウム−
ジルコニアを厚さ約１０ミルで用いるのが好ましい。被
膜９４を設けた場合、内側壁７２を通しての熱流束が約
３００゜０００　ｂｔｕ／ｈｒ　−ｆｔ２に減少した。

被膜９４を用いることにより燃焼領域３２に面する被膜
９４の表面は試験した好適な実施例では温度約１，９０
０下に達し、この温度で未燃焼の炭化水素および一酸化
炭素が著しく低減し、燃焼器１０は最近発効した一層厳
しいＦＡＡおよびＩ　ＣＡＯ排出物規制を満たすことが
できた。

ブリーチ冷却される第１ライナパネル６２をドーム３８
のすぐ下流のライナとしてのみ使用するのは、いくつか
の理由による。ブリーチ冷却ライナパネル６２は熱伝達
係数が大きいが、その内面７４から外面７６にかけては
比較的大きな温度差がある。大きな温度勾配は、構造体
の有効寿命を短くするので、一般に望ましくない。さら
に、燃焼が主としてドーム３８のすぐ下流付近の燃焼領
域３２内で、そして大体のところ第１ライナパネル６２
内で起こるのだから、第１ライナパネル６２のみをブリ
ーチ冷却するのが、ＦＡＡ、およびＩ　ＣＡＯ規制を満
たすように排気ガス排出物を適正に抑制するのに有効で
あることを確かめた。したがって、第２ライナパネル６
４および第３ライナパネル６６は基本的に、元の通常の
気膜冷却設計構造のままである。

第１ライナパネル６２は、その内面に気膜冷却を行なわ
ずに使用して排ガス排出物を減らすことができ、一方ブ
リーチ冷却を含めて今迄の冷却が無孔ライナ壁を効果的
に冷却するのに適切でないことを確かめた。無孔ライナ
壁７２を適切に冷却するのに、この発明によるブリーチ
冷却のみが有効であることを確かめた。

この発明は燃焼器からの排気ガス排出物を減らす目的で
考えられたが、ここで開示したブリーチ冷却構造で実現
できる効果的な冷却は、冷却の必要な他の構造にも利用
できることが明らかである。

たとえば、第６図に、冷却流体１４が流れる中空のガス
タービンエンジン・ローターブレード９６を示す。この
ブレード９６の無孔凹状外側第１壁９８は、内側第１表
面１００とその上を燃焼ガスが流れる外側第２表面１０
２とを有する。インサートまたは第２壁１０４がブレー
ド９６内に配置され、内面１００から離間してプレナム
１０６を画定している。インサート１０４には軸線方向
に間隔をあけた３列の入口１０８が設けられ、各列は半
径方向に離間してあけられた複数個の入口１０８を含む
。ブレード９６には、プレナム１０６から冷却流体を送
り出すための複数個の出口１１０が後縁に半径方向に間
隔をあけて設けられている。インサート１０４、凹面状
壁９８、入口１０８および出口１１０は、大体のところ
第２図に示したブリーチ冷却構造と同様である。入口１
０８および出口１１０は、ブレード９６の凹面側９８を
ブリーチ冷却するように所定通りの寸法および形状とす
る。

以上、好適と考えられるこの発明の実施例について説明
したが、当業者にはこの発明の他の変更改変例が明らか
である。そのような変更例もすべて特許請求の範囲に包
含されるものである。

たとえば、第１ライナ６２のみをブリーチ冷却の対象と
したが、設計条件によっては、任意のライナ部分または
燃焼器ライナ全体をブリーチ冷却することができる。試
験した１実施例からは３列の入口８４で冷却が最適にな
ることが確認されたが、入口の列の数の限度は実際には
、ここで説明したブリーチ冷却構造からの大きな熱伝達
係数を実現できるか否かによって決められるだけである
。

【図面の簡単な説明】

第１図は、この発明の１実施例によるガスタービンエン
ジン燃焼器の断面図、 第２図は第１図の２−２線方向に見た第１パネルの一部
を示す平面図、 第３図は、第１図の燃焼器の第１ライナパネルの一部を
第２図の３−３線方向に見た断面図、第４図は、第３図
の４−４線方向に見た後部壁の後面図、 第５図は、流れを方向転換するスカートを示すため第３
図に示した入口を一部破断して示す斜視図、そして 第６図は、この発明の他の実施例による断層冷却凹状壁
を有する中空のガスタービンエンジン・ブレードを一部
破断して示す斜視図である。 主な符号の説明 １０：燃焼器、１４：冷却流体、１６：外側ライナ、２
４：内側ライナ、３２：燃焼領域、３８：ドーム、６２
：第１ライナパネル、６４：第２ライナパネル、７２：
内側壁（第１壁）、７４：内面、７６：外面、７８：後
部壁、８０：外側壁（第２壁）、８２：プレナム、８４
：入口、８６：出口、８８ニジェット流、９２ニスカー
ト。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １）冷却流体を無孔壁の第１表面に向けてジェット流と
   して導き、この際ジェット流に壁第１表面の上に形成さ
   れる冷却流体の境界層を突き破るのに十分な運動量を与
   えてジェット流を壁第１表面に接触させる工程を含む無
   孔壁のブリーチ冷却方法。 ２）上記冷却流体を壁第１表面の上流第１部分に向かう
   第１ジェット流および該第１部分より下流に位置する壁
   第１表面の第２部分に向かう第２ジェット流として導き
   、 第１ジェット流が前記壁の第２部分に沿った冷却流体の
   境界層を形成し、 第２ジェット流が上記境界層を突き破って壁第１表面の
   第２部分に接触する請求項１に記載のブリーチ冷却方法
   。 ３）上記第１表面が外側表面であり、冷却流体がこの壁
   外側表面に接触した後、この冷却流体を下流に、この断
   層冷却された壁より下流に位置する第２壁の内側表面に
   沿って冷却流体の薄膜として導く請求項２に記載のブリ
   ーチ冷却方法。 ４）上記冷却流体の第１および第２ジェット流をそれぞ
   れ、ブリーチ冷却された壁から離間した第２壁の第１お
   よび第２入口から導き、上記気膜冷却用流体をブリーチ
   冷却された無孔壁に接合された後部壁にあけた出口から
   流出させ、上記入口の前後で生じる第１圧力降下を上記
   出口の前後で生じる第２圧力降下より大きくする請求項
   ３に記載のブリーチ冷却方法。 ５）第１表面を有する無孔第１壁と、 第１壁から離間しかつ第１壁に接合されて相互間にプレ
   ナムを画定する第２壁とを備え、上記第２壁に第１壁の
   第１表面に対向する複数個の入口をあけて冷却流体をプ
   レナム中に導き、上記プレナムに複数個の出口を設けて
   冷却流体をそこから排出し、さらに 冷却流体を各入口からプレナムを横切って導き、これが
   第１壁の第１表面に沿って形成される冷却流体の境界層
   を突き破り、第１壁の第１表面に接触しそこをブリーチ
   冷却する冷却流体案内手段とを備えるブリーチ冷却構造
   。 ６）上記冷却流体案内手段は、上記入口および出口の寸
   法と位置とを、入口を通過する冷却流体の運動量が第１
   壁の第１表面に形成される冷却流体の境界層を突き破る
   のに十分となるように定めることにより構成される請求
   項５に記載のブリーチ冷却構造。 ７）上記入口の前後で生じる第１圧力降下を上記出口の
   前後で生じる第２圧力降下より大きくする請求項６に記
   載のブリーチ冷却構造。 ８）第１圧力降下および第２圧力降下が全圧力降下に等
   しく、上記入口および出口の寸法を、第１圧力降下が最
   大値となり第２圧力降下が最小値となるように定め、こ
   うして第１壁のブリーチ冷却を促進する請求項７に記載
   のブリーチ冷却構造。 ９）上記入口および出口の寸法を、第１壁のブリーチ冷
   却を促進し、一方出口からこの断層冷却された内側壁の
   下流に位置する第２壁の内側表面に沿って気膜冷却を行
   なうのに有効な量の冷却流体を送り出すように定める請
   求項８に記載のブリーチ冷却構造。 １０）上記入口が第１列の円周方向に離間した第１入口
   と、この第１入口から長さ方向下流に離間した第２列の
   円周方向に離間した第２入口とを含み、 各第１入口から冷却流体の第１ジェット流を発生させ、
   この第１ジェット流が、第１壁の第１表面の第１部分に
   接触し、かつ下流に第２入口に対向する第１壁の第１表
   面の第２部分に沿って流れる、モーメントと厚みとを持
   つ冷却流体の境界層を形成し、 各第２入口からモーメントを持つ第２ジェット流を発生
   させ、第２入口の流れ面積および第２ジェット流の運動
   量を、第２ジェット流が確実に境界層を突き破って第１
   壁第１表面に接触するように、上記境界層の厚みおよび
   運動量に対して所定通りに選定した請求項６に記載のブ
   リーチ冷却構造。 １１）さらに、第２列より下流に位置する第３列の円周
   方向に離間した第３入口を含み、各第３入口が流れ面積
   を有し、第３入口からモーメントを持つ第３ジェット流
   を第１壁の第１表面の第３部分に向かって発生させ、 上記第２入口の流れ面積および第２ジェット流の運動量
   を、第１壁の第１表面の第２部分に流れる境界層の厚み
   および運動量に対して、第２ジェット流が確実に境界層
   を突き破って第１壁第１表面に接触するように所定通り
   に選定し、 上記第３入口の流れ面積および第３ジェット流の運動量
   を、第１壁の第１表面の第３部分に流れる境界層の厚み
   および運動量に対して、第３ジェット流が確実に境界層
   を突き破って第１壁第１表面に接触するように所定通り
   に選定する請求項１０に記載のブリーチ冷却構造。 １２）第２壁に３列以下の入口を設けた請求項１１に記
   載のブリーチ冷却構造。 １３）第２入口が第１入口および第３入口両方から円周
   方向にずれている請求項１１に記載のブリーチ冷却構造
   。 １４）各入口に、冷却流体を、第１壁にぶつけるために
   、第２壁の外側表面に沿ったほぼ長さ方向下流方向から
   第２壁に対して斜めの内向き方向に方向転換するスカー
   トを設けた請求項１１に記載のブリーチ冷却構造。 １５）各ジェット流が第１壁の第１表面のある区域の冷
   却を行ない、上記入口を、各ジェット流の冷却区域が互
   いにオーバーラップするよう相互に所定距離離間し、こ
   うして第１壁の第１表面の温度を大体均一にする請求項
   １１に記載のブリーチ冷却構造。 １６）上記ブリーチ冷却構造がガスタービンエンジン燃
   焼器の一部に設けられ、この燃焼器は相互間に燃焼領域
   を画定するよう離増した内側ライナと外側ライナとを含
   み、内側ライナおよび外側ライナがそれぞれ環状ドーム
   に接合された第１ライナパネルを有し、上記ドームが上
   記燃焼領域内で燃焼する燃料／空気混合気を送り出す複
   数個の円周方向に離間した気化器を収容しており、上記
   内側ライナおよび外側ライナがそれぞれさらに第１ライ
   ナパネルから下流に延在する第２ライナパネルを有し、
   上記第１ライナパネルそれぞれに上記断層冷却構造が設
   けられ、第１壁が内側壁であり、第２壁が外側壁であり
   、内側壁が上記燃焼領域の一部を画定し、上記出口から
   冷却流体を第２ライナパネルの内面に沿って薄膜として
   流出させて第２ライナパネルの気膜冷却を行なう請求項
   １１に記載のブリーチ冷却構造。 １７）上記内側壁が上記燃焼領域に対向し、燃焼領域か
   らの輻射および対流加熱にさらされる内面を含み、上記
   燃焼器を、上記内側壁の内面に気膜冷却を行なうことな
   く運転して、未燃焼炭化水素および一酸化炭素排出物を
   低減した請求項１６に記載のガスタービンエンジン燃焼
   器。 １８）上記内側壁の内面に熱障壁被膜を設けて未燃焼炭
   化水素および一酸化炭素排出物をさらに低減した請求項
   １７に記載のガスタービンエンジン燃焼器。 １９）上記断層冷却構造がガスタービンエンジン・ブレ
   ードの一部に設けられ、上記無孔第１壁がブレードの外
   側壁の一部であり、上記第２壁がブレードの内側に配置
   されたインサートである請求項６に記載のブリーチ冷却
   構造。 ２０）上記プレナムの出口がブレードの後縁に配置され
   た複数個の出口である請求項１９に記載のガスタービン
   ブレード。 ２１）上記インサートが上記入口を３列以下有する請求
   項２０に記載のガスタービンブレード。 ２２）外側ライナと、 外側ライナから離間して相互間に燃焼領域を画定する内
   側ライナと、 上記外側および内側ライナの上流端に接合されたドーム
   と、 上記ドーム内に配置された気化器であって、燃焼噴射器
   およびスワラ・アセンブリを含み、これらにより燃料／
   空気混合気を燃焼のため気化器の出口から燃焼領域中へ
   送り出す気化器とを備えるガスタービンエンジン燃焼器
   であって、 上記内側および外側ライナそれぞれが複数個のライナパ
   ネルを直列に継なげて構成され、そのうちの第１のライ
   ナパネルが上記ドームから下流に延在し、この第１ライ
   ナパネルが、 外側表面を有する無孔内側壁と、 内側壁から外向きに延在する後部壁と、 内側壁から離間されかつ後部壁に接合されて相互間に包
   囲されたプレナムを画定する外側壁とを備え、 上記外側壁に内側壁の外側表面に対向する複数個の入口
   をあけて冷却流体をプレナム中に導き、上記後部壁に複
   数個の出口を設けて冷却流体をプレナムから排出し、さ
   らに 冷却流体のを各入口からプレナムを横切って導き、これ
   が内側壁の外側表面に沿って形成される冷却流体の境界
   層を突き破り、内側壁の外側表面に接触しそこを冷却す
   る冷却流体案内手段を備える、ガスタービンエンジン燃
   焼器。 ２３）上記内側壁が上記燃焼領域に対向し、燃焼領域か
   らの輻射および対流加熱にさらされる内面を含み、上記
   燃焼器を、上記内側壁の内面に気膜冷却を行なうことな
   く運転して、未燃焼炭化水素および一酸化炭素排出物を
   低減した請求項２２に記載のガスタービンエンジン燃焼
   器。 ２４）上記入口が第１列の円周方向に離間した第１入口
   と、この第１入口から長さ方向下流に離間した第２列の
   円周方向に離間した第２入口とを含み、 各第１入口から冷却流体の第１ジェット流を発生させ、
   この第１ジェット流が、内側壁の外側表面の第１部分に
   接触し、かつ下流に第２入口に対向する内側壁の外側表
   面の第２部分に沿って流れる、運動量と厚みとを持つ冷
   却流体の境界層を形成し、 各第２入口から運動量を持つ第２ジェット流を発生させ
   、第２入口の流れ面積および第２ジェット流の運動量を
   、第２ジェット流が確実に境界層を突き破って内側壁外
   側表面に接触するように、上記境界層の厚みおよび運動
   量に対して所定通りに選定した請求項２３に記載のガス
   タービンエンジン燃焼器。 ２５）さらに、第２列より下流に位置する第３列の円周
   方向に離間した第３入口を含み、各第３入口が流れ面積
   を有し、第３入口から運動量を持つ第３ジェット流を内
   側壁の外側表面の第３部分に向かって発生させ、 上記第２入口の流れ面積および第２ジェット流の運動量
   を、内側壁の外側表面の第２部分に流れる境界層の厚み
   および運動量に対して、第２ジェット流が確実に境界層
   を突き破って内側壁外側表面に接触するように所定通り
   に選定し、 上記第３入口の流れ面積および第３ジェット流の運動量
   を、内側壁の外側表面の第３部分に流れる境界層の厚み
   および運動量に対して、第３ジェット流が確実に境界層
   を突き破って内側壁外側表面に接触するように所定通り
   に選定する請求項２４に記載のガスタービンエンジン燃
   焼器。 ２６）上記外側壁に３列以下の入口を設けた請求項２５
   に記載のガスタービンエンジン燃焼器。 ２７）第２入口が第１入口および第３入口両方から円周
   方向にずれている請求項２５に記載のガスタービンエン
   ジン燃焼器。 ２８）各入口に、冷却流体を、内側壁にぶつけるために
   、外側壁の外側表面に沿ったほぼ長さ方向下流方向から
   外側壁に対して斜めの内向き方向に方向転換するスカー
   トを設けた請求項２５に記載のガスタービンエンジン燃
   焼器。 ２９）各ジェット流が内側壁の外側表面のある区域の冷
   却を行ない、上記入口を、各ジェット流の冷却区域が互
   いにオーバーラップするよう相互に所定距離離間し、こ
   うして内側壁の外側表面の温度を大体均一にする請求項
   ２５に記載のガスタービンエンジン燃焼器。３０）上記
   入口の前後で生じる第１圧力降下を上記出口の前後で生
   じる第２圧力降下より大きくする請求項２５に記載のガ
   スタービンエンジン燃焼器。 ３１）第１圧力降下および第２圧力降下が全圧力降下に
   等しく、上記入口および出口の寸法を、第１圧力降下が
   最大値となり第２圧力降下が最小値となり、こうして内
   側壁の断層冷却を促進する一方、出口から第１ライナパ
   ネルから下流に延在する第２ライナパネルの内側表面に
   沿って気膜冷却を行なうのに有効な量の冷却流体を送り
   出すように定める請求項２５に記載のガスタービンエン
   ジン燃焼器。