KR940004340B1 - 가스 터빈 엔진의 다-홀 필림 냉각 연소기 라이너 및 그 제조 방법 - Google Patents

가스 터빈 엔진의 다-홀 필림 냉각 연소기 라이너 및 그 제조 방법 Download PDF

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워커 앨런
마이클 맥린 하베이
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제너럴 일렉트릭 캄파니
아더 엠. 킹
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Abstract

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Description

가스 터빈 엔진의 다-홀 필림 냉각 연소기 라이너 및 그 제조 방법
제1도는 코어 엔진 연소 섹션과 본 발명에 따른 연소기 라이너를 가진 애프터 버닝 배기 섹션을 포함하는 전형적인 가스 터빈 엔진의 개략도.
제2도는 제1도에 도시된 엔진의 코어 엔진 연소 섹션의 사시도.
제3a도 내지 제3d도는 본 발명의 양호한 실시예에 따른, 제1도에 도시한 주 연소기 라이너와 같은 연소 섹션 연소기 라이너를 제조하는 방법의 설명도.
제4도는 본 발명의 양호한 실시예에 따른 연소기 라이너의 일부분의 사시도.
제5도는 제1도에 도시한 애프터버너 라이너의 사시도.
* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명
13 : 엔진코어 28 : 애프터버너
34 : 노즐 35 : 바이-패스 도관
48, 50 : 연소기 라이너
본 발명은 가스 터빈 엔진에 사용하기 적합한 필림 냉각 연소기 라이너 특히, 항공기 가스 터빈 엔진 다-홀 필림 냉각 연소기 라이너에 관한 것이다.
미합중국 정부는 공군에 의해 사정된 계약 제F3315-81C-5156호에 의거 본 발명의 권리를 가진다.
연소기 라이너는 엔진의 터빈 섹션과 압축기 사이에 배치된 가스 터빈 엔진의 연소 섹션에 일반적으로 사용된다.
연소기 라이너는 애프터버너(afterburner)에 사용되는 항공기 엔진의 배기 센션에 역시 사용된다. 연소기는 일반적으로 외부 케이싱과 내부 연소기를 포함한다. 연료는 섭씨 1648.9℃(3,000℉) 혹은 더 높은 매우 고온에서 대개 고온 가스를 발생하는 연소기 내부에서 탄다. 이 격렬한 열이 터빈에서 방출되기전 연소기 손상으로부터 보호하기 위해서, 열 차단기 혹은 연소기 라이너는 연소기 내부에 제공된다. 그러므로 본 연소기 라이너는 격렬한 연소 열이 연소기 혹은 주위 엔진의 손상을 막는다.
약간의 항공기 가스 터빈 엔진, 특히 전투기 및 범버와 같은 초음파 비행을 할 수 있는 엔진은 엔진의 배기 섹션내에 배치된 애프터버너 혹은 보강 장치를 가진다. 열 차단기 혹은 라이너는 역시 격렬한 연소열이 배기 섹션의 주위 케이싱 혹은 엔진 및 항공기의 다른 부품을 손상시키지 못하게 하기 위해서 애프터버너 엔진에 제공된다.
과거에는, 연소기와 애프터버너 라이너의 다양한 형태는 제안되어 사용되어 왔다. 그 외에 다양한 다른 방법은 보다 큰 연소열에 견디고 라이너의 유효한 수명을 연장하기 위해서 이들 라이너를 냉각하는 방법이 제안되어 왔다. 특히, 이들 라이너는 제작하고 분해 검사하는데 너무 복잡하고, 어렵고 비싸며, 엔진의 중량을 증가시킨다. 엔진 설계자는 제작하는데 상당히 쉽고 값이 싼 연소기에서 발견될 수 있는 온도 및 압력차에 견딜 수 있는 저 중량 라이너를 오래동안 찾아왔다.
필림 냉각 연소기가 라이너의 종래 방법에는 라이너내에 저 사이클 피로를 일으키고 그러므로 잠재적 수명을 줄이고 영구성을 감소시키는 열 분배를 야기시키는 비 균일 라이너 두께를 가지는 복잡한 구조에 의해 형성되는 브도비악(Vdoviak) 등에 의한 미합중국 특허 제4,733,538호와 부르(Burr)에 의한 미합중국 특허 제4,566,280호에 나타난 바와같은 필림 냉각 슬롯의 원주둘레로 배치된 로우가 제공된다. 이들 라이너를 생산하는데 복잡한 형상과 요구된 가공성은 비용과 중량에 역효과를 준다.
엔자키(Enzaki) 등 몇명에 의한 미합중국 특허 제4,695,247호에 나타난 바와같은 다른 필림 냉각 연소기 라이너를 필림 냉각 고온 벽에 30도 경사진 필림 냉각 홀을 사용하는 이중벽 라이너의 사용법이 공개되어 왔다. 이중벽 라이너의 이 형태는 제작과 수선하는데 복잡하고, 무겁고 비싸다. 이격된 이중벽 사이의 내부 공동은 유지 문제와 글로깅을 일으킬 수 있다. 역시 폴츠(Foltz)에 의한 미합중국 특허 제4,896,510호에 기재된 다중 홀 필림 냉각체를 가지는 또 다른 이중벽이 참고로 이용된다. 폴츠는 본 발명의 이해를 돕기 위해서 단지 참고로 인용되었으며 이것뿐만 아니라 상술한 모든 다른 특허도 여기서 참조로 이용된다.
라이너를 냉각하는 또 다른 수단은 방출 냉각 수단인데 여기의 냉각 공기는 다공성으로 설명될 수 있는 라이너를 통해서 연속적으로 방출된다. 방출 냉각 라이너는 상당히 복잡한 홀을 가지며 재료의 다중 층이 사용되어야 한다. 방출 냉각 라이너는 다공성의 정도에 의해 부서지기 쉽고 그러므로 오늘날 대형 터빈 엔진에 사용되기 위해서 복잡하거나 무거운 지지수단이 요구된다.
상술한 문제들은 벽을 통해 배치된 다-홀 필림 냉각 수단을 가지며 적당한 시이트 금속으로 만든 싱글벽 환형 연소기 라이너를 제공함으로 해결되고 다른 장점도 생긴다.
본 발명의 다-홀 필림 냉각 수단은 축선을 따라 아래로 경사지고, 라이너의 길이를 걸쳐 필림 냉각체를 제공하도록 적어도 하나의 연속 패턴을 형성하기 위해 서로 조밀하게 이격된 많은 샤프하게 아래로 경사진 소형 필림 냉각 홀을 포함한다.
본 발명의 필림 냉각 홀은 양호한 필림 냉각체를 만드는데 홀 글로깅을 일으키지 않을만큼 충분히 소형이어야 한다. 양호한 실시예의 다-홀 필림 냉각 홀은 약 0.00049cm(2밀스)의 적은 오차를 가진 약(0.0049cm)(20밀스)의 직경을 가지며, 이보다 적은 10밀스의 홀은 글로깅을 일으키므로 피해야 한다. 또, 본 발명에 따라서 필림 냉각 홀은 약 ±1도의 적은 오차를 가진 20도의 경사각을 가지며, 홀 직경의 약 6 1/2 내지 7 1/2정도로 서로 가깝게 이격되어 있고, 홀의 축선으로 인접한 로우는 냉각 필림 주입 포인트의 균일성을 좀더 강화하기 위해서 원둘레로 인접한 홀 사이의 절반 각도만큼 원둘레로 오프셋된다.
본 발명의 양호한 실시예에 따라서, 연소기 라이너는 버클링을 방지하도록 설계된 물결형 벽을 형성하기 위해서 주름 모양으로 될 수 있으며, 특히 가스 터빈 엔진의 연소 섹션내의 외부 버너 라이너와 애프터버너를 가진 항공기 가스 터빈 엔진내의 배기 도관 버너 라이너에 이용될 수 있다.
본 발명은 다-홀 필림 냉각 연소기 라이너를 만들기 위한 저 비용 제작 방법을 제공하며, 여기의 라이너는 얇은 시이트 약 0.00735-0.0196cm(30-80밀스)두께 범위, 도면에 도시한 바와같이 0.0196cm(80밀스)의 외부 라이너와 0.00735cm(30밀스)의 내부 라이너로부터 환형 형상으로 압연된다. 축선으로 연장하는 엣지는 싱글벽 환형 셀을 형성하도록 서로 용접되며, 그 다음 홀은 셀내에 소형(20밀스 정도) 다-홀 필림 냉각 홀로 적어도 하나의 연속 패턴을 형성하기 위해서 컴퓨터 제어 레이저 드릴 장치에 의해 특정 패턴에 따라 레이저 드릴된다. 홀은 20 내지 10도, 적합하게는 20도, 약 ±1도의 오차를 가진 범위이고 서로 상당히 가깝게 이격되어(중심선 사이 약 0.0343cm(140밀스)) 하향각을 가진다.
얇은 물결형 벽 주름과 플랜지를 포함하는 라이너의 최종 형상은 확장 다이를 사용하는 종래 기술에 의해 확장 형성된다. 희석 홀은 최종 환형 형상이 형성되기전, 후에 라이너내에서 드릴 가공되고, 열 장벽 코팅은 냉각 홀이 드릴 가공되어 최종 형상이 형성되기전, 후에 적용될 수 있다.
본 발명에 따라서 만든 연소기 라이너는 종래 덩이 혹은 패널 필림 냉각 연소기 라이너에서 흔히 발견된 급격한 온도 분배를 급격히 감소한다. 이들 급격한 분배의 감소는 열적 후프 스트레스의 연속적 감소와 개선된 저 사이클 피로 수명을 야기한다. 종래 보강 장치 라이너에서 발견된 바와 같은 단순한 물결 형태의 사용은 연소기 라이너에 버클링 저항을 부가하는 저비용 수단을 제공하기 위해서 엔진의 연소 섹션의 외부 라이너뿐만 아니라 보강 장치 라이너에 사용될 수 있다.
본 발명은 또 시이트 금속 실린더가 냉각 패턴을 제공하도록 레이저 드릴 가공되고 간단한 물결 형상은 확장 다이에 의해 셀내에 부과되므로써 제작이 매우 간단한 저 비용 방법을 제공한다.
본 발명에 의해 제공된 다른 특징은 패널덩이 사이의 위치를 억제하는 희석 홀이 있는 종래 라이너와 다른 패널상 어디든지 위치될 수 있고, 물결 형상 설계를 가진 희석 홀이다.
본 발명의 상술한 특징과 다른 특징은 첨부 도면과 연관하여 취해진 아래 설명으로 설명된다.
제1도의 가스 터빈 엔진은 본 발명에 따른 연소 섹션이나 연소기 라이너를 사용하는 애프터버너를 가진 항공기 가스 터빈 엔진의 사시도이다. 제1도를 참조하면, 전형적인 가스 터빈 엔진(10)이 엔진코어(13)와 엔진코어 둘레에 동심형태로 일반적으로 배치된 바이-패스 도관(35)과 일련의 흐름 관계로 있는 팬섹션(12)를 포함하여 도시된다. 엔진코어(13)와 바이-패스 도관(35)부터의 유동은 추력을 생성하는데 사용되어 온 노즐(34)을 가진 배기 섹션(22)으로 배출된다. 스프리터(17)는 팬섹션(12)에서부터 엔진코어(13) 둘레의 바이-패스 도관(35)을 통해, 바이-패스 유동으로 언급되는 공기 유동(27)의 일부분을 바이-패스한다. 코어 공기 유동으로 언급되는 잔류 공기 유동은 압축기(14)에 의해 압축되고 제각기 축선과 원주 방향으로 연장하는 외부 및 내부 연소기 라이너(48,50)을 포함하는 연소 섹션(16)으로 배출된다. 외부 및 내부 연소기 라이너(48,50)는 이들 사이에 환형 연소 유동 통로의 일부분 혹은 연소영역(33)을 형성하기 위하여 서로 서로 반경 방향으로 이격되며, 여기서 코어 유동(25)의 일부는 연료와 혼합되고 합성 혼합물은 연소된다. 연소 섹션은 압축기 방출 흐름의 잔류량과 혼합되는 고온 연소 가스를 생성하고 그 다음 합성 고온 방출물은 압축기 섹션(14)과 팬섹션(12)에 동력을 공급하는 터빈 섹션(20)으로 유동된다.
제1도에 도시한 바와같이, 애프터버너(24)는 터빈 섹션(20)의 하류의 배기 섹션(22)내에 배치되며, 추가 추력을 증대하거나 생성하기 위해서 바이-패스 공기(27) 및 코어 유동(25)에 추가 연료를 연소하기 위해 작동 가능하다. 추력 증대는 전투기에서 이륙, 급상승 및 전투 동안의 짧은 기간 동안 특히 사용된다. 배기 섹션(22)은 환형 케이스(26)와 케이스(26)의 반경 내향으로 있는 환형 애프터버너(26)와 이들 사이의 냉각 플리넘(29)을 포함한다. 애프터버너는 역시 보강 장치로 언급될 수 있다.
외부 및 내부 연소기 라이너(48,50)와 애프터버너(28)는 전반적으로 약간 비슷한 기능을 제공한다. 이들은 고온 연소 가스를 포함하며 충분한 연소를 증진시키기에 적합한 흐름 통로를 제공한다. 가압 공기는 연소 섹션(16)으로 들어오며, 여기서 가압 공기는 연료와 혼합되어 연소된다. 약간의 가스 터빈 엔진에서 1648.9℃(3,000℉) 배출 연소 섹션(16)을 초과할 수 있는 연소의 고온 가스는 터빈 브레이드(46)를 지나서 터빈 섹션(20)의 잔류부분을 통해 유동한다. 이때 고온 가스는 엔진(10)에서 배기 노즐(34)을 통해 고속으로 방출되므로써, 여기에 남아 있는 에너지는 엔진(10)에 의해 추력 발생을 제공한다. 제2도를 참조하면, 연소 섹션(16)의 사시도가 도시되어 있으며 터빈 브레이드(46)에 의해 나타난 터빈 섹션(20)을 가진 에너지와 유체 공급 연결로 외부 연소기 케이싱(130)과 내부 연소 케이싱(132) 사이의 압축기 방출 유동(37)내에 위치된 연소기 조립체(37)를 포함한다. 연소기 조립체(38)는 더 축선이고 원주 방향으로 연장하는 외부 및 내부 연소기 라이너(48,50)를 포함하는데, 이들 제각기 이들 사이에 환형 유동 통로 혹은 연소 영역(33)의 일부를 형성하도록 서로 반경방향으로 이격된다. 외부 라이너(48)과 외부 케이싱(130)은 이들 사이에 외부 연소 통로(160)를 형성하고 내부 라이너(50)와 내부 케이싱(132)는 내부 통로(161)를 형성하는데, 상기 통로는 냉각 압축기 방출 공기를 수용하기 위해 제공된다. 연소기 라이너(48,50)의 상류 단부에 배치된 것은 연소기 조립체(38)의 연소기 돔(31)내의 다수의 구멍(54)내에 장착된 다수의 연료 주입기(52)이다. 이 연소기 조립체(38)와 외부 및 내부 연소기 라이너(48,50)는 엔진의 중앙선 둘레에 원주방향으로 연장하는 양호한 환형 형상을 가지며 연료 주입기(52)의 이중 환형 링을 수용하기 위해 이중 돔형으로 되어 있다. 따라서, 연료 주입기(52)는 환형 연소 유동 통로(33)의 원주 표면을 두루 걸쳐 연료 조립체(38)에 연료/공기 혼합체를 공급하기 위한 다수의 주사 포인트를 제공하기 위해 서로 원주 방향으로 이격된다.
연소기 라이너(48,50)의 상류 단부에는 축선이고 반경 방향으로 연소기 돔(31)을 부착시키고 지지하는 수단이 형성되어 있다. 하류단부(73)는 반경방향 지지체를 제공하고 라이너(48,50)의 열적 성장을 허락하는 간섭 피트(fit) 혹은 다른 종래 지지수단과 같은 반경방향 지지수단을 가진다.
외부 라이너(48)는 외부 라이너(48)에 물결형 벽(63) 단부를 제공하는 축선으로 연장하는 거의 환형 형상으로 된 싱글벽 환형 시이트 혹은 셀(60)을 적당히 포함한다. 외부 라이너(48)는 연소기 영역(33)외측에 상당히 냉각 공기와 접촉하는 차가운 측면(57)과 연소 영역과 직면하는 뜨거운 측면(61)을 가지며, 라이너(48)의 다-홀 필림 냉각체를 제공하기 위한 수단을 포함한다. 제4도에 보다 상세히 도시된, 다-홀 필림 냉각체를 제공하기 위한 수단을 차가운 표면(53)에서 라이너(48)의 뜨거운 표면(61)로 축선을 따라 후방향으로 15°내지 20°범위로 샤프한 하향각 A에서 라이너(48)를 통해 배치된 다수의 매우 가깝게 이격된 필림 냉각 홀(80)을 포함한다. 제작 및 비용면에서, 약 20°의 경사각이 라이너(48)의 표면에 대해서 양호하다는 것을 알 수 있다. 보다 적은 하향각 A는 냉각체를 더욱 개선시킬 수 있으므로, 약 20°내지 15°의 범위의 변경 하향각 A는 연관 비용이 보증된다면 사용될 수 있다. 15도 보다 작은 경사 홀은 라이너 구조를 약화시킨다. 홀은 0.0049cm(0.02인치)의 양호한 직경을 가지며 양 홀 중심사이의 거리가 양호하게 약 0.03675cm(0.15인치) 혹은 홀 직경의 약 6 내지 6 1/2정도 이격된다.
유사하게, 내부 라이너(50)는 라이너의 차가운 표면(49)에서 뜨거운 표면(51)까지 축선을 따라 후방향으로 경사진 다수의 매우 가깝게 이격되어 샤프하게 경사진 필림 냉각 홀(80)을 가지는 싱글벽 환형 시이트 혹은 셀로 구성된다.
싱글벽 환형 연소기 라이너의 제작 방법이 본 발명의 주요 특징이다. 본 발명에 따른 전형적인 연소기 라이너를 제작하는 양호한 방법은 제3a도 내지 제3d도에 도시되어 있다. 외부 연소기 라이너(48)는 양호한 실시예에서 약 0.0196cm(0.08인치)의 두께를 가지는 가는 터빈 연소기의 고온 분위기에서 적합한 얇은 시이트 금속으로 형성된다. 시이트 금속셀(48)은 제3a도에 도시된 바와같이, 시이트 금속(260)을 롤러(240)에 의해 적당히 압연함으로써 환형 시이트로 만들고, 그것의 축선으로 연장하는 엣지(220)는 용접되므로 심(275)이 형성되므로써, 원추형 혹은 실린더형이든지 셀의 환형 형상이 형성된다. 그 다음 제3b도에 도시한 바와같이, 다-홀 필림 냉각(80)은 레이저(280)와 그것의 비임(290)에 의해 도시된 바와같이, 라이너(48)의 뜨거운 측면에서, 외부 라이너(48)의 경우에는 셀의 내측에서 차가운 측면까지 외부 라이너(48)의 환형 셀내로 레이저 드릴 가공된다. 외부 라이너(48)와 애프터버너 라이너(28)의 경우(제5도에 도시함)에서 처럼, 주름 형상 혹은 물결형 벽(60)이 사용되어 진다면, 이때 주름 형상은 제3c도에 도시된 확장 다이를 사용하여 셀 벽내에 확장 형성된다. 셀의 단부중 환형 단면은 라이너에 적합한 플랜지 혹은 다른 장착 수단을 형성하도록 이 공정으로 역시 형성된다.
희석 공기는 내부 및 외부 라이너(48,50)의 각각에 배치된 원주방향으로 서로 이격된 다수의 희석 구멍(78)에 의해 주입된다. 각 구멍(78)은 다-홀 냉각 홀(80)중 하나의 단면적 보다 큰 단면적을 가지며 대개 다-홀 냉각 홀(80)이 수보다 훨씬 적다. 다-홀 냉각 홀(80)보다 적은 희석 구멍(78)은 연소기 조립체(38)내로 추가 공기를 수용하는 역할을 한다. 이 추가 공기는 주입기(52)에서부터 공기/연료 혼합기와 혼합되고, 어느정도, 약간의 추가 연소를 증진시킨다.
제4도를 참조하면, 라이너 두께(T), 다-홀 필림 냉각 홀 이격 거리(S)(냉각 홀 중심선 사이의 거리), 필림 냉각 홀 길이(L) 및 직경(D)와 냉각 홀(80)의 냉각 홀 각(A)은 사용되어지는 특정 엔진의 지속성을 충족시키도록 냉각 흐름 조건에 의존한다. 적당하게, 연소기 라이너는 라이너내에 열가중을 좀더 감소시키기 위해 그들의 열 측면상에 열 장벽 코팅을 한다. 냉각 홀(80)은 레이저 드릴 가공된 홀이다. 전형적으로, 연소기 라이너 벽 두께(T)는 기계적인 가중 조건을 충족시키고 적어도 1.0, 이 보다 길게, 길이 대 직경비(L/D)를 적당히 만들기 위해서 냉각 홀(80)을 통해 냉각 흐름을 허용하는 크기로 되어 있다. 최소 L/D가 냉각 홀(80)내의 내부 냉각 홀 표면(81)을 따라 대류적인 냉각을 최대로 하고 양호한 필림을 형성하는데 요구된다. 냉각 홀은 인접한 냉각 홀(80)의 중심선(C)사이 약 냉각 홀의 직경의 7배 정도 이격되어야 한다.
레이저 드릴 가공의 과정은 연소기 라이너의 뜨거운 측면(61)에서 차가운 측면(57)로 홀을 적당히 드릴 가공하는 것이며, 외부 라이너(48)와 애프터 라이너(28)에 대해서는 셀의 내측에서 밖으로 드릴 가공되므로써, 냉각 홀 입구보다 더 넓은 나팔모양의 출구를 가지는 확산 냉각 홀이 만들어진다. 나팔모양의 출구는 냉각 홀(80)을 통해 냉각 흐름의 확산을 제공함으로써, 냉각 홀(80)을 통할 필요가 있는 냉각 흐름의 양과 압력과 이런 냉각 수단과 연관된 엔진 성능 손실을 감소하는 필림 냉각 효율을 증진시킨다.
제2도에 도시한 주름 형상(60)과 같은 버클링 저항 수단을 제공하는 것은 외부 라이너(48)와 애프터버너 라이너(28)의 경우에 특히 적합하다. 내향 압력 가중에 의한 외부 라이너(48)의 버클링은 주로 설계상 고려해야 할 사항이다. 소형 및 중간 직경의 짧은 길이 연소기는 충분한 버클링 마진을 제공하기 위해 연소기 돔(31) 및 고정자 밀봉에 의해 제공된 라이너의 주름 형상과 단부 지지체와 관련하여 상당히 두꺼운 라이너가 단지 요구된다. 이 마진은 그 부분에 곡률율을 증가시키도록 라이너내의 충분한 축방향 곡선을 사용함으로서 증가시킬 수 있다. 연소 섹션(16)내의 라이너와 애프터버너 라이너(28)와 같은 긴 연소기 라이너 같은 약 7.35cm(30인치) 직경 혹은 그보다 큰 직경을 가지는 매우 큰 연소기 라이너는 버클링을 방지하기 위해 추가로 부품을 요구할 수 있다. 본 발명은 라이너 편향을 억제하는 버클링을 막도록 외부 라이너(48) 및 애프터버너 라이너(28)의 주름 형상(60)을 제공한다.
주름 형상(60)의 물결형 설계에 의해 부과된 버클링 저항은 보강 장치 라이너내에 사용된 것과 유사하고 물결형에 의해 역작용이 발생하지 않는 라이너 필름 효율을 제공하도록 설계해야 한다. 얇은 사인파 형상이 양호하다는 것을 알 수 있다. 이런 얇은 물결형 벽 혹은 주름진 라이너의 예는 0.0196cm(0.08인치)의 뜨거운 표면(51)을 따라 깊이를 정상에 이르게 하는 통(trough)과 약 0.2205cm(0.9인치)의 길이를 정상에 이르게 하는 정상부(crest)를 가진 7.35cm(30인치) 직경의 연소 섹션 외부 라이너를 제공하는 양호한 실시예가 도시되어 있다. 이런 주름 형상은 냉각 필림의 정교함을 유지하고 충분한 버클링 저항을 제공하는데 매우 효과적이라는 것을 알 수 있다.
연소기에 적합한 시이트 금속 재료는 잘 알려져 있으며 하스텔로이 X, HS188 및 HA230과 같은 합금을 포함한다. 또한, 사용에 적합한 것은 시이트 금속 라이너에는 적합하지 않지만 맨드렐상의 환형 형상을 경제적으로 형성시킬 수 있는 급 고체화 플라스마 침전(RSPD)과 연결하여 사용되는 Rene'80이다. 시이트 금속 재료를 사용하면 라이너 그 자체는 적당한 크기로 시이트를 압연하든지 혹은 스피닝(spinning)에 의해 혹은 용접한 다음 소정 형상으로 스피닝 함으로써 만들 수 있다. 이런 라이너 형상은 제작 공정에서 레이저 드릴 가공시키고 시이트 금속을 잡아늘리고 열 장벽 보호 상태로 코팅시키기 때문에, 비용이 적게든다.
본 발명의 양호한 실시예에 따른 연소기 라이너를 제작하는 방법은 매우 저가의 연소기 라이너를 제공한다.
제3a도 내지 제3c도를 참조하면, 시이트 금속 적층으로부터 먼저 실린더가 적당한 압연에 의해 만들어진다. 그리고 싱글 축선 용접은 실린더 단부가 서로 접촉하도록 압연된 시이트 금속의 축방향으로 연장하는 단부를 따라 된다. 그 다음 실린더는 고정되고 다-홀 필림 냉각 홀(80)은 실린더내에서 레이저 드릴 가공으로 만들어진다. 보통 7.35cm(30인치)의 직경을 가지는 연소 섹션(16)에 적합한 외부 라이너(48)는 보통 20,000홀 이상을 가지고 있다. 그 다음 드릴 가공된 연소기 라이너는 물결형으로 형성된 다이의 셋트상에서 확장된다.
본 발명에 의해 발명된 레이저 드릴 가공 단계는 라이너 셀이 원주방향으로 회전할때 만들어질 각 홀을 관통시키는 다수의 연속 드릴 공정으로 "온 더 플라이(on the fly)" 레이저 드릴 공정이라 흔히 언급된다. 20°의 적당한 하향각으로 얇은 경사진 필림 냉각 홀을 드릴 가공하기 위해서, 약 6 내지 10연속 레이저 펄스(진동)는 홀마다 요구된다. 이 방법에는 각 축선 위치를 따라 원주방향 홀이 연속적으로 드릴 가공되도록 회전가능한 셀이 제공된다. 이 방법을 사용함으로써, 셀은 홀이 마무리 되기전에 6 내지 10회 회전하기 때문에 연속 펄스 사이에 냉각을 시키므로 보다 적은 층 변경을 가지는 보다 좋은 홀을 만들고 열적 비틀림에 의한 라운드니스 혹은 라이너를 충분히 만들 수 있다.
현재로 홀마다 10펄스는 홀의 질과 비용(레이저 드릴 장비 마모를 포함)면에서 적절하다고 생각된다. 펄스의 적합한 수는 6펄스로 재료를 관통해 홀이 만들어 질 수 있게 하고, 그 다음 4펄스는 크기에 알맞도록 리이버로 깎는데 사용된다. 7.35cm(30인치)의 직경 0.0196cm(80밀스) 두께의 라이너를 만들기 위해 홀마다 6 내지 16초와 라이너마다 30 내지 40시간이 연소 섹션 연소기 라이너를 만드는데 요구된다고 판정되어 있다. 분명히 이들 매개변수는 주어진 연소기 라이너 설계의 특정 요구에 따라 변화될 것이며, 단지 설명의 목적으로 제공된다. 필림 냉각 홀의 직경의 양호는 오차는 ±0.00049cm(±2밀스)이고 냉각 홀의 경사각 A의 양호한 오차는 ±0.000245cm(±1밀스) 정도이다.
레이저 드릴 공정이 홀의 주위에 취약한 변형부를 많이 형성하고 홀내의 마이크로크랙을 일으키게 된다면, 아래의 단계를 사용하는 것이 유용하다. 레이저 드릴 공정후 약간의 인-보어 변형층을 따라 엣지 변형을 제거하도록 AWAG(air water assisteel grit blast)를 사용한다. 실제로, 홀 축선상의 AWAG는 표면에 정상적으로 쓴 AWAG보다 더 양호하다. AWAG를 가진 약간의 부수 문제점은 홀 유동이 상당히 증가되고 변화되며, 그러므로 AWAG사용은 필림 냉각 홀보다 적은, 예를들면, 0.00441cm(18밀스) 혹은 최종적으로 적합한 0.0049cm(20밀스)홀에 레이저 드릴 가공을 요구할 수 있다.
본 발명의 양호한 실시예는 이들 원리를 설명하기 위해서 기재되어 있다. 본 발명의 범주에 벗어나지 않은 다양한 변경과 수정이 양호한 실시예에서부터 일어날 수 있음을 밝혀둔다.

Claims (17)

  1. 소형이고 가깝게 이격되어 샤프하게 아래로 경사진 필림 냉각 홀의 적어도 한 패턴을 가지는 싱글벽 셀을 포함하는 것을 특징으로 하는 뜨거운 측면과 차가운 측면을 가진 가스 터빈 연소기 라이너.
  2. 제1항에 있어서, 상기 셀의 한 부분은 얇은 물결형 벽 단면을 형성하기 위해 주름 형상인 것을 특징으로 하는 가스 터빈 연소기 라이너.
  3. 제1항에 있어서, 상기 필림 냉각 홀은 라이너의 차가운 표면에서 뜨거운 표면으로 경사진 하향각을 갖는데, 상기 하향각은 약 20도의 제1양호한 값을 가지는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 연소기 라이너.
  4. 제1항에 있어서, 상기 필림 냉각 홀은 라이너의 차가운 표면에서 뜨거운 표면으로 경사진 하향각을 갖는데, 상기 하향각은 약 15도의 제2양호한 값을 가지는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 연소기 라이너.
  5. 제1항에 있어서, 상기 필림 냉각 홀은 라이너의 차가운 표면에서 뜨거운 표면으로 경사진 하향각을 갖는데, 상기 하향각은 약 10도 내지 20도의 양호한 범위의 값을 가지는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 연소기 라이너.
  6. 얇은 물결형 벽 단면을 형성하기 위해 주름형상진 셀의 한부분 가지는 싱글벽 시이트 금속 셀과, 상기 셀을 통해 배치된 소형이고 가깝게 이격되어 샤프하게 아래로 경사진 필림 냉각 홀의 적어도 한 패턴을 포함하는 것을 특징으로 하는 뜨거운 측면과 차가운 측면을 가지는 애프터 버닝 가스 터빈 엔진 배기 섹션 연소기 라이너.
  7. 제6항에 있어서, 상기 필림 냉각 홀은 라이너의 차가운 표면에서 뜨거운 표면으로 경사진 하향각을 갖는데, 상기 하향각은 약 20도의 제1양호한 값을 가지는 것을 특징으로 하는 애프터 버닝 가스 터빈 엔진 배기 섹션 연소기 라이너.
  8. 제6항에 있어서, 상기 필림 냉각 홀은 라이너의 차가운 표면에서 뜨거운 표면으로 경사진 하향각을 갖는데, 상기 하향각은 약 15도의 제2양호한 값을 가지는 것을 특징으로 하는 애프터 버닝 가스 터빈 엔진 배기 섹션 연소기 라이너.
  9. 제6항에 있어서, 상기 필림 냉각 홀은 라이너의 차가운 표면에서 뜨거운 표면으로 경사진 하향각을 갖는데, 상기 하향각은 약 10도 내지 20도의 양호한 범위의 값을 가지는 것을 특징으로 하는 애프터 버닝 가스 터빈 엔진 배기 섹션 연소기 라이너.
  10. 외부 케이싱과, 외부 케이싱의 내향으로 배치되는 소형이고 가깝게 이격되어 샤프하게 아래로 경사진 필림 냉각 홀의 적어도 한 패턴을 가지는 싱글벽 시이트 금속 외부 라이너와, 외부 라이너의 내향으로 배치되고 소형이고 가깝게 이격되어 샤프하게 아래로 경사진 필림 냉각 홀의 적어도 한 패턴을 가지는 싱글벽 시이트 금속 내부 라이너를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 연소 섹션.
  11. 제10항에 있어서, 상기 외부 라이너의 적어도 한 부분의 얇은 물결형 단면을 형성하기 위해 주름 형상인 것을 특징으로 하는 가스 터빈 연소 섹션.
  12. 제11항에 있어서, 상기 필림 냉각 홀은 라이너의 차가운 표면에서 뜨거운 표면으로 경사진 하향각을 갖는데, 상기 하향각은 약 20도의 제1양호한 값을 가지는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 연소 섹션.
  13. 제12항에 있어서, 상기 필림 냉각 홀은 라이너의 차가운 표면에서 뜨거운 표면으로 경사진 하향각을 갖는데, 상기 하향각은 약 15도의 제2양호한 값을 가지는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 연소 섹션.
  14. 제12항에 있어서, 상기 필림 냉각 홀은 라이너의 차가운 표면에서 뜨거운 표면으로 경사진 하향각을 갖는데, 상기 하향각은 약 10도 내지 20도의 양호한 범위의 값을 가지는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 연소 섹션.
  15. 얇은 시이트 금속으로부터 가스 터빈 연소기의 뜨거운 분위기에 적합한 환형 라이너 셀은 형성하는 공정과, 환형 셀내로 소형이고 가깝게 이격되어 샤프하게 아래로 경사진 필림 냉각 홀의 적어도 한 패턴을 셀의 뜨거운 측면에서부터 차가운 측면으로 레이저 드릴 가공하는 공정을 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 연소기 제조방법.
  16. 제15항에 있어서, 셀내에 얇은 주름 형상을 만들기 위해 상기 셀을 확장형성하는 공정도 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 연소기 제조방법.
  17. 제15항에 있어서, 얇은 주름 형상과 셀의 단부에 장착 수단을 형상하도록 셀의 확장 형상하는 공정도 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 연소기 제조방법.
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