JP2017020778A - 航空エンジン燃焼器用のシールされた円錐フラットドーム - Google Patents

Abstract

【課題】空気−燃料混合気を均一に分布させ且つ最適に燃焼させることが可能なガスタービンエンジン用の燃焼器を提供すること。【解決手段】軸方向（Ａ）を定めるガスタービンエンジンのための燃焼器組立体が提供される。燃焼器組立体は一般に、ライナ、環状ドーム、及びデフレクタプレートを含む。ライナは、燃焼室を少なくとも部分的に定める。環状ドームは、第１のキャビティを定め、複数のインピンジメント孔を有し、デフレクタプレートは、円錐面及び平坦面を定め、デフレクタプレートを通って複数の冷却孔が定められる。環状ドーム及びデフレクタプレートが共に位置付けられて、第２のキャビティを定め、該第２のキャビティが、複数のインピンジメント孔を通って第１のキャビティと流体連通している。加えて、第２のキャビティは、複数の冷却孔を通って燃焼室と流体連通している。【選択図】 図１

Description

本発明の主題は、全体的に、ガスタービンエンジンに関し、より詳細には、ガスタービンエンジン用の燃焼器組立体に関する。

ガスタービンエンジンは一般に、互いに流れ連通して配置されたファン及びコアを含む。更に、ガスタービンエンジンのコアは、一般に、直列流れ順に、圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクション、及び排気セクションを含む。作動時には、空気は、ファンから圧縮機セクションの入口に提供され、ここで空気が燃焼セクションに達するまで１又はそれ以上の軸流圧縮機が空気を漸次的に圧縮する。燃料が圧縮空気と混合されて燃焼セクション内で燃焼し、燃焼ガスを発生する。燃焼ガスは、燃焼セクションからタービンセクションに送られる。タービンセクションを通る燃焼ガスの流れは、タービンセクションを駆動し、次いで排気セクションに送られる。

ガスタービンエンジンの燃焼セクションは、極めて高い作動温度に耐える必要がある。例えば、燃焼器内の点火した空気／燃料混合気は、約３５００°Ｆ（約１９３０°Ｃ）を超える温度に達する可能性がある。これら高温に起因して、通常は、他の燃焼器構成要素を点火した空気／燃料混合気から保護するために各空気／燃料混合気の周りに熱シールド（例えば、デフレクタプレート）が設置される。デフレクタプレートは、好ましくは、ガスタービンエンジンの燃焼器環境で熱シールドとして用いるのに特に好適な機械的及び環境特性により特徴付けられる様々な材料で製造することができる。

より一般的には、ガスタービンエンジンの構造的構成要素としては、セラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）材料のような従来には無かった高温材料が使用される。例えば、ＣＭＣ材料が比較的過酷な温度に耐える能力を有することを考慮すると、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。より詳細には、ガスタービンエンジンの１又はそれ以上の熱シールドは、通常はＣＭＣ材料で形成されている。加えて、又は代替として、燃焼器構成要素は、高温環境における耐久性の向上を確保するために、熱障壁コーティングが施される場合がある。

高温材料が進展した場合でも、燃焼炎に最も近接した燃焼器構成要素には、依然として早期劣化の危険性がある。エンジン性能及び効率の向上のためには、燃焼室における燃焼が均一で変化しないものであるのが望ましい。この点に関して、燃焼室の構成要素は、噴射燃料が圧縮空気と適切に混合されて最適な空燃比が得られ、空気−燃料混合気全体が燃焼室内で均一に分布し、混合気の完全燃焼が達成されるように、十分に留意して設計される。特に、改善された燃料分布によりエンジン効率が向上するが、このことはまた燃焼器のドーム部分に近接して燃焼火炎が残る場合があり、これによりこのドーム部分が望ましいレベルを超えて加熱される可能性がある。

従って、空気−燃料混合気を均一に分布させ且つ最適に燃焼させることが可能なガスタービンエンジン用の燃焼器が有用となる。加えて、燃焼器の構成要素が許容できない温度に晒されないことが確保されながら燃焼器における流れの安定性を向上させ、すなわち、エンジンの作動能力及び耐久性を向上させた燃焼器が特に有利であろう。

米国特許第８，２８１，５９７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、又はこの説明から明らかにすることができ、或いは本発明を実施することにより理解することができる。

本開示の１つの例示的な実施形態において、軸方向（Ａ）を定めるガスタービンエンジンのための燃焼器組立体が提供される。燃焼器組立体は一般に、ライナ、環状ドーム、及びデフレクタプレートを含む。ライナは、燃焼室を少なくとも部分的に定める。環状ドームは、第１のキャビティを定め、複数のインピンジメント孔を有し、デフレクタプレートは、円錐面及び平坦面を定め、デフレクタプレートを通って複数の冷却孔が定められる。環状ドーム及びデフレクタプレートが共に位置付けられて、第２のキャビティを定め、該第２のキャビティが、複数のインピンジメント孔を通って第１のキャビティと流体連通している。加えて、第２のキャビティは、複数の冷却孔を通って燃焼室と流体連通している。

本開示の別の例示的な実施形態において、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、軸方向（Ａ）を定め、一般に、圧縮機セクション、タービンセクション、及び燃焼器組立体を含む。タービンセクションは、シャフトを通って圧縮機セクションに機械的に結合され、燃焼器組立体は、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る。燃焼器組立体は、長手方向軸線を有し、一般に、ライナ、環状ドーム、及びデフレクタプレートを含む。ライナは、燃焼室を少なくとも部分的に定める。環状ドームは、第１のキャビティを定め、複数のインピンジメント孔を有し、デフレクタプレートは、円錐面、平坦面、及び複数の複数の冷却孔を含む。環状ドーム及びデフレクタプレートが第２のキャビティを定め、第２のキャビティが、複数のインピンジメント孔を通って第１のキャビティと流体連通している。加えて、第２のキャビティが、複数の冷却孔を通って燃焼室と流体連通している。

本発明のこれら及び他の特徴、態様、並びに利点は、以下の説明及び添付の請求項を参照するとより理解できるであろう。本明細書に組み込まれ且つその一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を例証しており、本明細書と共に本発明の原理を説明する役割を果たす。

添付図を参照した本明細書において、当業者に対してなしたその最良の形態を含む本発明の完全且つ有効な開示を説明する。

本発明の主題の種々の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。 図１に示すガスタービンエンジン内で使用するのに好適な燃焼器の１つの実施形態の概略断面図。 図２の例示的な燃焼器組立体の概略断面図。 図３の例示的な燃焼器における外側環状ドームの拡大断面図。 図３の例示的な燃焼器組立体の拡大斜視断面図。 ドーム及びデフレクタプレートにおけるインピンジメント冷却孔の詳細を示した、図２の例示的な燃焼器の外側環状ドームの概略断面図。 １つの実施形態による、スプラインシールの周りに流路を提供するため、デフレクタプレートに配置された空気抽気システムの概略断面図。 本開示の種々の実施形態による空気抽気システムを有するデフレクタプレートの斜視図。

ここで、その１つ又はそれ以上の実施例が添付図面に例示されている本発明の実施形態について詳細に説明する。詳細な説明では、図面中の特徴部を示すために参照符号及び文字表示を使用している。本発明の同様の又は類似の要素を示すために、図面及び説明において同様の又は類似の記号表示を使用している。本明細書で使用される用語「第１」、「第２」、及び「第３」は、ある構成要素を別の構成要素と区別するために同義的に用いることができ、個々の構成要素の位置又は重要性を意味することを意図したものではない。用語「上流」及び「下流」は、流体通路における流体流れに対する相対的方向を指す。例えば、「上流」は、流体がそこから流れる方向を指し、「下流」は流体がそこに向けて流れ込む方向を指す。加えて、本明細書で使用される用語「流体」は、限定ではないが、ガス及び空気を含む、流動するあらゆる材料又は媒体を含む。

次に、幾つかの図全体を通して様々な参照符号が同様の要素を表す図面を参照すると、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。より詳細には、図１の実施形態において、ガスタービンエンジンは、「ターボファンエンジン１０」と本明細書で呼ばれる高バイパスターボファンジェットエンジン１０である。図１に示すように、ターボファンエンジン１０は、軸方向Ａ（参照として提供される長手方向軸線１２に並行に延びる）と半径方向Ｒを定める。一般に、ターボファン１０は、ファンセクション１４と、該ファンセクション１４から下流側に配置あれるコアタービンエンジン１６とを含む。

図示の例示的なコアタービンエンジン１６は、一般に、環状入口２０を定め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を含む燃焼セクションと、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、を収容する。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。

図示の実施形態において、ファンセクション１４は、ディスク４２に離間した状態で結合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。図示のように、ファンブレード４０は、半径方向Ｒにほぼ沿ってディスク４２から外向きに延びる。ファンブレード４０のピッチを一体となって全体的に変更するよう構成された好適な作動部材４４にファンブレード４０が動作可能に結合されたことで、各ファンブレード４０は、ディスク４２に対してピッチ軸の周りに回転可能である。ファンブレード４０、ディスク４２、及び作動部材４４は、出力ギアボックス４６にわたってＬＰシャフト３６により長手方向軸線１２の周りで共に回転可能である。出力ギアボックス４６は、ＬＰシャフト３６の回転速度をより効率的なファン回転速度まで漸減するための複数のギアを含む。

図１の例示的な実施形態を更に参照すると、ディスク４２は、複数のファンブレード４０を通る空気流を増進させるように空力的な輪郭形成された回転可能フロントナセル４８によって覆われる。加えて、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の少なくとも一部を円周方向に囲む環状ファンケーシング又は外側ナセル５０を含む。ナセル５０は、複数の円周方向に離間して配置され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ように構成することができる点は理解されたい。更に、ナセル５０の下流側セクション５４は、コアタービンエンジン１６の外側部分の上に延びて、これらの間にバイパス空気流通路５６を定めるようにすることができる。

ターボファンエンジン１０の作動中、所定容積の空気５８が、ナセル５０及び／又はファンセクション１４の関連する入口を通ってターボファン１０に流入する。所定容積の空気５８がファンブレード４０を通過すると、矢印６２で示される空気５８の第１の部分は、バイパス空気流通路５６内に配向又は送られ、矢印６４で示される空気５８の第２の部分は、ＬＰ圧縮機２２内に配向又は送られる。空気の第１の部分６２と空気の第２の部分６４の比は、一般にバイパス比として知られる。空気の第２の部分６４は、高圧（ＨＰ）圧縮機２４を通って燃焼器セクション１６内に送られるときにその圧力が増大し、ここで燃料と混合されて燃焼し、燃焼ガス６６を発生する。

燃焼ガス６６は、ＨＰタービン２８を通って送られ、ここで、外側ケーシング１８に結合されたＨＰタービンステータベーン６８とＨＰシャフト又はスプール３４に結合されたＨＰタービンロータブレード７０との連続する段を介して燃焼ガス６６から熱及び／又は運動エネルギーが抽出され、このようにしてＨＰシャフト又はスプール３４が回転を生じて、これによりＨＰ圧縮機２４の作動が維持される。次いで、燃焼ガス６６は、ＬＰタービン３０を通って送られ、ここで、外側ケーシング１８に結合されたＬＰタービンステータベーン７２とＬＰシャフト又はスプール３６に結合されたＬＰタービンロータブレード７４との連続する段を介して燃焼ガス６６から熱及び運動エネルギーの第２の部分が抽出され、このようにしてＬＰシャフト又はスプール３６が回転を生じて、これによりＬＰ圧縮機２２の作動及び／又はファン３８の回転が維持される。

燃焼ガス６６は、その後、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を通って送られて、推進力を提供する。同時に、空気の第１の部分６２の圧力は、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バイパス空気流通路５６を通って送られるときに実質的に増大し、これもまた推進力を提供する。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、燃焼ガス６６をコアタービンエンジン１６を通って送るための高温ガス経路７８を少なくとも部分的に定める。

しかしながら、図１に示した例示的なターボファンエンジン１０は例証に過ぎず、他の例示的な実施形態では、ターボファンエンジン１０は、他のあらゆる好適な構成を有することができることを理解されたい。実際に、本開示の実施形態は、多くの他のタイプのガスエンジンで利用できることは、当業者であれば理解されるであろう。

ここで図２を参照すると、本発明の主題の態様による、上述のガスタービンエンジン１０内で使用するのに好適な燃焼器２６の１つの実施形態の概略断面図が例示されている。例示的な実施形態において、燃焼器２６は、単一アニュラ型燃焼器である。しかしながら、燃焼器は、限定ではないが、二重アニュラ型燃焼器又は缶アニュラ型燃焼器を含む、他の何れかの燃焼器とすることができることは、当業者であれば理解されるであろう。

図２に示すように、燃焼器２６は、外側燃焼器ケーシング１０６と内側燃焼器ケーシング１０８との間に配置される外側ライナ１０２及び内側ライナ１０４を含む。外側ライナ１０２及び内側ライナ１０４は、互いに対して半径方向に離間して配置され、これらの間に燃焼室１０が定められるようにする。外側ライナ１０２及び外側ケーシング１０６は、これらの間に外側通路１１２を形成し、内側ライナ１０４及び内側ケーシング１０８は、これらの間に内側通路１１４を形成する。燃焼器２６はまた、図２に示すように、燃焼器２６の前端から後端まで延びる長手方向軸線１１６を含む。

燃焼器２６はまた、燃焼室１１０の上流側に装着され、外側及び内側ライナ１０２，１０４の前端に結合されるように構成された環状ドーム１２０を備えた燃焼器組立体１１８を含むことができる。より詳細には、燃焼器組立体１１８は、内側ライナ１０４の前端に取り付けられる内側環状ドーム１２２と、外側ライナ１０２の前端に取り付けられる外側環状ドーム１２４とを含む。

図２に示すように、燃焼器２６は、高圧圧縮機２４の吐出出口から加圧圧縮機吐出空気１２６の環状ストリームを受け取るように構成することができる。圧縮空気を配向するのを助けるために、環状ドーム１２０は更に、内側カウル１２８及び外側カウル１３０を含むことができ、これらは、内側ライナ１０４及び外側ライナ１０２それぞれの上流側端部に結合することができる。この点に関して、内側カウル１２８と外側カウル１３０との間に形成される環状開口１３２により、圧縮流体を矢印１３４で全体的に示される方向で拡散開口を通じて燃焼器２６に流入させることが可能となる。圧縮空気は、環状ドーム１２０によって少なくとも部分的に定められる第１のキャビティ１３６に流入することができる。以下でより詳細に議論するように、第１のキャビティ１３６における圧縮空気の一部は、燃焼に用いることができ、別の部分は、燃焼器２６の冷却に用いることができる。

第１のキャビティ１３６及び燃焼室１１０内に空気を配向することに加えて、内側及び外側カウル１２８，１３０は、圧縮空気の一部を燃焼室１１０の外側周囲に配向して、ライナ１０２，１０４の冷却を促進することができる。例えば、図２に示すように、圧縮機吐出空気１２６の一部は、矢印１３８及び１４０で示されるように、燃焼室１１０の周囲を流れて、冷却空気を外側通路１１２及び内側通路１１４に提供することができる。

特定の例示的な実施形態において、内側ドーム１２２は、単一の環状構成要素として一体的に形成することができ、同様に、外側ドーム１２４もまた、単一の環状構成要素として一体的に形成することができる。しかしながら、他の例示的な実施形態において、内側ドーム１２２及び外側ドーム１２４は、代替として、あらゆる好適な方式で接合される１又はそれ以上の構成要素により形成することができる点は理解されたい。例えば、外側ドーム１２４に関連して、特定の例示的な実施形態において、外側カウル１３０は、外側ドーム１２４とは別個に形成され、例えば、溶接プロセス又は機械的ファスナーを用いて外側ドーム１２４の前端に取り付けることができる。加えて、又は代替として、内側ドーム１２２は、同様の構成を有することができる。

燃焼器組立体１１８は更に、外側環状ドーム１２４と内側ドーム１２２との間に円周方向に沿って離間して配置された複数の混合器組立体１４２を含む。この点に関して、円周方向に離間して配置された複数の曲線輪郭カップ１４４を環状ドーム１２０に形成することができ、各カップ１４４は、空気／燃料混合気を燃焼室１１０に取り込むために混合気組立体１４２が装着される開口を定める。特に、圧縮空気は、圧縮機セクション２６から混合気組立体１４２の１又はそれ以上に又は混合気組立体１４２を通じて配向され、燃焼室１１０の上流側端部において燃焼を維持することができる。

燃料は、燃料分配システム（図示せず）によって燃焼器２６に移送され、ここで燃料ノズルから高度に霧化されたスプレー状態でバーナーの前端に導入される。例示的な実施形態において、各混合気組立体１４２は、燃料噴射装置１４６（簡単にするために詳細は省略）を受けるための開口を定めることができる。燃料噴射装置１４６は、軸方向（すなわち、長手方向軸線１１６に沿って）並びに略半径方向に燃料を噴射することができ、ここで燃料は、流入する圧縮空気と共に旋回させることができる。従って、各混合気組立体１４２は、圧縮空気を環状開口１３２から受け取り、燃料を対応する燃料噴射装置１４６から受け取る。燃料及び加圧空気は、旋回されて、混合気組立体１４２により共に混合され、結果として得られる燃料／空気混合気が、燃焼のため燃焼室１１０に吐出される。

燃焼器２６は更に、燃料−空気混合気を点火するのに好適な点火組立体（例えば、外側ライナ１０２を貫通して延びる１又はそれ以上の点火装置）を含むことができる。しかしながら、燃料噴射装置及び点火組立体の詳細は、簡単にするために図２では省略されている。点火時には、結果として生じる燃焼ガスは、略軸方向（長手方向軸線１１６に沿って）で燃焼室１１０を通ってターボファンエンジン１０のタービンセクション内を通って流れることができ、ここで、タービンステータベーン及びタービンロータブレードの連続する段を介して熱及び／又は運動エネルギーの一部が燃焼ガスから取り出される。より具体的には、燃焼ガスは、環状の第１段タービンノズル１４８に流入することができる。一般的に理解されるように、ノズル１４８は、円周方向に離間した複数の半径方向に延びるノズルベーン１５０を含む環状流れチャンネルによって定めることができ、該ノズルベーン１５０は、ガスを転回させて、角度を付けて流動させ、ガスがＨＰタービン２８（図１）の第１段タービンブレード（図示せず）に衝突するようにする。

ここで図３〜６を参照すると、１つの実施形態による燃焼器セクション２６の拡大断面図が提供される。例えば、図３に示すように、複数の混合気組立体１４２が、ガスタービンエンジン１０の周りで環状ドーム１２０内に円周方向に配置される。燃料噴射装置（図示せず）は、各混合器組立体１４２に配置され、燃料を提供し、燃焼プロセスを維持する。各ドームは、熱シールド、例えば、デフレクタプレート１６０を有し、エンジン作動中に燃焼室１１０において発生する極めて高い温度から環状ドーム１２０を断熱する。内側及び外側環状ドーム１２２，１２４及びデフレクタプレート１６０は、混合器組立体１４２を受けるための複数の開口（例えば、曲線輪郭カップ１４４）を定めることができる。図示のように、１つの実施形態において、複数の開口は円形である。

圧縮空気（例えば、１２６）は、環状開口１３２に流入し、ここで空気１２６の一部は、燃焼用に燃料と混合するのに使用されることになり、別の部分は、ドームデフレクタプレート１６０を冷却するのに使用されることになる。燃料噴射装置組立体１４６は、明確にするために省略されているが、圧縮空気は、噴射装置の周りで混合ベーンを通って混合気組立体１４２の外周周りに流れることができ、ここで圧縮空気が燃料と混合されて燃焼室１１０に配向される。空気の別の部分は、環状ドーム１２０と内側及び外側カウル１２８，１３０によって定められるキャビティ１３６に流入する。図４〜６に関して以下でより詳細に議論するように、キャビティ１３６における圧縮空気は、少なくとも一部では、環状ドーム１２０及びデフレクタプレート１６０を冷却するのに使用される。

例えば、図４は、キャビティ１３６を定める上側環状ドーム１２４の拡大断面図を示す。残りの議論は、単一のキャビティ１３６に関連しているが、一部の実施形態では、燃焼器の各断面は２又はそれ以上のキャビティを含むことができることは、当業者には理解されるであろう。理解できるように、キャビティ１３６は、外側カウル１３０とドーム１２４との間に定められ、一連のファスナー（例えば、ファスナー１６２）により外側ライナ１０２に接続することができる。図示のファスナー１６２はボルトであるが、本開示の実施形態は、スクリュー、ボルト、リベット、ピン、その他を含む、要素を共に接続するための何れかの好適な手段を用いることができる。

各混合気組立体１４２は、それぞれの曲線輪郭カップ１４４に配置され、環状ドーム１２０に取り付けることができる。デフレクタプレート１６０は、混合気組立体１４２から外側ライナ１０２に延び、円錐面１６４及び平坦面１６６を有するような形状にされる。例示の実施形態において、デフレクタプレート１６０は、外側ライナに向かって外向きに角度が付けられるまで、軸方向（すなわち、長手方向中心線１１６に沿って）で燃焼室１１０の後端に向かって短距離を延びるように曲線輪郭に形成される。

本明細書で円錐面１６４と呼ばれるデフレクタプレート１６０の角度付き部分は、長手方向中心線１１６に対して定めることができる。円錐面１６４は、各曲線輪郭カップ１４４の外周周りに一定の角度を有し、表面が完全な円錐となるようにすることができる。対照的に、円錐面１６４の角度は、曲線輪郭カップ１４４の外周周りに変化してもよい。実際に、円錐面１６４の角度は、環状燃焼器２６の周りで各曲線輪郭カップ１４４に対して変えることができる。例えば、図５に示すように、円錐面の半径方向内側及び外側部分における角度は約４５度であり、曲線輪郭カップ１４４の半径方向中間点での円錐角は２５度である。しかしながら、これらの角度は、燃焼器２６の性能を向上させるために変えることができる。例えば、外側表面の半径方向内側及び外側部分における円錐角は、燃焼器２６の用途及び構成に応じて、１５度〜７５度の間で変わることができる。加えて、円錐面の半径方向中間点の角度は、隣接する燃料噴射装置１４６及び混合気組立体１４２の間隔に応じて、２５度より大きいか又は小さくすることができる（例えば、約１５度〜約４０度）。従って、各曲線輪郭カップ１４４の円錐面１６４の外周は、長手方向中心線１１６に対して一定の角度を有することができる。或いは、円錐面１６４の角度は、曲線輪郭カップ１４４の外周周りで変えることができ、各曲線輪郭カップ１４４の円錐面１６４は、燃焼器２６の周りの他の曲線輪郭カップ１４４とは異なることができる。

次いで、デフレクタプレート１６０は、円錐面１６４から略半径方向（すなわち、長手方向中心線１１６に垂直）で外側ライナ１０２に向けて延びる。この部分は、デフレクタプレート１６０の平坦面１６６と呼ばれる。例示的な実施形態において、環状ドーム１２０の平坦面１６６は、長手方向中心線１１６に対して実質的に垂直であるが、特定の用途の要求に従って角度を付けてもよいことは当業者には理解されるであろう。

従って、ドーム１２０及びデフレクタプレート１６０は、燃焼室１１０の内部で実質的に変化しない流れパターンで混合気組立体１４２の空気流を安定化するような曲線輪郭に形成される。安定化円錐面１６４は、環状燃焼室１１０を維持するよう一定の又は変化する角度で混合気組立体１４２及び長手方向中心線１１６の周りに輪郭形成される。より具体的には、円錐面１６４は、混合気組立体１４２から生じる完全された流れパターンを生成させることができる。平坦面１６６は、流れの安定性に役立つような変化しないコーナー再循環ゾーンを確立することができる。これにより、燃焼器２６は、効率及び性能の改善を達成することができる。しかしながら、燃焼した燃料／空気混合気は、極めて高い温度を有するので、及び環状ドーム１２０の円錐面１６４は、火炎をドーム表面１８０に近接して維持する傾向があるので、ドーム表面１８０は、構成要素を劣化させる恐れのある高温を生じる可能性がある。

図示の実施形態において、高温に晒される内側ライナ１０４、外側ライナ１０２、デフレクタプレート１６０、及び他の燃焼器構成要素は、高温性能及び低延性の非金属材料であるセラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）材料から形成することができる。かかるライナ１０２及び１０４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、又はアルミナマトリックス材料及びこれらの組み合わせを含むことができる。酸化安定強化用繊維のようなセラミック繊維は、マトリックス内に埋め込むことができる。対照的に、内側ドーム１２２及び外側ドーム１２４は、ニッケル基超合金又はコバルト基超合金のような金属から形成することができる。加えて、又は代替として、これらの構成要素は、当該技術分野で公知の熱障壁コーティング（ＴＢＣ）で処理することができる。従って、内側及び外側ライナ１０２及び１０４は、燃焼室１１０に提示される過酷な温度環境の取り扱いを良好に可能にすることができる。高温材料を用いて環状ドーム及び他の構成要素の寿命を改善することができるが、以下で記載する冷却システムは、寿命を更に延ばすことができる。

具体的に図６を参照すると、ドーム表面１８０を冷却する方法について記載される。図示のように、ドーム１２０は、好ましくは燃焼室１１０に隣接したドーム１２０の側部上に配置される複数のインピンジメント冷却孔１８２を含むことができる。これらインピンジメント孔１８２は、ドーム表面１８０の孔加工、スタンピング、又は他の機械加工によって形成することができる。例示的な実施形態において、これらインピンジメント孔１８２は、ドーム表面１８０に対して一定の間隔を置いて配置され、６０度の角度が付けられる。しかしながら、インピンジメント孔１８２の角度及び間隔は性能向上のために調整できることは、当業者には理解されるであろう。例えば、インピンジメント孔１８２は、一部の実施形態において約３０度〜９０度の間の角度を付けることができる。上記で議論したように、デフレクタプレート１６０は、ドーム１２０と燃焼室１１０との間に配置されて、存在する過酷な温度からの保護をもたらすことができる。ギャップ１８４は、ドーム表面１８０とデフレクタプレート１６０との間に設けられ、インピンジメント冷却孔１８２を流れる空気がデフレクタプレート１６０の背面１８５に冷却空気を提供できるようにする。

図６を更に参照すると、デフレクタプレート１６０は、円錐面１６４及び／又は平坦面１６６上に複数の冷却孔１８６を含むことができる。この複数孔の表面は、燃焼室１１０において晒されるデフレクタプレート１６０の側面に複数孔フィルム冷却効果を提供し、すなわち、作動中に達する温度を有意に低下させることができる。例示的な実施形態において、これら冷却孔１８６は、デフレクタプレート１６０の表面に対して一定の間隔を置いて配置され、６０度の角度が付けられる。しかしながら、当業者には理解されるように、これら冷却孔１８６は、円錐面１６４及び／又はデフレクタプレート１６０の平坦面１６６に沿って配列することができ、デフレクタプレート１６０の表面に対して異なる角度で構成することができる。例えば、冷却孔１８６は、一部の実施形態において約３０度〜９０度の間の角度を付けることができる。

デフレクタプレート１６０とドーム表面１８０との間のギャップ１８４は、好ましくは、冷却空気の漏洩を防ぐためにシールされる。例示の実施形態において、半径方向内側継手１８８は、デフレクタプレート１６０を環状ドーム１２０にろう付けすることにより形成することができる。半径方向外側継手１９０は、環状ドーム１２０及びデフレクタプレート１６０の両方に形成される受けノッチにスプラインシール１９２を配置することにより形成することができる。スプラインシール１９２は、ドーム及びデフレクタを接合し且つ空気の漏洩を阻止するのに好適な何れかの材料から作ることができる。例示の実施形態において、スプラインシール１９２は、薄い金属片の環状ループである。しかしながら、本開示の範囲内でシールギャップ１８４の他の手段も実施可能であることは、当業者には理解されるであろう。例えば、内側及び外側継手は、共にろう付けすることができ、スプラインシールを用いることができ、或いは、ドーム及びデフレクタを一体部品として製造してもよい。

このようなシールギャップ１８４は、冷却空気のポケットを生成し、冷却空気流の漏洩を最小限にし、デフレクタプレート１６０を貫通する複数孔冷却をサポートする。このようにして、シールギャップ１８４は、デフレクタプレート１６０に必要とされる冷却空気流の全体量を最小限にすることができる。例えば、例示的な実施形態において、冷却空気流の量は、５０％を超えて低減される。次いで、この空気流は、混合気組立体１４２に戻され、より希薄な燃料空気混合気及び完全されたエンジン性能をもたらすことができる。

一部の実施形態において、幾らかの空気がギャップ１８４から漏出して燃焼室１１０内に抽気できるようにすることが望ましいとすることができる。例えば、図７及び８に示すように、空気抽気システム２００を設けることができ、燃焼器組立体１１８のデフレクタプレート１６０に形成される一連のスロット２０２を含む。各スロット２０２は、例えば、スロットキャビティ２０４及びスロット溝２０６を含むことができる。スロットキャビティ２０４は、ギャップ１８４及びスロット溝２０６の間の流れ連通を提供するデフレクタプレートの壁にある凹部とすることができる。この点に関して、一連のスロット２０２は、スプラインシール１９２の一方端にてデフレクタプレート１６０に配置することができ、各スロットキャビティ２０４は、スプラインシール１９２の幅よりも広くすることができ、空気がスプラインシール１９２の縁部の周りからスロット溝２０６に流入することができるようになる。スロット溝２０６は、燃焼室１１０と流れ連通して、空気が抽気空気出口（例えば、図８の出口２１０）を通って漏洩（図７の線２０８で示されるように）できるようにすることができる。本明細書で開示される空気抽気システム２００は、一連のスロット２０２を含むが、ギャップ１８４から空気を抽気するための他の多くの方法があることは、当業者には理解されるであろう。例えば、１又はそれ以上の細長スロットを環状ドーム１２０に配置することができ、或いは、一連の孔をスプラインシール１９２に孔加工することができる。

本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、また、あらゆる当業者が、あらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること並びにあらゆる組み込み方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起され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、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。

最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
軸方向（Ａ）を定めるガスタービンエンジンのための燃焼器組立体であって、
燃焼室を少なくとも部分的に定めるライナと、
第１のキャビティを定め、複数のインピンジメント孔を有する環状ドームと、
円錐面及び平坦面を定めるデフレクタプレートと、
を備え、
デフレクタプレートを通って複数の冷却孔が定められ、環状ドーム及びデフレクタプレートが共に位置付けられて、第２のキャビティを定め、
第２のキャビティが、複数のインピンジメント孔を通って第１のキャビティと流体連通し、第２のキャビティが、複数の冷却孔を通って燃焼室と流体連通している、燃焼器組立体。
［実施態様２］
第２のキャビティの半径方向外側部分が、環状ドームとデフレクタプレートとの間にスプラインシールによってシールされる、請求項１に記載の燃焼器組立体。
［実施態様３］
デフレクタプレートが更に、スプラインシールの端部の周りに延びる凹状スロットを定め、これにより第２のキャビティと燃焼室との間の流体連通を提供する、実施態様２に記載の燃焼器組立体。
［実施態様４］
第２のキャビティの半径方向内側部分は、環状ドームとデフレクタプレートとの間のろう付け継手によってシールされる、実施態様１に記載の燃焼器組立体。
［実施態様５］
円錐面の第１の部分が第１の角度を有し、円錐面の第２の部分が、第１の角度とは異なる第２の角度を有する、実施態様１に記載の燃焼器組立体。
［実施態様６］
第１の角度及び第２の角度が、約１５度〜７５度の範囲内にある、実施態様５に記載の燃焼器組立体。
［実施態様７］
円錐面の角度が約１５度〜７５度の範囲内にある、実施態様１に記載の燃焼器組立体。
［実施態様８］
ライナ及びデフレクタプレートが各々、セラミックマトリックス複合材料から構成され、環状ドームが金属材料から構成される、実施態様１に記載の燃焼器組立体。
［実施態様９］
デフレクタプレートが、熱障壁コーティングを含む、実施態様１に記載の燃焼器組立体。
［実施態様１０］
インピンジメント孔が、環状ドームの表面に対して垂直に延びる、実施態様１に記載の燃焼器組立体。
［実施態様１１］
インピンジメント孔が、環状ドームの表面に対して約３０度〜９０度の間の角度で延びる、実施態様１に記載の燃焼器組立体。
［実施態様１２］
冷却孔が、デフレクタプレートの表面に対して垂直に延びる、実施態様１に記載の燃焼器組立体。
［実施態様１３］
冷却孔が、デフレクタプレートの表面に対して約３０度〜９０度の間の角度で延びる、実施態様１に記載の燃焼器組立体。
［実施態様１４］
軸方向（Ａ）を定めるガスタービンエンジンであって、
圧縮機セクションと
シャフトを通って圧縮機セクションに機械的に結合される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る燃焼器組立体と、
を備え、上記燃焼器組立体が、
燃焼室を少なくとも部分的に定めるライナと、
第１のキャビティを定め、複数のインピンジメント孔を有する環状ドームと、
円錐面、平坦面、及び複数の複数の冷却孔を含むデフレクタプレートと、
を備え、
環状ドーム及びデフレクタプレートが第２のキャビティを定め、第２のキャビティが、複数のインピンジメント孔を通って第１のキャビティと流体連通し、第２のキャビティが、複数の冷却孔を通って燃焼室と流体連通している、ガスタービンエンジン。
［実施態様１５］
第２のキャビティの半径方向外側部分が、環状ドームとデフレクタプレートとの間にスプラインシールを配置することによりシールされる、実施態様１４に記載のガスタービンエンジン。
［実施態様１６］
デフレクタプレートが更に、スプラインシールの端部の周りに延びる凹状スロットを定め、これにより第２のキャビティと燃焼室との間に流体連通を提供する、実施態様１５に記載のガスタービンエンジン。
［実施態様１７］
第２のキャビティの半径方向内側部分が、環状ドームとデフレクタプレートとの間に継手をろう付けすることによりシールされる、実施態様１４に記載のガスタービンエンジン。
［実施態様１８］
円錐面の第１の部分が第１の角度を有し、円錐面の第２の部分が、第１の角度とは異なる第２の角度を有し、第１の角度及び第２の角度が、約１５度〜７５度の範囲内にある、実施態様１４に記載のガスタービンエンジン。
［実施態様１９］
インピンジメント孔が、環状ドームの表面に対して約６０度の角度が付けられる、実施態様１４に記載のガスタービンエンジン。
［実施態様２０］
冷却孔が、デフレクタプレートの表面に対して約６０度の角度が付けられる、実施態様１４に記載のガスタービンエンジン。

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 ジェット排気セクション
３４ 高圧シャフト／スプール
３６ 低圧シャフト／スプール
３８ ファン
４０ ブレード
４２ ディスク
４４ 作動部材
４６ 出力ギアボックス
４８ ナセル
５０ ファンケーシング又はナセル
５２ 出口ガイドベーン
５４ 下流側セクション
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 ステータベーン
７０ タービンロータブレード
７２ ステータベーン
７４ 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
１０２ 外側ライナ
１０４ 内側ライナ
１０６ 外側燃焼器ケーシング
１０８ 内側燃焼器ケーシング
１１０ 燃焼室
１１２ 外側通路
１１４ 内側通路
１１６ 長手方向軸線
１１８ 燃焼器組立体
１２０ 環状ドーム
１２２ 内側環状ドーム
１２４ 外側環状ドーム
１２６ 圧縮機空気流
１２８ 内側カウル
１３０ 外側カウル
１３２ 環状開口
１３４ 混合気に流入する空気
１３６ 第１のキャビティ
１３８ 外側通路用の冷却空気
１４０ 内側通路用の冷却空気
１４２ 混合気組立体
１４４ 曲線輪郭カップ
１４６ 燃料噴射装置
１４８ 第１段タービンノズル
１５０ 第１段タービンノズルベーン
１６０ デフレクタプレート
１６２ ファスナー
１６４ 円錐面
１６６ 平坦面
１８０ ドーム表面
１８２ インピンジメント冷却孔
１８４ ギャップ
１８５ デフレクタプレートの背面
１８６ 冷却孔
１８８ 半径方向内側継手
１９０ 半径方向外側継手
１９２ スプラインシール
２００ 抽気空気システム
２０２ スロット
２０４ スロットキャビティ
２０６ スロット溝
２０８ 抽気空気通路
２１０ 抽気空気出口

Claims (10)

1. 軸方向（Ａ）を定めるガスタービンエンジン（１０）のための燃焼器組立体（１１８）であって、
   燃焼室（１１０）を少なくとも部分的に定めるライナ（１０２，１０４）と、
   第１のキャビティ（１３６）を定め、複数のインピンジメント孔（１８２）を有する環状ドーム（１２０）と、
   円錐面（１６４）及び平坦面（１６６）を定めるデフレクタプレート（１６０）と、
   を備え、
   前記デフレクタプレート（１６０）を通って複数の冷却孔（１８６）が定められ、前記環状ドーム（１２０）及び前記デフレクタプレート（１６０）が共に位置付けられて、第２のキャビティ（１８４）を定め、
   前記第２のキャビティ（１８４）が、前記複数のインピンジメント孔（１８２）を通って第１のキャビティ（１３６）と流体連通し、前記第２のキャビティ（１８４）が、前記複数の冷却孔（１８６）を通って前記燃焼室（１１０）と流体連通している、燃焼器組立体（１１８）。
2. 前記第２のキャビティ（１８４）の半径方向外側部分（１９０）が、前記環状ドーム（１２０）と前記デフレクタプレート（１６０）との間にスプラインシール（１９２）によってシールされる、請求項１に記載の燃焼器組立体（１１８）。
3. 前記デフレクタプレート（１６０）が更に、前記スプラインシール（１９２）の端部の周りに延びる凹状スロット（２０２）を定め、これにより前記第２のキャビティ（１８４）と前記燃焼室（１１０）との間の流体連通を提供する、請求項２に記載の燃焼器組立体（１１８）。
4. 前記第２のキャビティ（１８４）の半径方向内側部分は、環状ドーム（１２０）と前記デフレクタプレート（１６０）との間のろう付け継手（１８８）によってシールされる、請求項１に記載の燃焼器組立体（１１８）。
5. 前記円錐面（１６４）の第１の部分が第１の角度を有し、前記円錐面（１６４）の第２の部分が、前記第１の角度とは異なる第２の角度を有し、前記第１の角度及び第２の角度が、約１５度〜７５度の範囲内にある、請求項１に記載の燃焼器組立体（１１８）。
6. 前記ライナ（１０２，１０４）及び前記デフレクタプレート（１６０）が各々、セラミックマトリックス複合材料から構成され、前記環状ドーム（１２０）が金属材料から構成される、請求項１に記載の燃焼器組立体（１１８）。
7. デフレクタプレート（１６０）が、熱障壁コーティングを含む、請求項１に記載の燃焼器組立体（１１８）。
8. 前記インピンジメント孔（１８２）が、前記環状ドーム（１２０）の表面（１８０）に対して約３０度〜９０度の間の角度で延びる、請求項１に記載の燃焼器組立体（１１８）。
9. 前記冷却孔（１８６）が、前記デフレクタプレート（１６０）の表面（１８５）に対して約３０度〜９０度の間の角度で延びる、請求項１に記載の燃焼器組立体（１１８）。
10. 軸方向（Ａ）を定めるガスタービンエンジン（１０）であって、
    圧縮機セクション（２２，２４）と
    シャフト（３４，３６）を通って前記圧縮機セクション（２２，２４）に機械的に結合されるタービンセクション（２８,３０）と、
    請求項１〜９の何れかに記載の燃焼器組立体（１１８）と、
    を備える、ガスタービンエンジン（１０）。