专利名称：燃气涡轮燃烧器的冷却结构的制作方法
技术领域：
本发明涉及对通过在燃烧筒的外侧流动的压缩空气，将燃烧筒冷却的冷却结构进 行改良了的燃气涡轮燃烧器。
背景技术：
在燃气涡轮发动机中，近年，为了提高涡轮效率，具有涡轮入口的燃烧气体温度有 设定得较高的倾向，但是，如果火焰温度增加，则NOx的产生量增加，由此，为了降低NOx的 产生量，必须增加燃烧用空气量，抑制火焰温度的上升。于是，为了减少无助于燃烧的空气 (冷却空气)，人们希望提高燃烧筒的对流冷却性能。作为燃烧筒的冷却结构，人们知道有 下述的类型，其中，如图11所示，在燃烧筒50的外周面51上，人字形的传热促进肋52沿来 自燃烧器的压缩空气A的流动方向的纵向L和沿燃烧筒2的周向的横向R并列(参照专利 文献1)。另外，人们还知道有下述的类型，其中，如图12所示，在燃烧筒50的外周面51上， 按照规定的间距而设置沿朝向横向R的直线状延伸的传热促进肋53。在这些冷却结构中， 压缩空气A接触传热促进肋52，53，产生紊流，这样，以有效地通过压缩空气A，对燃烧筒50 的外周面51进行冷却的动作为目的。专利文献1 日本特开2006-63984号文献
发明内容
然而，上述传热促进肋52，53的情况，虽然可期待一定程度地提高对流冷却的效 果，但是，如图11和图12中的双点划线55、56、57所示，存在没有沿轴向和周向连续的传热 促进肋52、53的区域，由此，燃烧筒50的对流冷却效果不充分。另外，一般地，在燃烧筒中，产生大于内外的温度差的热应力，还因内外的压力差， 在运转中，常伴有从外侧向内侧作用的压力荷载。由此，在图11和图12所示的燃烧筒50 中，由于不存在传热促进肋52、53的连续的区域55、56、57的刚性低，故如果因燃烧温度的 上升，内外的温度差增加，则这些区域55、56容易产生压曲，难以确保燃烧筒50的所需的寿 命。本发明的目的在于提供一种燃气涡轮燃烧器，其按照下述方式改进冷却结构，该 方式为在提高燃烧筒的对流冷却效果的同时，可有效地抑制燃烧筒发生压曲的情况。为了实现上述目的，本发明的燃气涡轮燃烧器，其特征在于具有在外侧流动压缩 空气、内侧形成燃烧室的燃烧筒，在该燃烧筒的外周面上，设置作为通过突出的肋形成的蜂 窝结构的传热促进体。在这里，“蜂窝结构”指按照三角形以上的多边形的隔室共用边而多 个连续设置的结构。
按照该燃气涡轮燃烧器，由于由突出的肋形成的传热促进体具有蜂窝结构，故分 别在燃烧筒的外周面的周向和轴向的相应方向，存在连续的传热促进体的肋。其结果是，由 于燃烧筒的整体通过压缩空气，基本均勻地被冷却，故提高了对流冷却效果。另外，蜂窝结 构的传热促进体，使燃烧筒中的设置该传热促进体的部分具有基本均勻的刚性，用作增强 应力部件，其结果是，可有效地抑制因燃烧筒的内外的温度差造成的燃烧筒的热应力、压力 差的压力荷载产生压曲的情况。在本发明中，上述蜂窝结构，如为连续的六边形形状。即使在六边形按照任意的朝 向设置的情况下，至少一条边以小于90°的角度与压缩空气的流动方向交叉。在相对构成 蜂窝结构的传热促进体的压缩空气的流动方向，以小于90°的角度而交叉的部分，接触该 部分的压缩空气产生回旋流。通过回旋流，对压缩空气进行搅拌，压缩空气的温度边界层变 薄或被破坏，由此，在流过远离燃烧筒的外周面的场所的温度较低的压缩空气卷入燃烧筒 的外周面的附近，有效地进行从燃烧筒到压缩空气的热传递，进一步提高燃烧筒的对流冷 却效果。在采用六边形的蜂窝结构时，在上述六边形的3对相对的顶点组中，最好至少形 成一个顶点组的两个顶点沿上述压缩空气的流动方向而相对。由此，六边形中，形成至少4 条边的各肋以小于90°的角度与压缩空气的流动方向交叉，这样，该4条边产生回旋流，使 对流冷却效果提高。另外，位于压缩空气的流动方向的上游侧的两个肋在假定通过上述两 个顶点的轴线时，产生沿与该轴线离开的方向流动的回旋流，该回旋流与在压缩空气的流 动方向相对的两个肋接触，有效地对它们进行冷却，进一步提高对流冷却效果。上述六边形的蜂窝结构，为形成与上述压缩空气的流动方向平行相对的两条边的 肋，其突出高度最好大于形成其它边的斜肋的形状。由此，由于突出高度大，故通过上述的 上游侧的斜肋产生的压缩空气的回旋流在与传热面积大的肋的内侧面接触的同时，实现流 动，于是促进肋的冷却，进一步提高燃烧筒的对流冷却效果。另外，燃烧筒的刚性通过突出 高度大的肋而增加。在本发明中，上述蜂窝结构为如连续的菱形形状。在采用四边形的蜂窝结构时，在 菱形的两对相对的顶点组中的，形成至少一个顶点组的两个顶点最好沿上述压缩空气的流 动方向而相对。由此，形成菱形的4条边的各肋相对压缩空气的流动方向，以小于90°的角 度而交叉，这样，该4条边产生回旋流，从而使对流冷却效果提高。在本发明中，上述蜂窝结构为，如连续的三角形形状。即使在三角形按照任意的朝 向而设置的情况下，至少一条边相对压缩空气的流动方向，以小于90°的角度而交叉。由 此，至少一条边产生回旋流，从而使对流冷却效果提高。上述蜂窝结构也可为具有与压缩空气的流动方向平行相对的两条边的连续的平 行四边形形状。另外，也可为弯曲形状的矩形，比如，为具有与压缩空气的流动方向平行相 对的两条边，并且其它的相对的两条边按照在上述流动方向的上游侧或下游侧突出的方式 弯曲的弯曲矩形。在本发明中，在形成上述蜂窝结构的隔室的中间部中，最好立设独立于蜂窝结构 的各边的单独肋。由此，由于离开各肋，故在压缩空气的回旋流难以到达的蜂窝结构的隔室 的中间部内，单独肋的传热面积增加，并且在单独肋的下游侧产生紊流，可进行压缩空气的 搅拌，这样促进隔室的中间部的冷却，其结果是在燃烧筒的外周面的整体的范围内，获得均
4勻的对流冷却效果。另外，对于单独肋的形状，考虑为圆柱、方柱等，但是并不限于此。
根据参照附图的下面的优选的实施形式的说明，会更清楚地理解本发明。但是，实 施形式和附图用于单纯的图示和说明，不用于限定本发明的范围。本发明的范围由权利要 求书限定。在附图中，多个附图中的同一部件标号表示同一部分。图1为表示本发明的第1实施形式的燃气涡轮燃烧器的燃烧筒的剖视图；图2为表示上述燃气涡轮燃烧器的燃烧筒的立体图；图3为表示上述传热促进体的立体图；图4为表示设置于上述燃烧筒上的传热促进体的侧视图；图5为图1的主要部分的放大图；图6为表示本发明的第2实施形式的燃气涡轮燃烧器中的传热促进体的立体图；图7为表示本发明的第3实施形式的燃气涡轮燃烧器中的传热促进体的立体图；图8为从燃烧筒的径向观看本发明的第4实施形式的燃气涡轮燃烧器的传热促进 体的侧视图；图9㈧ ⑶分别为从燃烧筒的径向观看本发明的第5实施形式 第8实施形 式的燃气涡轮燃烧器中的传热促进体的侧视图；图10为从燃烧筒的径向观看本发明的第9实施形式的燃气涡轮燃烧器中的传热 促进体的侧视图；图11为从燃烧筒的径向观看过去的燃气涡轮燃烧器中的传热促进体的一个例子 的侧视图；图12为从燃烧筒的径向观看过去的燃气涡轮燃烧器中的传热促进体的另一例子 的侧视图。标号说明标号1表示燃气涡轮燃烧器；标号2表示燃烧筒；标号2c表示外周面；标号3表示燃烧室；标号29A 29H表示立壁；标号30A 30H表示传热促进体；标号31A 31H表示隔室；标号31Aa 31Ca表示顶点；标号32A，32C表示肋；标号32B，32D表示斜肋；标号33表示单独肋；符号A表示压缩空气；符号α表示交叉的角度。
具体实施例方式下面参照附图，对本发明的优选实施形式进行具体说明。图1为表示本发明的第1实施形式的燃气涡轮燃烧器1的剖视图。燃气涡轮发动 机以压缩机，燃气涡轮燃烧器1和涡轮为主要组成部件而构成，通过燃气涡轮燃烧器1，将 由压缩机供给的压缩空气A与燃料混合而进行燃烧，将由此产生的高温高压的燃烧气体G 供给涡轮，产生动力。压缩机通过涡轮驱动。通过燃气涡轮发动机的输出，驱动飞机的转子 或发电机这样的负荷。多个燃气涡轮燃烧器1设置于发动机旋转轴心的周围，包括在内侧形成燃烧室3 的燃烧筒2 ；燃烧器组件4，该燃烧器组件4安装于燃烧筒2的顶壁2a上，对燃烧室3喷射 燃料和空气的混合气体。该燃烧筒2和燃烧器组件4按照同心状的设置接纳于构成燃气涡 轮燃烧器1的外筒的圆筒状的外壳7的内部。外壳7经由设置于其下游侧的法兰7a，通过 螺栓Bl与包括压缩机和涡轮的发动机主体的主壳体H连接。另一方面，在外壳7的上游侧 端，端盖8通过螺栓B2而固定。在外壳7的上游侧的内周壁上形成环状的内侧法兰10，在内侧法兰10上固定于燃 烧筒2的顶部上而呈筒状延伸的支承筒11通过螺栓B3连接，由此，燃烧筒2的上游端部安 装于外壳7上。燃烧筒2的下游端部支承于作为涡轮的燃烧气体导入路的迁移管9的入口 部上。在外壳7和燃烧筒2之间，形成将压缩机的压缩空气A向燃烧筒2的顶部(上游端 部)导向的空气通路13，通过该空气通路13的压缩空气A通过沿周向而设置于支承筒11 的周壁上的多个空气导入孔12，导入通过支承筒11和端盖8形成的空气导入空间14中。在燃烧筒2的圆筒状的周壁2b上，设置一个或多个点火塞17。该点火塞17贯通 壳体7和周壁2b而固定于外壳7上，对从燃烧组件4喷射的混合气进行点火，在燃烧室3 的上游侧，形成第1燃烧区域Si。另外，在燃烧筒2的周壁2b的点火塞17的下游侧，设置 贯通短管而形成的多个空气导入孔18，在外壳7中的与空气导入孔18面对的部位，再烧燃 烧器19按照前端部面临空气导入孔18的方式安装于外壳7上。再烧燃烧器19使燃料通 过空气导入孔18喷射到燃烧筒2的内部，在燃烧室3内的第1燃烧区域Sl的下游侧，形成 较高的燃烧气体温度的第2燃烧区域S2。上述燃烧器组件4包括喷射具有旋转成分的预混气流的主燃烧器20，与设置于该 主燃烧器20的内侧的导向燃烧器21。在主燃烧器20的预混气体通路20a的最上游端的导 入口，设置由固定叶片形成的旋流器22，在该旋流器22上，由多个管形成的第1燃料供给部 23的前端的燃烧喷射孔面对。使通过上述旋流器22而导入预混气体通路20a中的燃烧用 空气和从第1燃料供给部23供给的燃料发生回转，将通过该回转，在预混气体通路20a内 部进行了混合的预混气体喷射到燃烧室3的内部，进行稀薄燃烧。另外，在导向燃烧器21 中，由第2燃烧供给部24供给燃料，在燃烧室3的内部进行扩散燃烧。图2为表示上述燃烧筒2的立体图。在该燃烧筒2中，设置改良的冷却结构，在该 冷却结构中，在燃烧筒2的外周面2c (周壁2b的外面)的除了压缩空气A流动的方向的上 游侧部分以外的大部分，即从点火塞17的设置位置，到燃烧筒2的下游端部的部分，从燃烧 筒2的径向观看而设置蜂窝结构的传热促进体30A。该传热促进体30A有效地对燃烧筒2 中的与外周面2c的高温的上述第2燃烧区域S2(图1)相对应的部分进行冷却。上述传热促进体30A如图3所示，通过从燃烧筒2的外周2c突出的6个肋32A、32B，形成包围正六边形的隔室31A的正六边形的立壁29A。各肋32A、32B还形成邻接的正 六边形的立壁29A的肋32A、32B，由此，构成多个正六边形的隔室31A连续设置的蜂窝结构。如图4所示，传热促进体30A按照下述的配置而设置，在该配置中，正六边形的隔 室31A的3对相对的顶点组中，形成至少一个顶点组的两个顶点31Aa、31Aa沿流过燃烧筒2 外侧的压缩空气A的流动方向而相对。压缩空气A的流动方向与圆筒状的燃烧筒2的轴心 方向一致。于是，在传热促进体30A中，正六边形的立壁29A的各边，即形成隔室31A的各 边的6个中的4个肋(在下面称为“斜肋”)32B中的任何一个均相对压缩空气A的流动方 向而倾斜交叉地延伸，其它的2个肋(在下面称为“肋”)32A沿与压缩空气A的流动方向平 行的纵向L延伸。对于相对压缩空气A的流动方向的交叉角度α，即，相对流动方向的迎角 α，流动方向的上游侧的两个斜肋32Β为+60°，流动方向的下游侧的两个肋32Β为-60°。下面对上述传热促进体30Α的作用进行说明。如图3所示，沿燃烧筒2外周面2c 而流动的压缩空气A在越过隔室31A的压缩空气A的流动方向上游侧的斜肋32B时，沿斜 肋32B的倾斜方向偏向，由此产生回转流Arl、Ar2。通过该回转流Arl、Ar2，对压缩空气A 进行搅拌，压缩空气A的温度边界层变薄或被破坏，从而促进压缩空气A的对流。由此，离 开燃烧筒2外周面2c而流动的温度较低的压缩空气A卷入到燃烧筒2外周面2c的附近， 从燃烧筒2向压缩空气A的热传递有效地进行，从而提高燃烧筒2的对流冷却效果。在假定通过隔室31A的上述两个顶点31Aa、31Aa的轴线AX时，轴线AX的右侧的 回转流Arl在左回转的同时，沿与轴线AX离开的方向前进，到达肋32A处，与其内侧面32Aa 接触，有效地对其进行冷却。然后，回转流Arl在沿该肋32A，稍稍地减弱回转的同时，进行 移动，与隔室31A的压缩空气A的流动方向下游侧的斜肋32B接触，构成沿与回转流Arl相 反方向右回转的逆回转流Asl，沿接近轴线AX的方向前进。如此回转流Arl、Asl的回转方 向和前进方向交替地反转，故产生强的回转流Arl、Asl。同样在轴线AX的左侧，产生右回 转的回转流Ar2和左回转的回转流As2。通过这些强的回转流Arl、Asl、Ar2、As2，有效地 将燃烧筒2冷却。另外，由于传热促进体30A为蜂窝结构，故在图4中，沿燃烧筒2外周面2c的压缩空 气A的流动方向的纵向L和与其相垂直的横向R，即燃烧筒2的轴心和与其相垂直的周向的 各自方向，连续地存在传热促进体的肋32A、32B，这样，蜂窝结构的传热促进体30A还可作为 提高刚性的应力部件，增强整个燃烧筒2。由此，对于燃烧筒2，有效地抑制因其内外的温度差 产生的热应力，以及由于燃烧筒2的内外产生的压力差，在燃烧筒2中产生压曲的情况。在上述传热促进体30A中，如果像本实施形式那样，斜肋32B按照以士60°的角度 α与压缩空气A的流动方向交叉的方式设置，则努塞迩数最大，热传递率变高。这一点通过 J. C. HAN^AW"Augmented Heat transfer in rectangular channels of narrow aspect ratios with rid turbulators，，(Int. Heat Mass Transfer. Vol. 32,No. 9,pp. 1619-1630， 1989)中的图9而进行了说明。于是，如果传热促进体30A的隔室31A为正六边形，则4个 斜肋32B的全部相对压缩空气A的流动方向，以士60°的交叉角度α而设置，由此，形成 最优的蜂窝结构的传热促进体30Α。也可使正六边形旋转，按照正六边形的相互平行的肋 32Α，32Α与压缩空气A相垂直的方式设置。另外，隔室31Α的形状并不限于正六边形，也可 为三角形、四边形、长六边形等的其它的多边形。在此场合，斜肋相对压缩空气A的流动方 向的交叉角度α最好设定在40° 80°的角度范围内，特别是最好在50° 70°的角度范围内，尤其是最好在55° 65°的角度范围内，其中以为60°为最佳。另外，为了提高压缩空气A的传热效率，最好，图5所示的肋32A，32B的高度e， 燃烧筒2外周面2c和外壳7的内周面之间的间隔h的比e/h设定在0. 02 0. 08的范围 内，由于在0. 02 0. 04的范围内，肋的高度降低，故具有谋求燃烧筒的结构成本降低的优 点，在0. 06 0. 08的范围内，由于肋的高度增加，故具有谋求燃烧筒的刚性提高的优点，在 0. 04 0. 06的范围内，同时具有谋求燃烧筒的制造成本的降低和刚性的提高的优点。另 外，在实施形式中，比值e/h设定在0.07。在这里，肋32A、32B的宽度W等于e。具体来说， 肋32A、32B的高度e设定为1. 5mm,并且间距h设定为20mm。为了有效地使压缩空气A产生传热效率高的回旋流，必须适当地设定图4所示的 斜肋32B的与压缩空气A的流动方向平行的纵向L的设置间距P和高度e (图5)。在这里， 蜂窝结构的传热促进体30A的肋32B的设置间距P通过上述纵向L的斜肋32B的长度方向 的中间点M1、M1的距离表示。比如，在该设置间距P设定得小，并且斜肋32B的高度e设定 得高的场合，由于与燃烧筒2的外周面2c剥离的压缩空气A难以再次附着于外周面2c上， 故燃烧筒2的对流冷却效率降低。如果将间距P和斜肋32B的高度e的比P/e设定在6 14的范围内，则压缩空气A通过斜肋32B，与燃烧筒2的外周面2c暂时剥离，形成回转流 Arl、Ar2，然后，在到达下游侧的斜肋32B之前，再次与燃烧筒2的外周面2c接触，可有效地 对压缩空气A进行冷却(专利文献1的第0014段)。上述比值P/e最好在7 10的范围 内。为了确认上述设定的传热促进体30A的对流冷却效果，采用具有实施形式的传热 促进体30A的平板和比较用的平滑的平板，进行实验，求出相应的外表面和内表面的温度。 各平板在同一条件下，使高温气体流到内表面侧，使低温空气流到外表面侧。其结果是，具 有传热促进体30Α( α =60°，e = 1. 5mm，h = 20mm, P = 12mm)的本发明的平板与没有设 置传热促进体的比较例的平滑的平板相比较，在外表面温度降低了 128°C，在内表面温度降 低了 108°C。另一方面，与和由图11中的双点划线表示的压缩空气A的流动方向相垂直的 传热促进肋52与和传热促进体30A相同的间距和高度设置于外表面上的平板相比较，在外 表面温度降低了 41°C，在内表面温度降低了 36°C。由此，确认上述传热促进体30A可有效 地对燃烧筒2进行冷却。在外周面2c上具有图2所示的蜂窝结构的传热促进体30A的燃烧筒2可通过化 学加工、机械加工、铸造、钎焊、焊接等而加工。在化学加工的加工法中，具体来说，以作为 镍系耐热合金的 Hastelloy-X (Haynes International. Inc.的注册商标)，HA-230 (Haynes International. Inc.白勺注册商t示)，In617 (International Nickel Company. Inc.白勺注册 商标)，或作为钴系耐热合金的HA-188 (Haynes International. Inc.的注册商标)作为材 料，制作燃烧筒2的所需厚度与肋32A、32B的高度的总和的厚度的燃烧筒，然后，对该燃烧 筒2的肋32A、32B的形成部位进行掩模处理，可在燃烧筒2的外周面2c上加工蜂窝结构的 传热促进体30A。对于这样的化学加工，由于与机械加工相比较，残留应力较小而可忽视，故 燃烧筒2难以压曲。图6为表示设置于本发明的第2实施形式的燃气涡轮燃烧器的燃烧筒2上的传热 促进体30B的立体图，该实施形式的传热促进体30B为连续的正六边形的立壁29B，此形状 与第1实施形式相同，但是，形成与压缩空气A的流动方向平行相对的两条边的肋32C在突
8出高度大于形成其它的边的斜肋32B的方面，与第1实施形式的传热促进体30A不同。在图6的传热促进体30B中，不但获得与第1实施形式的传热促进体30A相同的 效果，而且相对肋32C，通过压缩空气A的流动方向的上游侧的斜肋32B产生的压缩空气A 的回转流Arl，Ar2因突出高度大，在与传热面积大的肋32C的内侧面32Ca的接触的同时， 实现流动，由此，促进肋32C的冷却，从而进一步提高燃烧筒2的对流冷却效果。另外，燃烧 筒2因突出高度较大的肋32C，具有较高的刚性，由此，进一步有效地抑制压曲的发生。在通 过上述化学加工制作该传热促进体30B的场合，为了分别对肋32C和斜肋32B进行加工，进 行两次的掩模处理。图7为表示本发明的第3实施形式的燃气涡轮燃烧器的主要部分的立体图，在本 实施形式中，在燃烧筒2外周面2c上，设置与第1实施形式相同的传热促进体30A，在使该 传热促进体30A为蜂窝结构的正六边形的隔室31A的中间部，立设高度d等于肋32A，32B 的高度e的圆柱状的单独肋33。该单独肋33处于与形成蜂窝结构的肋32A、32B分离的独 立状态。在本实施形式中，由于设置与第1实施形式相同的传热促进体30A，故获得与第1 实施形式相同的效果，此外，在第1实施形式中，压缩空气A的回转流难以到达蜂窝结构的 隔室31A的中间部，但是，在本实施形式中，在隔室31A的中间部，压缩空气A在单独肋33 的后方，产生压缩空气A的涡流A33，通过该涡流A33，对压缩空气A进行搅拌，由此，从部位 上说均勻地对燃烧筒2进行冷却。另外，由于单独肋33的高度d设定为与肋32A，32B的高 度e相同，故在采用上述化学加工法的制作时，通过一次掩模处理，可同时形成传热促进体 30A和单独肋33。但是，如果通过两次掩模而进行加工，则可形成其高度d不同于肋32A， 32B的高度e的单独肋33。另外，同样在图6的第2实施形式中，可如双点划线所示，在传 热促进体30B的隔室31B的中间部，立设单独肋33。图8为从燃烧筒2的径向观看设置于本发明的第4实施形式的燃气涡轮燃烧器的 燃烧筒2外周面2c上的传热促进体30C的侧视图。该传热促进体30C为通过立壁29C围 绕的连续的菱形的隔室31C蜂窝结构，在四边形的两对的面对的顶点组中，至少形成一个 顶点组的两个顶点31Ca、31Ca按照沿压缩空气A的流动方向面对的设置，设置于燃烧筒2 外周面2c上。于是，形成四边形的4条边的肋均为斜肋32D。另外，在本实施形式中，4个 斜肋32D相对压缩空气A的流动方向，以+60°或-60°的倾斜角度α设置。同样在本实施形式中，由于传递促进体30C的全部的肋32D均与压缩空气A的流 动方向交叉，故通过全部的肋32D，使压缩空气A产生回旋流，对压缩空气A进行充分搅拌， 由此，有效地对燃烧筒2进行冷却。蜂窝结构也可为图9(A)所示的第5实施形式和图9(B)所示的第6实施形式的平 行四边形。在图9(A)的第5实施形式中，传热促进体30D为由立壁29D围绕的连续的四边 形的隔室31D蜂窝结构，四边形相对的两条边通过沿压缩空气A的流动方向的肋32Α形成， 其它的两条边通过相互平行，并且相对压缩空气A的流动方向，以小于90°的交叉角度α 的斜肋32Β形成。在各隔室31D中，沿上述纵向L邻接的隔室31D之间在横向R的同一位 置连续地并列。沿横向R邻接的隔室31D沿与压缩空气A的流动方向的相反方向倾斜，并 且燃烧筒2的轴心方向(在本例中，与和压缩空气A的流动方向平行的纵向L 一致)，按照 1/2间距错开地排列。在图9(B)的第6实施形式中，同样地，传热促进体30Ε为由立壁29Ε围绕的四边形的隔室31E连续的蜂窝结构，但是，与图9(A)的第5实施形式不同，沿燃料筒 2的横向R邻接的隔室设置于燃烧筒2的纵向L的同一位置，沿该纵向L的排列间距不错 开。在图9(C)所示的第7实施形式中，传热促进体30F为下述的蜂窝结构，其中，由立 壁29F围绕的弯曲的矩形的隔室31F沿与压缩空气A的流动方向平行的纵向L和与其相 垂直的横向R连续。沿四边形的横向R相对的两条边通过沿压缩空气A的流动方向的肋 32A形成，沿纵向L相对的其它的两条边分别在横向R的中间部，由向压缩空气A的上游侧 UP突出的方式向同一方向弯曲的V形肋32F形成。V形肋32F相对压缩空气A的交叉角度 α也不足90°。同样在图9(A) 图9(C)所示的第5 7实施形式中，斜肋32Β或V形肋 32F相对压缩空气A的流动方向，以不足90°的角度交叉，产生回旋流，从而提高对流冷却 效果。在图9⑶所示的第8实施形式的传热促进体30G中，由立壁29G围绕的隔室31G 为沿纵向L将第7实施形式的矩形的隔室31F上下反转的形状，沿纵向L相对的两条边分别 在横向R的中间部，由向压缩空气A的下游侧DW突出的方式沿同一方向弯曲的V形肋32G 形成。图10为从燃烧筒2的径向观看本发明的第9实施形式的设置于燃烧筒2外周面 2c上的传热促进体30H的侧视图。该传热促进体30H为由立壁29H围绕的连续的正三角形 的隔室31H蜂窝结构，各三角形的一条边通过沿与压缩空气A的流动平行的纵向L延伸的 肋32A形成，其它的两条边通过斜肋32B形成。另外，也可为正三角形以外的三角形状。三 角形按照任意的朝向而设置，至少一条边相对压缩空气A的流动方向，以不足90°的角度 交叉。由此，至少一条边产生回旋流，从而提高对流冷却效果。同样在上述图8 图10所示的第4 第9实施形式中，也可在各隔室31C 31H 的中间部，设置与图7所示的相同的销33。另外，在图9和图10所示的第5 第9实施形 式中，与图6所示的相同，也可使平行肋32A的突出高度大于斜肋。另外，在上述各实施形式中，压缩空气A的流动方向也可相对燃烧筒2的轴心方向 而稍稍倾斜，在此场合，与压缩空气A的流动方向平行的纵向L和与其相垂直的横向R没有 分别与燃烧筒2的轴心方向和周向一致。本发明并不限于上述各实施形式所给出的内容，在不脱离本发明的实质的范围 内，可进行各种的追加、变更或删除，这样的内容也包括在本发明的范围内。
权利要求
一种燃气涡轮燃烧器，其特征在于具有在外侧流动压缩空气、内侧形成燃烧室的燃烧筒，在该燃烧筒的外周面上，设置有通过突出的肋形成的蜂窝结构的传热促进体。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮燃烧器，其特征在于上述蜂窝结构为连续的六边形 形状。
3.根据权利要求2所述的涡轮燃烧器，其特征在于上述六边形的3对的相对的顶点组 中，形成至少一个顶点组的两个顶点沿上述压缩空气的流动方向而相对。
4.根据权利要求3所述的燃气涡轮燃烧器，其特征在于形成与上述压缩空气的流动方 向平行的相对的两条边的平行肋的突出高度大于形成其它边的斜肋。
5.根据权利要求1所述的燃气涡轮燃烧器，其特征在于上述蜂窝结构为连续的菱形形状。
6.根据权利要求5所述的燃气涡轮燃烧器，其特征在于上述菱形的两对的相对的顶点 组中，至少形成一个顶点组的两个顶点沿上述压缩空气的流动方向而相对。
7.根据权利要求1所述的燃气涡轮燃烧器，其特征在于上述蜂窝结构为连续的三角形 形状。
8.根据权利要求1所述的燃气涡轮燃烧器，其特征在于上述蜂窝结构为具有与压缩空 气的流动方向平行相对的两条边的连续的平行四边形形状。
9.根据权利要求1所述的燃气涡轮燃烧器，其特征在于上述蜂窝结构为下述的形状， 其中，具有与压缩空气的流动方向平行相对的两条边，并且其它的相对的两条边按照在上 述流动方向的上游侧或下游侧突出的方式弯曲的连续弯曲矩形。
10.根据权利要求1所述的燃气涡轮燃烧器，其特征在于在形成上述蜂窝结构的隔室 的中间部，立设有独立于蜂窝结构的各边的单独肋。
全文摘要
本发明的课题在于提供一种燃气涡轮燃烧器，其按照下述方式改进冷却结构，该方式为在提高对燃烧筒的对流冷却效果的同时，可有效地抑制燃烧筒发生压曲的情况。其具有在外侧流动压缩空气(A)、内侧形成燃烧室(3)的燃烧筒(2)，在燃烧筒(2)的外周面(2c)上，设置作为通过突出的肋(32A，32B)形成的蜂窝结构的传热促进体(30A)。蜂窝结构为连续的六边形、菱形、平行四边形、弯曲的矩形或三角形形状。
文档编号F02C7/18GK101981381SQ200880128268
公开日2011年2月23日 申请日期2008年12月26日 优先权日2008年3月31日
发明者岩崎英和 申请人:川崎重工业株式会社