KR100254260B1 - Fuel atomizing device for gas turbine engine - Google Patents

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Abstract

PURPOSE: A fuel injection system for a gas turbine engine is provided to increase the engine output by injecting fuel to the air introduced via a swirler element in a combustion engine with a simplified main nozzle and a pilot nozzle for obtaining pre-mixing efficiency between the fuel and the air. CONSTITUTION: A fuel injection system for a gas turbine engine includes a case, a cap(12) for sealing an upper end part of the case, a fuel injection pilot nozzle mounted to the cap, a flange disposed in the case and formed with a compressed air inlet, and a swirler unit(20) having a cooling swirler fixed and supported by the flange for swirling the air supplied to the fuel injection pilot nozzle, a first plate element mounted on the cooling swirler, a plurality of vanes(25) mounted on the plate element with an inclination angle toward the center of the top surface of the plate element, and a guide element(26) supported at end surfaces of the vanes and formed a with coupling hole to be mounted with the pilot nozzle and at least two guide partition walls(26b,26b') in the shape of scroll for surrounding the vanes and disposed with a predetermined interval, wherein at least one main nozzle(30) is mounted to the cap for supplying fuel to the swirler element.

Description

가스 터어빈 엔진용 연료분사장치{Fuel atomizing device for gas turbine engine}Fuel atomizing device for gas turbine engine

본 발명은 가스 터어빈 엔진에 관한 것으로서, 더 상세하게는 고압의 공기와 연료가 혼합되어 연소됨으로써 고온 고압의 가스를 발생시키기 위한 가스 터어빈 엔진용 연료분사장치에 관한 것이다.The present invention relates to a gas turbine engine, and more particularly, to a fuel injection device for a gas turbine engine for generating a gas of high temperature and high pressure by mixing and burning high pressure air and fuel.

산업용 가스 터어빈 엔진은 공기를 다단 압축하는 압축기와, 상기 압축기로부터 공급되는 고압의 공기에 연료를 분사하여 연소시키는 연소기와, 상기 연소기로부터 발생하는 고온 고압의 연소 가스를 이용하여 동력을 발생시키는 터어빈을 포함한다.The industrial gas turbine engine includes a compressor that compresses air in multiple stages, a combustor that injects fuel into the high pressure air supplied from the compressor, and a turbine that generates power using high temperature and high pressure combustion gas generated from the combustor. Include.

연소기로 유입되는 공기는 압축기에 의해 다단 압축되므로 고온 고압의 상태를 유지한다. 연소기로 분사되는 연료는 소위 무화(霧化)의 과정을 통해서 고온 고압의 공기와 혼합되어 연소된다. 이때 연료와 공기의 혼합비, 연료의 무화 정도 및 공기와 혼합 정도는 가스 터어빈 엔진의 열효율 및 배기 가스에 의한 공기 오염에 직접적인 영향을 미치므로 이를 최적화 화고 개선하기 위한 다양한 시도가 있었다. 예를 들면 연소기에 연료를 분사하는 분사 노즐의 갯수를 증가시키고 위치를 변경하거나, 연소기에 공급되는 압축 공기의 압축비를 최적화함으로써 연료의 무화와 혼합 효율을 개선하려는 것이다. 그러나 이러한 시도들이 소기의 목적을 일부 충족시킨다 할지라도, 가스 터어빈 엔진에 가해지는 다양한 부하 및 운전 조건을 모두 충족시킬 수 없었다.The air flowing into the combustor is compressed in multiple stages by a compressor to maintain a high temperature and high pressure. The fuel injected into the combustor is mixed with the high temperature and high pressure air and burned through a so-called atomization process. At this time, the mixing ratio of fuel and air, the degree of atomization of fuel, and the mixing degree of air directly affect the thermal efficiency of the gas turbine engine and air pollution by exhaust gas, and various attempts have been made to optimize and improve it. For example, it is intended to improve the atomization and mixing efficiency of fuel by increasing the number of injection nozzles for injecting fuel to the combustor, changing the position, or optimizing the compression ratio of the compressed air supplied to the combustor. However, even if these attempts met some of their intended goals, they could not meet all of the various loads and operating conditions imposed on the gas turbine engine.

특히 가스 터어빈 엔진의 초기 기동시(초기 점화시)에는 적은 양의 연료공급이 필요하고, 최대 출력을 내는 경우에는 많은 양의 연료가 필요하게 되는데, 이 두 조건을 연소실에 설치되는 파일럿 노즐로는 만족시킬 수 없었다. 따라서 종래에는 연로분사 노즐을 듀플렉스 타입(duplex type), 듀알 오리피스 타입(dual orifice type) 등과 같은 복잡한 형태의 노즐을 사용하고 있다. 그러나 이러한 노즐을 사용하는 것은 설계 및 제작이 어렵고, 연료를 공급하기 위한 공급관의 설치가 까다롭다.In particular, a small amount of fuel is required for the initial start-up of the gas turbine engine (initial ignition), and a large amount of fuel is required for the maximum power output. Could not be satisfied. Therefore, in the related art, the fuel injection nozzle uses a complicated nozzle such as a duplex type or a dual orifice type. However, the use of such nozzles is difficult to design and manufacture, and the installation of supply pipes for supplying fuel is difficult.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 창출된 것으로, 연소실내의 연료공급이 엔진의 부하에 따라 공급할 수 있는 가스 터어빈 엔진용 연료분사장치를 제공함에 그 목적이 있다.The present invention has been made to solve the above problems, and an object thereof is to provide a fuel injection device for a gas turbine engine that can supply fuel in a combustion chamber according to the load of the engine.

도 1은 본 발명에 따른 가스 터어빈 엔진의 단면도,1 is a cross-sectional view of a gas turbine engine according to the present invention;

도 2는 본 발명에 따른 가스 터어빈 엔진의 스월러를 도시한 단면도,2 is a cross-sectional view showing a swirler of a gas turbine engine according to the present invention;

도 3은 도 2에 도시된 노즐의 단면도.3 is a sectional view of the nozzle shown in FIG. 2;

<도면의 주요 부호에 대한 간단한 설명><Brief description of the major symbols in the drawings>

11. 케이스 12. 캡11.case 12.cap

20; 스월러 23; 제1베인20; Swirler 23; First Bain

24; 판부재 25; 제2베인24; Plate member 25; 2nd Bain

30; 메인노즐30; Main nozzle

상기의 목적을 달성하기 위하여, 케이스 부재와, 상기 케이스 부재의 상단부를 밀폐하는 캡 부재, 상기 캡 부재에 설치된 연료 분사용 파일럿 노즐과, 상기 케이스 부재의 내측에 배치되며 압축 공기 유입구가 형성된 플랜지 부재, 상기 플랜지부재에 지지되어 상기 연료분사용 파일럿 노즐측으로 공급되는 공기를 소용돌이 시키는 스월러수단과, 상기 캡부재에 설치되어 상기 스월러수단 측으로 연료를 공급하는 적어도 하나의 메인노즐을 포함하여 된 것을 그 특징으로 한다.In order to achieve the above object, a case member, a cap member for sealing the upper end of the case member, a pilot nozzle for fuel injection provided in the cap member, and a flange member disposed inside the case member and formed with a compressed air inlet And a swirler means supported on the flange member to swirl the air supplied to the fuel injection pilot nozzle side, and at least one main nozzle installed on the cap member to supply fuel to the swirler means. It is characterized by.

본 발명에 있어서, 상기 스월러수단은 상기 플랜지부재에 고정된 쿨링 스월러부재와, 상기 쿨링 스월러 부재의 상부에 설치되는 제1판부재와, 상기 판부제의 상부면에 중심을 향해 소정의 각도로 경사지게 설치된 복수개의 베인과, 상기 베인의 단부에 지지되며 중앙에 상기 파일럿 노즐이 설치되는 결합공이 형성되고 그 가장자리에 상기 베인들을 감싸며 적어도 두 개의 스크롤 형상의 가이드 격벽이 소정간격 이격되도록 형성된 가이드 부재를 포함한다. 그리고 상기 메인노즐은 캡부재에 지지되며 그 출구가 가이드 부재에 의해 형성되는 통로상에 위치된다.In the present invention, the swirler means is a cooling swirler member fixed to the flange member, a first plate member provided on the upper portion of the cooling swirler member, and a predetermined surface toward the center on the upper surface of the plate portion A plurality of vanes installed at an inclined angle and a coupling hole supported at an end of the vanes and provided with a pilot nozzle installed at a center thereof, surrounding the vanes at an edge thereof, and at least two scroll-shaped guide partition walls spaced a predetermined distance apart from each other; Member. The main nozzle is supported by a cap member, the outlet of which is located on a passage formed by the guide member.

이하 첨부된 도면을 참조하여 본 고안에 따른 한 바람직한 실시예를 상세하게 설명하면 다음과 같다.Hereinafter, a preferred embodiment according to the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

본 발명에 따른 가스 터어빈 엔진의 연소기를 도 1에 나타내 보였다.1 shows a combustor of a gas turbine engine according to the present invention.

도시된 바와 같이 가스 터어빈의 연소기(10)는 스크롤 하우징(미도시)의 일측에 설치되는 케이스(11)와, 상기 케이스(11)의 상부에 결합된 캡(12)을 포함한다. 케이스(11)와 캡(12)은 연소기내에서 발생하는 고압을 견딜 수 있도록 설계되어 있다. 캡(12)의 상단에는 파일럿 노즐(13)이 설치된다. 그리고 케이스(11)와 캡(12)의 사이에는 다수의 공기 통과공(14a)이 형성되고 중앙에 중공이 형성된 플랜지부재(14)가 설치되고 이 플랜지부재(14)에는 라이너(15)가 지지되어 주연소가 이루어지는 원통형의 공간부(15a)와 압축기로부터 공급되는 공기가 흐르는 원통형의 공간부(15b)가 형성된다. 그리고 상기 플랜지부재의 상면에는 상기 원통형의 공간부로 유입되는 공기를 와류화(소용돌이 치게 함)하여 연료와 공기의 혼합이 원활하게 이루어지게 하는 스월러수단(20)이 설치된다.As shown, the combustor 10 of the gas turbine includes a case 11 installed at one side of a scroll housing (not shown), and a cap 12 coupled to an upper portion of the case 11. The case 11 and the cap 12 are designed to withstand the high pressure generated in the combustor. The pilot nozzle 13 is installed in the upper end of the cap 12. A plurality of air passage holes 14a are formed between the case 11 and the cap 12, and a flange member 14 having a hollow is formed in the center thereof, and the liner 15 is supported by the flange member 14. As a result, a cylindrical space portion 15a for main combustion and a cylindrical space portion 15b through which air supplied from the compressor flows are formed. And a swirler means 20 is installed on the upper surface of the flange member so as to vortex the air flowing into the cylindrical space portion (so as to whirl) to smoothly mix the fuel and the air.

상기 스월러수단(20)은 상기 플랜지부재(14)에 고정된 쿨링 스월러부재(21)와, 상기 쿨링 스월러 부재(21)의 상부에 제1베인(23)에 의해 지지되는 제1판부재(24)와, 상기 판부재(24)의 상부면에 중심을 향이 소정의 각도로 경사지게 설치된 복수개의 제2베인(25)과, 상기 제2베인(25)의 단부에 지지되며 중앙에 상기 파일럿 노즐(13)이 삽입되는 결합공(26a)이 형성되고 그 가장자리에 상기 베인들을 감싸며 적어도 두 개의 스크롤 형상의 가이드 격벽(26b)(26b')이 소정간격 이격되도록 형성된 가이드 부재(26)를 포함한다. 여기에서 상기 가이드 부재의 격벽은 도 2에 도시된 바와 같이 베인과 근접된 측으로부터 점차 멀어지도록 되어 공기를 제2베인 측으로 유도할 수 있도록 형성된다.The swirler means 20 is a cooling swirler member 21 fixed to the flange member 14 and a first plate supported by the first vane 23 on the cooling swirler member 21. A member 24, a plurality of second vanes 25 inclined at a predetermined angle to the center of the upper surface of the plate member 24, and is supported on the end of the second vanes 25 and in the center A coupling hole 26a into which a pilot nozzle 13 is inserted is formed, and the guide member 26 is formed so as to surround the vanes and at least two scroll-shaped guide partition walls 26b and 26b 'are spaced a predetermined distance apart. Include. Here, the partition of the guide member is formed to be gradually away from the side close to the vanes as shown in Figure 2 so as to guide the air to the second vane side.

그리고 상기와 같이 같이 구성된 스월러수단(20)에는 엔진의 부하에 따라 열료를 분사하는 메인노즐(30)이 설치되는데, 이 메인노즐(30)은 캡(12)에 고정되며 그 분사출구가 상기 격벽(26b)(26b')에 의해 형성되는 통로상에 위치된다. 도 3에는 스월러수단에 설치되는 메인노즐(30)을 발췌하여 도시하였다. 이 메인노즐은 중공부(31a)가 형성된 노즐본체(31)와, 상기 노즐 본체(31)의 단부에 설치되는 분사구가 형성된 팁(32)과 상기 노즐본체(31)의 중공부와 연통되도록 결합되는 연료를 공급하는 공급관(33)을 포함한다.And the swirler means 20 configured as described above is provided with a main nozzle 30 for injecting the heat material according to the load of the engine, the main nozzle 30 is fixed to the cap 12 and the injection outlet is the It is located on the passage formed by the partitions 26b and 26b '. 3 shows an extract of the main nozzle 30 installed in the swirler means. The main nozzle is coupled so as to communicate with the nozzle body 31 having the hollow part 31a, the tip 32 having the injection hole provided at the end of the nozzle body 31, and the hollow part of the nozzle body 31. It includes a supply pipe 33 for supplying the fuel to be.

이와 같이 구성된 본 발명에 따른 연소기용 연료분사장치의 작용을 설명하면 다음과 같다.Referring to the operation of the fuel injection device for a combustor according to the present invention configured as described above are as follows.

먼저 가스터어빈 엔진의 정상적인 가동시에는 압축기로부터 공급되는 공기가 라이너(15)의 외주면과 케이스(11)의 내면 사이에 형성된 환형의 공간부를 따라 따라 상승하여 플랜지부재(14)에 형성된 관통공을 통과한 후 상기 스월러수단(20)의 가이드벽(26b)(26b')과 제2베인(25)에 의해 소용돌이 치면서 라이너(15) 내부의 공간부로 유입되고, 상기 파일럿 노즐(13)로부터 연료가 분사되어 연소되게 된다. 상기와 같이 연소가 이루어지는 과정에서 엔진의 출력을 최대한으로 얻기 위해서는 상기 메인노즐(30)을 통하여 연료를 분사한다. 상기와 같이 메인노즐(30)로 분사되는 연료는 스월러수단의 내벽 즉, 가이드 벽과 베인을 따라 흐르게 면서 일부는 증발되어 공기와 혼합됨으로써 미리 혼합되는 효과를 얻을 수 있고, 나머지 연료는 스월러수단을 통과하면서 소용돌이치는 공기의 흐름에 의해 분쇄되어 연소된다.First, during normal operation of the gas turbine engine, air supplied from the compressor rises along an annular space formed between the outer circumferential surface of the liner 15 and the inner surface of the case 11 and passes through the through-hole formed in the flange member 14. After being swirled by the guide walls 26b and 26b 'and the second vane 25 of the swirler means 20, the fuel flows into the space inside the liner 15, and fuel is supplied from the pilot nozzle 13. It is injected and burned. In order to obtain the maximum output of the engine during the combustion process as described above, fuel is injected through the main nozzle 30. As described above, the fuel injected into the main nozzle 30 flows along the inner wall of the swirler means, that is, the guide wall and the vane, and some of the fuel is evaporated and mixed with air to obtain a pre-mixed effect. As it passes through the means, it is comminuted and combusted by a swirling stream of air.

본 발명에 따른 가스 터어빈 엔진용 연료분사장치에서는 연소기내로 스월러수단을 통해 유입되는 공기에 단순구조의 메인노즐과 파일럿 노즐을 통하여 연료를 분사함으로써 엔진의 출력을 높일 수 있으며, 연료를 공기와 미리 혼합할 수 있으므로 예혼합의 효과를 얻을 수 있다.In the fuel injection device for a gas turbine engine according to the present invention, by injecting fuel into the air introduced through the swirler means into the combustor through the main nozzle and the pilot nozzle of a simple structure, the output of the engine can be increased, and the fuel is pre-arranged with air. Since it can mix, the effect of premixing can be acquired.

본 발명은 첨부된 도면에 도시된 일 실시예를 참고로 설명되었으나 이는 예시적인 것에 불과하며, 당해 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 실시예가 가능하다는 점을 이해할 수 있을 것이다.Although the present invention has been described with reference to one embodiment shown in the accompanying drawings, this is merely exemplary, and it will be understood by those skilled in the art that various modifications and equivalent embodiments are possible. will be.

Claims (3)

케이스 부재와, 상기 케이스 부재의 상단부를 밀폐하는 캡 부재, 상기 캡 부재에 설치된 연료 분사용 파일럿 노즐과, 상기 케이스 부재의 내측에 배치되며 압축 공기 유입구가 형성된 플랜지 부재, 상기 플랜지부재에 지지되어 상기 연료분사용 파일럿 노즐측으로 공급되는 공기를 소용돌이 시키는 것으로 상기 플랜지부재에 고정된 쿨링 스월러부재와, 상기 쿨링 스월러 부재의 상부에 설치되는 제1판부재와, 상기 판부판의 상부면에 중심을 향하여 소정의 각도로 경사지게 설치된 복수개의 베인과, 상기 베인의 단부면에 지지되며 중앙에 상기 파일럿 노즐이 설치되는 결합공이 형성되고 그 가장자리에 상기 베인들을 감싸며 적어도 두 개의 스크롤 형상의 가이드 격벽이 소정 간격 이격되도록 형성된 가이드 부재를 포함하는 스월러수단을 구비하여 된 가스 터어빈용 연료분사장치에 있어서,A case member, a cap member sealing the upper end of the case member, a pilot nozzle for fuel injection provided on the cap member, a flange member disposed inside the case member and having a compressed air inlet, and supported by the flange member By swirling the air supplied to the fuel injection pilot nozzle side, a cooling swirler member fixed to the flange member, a first plate member installed on the cooling swirler member, and a center of the upper surface of the plate part plate A plurality of vanes installed to be inclined at a predetermined angle to each other, and a coupling hole supported at an end surface of the vanes and having a pilot nozzle installed at a center thereof, and surrounding the vanes at edges thereof, wherein at least two scroll-shaped guide partition walls are formed at predetermined intervals. Provided with a swirler means including a guide member formed to be spaced apart In the fuel injection device for a gas turbine, 상기 캡부재에 설치되어 상기 스월러수단 측으로 연료를 공급하는 적어도 하나의 메인노즐을 구비하여 된 것을 특징으로 가스 터어빈 엔진용 연료분장치.And at least one main nozzle installed at the cap member to supply fuel to the swirler means. 제1항에 있어서,The method of claim 1, 상기 메인노즐은 중공부를 가진 노즐 본체와, 상기 중공부의 단부에 결합되며 분사구가 형성된 팁과, 상기 본체의 중공부와 결합되는 공급관을 포함하여 구성된 것을 특징으로 하는 가스 터어빈 엔진용 연료분사장치.The main nozzle is a fuel injection device for a gas turbine engine, characterized in that it comprises a nozzle body having a hollow portion, a tip coupled to the end of the hollow portion and the injection hole is formed, and a supply pipe coupled to the hollow portion of the body. 제1항에 있어서,The method of claim 1, 상기 메인노즐은 캡부재에 지지되며 그 출구가 가이드 격벽에 의해 형성되는 통로상에 위치된 것을 특징으로 하는 가스 터어빈 엔진용 연료분사장치.And the main nozzle is supported by a cap member, the outlet of which is located on a passage formed by a guide partition wall.
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