KR101556532B1 - 냉각슬리브를 포함하는 라이너, 플로우슬리브 및 가스터빈연소기 - Google Patents

냉각슬리브를 포함하는 라이너, 플로우슬리브 및 가스터빈연소기 Download PDF

Info

Publication number
KR101556532B1
KR101556532B1 KR1020140005741A KR20140005741A KR101556532B1 KR 101556532 B1 KR101556532 B1 KR 101556532B1 KR 1020140005741 A KR1020140005741 A KR 1020140005741A KR 20140005741 A KR20140005741 A KR 20140005741A KR 101556532 B1 KR101556532 B1 KR 101556532B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
liner
sleeve
cooling
flow
transition piece
Prior art date
Application number
KR1020140005741A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20150085745A (ko
Inventor
김영봉
최진훈
노우진
Original Assignee
두산중공업 주식회사
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 두산중공업 주식회사 filed Critical 두산중공업 주식회사
Priority to KR1020140005741A priority Critical patent/KR101556532B1/ko
Priority to CN201410642017.7A priority patent/CN104791844B/zh
Priority to US14/590,747 priority patent/US10094573B2/en
Priority to JP2015004168A priority patent/JP6522953B2/ja
Priority to EP15151315.7A priority patent/EP2896885B1/en
Publication of KR20150085745A publication Critical patent/KR20150085745A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101556532B1 publication Critical patent/KR101556532B1/ko

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/54—Reverse-flow combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03043—Convection cooled combustion chamber walls with means for guiding the cooling air flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03045—Convection cooled combustion chamber walls provided with turbolators or means for creating turbulences to increase cooling

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Gas Burners (AREA)

Abstract

본 발명의 일 실시 예에 따르면 가스터빈의 연료노즐로부터 분무된 연료가 압축공기와 혼합하여 연소되는 라이너 및 라이너에서 생성된 고온가스를 내보며 속도를 증가시키는 트랜지션피스를 포함하며, 라이너는 냉각홀이 형성된 플로우슬리브로 둘러쌓여 상기 냉각홀을 통하여 공급되는 공기에 의하여 냉각되며, 트랜지션피스는 다공슬리브에 의하여 둘러쌓여 상기 다공슬리브의 홀을 통하여 압축공기가 공급되어 트랜지션피스와 충돌한 후, 라이너와 플로우슬리브 사이의 공간으로 흐르는 가스터빈 연소기의 라이너로서, 라이너 상에는 플로우슬리브의 냉각홀을 통해 공급되는 공기와 트랜지션피스와 충돌한 후 라이너와 플로우슬리브 사이 공간으로 흐르는 압축공기의 흐름을 구분하는 냉각슬리브를 더 포함하는 가스터빈 연소기의 라이너가 제공될 수 있다.

Description

냉각슬리브를 포함하는 라이너, 플로우슬리브 및 가스터빈연소기{liner, flow sleeve and gas turbine combustor including cooling sleeve}
본 발명은 가스터빈 연소기의 라이너, 플로우슬리브 및 가스터빈연소기에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 냉각슬리브를 포함하는 라이너, 플로우슬리브 및 가스터빈연소기에 관한 것이다.
터빈이란 증기, 가스와 같은 압축성 유체의 흐름을 이용하여 충동력 또는 반동력으로 회전력을 얻는 기계장치로 증기를 이용하면 증기터빈, 연소가스를 이용하면 가스터빈이라고 한다.
가스터빈의 열사이클은 브레이튼 사이클이며 압축기, 연소기, 터빈으로 구성된다. 가스터빈의 작동원리는 먼저 대기의 공기를 흡입하여 압축기로 압축한 후 연소기로 보내 고온, 고압의 가스를 만들어서 터빈을 동작시키고 배기가스를 대기 중으로 방출한다. 즉, 압축, 가열, 팽창, 방열의 4과정으로 이루어지는 것이다.
가스터빈의 압축기는 대기로부터 공기를 흡입하여 연소기에 연소용공기를 공급하는 역할을 하며 단열압축과정을 거치므로 압력과 공기온도가 상승된다.
연소기에서는 유입된 압축공기를 연료와 혼합, 연소시켜 높은 에너지의 연소가스를 만들어 내며, 등압연소과정으로 연소기 및 터빈부품이 견딜 수 있는 내열한도까지 연소가스온도를 높이게 된다.
터빈에서는 연소기에서 나온 고온, 고압의 연소가스가 팽창하면서 터빈의 회전날개에 충동, 반동력을 주어 기계적인 에너지로 변환한다. 터빈에서 얻은 기계적 에너지는 압축기에서 공기를 압축하는데 필요한 에너지로 공급되며 나머지는 발전기를 구동하는데 이용되어 전력을 생산하게 된다.
가스터빈은 주요 구성부품에 왕복운동이 없기 때문에 피스톤-실린더와 같은 상호 마찰부분이 없어 윤활유의 소비가 극히 적으며 왕복운동기계의 특징인 진폭이 대폭 감소되고, 고속운동이 가능한 장점이 있다.
본 발명은 상기 가스터빈을 이루는 구성 중 연소기와 관련된 것이다.
도 1은 가스터빈 연소기의 구성을 개략적으로 도시한 것이데, 도 1을 참조하면, 가스터빈의 연소기(10)는 점화부(50)와 라이너부(100) 그리고 트랜지션부로 이루어진다.
점화부(50)는 연료를 점화시키는 부분이며, 도 1은 가스터빈 연소기(10)의 구성을 개략적으로 도시한 것이데, 도 1을 참조하면, 가스터빈의 연소기(10)는 점화부(50)와 라이너부(100) 그리고 트랜지션부로 이루어진다.
점화부(50)는 연료를 점화시키는 부분이며, 라이너부(100)는 연료를 압축공기와 혼합하여 연소시켜 고온가스를 운동에너지로 변화시켜 터빈을 구동시키는 에너지 발생부분이며, 트랜지션피스부(200)는 라이너부(100)와 연결되어 고온가스를 내보내며 속도를 증가시키는 부분이다.
따라서, 라이너부(100)에서 연소가 일어나 온도가 증가하므로 라이너부(100)를 냉각시키는 것은 효율적인 터빈 동작을 위해 굉장히 중요한 부분이다.
도 2는 종래의 가스터빈연소기(10) 라이너부(100)의 측단면도이다. 도 2를 참조하면, 종래의 라이너부(100)에서 라이너(110)를 냉각시키는 방법을 확인할 수 있다. 라이너부(100)는 라이너(110)와 이를 둘러싸는 플로우슬리브(120)로 구성되는데, 플로우슬리브(120)에는 냉각홀(130)이 형성되어 냉각홀(130)을 통해 유입된 공기(이하, 제트플로우(jet flow)라 한다)가 수직으로 라이너(110)와 충돌하여 라이너(110)를 냉각시킨다.
그러나, 라이너부(100)는 트랜지션피스부(200)와 연결되므로, 트랜지션피스부(200)에서 라이너부(100)의 라이너(110)와 플로우슬리브(120) 사이 공간(140)으로 유입되는 공기(이하, 크로스플로우(cross-flow)라 한다)에 의하여 충돌냉각이 영향을 받게 된다.
도 3은 트랜지션피스(210)의 측단면도이다. 도 3을 참조하면, 다공 슬리브가 트랜지션피스(210)를 둘러싸며, 다공 슬리브의 냉각를 통하여 압축기 방출 공기가 유동하게 되고 트랜지션피스(210)를 충돌하여 트랜지션피스(210)를 냉각시키게 된다. 그 후 이러한 냉각 공기는 트랜지션피스(210)를 둘러싸는 다공슬리브(220)와 트랜지션피스(210) 사이 공간(240)의 이중 원관(annulus)을 따라 유동하여, 연소기(10) 라이너(110)와 이를 둘러싸고 있는 플로우슬리브(120) 사이의 다른 이중 원관내로 유동한다. 이에 따라 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)을 통해 연소기(10) 라이너(110) 표면을 향해 유동하는 제트플로우와 수직으로 만나게 된다. 이러한 크로스플로우의 존재는 플로우슬리브(120)를 통과하는 제트플로우의 제 1 열이 연소기(10) 라이너(110)를 충돌 냉각하게 되는 영역의 냉각 효율에 직접적인 영향을 준다. 즉, 라이너(110) 표면상에 매우 낮은 열전달 비율을 발생시킨다. 이러한 낮은 열전달 비율은 고온의 라이너(110) 표면 온도를 만들게 되고 결국 강도의 손실을 발생시킨다. 이에 따라 라이너(110)의 수명을 단축시켜 결국 해당 부품을 자주 교체하는 문제를 발생시키게 되는 것이다.
한국공개특허 2002-0027056
본 발명의 실시 예들은, 충돌냉각에 의한 냉각성능을 증가시키고, 압력손실이 발생하지 않도록 냉각슬리브를 통하여 해결하고자 한다.
즉, 충돌냉각성능을 높이면서 동시에 유동의 흐름에 따른 혼합 냉각성능을 향상시켜, 라이너의 냉각 성능을 높이고, 이에 따라 가스터빈 연소기 전체의 내구성을 향상시켜 연소기의 유지보수비용 등을 감소시키고자 한다.
본 발명의 일 측면에 따르면, 가스터빈의 연료노즐로부터 분무된 연료가 압축공기와 혼합하여 연소되는 라이너(110) 및 상기 라이너(110)에서 생성된 고온가스를 내보며 속도를 증가시키는 트랜지션피스(210)를 포함하며, 상기 라이너(110)는 냉각홀(130)이 형성된 플로우슬리브(120)로 둘러쌓여 상기 냉각홀(130)을 통하여 공급되는 공기에 의하여 냉각되며, 상기 트랜지션피스(210)는 다공슬리브(220)에 의하여 둘러쌓여 상기 다공슬리브(220)의 홀을 통하여 압축공기가 공급되어 트랜지션피스(210)와 충돌한 후, 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이의 공간으로 흐르는 가스터빈 연소기의 라이너(110)로서,상기 라이너(110) 상에는 상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)을 통해 공급되는 공기와 상기 트랜지션피스(210)와 충돌한 후 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이 공간으로 흐르는 압축공기의 흐름을 구분하는 냉각슬리브(400)를 더 포함하는 가스터빈 연소기의 라이너(110)가 제공될 수 있다.
또한, 상기 냉각슬리브(400)는 볼록부(410)와 오목부(420)를 포함하여 상기 트랜지션피스(210)와 충돌한 후 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이 공간으로 흐르는 압축공기는 상기 오목부(420) 사이로 흐르는 것을 특징으로 할 수 있다.
또한, 상기 냉각슬리브(400)의 볼록부(410)는 상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)을 통해 공급되는 공기의 가이드역할을 하도록 상기 냉각홀(130)과 나란한 방향에 위치하고 상기 오목부(420)는 상기 볼록부(410)와 이웃하는 위치에 위치하는 것을 특징으로 할 수 있다.
또한, 상기 냉각슬리브(400)는 상기 트랜지션피스(210)에서 상기 라이너(110) 방향으로 볼록부(410)의 높이가 점진적으로 높아지는 것을 특징으로 할 수 있다.
또한, 상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)이 상기 라이너(110) 길이 방향으로 복수로 배열되는 경우, 상기 냉각슬리브(400)는 상기 트랜지션피스(210)에서 상기 라이너(110) 방향으로 볼 때, 제1열의 냉각홀(130)의 위치까지 형성되는 것을 특징으로 할 수 있다.
본 발명의 다른 측면에 따르면, 가스터빈의 연료노즐로부터 분무된 연료가 압축공기와 혼합하여 연소되는 라이너(110) 및 상기 라이너(110)에서 생성된 고온가스를 내보며 속도를 증가시키는 트랜지션피스(210)를 포함하며,상기 라이너(110)는 냉각홀(130)이 형성된 플로우슬리브(120)로 둘러쌓여 상기 냉각홀(130)을 통하여 공급되는 공기에 의하여 냉각되며, 상기 트랜지션피스(210)는 다공슬리브(220)에 의하여 둘러쌓여 상기 다공슬리브(220)의 홀을 통하여 압축공기가 공급되어 트랜지션피스(210)와 충돌한 후, 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이의 공간으로 흐르는 가스터빈 연소기의 플로우슬리브(120)로서,상기 플로우슬리브(120) 상에는 상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)을 통해 공급되는 공기와 상기 트랜지션피스(210)와 충돌한 후 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이 공간으로 흐르는 압축공기의 흐름을 구분하는 냉각슬리브(400)를 더 포함하는 가스터빈 연소기의 플로우슬리브(120)가 제공될 수 있다.
또한, 상기 냉각슬리브(400)는 볼록부(410)와 오목부(420)를 포함하여 상기 트랜지션피스(210)와 충돌한 후 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이 공간으로 흐르는 압축공기는 상기 오목부(420) 사이로 흐르는 것을 특징으로 할 수 있다.
또한, 상기 냉각슬리브(400)의 볼록부(410)는 상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)을 통해 공급되는 공기의 가이드역할을 하도록 상기 냉각홀(130)과 나란한 방향에 위치하고 상기 오목부(420)는 상기 볼록부(410)와 이웃하는 위치에 위치하는 것을 특징으로 할 수 있다.
또한, 상기 냉각슬리브(400)는 상기 트랜지션피스(210)에서 상기 라이너(110) 방향으로 볼록부(410)의 높이가 점진적으로 높아지는 것을 특징으로 할 수 있다.
또한, 상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)이 상기 라이너(110) 길이 방향으로 복수로 배열되는 경우, 상기 냉각슬리브(400)는 상기 트랜지션피스(210)에서 상기 라이너(110) 방향으로 볼 때, 제1열의 냉각홀(130)의 위치까지 형성되는 것을 특징으로 할 수 있다.
본 발명의 또 다른 측면에 의하면, 가스터빈의 연료노즐로부터 분무된 연료가 압축공기와 혼합하여 연소되는 라이너(110) 및 상기 라이너(110)에서 생성된 고온가스를 내보며 속도를 증가시키는 트랜지션피스(210)를 포함하며, 상기 라이너(110)는 냉각홀(130)이 형성된 플로우슬리브(120)로 둘러쌓여 상기 냉각홀(130)을 통하여 공급되는 공기에 의하여 냉각되며, 상기 트랜지션피스(210)는 다공슬리브(220)에 의하여 둘러쌓여 상기 다공슬리브(220)의 홀을 통하여 압축공기가 공급되어 트랜지션피스(210)와 충돌한 후, 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이의 공간으로 흐르는 가스터빈 연소기로서, 상기 플로우슬리브(120)와 상기 라이너(110) 사이에 상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)을 통해 공급되는 공기와 상기 트랜지션피스(210)와 충돌한 후 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이 공간으로 흐르는 압축공기의 흐름을 구분하는 냉각슬리브(400)를 더 포함하는 가스터빈 연소기가 제공될 수 있다.
또한, 상기 냉각슬리브(400)는 볼록부(410)와 오목부(420)를 포함하여 상기 트랜지션피스(210)와 충돌한 후 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이 공간으로 흐르는 압축공기는 상기 오목부(420) 사이로 흐르는 것을 특징으로 할 수 있다.
또한, 상기 냉각슬리브(400)의 볼록부(410)는 상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)을 통해 공급되는 공기의 가이드역할을 하도록 상기 냉각홀(130)과 나란한 방향에 위치하고 상기 오목부(420)는 상기 볼록부(410)와 이웃하는 위치에 위치하는 것을 특징으로 할 수 있다.
또한, 상기 냉각슬리브(400)는 상기 트랜지션피스(210)에서 상기 라이너(110) 방향으로 볼록부(410)의 높이가 점진적으로 높아지는 것을 특징으로 할 수 있다.
또한, 상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)이 상기 라이너(110) 길이 방향으로 복수로 배열되는 경우, 상기 냉각슬리브(400)는 상기 트랜지션피스(210)에서 상기 라이너(110) 방향으로 볼 때, 제1열의 냉각홀(130)의 위치까지 형성되는 것을 특징으로 할 수 있다.
또한, 상기 냉각슬리브(400)는 상기 플로우슬리브(120) 상에 위치하는 것을 특징으로 할 수 있다.
또한, 상기 냉각슬리브(400)는 상기 라이너(110) 상에 위치하는 것을 특징으로 할 수 있다.
본 발명의 실시 예들은, 충돌냉각에 의한 냉각성능을 증가시키고, 압력손실이 발생하지 않도록 냉각슬리브를 통하여 해결할 수 있다.
냉각슬리브의 볼록부가 라이너에 수직으로 충돌하는 압축공기의 가이드 역할을 하여 충돌냉각성능을 높이고, 트랜지션피스에서 공급되는 압축공기 유동은 오목부를 따라 흘러 냉각홀에 의하여 수직으로 충돌하는 압축공기를 방해하지 않으면서 혼합 냉각성능을 향상시켜, 전체적으로 라이너를 냉각 성능을 높이고, 이에 따라 가스터빈 연소기 전체의 내구성을 향상시켜 연소기의 유지보수비용 등을 감소시킬 수 있다.
도 1은 가스터빈연소기의 개략적인 단면도이다.
도 2는 종래의 가스터빈연소기 라이너부의 측단면도이다.
도 3은 트랜지션피스의 측단면도이다.
도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 냉각슬리브를 도시한 것이다.
도 5는 본 발명의 일실시예 따른 라이너를 도시한 것이다.
도 6은 본 발명의 일실시예에 따라 냉각슬리브를 포함하는 라이너의 측단면도이다.
도 7은 본 발명의 일실시예에 따른 플로우슬리브를 도시한 것이다.
도 8은 본 발명의 일실시예에 따라 냉각슬리브를 포함하는 플로우슬리브의 측단면도이다.
이하, 첨부된 도면에 도시된 특정 실시 예들에 의해 본 발명의 다양한 실시 예들을 설명한다. 후술되는 본 발명의 실시 예들에 차이는 상호 배타적이지 않은 사항으로 이해되어야 한다. 즉 본 발명의 기술 사상 및 범위를 벗어나지 않으면서, 기재되어 있는 특정 형상, 구조 및 특성은, 일 실시 예에 관련하여 다른 실시 예로 구현될 수 있으며, 각각의 개시된 실시 예 내의 개별 구성요소의 위치 또는 배치는 변경될 수 있음이 이해되어야 하며, 도면에서 유사한 참조부호는 여러 측면에 걸쳐서 동일하거나 유사한 기능을 지칭하며, 길이 및 면적, 두께 등과 그 형태는 편의를 위하여 과장되어 표현될 수도 있다.
도 5 는 본 발명의 일실시예 따른 라이너를 도시한 것이고, 도6은 본 발명의 일실시예에 따라 냉각슬리브를 포함하는 라이너의 측단면도이다.
도 5및 도 6을 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 가스터빈 연소기의 라이너(110)는 가스터빈의 연료노즐로부터 분무된 연료가 압축공기와 혼합하여 연소되는 라이너(110) 및 상기 라이너(110)에서 생성된 고온가스를 내보며 속도를 증가시키는 트랜지션피스(210)를 포함하며, 상기 라이너(110)는 냉각홀(130)이 형성된 플로우슬리브(120)로 둘러쌓여 상기 냉각홀(130)을 통하여 공급되는 공기에 의하여 냉각되며, 상기 트랜지션피스(210)는 다공슬리브(220)에 의하여 둘러쌓여 상기 다공슬리브(220)의 홀을 통하여 압축공기가 공급되어 트랜지션피스(210)와 충돌한 후, 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이의 공간으로 흐르는 가스터빈 연소기의 라이너(110)로서, 상기 라이너(110) 상에는 상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)을 통해 공급되는 공기와 상기 트랜지션피스(210)와 충돌한 후 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이 공간으로 흐르는 압축공기의 흐름을 구분하는 냉각슬리브(400)를 더 포함한다.
즉, 상술한 바와 같이 제트플로우와 크로스플로우 충돌에 의한 냉각효율 감소와 냉각딤블(300)의 존재에 따라 발생하는 유동 방해와 이로 인한 압력손실증가를 해결하기 위하여 냉각슬리브(400)를 더 포함하는 것이 본 발명의 특징이라고 할 수 있다.
도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 냉각슬리브(400)를 도시한 것이다. 도 4를 참조하면 냉각슬리브(400)는 볼록부(410)와 오목부(420)를 포함하고 볼록부(410)와 오목부(420)는 번갈아 가며 배치된다.
냉각슬리브(400)의 볼록부(410)는 상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)을 통해 공급되는 공기의 가이드역할을 하여 제트플로우가 라이너(110)와 수직으로 충돌할 수 있도록 하며, 오목부(420)는 상기 볼록부(410)와 이웃하는 위치에서 트랜지션피스(210)와 충돌한 후 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이 공간으로 흐르는 크로스플로우의 이동통로 역할을 한다.
즉, 볼록부(410)를 통하여 종래의 냉각딤블(300)과 같은 기능을 수행하면서도, 오목부(420)를 통하여 크로스플로우가 이동하므로 유동방해가 생기지 않아 압력손실의 증가 문제가 발생하지 않게 되는 것이다.
또한, 냉각슬리브(400)는 트랜지션피스(210)에서 상기 라이너(110) 방향으로 볼록부(410)의 높이가 점진적으로 높아지는데 이는 크로스플로우가 유동방해를 받지 않고 오목부(420) 사이로 흐르도록 하기 위함이다.
또한, 상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)이 상기 라이너(110) 길이 방향으로 복수로 배열되는 경우, 상기 냉각슬리브(400)는 상기 트랜지션피스(210)에서 상기 라이너(110) 방향으로 볼 때, 제1열의 냉각홀(130)의 위치까지 형성된다. 왜냐하면, 냉각슬리브(400)가 제2열 넘어서까지 존재하게 되면 냉각슬리브(400)가 오히려 제트플로우가 라이너(110)와 충돌하는 것을 차단하는 역할을 하기 때문이다.
또한, 오목부(420)를 따라 이동한 크로스플로우는 모멘텀 차이에 따라 와류(vortex)가 냉각슬리브(400) 전방에서 발생하게 하여 유동혼합을 더욱 증가시켜 냉각성능을 더욱 향상시킬 수 있다.
도 4에 나타난 냉각슬리브(400)의 형태는 파형형태이나 반드시 그 형태가 이에 한정할 필요는 없다. 상술한 바와 같이 냉각홀(130)을 통과하는 제트플로우 가이드역활과 트랜지션피스(210)에서 공급되는 크로스플로우의 이동로 역할을 하면 족하므로 볼록부(410)와 오목부(420)가 교차하는 형태이면 그 형상은 파형이나 삼각 혹은 사각과 같은 다각형이어도 무관하다.
도 5 및 도 6을 참조하면, 본 발명의 일실시예에서는 라이너(110)에 냉각슬리브(400)가 결합되어 종래와 다른 냉각슬리브(400)를 포함하는 라이너(110)가 제시되고 있음을 확인할 수 있다. 즉, 종래에는 도 2에서와 같이 라이너(110)에 상에 특별한 구성이 결합되지 않았으나, 본 발명의 일실시예에서는 라이너(110)상에 냉각슬리브(400)가 결합된 형태가 되어 종래와는 다른 새로운 라이너(110)를 제시하고 있는 것이다.
도 5 및 도 6을 참조하여 본 발명의 일실시예에 따른 라이너(110)의 냉각 원리를 살펴보면, 라이너(110)와 이를 둘러싸는 플로우슬리브(120)로 구성되는 것과, 플로우슬리브(120)에 냉각홀(130)이 형성되어 냉각홀(130)을 통해 유입된 제트플로우가 수직으로 라이너(110)와 충돌하여 라이너(110)를 냉각시키는 점은 동일하다.
그러나, 본 발명의 일실시예에서는 라이너(110)에 냉각슬리브(400)가 있어 트랜지션피스부(200)에서 라이너부(100)의 라이너(110)와 플로우슬리브(120) 사이 공간으로 유입되는 크로스플로우가 냉각슬리브(400)의 오목부(420)를 따라 흐르고, 볼록부(410)가 제트플로우의 가이드역활을 함과 동시에 크로스플로우가 오목부(420)로 흐르도록 유도하므로 제트플로우가 크로스플로우에 영향을 받지 않아 라이너(110)를 효과적으로 냉각할 수 있다. 아울러 크로스플로우 또한 볼록부(410)와 직접 출돌하여 압력이 감소되는 것이 아니라 오목부(420)를 따라 흐르다 냉각슬리브(400) 전방에서 와류가 발생하여 유동혼합을 더욱 증가시켜 냉각 성능을 향상시킬 수 있게 되는 것이다.
도 7은 본 발명의 일실시예에 따른 플로우슬리브를 도시한 것이고, 도8는 본 발명의 일실시예에 따라 냉각슬리브를 포함하는 플로우슬리브의 측단면도이다.
도 7 및 도 8 을 참조하면, 본 발명의 다른 실시예에 따른 가스터빈 연소기의 플로우슬리브(120)는 가스터빈의 연료노즐로부터 분무된 연료가 압축공기와 혼합하여 연소되는 라이너(110) 및 상기 라이너(110)에서 생성된 고온가스를 내보며 속도를 증가시키는 트랜지션피스(210)를 포함하며, 상기 라이너(110)는 냉각홀(130)이 형성된 플로우슬리브(120)로 둘러쌓여 상기 냉각홀(130)을 통하여 공급되는 공기에 의하여 냉각되며, 상기 트랜지션피스(210)는 다공슬리브(220)에 의하여 둘러쌓여 상기 다공슬리브(220)의 홀을 통하여 압축공기가 공급되어 트랜지션피스(210)와 충돌한 후, 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이의 공간으로 흐르는 가스터빈 연소기의 플로우슬리브(120)로서,상기 플로우슬리브(120) 상에는 상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)을 통해 공급되는 공기와 상기 트랜지션피스(210)와 충돌한 후 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이 공간으로 흐르는 압축공기의 흐름을 구분하는 냉각슬리브(400)를 더 포함한다.
즉, 앞서 설명한 본 발명의 실시예에서는 냉각슬리브(400)가 라이너(110)와 결합된 것이라면, 본 발명의 다른 실시예에서는 냉각슬리브(400)가 플로우슬리브(120)와 결합하는 것이다.
결합되는 냉각슬리브(400)는 앞서 설명한 냉각슬리브(400)와 동일하다. 다만, 볼록부(410)와 오목부(420)의 위치는 다른데, 라이너(110)와 결합하는 냉각슬리브(400)의 경우에는 라이너(110) 방향이 오목부(420), 플로우슬리브(120) 방향이 볼록부(410)가 되나, 플로우슬리브(120)와 결합하는 경우에는 플로우슬리브(120) 방향이 오목부(420), 라이너(110) 방향이 볼록부(410)가 된다는 점에서 차이가 있다.
도 7 및 도 8을 참조하면, 본 발명의 다른 실시예에서는 플로우슬리브(120)에 냉각슬리브(400)가 결합되어 종래와 다른 냉각슬리브(400)를 포함하는 플로우슬리브(120)가 제시되고 있음을 확인할 수 있다. 즉, 종래에는 도 2에서와 같이 플로우슬리브(120)에 상에 특별한 구성이 결합되지 않았으나, 본 발명의 다른 실시예에서는 플로우슬리브(120)상에 냉각슬리브(400)가 결합된 형태가 되어 종래와는 다른 새로운 플로우슬리브(120)를 제시하고 있는 것이다.
도 7 및 도 8을 참조하여 본 발명의 다른 실시예에 따른 라이너(110)의 냉각 원리를 살펴보면, 라이너(110)와 이를 둘러싸는 플로우슬리브(120)로 구성되는 것과, 플로우슬리브(120)에 냉각홀(130)이 형성되어 냉각홀(130)을 통해 유입된 제트플로우가 수직으로 라이너(110)와 충돌하여 라이너(110)를 냉각시키는 점은 동일하다.
그러나, 본 발명의 다른 실시예에서는 플로우슬리브(120)에 냉각슬리브(400)가 있어 트랜지션피스부(200)에서 라이너부(100)의 라이너(110)와 플로우슬리브(120) 사이 공간으로 유입되는 크로스플로우가 냉각슬리브(400)의 오목부(420)를 따라 흐르고, 볼록부(410)가 제트플로우의 가이드역활을 함과 동시에 크로스플로우가 오목부(420)로 흐르도록 유도하므로 제트플로우가 크로스플로우에 영향을 받지 않아 라이너(110)를 효과적으로 냉각할 수 있다. 아울러 크로스플로우 또한 볼록부(410)와 직접 출돌하여 압력이 감소되는 것이 아니라 오목부(420)를 따라 흐르다 냉각슬리브(400) 전방에서 와류가 발생하여 유동혼합을 더욱 증가시켜 냉각 성능을 향상시킬 수 있게 되는 것이다.
본 발명의 일실시예에 다른 실시예를 비교하여 보면, 양자는 냉각슬리브(400)가 라이너(110)에 결합하느냐 플로우슬리브(120)에 결합하느냐 하는 측면에서 차이가 있다.
이에 따라 제트플로우의 흐름은 큰 차이가 없으나 크로스플로우는 냉각슬리브(400)의 점진적인 경사면 사이의 오목부(420)를 흐르므로, 라이너(110)의 경우 상대적으로 라이너(110)에 근접하여 흐르고, 플로우슬리브(120)의 경우 플로우슬리브(120)에 근접하여 흐른다는 점에 차이가 있으나 냉각슬리브(400) 통과 후 와류 발생에 의하여 냉각효과를 더욱 증가시킨다는 점에서 양자의 효과는 실질적으로 동일하다고 할 것이다.
본 발명의 또 다른 실시예에 따른 가스터빈 연소기는 가스터빈의 연료노즐로부터 분무된 연료가 압축공기와 혼합하여 연소되는 라이너(110) 및 상기 라이너(110)에서 생성된 고온가스를 내보며 속도를 증가시키는 트랜지션피스(210)를 포함하며, 상기 라이너(110)는 냉각홀(130)이 형성된 플로우슬리브(120)로 둘러쌓여 상기 냉각홀(130)을 통하여 공급되는 공기에 의하여 냉각되며, 상기 트랜지션피스(210)는 다공슬리브(220)에 의하여 둘러쌓여 상기 다공슬리브(220)의 홀을 통하여 압축공기가 공급되어 트랜지션피스(210)와 충돌한 후, 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이의 공간으로 흐르는 가스터빈 연소기로서, 상기 플로우슬리브(120)와 상기 라이너(110) 사이에 상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)을 통해 공급되는 공기와 상기 트랜지션피스(210)와 충돌한 후 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이 공간으로 흐르는 압축공기의 흐름을 구분하는 냉각슬리브(400)를 더 포함한다.
본 발명의 또 다른 실시예는 앞서 언급한 플로우슬리브(120), 라이너(110)와 같이 냉각슬리브(400)를 포함한다. 앞선 실시예는 플로우슬리브(120) 또는 라이너(110)와 같이 연소기를 이루는 구성을 중심으로 기술한 것이라면, 본 발명의 또 다른 실시예는 이들 구성을 포함하는 연소기에 해당하는 것이다.
따라서, 동작원리 등은 앞서 설명한 바와 동일하다. 다만, 본 발명의 또 다른 실시예에 해당하는 연소기는 냉각슬리브(400)를 포함하는 플로우슬리브(120)를 포함하거나, 냉가슬리브를 포함하는 라이너(110)를 포함하는 것을 특징으로 하여 앞선 실시예들과 동일한 효과를 발휘하게 되는 것이다.
이상과 같이 본 발명의 일 실시 예에 대하여 설명하였으나, 이를 기초로 해당 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 청구범위에 기재된 본 발명의 사상으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서, 구성 요소의 부가, 변경, 삭제 또는 추가 등에 의해 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있을 것이며, 이 또한 본 발명의 권리범위 내에 포함된다 할 것이다.
10 : 연소기 50 : 점화부
100 : 라이너부
110 : 라이너 120 : 플로우슬리브
130 : 냉각홀 140 : 라이너와 플로우슬리브 사이공간
200 : 트랜지션피스부
210 : 트랜지션피스 220 : 다공슬리브
230 : 냉각구 240 : 트랜지션피스와 다공슬리브 사이공간
400 : 냉각슬리브
410 : 볼록부 420 : 오목부

Claims (17)

  1. 가스터빈의 연료노즐로부터 분무된 연료가 압축공기와 혼합하여 연소되는 라이너(110) 및 상기 라이너(110)에서 생성된 고온가스를 내보며 속도를 증가시키는 트랜지션피스(210)를 포함하며,
    상기 라이너(110)는 냉각홀(130)이 형성된 플로우슬리브(120)로 둘러쌓여 상기 냉각홀(130)을 통하여 공급되는 공기에 의하여 냉각되며,
    상기 트랜지션피스(210)는 다공슬리브(220)에 의하여 둘러쌓여 상기 다공슬리브(220)의 홀을 통하여 압축공기가 공급되어 트랜지션피스(210)와 충돌한 후, 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이의 공간으로 흐르는 가스터빈 연소기의 라이너(110)로서,
    상기 라이너(110) 상에는 상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)을 통해 공급되는 공기와 상기 트랜지션피스(210)와 충돌한 후 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이 공간으로 흐르는 압축공기의 흐름을 구분하도록 볼록부(410)와 상기 볼록부(410)와 이웃하는 위치에 위치하는 오목부(420)를 포함하는 냉각슬리브(400)를 더 포함하고,
    상기 트랜지션피스(210)와 충돌한 후 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이 공간으로 흐르는 압축공기는 상기 오목부(420) 사이로 흐르고, 상기 볼록부(410)는 상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)을 통해 공급되는 공기의 가이드역할을 하도록 상기 냉각홀(130)과 나란한 방향에 위치하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 연소기의 라이너.
  2. 삭제
  3. 삭제
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 냉각슬리브(400)는 상기 트랜지션피스(210)에서 상기 라이너(110) 방향으로 볼록부(410)의 높이가 점진적으로 높아지는 것을 특징으로 하는 가스터빈 연소기의 라이너.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)이 상기 라이너(110) 길이 방향으로 복수로 배열되는 경우, 상기 냉각슬리브(400)는 상기 트랜지션피스(210)에서 상기 라이너(110) 방향으로 볼 때, 제1열의 냉각홀(130)의 위치까지 형성되는 것을 특징으로 하는 가스터빈 연소기의 라이너.
  6. 가스터빈의 연료노즐로부터 분무된 연료가 압축공기와 혼합하여 연소되는 라이너(110) 및 상기 라이너(110)에서 생성된 고온가스를 내보며 속도를 증가시키는 트랜지션피스(210)를 포함하며,
    상기 라이너(110)는 냉각홀(130)이 형성된 플로우슬리브(120)로 둘러쌓여 상기 냉각홀(130)을 통하여 공급되는 공기에 의하여 냉각되며,
    상기 트랜지션피스(210)는 다공슬리브(220)에 의하여 둘러쌓여 상기 다공슬리브(220)의 홀을 통하여 압축공기가 공급되어 트랜지션피스(210)와 충돌한 후, 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이의 공간으로 흐르는 가스터빈 연소기의 라이너(110)로서,
    상기 플로우슬리브(120) 상에는 상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)을 통해 공급되는 공기와 상기 트랜지션피스(210)와 충돌한 후 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이 공간으로 흐르는 압축공기의 흐름을 구분하도록 볼록부(410)와 상기 볼록부(410)와 이웃하는 위치에 위치하는 오목부(420)를 포함하는 는 냉각슬리브(400)를 더 포함하고,
    상기 트랜지션피스(210)와 충돌한 후 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이 공간으로 흐르는 압축공기는 상기 오목부(420) 사이로 흐르고, 상기 볼록부(410)는 상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)을 통해 공급되는 공기의 가이드역할을 하도록 상기 냉각홀(130)과 나란한 방향에 위치하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 연소기의 플로우슬리브.
  7. 삭제
  8. 삭제
  9. 제 6 항에 있어서,
    상기 냉각슬리브(400)는 상기 트랜지션피스(210)에서 상기 라이너(110) 방향으로 볼록부(410)의 높이가 점진적으로 높아지는 것을 특징으로 하는 가스터빈 연소기의 플로우슬리브.
  10. 제 6 항에 있어서,
    상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)이 상기 라이너(110) 길이 방향으로 복수로 배열되는 경우, 상기 냉각슬리브(400)는 상기 트랜지션피스(210)에서 상기 라이너(110) 방향으로 볼 때, 제1열의 냉각홀(130)의 위치까지 형성되는 것을 특징으로 하는 가스터빈 연소기의 플로우슬리브.
  11. 가스터빈의 연료노즐로부터 분무된 연료가 압축공기와 혼합하여 연소되는 라이너(110) 및 상기 라이너(110)에서 생성된 고온가스를 내보며 속도를 증가시키는 트랜지션피스(210)를 포함하며,
    상기 라이너(110)는 냉각홀(130)이 형성된 플로우슬리브(120)로 둘러쌓여 상기 냉각홀(130)을 통하여 공급되는 공기에 의하여 냉각되며,
    상기 트랜지션피스(210)는 다공슬리브(220)에 의하여 둘러쌓여 상기 다공슬리브(220)의 홀을 통하여 압축공기가 공급되어 트랜지션피스(210)와 충돌한 후, 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이의 공간으로 흐르는 가스터빈 연소기로서,
    상기 플로우슬리브(120)와 상기 라이너(110) 사이에 상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)을 통해 공급되는 공기와 상기 트랜지션피스(210)와 충돌한 후 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이 공간으로 흐르는 압축공기의 흐름을 구분하도록 볼록부(410)와 상기 볼록부(410)와 이웃하는 위치에 위치하는 오목부(420)를 포함하는 냉각슬리브(400)를 더 포함하고,
    상기 트랜지션피스(210)와 충돌한 후 상기 라이너(110)와 상기 플로우슬리브(120) 사이 공간으로 흐르는 압축공기는 상기 오목부(420) 사이로 흐르고, 상기 볼록부(410)는 상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)을 통해 공급되는 공기의 가이드역할을 하도록 상기 냉각홀(130)과 나란한 방향에 위치하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 연소기.
  12. 삭제
  13. 삭제
  14. 제 11 항에 있어서,
    상기 냉각슬리브(400)는 상기 트랜지션피스(210)에서 상기 라이너(110) 방향으로 볼록부(410)의 높이가 점진적으로 높아지는 것을 특징으로 하는 가스터빈 연소기.
  15. 제 11 항에 있어서,
    상기 플로우슬리브(120)의 냉각홀(130)이 상기 라이너(110) 길이 방향으로 복수로 배열되는 경우, 상기 냉각슬리브(400)는 상기 트랜지션피스(210)에서 상기 라이너(110) 방향으로 볼 때, 제1열의 냉각홀(130)의 위치까지 형성되는 것을 특징으로 하는 가스터빈 연소기.
  16. 제 11 항에 있어서,
    상기 냉각슬리브(400)는 상기 플로우슬리브(120) 또는 상기 라이너(110) 상에 위치하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 연소기.
  17. 삭제
KR1020140005741A 2014-01-16 2014-01-16 냉각슬리브를 포함하는 라이너, 플로우슬리브 및 가스터빈연소기 KR101556532B1 (ko)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020140005741A KR101556532B1 (ko) 2014-01-16 2014-01-16 냉각슬리브를 포함하는 라이너, 플로우슬리브 및 가스터빈연소기
CN201410642017.7A CN104791844B (zh) 2014-01-16 2014-11-11 包括冷却衬体的内衬体、循环套管以及燃气涡轮燃烧器
US14/590,747 US10094573B2 (en) 2014-01-16 2015-01-06 Liner, flow sleeve and gas turbine combustor each having cooling sleeve
JP2015004168A JP6522953B2 (ja) 2014-01-16 2015-01-13 冷却スリーブ付きライナー、冷却スリーブ付きフロースリーブ、及びガスタービン燃焼器
EP15151315.7A EP2896885B1 (en) 2014-01-16 2015-01-15 Liner, flow sleeve and gas turbine combustor each having cooling sleeve

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020140005741A KR101556532B1 (ko) 2014-01-16 2014-01-16 냉각슬리브를 포함하는 라이너, 플로우슬리브 및 가스터빈연소기

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20150085745A KR20150085745A (ko) 2015-07-24
KR101556532B1 true KR101556532B1 (ko) 2015-10-01

Family

ID=52354801

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020140005741A KR101556532B1 (ko) 2014-01-16 2014-01-16 냉각슬리브를 포함하는 라이너, 플로우슬리브 및 가스터빈연소기

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10094573B2 (ko)
EP (1) EP2896885B1 (ko)
JP (1) JP6522953B2 (ko)
KR (1) KR101556532B1 (ko)
CN (1) CN104791844B (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11268698B2 (en) 2017-10-30 2022-03-08 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Combustor and gas turbine including the same

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2921779B1 (en) * 2014-03-18 2017-12-06 Ansaldo Energia Switzerland AG Combustion chamber with cooling sleeve
EP2955442A1 (en) * 2014-06-11 2015-12-16 Alstom Technology Ltd Impingement cooled wall arrangement
EP3263840B1 (en) * 2016-06-28 2019-06-19 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Transition part assembly and combustor including the same
US10690345B2 (en) 2016-07-06 2020-06-23 General Electric Company Combustor assemblies for use in turbine engines and methods of assembling same
KR101900192B1 (ko) * 2017-04-27 2018-09-18 두산중공업 주식회사 연료 노즐 조립체, 이를 포함하는 연료 노즐 모듈 및 가스 터빈
US11112113B2 (en) * 2018-05-30 2021-09-07 Raytheon Technologies Corporation And manufacturing process for directed impingement punched plates
FR3087837B1 (fr) * 2018-10-25 2020-12-11 Safran Aircraft Engines Ensemble pour turbomachine
US11674446B2 (en) * 2021-08-30 2023-06-13 Collins Engine Nozzles, Inc. Cooling for surface ignitors in torch ignition devices
CN113739208B (zh) * 2021-09-09 2022-08-26 成都中科翼能科技有限公司 一种用于低污染燃气轮机的混合冷却火焰筒
CN116557910A (zh) 2022-01-27 2023-08-08 通用电气公司 具有交替稀释栅的燃烧器

Family Cites Families (57)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2447482A (en) * 1945-04-25 1948-08-24 Westinghouse Electric Corp Turbine apparatus
GB1074785A (en) * 1965-04-08 1967-07-05 Rolls Royce Combustion apparatus e.g. for a gas turbine engine
US3307354A (en) * 1965-10-01 1967-03-07 Gen Electric Cooling structure for overlapped panels
US3910039A (en) * 1972-09-14 1975-10-07 Nasa Rocket chamber and method of making
US3793827A (en) * 1972-11-02 1974-02-26 Gen Electric Stiffener for combustor liner
US3826082A (en) * 1973-03-30 1974-07-30 Gen Electric Combustion liner cooling slot stabilizing dimple
US4195474A (en) * 1977-10-17 1980-04-01 General Electric Company Liquid-cooled transition member to turbine inlet
US4236378A (en) * 1978-03-01 1980-12-02 General Electric Company Sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas
US4622821A (en) * 1985-01-07 1986-11-18 United Technologies Corporation Combustion liner for a gas turbine engine
US4790140A (en) * 1985-01-18 1988-12-13 Ishikawajima-Harima Jukogyo Kabushiki Kaisha Liner cooling construction for gas turbine combustor or the like
JPH0752014B2 (ja) * 1986-03-20 1995-06-05 株式会社日立製作所 ガスタ−ビン燃焼器
US5329773A (en) * 1989-08-31 1994-07-19 Alliedsignal Inc. Turbine combustor cooling system
KR940011861A (ko) 1992-11-09 1994-06-22 한스 요트. 헤쩨르, 하아. 카이저 가스 터빈 연소실
JP3415663B2 (ja) * 1992-12-28 2003-06-09 アルストム 冷却面を衝撃式に冷却するための装置
US5361828A (en) * 1993-02-17 1994-11-08 General Electric Company Scaled heat transfer surface with protruding ramp surface turbulators
US5363654A (en) * 1993-05-10 1994-11-15 General Electric Company Recuperative impingement cooling of jet engine components
JPH0941991A (ja) * 1995-07-31 1997-02-10 Toshiba Corp ガスタービン燃焼器の冷却構造
JP3619599B2 (ja) * 1995-11-30 2005-02-09 株式会社東芝 ガスタービンプラント
JP3110338B2 (ja) * 1997-02-12 2000-11-20 東北電力株式会社 燃焼器の蒸気による冷却構造
US6018950A (en) * 1997-06-13 2000-02-01 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustion turbine modular cooling panel
GB2328011A (en) * 1997-08-05 1999-02-10 Europ Gas Turbines Ltd Combustor for gas or liquid fuelled turbine
JP2000320837A (ja) * 1999-05-06 2000-11-24 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器
US6494044B1 (en) * 1999-11-19 2002-12-17 General Electric Company Aerodynamic devices for enhancing sidepanel cooling on an impingement cooled transition duct and related method
US6484505B1 (en) 2000-02-25 2002-11-26 General Electric Company Combustor liner cooling thimbles and related method
KR20000072387A (ko) 2000-09-01 2000-12-05 송준상 방수구조를 갖는 단자 조립체
KR100395643B1 (ko) 2000-10-04 2003-08-21 한국기계연구원 가스터빈 연소기
US6681578B1 (en) * 2002-11-22 2004-01-27 General Electric Company Combustor liner with ring turbulators and related method
DE50212796D1 (de) * 2002-12-19 2008-10-30 Siemens Ag Geschlossen gekühlte Brennkammer für eine Turbine
US7137241B2 (en) * 2004-04-30 2006-11-21 Power Systems Mfg, Llc Transition duct apparatus having reduced pressure loss
US7373778B2 (en) * 2004-08-26 2008-05-20 General Electric Company Combustor cooling with angled segmented surfaces
US7219498B2 (en) * 2004-09-10 2007-05-22 Honeywell International, Inc. Waffled impingement effusion method
US7310938B2 (en) * 2004-12-16 2007-12-25 Siemens Power Generation, Inc. Cooled gas turbine transition duct
US7386980B2 (en) * 2005-02-02 2008-06-17 Power Systems Mfg., Llc Combustion liner with enhanced heat transfer
US7878002B2 (en) * 2007-04-17 2011-02-01 General Electric Company Methods and systems to facilitate reducing combustor pressure drops
US7757492B2 (en) * 2007-05-18 2010-07-20 General Electric Company Method and apparatus to facilitate cooling turbine engines
EP2242915B1 (de) * 2008-02-20 2018-06-13 General Electric Technology GmbH Gasturbine mit verbesserter kühlarchitektur
US8166764B2 (en) * 2008-07-21 2012-05-01 United Technologies Corporation Flow sleeve impingement cooling using a plenum ring
US8033119B2 (en) * 2008-09-25 2011-10-11 Siemens Energy, Inc. Gas turbine transition duct
US8276389B2 (en) * 2008-09-29 2012-10-02 Siemens Energy, Inc. Assembly for directing combustion gas
US8549861B2 (en) * 2009-01-07 2013-10-08 General Electric Company Method and apparatus to enhance transition duct cooling in a gas turbine engine
US20100205972A1 (en) * 2009-02-17 2010-08-19 General Electric Company One-piece can combustor with heat transfer surface enhacements
US8015817B2 (en) * 2009-06-10 2011-09-13 Siemens Energy, Inc. Cooling structure for gas turbine transition duct
US8646276B2 (en) * 2009-11-11 2014-02-11 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine with enhanced cooling
RU2530685C2 (ru) * 2010-03-25 2014-10-10 Дженерал Электрик Компани Структуры ударного воздействия для систем охлаждения
JP5638298B2 (ja) 2010-07-08 2014-12-10 愛三工業株式会社 造粒蓄熱材および蒸発燃料処理装置
US8667801B2 (en) * 2010-09-08 2014-03-11 Siemens Energy, Inc. Combustor liner assembly with enhanced cooling system
US8201412B2 (en) * 2010-09-13 2012-06-19 General Electric Company Apparatus and method for cooling a combustor
US9133721B2 (en) * 2010-11-15 2015-09-15 Siemens Energy, Inc. Turbine transition component formed from a two section, air-cooled multi-layer outer panel for use in a gas turbine engine
US20130180252A1 (en) * 2012-01-18 2013-07-18 General Electric Company Combustor assembly with impingement sleeve holes and turbulators
US9440743B2 (en) * 2012-08-09 2016-09-13 Hamilton Sundstrand Corporation Cabin air compressor outlet duct
JP6202976B2 (ja) * 2013-10-10 2017-09-27 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器
EP2865850B1 (en) * 2013-10-24 2018-01-03 Ansaldo Energia Switzerland AG Impingement cooling arrangement
US9845956B2 (en) * 2014-04-09 2017-12-19 General Electric Company System and method for control of combustion dynamics in combustion system
US20160061452A1 (en) * 2014-08-26 2016-03-03 General Electric Company Corrugated cyclone mixer assembly to facilitate reduced nox emissions and improve operability in a combustor system
JP6267085B2 (ja) * 2014-09-05 2018-01-24 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器
EP3045680B1 (en) * 2015-01-15 2020-10-14 Ansaldo Energia Switzerland AG Method and apparatus for cooling a hot gas wall
US11619387B2 (en) * 2015-07-28 2023-04-04 Rolls-Royce Corporation Liner for a combustor of a gas turbine engine with metallic corrugated member

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11268698B2 (en) 2017-10-30 2022-03-08 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Combustor and gas turbine including the same

Also Published As

Publication number Publication date
JP6522953B2 (ja) 2019-05-29
US20150198335A1 (en) 2015-07-16
JP2015135111A (ja) 2015-07-27
US10094573B2 (en) 2018-10-09
KR20150085745A (ko) 2015-07-24
EP2896885B1 (en) 2019-03-20
CN104791844B (zh) 2017-07-11
EP2896885A1 (en) 2015-07-22
CN104791844A (zh) 2015-07-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101556532B1 (ko) 냉각슬리브를 포함하는 라이너, 플로우슬리브 및 가스터빈연소기
JP2016099108A (ja) 多段燃焼を備えるガスタービンのための燃料ランス冷却
KR20130132654A (ko) 가스 터빈 엔진용 연소기 및 가스 터빈
KR102099307B1 (ko) 라이너 냉각을 촉진하는 난류 생성 구조 및 이를 포함하는 가스 터빈용 연소기
EP3401601B1 (en) Combustor and method of distributing compressed air in a combustor
EP2955443B1 (en) Impingement cooled wall arrangement
KR102135442B1 (ko) 링 세그먼트 및 이를 포함하는 가스 터빈
KR102502652B1 (ko) 물결 형태 유로를 구비한 배열 충돌제트 냉각구조
KR20170094514A (ko) 충돌 냉각 벽 장치
EP3494344B1 (en) Machine component, particularly a turbomachine component, with cooling features
KR101579122B1 (ko) 가스터빈의 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈 및 이의 냉각방법
KR102050562B1 (ko) 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈
KR102051988B1 (ko) 이중관 라이너 내부 유동가이드를 포함하는 가스 터빈 엔진의 연소기, 및 이를 포함하는 가스터빈
KR101877675B1 (ko) 트랜지션 피스 조립체 및 이를 포함하는 연소기, 가스터빈
KR102088048B1 (ko) 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈
KR102377720B1 (ko) 압력 강하가 개선된 라이너 냉각구조 및 이를 포함하는 가스터빈용 연소기
KR102162052B1 (ko) 버너 조립체와 이를 포함하는 연소기 및 가스 터빈
CN103363546A (zh) 具有过渡喷嘴的燃烧系统
KR102248037B1 (ko) 마그네틱 댐퍼를 구비하는 터빈 블레이드
KR101906052B1 (ko) 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈
KR101842745B1 (ko) 가스터빈의 트랜지션피스와 터빈의 결합장치
KR101842746B1 (ko) 가스터빈의 트랜지션피스와 터빈의 연결장치
KR20230062979A (ko) 에어포일 및 이를 포함하는 가스 터빈

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant