KR101891449B1 - 가스 터빈 - Google Patents

Abstract

가스 터빈 연소기 및 가스 터빈에서, 연소기(12)의 꼬리통(43)의 하류단부에 따른 원주 방향으로 인접하는 측벽(62)의 내면에 꼬리통(43)의 통로 면적이 커지는 경사면(64)을 설치하고, 제1단 고정 날개(27)의 피치 치수 P를 기준으로 하여 인접하는 꼬리통(43)의 중간 지점으로부터 원주 방향에서 가장 가까운 제1단 고정 날개(27)의 상류단까지의 원주 방향의 치수 S의 비율 S/P을 0에서 0.2의 사이로 설정함과 동시에, 피치 치수 P를 기준으로 하여 꼬리통(43)의 하류 단면으로부터 제1단 고정 날개(27)의 상류단까지의 축 방향의 치수 L의 비율 L/P을 0.3에서 0.55의 사이로 설정한다.

Description

가스 터빈{GAS TURBINE}

본 발명은 압축한 고온ㆍ고압의 공기에 대하여 연료를 공급하여 연소하고, 발생한 연소 가스를 터빈에 공급하여 회전 동력을 얻는 가스 터빈에 관한 것이다.

가스 터빈은 압축기와 연소기와 터빈에 의해 구성되어 있고, 공기 취입구로부터 취입된 공기가 압축기에 의해 압축됨으로써 고온ㆍ고압의 압축 공기가 되고, 연소기에서 이 압축 공기에 대하여 연료를 공급하여 연소시켜, 고온ㆍ고압의 연소 가스가 터빈을 구동하고, 이 터빈에 연결된 발전기를 구동한다. 이 경우, 터빈은 차실 내에 여러 개의 고정 날개 및 운동 날개가 번갈아 배설되어 구성되어 있고, 연소 가스에 의해 운동 날개를 구동함으로써 발전기에 연결되는 출력 축을 회전 구동하고 있다. 그리고, 터빈을 구동한 연소 가스는 배기 가스로서 대기에 방출된다.

이와 같은 가스 터빈에서, 연소기는 원주 방향을 따라 여러 개가 인접하여 배치되어 있다. 각 연소기에서 연소한 연소 가스는 연소기 꼬리통에서 유출하고, 터빈의 가스 입구에서 유로 속으로 들어간다. 이때, 연소 가스는 연소기 꼬리통에서 유출한 직후에, 인접하는 연소기 꼬리통의 사이드 플랜지 사이에서 그 흐름 중에 카르만 와열(Karman vortex street)이 형성되는 경우가 있다. 그리고, 이 카르만 와열을 진동원으로 하는 비정상 압력 변동이 음향 고유값으로 공진하여 커다란 압력 변동이 발생하여, 운동이 불가능해질 우려가 있다.

이와 같은 문제를 해결하는 것으로서 예를 들어, 하기 특허문헌 1에 기재된 것이 있다. 이 특허문헌 1에 기재된 가스 터빈은 연소기 꼬리통의 하류부에서, 터빈 로터의 원주 방향에서 서로 대향하는 측벽의 내면에 꼬리통의 축선 방향의 하류 측을 향함에 따라 점차 인접하는 꼬리통에 접근하는 방향으로 경사진 경사면을 설치하고 있다.

일본 공개특허공보 제2013-064535호

상술한 종래의 가스 터빈에서는 꼬리통의 하류 측의 측벽 내면에 경사면을 설치함으로써, 꼬리통의 측벽 내면을 따르는 흐름들끼리 서로 합류하기 때문에, 카르만 와열의 발생을 억제할 수 있다. 그런데, 연소기 꼬리통에서 터빈의 연소 가스 유로 내에 흘러드는 연소 가스는 터빈의 제1단 고정 날개와 간섭하고, 원주 방향으로 인접한 여러 개의 연소기 간에 연소 가스의 유량에 편차가 발생하게 된다. 여러 개의 연소기 간에 연소 가스의 유량에 편차가 발생하면 각 연소기 간에 온도 차이(온도 편차)가 발생하고, NOx의 증가나 터빈 효율의 저하 등의 문제가 발생한다.

본 발명은 상술한 문제를 해결하기 위한 것이며, 여러 개의 연소기 사이에서의 카르만 와열의 발생을 억제함과 동시에, 여러 개의 연소기에 따른 연소 가스의 유량 차이의 발생을 억제함으로써, NOx의 증가나 터빈 효율의 저하의 억제를 도모하는 가스 터빈을 제공하는 것을 목적으로 한다.

상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 가스 터빈은 공기를 압축하는 압축기와, 상기 압축기가 압축한 압축 공기와 연료를 혼합하여 연소하는 연소기와, 상기 연소기가 생성한 연소 가스에 의해 회전 동력을 얻는 터빈을 가지고, 상기 연소기는 로터를 중심으로 하여 환상으로 배치되는 가스 터빈에 있어서, 상기 연소기의 꼬리통의 하류 단부에 따른 원주 방향으로 인접하는 측벽의 내면에 상기 꼬리통의 통로 면적이 커지는 경사면이 설치되고, 상기 터빈의 제1단 고정 날개의 피치 치수 P를 기준으로 하여, 인접하는 상기 꼬리통의 중간 지점으로부터 상기 원주 방향에서 가장 가까운 상기 제1단 고정 날개의 상류단까지의 원주 방향의 치수 S의 비율 S/P이 0에서 0.2의 사이로 설정되는 동시에, 상기 피치 치수 P를 기준으로 하여, 상기 꼬리통의 하류단으로부터 상기 제1단 고정 날개의 상류단까지의 축 방향의 치수 L의 비율 L/P이 0.3에서 0.55의 사이로 설정되는 것을 특징으로 한다.

꼬리통과 제1단 고정 날개의 위치 관계를 적정한 위치 관계로 함으로써, 여러 개의 연소기의 꼬리통의 후단부에서의 카르만 와열에 의한 압력 변동을 억제할 수 있는 동시에, 여러 개의 연소기에 따른 연소 가스의 유량 차이의 발생을 억제할 수 있다. 그 결과, 주요한 카르만 와열의 발생을 억제함으로써, 꼬리통의 하류 측 부분의 압력 변동을 억제할 수 있고, 또한 각 연소기 간의 연소 가스의 유량 차이를 억제함으로써, NOx의 증가나 터빈 효율의 저하를 억제할 수 있다.

본 발명의 가스 터빈에서는 상기 피치 치수 P를 기준으로 하여 원주 방향의 치수 S의 비율 S/P이 0.05에서 0.15의 사이로 설정되는 동시에, 상기 피치 치수 P를 기준으로 하여 상기 축 방향의 치수 L의 비율 L/P이 0.3에서 0.4의 사이로 설정되는 것을 특징으로 한다.

꼬리통과 제1단 고정 날개의 위치 관계를 적정한 위치 관계로 함으로써, 여러 개의 연소기의 꼬리통의 후단부에서의 주요한 카르만 와열의 발생을 억제할 수 있는 동시에, 여러 개의 연소기에 따른 연소 가스의 유량 차이의 발생을 억제할 수 있다.

본 발명의 가스 터빈에서는, 상기 연소기의 개수와 상기 터빈의 제1단 고정 날개의 개수의 비율이 (2):(3 이상의 기수(奇數))인 것을 특징으로 하고 있다.

본 발명의 가스 터빈에서는, 상기 경사면은 상기 꼬리통의 하류부에서, 상기 로터의 원주 방향에서 서로 대향하는 한 쌍의 측벽 중 적어도 일방의 측벽의 내면이 상기 꼬리통의 축선 방향의 하류 측을 향함에 따라 점차 인접하는 다른 꼬리통에 접근하는 방향으로 상기 꼬리통의 하류단에 이르기까지 경사져 있는 것을 특징으로 한다.

인접하는 꼬리통의 측벽 내면을 따르는 흐름들끼리 서로 꼬리통의 하류 단면의 하류 측에 각도를 가지고 합류하기 때문에, 꼬리통의 하류 단면의 하류 측에 주요한 카르만 와열이 형성되는 것을 억제할 수 있고, 꼬리통의 하류 측 부분의 압력 변동을 억제할 수 있다.

본 발명의 가스 터빈에서는, 상기 제1단 고정 날개의 상류단의 위치가 상기 로터의 지름 방향을 따라 배치되는 것을 특징으로 한다.

제1단 고정 날개의 상류단의 위치를 로터의 지름 방향을 따라 배치하기 때문에, 제1단 고정 날개의 길이 방향의 모든 영역에서 꼬리통과 제1단 고정 날개의 위치 관계가 적정한 위치 관계가 되고, 여러 개의 연소기의 꼬리통의 후단부에서의 카르만 와열에 의한 압력 변동을 억제할 수 있는 동시에, 여러 개의 연소기에 따른 연소 가스의 유량 차이의 발생을 억제할 수 있다.

본 발명의 가스 터빈에서는 원주 방향으로 인접하는 여러 개의 상기 제1단 고정 날개에 따른 스로트 폭은 상기 로터의 지름 방향에 따른 일단부 측과 타단부 측 중 적어도 어느 일방이 지름 방향에 따른 중간부 측보다 크게 설정되는 것을 특징으로 한다.

제1단 고정 날개에 따른 단부 측의 스로트 폭을 중간부 측의 스로트 폭보다 크게 설정하기 때문에, 터빈 효율을 향상시켜 성능 향상을 가능하게 할 수 있다.

본 발명의 가스 터빈에서는, 상기 비율 L/P은 상기 제1단 고정 날개가 지지되는 슈라우드의 냉각 공기량과 터빈 효율을 고려하여 설정되는 것을 특징으로 한다.

슈라우드의 냉각 공기량과 터빈 효율에 의거하여 비율 L/P을 설정하기 때문에, 꼬리통과 제1단 고정 날개의 위치 관계를 최적한 것으로 설정할 수 있다.

본 발명의 가스 터빈에서는, 상기 제1단 고정 날개의 상류단은, 상기 상류단을 상기 로터의 지름 방향으로 연결하는 선이 만곡(彎曲)한 위치 관계로 배치되는 것을 특징으로 한다.

본 발명의 가스 터빈에 의하면, 꼬리통과 제1단 고정 날개의 위치 관계를 적정한 위치 관계로 하므로, 여러 개의 연소기의 꼬리통의 후단부에서의 주요한 카르만 와열의 발생을 억제할 수 있는 동시에, 여러 개의 연소기에 따른 연소 가스의 유량 차이의 발생을 억제할 수 있고, 그 결과 NOx의 증가나 터빈 효율의 저하를 억제할 수 있다.

도 1은 본 발명의 실시형태의 가스 터빈을 나타내는 개략 구성도이다.
도 2는 가스 터빈의 연소기를 나타내는 개략 구성도이다.
도 3은 연소기 꼬리통을 나타내는 사시도이다.
도 4는 연소기 꼬리통의 단면도이다.
도 5는 연소기 꼬리통과 제1단 고정 날개의 위치 관계를 나타내는 연소기의 측방에서 본 개략도이다.
도 6은 연소기 꼬리통과 제1단 고정 날개의 위치 관계를 나타내는 연소기의 상류 측에서 본 개략도이다.
도 7은 여러 개의 연소기에 따른 압력 변동의 크기를 나타내는 그래프이다.
도 8은 여러 개의 연소기에 따른 유량 차이를 나타내는 그래프이다.
도 9는 여러 개의 연소기에 따른 연소 가스의 유량 차이가 적고 주요한 카르만 와열이 발생하지 않는 영역을 나타내는 그래프이다.
도 10은 축선 방향 비율 L/P에 대한 냉각 공기량을 나타내는 그래프이다.
도 11은 축선 방향 비율 L/P에 대한 수열(受熱) 면적을 나타내는 그래프이다.
도 12는 축선 방향 비율 L/P에 대한 가스 터빈 효율을 나타내는 그래프이다.

이하에 첨부 도면을 참조하여 본 발명에 관한 가스 터빈의 호적한 실시형태를 상세하게 설명한다. 또한, 이 실시형태에 의해 본 발명이 한정되는 것이 아니며, 또한 실시형태가 여러 개인 경우에는 각 실시형태를 조합하여 구성하는 것도 포함한다.

도 1은 본 발명의 실시형태의 가스 터빈을 나타내는 개략 구성도, 도 2는 가스 터빈의 연소기를 나타내는 개략 구성도이다.

본 실시형태에 있어서, 도 1에 나타내는 바와 같이, 가스 터빈(10)은 압축기(11)와 연소기(가스 터빈 연소기)(12)와 터빈(13)에 의해 구성되어 있다. 이 가스 터빈(10)에는 동일 축 상에 도시하지 않은 발전기가 연결되어 있고, 발전 가능하게 되어 있다.

압축기(11)는 공기를 취입하는 공기 취입구(20)를 가지고, 압축기 차실(21) 안에 입구 안내 날개(IGV: Inlet Guide Vane)(22)가 설치되는 동시에, 여러 개의 고정 날개(23)와 운동 날개(24)가 전후 방향(후술하는 로터(32)의 축 방향)으로 번갈아 설치되어 있고, 그 외측에 추기실(25)이 설치되어 있다. 연소기(12)는 압축기(11)에서 압축된 압축 공기에 대하여 연료를 공급하고, 점화함으로써 연소 가능하게 되어 있다. 터빈(13)은 터빈 차실(26) 안에 여러 개의 고정 날개(27)와 운동 날개(28)가 전후 방향(후술하는 로터(32)의 축 방향)으로 번갈아 설치되어 있다. 이 터빈 차실(26)은 하류 측에 배기 차실(29)을 개재하여 배기실(30)이 설치되어 있고, 배기실(30)은 터빈(13)에 연속하는 배기 디퓨저(31)를 갖고 있다.

또한 압축기(11), 연소기(12), 터빈(13), 배기실(30)의 중심부를 관통하도록 로터(회전축)(32)가 배치되어 있다. 로터(32)는 압축기(11) 측 단부가 베어링부(33)에 의해 회전 자재로 지지되는 한편, 배기실(30) 측의 단부가 베어링부(34)에 의해 회전 자재로 지지되어 있다. 그리고 이 로터(32)는 압축기(11)에서 각 운동 날개(24)가 장착된 디스크가 여러 개 겹쳐져 고정되고, 터빈(13)에서 각 운동 날개(28)가 장착된 디스크가 여러 개 겹쳐져 고정되어 있다.

이 가스 터빈(10)은 압축기(11)의 압축기 차실(21)이 다리부(35)에 지지되고, 터빈(13)의 터빈 차실(26)이 다리부(36)에 의해 지지되고, 배기실(30)이 다리부(37)에 의해 지지되어 있다.

따라서 압축기(11)에서 공기 취입구(20)로부터 취입된 공기가 입구 안내 날개(22), 여러 개의 고정 날개(23)와 운동 날개(24)를 통과하여 압축됨으로써 고온ㆍ고압의 압축 공기가 된다. 연소기(12)에서 이 압축 공기에 대하여 소정의 연료가 공급되고 연소한다. 그리고, 터빈(13)에서 이 연소기(12)에서 생성된 작동 유체인 고온ㆍ고압의 연소 가스가 여러 개의 고정 날개(27)와 운동 날개(28)를 통과함으로써 로터(32)를 구동 회전하고, 이 로터(32)에 연결된 발전기를 구동한다. 한편, 연소 가스는 배기실(30)의 배기 디퓨저(31)를 통과하여 배기 가스로서 대기에 방출된다.

상술한 연소기(12)에 있어서, 도 2에 나타내는 바와 같이, 외통(41)은 내측으로 소정 간격을 두고 내통(42)이 배치되고, 이 내통(42)의 선단부에 꼬리통(43)이 연결되어 연소기 케이싱이 구성되어 있다. 이 외통(41)과 내통(42)과 꼬리통(43)은 중심 축심을 따라 배치되어 있다. 내통(42)은 내부의 중심부에 위치하여 파일럿 버너(44)가 배치됨과 동시에, 내주면에 원주 방향을 따라 파일럿 버너(44)를 둘러싸도록 여러 개의 메인 버너(45)가 배치되어 있다. 파일럿 버너(44)와 메인 버너(45)는 중심 축심과 평행을 이루어 배치되어 있다. 꼬리통(43)은, 바이패스 관(46)이 연결되어 있고, 이 바이패스 관(46)에 바이패스 밸브(47)가 설치되어 있다.

외통(41)은 외통 본체(51)의 기단부에 외통 뚜껑부(52)가 밀착하고, 여러 개의 체결 볼트(53)에 의해 체결되어 구성되어 있다. 외통(41)은 외통 뚜껑부(52)의 내측에 톱 해트부(54)가 감합하고, 여러 개의 체결 볼트(55)에 의해 체결되어 있다. 내통(42)은 외통(41)의 내측에 소정 간격을 두고 배치되어 있고, 톱 해트부(54)의 내면과 내통(42)의 외면 사이에 원통 형상을 이루는 공기 통로(56)가 형성되어 있다. 그리고, 공기 통로(56)는 일단부가 압축기(11)에서 압축된 압축 공기의 공급 통로(57)와 연통하고, 타단부가 내통(42)에 따른 기단부 측과 연통하고 있다.

내통(42)은 중심부에 위치하여 파일럿 버너(44)가 배치되고, 그 주위에 여러 개의 메인 버너(45)가 배치되어 있다. 그리고, 톱 해트부(54)는 연료 포트(58), (59)가 설치되어 있다. 도시하지 않은 파일럿 연료 라인이 파일럿 연료 포트(58)에 연결되고, 도시하지 않은 메인 연료 라인이 각 메인 연료 포트(59)에 연결되어 있다.

여기서 연료기(12)의 꼬리통(43)에 대하여 상세하게 설명한다. 도 3은 연소기 꼬리통을 나타내는 사시도, 도 4는 연소기 꼬리통의 단면도이다.

꼬리통(43)은, 도 3 및 도 4에 나타내는 바와 같이, 통상을 이루고, 내주 측에 연소 가스 G가 흐르는 동체(61)와 동체(61)의 하류 단부에 설치되어 꼬리통(43)의 축선 Ac에서 멀어지는 방향으로 넓어지는 출구 플랜지(71)를 가지고 있다. 동체(61)는 하류 측의 단면 형상이 장방 형상을 이루고, 이 동체(61)는 그 하류 측에 로터(32)의 회전 축선 Ar을 중심으로 한 원주 방향 C에서 서로 대향하는 한 쌍의 측벽(62)과, 이 회전 축선 Ar을 중심으로 한 방사 방향에서 서로 대향하는 한 쌍의 측벽(63)을 가지고 있다.

출구 플랜지(71)는 동체(61)의 하류단에서 꼬리통(43)의 축선 Ac에 대하여 멀어지는 방향으로 넓어지는 플랜지 본체부(72)와, 이 플랜지 본체부(72)의 외연(外)에서 상류 측을 향하여 연장하는 대향부(73)를 가지고 있다. 이 플랜지 본체부(72)는 하류 단면이 꼬리통(43)의 하류 단면(43a)을 이루고 있다. 또한, 꼬리통(43)은 출구 플랜지(71)의 대향부(73)와 원주 방향 C에서 인접하는 다른 꼬리통(43)의 대향부(73) 사이에, 인접하는 연소기(12)의 꼬리통 상호간을 실링하는 실링 부재(75)가 설치되어 있다. 실링 부재(75)는 각 대향부(73)에 형성된 오목부(74) 내에 감합되어 있다. 또한, 본 실시형태에서 동체(61)의 하류 측 부분, 다시 말해 동체(61)의 하류 측의 측벽(62), (63)과 출구 플랜지(71)의 플랜지 본체부(72)는 일체 성형품으로 형성되어 있다.

동체(61)는 원주 방향 C에서 서로 대향하는 한 쌍의 측벽(62)의 각각의 내면이 꼬리통(43)의 축선 Ac 방향의 하류 측을 향함에 따라 점차 인접하는 다른 꼬리통(43)과 가까워지는 방향으로, 꼬리통(43)의 하류단(64b)에 이르기까지 경사져 있는 경사면(64)을 이루고 있다. 즉, 이 경사면(64)은 측벽(62)의 내면에 따른 상류단(64a)으로부터 꼬리통(43)의 하류단(64b)까지이다.

꼬리통(43) 안을 하류 측을 향하여 흐르는 연소 가스 G는 꼬리통(43) 안에서 유출한 후에도 측벽(62)의 내면을 따르는 방향으로 흐르도록 하기 때문에, 플랜지 본체부(72)의 하류 단면(43a)의 하류 측에 카르만 와열이 형성될 우려가 있다. 본 실시형태에서는 꼬리통(43)의 하류 측의 측벽(62)의 내면에 경사면(64)이 형성되어 있기 때문에, 경사면(64)이 형성되어 있지 않은 구성과 비교하면, 측벽(62)의 내면에 대하여 플랜지 본체부(72)의 하류 단면(43a)이 이루는 각도가 작아져 있다. 그 때문에, 플랜지 본체부(72)의 하류 단면(43a)의 하류 측에 카르만 와열이 형성되는 것을 억제할 수 있고, 꼬리통(43)의 하류 측 부분의 압력 변동을 억제할 수 있다.

또한, 꼬리통(43)에 따른 경사면(64)의 형상은 상술한 것으로 한정되는 것은 아니다. 예를 들어, 경사면(64)은 그 상류단(64a)으로부터 하류단(64b)까지의 전체가 평면 형상인데, 이 경사면(64)은 전체가 평면일 필요는 없고, 적어도 일부에 곡면을 포함해도 된다.

여기서 연소기(12)의 꼬리통(43)과 터빈(13)의 제1단 고정 날개(27)의 위치 관계에 대하여 설명한다. 도 5는 연소기 꼬리통과 제1단 고정 날개의 위치 관계를 나타내는 연소기의 측방에서 본 개략도, 도 6은 연소기 꼬리통과 제1단 고정 날개의 위치 관계를 나타내는 연소기의 상류 측에서 본 개략도, 도 7은 여러 개의 연소기에 따른 압력 변동의 크기를 나타내는 그래프, 도 8은 여러 개의 연소기에 따른 유량 차이를 나타내는 그래프, 도 9는 여러 개의 연소기에 따른 연소 가스의 유량 차이가 적고 주요한 카르만 와열이 발생하지 않는 영역을 나타내는 그래프이다. 또한, 도 6은 꼬리통(43)을 상류 측에서 본 것이며, 각 꼬리통(43) 사이에 실링 부재 등이 배치되므로 경사면(64)을 점선으로 기재하고 있다.

도 5 및 도 6에 나타내는 바와 같이, 여러 개의 제1단 고정 날개(27)의 원주 방향 C의 피치 치수를 P로 하고, 특정 연소기(12)의 꼬리통(43)과 이것에 원주 방향 C의 일방 측과 인접하는 다른 연소기(12)의 꼬리통(43)의 중간 지점 M으로부터 원주 방향 C의 일방 측에서 가장 가까운 제1단 고정 날개(27)의 상류단(27a)까지의 원주 방향 C의 치수를 S라고 한다. 그리고, 이 원주 방향 C의 피치 치수 P를 기준으로 하여 원주 방향 C의 치수 S의 비율 S/P을 원주 방향 비율 S/P이라고 한다.

또한, 꼬리통(43)의 하류 단면(43a)으로부터 제1단 고정 날개(27)의 상류단(27a)까지의 축선 Ac 방향의 치수를 L이라고 한다. 그리고, 원주 방향 C의 피치 치수 P를 기준으로 하여 축선 Ac 방향의 치수 L의 비율 L/P을 축선 방향 비율 L/P이라고 한다.

이 원주 방향 비율 S/P과 축선 방향 비율 L/P을 이용하여, 여러 개의 연소기(12)의 꼬리통(43)의 하류 단면(43a)에서의 압력 변동 레벨과 여러 개의 연소기(12)에 따른 연소 가스의 유량 차이의 발생에 대하여 시뮬레이션했다. 또한, 이 시뮬레이션은, 연소기(12)의 개수 Nc와 제1단 고정 날개(27)의 개수 Ns의 비가 2:3으로 실시했다.

이때, 제1단 고정 날개(27)의 상류단(27a)의 위치가 로터(32)의 지름 방향을 따라 배치된다. 즉, 제1단 고정 날개(27)는, 상류단(27a)에 따른 원주 방향의 위치는 지름 방향에 따른 어느 위치여도 동일한 위치로 설정되어 있다. 이 때문에, 제1단 고정 날개(27)의 길이 방향의 모든 영역에서 꼬리통(43)과 제1단 고정 날개(27)의 위치 관계가 적정한 위치 관계가 되고, 여러 개의 연소기(12)의 꼬리통(43)의 후단부에서의 카르만 와열에 의한 압력 변동을 억제할 수 있는 동시에, 여러 개의 연소기(12)에 따른 연소 가스의 유량 차이의 발생을 억제할 수 있다.

또한 제1단 고정 날개(27)의 상류단(27a)의 위치가 로터(32)의 지름 방향을 따라 배치되어 있지만, 제1단 고정 날개(27)의 하류단(27b)의 위치가 로터(32)의 지름 방향을 따라 배치될 필요는 없고, 원주 방향과 어긋나 있어도 된다. 예를 들어, 원주 방향으로 인접하는 여러 개의 제1단 고정 날개(27)에 따른 스로트 폭을 로터(32)의 지름 방향에 따른 일단부 측과 타단부 측 중 적어도 어느 일방이 지름 방향에 따른 중간부 측보다 크게 설정해도 된다. 또한, 제1단 고정 날개(27)의 상류단(27a)은 꼬리통(43)의 하류 측의 측벽(62)과 평행하게 배치되어 있어도 된다.

또한, 본 실시형태의 변형예로서, 꼬리통(43)과 제1단 고정 날개(27)의 위치 관계를 다음과 같이 배치할 수 있다. 제1단 고정 날개(27)의 길이 방향의 모든 영역에서, 꼬리통(43)과 제1단 고정 날개(27)의 위치 관계가 적정한 위치 관계로 배치하는 것이 어려운 경우, 날개의 상류단(27a)을 쌓아 올리는 방향을 어긋나게 할 수 있다.

즉, 제1단 고정 날개(27)의 길이 방향에 따른 각각의 날개 프로파일에 나타내는 상류단(27a)의 위치가 연소기(12)의 꼬리통(43)의 후단부에서의 카르만 와열에 의한 압력 변동을 억제할 수 없는 장소에 위치하게 되는 경우가 있다. 이 경우, 날개의 프로파일은 그대로 유지하고, 날개의 상류단(27a)의 위치가 꼬리통(43)과 제1단 고정 날개(27)의 위치 관계가 적정한 위치 관계를 만족하는 범위에 들어가 되도록 날개의 위치를 어긋나게 할 수 있다. 이때, 제1단 고정 날개(27)의 상류단(27a)의 위치는 반드시 로터(32)의 지름 방향으로 일직선 상에 배치되는 것은 아니다. 즉, 제1단 고정 날개(27)의 상류단(27a)을 로터(32)의 지름 방향으로 연결하는 선이 만곡한 위치 관계가 되도록 배치해도 된다.

도 7에 나타내는 바와 같이, 「○」으로 표시한 위치에서 압력 변동이 발생하고, 그 「○」의 크기가 압력 변동 레벨을 나타내고 있다. 또한, 도 8에 나타내는 바와 같이, 실선은 각 연소기(12)에 따른 연소 가스의 유량 차이 ΔQ가 ±0.1%가 되는 영역선이고, 점선은 각 연소기(12)에 따른 연소 가스의 유량 차이 ΔQ가 ±0.2%가 되는 영역선이다. 그 결과, 도 9에 나타내는 바와 같이 축선 방향 비율 L/P이 0.3(30%)~0.55(55%)이고, 또한 원주 방향 비율 S/P이 0(0%)~0.2(20%)의 영역 A에서 압력 변동 레벨이 작고, 또한 유량 차이가 작은 것이 파악 가능하다. 또한, 축선 방향 비율 L/P이 0.3(30%)~0.4(40%)이고, 또한 원주 방향 비율 S/P이 0.5(5%)~0.15(15%)의 영역 B에서 압력 변동 레벨이 더욱 작고, 또한 유량 차이가 작은 것이 파악 가능하다.

또한, 축선 방향 비율 L/P은 제1단 고정 날개(27)가 지지되는 슈라우드의 냉각 공기량과 터빈 효율을 고려하여 설정하면 된다. 도 10은 축선 방향 비율 L/P에 대한 냉각 공기량을 나타내는 그래프, 도 11은 축선 방향 비율 L/P에 대한 수열 면적을 나타내는 그래프, 도 12는 축선 방향 비율 L/P에 대한 가스 터빈 효율을 나타내는 그래프이다.

냉각 공기는 꼬리통(43)의 각 측벽(62)에 설치된 냉각 통로 속을 통과하고, 제1단 고정 날개(27)가 지지되는 내측 슈라우드 및 외측 슈라우드를 향하여 분출된다. 이 냉각 공기량과 터빈 효율을 고려하여 축선 방향 비율 L/P을 설정한다. 도 10에 나타내는 바와 같이, 축선 방향 비율 L/P(치수 L)이 증가하면 냉각 공기량도 증가한다. 또한, 도 11에 나타내는 바와 같이, 축선 방향 비율 L/P(치수 L)이 증가하면 수열 면적도 증가한다. 한편, 도 12에 나타내는 바와 같이, 축선 방향 비율 L/P(치수 L)이 증가하면 터빈 효율이 저하한다. 냉각 공기는 압축 공기의 일부를 추기(抽)하여 이용하므로 연소기(12)에 공급되는 압축 공기가 감소하고, 더불어 연료가 감소하므로 연소 가스의 에너지가 감소한다. 이 때문에 슈라우드의 냉각 공기량과 가스 터빈 효율을 고려하여 축선 방향 비율 L/P을 설정하는 것이 바람직하다.

이와 같이 본 실시형태의 가스 터빈에서는 연소기(12)의 꼬리통(43)의 하류단부에 따른 원주 방향과 인접하는 측벽(62)의 내면에 꼬리통(43)의 통로 면적이 커지는 경사면(64)을 설치하고, 터빈(13)의 제1단 고정 날개(27)의 피치 치수 P를 기준으로 하여 인접하는 꼬리통(43)의 중간 지점으로부터 원주 방향에서 가장 가까운 제1단 고정 날개(27)의 상류단까지의 원주 방향의 치수 S의 비율 S/P을 0에서 0.2의 사이로 설정하는 동시에, 피치 치수 P를 기준으로 하여 꼬리통(43)의 하류 단면으로부터 제1단 고정 날개(27)의 상류단까지의 축 방향의 치수 L의 비율 L/P을 0.3에서 0.55의 사이로 설정하고 있다.

따라서, 꼬리통(43)과 제1단 고정 날개(27)의 위치 관계를 적정한 위치 관계로 함으로써, 여러 개의 연소기(12)의 꼬리통(43)의 후단부에서의 카르만 와열에 의한 압력 변동을 억제할 수 있는 동시에, 여러 개의 연소기(12)에 따른 연소 가스의 유량 차이의 발생을 억제할 수 있다. 그 결과, 각 연소기(12) 간의 연소 가스의 유량 차이를 억제함으로써, NOx의 증가나 터빈 효율의 저하를 억제할 수 있다.

본 실시형태의 가스 터빈에서는 피치 치수 P를 기준으로 하여 원주 방향의 치수 S의 비율 S/P을 0.05에서 0.15의 사이로 설정함과 동시에, 피치 치수 P를 기준으로 하여 축 방향의 치수 L의 비율 L/P을 0.3에서 0.4의 사이로 설정하고 있다. 따라서, 꼬리통(43)과 제1단 고정 날개(27)의 위치 관계를 적정한 위치 관계로 함으로써, 여러 개의 연소기(12)의 꼬리통(43)의 후단부에서의 주요한 카르만 와열의 발생을 억제할 수 있는 동시에, 여러 개의 연소기(12)에 따른 연소 가스의 유량 차이의 발생을 억제할 수 있다.

본 실시형태의 가스 터빈에서는 연소기(12)의 개수와 터빈(13)의 제1단 고정 날개(27)의 개수의 비를 (2):(3 이상의 기수)로 하고 있다.

본 실시형태의 가스 터빈에서는, 경사면(64)은 꼬리통(43)의 하류부에서, 로터(32)의 원주 방향에서 서로 대향하는 한 쌍의 측벽(62) 중 적어도 일방의 측벽(62)의 내면이 꼬리통(43)의 축선 방향의 하류 측을 향함에 따라 점차 인접하는 다른 꼬리통(43)에 접근하는 방향으로 꼬리통(43)의 하류단에 이르기까지 경사져 있다. 따라서, 인접하는 꼬리통(43)의 측벽 내면을 따르는 흐름들끼리 서로 꼬리통(43)의 하류 단면의 하류 측에 각도를 가지고 합류하기 때문에, 꼬리통(43)의 하류 단면의 하류 측에 주요한 카르만 와열이 형성되는 것을 억제할 수 있고, 꼬리통(43)의 하류 측 부분의 압력 변동을 억제할 수 있다.

본 실시형태의 가스 터빈에서는 제1단 고정 날개(27)의 상류단의 위치를 로터(32)의 지름 방향을 따라 배치하고 있다. 이 때문에, 제1단 고정 날개(27)의 길이 방향의 모든 영역에서 꼬리통(43)과 제1단 고정 날개(27)의 위치 관계가 적정한 위치 관계가 되고, 여러 개의 연소기(12)의 꼬리통(43)의 후단부에서의 카르만 와열에 의한 압력 변동을 억제할 수 있는 동시에, 여러 개의 연소기(12)에 따른 연소 가스의 유량 차이의 발생을 억제할 수 있다.

본 실시형태의 가스 터빈에서는, 원주 방향으로 인접하는 여러 개의 제1단 고정 날개(27)에 따른 스로트 폭은 로터(32)의 지름 방향에 따른 일단부 측과 타단부 측 중 적어도 어느 일방이 지름 방향에 따른 중간부 측보다 크게 설정되어 있다. 따라서, 터빈 효율을 향상하여 성능 향상을 가능하게 할 수 있다.

본 실시형태의 가스 터빈에서는 축선 방향 비율 L/P을 제1단 고정 날개(27)가 지지되는 슈라우드의 냉각 공기량과 터빈 효율을 고려하여 설정한다. 따라서, 꼬리통(43)과 제1단 고정 날개(27)의 위치 관계를 최적한 것으로 설정할 수 있다.

10 가스 터빈
11 압축기
12 연소기
13 터빈
20 공기 취입구
21 압축기 차실
22 입구 안내 날개
23 고정 날개
24 운동 날개
25 추기실
26 터빈 차실
27 고정 날개(제1단 고정 날개)
28 운동 날개
29 배기 차실
30 배기실
31 배기 디퓨저
32 로터
33, 34 베어링부
35, 36, 37 다리부
41 외통
42 내통
43 꼬리통
43a 하류 단면
44 파일럿 버너
45 메인 버너
46 바이패스 관
47 바이패스 밸브
51 외통 본체
52 외통 뚜껑부
53 체결 볼트
54 톱 해트부
55 체결 볼트
56 공기 통로
57 공급 통로
58 파일럿 연료 포트
59 메인 연료 포트
61 동체
62, 63 측벽
64 경사면
64a 상류단
64b 하류단
71 출구 플랜지
72 플랜지 본체부
73 대향부
74 요부
75 실링 부재

Claims (8)

1. 공기를 압축하는 압축기와,
   상기 압축기가 압축한 압축 공기와 연료를 혼합하여 연소하는 복수의 연소기와,
   상기 연소기가 생성한 연소 가스에 의해 회전 동력을 얻는 터빈을 가지고, 상기 연소기는 로터를 중심으로 하여 환상으로 배치되는 가스 터빈에 있어서,
   상기 연소기의 꼬리통의 하류 단부에 따른 원주 방향으로 인접하는 측벽의 내면에 상기 꼬리통의 통로 면적이 커지는 경사면이 설치되고,
   상기 터빈의 제1단 고정 날개의 피치 치수 P를 기준으로 하여, 인접하는 상기 꼬리통의 중간 지점으로부터 상기 원주 방향에서 가장 가까운 상기 제1단 고정 날개의 상류단까지의 원주 방향의 치수 S의 비율 S/P이 0에서 0.2의 사이로 설정되는 동시에,
   상기 피치 치수 P를 기준으로 하여, 상기 꼬리통의 하류단으로부터 상기 제1단 고정 날개의 상류단까지의 축 방향의 치수 L의 비율 L/P이 0.3에서 0.55의 사이로 설정되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
2. 제1항에 있어서, 상기 피치 치수 P를 기준으로 하여 원주 방향의 치수 S의 비율 S/P이 0.05에서 0.15의 사이로 설정되는 동시에, 상기 피치 치수 P를 기준으로 하여 상기 축 방향의 치수 L의 비율 L/P이 0.3에서 0.4의 사이로 설정되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
3. 제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 연소기의 개수와 상기 제1단 고정 날개의 개수의 비율이 2:3인 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
4. 제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 경사면은 상기 꼬리통의 하류부에서, 상기 로터의 원주 방향에서 서로 대향하는 한 쌍의 상기 측벽 중 적어도 일방의 상기 측벽의 내면이 상기 꼬리통의 축선 방향의 하류 측을 향함에 따라 점차 인접하는 다른 꼬리통에 접근하는 방향으로 상기 꼬리통의 하류단에 이르기까지 경사져 있는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
5. 제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 제1단 고정 날개의 상류단의 위치가 상기 로터의 지름 방향을 따라 배치되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
6. 제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 제1단 고정 날개의 상류단은 상기 상류단을 상기 로터의 지름 방향으로 연결하는 선이 만곡한 위치 관계로 배치되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
7. 제5항에 있어서, 원주 방향으로 인접하는 여러 개의 상기 제1단 고정 날개에 따른 스로트 폭은 상기 로터의 지름 방향에 따른 일단부 측과 타단부 측 중 적어도 어느 일방이 지름 방향에 따른 중간부 측보다 크게 설정되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
8. 제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 비율 L/P은 상기 제1단 고정 날개가 지지되는 슈라우드의 냉각 공기량과 터빈 효율을 고려하여 설정되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.

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