KR102111644B1

KR102111644B1 - 서로 다른 형상으로 형성된 다중스월러를 구비한 연소기 및 가스터빈

Info

Publication number: KR102111644B1
Application number: KR1020190068870A
Authority: KR
Inventors: 최인찬
Original assignee: 두산중공업 주식회사
Priority date: 2019-06-11
Filing date: 2019-06-11
Publication date: 2020-05-15

Abstract

본 발명은 서로 다른 형상으로 형성된 다중스월러를 구비한 연소기 및 가스터빈에 관한 것으로, 노즐튜브에 배치되고 중공부가 형성된 연료노즐와, 노즐베이스에 연결되고 상기 연료노즐의 중공부로 연장되어 배치되는 센터바디 및, 상기 센터바디의 외부면과 상기 연료노즐의 내부면 사이에 배치되는 다중스월러부재를 포함하되, 상기 다중스월러부재는, 연료-공기 혼합유체가 상기 연료노즐의 내부면 또는 상기 센터바디의 외부면과의 마찰에 의해 유속 또는 유량이 저하되는 것을 감소시켜 비교적 균일한 유동분포를 형성토록 하거나 또는 연료-공기 혼합도를 높이기 위해, 상기 연료노즐의 내부면 또는 상기 센터바디의 외부면에서 유동하는 혼합유체의 유속 또는 유동방향을 상기 연료노즐과 상기 센터바디간의 중앙측에서 유동하는 혼합유체의 유속 또는 유동방향과 차이가 나도록 구성한다.

Description

서로 다른 형상으로 형성된 다중스월러를 구비한 연소기 및 가스터빈{Combustor and gas turbine with multiple swirlers formed in different shapes}

본 발명은 서로 다른 형상으로 형성된 다중스월러를 구비한 연소기 및 가스터빈에 관한 것으로, 보다 상세하게는 서로 다른 각도, 형상 등으로 이뤄진 복수의 스월러를 다중으로 배치하여 연료노즐의 내부에서 연료-공기 혼합도를 높이는 유동분포를 조성할 수 있는 연소기 및 가스터빈에 관한 것이다.

일반적으로 터빈(turbine)은 가스(gas), 스팀(steam) 등 유체의 열에너지를 기계에너지인 회전력으로 변환하는 동력발생 장치로, 유체에 의해 축회전되도록 복수 개의 회전익(bucket)을 포함하는 로터(rotor)와, 로터의 둘레를 감싸며 설치되고 복수 개의 고정익(diaphram)이 구비된 케이싱(casing)을 포함하고 있다.

여기서, 가스터빈은 압축기 섹션와 연소기 및 터빈 섹션을 포함하여 구성되고, 압축기 섹션의 회전에 의해 외부 공기가 흡입, 압축된 후 연소기로 보내지고, 연소기에서 압축공기와 연료의 혼합에 의해 연소가 이루어진다. 연소기에서 발생된 고온·고압의 가스는 터빈 섹션을 통과하면서 터빈의 로터를 회전시켜 발전기를 구동시킨다.

가스터빈의 구성 중 연소기는 압축기 섹션에서 압축된 공기에 연료를 분사, 혼합시켜 연소실에 연소가 이뤄지도록 한다. 연소실로 공기와 혼합된 연료를 공급할 때, 공기-연료 혼합도를 높이는 것이 중요하다. 공기-연료 혼합도가 개선되면 연소실에서 연소시 연소 진동이 감소하게 되어 전체적으로 가스터빈의 발전효율이 향상되게 된다.

또한 연료노즐의 내부에서의 유동이 비교적 균일하게 분포되며 연소실로 연료-공기 혼합유체가 공급되도록 하는 것이 중요하다. 다만 현실적으로는 연료노즐의 내부 표면과의 마찰 등으로 인해 혼합유체의 균일한 유동은 제한적이다.

예를 들어 도 1를 참고하면, 종래 연소기의 일부분에 대한 구조가 게시되어 있는데, 우선 구조를 살펴보면 노즐튜브에 배치되는 연료노즐(93)의 내부 중앙부로 노즐베이스와 연결된 센터바디(91)가 연장되어 배치된다. 그리고 센터바디의 외부면과 연료노즐의 내부면 사이에는 방사방향을 따라 복수의 스월러(92)가 배치되어 있다. 압축기 섹션에서 연소실로 유입되는 압축공기(Y)는 스월러(92)를 통과한 후 선회되며 연소실(94)로 유입되게 된다. 이때 도면으로는 도시되지 않았으나, 스월러(92)에 형성된 연료분사홀에서 연료가 분사되며 연료-공기 혼합유체를 이루게 된다.

그런데 연료-공기 혼합유체는 연료노즐의 내부에서 혼합 유동분포(A)와 같은 흐름을 보이게 된다. 이는 센터바디(91)의 외부면(91a)와 연료노즐(93)의 내부면(93a)과의 마찰 등으로 인해 유동방해가 발생하기 때문, 표면부근에서는 연료-공기 혼합도가 낮으며 안정적이지 않은 분포를 보인다. 이러한 문제를 개선하는 것은 연소효율을 향상시키는 방안이 될 수 있다.

미국특허 공개번호: US 2019-0128527 A1

본 발명은 상기와 같이 관련 기술분야의 과제를 해결하기 위하여 안출된 것으로, 본 발명의 목적은 서로 다른 각도, 형상 등으로 이뤄진 복수의 스월러를 다중으로 배치하여 연료노즐의 내부에서 연료-공기 혼합도를 높이는 유동분포를 조성할 수 있는 연소기 및 가스터빈을 제공하는 데에 있다.

상기와 같은 목적들을 달성하기 위한 본 발명은 연소기에 관한 것으로, 노즐튜브에 배치되고, 중공부가 형성된 연료노즐; 노즐베이스에 연결되고, 상기 연료노즐의 중공부로 연장되어 배치되는 센터바디; 및 상기 센터바디의 외부면과 상기 연료노즐의 내부면 사이에 배치되는 다중스월러부재;를 포함하되, 상기 다중스월러부재는, 상기 연료노즐의 내부면 또는 상기 센터바디의 외부면에서 유동하는 연료-공기 혼합유체가 마찰에 의해 연료-공기 혼합도가 감소되는 것을 보상하여, 상기 연료노즐과 상기 센터바디간의 중앙측에서 유동하는 연료-공기 혼합유체와 균일한 혼합 유동분포(B)를 형성할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 다중스월러부재는, 상기 연료노즐 및 상기 센터바디와 이격되고, 상기 센터바디의 외측둘레를 감싸며 배치되는 지지링; 상기 지지링과 상기 센터바디의 외부면과 연결되며 배치되는 제1 날개; 및 상기 지지링에 연결되고 상기 연료노즐의 내부면에 인접하게 배치되는 제2 날개;를 포함할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제1 날개 또는 상기 제2 날개는 곡선질 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제1 날개의 곡선방향과 상기 제2 날개의 곡선방향은 서로 다를 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 제1 날개에서 상기 센터바디의 외부면에 인접한 부위의 곡률(Φ11)은 상기 지지링에 인접한 부위의 곡률(Φ12)과 다르게 구성될 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 지지링에 인접한 부위보다 상기 센터바디의 외부면에서 압축공기를 상대적으로 크게 선회되게 하여 연료-공기 혼합도를 증가시키기 위해, 상기 제1 날개에서 상기 센터바디의 표면에 인접한 부위의 곡률(Φ11)은 상기 지지링에 인접한 부위의 곡률(Φ12)보다 클 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 제2 날개에서 상기 연료노즐의 내부면에 인접한 부위의 곡률(Φ14)은 상기 지지링에 인접한 부위의 곡률(Φ13)과 다를 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 지지링에 인접한 부위보다 상기 연료노즐의 내부면에서 압축공기를 상대적으로 크게 선회되게 하여 연료-공기 혼합도를 증가시키기 위해, 상기 제2 날개에서 상기 연료노즐의 표면에 인접한 부위의 곡률(Φ14)은 상기 지지링에 인접한 부위의 곡률(Φ13)보다 클 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제1 날개 또는 상기 제2 날개는 경사질 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제1 날개의 경사방향과 상기 제2 날개의 경사방향은 서로 다를 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 지지링에 인접한 부위보다 상기 센터바디의 외부면에서 압축공기를 상대적으로 크게 선회되게 하여 연료-공기 혼합도를 증가시키기 위해, 압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제1 날개는 상기 지지링에서 상기 센터바디의 외부면으로 갈수록 경사각(θ1)이 증가할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 지지링에 인접한 부위보다 상기 연료노즐의 내부면에서 압축공기를 상대적으로 크게 선회되게 하여 연료-공기 혼합도를 증가시키기 위해, 압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제2 날개는 상기 지지링에서 상기 연료노즐의 내부면으로 갈수록 경사각(θ2)이 증가할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 제1 날개와 상기 제2 날개의 형상은 서로 다를 수 있다.

또한, 본 발명인 연소기는, 노즐튜브에 배치되고, 중공부가 형성된 연료노즐; 노즐베이스에 연결되고, 상기 연료노즐의 중공부로 연장되어 배치되는 센터바디; 및 상기 센터바디의 외부면과 상기 연료노즐의 내부면 사이에 배치되는 다중스월러부재;를 포함하되, 상기 다중스월러부재는, 상기 센터바디의 외부면 또는 상기 연료노즐의 내부면에서 유동하는 연료-공기 혼합유체의 연료-공기 혼합도와 상기 센터바디와 상기 연료노즐의 중앙측에서 유동하는 혼합유체의 혼합도가 균일하게 조성되도록 할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 다중스월러부재는, 상기 연료노즐 및 상기 센터바디와 이격되고, 상기 센터바디의 외측둘레를 감싸며 배치되는 제1 지지링; 상기 연료노즐 및 상기 제1 지지링과 이격되고, 상기 제1 지지링의 외측둘레를 감싸며 배치되는 제2 지지링; 상기 제1 지지링과 상기 센터바디의 외부면과 연결되며 배치되는 제1 날개; 및 상기 제1 지지링과 상기 제2 지지링에 연결되어 배치되는 제2 날개; 및 상기 제2 지지링에 연결되고 상기 연료노즐의 내부면에 인접하게 배치되는 제3 날개;를 포함할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제1 날개, 제2 날개 또는 제3 날개 중 하나 이상은 곡선지게 형성될 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제1,3 날개의 곡선방향과 상기 제2 날개의 곡선방향은 서로 다를 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 제1 날개에서 상기 센터바디의 외부면에 인접한 부위의 곡률(Φ21)은 상기 제1 지지링에 인접한 부위의 곡률(Φ22)과 다를 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 제1 지지링에 인접한 부위보다 상기 센터바디의 외부면에서 압축공기를 상대적으로 크게 선회되게 하여 연료-공기 혼합도를 증가시키기 위해, 상기 제1 날개에서 상기 센터바디의 외부면에 인접한 부위의 곡률(Φ21)은 상기 제1 지지링에 인접한 부위의 곡률(Φ22)보다 클 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 제3 날개에서 상기 연료노즐의 외부면에 인접한 부위의 곡률(Φ25)은 상기 지지링에 인접한 부위의 곡률(Φ24)과 다를 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 제2 지지링에 인접한 부위보다 상기 연료노즐의 내부면에서 압축공기를 상대적으로 크게 선회되게 하여 연료-공기 혼합도를 증가시키기 위해, 상기 제3 날개에서 상기 연료노즐의 표면에 인접한 부위의 곡률(Φ25)은 상기 제2 지지링에 인접한 부위의 곡률(Φ24)보다 클 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제1 날개, 제2 날개 또는 제3 날개 중 하나 이상은 경사질 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제1 날개의 경사방향과 상기 제3 날개의 경사방향은 서로 다를 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 제1 지지링에 인접한 부위보다 상기 센터바디의 외부면에서 압축공기를 상대적으로 크게 선회되게 하여 연료-공기 혼합도를 증가시키기 위해, 압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제1 날개는 상기 제1 지지링에서 상기 센터바디의 외부면으로 갈수록 경사각(θ3)이 증가할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 제2 지지링에 인접한 부위보다 상기 연료노즐의 내부면에서 압축공기를 상대적으로 크게 선회되게 하여 연료-공기 혼합도를 증가시키기 위해, 압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제3 날개는 상기 제2 지지링에서 상기 연료노즐의 표면으로 갈수록 경사각(θ5)이 증가할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 제1 날개, 제2 날개 또는 제3 날개 중 하나 이상의 형상은 나머지와 다를 수 있다.

또한, 본 발명인 가스터빈은, 케이싱; 상기 케이싱의 내부에 배치되고 유입된 공기를 압축하는 압축기 섹션; 상기 케이싱 내부에서 상기 압축기 섹션과 연결되며 배치되고, 압축된 공기를 연소하는 다중스월러부재를 포함하는 연소기; 상기 케이싱 내부에서 상기 연소기와 연결되며 배치되고, 연소된 공기를 이용하여 동력을 생산하는 터빈 섹션; 및 상기 케이싱 내부에서 상기 터빈 섹션과 연결되며 배치되고, 공기를 외부로 배출하는 디퓨져;를 포함할 수 있다.

본 발명에 따르면, 서로 다른 형상, 각도 등으로 이뤄진 복수의 스월러를 다중으로 배치함으로써, 연료노즐의 내부에서의 연료-공기 혼합도를 향상시키고 연료-공기 혼합유체의 혼합 유동분포를 비교적 균일하게 이뤄지도록 할 수 있다. 이는 궁극적으로 연소기의 연소효율을 높일 수 있다.

도 1은 종래 연료노즐의 구조를 나타낸 측단면도.
도 2는 일반적인 가스터빈의 구조를 나타낸 측단면도.
도 3은 일반적인 연소기의 구조를 나타낸 사시단면도.
도 4는 본 발명인 연소기의 다중스월러부재에 대한 제1 실시예를 나타낸 측단면도.
도 5는 도 4에 게시된 다중스월러부재의 제1 형태를 나타낸 도면.
도 6은 도 4에 게시된 다중스월러부재의 제2 형태를 나타낸 도면.
도 7은 도 4에 게시된 다중스월러부재의 제3 형태를 나타낸 도면.
도 8은 도 4에 게시된 다중스월러부재의 제4 형태를 나타낸 도면.
도 9는 도 4에 게시된 다중스월러부재의 제5 형태를 나타낸 도면.
도 10는 본 발명인 연소기의 다중스월러부재에 대한 제2 실시예를 나타낸 측단면도.
도 11은 도 10에 게시된 다중스월러부재의 제1 형태를 나타낸 도면.
도 12는 도 10에 게시된 다중스월러부재의 제2 형태를 나타낸 도면.
도 13은 도 10에 게시된 다중스월러부재의 제3 형태를 나타낸 도면.
도 14는 도 10에 게시된 다중스월러부재의 제4 형태를 나타낸 도면.
도 15는 도 10에 게시된 다중스월러부재의 제5 형태를 나타낸 도면.

이하, 첨부된 도면을 참고하여 본 발명에 따른 서로 다른 형상으로 형성된 다중스월러를 구비한 연소기 및 가스터빈의 바람직한 실시예들을 상세히 설명하도록 한다.

본 발명에 대한 설명에 앞서 가스터빈(1)의 구성에 대해 도면을 참조하여 설명한다.

첨부된 도 1을 참조하면, 가스터빈은 기본적으로 외관을 형성하는 케이싱(casing;2), 공기를 압축하는 압축기 섹션(compressor section;4), 공기를 연소하는 연소기(combuster;10), 연소된 가스를 이용하여 발전하는 터빈섹션(turbine section;6), 배기가스를 배출하는 디퓨져(diffuser;7) 및 압축기섹션(4)과 터빈섹션(6)을 연결하여 회전동력을 전달하는 로터(rotor;3)를 포함하여 구성될 수 있다.

열역학적으로 가스터빈의 상류측에 해당하는 압축기 섹션(compressor section)으로는 외부의 공기가 유입되어 단열압축 과정을 거치게 된다. 압축된 공기는 연소기 섹션(combuster section)으로 유입되어 연료와 혼합되어 등압연소 과정을 거치고, 연소가스는 가스터빈의 하류측에 해당하는 터빈 섹션(turbine section)으로 유입되어 단열팽창 과정을 거치게 된다.

공기의 흐름 방향을 기준으로 설명하면, 상기 케이싱(10)의 전방에 압축기 섹션(4)이 위치하고, 후방에 터빈 섹션(6)이 구비된다.

상기 압축기 섹션(4)과 상기 터빈 섹션(6)의 사이에는 상기 터빈 섹션(6)에서 발생된 회전토크를 상기 압축기 섹션(4)로 전달하는 토크튜브(3b)이 구비된다.

상기 압축기 섹션(4)에는 복수(예를 들어 14매)의 압축기 로터 디스크(4a)이 구비되고, 상기 각각의 압축기 로터 디스크(4a)들은 타이로드(3a)에 의해서 축 방향으로 이격되지 않도록 체결된다.

상기 각각의 압축기 로터 디스크(4a) 중앙을 상기 타이로드(3a)이 관통한 상태로 서로 축 방향을 따라서 정렬되어 있다. 상기 압축기 로터 디스크(4a)의 외주부 부근에는 이웃한 로터 디스크에 상대 회전이 불가능하도록 결합되는 플랜지(미도시)가 축 방향으로 돌출되게 형성된다.

상기 압축기 로터 디스크(4a)의 외주면에는 복수 개의 블레이드(blade;4b)(또는 bucket으로 지칭)가 방사상으로 결합되어 있다. 상기 각각의 블레이드(4b)은 도브 테일부(미도시)를 구비하여 상기 압축기 로터 디스크(4a)에 체결된다.

도브 테일부의 체결방식은 탄젠셜 타입(tangential type)과 액셜 타입(axial type)이 있다. 이는 상용되는 가스터빈의 필요 구조에 따라 선택될 수 있다. 경우에 따라서는, 상기 도브 테일외의 다른 체결장치를 이용하여 상기 압축기 블레이드(4b)을 압축기 로터 디스크(4a)에 체결할 수 있다.

이때 케이싱(2) 중 압축기 섹션(4)의 내주면에는 상기 압축기 블레이드(4b)의 상대 회전운동에 대한 베인(미도시)(또는 노즐이라 지칭)이 다이아프램(미도시)상에 장착되며 배치될 수 있다.

상기 타이로드(3a)은 상기 복수 개의 압축기 로터 디스크(4a)들의 중심부를 관통하도록 배치되어 있으며, 일측 단부는 최상류측에 위치한 압축기 로터 디스크(4a) 내에 체결되고, 타측 단부는 상기 토크튜브(3b)에 고정된다.

상기 타이로드(3a)의 형태는 가스터빈에 따라 다양한 구조로 이뤄질 수 있으므로, 반드시 도면에 제시된 형태로 한정될 것은 아니다.

하나의 타이로드(3a)이 압축기 로터 디스크(4a)의 중앙부를 관통하는 형태를 가질 수도 있고, 복수 개의 타이로드(3a)이 원주상으로 배치되는 형태를 가질 수도 있으며, 이들의 혼용도 가능하다.

도시되지는 않았으나, 가스 터빈의 압축기에는 유체의 압력을 높이고 난 후 연소기 입구로 들어가는 유체의 유동각을 설계 유동각으로 맞추기 위하여 디퓨저의 다음 위치에 가이드깃 역할을 하는 베인이 설치될 수 있으며, 이를 디스윌러(desworler)라고 한다.

상기 연소기(10)에서는 유입된 압축공기를 연료와 혼합, 연소시켜 높은 에너지의 고온, 고압 연소가스를 만들어 내며, 등압 연소과정으로 연소기(10) 및 터빈 섹션(6)의 부품이 견딜 수 있는 내열한도까지 연소가스온도를 높이게 된다.

가스터빈의 연소시스템을 구성하는 연소기(10)은 셀 형태로 형성되는 케이싱(2) 내에 다수가 배열될 수 있다.

연소기(10)의 구조는 도 2를 참고하여 이하 자세히 살펴보도록 한다.

한편, 일반적으로 터빈 섹션(6)에서는 연소기(10)에서 나온 고온, 고압의 연소가스가 팽창하면서 터빈 섹션(6)의 회전날개에 충동, 반동력을 주어 기계적인 에너지로 변환한다.

터빈 섹션(6)에서 얻은 기계적 에너지는 압축기 섹션(4)에서 공기를 압축하는데 필요한 에너지로 공급되며 나머지는 발전기를 구동하는데 이용되어 전력을 생산하게 된다.

상기 터빈 섹션(6)에는 차실 내에 복수의 정익 및 동익이 교대로 배치 형성되어 구성되어 있고, 연소 가스에 의해 동익을 구동시킴으로써 발전기가 연결되는 출력축을 회전 구동시키고 있다.

이를 위해, 상기 터빈 섹션(6)에는 복수의 터빈 로터 디스크(6a)이 구비된다. 상기 각각의 터빈 로터 디스크(6a)은 기본적으로는 상기 압축기 로터 디스크(4a)과 유사한 형태를 갖는다.

상기 터빈 로터 디스크(6a) 역시 이웃한 터빈 로터 디스크(6a)과 결합되기 위한 구비한 플랜지(미도시)를 구비하고, 방사상으로 배치되는 복수 개의 터빈 블레이드(6b)(또는 bucket으로 지칭)를 포함한다. 상기 터빈 블레이드(6b) 역시 도브테일 방식으로 상기 터빈 로터 디스크(6a)에 결합될 수 있다.

이때 케이싱(2) 중 터빈 섹션(6)의 내주면에는 상기 터빈 블레이드(6b)의 상대 회전운동에 대한 베인(미도시)(또는 노즐이라 지칭)이 다이아프램(미도시)상에 장착되며 배치될 수 있다.

상기와 같은 구조를 갖는 가스터빈에 있어서, 유입된 공기는 압축기 섹션(4)에서 압축되고, 연소기(10)에서 연소된 후, 터빈 섹션(6)로 이동되어 발전 구동하고, 디퓨저(7)을 통해 대기중으로 배출된다.

여기서, 상기 토크튜브(3b), 압축기 로터 디스크(4a), 압축기 블레이드(4b), 터빈 로터 디스크(6a), 터빈 블레이드(6b), 타이로드(3a) 등은 회전 구성요소로서 일체로 로터(3) 또는 회전체라고 지칭될 수 있다. 그리고 케이싱(2), 베인(vane;미도시), 다이아프램(diaphram;미도시) 등은 비회전 구성요소로서 일체로 스테이터(stator) 또는 고정체라고 지칭될 수 있다.

가스터빈에 대한 일반적인 한 형태의 구조는 상기와 같으며, 이하에서는 이러한 가스터빈에 적용되는 본 발명에 대해 설명하도록 한다.

도 2는 연소기의 길이방향 절단 사시도이다. 연소기(10)는 버너(10a)를 구성하는 연료노즐(15, 17)을 둘러싸는 버너 케이싱(11), 연소실(31a)을 형성하는 라이너(31; Liner)와 라이너(31)를 환형으로 둘러 싼 플로우 슬리브(35), 및 연소기(10)와 터빈 섹션(6)의 연결부가 되는 트랜지션 피스(33; Transition Piece)와 트랜지션 피스(33)를 환형으로 둘러 싼 플로우 슬리브(35)를 구성된다.

라이너(31)는 연료노즐(15, 17)에 의해 분사되는 연료가 유입되는 압축공기와 혼합되어 연소되는 연소실(31a)을 제공한다. 라이너(31)는 외주에 환형공간을 형성하는 플로우 슬리브(35)에 의해 압축공기 유로(32)를 통해 라이너(31)를 냉각시킬 수 있다. 라이너(31)의 전단에는 연료노즐(15, 17)이 결합된다.

한편 라이너(31)의 후단에는, 점화플러그에 의해 연소되는 연소가스를 터빈 섹션으로 보낼 수 있도록 트랜지션피스(33)가 연결된다. 이러한 라이너(31)와 트랜지션피스(33)는 연소가스의 높은 온도에 의한 파손이 방지되도록 라이너(31)와 트랜지션피스(33) 감싼 플로우슬리브(35)에 의해 형성된 환형공간 즉, 압축공기 유로(32,34)로 공급된 압축공기에 의해 냉각된다.

복수의 연료 노즐(18)은 하우징으로서 기능하는 버너 케이싱(11)에 환형으로 둘러 싸여 있고, 라이너(31)와 연결된다. 복수의 연료 노즐(18)이 라이너(31)와 연결되는 부분 내부에는 복수의 개구가 형성된 원통형의 부재가 삽입될 수 있는데, 이 원통형의 부재는 복수의 연료 노즐(18)을 포함하는 노즐 튜브(13)이다. 상기 노즐 튜브(13)에 형성된 복수의 개구는 연료 노즐(18)로서 기능하며, 상기 연료 노즐(18)은 중심 노즐(17) 및 이를 둘러싸는 복수의 주변 노즐(15)들로 구성될 수 있다.

연료 노즐(18)은 원통형 공간의 중심에서 연소기 전후 방향으로 연장하는 센터바디(14)를 둘러싸도록 구성된다. 상기 센터바디(14)의 일단은 노즐베이스(12)에 연결되어 그로부터 연료를 공급받고, 이러한 연료는 스월러(100) 및/또는 상기 센터바디(14)의 둘레에 형성되는 연료 분사 개구(미도시)를 통해 분사되어 압축공기와 혼합될 수 있다. 본 발명에서는 스월러(100)상에 연료 분사 개구(미도시)가 형성된다. 연료가 공급되는 연료 노즐의 위치 및 형태는 도 2에 도시된 형태에 한정되지 않고, 도면은 단지 예시일 뿐이라는 것에 주의해야 한다.

상기 노즐 베이스(12)는 엔드 커버(22)에 연결되어 있고, 상기 엔드 커버(22)는 적어도 부분적으로 연료를 공급받기 위한 구성을 포함할 수 있다.

이하에서는 본 발명의 주요특징에 대해 설명하도록 한다. 이하에서 스월러(100)는 다중스월러부재(100)로 대체된다.

도 4는 본 발명인 연소기(10)의 다중스월러부재(100)에 대한 제1 실시예를 나타낸 측단면도이고, 도 5는 도 4에 게시된 다중스월러부재(100)의 제1 형태를 나타낸 도면이며, 도 6은 도 4에 게시된 다중스월러부재(100)의 제2 형태를 나타낸 도면이고, 도 7은 도 4에 게시된 다중스월러부재(100)의 제3 형태를 나타낸 도면이며, 도 8은 도 4에 게시된 다중스월러부재(100)의 제4 형태를 나타낸 도면이고, 도 9는 도 4에 게시된 다중스월러부재(100)의 제5 형태를 나타낸 도면이다.

도 4를 참고하면, 본 발명인 연소기(10)의 제1 실시예에서는 연료노즐(18), 센터바디(14) 및 다중스월러부재(100)를 포함하여 구성될 수 있다.

우선 상기 연료노즐(18)은 노즐튜브(13)에 복수개가 배치되고, 연료노즐(18)에는 중공부가 형성될 수 있다. 상기 센터바디(14)는 노즐베이스(12)에 연결되고, 연료노즐(18)의 중공부로 연장되어 배치될 수 있다.

그리고 상기 다중스월러부재(100)는 센터바디(14)의 외부면(14a)과 연료노즐(18)의 내부면(18a) 사이에 배치될 수 있다.

상기 다중스월러부재(100)는, 상기 연료노즐(18)의 내부면(18a) 또는 상기 센터바디(14)의 외부면(14a)에서 유동하는 연료-공기 혼합유체가 마찰에 의해 연료-공기 혼합도가 감소되는 것을 보상하여, 상기 연료노즐(18)과 상기 센터바디(14)간의 중앙측에서 유동하는 연료-공기 혼합유체와 비교적 균일한 혼합 유동분포(B)를 형성하도록 하는 기능을 수행할 수 있다.

상기 기능을 달성하기 위해 상기 다중스월러부재(100)는 지지링(111), 제1 날개(121) 및 제2 날개(123)를 포함하여 구성될 수 있다.

우선 상기 지지링(111)은 상기 연료노즐(18) 및 상기 센터바디(14)와 이격되고, 상기 센터바디(14)의 외측둘레를 감싸며 배치될 수 있다. 그리고 상기 제1 날개(121)는 상기 지지링(111)과 상기 센터바디(14)의 외부면(14a)과 연결되며 배치될 수 있다. 또한 상기 제2 날개(123)는 상기 지지링(111)에 연결되고 상기 연료노즐(18)의 내부면(18a)에 인접하게 배치될 수 있다. 상기 제2 날개(123)는 상기 연료노즐(18)의 내부면(18a)에 연결되지 않을 수 있다.

도 5에는 본 발명의 제1 실시예하에서 다중스월러부재(100)의 제1 형태가 게시되어 있다. 도 5를 참고하면, 우선 압축공기(Y)의 유동방향을 기준으로 상기 제1 날개(121) 및/또는 상기 제2 날개(123)는 곡선지게 형성될 수 있다. 이때 제1 날개(121)의 곡선방향과 제2 날개(123)의 곡선방향은 서로 다를 수 있다.

그리고 상기 제1 날개(121)에서 상기 센터바디(14)의 외부면(14a)에 인접한 부위의 곡률(Φ11)은 상기 지지링(111)에 인접한 부위의 곡률(Φ12)과 다르게 구성될 수 있다. 즉 제1 날개(121)에서 센터바디(14)의 외부면(14a)에 인접한 곡률(Φ11)을 지지링(111)에 인접한 부위의 곡률(Φ12)보다 크게 변화되도록 구성하는 것이다. 이 경우 압축공기는 지지링(111)에 인접한 부위보다는 센터바디(14)의 외부면(14a)에서 상대적으로 크게 선회되며 유동하게 된다.

이에 따라 다중스월러부재(100)의 연료분사홀(미도시)에서 분사되는 연료와의 연료-공기 혼합도는 센터바디(14)의 외부면(14a)에서 높이지게 되고, 지지링(111)에 인접한 부위, 즉 센터바디(14)와 연료노즐(18)의 중앙부에서 유동하는 연료-공기 혼합도의 크기만큼 보상되게 된다. 도 4에 게시된 혼합 유동분포(B)와 같이 비교적 균일한 연료-공기 혼합 유동분포를 형성하는 것이 목표가 된다.

이때 곡률(Φ11) 및 곡률(Φ12)는 연료노즐(18)의 내부에서 비교적 균일한 혼합 유동분포(B)가 형성될 수 있도록, 시뮬레이션 데이터값을 통해 결정될 수 있다.

다음으로, 상기 제2 날개(123)에서 상기 연료노즐(18)의 내부면(18a)에 인접한 부위의 곡률(Φ14)은 상기 지지링(111)에 인접한 부위의 곡률(Φ13)과 다르게 구성될 수 있다. 즉 제2 날개(123)에서 연료노즐(18)의 내부면(18a)에 인접한 곡률(Φ14)을 지지링(111)에 인접한 부위의 곡률(Φ13)보다 크게 변화되도록 구성하는 것이다. 이 경우 압축공기는 지지링(111)에 인접한 부위보다는 연료노즐(18)의 내부면(18a)에서 상대적으로 크게 선회되며 유동하게 된다.

이에 따라 다중스월러부재(100)의 연료분사홀(미도시)에서 분사되는 연료와의 연료-공기 혼합도는 연료노즐(18)의 내부면(18a)에서 높이지게 되고, 지지링(111)에 인접한 부위, 즉 센터바디(14)와 연료노즐(18)의 중앙부에서 유동하는 연료-공기 혼합도의 크기만큼 보상되게 된다. 도 4에 게시된 혼합 유동분포(B)와 같이 비교적 균일한 연료-공기 혼합 유동분포를 형성하는 것이 목표가 된다.

이때 곡률(Φ13) 및 곡률(Φ14)는 연료노즐(18)의 내부에서 비교적 균일한 혼합 유동분포(B)가 형성될 수 있도록, 시뮬레이션 데이터값을 통해 결정될 수 있다.

한편, 도 6에 게시된 상기 다중스월러부재(100)의 제2 형태에서는, 제1,2 날개의 곡선방향은 동일방향으로 배열될 수 있으며, 이 경우에 따른 효과는 도 5에 게시된 상기 다중스월러부재(100)의 제1 형태와 동일할 수 있다.

상기와 같이, 제1,2 날개의 곡률을 센터바디(14)의 외부면(14a)과 연료노즐(18)의 내부면(18a)에 인접한 부위의 곡률을 지지링(111)에 인접한 부위의 곡률보다 더 크게 형성, 상대적으로 선회 유동을 크게 하여 연료-공기 혼합도를 보상함으로써, 연료노즐(18)의 내부에서의 연료-공기 혼합유체의 혼합 유동분포(B)는 비교적 균일하게 형성되고, 이는 궁극적으로 연소효율을 개선시키게 된다.

다음으로, 도 7에는 본 발명의 제1 실시예하에서 다중스월러부재(100)의 제3 형태가 게시되어 있다. 도 7를 참고하면, 우선 압축공기(Y)의 유동방향을 기준으로 상기 제1 날개(121) 및/또는 상기 제2 날개(123)는 경사지게 형성될 수 있다. 이때 제1 날개(121)의 경사방향과 제2 날개(123)의 경사방향은 서로 다를 수 있다.

그리고 상기 제1 날개(121)는 상기 지지링(111)에서 상기 센터바디(14)의 외부면(14a)으로 갈수록 경사각(θ1)이 증가하도록 구성될 수 있다. 즉 제1 날개(121)에서 센터바디(14)의 외부면(14a)에 인접한 경사도를 지지링(111)에 인접한 부위의 경사도보다 크게 변화되도록 구성하는 것이다. 이 경우 압축공기는 지지링(111)에 인접한 부위보다는 센터바디(14)의 외부면(14a)에서 상대적으로 크게 선회되며 유동하게 된다.

이때 경사각(θ1)은 연료노즐(18)의 내부에서 비교적 균일한 혼합 유동분포(B)가 형성될 수 있도록, 시뮬레이션 데이터값을 통해 결정될 수 있다.

다음으로, 상기 제2 날개(123)는 상기 지지링(111)에서 상기 연료노즐(18)의 내부면(18a)으로 갈수록 경사각(θ2)이 증가하게 구성될 수 있다. 즉 제2 날개(123)에서 연료노즐(18)의 내부면(18a)에 인접한 경사도를 지지링(111)에 인접한 부위의 경사도보다 크게 변화되도록 구성하는 것이다. 이 경우 압축공기는 지지링(111)에 인접한 부위보다는 연료노즐(18)의 내부면(18a)에서 상대적으로 크게 선회되며 유동하게 된다.

이때 경사각(θ2)는 연료노즐(18)의 내부에서 비교적 균일한 혼합 유동분포(B)가 형성될 수 있도록, 시뮬레이션 데이터값을 통해 결정될 수 있다.

한편, 도 8에 게시된 상기 다중스월러부재(100)의 제4 형태에서는, 제1,2 날개의 경사방향은 동일방향으로 배열될 수 있으며, 이 경우에 따른 효과는 도 7에 게시된 상기 다중스월러부재(100)의 제3 형태와 동일할 수 있다.

상기와 같이, 제1,2 날개의 곡률을 센터바디(14)의 외부면(14a)과 연료노즐(18)의 내부면(18a)에 인접한 부위의 경사도를 지지링(111)에 인접한 부위의 경사도보다 더 크게 형성, 상대적으로 선회 유동을 크게 하여 연료-공기 혼합도를 보상함으로써, 연료노즐(18)의 내부에서의 연료-공기 혼합유체의 혼합 유동분포(B)는 비교적 균일하게 형성되고, 이는 궁극적으로 연소효율을 개선시키게 된다.

다음으로, 도 9에는 본 발명의 다중스월러부재(100)에 대한 제5 형태가 게시되어 있는데, 제1 날개(121)와 제2 날개(123)가 서로 다른 형상으로 구성될 수 있다. 예를 들어 제1 날개(121)는 측단면이 마름모 형상일 수 있으며, 제2 날개(123)는 측단면이 곡선 형상일 수 있다.

여기서 제1,2 날개의 형상은 센터바디(14)의 외부면(14a)과 연료노즐(18)의 내부면(18a)에서 연료-공기 혼합도를 높여 도 4에 게시된 혼합 유동분포(B)가 균일하게 되는 형상으로 결정될 수 있다.

도 10는 본 발명인 연소기(10)의 다중스월러부재(100)에 대한 제2 실시예를 나타낸 측단면도이고, 도 11은 도 10에 게시된 다중스월러부재(100)의 제1 형태를 나타낸 도면이며, 도 12는 도 10에 게시된 다중스월러부재(100)의 제2 형태를 나타낸 도면이고, 도 13은 도 10에 게시된 다중스월러부재(100)의 제3 형태를 나타낸 도면이며, 도 14는 도 10에 게시된 다중스월러부재(100)의 제4 형태를 나타낸 도면이고, 도 15는 도 10에 게시된 다중스월러부재(100)의 제5 형태를 나타낸 도면이다.

도 10를 참고하면, 본 발명인 연소기(10)의 제2 실시예에서는 연료노즐(18), 센터바디(14) 및 다중스월러부재(100)를 포함하여 구성될 수 있다.

상기 다중스월러부재(100)는, 상기 센터바디(14)의 외부면(14a) 또는 상기 연료노즐(18)의 내부면(18a)에서 유동하는 연료-공기 혼합유체의 연료-공기 혼합도와 상기 센터바디(14)와 상기 연료노즐(18)의 중앙측에서 유동하는 혼합유체의 혼합도가 균일하게 조성되도록 하는 기능을 수행할 수 있다.

즉 상기 연료노즐(18)의 내부면(18a) 또는 상기 센터바디(14)의 외부면(14a)에서 유동하는 연료-공기 혼합유체가 마찰에 의해 연료-공기 혼합도가 감소되는 것을 보상하여, 상기 연료노즐(18)과 상기 센터바디(14)간의 중앙측에서 유동하는 연료-공기 혼합유체와 비교적 균일한 혼합 유동분포(B)를 형성하도록 하는 것이다.

상기 기능을 달성하기 위해 상기 다중스월러부재(100)는 제1 지지링(131), 제2 지지링(133), 제1 날개(141), 제2 날개(143) 및 제3 날개(145)를 포함하여 구성될 수 있다.

우선 상기 제1 지지링(131)은 상기 연료노즐(18) 및 상기 센터바디(14)와 이격되고, 상기 센터바디(14)의 외측둘레를 감싸며 배치될 수 있다. 상기 제2 지지링(133)은 상기 연료노즐(18) 및 상기 제1 지지링(131)과 이격되고, 상기 제1 지지링(131)의 외측둘레를 감싸며 배치될 수 있다.

그리고 상기 제1 날개(141)는 상기 제1 지지링(131)과 상기 센터바디(14)의 외부면(14a)과 연결되며 배치될 수 있다. 상기 제2 날개(143)는 상기 제1 지지링(131)과 상기 제2 지지링(133)에 연결되어 배치될 수 있다. 또한 상기 제3 날개(145)는 상기 제2 지지링(133)에 연결되고 상기 연료노즐(18)의 내부면(18a)에 인접하게 배치될 수 있다. 상기 제3 날개(145)는 상기 연료노즐(18)의 내부면(18a)에 연결되지 않을 수 있다.

도 11에는 본 발명의 제2 실시예하에서 다중스월러부재(100)의 제1 형태가 게시되어 있다. 도 11를 참고하면, 우선 압축공기(Y)의 유동방향을 기준으로 상기 제1 날개(141), 제2 날개(143) 또는 제3 날개(145) 중 하나 이상은 곡선지게 형성될 수 있다. 이때 제1,3 날개의 곡선방향과 제2 날개(143)의 곡선방향은 서로 다를 수 있다.

그리고 상기 제1 날개(141)에서 상기 센터바디(14)의 외부면(14a)에 인접한 부위의 곡률(Φ21)은 상기 제1 지지링(131)에 인접한 부위의 곡률(Φ22)과 다르게 구성될 수 있다. 즉 제1 날개(141)에서 센터바디(14)의 외부면(14a)에 인접한 곡률(Φ21)을 제1 지지링(131)에 인접한 부위의 곡률(Φ22)보다 크게 변화되도록 구성하는 것이다. 이 경우 압축공기는 지지링에 인접한 부위보다는 센터바디(14)의 외부면(14a)에서 상대적으로 크게 선회되며 유동하게 된다.

이에 따라 다중스월러부재(100)의 연료분사홀(미도시)에서 분사되는 연료와의 연료-공기 혼합도는 센터바디(14)의 외부면(14a)에서 높이지게 되고, 제1 지지링(131)에 인접한 부위, 즉 센터바디(14)와 연료노즐(18)의 중앙부에서 유동하는 연료-공기 혼합도의 크기만큼 보상되게 된다. 도 10에 게시된 혼합 유동분포(B)와 같이 비교적 균일한 연료-공기 혼합 유동분포를 형성하는 것이 목표가 된다.

이때 곡률(Φ21) 및 곡률(Φ22)는 연료노즐(18)의 내부에서 비교적 균일한 혼합 유동분포(B)가 형성될 수 있도록, 시뮬레이션 데이터값을 통해 결정될 수 있다.

다음으로, 상기 제2 날개(143)는 상기 제1,2 날개와 반대방향으로 곡률(Φ23)이 형성될 수 있다. 이는 중앙부위에서 반대방향의 압축공기 유동을 형성하여 제1,3 날개에 압축공기 유동과 함께 난류를 형성하여 연료-공기 혼합도를 높이기 위함이다.

다음으로, 상기 제3 날개(145)에서 상기 연료노즐(18)의 내부면(18a)에 인접한 부위의 곡률(Φ25)은 상기 제2 지지링(133)에 인접한 부위의 곡률(Φ24)과 다르게 구성될 수 있다. 즉 제3 날개(145)에서 연료노즐(18)의 내부면(18a)에 인접한 곡률(Φ25)을 제2 지지링(133)에 인접한 부위의 곡률(Φ24)보다 크게 변화되도록 구성하는 것이다. 이 경우 압축공기는 제2 지지링(133)에 인접한 부위보다는 연료노즐(18)의 내부면(18a)에서 상대적으로 크게 선회되며 유동하게 된다.

이에 따라 다중스월러부재(100)의 연료분사홀(미도시)에서 분사되는 연료와의 연료-공기 혼합도는 연료노즐(18)의 내부면(18a)에서 높이지게 되고, 지지링에 인접한 부위, 즉 센터바디(14)와 연료노즐(18)의 중앙부에서 유동하는 연료-공기 혼합도의 크기만큼 보상되게 된다. 도 10에 게시된 혼합 유동분포(B)와 같이 비교적 균일한 연료-공기 혼합 유동분포를 형성하는 것이 목표가 된다.

이때 곡률(Φ24) 및 곡률(Φ25)는 연료노즐(18)의 내부에서 비교적 균일한 혼합 유동분포(B)가 형성될 수 있도록, 시뮬레이션 데이터값을 통해 결정될 수 있다.

한편, 도 12에 게시된 상기 다중스월러부재(100)의 제2 형태에서는, 제1,2,3 날개의 곡선방향은 동일방향으로 배열될 수 있으며, 이 경우에 따른 효과는 중앙부위에서 난류발생에 의한 혼합도 증가를 제외하고, 도 11에 게시된 상기 다중스월러부재(100)의 제1 형태와 동일할 수 있다.

상기와 같이, 제1,3 날개의 곡률을 센터바디(14)의 외부면(14a)과 연료노즐(18)의 내부면(18a)에 인접한 부위의 곡률을 제1,2지지링에 인접한 부위의 곡률보다 더 크게 형성, 상대적으로 선회 유동을 크게 하여 연료-공기 혼합도를 보상함으로써, 연료노즐(18)의 내부에서의 연료-공기 혼합유체의 혼합 유동분포(B)는 비교적 균일하게 형성되고, 이는 궁극적으로 연소효율을 개선시키게 된다.

다음으로, 도 13에는 본 발명의 제1 실시예하에서 다중스월러부재(100)의 제3 형태가 게시되어 있다. 도 13를 참고하면, 우선 압축공기(Y)의 유동방향을 기준으로 상기 제1 날개(141), 제2 날개(143) 및 제3 날개(145)는 경사지게 형성될 수 있다. 이때 제1 날개(141)의 경사방향과 제3 날개(145)의 경사방향은 서로 다를 수 있다.

그리고 상기 제1 날개(141)는 상기 제1 지지링(131)에서 상기 센터바디(14)의 외부면(14a)으로 갈수록 경사각(θ3)이 증가하도록 구성될 수 있다. 즉 제1 날개(141)에서 센터바디(14)의 외부면(14a)에 인접한 경사도를 제1 지지링(131)에 인접한 부위의 경사도보다 크게 변화되도록 구성하는 것이다. 이 경우 압축공기는 제1 지지링(131)에 인접한 부위보다는 센터바디(14)의 외부면(14a)에서 상대적으로 크게 선회되며 유동하게 된다.

이때 경사각(θ3)은 연료노즐(18)의 내부에서 비교적 균일한 혼합 유동분포(B)가 형성될 수 있도록, 시뮬레이션 데이터값을 통해 결정될 수 있다.

다음으로, 상기 제2 날개(143)는 양측이 경사각(θ4)으로 형성되어 있어, 중앙부위에서 양방향으로 압축공기의 유동을 유도하여, 제1,3 날개에 압축공기 유동과 함께 난류를 형성하여 연료-공기 혼합도를 높인다.

다음으로, 상기 제3 날개(145)는 상기 제2 지지링(133)에서 상기 연료노즐(18)의 내부면(18a)으로 갈수록 경사각(θ5)이 증가하게 구성될 수 있다. 즉 제3 날개(145)에서 연료노즐(18)의 내부면(18a)에 인접한 경사도를 제2 지지링(133)에 인접한 부위의 경사도보다 크게 변화되도록 구성하는 것이다. 이 경우 압축공기는 제2 지지링(133)에 인접한 부위보다는 연료노즐(18)의 내부면(18a)에서 상대적으로 크게 선회되며 유동하게 된다.

이에 따라 다중스월러부재(100)의 연료분사홀(미도시)에서 분사되는 연료와의 연료-공기 혼합도는 연료노즐(18)의 내부면(18a)에서 높이지게 되고, 제1,2 지지링에 인접한 부위, 즉 센터바디(14)와 연료노즐(18)의 중앙부에서 유동하는 연료-공기 혼합도의 크기만큼 보상되게 된다. 도 10에 게시된 혼합 유동분포(B)와 같이 비교적 균일한 연료-공기 혼합 유동분포를 형성하는 것이 목표가 된다.

이때 경사각(θ5)는 연료노즐(18)의 내부에서 비교적 균일한 혼합 유동분포(B)가 형성될 수 있도록, 시뮬레이션 데이터값을 통해 결정될 수 있다.

한편, 도 14에 게시된 상기 다중스월러부재(100)의 제4 형태에서는, 제1,3 날개의 경사방향은 동일방향으로 배열될 수 있으며, 이 경우에 따른 효과는 도 13에 게시된 상기 다중스월러부재(100)의 제3 형태와 동일할 수 있다.

상기와 같이, 제1,3 날개의 곡률을 센터바디(14)의 외부면(14a)과 연료노즐(18)의 내부면(18a)에 인접한 부위의 경사도를 제1,2 지지링에 인접한 부위의 경사도보다 더 크게 형성, 상대적으로 선회 유동을 크게 하여 연료-공기 혼합도를 보상함으로써, 연료노즐(18)의 내부에서의 연료-공기 혼합유체의 혼합 유동분포(B)는 비교적 균일하게 형성되고, 이는 궁극적으로 연소효율을 개선시키게 된다.

다음으로, 도 15에는 본 발명의 다중스월러부재(100)에 대한 제5 형태가 게시되어 있는데, 제1 날개(141), 제2 날개(143) 또는 제3 날개(145) 중 하나 이상이 서로 다른 형상으로 구성될 수 있다. 예를 들어 제1,2 날개는 측단면이 곡선 형상일 수 있으며, 제2 날개(143)는 측단면이 마름모 형상일 수 있다.

여기서 제1,3 날개의 형상은 센터바디(14)의 외부면(14a)과 연료노즐(18)의 내부면(18a)에서 연료-공기 혼합도를 높여 도 10에 게시된 혼합 유동분포(B)가 균일하게 되는 형상으로 결정될 수 있다.

한편, 본 발명인 가스터빈(1)은 케이싱(2)과, 상기 케이싱(2)의 내부에 배치되고 유입된 공기를 압축하는 압축기 섹션(4)과, 상기 케이싱(2) 내부에서 상기 압축기 섹션(4)과 연결되며 배치되고, 압축된 공기를 연소하는 상기 다중스월러부재(100)를 포함하는 연소기(10)와, 상기 케이싱(2) 내부에서 상기 연소기(10)와 연결되며 배치되고, 연소된 공기를 이용하여 동력을 생산하는 터빈 섹션(6) 및 상기 케이싱(2) 내부에서 상기 터빈 섹션(6)과 연결되며 배치되고, 공기를 외부로 배출하는 디퓨져(7)를 포함하여 구성될 수 있다.

이상의 사항은 서로 다른 형상으로 형성된 다중스월러를 구비한 연소기 및 가스터빈의 특정한 실시예를 나타낸 것에 불과하다.

따라서 이하의 청구범위에 기재된 본 발명의 취지를 벗어나지 않는 한도내에서 본 발명이 다양한 형태로 치환, 변형될 수 있음을 당해 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자는 용이하게 파악할 수 있다는 점을 밝혀 두고자 한다.

10:연소기 14:센터바디
14a:센터바디의 외부면 18:연료노즐
18a:연료노즐의 내부면
100:다중스월러부재
[제1 실시예]
111:지지링 121:제1 날개
123:제2 날개
[제2 실시예]
131:제1 지지링 133:제2 지지링
141:제1 날개 143:제2 날개
145:제3 날개
B:연료-공기 혼합유체의 유동분포
Y:압축공기의 유동

Claims

노즐튜브에 배치되고, 중공부가 형성된 연료노즐;
노즐베이스에 연결되고, 상기 연료노즐의 중공부로 연장되어 배치되는 센터바디; 및
상기 센터바디의 외부면과 상기 연료노즐의 내부면 사이에 배치되는 다중스월러부재;를 포함하되,
상기 다중스월러부재는, 상기 연료노즐의 내부면 또는 상기 센터바디의 외부면에서 유동하는 연료-공기 혼합유체가 마찰에 의해 연료-공기 혼합도가 감소되는 것을 보상하여, 상기 연료노즐과 상기 센터바디간의 중앙측에서 유동하는 연료-공기 혼합유체와 균일한 혼합 유동분포(B)를 형성하도록 하는 것을 특징으로 하는 연소기.
제1항에 있어서,
상기 다중스월러부재는,
상기 연료노즐 및 상기 센터바디와 이격되고, 상기 센터바디의 외측둘레를 감싸며 배치되는 지지링;
상기 지지링과 상기 센터바디의 외부면과 연결되며 배치되는 제1 날개; 및
상기 지지링에 연결되고 상기 연료노즐의 내부면에 인접하게 배치되는 제2 날개;를 포함하는 연소기.
제2항에 있어서,
압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제1 날개 또는 상기 제2 날개는 곡선진 것을 특징으로 하는 연소기.
제3항에 있어서,
압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제1 날개의 곡선방향과 상기 제2 날개의 곡선방향은 서로 다른 것을 특징으로 하는 연소기.
제3항 또는 제4항에 있어서,
상기 제1 날개에서 상기 센터바디의 외부면에 인접한 부위의 곡률(Φ11)은 상기 지지링에 인접한 부위의 곡률(Φ12)과 다르게 구성되는 것을 특징으로 하는 연소기.
제5항에 있어서,
상기 지지링에 인접한 부위보다 상기 센터바디의 외부면에서 압축공기를 상대적으로 크게 선회되게 하여 연료-공기 혼합도를 증가시키기 위해,
상기 제1 날개에서 상기 센터바디의 표면에 인접한 부위의 곡률(Φ11)은 상기 지지링에 인접한 부위의 곡률(Φ12)보다 큰 것을 특징으로 하는 연소기.
제3항 또는 제4항에 있어서,
상기 제2 날개에서 상기 연료노즐의 내부면에 인접한 부위의 곡률(Φ14)은 상기 지지링에 인접한 부위의 곡률(Φ13)과 다른 것을 특징으로 하는 연소기.
제7항에 있어서,
상기 지지링에 인접한 부위보다 상기 연료노즐의 내부면에서 압축공기를 상대적으로 크게 선회되게 하여 연료-공기 혼합도를 증가시키기 위해,
상기 제2 날개에서 상기 연료노즐의 표면에 인접한 부위의 곡률(Φ14)은 상기 지지링에 인접한 부위의 곡률(Φ13)보다 큰 것을 특징으로 하는 연소기.
제2항에 있어서,
압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제1 날개 또는 상기 제2 날개는 경사진 것을 특징으로 하는 연소기.
제9항에 있어서,
압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제1 날개의 경사방향과 상기 제2 날개의 경사방향은 서로 다른 것을 특징으로 하는 연소기.
제9항 또는 제10항에 있어서,
상기 지지링에 인접한 부위보다 상기 센터바디의 외부면에서 압축공기를 상대적으로 크게 선회되게 하여 연료-공기 혼합도를 증가시키기 위해,
압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제1 날개는 상기 지지링에서 상기 센터바디의 외부면으로 갈수록 경사각(θ1)이 증가하는 것을 특징으로 하는 연소기.
제9항 또는 제10항에 있어서,
상기 지지링에 인접한 부위보다 상기 연료노즐의 내부면에서 압축공기를 상대적으로 크게 선회되게 하여 연료-공기 혼합도를 증가시키기 위해,
압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제2 날개는 상기 지지링에서 상기 연료노즐의 내부면으로 갈수록 경사각(θ2)이 증가하는 것을 특징으로 하는 연소기.
제2항에 있어서,
상기 제1 날개와 상기 제2 날개의 형상은 서로 다른 것을 특징으로 하는 연소기.
노즐튜브에 배치되고, 중공부가 형성된 연료노즐;
노즐베이스에 연결되고, 상기 연료노즐의 중공부로 연장되어 배치되는 센터바디; 및
상기 센터바디의 외부면과 상기 연료노즐의 내부면 사이에 배치되는 다중스월러부재;를 포함하되,
상기 다중스월러부재는, 상기 센터바디의 외부면 또는 상기 연료노즐의 내부면에서 유동하는 연료-공기 혼합유체의 연료-공기 혼합도와 상기 센터바디와 상기 연료노즐의 중앙측에서 유동하는 혼합유체의 혼합도가 균일하게 조성되도록 하는 것을 특징으로 하는 연소기.
제14항에 있어서,
상기 다중스월러부재는,
상기 연료노즐 및 상기 센터바디와 이격되고, 상기 센터바디의 외측둘레를 감싸며 배치되는 제1 지지링;
상기 연료노즐 및 상기 제1 지지링과 이격되고, 상기 제1 지지링의 외측둘레를 감싸며 배치되는 제2 지지링;
상기 제1 지지링과 상기 센터바디의 외부면과 연결되며 배치되는 제1 날개; 및
상기 제1 지지링과 상기 제2 지지링에 연결되어 배치되는 제2 날개; 및
상기 제2 지지링에 연결되고 상기 연료노즐의 내부면에 인접하게 배치되는 제3 날개;를 포함하는 연소기.
제15항에 있어서,
압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제1 날개, 제2 날개 또는 제3 날개 중 하나 이상은 곡선지게 형성된 것을 특징으로 하는 연소기.
제16항에 있어서,
압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제1,3 날개의 곡선방향과 상기 제2 날개의 곡선방향은 서로 다른 것을 특징으로 하는 연소기.
제16항 또는 제17항에 있어서,
상기 제1 날개에서 상기 센터바디의 외부면에 인접한 부위의 곡률(Φ21)은 상기 제1 지지링에 인접한 부위의 곡률(Φ22)과 다른 것을 특징으로 하는 연소기.
제18항에 있어서,
상기 제1 지지링에 인접한 부위보다 상기 센터바디의 외부면에서 압축공기를 상대적으로 크게 선회되게 하여 연료-공기 혼합도를 증가시키기 위해,
상기 제1 날개에서 상기 센터바디의 외부면에 인접한 부위의 곡률(Φ21)은 상기 제1 지지링에 인접한 부위의 곡률(Φ22)보다 큰 것을 특징으로 하는 연소기.
제16항 또는 제17항에 있어서,
상기 제3 날개에서 상기 연료노즐의 외부면에 인접한 부위의 곡률(Φ25)은 상기 지지링에 인접한 부위의 곡률(Φ24)과 다른 것을 특징으로 하는 연소기.
제20항에 있어서,
상기 제2 지지링에 인접한 부위보다 상기 연료노즐의 내부면에서 압축공기를 상대적으로 크게 선회되게 하여 연료-공기 혼합도를 증가시키기 위해,
상기 제3 날개에서 상기 연료노즐의 표면에 인접한 부위의 곡률(Φ25)은 상기 제2 지지링에 인접한 부위의 곡률(Φ24)보다 큰 것을 특징으로 하는 연소기.
제15항에 있어서,
압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제1 날개, 제2 날개 또는 제3 날개 중 하나 이상은 경사진 것을 특징으로 하는 연소기.
제22항에 있어서,
압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제1 날개의 경사방향과 상기 제3 날개의 경사방향은 서로 다른 것을 특징으로 하는 연소기.
제22항 또는 제23항에 있어서,
상기 제1 지지링에 인접한 부위보다 상기 센터바디의 외부면에서 압축공기를 상대적으로 크게 선회되게 하여 연료-공기 혼합도를 증가시키기 위해,
압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제1 날개는 상기 제1 지지링에서 상기 센터바디의 외부면으로 갈수록 경사각(θ3)이 증가하는 것을 특징으로 하는 연소기.
제22항 또는 제23항에 있어서,
상기 제2 지지링에 인접한 부위보다 상기 연료노즐의 내부면에서 압축공기를 상대적으로 크게 선회되게 하여 연료-공기 혼합도를 증가시키기 위해,
압축공기의 유동방향을 기준으로, 상기 제3 날개는 상기 제2 지지링에서 상기 연료노즐의 표면으로 갈수록 경사각(θ5)이 증가하는 것을 특징으로 하는 연소기.
제15항에 있어서,
상기 제1 날개, 제2 날개 또는 제3 날개 중 하나 이상의 형상은 나머지와 다른 것을 특징으로 하는 연소기.
케이싱;
상기 케이싱의 내부에 배치되고 유입된 공기를 압축하는 압축기 섹션;
상기 케이싱 내부에서 상기 압축기 섹션과 연결되며 배치되고, 압축된 공기를 연소하는 제1항 또는 제14항의 다중스월러부재를 포함하는 연소기;
상기 케이싱 내부에서 상기 연소기와 연결되며 배치되고, 연소된 공기를 이용하여 동력을 생산하는 터빈 섹션; 및
상기 케이싱 내부에서 상기 터빈 섹션과 연결되며 배치되고, 공기를 외부로 배출하는 디퓨져;
를 포함하는, 가스터빈.