KR102153456B1 - Combustor for a gas turbine - Google Patents

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KR102153456B1
KR102153456B1 KR1020190104604A KR20190104604A KR102153456B1 KR 102153456 B1 KR102153456 B1 KR 102153456B1 KR 1020190104604 A KR1020190104604 A KR 1020190104604A KR 20190104604 A KR20190104604 A KR 20190104604A KR 102153456 B1 KR102153456 B1 KR 102153456B1
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liner
gas turbine
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swirler
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김형모
김재호
박부민
이동호
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한국항공우주연구원
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Abstract

The present invention relates to a combustor for a gas turbine. The combustor for a gas turbine according to an embodiment of the present invention includes: a liner for introducing an air flow into a combustion area through a plurality of sets of holes provided in an outer wall; an injector for injecting fuel into the combustion area of the liner; and a swirler for introducing air into the combustion area of the liner. The injector and the swirler inject a fuel/air mixture in an annular direction oblique to the height direction of the liner to generate a toroidal swirl in the liner.

Description

가스터빈용 연소기 {Combustor for a gas turbine}{Combustor for a gas turbine}

본 발명은 가스터빈용 연소기에 관한 것이다. The present invention relates to a combustor for a gas turbine.

가스터빈 엔진은 내연 기관의 일종으로, 엔진축은 축에 부착된 곡선 날개에 부딪히는 연소 가스 압력에 의해 회전하도록 되어 있으며, 항공기, 선박, 산업용 등 여러 응용 분야에서 사용되고 있다.The gas turbine engine is a kind of internal combustion engine, and the engine shaft is rotated by the pressure of combustion gas striking the curved wing attached to the shaft, and is used in various applications such as aircraft, ships, and industrial use.

이러한 가스터빈 엔진의 주요 구성요소로는, 압축기, 연소기, 터빈 등이 있으며, 가스터빈 엔진은 입구에 유입된 공기를 압축기에서 압축시키고, 연소기에서 연소시킨 다음 터빈 쪽으로 배출시키는 구성을 가진다. 여기서, 연소기는 압축기에서 공급된 공기를 연료와 혼합시키고 연소를 통하여 고온·고압의 배기가스를 생성하여 터빈을 회전시키는 역할을 수행한다.The main components of such a gas turbine engine include a compressor, a combustor, a turbine, and the like, and the gas turbine engine has a configuration in which air introduced at an inlet is compressed by a compressor, combusted in a combustor, and then discharged to a turbine. Here, the combustor plays a role of rotating the turbine by mixing air supplied from the compressor with fuel and generating high-temperature and high-pressure exhaust gas through combustion.

한편, 최근 소형 가스터빈용 연소기는 군사적 목적뿐만 아니라, 다양한 목적의 드론이나 RC용 초소형 엔진 등에도 활발히 활용되는 등 점차 적용 범위가 커지고 있다. On the other hand, recently, combustors for small gas turbines are increasingly being applied not only for military purposes, but also for drones or RC micro-engines for various purposes.

도 1 및 도 2에는 기존의 소형 가스터빈용 연소기(200)의 한 예가 도시되어 있는데, 도 1은 연소기(200)의 사시도이고, 도 2는 도 1의 연소기(200)를 위에서 내려다본 모식도이다.1 and 2 show an example of a conventional combustor 200 for a small gas turbine, FIG. 1 is a perspective view of the combustor 200, and FIG. 2 is a schematic view from above of the combustor 200 of FIG. 1 .

연소기(200)는 상단에 연료를 분사하는 복수 개의 인젝터(injector, 201)와 공기를 유입시키는 스월러(swirler, 206)가 구비되고, 라이너(liner, 205)에는 가스터빈의 입구로부터 유입된 공기유동을 위해 한 세트의 프라이머리 홀(primary hole, 202), 한 세트의 중간 홀(intermediate hole, 203), 한 세트의 희석 홀(dilution hole, 204)이 라이너(205)의 높이 방향으로 차례로 형성되어 있다.The combustor 200 includes a plurality of injectors 201 for injecting fuel at the top and a swirler 206 for introducing air, and the liner 205 includes air introduced from the inlet of the gas turbine. A set of primary holes (202), a set of intermediate holes (203), and a set of dilution holes (204) are sequentially formed in the height direction of the liner 205 for flow. Has been.

그런데, 기존의 소형 엔진은 그 특성상 연소기의 크기(직경 및 높이 기준)가 매우 작은데(직경기준 100mm 내외), 인젝터(201)를 통하여 연소기 내부로 분사되는 연료/공기 혼합기(F)가 연소기의 축방향(도 1 참조)으로 분사되는 관계로, 연소기 내부에 머무는 시간이 짧았다. 따라서 공급되는 연료가 완전 연소하는데 필요한 시간을 충분히 확보하지 못하여 성능 즉, 연소효율 및 내구성이 낮은 단점이 있었다. However, the conventional small engine has a very small size (diameter and height) of the combustor due to its characteristics (around 100mm in diameter), and the fuel/air mixture (F) injected into the combustor through the injector 201 is the shaft of the combustor. Due to the injection in the direction (see Fig. 1), the time to stay inside the combustor was short. Therefore, there is a disadvantage in that performance, that is, combustion efficiency and durability, is low because sufficient time required for the supplied fuel to burn completely is not secured.

부연하면, 연소기에는 최소 5~6개의 인젝터가 요구되고, 연료 코킹을 방지하기 위하여 인젝터의 홀 크기는 소정 크기(예컨대 0.35mm) 이상일 것이 요구되고, 또한 소형 연소기로 갈수록 총 연료 유량이 줄어드는 관계로 각각의 인젝터로 유입되는 유량도 줄어들게 된다. Incidentally, at least 5-6 injectors are required for the combustor, and the hole size of the injector is required to be larger than a predetermined size (e.g. 0.35mm) to prevent fuel caulking, and the total fuel flow rate decreases as it goes to the small combustor. The flow rate flowing into each injector is also reduced.

따라서, 소형 연소기로 갈수록 각각의 인젝터별로 연료 유량이 줄어들고, 완전 연소를 위해서는 홀 크기를 줄여 공급압력을 높임으로써 분무의 무화(atomization)을 개선해야 하나, 인젝터의 홀 크기는 소정 크기 이상일 것이 요구되는 설계상의 제한으로 인하여 무화가 잘 이루어지지 않는 압력 조건에서 운용할 수밖에 없어 결과적으로 연소효율이 낮아지는 문제점이 있었다.Therefore, the fuel flow rate for each injector decreases as it goes to the small combustor, and for complete combustion, it is necessary to improve atomization of spray by increasing the supply pressure by reducing the hole size, but the hole size of the injector is required to be greater than a predetermined size. Due to design limitations, there is a problem in that the combustion efficiency is lowered as a result of operation under pressure conditions in which atomization is not well performed.

또한, 라이너의 크기 측면에서 살펴볼 때, 소형 연소기의 경우 중,대형 연소기에 비하여 충분한 연소 시간을 확보하기 어려워 연소효율이 저하되며, 라이너의 높이가 작을 경우에는 연소배기 가스 간의 혼합이 충분하지 못해 후류 온도 분포가 나빠져 터빈(또는 엔진) 손상 및 내구 시간에 좋지 않는 영향을 주는 문젠점이 있었다. In addition, when looking at the size of the liner, it is difficult to secure sufficient combustion time compared to the medium and large combustors in the case of a small combustor, so that the combustion efficiency is lowered. There was a problem with poor temperature distribution, damaging the turbine (or engine) and adversely affecting the endurance time.

한국공개특허공보 제2016-0039434호 (2016. 4. 11.)Korean Patent Application Publication No. 2016-0039434 (2016. 4. 11.)

본 발명은 상술한 바와 같은 종래기술의 문제점을 해결하기 위한 것으로서, 본 발명의 목적은 연료/공기 혼합기가 충분히 연소기 내에 머물수 있도록 체류시간을 늘여 연소효율을 높일 수 있는 가스터빈용 연소기를 제공하는 것이다.The present invention is to solve the problems of the prior art as described above, and an object of the present invention is to provide a combustor for a gas turbine capable of increasing combustion efficiency by increasing the residence time so that the fuel/air mixture can sufficiently stay in the combustor. .

상기의 목적을 달성하기 위하여, 본 발명의 한 실시예에 따른 가스터빈의 연소기는 외벽에 구비된 복수 세트의 홀을 통하여 연소영역으로 공기유동을 도입하는 라이너(liner), 상기 라이너의 연소영역으로 연료를 분사하는 인젝터(injector), 및 상기 라이너의 연소영역으로 공기를 도입하는 스월러(swirler)를 포함하며, 상기 인젝터 및 상기 스월러는 상기 라이너 내에서 환형 스월(toroidal swirl)을 발생시키도록 상기 라이너의 높이 방향에 경사지게 환형 방향으로 연료/공기 혼합기를 분사하는 것을 특징으로 한다.In order to achieve the above object, the combustor of a gas turbine according to an embodiment of the present invention includes a liner for introducing air flow into the combustion region through a plurality of sets of holes provided in the outer wall, and into the combustion region of the liner. It includes an injector for injecting fuel, and a swirler for introducing air into the combustion zone of the liner, wherein the injector and the swirler generate a toroidal swirl in the liner. It is characterized in that the fuel/air mixer is injected in an annular direction obliquely to the height direction of the liner.

또한, 상기 인젝터 및 상기 스월러는 서로 1세트를 이루고, 상기 라이너에는 복수 세트의 인젝터 및 스월러가 구비되고, 이들은 상기 라이너에 동일 간격으로 배치된 것을 특징으로 한다.In addition, the injector and the swirler constitute one set of each other, and a plurality of sets of injectors and swirlers are provided in the liner, and they are arranged at equal intervals on the liner.

또한, 상기 인젝터 및 상기 스월러는 서로 1세트를 이루고, 상기 라이너에는 2세트의 인젝터 및 스월러가 구비되고, 이들은 상기 라이너에 각각 180도 간격으로 배치된 것을 특징으로 한다.In addition, the injector and the swirler constitute one set of each other, and two sets of injectors and swirlers are provided on the liner, and they are disposed on the liner at intervals of 180 degrees.

또한, 상기 라이너는 그 상면에 2개의 단차부가 구비되고, 하나의 단차부의 상변은 나머지 하나의 단차부의 하변으로 경사지게 연장된 것을 특징으로 한다.In addition, the liner has two stepped portions on its upper surface, and an upper side of one stepped portion is obliquely extended to a lower side of the other stepped portion.

또한, 상기 2개의 인젝터 및 스월러 세트는 상기 2개의 단차부의 면에 각각 구비된 것을 특징으로 한다.In addition, the two injector and swirler sets are provided on the surfaces of the two stepped portions, respectively.

또한, 각각의 세트의 인젝터 및 스월러는 서로 동일 각도로 연료/공기 혼합기를 분사하는 것을 특징으로 한다. In addition, each set of injectors and swirlers is characterized by injecting the fuel/air mixture at the same angle to each other.

또한, 상기 가스터빈용 연소기는 환형 타입(annular type)의 연소기인 것을 특징으로 한다.In addition, the gas turbine combustor is characterized in that the combustor of an annular type (annular type).

또한, 상기 연소기의 횡방향 수평면에 대한 상기 인젝터 및 스월러의 분사각도가 작을수록 상기 연료/공기 혼합기의 상기 연소기 내에서의 체류 시간은 증대하는 것을 특징으로 한다.In addition, as the injection angle of the injector and the swirler with respect to the horizontal plane of the combustor decreases, the residence time of the fuel/air mixture in the combustor increases.

상술한 구성을 가진 본 발명의 실시예에 따른 가스터빈용 연소기는 다음과 같은 효과를 가진다.The combustor for a gas turbine according to an embodiment of the present invention having the above-described configuration has the following effects.

본 발명의 가스터빈용 연소기에 따르면, 연료/공기 혼합기가 충분히 연소기내부에 머물수 있도록 체류시간을 증대시키기 위하여 환형 방향으로 연료/공기 혼합기를 분사함으로써 연소효율(연료의 연소량/연료공급량)을 높일 수 있다.According to the combustor for a gas turbine of the present invention, the combustion efficiency (the amount of combustion of the fuel/the amount of fuel supplied) can be increased by injecting the fuel/air mixture in the annular direction in order to increase the residence time so that the fuel/air mixture can sufficiently stay inside the combustor. have.

또한, 후류 화염 간에 전단층(counterwise shear layer)이 생김으로써, 화염안정화/효율 향상을 기대할 수 있다.In addition, since a counterwise shear layer is formed between the wake flames, flame stabilization/efficiency can be improved.

또한, 기존의 소형 엔진용 연소기에서의 낮은 연소효율을 극복할 수 있으며, 대형 연소기에 적용시 크기 및 무게를 감소(인젝터 개수 감소 및 크기 감소)시키는 효과를 얻을 수 있다.In addition, it is possible to overcome the low combustion efficiency in the conventional combustor for a small engine, and when applied to a large combustor, an effect of reducing the size and weight (reducing the number of injectors and reducing the size) can be obtained.

또한, 화염을 충분히 길게 하더라도 터빈에 손상을 입히는 효과를 감소시킬 수 있으며, 터빈 수명과 관련되는 터빈입구 온도 분포도를 향상시킬 수 있는 장점을 가진다.In addition, even if the flame is sufficiently long, the effect of damaging the turbine can be reduced, and the turbine inlet temperature distribution related to the turbine life can be improved.

또한, 기존 초소형 연소기는 인젝터 홀 크기의 최소화가 어려워 개수에 제한이 있어 내구성이 낮은 베이퍼라이저(vaporizer) 방식을 사용하거나, 몇 개의 인젝터만 장착하여 후류 온도패턴이 좋지 못하였다. 그러나, 본 가스터빈용 연소기는 환형 분사로 인젝터의 홀사이즈를 최소화하지 않아도 되어 무화(atomization)에 유리하다(연소효율이 높아질 수 있음).In addition, conventional micro-combustors have limited injector hole sizes due to their difficulty in minimizing the size of the injector holes, and thus use a low-durability vaporizer method, or have only a few injectors, resulting in poor wake temperature patterns. However, this gas turbine combustor is advantageous for atomization because it is not necessary to minimize the hole size of the injector through an annular injection (combustion efficiency may be increased).

한편, 본 발명은 명시적으로 기재되지는 않았지만 상술한 구성으로부터 기대할 수 있는 다른 효과도 물론 포함한다.On the other hand, the present invention is not explicitly described, but of course includes other effects that can be expected from the above-described configuration.

도 1은 종래의 가스터빈용 연소기의 사시도이다.
도 2는 도 1의 가스터빈용 연소기의 평면도이다.
도 3은 본 발명의 한 실시예에 따른 가스터빈용 연소기의 모식도이다.
도 4는 도 3의 연소기를 펼친 개념도이다.
도 5의 (a)는 도 1의 종래의 가스터빈용 연소기가 연료/공기 혼합기를 분사하는 모습을 나타내며, 도 5의 (b)는 도 3의 본 발명에 따른 가스터빈용 연소기가 연료/공기 혼합기를 분사하는 모습을 나타낸다.1 is a perspective view of a conventional combustor for a gas turbine.
2 is a plan view of the gas turbine combustor of FIG. 1.
3 is a schematic diagram of a combustor for a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
FIG. 4 is a conceptual diagram of an unfolded combustor of FIG. 3.
FIG. 5(a) shows a state in which the conventional gas turbine combustor of FIG. 1 injects a fuel/air mixture, and FIG. 5(b) shows the gas turbine combustor according to the present invention of FIG. It shows the spraying of the mixer.

이하, 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시예에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다.Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings so that those of ordinary skill in the art can practice the present invention. However, the present invention may be implemented in various different forms and is not limited to the embodiments described herein.

도 1은 종래의 가스터빈용 연소기의 사시도이고, 도 2는 도 1의 가스터빈용 연소기의 평면도이고, 도 3은 본 발명의 한 실시예에 따른 가스터빈용 연소기의 모식도이고, 도 4는 도 3의 연소기를 펼친 개념도이며, 도 5의 (a)는 도 1의 종래의 가스터빈용 연소기가 연료/공기 혼합기를 분사하는 모습을 나타내고, 도 5의 (b)는 도 3의 가스터빈용 연소기가 연료/공기 혼합기를 분사하는 모습을 나타낸다.1 is a perspective view of a conventional combustor for a gas turbine, FIG. 2 is a plan view of the combustor for a gas turbine of FIG. 1, FIG. 3 is a schematic diagram of a combustor for a gas turbine according to an embodiment of the present invention, and FIG. 3 is a conceptual diagram of unfolding the combustor, and FIG. 5(a) shows a state in which the conventional gas turbine combustor of FIG. 1 injects a fuel/air mixture, and FIG. 5(b) is a combustor for the gas turbine of FIG. Shows the injection of the fuel/air mixture.

도 3을 참고하면, 본 발명의 한 실시예에 따른 가스터빈용 연소기(100)는 외벽에 구비된 복수 세트의 홀(편의상, 도 3에는 프라이머리 홀(primary hole)(11)만 표시함)을 통하여 연소영역으로 공기유동을 도입하는 라이너(liner)(1)와, 라이너(1)의 연소영역으로 연료(fuel)를 분사하는 인젝터(injector)(21)와, 라이너(1)의 연소영역으로 공기를 안내하는 스월러(swirler)(22)를 포함한다. 참고로, 연소기(100)에 유입되는 공기의 유동은 연소기(100)의 상류 측에 위치하는 압축기(compressor)(미도시)로부터 유입된다.3, a gas turbine combustor 100 according to an embodiment of the present invention includes a plurality of sets of holes provided on an outer wall (for convenience, only a primary hole 11 is shown in FIG. 3) A liner (1) for introducing air flow into the combustion region through the liner (1), an injector (21) for injecting fuel into the combustion region of the liner (1), and the combustion region of the liner (1) It includes a swirler (22) to guide the air to. For reference, the flow of air introduced into the combustor 100 is introduced from a compressor (not shown) located upstream of the combustor 100.

본 가스터빈용 연소기(100)에서 인젝터(21) 및 스월러(22)는 라이너(1) 내에서 환형 스월(toroidal swirl)을 발생시키도록 라이너(1)의 환형 방향으로 연료/공기 혼합기를 분사하는 것이 특징이다. 따라서, 본 실시예에서 스월러(22)는 환형 스월러(toroidal swirler)로 지칭될 수 있다.In the gas turbine combustor 100, the injector 21 and the swirler 22 inject a fuel/air mixture in the annular direction of the liner 1 to generate a toroidal swirl within the liner 1 It is characterized by doing. Accordingly, in this embodiment, the swirler 22 may be referred to as a toroidal swirler.

본 가스터빈용 연소기(100)에서, 인젝터(21) 및 스월러(22)는 서로 1세트를 이루고, 라이너(1)에는 복수 세트(2)의 인젝터(21) 및 스월러(22)가 구비될 수 있다. 또한, 이들은 라이너(100)에 동일 간격으로 배치될 수 있다. In this gas turbine combustor 100, the injector 21 and the swirler 22 form one set of each other, and the liner 1 is provided with a plurality of sets (2) of injectors 21 and swirler 22 Can be. In addition, they may be disposed on the liner 100 at equal intervals.

한편, 본 실시예에서는 가스터빈용 연소기(100)의 라이너(1)에 2개의 인젝터 및 스월러 세트(2)가 구비되고, 이들은 라이너(100)에 각각 180°간격으로 배치된 것이 예시적으로 설명된다. 물론, 필요 시, 세트(2)를 추가적으로 동일 간격으로 설치할 수 있음은 본 발명의 기술 사상으로부터 자명한 것이다.Meanwhile, in this embodiment, two injectors and swirler sets 2 are provided on the liner 1 of the gas turbine combustor 100, and these are exemplarily arranged on the liner 100 at intervals of 180°. Is explained. Of course, it is obvious from the technical idea of the present invention that the set 2 can be additionally installed at equal intervals if necessary.

라이너(2)는 그 상면에 2개의 단차부(12,13)가 구비되고, 하나의 단차부(12)의 상변(121)은 나머지 하나의 단차부(13)의 하변(131)으로 점진적으로 경사지게 연장될 수 있다. 도 4에 도시된 바와 같이, 라이너(2)를 펼쳤을 때, 경사면은 소정의 각도(θ)로 일정하게 경사지도록 하는 것이 바람직하다.The liner 2 is provided with two stepped portions 12 and 13 on its upper surface, and the upper side 121 of one stepped portion 12 gradually becomes the lower side 131 of the other stepped portion 13 It can be extended obliquely. As shown in FIG. 4, when the liner 2 is unfolded, it is preferable that the inclined surface is uniformly inclined at a predetermined angle θ.

2개의 인젝터 및 스월러 세트(2)는 이들 단차부(12,13)의 면에 각각 구비될 수 있다. Two injector and swirler sets 2 may be provided on the surfaces of these stepped portions 12 and 13, respectively.

이들 인젝터 및 스월러 세트(2)는 라이너(1) 내에서 환형 스월(toroidal swirl)을 발생시키도록 연소기의 하류 방향을 향하여 서로 동일한 각도(θ)로 연료/공기 혼합기를 분사한다.These injector and swirler sets 2 inject the fuel/air mixer at the same angle θ toward the downstream direction of the combustor to generate a toroidal swirl within the liner 1.

한편, 본 가스터빈용 연소기(100)는 환형 타입(annular type)의 연소기일 수 있다.Meanwhile, the gas turbine combustor 100 may be an annular type combustor.

이하에서는 도 4를 참조하여, 본 발명의 한 실시예에 따른 가스터빈용 연소기(100)의 작용에 대하여 설명한다. 상술한 바와 같이, 라이너(1)의 환형 방향으로 연료/공기 혼합기를 분사함으로써 체류 시간을 증대시킬 수 있는데, 이하의 설명은 기하학적 관점에서의 부연 설명이다.Hereinafter, with reference to Figure 4, the operation of the gas turbine combustor 100 according to an embodiment of the present invention will be described. As described above, the residence time can be increased by injecting the fuel/air mixture in the annular direction of the liner 1, and the following description is a further explanation from a geometrical point of view.

도 4는 본 가스터빈용 연소기(100)에서의 연료/공기 혼합기의 유동을 보여주기 위한 모식도로서, 도 3에서 연소기(100)를 P-P 선으로 자른 후 펼쳤을 때의 전개도를 나타낸다.FIG. 4 is a schematic diagram showing the flow of the fuel/air mixture in the gas turbine combustor 100, and shows an exploded view of the combustor 100 in FIG. 3 when the combustor 100 is cut by a P-P line and then opened.

도 4에서, 좌측에 위치하는 인젝터 및 스월러 세트(2)에서 분사되는 연료/공기 혼합기의 연소기(100) 내(사각형 ABCD 내부)에서의 전체 이동 길이는 L 값으로 근사화 될 수 있다. In FIG. 4, the total travel length in the combustor 100 (inside the square ABCD) of the fuel/air mixture injected from the injector and swirler set 2 positioned on the left side can be approximated by an L value.

즉, L = LL/sin θ (수학식 1) 의 관계로 근사화 할 수 있다.That is, it can be approximated by the relationship of L = LL/sin θ (Equation 1).

(여기서, L: 연소/공기 혼합기의 전체 이동 길이, LL: 연소기의 높이, θ: 인젝터 및 스월러 세트의 분사각도로서 연소기의 횡방향 수평면에 대한 각도를 지칭함) (Where, L: total travel length of the combustion/air mixture, LL: height of the combustor, θ: the injection angle of the injector and swirler set, which refers to the angle with respect to the transverse horizontal plane of the combustor)

따라서, 연료/공기 혼합기가 연소기 내에서 체류하는 시간(t_res)은 연소/공기 혼합기의 전체 이동 길이(L)에 비례함으로, 종래의 연소기에서 연소기의 높이 방향(LL)으로 연소/공기 혼합기를 분사할 때 비하여, 연소기 내에서 연소/공기 혼합기의 체류 시간을 증대시킬 수 있음을 알 수 있다. 필요시 분사 각도(θ)를 적절히 조절함으로써 연소/공기 혼합기의 체류 시간을 조절할 수 있게 된다.Therefore, the time that the fuel/air mixture stays in the combustor (t_res) is proportional to the total travel length (L) of the combustion/air mixture, and injects the combustion/air mixture in the height direction (LL) of the combustor in a conventional combustor. Compared to this, it can be seen that the residence time of the combustion/air mixture in the combustor can be increased. If necessary, the residence time of the combustion/air mixer can be adjusted by appropriately adjusting the injection angle θ.

이와 같이, 도 5에 도시된 바와 같이, 종래의 가스터빈용 연소기가 연료/공기 혼합기를 연소기의 길이 방향에 평행하게 분사하는데 반하여, 본 발명의 가스터빈용 연소기는, 환형방향으로 연료/공기 혼합기를 분사함으로써 연료/공기 혼합기가 충분히 연소기내에 머물수 있도록 체류시간을 증대시켜 연소효율(연료의 연소량/연료공급량)을 증대시킬 수 있다.As such, as shown in FIG. 5, the conventional combustor for gas turbine injects the fuel/air mixture in parallel to the longitudinal direction of the combustor, whereas the combustor for the gas turbine of the present invention has a fuel/air mixer in an annular direction. By injecting the fuel/air mixture, it is possible to increase the residence time so that the fuel/air mixture can sufficiently stay in the combustor, thereby increasing the combustion efficiency (the amount of combustion of the fuel/the amount of fuel supplied).

이상에서 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 상세하게 설명하였지만 본 발명의 권리범위는 이에 한정되는 것은 아니고 다음의 청구범위에서 정의하고 있는 본 발명의 기본 개념을 이용한 당업자의 여러 변형 및 개량 형태 또한 본 발명의 권리범위에 속하는 것이다.Although the preferred embodiments of the present invention have been described in detail above, the scope of the present invention is not limited thereto, and various modifications and improvements by those skilled in the art using the basic concept of the present invention defined in the following claims are also present. It belongs to the scope of rights of

1...라이너,
11...프라이머리 홀, 12,13...단차부
2...인젝터 및 스월러 세트
21...스월러, 22...인젝터
L...연소/공기 혼합기의 전체 이동 길이
LL...연소기의 높이
θ: 인젝터 및 스월러 세트의 분사각도로서 연소기의 횡방향 수평면에 대한 각도
t_res...연료/공기 혼합기가 연소기 내에서 체류하는 시간1...liner,
11...primary hole, 12,13...step
2...injector and swirler set
21...Swirler, 22...injector
L... total travel length of the combustion/air mixer
LL...the height of the combustor
θ: The injection angle of the injector and swirler set with respect to the transverse horizontal plane of the combustor
t_res... the time the fuel/air mixture stays in the combustor

Claims (8)

외벽에 구비된 복수 세트의 홀을 통하여 연소영역으로 공기유동을 도입하는 라이너(liner),
상기 라이너의 연소영역으로 연료를 분사하는 인젝터(injector), 및
상기 라이너의 연소영역으로 공기를 도입하는 스월러(swirler)
를 포함하며,
상기 인젝터 및 상기 스월러는 상기 라이너 내에서 환형 스월(toroidal swirl)을 발생시키도록 상기 라이너의 높이 방향에 경사지게 환형 방향으로 연료/공기 혼합기를 분사하며,
상기 라이너는
그 상면에 2개의 단차부가 구비되고, 하나의 단차부의 상변은 나머지 하나의 단차부의 하변으로 경사지게 연장된
가스터빈용 연소기.A liner for introducing air flow into the combustion zone through a plurality of sets of holes provided in the outer wall,
An injector for injecting fuel into the combustion region of the liner, and
A swirler for introducing air into the combustion zone of the liner
Including,
The injector and the swirler inject a fuel/air mixer in an annular direction obliquely to the height direction of the liner to generate a toroidal swirl in the liner,
The liner is
Two stepped portions are provided on the upper surface, and the upper side of one stepped portion is obliquely extended to the lower side of the other stepped portion.
Combustor for gas turbine. 제1항에서,
상기 인젝터 및 상기 스월러는 서로 1세트를 이루고, 상기 라이너에는 복수 세트의 인젝터 및 스월러가 구비되고, 이들은 상기 라이너에 동일 간격으로 배치된
가스터빈용 연소기.In claim 1,
The injector and the swirler constitute one set of each other, and a plurality of sets of injectors and swirlers are provided on the liner, and they are arranged at equal intervals on the liner.
Combustor for gas turbine. 제2항에서,
상기 인젝터 및 상기 스월러는 서로 1세트를 이루고, 상기 라이너에는 2세트의 인젝터 및 스월러가 구비되고, 이들은 상기 라이너에 각각 180도 간격으로 배치된
가스터빈용 연소기.In paragraph 2,
The injector and the swirler constitute one set of each other, and two sets of injectors and swirlers are provided on the liner, and they are arranged at intervals of 180 degrees on the liner.
Combustor for gas turbine. 삭제delete 제3항에서,
상기 2개의 인젝터 및 스월러 세트는 상기 2개의 단차부의 면에 각각 구비된
가스터빈용 연소기.In paragraph 3,
The two injector and swirler sets are provided on each of the two steps
Combustor for gas turbine. 제5항에서,
각각의 세트의 인젝터 및 스월러는 서로 동일 각도로 연료/공기 혼합기를 분사하는
가스터빈용 연소기.In clause 5,
Each set of injectors and swirlers injects the fuel/air mixture at the same angle.
Combustor for gas turbine. 제1항에서,
상기 가스터빈용 연소기는 환형 타입(annular type)의 연소기인
가스터빈용 연소기.In claim 1,
The gas turbine combustor is an annular type combustor.
Combustor for gas turbine. 제1항에서,
상기 연소기의 횡방향 수평면에 대한 상기 인젝터 및 스월러의 분사각도가 작을수록 상기 연료/공기 혼합기의 상기 연소기 내에서의 체류 시간은 증대하는
가스터빈용 연소기.In claim 1,
As the injection angle of the injector and swirler with respect to the horizontal plane of the combustor decreases, the residence time of the fuel/air mixture in the combustor increases.
Combustor for gas turbine.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS58189472U (en) * 1982-06-11 1983-12-16 株式会社日立製作所 gas turbine combustor
KR20160028643A (en) * 2014-09-04 2016-03-14 한국기계연구원 Combustor for promoting mixing fuel and air, for gas turbine
KR20160039434A (en) 2014-10-01 2016-04-11 한화테크윈 주식회사 Gas turbine combustor

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