KR102322597B1 - Nozzle assembly for combustor and gas turbine combustor including the same - Google Patents

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KR102322597B1
KR102322597B1 KR1020200088932A KR20200088932A KR102322597B1 KR 102322597 B1 KR102322597 B1 KR 102322597B1 KR 1020200088932 A KR1020200088932 A KR 1020200088932A KR 20200088932 A KR20200088932 A KR 20200088932A KR 102322597 B1 KR102322597 B1 KR 102322597B1
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천무환
신영준
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두산중공업 주식회사
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Abstract

본 발명의 일 실시 예는, 중심 노즐관;과, 상기 중심 노즐관을 이격된 상태로 감싸는 내측 노즐관;과, 상기 내측 노즐관을 이격된 상태로 감싸는 외측 노즐관;과, 상기 중심 노즐관과 상기 내측 노즐관 사이에 구비되는 파일럿 연료 분사부;와, 상기 내측 노즐관과 상기 외측 노즐관 사이에 구비되는 메인 연료 분사부;와, 상기 파일럿 연료 분사부에 연료를 공급하기 위해 상기 중심 노즐관의 내부에 길이방향을 따라 연장되도록 구비되는 파일럿 연료공급관; 및 상기 메인 연료 분사부에 연료를 공급하기 위해 상기 중심 노즐관의 내부에 길이방향을 따라 연장되도록 구비되는 메인 연료공급관;을 포함하는, 연소기용 노즐 어셈블리를 제공한다. An embodiment of the present invention provides a central nozzle tube; and an inner nozzle tube that surrounds the central nozzle tube in a spaced state; and an outer nozzle tube that surrounds the inner nozzle tube in a spaced state; and the center nozzle tube. and a pilot fuel injection unit provided between the inner nozzle tube; and a main fuel injection unit provided between the inner nozzle tube and the outer nozzle tube; and the center nozzle for supplying fuel to the pilot fuel injection unit. a pilot fuel supply pipe provided to extend along the longitudinal direction inside the pipe; and a main fuel supply pipe provided to extend in the longitudinal direction inside the central nozzle pipe to supply fuel to the main fuel injection unit.

Description

연소기용 노즐 어셈블리 및 이를 포함하는 가스터빈 연소기{NOZZLE ASSEMBLY FOR COMBUSTOR AND GAS TURBINE COMBUSTOR INCLUDING THE SAME} NOZZLE ASSEMBLY FOR COMBUSTOR AND GAS TURBINE COMBUSTOR INCLUDING THE SAME
본 발명은 연소기용 노즐 어셈블리 및 이를 포함하는 가스터빈 연소기에 관한 것으로, 보다 상세하게는 동축 2단 성층 연소가 가능하며 환형 고리를 통해 연료가 공급됨에 따라, 우수한 연료-공기 혼합 특성을 가지면서도 화염 안정성을 높일 수 있는 연소기용 노즐 어셈블리 및 이를 포함하는 가스터빈 연소기에 관한 것이다. The present invention relates to a nozzle assembly for a combustor and a gas turbine combustor including the same, and more particularly, coaxial two-stage stratified combustion is possible, and as fuel is supplied through an annular ring, it has excellent fuel-air mixing properties and a flame It relates to a nozzle assembly for a combustor capable of increasing stability and a gas turbine combustor including the same.
일반적으로 가스 터빈은 압축기에서 고압으로 압축된 공기에 연료를 혼합시킨 후 연소시켜 생성되는 고온, 고압의 연소 가스를 터빈에 분사시켜 회전시킴으로써 열에너지를 역학적 에너지로 변환하는 외연기관의 일종이다. 이러한 가스 터빈은 4 행정 기관의 피스톤과 같은 왕복운동 기구가 없기 때문에 피스톤-실린더와 같은 상호 마찰부분이 없어 윤활유의 소비가 극히 적으며 왕복 운동기계의 특징인 진폭이 대폭 감소되고, 고속운동이 가능한 장점이 있다.In general, a gas turbine is a type of external combustion engine that converts thermal energy into mechanical energy by mixing fuel with high-pressure air compressed by a compressor and then injecting high-temperature and high-pressure combustion gas generated by combustion into the turbine and rotating it. Since these gas turbines do not have a reciprocating mechanism such as a piston of a four-stroke engine, there is no mutual friction part such as a piston-cylinder, so the consumption of lubricant is extremely low. There are advantages.
가스 터빈은 기본적인 요소로서 공기를 압축시키는 압축기, 압축기로부터 공급받은 압축공기와 연료를 연소시켜 연소가스를 생성시키는 연소기 및 연소기로부터 뿜어져 나온 고온 고압의 가스를 통해 날개를 회전시켜 전력을 발생시키는 터빈을 포함한다.A gas turbine is a basic element, a compressor that compresses air, a combustor that burns the compressed air and fuel supplied from the compressor to generate combustion gas, and a turbine that rotates blades through high-temperature and high-pressure gas emitted from the combustor to generate power. includes
상기 연소기에서 발생되는 연소 상태는 등압가열 과정으로서 연소가스 온도를 터빈 메탈이 견딜 수 있는 온도까지 상승시키는데, 상기 연소기는 압축기로부터 나온 고온, 고압의 공기를 연료와 반응시켜 높은 에너지를 갖게 하고 이를 터빈에 전달하여 터빈을 구동하는 역할을 수행하는 부분에 해당된다.The combustion state generated in the combustor is an isobaric heating process that raises the temperature of the combustion gas to a temperature that the turbine metal can withstand. It corresponds to the part that performs the role of driving the turbine by transmitting it to the
첨부된 도 1을 참조하면, 연소용 공기(combustion air)는 슬리브(1)와 연소기 라이너(2) 사이를 따라 연소기를 냉각시키며 이동되다가 이동 방향이 전환된 후에 노즐(3)을 통해 상기 라이너(2) 내로 공급되고, 상기 노즐(3)에서 연료가 공급됨으로써, 상기 라이너(2) 내에서 연료와 공기의 점화가 이루어진다. 1, the combustion air moves while cooling the combustor along between the sleeve 1 and the combustor liner 2, and after the direction of movement is changed, through the nozzle 3, the liner ( 2) and fuel is supplied from the nozzle (3), whereby fuel and air are ignited in the liner (2).
연소기에서는 연소를 통해 배출되는 대기오염물질, 특히 질소산화물(NOx)이 기준치 미만으로 형성되도록 하기 위해, 연소기의 반응구역의 온도를 낮은 수준으로 제어하는 것이 필요하다. 이를 위해, 상기 노즐(3)에서 연소 전에 연료 및 공기를 희박 혼합물로 예혼합하여 연소기의 반응구역으로 공급할 수 있다. In the combustor, it is necessary to control the temperature of the reaction zone of the combustor to a low level so that air pollutants emitted through combustion, particularly nitrogen oxides (NOx), are formed below the reference value. To this end, fuel and air may be pre-mixed into a lean mixture before combustion in the nozzle 3 and supplied to the reaction zone of the combustor.
이때, 연소기의 예혼합 구역에서 나와서 연소기의 반응구역으로 들어가는 연료-공기 혼합물은 원하는 배출기준을 달성하기 위해 매우 균일해야한다. 이는, 연료-공기 혼합물이 평균보다 훨씬 연료 과잉인 영역이 존재하게 되면, 이들 영역에서의 연소 생성물은 평균보다 높은 온도에 도달하여 열적 질소산화물(NOx)을 형성할 수 있기 때문이다. 반대로 연료-공기 혼합물이 평균보다 현저히 낮은 연료 부족인 영역이 존재하게 되면, 탄화수소 및/또는 일산화탄소를 평형 수준으로 산화시키지 못하여 퀀칭(quenching)이 발생할 수 있으며, 이로 인해 미연소 탄화수소(UHC) 및/또는 일산화탄소(CO)의 배출기준을 만족시키지 못할 수 있다. 따라서, 원하는 배출기준을 충족시키기 위해서는 충분히 균일한 연료-공기 혼합물 분포를 생성해야 한다. At this time, the fuel-air mixture leaving the combustor's premixing zone and entering the combustor's reaction zone must be very uniform to achieve the desired emission standards. This is because if there are regions where the fuel-air mixture is much more fuel-rich than average, combustion products in these regions can reach above-average temperatures and form thermal nitrogen oxides (NOx). Conversely, if there are regions where the fuel-air mixture is significantly lower than average in fuel shortage, the failure to oxidize hydrocarbons and/or carbon monoxide to equilibrium levels may result in quenching, which may result in unburned hydrocarbons (UHC) and/or carbon monoxide. Or it may not satisfy the emission standards of carbon monoxide (CO). Therefore, it is necessary to produce a sufficiently uniform fuel-air mixture distribution to meet the desired emission standards.
또한, 배출성능 목표를 달성하기 위해, 대부분의 탄화수소 연료를 위한 희박한 가연성 한계에 가까운 수준으로 연료-공기 혼합강도를 줄여야하며, 그 결과 화염 전파 속도 및 배출이 감소하게 된다. 이에 따라, 희박한 예혼합 연소기는 일반적인 확산 화염 연소기보다 불안정한 경향이 있으며, 높은 수준의 연소 구동 동적 압력 변동(dynamic pressure fluctuation)이 발생한다. 이와 같은 동적 압력 변동은 연소기 손상과 같은 부정적인 결과를 초래할 수 있으므로, 연소 동압(combustion dynamics)을 허용 가능한 낮은 레벨로 제어하는 것이 중요하다. In addition, to achieve emission performance targets, it is necessary to reduce the fuel-air mixture strength to a level close to the lean flammability limit for most hydrocarbon fuels, resulting in reduced flame propagation rates and emissions. As a result, lean premixed combustors tend to be more unstable than typical diffuse flame combustors, and high levels of combustion driving dynamic pressure fluctuations occur. Since such dynamic pressure fluctuations can lead to negative consequences such as combustor damage, it is important to control the combustion dynamics to an acceptable low level.
이를 위해, 종래에는 미국 특허출원 제6,438,961호에 개시된 바와 같이 버너의 중심선 아래로 연장되는 원통형 센터바디를 갖는 스워즐(Swozzle) 타입의 버너가 제공된다. 상기 센터바디의 단부는 블러프(bluff) 바디를 제공하여 화염이 고정되는 강력한 재순환 영역을 형성하며, 이에 따라 우수한 화염 안정성을 가질 수 있다. 하지만, 상기와 같은 스워즐(Swozzle) 타입의 버너는 일반적으로 연료 및 공기의 균일한 혼합을 달성하지 못한다는 문제점이 있다.For this purpose, conventionally, as disclosed in US Patent Application No. 6,438,961, a swozzle type burner having a cylindrical center body extending below the center line of the burner is provided. The end of the center body provides a bluff body to form a strong recirculation area where the flame is fixed, and thus can have excellent flame stability. However, the swozzle type burner as described above generally has a problem in that it does not achieve uniform mixing of fuel and air.
이 밖에도, 종래에는 미국 특허출원 제5,165,241호에 개시된 바와 같이 DACRS(Dual Annular Counter Rotating Swirler) 타입의 공기-연료 혼합기가 제공된다. 이와 같은 DACRS 타입의 공기-연료 혼합기는 높은 유체 전단 및 난류로 인해 연료-공기의 혼합 특성이 우수하다. 하지만, 이러한 스월러는 중심선에서 강한 재순환 흐름을 생성하지 않으며, 경계층에서 생기는 급격한 선회각도 변경에 의해 연소실에서의 유동 구조가 크게 바뀌므로 양호한 화염 안정성을 제공하지 못한다. 이에 따라, 화염을 안정화시키기 위해 비예혼합(non-premixed) 연료를 추가로 분사해야하는 경우가 종종 있으며, 상기 비예혼합 연료에 의해 질소산화물(NOx)의 배출이 증가된다는 문제점이 있다. In addition, as disclosed in US Patent Application No. 5,165,241 in the prior art, a DACRS (Dual Annular Counter Rotating Swirler) type air-fuel mixer is provided. Such a DACRS type air-fuel mixer has excellent fuel-air mixing characteristics due to high fluid shear and turbulence. However, such a swirler does not generate a strong recirculation flow at the center line, and does not provide good flame stability because the flow structure in the combustion chamber is greatly changed by a sudden change of the turning angle occurring in the boundary layer. Accordingly, it is often necessary to additionally inject non-premixed fuel to stabilize the flame, and there is a problem in that the emission of nitrogen oxides (NOx) is increased by the non-premixed fuel.
미국 특허출원 제5,165,241호(1992.11.24. 등록)US Patent Application No. 5,165,241 (Registered on Dec. 24, 1992) 미국 특허출원 제6,438,961호(2002.08.27. 등록)U.S. Patent Application No. 6,438,961 (registered on August 27, 2002)
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위한 것으로, 동축 2단 성층 연소가 가능하며 환형 고리를 통해 연료가 공급됨에 따라, 우수한 연료-공기 혼합 특성을 가지면서도 화염 안정성을 높일 수 있는 연소기용 노즐 어셈블리 및 이를 포함하는 가스터빈 연소기를 제공하는 것을 그 목적으로 한다.The present invention is to solve the above problems, coaxial two-stage stratified combustion is possible, and as fuel is supplied through an annular ring, a nozzle assembly for a combustor that can improve flame stability while having excellent fuel-air mixing characteristics and to provide a gas turbine combustor comprising the same.
본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제는 이상에서 언급한 기술적 과제로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 기술적 과제들은 아래의 기재로부터 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.The technical problems to be achieved by the present invention are not limited to the technical problems mentioned above, and other technical problems not mentioned can be clearly understood by those of ordinary skill in the art to which the present invention belongs from the description below. There will be.
상기의 과제를 해결하기 위해, 본 발명은 동축 삼중관 사이의 분리된 2개의 유로에 각각 연료를 분사하기 위한 파일럿 환형 고리와 메인 환형 고리를 포함한다. 이에 따라, 동축 2단 성층 연소가 가능하며, 원주방향 연료-공기의 혼합도가 개선될 수 있고, 화염 안정성이 크게 향상될 수 있다. In order to solve the above problems, the present invention includes a pilot annular ring and a main annular ring for respectively injecting fuel into two separate flow paths between the coaxial triple tube. Accordingly, coaxial two-stage stratified combustion is possible, the circumferential fuel-air mixing degree can be improved, and flame stability can be greatly improved.
본 발명의 일 실시 예는, 중심 노즐관;과, 상기 중심 노즐관을 이격된 상태로 감싸는 내측 노즐관;과, 상기 내측 노즐관을 이격된 상태로 감싸는 외측 노즐관;과, 상기 중심 노즐관과 상기 내측 노즐관 사이에 구비되는 파일럿 연료 분사부;와, 상기 내측 노즐관과 상기 외측 노즐관 사이에 구비되는 메인 연료 분사부;와, 상기 파일럿 연료 분사부에 연료를 공급하기 위해 상기 중심 노즐관의 내부에 길이방향을 따라 연장되도록 구비되는 파일럿 연료공급관; 및 상기 메인 연료 분사부에 연료를 공급하기 위해 상기 중심 노즐관의 내부에 길이방향을 따라 연장되도록 구비되는 메인 연료공급관;을 포함하는, 연소기용 노즐 어셈블리를 제공한다. An embodiment of the present invention provides a central nozzle tube; and an inner nozzle tube that surrounds the central nozzle tube in a spaced apart state; and an outer nozzle tube that surrounds the inner nozzle tube in a spaced apart state; and the center nozzle tube. and a pilot fuel injection unit provided between the inner nozzle tube; and a main fuel injection unit provided between the inner nozzle tube and the outer nozzle tube; and the center nozzle for supplying fuel to the pilot fuel injection unit. a pilot fuel supply pipe provided to extend along the longitudinal direction inside the pipe; and a main fuel supply pipe provided to extend in the longitudinal direction inside the central nozzle pipe to supply fuel to the main fuel injection unit.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 파일럿 연료 분사부는, 상기 중심 노즐관과 상기 내측 노즐관 사이에 배치되는 파일럿 환형 고리; 및 상기 중심 노즐관으로부터 상기 파일럿 환형 고리를 향해 반경방향으로 연장되는 복수의 파일럿 스트럿;을 포함하며, 상기 파일럿 환형 고리의 내부에는 제1 연료채널이 구비되고, 상기 각각의 파일럿 스트럿의 내부에는 제2 연료채널이 구비될 수 있다. According to an embodiment of the present invention, the pilot fuel injector may include: a pilot annular ring disposed between the center nozzle pipe and the inner nozzle pipe; and a plurality of pilot struts extending radially from the central nozzle tube toward the pilot annular ring, wherein a first fuel channel is provided inside the pilot annular ring, and a second fuel channel is provided inside each pilot strut. Two fuel channels may be provided.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 각각의 제2 연료채널은 상기 제1 연료채널과 연통될 수 있다. According to an embodiment of the present invention, each of the second fuel channels may communicate with the first fuel channel.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 파일럿 연료공급관은 복수 개로 형성되되, 상기 복수의 파일럿 연료공급관은 상기 중심 노즐관의 원주방향을 따라 이격되도록 배치되며, 상기 각각의 파일럿 연료공급관은 상기 각각의 제2 연료채널과 연통될 수 있다. According to an embodiment of the present invention, the pilot fuel supply pipe is formed in plurality, the plurality of pilot fuel supply pipes are arranged to be spaced apart along the circumferential direction of the center nozzle pipe, and each pilot fuel supply pipe is each It may communicate with the second fuel channel.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 파일럿 환형 고리에는 원주방향을 따라 복수의 제1 연료분사홀이 구비되며, 상기 복수의 제1 연료분사홀은 상기 제1 연료채널과 연통될 수 있다. According to an embodiment of the present invention, the pilot annular ring is provided with a plurality of first fuel injection holes along the circumferential direction, and the plurality of first fuel injection holes may communicate with the first fuel channel.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 복수의 파일럿 스트럿 각각에는 하나 이상의 제2 연료분사홀이 구비되며, 상기 복수의 제2 연료분사홀은 상기 제2 연료채널과 연통될 수 있다. According to an embodiment of the present invention, one or more second fuel injection holes may be provided in each of the plurality of pilot struts, and the plurality of second fuel injection holes may communicate with the second fuel channel.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 메인 연료 분사부는, 상기 내측 노즐관과 상기 외측 노즐관 사이에 배치되는 메인 환형 고리; 및 상기 내측 노즐관으로부터 상기 메인 환형 고리를 향해 반경방향으로 연장되는 복수의 메인 스트럿;을 포함하며, 상기 메인 환형 고리의 내부에는 제3 연료채널이 구비되고, 상기 각각의 메인 스트럿의 내부에는 제4 연료채널이 구비될 수 있다. According to an embodiment of the present invention, the main fuel injection unit, the main annular ring disposed between the inner nozzle tube and the outer nozzle tube; and a plurality of main struts extending in a radial direction from the inner nozzle tube toward the main annular ring, wherein a third fuel channel is provided inside the main annular ring, and a second fuel channel is provided inside each of the main struts. 4 fuel channels may be provided.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 각각의 제4 연료채널은 상기 제3 연료채널과 연통될 수 있다. According to an embodiment of the present invention, each of the fourth fuel channels may communicate with the third fuel channel.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 중심 노즐관으로부터 상기 내측 노즐관까지 반경방향으로 연장되는 복수의 제1 연료공급 스트럿;을 더 포함할 수 있다. According to an embodiment of the present invention, a plurality of first fuel supply struts extending in a radial direction from the central nozzle pipe to the inner nozzle pipe; may further include.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 각각의 제1 연료공급 스트럿의 내부에는 제5 연료채널이 구비될 수 있다. According to an embodiment of the present invention, a fifth fuel channel may be provided inside each of the first fuel supply struts.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 복수의 제1 연료공급 스트럿은 상기 복수의 파일럿 스트럿의 위치에 대응하여 배치되되, 상기 각각의 제1 연료공급 스트럿은 상기 각각의 파일럿 스트럿의 공기흐름상 하류에 배치될 수 있다. According to an embodiment of the present invention, the plurality of first fuel supply struts are disposed to correspond to positions of the plurality of pilot struts, and each of the first fuel supply struts is downstream of the respective pilot struts in an air flow. can be placed in
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 메인 연료공급관은 복수 개로 형성되되, 상기 복수의 메인 연료공급관은 상기 중심 노즐관의 원주방향을 따라 이격되도록 배치되며, 상기 각각의 메인 연료공급관은 상기 각각의 제5 연료채널과 연통될 수 있다. According to an embodiment of the present invention, the main fuel supply pipe is formed in plurality, the plurality of main fuel supply pipes are arranged to be spaced apart along the circumferential direction of the central nozzle pipe, and each of the main fuel supply pipes is each It may communicate with the fifth fuel channel.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 내측 노즐관의 내부에는 제6 연료채널이 구비되며, 상기 제6 연료채널은 상기 복수의 제5 연료채널 및 상기 복수의 제4 연료채널과 연통될 수 있다. According to an embodiment of the present invention, a sixth fuel channel is provided inside the inner nozzle tube, and the sixth fuel channel may communicate with the plurality of fifth fuel channels and the plurality of fourth fuel channels. .
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 메인 환형 고리에는 원주방향을 따라 복수의 제3 연료분사홀이 구비되며, 상기 복수의 제3 연료분사홀은 상기 제3 연료채널과 연통될 수 있다. According to an embodiment of the present invention, a plurality of third fuel injection holes may be provided in the main annular ring along a circumferential direction, and the plurality of third fuel injection holes may communicate with the third fuel channel.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 복수의 메인 스트럿 각각에는 하나 이상의 제4 연료분사홀이 구비되며, 상기 복수의 제4 연료분사홀은 상기 제4 연료채널과 연통될 수 있다. According to an embodiment of the present invention, one or more fourth fuel injection holes may be provided in each of the plurality of main struts, and the plurality of fourth fuel injection holes may communicate with the fourth fuel channel.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 파일럿 연료공급관은 복수 개로 형성되되, 상기 복수의 파일럿 연료공급관은 상기 중심 노즐관의 원주방향을 따라 이격되도록 배치되며, 상기 메인 연료공급관은 복수 개로 형성되되, 상기 복수의 메인 연료공급관은 상기 중심 노즐관의 원주방향을 따라 이격되도록 배치되고, 상기 복수의 파일럿 연료공급관과 상기 복수의 메인 연료공급관은 상기 중심 노즐관의 내부에서 원주방향을 따라 교대로 배치될 수 있다. According to an embodiment of the present invention, the pilot fuel supply pipe is formed in plurality, the plurality of pilot fuel supply pipes are arranged to be spaced apart along the circumferential direction of the center nozzle pipe, and the main fuel supply pipe is formed in plurality, The plurality of main fuel supply pipes are arranged to be spaced apart along the circumferential direction of the central nozzle pipe, and the plurality of pilot fuel supply pipes and the plurality of main fuel supply pipes are alternately arranged in the circumferential direction inside the central nozzle pipe. can
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 중심 노즐관의 일단부에 설치된 플랜지;와, 상기 플랜지의 내부에 구비되며, 상기 플랜지의 단부면으로부터 상기 파일럿 연료공급관까지 연결되는 파일럿 연료주입관; 및 상기 플랜지의 내부에 구비되며, 상기 플랜지의 단부면으로부터 상기 메인 연료공급관까지 연결되는 메인 연료주입관;을 더 포함할 수 있다. According to an embodiment of the present invention, a flange installed at one end of the central nozzle pipe; and a pilot fuel injection pipe provided inside the flange and connected from an end surface of the flange to the pilot fuel supply pipe; and a main fuel injection pipe provided inside the flange and connected from an end surface of the flange to the main fuel supply pipe.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 복수의 제1 연료공급 스트럿은 상기 중심 노즐관의 원주방향을 따라 균일한 간격으로 배치될 수 있다. According to an embodiment of the present invention, the plurality of first fuel supply struts may be arranged at uniform intervals along the circumferential direction of the central nozzle tube.
또한, 상기의 과제를 해결하기 위한 본 발명의 일 실시 예는, 내부에 연소 챔버를 형성하는 라이너;와, 상기 라이너를 둘러싸도록 배치되어 그 사이에 환형의 유동공간을 형성하는 유동 슬리브;와, 상기 유동 슬리브의 전방에 결합되는 엔드 플레이트; 및 상기 엔드 플레이트에 의해 지지되며 상기 라이너의 전방에 결합되는 노즐 어셈블리;를 포함하는, 가스터빈 연소기를 제공한다. In addition, an embodiment of the present invention for solving the above problems, a liner forming a combustion chamber therein; and a flow sleeve disposed to surround the liner to form an annular flow space therebetween; an end plate coupled to the front of the flow sleeve; and a nozzle assembly supported by the end plate and coupled to the front of the liner.
또한, 상기의 과제를 해결하기 위한 본 발명의 일 실시 예는, 공기를 흡입하여 고압으로 압축시키는 압축기;와, 상기 압축기에서 압축된 공기와 연료를 혼합하고 연소시켜 고온, 고압의 연소가스를 생성하는 연소기; 및 상기 연소기로부터 전달된 연소가스에 의해 회전력을 얻어 전력을 발생시키는 터빈;을 포함하는, 가스터빈을 제공한다. In addition, an embodiment of the present invention for solving the above problems is a compressor that sucks air and compresses it to a high pressure; combustor; and a turbine for generating electric power by obtaining rotational force by the combustion gas delivered from the combustor.
본 발명에 따르면, 파일럿 환형 고리와 메인 환형 고리에 의해 동축 삼중관 사이의 분리된 2개의 유로에 각각 연료가 분사됨에 따라 연료-공기의 혼합도가 개선될 수 있으며, 궁극적으로 가스터빈 연소기의 질소산화물(NOx) 발생이 최소화될 수 있다. According to the present invention, as fuel is injected into the two flow paths separated between the coaxial triple tube by the pilot annular ring and the main annular ring, respectively, the fuel-air mixture can be improved, and ultimately the nitrogen of the gas turbine combustor Oxide (NOx) generation may be minimized.
또한, 파일럿과 메인의 연소조건을 달리한 2단 성층 연소가 가능함에 따라 화염 안정성이 향상될 수 있으며, 연소진동을 억제하여 안정된 연소가 가능하다. In addition, since two-stage stratified combustion with different combustion conditions for pilot and main is possible, flame stability can be improved, and stable combustion is possible by suppressing combustion vibration.
또한, 외측 노즐관에 부가적으로 연료 분사홀이 구비되어 연료가 분사됨에 따라, 인접하는 스트럿 사이의 거리가 상대적으로 먼 외측 노즐관 근처에서도 연료-공기의 혼합이 강화될 수 있다. In addition, as the fuel injection hole is additionally provided in the outer nozzle tube to inject fuel, fuel-air mixing can be enhanced even near the outer nozzle tube having a relatively long distance between adjacent struts.
본 발명의 효과는 상기한 효과로 한정되는 것은 아니며, 본 발명의 상세한 설명 또는 특허청구범위에 기재된 발명의 구성으로부터 추론 가능한 모든 효과를 포함하는 것으로 이해되어야 한다.It should be understood that the effects of the present invention are not limited to the above-described effects, and include all effects that can be inferred from the configuration of the invention described in the detailed description or claims of the present invention.
도 1은 종래의 가스터빈 연소기를 간략하게 도시한 단면도.
도 2는 본 발명의 일 실시 예에 따른 가스터빈을 도시한 단면도.
도 3은 도 2의 가스터빈에 포함된 연소기를 확대하여 도시한 단면도.
도 4는 본 발명의 일 실시 예에 따른 연소기용 노즐 어셈블리를 도시한 단면도.
도 5는 도 4를 A에서 바라본 바라본 측면도.
도 6은 도 4의 일부를 도시한 사시도.
도 7은 도 4의 노즐 어셈블리의 연료공급구조를 도시한 개념도.
도 8은 중심 노즐관의 단면도.
도 9는 다른 실시 예에 따른 파일럿 환형 고리의 단면도.
도 10은 도 9의 파일럿 환형 고리를 후방에서 바라본 측면도.
도 11은 다른 실시 예에 따른 연소기용 노즐 어셈블리의 일부를 도시한 사시도.
1 is a schematic cross-sectional view of a conventional gas turbine combustor.
Figure 2 is a cross-sectional view showing a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
FIG. 3 is an enlarged cross-sectional view of a combustor included in the gas turbine of FIG. 2 ;
4 is a cross-sectional view illustrating a nozzle assembly for a combustor according to an embodiment of the present invention.
5 is a side view of FIG. 4 as viewed from A;
Fig. 6 is a perspective view showing a part of Fig. 4;
7 is a conceptual diagram illustrating a fuel supply structure of the nozzle assembly of FIG. 4 .
Fig. 8 is a cross-sectional view of a central nozzle tube;
9 is a cross-sectional view of a pilot annular ring according to another embodiment.
10 is a side view of the pilot annular ring of FIG. 9 as viewed from the rear;
11 is a perspective view illustrating a part of a nozzle assembly for a combustor according to another embodiment;
이하, 본 발명의 연소기용 노즐 어셈블리 및 이를 포함하는 가스터빈 연소기에 대한 바람직한 실시예를 첨부된 도면을 참조하여 설명하도록 한다. Hereinafter, a preferred embodiment of a nozzle assembly for a combustor of the present invention and a gas turbine combustor including the same will be described with reference to the accompanying drawings.
또한, 후술되는 용어들은 본 발명에서의 기능을 고려하여 정의된 용어들로서 이는 사용자, 운용자의 의도 또는 관례에 따라 달라질 수 있으며, 아래의 실시예는 본 발명의 권리범위를 한정하는 것이 아니라 본 발명의 청구범위에 제시된 구성요소의 예시적인 사항에 불과하다.In addition, the terms to be described below are terms defined in consideration of the functions in the present invention, which may vary according to the intention or custom of the user or operator, and the following embodiments do not limit the scope of the present invention but do not limit the scope of the present invention. It is merely exemplary of the elements presented in the claims.
본 발명을 명확하게 설명하기 위해서 설명과 관계없는 부분은 생략하였으며, 명세서 전체를 통하여 동일 또는 유사한 구성요소에 대해서는 동일한 참조 부호를 붙이도록 한다. 명세서 전체에서, 어떤 부분이 어떤 구성요소를 "포함"한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라 다른 구성요소를 더 구비할 수 있다는 것을 의미한다. In order to clearly explain the present invention, parts irrelevant to the description are omitted, and the same reference numerals are given to the same or similar elements throughout the specification. Throughout the specification, when a part "includes" a certain element, it means that other elements may be further included, rather than excluding other elements, unless otherwise stated.
우선, 본 발명의 일 실시 예에 따른 가스터빈의 구성을 도 2 및 3을 참조하여 설명하도록 한다. First, a configuration of a gas turbine according to an embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 2 and 3 .
본 발명의 일 실시 예에 따른 가스 터빈은, 크게 케이싱(10)과, 공기를 흡입하여 고압으로 압축하기 위한 압축기(20)와, 상기 압축기(20)에 의해 압축된 공기를 연료와 혼합하여 연소시키기 위한 연소기(30)와, 상기 연소기(30)로부터 전달된 연소가스에 의해 회전력을 얻어 전력을 발생시키는 터빈(40)을 포함할 수 있다. A gas turbine according to an embodiment of the present invention includes a casing 10 , a compressor 20 for sucking in air and compressing it to a high pressure, and the air compressed by the compressor 20 is mixed with fuel and combusted. It may include a combustor 30 for generating power, and a turbine 40 for generating electric power by obtaining rotational force by the combustion gas delivered from the combustor 30 .
상기 케이싱(10)은, 상기 압축기(20)가 수용되는 압축기 케이싱(12), 상기 연소기(30)가 수용되는 연소기 케이싱(13) 및 상기 터빈(40)이 수용되는 터빈 케이싱(14)을 포함할 수 있다. 여기서, 상기 압축기 케이싱(12), 상기 연소기 케이싱(13) 및 상기 터빈 케이싱(14)은 유체 흐름 방향 상 상류 측으로부터 하류 측으로 순차적으로 배열될 수 있다.The casing 10 includes a compressor casing 12 in which the compressor 20 is accommodated, a combustor casing 13 in which the combustor 30 is accommodated, and a turbine casing 14 in which the turbine 40 is accommodated. can do. Here, the compressor casing 12, the combustor casing 13, and the turbine casing 14 may be sequentially arranged from an upstream side to a downstream side in a fluid flow direction.
상기 케이싱(10)의 내부에는 로터(50)가 회전 가능하게 구비되며, 발전을 위해 상기 로터(50)에는 발전기(미도시)가 연동되고, 상기 케이싱(10)의 하류 측에는 상기 터빈(40)을 통과한 연소 가스를 배출하는 디퓨저가 구비될 수 있다. A rotor 50 is rotatably provided inside the casing 10 , a generator (not shown) is interlocked with the rotor 50 for power generation, and the turbine 40 is located downstream of the casing 10 . A diffuser for discharging the combustion gas passing through may be provided.
상기 로터(50)는, 상기 압축기 케이싱(12)에 수용되는 압축기 로터 디스크(52), 상기 터빈 케이싱(14)에 수용되는 터빈 로터 디스크(54) 및 상기 연소기 케이싱(13)에 수용되고 상기 압축기 로터 디스크(52)와 상기 터빈 로터 디스크(54)를 연결하는 토크 튜브(53), 상기 압축기 로터 디스크(52), 토크 튜브(53) 및 터빈 로터 디스크(54)를 체결하는 타이 로드(55)와 고정 너트(56)를 포함할 수 있다.The rotor 50 includes a compressor rotor disk 52 accommodated in the compressor casing 12 , a turbine rotor disk 54 accommodated in the turbine casing 14 , and the combustor casing 13 accommodated in the compressor. A torque tube 53 connecting the rotor disk 52 and the turbine rotor disk 54 , the compressor rotor disk 52 , the torque tube 53 , and a tie rod 55 connecting the turbine rotor disk 54 . and a fixing nut 56 .
상기 압축기 로터 디스크(52)는 복수로 형성되고, 복수의 압축기 로터 디스크(52)는 상기 로터(50)의 축 방향을 따라 배열될 수 있다. 즉, 상기 압축기 로터 디스크(52)는 다단으로 형성될 수 있다. 또한, 상기 각 압축기 로터 디스크(52)는 대략 원판형으로 형성되고, 외주부에는 후술할 압축기 블레이드(22)와 결합되는 압축기 블레이드 결합 슬롯이 형성될 수 있다.The compressor rotor disk 52 may be formed in plurality, and the plurality of compressor rotor disks 52 may be arranged along the axial direction of the rotor 50 . That is, the compressor rotor disk 52 may be formed in multiple stages. In addition, each of the compressor rotor disks 52 may be formed in a substantially disk shape, and a compressor blade coupling slot coupled to a compressor blade 22 to be described later may be formed on an outer periphery thereof.
상기 터빈 로터 디스크(54)는 상기 압축기 로터 디스크(52)와 유사하게 형성될 수 있다. 즉, 상기 터빈 로터 디스크(54)는 복수로 형성되고, 복수의 터빈 로터 디스크(54)는 상기 로터(50)의 축 방향을 따라 배열될 수 있다. 즉, 상기 터빈 로터 디스크(54)는 다단으로 형성될 수 있다. 또한, 상기 각 터빈 로터 디스크(54)는 대략 원판형으로 형성되고, 외주부에는 후술할 터빈 블레이드(42)와 결합되는 터빈 블레이드 결합 슬롯이 형성될 수 있다.The turbine rotor disk 54 may be formed similarly to the compressor rotor disk 52 . That is, the turbine rotor disk 54 may be formed in plurality, and the plurality of turbine rotor disks 54 may be arranged along the axial direction of the rotor 50 . That is, the turbine rotor disk 54 may be formed in multiple stages. In addition, each of the turbine rotor disk 54 is formed in a substantially circular plate shape, the outer peripheral portion may be formed with a turbine blade coupling slot coupled to the turbine blade 42 to be described later.
상기 토크 튜브(53)는 상기 터빈 로터 디스크(54)의 회전력을 상기 압축기 로터 디스크(52)로 전달하는 토크 전달 부재로서, 일단부가 복수의 압축기 로터 디스크(52) 중 공기의 유동 방향 상 최하류 단에 위치되는 압축기 로터 디스크와 체결되고, 타단부가 복수의 터빈 로터 디스크(54) 중 연소 가스의 유동 방향 상 최상류 단에 위치되는 터빈 로터 디스크와 체결될 수 있다. 여기서, 상기 토크 튜브(53)의 일단부와 타단부 각각에는 돌기가 형성되고, 상기 압축기 로터 디스크(52)와 상기 터빈 로터 디스크(54) 각각에는 상기 돌기와 치합되는 홈이 형성되어, 상기 토크 튜브(53)가 상기 압축기 로터 디스크(52) 및 상기 터빈 로터 디스크(54)에 대해 상대 회전이 방지될 수 있다. 또한, 상기 토크 튜브(53)는 상기 압축기(20)로부터 공급되는 공기가 그 토크 튜브(53)를 통과하여 상기 터빈(40)으로 유동 가능하도록, 중공형의 실린더 형태로 형성될 수 있다. The torque tube 53 is a torque transmission member that transmits the rotational force of the turbine rotor disk 54 to the compressor rotor disk 52 , and has one end at the most downstream in the air flow direction among the plurality of compressor rotor disks 52 . It may be engaged with the compressor rotor disk located at the end, and the other end may be engaged with the turbine rotor disk located at the most upstream end in the flow direction of the combustion gas among the plurality of turbine rotor disks 54 . Here, a protrusion is formed on each of one end and the other end of the torque tube 53 , and a groove engaged with the protrusion is formed on each of the compressor rotor disk 52 and the turbine rotor disk 54 , (53) relative rotation with respect to the compressor rotor disk (52) and the turbine rotor disk (54) can be prevented. In addition, the torque tube 53 may be formed in a hollow cylinder shape so that air supplied from the compressor 20 may flow to the turbine 40 through the torque tube 53 .
상기 타이 로드(55)는 상기 복수의 압축기 로터 디스크(52), 토크 튜브(53) 및 복수의 터빈 로터 디스크(54)를 관통하도록 형성되고, 일단부가 복수의 압축기 로터 디스크(52) 중 공기의 유동 방향 상 최상류 단에 위치되는 압축기 로터 디스크 내에 체결되고, 타단부가 복수의 터빈 로터 디스크(54) 중 연소 가스의 유동 방향 상 최하류 단에 위치되는 터빈 로터 디스크를 기준으로 상기 압축기(20)의 반대측으로 돌출되어 상기 고정 너트(56)와 체결될 수 있다. The tie rod 55 is formed to pass through the plurality of compressor rotor disks 52 , the torque tube 53 , and the plurality of turbine rotor disks 54 , and one end of the air of the plurality of compressor rotor disks 52 is formed. The compressor 20 is fastened in the compressor rotor disk located at the most upstream end in the flow direction, and the other end is located at the most downstream end in the flow direction of the combustion gas among the plurality of turbine rotor disks 54 based on the turbine rotor disk. It may protrude to the opposite side of the and be fastened to the fixing nut 56 .
여기서, 상기 고정 너트(56)는 최하류 단에 위치되는 터빈 로터 디스크(54)를 상기 압축기(20) 측으로 가압하고, 최상류 단에 위치되는 압축기 로터 디스크(52)와 최하류 단에 위치되는 터빈 로터 디스크(54) 사이 간격이 감소됨에 따라, 상기 복수의 압축기 로터 디스크(52), 토크 튜브(53) 및 복수의 터빈 로터 디스크(54)가 상기 로터(50)의 축 방향으로 압축될 수 있다. 이에 따라, 상기 복수의 압축기 로터 디스크(52), 토크 튜브(53) 및 복수의 터빈 로터 디스크(54)의 축 방향 이동 및 상대 회전이 방지될 수 있다.Here, the fixing nut 56 presses the turbine rotor disk 54 located at the most downstream end toward the compressor 20 , and the compressor rotor disk 52 located at the most upstream end and the turbine located at the most downstream end. As the spacing between the rotor disks 54 is reduced, the plurality of compressor rotor disks 52 , the torque tube 53 and the plurality of turbine rotor disks 54 may be compressed in the axial direction of the rotor 50 . . Accordingly, axial movement and relative rotation of the plurality of compressor rotor disks 52 , the torque tube 53 and the plurality of turbine rotor disks 54 can be prevented.
한편, 본 실시예의 경우 하나의 상기 타이 로드가 복수의 압축기 로터 디스크, 토크 튜브 및 복수의 터빈 로터 디스크의 중심부를 관통하도록 형성되나, 이에 한정되는 것은 아니다. 즉, 압축기 측과 터빈 측에 각각 별도의 타이 로드가 구비될 수도 있고, 복수의 타이 로드가 원주 방향을 따라 방사상으로 배치될 수도 있으며, 이들의 혼용도 가능하다. Meanwhile, in the present embodiment, one tie rod is formed to pass through the central portions of the plurality of compressor rotor disks, the torque tube, and the plurality of turbine rotor disks, but is not limited thereto. That is, separate tie rods may be provided on the compressor side and the turbine side, respectively, and a plurality of tie rods may be radially disposed along the circumferential direction, and a mixture thereof is also possible.
상기 압축기(20)는, 상기 로터(50)와 함께 회전되는 압축기 블레이드(22) 및 상기 압축기 블레이드(22)로 유입되는 공기의 흐름을 정렬하도록 상기 압축기 케이싱(12)에 설치되는 압축기 베인(24)을 포함할 수 있다.The compressor 20 includes a compressor blade 22 rotated together with the rotor 50 and a compressor vane 24 installed in the compressor casing 12 to align the flow of air flowing into the compressor blade 22 . ) may be included.
상기 압축기 블레이드(22)는 복수로 형성되되, 복수의 압축기 블레이드(22)는 상기 로터(50)의 축 방향을 따라 복수 단으로 형성되며, 각 단마다 상기 로터(50)의 회전 방향을 따라 방사상으로 형성될 수 있다. 상기 압축기 블레이드(22)의 루트부(22a)는 상기 압축기 로터 디스크(52)의 압축기 블레이드 결합 슬롯에 결합되며, 상기 루트부(22a)는 상기 압축기 블레이드(22)가 그 압축기 블레이드 결합 슬롯으로부터 상기 로터(50)의 회전 반경 방향으로 이탈되는 것을 방지하도록 전나무(fir-tree) 형태로 형성될 수 있다. 이때, 상기 압축기 블레이드 결합 슬롯은 마찬가지로, 상기 압축기 블레이드의 루트부(22a)에 대응되도록 전나무 형태로 형성될 수 있다. The compressor blades 22 are formed in plurality, and the plurality of compressor blades 22 are formed in a plurality of stages along the axial direction of the rotor 50 , and radially along the rotation direction of the rotor 50 at each stage. can be formed with A root portion 22a of the compressor blade 22 engages a compressor blade engagement slot of the compressor rotor disk 52, and the root portion 22a connects the compressor blade 22 to the compressor blade engagement slot from the compressor blade engagement slot. It may be formed in a fir-tree shape to prevent the rotor 50 from being separated in the radial direction of rotation. In this case, the compressor blade coupling slot may be formed in the shape of a fir tree to correspond to the root portion 22a of the compressor blade.
본 실시 예의 경우, 상기 압축기 블레이드 루트부(22a)와 상기 압축기 블레이드 결합 슬롯은 전나무 형태로 형성되나, 이에 한정되는 것은 아니고 도브 테일 형태 등으로 형성될 수도 있다. 또는, 상기 형태 외의 다른 체결장치, 예를 들어 키 또는 볼트 등의 고정구를 이용하여 상기 압축기 블레이드를 상기 압축기 로터 디스크에 체결할 수도 있다.In the present embodiment, the compressor blade root portion 22a and the compressor blade coupling slot are formed in a fir tree shape, but are not limited thereto and may be formed in a dovetail shape or the like. Alternatively, the compressor blade may be fastened to the compressor rotor disk using other fastening devices other than the above type, for example, a fastener such as a key or bolt.
여기서, 상기 압축기 로터 디스크(52)와 상기 압축기 블레이드(22)는 통상적으로 탄젠셜 타입(tangential type) 또는 액셜 타입(axial type)으로 결합되는데, 본 실시예의 경우에는 상기 압축기 블레이드 루트부(22a)가 상기 압축기 블레이드 결합 슬롯에 상기 로터(50)의 축 방향을 따라 삽입되는 소위 액셜 타입 형태로 형성되고 있다. 이에 따라, 본 실시 예에 따른 상기 압축기 블레이드 결합 슬롯은 복수로 형성되고, 복수의 상기 압축기 블레이드 결합 슬롯은 상기 압축기 로터 디스크(52)의 원주 방향을 따라 방사상으로 배열될 수 있다.Here, the compressor rotor disk 52 and the compressor blade 22 are typically coupled in a tangential type or an axial type. In this embodiment, the compressor blade root portion 22a is formed in a so-called axial type to be inserted into the compressor blade coupling slot along the axial direction of the rotor 50 . Accordingly, a plurality of the compressor blade coupling slots according to the present embodiment may be formed, and the plurality of compressor blade coupling slots may be radially arranged along the circumferential direction of the compressor rotor disk 52 .
상기 압축기 베인(24)은 복수로 형성되되, 복수의 압축기 베인(24)은 상기 로터(50)의 축 방향을 따라 복수 단으로 형성될 수 있다. 여기서, 상기 압축기 베인(24)과 상기 압축기 블레이드(22)는 공기 유동 방향을 따라 서로 번갈아 배열될 수 있다. 또한, 상기 복수의 압축기 베인(24)은 각 단마다 상기 로터(50)의 회전 방향을 따라 방사상으로 형성될 수 있다. The compressor vanes 24 may be formed in plurality, and the plurality of compressor vanes 24 may be formed in a plurality of stages along the axial direction of the rotor 50 . Here, the compressor vane 24 and the compressor blade 22 may be alternately arranged along the air flow direction. In addition, the plurality of compressor vanes 24 may be formed radially along the rotation direction of the rotor 50 for each stage.
상기 연소기(30)는 상기 압축기(20)로부터 유입되는 공기를 연료와 혼합하고 이를 연소시켜 높은 에너지를 갖는 고온 고압의 연소 가스를 만들어낸다. 상기 연소기(30)는 복수로 형성되되, 복수의 연소기(30)는 상기 연소기 케이싱에 상기 로터(50)의 회전 방향을 따라 배열될 수 있다.The combustor 30 mixes the air flowing in from the compressor 20 with fuel and burns it to produce high-temperature and high-pressure combustion gas having high energy. The combustor 30 is formed in plurality, and the plurality of combustors 30 may be arranged in the combustor casing along the rotational direction of the rotor 50 .
도 3에 도시된 바와 같이, 상기 각 연소기(30)는, 상기 압축기(20)에서 압축된 공기가 유입되는 라이너(32)와, 상기 라이너(32)의 후방에 위치하여 연소가스를 상기 터빈(40)으로 안내하는 트랜지션 피스(34)를 포함한다. 상기 라이너(32)는 내부에 연소 챔버(31)를 형성하고, 유동 슬리브(36)가 상기 라이너(32)와 트랜지션 피스(34)를 둘러싸도록 배치되어 그 사이에 환형의 유동공간을 형성한다.As shown in FIG. 3 , each combustor 30 includes a liner 32 through which the compressed air from the compressor 20 flows, and a liner 32 located behind the liner 32 to convert combustion gas into the turbine ( 40 ) and a transition piece 34 . The liner 32 defines a combustion chamber 31 therein, and a flow sleeve 36 is disposed to surround the liner 32 and the transition piece 34 to form an annular flow space therebetween.
또한, 상기 각 연소기(30)는 상기 압축기(20)로부터 공급받은 공기와 연료를 혼합시키는 복수의 연소기용 노즐 어셈블리(1000)를 구비하며, 상기 노즐 어셈블리(1000)는 상기 라이너(32)의 전방에 결합된다. 상기 연소기 케이싱(13) 또는 상기 유동 슬리브(36)의 전방에는 엔드 플레이트(38)가 결합되며, 상기 엔드 플레이트(38)에 의해 상기 노즐 어셈블리(1000)가 지지되고, 연소기가 밀봉될 수 있다. In addition, each combustor 30 includes a plurality of combustor nozzle assemblies 1000 for mixing the air and fuel supplied from the compressor 20 , and the nozzle assemblies 1000 are located in front of the liner 32 . is coupled to An end plate 38 is coupled to the front of the combustor casing 13 or the flow sleeve 36 , the nozzle assembly 1000 is supported by the end plate 38 , and the combustor may be sealed.
고온 고압의 연소가스에 노출되는 상기 라이너(32)와 트랜지션 피스(34)를 냉각시키는 것은 연소기 내구성 증가를 위해 중요한 부분이다. 이를 위해, 상기 연소기 케이싱(13)에 의해 한정되어 상기 압축기(20)로부터 배출되는 압축공기가 수용되는 수용공간으로부터 상기 유동 슬리브(36)에 형성되는 복수의 충돌 홀을 통해 상기 라이너(32), 트랜지션 피스(34)와 상기 유동 슬리브(36) 사이의 환형 유로로 압축공기(연소용 공기)가 유입될 수 있다. Cooling the liner 32 and the transition piece 34 exposed to the high-temperature and high-pressure combustion gas is an important part for increasing the durability of the combustor. To this end, the liner 32 through a plurality of collision holes defined by the combustor casing 13 and formed in the flow sleeve 36 from the receiving space in which the compressed air discharged from the compressor 20 is accommodated; Compressed air (combustion air) may be introduced into the annular flow path between the transition piece 34 and the flow sleeve 36 .
이와 같이, 상기 라이너(32), 트랜지션 피스(34)와 상기 유동 슬리브(36) 사이의 환형 유로로 유입된 압축공기는 상기 라이너(32)와 트랜지션 피스(34)의 외벽부를 냉각시키면서 연소기의 전방으로 유동된다. 압축공기는 상기 엔드 플레이트(38)까지 도달한 후 반대 방향으로 전환되어 상기 노즐 어셈블리(1000)로 공급된다. 이와 같이, 상기 압축기(20)로부터 유입되는 압축공기는 상기 노즐 어셈블리(1000)를 통해 연료와 혼합되면서 상기 연소 챔버(31) 내로 분사되며, 상기 연소 챔버(31)에서는 점화 플러그(미도시)에 의해 점화되어 연소가 일어나게 된다. 이후, 연소된 가스는 상기 트랜지션 피스(34)를 통해 터빈(40)으로 배출되어 회전력을 발생시킨다. 상기 노즐 어셈블리(1000)의 구조는 아래에서 자세히 설명하도록 한다. In this way, the compressed air introduced into the annular flow path between the liner 32, the transition piece 34 and the flow sleeve 36 cools the outer wall portions of the liner 32 and the transition piece 34, and the front of the combustor is moved to After reaching the end plate 38 , the compressed air is switched in the opposite direction and supplied to the nozzle assembly 1000 . As such, the compressed air flowing in from the compressor 20 is injected into the combustion chamber 31 while being mixed with fuel through the nozzle assembly 1000, and in the combustion chamber 31, a spark plug (not shown) is applied. is ignited and combustion occurs. Thereafter, the combusted gas is discharged to the turbine 40 through the transition piece 34 to generate rotational force. The structure of the nozzle assembly 1000 will be described in detail below.
다음으로, 상기 터빈(40)은 상기 압축기(20)와 유사하게 형성될 수 있다. 상기 터빈(40)은, 상기 로터(50)와 함께 회전되는 터빈 블레이드(42) 및 상기 터빈 블레이드(42)로 유입되는 공기의 흐름을 정렬하도록 상기 터빈 케이싱(14)에 고정 설치되는 터빈 베인(44)을 포함할 수 있다.Next, the turbine 40 may be formed similarly to the compressor 20 . The turbine 40 is a turbine blade 42 rotated together with the rotor 50 and a turbine vane ( 44) may be included.
상기 터빈 블레이드(42)는 복수로 형성되되, 복수의 터빈 블레이드(42)는 상기 로터(50)의 축 방향을 따라 복수 단으로 형성되고, 각 단마다 상기 로터(50)의 회전 방향을 따라 방사상으로 형성될 수 있다. The turbine blades 42 are formed in plurality, and the plurality of turbine blades 42 are formed in a plurality of stages along the axial direction of the rotor 50 , and radially along the rotation direction of the rotor 50 at each stage. can be formed with
상기 터빈 블레이드(42)의 루트부(42a)는 상기 터빈 로터 디스크(54)의 터빈 블레이드 결합 슬롯에 결합되며, 상기 루트부(42a)는 상기 터빈 블레이드(42)가 그 터빈 블레이드 결합 슬롯으로부터 상기 로터(50)의 회전 반경 방향으로 이탈되는 것을 방지하도록, 전나무(fir-tree) 형태로 형성될 수 있다. 이때, 상기 터빈 블레이드 결합 슬롯은 마찬가지로, 상기 터빈 블레이드의 루트부(42a)에 대응되도록 전나무 형태로 형성될 수 있다. A root portion 42a of the turbine blade 42 engages a turbine blade engagement slot of the turbine rotor disk 54 , and the root portion 42a connects the turbine blade 42 from its turbine blade engagement slot. In order to prevent the rotor 50 from being separated in the radial direction of rotation, it may be formed in a fir-tree shape. In this case, the turbine blade coupling slot may be formed in the shape of a fir tree to correspond to the root portion 42a of the turbine blade.
상기 터빈 베인(44)은 복수로 형성되되, 복수의 터빈 베인(44)은 상기 로터(50)의 축 방향을 따라 복수 단으로 형성될 수 있다. 여기서, 상기 터빈 베인(44)과 상기 터빈 블레이드(42)는 공기 유동 방향을 따라 서로 번갈아 배열될 수 있다. 또한, 상기 복수의 터빈 베인(44)은 각 단마다 상기 로터(50)의 회전 방향을 따라 방사상으로 형성될 수 있다. The turbine vanes 44 are formed in plurality, and the plurality of turbine vanes 44 may be formed in a plurality of stages along the axial direction of the rotor 50 . Here, the turbine vane 44 and the turbine blade 42 may be alternately arranged with each other along the air flow direction. In addition, the plurality of turbine vanes 44 may be radially formed along the rotational direction of the rotor 50 for each stage.
여기서, 상기 터빈(40)은 상기 압축기(20)와 달리 고온 고압의 연소 가스와 접촉하므로 열화 등의 손상을 방지하기 위한 냉각 수단을 필요로 한다. 이를 위해, 상기 압축기(20)의 일부 개소에서 압축된 공기를 추기하여 상기 터빈(40)으로 공급하기 위한 냉각 유로를 포함할 수 있다.Here, the turbine 40, unlike the compressor 20, comes in contact with high-temperature and high-pressure combustion gas, and thus requires a cooling means to prevent damage such as deterioration. To this end, the compressor 20 may include a cooling passage for extracting compressed air from a portion of the compressor 20 and supplying it to the turbine 40 .
상기 냉각 유로는 실시 예에 따라, 상기 케이싱(10)의 외부에서 연장되거나(외부 유로) 상기 로터(50)의 내부를 관통하여 연장될 수 있고(내부 유로), 외부 유로 및 내부 유로를 모두 사용할 수도 있다. 이때, 상기 냉각 유로는 상기 터빈 블레이드(42)의 내부에 형성되는 터빈 블레이드 쿨링 유로와 연통되어, 상기 터빈 블레이드(42)가 냉각 공기에 의해 냉각될 수 있다. 또한, 상기 터빈 블레이드 쿨링 유로는 상기 터빈 블레이드(42)의 표면에 형성되는 터빈 블레이드 필름 쿨링 홀과 연통되어, 냉각 공기가 상기 터빈 블레이드(42)의 표면에 공급됨으로써, 상기 터빈 블레이드(42)가 냉각 공기에 의해 소위 막 냉각될 수 있다. 상기 터빈 베인(44) 역시 상기 터빈 블레이드(42)와 유사하게 상기 냉각 유로로부터 냉각 공기를 공급받아 냉각될 수 있다. The cooling flow path may extend from the outside of the casing 10 (external flow path) or extend through the inside of the rotor 50 (internal flow path), and use both the external flow path and the internal flow path, depending on the embodiment. may be In this case, the cooling passage communicates with a turbine blade cooling passage formed inside the turbine blade 42 , so that the turbine blade 42 may be cooled by cooling air. In addition, the turbine blade cooling passage communicates with a turbine blade film cooling hole formed on the surface of the turbine blade 42 , and cooling air is supplied to the surface of the turbine blade 42 , so that the turbine blade 42 is It can be so-called film cooling by cooling air. The turbine vane 44 may also be cooled by receiving cooling air from the cooling passage similarly to the turbine blade 42 .
여기서, 상기의 가스터빈은 본 발명의 일 실시 예에 불과하며, 아래에서 자세히 설명할 본 발명의 연소기는 일반적인 가스터빈은 물론, 공기와 연료의 연소가 이루어지는 제트 엔진까지 넓게 적용될 수 있다. Here, the gas turbine is merely an embodiment of the present invention, and the combustor of the present invention, which will be described in detail below, may be widely applied to not only a general gas turbine, but also a jet engine in which air and fuel are combusted.
이하, 첨부된 도 4 내지 6을 참고하여 본 발명의 일 실시 예에 따른 연소기용 노즐 어셈블리(1000)에 관하여 상세히 살펴보도록 한다. Hereinafter, the nozzle assembly 1000 for a combustor according to an embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying FIGS. 4 to 6 .
본 발명의 일 실시 예에 따른 연소기용 노즐 어셈블리(1000)는, 중심 노즐관(100), 상기 중심 노즐관(100)을 이격된 상태로 감싸는 내측 노즐관(200) 및 상기 내측 노즐관(200)을 이격된 상태로 감싸는 외측 노즐관(300)을 포함하며, 상기 중심 노즐관(100), 내측 노즐관(200) 및 외측 노즐관(300)은 동축(coaxial)을 가진다. 이로 인해, 상기 중심 노즐관(100)과 내측 노즐관(200) 사이에는 파일럿 유로(220)가 형성되고, 상기 내측 노즐관(200)과 외측 노즐관(300) 사이에는 메인 유로(320)가 형성된다. 즉, 노즐 어셈블리(1000)의 동축 삼중관 구조로 인해 2개의 분리된 유로가 형성되는 것이다.The nozzle assembly 1000 for a combustor according to an embodiment of the present invention includes a central nozzle tube 100 , an inner nozzle tube 200 surrounding the center nozzle tube 100 in a spaced apart state, and the inner nozzle tube 200 . ) and an outer nozzle tube 300 surrounding the spaced apart state, and the center nozzle tube 100 , the inner nozzle tube 200 , and the outer nozzle tube 300 are coaxial. For this reason, a pilot flow path 220 is formed between the center nozzle pipe 100 and the inner nozzle pipe 200 , and a main flow path 320 is formed between the inner nozzle pipe 200 and the outer nozzle pipe 300 . is formed That is, two separate flow paths are formed due to the coaxial triple tube structure of the nozzle assembly 1000 .
상기 중심 노즐관(100)과 내측 노즐관(200) 사이에는, 즉 상기 파일럿 유로(220)에는 연료를 분사하기 위한 파일럿 연료 분사부(400)가 구비된다. 상기 파일럿 연료 분사부(400)는 파일럿 환형 고리(420)와, 상기 중심 노즐관(100)으로부터 상기 파일럿 환형 고리(420)를 향해 반경방향으로 연장되는 복수의 파일럿 스트럿(440)을 포함할 수 있다. 이에 한정되는 것은 아니나, 상기 복수의 파일럿 스트럿(440)은 원주방향을 따라 균일한 간격으로 구비되는 것이 바람직하다. A pilot fuel injector 400 for injecting fuel is provided between the center nozzle tube 100 and the inner nozzle tube 200 , that is, in the pilot passage 220 . The pilot fuel injector 400 may include a pilot annular ring 420 and a plurality of pilot struts 440 extending radially from the central nozzle tube 100 toward the pilot annular ring 420 . have. Although not limited thereto, the plurality of pilot struts 440 are preferably provided at uniform intervals along the circumferential direction.
상기 복수의 파일럿 스트럿(440)은 상기 중심 노즐관(100)으로부터 상기 파일럿 환형 고리(420)까지 연장되며, 추가로 상기 파일럿 환형 고리(420)로부터 상기 내측 노즐관(200)을 향해 반경방향으로 연장될 수도 있다. 본 실시 예에서는, 도 5에 도시된 바와 같이, 상기 복수의 파일럿 스트럿(440) 각각은, 상기 중심 노즐관(100)으로부터 상기 파일럿 환형 고리(420)까지 연장되는 제1 파일럿 스트럿(440a)과, 상기 파일럿 환형 고리(420)로부터 상기 내측 노즐관(200)을 향해 반경방향으로 연장되는 제2 파일럿 스트럿(440b)으로 이루어지고 있다. 이때, 상기 제2 파일럿 스트럿(440b)의 반경방향 외측단부는 상기 내측 노즐관(200)과 이격되고 있으나, 이에 한정되는 것은 아니며 상기 제2 파일럿 스트럿(440b)이 상기 내측 노즐관(200)까지 연장될 수도 있음은 물론이다. The plurality of pilot struts 440 extend from the central nozzle tube 100 to the pilot annular ring 420 , and further radially from the pilot annular ring 420 toward the inner nozzle tube 200 . may be extended. In this embodiment, as shown in FIG. 5 , each of the plurality of pilot struts 440 includes a first pilot strut 440a extending from the central nozzle tube 100 to the pilot annular ring 420 and , a second pilot strut 440b extending radially from the pilot annular ring 420 toward the inner nozzle tube 200 . In this case, the radially outer end of the second pilot strut 440b is spaced apart from the inner nozzle tube 200 , but is not limited thereto, and the second pilot strut 440b extends up to the inner nozzle tube 200 . Of course, it may be extended.
상기 파일럿 환형 고리(420)에는 도 6에 도시된 바와 같이, 원주방향을 따라 복수의 제1 연료분사홀(422)이 구비된다. 상기 복수의 제1 연료분사홀(422)은 상기 파일럿 환형 고리(420)의 반경방향 내측을 향하는 내측면과 반경방향 외측을 향하는 외측면에 모두 구비되는 것이 바람직하다. 이에 따라, 상기 파일럿 환형 고리(420)의 반경방향 내측과 외측으로 연료가 모두 분사될 수 있으며, 연료-공기의 혼합도가 향상될 수 있다. 또한, 이에 한정되는 것은 아니나, 상기 복수의 제1 연료분사홀(422)은 상기 파일럿 환형 고리(420)의 원주방향을 따라 균일하게 구비되는 것이 바람직하다. 예를 들어, 도 6에 도시된 바와 같이, 인접하는 파일럿 스트럿(440) 사이마다 2개의 제1 연료분사홀(422)이 서로 일정한 간격을 두고 배치될 수 있다. 이에 따라, 상기 파일럿 환형 고리(420)의 원주방향을 따라 연료-공기의 혼합이 균일하게 이루어지며 혼합도가 향상될 수 있다. As shown in FIG. 6 , the pilot annular ring 420 is provided with a plurality of first fuel injection holes 422 along the circumferential direction. The plurality of first fuel injection holes 422 are preferably provided on both the inner surface facing the radially inner side of the pilot annular ring 420 and the outer surface facing the radially outer side of the pilot annular ring 420 . Accordingly, fuel may be injected to both the radially inner and outer sides of the pilot annular ring 420 , and the fuel-air mixture may be improved. In addition, although not limited thereto, it is preferable that the plurality of first fuel injection holes 422 are uniformly provided along the circumferential direction of the pilot annular ring 420 . For example, as shown in FIG. 6 , the two first fuel injection holes 422 may be disposed at regular intervals between adjacent pilot struts 440 . Accordingly, the fuel-air is uniformly mixed along the circumferential direction of the pilot annular ring 420 and the degree of mixing can be improved.
추가로, 실시 예에 따라 상기 각각의 파일럿 스트럿(440)에도 제2 연료분사홀(442)이 구비될 수 있다. 상기 제2 연료분사홀(442)은 상기 파일럿 스트럿(440)마다 복수 개로 구비되어, 상기 파일럿 스트럿(440)의 원주방향으로 서로 마주보는 측면에 각각 형성되는 것이 바람직하다. 이에 따라, 상기 파일럿 환형 고리(420)의 제1 연료분사홀(422)에 의해 연료가 반경방향으로 분사될 수 있을 뿐만 아니라, 상기 파일럿 스트럿(440)의 제2 연료분사홀(442)에 의해 연료가 원주방향으로도 분사될 수 있다. 따라서, 연료-공기의 혼합도가 향상될 수 있으며, 균일한 연료-공기 혼합물을 생성할 수 있다. 이와 같이, 원하는 당량비 분포가 되도록 상기 연료분사홀의 갯수, 위치 등을 조절할 수 있다. In addition, according to an embodiment, a second fuel injection hole 442 may also be provided in each of the pilot struts 440 . It is preferable that the second fuel injection holes 442 are provided in plurality for each pilot strut 440 and are respectively formed on side surfaces of the pilot strut 440 facing each other in the circumferential direction. Accordingly, not only fuel can be injected radially by the first fuel injection hole 422 of the pilot annular ring 420 , but also by the second fuel injection hole 442 of the pilot strut 440 . Fuel may also be injected circumferentially. Accordingly, the fuel-air mixture can be improved, and a uniform fuel-air mixture can be produced. In this way, the number and position of the fuel injection holes may be adjusted to achieve a desired equivalence ratio distribution.
또한, 상기 내측 노즐관(200)과 외측 노즐관(300) 사이에는, 즉 상기 메인 유로(320)에는 연료를 분사하기 위한 메인 연료 분사부(500)가 구비된다. 상기 메인 연료 분사부(500)는 메인 환형 고리(520)와, 상기 내측 노즐관(200)으로부터 상기 메인 환형 고리(520)를 향해 반경방향으로 연장되는 복수의 메인 스트럿(540)을 포함할 수 있다. 이에 한정되는 것은 아니나, 상기 복수의 메인 스트럿(540)은 원주방향을 따라 균일한 간격으로 구비되는 것이 바람직하다. In addition, a main fuel injection unit 500 for injecting fuel is provided between the inner nozzle tube 200 and the outer nozzle tube 300 , that is, the main flow passage 320 . The main fuel injection unit 500 may include a main annular ring 520 and a plurality of main struts 540 extending radially from the inner nozzle tube 200 toward the main annular ring 520 . have. Although not limited thereto, the plurality of main struts 540 are preferably provided at uniform intervals along the circumferential direction.
상기 복수의 메인 스트럿(540)은 상기 내측 노즐관(200)으로부터 상기 메인 환형 고리(520)까지 연장되며, 추가로 상기 메인 환형 고리(520)로부터 상기 외측 노즐관(300)을 향해 반경방향으로 연장될 수도 있다. 본 실시 예에서는, 도 5에 도시된 바와 같이, 상기 복수의 메인 스트럿(540) 각각은, 상기 내측 노즐관(200)으로부터 상기 메인 환형 고리(520)까지 연장되는 제1 메인 스트럿(540a)과, 상기 메인 환형 고리(520)로부터 상기 외측 노즐관(300)을 향해 반경방향으로 연장되는 제2 메인 스트럿(540b)으로 이루어지고 있다. 이때, 상기 제2 메인 스트럿(540b)은 상기 외측 노즐관(300)까지 연장되고 있으나, 이에 한정되는 것은 아니며 상기 제2 메인 스트럿(540b)의 반경방향 외측단부가 상기 외측 노즐관(300)과 이격될 수도 있음은 물론이다. 또한, 상기 제1 메인 스트럿(540a)과 상기 제2 메인 스트럿(540b)은 상기 메인 환형 고리(520)의 원주 방향으로 서로 엇갈리게 배치될 수도 있음은 물론이다.The plurality of main struts 540 extend from the inner nozzle tube 200 to the main annular ring 520 , and further radially from the main annular ring 520 toward the outer nozzle tube 300 . may be extended. In this embodiment, as shown in FIG. 5 , each of the plurality of main struts 540 includes a first main strut 540a extending from the inner nozzle tube 200 to the main annular ring 520 and , consists of a second main strut (540b) extending radially from the main annular ring (520) toward the outer nozzle tube (300). At this time, the second main strut 540b extends to the outer nozzle tube 300, but is not limited thereto, and the radially outer end of the second main strut 540b is connected to the outer nozzle tube 300 and the outer nozzle tube 300. Of course, they may be separated. Also, of course, the first main strut 540a and the second main strut 540b may be alternately disposed in the circumferential direction of the main annular ring 520 .
상기 메인 환형 고리(520)에는 원주방향을 따라 복수의 제3 연료분사홀(522)이 구비된다. 상기 복수의 제3 연료분사홀(522)은 상기 메인 환형 고리(520)의 반경방향 내측을 향하는 내측면과 반경방향 외측을 향하는 외측면에 모두 구비되는 것이 바람직하다. 이에 따라, 상기 메인 환형 고리(520)의 반경방향 내측과 외측으로 연료가 모두 분사될 수 있으며, 연료-공기의 혼합도가 향상될 수 있다. 또한, 이에 한정되는 것은 아니나, 상기 복수의 제3 연료분사홀(522)은 상기 메인 환형 고리(520)의 원주방향을 따라 균일하게 구비되는 것이 바람직하다. 예를 들어, 도 6에 도시된 바와 같이, 인접하는 메인 스트럿(540) 사이마다 3개의 제3 연료분사홀(522)이 서로 일정한 간격을 두고 배치될 수 있다. 이에 따라, 상기 메인 환형 고리(520)의 원주방향을 따라 연료-공기의 혼합이 균일하게 이루어지며 혼합도가 향상될 수 있다. The main annular ring 520 is provided with a plurality of third fuel injection holes 522 along the circumferential direction. The plurality of third fuel injection holes 522 are preferably provided on both the inner surface facing the radially inner side of the main annular ring 520 and the outer surface facing the radially outer side of the main annular ring 520 . Accordingly, both the fuel may be injected radially inside and outside of the main annular ring 520 , and the fuel-air mixture may be improved. In addition, although not limited thereto, it is preferable that the plurality of third fuel injection holes 522 are uniformly provided along the circumferential direction of the main annular ring 520 . For example, as shown in FIG. 6 , three third fuel injection holes 522 may be disposed at regular intervals between adjacent main struts 540 . Accordingly, fuel-air is uniformly mixed along the circumferential direction of the main annular ring 520 and the degree of mixing can be improved.
추가로, 실시 예에 따라 상기 각각의 메인 스트럿(540)에도 제4 연료분사홀(542)이 구비될 수 있다. 상기 제4 연료분사홀(542)은 상기 메인 스트럿(540)마다 복수 개로 구비되어, 상기 메인 스트럿(540)의 원주방향으로 서로 마주보는 측면에 각각 형성되는 것이 바람직하다. 이에 따라, 상기 메인 환형 고리(520)의 제3 연료분사홀(522)에 의해 연료가 반경방향으로 분사될 수 있을 뿐만 아니라, 상기 메인 스트럿(540)의 제4 연료분사홀(542)에 의해 연료가 원주방향으로도 분사될 수 있다. 따라서, 연료-공기의 혼합도가 향상될 수 있으며, 균일한 연료-공기 혼합물을 생성할 수 있다. 이와 같이, 원하는 당량비 분포가 되도록 상기 연료분사홀의 갯수, 위치 등을 조절할 수 있다. In addition, a fourth fuel injection hole 542 may be provided in each of the main struts 540 according to an embodiment. It is preferable that the fourth fuel injection holes 542 are provided in plurality for each main strut 540 and are respectively formed on side surfaces of the main strut 540 facing each other in the circumferential direction. Accordingly, fuel can be injected radially by the third fuel injection hole 522 of the main annular ring 520 as well as by the fourth fuel injection hole 542 of the main strut 540 . Fuel may also be injected circumferentially. Accordingly, the fuel-air mixture can be improved, and a uniform fuel-air mixture can be produced. In this way, the number and position of the fuel injection holes may be adjusted to achieve a desired equivalence ratio distribution.
이때, 상기 파일럿 유로(220) 내에서의 연료-공기 농도와 상기 메인 유로(320) 내에서의 연료-공기 농도를 서로 다르게 조절하여, 서로 다른 연소조건에 의한 2단 성층 연소가 가능하도록 함으로써, 화염 안정성을 크게 향상시킬 수 있다. 특히, 상기 파일럿 유로(220) 내의 연료의 농도가 상기 메인 유로(320) 내의 연료의 농도보다 높도록 조절하여, 상기 노즐 어셈블리(1000) 중심부의 화염 안정성을 강화시킬 수 있다. 하지만, 이에 한정되는 것은 아니며, 운전 목적에 따라 상기 파일럿 유로(220) 내의 연료-공기 농도와 상기 메인 유로(320) 내의 연료-공기 농도가 서로 동일하게 조절될 수도 있음은 물론이다. 또한, 상기 파일럿 유로(220) 내의 연료의 농도가 운전 목적에 따라 상기 메인 유로(320) 내의 연료의 농도보다 낮도록 조절될 수도 있음은 물론이다.At this time, the fuel-air concentration in the pilot flow passage 220 and the fuel-air concentration in the main flow passage 320 are differently adjusted to enable two-stage stratified combustion under different combustion conditions, It can greatly improve the flame stability. In particular, by adjusting the concentration of fuel in the pilot passage 220 to be higher than the concentration of fuel in the main passage 320 , flame stability in the center of the nozzle assembly 1000 may be enhanced. However, the present invention is not limited thereto, and the fuel-air concentration in the pilot flow passage 220 and the fuel-air concentration in the main flow passage 320 may be adjusted to be the same according to the driving purpose. Also, it goes without saying that the concentration of fuel in the pilot passage 220 may be adjusted to be lower than the concentration of fuel in the main passage 320 depending on the driving purpose.
다음으로, 도 7 및 8을 참고하여, 상기 파일럿 환형 고리(420)와 상기 복수의 파일럿 스트럿(440)에 연료를 공급하기 위한 구조를 살펴보도록 한다. 상기 파일럿 환형 고리(420)와 상기 복수의 파일럿 스트럿(440)은 각각 중공을 갖는다. 이에 따라, 상기 파일럿 환형 고리(420)의 내부에는 환형 고리 형상의 중공에 해당하는 제1 연료채널(421)이 구비되며, 상기 각각의 파일럿 스트럿(440)의 내부에는 막대 형상의 중공에 해당하는 제2 연료채널(441)이 구비된다. 이때 상기 각각의 제2 연료채널(441)은 상기 제1 연료채널(421)과 연통되며, 상기 제2 연료채널(441)의 연료가 상기 제1 연료채널(421) 내로 전달될 수 있다. Next, a structure for supplying fuel to the pilot annular ring 420 and the plurality of pilot struts 440 will be described with reference to FIGS. 7 and 8 . The pilot annular ring 420 and the plurality of pilot struts 440 each have a hollow. Accordingly, a first fuel channel 421 corresponding to a hollow annular annular shape is provided inside the pilot annular ring 420 , and the inside of each pilot strut 440 corresponds to a bar shape hollow. A second fuel channel 441 is provided. In this case, each of the second fuel channels 441 communicates with the first fuel channel 421 , and the fuel of the second fuel channel 441 may be delivered into the first fuel channel 421 .
상기 노즐 어셈블리(1000)의 외부로부터 상기 파일럿 스트럿(440)의 제2 연료채널(441)로 연료를 공급하기 위해, 상기 중심 노즐관(100)의 내부에는 이의 길이방향을 따라 연장되는 파일럿 연료공급관(102)이 구비된다. 상기 파일럿 연료공급관(102)은 상기 중심 노즐관(100)의 길이방향을 따라 연장되어 상기 파일럿 스트럿(440)의 제2 연료채널(441)과 연통된다. 이때, 상기 복수의 파일럿 스트럿(440)에 형성되는 복수의 제2 연료채널(441) 각각으로 연료를 공급하기 위해, 각각의 파일럿 스트럿(440)마다 파일럿 연료공급관(102)이 하나씩 구비될 수 있다. 즉, 도 8에 도시된 바와 같이, 상기 중심 노즐관(100)의 내부에 복수의 파일럿 연료공급관(102)이 서로 이격되어 형성될 수 있는 것이다. In order to supply fuel from the outside of the nozzle assembly 1000 to the second fuel channel 441 of the pilot strut 440 , a pilot fuel supply pipe extending along the longitudinal direction of the center nozzle pipe 100 is inside the center nozzle pipe 100 . 102 is provided. The pilot fuel supply pipe 102 extends along the longitudinal direction of the central nozzle pipe 100 and communicates with the second fuel channel 441 of the pilot strut 440 . In this case, in order to supply fuel to each of the plurality of second fuel channels 441 formed in the plurality of pilot struts 440 , one pilot fuel supply pipe 102 may be provided for each pilot strut 440 . . That is, as shown in FIG. 8 , a plurality of pilot fuel supply pipes 102 may be formed to be spaced apart from each other inside the center nozzle pipe 100 .
이에 따라, 상기 노즐 어셈블리(1000)의 외부로부터 상기 복수의 파일럿 연료공급관(102)으로 유입된 연료가 상기 파일럿 스트럿(440)의 제2 연료채널(441)로 각각 공급되고, 상기 복수의 제2 연료채널(441)로부터 상기 파일럿 환형 고리(420)의 제1 연료채널(421)로 공급될 수 있는 것이다. 이때, 상기 복수의 제1 연료분사홀(422)은 상기 제1 연료채널(421)과 모두 연통되어 있으므로, 상기 제1 연료채널(421)로 공급된 연료는 이와 연통되는 상기 복수의 제1 연료분사홀(422)을 통해 상기 파일럿 유로(220) 내로 분사될 수 있다. 또한, 상기 파일럿 스트럿(440)에 복수의 제2 연료분사홀(442)이 형성되는 경우에도, 상기 복수의 제2 연료분사홀(442)은 상기 제2 연료채널(441)과 모두 연통되므로, 상기 제2 연료채널(441)로 공급된 연료는 이와 연통되는 상기 복수의 제2 연료분사홀(442)을 통해 상기 파일럿 유로(220) 내로 분사될 수 있다. Accordingly, the fuel introduced into the plurality of pilot fuel supply pipes 102 from the outside of the nozzle assembly 1000 is respectively supplied to the second fuel channels 441 of the pilot struts 440 , and the plurality of second It may be supplied from the fuel channel 441 to the first fuel channel 421 of the pilot annular ring 420 . At this time, since all of the plurality of first fuel injection holes 422 communicate with the first fuel channel 421 , the fuel supplied to the first fuel channel 421 communicates with the plurality of first fuels. It may be injected into the pilot passage 220 through the injection hole 422 . In addition, even when the plurality of second fuel injection holes 442 are formed in the pilot strut 440, since all of the plurality of second fuel injection holes 442 communicate with the second fuel channel 441, The fuel supplied to the second fuel channel 441 may be injected into the pilot passage 220 through the plurality of second fuel injection holes 442 communicating therewith.
상기와 같이 연료는 상기 노즐 어셈블리(1000)의 외부로부터 상기 복수의 파일럿 연료공급관(102)으로 직접 유입될 수도 있으나, 실시 예에 따라 상기 중심 노즐관(100)의 전단부에 설치된 플랜지(120)를 거쳐 유입될 수도 있다. 이를 위해, 상기 플랜지(120)의 내부에는 플랜지(120)의 단부면으로부터 상기 복수의 파일럿 연료공급관(102)까지 연결되는 복수의 파일럿 연료주입관(122)이 구비될 수 있다. 즉, 상기 플랜지(120)의 단부면으로부터 상기 복수의 파일럿 연료주입관(122)을 통해 복수의 파일럿 연료공급관(102)으로 각각 연료가 유입될 수 있는 것이다. As described above, the fuel may be directly introduced into the plurality of pilot fuel supply pipes 102 from the outside of the nozzle assembly 1000 , but according to an embodiment, the flange 120 installed at the front end of the central nozzle pipe 100 . may be introduced through To this end, a plurality of pilot fuel injection pipes 122 connected from an end surface of the flange 120 to the plurality of pilot fuel supply pipes 102 may be provided inside the flange 120 . That is, fuel may be respectively introduced into the plurality of pilot fuel supply pipes 102 from the end surface of the flange 120 through the plurality of pilot fuel injection pipes 122 .
다음으로는, 상기 메인 환형 고리(520)와 상기 복수의 메인 스트럿(540)에 연료를 공급하기 위한 구조를 살펴보도록 한다. 상기 메인 환형 고리(520)와 상기 복수의 메인 스트럿(540)은 각각 중공을 갖는다. 이에 따라, 상기 메인 환형 고리(520)의 내부에는 환형 고리 형상의 중공에 해당하는 제3 연료채널(521)이 구비되며, 상기 각각의 메인 스트럿(540)의 내부에는 막대 형상의 중공에 해당하는 제4 연료채널(541)이 구비된다. 이때 상기 각각의 제4 연료채널(541)은 상기 제3 연료채널(521)과 연통되며, 상기 제4 연료채널(541)의 연료가 상기 제3 연료채널(521) 내로 전달될 수 있다.Next, a structure for supplying fuel to the main annular ring 520 and the plurality of main struts 540 will be described. The main annular ring 520 and the plurality of main struts 540 each have a hollow. Accordingly, a third fuel channel 521 corresponding to a hollow annular ring shape is provided inside the main annular ring 520 , and the inside of each main strut 540 corresponds to a bar shape hollow A fourth fuel channel 541 is provided. In this case, each of the fourth fuel channels 541 communicates with the third fuel channel 521 , and the fuel of the fourth fuel channel 541 may be delivered into the third fuel channel 521 .
상기 노즐 어셈블리(1000)의 외부로부터 상기 메인 스트럿(540)의 제4 연료채널(541)로 연료를 공급하기 위해, 상기 중심 노즐관(100)의 내부에는 이의 길이방향을 따라 연장되는 메인 연료공급관(104)이 구비된다. 또한, 상기 파일럿 유로(220) 내에는 상기 중심 노즐관(100)으로부터 상기 내측 노즐관(200)까지 반경방향으로 연장되는 복수의 제1 연료공급 스트럿(240)이 구비된다. 상기 복수의 제1 연료공급 스트럿(240)은 원주방향을 따라 균일한 간격으로 배치되는 것이 바람직하다. 이에 한정되는 것은 아니나, 상기 복수의 제1 연료공급 스트럿(240)은 상기 복수의 파일럿 스트럿(440)의 위치에 대응하여, 각각의 파일럿 스트럿(440)의 후단부에 배치될 수 있다. 상기 복수의 제1 연료공급 스트럿(240) 각각은 중공을 가지며, 이에 따라 상기 각각의 제1 연료공급 스트럿(240)의 내부에는 막대 형상의 중공에 해당하는 제5 연료채널(241)이 구비된다. 이로 인해, 상기 메인 연료공급관(104)은 상기 중심 노즐관(100)의 길이방향을 따라 연장되어 상기 제1 연료공급 스트럿(240)의 제5 연료채널(241)과 연통된다. 이때, 상기 복수의 제1 연료공급 스트럿(240)에 형성되는 복수의 제5 연료채널(241) 각각으로 연료를 공급하기 위해, 각각의 제1 연료공급 스트럿(240)마다 메인 연료공급관(104)이 하나씩 구비될 수 있다. 즉, 도 8에 도시된 바와 같이, 상기 중심 노즐관(100)의 내부에 복수의 메인 연료공급관(104)이 서로 이격되어 형성될 수 있는 것이다. 이에 한정되는 것은 아니나, 상기 복수의 파일럿 연료공급관(102)과 상기 복수의 메인 연료공급관(104)은 상기 중심 노즐관(100)의 내부에서 원주방향을 따라 교대로 배치되고 있다. In order to supply fuel from the outside of the nozzle assembly 1000 to the fourth fuel channel 541 of the main strut 540 , a main fuel supply pipe extending along the longitudinal direction of the central nozzle pipe 100 is located inside the center nozzle pipe 100 . (104) is provided. In addition, a plurality of first fuel supply struts 240 extending from the center nozzle tube 100 to the inner nozzle tube 200 in a radial direction are provided in the pilot passage 220 . The plurality of first fuel supply struts 240 are preferably arranged at uniform intervals along the circumferential direction. Although not limited thereto, the plurality of first fuel supply struts 240 may be disposed at the rear end of each pilot strut 440 to correspond to positions of the plurality of pilot struts 440 . Each of the plurality of first fuel supply struts 240 has a hollow, and accordingly, a fifth fuel channel 241 corresponding to a bar-shaped hollow is provided inside each of the first fuel supply struts 240 . . For this reason, the main fuel supply pipe 104 extends along the longitudinal direction of the central nozzle pipe 100 to communicate with the fifth fuel channel 241 of the first fuel supply strut 240 . At this time, in order to supply fuel to each of the plurality of fifth fuel channels 241 formed in the plurality of first fuel supply struts 240 , the main fuel supply pipe 104 for each of the first fuel supply struts 240 . One of these may be provided. That is, as shown in FIG. 8 , a plurality of main fuel supply pipes 104 may be formed to be spaced apart from each other inside the central nozzle pipe 100 . Although not limited thereto, the plurality of pilot fuel supply pipes 102 and the plurality of main fuel supply pipes 104 are alternately disposed in the center nozzle pipe 100 in the circumferential direction.
상기 내측 노즐관(200)은 마찬가지로 중공을 가지며, 이에 따라 상기 내측 노즐관(200)의 내부에는 환형 고리 형상의 중공에 해당하는 제6 연료채널(201)이 구비된다. 상기 내측 노즐관(200)의 제6 연료채널(201)은 반경방향 내측에 위치하는 상기 복수의 제5 연료채널(241)과 연통됨과 동시에 반경방향 외측에 위치하는 상기 복수의 제4 연료채널(541)과 연통된다. The inner nozzle tube 200 has a hollow as well, and accordingly, a sixth fuel channel 201 corresponding to a hollow annular annular shape is provided inside the inner nozzle tube 200 . The sixth fuel channel 201 of the inner nozzle pipe 200 communicates with the plurality of fifth fuel channels 241 positioned inside the radial direction and at the same time, the plurality of fourth fuel channels positioned on the radially outer side ( 541).
이에 따라, 상기 노즐 어셈블리(1000)의 외부로부터 상기 복수의 메인 연료공급관(104)으로 유입된 연료가 상기 제1 연료공급 스트럿(240)의 제5 연료채널(241)로 각각 공급되고, 상기 복수의 제5 연료채널(241)로부터 상기 내측 노즐관(200)의 제6 연료채널(201)로 공급될 수 있는 것이다. 이어서, 연료는 상기 제6 연료채널(201)로부터 상기 메인 스트럿(540)의 제4 연료채널(541)로 각각 공급되고, 상기 복수의 제4 연료채널(541)로부터 상기 메인 환형 고리(520)의 제3 연료채널(521)로 공급될 수 있다. 이때, 상기 복수의 제3 연료분사홀(522)은 상기 제3 연료채널(521)과 모두 연통되어 있으므로, 상기 제3 연료채널(521)로 공급된 연료는 이와 연통되는 상기 복수의 제3 연료분사홀(522)을 통해 상기 메인 유로(320) 내로 분사될 수 있다. 또한, 상기 복수의 제4 연료분사홀(542)은 상기 제4 연료채널(541)과 모두 연통되어 있으므로, 상기 제4 연료채널(541)로 공급된 연료는 이와 연통되는 상기 복수의 제4 연료분사홀(542)을 통해 상기 메인 유로(320) 내로 분사될 수 있다. Accordingly, the fuel introduced into the plurality of main fuel supply pipes 104 from the outside of the nozzle assembly 1000 is respectively supplied to the fifth fuel channel 241 of the first fuel supply strut 240 , and the plurality of fuel supply pipes 104 . It can be supplied to the sixth fuel channel 201 of the inner nozzle pipe 200 from the fifth fuel channel 241 of the. Subsequently, fuel is supplied from the sixth fuel channel 201 to the fourth fuel channel 541 of the main strut 540 , and the main annular ring 520 from the plurality of fourth fuel channels 541 . may be supplied to the third fuel channel 521 of At this time, since all of the plurality of third fuel injection holes 522 communicate with the third fuel channel 521 , the fuel supplied to the third fuel channel 521 communicates with the plurality of third fuels. It may be injected into the main flow path 320 through the injection hole 522 . In addition, since all of the plurality of fourth fuel injection holes 542 communicate with the fourth fuel channel 541 , the fuel supplied to the fourth fuel channel 541 communicates with the plurality of fourth fuels communicated therewith. It may be injected into the main flow path 320 through the injection hole 542 .
마찬가지로, 연료는 상기 노즐 어셈블리(1000)의 외부로부터 상기 복수의 메인 연료공급관(104)으로 직접 유입될 수도 있으나, 실시 예에 따라 상기 중심 노즐관(100)의 전단부에 설치된 플랜지(120)를 거쳐 유입될 수도 있다. 이를 위해, 상기 플랜지(120)의 내부에는 플랜지(120)의 단부면으로부터 상기 복수의 메인 연료공급관(104)까지 연결되는 복수의 메인 연료주입관(124)이 구비될 수 있다. 즉, 상기 플랜지(120)의 단부면으로부터 상기 복수의 메인 연료주입관(124)을 통해 복수의 메인 연료공급관(104)으로 각각 연료가 유입될 수 있는 것이다. Similarly, fuel may be directly introduced into the plurality of main fuel supply pipes 104 from the outside of the nozzle assembly 1000 , but according to an embodiment, the flange 120 installed at the front end of the central nozzle pipe 100 may be used. It may be introduced through To this end, a plurality of main fuel injection pipes 124 connected from the end surface of the flange 120 to the plurality of main fuel supply pipes 104 may be provided inside the flange 120 . That is, fuel may be introduced into the plurality of main fuel supply pipes 104 through the plurality of main fuel injection pipes 124 from the end surface of the flange 120 , respectively.
상기 메인 유로(320) 내에는 상기 메인 연료 분사부(500)의 하류에 메인 스월러(700)가 더 구비될 수 있다. 상기 메인 스월러(700)는 선회류를 발생시켜 연료-공기 혼합물의 혼합 특성을 보다 향상시킬 수 있다. 상기 메인 스월러(700)는 익형 모양의 단면을 가져 공력학적 특성을 높이는 구조를 가질 수 있으며, 판형 구조로 단순화되어 적용될 수도 있다. 한편, 도시되지는 않았으나, 상기 파일럿 유로(220) 내에도 상기 파일럿 연료 분사부(400)의 하류에 스월러가 더 구비될 수 있음은 물론이다. A main swirler 700 may be further provided downstream of the main fuel injection unit 500 in the main flow path 320 . The main swirler 700 may generate a swirling flow to further improve the mixing characteristics of the fuel-air mixture. The main swirler 700 may have a structure to increase aerodynamic properties by having an airfoil-shaped cross-section, and may be simplified and applied to a plate-shaped structure. Meanwhile, although not shown, it goes without saying that a swirler may be further provided downstream of the pilot fuel injector 400 in the pilot passage 220 .
상기 메인 유로(320)는 파일럿 유로(220)보다 반경방향 외측에 위치하여 직경이 더 크기 때문에, 인접하는 메인 스트럿(540) 사이의 거리가 인접하는 파일럿 스트럿(440) 사이의 거리보다 상대적으로 더 멀다. 이로 인해, 상기 메인 유로(320)의 반경방향 외측, 즉 상기 외측 노즐관(300) 근처에는, 상기 메인 환형고리(520) 및 메인 스트럿(540)에 의해 분사되는 연료가 도달하지 못하는 영역(zero-fuel 영역)이 존재할 수 있다. Since the main flow path 320 is positioned radially outside the pilot flow path 220 and has a larger diameter, the distance between the adjacent main struts 540 is relatively larger than the distance between the adjacent pilot struts 440 . far. For this reason, in the radial outer side of the main flow path 320 , that is, near the outer nozzle pipe 300 , the fuel injected by the main annular ring 520 and the main strut 540 does not reach the area (zero). -fuel area) may exist.
이와 같이, 상기 외측 노즐관(300) 근처에 연료가 도달하지 못하는 영역이 발생하여 연료-공기의 혼합이 제대로 이루어지지 않는 것을 방지하기 위해, 본 발명은 실시 예에 따라 추가적으로 상기 외측 노즐관(300)에 구비되는 복수의 제8 연료분사홀(302)을 포함할 수 있다. In this way, in order to prevent fuel-air mixing from occurring due to the occurrence of a region where fuel cannot reach near the outer nozzle tube 300, the present invention additionally provides the outer nozzle tube 300 according to an embodiment. ) may include a plurality of eighth fuel injection holes 302 provided in.
상기 복수의 제8 연료분사홀(302)은 상기 외측 노즐관(300)의 반경방향 내측을 향하는 내측면에 구비되며, 이에 따라 상기 외측 노즐관(300)의 반경방향 내측으로 연료가 분사될 수 있다. 또한, 상기 복수의 제8 연료분사홀(302)은 상기 외측 노즐관(300)의 원주방향을 따라 구비되되, 균일하게 구비되는 것이 바람직하다. 예를 들어, 인접하는 메인 스트럿(540) 사이마다 3개의 제8 연료분사홀(302)이 서로 일정한 간격을 두고 배치될 수 있다. 특히 상기 제3 연료분사홀(522)과 제4 연료분사홀(542)에 의해 연료가 도달하지 못할 가능성이 높은 위치마다, 즉 인접하는 메인 스트럿(540)의 중심부마다 제8 연료분사홀(302)이 배치되는 것이 바람직하다. 이에 따라, 상기 외측 노즐관(300) 근처에서도 원주방향을 따라 연료-공기의 혼합이 균일하게 이루어지며 우수한 연료-공기 혼합특성을 얻을 수 있다. The plurality of eighth fuel injection holes 302 are provided on the inner surface facing the radially inner side of the outer nozzle tube 300 , so that fuel can be injected radially inward of the outer nozzle tube 300 . have. In addition, the plurality of eighth fuel injection holes 302 are provided along the circumferential direction of the outer nozzle tube 300 , and are preferably provided uniformly. For example, three eighth fuel injection holes 302 may be disposed at regular intervals between the adjacent main struts 540 . In particular, the eighth fuel injection hole 302 is located at a position where there is a high possibility that fuel cannot be reached by the third fuel injection hole 522 and the fourth fuel injection hole 542 , that is, at the center of the adjacent main strut 540 . ) is preferably arranged. Accordingly, even near the outer nozzle tube 300 , fuel-air mixing is uniformly performed along the circumferential direction, and excellent fuel-air mixing characteristics can be obtained.
이 경우, 도 7을 참고하여, 상기 외측 노즐관(300)에 연료를 공급하기 위한 구조를 살펴보도록 한다. 상기 외측 노즐관(300)은 중공을 가지며, 이에 따라 상기 외측 노즐관(300)의 내부에는 환형 고리 형상의 중공에 해당하는 제8 연료채널(301)이 구비된다. 상기 복수의 제8 연료분사홀(302)은 상기 제8 연료채널(301)과 모두 연통되므로, 상기 제8 연료채널(301)로 공급되는 연료는 이와 연통되는 상기 복수의 제8 연료분사홀(302)을 통해 상기 메인 유로(320) 내로 분사될 수 있다. In this case, with reference to FIG. 7 , a structure for supplying fuel to the outer nozzle pipe 300 will be described. The outer nozzle tube 300 has a hollow, and accordingly, an eighth fuel channel 301 corresponding to a hollow annular annular shape is provided inside the outer nozzle tube 300 . Since the plurality of eighth fuel injection holes 302 are all in communication with the eighth fuel channel 301, the fuel supplied to the eighth fuel channel 301 is in communication with the plurality of eighth fuel injection holes ( 302 may be injected into the main flow path 320 .
또한, 상기 메인 유로(320) 내에는 상기 내측 노즐관(200)으로부터 상기 외측 노즐관(300)까지 반경방향으로 연장되는 복수의 제2 연료공급 스트럿(340)이 구비된다. 상기 복수의 제2 연료공급 스트럿(340)은 원주방향을 따라 균일한 간격으로 배치되는 것이 바람직하다. 이에 한정되는 것은 아니나, 상기 복수의 제2 연료공급 스트럿(340)은 상기 복수의 메인 스트럿(540)의 위치에 대응하여, 각각의 메인 스트럿(540)의 후단부에 배치될 수 있다. 상기 복수의 제2 연료공급 스트럿(340) 각각은 중공을 가지며, 이에 따라 상기 각각의 제2 연료공급 스트럿(340)의 내부에는 막대 형상의 중공에 해당하는 제7 연료채널(341)이 구비된다. 상기 복수의 제7 연료채널(341)은 반경방향 내측에 위치하는 상기 내측 노즐관(200)의 제6 연료채널(201)과 연통됨과 동시에 반경방향 외측에 위치하는 상기 외측 노즐관(300)의 제8 연료채널(301)과 연통된다. In addition, a plurality of second fuel supply struts 340 extending from the inner nozzle tube 200 to the outer nozzle tube 300 in a radial direction are provided in the main flow passage 320 . The plurality of second fuel supply struts 340 are preferably arranged at uniform intervals along the circumferential direction. Although not limited thereto, the plurality of second fuel supply struts 340 may be disposed at the rear end of each of the main struts 540 to correspond to the positions of the plurality of main struts 540 . Each of the plurality of second fuel supply struts 340 has a hollow, and accordingly, a seventh fuel channel 341 corresponding to a bar-shaped hollow is provided inside each of the second fuel supply struts 340 . . The plurality of seventh fuel channels 341 communicate with the sixth fuel channel 201 of the inner nozzle tube 200 located inside the radial direction and at the same time as the outer nozzle tube 300 located outside in the radial direction. It communicates with the eighth fuel channel 301 .
이에 따라, 상기에서 살펴본 바와 같이 연료가 상기 노즐 어셈블리(1000)의 외부로부터 상기 복수의 메인 연료공급관(104), 상기 복수의 제5 연료채널(241) 및 상기 제6 연료채널(201)을 통해 상기 제2 연료공급 스트럿(340)의 제7 연료채널(341)로 공급될 수 있으며, 상기 복수의 제7 연료채널(341)로부터 상기 외측 노즐관(300)의 제8 연료채널(301)로 공급될 수 있다. 상기 제8 연료채널(301)로 공급된 연료는 이와 연통되는 상기 복수의 제8 연료분사홀(302)을 통해 상기 메인 유로(320) 내로 분사될 수 있다. Accordingly, as described above, fuel flows from the outside of the nozzle assembly 1000 through the plurality of main fuel supply pipes 104 , the plurality of fifth fuel channels 241 , and the sixth fuel channel 201 . It may be supplied to the seventh fuel channel 341 of the second fuel supply strut 340 , and from the plurality of seventh fuel channels 341 to the eighth fuel channel 301 of the outer nozzle pipe 300 . can be supplied. The fuel supplied to the eighth fuel channel 301 may be injected into the main flow passage 320 through the plurality of eighth fuel injection holes 302 communicating therewith.
실시 예에 따라, 상기 파일럿 환형 고리(420)의 공기흐름 상 후단부인 꼬리 부분에는 반경 방향으로 아래 위로 주름을 가지는 구조가 적용될 수 있다. 도 9에는 주름진 꼬리가 적용된 상기 파일럿 환형 고리(420)의 단면이 도시되고 있으며, 도 10에는 주름진 꼬리가 적용된 상기 파일럿 환형 고리(420)를 후단에서 바라본 측면이 도시되고 있다. 이와 같이 주름진 꼬리는 연료-공기 혼합기체의 흐름을 상기 파일럿 유로(220) 내에서 반경 방향으로 아래 위로 섞어 줌으로써, 연료-공기의 혼합도가 더욱 향상될 수 있다.According to an embodiment, a structure having wrinkles up and down in the radial direction may be applied to the tail portion, which is the rear end of the airflow phase of the pilot annular ring 420 . 9 is a cross-sectional view of the pilot annular ring 420 to which a corrugated tail is applied, and FIG. 10 is a side view of the pilot annular ring 420 to which a corrugated tail is applied, as viewed from the rear end. The corrugated tail mixes the flow of the fuel-air mixture in the radial direction up and down in the pilot flow path 220, so that the fuel-air mixture can be further improved.
실시 예에 따라, 도 11에 도시된 바와 같이, 상기 제1 내지 제4 연료분사홀(422, 442, 522, 542)들은 상기 노즐 어셈블리(1000)의 후단부를 향해 형성될 수 있다. 즉, 상기 복수의 제1 연료분사홀(422)은 상기 파일럿 환형 고리(420)의 후단부에, 상기 복수의 제2 연료분사홀(442)은 상기 파일럿 스트럿(440)의 후단부에, 상기 복수의 제3 연료분사홀(522)은 상기 메인 환형 고리(520)의 후단부에, 그리고 상기 복수의 제4 연료분사홀(542)은 상기 메인 스트럿(540)의 후단부에 형성되는 것이다. 이에 따라, 연료는 상기 제1 내지 제4 연료분사홀(422, 442, 522, 542)들을 통해 상기 노즐 어셈블리(1000)의 후단부를 향해 분사됨으로써, 고속 연료분사를 통해 환형 고리와 스트럿의 꼬리 부분에 정체 영역이 생기는 것을 방지할 수 있다. 이와 같이, 상기 연료분사홀들이 상기 노즐 어셈블리(1000)의 후단부를 향해 형성됨에 따라, 정체 영역에 의해 상기 노즐 어셈블리(1000) 내에서 연소가 일어나는 것이 방지될 수 있음과 동시에, 상기 연료분사홀들의 가공과 검사가 용이하게 이루어질 수 있다. 상기 외측 노즐관(300)의 제8 연료분사홀(302) 또한 상기 외측 노즐관(300)의 반경방향 내측면에 구비되되, 상기 노즐 어셈블리(1000)의 후단부에 가깝게 형성될 수 있음은 물론이다. According to an embodiment, as shown in FIG. 11 , the first to fourth fuel injection holes 422 , 442 , 522 , and 542 may be formed toward the rear end of the nozzle assembly 1000 . That is, the plurality of first fuel injection holes 422 are at the rear end of the pilot annular ring 420 , and the plurality of second fuel injection holes 442 are at the rear end of the pilot strut 440 , and the The plurality of third fuel injection holes 522 are formed at the rear end of the main annular ring 520 , and the plurality of fourth fuel injection holes 542 are formed at the rear end of the main strut 540 . Accordingly, the fuel is injected toward the rear end of the nozzle assembly 1000 through the first to fourth fuel injection holes 422 , 442 , 522 , and 542 , so that the annular ring and the tail of the strut through high-speed fuel injection. It is possible to prevent the formation of a stagnation region in the As described above, as the fuel injection holes are formed toward the rear end of the nozzle assembly 1000 , it is possible to prevent combustion in the nozzle assembly 1000 due to the stagnant area, and at the same time, prevent the fuel injection holes from occurring in the nozzle assembly 1000 . Processing and inspection can be made easily. The eighth fuel injection hole 302 of the outer nozzle tube 300 is also provided on the radially inner surface of the outer nozzle tube 300 , and may be formed close to the rear end of the nozzle assembly 1000 , of course. am.
다음으로, 본 발명의 노즐 어셈블리(1000)를 조립하는 공정을 살펴보면, 도 6에 나타낸 연료 분배기에 상기 중심 노즐관(100), 상기 내측 노즐관(200)과 상기 외측 노즐관(300), 상기 메인 스월러(700)을 설치하고, 필요에 따라 상기 중심 노즐관(100)의 전단부에 플랜지(120)를 설치하여 상기 노즐 어셈블리(1000)을 구성하고, 이를 상기 엔드 플레이트(38)에 부착하여 상기 연소기(30)에 설치할 수 있다. 또 다른 실시 예에 따르면, 상기 메인 스월러(700)가 설치된 외측 노즐관(300)을 연소 챔버(31)의 덮개에 설치하고, 나머지 구성을 상기 외측 노즐관(300)의 내부로 삽입하여 조립함에 따라, 상기 연소기(30)에 노즐 어셈블리(1000)를 용이하게 설치할 수 있다. 즉, 상기 메인 스월러(700)가 설치된 상기 외측 노즐관(300)의 내부로 상기 중심 노즐관(100), 상기 내측 노즐관(200), 상기 파일럿 연료 분사부(400) 및 상기 메인 연료 분사부(500)가 조립된 상태로 삽입됨에 따라, 최종 노즐 어셈블리(1000)가 조립되는 것이다.Next, looking at the process of assembling the nozzle assembly 1000 of the present invention, the central nozzle tube 100, the inner nozzle tube 200 and the outer nozzle tube 300, the fuel distributor shown in FIG. A main swirler 700 is installed, and if necessary, a flange 120 is installed at the front end of the central nozzle pipe 100 to configure the nozzle assembly 1000 , and it is attached to the end plate 38 . Thus, it can be installed in the combustor 30 . According to another embodiment, the outer nozzle tube 300 in which the main swirler 700 is installed is installed on the cover of the combustion chamber 31, and the remaining components are inserted into the outer nozzle tube 300 and assembled Accordingly, the nozzle assembly 1000 can be easily installed in the combustor 30 . That is, the center nozzle tube 100, the inner nozzle tube 200, the pilot fuel injection unit 400 and the main fuel injection into the inside of the outer nozzle tube 300 in which the main swirler 700 is installed. As the master part 500 is inserted in an assembled state, the final nozzle assembly 1000 is assembled.
본 발명은 상술한 특정의 실시예 및 설명에 한정되지 아니하며, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 누구든지 다양한 변형 실시가 가능하며, 그와 같은 변형은 본 발명의 보호 범위 내에 있게 된다.The present invention is not limited to the specific embodiments and descriptions described above, and various modifications can be made by anyone skilled in the art without departing from the gist of the present invention as claimed in the claims. and such modifications shall fall within the protection scope of the present invention.
10: 케이싱 12: 압축기 케이싱
13: 연소기 케이싱 14: 터빈 케이싱
20: 압축기 22: 압축기 블레이드
22a: 압축기 블레이드 루트부 24: 압축기 베인
30: 연소기 31: 연소 챔버
32: 라이너 34: 트랜지션 피스
36: 유동 슬리브 38: 엔드 플레이트
40: 터빈 42: 터빈 블레이드
42a: 터빈 블레이드 루트부 44: 터빈 베인
50: 로터 52: 압축기 로터 디스크
53: 토크 튜브 54: 터빈 로터 디스크
55: 타이로드 56: 고정너트
100: 중심 노즐관 102: 파일럿 연료공급관
104: 메인 연료공급관 120: 플랜지
122: 파일럿 연료주입관 124: 메인 연료주입관
200: 내측 노즐관 201: 제6 연료채널
220: 파일럿 유로 240: 제1 연료공급 스트럿
241: 제5 연료채널 300: 외측 노즐관
301: 제8 연료채널 302: 제8 연료분사홀
320: 메인 유로 340: 제2 연료공급 스트럿
341: 제7 연료채널 400: 파일럿 연료분사부
420: 파일럿 환형 고리 421: 제1 연료채널
422: 제1 연료분사홀 440: 파일럿 스트럿
441: 제2 연료채널 442: 제2 연료분사홀
500: 메인 연료분사부 520: 메인 환형 고리
521: 제3 연료채널 522: 제3 연료분사홀
540: 메인 스트럿 541: 제4 연료채널
542: 제4 연료분사홀 700: 메인 스월러
1000: 노즐 어셈블리
10: casing 12: compressor casing
13: combustor casing 14: turbine casing
20: compressor 22: compressor blade
22a: compressor blade root part 24: compressor vane
30: combustor 31: combustion chamber
32: liner 34: transition piece
36: floating sleeve 38: end plate
40: turbine 42: turbine blade
42a: turbine blade root portion 44: turbine vane
50: rotor 52: compressor rotor disk
53: torque tube 54: turbine rotor disk
55: tie rod 56: fixing nut
100: center nozzle pipe 102: pilot fuel supply pipe
104: main fuel supply pipe 120: flange
122: pilot fuel injection pipe 124: main fuel injection pipe
200: inner nozzle pipe 201: sixth fuel channel
220: pilot flow path 240: first fuel supply strut
241: fifth fuel channel 300: outer nozzle pipe
301: eighth fuel channel 302: eighth fuel injection hole
320: main flow path 340: second fuel supply strut
341: seventh fuel channel 400: pilot fuel injection unit
420: pilot annular ring 421: first fuel channel
422: first fuel injection hole 440: pilot strut
441: second fuel channel 442: second fuel injection hole
500: main fuel injection unit 520: main annular ring
521: third fuel channel 522: third fuel injection hole
540: main strut 541: fourth fuel channel
542: fourth fuel injection hole 700: main swirler
1000: nozzle assembly

Claims (20)

  1. 중심 노즐관;
    상기 중심 노즐관을 이격된 상태로 감싸는 내측 노즐관;
    상기 내측 노즐관을 이격된 상태로 감싸는 외측 노즐관;
    상기 중심 노즐관과 상기 내측 노즐관 사이에 구비되는 파일럿 연료 분사부;
    상기 내측 노즐관과 상기 외측 노즐관 사이에 구비되는 메인 연료 분사부;
    상기 파일럿 연료 분사부에 연료를 공급하기 위해 상기 중심 노즐관의 내부에 길이방향을 따라 연장되도록 구비되는 파일럿 연료공급관;
    상기 메인 연료 분사부에 연료를 공급하기 위해 상기 중심 노즐관의 내부에 길이방향을 따라 연장되도록 구비되는 메인 연료공급관; 및
    상기 중심 노즐관으로부터 상기 내측 노즐관까지 반경방향으로 연장되는 복수의 제1 연료공급 스트럿;을 포함하는, 연소기용 노즐 어셈블리.
    center nozzle tube;
    an inner nozzle tube surrounding the center nozzle tube in a spaced apart state;
    an outer nozzle tube surrounding the inner nozzle tube in a spaced apart state;
    a pilot fuel injection unit provided between the central nozzle pipe and the inner nozzle pipe;
    a main fuel injection unit provided between the inner nozzle tube and the outer nozzle tube;
    a pilot fuel supply pipe provided to extend along the longitudinal direction inside the central nozzle pipe to supply fuel to the pilot fuel injection part;
    a main fuel supply pipe provided to extend along the longitudinal direction inside the central nozzle pipe to supply fuel to the main fuel injection part; and
    and a plurality of first fuel supply struts extending radially from the central nozzle tube to the inner nozzle tube.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 파일럿 연료 분사부는,
    상기 중심 노즐관과 상기 내측 노즐관 사이에 배치되는 파일럿 환형 고리; 및
    상기 중심 노즐관으로부터 상기 파일럿 환형 고리를 향해 반경방향으로 연장되는 복수의 파일럿 스트럿;을 포함하며,
    상기 파일럿 환형 고리의 내부에는 제1 연료채널이 구비되고, 상기 각각의 파일럿 스트럿의 내부에는 제2 연료채널이 구비되는 것을 특징으로 하는, 연소기용 노즐 어셈블리.
    According to claim 1,
    The pilot fuel injection unit,
    a pilot annular ring disposed between the center nozzle tube and the inner nozzle tube; and
    a plurality of pilot struts extending radially from the central nozzle tube toward the pilot annular ring;
    A nozzle assembly for a combustor, characterized in that a first fuel channel is provided inside the pilot annular ring, and a second fuel channel is provided inside each of the pilot struts.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 각각의 제2 연료채널은 상기 제1 연료채널과 연통되는 것을 특징으로 하는, 연소기용 노즐 어셈블리.
    3. The method of claim 2,
    and each second fuel channel communicates with the first fuel channel.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 파일럿 연료공급관은 복수 개로 형성되되, 상기 복수의 파일럿 연료공급관은 상기 중심 노즐관의 원주방향을 따라 이격되도록 배치되며,
    상기 각각의 파일럿 연료공급관은 상기 각각의 제2 연료채널과 연통되는 것을 특징으로 하는, 연소기용 노즐 어셈블리.
    4. The method of claim 3,
    The pilot fuel supply pipe is formed in plurality, and the plurality of pilot fuel supply pipes are arranged to be spaced apart from each other in a circumferential direction of the center nozzle pipe,
    and each pilot fuel supply pipe communicates with each of the second fuel channels.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 파일럿 환형 고리에는 원주방향을 따라 복수의 제1 연료분사홀이 구비되며,
    상기 복수의 제1 연료분사홀은 상기 제1 연료채널과 연통되는 것을 특징으로 하는, 연소기용 노즐 어셈블리.
    5. The method of claim 4,
    The pilot annular ring is provided with a plurality of first fuel injection holes along the circumferential direction,
    The plurality of first fuel injection holes communicate with the first fuel channel, the combustor nozzle assembly.
  6. 제4항에 있어서,
    상기 복수의 파일럿 스트럿 각각에는 하나 이상의 제2 연료분사홀이 구비되며,
    상기 복수의 제2 연료분사홀은 상기 제2 연료채널과 연통되는 것을 특징으로 하는, 연소기용 노즐 어셈블리.
    5. The method of claim 4,
    At least one second fuel injection hole is provided in each of the plurality of pilot struts,
    The plurality of second fuel injection holes communicate with the second fuel channel, the combustor nozzle assembly.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 메인 연료 분사부는,
    상기 내측 노즐관과 상기 외측 노즐관 사이에 배치되는 메인 환형 고리; 및
    상기 내측 노즐관으로부터 상기 메인 환형 고리를 향해 반경방향으로 연장되는 복수의 메인 스트럿;을 포함하며,
    상기 메인 환형 고리의 내부에는 제3 연료채널이 구비되고, 상기 각각의 메인 스트럿의 내부에는 제4 연료채널이 구비되는 것을 특징으로 하는, 연소기용 노즐 어셈블리.
    According to claim 1,
    The main fuel injection unit,
    a main annular ring disposed between the inner nozzle tube and the outer nozzle tube; and
    a plurality of main struts extending radially from the inner nozzle tube toward the main annular ring; and
    A nozzle assembly for a combustor, characterized in that a third fuel channel is provided inside the main annular ring, and a fourth fuel channel is provided inside each of the main struts.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 각각의 제4 연료채널은 상기 제3 연료채널과 연통되는 것을 특징으로 하는, 연소기용 노즐 어셈블리.
    8. The method of claim 7,
    and each of the fourth fuel channels communicates with the third fuel channel.
  9. 중심 노즐관;
    상기 중심 노즐관을 이격된 상태로 감싸는 내측 노즐관;
    상기 내측 노즐관을 이격된 상태로 감싸는 외측 노즐관;
    상기 중심 노즐관과 상기 내측 노즐관 사이에 구비되는 파일럿 연료 분사부;
    상기 내측 노즐관과 상기 외측 노즐관 사이에 구비되는 메인 연료 분사부;
    상기 파일럿 연료 분사부에 연료를 공급하기 위해 상기 중심 노즐관의 내부에 길이방향을 따라 연장되도록 구비되는 파일럿 연료공급관; 및
    상기 메인 연료 분사부에 연료를 공급하기 위해 상기 중심 노즐관의 내부에 길이방향을 따라 연장되도록 구비되는 메인 연료공급관;을 포함하며,
    상기 파일럿 연료공급관은 복수 개로 형성되되, 상기 복수의 파일럿 연료공급관은 상기 중심 노즐관의 원주방향을 따라 이격되도록 배치되며,
    상기 메인 연료공급관은 복수 개로 형성되되, 상기 복수의 메인 연료공급관은 상기 중심 노즐관의 원주방향을 따라 이격되도록 배치되고,
    상기 복수의 파일럿 연료공급관과 상기 복수의 메인 연료공급관은 상기 중심 노즐관의 내부에서 원주방향을 따라 교대로 배치되는 것을 특징으로 하는, 연소기용 노즐 어셈블리.
    center nozzle tube;
    an inner nozzle tube surrounding the center nozzle tube in a spaced apart state;
    an outer nozzle tube surrounding the inner nozzle tube in a spaced apart state;
    a pilot fuel injection unit provided between the central nozzle pipe and the inner nozzle pipe;
    a main fuel injection unit provided between the inner nozzle tube and the outer nozzle tube;
    a pilot fuel supply pipe provided to extend along the longitudinal direction inside the central nozzle pipe to supply fuel to the pilot fuel injection part; and
    and a main fuel supply pipe provided to extend along the longitudinal direction inside the central nozzle pipe to supply fuel to the main fuel injection unit;
    The pilot fuel supply pipe is formed in plurality, and the plurality of pilot fuel supply pipes are arranged to be spaced apart from each other in a circumferential direction of the center nozzle pipe,
    The main fuel supply pipe is formed in plurality, and the plurality of main fuel supply pipes are arranged to be spaced apart from each other in the circumferential direction of the central nozzle pipe,
    The nozzle assembly for a combustor, characterized in that the plurality of pilot fuel supply pipes and the plurality of main fuel supply pipes are alternately disposed in a circumferential direction inside the central nozzle pipe.
  10. 제8항에 있어서,
    상기 각각의 제1 연료공급 스트럿의 내부에는 제5 연료채널이 구비되는 것을 특징으로 하는, 연소기용 노즐 어셈블리.
    9. The method of claim 8,
    A nozzle assembly for a combustor, characterized in that a fifth fuel channel is provided inside each of the first fuel supply struts.
  11. 제2항에 있어서,
    상기 복수의 제1 연료공급 스트럿은 상기 복수의 파일럿 스트럿의 위치에 대응하여 배치되되,
    상기 각각의 제1 연료공급 스트럿은 상기 각각의 파일럿 스트럿의 공기흐름상 하류에 배치되는 것을 특징으로 하는, 연소기용 노즐 어셈블리.
    3. The method of claim 2,
    The plurality of first fuel supply struts are disposed to correspond to positions of the plurality of pilot struts,
    wherein each of said first fueling struts is disposed downstream in the airstream of said respective pilot strut.
  12. 제10항에 있어서,
    상기 메인 연료공급관은 복수 개로 형성되되, 상기 복수의 메인 연료공급관은 상기 중심 노즐관의 원주방향을 따라 이격되도록 배치되며,
    상기 각각의 메인 연료공급관은 상기 각각의 제5 연료채널과 연통되는 것을 특징으로 하는, 연소기용 노즐 어셈블리.
    11. The method of claim 10,
    The main fuel supply pipe is formed in plurality, and the plurality of main fuel supply pipes are arranged to be spaced apart from each other in the circumferential direction of the central nozzle pipe,
    The nozzle assembly for a combustor, characterized in that each of the main fuel supply pipe communicates with the respective fifth fuel channel.
  13. 제12항에 있어서,
    상기 내측 노즐관의 내부에는 제6 연료채널이 구비되며, 상기 제6 연료채널은 상기 복수의 제5 연료채널 및 상기 복수의 제4 연료채널과 연통되는 것을 특징으로 하는, 연소기용 노즐 어셈블리.
    13. The method of claim 12,
    A sixth fuel channel is provided inside the inner nozzle tube, and the sixth fuel channel communicates with the plurality of fifth fuel channels and the plurality of fourth fuel channels.
  14. 제13항에 있어서,
    상기 메인 환형 고리에는 원주방향을 따라 복수의 제3 연료분사홀이 구비되며,
    상기 복수의 제3 연료분사홀은 상기 제3 연료채널과 연통되는 것을 특징으로 하는, 연소기용 노즐 어셈블리.
    14. The method of claim 13,
    The main annular ring is provided with a plurality of third fuel injection holes along the circumferential direction,
    The plurality of third fuel injection holes communicate with the third fuel channel, the combustor nozzle assembly.
  15. 제13항에 있어서,
    상기 복수의 메인 스트럿 각각에는 하나 이상의 제4 연료분사홀이 구비되며,
    상기 복수의 제4 연료분사홀은 상기 제4 연료채널과 연통되는 것을 특징으로 하는, 연소기용 노즐 어셈블리.
    14. The method of claim 13,
    At least one fourth fuel injection hole is provided in each of the plurality of main struts,
    The plurality of fourth fuel injection holes communicate with the fourth fuel channel, the combustor nozzle assembly.
  16. 제1항에 있어서,
    상기 파일럿 연료공급관은 복수 개로 형성되되, 상기 복수의 파일럿 연료공급관은 상기 중심 노즐관의 원주방향을 따라 이격되도록 배치되며,
    상기 메인 연료공급관은 복수 개로 형성되되, 상기 복수의 메인 연료공급관은 상기 중심 노즐관의 원주방향을 따라 이격되도록 배치되고,
    상기 복수의 파일럿 연료공급관과 상기 복수의 메인 연료공급관은 상기 중심 노즐관의 내부에서 원주방향을 따라 교대로 배치되는 것을 특징으로 하는, 연소기용 노즐 어셈블리.
    According to claim 1,
    The pilot fuel supply pipe is formed in plurality, and the plurality of pilot fuel supply pipes are arranged to be spaced apart from each other in a circumferential direction of the center nozzle pipe,
    The main fuel supply pipe is formed in plurality, and the plurality of main fuel supply pipes are arranged to be spaced apart from each other in the circumferential direction of the central nozzle pipe,
    The nozzle assembly for a combustor, characterized in that the plurality of pilot fuel supply pipes and the plurality of main fuel supply pipes are alternately disposed in a circumferential direction inside the central nozzle pipe.
  17. 제1항에 있어서,
    상기 중심 노즐관의 일단부에 설치된 플랜지;
    상기 플랜지의 내부에 구비되며, 상기 플랜지의 단부면으로부터 상기 파일럿 연료공급관까지 연결되는 파일럿 연료주입관; 및
    상기 플랜지의 내부에 구비되며, 상기 플랜지의 단부면으로부터 상기 메인 연료공급관까지 연결되는 메인 연료주입관;을 더 포함하는, 연소기용 노즐 어셈블리.
    According to claim 1,
    a flange installed at one end of the central nozzle pipe;
    a pilot fuel injection pipe provided inside the flange and connected from an end surface of the flange to the pilot fuel supply pipe; and
    The nozzle assembly for a combustor further comprising; a main fuel injection pipe provided inside the flange and connected from an end surface of the flange to the main fuel supply pipe.
  18. 제1항에 있어서,
    상기 복수의 제1 연료공급 스트럿은 상기 중심 노즐관의 원주방향을 따라 균일한 간격으로 배치되는 것을 특징으로 하는, 연소기용 노즐 어셈블리.
    According to claim 1,
    A nozzle assembly for a combustor, characterized in that the plurality of first fuel supply struts are arranged at uniform intervals along a circumferential direction of the central nozzle tube.
  19. 내부에 연소 챔버를 형성하는 라이너;
    상기 라이너를 둘러싸도록 배치되어 그 사이에 환형의 유동공간을 형성하는 유동 슬리브;
    상기 유동 슬리브의 전방에 결합되는 엔드 플레이트; 및
    상기 엔드 플레이트에 의해 지지되며 상기 라이너의 전방에 결합되는 제1항 내지 제18항 중 어느 한 항에 따른 노즐 어셈블리;를 포함하는, 가스터빈 연소기.
    a liner defining a combustion chamber therein;
    a flow sleeve disposed to surround the liner to form an annular flow space therebetween;
    an end plate coupled to the front of the flow sleeve; and
    A gas turbine combustor comprising; a nozzle assembly according to any one of claims 1 to 18 supported by the end plate and coupled to the front of the liner.
  20. 공기를 흡입하여 고압으로 압축시키는 압축기;
    상기 압축기에서 압축된 공기와 연료를 혼합하고 연소시켜 고온, 고압의 연소가스를 생성하는 제19항에 따른 연소기; 및
    상기 연소기로부터 전달된 연소가스에 의해 회전력을 얻어 전력을 발생시키는 터빈;을 포함하는, 가스터빈.
    a compressor that sucks in air and compresses it to a high pressure;
    The combustor according to claim 19, which mixes and combusts the compressed air and fuel in the compressor to generate high-temperature, high-pressure combustion gas; and
    A gas turbine comprising a; a turbine for generating electric power by obtaining rotational force by the combustion gas delivered from the combustor.
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JP5165241B2 (en) 2003-09-05 2013-03-21 エイティーアイ・プロパティーズ・インコーポレーテッド Cobalt-nickel-chromium-molybdenum alloy with reduced amount of titanium nitride inclusions
JP6438961B2 (en) 2014-08-28 2018-12-19 株式会社Tbk Fluid pump impeller
KR20200038698A (en) * 2018-10-04 2020-04-14 두산중공업 주식회사 Nozzle assembly, combustor and gas turbine including the same

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP5165241B2 (en) 2003-09-05 2013-03-21 エイティーアイ・プロパティーズ・インコーポレーテッド Cobalt-nickel-chromium-molybdenum alloy with reduced amount of titanium nitride inclusions
JP6438961B2 (en) 2014-08-28 2018-12-19 株式会社Tbk Fluid pump impeller
KR20200038698A (en) * 2018-10-04 2020-04-14 두산중공업 주식회사 Nozzle assembly, combustor and gas turbine including the same

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