KR102363311B1

KR102363311B1 - Combustor and gas turbine comprising the same

Info

Publication number: KR102363311B1
Application number: KR1020190151440A
Authority: KR
Inventors: 이동곤; 조문수
Original assignee: 두산중공업 주식회사
Priority date: 2017-10-30
Filing date: 2019-11-22
Publication date: 2022-02-14
Also published as: KR20190133129A

Abstract

본 발명에 따르면, 연료를 주입하기 위한 연료주입기; 내측이 연소 챔버와 접하며 외측으로 압축공기가 유동되는 유로를 형성하는 라이너; 및 라이너와 연결되어 연료주입기로부터 공급된 연료를 압축공기와 혼합하여 분출시키기 위한 노즐부;를 포함하며, 노즐부는 연소 챔버의 연소 가스가 그 내부로 유입되지 않도록 압축공기의 일부를 연소 챔버와 대향하는 면으로 배출시키는 것을 특징으로 하는 연소기가 제공된다.
이에 의하면, 갭을 통해 노즐부로 연소 가스가 유입되는 것을 차단하여 노즐부의 내구성을 보존할 수 있는 장점이 있다.According to the present invention, a fuel injector for injecting fuel; a liner having an inner side in contact with the combustion chamber and forming a flow path through which compressed air flows to the outside; and a nozzle unit connected to the liner to mix and eject fuel supplied from the fuel injector with compressed air, wherein the nozzle unit faces a portion of the compressed air from the combustion chamber so that the combustion gas of the combustion chamber does not flow into the inside thereof. There is provided a combustor, characterized in that the discharge to the surface.
According to this, there is an advantage in that it is possible to preserve the durability of the nozzle part by blocking the inflow of combustion gas into the nozzle part through the gap.

Description

Combustor and gas turbine comprising the same

본 발명은 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈에 관한 것이다.The present invention relates to a combustor and a gas turbine comprising the same.

가스 터빈은 압축기에서 압축된 압축 공기와 연료를 혼합하여 연소시키고, 연소로 발생된 고온의 가스로 터빈을 회전시키는 동력 기관이다. 가스 터빈은 발전기, 항공기, 선박, 기차 등을 구동하는데 사용된다.A gas turbine is a power engine that mixes and burns compressed air and fuel compressed in a compressor, and rotates the turbine with high-temperature gas generated by combustion. Gas turbines are used to power generators, aircraft, ships, trains, and the like.

일반적으로 가스 터빈은 압축기, 연소기 및 터빈을 포함한다. 압축기는 외부 공기를 흡입하여 압축한 후 연소기로 전달한다. 압축기에서 압축된 공기는 고압 및 고온의 상태가 된다. 연소기는 압축기로부터 유입된 압축 공기와 연료를 혼합해서 연소시킨다. 연소로 인해 발생된 연소 가스는 터빈으로 배출된다. 연소 가스에 의해 터빈 내부의 터빈 블레이드가 회전하게 되며, 이를 통해 동력이 발생된다. 발생된 동력은 발전, 기계 장치의 구동 등 다양한 분야에 사용된다.A gas turbine generally includes a compressor, a combustor and a turbine. The compressor sucks in the outside air, compresses it, and delivers it to the combustor. The compressed air in the compressor is in a state of high pressure and high temperature. The combustor mixes and combusts the compressed air introduced from the compressor and fuel. The combustion gases generated by the combustion are discharged to the turbine. The turbine blades inside the turbine are rotated by the combustion gas, and power is generated through this. The generated power is used in various fields such as power generation and driving of mechanical devices.

연소기에는 연소 챔버에서 만들어진 고온의 연소 가스를 터빈까지 전달하기 위한 연소 덕트 조립체가 마련된다. 연소 덕트 조립체는 상측에 노즐부와 헤드부가 설치되는 라이너와, 라이너와 연결되어 발생된 연소 가스를 터빈측으로 안내하기 위한 트랜지션 피스로 이루어진다.The combustor is provided with a combustion duct assembly for delivering the hot combustion gases produced in the combustion chamber to the turbine. The combustion duct assembly includes a liner in which a nozzle part and a head part are installed on the upper side, and a transition piece for guiding the combustion gas generated by being connected to the liner to the turbine side.

이때 헤드부는 엔드플레이트를 통해 지지되는 복수의 연료주입기를 포함하고, 노즐부는 노즐 케이싱, 노즐 슈라우드 등을 통해 지지되는 복수의 노즐을 포함한다.In this case, the head unit includes a plurality of fuel injectors supported through the end plate, and the nozzle unit includes a plurality of nozzles supported through a nozzle casing, a nozzle shroud, and the like.

그런데 노즐부는 그 대향하는 면이 고온 환경의 연소 챔버에 항시 노출되어 있어 미세한 갭을 통해 연소 가스 중 일부가 내부로 유입될 경우, 그 내구성이 저하되는 문제가 있다.However, since the opposing surface of the nozzle unit is always exposed to the combustion chamber in a high temperature environment, when some of the combustion gas flows into the inside through a minute gap, there is a problem in that durability thereof is reduced.

대한민국 공개특허 제10-2006-0087872호 (명칭: 압축기 내부 공기의 냉각 장치를 구비한 가스 터빈 장치)Korean Patent Laid-Open Patent No. 10-2006-0087872 (Title: Gas turbine device having a cooling device for air inside a compressor)

본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위하여 창출된 것으로서, 노즐부로 연소 가스가 유입되는 것을 차단할 수 있는 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈을 제공하는데 그 목적이 있다.The present invention was created to solve the above problems, and an object of the present invention is to provide a combustor capable of blocking the inflow of combustion gas to a nozzle unit and a gas turbine including the same.

상기한 목적을 달성하기 위해 본 발명의 일 실시예에 따른 연소기는 연료주입기, 라이너, 노즐부를 포함한다. 연소기는 연료주입기를 통해 연료를 주입한다. 라이너는 내측이 연소 챔버와 접하는 이너 라이너, 이너 라이너와 이격되어 이너 라이너의 외측을 감싸는 아우터 라이너를 구비한다. 이너 라이너와 아우터 라이너의 사이에는 압축공기가 유동되는 냉각 유로(C)가 형성된다. 노즐부는 라이너와 연결되어 연료주입기로부터 공급된 연료를 압축공기와 혼합하여 분출시킨다. 노즐부는 노즐, 노즐 슈라우드, 노즐 케이싱, 노즐캡, 바이패스관을 포함한다. 노즐은 연료주입기 단부에 설치된다. 노즐 슈라우드는 노즐의 외측에 설치되어 압축공기를 연료와 혼합시키되 노즐보다 길게 형성되어 노즐의 단부를 내측에 은닉시키며, 관 형상이다. 노즐 케이싱은 노즐 슈라우드를 지지하기 위해 외측 둘레에 복수의 고정브라켓을 개재하여 연소기 케이싱 내측에 방사상으로 결합되되 일측에 공기도입홀이 형성되고 타측이 개방된다. 노즐캡은 노즐 케이싱의 타측과 노즐 슈라우드 사이에 설치되며, 공기도입홀로 유입된 압축 공기를 배출시키도록 복수의 타공홀이 형성될 수 있다. 바이패스관은 노즐캡과 노즐 슈라우드 사이에 설치되어 노즐 슈라우드의 외측으로 이격된 링 형상의 갭을 형성시키며, 공기도입홀로 유입된 압축 공기 중 일부를 갭으로 유출시키는 바이패스홀이 형성되며, 환형으로 형성될 수 있다. 노즐캡은 노즐 케이싱의 타측 내부에 홀더를 개재하여 고정되며, 연소 챔버와 대향하는 판면 전체에 복수의 타공홀이 형성될 수 있다. 바이패스관은 노즐캡의 내측에 지지되고, 내측 단이 노즐 슈라우드의 전방 측에 연결되어 폐쇄되며, 외측 단이 개방되어 갭을 연소 챔버와 연통시킬 수 있다. 바이패스홀은 바이패스관의 원주 방향으로 복수로 형성되고, 바이패스관의 길이방향에 대해 경사지도록 형성될 수 있다. 노즐 케이싱은 그 외측 둘레에 스프링 시일을 개재하여 이너 라이너의 내측에 압입될 수 있다. 공기도입홀은 노즐 케이싱의 원주 방향으로 복수개가 형성될 수 있다.In order to achieve the above object, a combustor according to an embodiment of the present invention includes a fuel injector, a liner, and a nozzle unit. The combustor injects fuel through a fuel injector. The liner includes an inner liner whose inner side is in contact with the combustion chamber, and an outer liner that is spaced apart from the inner liner and surrounds the outer side of the inner liner. A cooling passage C through which compressed air flows is formed between the inner liner and the outer liner. The nozzle unit is connected to the liner to mix the fuel supplied from the fuel injector with compressed air and eject it. The nozzle unit includes a nozzle, a nozzle shroud, a nozzle casing, a nozzle cap, and a bypass pipe. The nozzle is installed at the end of the fuel injector. The nozzle shroud is installed on the outside of the nozzle to mix compressed air with fuel, but is formed longer than the nozzle to hide the end of the nozzle inside, and has a tubular shape. The nozzle casing is radially coupled to the inside of the combustor casing by interposing a plurality of fixing brackets on the outer periphery to support the nozzle shroud, and an air introduction hole is formed on one side and the other side is opened. The nozzle cap is installed between the other side of the nozzle casing and the nozzle shroud, and a plurality of perforated holes may be formed to discharge the compressed air introduced into the air introduction hole. The bypass pipe is installed between the nozzle cap and the nozzle shroud to form a ring-shaped gap that is spaced apart from the outside of the nozzle shroud. can be formed with The nozzle cap is fixed to the inside of the other side of the nozzle casing with a holder interposed therebetween, and a plurality of perforated holes may be formed on the entire plate surface facing the combustion chamber. The bypass pipe is supported on the inside of the nozzle cap, the inner end is connected to the front side of the nozzle shroud to be closed, and the outer end is opened to communicate the gap with the combustion chamber. A plurality of bypass holes may be formed in the circumferential direction of the bypass tube and inclined with respect to the longitudinal direction of the bypass tube. The nozzle casing can be press-fitted to the inside of the inner liner with a spring seal interposed around its outer periphery. A plurality of air introduction holes may be formed in the circumferential direction of the nozzle casing.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈은 압축기, 연소기, 터빈을 포함한다. 압축기는 공기를 압축시킨다. 연소기는 압축기로부터 압축공기를 유입받아 연료와 혼합하여 연소시킨다. 터빈은 연소기에서 연소된 가스에 의해 회전하여 동력을 발생시킨다. 연소기는 연료주입기, 라이너, 노즐부를 포함한다. 연소기는 연료주입기를 통해 연료를 주입한다. 라이너는 내측이 연소 챔버와 접하는 이너 라이너, 이너 라이너와 이격되어 이너 라이너의 외측을 감싸는 아우터 라이너를 구비한다. 이너 라이너와 아우터 라이너의 사이에는 압축공기가 유동되는 냉각 유로(C)가 형성된다. 노즐부는 라이너와 연결되어 연료주입기로부터 공급된 연료를 압축공기와 혼합하여 분출시킨다. 노즐부는 노즐, 노즐 슈라우드, 노즐 케이싱, 노즐캡, 바이패스관을 포함한다. 노즐은 연료주입기 단부에 설치된다. 노즐 슈라우드는 노즐의 외측에 설치되어 압축공기를 연료와 혼합시키되 노즐보다 길게 형성되어 노즐의 단부를 내측에 은닉시키며, 관 형상이다. 노즐 케이싱은 노즐 슈라우드를 지지하기 위해 외측 둘레에 복수의 고정브라켓을 개재하여 연소기 케이싱 내측에 방사상으로 결합되되 일측에 공기도입홀이 형성되고 타측이 개방된다. 노즐캡은 노즐 케이싱의 타측과 노즐 슈라우드 사이에 설치되며, 공기도입홀로 유입된 압축 공기를 배출시키도록 복수의 타공홀이 형성될 수 있다. 바이패스관은 노즐캡과 노즐 슈라우드 사이에 설치되어 노즐 슈라우드의 외측으로 이격된 링 형상의 갭을 형성시키며, 공기도입홀로 유입된 압축 공기 중 일부를 갭으로 유출시키는 바이패스홀이 형성되며, 환형으로 형성될 수 있다. 노즐캡은 노즐 케이싱의 타측 내부에 홀더를 개재하여 고정되며, 연소 챔버와 대향하는 판면 전체에 복수의 타공홀이 형성될 수 있다. 바이패스관은 노즐캡의 내측에 지지되고, 내측 단이 노즐 슈라우드의 전방 측에 연결되어 폐쇄되며, 외측 단이 개방되어 갭을 연소 챔버와 연통시킬 수 있다. 바이패스홀은 바이패스관의 원주 방향으로 복수로 형성되고, 바이패스관의 길이방향에 대해 경사지도록 형성될 수 있다. 노즐 케이싱은 그 외측 둘레에 스프링 시일을 개재하여 이너 라이너의 내측에 압입될 수 있다. 공기도입홀은 노즐 케이싱의 원주 방향으로 복수개가 형성될 수 있다.A gas turbine according to an embodiment of the present invention includes a compressor, a combustor, and a turbine. A compressor compresses air. The combustor receives compressed air from the compressor, mixes it with fuel, and burns it. The turbine is rotated by the gas burned in the combustor to generate power. The combustor includes a fuel injector, a liner, and a nozzle unit. The combustor injects fuel through a fuel injector. The liner includes an inner liner whose inner side is in contact with the combustion chamber, and an outer liner that is spaced apart from the inner liner and surrounds the outer side of the inner liner. A cooling passage C through which compressed air flows is formed between the inner liner and the outer liner. The nozzle unit is connected to the liner to mix the fuel supplied from the fuel injector with compressed air and eject it. The nozzle unit includes a nozzle, a nozzle shroud, a nozzle casing, a nozzle cap, and a bypass pipe. The nozzle is installed at the end of the fuel injector. The nozzle shroud is installed on the outside of the nozzle to mix compressed air with fuel, but is formed longer than the nozzle to hide the end of the nozzle inside, and has a tubular shape. The nozzle casing is radially coupled to the inside of the combustor casing by interposing a plurality of fixing brackets on the outer periphery to support the nozzle shroud, and an air introduction hole is formed on one side and the other side is opened. The nozzle cap is installed between the other side of the nozzle casing and the nozzle shroud, and a plurality of perforated holes may be formed to discharge the compressed air introduced into the air introduction hole. The bypass pipe is installed between the nozzle cap and the nozzle shroud to form a ring-shaped gap that is spaced apart from the outside of the nozzle shroud. can be formed with The nozzle cap is fixed to the inside of the other side of the nozzle casing with a holder interposed therebetween, and a plurality of perforated holes may be formed on the entire plate surface facing the combustion chamber. The bypass pipe is supported on the inside of the nozzle cap, the inner end is connected to the front side of the nozzle shroud to be closed, and the outer end is opened to communicate the gap with the combustion chamber. A plurality of bypass holes may be formed in the circumferential direction of the bypass tube and inclined with respect to the longitudinal direction of the bypass tube. The nozzle casing can be press-fitted to the inside of the inner liner with a spring seal interposed around its outer periphery. A plurality of air introduction holes may be formed in the circumferential direction of the nozzle casing.

전술한 바와 같이 본 발명에 따른 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈에 의하면, 갭을 통해 노즐부로 연소 가스가 유입되는 것을 차단하여 노즐부의 내구성을 보존할 수 있는 장점이 있다.As described above, according to the combustor and the gas turbine including the same according to the present invention, there is an advantage in that it is possible to preserve the durability of the nozzle unit by blocking the inflow of combustion gas into the nozzle unit through the gap.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 내부를 보인 도면이다.
도 2는 도 1의 연소기의 단면을 나타낸 도면이다.
도 3은 도 2의 요부를 입체적으로 나타낸 도면이다.
도 4는 도 3의 'A'를 확대해서 나타낸 도면이다.
도 5는 도 3의 노즐부 외형을 나타낸 도면이다.
도 6은 도 5의 'B'를 확대해서 나타낸 도면이다.
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 연소기 작동 상태를 나타낸 도면이다.1 is a view showing the inside of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a view showing a cross section of the combustor of FIG. 1 .
3 is a three-dimensional view showing the main part of FIG. 2 .
FIG. 4 is an enlarged view of 'A' of FIG. 3 .
FIG. 5 is a view showing the outer shape of the nozzle part of FIG. 3 .
FIG. 6 is an enlarged view of 'B' of FIG. 5 .
7 is a view showing an operating state of a combustor of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.

본 발명은 다양한 변환을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예를 예시하고 상세한 설명에 상세하게 설명하고자 한다. 그러나, 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변환, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.Since the present invention can apply various transformations and can have various embodiments, specific embodiments are illustrated and described in detail in the detailed description. However, this is not intended to limit the present invention to specific embodiments, and should be understood to include all modifications, equivalents, and substitutes included in the spirit and scope of the present invention.

본 발명에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 발명에서, '포함하다' 또는 '가지다' 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다. The terms used in the present invention are only used to describe specific embodiments, and are not intended to limit the present invention. The singular expression includes the plural expression unless the context clearly dictates otherwise. In the present invention, terms such as 'comprising' or 'having' are intended to designate that the features, numbers, steps, operations, components, parts, or combinations thereof described in the specification exist, and one or more other features It should be understood that this does not preclude the existence or addition of numbers, steps, operations, components, parts, or combinations thereof.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예들을 상세히 설명한다. 이때, 첨부된 도면에서 동일한 구성 요소는 가능한 동일한 부호로 나타내고 있음에 유의한다. 또한, 본 발명의 요지를 흐리게 할 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 상세한 설명은 생략할 것이다. 마찬가지 이유로 첨부 도면에 있어서 일부 구성요소는 과장되거나 생략되거나 개략적으로 도시되었다. Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In this case, it should be noted that in the accompanying drawings, the same components are denoted by the same reference numerals as much as possible. In addition, detailed descriptions of well-known functions and configurations that may obscure the gist of the present invention will be omitted. For the same reason, some components are exaggerated, omitted, or schematically illustrated in the accompanying drawings.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 내부를 보인 도면이고, 도 2는 도 1의 연소기의 단면을 나타낸 도면이다. FIG. 1 is a view showing the inside of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a view showing a cross-section of the combustor of FIG. 1 .

도 1 및 도 2를 참조하면, 가스 터빈(1000)의 압축기(1100)는 공기를 흡입하여 압축하는 역할을 하며, 연소기(1200)에 연소용 공기를 공급하는 한편 가스 터빈(1000)에서 냉각이 필요한 고온 영역에 냉각용 공기를 공급하는 것이 주된 역할이다. 흡입된 공기는 압축기(1100)에서 단열압축 과정을 거치게 되므로, 압축기(1100)를 통과하는 공기의 압력과 온도는 올라가게 된다. 도 1과 같은 대형 가스 터빈(1000)에서의 압축기(1100)는 다단 축류 압축기로 구성되어 각 단을 거치면서 목표로 하는 압축비까지 대량의 공기를 압축한다.1 and 2 , the compressor 1100 of the gas turbine 1000 sucks air and compresses it, and while supplying air for combustion to the combustor 1200 , cooling is performed in the gas turbine 1000 . Its main role is to supply cooling air to the required high temperature area. Since the sucked air undergoes an adiabatic compression process in the compressor 1100 , the pressure and temperature of the air passing through the compressor 1100 are increased. The compressor 1100 in the large gas turbine 1000 as shown in FIG. 1 is composed of a multi-stage axial flow compressor and compresses a large amount of air to a target compression ratio while passing through each stage.

그리고 연소기(1200)는 압축기(1100)의 출구로부터 공급되는 압축공기를 연료와 혼합하여 등압 연소시켜 높은 에너지의 연소 가스를 만들어 낸다. 연소기(1200)는 압축기(1100)의 하류에 배치되며, 환형을 이루는 연소기 케이싱(1210)을 따라 복수 개의 헤드부(1220)가 배치된다. 각 헤드부(1220)에는 엔드플레이트(1221)를 통해 지지되는 복수의 연료주입기(1222)가 구비되며, 이 연료주입기(1222)로 공급되는 연료가 공기와 적절한 비율로 혼합되어 연소에 적합한 상태를 이루게 된다.In addition, the combustor 1200 mixes the compressed air supplied from the outlet of the compressor 1100 with fuel and performs isostatic combustion to produce combustion gas of high energy. The combustor 1200 is disposed downstream of the compressor 1100 , and a plurality of head parts 1220 are disposed along the combustor casing 1210 forming an annular shape. Each head unit 1220 is provided with a plurality of fuel injectors 1222 supported through the end plate 1221, and the fuel supplied to the fuel injectors 1222 is mixed with air in an appropriate ratio to obtain a state suitable for combustion. will achieve

가스 터빈(1000)에는 가스 연료와 액체 연료, 또는 이들이 조합된 복합 연료가 사용될 수 있다. 법적 규제의 대상이 되는 일산화탄소와 질소산화물 등의 배출가스 양을 저감하기 위한 연소 환경을 만드는 것이 중요한데, 연소 제어가 상대적으로 어렵기는 하지만 연소온도를 낮추고 균일한 연소를 만들어 배출가스를 줄일 수 있다는 장점이 있어 근래에는 예혼합 연소(pre-mixed combustion)가 많이 적용된다.In the gas turbine 1000 , gas fuel and liquid fuel, or a combination fuel thereof may be used. It is important to create a combustion environment to reduce the amount of exhaust gases such as carbon monoxide and nitrogen oxides, which are subject to legal regulations. Although combustion control is relatively difficult, the advantage of reducing exhaust gases by lowering the combustion temperature and making uniform combustion In recent years, pre-mixed combustion is widely applied.

예혼합 연소의 경우에는 압축공기가 연료주입기(1222)에서 분사되는 연료와 혼합된 후 연소 챔버(1240) 안으로 들어간다. 예혼합 가스의 최초 점화는 점화기를 이용하여 이루어지며, 이후 연소가 안정되면 연료와 공기를 공급하는 것으로 연소는 유지된다.In the case of premixed combustion, compressed air is mixed with the fuel injected from the fuel injector 1222 and then enters the combustion chamber 1240 . The initial ignition of the premixed gas is performed using an igniter, and then, when the combustion is stabilized, the combustion is maintained by supplying fuel and air.

연소기(1200)는 가스 터빈(1000)에서 가장 고온 환경을 이루기 때문에 적절한 냉각이 필요하다. 특히 가스 터빈(1000)에 있어서는 터빈 입구 온도(Turbine Inlet Temperature, TIT)가 매우 중요하게 취급되는데, 일반적으로 터빈 입구 온도가 높을수록 가스 터빈(1000)의 효율이 증가하기 때문이다. 또한, 터빈 입구 온도가 높을수록 가스 터빈 복합 발전에도 유리하다. 이 때문에 가스 터빈(1000)의 등급을 분류할 때도 터빈 입구 온도를 기준으로 한다.Since the combustor 1200 forms the highest temperature environment in the gas turbine 1000, proper cooling is required. In particular, in the gas turbine 1000, the turbine inlet temperature (Turbine Inlet Temperature, TIT) is treated as very important, because in general, the higher the turbine inlet temperature, the higher the efficiency of the gas turbine 1000. In addition, a higher turbine inlet temperature is advantageous for gas turbine combined cycle power generation. For this reason, even when classifying the gas turbine 1000, the turbine inlet temperature is based.

터빈 입구 온도를 올리기 위해서는 결국 연소 가스의 온도를 상승시켜야 하고, 따라서 고온의 연소 가스가 유동하는 연소기(1200)의 연소 챔버(1240)와 유로를 형성하는 연소 덕트 조립체의 재질이 강한 내열성능을 가지도록 하는 것은 물론 양호하게 냉각시킬 수 있는 설계가 중요하다.In order to raise the turbine inlet temperature, the temperature of the combustion gas must eventually be raised, and therefore, the combustion chamber 1240 of the combustor 1200 through which the high-temperature combustion gas flows and the material of the combustion duct assembly forming the flow path has strong heat resistance. Of course, it is important to design that allows good cooling.

도 2에서 확대 도시된 부분을 참조하면, 연소기(1200)와 터빈(1300) 사이를 연결하여 고온의 연소 가스가 유동하는 연소 덕트 조립체, 즉 라이너(1250)와 트랜지션 피스로 이루어진 연소 덕트 조립체의 외면을 따라 압축공기가 흘러서 연료주입기(1222) 쪽으로 공급되며, 이 과정에서 고온의 연소 가스에 의해 가열된 연소 덕트 조립체가 적절히 냉각된다.Referring to the enlarged part in FIG. 2 , the combustion duct assembly that connects between the combustor 1200 and the turbine 1300 so that the high-temperature combustion gas flows, that is, the outer surface of the combustion duct assembly including the liner 1250 and the transition piece Compressed air flows along and is supplied to the fuel injector 1222, and in this process, the combustion duct assembly heated by the high-temperature combustion gas is properly cooled.

연소 덕트 조립체는 탄성 지지수단(1280)을 매개로 각각 이중 관으로 이루어진 라이너(1250)와 트랜지션 피스의 결합으로 이루어진다. 이때, 트랜지션 피스는 이너 트랜지션 피스(1260)와, 아우터 트랜지션 피스(1270)로 나뉘고, 라이너(1250)는 후술할 노즐부(1290)에 연결되는 관 부재로서 그 내부 공간이 연소 챔버(1240)를 형성하게 된다. 그리고 라이너(1250)와 연결되는 이너 트랜지션 피스(1260)는 터빈(1300)의 입구와 연결되어 고온의 연소 가스를 터빈(1300)으로 유도하는 역할을 한다. The combustion duct assembly consists of a combination of a liner 1250 made of a double tube and a transition piece, respectively, via an elastic support means 1280 . At this time, the transition piece is divided into an inner transition piece 1260 and an outer transition piece 1270 , and the liner 1250 is a tube member connected to a nozzle unit 1290 to be described later. will form In addition, the inner transition piece 1260 connected to the liner 1250 is connected to the inlet of the turbine 1300 to guide high-temperature combustion gas to the turbine 1300 .

라이너(1250) 내부와 트랜지션 피스 내부는 고온의 연소 가스에 직접 접촉하기 때문에 적절한 냉각이 필수적이다. 이를 위해 아우터 트랜지션 피스(1260)에는 그 외주면을 따라 다수의 냉각홀(도면부호 생략)이 구비될 수 있다. 이러한 냉각홀은 특별히 개수가 제한되는 것이 아니며, 필요한 경우에 따라 조절될 수 있다. Since the inside of the liner 1250 and the inside of the transition piece are in direct contact with the hot combustion gas, proper cooling is essential. To this end, the outer transition piece 1260 may be provided with a plurality of cooling holes (reference numerals omitted) along the outer peripheral surface. The number of such cooling holes is not particularly limited, and may be adjusted as necessary.

그리고 라이너(1250)와 트랜지션 피스의 각 일단은 연소기(1200)와 터빈(1300) 측에 각각 고정되기 때문에, 탄성 지지수단(1280)을 통해 열팽창에 의한 직경 방향 신장을 수용할 수 있도록 설치된다. 즉, 탄성 지지수단(1280)은 일측이 라이너(1250)에 지지되고 타측이 라이너(1250)로부터 이격되게 설치되어 탄력적으로 움직일 수 있으며, 이러한 구조로서 트랜지션 피스의 선단을 지지할 수 있다. And since each end of the liner 1250 and the transition piece is fixed to the combustor 1200 and the turbine 1300, respectively, it is installed to accommodate the radial extension by thermal expansion through the elastic support means 1280. That is, one side of the elastic support means 1280 is supported by the liner 1250 and the other side is installed to be spaced apart from the liner 1250 so that it can move elastically, and with this structure, the tip of the transition piece can be supported.

라이너(1250)는 내측이 연소 챔버(1240)와 접하는 이너 라이너(1251)와, 이너 라이너(1251)의 외측을 감싸 유입된 압축공기가 유동될 수 있는 냉각 유로(C)를 형성하는 아우터 라이너(1252)로 이루어질 수 있다. 이너 라이너(1251)는 연소 챔버(1240)에서 생성되는 고온의 연소 가스와 직접 접촉되어 연소 가스로부터 직접적인 열전달이 이루어진다. 아우터 라이너(1252)는 이너 라이너(1251)와의 사이에 냉각 유로(C)가 형성되도록 이너 라이너(1251)로부터 이격되어 배치된다. 냉각 유로(C)는 유입된 압축공기가 유동하는 통로이며, 이 냉각 유로(C)로 압축 공기가 유입되도록 아우터 라이너(1252)에는 유입홀(도시 생략)이 형성될 수 있다.The liner 1250 includes an inner liner 1251 whose inner side is in contact with the combustion chamber 1240, and an outer liner ( 1252). The inner liner 1251 is in direct contact with the high-temperature combustion gas generated in the combustion chamber 1240 to directly transfer heat from the combustion gas. The outer liner 1252 is disposed to be spaced apart from the inner liner 1251 so that a cooling passage C is formed between the outer liner 1251 and the inner liner 1251 . The cooling passage C is a passage through which the introduced compressed air flows, and an inlet hole (not shown) may be formed in the outer liner 1252 to introduce the compressed air into the cooling passage C.

유입홀을 통해 냉각 유로(C)로 유입되는 공기는 가스터빈의 압축기(1100)로부터 공급되는 압축 공기일 수 있다. 라이너(1250)는 케이스 캔(도시 생략) 내부에 구비될 수 있으며, 압축기에서 생성된 압축 공기는 케이스 캔 내부로 유입된 후 라이너(1250)의 외면을 따라 유동하는 과정에서 유입홀을 통해 냉각 유로(C)로 유입될 수 있다. 냉각 유로(C)로 유입된 압축 공기는 유동하는 과정에서 이너 라이너(1251)와 접촉하게 되고, 이 과정에서 이너 라이너(1251)를 냉각시킬 수 있다.The air introduced into the cooling passage C through the inlet hole may be compressed air supplied from the compressor 1100 of the gas turbine. The liner 1250 may be provided inside the case can (not shown), and the compressed air generated by the compressor flows into the case can and then flows along the outer surface of the liner 1250 as a cooling passage through the inlet hole. (C) can be introduced. The compressed air introduced into the cooling passage C comes into contact with the inner liner 1251 while flowing, and may cool the inner liner 1251 during this process.

도 3은 도 2의 요부를 입체적으로 나타낸 도면이고, 도 4는 도 3의 'A'를 확대해서 나타낸 도면이다. 도 3 및 도 4를 참조하면, 각 연료주입기(1222)에는 노즐부(1290)가 일체로 설치되어 압축공기를 연료와 혼합하여 분출시킨다. 3 is a three-dimensional view showing the main part of FIG. 2, and FIG. 4 is an enlarged view of 'A' of FIG. Referring to FIGS. 3 and 4 , a nozzle unit 1290 is integrally installed in each fuel injector 1222 to mix compressed air with fuel and eject it.

이러한 노즐부(1290)는 연료주입기(1222) 단부에 설치되는 노즐(1291)과, 노즐(1291)의 외측에 설치되어 압축공기를 연료와 혼합시키기 위한 노즐 슈라우드(1292)와, 노즐 슈라우드(1292)를 지지하여 연소기 케이싱(1210)에 결합되되 일측에 공기도입홀(1293a)이 형성되고 타측이 개방된 노즐 케이싱(1293)과, 노즐 케이싱(1293)의 타측과 노즐 슈라우드(1292) 사이에 설치되며 공기도입홀(1293a)로 유입된 압축 공기를 배출시키도록 복수의 타공홀(1294a)이 형성된 노즐캡(1294)과, 노즐캡(1294)과 노즐 슈라우드(1292) 사이에 설치되어 노즐 슈라우드(1292)의 외측으로 이격된 갭(G)을 형성시키며 공기도입홀(1293a)로 유입된 압축 공기 중 일부를 갭(G)으로 유출시키는 바이패스홀(1295a)이 형성된 환형의 바이패스관(1295)을 포함한다.The nozzle unit 1290 includes a nozzle 1291 installed at the end of the fuel injector 1222 , a nozzle shroud 1292 installed outside the nozzle 1291 for mixing compressed air with fuel, and a nozzle shroud 1292 . ) and coupled to the combustor casing 1210, the nozzle casing 1293 having an air introduction hole 1293a formed on one side and the other side open, and the other side of the nozzle casing 1293 and the nozzle shroud 1292 Installed between and installed between the nozzle cap 1294 and the nozzle cap 1294 and the nozzle shroud 1292 in which a plurality of perforated holes 1294a are formed to discharge the compressed air introduced into the air introduction hole 1293a, the nozzle shroud ( Annular bypass pipe 1295 formed with a bypass hole 1295a that forms a gap G spaced apart from the outside of 1292 and discharges some of the compressed air introduced into the air introduction hole 1293a into the gap G ) is included.

각 노즐(1291)의 단부는 연소로 발생된 고온의 가스로부터 보호하도록 노즐 슈라우드(1292)의 내측 일정 깊이에 은닉될 수 있으며, 도시된 이중 관 형상에만 한정되지 않는다.An end of each nozzle 1291 may be hidden at a predetermined depth inside the nozzle shroud 1292 to protect it from high-temperature gas generated by combustion, and is not limited to the illustrated double tube shape.

반면, 노즐 슈라우드(1292)는 그 일단이 관 형상으로 노즐(1291)보다 좀 더 길게 형성되어 노즐(1291)을 고온의 가스로부터 제한적이나마 보호할 수 있으며, 반면 타단은 압축공기를 받아들이는 부분으로 내경이 상대적으로 크게 형성되는 구조이다. 각 노즐 슈라우드(1292)의 타단 내부에는 스윌러(도시생략)가 더 설치될 수 있다.On the other hand, the nozzle shroud 1292 has one end formed in a tubular shape to be longer than the nozzle 1291, so that the nozzle 1291 can be protected from high-temperature gas in a limited way, while the other end is a part that receives compressed air. It is a structure in which the inner diameter is formed relatively large. A swirler (not shown) may be further installed inside the other end of each nozzle shroud 1292 .

도 5는 도 3의 노즐부 외형을 나타낸 도면이다. 도 5을 참조하면, 노즐 케이싱(1293)은 그 외측 둘레에 복수의 고정브라켓(1293-1)을 개재하여 연소기 케이싱(1210) 내측에 방사상으로 결합되고, 스프링 시일(1293-2)을 개재하여 이너 라이너(1251)의 내측에 압입된다. 공기도입홀(1293a)은 노즐 케이싱(1293)의 원주 방향(방사상)으로 복수 개가 형성될 수 있으나, 이에 한정되지 않는다.FIG. 5 is a view showing the outer shape of the nozzle part of FIG. 3 . 5, the nozzle casing 1293 is radially coupled to the inside of the combustor casing 1210 via a plurality of fixing brackets 1293-1 on its outer periphery, and a spring seal 1293-2 interposed therebetween. It is press-fitted inside the inner liner 1251 . A plurality of air introduction holes 1293a may be formed in the circumferential direction (radial shape) of the nozzle casing 1293 , but the present invention is not limited thereto.

노즐캡(1294)은 노즐 케이싱(1293)의 타측 내부에 홀더(1294-1)를 개재하여 고정되며, 연소 챔버(1240)와 대향하는 판면 전체에 복수의 타공홀(1294a)이 형성되어 압축 공기를 연소 챔버(1240)에 공급하여 고온의 가스로부터 노즐부(1290)를 보호하게 된다.The nozzle cap 1294 is fixed to the inside of the other side of the nozzle casing 1293 with a holder 1294-1 interposed therebetween, and a plurality of perforated holes 1294a are formed on the entire plate surface facing the combustion chamber 1240 to form compressed air. is supplied to the combustion chamber 1240 to protect the nozzle unit 1290 from high-temperature gas.

도 6은 도 5의 'B'를 확대해서 나타낸 도면이다. 도 6에 도시된 바와 같이, 바이패스관(1295)은 노즐캡(1294)의 내측에 지지될 수 있으며, 복수의 바이패스홀(1295a)이 원주 방향으로 형성되어 노즐캡(1294)의 타공홀(1294a)들로 유동되는 압축공기 중 일부를 유입시킬 수 있다. FIG. 6 is an enlarged view of 'B' of FIG. 5 . As shown in FIG. 6 , the bypass pipe 1295 may be supported on the inside of the nozzle cap 1294 , and a plurality of bypass holes 1295a are formed in the circumferential direction to form a hole in the nozzle cap 1294 . Some of the compressed air flowing to (1294a) can be introduced.

복수의 바이패스홀(1295a)로 유입된 압축공기는 노즐 슈라우드(1292)의 외측으로 형성된 갭(G)을 통해 연소 챔버(1240)로 배출될 수 있다. 이러한 바이패스홀(1295a)은 바이패스관(1295)의 길이방향에 대해 일정 각도 경사지게 형성될 수 있다.The compressed air introduced into the plurality of bypass holes 1295a may be discharged to the combustion chamber 1240 through the gap G formed outside the nozzle shroud 1292 . The bypass hole 1295a may be formed to be inclined at a predetermined angle with respect to the longitudinal direction of the bypass pipe 1295 .

이하, 도면을 참조하여 본 발명의 일 실시예에 따른 연소기의 작동에 대해 살펴본다.Hereinafter, the operation of the combustor according to an embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.

도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 연소기 작동 상태를 나타낸 도면이다. 도 7을 참조하면, 이너 라이너(1251)와 아우터 라이너(1252) 사이에 형성된 냉각 유로(C)를 통해 압축 공기가 화살표 방향으로 유동되며, 노즐 슈라우드(1292)의 내측으로 공급되어 냉각에 사용된다. 7 is a view showing an operating state of a combustor of a gas turbine according to an embodiment of the present invention. Referring to FIG. 7 , compressed air flows in the arrow direction through the cooling passage C formed between the inner liner 1251 and the outer liner 1252 , and is supplied to the inside of the nozzle shroud 1292 and used for cooling. .

아울러, 노즐 케이싱(1293)에는 복수의 공기도입홀(1293a)이 마련되어 있어 노즐 슈라우드(1292)의 내측으로 향하는 압축 공기의 일부가 도 7에 나타낸 수직 방향의 화살표와 같이 도입될 수 있다. 이와 같이 복수의 공기도입홀(1293a)로 도입된 압축 공기의 대부분은 노즐캡(1294)에 마련된 복수의 타공홀(1294a)을 통해 연소 챔버(1240)로 배출되어 고온 상태의 연소 챔버(1240)로부터 노즐부(1290)를 보호하는 것이다. In addition, a plurality of air introduction holes 1293a are provided in the nozzle casing 1293 so that a portion of the compressed air directed to the inside of the nozzle shroud 1292 may be introduced as indicated by an arrow in the vertical direction shown in FIG. 7 . As described above, most of the compressed air introduced into the plurality of air introduction holes 1293a is discharged to the combustion chamber 1240 through the plurality of perforated holes 1294a provided in the nozzle cap 1294, and the combustion chamber 1240 in a high temperature state. It is to protect the nozzle part 1290 from.

본 발명은 복수의 타공홀(1294a)을 통해 배출되기 전 바이패스관(1295)에 형성된 복수의 바이패스홀(1295a)을 통해서 복수의 공기도입홀(1293a)로 도입된 압축 공기 중의 일부를 경사지게 도시된 화살표 방향으로 유입시키고, 도 6과 같이 갭(G)을 통해 연소 챔버(1240)로 배출시킬 수 있다. In the present invention, some of the compressed air introduced into the plurality of air introduction holes 1293a through the plurality of bypass holes 1295a formed in the bypass pipe 1295 before being discharged through the plurality of perforated holes 1294a is inclined. It can be introduced in the direction of the arrow shown, and discharged to the combustion chamber 1240 through the gap (G) as shown in FIG. 6 .

이러한 과정을 거쳐 연소기(1200)에서 생산된 고온, 고압의 연소 가스는 연소 덕트 조립체를 통해 터빈(1300)으로 공급된다. 터빈(1300)에서는 연소 가스가 단열 팽창하면서 터빈(1300)의 회전축에 방사상으로 배치된 다수의 블레이드에 충돌, 반동력을 줌으로써 연소 가스의 열에너지가 회전축이 회전하는 기계적인 에너지로 변환된다. 터빈(1300)에서 얻은 기계적 에너지의 일부는 압축기에서 공기를 압축하는데 필요한 에너지로 공급되며, 나머지는 발전기를 구동하여 전력을 생산하는 등의 유효 에너지로 활용된다. The high-temperature, high-pressure combustion gas produced in the combustor 1200 through this process is supplied to the turbine 1300 through the combustion duct assembly. In the turbine 1300, the thermal energy of the combustion gas is converted into mechanical energy in which the rotary shaft rotates by colliding with a plurality of blades radially disposed on the rotary shaft of the turbine 1300 while the combustion gas expands adiabatically and by giving a reaction force. A portion of the mechanical energy obtained from the turbine 1300 is supplied as energy required to compress air in the compressor, and the remainder is used as effective energy such as driving a generator to generate electric power.

상술한 바와 같은 본 발명의 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈에 의하면, 갭을 통해 노즐부로 연소 가스가 유입되는 것을 차단하여 노즐부의 내구성을 보존할 수 있는 장점이 있다.According to the combustor and the gas turbine including the same of the present invention as described above, there is an advantage in that it is possible to preserve the durability of the nozzle unit by blocking the inflow of combustion gas into the nozzle unit through the gap.

이상과 같이, 본 발명은 비록 한정된 실시예와 도면에 의해 설명되었으나 이에 한정되지 않으며, 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 본 발명의 기술 사상과 아래에 기재될 청구범위의 균등범위 내에서 다양한 수정 및 변형 가능함은 물론이다.As described above, although the present invention has been described with reference to limited embodiments and drawings, it is not limited thereto, and the technical spirit of the present invention and equivalents of the claims to be described below by those of ordinary skill in the art to which the invention pertains Of course, various modifications and variations are possible within the scope.

1000: 가스터빈 1100: 압축기
1200: 연소기 1210: 연소기 케이싱
1220: 헤드부 1222: 연료주입기
1240: 연소 챔버 1250: 라이너
1251: 이너 라이너 1252: 아우터 라이너
1260: 이너 트랜지션 피스 1270: 아우터 트랜지션 피스
1280: 탄성 지지수단 1290: 노즐부
1291: 노즐 1292: 노즐 슈라우드
1293: 노즐 케이싱 1293a: 공기도입홀
1294: 노즐캡 1294a: 타공홀
1295: 바이패스관 1295a: 바이패스홀
1300: 터빈1000: gas turbine 1100: compressor
1200: combustor 1210: combustor casing
1220: head unit 1222: fuel injector
1240 combustion chamber 1250 liner
1251 inner liner 1252 outer liner
1260: inner transition piece 1270: outer transition piece
1280: elastic support means 1290: nozzle unit
1291: nozzle 1292: nozzle shroud
1293: nozzle casing 1293a: air inlet hole
1294: nozzle cap 1294a: perforated hole
1295: bypass tube 1295a: bypass hole
1300: turbine

Claims

a fuel injector for injecting fuel;
A cooling flow path C is formed between the inner liner and the outer liner, comprising an inner liner having an inner side in contact with the combustion chamber, and an outer liner spaced apart from the inner liner to surround an outer side of the inner liner, and through which compressed air flows between the inner liner and the outer liner. liner to do; and
and a nozzle unit connected to the liner to mix and eject the fuel supplied from the fuel injector with the compressed air;
The nozzle unit,
a nozzle installed at an end of the fuel injector;
It is formed in a tubular shape, and is installed to be spaced apart from the nozzle on the outside of the nozzle, and extends from the end of the nozzle to protect the end of the nozzle from high-temperature gas at one end to hide the end of the nozzle inside, and the other end A swirler is provided inside, and a nozzle shroud that mixes compressed air with fuel,
A plurality of nozzle shrouds are positioned and supported on the inner side, and are radially coupled to the inside of the combustor casing through a plurality of fixing brackets on the outer periphery, and the ends are disposed on the inner side of the inner liner by interposing a spring seal around the outer periphery of the ends A nozzle casing press-fitted and having a plurality of air introduction holes arranged in a circumferential direction on the outer periphery of the end,
Doedoe installed between the end of the nozzle casing and the nozzle shroud, fixed to the inside of the nozzle casing through a holder, and a plurality of perforated holes on the entire plate surface facing the combustion chamber to protect the nozzle part from high-temperature gas a nozzle cap which is formed and discharges the compressed air introduced into the air introduction hole toward the combustion chamber;
An annular ring having a bypass hole installed between the nozzle cap and the nozzle shroud to form a ring-shaped gap spaced apart from the nozzle shroud to the outside, and to discharge some of the compressed air introduced into the air introduction hole into the ring-shaped gap including a bypass pipe of
The bypass pipe is supported on the inside of the nozzle cap, the inner end is connected to the front side of the nozzle shroud and closed, and the outer end is opened to communicate the gap with the combustion chamber;
The bypass hole is formed in plurality in the circumferential direction of the bypass tube and is inclined with respect to the longitudinal direction of the bypass tube,
Combustor, characterized in that by the annular bypass pipe whose inner end is closed, the compressed air introduced through the bypass hole is discharged in an annular shape toward the combustion chamber.

A compressor for compressing air, a combustor for receiving compressed air from the compressor and mixing it with fuel for combustion, and a turbine rotating by the gas burned in the combustor to generate power,
the combustor
a fuel injector for injecting fuel;
A cooling flow path C is formed between the inner liner and the outer liner, comprising an inner liner having an inner side in contact with the combustion chamber, and an outer liner spaced apart from the inner liner to surround an outer side of the inner liner, and through which compressed air flows between the inner liner and the outer liner. liner to do; and
and a nozzle unit connected to the liner to mix and eject the fuel supplied from the fuel injector with the compressed air;
The nozzle unit,
a nozzle installed at an end of the fuel injector;
It is formed in a tubular shape, and is installed to be spaced apart from the nozzle on the outside of the nozzle, and extends from the end of the nozzle to protect the end of the nozzle from high-temperature gas at one end to hide the end of the nozzle inside, and the other end A swirler is provided inside, and a nozzle shroud that mixes compressed air with fuel,
A plurality of nozzle shrouds are positioned and supported on the inner side, and are radially coupled to the inside of the combustor casing through a plurality of fixing brackets on the outer periphery, and the ends are disposed on the inner side of the inner liner by interposing a spring seal around the outer periphery of the ends A nozzle casing press-fitted and having a plurality of air introduction holes arranged in a circumferential direction on the outer periphery of the end,
Doedoe installed between the end of the nozzle casing and the nozzle shroud, fixed to the inside of the nozzle casing through a holder, and a plurality of perforated holes on the entire plate surface facing the combustion chamber to protect the nozzle part from high-temperature gas a nozzle cap which is formed and discharges the compressed air introduced into the air introduction hole toward the combustion chamber;
An annular ring having a bypass hole installed between the nozzle cap and the nozzle shroud to form a ring-shaped gap spaced apart from the nozzle shroud to the outside, and to discharge some of the compressed air introduced into the air introduction hole into the ring-shaped gap including a bypass pipe of
The bypass pipe is supported on the inside of the nozzle cap, the inner end is connected to the front side of the nozzle shroud and closed, and the outer end is opened to communicate the gap with the combustion chamber;
The bypass hole is formed in plurality in the circumferential direction of the bypass tube and is inclined with respect to the longitudinal direction of the bypass tube,
The gas turbine, characterized in that by the annular bypass pipe whose inner end is closed, the compressed air introduced through the bypass hole is discharged in an annular manner toward the combustion chamber.