KR102437978B1 - Nozzle assembly, combustor and gas turbine comprising the same - Google Patents

Nozzle assembly, combustor and gas turbine comprising the same Download PDF

Info

Publication number
KR102437978B1
KR102437978B1 KR1020210006861A KR20210006861A KR102437978B1 KR 102437978 B1 KR102437978 B1 KR 102437978B1 KR 1020210006861 A KR1020210006861 A KR 1020210006861A KR 20210006861 A KR20210006861 A KR 20210006861A KR 102437978 B1 KR102437978 B1 KR 102437978B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
injection nozzle
compressed air
fuel
nozzle part
central
Prior art date
Application number
KR1020210006861A
Other languages
Korean (ko)
Other versions
KR20220104493A (en
Inventor
김은영
Original Assignee
두산에너빌리티 주식회사
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 두산에너빌리티 주식회사 filed Critical 두산에너빌리티 주식회사
Priority to KR1020210006861A priority Critical patent/KR102437978B1/en
Publication of KR20220104493A publication Critical patent/KR20220104493A/en
Application granted granted Critical
Publication of KR102437978B1 publication Critical patent/KR102437978B1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
    • Y02E10/70—Wind energy
    • Y02E10/72—Wind turbines with rotation axis in wind direction

Abstract

본 발명은, 가스터빈의 연소기에 구비되며, 연소기의 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하는 노즐 어셈블리에 있어서, 노즐본체, 노즐본체에 설치되며, 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하도록 노즐본체의 중앙부에 배치되는 중앙 분사노즐부 및, 중앙 분사노즐부를 둘러싸도록 복수의 주변 분사노즐부들로 구성된 분사노즐을 포함하며, 주변 분사노즐부는 중앙 분사노즐부를 통한 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 경사지게 배치되면서, 주변 분사노즐부를 통해 분사 배출되는 연료와 압축공기의 유동방향이 중앙 분사노즐부를 통한 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 경사지게 하는 노즐 어셈블리를 제공한다.The present invention relates to a nozzle assembly that is provided in a combustor of a gas turbine and injects fuel and compressed air into a combustion chamber of the combustor. a central injection nozzle part disposed in the central part of the , and an injection nozzle comprising a plurality of peripheral injection nozzle parts to surround the central injection nozzle part, and the peripheral injection nozzle part based on the flow direction of fuel and compressed air through the central injection nozzle part Provided is a nozzle assembly in which the flow direction of fuel and compressed air injected and discharged through the peripheral injection nozzle unit is inclined based on the flow direction of the fuel and compressed air through the central injection nozzle unit while being inclined.

Description

노즐 어셈블리, 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈{Nozzle assembly, combustor and gas turbine comprising the same}Nozzle assembly, combustor and gas turbine comprising the same

본 발명은, 노즐 어셈블리, 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈에 관한 것으로, 더욱 상세하게는, 압축기로부터 공급받은 압축공기를 연료와 혼합하여 연소시키며, 생성된 연소가스를 터빈으로 공급하는 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈에 관한 것이다.The present invention relates to a nozzle assembly, a combustor, and a gas turbine including the same, and more particularly, to a combustor that mixes and combusts compressed air supplied from a compressor with fuel, and supplies the generated combustion gas to a turbine, including the same It's about a gas turbine.

터보머신이란, 터보머신을 통과하는 유체(특히, 기체)를 통해, 전력 생성을 위한 동력을 발생시키는 장치를 의미한다. 따라서 터보머신은 통상 발전기와 함께 설치되어 사용된다. 이러한 터보머신에는, 가스터빈(Gas turbine), 스팀터빈(Steam turbine), 풍력터빈(Wind power turbine) 등이 해당될 수 있다. 가스터빈은 압축공기와 천연가스를 혼합하여 연소시켜 연소가스를 생성하고, 이와 같이 생성된 연소가스를 이용하여 발전을 위한 동력을 생성하는 장치이다. 스팀터빈은 물을 가열하여 생성되는 증기를 이용하여 발전을 위한 동력을 생성하는 장치이다. 풍력터빈은 풍력을 발전용 동력으로 전환시키는 장치이다.A turbomachine refers to a device that generates power for power generation through a fluid (particularly, gas) passing through the turbomachine. Therefore, the turbomachine is usually installed and used together with the generator. The turbomachine may include a gas turbine, a steam turbine, a wind power turbine, and the like. A gas turbine is a device for generating combustion gas by mixing compressed air and natural gas, and generating power for power generation using the generated combustion gas. A steam turbine is a device that generates power for power generation using steam generated by heating water. A wind turbine is a device that converts wind power into power for power generation.

터보머신 중 가스터빈에 대해 살펴보면, 가스터빈은 압축기와 연소기와 터빈을 포함한다. 압축기는 압축기 케이싱 내에 다수개의 압축기 베인과 압축기 블레이드가 교대로 배치된다. 그리고 압축기는 압축기 입구 스크롤 스트럿(Compressor inlet scroll strut)을 통해 외부의 공기를 흡입한다. 이렇게 흡입된 공기는 압축기의 내부를 통과하면서 상기 압축기 베인과 압축기 블레이드에 의해 압축된다. 연소기는 상기 압축기에서 압축된 압축공기를 공급받아 연료와 혼합시킨다. 또한 연소기는 압축공기와 혼합된 연료를 점화기로 점화하여 고온고압의 연소가스를 생성한다. 이와 같이 생성된 연소가스는 터빈으로 공급된다. 터빈은 터빈 케이싱 내에 복수개의 터빈 베인과 터빈 블레이드가 교대로 배치된다. 그리고 터빈은 연소기에서 생성된 연소가스를 공급받아 내부로 통과시킨다. 터빈의 내부를 통과하는 연소가스는 터빈 블레이드를 회전시키게 되고, 터빈의 내부를 완전히 통과하게 된 연소가스는 터빈 디퓨저를 통해 외부로 토출되게 된다.Looking at a gas turbine among turbomachines, the gas turbine includes a compressor, a combustor, and a turbine. In the compressor, a plurality of compressor vanes and compressor blades are alternately arranged in a compressor casing. And the compressor sucks in the outside air through the compressor inlet scroll strut. The sucked air is compressed by the compressor vanes and the compressor blades while passing through the inside of the compressor. The combustor receives compressed air compressed from the compressor and mixes it with fuel. In addition, the combustor ignites fuel mixed with compressed air with an igniter to generate high-temperature and high-pressure combustion gas. The combustion gas thus generated is supplied to the turbine. In the turbine, a plurality of turbine vanes and turbine blades are alternately arranged in a turbine casing. And the turbine receives the combustion gas generated in the combustor and passes it inside. The combustion gas passing through the inside of the turbine rotates the turbine blades, and the combustion gas completely passing through the inside of the turbine is discharged to the outside through the turbine diffuser.

터보머신 중 증기터빈에 대해 살펴보면, 증기터빈은 증발기와 터빈을 포함한다. 상기 증발기는 외부로부터 공급받은 물을 가열하여 증기를 생성한다. 상기 터빈은 가스터빈에서의 터빈과 마찬가지로 터빈 케이싱 내에 복수개의 터빈 베인과 터빈 블레이드가 교대로 배치된다. 다만, 증기터빈에서의 터빈은 연소가스가 아닌 상기 증발기에서 생성된 증기를 내부로 통과시켜, 터빈 블레이드를 회전시킨다.Looking at a steam turbine among turbomachines, the steam turbine includes an evaporator and a turbine. The evaporator generates steam by heating water supplied from the outside. In the turbine, a plurality of turbine vanes and turbine blades are alternately disposed in a turbine casing, similarly to the turbine in a gas turbine. However, the turbine in the steam turbine passes the steam generated in the evaporator, not the combustion gas, to the inside, thereby rotating the turbine blades.

한편, 터보머신 중 가스터빈의 경우, 수소를 연료로 사용할 수 있다. 이와 같은 수소 가스터빈은,압축공기와 연료를 공급할 때 압축공기와 연료의 혼합도를 높이는 것이 중요하나, 연소기로 공급되는 압축공기와 연료의 혼합도가 낮을 경우, 연소시 연소효율이 떨어지면서 연소 진동이 커질 수 있음과 더불어 질소산화물(NOx)이 발생하는 문제점이 있다.Meanwhile, in the case of a gas turbine among turbomachines, hydrogen may be used as a fuel. In such a hydrogen gas turbine, it is important to increase the degree of mixing of compressed air and fuel when supplying compressed air and fuel. There is a problem in that the vibration may increase and nitrogen oxide (NOx) is generated.

이러한, 종래의 연소기 및 가스터빈에 대한 관련기술은, 대한민국 등록특허 제10-2154221호(2020.09.03)에 제시된다.The related art for such a conventional combustor and gas turbine is presented in Korean Patent Registration No. 10-2154221 (September 3, 2020).

본 발명은, 상기와 같은 문제점을 해결하기 위해, 압축공기와 연료를 공급할 때 압축공기와 연료의 혼합도를 높여 연소효율을 증대시키고 질소산화물의 발생을 억제하는 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈을 제공하는 데 목적이 있다.In order to solve the above problems, the present invention provides a combustor and a gas turbine comprising the same, which increases combustion efficiency by increasing the mixing degree of compressed air and fuel when compressed air and fuel are supplied and suppresses the generation of nitrogen oxides purpose is to

본 발명은, 가스터빈의 연소기에 구비되며, 연소기의 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하는 노즐 어셈블리에 있어서, 노즐본체, 상기 노즐본체에 설치되며, 상기 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하도록 노즐본체의 중앙부에 배치되는 중앙 분사노즐부 및, 중앙 분사노즐부를 둘러싸도록 복수의 주변 분사노즐부들로 구성된 분사노즐을 포함하며, 상기 주변 분사노즐부는 중앙 분사노즐부를 통한 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 경사지게 배치되면서, 주변 분사노즐부를 통해 분사 배출되는 연료와 압축공기의 유동방향이 중앙 분사노즐부를 통한 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 경사지게 하는 노즐 어셈블리를 제공한다.The present invention relates to a nozzle assembly provided in a combustor of a gas turbine and injecting fuel and compressed air into a combustion chamber of the combustor, wherein the nozzle body is installed in the nozzle body, and the fuel and compressed air are injected into the combustion chamber. A central injection nozzle portion disposed in the central portion of the nozzle body, and an injection nozzle comprising a plurality of peripheral injection nozzle portions to surround the central injection nozzle portion, wherein the peripheral injection nozzle portion flows in a flow direction of fuel and compressed air through the central injection nozzle portion Provided is a nozzle assembly in which the flow direction of fuel and compressed air injected and discharged through the peripheral injection nozzle unit is inclined with respect to the flow direction of the fuel and compressed air through the central injection nozzle unit while being inclined based on the .

또한, 본 발명은, 가스터빈의 압축기로부터 공급받은 압축공기를 연료와 혼합하여 연소시키며, 생성된 연소가스를 가스터빈의 터빈으로 공급하는 연소기에 있어서, 노즐케이싱, 상기 노즐케이싱의 상기 터빈 측 단부에 연결되며, 내부에 연료와 압축공기의 혼합물이 연소되는 연소챔버가 형성된 라이너, 상기 라이너의 상기 터빈 측 단부에 연결되며, 상기 연소챔버에서 발생된 연소가스를 상기 터빈으로 공급하는 트랜지션피스, 상기 노즐케이싱의 내부에 설치되며, 상기 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하는 노즐 어셈블리를 포함하며, 상기 노즐 어셈블리는, 노즐본체, 상기 노즐본체에 설치되며, 상기 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하도록 노즐본체의 중앙부에 배치되는 중앙 분사노즐부 및, 중앙 분사노즐부를 둘러싸도록 복수의 주변 분사노즐부들로 구성된 분사노즐을 포함하며, 상기 주변 분사노즐부는 중앙 분사노즐부를 통한 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 경사지게 배치되면서, 주변 분사노즐부를 통해 분사 배출되는 연료와 압축공기의 유동방향이 중앙 분사노즐부를 통한 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 경사지게 하는 연소기를 제공한다.In addition, the present invention is a combustor for mixing compressed air supplied from a compressor of a gas turbine with fuel, and supplying the generated combustion gas to a turbine of a gas turbine, a nozzle casing, and an end of the turbine side of the nozzle casing a liner connected to and having a combustion chamber in which a mixture of fuel and compressed air is combusted, a transition piece connected to an end of the liner on the turbine side and supplying combustion gas generated in the combustion chamber to the turbine; and a nozzle assembly installed in the nozzle casing and injecting fuel and compressed air into the combustion chamber, wherein the nozzle assembly is installed in the nozzle body and the nozzle body, and injects fuel and compressed air into the combustion chamber a central injection nozzle part disposed in the central part of the nozzle body to do so, and an injection nozzle composed of a plurality of peripheral injection nozzle parts to surround the central injection nozzle part, wherein the peripheral injection nozzle part flows through the central injection nozzle part of fuel and compressed air Provided is a combustor in which the flow directions of fuel and compressed air injected and discharged through the peripheral injection nozzle unit are inclined based on the flow directions of the fuel and compressed air through the central injection nozzle unit while being inclined with respect to the direction.

또한, 본 발명은, 외부로부터 유입된 공기를 압축시키는 압축기, 상기 압축기로부터 공급받은 압축공기를 연료와 혼합시켜 연소시키는 연소기, 상기 연소기로부터 공급받은 연소가스를 내부로 통과시켜, 전력 생성을 위한 동력을 발생시키는 터빈을 포함하되, 상기 연소기는, 노즐케이싱, 상기 노즐케이싱의 상기 터빈 측 단부에 연결되며, 내부에 연료와 압축공기의 혼합물이 연소되는 연소챔버가 형성된 라이너, 상기 라이너의 상기 터빈 측 단부에 연결되며, 상기 연소챔버에서 발생된 연소가스를 상기 터빈으로 공급하는 트랜지션피스, 및 상기 노즐케이싱의 내부에 설치되며, 상기 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하는 노즐 어셈블리를 포함하며, 상기 노즐 어셈블리는, 노즐본체, 상기 노즐본체에 설치되며, 상기 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하도록 노즐본체의 중앙부에 배치되는 중앙 분사노즐부 및, 중앙 분사노즐부를 둘러싸도록 복수의 주변 분사노즐부들로 구성된 분사노즐을 포함하며,In addition, the present invention provides a compressor that compresses air introduced from the outside, a combustor that mixes the compressed air supplied from the compressor with fuel and combusts it, and passes the combustion gas supplied from the combustor to the inside to generate power including a turbine for generating a transition piece connected to an end and supplying combustion gas generated in the combustion chamber to the turbine, and a nozzle assembly installed inside the nozzle casing and injecting fuel and compressed air into the combustion chamber, wherein The nozzle assembly includes a nozzle body, a central injection nozzle part installed on the nozzle body, and a central injection nozzle part disposed in a central part of the nozzle body to inject fuel and compressed air into the combustion chamber, and a plurality of peripheral injection nozzle parts to surround the central injection nozzle part. It includes a spray nozzle consisting of

상기 주변 분사노즐부는 중앙 분사노즐부를 통한 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 경사지게 배치되면서, 주변 분사노즐부를 통해 분사 배출되는 연료와 압축공기의 유동방향이 중앙 분사노즐부를 통한 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 경사지게 하는 가스 터빈을 제공한다.The peripheral injection nozzle part is arranged to be inclined based on the flow direction of fuel and compressed air through the central injection nozzle part, and the flow directions of fuel and compressed air injected and discharged through the peripheral injection nozzle part are the fuel and compressed air through the central injection nozzle part. A gas turbine that is inclined with respect to a flow direction is provided.

본 발명에 따른 노즐 어셈블리, 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈에 의하면, 노즐 어셈블리에 구비되는 분사노즐의 주변 분사노즐부는 중앙 분사노즐부를 통한 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 경사지게 배치하여 혼합된 연료와 압축공기의 분사시, 혼합된 연료와 압축공기가 중앙 분사노즐부를 중심으로 주변 분사노즐부를 통해 확산상태로 분사가 이루어지게 함으로써, 연소챔버에서의 연료와 압축공기의 혼합효율을 향상시키고, 이를 통해 연소효율이 높아지게 할 수 있다.According to the nozzle assembly, the combustor, and the gas turbine including the same according to the present invention, the peripheral injection nozzle part of the injection nozzle provided in the nozzle assembly is arranged to be inclined based on the flow direction of the fuel and compressed air through the central injection nozzle part, and the fuel mixed and compressed air, the mixed fuel and compressed air are injected in a diffused state through the peripheral injection nozzles centered on the central injection nozzle, thereby improving the mixing efficiency of the fuel and compressed air in the combustion chamber. This can increase the combustion efficiency.

도 1은 본 발명에 따른 가스터빈의 단면도이다.
도 2는 본 발명의 제1실시예로, 도 1에 나타낸 연소기에 구비되는 노즐 어셈블리의 개략적인 구조를 나타낸 정면도이다.
도 3은 도 2에 나타낸 Ⅲ-Ⅲ선에 따른 개략 단면도이다.
도 4는 본 발명의 제2실시예로, 도 3에 나타낸 노즐 어셈블리의 개략적인 구조를 나타낸 정면도이다.1 is a cross-sectional view of a gas turbine according to the present invention.
FIG. 2 is a front view showing a schematic structure of a nozzle assembly provided in the combustor shown in FIG. 1 as a first embodiment of the present invention.
FIG. 3 is a schematic cross-sectional view taken along line III-III shown in FIG. 2 .
4 is a front view showing a schematic structure of the nozzle assembly shown in FIG. 3 as a second embodiment of the present invention.

본 발명은 도면에 도시된 실시예를 참고로 설명되었으나 이는 예시적인 것에 불과하며, 본 기술 분야의 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 다른 실시예가 가능하다는 점을 이해할 것이다. 따라서 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 청구범위의 기술적 사상에 의하여 정해져야 할 것이다.Although the present invention has been described with reference to the embodiment shown in the drawings, which is merely exemplary, it will be understood by those skilled in the art that various modifications and equivalent other embodiments are possible therefrom. Therefore, the true technical protection scope of the present invention should be determined by the technical spirit of the appended claims.

이하, 본 발명에 따른 노즐 어셈블리, 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈에 대해서 도면을 참조하여 설명하도록 한다.Hereinafter, a nozzle assembly, a combustor, and a gas turbine including the same according to the present invention will be described with reference to the drawings.

도 1을 참조하면, 본 발명에 따른 가스터빈(10)은 압축기(1), 연소기(100) 및 터빈(12)을 포함한다. 기체(압축공기 또는 연소가스)의 유동방향을 기준으로 하였을 때, 가스터빈(10)의 상류 측에는 압축기(11)가 배치되고 하류 측에는 터빈(12)이 배치된다. 그리고 압축기(11)와 터빈(12) 사이에는 연소기(100)가 배치된다.Referring to FIG. 1 , a gas turbine 10 according to the present invention includes a compressor 1 , a combustor 100 , and a turbine 12 . Based on the flow direction of the gas (compressed air or combustion gas), the compressor 11 is disposed on the upstream side of the gas turbine 10 and the turbine 12 is disposed on the downstream side. And the combustor 100 is disposed between the compressor 11 and the turbine 12 .

압축기(11)는 압축기 케이싱 내부에 압축기 베인과 압축기 로터를 수용하며, 터빈(12)은 터빈 케이싱 내부에 터빈 베인과 터빈 로터를 수용한다. 이러한 압축기 베인과 압축기 로터는 압축공기의 유동방향을 따라 다단(Multi-stage)으로 배치되며, 터빈 베인과 터빈 로터 역시 연소가스의 유동방향을 따라 다단으로 배치된다. 이때, 압축기(11)는 흡입된 공기가 압축될 수 있게 전단(Front-stage)에서 후단(Rear-stage) 측으로 갈수록 내부공간이 줄어들며, 반대로 터빈(12)은 연소기로부터 공급받은 연소가스가 팽창될 수 있게 전단에서 후단 측으로 갈수록 내부공간이 커지는 구조로 설계된다.The compressor 11 accommodates the compressor vanes and the compressor rotor inside the compressor casing, and the turbine 12 accommodates the turbine vanes and the turbine rotor inside the turbine casing. The compressor vanes and the compressor rotor are arranged in multi-stages along the flow direction of the compressed air, and the turbine vanes and the turbine rotor are also arranged in multiple stages along the flow direction of the combustion gas. At this time, the internal space of the compressor 11 decreases from the front-stage to the rear-stage side so that the sucked air can be compressed, and the turbine 12, on the other hand, expands the combustion gas supplied from the combustor. It is designed in such a way that the inner space increases from the front end to the rear end.

한편, 압축기(11)의 최후단부 측에 위치한 압축기 로터와, 터빈(12)의 최전단부 측에 위치한 터빈 로터 사이에는, 터빈(12)에서 발생된 회전토크를 상기 압축기(11)로 전달하는 토크 전달부재로서의 토크튜브가 배치된다. 상기 토크튜브는 도 1에 도시된 바와 같이 총 3개의 단으로 이루어지는 복수개의 토크튜브 디스크로 구성될 수 있으나, 이는 본 발명의 여러 실시예 중 하나에 불과하며, 상기 토크튜브는 4개 이상의 단 또는 2개 이하의 단으로 이루어지는 복수개의 토크튜브 디스크로 구성될 수도 있다.On the other hand, between the compressor rotor located at the rearmost end side of the compressor 11 and the turbine rotor located at the frontmost end side of the turbine 12 , the rotational torque generated in the turbine 12 is transmitted to the compressor 11 . A torque tube as a torque transmitting member is disposed. The torque tube may be composed of a plurality of torque tube disks consisting of a total of three stages as shown in FIG. 1, but this is only one of several embodiments of the present invention, and the torque tube has four or more stages or It may be composed of a plurality of torque tube disks consisting of two or less stages.

상기 압축기 로터는, 압축기 디스크와 압축기 블레이드를 포함한다. 상기 압축기 케이싱의 내부에는 복수개(예를 들어 14매)의 압축기 디스크가 구비되고, 상기 각각의 압축기 디스크들은 타이로드에 의해서 축 방향으로 이격되지 않도록 체결된다. 더욱 상세하게는, 상기 각각의 압축기 디스크는 중심부가 상기 타이로드에 의해 관통한 상태로 서로 축 방향을 따라서 정렬된다. 그리고 인접하는 각각의 압축기 디스크는 대향하는 면이 상기 타이로드에 의해 압착되어, 서로 상대적인 회전을 할 수 없도록 배치된다.The compressor rotor includes a compressor disk and a compressor blade. A plurality (eg, 14 sheets) of compressor disks are provided inside the compressor casing, and each of the compressor disks is fastened by a tie rod so as not to be spaced apart from each other in the axial direction. More specifically, the respective compressor disks are aligned axially with each other with a central portion pierced by the tie rods. In addition, each of the adjacent compressor disks is arranged so that the opposing surfaces are compressed by the tie rods so that they cannot rotate relative to each other.

상기 압축기 디스크의 외주면에는 복수개의 압축기 블레이드가 방사상으로 결합된다. 또한, 상기 압축기 블레이드의 사이에는, 동일한 단(Stage)을 기준으로 하였을 때 상기 압축기 케이싱의 내주면에 환상으로 설치되는 복수개의 압축기 베인이 각각 배치된다. 상기 압축기 베인은 상기 압축기 디스크와는 달리 회전하지 않도록 고정된 상태를 유지하며, 압축기 블레이드를 통과한 압축공기의 흐름을 정렬하여 하류 측에 위치하는 압축기 블레이드로 압축공기를 안내하는 역할을 한다. 이때, 상기 압축기 케이싱과 압축기 베인은, 상기 압축기 로터와 구분하기 위하여, 압축기 스테이터라는 포괄적인 명칭으로 정의될 수 있다.A plurality of compressor blades are radially coupled to the outer circumferential surface of the compressor disk. In addition, between the compressor blades, a plurality of compressor vanes that are annularly installed on the inner circumferential surface of the compressor casing based on the same stage are respectively disposed. Unlike the compressor disk, the compressor vane maintains a fixed state so as not to rotate, aligns the flow of compressed air passing through the compressor blade, and guides the compressed air to the compressor blade located on the downstream side. In this case, in order to distinguish the compressor casing and the compressor vane from the compressor rotor, a generic name of a compressor stator may be defined.

상기 타이로드는 상기 복수개의 압축기 디스크와, 후술할 터빈 디스크의 중심부를 관통하도록 배치되며, 일 측 단부는 압축기의 최전단부 측에 위치한 압축기 디스크 내에 체결되고, 타 측 단부는 고정 너트에 의해 체결된다.The tie rod is disposed to pass through the central portion of the plurality of compressor disks and a turbine disk to be described later, and one end is fastened in the compressor disk located at the frontmost end of the compressor, and the other end is fastened by a fixing nut. do.

상기 타이로드의 형태는 가스터빈에 따라 다양한 구조로 이뤄질 수 있으므로, 반드시 도 1에 제시된 형태로 한정될 것은 아니다. 즉, 도시된 바와 같이 하나의 타이로드가 압축기 디스크와 터빈 디스크의 중앙부를 관통하는 형태를 가질 수도 있고, 복수개의 타이로드가 원주상으로 배치되는 형태를 가질 수도 있으며, 이들의 혼용도 가능하다.Since the shape of the tie rod may have various structures depending on the gas turbine, it is not necessarily limited to the shape shown in FIG. 1 . That is, as shown, one tie rod may have a shape passing through the central portion of the compressor disk and the turbine disk, or a plurality of tie rods may have a shape arranged in a circumferential shape, and a mixture thereof is also possible.

도시되지는 않았으나, 가스터빈의 압축기에는 유체의 압력을 높이고 난 후 연소기 입구로 들어가는 유체의 유동각을 설계 유동각으로 맞추기 위하여 안내깃 역할을 하는 디스월러(Deswirler)가 설치될 수 있다.Although not shown, a deswarler serving as a guide blade may be installed in the compressor of the gas turbine to adjust the flow angle of the fluid entering the combustor inlet to the design flow angle after increasing the pressure of the fluid.

상기 연소기(100)에서는 유입된 압축공기를 연료와 혼합, 연소시켜 높은 에너지의 고온, 고압 연소가스를 만들어 내며, 등압연소과정으로 연소기 및 터빈부품이 견딜 수 있는 내열한도까지 연소가스의 온도를 높이게 된다.The combustor 100 mixes and combusts the introduced compressed air with fuel to produce high-energy, high-temperature, high-pressure combustion gas, and the temperature of the combustion gas up to the heat resistance limit that the combustor and turbine parts can withstand through the isostatic combustion process. will be raised

가스터빈(10)의 연소시스템을 구성하는 연소기는 셀(Cell) 형태로 형성되는 연소기 케이싱 내에 다수가 배열될 수 있으며, 노즐 케이싱(110)과, 상기 노즐케이싱(110)의 내부에 배치되며, 연료를 분사하는 노즐 어셈블리(140,240)와, 연소챔버(121)를 형성하는 라이너(120; Liner), 그리고 연소기(100)와 터빈(12)의 연결부가 되는 트랜지션피스(130; Transition piece)를 포함한다.A plurality of combustors constituting the combustion system of the gas turbine 10 may be arranged in the combustor casing formed in the form of a cell, and the nozzle casing 110 and the nozzle casing 110 are disposed inside, It includes a nozzle assembly 140 and 240 for injecting fuel, a liner 120 forming the combustion chamber 121, and a transition piece 130 that is a connection part between the combustor 100 and the turbine 12. do.

구체적으로, 상기 라이너(120)는 노즐 어셈블리(140,240)의 분사노즐(142)에 의해 분사되는 연료가 압축기(11)의 압축공기와 혼합되어 연소되는 연소공간을 제공한다. 이러한 라이너(120)는, 공기와 혼합된 연료가 연소되는 연소공간을 제공하는 연소챔버와, 상기 연소챔버를 감싸면서 환형공간을 이루는 라이너 환형유로가 형성된다. 또한 라이너(120)의 전단에는 연료를 분사하는 노즐 어셈블리(140,240)가 결합되며, 측벽에는 점화기가 결합된다.Specifically, the liner 120 provides a combustion space in which the fuel injected by the injection nozzles 142 of the nozzle assemblies 140 and 240 is mixed with the compressed air of the compressor 11 and combusted. The liner 120 is formed with a combustion chamber providing a combustion space in which fuel mixed with air is combusted, and a liner annular passage forming an annular space while surrounding the combustion chamber. In addition, nozzle assemblies 140 and 240 for injecting fuel are coupled to the front end of the liner 120 , and an igniter is coupled to the sidewall.

상기 라이너 환형유로에는, 라이너(120)의 외벽에 마련되는 다수개의 홀(Hole)을 통해 유입된 압축공기가 유동하며, 후술할 트랜지션피스(130)를 냉각시킨 압축공기 역시 이를 통해 유동한다. 이렇듯 압축공기가 라이너(120)의 외벽부를 따라 유동함으로써, 상기 연소챔버에서 연료의 연소에 의해 발생되는 열에 의해 라이너(120)가 열 손상을 입는 것을 방지할 수 있다.In the liner annular flow path, compressed air introduced through a plurality of holes provided in the outer wall of the liner 120 flows, and the compressed air that has cooled the transition piece 130 to be described later also flows through it. As the compressed air flows along the outer wall portion of the liner 120 as described above, it is possible to prevent the liner 120 from being thermally damaged by heat generated by combustion of fuel in the combustion chamber.

라이너(120)의 후단에는, 점화플러그에 의해 연소되는 연소가스를 터빈 측으로 보낼 수 있도록 트랜지션피스(130)가 연결된다. 상기 라이너(120)와 마찬가지로, 상기 트랜지션피스(130)는 , 상기 트랜지션피스(130)의 내부 공간을 감싸는 트랜지션피스 환형유로가 형성되며, 연소가스의 높은 온도에 의한 파손이 방지되도록 상기 트랜지션피스 환형유로를 따라 흐르는 압축공기에 의해 외벽부가 냉각된다.At the rear end of the liner 120 , the transition piece 130 is connected so that the combustion gas combusted by the spark plug can be sent to the turbine side. Like the liner 120 , the transition piece 130 has a transition piece annular flow path surrounding the inner space of the transition piece 130 , and the transition piece is annular to prevent damage due to the high temperature of the combustion gas. The outer wall portion is cooled by the compressed air flowing along the flow path.

한편, 상기 연소기(100)에서 나온 고온, 고압의 연소가스는 상술한 터빈(12)으로 공급된다. 터빈(12)으로 공급된 고온 고압의 연소가스는 터빈(12)의 내부를 통과하면서 팽창하게 되고, 그에 따라 후술할 터빈 블레이드에 충동 및 반동력을 가하여 회전토크가 발생되도록 한다. 이렇게 얻어진 회전토크는 상술한 토크튜브를 거쳐 압축기로 전달되고, 압축기 구동에 필요한 동력을 초과하는 부분은 발전기 등을 구동하는데 쓰이게 된다.On the other hand, the high-temperature, high-pressure combustion gas from the combustor 100 is supplied to the turbine 12 described above. The high-temperature and high-pressure combustion gas supplied to the turbine 12 expands while passing through the inside of the turbine 12 , and accordingly, an impulse and reaction force are applied to the turbine blades to be described later to generate rotational torque. The rotational torque thus obtained is transmitted to the compressor through the above-described torque tube, and a portion exceeding the power required to drive the compressor is used to drive a generator or the like.

상기 터빈(12)은 기본적으로는 압축기(11)의 구조와 유사하다. 즉, 상기 터빈(12)에도 압축기(11)의 압축기 로터와 유사한 복수개의 터빈 로터가 구비된다. 따라서 상기 터빈 로터 역시, 터빈 디스크와, 이로부터 방사상으로 배치되는 복수개의 터빈 블레이드를 포함한다. 상기 터빈 블레이드의 사이에도, 동일한 단을 기준으로 하였을 때 상기 터빈 케이싱에 환상으로 설치되는 복수개의 터빈 베인이 구비되며, 상기 터빈 베인은 터빈 블레이드를 통과한 연소가스의 유동방향을 가이드하게 된다. 이때, 상기 터빈 케이싱과 터빈 베인 역시, 상기 터빈 로터와 구분하기 위하여, 터빈 스테이터라는 포괄적인 명칭으로 정의될 수 있다.The turbine 12 is basically similar to the structure of the compressor 11 . That is, the turbine 12 is also provided with a plurality of turbine rotors similar to the compressor rotor of the compressor 11 . The turbine rotor thus also comprises a turbine disk and a plurality of turbine blades arranged radially therefrom. Also between the turbine blades, a plurality of turbine vanes installed in an annular shape on the turbine casing are provided on the same stage as a reference, and the turbine vanes guide the flow direction of the combustion gas passing through the turbine blades. In this case, the turbine casing and the turbine vane may also be defined as a generic name of a turbine stator in order to distinguish them from the turbine rotor.

도 2 내지 도 4를 참조하면, 상기 노즐 어셈블리(140,240)는, 노즐본체(141), 분사노즐(142)을 포함한다.2 to 4 , the nozzle assemblies 140 and 240 include a nozzle body 141 and a spray nozzle 142 .

상기 노즐본체(141)는, 원판 형상으로 형성된다. 상기 노즐본체(141)는 연소가스의 유동방향을 기준으로 상기 라이너(120)의 연소챔버(121)보다 상류(Upstream) 측에 배치된다. 따라서 상기 노즐본체(141)는, 상기 연소챔버(121)와 상기 노즐 케이싱(110)의 내부공간을 서로 분리시킨다.The nozzle body 141 is formed in a disk shape. The nozzle body 141 is disposed on the upstream side of the combustion chamber 121 of the liner 120 based on the flow direction of the combustion gas. Therefore, the nozzle body 141 separates the internal space of the combustion chamber 121 and the nozzle casing 110 from each other.

상기 분사노즐(142)은, 상기 노즐본체(141)에 설치되며, 상기 연소챔버(121)로 연료와 압축공기를 분사한다. 여기서, 연료는 수소일 수 있다. 그리고 상기 분사노즐(142)은, 복수개로 구비되어 각각 상기 노즐본체(141)에 삽입될 수 있다. 즉, 분사노즐(142)은, 노즐본체(141)의 중앙부에 배치되는 중앙 분사노즐부(142a)와, 중앙 분사노즐부(142a)를 둘러싸도록 복수의 주변 분사노즐부(142b)로 구성할 수 있다.The injection nozzle 142 is installed in the nozzle body 141 and injects fuel and compressed air into the combustion chamber 121 . Here, the fuel may be hydrogen. And the injection nozzle 142 is provided in plurality and may be inserted into the nozzle body 141, respectively. That is, the injection nozzle 142 is composed of a central injection nozzle portion 142a disposed in the central portion of the nozzle body 141 and a plurality of peripheral injection nozzle portions 142b to surround the central injection nozzle portion 142a. can

여기서, 상기 중앙 분사노즐부(141a) 및 주변 분사노즐부(141b)은, 유로(142c)가 형성된 원통 형상을 가진다. 보다 상세하게 살펴보면, 분사노즐(142)의 중앙 분사노즐부(141a) 및 주변 분사노즐부(141b)은 각각 제1노즐튜브(도면미도시)와 제2노즐튜브(도면미도시)를 포함하는 이중관 구조로 이루어질 수 있다. 즉, 제1노즐튜브는 내부에 제1유로가 형성된 원통 형상을 가진다. 그리고, 제2노즐튜브는, 상기 제1노즐튜브의 반경방향 외측에서 상기 제1노즐튜브를 감싸도록 배치되는 원통 형상의 부재로서, 상기 제1노즐튜브와의 사이에 제2유로가 형성된다. 여기서, 제1유로는 연료를 연소챔버(121)로 공급되게 가이드하며, 제2유로는 압축공기를 연소챔버(121)로 공급되게 가이드한다. 이때, 제1노즐튜브에는 제1유로를 통해 유동하는 연료 중 일부의 연료를 제2유로로 공급되게 하는 스월러(도면미도시)가 형성될 수도 있다.Here, the central injection nozzle part 141a and the peripheral injection nozzle part 141b have a cylindrical shape in which a flow path 142c is formed. Looking in more detail, the central injection nozzle portion 141a and the peripheral injection nozzle portion 141b of the injection nozzle 142 include a first nozzle tube (not shown) and a second nozzle tube (not illustrated), respectively. It may be made of a double tube structure. That is, the first nozzle tube has a cylindrical shape in which a first flow path is formed. The second nozzle tube is a cylindrical member disposed to surround the first nozzle tube from the radially outer side of the first nozzle tube, and a second flow path is formed between the first nozzle tube and the first nozzle tube. Here, the first flow path guides fuel to be supplied to the combustion chamber 121 , and the second flow path guides compressed air to be supplied to the combustion chamber 121 . In this case, a swirler (not shown) for supplying some of the fuel flowing through the first flow path to the second flow path may be formed in the first nozzle tube.

이하부터는, 도 2 내지 도 4를 참조하여 본 발명의 제1 내지 제2실시예에 대해 설명하도록 한다.Hereinafter, first to second embodiments of the present invention will be described with reference to FIGS. 2 to 4 .

도 2 및 도 4를 참조하면, 본 발명의 제1실시예 및 제2실시예에 따른 노즐 어셈블리(140,240)에서, 분사노즐(142) 중 주변 분사노즐부(142b)은 중앙 분사노즐부(142a)를 통한 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 경사지게 배치한다. 즉, 분사노즐(142) 중 주변 분사노즐부(142b)를 통해 분사 배출되는 연료와 압축공기의 유동방향이 중앙 분사노즐부(142a)를 통한 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 일정각도의 경사각을 가지는 상태로 유동하도록 가이드하면서, 연소챔버(121)에서 연료와 압축공기의 충돌을 통한 혼합 효율을 증대되게 한다.2 and 4, in the nozzle assemblies 140 and 240 according to the first and second embodiments of the present invention, the peripheral injection nozzle part 142b among the injection nozzles 142 is the central injection nozzle part 142a. ) to be inclined based on the flow direction of fuel and compressed air through That is, the flow direction of fuel and compressed air injected and discharged through the peripheral injection nozzle part 142b of the injection nozzle 142 is at a certain angle based on the flow direction of the fuel and compressed air through the central injection nozzle part 142a. While guiding the flow to have an inclination angle, the mixing efficiency through collision of fuel and compressed air in the combustion chamber 121 is increased.

도 2 및 도 3을 참조하면, 본 발명의 제1실시예에 따른 노즐 어셈블리(140)에서, 분사노즐(142) 중 주변 분사노즐부(142b)는 중앙 분사노즐부(142a)의 길이방향에 나란한 방향을 기준으로 경사지게 배치할 수 있다. 즉, 분사노즐(142) 중 주변 분사노즐부(142b)은 중앙 분사노즐부(142a)를 통한 연료와 압축공기의 유동방향과 나란한 방향을 기준으로 중앙 분사노즐부(142a) 상류측 단부 'a1'에서 하류측 단부 'b1' 방향으로 갈수록 중앙 분사노즐부(142a)로부터 멀어지게 배치한다.2 and 3, in the nozzle assembly 140 according to the first embodiment of the present invention, the peripheral injection nozzle part 142b among the injection nozzles 142 is located in the longitudinal direction of the central injection nozzle part 142a. It can be arranged at an angle based on the side-by-side direction. That is, the peripheral injection nozzle part 142b of the injection nozzle 142 is the central injection nozzle part 142a upstream end 'a' based on the direction parallel to the flow direction of fuel and compressed air through the central injection nozzle part 142a. 1 'to the downstream end 'b 1 ' is disposed away from the central injection nozzle portion (142a) toward the direction.

이같이, 상기 분사노즐(142) 중 주변 분사노즐부(142b)은 중앙 분사노즐부(142a)를 통한 연료와 압축공기의 유동방향과 나란한 방향을 기준으로 중앙 분사노즐부(142a) 상류측 단부 'a1'에서 하류측 단부 'b1' 방향으로 갈수록 중앙 분사노즐부(142a)로부터 멀어지게 배치할 경우, 분사노즐(142)을 통해 연소챔버(121)로 분사되는 연료와 압축공기가 연소챔버(121) 내부에서 확산되는 유동흐름으로 배출되면서 혼합 효율을 높아지게 한다.In this way, the peripheral injection nozzle part 142b of the injection nozzle 142 is the central injection nozzle part 142a, the upstream end of the central injection nozzle part 142a based on a direction parallel to the flow direction of the fuel and compressed air through the central injection nozzle part 142a. When the a 1 'to the downstream end 'b 1 ' is disposed away from the central injection nozzle part 142a in the direction, the fuel and compressed air injected into the combustion chamber 121 through the injection nozzle 142 are discharged from the combustion chamber. (121) The mixing efficiency is increased as it is discharged as a flow stream that is diffused from the inside.

그리고, 상기 중앙 분사노즐부(142a) 및 주변 분사노즐부(142b)는 중앙 분사노즐부(142a)를 통한 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 상류측 단부 'a1'에서 하류측 단부 'b1' 방향으로 갈수록 내경이 커지도록 형성될 수 있다. 이같이, 중앙 분사노즐부(142a) 및 주변 분사노즐부(142b)의 내경이 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 상류측 단부 'a1'에서 하류측 단부 'b1' 방향으로 갈수록 커질 경우, 분사노즐(142)을 통해 연소챔버(121)로 연료와 압축공기의 배출시 확산상태로 분사되면서 각각의 중앙 분사노즐부(142a) 및 주변 분사노즐부(142b)를 통해 분사 배출되는 연료와 압축공기가 연소챔버(121) 내부에서 혼합되는 효율을 더욱 높아지게 한다.In addition, the central injection nozzle part 142a and the peripheral injection nozzle part 142b are located from the upstream end 'a 1 ' to the downstream end' based on the flow direction of fuel and compressed air through the central injection nozzle part 142a. b 1 ' may be formed such that the inner diameter increases in the direction. As such, when the inner diameters of the central injection nozzle part 142a and the peripheral injection nozzle part 142b increase from the upstream end 'a 1 ' to the downstream end 'b 1 ' direction based on the flow directions of fuel and compressed air, , while the fuel and compressed air are injected in a diffused state when the fuel and compressed air are discharged to the combustion chamber 121 through the injection nozzle 142, the fuel injected and discharged through each of the central injection nozzle part 142a and the peripheral injection nozzle part 142b and It further increases the efficiency of the compressed air being mixed in the combustion chamber 121 .

이와 같은 본 발명의 제1실시예에 의하면, 혼합된 연료와 압축공기의 분사시, 혼합된 연료와 압축공기가 중앙 분사노즐부(142a)를 중심으로 주변 분사노즐부(142b)를 통해 확산상태로 분사가 이루어지게 함으로써, 연소챔버(121)에서의 연료와 압축공기의 혼합효율을 향상시키고, 이를 통해 연소효율이 높아지게 할 수 있다.According to the first embodiment of the present invention, when the mixed fuel and compressed air are injected, the mixed fuel and compressed air are diffused through the peripheral injection nozzle part 142b with the central injection nozzle part 142a as the center. By making the injection into the furnace, the mixing efficiency of the fuel and the compressed air in the combustion chamber 121 can be improved, and thus the combustion efficiency can be increased.

도 4를 참조하면, 본 발명의 제2실시예에 따른 노즐 어셈블리(240)에서, 주변 분사노즐부(142b)는 중앙 분사노즐부(142a)를 기준으로 원주방향으로 경사지게 배치할 수 있다. 이같이, 주변 분사노즐부(142b)는 중앙 분사노즐부(142a)를 기준으로 원주방향으로 경사지게 배치할 경우, 분사노즐(142)을 통해 연소챔버(121)로 연료와 압축공기의 배출시 회전류가 생성되게 하면서 연료와 압축공기가 연소챔버(121) 내부에서 혼합되는 효율을 높아지게 한다.Referring to FIG. 4 , in the nozzle assembly 240 according to the second embodiment of the present invention, the peripheral injection nozzle part 142b may be disposed to be inclined in the circumferential direction with respect to the central injection nozzle part 142a. As such, when the peripheral injection nozzle portion 142b is disposed inclined in the circumferential direction with respect to the central injection nozzle portion 142a, the rotational flow when the fuel and compressed air are discharged to the combustion chamber 121 through the injection nozzle 142 is generated while increasing the efficiency in which fuel and compressed air are mixed in the combustion chamber 121 .

또한, 상기 주변 분사노즐부(142b)는 중앙 분사노즐부(142a)로부터 멀어질수록 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 상류측 단부에서 하류측 단부로의 원주방향 경사각이 커지게 배치할 수 있다. 즉, E1열에 배치된 주변 분사노즐부(142b)보다 E2열에 배치된 주변 분사노즐부(142b)의 원주방향 경사각이 더 크게 형성될 경우, 중앙 분사노즐부(142a)로부터 더 멀리 떨어진 주변 분사노즐부(142b)에서 배출되는 연료와 압축공기의 회전류 세기가 서로 다른 세기를 가지게 되면서 연료와 압축공기가 연소챔버(121) 내부에서 혼합되는 효율을 더욱 높아지게 한다.In addition, the peripheral injection nozzle portion 142b may be disposed to increase the circumferential inclination angle from the upstream end to the downstream end based on the flow directions of fuel and compressed air as the distance from the central injection nozzle portion 142a increases. have. That is, when the circumferential inclination angle of the peripheral injection nozzle portion 142b arranged in the E2 column is greater than the peripheral injection nozzle portion 142b arranged in the E1 column, the peripheral portion farther away from the central injection nozzle portion 142a is formed. As the rotational flow strengths of fuel and compressed air discharged from the injection nozzle unit 142b have different strengths, the efficiency of mixing fuel and compressed air in the combustion chamber 121 is further increased.

더불어, 본 발명의 제2실시예에 따른 노즐 어셈블리(240)에서 중앙 분사노즐부(142a) 및 주변 분사노즐부(142b)는 중앙 분사노즐부(141a)를 통한 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 상류측 단부 'a2'에서 하류측 단부 'b2' 방향으로 갈수록 내경이 커지도록 형성될 수 있다. 이같이, 중앙 분사노즐부(142a) 및 주변 분사노즐부(142b)의 내경이 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 상류측 단부 'a2'에서 하류측 단부 'b2' 방향으로 갈수록 커질 경우, 분사노즐(142)을 통해 연소챔버(121)로 연료와 압축공기의 배출시 확산상태로 분사되면서 각각의 중앙 분사노즐부(142a) 및 주변 분사노즐부(142b)를 통해 분사 배출되는 연료와 압축공기가 연소챔버(121) 내부에서 혼합되는 효율을 더욱 높아지게 한다.In addition, in the nozzle assembly 240 according to the second embodiment of the present invention, the central injection nozzle part 142a and the peripheral injection nozzle part 142b control the flow direction of fuel and compressed air through the central injection nozzle part 141a. As a reference, the inner diameter may be formed to increase from the upstream end 'a 2 ' to the downstream end 'b 2 ' direction. As such, when the inner diameter of the central injection nozzle part 142a and the peripheral injection nozzle part 142b increases from the upstream end 'a 2 ' to the downstream end 'b 2 ' direction based on the flow direction of fuel and compressed air. , while the fuel and compressed air are injected in a diffused state when the fuel and compressed air are discharged to the combustion chamber 121 through the injection nozzle 142, the fuel injected and discharged through each of the central injection nozzle part 142a and the peripheral injection nozzle part 142b and It further increases the efficiency of the compressed air being mixed in the combustion chamber 121 .

이와 같은 본 발명의 제2실시예에 의하면, 혼합된 연료와 압축공기의 분사시, 혼합된 연료와 압축공기가 중앙 분사노즐부(142a)를 중심으로 주변 분사노즐부(142b)를 통해 회전류 상태 및 확산상태로 분사되게 함으로써, 연소챔버(121)에서의 연료와 압축공기의 혼합효율을 향상시키고, 이를 통해 연소효율이 높아지게 할 수 있다.According to the second embodiment of the present invention, when the mixed fuel and compressed air are injected, the mixed fuel and compressed air are rotated through the peripheral injection nozzle part 142b with the central injection nozzle part 142a as the center. By injecting in the state and diffusion state, the mixing efficiency of the fuel and the compressed air in the combustion chamber 121 is improved, and thus the combustion efficiency can be increased.

10 : 가스터빈 11 : 압축기
12 : 터빈 100 : 연소기
110 : 노즐 케이싱 120 : 라이너
121 : 연소챔버 130 : 트랜지션피스
140,240 : 노즐 어셈블리 141: 노즐본체
142 : 분사노즐 142a : 중앙 분사노즐부
142b : 주변 분사노즐부10: gas turbine 11: compressor
12: turbine 100: combustor
110: nozzle casing 120: liner
121: combustion chamber 130: transition piece
140,240: nozzle assembly 141: nozzle body
142: injection nozzle 142a: central injection nozzle part
142b: peripheral injection nozzle unit

Claims (18)

가스터빈의 연소기에 구비되며, 연소기의 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하는 노즐 어셈블리에 있어서,
노즐본체; 및
상기 노즐본체에 설치되며, 상기 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하도록 노즐본체의 중앙부에 배치되는 중앙 분사노즐부 및, 중앙 분사노즐부를 둘러싸도록 복수의 주변 분사노즐부들로 구성된 분사노즐;을 포함하며,
상기 주변 분사노즐부는 중앙 분사노즐부를 통한 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 경사지게 배치되면서, 주변 분사노즐부를 통해 분사 배출되는 연료와 압축공기의 유동방향이 중앙 분사노즐부를 통한 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 경사지게 가이드하고
상기 주변 분사노즐부는 중앙 분사노즐부를 기준으로 원주방향으로 경사지게 배치되며, 상기 주변 분사노즐부는 중앙 분사노즐부로부터 멀어질수록 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 상류측 단부에서 하류측 단부로의 원주방향 경사각이 커지게 배치되어, 주변 분사노즐부에서 배출되는 연료와 압축공기의 회전류 세기가 서로 다른 세기를 가지게 하는 노즐 어셈블리.In the nozzle assembly provided in the combustor of the gas turbine and injecting fuel and compressed air into the combustion chamber of the combustor,
nozzle body; and
It is installed on the nozzle body, the central injection nozzle portion disposed in the central portion of the nozzle body to inject fuel and compressed air into the combustion chamber, and an injection nozzle composed of a plurality of peripheral injection nozzle portions to surround the central injection nozzle portion; and
The peripheral injection nozzle part is arranged to be inclined based on the flow direction of fuel and compressed air through the central injection nozzle part, and the flow directions of fuel and compressed air injected and discharged through the peripheral injection nozzle part are the fuel and compressed air through the central injection nozzle part. Guide inclined based on the flow direction
The peripheral injection nozzle part is disposed inclined in the circumferential direction with respect to the central injection nozzle part, and the peripheral injection nozzle part moves from the upstream end to the downstream end based on the flow direction of fuel and compressed air as the distance from the central injection nozzle part increases. A nozzle assembly that is disposed to have a large circumferential inclination angle so that the intensity of rotational flow of fuel and compressed air discharged from the peripheral injection nozzle unit has different intensities. 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 청구항 1에 있어서,
상기 중앙분사노즐부 및 주변 분사노즐부는, 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 상류측 단부에서 하류측 단부 방향으로 갈수록 내경이 커지도록 형성된 노즐 어셈블리.The method according to claim 1,
The central injection nozzle part and the peripheral injection nozzle part are formed to have inner diameters increasing from the upstream end to the downstream end based on the flow directions of fuel and compressed air. 가스터빈의 압축기로부터 공급받은 압축공기를 연료와 혼합하여 연소시키며, 생성된 연소가스를 가스터빈의 터빈으로 공급하는 연소기에 있어서,
노즐케이싱;
상기 노즐케이싱의 상기 터빈 측 단부에 연결되며, 내부에 연료와 압축공기의 혼합물이 연소되는 연소챔버가 형성된 라이너;
상기 라이너의 상기 터빈 측 단부에 연결되며, 상기 연소챔버에서 발생된 연소가스를 상기 터빈으로 공급하는 트랜지션피스; 및
상기 노즐케이싱의 내부에 설치되며, 상기 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하는 노즐 어셈블리를 포함하며,
상기 노즐 어셈블리는,
노즐본체,
상기 노즐본체에 설치되며, 상기 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하도록 노즐본체의 중앙부에 배치되는 중앙 분사노즐부 및, 중앙 분사노즐부를 둘러싸도록 복수의 주변 분사노즐부들로 구성된 분사노즐을 포함하며,
상기 주변 분사노즐부는 중앙 분사노즐부를 통한 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 경사지게 배치되면서, 주변 분사노즐부를 통해 분사 배출되는 연료와 압축공기의 유동방향이 중앙 분사노즐부를 통한 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 경사지게 가이드하고,
상기 주변 분사노즐부는 중앙 분사노즐부를 기준으로 원주방향으로 경사지게 배치되며, 상기 주변 분사노즐부는 중앙 분사노즐부로부터 멀어질수록 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 상류측 단부에서 하류측 단부로의 원주방향 경사각이 커지게 배치되어, 주변 분사노즐부에서 배출되는 연료와 압축공기의 회전류 세기가 서로 다른 세기를 가지게 하는 연소기.In a combustor for mixing compressed air supplied from a compressor of a gas turbine with fuel, and supplying the generated combustion gas to a turbine of a gas turbine,
nozzle casing;
a liner connected to the turbine side end of the nozzle casing and having a combustion chamber in which a mixture of fuel and compressed air is burned;
a transition piece connected to the turbine side end of the liner and supplying the combustion gas generated in the combustion chamber to the turbine; and
and a nozzle assembly installed inside the nozzle casing and injecting fuel and compressed air into the combustion chamber,
The nozzle assembly,
nozzle body,
It is installed in the nozzle body and includes a central injection nozzle part disposed in the central part of the nozzle body to inject fuel and compressed air into the combustion chamber, and an injection nozzle composed of a plurality of peripheral injection nozzle parts to surround the central injection nozzle part, ,
The peripheral injection nozzle part is arranged to be inclined based on the flow direction of fuel and compressed air through the central injection nozzle part, and the flow directions of fuel and compressed air injected and discharged through the peripheral injection nozzle part are the fuel and compressed air through the central injection nozzle part. Guide inclined based on the flow direction,
The peripheral injection nozzle part is disposed inclined in the circumferential direction with respect to the central injection nozzle part, and the peripheral injection nozzle part moves from the upstream end to the downstream end based on the flow direction of fuel and compressed air as the distance from the central injection nozzle part increases. A combustor that is arranged to have a large circumferential inclination angle, so that the intensity of rotational flow of fuel and compressed air discharged from the peripheral injection nozzle unit has different intensities. 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 청구항 7에 있어서,
상기 중앙분사노즐부 및 주변 분사노즐부는, 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 상류측 단부에서 하류측 단부 방향으로 갈수록 내경이 커지도록 형성된 연소기.8. The method of claim 7,
The central injection nozzle part and the peripheral injection nozzle part are formed to have inner diameters increasing from the upstream end to the downstream end based on the flow directions of fuel and compressed air. 외부로부터 유입된 공기를 압축시키는 압축기;
상기 압축기로부터 공급받은 압축공기를 연료와 혼합시켜 연소시키는 연소기; 및
상기 연소기로부터 공급받은 연소가스를 내부로 통과시켜, 전력 생성을 위한 동력을 발생시키는 터빈을 포함하되,
상기 연소기는,
노즐케이싱,
상기 노즐케이싱의 상기 터빈 측 단부에 연결되며, 내부에 연료와 압축공기의 혼합물이 연소되는 연소챔버가 형성된 라이너,
상기 라이너의 상기 터빈 측 단부에 연결되며, 상기 연소챔버에서 발생된 연소가스를 상기 터빈으로 공급하는 트랜지션피스, 및
상기 노즐케이싱의 내부에 설치되며, 상기 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하는 노즐 어셈블리를 포함하며,
상기 노즐 어셈블리는,
노즐본체,
상기 노즐본체에 설치되며, 상기 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하도록 노즐본체의 중앙부에 배치되는 중앙 분사노즐부 및, 중앙 분사노즐부를 둘러싸도록 복수의 주변 분사노즐부들로 구성된 분사노즐을 포함하며,
상기 주변 분사노즐부는 중앙 분사노즐부를 통한 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 경사지게 배치되면서, 주변 분사노즐부를 통해 분사 배출되는 연료와 압축공기의 유동방향이 중앙 분사노즐부를 통한 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 경사지게 가이드하고,
상기 주변 분사노즐부는 중앙 분사노즐부를 기준으로 원주방향으로 경사지게 배치되며, 상기 주변 분사노즐부는 중앙 분사노즐부로부터 멀어질수록 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 상류측 단부에서 하류측 단부로의 원주방향 경사각이 커지게 배치되어, 주변 분사노즐부에서 배출되는 연료와 압축공기의 회전류 세기가 서로 다른 세기를 가지게 하는 가스 터빈.a compressor for compressing air introduced from the outside;
a combustor mixing the compressed air supplied from the compressor with fuel and combusting it; and
A turbine for generating power for power generation by passing the combustion gas supplied from the combustor to the inside,
the combustor,
nozzle casing,
a liner connected to the turbine side end of the nozzle casing and having a combustion chamber in which a mixture of fuel and compressed air is burned;
a transition piece connected to the turbine side end of the liner and supplying combustion gas generated in the combustion chamber to the turbine; and
and a nozzle assembly installed inside the nozzle casing and injecting fuel and compressed air into the combustion chamber,
The nozzle assembly,
nozzle body,
It is installed on the nozzle body and includes a central injection nozzle part disposed in the central part of the nozzle body to inject fuel and compressed air into the combustion chamber, and a plurality of peripheral injection nozzle parts to surround the central injection nozzle part. ,
The peripheral injection nozzle part is arranged to be inclined based on the flow direction of the fuel and compressed air through the central injection nozzle part, and the flow direction of fuel and compressed air injected and discharged through the peripheral injection nozzle part is the fuel and compressed air through the central injection nozzle part. Guide inclined based on the flow direction,
The peripheral injection nozzle part is disposed inclined in the circumferential direction with respect to the central injection nozzle part, and the peripheral injection nozzle part moves from the upstream end to the downstream end based on the flow direction of fuel and compressed air as the distance from the central injection nozzle part increases. A gas turbine having a large circumferential inclination angle so that the rotational flow strengths of fuel and compressed air discharged from the surrounding injection nozzles have different intensities. 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 청구항 13에 있어서,
상기 중앙분사노즐부 및 주변 분사노즐부는, 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 상류측 단부에서 하류측 단부 방향으로 갈수록 내경이 커지도록 형성된 가스 터빈.

14. The method of claim 13,
The central injection nozzle part and the peripheral injection nozzle part are formed to have inner diameters increasing from the upstream end to the downstream end based on the flow directions of fuel and compressed air.
KR1020210006861A 2021-01-18 2021-01-18 Nozzle assembly, combustor and gas turbine comprising the same KR102437978B1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020210006861A KR102437978B1 (en) 2021-01-18 2021-01-18 Nozzle assembly, combustor and gas turbine comprising the same

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020210006861A KR102437978B1 (en) 2021-01-18 2021-01-18 Nozzle assembly, combustor and gas turbine comprising the same

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20220104493A KR20220104493A (en) 2022-07-26
KR102437978B1 true KR102437978B1 (en) 2022-08-30

Family

ID=82609523

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020210006861A KR102437978B1 (en) 2021-01-18 2021-01-18 Nozzle assembly, combustor and gas turbine comprising the same

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR102437978B1 (en)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006029773A (en) * 2004-06-30 2006-02-02 General Electric Co <Ge> Multi-venturi tube fuel injector for gas turbine combustor
KR101625865B1 (en) * 2014-01-16 2016-05-31 두산중공업 주식회사 Multiple nozzle gas turbine combustor
JP2017150806A (en) * 2016-02-26 2017-08-31 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ Pilot nozzles in gas turbine combustors

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006029773A (en) * 2004-06-30 2006-02-02 General Electric Co <Ge> Multi-venturi tube fuel injector for gas turbine combustor
KR101625865B1 (en) * 2014-01-16 2016-05-31 두산중공업 주식회사 Multiple nozzle gas turbine combustor
JP2017150806A (en) * 2016-02-26 2017-08-31 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ Pilot nozzles in gas turbine combustors

Also Published As

Publication number Publication date
KR20220104493A (en) 2022-07-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR102126882B1 (en) Nozzle assembly, combustor and gas turbine including the same
KR102437977B1 (en) Nozzle assembly, Combustor and Gas turbine comprising the same
KR102046457B1 (en) Combustor and gas turbine including the same
EP3102877B1 (en) Combustor
US11815026B2 (en) Combustor nozzle, and combustor and gas turbine including the same
US11953205B2 (en) Swirler with fuel manifold, and combustor and gas turbine including the same
KR102437978B1 (en) Nozzle assembly, combustor and gas turbine comprising the same
KR102126883B1 (en) Nozzle assembly, combustor and gas turbine including the same
KR102433706B1 (en) Nozzle assembly, Combustor and Gas turbine comprising the same
KR102472389B1 (en) Nozzle assembly, combustor and gas turbine comprising the same
KR102437976B1 (en) Nozzle assembly, Combustor and Gas turbine comprising the same
EP4299984A1 (en) Hollow nozzle, combustor including hollow nozzle, and gas turbine including combustor
KR102651451B1 (en) Gas turbine combustor and gas turbine having same
KR102415841B1 (en) Discharge-nozzle, Combustor and Gas turbine comprising the same
KR102595333B1 (en) Combustor and gas turbine comprising the same
JP7408908B2 (en) Combustor nozzle, combustor, and gas turbine including the same
KR102522476B1 (en) Discharge-nozzle, Combustor and Gas turbine comprising the same
KR102660055B1 (en) Nozzle for combustor, combustor, and gas turbine including the same
KR20240003229A (en) Jet nozzle, combustor and gas turbine including same
KR102632603B1 (en) Nozzle for combustor, combustor, and gas turbine including the same
KR102426622B1 (en) Combustor and gas turbine comprising the same
KR102490478B1 (en) Discharge-nozzle, Combustor and Gas turbine comprising the same
US20240003545A1 (en) Jet nozzle, combustor, and gas turbine including same
KR20240003228A (en) Jet nozzle, combustor and gas turbine including same
KR20230122348A (en) Gas turbine combustor and gas turbine having same

Legal Events

Date Code Title Description
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant