KR102502552B1 - Turbine apparatus - Google Patents

Turbine apparatus Download PDF

Info

Publication number
KR102502552B1
KR102502552B1 KR1020200169348A KR20200169348A KR102502552B1 KR 102502552 B1 KR102502552 B1 KR 102502552B1 KR 1020200169348 A KR1020200169348 A KR 1020200169348A KR 20200169348 A KR20200169348 A KR 20200169348A KR 102502552 B1 KR102502552 B1 KR 102502552B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
rotor
stator
blade
turbine
unit
Prior art date
Application number
KR1020200169348A
Other languages
Korean (ko)
Other versions
KR20220080342A (en
Inventor
이병준
Original Assignee
이병준
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 이병준 filed Critical 이병준
Priority to KR1020200169348A priority Critical patent/KR102502552B1/en
Priority to PCT/KR2021/018436 priority patent/WO2022124754A1/en
Publication of KR20220080342A publication Critical patent/KR20220080342A/en
Application granted granted Critical
Publication of KR102502552B1 publication Critical patent/KR102502552B1/en

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/045—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor having compressor and turbine passages in a single rotor-module
    • 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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
    • F02C3/073—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages the compressor and turbine stages being concentric
    • 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
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
    • F02C6/06—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas
    • F02C6/08—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas the gas being bled from the gas-turbine compressor
    • 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
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
    • 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
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
    • F02C6/206—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles the vehicles being airscrew driven
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈장치는, 스테이터, 상기 스테이터의 외부에 회전 가능하게 배치되는 로터, 상기 로터로부터 회전력을 전달받아 공기를 압축하는 압축부, 상기 압축기 일측에 형성되어 압축된 공기에 연료를 혼합하고 점화하여 연소가스를 생성하는 연소부 및 상기 연소가스로부터 회전력을 얻어 상기 로터를 회전시키는 터빈부를 포함할 수 있다.Turbine device according to an embodiment of the present invention, a stator, a rotor rotatably disposed outside the stator, a compression unit for compressing air by receiving rotational force from the rotor, formed on one side of the compressor to the compressed air It may include a combustion unit that generates combustion gas by mixing and igniting fuel, and a turbine unit that rotates the rotor by obtaining rotational force from the combustion gas.

Description

터빈장치 {TURBINE APPARATUS}Turbine device {TURBINE APPARATUS}

본 발명은 터빈장치에 관한 것이다.The present invention relates to a turbine device.

일반적으로, 터빈 장치는 물, 가스, 증기 등과 같은 작동 유체가 가지는 에너지를 기계적 일로 변환시키는 기계로서, 보통 회전체의 원주에 여러 개의 깃 또는 날개를 심고 거기에 증기 또는 가스를 내뿜어 충동력 또는 반동력으로 고속회전시키는 터보형의 기계를 말한다.In general, a turbine device is a machine that converts the energy of a working fluid such as water, gas, steam, etc. into mechanical work. Usually, several feathers or wings are planted on the circumference of a rotating body and steam or gas is emitted thereto to generate impulse or reaction force. It is a turbo-type machine that rotates at high speed.

이러한 터빈 장치의 종류로는, 고온 고압의 가스가 가지는 에너지를 이용하는 가스 터빈, 증기가 가지는 에너지를 이용하는 증기 터빈 등이 있다.Types of such a turbine device include a gas turbine using energy possessed by high-temperature and high-pressure gas, a steam turbine utilizing energy possessed by steam, and the like.

가스 터빈은, 하우징, 하우징의 내부에 회전 가능하게 구비되는 로터, 로터로부터 회전력을 전달받아 공기를 압축하는 압축기, 압축기에서 압축된 공기에 연료를 혼합하고 점화하여 연소 가스를 생성하는 연소기 및 연소기에서 생성된 연소 가스로부터 회전력을 얻어 로터를 회전시키는 터빈을 포함한다.A gas turbine includes a housing, a rotor rotatably provided inside the housing, a compressor receiving rotational force from the rotor and compressing air, a combustor mixing fuel with compressed air in the compressor and igniting it to generate combustion gas, and a combustor. It includes a turbine that rotates a rotor by obtaining rotational force from the generated combustion gas.

그러나, 이러한 종래의 가스 터빈은 로터가 회전함에 따라 원심력이 발생하여 로터의 블레이드 각각에 인장응력이 걸렸으며, 이에 따라 블레이드가 인장응력에 지속적으로 노출됨에 따라 파손되는 문제점이 발생하였다. However, in such a conventional gas turbine, centrifugal force is generated as the rotor rotates, and tensile stress is applied to each blade of the rotor. As a result, the blades are continuously exposed to the tensile stress, resulting in damage.

본 발명의 일 실시예는, 블레이드에 걸리는 인장응력을 제거하여 장치 수명이 연장되는 터빈장치를 제공하는 것이다.One embodiment of the present invention is to provide a turbine device in which the life of the device is extended by removing the tensile stress applied to the blade.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈장치는, 스테이터, 상기 스테이터의 외부에 회전 가능하게 배치되는 로터, 상기 로터로부터 회전력을 전달받아 공기를 압축하는 압축부, 상기 압축기 일측에 형성되어 압축된 공기에 연료를 혼합하고 점화하여 연소가스를 생성하는 연소부 및 상기 연소가스로부터 회전력을 얻어 상기 로터를 회전시키는 터빈부를 포함할 수 있다.Turbine device according to an embodiment of the present invention, a stator, a rotor rotatably disposed outside the stator, a compression unit for compressing air by receiving rotational force from the rotor, formed on one side of the compressor to the compressed air It may include a combustion unit that generates combustion gas by mixing and igniting fuel, and a turbine unit that rotates the rotor by obtaining rotational force from the combustion gas.

상기 압축부는, 상기 스테이터 외측면에 고정되며 상기 스테이터의 길이방향을 따라 복수개의 단으로 형성되는 제1 블레이드; 및 상기 로터의 내측면에서 상기 로터의 길이방향을 따라 복수개의 단으로 형성되어, 상기 로터에 의해 회전되는 제2 블레이드를 포함하고, 상기 제1 블레이드 및 상기 제2 블레이드는 번갈아 배열될 수 있다.The compression unit may include a first blade fixed to an outer surface of the stator and formed in a plurality of stages along the length direction of the stator; and second blades formed in a plurality of stages along the longitudinal direction of the rotor on an inner surface of the rotor and rotated by the rotor, wherein the first blade and the second blade may be alternately arranged.

상기 스테이터는, 내부에 축방향을 따라 형성되는 중공부를 포함할 수 있다.The stator may include a hollow part formed therein along an axial direction.

상기 로터는, 외측면에 한 쌍의 날개부가 상호 대칭으로 배치될 수 있다.The rotor may have a pair of wings symmetrically arranged on an outer surface thereof.

상기 로터는, 상기 터빈과 인접한 단부에 상기 연소가스를 배출하는 노즐부가 형성될 수 있다.The rotor may have a nozzle unit for discharging the combustion gas at an end adjacent to the turbine.

상기 로터는, 상기 노즐부와 인접한 단부에 지면에 착지하기위한 착륙부가 형성될 수 있다.The rotor may have a landing part for landing on the ground at an end adjacent to the nozzle part.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈장치는, 블레이드에 걸리는 인장응력을 제거하여 장치 수명이 연장될 수 있다.Turbine device according to an embodiment of the present invention, the life of the device can be extended by removing the tensile stress applied to the blade.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈장치는, 수직이착륙이 가능하고 내부에는 제어장치 및 탑승장치의 설치를 설치할 수 있으므로 일인용 소형 수직이착륙기, 드론 및 무인정찰기로 활용할 수 있다.The turbine device according to an embodiment of the present invention is capable of vertical take-off and landing, and since a control device and a boarding device can be installed therein, it can be used as a small vertical take-off and landing aircraft for one person, a drone, and an unmanned reconnaissance aircraft.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈장치의 단면도이다.
도 2는 도 1에 도시된 터빈장치의 변형예를 나타낸 단면도이다.
도 3은 본 발명의 다른 실시예에 따른 터빈장치의 단면도이다.
도 4는 도 3에 도시된 터빈장치의 A-A'단면도이다.
도 5는 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 터빈장치의 단면도이다.1 is a cross-sectional view of a turbine device according to an embodiment of the present invention.
Figure 2 is a cross-sectional view showing a modified example of the turbine device shown in Figure 1;
3 is a cross-sectional view of a turbine device according to another embodiment of the present invention.
4 is a cross-sectional view A-A 'of the turbine device shown in FIG.
5 is a cross-sectional view of a turbine device according to another embodiment of the present invention.

이하, 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시예에 대하여 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다. 도면에서 본 발명을 명확하게 설명하기 위해서 설명과 관계없는 부분은 생략하였으며, 명세서 전체를 통하여 동일 또는 유사한 구성요소에 대해서는 동일한 참고부호를 붙였다.Hereinafter, with reference to the accompanying drawings, embodiments of the present invention will be described in detail so that those skilled in the art can easily carry out the present invention. This invention may be embodied in many different forms and is not limited to the embodiments set forth herein. In order to clearly describe the present invention in the drawings, parts irrelevant to the description are omitted, and the same reference numerals are attached to the same or similar components throughout the specification.

본 명세서에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성 요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성 요소, 부분품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다. 또한, 층, 막, 영역, 판 등의 부분이 다른 부분 "위에" 있다고 할 경우, 이는 다른 부분 "바로 위에" 있는 경우뿐만 아니라 그 중간에 또 다른 부분이 있는 경우도 포함한다. 반대로 층, 막, 영역, 판 등의 부분이 다른 부분 "아래에" 있다고 할 경우, 이는 다른 부분 "바로 아래에" 있는 경우뿐만 아니라 그 중간에 또 다른 부분이 있는 경우도 포함한다.In this specification, terms such as "include" or "have" are intended to designate that there is a feature, number, step, operation, component, part, or combination thereof described in the specification, but one or more other features It should be understood that it does not preclude the possibility of the presence or addition of numbers, steps, operations, components, parts, or combinations thereof. In addition, when a part such as a layer, film, region, plate, etc. is said to be “on” another part, this includes not only the case where it is “directly on” the other part, but also the case where there is another part in the middle. Conversely, when a part such as a layer, film, region, plate, etc. is said to be "under" another part, this includes not only the case where it is "directly below" the other part, but also the case where another part exists in the middle.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈장치의 단면도이고, 도 2는 도 1에 도시된 터빈장치의 변형예를 나타낸 단면도이다.1 is a cross-sectional view of a turbine device according to an embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a cross-sectional view showing a modified example of the turbine device shown in FIG.

도 1을 참고하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈장치(1)는 스테이터(100), 로터(110), 압축부(120), 연소부(130) 및 터빈부(140)를 포함할 수 있다.Referring to FIG. 1 , a turbine device 1 according to an embodiment of the present invention may include a stator 100, a rotor 110, a compression unit 120, a combustion unit 130, and a turbine unit 140. can

스테이터(100)는 소정의 기둥 형상으로, 터빈장치(1)의 중심축 역할을 할 수 있다. 예를 들어, 스테이터(100)는 원통형으로 형성될 수 있다. 스테이터(100)의 내부에는 축방향을 따라 연장되는 중공부(101)가 형성될 수 있다.The stator 100 has a predetermined column shape and may serve as a central axis of the turbine device 1. For example, the stator 100 may be formed in a cylindrical shape. A hollow part 101 extending along an axial direction may be formed inside the stator 100 .

로터(110)는 스테이터(100)의 외부에 회전가능하게 배치될 수 있다. 이때, 로터(110)는 내부에 스테이터(100)를 수용할 수 있다. 예를 들어, 로터(110)의 내부 중심축에는 스테이터(100)가 배치될 수 있다. 이에 따라, 로터(110)는 스테이터(100)를 중심축으로하여 회전될 수 있다. The rotor 110 may be rotatably disposed outside the stator 100 . At this time, the rotor 110 may accommodate the stator 100 therein. For example, the stator 100 may be disposed on the inner central axis of the rotor 110 . Accordingly, the rotor 110 may be rotated with the stator 100 as a central axis.

압축부(120)는 제1 블레이드(121) 및 제2 블레이드(122)를 포함할 수 있다. The compression unit 120 may include a first blade 121 and a second blade 122 .

제1 블레이드(121)는 스테이터(100)의 외측면에 고정될 수 있다. 예를 들어, 제1 블레이드(121)는 복수개가 스테이터(100)의 축 방향을 따라 복수 단으로 형성될 수 있다. 다른 예로, 제1 블레이드(121)는 각 단마다 스테이터(100)의 외측면 원주방향을 따라 복수개로 형성될 수 있다.The first blade 121 may be fixed to the outer surface of the stator 100 . For example, a plurality of first blades 121 may be formed in multiple stages along the axial direction of the stator 100 . As another example, a plurality of first blades 121 may be formed along the circumferential direction of the outer surface of the stator 100 for each stage.

제2 블레이드(122)는 로터(110)의 내측면에 형성되어, 로터(110)와 함께 회전될 수 있다. 예를 들어, 제2 블레이드(122)는 복수개가 로터(110)의 길이방향을 따라 복수 단으로 형성될 수 있다. 이때, 제2 블레이드(122)의 각 단은 제1 블레이드(121)의 각 단과 번갈아 배열될 수 있다. 다른 예로, 제2 블레이드(122)는 각 단마다 로터(110)의 회전방향을 따라 복수개로 형성될 수 있다.The second blade 122 is formed on the inner surface of the rotor 110 and can be rotated together with the rotor 110 . For example, a plurality of second blades 122 may be formed in multiple stages along the longitudinal direction of the rotor 110 . In this case, each end of the second blade 122 may be alternately arranged with each end of the first blade 121 . As another example, the second blade 122 may be formed in plurality along the rotational direction of the rotor 110 for each stage.

즉, 이러한 제1 블레이드(121) 및 제2 블레이드(122)는 공기의 유동방향을 따라 서로 번갈아 배열되고, 이때 스테이터(100)를 중심으로 외부의 로터(110)가 회전하게되면 로터(110) 내부로 유입되는 공기가 제1 블레이드(121) 및 제2 블레이드(122)를 통과하면서 압축될 수 있다.That is, the first blade 121 and the second blade 122 are alternately arranged along the flow direction of the air, and at this time, when the external rotor 110 rotates around the stator 100, the rotor 110 Air introduced into the inside may be compressed while passing through the first blade 121 and the second blade 122 .

연소부(130)는 로터(110)의 내부에서 압축부(120) 및 터빈부(140) 사이 공간에 형성될 수 있다. 이러한 연소부(130)에는 연소기(미도시)가 연결될 수 있다. 예를 들어, 연소기는 로터(110)의 회전방향을 따라 복수개가 배열되며, 연소부(130) 내 공간이랑 연통될 수 있다. The combustion unit 130 may be formed in a space between the compression unit 120 and the turbine unit 140 inside the rotor 110 . A burner (not shown) may be connected to the combustion unit 130 . For example, a plurality of combustors may be arranged along the rotational direction of the rotor 110 and communicate with a space within the combustion unit 130 .

이러한 연소부(130)에는 압축부(120)로부터 압축된 공기가 유입되고, 연소기를 통해 압축 공기에 연료를 분사하여 혼합하고, 혼합 공기를 연소시킴으로써 높은 에너지의 고온 고압 연소가스를 생성할 수 있다. Compressed air from the compression unit 120 is introduced into the combustion unit 130, fuel is injected and mixed with the compressed air through a combustor, and high-temperature, high-pressure combustion gas of high energy can be generated by combusting the mixed air. .

터빈부(140)는 제3 블레이드(141) 및 제4 블레이드(142)를 포함할 수 있다.The turbine unit 140 may include a third blade 141 and a fourth blade 142 .

제3 블레이드(141)는 스테이터(100)의 외측면에 고정될 수 있다. 예를 들어, 제3 블레이드(141)는 복수개가 스테이터(100)의 축 방향을 따라 복수 단으로 형성될 수 있다. 다른 예로, 제3 블레이드(141)는 각 단마다 스테이터(100)의 외측면 원주방향을 따라 복수개로 형성될 수 있다.The third blade 141 may be fixed to the outer surface of the stator 100 . For example, a plurality of third blades 141 may be formed in multiple stages along the axial direction of the stator 100 . As another example, a plurality of third blades 141 may be formed along the circumferential direction of the outer surface of the stator 100 for each stage.

제4 블레이드(142)는 로터(110)의 내측면에 형성되어, 로터(110)와 함께 회전될 수 있다. 예를 들어, 제4 블레이드(142)는 복수개가 로터(110)의 길이방향을 따라 복수 단으로 형성될 수 있다. 이때, 제4 블레이드(142)의 각 단은 제1 블레이드(121)의 각 단과 번갈아 배열될 수 있다. 다른 예로, 제4 블레이드(142)는 각 단마다 로터(110)의 회전방향을 따라 복수개로 형성될 수 있다.The fourth blade 142 is formed on the inner surface of the rotor 110 and can be rotated together with the rotor 110 . For example, a plurality of fourth blades 142 may be formed in multiple stages along the longitudinal direction of the rotor 110 . In this case, each end of the fourth blade 142 may be alternately arranged with each end of the first blade 121 . As another example, the fourth blade 142 may be formed in plurality along the rotational direction of the rotor 110 for each stage.

제3 블레이드(141) 및 제4 블레이드(142)는 공기의 유동방향을 따라 서로 번갈아 배열될 수 있다. 이때, 연소부(130)에서 생성된 연소 가스가 터빈부(140)로 유입되면서 제4 블레이드(142) 및 로터(110)에 회전력을 가하므로, 로터(110)의 회전 및 압축부(120)의 공기 압축이 용이하게 이루어질 수 있다.The third blade 141 and the fourth blade 142 may be alternately arranged along the air flow direction. At this time, since the combustion gas generated in the combustion unit 130 flows into the turbine unit 140 and applies rotational force to the fourth blade 142 and the rotor 110, the rotation and compression unit 120 of the rotor 110 of air compression can be made easily.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈장치(1)는 스테이터(100)를 중심축으로하고 이의 외측에 배치된 로터(110)를 회전시킴으로써, 종래의 터빈장치처럼 로터를 중심축으로하고 스테이터를 외부에 배치했을 때 블레이드에 걸리는 인장응력을 방지할 수 있으며, 또한 원심력에 의해 발생하는 인장응력을 스테이터(100)에 걸리는 압축력으로 변환시킴으로써, 블레이드의 파손을 방지할 수 있어 터빈장치(1)의 수명을 연장할 수 있다.Turbine device 1 according to an embodiment of the present invention has the stator 100 as the central axis and rotates the rotor 110 disposed outside thereof, so that the rotor is used as the central axis and the stator as the external axis like a conventional turbine device. Tensile stress applied to the blades can be prevented when placed on the blade, and by converting tensile stress generated by the centrifugal force into compressive force applied to the stator 100, damage to the blades can be prevented and the life of the turbine device 1 can be prevented. can be extended.

한편, 도 2를 참고하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈장치(1)의 변형예는 팬(113)을 더 포함할 수 있다. 팬(113)은 스테이터(100)의 입구에 형성될 수 있다.On the other hand, referring to Figure 2, the modified example of the turbine device 1 according to an embodiment of the present invention may further include a fan (113). The fan 113 may be formed at the inlet of the stator 100.

예를 들어, 팬(113)을 포함하는 터빈장치(1)는 별도의 덕트(미도시) 내부에 설치될 수 있다. 다른 예로, 팬(113)만 별도의 덕트(미도시) 내부에 설치될 수 있다.For example, the turbine device 1 including the fan 113 may be installed inside a separate duct (not shown). As another example, only the fan 113 may be installed inside a separate duct (not shown).

이에 따라, 로터(110)가 회전하게 되면 팬(113)이 함께 회전되며, 이때 공기가 팬(113)을 통과하여 팬(113)의 후방으로 나와 로터(110) 및 덕트 사이의 좁은 통로를 흐르면서 가속화되므로 터빈장치(1)의 추력을 상승시킬 수 있습니다.Accordingly, when the rotor 110 rotates, the fan 113 rotates together, and at this time, air passes through the fan 113 and comes out to the rear of the fan 113 while flowing through a narrow passage between the rotor 110 and the duct. As it accelerates, the thrust of the turbine unit (1) can be increased.

도 3은 본 발명의 다른 실시예에 따른 터빈장치의 단면도이고, 도 4는 도 3에 도시된 터빈장치의 A-A'단면도이다.Figure 3 is a cross-sectional view of a turbine device according to another embodiment of the present invention, Figure 4 is a AA 'cross-sectional view of the turbine device shown in FIG.

도 3 및 도 4를 참고하면, 본 발명의 다른 실시예에 따른 터빈장치(1)는 수직으로 배열시킨 후 추력을 발생시킴으로써, 수직 이착륙이 가능할 수 있다. 이러한 터빈장치(1)는 스테이터(100), 로터(110), 압축부(120), 연소부(130) 및 터빈부(140)에 의해 발생하는 추력에 의해 이륙 및 착륙이 가능할 수 있다.Referring to FIGS. 3 and 4 , the turbine device 1 according to another embodiment of the present invention may be capable of vertical take-off and landing by arranging it vertically and then generating thrust. The turbine device 1 may take off and land by thrust generated by the stator 100, the rotor 110, the compression unit 120, the combustion unit 130, and the turbine unit 140.

본 발명의 다른 실시예에 따른 터빈장치(1)는 노즐부(114), 선단부(150), 날개부(160) 및 착륙부(170)를 더 포함할 수 있다. Turbine device 1 according to another embodiment of the present invention may further include a nozzle part 114, a tip part 150, a wing part 160 and a landing part 170.

노즐부(114)는 로터(110)의 하단에 형성되어, 로터(110) 내부에서 압축부(120), 연소부(130) 및 터빈부(140)를 거쳐 발생된 연소가스를 하방으로 배출시킬 수 있다. 이에 따라, 연소가스가 하방으로 배출됨에 따라 추력이 발생되어 터빈장치(1)를 이륙시킬 수 있고, 추력을 조절함에 따라 터빈장치(1)를 착륙시킬 수 있다.The nozzle unit 114 is formed at the lower end of the rotor 110 to discharge combustion gas generated inside the rotor 110 through the compression unit 120, the combustion unit 130, and the turbine unit 140 downward. can Accordingly, as the combustion gas is discharged downward, thrust is generated so that the turbine device 1 can be taken off, and the turbine device 1 can be landed by adjusting the thrust.

선단부(150)는 직립 배열된 터빈장치(1)의 상단에 형성될 수 있다. 이때, 선단부(150)는 하단에서 상단으로 갈수록 단면적이 작아지는 형태일 수 있다. 이에 따라, 터빈장치(1)가 이륙시 공기저항을 최소화할 수 있다.The front end 150 may be formed at the top of the turbine device 1 arranged upright. At this time, the front end 150 may have a shape in which the cross-sectional area decreases from the bottom to the top. Accordingly, when the turbine device 1 takes off, air resistance can be minimized.

날개부(160)는 로터(110)의 외측면에 형성될 수 있다. 예를 들어, 날개부(160)는 한 쌍이 각각 로터(110)의 양측면에 상호 대칭되도록 배치될 수 있다. 이러한 날개부(160)는 터빈장치(1)가 공중에서 방향을 전환할 수 있도록 한다.The wing portion 160 may be formed on an outer surface of the rotor 110 . For example, a pair of wings 160 may be disposed symmetrically on both sides of the rotor 110 . These wings 160 enable the turbine device 1 to change direction in the air.

착륙부(170)는 로터(110)의 하단에 설치될 수 있다. 예를 들어, 착륙부(170)는 바퀴일 수 있다. 예를 들어, 착륙부(170)는 로터(110)의 하단 테두리부를 따라 복수개가 형성될 수 있다. 다른 예로, 착륙부(170)는 4개로 형성되며 각각이 일정 간격으로 이격배치될 수 있다. 이에 따라, 착륙부(170)에 의해 터빈장치(1)를 지면에 안정적으로 착지시킬 수 있다.The landing section 170 may be installed at the lower end of the rotor 110 . For example, the landing part 170 may be a wheel. For example, a plurality of landing units 170 may be formed along the lower rim of the rotor 110 . As another example, four landing units 170 may be formed, and each may be spaced apart at regular intervals. Accordingly, it is possible to stably land the turbine device 1 on the ground by the landing unit 170 .

한편, 스테이터(100)는 내부에 중공부(101)가 형성될 수 있다. 이러한 중공부(101)에는 제어장치(미도시) 및 사람이 탑승하기위한 탑승장치(미도시) 등이 설치될 수 있다. Meanwhile, the stator 100 may have a hollow part 101 formed therein. A control device (not shown) and a boarding device (not shown) for a person to board may be installed in the hollow part 101 .

즉, 본 발명의 다른 실시예에 따른 터빈장치(1)는 직립 배열되고 추력을 발생시킴으로써 수직 이착륙이 가능하며, 중공부(101)에는 제어장치 및 탑승장치를 설치함으로써 이를 일인용 소형 수직 이착륙기, 드론 및 무인정찰기로써 활용할 수 있다.That is, the turbine device 1 according to another embodiment of the present invention is arranged upright and is capable of vertical take-off and landing by generating thrust, and by installing a control device and a boarding device in the hollow part 101, it is a small vertical take-off and landing machine for one person, It can be used as a drone and unmanned reconnaissance aircraft.

도 5는 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 터빈장치의 단면도이다.5 is a cross-sectional view of a turbine device according to another embodiment of the present invention.

도 5를 참고하면, 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 터빈장치(1)는 스테이터(100), 하우징(110a), 로터(110b), 선단부(150), 날개부(160) 및 착륙부(170)를 포함할 수 있다.Referring to FIG. 5 , the turbine device 1 according to another embodiment of the present invention includes a stator 100, a housing 110a, a rotor 110b, a tip part 150, a wing part 160, and a landing part ( 170) may be included.

하우징(110a)은 스테이터(100)의 외부를 감싸도록 형성될 수 있다. 예를 들어, 하우징(110a)의 중심축에는 스테이터(100)가 배치될 수 있다.The housing 110a may be formed to surround the outside of the stator 100 . For example, the stator 100 may be disposed on the central axis of the housing 110a.

로터(110b)는 스테이터(100)의 외부에 회전가능하게 배치될 수 있다. 이때, 로터(110b)는 스테이터(100) 및 하우징(100a) 사이에 배치될 수 있다. 예를 들어, 로터(110b)는 별도의 동력모터(미도시)와 전기적으로 연결됨으로써, 스테이터(100)의 외측면을 따라 회전할 수 있다.The rotor 110b may be rotatably disposed outside the stator 100 . At this time, the rotor 110b may be disposed between the stator 100 and the housing 100a. For example, the rotor 110b may rotate along the outer surface of the stator 100 by being electrically connected to a separate power motor (not shown).

다른 예로, 로터(110b)는 2개의 단으로 배치될 수 있다. 이때, 각 단에 배치된 로터(110b)는 상호 반대되는 방향으로 회전될 수 있다. 즉, 각 단에 배치된 로터(110b)는 동축반전 로터로써 강력한 부양력을 형성할 수 있다. 이에 따라, 터빈장치(1)가 수직 이착륙 될 수 있다.As another example, the rotor 110b may be arranged in two stages. At this time, the rotors 110b disposed at each stage may be rotated in opposite directions. That is, the rotors 110b disposed at each stage are coaxial inverted rotors and can form a strong lifting force. Accordingly, the turbine device 1 can take off and land vertically.

즉, 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 터빈장치(1)는 직립 배열되고 동축반전 로터(110b)를 통해 추력을 발생시킴으로써 수직 이착륙이 가능하며, 중공부(101)에는 제어장치 및 탑승장치를 설치함으로써 이를 일인용 소형 수직 이착륙기, 드론 및 무인정찰기로써 활용할 수 있다.That is, the turbine device 1 according to another embodiment of the present invention is arranged upright and is capable of vertical take-off and landing by generating thrust through the coaxial reversing rotor 110b, and a control device and a boarding device are installed in the hollow part 101. By installing it, it can be used as a small one-person vertical take-off and landing aircraft, drones, and unmanned reconnaissance aircraft.

이상에서 본 발명의 일 실시예에 대하여 설명하였으나, 본 발명의 사상은 본 명세서에 제시되는 실시 예에 제한되지 아니하며, 본 발명의 사상을 이해하는 당업자는 동일한 사상의 범위 내에서, 구성요소의 부가, 변경, 삭제, 추가 등에 의해서 다른 실시 예를 용이하게 제안할 수 있을 것이나, 이 또한 본 발명의 사상범위 내에 든다고 할 것이다.Although one embodiment of the present invention has been described above, the spirit of the present invention is not limited to the embodiments presented herein, and those skilled in the art who understand the spirit of the present invention may add elements within the scope of the same spirit. However, other embodiments can be easily proposed by means of changes, deletions, additions, etc., but these will also fall within the scope of the present invention.

1: 터빈장치
100: 스테이터 101: 중공부
110: 로터 110a: 하우징
110b: 로터 113: 팬
114: 노즐부 120: 압축부
121: 제1 블레이드 122: 제2 블레이드
130: 연소부 140: 터빈부
141: 제3 블레이드 142: 제4 블레이드
150: 선단부 160: 날개부
170: 착륙부1: turbine device
100: stator 101: hollow part
110: rotor 110a: housing
110b: rotor 113: fan
114: nozzle unit 120: compression unit
121: first blade 122: second blade
130: combustion unit 140: turbine unit
141: third blade 142: fourth blade
150: distal end 160: wing
170: landing part

Claims (6)

스테이터;
상기 스테이터의 외부에 회전 가능하게 배치되는 로터;
상기 로터로부터 회전력을 전달받아 공기를 압축하는 압축부;
상기 압축부 일측에 형성되어 압축된 공기에 연료를 혼합하고 점화하여 연소가스를 생성하는 연소부;
상기 연소가스로부터 회전력을 얻어 상기 로터를 회전시키는 터빈부; 및
상기 스테이터의 입구에 형성되는 팬을 포함하고,
상기 스테이터는 내부에 축방향을 따라 형성되는 중공부를 포함하고,
상기 압축부는,
상기 스테이터 외측면에 고정되며 상기 스테이터의 길이방향을 따라 복수개의 단으로 형성되는 제1 블레이드; 및
상기 로터의 내측면에서 상기 로터의 길이방향을 따라 복수개의 단으로 형성되어, 상기 로터에 의해 회전되는 제2 블레이드를 포함하고,
상기 제1 블레이드 및 상기 제2 블레이드는 번갈아 배열되며,
상기 터빈부는
상기 스테이터 외측면에 고정되며 상기 스테이터의 길이방향을 따라 복수개의 단으로 형성되는 제3 블레이드; 및
상기 로터의 내측면에서 상기 로터의 길이방향을 따라 복수개의 단으로 형성되어, 상기 로터에 의해 회전되는 제4 블레이드를 포함하고,
상기 스테이터를 중심축으로 하고 상기 로터가 회전되며,
상기 중공부에는 제어장치 및 탑승장치가 설치되고,
상기 로터는,
상기 터빈과 인접한 단부에 상기 연소가스를 하방으로 배출하는 노즐부가 형성되고,
상기 노즐부와 인접한 단부에 지면에 착지하기위한 착륙부가 형성되며,
직립 배열되고 추력을 발생시켜 수직 이착륙이 가능한 터빈장치.stator;
a rotor rotatably disposed outside the stator;
a compression unit for compressing air by receiving rotational force from the rotor;
a combustion unit formed on one side of the compression unit to generate combustion gas by mixing fuel with compressed air and igniting;
a turbine unit for rotating the rotor by obtaining rotational force from the combustion gas; and
Including a fan formed at the inlet of the stator,
The stator includes a hollow part formed along the axial direction therein,
the compression unit,
a first blade fixed to an outer surface of the stator and formed in a plurality of stages along the longitudinal direction of the stator; and
A second blade formed of a plurality of stages along the longitudinal direction of the rotor on the inner surface of the rotor and rotated by the rotor,
The first blade and the second blade are alternately arranged,
the turbine part
a third blade fixed to an outer surface of the stator and formed in a plurality of stages along the longitudinal direction of the stator; and
A fourth blade formed of a plurality of stages along the longitudinal direction of the rotor on the inner surface of the rotor and rotated by the rotor,
The rotor is rotated with the stator as a central axis,
A control device and a boarding device are installed in the hollow part,
the rotor,
A nozzle unit for discharging the combustion gas downward is formed at an end adjacent to the turbine,
A landing part for landing on the ground is formed at an end adjacent to the nozzle part,
Turbine device arranged upright and capable of vertical take-off and landing by generating thrust. 삭제delete 삭제delete 제 1 항에 있어서,
상기 로터는,
외측면에 한 쌍의 날개부가 상호 대칭으로 배치된 터빈장치.According to claim 1,
the rotor,
A turbine device in which a pair of wings are symmetrically arranged on the outer surface. 삭제delete 삭제delete
KR1020200169348A 2020-12-07 2020-12-07 Turbine apparatus KR102502552B1 (en)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020200169348A KR102502552B1 (en) 2020-12-07 2020-12-07 Turbine apparatus
PCT/KR2021/018436 WO2022124754A1 (en) 2020-12-07 2021-12-07 Turbine apparatus

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020200169348A KR102502552B1 (en) 2020-12-07 2020-12-07 Turbine apparatus

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20220080342A KR20220080342A (en) 2022-06-14
KR102502552B1 true KR102502552B1 (en) 2023-02-21

Family

ID=81973820

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020200169348A KR102502552B1 (en) 2020-12-07 2020-12-07 Turbine apparatus

Country Status (2)

Country Link
KR (1) KR102502552B1 (en)
WO (1) WO2022124754A1 (en)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR200145942Y1 (en) * 1997-01-22 1999-06-15 윤여형 Rocket launching ramp pad
KR100404037B1 (en) * 1994-10-27 2004-03-24 똥송-쎄 에스 에프 Missile Launch and Defense System
JP2017125416A (en) * 2016-01-12 2017-07-20 藤本　広慶 Thrust generating device

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH1073003A (en) * 1996-08-30 1998-03-17 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine engine
CN102046942A (en) * 2008-04-08 2011-05-04 埃里克松发展创新股份公司 Turbine device
FR2976551B1 (en) * 2011-06-20 2013-06-28 Snecma BLADE, ESPECIALLY A VARIABLE SHAFT, PROPELLER COMPRISING SUCH BLADES, AND CORRESPONDING TURBOMACHINE
CN109764774B (en) * 2019-03-11 2022-06-10 北京星际荣耀空间科技有限公司 Test device for simulating rocket return landing process

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100404037B1 (en) * 1994-10-27 2004-03-24 똥송-쎄 에스 에프 Missile Launch and Defense System
KR200145942Y1 (en) * 1997-01-22 1999-06-15 윤여형 Rocket launching ramp pad
JP2017125416A (en) * 2016-01-12 2017-07-20 藤本　広慶 Thrust generating device

Also Published As

Publication number Publication date
KR20220080342A (en) 2022-06-14
WO2022124754A1 (en) 2022-06-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2230382B1 (en) Gas turbine rotor stage
US2457833A (en) Cartridge starter for combustion gas turbines
US3997132A (en) Method and apparatus for controlling tip vortices
US4086022A (en) Gas turbine engine with improved compressor casing for permitting higher air flow and pressure ratios before surge
US2360130A (en) High-speed propulsion plant
US7334990B2 (en) Supersonic compressor
JP2017527733A (en) Axial flow-centrifugal compressor with variable output guide vanes
JPH0660602B2 (en) Jet propulsion turbo rocket combined engine
CN109268168A (en) Height pushes away the small-size turbojet engine of ratio
US3203180A (en) Turbo-jet powerplant
JP2017150479A (en) Airfoil having impingement openings
CN103003573A (en) Turbine engine having two unducted propellers
US2831543A (en) Jet driven helicopter rotor system
JPH0672572B2 (en) Gas turbine engine power turbine
BR102016023380A2 (en) VARIABLE STEP VENTILATOR FOR GAS TURBINE ENGINE
US3612718A (en) Bladed member for a fluid flow machine
KR102502552B1 (en) Turbine apparatus
CN109083692B (en) Leakage management device
US2738921A (en) Boundary layer control apparatus for compressors
US3371718A (en) Rotary jet reaction motors
US3404853A (en) Radial turbine engines and applications thereof
US2514408A (en) Gas turbine apparatus
WO2004099588A2 (en) Supersonic compressor
US3186491A (en) Helicopter drive system utilizing tip mounted fans
US2945670A (en) Active-reactive energy applications for prime movers

Legal Events

Date Code Title Description
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant