KR200165299Y1 - Gas turbine liner - Google Patents
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Abstract
본 고안은 가스터빈의 라이너에 관한 것이다.The present invention relates to a liner of a gas turbine.
본 고안에 따른 가스터빈의 라이너는, 연소실 내로 연소용 공기를 통과시키는 공기유입공이 방사상으로 배치된 복수의 유입공요소를 구비하며 각 유입공요소 주위에는 그 유입공요소의 중심축선에 대해 소정각도 경사진 안내부가 마련되며, 각 공기유입공에 구비된 복수의 유입공요소의 안내부들은 서로 다른 방향으로 경사지게 형성되어 연소실 내의 공기 밀도를 균일하게 유지할 수 있으며, 이에 따라 연소실 내에서의 연료와 공기 혼합이 균일하게 이루어질 수 있게 되어 가스터빈의 전체적인 효율이 향상될 수 있다.The liner of the gas turbine according to the present invention has a plurality of inlet hole elements in which air inlet holes for passing combustion air into the combustion chamber are disposed radially, and each inlet element has a predetermined angle with respect to the center axis of the inlet element. The inclined guide portion is provided, and the guide portions of the plurality of inlet elements provided in each air inlet are inclined in different directions to uniformly maintain the air density in the combustion chamber, and thus fuel and air in the combustion chamber. The mixing can be made uniform so that the overall efficiency of the gas turbine can be improved.
Description
제1도는 종래 가스터빈의 주요부위의 개략적 단면도.1 is a schematic cross-sectional view of main parts of a conventional gas turbine.
제2도는 제1도에 도시된 가스터빈의 라이너를 II-II선 방향에서 본 개략적 도면.FIG. 2 is a schematic view of the gas turbine liner shown in FIG. 1 viewed from the II-II line. FIG.
제3도는 본 고안에 따른 라이너를 채용한 가스터빈의 주요부위의 개략적 단면도.Figure 3 is a schematic cross-sectional view of the main portion of the gas turbine employing a liner according to the present invention.
제4도는 제3도에 도시된 라이너를 IV-IV선 방향에서 본 개략적 도면.FIG. 4 is a schematic view of the liner shown in FIG. 3 viewed from IV-IV line direction. FIG.
제5도는 제4도의 V-V선 개략적 단면도.5 is a schematic cross-sectional view taken along the line V-V of FIG.
* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명* Explanation of symbols for main parts of the drawings
30 : 라이너 31 : 몸체30: liner 31: body
32 : 연소실 33 : 공기유입공32: combustion chamber 33: air inlet hole
33a : 유입공요소 33b : 안내부33a: inlet hole element 33b: guide part
본 고안은 가스터빈의 연소실을 형성하는 라이너에 관한 것으로서, 특히 연소용 공기유입공 부위의 구조가 개선된 가스터빈의 라이너에 관한 것이다.The present invention relates to a liner for forming a combustion chamber of a gas turbine, and more particularly, to a liner of a gas turbine having an improved structure of an air inlet hole for combustion.
발전기 등에 사용되는 산업용 가스터빈은, 연료 및 연소용공기의 혼합물을 연소시켜 가스를 발생시키는 연소실을 포함한다. 제1도에는 상기 연소실 부위가 구조적으로 도시되어 있다. 도면을 참조하면, 내부에 상기 연소실(12)을 형성하는 통형의 몸체(11) 및 몸체(11)에 형성된 복수의 공기유입공(13)을 가지는 라이너(10)가 마련되어 있다.Industrial gas turbines used in generators and the like include a combustion chamber that generates a gas by burning a mixture of fuel and combustion air. 1, the combustion chamber part is shown structurally. Referring to the drawings, a liner 10 having a cylindrical body 11 forming the combustion chamber 12 therein and a plurality of air inlet holes 13 formed in the body 11 is provided.
그리고, 그 라이너(10)를 소정간격 이격되게 감싸는 하우징(20)이 마련되어 있다. 상기 하우징(20)에는 연료분사노즐(21)과 점화기(22)가 결합되어 있으며, 이 연료분사노즐(21)과 점화기(22)는 라이너(10) 내의 연소실(12)과 통하도록 배치되어 있다.And the housing 20 which wraps the liner 10 so that a predetermined space | interval can be provided is provided. The fuel injection nozzle 21 and the igniter 22 are coupled to the housing 20, and the fuel injection nozzle 21 and the igniter 22 are arranged to communicate with the combustion chamber 12 in the liner 10. .
이러한 구성에 있어서, 압축기(미도시)에 의해 압축된 연소용 공기가 하우징(20)의 내주면과 라이너(10)의 외주면 사이의 공간으로 흘러 들어와서 라이너(10)의 몸체(11)에 형성된 공기유입공(13)들을 통해 연소실(12)로 유입되고, 연료분사노즐(21)로부터 연료가 연소실(12) 내로 분사되면 그 연료가 상기 연소용공기와 혼합되어 연료·공기 혼합물을 형성하게 된다. 이러한 상태에서, 점화기(22)에 의해 점화가 행해지면 상기 혼합물이 연소되고, 그 연소가스는 연소실(12)로부터 배출되면서 동력을 발생시키게 된다.In this configuration, the air for combustion compressed by the compressor (not shown) flows into the space between the inner circumferential surface of the housing 20 and the outer circumferential surface of the liner 10 and is formed in the body 11 of the liner 10. When the fuel is introduced into the combustion chamber 12 through the inlet holes 13 and fuel is injected from the fuel injection nozzle 21 into the combustion chamber 12, the fuel is mixed with the combustion air to form a fuel / air mixture. In this state, when the ignition is performed by the igniter 22, the mixture is combusted, and the combustion gas is discharged from the combustion chamber 12 to generate power.
한편, 상술한 종래의 라이너(10)에 있어서 연소용 공기유입공(13)은 그 라이너(10)의 몸체(11) 외주면을 따라 소정각도 간격으로 복수개 형성되며 각각의 공기유입공(13)은 그 공기유입공(13)이 형성된 면에 대한 법선과 동일한 방향의 중심축선을 가지고 있다. 이에 따라, 하우징(20)의 내주면과 라이너(10)의 외주면 사이의 공기는 각각의 공기유입공(13)을 통해 연소실(12) 내로 유입될 때 그 공기유입공(13)이 형성된 면에 대한 법선방향 즉, 공기유입공(13)의 중심축선을 따라 라이너(10)의 중심측으로 유입되게 된다. 따라서, 연소실(12) 내의 공간부 중 라이너(10)의 몸체(11) 내주면에 인접된 공간부에 있어서, 공기유입공(13)과 공기유입공(13) 사이의 공간부의 공기밀도는 공기유입공(13)이 형성된 부위의 공기밀도보다 낮아질 수 밖에 없다. 또한 연소실(12) 내의 공간부 중 라이너(10)의 몸체(11) 내주면에 인접된 부위는 라이너(10)의 중심부보다 전체적으로 연소용공기의 밀도가 낮아지게 된다. 그러므로, 연료분사노즐(21)에서 분사되는 연료와 연소실(12) 내의 연소용공기와의 균일한 혼합이 이루어지지 않게 되어 가스터빈의 효율이 저하된다는 문제점이 있다.On the other hand, in the above-described conventional liner 10, a plurality of combustion air inlet hole 13 is formed along the outer peripheral surface of the body 11 of the liner 10 at predetermined angle intervals, each of the air inlet hole (13) It has the center axis line of the same direction as the normal with respect to the surface in which the air inflow hole 13 was formed. Accordingly, air between the inner circumferential surface of the housing 20 and the outer circumferential surface of the liner 10 is introduced into the combustion chamber 12 through the respective air inlet holes 13 to the surface on which the air inlet holes 13 are formed. Normally, that is, it flows into the center side of the liner 10 along the center axis line of the air inflow hole 13. Therefore, in the space portion adjacent to the inner circumferential surface of the body 11 of the liner 10 among the space portions in the combustion chamber 12, the air density of the space portion between the air inlet hole 13 and the air inlet hole 13 is the air inlet. It must be lower than the air density of the area where the ball 13 is formed. In addition, the portion of the space in the combustion chamber 12 adjacent to the inner circumferential surface of the body 11 of the liner 10 has a lower density of combustion air than the central portion of the liner 10. Therefore, there is a problem that the mixing of the fuel injected from the fuel injection nozzle 21 and the combustion air in the combustion chamber 12 is not performed uniformly, thereby reducing the efficiency of the gas turbine.
본 고안은 이러한 문제점을 개선하기 위하여 안출된 것으로서, 연소실 내로 유입되는 연소용 압축공기의 흐름방향을 조절하여 연소실 내에서 균일한 연료·공기 혼합물이 얻어질 수 있도록 된 가스터빈의 라이너를 제공함에 목적이 있다.The present invention has been made to solve such a problem, and to provide a liner of a gas turbine in which a uniform fuel / air mixture can be obtained in a combustion chamber by adjusting the flow direction of the compressed air for combustion flowing into the combustion chamber. There is this.
이와 같은 목적을 달성하기 위하여 본 고안에 따른 가스터빈의 라이너는, 내부에 연소실을 한정하며 그 연소실과 통하는 연료분사노즐 및 점화기가 배치된 몸체와, 상기 연소실로 연소용 공기가 유입될 수 있도록 상기 몸체에 형성된 복수의 공기유입공을 갖춘 것에 있어서, 상기 각 공기유입공은 방사상으로 배치된 복수의 유입공요소를 구비하며, 상기 각 유입공요소 주위에는 그 유입공요소의 중심축선에 대해 소정각도 경사진 안내부가 마련되며, 상기 각 공기유입공에 구비된 복수의 유입공요소의 안내부들은 서로 다른 방향으로 경사진 점에 특징이 있다.In order to achieve the above object, a gas turbine liner according to the present invention includes a body in which a fuel injection nozzle and an igniter are disposed and define a combustion chamber therein, and the combustion air is introduced into the combustion chamber. In the body having a plurality of air inlet holes formed in the body, each air inlet hole has a plurality of radially arranged inlet hole elements, each of the inlet hole element around the predetermined angle with respect to the central axis of the inlet hole element An inclined guide portion is provided, and the guide portions of the plurality of inflow hole elements provided in the respective air inlet holes are characterized in that they are inclined in different directions.
이하, 본 고안에 따른 바람직한 실시예를 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명한다.Hereinafter, exemplary embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.
제3도는 본 고안에 따른 라이너를 채용한 가스터빈의 주요부위의 개략적 단면도이며, 제4도는 제3도에 도시된 라이너를 IV-IV선 방향에서 본 개략적 도면이다. 그리고, 제5도는 제4도의 V-V선 개략적 단면도이다. 이 제3도 내지 제5도에 도시된 부재와 제1도 및 제2도에 도시된 부재 중 동일한 참조부호를 가지는 부재는 서로 동일한 구성 및 기능을 가진다.3 is a schematic cross-sectional view of the main portion of the gas turbine employing a liner according to the present invention, Figure 4 is a schematic view of the liner shown in FIG. 5 is a schematic sectional view taken along the line V-V in FIG. Members having the same reference numerals among the members shown in FIGS. 3 to 5 and those shown in FIGS. 1 and 2 have the same configuration and function.
제3도 내지 제5도에 도시된 실시예의 라이너(30)는, 제1도 및 제2도를 참조하면서 설명한 종래 라이너(10)와 마찬가지로, 하우징(20)에 의해 소정간격 이격되게 감싸여진다. 그리고, 라이너(30)는 내부에 연소실(32)을 한정하는 몸체(31)와, 연소실(32)로 연소용공기가 유입될 수 있도록 상기 몸체(31)에 형성된 복수의 공기유입공(33)을 구비하고 있다. 하우징(20)에 결합된 연료분사노즐(21)과 점화기(22)는 상기 라이너(30) 내의 연소실(32)과 통하도록 배치되어 있다.The liner 30 of the embodiment shown in FIGS. 3 to 5 is enclosed at a predetermined interval by the housing 20, similar to the conventional liner 10 described with reference to FIGS. 1 and 2. . In addition, the liner 30 includes a body 31 defining a combustion chamber 32 therein, and a plurality of air inflow holes 33 formed in the body 31 to allow combustion air to flow into the combustion chamber 32. Equipped with. The fuel injection nozzle 21 and the igniter 22 coupled to the housing 20 are arranged to communicate with the combustion chamber 32 in the liner 30.
한편, 본 고안에 따른 라이너(30)에 있어서 각 공기유입공(33)은, 제1도 및 제2도를 참조하면서 설명한 종래 라이너(10)의 각 공기유입공(13)과는 달리, 방사상으로 배치된 4개의 유입공요소(33a)로 이루어져 있으며 상기 각 유입공요소(33a) 주위에는 안내부(33b)가 마련되어 있다. 각 유입공요소(33a) 주위의 안내부(33b)는 그 유입공요소(33a)의 중심축선(C)에 대해 소정각도(θ) 경사지게 형성되어 있으며 이에 따라, 각 공기유입공(33)의 유입공요소(33a)들을 통해 연소실(32) 내로 유입되는 연소용공기는 제4도에 화살표(A)로 도시한 바와 같이 그 흐름의 중심축선(CA)이 유입공요소(33a)의 중심축선(C)과 소정각도(θ)를 이루게 된다.On the other hand, in the liner 30 according to the present invention, each air inlet hole 33 is radial, unlike each air inlet hole 13 of the conventional liner 10 described with reference to FIGS. 1 and 2. It consists of four inlet hole elements (33a) arranged in the guide portion 33b is provided around each inlet hole element (33a). The guide part 33b around each inlet hole element 33a is formed to be inclined at a predetermined angle θ with respect to the central axis C of the inlet hole element 33a, and thus, each air inlet hole 33 As for the combustion air flowing into the combustion chamber 32 through the inlet hole elements 33a, as shown by the arrow A in FIG. 4, the center axis CA of the flow is the center axis of the inlet element 33a. A predetermined angle θ is achieved with (C).
한편, 하나의 공기유입공(33)에 구비된 4개의 유입공요소(33a)의 안내부(33b)들은 서로 다른 방향으로 경사져 있다. 즉, 예를 들어 제4도에 있어서, 하나의 공기유입공(33)에 구비된 4개의 유입공요소(33a)중 상측의 유입공요소의 안내부는 좌측으로 경사지고, 하측의 유입공요소의 안내부는 우측으로 경사져 있다. 그리고, 좌측의 유입공요소의 안내부는 하측으로 경사져 있으며, 우측의 유입공요소의 안내부는 상측으로 경사져 있다. 따라서, 상술한 유입공요소(33a)들로 이루어진 공기유입공(33)을 통해 유입되는 연소용공기의 흐름은 예를 들어, 제3도에 화살표(A)로 도시된 바와 같이 시계방향으로 회전되면서 유입되는 흐름형태를 취하게 된다. 상기 안내부(33b)는 라이너(30)의 몸체(31)를 버링(burring)가공함으로써 그 몸체(31)에 일체적으로 형성되도록 함이 바람직하다.On the other hand, the guides 33b of the four inlet hole elements 33a provided in one air inlet hole 33 are inclined in different directions. That is, in FIG. 4, for example, the guide part of the upper inlet hole element of the four inlet hole elements 33a provided in one air inlet hole 33 is inclined to the left side, The guide is inclined to the right. The guide portion of the inlet hole element on the left is inclined downward, and the guide portion of the inlet hole element on the right is inclined upward. Thus, the flow of combustion air flowing through the air inlet 33 consisting of the inlet elements 33a described above is rotated clockwise, for example, as shown by arrow A in FIG. It takes the form of incoming flow. Preferably, the guide part 33b is formed to be integrally formed with the body 31 by burring the body 31 of the liner 30.
이와 같이 구성된 라이너(30)에 있어서, 압축기(미도시)에 의해 압축된 연소용공기가 공기유입공(33)들을 통해 라이너(30) 내부의 연소실(32)로 유입되어, 연료분사노즐(21)을 통해 연소실(32) 내로 분사된 연료와 혼합된 후 연소되어 배출되는 점은 종래 라이너(10)에 있어서와 동일하다.In the liner 30 configured as described above, the combustion air compressed by the compressor (not shown) flows into the combustion chamber 32 inside the liner 30 through the air inlet holes 33, and thus the fuel injection nozzle 21. After mixing with the fuel injected into the combustion chamber (32) through the combustion) is discharged is the same as in the conventional liner (10).
그러나, 본 고안에 따른 라이너(30)에 있어서는, 상술한 바와 같이 각 공기유입공(33)으로 유입되는 공기의 흐름이 회전되는 흐름형태를 취하게 되므로, 각 공기유입공(33)을 통해 연소실(32) 내로 유입되는 연소용공기는 그 공기유입공(33)에 인접된 다른 공기유입공 측으로 퍼짐과 동시에 라이너(30)의 중심부 측으로 유동하게 된다. 이에 따라, 연소실(32) 내의 공간부 중 라이너(30)의 몸체(31) 내주면에 인접된 공간부에 있어서, 공기유입공(33)과 공기유입공(33) 사이의 공간은 공기유입공(33)이 형성된 부위와 거의 동일한 공기밀도를 가지게 된다.However, in the liner 30 according to the present invention, since the flow of air flowing into each air inlet 33 is rotated as described above, the combustion chamber through each air inlet 33 Combustion air flowing into (32) flows to the other side of the air inlet hole adjacent to the air inlet hole 33 and flows to the central side of the liner 30 at the same time. Accordingly, in the space portion adjacent to the inner circumferential surface of the body 31 of the liner 30 among the space portions in the combustion chamber 32, the space between the air inlet hole 33 and the air inlet hole 33 is an air inlet hole ( 33) has almost the same air density as the formed area.
또한, 연소실(32) 내의 공간부 중 라이너(30)의 몸체(31) 내주면에 인접된 부위와 라이너(30)의 중심부는 거의 동일한 공기밀도를 가지게 된다. 그러므로, 연료분사노즐(21)에서 분사되는 연료와 연소실(32) 내의 연소용공기와의 균일한 혼합이 이루어질 수 있게 되며, 이에 따라, 가스터빈의 효율이 향상되게 된다.In addition, the portion of the space in the combustion chamber 32 adjacent to the inner circumferential surface of the body 31 of the liner 30 and the central portion of the liner 30 have almost the same air density. Therefore, uniform mixing of the fuel injected from the fuel injection nozzle 21 and the combustion air in the combustion chamber 32 can be made, thereby improving the efficiency of the gas turbine.
본 실시예에 있어서 각 공기유입공(33)은 4개의 유입공요소(33a)를 구비하고 있으나, 예를 들어 하나의 공기유입공(33)이 3개의 유입공 요소를 구비할 수도 있으며,5개 이상의 유입공요소를 구비할 수도 있다.In this embodiment, each air inlet 33 has four inlet elements 33a, for example, one air inlet 33 may be provided with three inlet elements, 5 It may be provided with more than one inlet element.
그리고, 제5도에는 각각의 유입공요소(33a)에 한 쌍의 안내부(33b)가 형성된 것으로 도시되어 있으나, 이 한 쌍의 안내부 중 어느 하나의 안내부를 삭제하거나 또는 어느 하나의 안내부를 유입공요소(33a)의 중심축선(C)과 나란하게 하더라도 본 고안의 목적이 달성될 수 있다.In addition, although FIG. 5 shows that a pair of guides 33b are formed in each inlet element 33a, any one of the guides may be deleted or any one guide may be removed. Even if parallel with the central axis (C) of the inlet hole element (33a) can be achieved the object of the present invention.
이상에서 살펴본 바와 같이 본 고안에 따른 가스터빈의 라이너는, 연소실 내로 연소용 공기를 통과시키는 공기유입공이 방사상으로 배치된 복수의 유입공요소를 구비하며 각 유입공요소 주위에는 그 유입공요소의 중심축선에 대해 소정각도 경사진 안내부가 마련되며, 각 공기유입공에 구비된 수의 유입공요소의 안내부들은 서로 다른 방향으로 경사지게 형성되어 연소실 내의 공기 밀도를 균일하게 유지할 수 있으며, 이에 따라 연소실 내에서의 연료와 공기 혼합이 균일하게 이루어질 수 있게 되어 가스터빈의 전체적인 효율이 향상될 수 있다.As described above, the liner of the gas turbine according to the present invention has a plurality of inlet elements in which air inlets for passing combustion air into the combustion chamber are disposed radially and around each inlet element, the center of the inlet element. A guide portion inclined at a predetermined angle with respect to the axis is provided, and the guide portions of the number of inlet elements provided in each air inlet are formed to be inclined in different directions to maintain the air density in the combustion chamber uniformly. The fuel and air mixing in the gas can be made uniform so that the overall efficiency of the gas turbine can be improved.
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| KR2019960015546U KR200165299Y1 (en) | 1996-06-12 | 1996-06-12 | Gas turbine liner |
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101113836B1 (en) * | 2004-08-19 | 2012-02-29 | 삼성테크윈 주식회사 | Fuel nozzle and gas turbine compressor comprising the same |
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1996
- 1996-06-12 KR KR2019960015546U patent/KR200165299Y1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101113836B1 (en) * | 2004-08-19 | 2012-02-29 | 삼성테크윈 주식회사 | Fuel nozzle and gas turbine compressor comprising the same |
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| KR980003562U (en) | 1998-03-30 |
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| A201 | Request for examination | ||
| E701 | Decision to grant or registration of patent right | ||
| REGI | Registration of establishment | ||
| FPAY | Annual fee payment |
Payment date: 20090928 Year of fee payment: 11 |
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| LAPS | Lapse due to unpaid annual fee |