KR20100069090A - Transition duct with vanes in gas turbine engine - Google Patents

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Abstract

PURPOSE: A transition duct with a vane for a gasturbine engine is provided to reduce the length of an engine by changing the radius size of a gas flow path and converting columnar direction flux through a vane. CONSTITUTION: A transition duct with a vane for a gasturbine engine comprises an outer duct(17) and inner duct(16). The outer duct and the inner duct transmit gas between compressors and between turbines. The outer duct and the inner duct are formed of metal. A vane(20) is installed at the middle portion of the transition duct. A rotor blade is connected to the flow path of the rear part of the transition duct.

Description

가스터빈 엔진에서 베인이 설치된 트랜지션 덕트{TRANSITION DUCT WITH VANES IN GAS TURBINE ENGINE}TRANSITION DUCT WITH VANES IN GAS TURBINE ENGINE}

본 발명은 가스터빈 엔진에서 베인(vane)이 설치된 트랜지션 덕트(transition duct)에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 가스터빈 내부의 트랜지션 덕트에 베인을 설치함으로써 베인이 덕트의 가운데에 설치된 트랜지션 덕트에 관한 것이다. The present invention relates to a transition duct in which a vane is installed in a gas turbine engine, and more particularly, to a transition duct in which a vane is installed in the center of a duct by installing vanes in a transition duct inside the gas turbine. .

일반적으로, 트랜지션 덕트는 가스터빈 내부에서 반경이 다른 회전체의 블레이드 또는 베인을 연결하는 유로이다. 이 트랜지션 덕트는 국내에서는 전이 덕트라는 이름으로 불리기도 한다. In general, a transition duct is a flow path connecting blades or vanes of rotating bodies having different radii inside the gas turbine. This transition duct is also called transition duct in Korea.

이 트랜지션 덕트는 작은 반경에서 큰 반경으로 유로를 연결하거나 큰 반경에서 작은 반경으로 유로를 연결하므로 통상적으로 휘어진 형태(또는 S자 형태)의 모양을 가지고 있다.This transition duct typically has a curved (or S-shaped) shape because it connects the flow path from a small radius to a large radius or connects the flow passage from a large radius to a small radius.

이하, 도면을 참조하여, 종래의 트랜지션 덕트를 보다 상세히 기술하기로 한 다.Hereinafter, with reference to the drawings, a conventional transition duct will be described in more detail.

도 1은 종래의 트랜지션 덕트의 단면도이다.1 is a cross-sectional view of a conventional transition duct.

도 1을 참조하면 트랜지션 덕트(10)는 대략 원통형인 입구 연결부(11), 대략 원통형인 출구 연결부(12), 덕트(15) 및 베인(20)을 포함한다. 덕트(15)는 외부 턱트(16)과 내부 덕트(17)를 포함하며, 상기 두 덕트(16, 17)와 입구 및 출구 연결부(11, 12), 베인(20)들은 통상 특수 합금으로 만들어 진다. 상기 입구 연결부(11) 및 출구 연결부(12)는 각각 터빈과 터빈 사이의 유로를 연결하거나 또는 압축기와 압축기 사이의 유로를 연결한다.Referring to FIG. 1, the transition duct 10 includes an approximately cylindrical inlet connection 11, an approximately cylindrical outlet connection 12, a duct 15 and a vane 20. The duct 15 includes an outer duct 16 and an inner duct 17, wherein the two ducts 16, 17, the inlet and outlet connections 11, 12 and the vanes 20 are usually made of a special alloy. . The inlet connecting portion 11 and the outlet connecting portion 12 respectively connect the flow path between the turbine and the turbine or the flow path between the compressor and the compressor.

전술된 바와 같이, 종래에는 트랜지션 덕트(10)의 끝에 베인(20)을 설치하여 다음 단계의 블레이드에 맞도록 가스의 방향을 전환시키는 기술이 사용되고 있다. 트랜지션 덕트의 끝에 설치된 베인의 수는 엔진마다 차이가 있으며 통상적으로 수 십 개에서부터 백 개가 넘는 엔진도 있다. As described above, in the related art, a technique of installing the vanes 20 at the end of the transition duct 10 to change the direction of the gas to fit the blade of the next stage is used. The number of vanes installed at the end of the transition duct varies from engine to engine and typically ranges from tens to over one hundred engines.

기존의 트랜지션 덕트의 역할은 가스 유로의 반경 크기만 변경시키는 역할을 수행하는 것이다. 그러므로 이 트랜지션 덕트의 다음에는 반드시 베인이 있어서 가스의 원주방향 유속을 적절히 전환시켜야만 했고, 트랜지션 덕트의 끝에 연결된 베인으로 인해 가스터빈 엔진의 길이가 베인의 길이만큼 길어지게 되고, 이는 전체적으로 엔진의 길이가 길어지게 만드는 결과를 초래하였다.The role of the existing transition duct is to change only the radial size of the gas flow path. Therefore, after this transition duct, there must be a vane to properly convert the circumferential flow rate of the gas, and the vane connected to the end of the transition duct lengthens the length of the gas turbine engine by the length of the vane. The result was a lengthening.

이러한 가스터빈 엔진은 기존의 왕복동 엔진보다 가벼우면서도 훨씬 높은 파워를 낼 수 있고 대기 오염 물질의 배출량도 낮으므로 고출력 청정엔진으로 각광을 받고 있으며, 최근에는 환경문제로 인해 고효율 가스터빈 엔진이 부각되고 있으며 항공용 뿐 아니라 산업용 가스터빈 엔진의 무게와 크기를 줄이는 다양한 연구들이 시도되고 있다.These gas turbine engines are lighter than conventional reciprocating engines and can generate much higher power and have lower emissions of air pollutants. Therefore, these gas turbine engines are spotlighted as high power clean engines. Various studies have been attempted to reduce the weight and size of industrial gas turbine engines as well as aviation.

따라서 본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결할 수 있도록 안출된 것으로서 본 발명의 목적은 트랜지션 덕트 내에 베인을 설치함으로써, 베인의 길이만큼 가스터빈 엔진의 길이를 줄이는 것이다. Accordingly, an object of the present invention is to reduce the length of the gas turbine engine by the length of the vane by providing vanes in the transition duct.

본 발명의 다른 목적은 이를 통해 가스터빈 엔진의 무게를 줄이는 것이다.Another object of the present invention is to reduce the weight of the gas turbine engine through this.

상기한 기술적 과제를 달성하기 위하여 안출한 본 발명은 연소기에서 터빈으로 고온 가스를 전달하며; 금속으로 형성된 외부 덕트 및 내부 덕트를 포함하고, 상기 외부 및 내부 덕트, 상기 덕트들과, 덕트 사이의 유로, 대략 원통형인 입구 연결부 및, 대략 원통형인 출구 연결부를 구비하는 가스터빈 엔진에서 베인이 설치된 트랜지션 덕트에 있어서, 상기 트랜지션 덕트의 중간부에 베인이 설치되어, 상기 가스터빈 엔진이 컴팩트해진 것을 특징으로 한다.The present invention devised to achieve the above technical problem is to deliver a hot gas from the combustor to the turbine; A vane is installed in a gas turbine engine including an outer duct and an inner duct formed of metal, and having the outer and inner ducts, a flow path between the ducts and the duct, an approximately cylindrical inlet connection, and an approximately cylindrical outlet connection. In the transition duct, vanes are provided at an intermediate portion of the transition duct, so that the gas turbine engine is compact.

상술한 바와 같이, 트랜지션 덕트 내부에 베인을 설치하게 되면, 트랜지션 덕트와 베인이 혼합되어 가스 유로의 반경 크기를 변경시킬 뿐 아니라 베인을 통해 원주방향 유속도 전환시킬 수 있기에, 최종적으로는 베인의 길이만큼 엔진의 길이가 짧아질 수 있다. As described above, when the vane is installed inside the transition duct, the transition duct and the vane may be mixed to change the radial size of the gas flow path and to change the circumferential flow rate through the vane. As long as the length of the engine can be shortened.

또한, 단순히 베인의 길이만큼 짧아진 것이 아니라 엔진축, 케이스 등 엔진 전체의 길이가 그만큼 짧아지게 되고 이를 통해 엔진의 무게도 감소시킬 수 있다. In addition, the length of the entire engine, such as the engine shaft and the case, is not shortened as much as the length of the vane, thereby reducing the weight of the engine.

이하, 첨부한 도면을 참조하면서 본 발명에 따른 가스터빈 엔진에서 베인이 설치된 트랜지션 덕트를 보다 상세히 기술하기로 한다. 본 발명을 설명함에 있어서 관련된 공지기술 또는 구성에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략될 것이다. 그리고, 후술되는 용어들은 본 발명에서의 기능을 고려하여 정의된 용어들로서 이는 클라이언트나 운용자, 사용자의 의도 또는 관례 등에 따라 달라질 수 있다. 그러므로 정의는 본 명세서 전반에 걸친 내용을 토대로 내려져야 할 것이다.Hereinafter, a transition duct in which vanes are installed in a gas turbine engine according to the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In the following description of the present invention, a detailed description of known functions and configurations incorporated herein will be omitted when it may make the subject matter of the present invention rather unclear. In addition, terms to be described below are terms defined in consideration of functions in the present invention, which may vary according to a client's or operator's intention or custom. Therefore, the definition should be based on the contents throughout this specification.

도면 전체에 걸쳐 같은 참조번호는 같은 구성 요소를 가리킨다.Like numbers refer to like elements throughout the drawings.

도 2는 본 발명의 트랜지션 덕트의 단면도이다. 2 is a cross-sectional view of the transition duct of the present invention.

도 2를 참조하면 트랜지션 덕트(10)는 대략 원통형인 입구 연결부(11), 대략 원통형인 출구 연결부(12), 덕트(15) 및 베인(20)을 포함한다. 덕트(15)는 내부 덕트(16)와 외부 덕트(17)를 포함하며, 상기 덕트들(16, 17)과 입구 연결부(11) 및 출구 연결부(12)는 특수 합금으로 구성된다. 상기 입구 연결부(11) 및 출구 연결 부(12)는 각각 터빈과 터빈 사이의 유로를 연결하거나 또는 압축기와 압축기 사이의 유로를 연결한다.Referring to FIG. 2, the transition duct 10 includes an approximately cylindrical inlet connection 11, an approximately cylindrical outlet connection 12, a duct 15 and a vane 20. The duct 15 comprises an inner duct 16 and an outer duct 17, wherein the ducts 16, 17, the inlet connection 11 and the outlet connection 12 are made of a special alloy. The inlet connection part 11 and the outlet connection part 12 respectively connect the flow path between the turbine and the turbine or the flow path between the compressor and the compressor.

전술된 바와 같이, 트랜지션 덕트(10)의 내부에 베인(20)이 설치된다. 이로 인해 트랜지션 덕트 내부로 삽입된 베인의 길이만큼 엔진의 길이가 컴택트해질 수 있고, 또한, 단순히 베인의 길이만큼 짧아진 것이 아니라 엔진축, 케이스 등 엔진 전체의 길이가 그만큼 짧아지게 되어 이를 통해 엔진의 무게도 감소시킬 수 있다. As described above, vanes 20 are installed inside the transition duct 10. As a result, the length of the engine can be contacted by the length of the vane inserted into the transition duct. Also, the length of the entire engine, such as the engine shaft and the case, is shortened not only by the length of the vane. Can also reduce the weight.

다만, 베인(20)의 형상은 도 1과 같이 트랜지션 덕트(10)의 끝에 있는 베인(20)이 도 2와 같이 트랜지션 덕트(10)의 중간부로 이동할 때에는 이동하는 곳의 가스의 조건에 맞도록 상기 베인(20)의 형상이 수정 설계되어야 함은 당연하다. However, the vane 20 has a shape such that the vane 20 at the end of the transition duct 10 as shown in FIG. 1 is moved to the middle of the transition duct 10 as shown in FIG. Naturally, the shape of the vane 20 should be modified.

이상과 같이 본 발명은 양호한 실시 예에 근거하여 설명하였지만, 이러한 실시 예는 본 발명을 제한하려는 것이 아니라 예시하려는 것이므로, 본 발명이 속하는 기술분야의 숙련자라면 본 발명의 기술사상을 벗어남이 없이 위 실시 예에 대한 다양한 변화나 변경 또는 조절이 가능할 것이다. 그러므로, 본 발명의 보호 범위는 첨부된 청구범위에 의해서만 한정될 것이며, 변화 예나 변경 예 또는 조절 예를 모두 포함하는 것으로 해석되어야 할 것이다.As described above, the present invention has been described based on the preferred embodiments, but these embodiments are intended to illustrate the present invention, not to limit the present invention, so that those skilled in the art to which the present invention pertains can perform the above without departing from the technical spirit of the present invention. Various changes, modifications or adjustments to the example will be possible. Therefore, the protection scope of the present invention shall be limited only by the appended claims and should be construed as including all changes, modifications or adjustments.

도 1은 종래의 트랜지션 덕트의 단면도이다.1 is a cross-sectional view of a conventional transition duct.

도 2는 본 발명의 트랜지션 덕트의 단면도이다.2 is a cross-sectional view of the transition duct of the present invention.

* 도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명 *Explanation of symbols on the main parts of the drawings

10: 트랜지션 덕트 11: 입구 연결부10: transition duct 11: inlet connection

12: 출구 연결부 15: 덕트12: outlet connection 15: duct

16: 내부 덕트 17: 외부 덕트16: inner duct 17: outer duct

20: 베인20: vane

Claims (2)

압축기와 압축기 사이 또는 터빈과 터빈 사이에서 가스를 전달하며; 금속으로 형성된 외부 덕트 및 내부 덕트를 포함하고, 상기 덕트들과, 덕트 사이의 유로, 대략 원통형인 입구 연결부 및, 대략 원통형인 출구 연결부를 구비하는 가스터빈 엔진에서 베인이 설치된 트랜지션 덕트에 있어서,Transfer gas between the compressor and the compressor or between the turbine and the turbine; A transition duct incorporating vanes in a gas turbine engine comprising an outer duct and an inner duct formed of metal and having a duct, a flow path between the duct, an approximately cylindrical inlet connection, and an approximately cylindrical outlet connection. 상기 트랜지션 덕트의 중간부에 베인이 설치되어, 상기 가스터빈 엔진이 컴팩트해진 것을 특징으로 하는 가스터빈 엔진에서 베인이 설치된 트랜지션 덕트.The vane is installed in the middle of the transition duct, the gas turbine engine is compact, characterized in that the vane is installed in the gas turbine engine. 제 1항에 있어서, 상기 트랜지션 덕트의 후방의 유로에는 로터 블레이드가 연결되는 것을 특징으로 하는 가스터빈 엔진에서 베인이 설치된 트랜지션 덕트.2. The transition duct of claim 1, wherein a rotor blade is connected to a flow path behind the transition duct.
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US5709529A (en) * 1995-11-14 1998-01-20 Westinghouse Electric Corporation Optimization of turbomachinery harmonics
KR100236699B1 (en) * 1996-12-03 2000-01-15 김두성 Indoor duct system of a building
JP2001322419A (en) 2000-05-12 2001-11-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Air conditioner for vehicle
US7721547B2 (en) * 2005-06-27 2010-05-25 Siemens Energy, Inc. Combustion transition duct providing stage 1 tangential turning for turbine engines

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