KR20190037492A - Fuel nozzle, combustor and gas turbine having the same - Google Patents

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KR20190037492A
KR20190037492A KR1020170126908A KR20170126908A KR20190037492A KR 20190037492 A KR20190037492 A KR 20190037492A KR 1020170126908 A KR1020170126908 A KR 1020170126908A KR 20170126908 A KR20170126908 A KR 20170126908A KR 20190037492 A KR20190037492 A KR 20190037492A
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Abstract

The present invention relates to a transition piece, a combustor including the same, and a gas turbine. According to an embodiment of the present invention, the transition piece includes: an inner transition piece supplying combustion gas generated in a combustion chamber to a turbine; an outer transition piece formed to be separated to enclose the inner transition piece; a ring-shaped space formed between the inner and outer transition pieces; a cooling hole formed in the outer transition piece and enabling compressed air discharged from a compressor to flow into the ring-shaped space; and a turbulator pattern formed on the surface of the inner transition piece and formed in an area in which the combustion gas collides. According to embodiments of the present invention, the turbulator pattern of the area in which the inner surface of the inner transition piece and the combustion gas flowing to the turbine by being generated in the combustion chamber collide is formed to improve cooling performance in comparison with the turbulator pattern in the other area. So, the transition piece can prevent degradation of durability and deterioration of the transition piece due to uneven temperature gradient.

Description

트랜지션 피스, 이를 포함하는 연소기 및 가스 터빈{FUEL NOZZLE, COMBUSTOR AND GAS TURBINE HAVING THE SAME}FIELD OF THE INVENTION [0001] The present invention relates to a transition piece, a combustor including the same, and a gas turbine including the same,

본 발명은 트랜지션 피스, 이를 포함하는 연소기 및 가스 터빈에 관한 것이다. The present invention relates to a transition piece, a combustor including the same, and a gas turbine.

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

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

대한민국 공개특허 10-2006-0096319호 (명칭 : 캔형 연소기)Korean Patent Laid-Open No. 10-2006-0096319 (Name: Can-type Combustor)

본 발명의 일측면은 불균등한 온도 구배로 인한 트랜지션 피스의 열화 및 내구성의 저하를 방지하는 트랜지션 피스, 이를 포함하는 연소기 및 가스 터빈을 제공하는 것이다.An aspect of the present invention is to provide a transition piece, a combustor including the transition piece, and a gas turbine, which prevent deterioration of transition pieces and deterioration of durability due to uneven temperature gradients.

본 발명의 일 실시예에 따른 트랜지션 피스는, 연소실에서 생성된 연소 가스를 터빈으로 공급하는 이너 트랜지션 피스; 이너 트랜지션 피스를 둘러싸도록 이격 형성되는 아우터 트랜지션 피스; 이너 트랜지션 피스 및 아우터 트랜지션 피스 사이에 형성된 환형 공간; 아우터 트랜지션 피스에 형성되며, 압축기로부터 배출된 압축공기를 환형 공간으로 유입하는 냉각홀; 이너 트랜지션 피스의 표면에 형성되며, 연소 가스가 충돌되는 영역에 형성된 터뷸레이터 패턴을 포함한다. The transition piece according to an embodiment of the present invention includes an inner transition piece for supplying a combustion gas generated in a combustion chamber to a turbine; An outer transition piece spaced apart to surround the inner transition piece; An annular space formed between the inner transition piece and the outer transition piece; A cooling hole formed in the outer transition piece for introducing the compressed air discharged from the compressor into the annular space; And a turbulator pattern formed on the surface of the inner transition piece and formed in a region where the combustion gas collides.

본 발명의 일 실시예에 따른 트랜지션 피스에서, 이너 트랜지션 피스의 표면은, 이너 라이너와 연결되는 제1 표면과, 터빈과 연결되는 제3 표면과, 제1 표면과 제3 표면 사이에 형성되는 제2 표면을 포함하며, 터뷸레이터 패턴은 제2 표면에서의 냉각 효율이 가장 크도록 형성된다.In the transition piece according to an embodiment of the present invention, the surface of the inner transition piece includes a first surface connected to the inner liner, a third surface connected to the turbine, and a second surface formed between the first surface and the third surface. 2 surface, and the turbulator pattern is formed so as to have the highest cooling efficiency at the second surface.

본 발명의 일 실시예에 따른 트랜지션 피스에서, 제2 표면은 이너 트랜지션 피스의 표면 기울기가 급격히 변화하는 영역일 수 있다. In the transition piece according to an embodiment of the present invention, the second surface may be a region where the surface gradient of the inner transition piece changes abruptly.

본 발명의 일 실시예에 따른 트랜지션 피스에서, 터뷸레이터 패턴은, 제2 표면에서의 냉각 효율이 가장 큰 제2 터뷸레이터 패턴이 형성되고, 순차적으로 제3 표면과 제1 표면에서의 냉각 효율이 저감되도록 제3 터뷸레이터 패턴과 제1 터뷸레이터 패턴이 형성될 수 있다. In the transition piece according to an embodiment of the present invention, the turbulator pattern has a second turbulator pattern with the highest cooling efficiency on the second surface, and sequentially has cooling efficiency on the third surface and the first surface A third turbulator pattern and a first turbulator pattern may be formed so as to be reduced.

본 발명의 일 실시예에 따른 트랜지션 피스에서, 제1 내지 제3 터뷸레이터 패턴은 직선 패턴 또는 곡선 패턴이며, 제2 터뷸레이터 패턴은 직선 패턴 또는 곡선 패턴의 밀도가 가장 크고, 제3 터뷸레이터 패턴, 제1 터뷸레이터 패턴 순으로 직선 패턴 또는 곡선 패턴의 밀도가 작아지도록 형성될 수 있다. In the transition piece according to the embodiment of the present invention, the first to third turbulator patterns are linear patterns or curved patterns, the second turbulator patterns have the largest linear density pattern or curved patterns, and the third turbulator patterns , And the density of the linear pattern or the curved pattern may be made smaller in the order of the first turbulator pattern.

본 발명의 일 실시예에 따른 트랜지션 피스에서, 제2 터뷸레이터 패턴은 압축 공기의 진행 방향과 직각을 이루는 직선 패턴 또는 곡선 패턴이며, 제3 터뷸레이터 패턴과 제1 터뷸레이터 패턴은 압축 공기의 진행 방향과 평행한 직선 패턴 또는 곡선 패턴일 수 있다.In the transition piece according to an embodiment of the present invention, the second turbulator pattern is a linear pattern or a curved pattern perpendicular to the traveling direction of the compressed air, and the third turbulator pattern and the first turbulator pattern are formed by progressing the compressed air Or a straight line pattern or a curved pattern parallel to the direction.

본 발명의 일 실시예에 따른 트랜지션 피스에서, 제1 내지 제3 터뷸레이터 패턴은 핀 형상의 돌기들이며, 제2 터뷸레이터 패턴을 이루는 핀 형상 돌기들의 밀도가 가장 크고, 제3 터뷸레이터 패턴, 제1 터뷸레이터 패턴 순으로 핀 형상 돌기들의 밀도가 작아지도록 형성될 수 있다. In the transition piece according to an embodiment of the present invention, the first to third turbulator patterns are fin-shaped protrusions, the density of the pin-shaped protrusions forming the second turbulator pattern is the largest, and the third turbulator pattern, Shaped projections may be formed to have a smaller density in the order of 1-turbulator pattern.

본 발명의 일 실시예에 따른 트랜지션 피스에서, 제2 터뷸레이터 패턴을 이루는 핀 형상 돌기들은 지그재그 형상으로 형성되고, 제3 터뷸레이터 패턴, 제1 터뷸레이터 패턴을 이루는 핀 형상 돌기들은 격자 형상으로 형성될 수 있다. In the transition piece according to an embodiment of the present invention, the fin-shaped protrusions forming the second turbulator pattern are formed in a zigzag shape, and the third turbulator pattern and the fin-shaped protrusions forming the first turbulator pattern are formed in a lattice shape .

본 발명의 일 실시예에 따른 트랜지션 피스에서, 제1 내지 제3 터뷸레이터 패턴은 다각형 구조로 형성되며, 제2 터뷸레이터 패턴을 이루는 다각형 구조가 밀집도가 가장 큰 형태의 다각형 구조이며, 제3 터뷸레이터 패턴, 제1 터뷸레이터 패턴 순으로 밀집도가 작은 다각형 구조로 형성될 수 있다.In the transition piece according to an embodiment of the present invention, the first to third turbulator patterns are formed in a polygonal structure, the polygonal structure forming the second turbulator pattern is a polygonal structure having the largest density, The first turbulator pattern, and the second turbulator pattern.

본 발명의 일 실시예에 따른 트랜지션 피스에서, 제2 터뷸레이터 패턴은 빗살 무늬 형상으로 형성되고, 제3 터뷸레이터 패턴, 제1 터뷸레이터 패턴은 직선 또는 물결 모양의 곡선 형상으로 형성될 수 있다. In the transition piece according to an embodiment of the present invention, the second turbulator pattern may be formed in a comb-like shape, and the third turbulator pattern and the first turbulator pattern may be formed in a straight or wavy curved shape.

본 발명의 일 실시예에 따른 연소기는, 연료 유체가 연소하는 연소실을 구비하고, 라이너와 라이너의 하류 측에 배치되는 트랜지션 피스를 포함하는 연소실 조립체; 연소실로 연료 유체를 분사하는 복수의 연료 노즐을 포함하는 연료 노즐 조립체를 포함한다. 트랜지션 피스는, 연소실에서 생성된 연소 가스를 터빈으로 공급하는 이너 트랜지션 피스; 이너 트랜지션 피스를 둘러싸도록 이격 형성되는 아우터 트랜지션 피스; 이너 트랜지션 피스 및 아우터 트랜지션 피스 사이에 형성된 환형 공간; 아우터 트랜지션 피스에 형성되며, 압축기로부터 배출된 압축공기를 환형 공간으로 유입하는 냉각홀; 이너 트랜지션 피스의 표면에 형성되며, 연소 가스가 충돌되는 영역에 형성된 터뷸레이터 패턴을 포함한다. A combustor according to an embodiment of the present invention includes a combustion chamber assembly including a combustion chamber in which a fuel fluid is combusted and a transition piece disposed on a downstream side of the liner and the liner; And a plurality of fuel nozzles for injecting fuel fluid into the combustion chamber. The transition piece includes an inner transition piece for supplying the combustion gas generated in the combustion chamber to the turbine; An outer transition piece spaced apart to surround the inner transition piece; An annular space formed between the inner transition piece and the outer transition piece; A cooling hole formed in the outer transition piece for introducing the compressed air discharged from the compressor into the annular space; And a turbulator pattern formed on the surface of the inner transition piece and formed in a region where the combustion gas collides.

본 발명의 일 실시예에 따른 연소기에서, 이너 트랜지션 피스의 표면은, 이너 라이너와 연결되는 제1 표면과, 터빈과 연결되는 제3 표면과, 제1 표면과 제3 표면 사이에 형성되고 이너 트랜지션 피스의 표면 기울기가 급격히 변화하는 제2 표면을 포함하며, 터뷸레이터 패턴은 제2 표면에서의 냉각 효율이 가장 크도록 형성된다.In the combustor according to an embodiment of the present invention, the surface of the inner transition piece is formed of a first surface connected to the inner liner, a third surface connected to the turbine, and a second surface formed between the first surface and the third surface, And the turbulator pattern is formed so as to have the highest cooling efficiency at the second surface.

본 발명의 일 실시예에 따른 연소기에서, 터뷸레이터 패턴은, 제2 표면에서의 냉각 효율이 가장 큰 제2 터뷸레이터 패턴이 형성되고, 순차적으로 제3 표면과 제1 표면에서의 냉각 효율이 저감되도록 제3 터뷸레이터 패턴과 제1 터뷸레이터 패턴이 형성될 수 있다. In the combustor according to the embodiment of the present invention, the turbulator pattern has a second turbulator pattern with the highest cooling efficiency on the second surface, and sequentially reduces the cooling efficiency on the third surface and the first surface The third turbulator pattern and the first turbulator pattern may be formed as much as possible.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈은, 유입되는 공기를 압축하는 압축기; 압축기로부터 압축된 공기와 연료를 혼합하여 연소시키는 연소기; 및 연소기로부터 연소된 가스로 동력을 발생시키는 터빈;을 포함한다. 또한, 연소기는, 연료 유체가 연소하는 연소실을 구비하고, 라이너와 라이너의 하류 측에 배치되는 트랜지션 피스를 포함하는 연소실 조립체; 연소실로 연료 유체를 분사하는 복수의 연료 노즐을 포함하는 연료 노즐 조립체를 포함한다. 또한, 트랜지션 피스는, 연소실에서 생성된 연소 가스를 터빈으로 공급하는 이너 트랜지션 피스; 이너 트랜지션 피스를 둘러싸도록 이격 형성되는 아우터 트랜지션 피스; 이너 트랜지션 피스 및 아우터 트랜지션 피스 사이에 형성된 환형 공간; 아우터 트랜지션 피스에 형성되며, 압축기로부터 배출된 압축공기를 환형 공간으로 유입하는 냉각홀; 이너 트랜지션 피스의 표면에 형성되며, 연소 가스가 충돌되는 영역에 형성된 터뷸레이터 패턴을 한다. A gas turbine according to an embodiment of the present invention includes: a compressor that compresses air to be introduced; A combustor that mixes and burns compressed air and fuel from a compressor; And a turbine that generates power from the combustor to the combusted gas. The combustor also includes a combustion chamber assembly having a combustion chamber in which the fuel fluid is combusted and a transition piece disposed on a downstream side of the liner and the liner; And a plurality of fuel nozzles for injecting fuel fluid into the combustion chamber. Further, the transition piece includes: an inner transition piece for supplying the combustion gas generated in the combustion chamber to the turbine; An outer transition piece spaced apart to surround the inner transition piece; An annular space formed between the inner transition piece and the outer transition piece; A cooling hole formed in the outer transition piece for introducing the compressed air discharged from the compressor into the annular space; Is formed on the surface of the inner transition piece and forms a turbulator pattern formed in a region where the combustion gas collides.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 이너 트랜지션 피스의 표면은, 이너 라이너와 연결되는 제1 표면과, 터빈과 연결되는 제3 표면과, 제1 표면과 제3 표면 사이에 형성되고 이너 트랜지션 피스의 표면 기울기가 급격히 변화하는 제2 표면을 포함하며, 터뷸레이터 패턴은 제2 표면에서의 냉각 효율이 가장 크도록 형성될 수 있다.In the gas turbine according to one embodiment of the present invention, the surface of the inner transition piece is formed between a first surface connected to the inner liner, a third surface connected with the turbine, and a second surface formed between the first surface and the third surface The inner transition piece includes a second surface whose surface gradient changes rapidly, and the turbulator pattern can be formed such that the cooling efficiency at the second surface is greatest.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 터뷸레이터 패턴은, 제2 표면에서의 냉각 효율이 가장 큰 제2 터뷸레이터 패턴이 형성되고, 순차적으로 제3 표면과 제1 표면에서의 냉각 효율이 저감되도록 제3 터뷸레이터 패턴과 제1 터뷸레이터 패턴이 형성될 수 있다. In the gas turbine according to the embodiment of the present invention, the turbulator pattern is formed by forming a second turbulator pattern having the highest cooling efficiency on the second surface, sequentially cooling the third surface and the first surface The third turbulator pattern and the first turbulator pattern may be formed.

본 발명의 실시예들에 따르면, 연소실에서 발생하여 터빈으로 유동하는 연소 가스와 이너 트랜지션 피스의 내표면이 충돌하는 영역의 터뷸레이터 패턴이 다른 영역의 터뷸레이터 패턴 보다 냉각 성능이 향상되도록 형성하여, 불균등한 온도 구배로 인한 트랜지션 피스의 열화 및 내구성의 저하를 방지할 수 있다.According to the embodiments of the present invention, the turbulator pattern in the region where the combustion gas flowing from the combustion chamber to the turbine and the inner surface of the inner transition piece collide with each other is formed to have a cooling performance higher than that of the turbulator pattern in the other region, It is possible to prevent deterioration of the transition piece and deterioration of durability due to uneven temperature gradient.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 내부가 도시된 도면이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 연소기가 도시된 단면도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 이너 트랜지션 피스가 도시된 사시도이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 이너 트랜지션 피스가 도시된 측면도이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 이너 트랜지션 피스의 표면에 형성되는 터뷸레이터 패턴이 도시된 도면이다.
도 6 내지 도 12는 본 발명의 일 실시예에 따른 트랜지션 피스의 표면에 형성되는 터뷸레이터 패턴의 다양한 구현 형태가 도시된 도면이다.1 is a diagram illustrating an interior of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
2 is a cross-sectional view illustrating a combustor of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
3 is a perspective view illustrating an inner transition piece according to an embodiment of the present invention.
4 is a side view of an inner transition piece according to an embodiment of the present invention.
5 is a view showing a turbulator pattern formed on a surface of an inner transition piece according to an embodiment of the present invention.
6 to 12 illustrate various embodiments of the turbulator pattern formed on the surface of the transition piece according to an embodiment of the present invention.

이하에서는 도면을 참조하면서 본 발명에 따른 트랜지션 피스, 이를 포함하는 연소기 및 가스 터빈에 관하여 구체적으로 설명한다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시예에 한정되는 것이 아니라 서로 다른 다양한 형태로 구현될 것이며, 단지 본 실시예들은 본 발명의 개시가 완전하도록 하며, 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이다. 도면상에서 동일 부호는 동일한 요소를 지칭한다.Hereinafter, a transition piece, a combustor including the same, and a gas turbine according to the present invention will be described in detail with reference to the drawings. It will be apparent to those skilled in the art that the present invention may be embodied in many different forms and should not be construed as limited to the embodiments set forth herein. Rather, these embodiments are provided so that this disclosure will be thorough and complete, It is provided to let you know. Wherein like reference numerals refer to like elements throughout.

또한, 명세서 전체에서, 어떤 부분이 어떤 구성요소를 “포함”한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라 다른 구성요소를 더 포함할 수 있는 것을 의미한다. 또한, 명세서 전체에서, “~상에”라 함은 대상 부분의 위 또는 아래에 위치함을 의미하는 것이며, 반드시 중력 방향을 기준으로 상 측에 위치하는 것을 의미하는 것은 아니다. Also, throughout the specification, when an element is referred to as " including " an element, it is understood that the element may include other elements as well, without departing from the other elements unless specifically stated otherwise. Also, throughout the specification, the term " on " means to be located above or below a target portion, and does not necessarily mean that the target portion is located on the image side with respect to the gravitational direction.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 내부를 나타내는 도면이고, 도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 연소기를 나타내는 도면이다. 또한, 도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 이너 트랜지션 피스가 도시된 사시도이다.FIG. 1 is a view showing the inside of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a view showing a combustor according to an embodiment of the present invention. 3 is a perspective view illustrating an inner transition piece according to an embodiment of the present invention.

도 1 내지 도 3을 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈은 유입되는 공기를 고압으로 압축하는 압축기(1100), 압축기로부터 압축된 압축 공기와 연료를 혼합하여 연소하는 연소기(1200) 및 연소기에서 발생한 연소 가스로 회전력을 발생시키는 터빈(1300)을 포함한다. 본 명세서에서는 연료 또는 공기 흐름의 선후를 기준으로 상류 및 하류를 규정하도록 한다.Referring to FIGS. 1 to 3, a gas turbine according to an embodiment of the present invention includes a compressor 1100 for compressing the incoming air to a high pressure, a combustor 1200 for combusting and burning the compressed air and the compressed compressed air from the compressor, And a turbine 1300 that generates a rotational force by the combustion gas generated in the combustor. In this specification, upstream and downstream are defined with reference to the front of the fuel or air flow.

가스 터빈의 열역학적 사이클은 이상적으로는 브레이튼 사이클(Brayton cycle)을 따를 수 있다. 브레이튼 사이클은 등엔트로피 압축(단열 압축), 정압 급열, 등엔트로피 팽창(단열 팽창), 정압 방열로 이어지는 4가지 과정으로 구성된다. 즉, 대기의 공기를 흡입하여 고압으로 압축한 후 정압 환경에서 연료를 연소하여 열에너지를 방출하고, 이 고온의 연소가스를 팽창시켜 운동에너지로 변환시킨 후에 잔여 에너지를 담은 배기가스를 대기 중으로 방출한다. 즉, 압축, 가열, 팽창, 방열의 4 과정으로 사이클이 이루어진다. 본 발명의 설명은 도 1에 예시적으로 도시된 가스 터빈(1000)과 동등한 구성을 가진 터빈 기관에 대해서도 폭넓게 적용될 수 있다.The thermodynamic cycle of the gas turbine can ideally follow the Brayton cycle. The Breton cycle consists of four processes leading to isentropic compression (adiabatic compression), constant pressure heat radiation, isentropic expansion (adiabatic expansion), and static pressure heat radiation. In other words, after sucking the air in the air and compressing it to a high pressure, the fuel is burned in a constant pressure environment to release heat energy, and the high temperature combustion gas is expanded to kinetic energy, and then the exhaust gas containing residual energy is discharged to the atmosphere . That is, the cycle is performed in four steps of compression, heating, expansion, and heat radiation. The description of the present invention can be widely applied to a turbine engine having a configuration equivalent to that of the gas turbine 1000 exemplarily shown in FIG.

가스 터빈의 압축기(1100)는 공기를 흡입하여 압축하는 역할을 하는 부분으로서, 연소기(1200)에 연소용 공기를 공급하는 한편 가스 터빈에서 냉각이 필요한 고온 영역에 냉각용 공기를 공급하는 역할을 한다. 흡입된 공기는 압축기(1100)에서 단열압축 과정을 거치게 되므로, 압축기(1100)를 통과하는 공기의 압력과 온도는 올라가게 된다.The compressor 1100 of the gas turbine serves to suck and compress the air and serves to supply air for combustion to the combustor 1200 while supplying cooling air to a high temperature region requiring cooling in the gas turbine . The sucked air is adiabatically compressed in the compressor 1100, so that the pressure and the temperature of air passing through the compressor 1100 are increased.

가스 터빈을 구성하는 압축기(1100)는 보통 원심 압축기(centrifugal compressors)나 축류 압축기(axial compressor)로 설계될 수 있는데, 소형 가스 터빈에서는 원심 압축기가 적용되는 반면, 대형 가스 터빈은 대량의 공기를 압축해야 하기 때문에 도 1에 도시된 바와 같이 다단 축류형 압축기가 적용되는 것이 일반적이다.The compressor 1100 constituting the gas turbine can be designed as a centrifugal compressor or an axial compressor. In a small gas turbine, a centrifugal compressor is applied, while a large gas turbine compresses a large amount of air A multi-stage axial flow type compressor is generally applied as shown in FIG.

압축기(1100)는 터빈(1300)에서 출력되는 동력의 일부를 사용하여 구동된다. 이를 위해, 도 1에 도시된 바와 같이, 압축기(1100)의 회전축과 터빈(1300)의 회전축은 직결된다.The compressor 1100 is driven using a portion of the power output from the turbine 1300. To this end, as shown in FIG. 1, the rotary shaft of the compressor 1100 and the rotary shaft of the turbine 1300 are directly connected.

연소기(1200)는 압축기(1100)의 출구로부터 공급되는 압축 공기를 연료와 혼합하여 등압 연소시켜 높은 에너지의 연소가스를 만들어낸다. The combustor 1200 mixes the compressed air supplied from the outlet of the compressor 1100 with the fuel and burns it at the same pressure to produce a combustion gas of high energy.

연소기(1200)는 압축기(1100)의 하류에 배치되며, 회전축을 중심으로 환형으로 배치되는 복수개의 버너 모듈(1210)을 포함한다. 버너 모듈(1210)은 연료 유체가 연소하는 연소실(1240)을 포함하는 연소실 조립체(1220)와, 연소실(1240)로 연료 유체를 분사하는 복수의 연료 노즐을 포함하는 연료 노즐 조립체(1230)를 포함할 수 있다.The combustor 1200 is disposed downstream of the compressor 1100 and includes a plurality of burner modules 1210 disposed annularly about a rotational axis. The burner module 1210 includes a combustion chamber assembly 1220 that includes a combustion chamber 1240 in which fuel fluid is combusted and a fuel nozzle assembly 1230 that includes a plurality of fuel nozzles that inject fuel fluid into the combustion chamber 1240 can do.

가스 터빈에는 가스 연료와 액체 연료, 또는 이들이 조합된 복합 연료가 사용될 수 있는데, 본 발명에서의 연료 유체는 이들을 의미한다. 법적 규제 대상이 되는 일산화탄소와 질소산화물 등의 배출가스 양을 저감하기 위한 연소 환경을 만드는 것이 중요한데, 연소 제어가 상대적으로 어렵지만 연소 온도를 낮추고 균일한 연소를 만들어 배출가스를 줄일 수 있다는 장점이 있어 근래에는 예혼합 연소가 많이 적용된다. The gas turbine may be a gas fuel and a liquid fuel, or a composite fuel in which they are combined, and the fuel fluid in the present invention means them. It is important to make a combustion environment to reduce the amount of emission gas such as carbon monoxide and nitrogen oxides which are subject to the legal regulation. Although it is relatively difficult to control the combustion, there is an advantage that the combustion gas temperature can be lowered, There is a large amount of premixed combustion.

예혼합 연소의 경우에는 연료 노즐 조립체(1230)에서, 압축기(1100)로부터 유입된 압축 공기는 연료와 혼합된 후, 연소실(1240) 안으로 들어간다. 예혼합 가스의 최초 점화는 점화기를 이용하여 이루어지며, 이후 연소가 안정되면 연료와 공기를 공급하는 것으로 연소는 유지된다.In the case of premixed combustion, in the fuel nozzle assembly 1230, the compressed air introduced from the compressor 1100 is mixed with the fuel, and then enters the combustion chamber 1240. The initial ignition of the premixed gas is made using an igniter, and then, when the combustion is stabilized, the combustion is maintained by supplying fuel and air.

연료 노즐 조립체(1230)는 연료 유체를 분사하는 복수의 연료 노즐(1233)을 포함하는데, 연료 노즐(1233)은 연료가 공기와 적절한 비율로 혼합되어 연소에 적합한 상태를 되도록 한다.Fuel nozzle assembly 1230 includes a plurality of fuel nozzles 1233 that inject fuel fluid, which fuel is mixed with air in an appropriate ratio to provide a condition suitable for combustion.

복수개의 연료 노즐(1233)은 하나의 내부 연료 노즐을 중심으로 복수개의 외부 연료 노즐이 방사상으로 배치될 수 있다. A plurality of fuel nozzles 1233 may be arranged radially with a plurality of external fuel nozzles centered on one internal fuel nozzle.

연소실 조립체(1220)는 연소가 이루어지는 공간인 연소실(1240)을 구비하는데, 라이너(1250) 및 트랜지션 피스(2000)를 포함한다.The combustion chamber assembly 1220 includes a combustion chamber 1240, which is a space where combustion takes place, including a liner 1250 and a transition piece 2000.

라이너(liner, 1250)는 연료 노즐 조립체(1230)의 하류측에 배치되며, 이너 라이너(1251)와 아우터 라이너(1252)의 이중 구조로 이루어질 수 있다. 즉, 이너 라이너(1251)를 아우터 라이너(1252)가 둘러싸는 이중 구조로 이루어질 수 있다. 이때, 이너 라이너(1251)는 내부가 빈 관형 부재이고, 이너 라이너(1251)는 내부는 연소실(1240)을 이룬다. 압축 공기는 아우터 라이너(1252) 안쪽의 환형 공간 내부로 침투하여 이너 라이너(1251)를 냉각시킬 수 있다.The liner 1250 is disposed on the downstream side of the fuel nozzle assembly 1230 and may have a dual structure of an inner liner 1251 and an outer liner 1252. That is, the inner liner 1251 may have a double structure in which the outer liner 1252 surrounds the inner liner 1251. At this time, the inner liner 1251 is an inner tubular member, and the inner liner 1251 forms a combustion chamber 1240 inside. The compressed air can penetrate into the annular space inside the outer liner 1252 to cool the inner liner 1251.

한편, 라이너(1250)의 하류 측에는 트랜지션 피스(transition piece, 2000)가 위치하는데, 트랜지션 피스(2000)는 연소실(1240)에서 발생한 연소 가스를 터빈(1300)으로 고속으로 내보낼 수 있다. 트랜지션 피스(2000)는 이너 트랜지션 피스(2100)와 아우터 트랜지션 피스(2200)의 이중 구조로 이루어질 수 있다. 즉, 이너 트랜지션 피스(2100)를 아우터 트랜지션 피스(2200)가 둘러싸는 이중 구조로 이루어질 수 있다. 이너 트랜지션 피스(2100)도 이너 라이너(1251)와 마찬가지로 내부가 빈 관형 부재로 형성되며, 라이너(1250)에서 터빈(1300) 측으로 갈수록 직경이 점점 작아지는 형상으로 이루어질 수 있다. 이 때, 이너 라이너(1251)와 이너 트랜지션 피스(2100)는 플레이트 스프링 씰(미도시)에 의해 서로 결합될 수 있다. 이너 라이너(1251)와 이너 트랜지션 피스(2100)의 각 단부는 연소기(1200)와 터빈(1300) 측에 각각 고정되기 때문에, 플레이트 스프링 씰은 열팽창에 의한 길이 및 직경의 신장을 수용할 수 있는 구조로 이너 라이너(1251)와 이너 트랜지션 피스(2100)를 지지할 수 있다. A transition piece 2000 is positioned downstream of the liner 1250 and the transition piece 2000 can discharge the combustion gas generated in the combustion chamber 1240 to the turbine 1300 at high speed. The transition piece 2000 may have a dual structure of an inner transition piece 2100 and an outer transition piece 2200. That is, the inner transition piece 2100 may be formed of a double structure in which the outer transition piece 2200 surrounds the inner transition piece 2100. The inner transition piece 2100 may be formed of a hollow tubular member like the inner liner 1251 and may have a shape in which the diameter gradually decreases from the liner 1250 toward the turbine 1300 side. At this time, the inner liner 1251 and the inner transition piece 2100 can be coupled to each other by a plate spring seal (not shown). Since each end of the inner liner 1251 and the inner transition piece 2100 is fixed to the side of the combustor 1200 and the turbine 1300 respectively, the plate spring seal has a structure capable of accommodating the elongation of the length and diameter by thermal expansion The inner liner 1251 and the inner transition piece 2100 can be supported.

이너 라이너(1251)와 이너 트랜지션 피스(2100)를 아우터 라이너(1252)와 아우터 트랜지션 피스(2200)가 감싸는 구조로 되어 있고, 이너 라이너(1251)와 아우터 라이너(1252) 사이의 환형 공간과 이너 트랜지션 피스(2100)와 아우터 트랜지션 피스(2200) 사이의 환경 공간 안으로 압축 공기가 침투할 수 있다. 보다 구체적으로, 압축 공기는 아우터 라이너(1252)와 아우터 트랜지션 피스(2200)에 형성된 복수의 냉각홀(H)을 통해 환형 공간 안으로 침투할 수 있다. 이와 같은 환형 공간을 침투한 압축 공기는 이너 라이너(1251)와 이너 트랜지션 피스(2100)를 냉각시킬 수 있다.The inner liner 1251 and the inner transition piece 2100 are wrapped by the outer liner 1252 and the outer transition piece 2200. The annular space between the inner liner 1251 and the outer liner 1252, The compressed air can penetrate into the environmental space between the piece 2100 and the outer transition piece 2200. More specifically, the compressed air can penetrate into the annular space through the plurality of cooling holes H formed in the outer liner 1252 and the outer transition piece 2200. The compressed air that has penetrated the annular space can cool the inner liner 1251 and the inner transition piece 2100.

연소기(1200)에서 생산된 고온, 고압의 연소 가스는 라이너(1250) 및 트랜지션 피스(2000)를 통해 터빈(1300)으로 공급된다. 터빈(1300)에서는 연소 가스가 단열 팽창하면서 터빈(1300)의 회전축에 방사상으로 배치된 다수의 블레이드에 충돌하여 반동력을 줌으로써 연소 가스의 열에너지가 회전축이 회전하는 기계적인 에너지로 변환된다. 터빈(1300)에서 얻은 기계적 에너지의 일부는 압축기에서 공기를 압축하는데 필요한 에너지로 공급되며, 나머지는 발전기를 구동하여 전력을 생산하는 등의 유효 에너지로 활용된다.The high-temperature, high-pressure combustion gas produced in the combustor 1200 is supplied to the turbine 1300 through the liner 1250 and the transition piece 2000. In the turbine 1300, the combustion gas collides with a plurality of blades radially disposed on the rotating shaft of the turbine 1300 while expanding adiabatically, and the reaction energy is converted into mechanical energy by which thermal energy of the combustion gas rotates. A part of the mechanical energy obtained from the turbine 1300 is supplied to the compressor as energy required to compress the air, and the remainder is utilized as the effective energy such as generating electric power by driving the generator.

이하, 도면을 참조하면서 본 발명의 일 실시예에 따른 트랜지션 피스에 대해 설명한다. 도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 이너 트렌지션 피스가 도시된 사시도이다.Hereinafter, a transition piece according to an embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings. 3 is a perspective view illustrating an inner transition piece according to an embodiment of the present invention.

연소실(1240)에서 생성된 연소 가스는 트랜지션 피스(2000)를 통해 고속으로터빈(1300)으로 유동한다. 이때, 고속으로 유동하는 연소 가스 중의 일부는 이너 트랜지션 피스(2100)의 내표면과 충돌하면서 유동하게 된다. 즉, 도 4에 도시된 바와 같이, 연소 가스는 연소실(1240)로부터 터빈(1300)으로 곧바로 유동하지만, 이너 트랜지션 피스(2100)의 내표면 근처에서 유동하는 연소 가스(G1, G2, G3)는 이너 트랜지션 피스(2100)의 내표면과 충돌하면서 터빈(1300)으로 유동하게 된다. 이와 같이, 연소 가스(G1, G2, G3)와 이너 트랜지션 피스(2100)의 내표면이 충돌하는 영역은 다른 영역에 비해 상대적으로 고온이 된다. 이너 트랜지션 피스(2100)의 특정 영역만 고온이 되면, 불균등한 온도 구배로 인해 트랜지션 피스(2000)의 열화가 발생하고 내구성의 저하를 초래하게 된다. 이에, 본 발명에서는, 연소 가스(G1, G2, G3)와 이너 트랜지션 피스(2100)의 내표면이 충돌하는 영역의 터뷸레이터 패턴이 다른 영역의 터뷸레이터 패턴 보다 냉각 성능이 향상되도록 형성하여, 불균등한 온도 구배로 인한 트랜지션 피스(2000)의 열화 및 내구성의 저하를 방지한다.The combustion gas generated in the combustion chamber 1240 flows to the turbine 1300 at high speed through the transition piece 2000. At this time, a part of the combustion gas flowing at a high speed flows while colliding with the inner surface of the inner transition piece 2100. 4, the combustion gases flow directly from the combustion chamber 1240 to the turbine 1300, but the combustion gases (G1, G2, G3) flowing near the inner surface of the inner transition piece 2100 And flows into the turbine 1300 while colliding with the inner surface of the inner transition piece 2100. Thus, the region where the combustion gases (G1, G2, G3) and the inner surface of the inner transition piece 2100 collide with each other is relatively higher than the other regions. When only a specific region of the inner transition piece 2100 becomes hot, deterioration of the transition piece 2000 occurs due to an uneven temperature gradient, resulting in lowering of durability. Thus, in the present invention, the turbulator pattern in the region where the combustion gases (G1, G2, G3) and the inner surface of the inner transition piece 2100 collide is formed to improve the cooling performance over the turbulator pattern in the other region, Thereby preventing deterioration of the transition piece 2000 due to a temperature gradient and deterioration of durability.

이를 위해, 도 3에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 트랜지션 피스(2000)는, 이너 트랜지션 피스(2100)와 아우터 트랜지션 피스(2200)를 포함하며, 이너 트랜지션 피스(2100)의 표면에는 연소 가스가 집중적으로 충돌되는 영역에 형성되어, 이너 트랜지션 피스(2100)를 효과적으로 냉각시키는 터뷸레이터 패턴(2111, 2121, 2131, 도 5 참조)을 포함한다.3, the transition piece 2000 according to an embodiment of the present invention includes an inner transition piece 2100 and an outer transition piece 2200, and the inner transition piece 2100 and the outer transition piece 2200 2121, and 2131 (see FIG. 5) for cooling the inner transition piece 2100 effectively and formed on the surface of the combustion gas in a region where the combustion gas intensively collides.

이너 트랜지션 피스(2100)는 내부가 빈 관형 부재로 형성되며, 라이너(1250)에서 터빈(1300) 측으로 갈수록 직경이 점점 작아지는 형상으로 이루어질 수 있다. 본 발명의 일 실시예에 따른 이너 트랜지션 피스(2100)는 연소 가스와의 충돌 가능성을 고려하여, 이너 라이너(1251)와 연결되는 제1 표면(2110)과, 터빈(1300)과 연결되는 제3 표면(2130)과, 제1 표면과 제3 표면 사이에 형성되는 제2 표면(2120)을 포함할 수 있다.The inner transition piece 2100 is formed of a hollow tubular member and may have a shape in which the diameter gradually decreases from the liner 1250 toward the turbine 1300 side. The inner transition piece 2100 according to an embodiment of the present invention includes a first surface 2110 connected to the inner liner 1251 and a third surface 2110 connected to the third turbine 1300, A surface 2130 and a second surface 2120 formed between the first surface and the third surface.

제1 표면(2110)은 y-z 평면과 평행한 평면을 기준으로 볼 때, 상대적으로 단면적이 큰 A 영역에 형성된 이너 트랜지션 피스(2100)의 표면이고, 제3 표면(2130)은 상대적으로 단면적이 작은 C 영역에 형성된 이너 트랜지션 피스(2100)의 표면이며, 제2 표면(2120)은 상대적으로 단면적이 중간인 B 영역에 형성된 이너 트랜지션 피스(2100)의 표면이다. The first surface 2110 is a surface of the inner transition piece 2100 formed in the A region having a relatively large cross-sectional area when viewed from a plane parallel to the yz plane, and the third surface 2130 is a surface of the inner transition piece 2130 having a relatively small cross- And the second surface 2120 is the surface of the inner transition piece 2100 formed in the region B having a relatively small cross-sectional area.

연소실(1240)에서 터빈(1300)으로 유동하는 연소 가스의 누출이 없으므로, 각 영역 A, B, C를 통과하는 연소 가스의 유속은 동일하다. A 영역의 단면적이 가장 크고, C 영역의 단면적이 가장 작으므로, 동일한 조건이라면, C 영역에서 유동하는 연소 가스 중 이너 트랜지션 피스(2100)의 표면 근처에서 유동하는 연소 가스가 충돌 가능성이 크고, A 영역에서 유동하는 연소 가스의 충돌 가능성은 가장 작다. 그러나, 이너 트랜지션 피스(2100)의 외형는 전체 영역에 걸쳐 동일한 표면 기울기로 형성되는 것이 아니라, B 영역에서의 표면 기울기가 가장 급격하게 변화하므로, B 영역에서 유동하는 연소 가스의 충돌 가능성이 가장 크다. 이러한 충돌은 이너 트랜지션 피스(2100)의 일부 내면에서 발생하는 것이 아니라, 이너 트랜지션 피스(2100)의 내면 전체에 걸쳐서 발생한다. 따라서, B 영역의 표면에 해당하는 제2 표면(2120)에서 냉각이 가장 많이 발생하도록 제2 터뷸레이터 패턴(2121)을 형성하고, C 영역의 표면에 해당하는 제3 표면(2130)에서 냉각이 차순위로 많이 발생하도록 제3 터뷸레이터 패턴(2131)을 형성하고, 연소 가스의 충돌 가능성이 가장 적은 A 영역의 표면에 해당하는 제1 표면(2110)에서 가장 작은 냉각이 발생하도록 제1 터뷸레이터 패턴(2111)을 형성하는 것이 바람직하다.Since there is no leakage of the combustion gas flowing from the combustion chamber 1240 to the turbine 1300, the flow rates of the combustion gases passing through the respective regions A, B, and C are the same. Since the cross-sectional area of the A region is the largest and the cross-sectional area of the C region is the smallest, the combustion gas flowing near the surface of the inner transition piece 2100 among the combustion gases flowing in the C region is likely to collide with the A The possibility of collision of the flue gas flowing in the region is the smallest. However, the outer shape of the inner transition piece 2100 is not formed with the same surface inclination over the entire area, but the surface gradient in the B region changes most suddenly, so that the possibility of collision of the combustion gas flowing in the B region is greatest. This collision does not occur on the inner surface of a part of the inner transition piece 2100 but occurs over the entire inner surface of the inner transition piece 2100. Accordingly, the second turbulator pattern 2121 is formed so as to generate the most cooling on the second surface 2120 corresponding to the surface of the B region, and cooling is performed on the third surface 2130 corresponding to the surface of the C region A third turbulator pattern 2131 is formed so as to generate a large amount of the turbulator pattern 2131 so that the first turbulator pattern 2131 is generated so as to generate the second turbulator pattern 2131 so as to generate the smallest cooling at the first surface 2110 corresponding to the surface of the region A, (2111).

각각의 터뷸레이터 패턴(2111, 2121, 2131)은, 아우터 트랜지션 피스(2200)에 형성된 냉각홀을 통해 아우터 트랜지션 피스(2200)와 이너 트랜지션 피스(2100) 사이에 형성된 환형 공간 내부로 침투한, 압축 공기가 이너 트랜지션 피스(2100)의 외표면에 효과적으로 충돌하여 이너 트랜지션 피스(2100)의 표면이 냉각되도록 형성된다.Each of the turbulator patterns 2111, 2121 and 2131 penetrates into an annular space formed between the outer transition piece 2200 and the inner transition piece 2100 through a cooling hole formed in the outer transition piece 2200, Air is formed so as to effectively collide with the outer surface of the inner transition piece 2100 to cool the surface of the inner transition piece 2100.

압축 공기의 충돌 냉각에 의한 냉각 효율은 압축 공기가 충돌하는 면적의 크기, 충돌 후 압축 공기가 유동하는 시간에 따라 결정된다.The cooling efficiency by impact cooling of the compressed air is determined by the size of the area where the compressed air impacts and the time the compressed air flows after the impact.

본 발명에서는, 제2 터뷸레이터 패턴(2121)의 냉각 효율이 가장 크고, 제3 터뷸레이터 패턴(2131), 제1 터뷸레이터 패턴(2111) 순으로 냉각 효율이 저감되도록 형성된다. In the present invention, the cooling efficiency of the second turbulator pattern 2121 is the largest, and the cooling efficiency is reduced in the order of the third turbulator pattern 2131 and the first turbulator pattern 2111.

예를 들어, 도 5에 도시된 바와 같이, 제1 내지 제3 터뷸레이터 패턴(2111, 2121, 2131)은 압축 공기(또는 연소 가스)의 진행 방향과 직각을 이루는 직선 형상의 돌기(이하, 직선 패턴)일 수 있으며, 제2 터뷸레이터 패턴(2121)은 직선 패턴의 밀도가 가장 크고, 제3 터뷸레이터 패턴(2131), 제1 터뷸레이터 패턴(2111) 순으로 직선 패턴의 밀도가 작아지도록 형성될 수 있다. 여기서, 제1 내지 제3 터뷸레이터 패턴(2111, 2121, 2131)이 압축 공기(또는 연소 가스)의 진행 방향과 반드시 직각일 필요는 없다.5, the first to third turbulator patterns 2111, 2121, and 2131 are linear protrusions (hereinafter referred to as " straight lines ") that are perpendicular to the traveling direction of the compressed air The second turbulator pattern 2121 may have a linear pattern with the largest density and the third turbulator pattern 2131 and the first turbulator pattern 2111 may have a density smaller than that of the linear pattern. . Here, the first to third turbulator patterns 2111, 2121, and 2131 do not necessarily have to be perpendicular to the traveling direction of the compressed air (or combustion gas).

또한, 예를 들어, 도 6에 도시된 바와 같이, 제1 내지 제3 터뷸레이터 패턴(2111, 2121, 2131)은 압축 공기의 진행 방향과 직각을 이루거나 또는 압축 공기의 진행 방향과 평행한 직선 패턴일 수 있다. 이때, 환형 공간 내부를 유동하는 압축 공기 중에서 패턴 근처를 유동하는 압축 공기는 돌기 형상의 패턴에 의해 포획되어 국부적인 소용돌이를 형성하므로, 압축 공기와 표면과의 접촉 시간이 증가하여 냉각 효율이 향상되기 때문에, 제2 터뷸레이터 패턴(2121)은 이러한 소용돌이 현상이 보다 빈번하게 발생하도록 압축 공기의 진행 방향과 직각을 이루는 직선 패턴인 것이 바람직하다.6, the first to third turbulator patterns 2111, 2121, and 2131 are arranged at a right angle to the advancing direction of the compressed air, or a straight line that is parallel to the advancing direction of the compressed air Pattern. At this time, the compressed air flowing in the vicinity of the pattern in the compressed air flowing in the annular space is captured by the projection-like pattern to form a local vortex, so that the contact time between the compressed air and the surface is increased, Therefore, it is preferable that the second turbulator pattern 2121 is a linear pattern perpendicular to the advancing direction of the compressed air so that the swirling phenomenon occurs more frequently.

또한, 예를 들어, 도 7에 도시된 바와 같이, 제1 내지 제3 터뷸레이터 패턴(2111, 2121, 2131)은 물결 모양의 곡선 형상의 패턴(이하, 곡선 패턴)일 수 있다. 여기서, 제2 터뷸레이터 패턴(2121)의 밀도가 가장 크고, 제3 터뷸레이터 패턴(2131), 제1 터뷸레이터 패턴(2111) 순으로 곡선 패턴의 밀도가 작아지도록 형성될 수 있다.7, the first to third turbulator patterns 2111, 2121, and 2131 may be a wavy curved pattern (hereinafter referred to as a curved pattern). Here, the density of the second turbulator pattern 2121 is the largest, and the density of the curved pattern is decreased in the order of the third turbulator pattern 2131 and the first turbulator pattern 2111.

또한, 예를 들어, 도 8에 도시된 바와 같이, 제1 내지 제3 터뷸레이터 패턴(2111, 2121, 2131)은 압축 공기의 진행 방향과 직각을 이루거나 또는 압축 공기의 진행 방향과 평행한 물결 모양의 곡선 패턴일 수 있다. 여기서, 전술한 도 6의 이유와 같은 이유로, 제2 터뷸레이터 패턴(2121)은 압축 공기의 진행 방향과 직각을 이루는 물결 모양의 곡선 패턴인 것이 바람직하다.8, the first to third turbulator patterns 2111, 2121, and 2131 are formed so as to be parallel to the traveling direction of the compressed air or to be parallel to the traveling direction of the compressed air, for example, Shaped curve pattern. Here, it is preferable that the second turbulator pattern 2121 is a wavy curved pattern perpendicular to the advancing direction of the compressed air for the reason described above with reference to FIG.

또한, 예를 들어, 도 9에 도시된 바와 같이, 제1 내지 제3 터뷸레이터 패턴(2111, 2121, 2131)은 핀 형상의 돌기들로 이루어질 수 있다. 압축 공기의 충돌 냉각에 의한 냉각 효율을 고려하여, 제2 터뷸레이터 패턴(2121)을 이루는 핀 형상의 돌기들의 밀도가 가장 크고, 제3 터뷸레이터 패턴(2131), 제1 터뷸레이터 패턴(2111) 순으로 돌기들의 밀도가 작아지도록 형성될 수 있다. 9, the first through third turbulator patterns 2111, 2121, and 2131 may be formed of fin-shaped protrusions. Shaped protrusions constituting the second turbulator pattern 2121 have the largest density and the third turbulator pattern 2131 and the first turbulator pattern 2111 have the largest density in consideration of the cooling efficiency by the impact cooling of the compressed air. The density of the protrusions may be reduced in order.

또한, 제2 터뷸레이터 패턴(2121)을 이루는 핀 형상의 돌기들은 압축 공기의 충돌이 빈번하게 발생하도록 지그재그 형상으로 형성될 수 있다. 이 경우, 제3 터뷸레이터 패턴(2131), 제1 터뷸레이터 패턴(2111)을 이루는 핀 형상의 돌기들은 압축 공기의 충돌 가능성을 낮추기 위해 사각형의 격자 형상으로 형성될 수 있다. Further, the pin-shaped protrusions constituting the second turbulator pattern 2121 may be formed in a zigzag shape so that the collision of the compressed air frequently occurs. In this case, the pin-shaped protrusions constituting the third turbulator pattern 2131 and the first turbulator pattern 2111 may be formed in a square lattice shape to reduce the possibility of collision of compressed air.

또한, 예를 들어, 도 10에 도시된 바와 같이, 제1 내지 제3 터뷸레이터 패턴(2111, 2121, 2131)은 다양한 형상의 다각형 구조로 형성될 수 있다. 이 경우, 제2 터뷸레이터 패턴(2121)을 이루는 다각형 구조가 밀집도가 가장 큰 형태의 다각형 구조로 형성되고, 제3 터뷸레이터 패턴(2131), 제1 터뷸레이터 패턴(2111) 순으로 밀집도가 작은 다각형 구조로 형성될 수 있다. 여기서, 밀집도는 단위 면적당 변(邊)의 개수로 정의될 수 있다.For example, as shown in FIG. 10, the first to third turbulator patterns 2111, 2121, and 2131 may have a polygonal structure of various shapes. In this case, the polygonal structure forming the second turbulator pattern 2121 is formed in a polygonal structure having the largest density, and the third turbulator pattern 2131 and the first turbulator pattern 2111 are formed in the order of small And may be formed in a polygonal structure. Here, the density can be defined by the number of sides per unit area.

또한, 예를 들어, 도 11에 도시된 바와 같이, 제2 터뷸레이터 패턴(2121)은 빗살 무늬 형상으로 형성되고, 제3 터뷸레이터 패턴(2131), 제1 터뷸레이터 패턴(2111)은 직선 또는 물결 모양의 곡선 형상으로 형성될 수 있다.11, the second turbulator pattern 2121 is formed in a comb-like shape, and the third turbulator pattern 2131 and the first turbulator pattern 2111 are formed in a straight line or a curved shape. Alternatively, for example, It can be formed in a wavy curved shape.

한편, 도 12에는 제1 내지 제3 터뷸레이터 패턴(2111, 2121, 2131)의 다양한 형태가 도시되어 있다. 도 12에서 (a), (b), (c) 형상의 패턴은 상대적으로 냉각 효율이 낮은 패턴이고, (d), (e), (f), (g) 형상의 패턴은 상대적으로 냉각 효율이 높은 패턴이다. 물론, 본 발명의 제1 내지 제3 터뷸레이터 패턴(2111, 2121, 2131)은 도 12에 도시된 패턴에 한정되는 것은 아니다.12, various shapes of the first through third turbulator patterns 2111, 2121 and 2131 are shown. 12 (a), 12 (b) and 12 (c) are patterns with relatively low cooling efficiency, and patterns of patterns d, e, f, This is a high pattern. Of course, the first to third turbulator patterns 2111, 2121 and 2131 of the present invention are not limited to the patterns shown in Fig.

본 실시예 및 본 명세서에 첨부된 도면은 본 발명에 포함되는 기술적 사상의 일부를 명확하게 나타내고 있는 것에 불과하며, 본 발명의 명세서 및 도면에 포함된 기술적 사상의 범위 내에서 당업자가 용이하게 유추할 수 있는 다양한 변형 예와 구체적인 실시예는 모두 본 발명의 권리범위에 포함되는 것이 자명하다고 할 것이다. It is to be understood that both the foregoing general description and the following detailed description of the present invention are exemplary and explanatory and are intended to provide further explanation of the invention as claimed. It will be understood by those skilled in the art that various changes in form and details may be made therein without departing from the scope of the present invention.

1100 : 압축기 1200 : 연소기
1210 : 버너 모듈 1220 : 연소실 조립체
1230 : 연료 노즐 조립체 1300 : 터빈
2000 : 트랜지션 피스 2100 : 이너 트랜지션 피스
2110 : 제1 표면 2111 : 제1 터뷸레이터 패턴
2120 : 제2 표면 2121 : 제2 터뷸레이터 패턴
2130 : 제3 표면 2131 : 제3 터뷸레이터 패턴
2200 : 아우터 트랜지션 피스 1100: compressor 1200: combustor
1210: Burner module 1220: Combustion chamber assembly
1230: Fuel nozzle assembly 1300: Turbine
2000: Transition piece 2100: Inner transition piece
2110: first surface 2111: first turbulator pattern
2120: second surface 2121: second turbulator pattern
2130: third surface 2131: third turbulator pattern
2200: Outer transition pieces

Claims (16)

연소실에서 생성된 연소 가스를 터빈으로 공급하는 이너 트랜지션 피스;
상기 이너 트랜지션 피스를 둘러싸도록 이격 형성되는 아우터 트랜지션 피스;
상기 이너 트랜지션 피스 및 아우터 트랜지션 피스 사이에 형성된 환형 공간;
상기 아우터 트랜지션 피스에 형성되며, 압축기로부터 배출된 압축공기를 상기 환형 공간으로 유입하는 냉각홀; 및,
상기 이너 트랜지션 피스의 표면에 형성되며, 상기 연소 가스가 충돌되는 영역에 형성된 터뷸레이터 패턴
을 포함하는 트랜지션 피스.
An inner transition piece for supplying the combustion gas generated in the combustion chamber to the turbine;
An outer transition piece spaced apart to surround the inner transition piece;
An annular space formed between the inner transition piece and the outer transition piece;
A cooling hole formed in the outer transition piece for introducing the compressed air discharged from the compressor into the annular space; And
A turbulator pattern formed on a surface of the inner transition piece,
.
제 1 항에 있어서,
상기 이너 트랜지션 피스의 표면은, 상기 이너 라이너와 연결되는 제1 표면과, 상기 터빈과 연결되는 제3 표면과, 상기 제1 표면과 제3 표면 사이에 형성되는 제2 표면을 포함하며,
상기 터뷸레이터 패턴은 상기 제2 표면에서의 냉각 효율이 가장 크도록 형성되는 트랜지션 피스.
The method according to claim 1,
Wherein the surface of the inner transition piece includes a first surface connected to the inner liner, a third surface connected to the turbine, and a second surface formed between the first surface and the third surface,
Wherein the turbulator pattern is formed to have the highest cooling efficiency on the second surface.
제 2 항에 있어서,
상기 제2 표면은 이너 트랜지션 피스의 표면 기울기가 급격히 변화하는 영역인 트랜지션 피스.
3. The method of claim 2,
And the second surface is a region in which the surface gradient of the inner transition piece abruptly changes.
제 2 항에 있어서,
상기 터뷸레이터 패턴은, 상기 제2 표면에서의 냉각 효율이 가장 큰 제2 터뷸레이터 패턴이 형성되고, 순차적으로 상기 제3 표면과 상기 제1 표면에서의 냉각 효율이 저감되도록 제3 터뷸레이터 패턴과 제1 터뷸레이터 패턴이 형성되는 트랜지션 피스.
3. The method of claim 2,
Wherein the turbulator pattern has a second turbulator pattern having the largest cooling efficiency on the second surface and a third turbulator pattern so as to sequentially reduce the cooling efficiency on the third surface and the first surface, A transition piece in which a first turbulator pattern is formed.
제 4 항에 있어서,
상기 제1 내지 제3 터뷸레이터 패턴은 직선 패턴 또는 곡선 패턴이며, 상기 제2 터뷸레이터 패턴은 직선 패턴 또는 곡선 패턴의 밀도가 가장 크고, 상기 제3 터뷸레이터 패턴, 제1 터뷸레이터 패턴 순으로 직선 패턴 또는 곡선 패턴의 밀도가 작아지도록 형성되는 트랜지션 피스.
5. The method of claim 4,
Wherein the first to third turbulator patterns are linear patterns or curved patterns, the second turbulator patterns have a linear pattern or a curved pattern with the largest density, and the third turbulator patterns have straight lines A transition piece formed so that the density of a pattern or a curved pattern is reduced.
제 4 항에 있어서,
상기 제2 터뷸레이터 패턴은 압축 공기의 진행 방향과 직각을 이루는 직선 패턴 또는 곡선 패턴이며, 상기 제3 터뷸레이터 패턴과 제1 터뷸레이터 패턴은 압축 공기의 진행 방향과 평행한 직선 패턴 또는 곡선 패턴인 트랜지션 피스.
5. The method of claim 4,
Wherein the second turbulator pattern is a straight line pattern or a curved line pattern perpendicular to the traveling direction of the compressed air and the third turbulator pattern and the first turbulator pattern are linear or curved patterns parallel to the traveling direction of the compressed air Transition piece.
제 4 항에 있어서,
상기 제1 내지 제3 터뷸레이터 패턴은 핀 형상의 돌기들이며, 상기 제2 터뷸레이터 패턴을 이루는 핀 형상 돌기들의 밀도가 가장 크고, 상기 제3 터뷸레이터 패턴, 제1 터뷸레이터 패턴 순으로 핀 형상 돌기들의 밀도가 작아지도록 형성되는 트랜지션 피스.
5. The method of claim 4,
The first to third turbulator patterns are fin-shaped protrusions, and the density of the fin-shaped protrusions forming the second turbulator pattern is the largest. In the third turbulator pattern and the first turbulator pattern, The density of the transition piece being reduced.
제 7 항에 있어서,
상기 제2 터뷸레이터 패턴을 이루는 핀 형상 돌기들은 지그재그 형상으로 형성되고, 상기 제3 터뷸레이터 패턴, 제1 터뷸레이터 패턴을 이루는 핀 형상 돌기들은 격자 형상으로 형성되는 트랜지션 피스.
8. The method of claim 7,
Wherein the second turbulator pattern is formed in a zigzag shape, and the third turbulator pattern and the first turbulator pattern are formed in a lattice shape.
제 4 항에 있어서,
상기 제1 내지 제3 터뷸레이터 패턴은 다각형 구조로 형성되며, 상기 제2 터뷸레이터 패턴을 이루는 다각형 구조가 밀집도가 가장 큰 형태의 다각형 구조이며, 상기 제3 터뷸레이터 패턴, 제1 터뷸레이터 패턴 순으로 밀집도가 작은 다각형 구조로 형성되는 트랜지션 피스.
5. The method of claim 4,
The first to third turbulator patterns are formed in a polygonal structure, and the polygonal structure forming the second turbulator pattern is a polygonal structure having the largest density, and the third turbulator pattern, the first turbulator pattern, A transition piece formed by a polygonal structure having a small density.
제 4 항에 있어서,
상기 제2 터뷸레이터 패턴은 빗살 무늬 형상으로 형성되고, 상기 제3 터뷸레이터 패턴, 제1 터뷸레이터 패턴은 직선 또는 물결 모양의 곡선 형상으로 형성되는 트랜지션 피스.
5. The method of claim 4,
Wherein the second turbulator pattern is formed in a comb-like shape, and the third turbulator pattern and the first turbulator pattern are formed in a straight or wavy curved shape.
연료 유체가 연소하는 연소실을 구비하고, 라이너와 상기 라이너의 하류 측에 배치되는 트랜지션 피스를 포함하는 연소실 조립체;
상기 연소실로 연료 유체를 분사하는 복수의 연료 노즐을 포함하는 연료 노즐 조립체를 포함하며,
상기 트랜지션 피스는,
상기 연소실에서 생성된 연소 가스를 터빈으로 공급하는 이너 트랜지션 피스;
상기 이너 트랜지션 피스를 둘러싸도록 이격 형성되는 아우터 트랜지션 피스;
상기 이너 트랜지션 피스 및 아우터 트랜지션 피스 사이에 형성된 환형 공간;
상기 아우터 트랜지션 피스에 형성되며, 압축기로부터 배출된 압축공기를 상기 환형 공간으로 유입하는 냉각홀; 및,
상기 이너 트랜지션 피스의 표면에 형성되며, 상기 연소 가스가 충돌되는 영역에 형성된 터뷸레이터 패턴
을 포함하는 연소기.
A combustion chamber assembly including a combustion chamber in which a fuel fluid is combusted and a transition piece disposed on a downstream side of the liner and the liner;
A fuel nozzle assembly including a plurality of fuel nozzles for injecting fuel fluid into the combustion chamber,
The transition piece includes:
An inner transition piece for supplying the combustion gas generated in the combustion chamber to the turbine;
An outer transition piece spaced apart to surround the inner transition piece;
An annular space formed between the inner transition piece and the outer transition piece;
A cooling hole formed in the outer transition piece for introducing the compressed air discharged from the compressor into the annular space; And
A turbulator pattern formed on a surface of the inner transition piece,
Lt; / RTI >
제 11 항에 있어서,
상기 이너 트랜지션 피스의 표면은, 상기 이너 라이너와 연결되는 제1 표면과, 상기 터빈과 연결되는 제3 표면과, 상기 제1 표면과 제3 표면 사이에 형성되고 상기 이너 트랜지션 피스의 표면 기울기가 급격히 변화하는 제2 표면을 포함하며,
상기 터뷸레이터 패턴은 상기 제2 표면에서의 냉각 효율이 가장 크도록 형성되는 연소기.
12. The method of claim 11,
Wherein the surface of the inner transition piece has a first surface connected to the inner liner, a third surface connected to the turbine, and a third surface formed between the first surface and the third surface, the surface gradient of the inner transition piece A second surface that changes,
Wherein the turbulator pattern is formed to have the highest cooling efficiency at the second surface.
제 12 항에 있어서,
상기 터뷸레이터 패턴은, 상기 제2 표면에서의 냉각 효율이 가장 큰 제2 터뷸레이터 패턴이 형성되고, 순차적으로 상기 제3 표면과 상기 제1 표면에서의 냉각 효율이 저감되도록 제3 터뷸레이터 패턴과 제1 터뷸레이터 패턴이 형성되는 연소기.
13. The method of claim 12,
Wherein the turbulator pattern has a second turbulator pattern having the largest cooling efficiency on the second surface and a third turbulator pattern so as to sequentially reduce the cooling efficiency on the third surface and the first surface, A combustor in which a first turbulator pattern is formed.
유입되는 공기를 압축하는 압축기;
상기 압축기로부터 압축된 공기와 연료를 혼합하여 연소시키는 연소기; 및
상기 연소기로부터 연소된 가스로 동력을 발생시키는 터빈;을 포함하며,
상기 연소기는,
연료 유체가 연소하는 연소실을 구비하고, 라이너와 상기 라이너의 하류 측에 배치되는 트랜지션 피스를 포함하는 연소실 조립체;
상기 연소실로 연료 유체를 분사하는 복수의 연료 노즐을 포함하는 연료 노즐 조립체를 포함하며,
상기 트랜지션 피스는,
상기 연소실에서 생성된 연소 가스를 터빈으로 공급하는 이너 트랜지션 피스;
상기 이너 트랜지션 피스를 둘러싸도록 이격 형성되는 아우터 트랜지션 피스;
상기 이너 트랜지션 피스 및 아우터 트랜지션 피스 사이에 형성된 환형 공간;
상기 아우터 트랜지션 피스에 형성되며, 압축기로부터 배출된 압축공기를 상기 환형 공간으로 유입하는 냉각홀; 및,
상기 이너 트랜지션 피스의 표면에 형성되며, 상기 연소 가스가 충돌되는 영역에 형성된 터뷸레이터 패턴
을 포함하는 가스 터빈.
A compressor for compressing the incoming air;
A combustor for mixing and burning the compressed air and fuel from the compressor; And
And a turbine generating power from the combustor with the combusted gas,
The combustor
A combustion chamber assembly including a combustion chamber in which a fuel fluid is combusted and a transition piece disposed on a downstream side of the liner and the liner;
A fuel nozzle assembly including a plurality of fuel nozzles for injecting fuel fluid into the combustion chamber,
The transition piece includes:
An inner transition piece for supplying the combustion gas generated in the combustion chamber to the turbine;
An outer transition piece spaced apart to surround the inner transition piece;
An annular space formed between the inner transition piece and the outer transition piece;
A cooling hole formed in the outer transition piece for introducing the compressed air discharged from the compressor into the annular space; And
A turbulator pattern formed on a surface of the inner transition piece,
.
제 14 항에 있어서,
상기 이너 트랜지션 피스의 표면은, 상기 이너 라이너와 연결되는 제1 표면과, 상기 터빈과 연결되는 제3 표면과, 상기 제1 표면과 제3 표면 사이에 형성되고 상기 이너 트랜지션 피스의 표면 기울기가 급격히 변화하는 제2 표면을 포함하며,
상기 터뷸레이터 패턴은 상기 제2 표면에서의 냉각 효율이 가장 크도록 형성되는 가스 터빈.
15. The method of claim 14,
Wherein the surface of the inner transition piece has a first surface connected to the inner liner, a third surface connected to the turbine, and a third surface formed between the first surface and the third surface, the surface gradient of the inner transition piece A second surface that changes,
Wherein the turbulator pattern is formed to have the highest cooling efficiency at the second surface.
제 15 항에 있어서,
상기 터뷸레이터 패턴은, 상기 제2 표면에서의 냉각 효율이 가장 큰 제2 터뷸레이터 패턴이 형성되고, 순차적으로 상기 제3 표면과 상기 제1 표면에서의 냉각 효율이 저감되도록 제3 터뷸레이터 패턴과 제1 터뷸레이터 패턴이 형성되는 가스 터빈. 16. The method of claim 15,
Wherein the turbulator pattern has a second turbulator pattern having the largest cooling efficiency on the second surface and a third turbulator pattern so as to sequentially reduce the cooling efficiency on the third surface and the first surface, A gas turbine in which a first turbulator pattern is formed.
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