KR20190086266A - Coupling and cooling structure of combustion duct assembly for gas turbine engine - Google Patents

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Abstract

The present invention relates to a combustion duct assembly for a gas turbine, which comprises: a liner in which a combustor is arranged at an upstream side, and a ring-shaped spring seal convex outwards is attached to an external surface at a downstream side; and a transition piece surrounding the liner to be elastically in contact with a convex portion of the spring seal of the liner. Moreover, a pin structure of which one end is fixated to the liner is configured to protrude by penetrating though the spring seal and the transition piece.

Description

가스터빈용 연소 덕트 조립체의 연결 및 냉각 구조{Coupling and cooling structure of combustion duct assembly for gas turbine engine}Technical Field The present invention relates to a combustion duct assembly for a gas turbine,

본 발명은 가스터빈용 연소 덕트 조립체에 관한 것으로서, 라이너와 트랜지션 피스로 이루어지는 연소 덕트 조립체에서의 냉각 성능을 강화하는 한편 필름 냉각을 위한 유로 구조를 단순화할 수 있으며, 열 변형에 의한 길이방향 신축 운동을 정확히 유도함으로써 연소 덕트 조립체의 비틀림에 의해 연소 가스 누설의 문제를 해결할 수 있는 새로운 구조의 가스터빈용 연소 덕트 조립체에 관한 것이다.The present invention relates to a combustion duct assembly for a gas turbine, which can enhance cooling performance in a combustion duct assembly comprising a liner and a transition piece, simplify a flow path structure for cooling a film, The present invention relates to a combustion duct assembly for a gas turbine having a novel structure capable of solving the problem of combustion gas leakage due to twisting of the combustion duct assembly.

가스터빈 엔진의 열역학적 사이클은 이상적으로는 브레이튼 사이클(Brayton cycle)을 따른다. 브레이튼 사이클은 등엔트로피 압축(단열 압축), 정압 급열, 등엔트로피 팽창(단열 팽창), 정압 방열의 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 대기중으로 방출한다. 즉, 압축, 가열, 팽창, 방열의 4 과정으로 사이클이 이루어지는 것이다.The thermodynamic cycle of a gas turbine engine ideally follows the Brayton cycle. The Brayton cycle consists of four processes: 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 by four steps of compression, heating, expansion, and heat radiation.

위와 같은 브레이튼 사이클을 실현하기 위해, 가스 터빈 엔진은 압축기와 연소기, 터빈을 포함한다. 압축기는 외부 공기를 흡입 및 압축하여 연소기로 공급하며, 연소기는 공급된 공기로 연료를 정압 연소하여 고온의 연소 가스를 만든다. 연소기에서 만들어진 고온의 연소 가스는 터빈으로 공급되어 단열 팽창을 통한 동력 발생으로 이용되는데, 고온의 연소 가스를 연소기에서 터빈까지 전달하기 위한 덕트 구조물이 필요하며, 이러한 덕트 구조물은 연소 덕트 조립체라 부를 수 있다.In order to realize such a Brayton cycle, a gas turbine engine includes a compressor, a combustor, and a turbine. The compressor sucks and compresses the outside air and supplies it to the combustor, which combusts the fuel with the supplied air to produce a hot combustion gas. The high-temperature combustion gas produced by the combustor is supplied to the turbine and used for power generation through adiabatic expansion. A duct structure for transferring the high-temperature combustion gas from the combustor to the turbine is required. Such a duct structure can be called a combustion duct assembly have.

연소 덕트 조립체는 통상적으로 연소기에 인접 배치되어 연소실을 형성하는 라이너와, 상기 라이너와 연결되어 터빈까지 연장되는 트랜지션 피스로 이루어진다. 라이너와 트랜지션 피스로 나누어서 연소 덕트 조립체를 만드는 것은 고온의 연소 가스에 의한 열 팽창을 흡수하기에는 단일 덕트 구조로는 매우 힘들기 때문이다.The combustion duct assembly typically comprises a liner disposed adjacent the combustor to form a combustion chamber, and a transition piece coupled to the liner and extending to the turbine. This is because making the combustion duct assembly by dividing the liner and the transition piece is very difficult in a single duct structure to absorb the thermal expansion due to the high temperature combustion gas.

라이너와 트랜지션 피스로 이루어지는 연소 덕트 조립체는 몇 가지 기능 내지 역할을 수행해야 한다. 기본적으로는 고온의 연소 가스에 대해 내구성을 확보할 수 있도록 충분한 냉각이 이루어질 수 있는 구조를 가져야 하며, 또한 열 변형에 의한 길이방향 및 반경방향 팽창 및 수축을 흡수할 수 있어야 한다. 나아가 연소 덕트 조립체의 양단은 연소기와 터빈에 각각 고정되어 있기 때문에 열 변형에 의한 비틀림이 발생하기 쉬운데, 비틀림 변형에 의해 연소 가스가 누설되는 문제를 해결하는 것도 필요하다. The combustion duct assembly, which consists of a liner and a transition piece, must perform several functions or roles. Basically, it should have a structure capable of sufficiently cooling to ensure durability against high-temperature combustion gas, and should be capable of absorbing longitudinal and radial expansion and contraction due to thermal deformation. Further, since both ends of the combustion duct assembly are fixed to the combustor and the turbine, distortion due to thermal deformation is likely to occur, and it is also necessary to solve the problem of leakage of the combustion gas due to the twist deformation.

더욱이 브레이튼 사이클에서의 열효율은 공기를 압축하는 압축비가 높을수록, 그리고 등엔트로피 팽창 과정으로 유입되는 연소가스의 온도가 높을수록 올라가기 때문에 가스터빈 엔진도 압축비와 터빈 입구에서의 온도를 올리는 방향으로 발전하고 있기 때문에, 연소 덕트 조립체에 대한 개선의 요구와 필요성은 더욱 커지고 있다.Furthermore, since the thermal efficiency in the Brayton cycle increases as the compression ratio for compressing the air is higher and the temperature of the combustion gas flowing into the isentropic expansion process increases, the gas turbine engine also increases the compression ratio and the temperature at the inlet of the turbine The demand and necessity for improvement of the combustion duct assembly is further increased.

미국등록특허 제8,245,514호 (2012.08.21 공고)U.S. Patent No. 8,245,514 (issued Aug. 21, 2012)

본 발명은 라이너와 트랜지션 피스로 이루어지는 연소 덕트 조립체의 연결 구조를 개선하는 동시에 냉각 성능도 함께 향상시킬 수 있는 새로운 구조의 가스터빈용 연소 덕트 조립체를 제공하는 것에 그 목적이 있다.It is an object of the present invention to provide a combustion duct assembly for a gas turbine having a novel structure capable of improving a connection structure of a combustion duct assembly comprising a liner and a transition piece and at the same time improving cooling performance.

본 발명은 상류 측에 연소기가 배치되고 하류 측의 외면에 외측으로 볼록한 환형의 스프링 실이 부착된 라이너와, 상기 라이너의 스프링 실의 볼록한 부분과 탄력적으로 접촉하도록 상기 라이너를 감싸는 트랜지션 피스를 포함하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체에 관한 것으로서, 상기 스프링 실과 트랜지션 피스를 관통하여 돌출되도록 상기 라이너에 일단이 고정된 핀 구조물을 더 포함하는 것을 특징으로 한다.The present invention includes a liner having a combustor disposed on an upstream side and an outwardly convex annular spring seal attached to an outer surface on the downstream side and a transition piece for wrapping the liner to elastically contact the convex portion of the spring chamber of the liner And a fin structure having one end fixed to the liner so as to protrude through the spring chamber and the transition piece. The present invention is also directed to a combustion duct assembly for a gas turbine.

여기서, 상기 스프링 실은 상기 라이너의 길이방향을 따라 부분적으로 절개된 복수 개의 절개부를 포함하고, 상기 핀 구조물은 상기 절개부를 관통하는 것이 바람직할 수 있다.Here, the spring seal may include a plurality of incisions partially cut along the longitudinal direction of the liner, and the fin structure may preferably penetrate the incisions.

그리고, 상기 핀 구조물이 관통하여 돌출하도록 상기 트랜지션 피스에 형성된 관통 홀은 상기 트랜지션 피스의 길이방향을 따라 길게 형성된 장 홀로 구성될 수 있다.The through hole formed in the transition piece may be a long hole formed along the longitudinal direction of the transition piece so that the pin structure protrudes through the through hole.

그리고, 상기 핀 구조물은 상기 라이너의 원주 방향을 따라 복수 개가 이격 배치되어 고정될 수 있다.A plurality of the pin structures may be spaced apart and fixed along the circumferential direction of the liner.

한편, 상기 핀 구조물은 그 길이방향을 따라 관통 형성된 냉각 홀을 포함하고, 상기 냉각 홀은 상기 라이너의 내부와 연통하도록 구성될 수 있다.On the other hand, the fin structure includes a cooling hole formed through the longitudinal direction thereof, and the cooling hole can be configured to communicate with the inside of the liner.

이 경우, 상기 라이너의 외주면에는 암나사산이 형성된 보스가 구비되고, 상기 핀 구조물은 상기 보스에 나사 결합할 수 있다.In this case, the outer surface of the liner is provided with a boss having a female screw, and the pin structure can be screwed to the boss.

그리고, 상기 라이너의 내주면에는 상기 핀 구조물의 냉각 홀에 대해 상류 측 일부분을 가로막는 차폐판이 구비될 수 있다.A shield plate may be provided on the inner circumferential surface of the liner so as to block a part of the cooling hole of the fin structure at the upstream side.

그리고, 상기 트랜지션 피스 밖으로 돌출된 상기 핀 구조물의 제1 단부에는 하류 측을 향하는 경사면이 형성될 수 있다.An inclined surface facing the downstream side may be formed at the first end of the pin structure protruding out of the transition piece.

그리고, 상기 트랜지션 피스 밖으로 돌출된 상기 핀 구조물의 제1 단부의 상류 측에는 상기 냉각 홀로 공기의 흐름을 유도하는 가이드 판이 구비될 수도 있다.A guide plate may be provided on the upstream side of the first end of the pin structure protruding out of the transition piece to guide the flow of air to the cooling hole.

또한, 본 발명은 압축기에서 압축된 공기가 연료와 혼합되고 연소함으로써 팽창하는 고온의 연소 가스가 생성되는 연소기와, 상기 연소기에서 만들어진 상기 연소 가스를 터빈으로 전달하는 연소 덕트 조립체를 포함하는 가스터빈에 있어서, 상류 측에 상기 연소기가 배치되고 하류 측의 외면에 외측으로 볼록한 환형의 스프링 실이 부착된 라이너와, 상기 라이너의 스프링 실의 볼록한 부분과 탄력적으로 접촉하도록 상기 라이너를 감싸는 트랜지션 피스를 포함하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체로서, 상기 스프링 실과 트랜지션 피스를 관통하여 돌출되도록 상기 라이너에 일단이 고정된 핀 구조물을 더 포함할 수 있다.The present invention also provides a gas turbine comprising a combustor in which compressed air from a compressor is mixed with a fuel to generate a high-temperature combustion gas expanded by combustion, and a combustion duct assembly for transferring the combustion gas produced in the combustor to a turbine A liner having an upstream annular spring chamber on its upstream side and an outwardly convex annular spring chamber on its downstream side; and a transition piece for wrapping said liner in resilient contact with the convex portion of the spring chamber of said liner The combustion duct assembly for a gas turbine may further include a fin structure having one end fixed to the liner so as to protrude through the spring chamber and the transition piece.

상기와 같은 구성을 가진 본 발명의 가스터빈용 연소 덕트 조립체에 따르면, 스프링 실과 트랜지션 피스를 관통하여 돌출되도록 라이너에 일단이 고정된 복수 개의 핀 구조물을 구비함으로써 전도 열전달에 의한 냉각효과의 상승은 물론, 핀 구조물에 마련된 냉각 홀을 통해 연소 덕트 조립체 내면에서의 필름 냉각까지 간단한 구조로 구현할 수 있게 되어, 연소 덕트 조립체의 성능과 내구 신뢰성, 그리고 경제성까지 개선할 수 있다.According to the combustion duct assembly for a gas turbine of the present invention having the above-described configuration, since a plurality of pin structures having one end fixed to the liner so as to protrude through the spring chamber and the transition piece are provided, And cooling the film on the inner surface of the combustion duct assembly through the cooling holes provided in the fin structure. Thus, the performance, durability, and economical efficiency of the combustion duct assembly can be improved.

그리고, 본 발명의 가스터빈용 연소 덕트 조립체는 핀 구조물을 이용하여 연소 덕트 조립체의 열 변형에 의한 길이방향 신축 운동을 정확히 유도함으로써 연소 덕트 조립체의 비틀림에 의해 연소 가스 누설의 문제를 해결하는 것도 가능하다.Also, the combustion duct assembly for a gas turbine of the present invention can precisely induce a longitudinal expansion / contraction movement due to thermal deformation of a combustion duct assembly by using a pin structure, thereby solving the problem of combustion gas leakage due to twisting of the combustion duct assembly Do.

도 1은 본 발명에 따른 연소 덕트 조립체가 적용될 수 있는 가스터빈의 일반적인 구성을 설명하기 위한 도면.
도 2는 종래의 연소 덕트 조립체에 대한 일 실시예를 도시한 도면.
도 3은 본 발명에 따른 연소 덕트 조립체를 도시한 평면도.
도 4는 도 3의 연소 덕트 조립체를 절개 도시한 단면도.
도 5 내지 도 7은 본 발명에 따른 연소 덕트 조립체의 다양한 실시형태를 도시한 도면.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a view for explaining a general configuration of a gas turbine to which a combustion duct assembly according to the present invention can be applied; FIG.
Figure 2 illustrates one embodiment of a conventional combustion duct assembly.
3 is a plan view of a combustion duct assembly according to the present invention.
FIG. 4 is a cross-sectional view of the combustion duct assembly of FIG. 3 cutaway.
5 to 7 illustrate various embodiments of a combustion duct assembly according to the present invention.

이하 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시형태에 대하여 상세히 설명한다.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

본 발명의 실시형태를 설명함에 있어서 당업자라면 자명하게 이해할 수 있는 공지의 구성에 대한 설명은 본 발명의 요지를 흐리지 않도록 생략될 것이다. 또한 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 부여할 것이며, 도면을 참조할 때에는 도면에 도시된 선들의 두께나 구성요소의 크기 등이 설명의 명료성과 편의상 과장되게 도시되어 있을 수 있음을 고려하여야 한다.In describing the embodiments of the present invention, a description of well-known structures that can be easily understood by those skilled in the art will be omitted so as not to obscure the gist of the present invention. In the drawings, like reference numerals refer to like elements throughout. The same elements will be denoted by the same reference numerals even though they are shown in different drawings. Referring to the drawings, The size of the elements, etc., may be exaggerated for clarity and convenience of explanation.

그리고, 본 발명의 실시예의 구성 요소를 설명하는 데 있어서, 제 1, 제 2, A, B, (a), (b) 등의 용어를 사용할 수 있다. 이러한 용어는 그 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하기 위한 것일 뿐, 그 용어에 의해 해당 구성 요소의 본질이나 차례 또는 순서 등이 한정되지 않는다. 어떤 구성 요소가 다른 구성요소에 "연결", "결합" 또는 "접속"된다고 기재된 경우, 그 구성 요소는 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되거나 접속될 수 있지만, 각 구성 요소 사이에 또 다른 구성 요소가 개재되면서 간접적으로 "연결", "결합" 또는 "접속"될 수도 있다고도 이해되어야 할 것이다.In describing the components of the embodiment of the present invention, terms such as first, second, A, B, (a), and (b) may be used. These terms are intended to distinguish the constituent elements from other constituent elements, and the terms do not limit the nature, order or order of the constituent elements. When a component is described as being "connected", "coupled", or "connected" to another component, the component may be directly connected or connected to the other component, Quot; coupled "or" connected "indirectly while intervening in the context of the present invention.

도 1은 본 발명에 따른 연소 덕트 조립체 구조가 적용될 수 있는 가스터빈(100)의 일반적인 구성을 보여준다. 이하에서는, 가스터빈(100)의 일반적인 구성에서부터 시작하여, 본 발명의 연소 덕트 조립체 구조에 대해 상세히 설명하기로 한다.1 shows a general configuration of a gas turbine 100 to which a combustion duct assembly structure according to the present invention can be applied. Hereinafter, starting from the general configuration of the gas turbine 100, the combustion duct assembly structure of the present invention will be described in detail.

가스터빈(100)은 하우징(102)을 구비하고 있고, 상기 하우징(102)의 후측에는 터빈을 통과한 연소가스가 배출되는 디퓨저(106)가 구비되어 있다. 그리고, 상기 디퓨저(106)의 앞쪽으로 압축된 공기를 공급받아 연소시키는 연소기(104)가 배치된다.The gas turbine 100 is provided with a housing 102 and a diffuser 106 through which the combustion gas passing through the turbine is discharged is provided on the rear side of the housing 102. A combustor 104 for supplying compressed air to the front of the diffuser 106 and combusting the air is disposed.

공기의 흐름 방향을 기준으로 하여 설명하면, 상기 하우징(102)의 상류 측에 압축기 섹션(110)이 위치하고, 하류 측에 터빈 섹션(120)이 배치된다. 그리고, 상기 압축기 섹션(110)과 상기 터빈 섹션(120)의 사이에는 터빈 섹션(120)에서 발생된 회전토크를 압축기 섹션(110)으로 전달하는 토크 전달부재로서의 토크튜브(130)가 배치되어 있다. Referring to the flow direction of the air, the compressor section 110 is located on the upstream side of the housing 102, and the turbine section 120 is disposed on the downstream side. A torque tube 130 is disposed between the compressor section 110 and the turbine section 120 as a torque transmitting member for transmitting the rotational torque generated in the turbine section 120 to the compressor section 110 .

압축기 섹션(110)에는 복수 개(예를 들어, 14매)의 압축기 로터 디스크(140)가 구비되고, 각각의 압축기 로터 디스크(140)들은 타이로드(150)에 의해서 축 방향으로 이격되지 않도록 체결되어 있다.The compressor section 110 is provided with a plurality of (for example, fourteen) compressor rotor disks 140 and each compressor rotor disk 140 is fastened .

구체적으로, 각각의 압축기 로터 디스크(140)는 대략 중앙을 타이로드(150)가 관통한 상태로서 축 방향을 따라서 서로 정렬되어 있다. 여기서, 이웃한 각각의 압축기 로더 디스크(140)는 대향하는 면이 타이로드(150)에 의해 압착되고, 이로써 상대 회전이 불가능하도록 배치된다.Specifically, each of the compressor rotor discs 140 is substantially aligned with each other along the axial direction with the tie rod 150 passing through the center thereof. Here, each of the neighboring compressor loader disks 140 is disposed so that the opposed surfaces thereof are pressed by the tie rod 150, whereby relative rotation is not possible.

압축기 로터 디스크(140)의 외주면에는 복수 개의 블레이드(144)가 방사상으로 결합되어 있다. 각각의 블레이드(144)는 루트부(146)를 구비하여 상기 압축기 로터 디스크(140)에 체결된다.A plurality of blades 144 are radially coupled to the outer circumferential surface of the compressor rotor disk 140. Each of the blades 144 has a root portion 146 and is fastened to the compressor rotor disk 140.

각각의 로터 디스크(140)의 사이에는 하우징(102)에 고정되어 배치되는 베인(미도시)이 위치한다. 상기 베인은 로터 디스크와는 달리 회전하지 않도록 고정되며, 압축기 로터 디스크의 블레이드를 통과한 압축 공기의 흐름을 정렬하여 하류 측에 위치하는 로터 디스크의 블레이드로 공기를 안내하는 역할을 하게 된다.Between the rotor discs 140, a vane (not shown) fixed to the housing 102 is positioned. The vane is fixed so as not to rotate unlike a rotor disk, and aligns the flow of the compressed air passing through the blades of the compressor rotor disk to guide the air to the blade of the rotor disk located on the downstream side.

루트부(146)의 체결방식은 탄젠셜 타입(tangential type)과 액셜 타입(axial type)이 있으며, 이는 루트부(146)가 로터 디스크 상에 형성되는 방향을 기준으로 하여 분류한 것이다. 루트부(146)의 체결방식은 상용되는 가스터빈의 필요 구조에 따라 선택될 수 있으며, 통상적으로 알려진 도브테일 또는 전나무 형태(Fir-tree)를 가질 수 있다. 경우에 따라서는, 상기 형태 외의 다른 체결장치, 예를 들어 키이 또는 볼트 등의 고정구를 이용하여 블레이드를 로터 디스크에 체결할 수 있다.The fastening method of the root portion 146 includes a tangential type and an axial type, which are classified based on the direction in which the root portion 146 is formed on the rotor disk. The fastening manner of the root portion 146 may be selected according to the required structure of the gas turbine commonly used and may have a generally known dovetail or fir-tree shape. In some cases, it is possible to fasten the blades to the rotor disk by using fasteners such as keys or bolts in other fastening devices other than the above-described form.

타이로드(150)는 복수 개의 압축기 로터 디스크(140)들의 중심부를 관통하도록 배치되어 있으며, 일측 단부는 최상류 측에 위치한 압축기 로터 디스크 내에 체결되고, 타측 단부는 상기 토크튜브(130) 내에서 고정된다. The tie rod 150 is arranged to pass through the center of the plurality of compressor rotor discs 140, one end of which is fastened in the compressor rotor disk located on the most upstream side and the other end is fixed in the torque tube 130 .

타이로드(150)의 형태는 가스터빈에 따라 다양한 구조로 이뤄질 수 있으므로, 반드시 도 1에 제시된 형태로 한정될 것은 아니다. 즉, 도시된 바와 같이 하나의 타이로드가 로터 디스크의 중앙부를 관통하는 형태를 가질 수도 있고, 복수 개의 타이로드가 원주상으로 배치되는 형태를 가질 수도 있으며, 이들의 혼용도 가능하다.The shape of the tie rod 150 may be variously structured depending on the gas turbine, and thus is not necessarily limited to the shape shown in FIG. That is, as shown in the drawing, one tie rod may have a shape passing through a central portion of the rotor disk, or a plurality of tie rods may be arranged in a circumferential direction, or a combination thereof may be used.

연소기(104)에서는 유입된 압축공기를 연료와 혼합, 연소시켜 높은 에너지의 고온, 고압 연소가스를 만들어 내며, 등압 연소과정으로 연소기 및 터빈부품이 견딜 수 있는 내열한도까지 연소가스온도를 높이게 된다.The combustor 104 mixes and combusts the introduced compressed air with the fuel to produce a high-temperature high-temperature and high-pressure combustion gas. The isobaric combustion process increases the temperature of the combustion gas to the heat resistance limit at which the combustor and the turbine component can withstand.

가스터빈의 연소시스템을 구성하는 연소기는 셀 형태로 형성되는 케이싱 내에 다수가 배열될 수 있으며, 연료분사노즐 등을 포함하는 버너(Burner)와, 연소실을 형성하는 연소기 라이너(Combustor Liner), 그리고 연소기와 터빈의 연결부가 되는 트랜지션 피스(Transition Piece)를 포함하여 구성된다.A plurality of combustors constituting a combustion system of a gas turbine may be arranged in a casing formed in a cell shape and include a burner including a fuel injection nozzle and the like, a combustor liner forming a combustion chamber, And a transition piece as a connection part of the turbine.

구체적으로, 연소기 라이너(이하, 간략히 "라이너"라 함)는 연료노즐에 의해 분사되는 연료가 압축기의 압축공기와 혼합되어 연소되는 연소공간을 제공한다. 이러한 라이너는, 공기와 혼합된 연료가 연소되는 연소공간을 제공하는 화염통과, 화염통을 감싸면서 환형공간을 형성하는 플로우 슬리브를 포함할 수 있다. 또한 라이너의 전단에는 연료노즐이 결합하며, 측벽에는 점화플러그가 결합한다.Specifically, a combustor liner (hereinafter simply referred to as a "liner") provides a combustion space in which fuel injected by a fuel nozzle is mixed with compressed air of a compressor and burned. Such a liner may include a flame passage providing a combustion space in which fuel mixed with air is combusted, and a flow sleeve forming an annular space surrounding the flame tube. The front end of the liner is joined to the fuel nozzle, and the side wall is connected to the spark plug.

한편 라이너의 후단에는, 점화플러그에 의해 연소되는 연소가스를 터빈 측으로 보낼 수 있도록 트랜지션 피스가 연결된다. 이러한 트랜지션 피스는, 연소가스의 높은 온도에 의한 파손이 방지되도록 외벽부가 압축기로부터 공급되는 압축공기에 의해 냉각된다.On the other hand, a transition piece is connected to the rear end of the liner so that the combustion gas burned by the spark plug can be sent to the turbine side. This transition piece is cooled by compressed air supplied from the compressor through the outer wall portion so as to prevent breakage by the high temperature of the combustion gas.

이를 위해 상기 트랜지션 피스에는 공기를 내부로 분사시킬 수 있도록 냉각을 위한 홀들이 마련되며, 압축공기는 홀들을 통해 내부에 있는 본체를 냉각시킨 후 라이너 측으로 유동된다.To this end, the transition piece is provided with cooling holes for blowing air inward, and the compressed air flows to the liner side after cooling the body inside the holes through the holes.

그리고, 라이너의 환형공간에는 전술한 트랜지션 피스를 냉각시킨 냉각공기가 유동되며, 라이너의 외벽에는 플로우 슬리브의 외부에서 압축공기가 플로우 슬리부에 마련되는 냉각 홀들을 통해 냉각공기로 제공되어 충돌할 수 있다.In the annular space of the liner, the cooling air cooled by the transition piece flows. On the outer wall of the liner, compressed air is supplied from the outside of the flow sleeve through the cooling holes provided in the flow slurry portion, have.

한편, 상기 연소기에서 나온 고온, 고압의 연소가스는 터빈 섹션(120)으로 공급된다. 공급된 고온 고압의 연소 가스가 팽창하면서 터빈의 회전날개에 충돌, 반동력을 주어 회전 토크가 발생하고, 이렇게 얻어진 회전 토크는 전술한 토크 튜브를 거쳐 압축기 섹션으로 전달되고, 압축기 구동에 필요한 동력을 초과하는 유효 동력은 발전기 등을 구동하는데 쓰이게 된다.Meanwhile, the high-temperature and high-pressure combustion gases from the combustor are supplied to the turbine section 120. The supplied high-temperature and high-pressure combustion gas expands and gives a reaction force to the rotating blades of the turbine to generate a rotating torque. The thus obtained rotating torque is transmitted to the compressor section through the torque tube described above and exceeds the power required for driving the compressor The effective power is used to drive the generator.

터빈 섹션은 기본적으로는 압축기 섹션의 구조와 유사하다. 즉, 상기 터빈 섹션(120)에도 압축기 섹션의 압축기 로터 디스크와 유사한 복수의 터빈 로터 디스크(180)가 구비된다. 따라서, 터빈 로터 디스크(180) 역시, 방사상으로 배치되는 복수 개의 터빈 블레이드(184)를 포함한다. 상기 터빈 블레이드(184) 역시 도브테일 등의 방식으로 터빈 로터 디스크(180)에 결합할 수 있다. 아울러, 터빈 로터 디스크(180)의 블레이드(184)의 사이에도 하우징에 고정되는 베인(미도시)이 구비되어 있으며, 베인은 블레이드를 통과한 연소 가스의 흐름 방향을 가이드하게 된다.The turbine section is basically similar in structure to the compressor section. That is, the turbine section 120 also includes a plurality of turbine rotor disks 180 similar to the compressor rotor disk of the compressor section. Thus, the turbine rotor disk 180 also includes a plurality of turbine blades 184 disposed radially. The turbine blade 184 may also be coupled to the turbine rotor disk 180 in a manner such as dovetail. In addition, a vane (not shown) fixed to the housing is provided between the blades 184 of the turbine rotor disk 180, and the vane guides the flow direction of the combustion gas passing through the blades.

도 2는 도 1에서 연소기(104) 부분을 확대 도시한 도면으로서, 종래의 연소 덕트 조립체(160)의 일 실시형태를 보여준다. 종래 연소 덕트 조립체(160)의 일 실시형태를 도 2를 참조하여 상세히 설명하면, 라이너(161)의 상류 측에는 버너(104')가 배치되는데, 트랜지션 피스(162)와 연결되는 라이너(161)의 하류 측 외면에는 외측으로 볼록하게 만곡된 환형의 스프링 실(164)이 부착되어 있다. 이 환형의 스프링 실(164)은 보통 훌라 실(hula seal)로 불린다. 그리고, 트랜지션 피스(162)는 라이너(161)의 하류 측에 부착된 스프링 실(164)의 볼록한 부분과 탄력적으로 접촉하는데, 경우에 따라 트랜지션 피스(162)는 내벽과 외벽의 이중벽 구조로 만들어질 수도 있다. 이러한 연결 구조에서, 라이너(161)와 트랜지션 피스(162)는 스프링 실(164)의 탄성을 매개로 하여 길이방향을 따라 상호 슬라이딩이 가능하고, 반경방향으로 팽창하는 변형도 수용할 수 있게 된다.Fig. 2 is an enlarged view of the combustor 104 portion in Fig. 1, showing an embodiment of a conventional combustion duct assembly 160. Fig. 2, a burner 104 'is disposed on the upstream side of the liner 161, and a burner 104' is disposed on the upstream side of the liner 161 connected to the transition piece 162. The burner 104 ' On the downstream side outer surface, an annular spring chamber 164 curved outwardly is attached. This annular spring chamber 164 is commonly referred to as a hula seal. The transition piece 162 elastically contacts the convex portion of the spring chamber 164 attached to the downstream side of the liner 161. In some cases, the transition piece 162 is made of a double wall structure of an inner wall and an outer wall It is possible. In this connection structure, the liner 161 and the transition piece 162 are able to slide mutually along the longitudinal direction through the elasticity of the spring chamber 164, and to accommodate the expanding deformation in the radial direction.

그리고, 연소 덕트 조립체(160)는 고온의 연소 가스가 흐르는 통로이기 때문에 적절한 냉각이 요구되는데, 이를 위해 압축기(110)에서 고압으로 압축된 공기의 일부를 가스터빈의 하우징(102) 안에 충만시키는 한편 트랜지션 피스(162)와 라이너(161)를 감싸는 플로우 슬리브(163)에 다수의 통공을 뚫어 압축공기가 라이너(161)와 트랜지션 피스(162)를 냉각시키도록 구성되어 있다. Since the combustion duct assembly 160 is a passage through which a high temperature combustion gas flows, proper cooling is required. For this purpose, a part of the air compressed by the compressor 110 at a high pressure is filled in the housing 102 of the gas turbine A plurality of through holes are formed in the flow sleeve 163 surrounding the transition piece 162 and the liner 161 so that compressed air cools the liner 161 and the transition piece 162.

여기서, 압축공기는 라이너(161)와 트랜지션 피스(162)의 외면 만이 아니라 그 내면까지 냉각할 수 있게 유로가 형성되어야 한다. 라이너(161)와 트랜지션 피스(162)의 외면을 냉각하는 것은 충돌 냉각으로, 라이너(161)와 트랜지션 피스(162)의 내면을 냉각하는 것은 필름 냉각으로 분류할 수 있다. 필름 냉각은 구조물의 표면을 따라 형성된 얇은 냉각매체(공기) 층이 구조물로의 열 전달을 차단함으로써 열 손상을 방지하는 공지된 냉각 기술이다. 그런데, 라이너(161)와 트랜지션 피스(162)의 내면까지 공기를 공급하는 것은 도 2처럼 다소 복잡한 구성을 취해야하며, 특히 공기의 흐름을 방해하는 스프링 실(164)의 존재로 인해 라이너(161)와 트랜지션 피스(162)가 연결되는 부위는 복잡한 이중벽 구조로 만들어지기도 한다.Here, the compressed air should be formed so as to cool not only the outer surface of the liner 161 and the transition piece 162 but also the inner surface thereof. Cooling the outer surface of the liner 161 and the transition piece 162 is called collision cooling, and cooling the inner surface of the liner 161 and the transition piece 162 can be classified as film cooling. Film cooling is a known cooling technique in which a thin layer of cooling medium (air) formed along the surface of a structure prevents heat damage by blocking heat transfer to the structure. 2, the liner 161 and the transition piece 162 need to have a somewhat complicated configuration as shown in FIG. 2. In particular, due to the presence of the spring chamber 164 which interrupts the flow of air, And the transition piece 162 are connected to each other through a complicated double wall structure.

본 발명은 이러한 종래의 복잡한 라이너(161)와 트랜지션 피스(162)의 연결 및 냉각 구조를 단순화하기 위해 고안되었다. 도 3은 본 발명에 따른 연소 덕트 조립체(300)의 연결 및 냉각 구조의 전체적인 형태를 보여준다. 참고로, 본 발명에 따른 연소 덕트 조립체(300)를 설명할 때에는, 혼동을 피하고자 동일한 구성요소에 해당하지만 종래기술과는 도면부호를 달리 지정하였으며, 이해를 돕고자 도 2의 종래기술 도면에 본 발명에서의 해당 구성요소의 도면부호를 괄호 안에 병기하였다.The present invention is designed to simplify the connection and cooling structure of such a conventional complex liner 161 and transition piece 162. 3 shows the overall configuration of the connection and cooling structure of the combustion duct assembly 300 according to the present invention. In the description of the combustion duct assembly 300 according to the present invention, the same components as those of the prior art are designated differently to avoid confusion, and in order to facilitate understanding, Reference numerals of corresponding components in the present invention are indicated in parentheses.

도 3을 참조하면, 상류 측(도면의 좌측)에 연소기가 배치되고 하류 측(도면의 우측)의 외면에 외측으로 볼록한 환형의 스프링 실(330)이 부착된 라이너(310)와, 상기 라이너(310)의 스프링 실(330)의 볼록한 부분과 탄력적으로 접촉하도록 상기 라이너(310)를 감싸는 트랜지션 피스(320)를 포함하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체(300)가 평면도로 도시되어 있다. 여기서, 상류와 하류의 구분은 연소가스의 흐름 방향을 기준으로 한 것이다. 이러한 본 발명의 가스터빈용 연소 덕트 조립체(300)의 구성은 종래와 거의 동일한데, 본 발명은 여기에 스프링 실(330)과 트랜지션 피스(320)를 관통하여 돌출되도록 라이너(310)에 제2 단부(352)가 고정된 핀 구조물(350)을 더 포함하고 있다.3, a liner 310 having a combustor disposed on an upstream side (left side in the figure) and an annular spring chamber 330 having an outwardly convex shape is attached to an outer surface on the downstream side (right side of the drawing) And a transition piece 320 surrounding the liner 310 to resiliently contact the convex portion of the spring chamber 330 of the combustion chamber 310 of the combustion chamber 300. Here, the distinction between upstream and downstream is based on the flow direction of the combustion gas. The structure of the combustion duct assembly 300 for a gas turbine according to the present invention is substantially the same as that of the prior art. In the present invention, the liner 310 is provided with a spring chamber 330 and a transition piece 320, And further includes a pin structure 350 to which the end portion 352 is fixed.

핀 구조물(350)은 라이너(310)에 제2 단부(352)가 고정되어 있기 때문에, 연소가스로 가열된 라이너(310)의 열이 전도 과정을 통해 전달되고, 핀 구조물(350)로 전달된 라이너(310)의 열은 스프링 실(330)과 트랜지션 피스(320)를 관통하여 돌출된 제1 단부(351)를 통해 냉각용 압축공기로 직접 방출된다. 따라서, 본 발명의 핀 구조물(350)을 도 2에 도시된 종래의 가스터빈용 연소 덕트 조립체(160)에 그대로 적용할 경우 추가적인 방열 효과를 얻을 수 있고, 따라서 본 발명의 연소 덕트 조립체(300)는 냉각 성능이 종래에 비해 확실히 향상된다.Since the fin structure 350 has the second end portion 352 fixed to the liner 310, the heat of the liner 310 heated by the combustion gas is transferred through the conduction process and transferred to the fin structure 350 The heat of the liner 310 is directly discharged to the compressed air for cooling through the first end portion 351 protruding through the spring chamber 330 and the transition piece 320. Therefore, when the fin structure 350 of the present invention is directly applied to the combustion duct assembly 160 for a conventional gas turbine shown in FIG. 2, additional heat dissipation can be obtained, The cooling performance is certainly improved as compared with the conventional one.

그리고, 핀 구조물(350)이 밖으로 돌출되기 위한 관통 홀(340)이 스프링 실(330)과 트랜지션 피스(320)에 각각 형성되는데, 스프링 실(330)의 탄성 구조 및 성능에 끼치는 영향을 최소화할 수 있도록, 스프링 실(330)의 관통 홀(340)은 스프링 실(330)의 절개부(332)에 형성되는 것이 바람직할 것이다. 스프링 실(330)은 환형을 이루어 라이너(310)의 외주면에 그 일단이 접합 내지 고정되는데, 길이방향 신축이 잘 일어나도록 스프링 실(330)에는 라이너(310)의 길이방향을 따라 부분적으로 절개된 복수 개의 절개부(332)가 원주방향으로 이격 형성되어 있다. 부분적으로 절개된 스프링 실(330)의 각 절편은 일종의 스프링 발(spring foot)이라 할 수 있으며, 환형의 스프링 실(330)에 이미 마련된 절개부(332)를 이용하여 관통 홀(340)을 만들면 각 스프링 발에 미치는 영향을 줄일 수 있다. 도 3에는 절개부(332)를 한 개씩 건너뛰며 관통 홀(340)이 형성되고 핀 구조물(350)이 장착되는 것으로 도시되어 있는데, 이는 일 실시형태에 불과하며, 이와는 다른 양태로 실시하는 것이 가능함은 물론이다. A through hole 340 for protruding the pin structure 350 is formed in the spring chamber 330 and the transition piece 320 so as to minimize the influence on the elastic structure and performance of the spring chamber 330 The through hole 340 of the spring seal 330 may be formed in the cutout 332 of the spring seal 330. [ One end of the spring chamber 330 is annular and is joined to or fixed to the outer circumferential surface of the liner 310. The spring chamber 330 is partially inserted into the spring chamber 330 along the longitudinal direction of the liner 310, A plurality of cut-out portions 332 are formed spaced apart in the circumferential direction. Each slice of the partially cut spring chamber 330 is a kind of spring foot and when the through hole 340 is formed by using the slit 332 already provided in the annular spring chamber 330 The effect on each spring foot can be reduced. In FIG. 3, the cut-outs 332 are shown skipping one by one and the through-holes 340 are formed and the pin structure 350 is mounted, which is only an embodiment and can be carried out in other ways. Of course.

나아가, 트랜지션 피스(320)에 형성되는 관통 홀(340)은 트랜지션 피스(320)의 길이방향을 따라 길게 형성된 장 홀 형태로 만들 수도 있다. 핀 구조물(350)은 반경방향으로 수직하게 기립해 있기 때문에 라이너(310)와 트랜지션 피스(320)의 반경방향 열 팽창과 수축은 핀 구조물(350)에 의해 영향을 받지 않는다. 다만 길이방향 신축에 대응하기 위해서는 관통 홀(340)을 핀 구조물(350)의 지름보다 조금 크게 할 필요가 있는데, 이때 트랜지션 피스(320)에 형성되는 관통 홀(340)을 길이방향의 장 홀 형태로 만들면, 라이너(310)에 대한 트랜지션 피스(320) 의 길이방향 신축이 비틀리지 않고 정확하게 일어나는 일종의 가이드 역할을 할 수 있게 된다. 연소 덕트 조립체(300)의 양단은 연소기와 터빈에 각각 고정되어 있기 때문에 열 변형에 의한 비틀림이 발생하기 쉽고, 비틀림 변형이 발생하면 연소 가스가 누설되기 쉬운데, 본 발명은 핀 구조물(350)을 길이방향 신축의 가이드로 활용함으로써 이러한 문제를 해결하는데도 도움을 줄 수 있다.Further, the through-holes 340 formed in the transition piece 320 may be formed into long holes formed along the longitudinal direction of the transition piece 320. The radial thermal expansion and contraction of the liner 310 and the transition piece 320 are not affected by the fin structure 350 because the fin structure 350 is standing radially and vertically. However, in order to cope with elongation and contraction in the longitudinal direction, it is necessary to make the through hole 340 slightly larger than the diameter of the fin structure 350. At this time, the through hole 340 formed in the transition piece 320 is formed as a long hole It becomes possible to serve as a kind of guide that precisely and precisely stretches the transition piece 320 in the longitudinal direction with respect to the liner 310. Since the both ends of the combustion duct assembly 300 are fixed to the combustor and the turbine respectively, torsion due to thermal deformation is likely to occur. If the torsional deformation is generated, the combustion gas tends to leak. It can also help to solve these problems by using it as a guide for directional stretching.

한편, 본 발명이 포함하는 핀 구조물(350)은 냉각용 압축 공기의 통로로도 활용할 수 있는데, 이렇게 구성하면 종래 라이너(310)와 트래지션 피스(320) 사이에 환형의 스프링 실(330)이 개재됨에 따라 필름 냉각을 위한 통기 구조가 복잡하게 설계되었던 문제를 해결할 수 있다. 도 4 내지 도 7은 핀 구조물(350)을 필름 냉각용의 통기 구조물로 구성하는 다양한 실시형태를 보여주고 있다.The pin structure 350 included in the present invention can also be used as a passage for compressed air for cooling. In this case, an annular spring chamber 330 is provided between the conventional liner 310 and the traction piece 320 The problem that the ventilation structure for cooling the film is complicatedly designed can be solved. 4 to 7 show various embodiments in which the fin structure 350 is configured as a ventilation structure for cooling the film.

도 4는 핀 구조물(350)의 내부에 그 길이방향을 따라 냉각 홀(354)이 관통 형성되어 있으면서, 상기 냉각 홀(354)이 라이너(310)의 내부와 연통하는 구성을 보여준다. 트래지션 피스(320) 밖으로 돌출된 핀 구조물(350)의 제1 단부(351)는 냉각용 압축 공기에 직접 노출되어 있기 때문에, 냉각 홀(354)을 통해 냉각용 압축 공기가 유입되어 라이너(310)의 내주면으로 토출된다. 라이너(310)의 내주면으로 토출된 냉각용 압축 공기는 내주면을 따라 흘러 필름 냉각층을 형성하게 된다. 따라서, 본 발명의 핀 구조물(350)을 이용하면, 복잡한 이중벽 구조 없이도 라이너(310) 내면에 필름 냉각을 구현하는 것이 가능해진다. 정리한다면, 본 발명의 핀 구조물(350)은 제1 단부(351)가 냉각용 압축 공기에 직접 노출되어 있음을 통해 전도 방열을 통한 냉각과 압축 공기 도입에 의한 필름 냉각의 양자를 구현할 수 있으며, 또한 트랜지션 피스(320)에 형성되는 장 홀 형태의 관통 홀(340)을 통해 기구학적인 가이드 역할을 하는 등 다양한 기능을 복합적으로 수행할 수 있다.4 shows a structure in which a cooling hole 354 is formed in the pin structure 350 along the longitudinal direction thereof while the cooling hole 354 is communicated with the inside of the liner 310. [ Since the first end portion 351 of the pin structure 350 protruding out of the traction piece 320 is directly exposed to the compressed air for cooling, the compressed air for cooling flows through the cooling hole 354, As shown in Fig. The compressed air for cooling discharged to the inner peripheral surface of the liner 310 flows along the inner peripheral surface to form a film cooling layer. Thus, using the fin structure 350 of the present invention, film cooling can be achieved on the inner surface of the liner 310 without a complicated double wall structure. In summary, the fin structure 350 of the present invention can realize both the cooling through the conduction heat radiation and the film cooling by the introduction of the compressed air since the first end portion 351 is directly exposed to the compressed air for cooling, In addition, it can perform various functions such as acting as a kinematic guide through the long hole type through hole 340 formed in the transition piece 320.

여기서, 라이너(310)는 그 두께가 얇은 편이기 때문에 핀 구조물(350)의 제2 단부(352)가 라이너(310)의 내면까지 다다르도록 관통하여 고정하기에는 지지 구조가 좀 약할 수 있다. 이를 보완하기 위해, 라이너(310)의 외주면에 암나사산이 형성된 보스(312)를 고정 설치하고, 핀 구조물(350)을 보스(312)에 대해 나사 결합하는 구조를 만듦으로써 핀 구조물(350)의 지지 상태를 강화할 수도 있다.Here, since the liner 310 is thin, the supporting structure may be somewhat weak to fix the second end portion 352 of the fin structure 350 to the inner surface of the liner 310 so as to penetrate and fix. A boss 312 having a female screw thread is fixed on the outer circumferential surface of the liner 310 and a pin structure 350 is screwed to the boss 312 to form a structure for supporting the pin structure 350 You can also strengthen the state.

도 5 내지 도 7은 필름 냉각 효과를 강화하기 위한 핀 고정물의 다양한 실시형태를 보여준다. 5 to 7 show various embodiments of the pin fixture for enhancing the film cooling effect.

도 5는 핀 구조물(350)의 냉각 홀(354)에 대해 상류 측 일부분을 가로막는 차폐판(356)을 라이너(310)의 내주면에 구비하는 실시형태를 도시하고 있다. 핀 구조물(350)을 원형 단면의 파이프 형태로 만든다면, 차폐판(356)은 1/4 구각(球殼, 구형 껍질) 형태로 만들어질 수 있을 것이다. 차폐판(356)은 연소 덕트 조립체(300)의 상류 측 연소기로부터 흘러오는 연소 가스가 냉각 홀(354)을 통해 외부로 유출 내지는 역류하는 것을 방지하는 한편, 핀 구조물(350)의 제2 단부(352)로부터 토출되는 압축 공기의 흐름을 하류 측으로 유도하여 스프링 실(330)이 배치되는 연결 부위에서의 필름 냉각 효과를 강화하는 역할을 한다.5 shows an embodiment in which a shielding plate 356 is provided on the inner circumferential surface of the liner 310 to block a part of the upstream side of the cooling structure 354 of the fin structure 350. [ If the fin structure 350 is made in the form of a pipe having a circular cross section, the shield plate 356 may be made in the form of a 1/4 inch spherical shell. The shield plate 356 prevents the combustion gas flowing from the upstream side combustor of the combustion duct assembly 300 from flowing out or flowing back to the outside through the cooling holes 354 while preventing the combustion gas flowing from the second end 352 to the downstream side to enhance the film cooling effect at the connection site where the spring chamber 330 is disposed.

그리고, 도 6 및 도 7은 각각 핀 구조물(350)의 냉각 홀(354) 안으로 냉각용 압축 공기의 흐름을 유도하기 위한 실시형태를 보여준다. 6 and 7 show an embodiment for guiding the flow of compressed air for cooling into the cooling holes 354 of the pin structure 350, respectively.

도 6은 트랜지션 피스(320) 밖으로 돌출된 핀 구조물(350)의 제1 단부(351)에 하류 측을 향하는 경사면(357)이 형성된 실시형태를 나타내고 있다. 냉각용 압축 공기의 흐름은 연소덕트 조립체(300)의 표면을 따라 하류에서 상류 쪽으로 흐르므로, 핀 구조물(350)의 제1 단부(351)에 하류 측을 향하는 경사면(357)을 형성함으로써 압축 공기가 냉각 홀(354)로 진입하는 것을 유도하는 효과를 얻을 수 있다.6 shows an embodiment in which the inclined surface 357 facing the downstream side is formed at the first end 351 of the pin structure 350 protruding out of the transition piece 320. The flow of cooling compressed air flows downstream from the downstream side along the surface of the combustion duct assembly 300 so that the inclined surface 357 facing the downstream side is formed at the first end 351 of the fin structure 350, It is possible to obtain the effect of inducing the cooling holes 354 to enter the cooling holes 354.

도 7은 트랜지션 피스(320) 밖으로 돌출된 핀 구조물(350)의 제1 단부(351)의 상류 측에 공기의 흐름을 냉각 홀(354) 쪽으로 유도하는 가이드 판(358)을 구비하는 실시형태에 관한 것이다. 핀 구조물(350)을 원형 단면의 파이프 형태로 만든다면, 가이드 판(358) 역시 차폐판(356)과 유사하게 1/4 구각 형태로 만들 수 있을 것이며, 가이드 판(358)에 부딪힌 압축 공기는 진로를 냉각 홀(354) 쪽으로 바꿔 좀더 용이하게 냉각 홀(354) 안으로 진입할 수 있게 된다. 7 shows an embodiment in which a guide plate 358 for guiding the flow of air to the cooling hole 354 side is provided on the upstream side of the first end portion 351 of the pin structure 350 protruding out of the transition piece 320 . The guide plate 358 may also be formed in a 1/4-hole shape similar to the shield plate 356 if the pin structure 350 is formed in the shape of a pipe having a circular cross section and the compressed air hitting the guide plate 358 The course can be changed to the cooling hole 354 so that it can enter the cooling hole 354 more easily.

여기서, 도 7은 경사면(357)과 가이드 판(358)의 구성이 함께 적용된 실시형태를 도시하고 있지만, 반드시 두 가지 구성이 동시에 적용될 필요는 없으며 각기 단독으로 적용되는 것도 가능하다. 그리고 도시되지는 않았지만, 냉각 홀(354)의 입구를 좀더 넓게 원추형으로 형성함으로써 압축 공기 진입을 촉진할 수 있을 것이며, 기타 다양한 형태의 가이드 판(358)과 경사면(357) 구조, 예를 들면 경사면(357)을 냉각 홀(354)을 중심으로 오목한 곡면으로 형성하는 등의 실시형태가 적용될 수도 있을 것이다.Here, FIG. 7 shows an embodiment in which the slope 357 and the guide plate 358 are applied together. However, it is not necessarily required to apply the two configurations at the same time. Although not shown, the inlet of the cooling hole 354 may be conically shaped to facilitate the introduction of compressed air, and various other types of guide plates 358 and slope 357 structures may be used, The cooling hole 357 may be curved around the cooling hole 354, or the like.

이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다. 따라서, 본 발명에 개시된 실시예들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.The foregoing description is merely illustrative of the technical idea of the present invention, and various changes and modifications may be made by those skilled in the art without departing from the essential characteristics of the present invention. Therefore, the embodiments disclosed in the present invention are intended to illustrate rather than limit the scope of the present invention, and the scope of the technical idea of the present invention is not limited by these embodiments. The scope of protection of the present invention should be construed according to the following claims, and all technical ideas within the scope of equivalents should be construed as falling within the scope of the present invention.

300: 연소 덕트 조립체 310: 라이너
312: 보스 320: 트랜지션 피스
330: 스프링 실 332: 절개부
340: 관통 홀 350: 핀 구조물
351: 제1 단부 352: 제2 단부
354: 냉각 홀 356: 차폐판
357: 경사면 358: 가이드 판300: Combustion Duct Assembly 310: Liner
312: Boss 320: Transition piece
330: spring chamber 332:
340: Through hole 350: Pin structure
351: first end portion 352: second end portion
354: Cooling hole 356: Shield plate
357: sloping surface 358: guide plate

Claims (18)

상류 측에 연소기가 배치되고 하류 측의 외면에 외측으로 볼록한 환형의 스프링 실이 부착된 라이너와, 상기 라이너의 스프링 실의 볼록한 부분과 탄력적으로 접촉하도록 상기 라이너를 감싸는 트랜지션 피스를 포함하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체에 있어서,
상기 스프링 실과 트랜지션 피스를 관통하여 돌출되도록 상기 라이너에 일단이 고정된 핀 구조물을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체.A liner having an annular spring chamber on its upstream side and an outwardly convex annular spring chamber on its downstream side and a transition piece for enclosing said liner to resiliently contact a convex portion of the spring chamber of said liner In the combustion duct assembly,
Further comprising a pin structure having one end fixed to the liner so as to protrude through the spring chamber and the transition piece. 제1항에 있어서,
상기 스프링 실은 상기 라이너의 길이방향을 따라 부분적으로 절개된 복수 개의 절개부를 포함하고, 상기 핀 구조물은 상기 절개부를 관통하는 것을 특징으로 하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체.The method according to claim 1,
Wherein the spring seal comprises a plurality of cuts partially cut along a longitudinal direction of the liner, the fin structure passing through the cutout. 제1항에 있어서,
상기 핀 구조물이 관통하여 돌출하도록 상기 트랜지션 피스에 형성된 관통 홀은 상기 트랜지션 피스의 길이방향을 따라 길게 형성된 장 홀인 것을 특징으로 하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체. The method according to claim 1,
Wherein the through hole formed in the transition piece is a long hole formed along the longitudinal direction of the transition piece so that the pin structure protrudes through the through hole. 제1항에 있어서,
상기 핀 구조물은 상기 라이너의 원주 방향을 따라 복수 개가 이격 배치되어 고정된 것을 특징으로 하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체.The method according to claim 1,
Wherein a plurality of the pin structures are spaced apart and fixed along the circumferential direction of the liner. 제1항에 있어서,
상기 핀 구조물은 그 길이방향을 따라 관통 형성된 냉각 홀을 포함하고, 상기 냉각 홀은 상기 라이너의 내부와 연통하는 하는 것을 특징으로 하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체.The method according to claim 1,
Wherein said fin structure includes a cooling hole formed therethrough along its longitudinal direction, said cooling hole communicating with the interior of said liner. 제5항에 있어서,
상기 라이너의 외주면에는 암나사산이 형성된 보스가 구비되고, 상기 핀 구조물은 상기 보스에 나사 결합하는 것을 특징으로 하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체.6. The method of claim 5,
Wherein the outer surface of the liner is provided with a boss having a female thread and the fin structure is threaded to the boss. 제5항에 있어서,
상기 라이너의 내주면에는 상기 핀 구조물의 냉각 홀에 대해 상류 측 일부분을 가로막는 차폐판이 구비되는 것을 특징으로 하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체.6. The method of claim 5,
And a shielding plate is provided on an inner circumferential surface of the liner to block a portion of the cooling structure at a portion upstream of the cooling structure of the fin structure. 제5항에 있어서,
상기 트랜지션 피스 밖으로 돌출된 상기 핀 구조물의 제1 단부에는 하류 측을 향하는 경사면이 형성된 것을 특징으로 하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체.6. The method of claim 5,
And a sloping surface toward a downstream side is formed at a first end of the pin structure protruding out of the transition piece. 제5항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 트랜지션 피스 밖으로 돌출된 상기 핀 구조물의 제1 단부의 상류 측에는 상기 냉각 홀로 공기의 흐름을 유도하는 가이드 판이 구비되는 것을 특징으로 하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체.9. The method according to any one of claims 5 to 8,
Wherein a guide plate for guiding the flow of air to the cooling holes is provided on the upstream side of the first end of the pin structure protruding out of the transition piece. 압축기에서 압축된 공기가 연료와 혼합되고 연소함으로써 팽창하는 고온의 연소 가스가 생성되는 연소기와, 상기 연소기에서 만들어진 상기 연소 가스를 터빈으로 전달하는 연소 덕트 조립체를 포함하는 가스터빈에 있어서,
상류 측에 상기 연소기가 배치되고 하류 측의 외면에 외측으로 볼록한 환형의 스프링 실이 부착된 라이너와, 상기 라이너의 스프링 실의 볼록한 부분과 탄력적으로 접촉하도록 상기 라이너를 감싸는 트랜지션 피스를 포함하는 가스터빈용 연소 덕트 조립체로서,
상기 스프링 실과 트랜지션 피스를 관통하여 돌출되도록 상기 라이너에 일단이 고정된 핀 구조물을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터빈.1. A gas turbine comprising: a combustor in which compressed air from a compressor is mixed with a fuel to generate a high-temperature combustion gas expanded by combustion; and a combustion duct assembly for transferring the combustion gas produced in the combustor to a turbine,
A liner having an upstream annular spring chamber on its upstream side and an outwardly convex annular outside on its downstream side and a transition piece surrounding said liner to resiliently contact a convex portion of the spring chamber of said liner, A combustion duct assembly,
And a pin structure having one end fixed to the liner so as to protrude through the spring chamber and the transition piece. 제10항에 있어서,
상기 스프링 실은 상기 라이너의 길이방향을 따라 부분적으로 절개된 복수 개의 절개부를 포함하고, 상기 핀 구조물은 상기 절개부를 관통하는 것을 특징으로 하는 가스터빈.11. The method of claim 10,
Wherein the spring seal comprises a plurality of cutouts partially cut along a longitudinal direction of the liner, the fin structures penetrating the cutout. 제10항에 있어서,
상기 핀 구조물이 관통하여 돌출하도록 상기 트랜지션 피스에 형성된 관통 홀은 상기 트랜지션 피스의 길이방향을 따라 길게 형성된 장 홀인 것을 특징으로 하는 가스터빈. 11. The method of claim 10,
Wherein the through hole formed in the transition piece is a long hole formed along the longitudinal direction of the transition piece so that the pin structure protrudes through the through hole. 제10항에 있어서,
상기 핀 구조물은 상기 라이너의 원주 방향을 따라 복수 개가 이격 배치되어 고정된 것을 특징으로 하는 가스터빈.11. The method of claim 10,
Wherein a plurality of said pin structures are spaced apart and fixed along the circumferential direction of said liner. 제10항에 있어서,
상기 핀 구조물은 그 길이방향을 따라 관통 형성된 냉각 홀을 포함하고, 상기 냉각 홀은 상기 라이너의 내부와 연통하는 하는 것을 특징으로 하는 가스터빈.11. The method of claim 10,
Wherein said fin structure includes a cooling hole formed therethrough along its longitudinal direction, said cooling hole communicating with the interior of said liner. 제14항에 있어서,
상기 라이너의 외주면에는 암나사산이 형성된 보스가 구비되고, 상기 핀 구조물은 상기 보스에 나사 결합하는 것을 특징으로 하는 가스터빈.15. The method of claim 14,
Wherein the liner has a boss formed on the outer circumferential surface thereof with a female screw, and the pin structure is screwed to the boss. 제14항에 있어서,
상기 라이너의 내주면에는 상기 핀 구조물의 냉각 홀에 대해 상류 측 일부분을 가로막는 차폐판이 구비되는 것을 특징으로 하는 가스터빈.15. The method of claim 14,
And a shielding plate is provided on an inner circumferential surface of the liner to block a part of the upstream side portion with respect to a cooling hole of the fin structure. 제14항에 있어서,
상기 트랜지션 피스 밖으로 돌출된 상기 핀 구조물의 제1 단부에는 하류 측을 향하는 경사면이 형성된 것을 특징으로 하는 가스터빈.15. The method of claim 14,
Wherein the first end of the pin structure protruding out of the transition piece is formed with an inclined surface facing the downstream side. 제14항 내지 제17항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 트랜지션 피스 밖으로 돌출된 상기 핀 구조물의 제1 단부의 상류 측에는 상기 냉각 홀로 공기의 흐름을 유도하는 가이드 판이 구비되는 것을 특징으로 하는 가스터빈.18. The method according to any one of claims 14 to 17,
And a guide plate for guiding the flow of air to the cooling holes is provided on the upstream side of the first end of the pin structure protruding out of the transition piece.
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