KR20220099724A - Nozzle assembly, Combustor and Gas turbine comprising the same - Google Patents

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Abstract

The present invention relates to a nozzle assembly provided in a combustor of a gas turbine and spraying a fuel and a compressed air into a combustion chamber of the combustor. The nozzle assembly of the present invention comprises: a nozzle main body; and a spray nozzle installed on the nozzle main body and spraying the fuel and the compressed air into the combustion chamber. The spray nozzle includes: a first nozzle tube having a first flow path therein; and a second nozzle tube disposed to surround the first nozzle tube from the outside in the radial direction and having a second flow path formed between the first nozzle tube and the second nozzle tube.

Description

노즐 어셈블리, 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈{Nozzle assembly, Combustor and Gas turbine comprising the same}Nozzle assembly, Combustor and Gas turbine comprising the same

본 발명은 노즐 어셈블리, 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈에 관한 것으로, 더욱 상세하게는, 가스터빈의 연소기에 구비되며 연소기의 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하는 노즐 어셈블리, 압축기로부터 공급받은 압축공기를 연료와 혼합하여 연소시키며 생성된 연소가스를 터빈으로 공급하는 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈에 관한 것이다.The present invention relates to a nozzle assembly, a combustor, and a gas turbine including the same, and more particularly, to a nozzle assembly provided in a combustor of a gas turbine and injecting fuel and compressed air into a combustion chamber of the combustor, and compressed air supplied from a compressor It relates to a combustor for mixing and combusting with fuel and supplying the generated combustion gas to a turbine, and a gas turbine including the same.

터보머신이란, 터보머신을 통과하는 유체(특히, 기체)를 통해, 전력 생성을 위한 동력을 발생시키는 장치를 의미한다. 따라서 터보머신은 통상 발전기와 함께 설치되어 사용된다. 이러한 터보머신에는, 가스터빈(Gas turbine), 스팀터빈(Steam turbine), 풍력터빈(Wind power turbine) 등이 해당될 수 있다. 가스터빈은 압축공기와 천연가스를 혼합하여 연소시켜 연소가스를 생성하고, 이와 같이 생성된 연소가스를 이용하여 발전을 위한 동력을 생성하는 장치이다. 스팀터빈은 물을 가열하여 생성되는 증기를 이용하여 발전을 위한 동력을 생성하는 장치이다. 풍력터빈은 풍력을 발전용 동력으로 전환시키는 장치이다.A turbomachine refers to a device that generates power for power generation through a fluid (particularly, gas) passing through the turbomachine. Therefore, the turbomachine is usually installed and used together with the generator. The turbomachine may include a gas turbine, a steam turbine, a wind power turbine, and the like. A gas turbine is a device for generating combustion gas by mixing compressed air and natural gas, and generating power for power generation using the generated combustion gas. A steam turbine is a device that generates power for power generation using steam generated by heating water. A wind turbine is a device that converts wind power into power for power generation.

터보머신 중 가스터빈에 대해 살펴보면, 가스터빈은 압축기와 연소기와 터빈을 포함한다. 압축기는 압축기 케이싱 내에 다수개의 압축기 베인과 압축기 블레이드가 교대로 배치된다. 그리고 압축기는 압축기 입구 스크롤 스트럿(Compressor inlet scroll strut)을 통해 외부의 공기를 흡입한다. 이렇게 흡입된 공기는 압축기의 내부를 통과하면서 상기 압축기 베인과 압축기 블레이드에 의해 압축된다. 연소기는 상기 압축기에서 압축된 압축공기를 공급받아 연료와 혼합시킨다. 또한 연소기는 압축공기와 혼합된 연료를 점화기로 점화하여 고온고압의 연소가스를 생성한다. 이와 같이 생성된 연소가스는 터빈으로 공급된다. 터빈은 터빈 케이싱 내에 복수개의 터빈 베인과 터빈 블레이드가 교대로 배치된다. 그리고 터빈은 연소기에서 생성된 연소가스를 공급받아 내부로 통과시킨다. 터빈의 내부를 통과하는 연소가스는 터빈 블레이드를 회전시키게 되고, 터빈의 내부를 완전히 통과하게 된 연소가스는 터빈 디퓨저를 통해 외부로 토출되게 된다.Looking at a gas turbine among turbomachines, the gas turbine includes a compressor, a combustor, and a turbine. In the compressor, a plurality of compressor vanes and compressor blades are alternately arranged in a compressor casing. And the compressor sucks in the outside air through the compressor inlet scroll strut. The sucked air is compressed by the compressor vanes and the compressor blades while passing through the inside of the compressor. The combustor receives compressed air compressed from the compressor and mixes it with fuel. In addition, the combustor ignites fuel mixed with compressed air with an igniter to generate high-temperature and high-pressure combustion gas. The combustion gas thus generated is supplied to the turbine. In the turbine, a plurality of turbine vanes and turbine blades are alternately arranged in a turbine casing. And the turbine receives the combustion gas generated in the combustor and passes it inside. The combustion gas passing through the inside of the turbine rotates the turbine blades, and the combustion gas completely passing through the inside of the turbine is discharged to the outside through the turbine diffuser.

터보머신 중 증기터빈에 대해 살펴보면, 증기터빈은 증발기와 터빈을 포함한다. 상기 증발기는 외부로부터 공급받은 물을 가열하여 증기를 생성한다. 상기 터빈은 가스터빈에서의 터빈과 마찬가지로 터빈 케이싱 내에 복수개의 터빈 베인과 터빈 블레이드가 교대로 배치된다. 다만, 증기터빈에서의 터빈은 연소가스가 아닌 상기 증발기에서 생성된 증기를 내부로 통과시켜, 터빈 블레이드를 회전시킨다.Looking at a steam turbine among turbomachines, the steam turbine includes an evaporator and a turbine. The evaporator generates steam by heating water supplied from the outside. In the turbine, a plurality of turbine vanes and turbine blades are alternately disposed in a turbine casing, similarly to the turbine in a gas turbine. However, the turbine in the steam turbine passes the steam generated in the evaporator, not the combustion gas, to the inside, thereby rotating the turbine blades.

한편, 터보머신 중 가스터빈의 경우, 수소를 연료로 사용할 수 있다. 이와 같은 수소 가스터빈은, 수소 연소의 특성 상, 연소기의 연소챔버에서 수소와 압축공기의 혼합물이 연소될 때 발생되는 화염이 분사노즐로 달라붙는 화염홀딩(Flame holding) 현상과, 화염이 터빈 측으로 진행하지 않고 역행하는 역화(Backfire / Flash back) 현상이 발생되는 문제가 있다.Meanwhile, in the case of a gas turbine among turbomachines, hydrogen may be used as a fuel. In such a hydrogen gas turbine, due to the nature of hydrogen combustion, a flame generated when a mixture of hydrogen and compressed air is combusted in the combustion chamber of the combustor is attached to the injection nozzle, and the flame is directed toward the turbine. There is a problem that the phenomenon of backfire / flash back occurs without proceeding.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위해 개발된 것으로, 연소기의 연소챔버에서 발생되는 화염이 분사노즐에 달라붙거나 역행하는 것을 방지하는 노즐 어셈블리, 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈을 제공하는 데 목적이 있다.The present invention has been developed to solve the above problems, and it is an object of the present invention to provide a nozzle assembly, a combustor, and a gas turbine including the same for preventing a flame generated in a combustion chamber of a combustor from sticking to or going backwards on an injection nozzle There is this.

본 발명은, 가스터빈의 연소기에 구비되며, 연소기의 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하는 노즐 어셈블리에 있어서, 노즐본체; 및 상기 노즐본체에 설치되며, 상기 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하는 분사노즐을 포함하되, 상기 분사노즐은, 내부에 제1유로가 형성된 제1노즐튜브와, 상기 제1노즐튜브를 반경방향 외측에서 감싸도록 배치되며, 상기 제1노즐튜브와의 사이에 제2유로가 형성된 제2노즐튜브를 포함하는 노즐 어셈블리를 제공한다.The present invention provides a nozzle assembly provided in a combustor of a gas turbine and injecting fuel and compressed air into a combustion chamber of the combustor, comprising: a nozzle body; and an injection nozzle installed in the nozzle body and injecting fuel and compressed air into the combustion chamber, wherein the injection nozzle includes a first nozzle tube having a first flow path formed therein, and a radius of the first nozzle tube. There is provided a nozzle assembly including a second nozzle tube disposed to surround the outside in a direction and having a second flow path formed between the first nozzle tube and the first nozzle tube.

또한, 본 발명은, 가스터빈의 압축기로부터 공급받은 압축공기를 연료와 혼합하여 연소시키며, 생성된 연소가스를 가스터빈의 터빈으로 공급하는 연소기에 있어서, 노즐케이싱; 상기 노즐케이싱의 상기 터빈 측 단부에 연결되며, 내부에 연료와 압축공기의 혼합물이 연소되는 연소챔버가 형성된 라이너; 상기 라이너의 상기 터빈 측 단부에 연결되며, 상기 연소챔버에서 발생된 연소가스를 상기 터빈으로 공급하는 트랜지션피스; 및 상기 노즐케이싱의 내부에 설치되며, 상기 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하는 노즐 어셈블리를 포함하며, 상기 노즐 어셈블리는, 노즐본체와, 상기 노즐본체에 설치되며, 상기 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하는 분사노즐을 포함하고, 상기 분사노즐은, 내부에 제1유로가 형성된 제1노즐튜브와, 상기 제1노즐튜브를 반경방향 외측에서 감싸도록 배치되며, 상기 제1노즐튜브와의 사이에 제2유로가 형성된 제2노즐튜브를 포함할 수 있다.In addition, the present invention provides a combustor for mixing compressed air supplied from a compressor of a gas turbine with fuel, and supplying the generated combustion gas to a turbine of a gas turbine, comprising: a nozzle casing; a liner connected to the turbine side end of the nozzle casing and having a combustion chamber in which a mixture of fuel and compressed air is burned; a transition piece connected to the turbine side end of the liner and supplying the combustion gas generated in the combustion chamber to the turbine; and a nozzle assembly installed inside the nozzle casing and injecting fuel and compressed air into the combustion chamber, wherein the nozzle assembly includes a nozzle body and a nozzle body installed in the nozzle body, the fuel and compressed air into the combustion chamber and a jet nozzle for jetting air, wherein the jet nozzle includes a first nozzle tube having a first flow path formed therein, and disposed to surround the first nozzle tube from the outside in a radial direction, and It may include a second nozzle tube having a second flow path therebetween.

또한, 본 발명은, 외부로부터 유입된 공기를 압축시키는 압축기; 상기 압축기로부터 공급받은 압축공기를 연료와 혼합시켜 연소시키는 연소기; 및 상기 연소기로부터 공급받은 연소가스를 내부로 통과시켜, 전력 생성을 위한 동력을 발생시키는 터빈을 포함하되, 상기 연소기는, 노즐케이싱과, 상기 노즐케이싱의 상기 터빈 측 단부에 연결되며, 내부에 연료와 압축공기의 혼합물이 연소되는 연소챔버가 형성된 라이너와, 상기 라이너의 상기 터빈 측 단부에 연결되며, 상기 연소챔버에서 발생된 연소가스를 상기 터빈으로 공급하는 트랜지션피스와, 상기 노즐케이싱의 내부에 설치되며, 상기 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하는 노즐 어셈블리를 포함하며, 상기 노즐 어셈블리는, 노즐본체와, 상기 노즐본체에 설치되며, 상기 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하는 분사노즐을 포함하고, 상기 분사노즐은, 내부에 제1유로가 형성된 제1노즐튜브와, 상기 제1노즐튜브를 반경방향 외측에서 감싸도록 배치되며, 상기 제1노즐튜브와의 사이에 제2유로가 형성된 제2노즐튜브를 포함하는 가스터빈을 제공한다.In addition, the present invention, a compressor for compressing the air introduced from the outside; a combustor mixing the compressed air supplied from the compressor with fuel and combusting it; and a turbine for generating power for power generation by passing the combustion gas supplied from the combustor to the inside, wherein the combustor is connected to a nozzle casing and an end of the turbine side of the nozzle casing, and a fuel therein a liner having a combustion chamber in which a mixture of and compressed air is combusted; a transition piece connected to the turbine side end of the liner and supplying combustion gas generated in the combustion chamber to the turbine; and a nozzle assembly for injecting fuel and compressed air into the combustion chamber, wherein the nozzle assembly includes a nozzle body and an injection nozzle installed on the nozzle body and injecting fuel and compressed air into the combustion chamber. wherein the injection nozzle includes a first nozzle tube having a first flow path formed therein, and is disposed to surround the first nozzle tube radially outwardly, and a second flow path is formed between the first nozzle tube and the first nozzle tube. A gas turbine including a second nozzle tube is provided.

상기 제1노즐튜브는, 제1연통홀이 형성되며, 상기 제2노즐튜브는, 상기 제1연통홀의 반경방향 외측에 배치되며, 외부로부터 연료가 유입되는 제2연통홀이 형성되고, 상기 분사노즐은, 상기 제2유로에 설치되며, 상기 제1연통홀 및 제2연통홀과 연통되도록 상기 제1노즐튜브의 외주면 및 제2노즐튜브의 내주면에 연결되고, 내부로 연료가 유입되는 연통튜브를 더 포함할 수 있다.The first nozzle tube includes a first communication hole, the second nozzle tube is disposed radially outside the first communication hole, and a second communication hole through which fuel flows from the outside is formed, and the injection The nozzle is installed in the second flow path, is connected to an outer circumferential surface of the first nozzle tube and an inner circumferential surface of the second nozzle tube so as to communicate with the first communication hole and the second communication hole, and a communication tube into which fuel is introduced. may further include.

상기 제2노즐튜브는, 외부로부터 연료가 유입되는 제2연통홀이 형성될 수 있다.The second nozzle tube may have a second communication hole through which fuel is introduced from the outside.

상기 분사노즐은, 내부에서 유동하는 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 하류(Downstream) 측 단부가 상기 노즐본체로부터 하류 측으로 돌출될 수 있다.In the injection nozzle, a downstream end may protrude from the nozzle body to a downstream side based on a flow direction of fuel and compressed air flowing therein.

상기 제1노즐튜브와 제2노즐튜브는, 각각 상기 노즐본체로부터 하류 측 단부까지의 돌출된 길이가, 서로 다르게 형성될 수 있다.The first nozzle tube and the second nozzle tube may have different protruding lengths from the nozzle body to the downstream end, respectively.

상기 제1노즐튜브는, 내부에서 유동하는 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 하류(Downstream) 측 단부가, 상기 제2노즐튜브의 하류 측 단부보다 하류 측으로 더 돌출될 수 있다.A downstream end of the first nozzle tube may protrude more downstream than a downstream end of the second nozzle tube based on a flow direction of fuel and compressed air flowing therein.

상기 제2노즐튜브는, 내부에서 유동하는 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 하류(Downstream) 측 단부가, 상기 제1노즐튜브의 하류 측 단부보다 하류 측으로 더 돌출될 수 있다.A downstream end of the second nozzle tube may protrude more downstream than a downstream end of the first nozzle tube based on a flow direction of fuel and compressed air flowing therein.

본 발명에 따른 노즐 어셈블리, 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈에 의하면, 노즐 어셈블리에 구비되는 분사노즐이 제1노즐튜브와 제2노즐튜브를 포함하는 이중관 구조로 설계되고, 압축공기 또는 연료와 압축공기의 혼합물이 각각 상기 분사노즐의 내부에서 서로 분리되어 연소기의 연소챔버로 분사됨으로써, 상기 연소챔버로 분사되는 압축공기에 의해 연료와 압축공기의 혼합물이 종래에 비해 하류 측으로 좀 더 이격된 곳에서 연소되도록 할 수 있으며, 따라서 상기 분사노즐에 화염홀딩 현상이나 역화 현상이 발생되는 것을 방지할 수 있다.According to the nozzle assembly, the combustor, and the gas turbine including the same according to the present invention, the injection nozzle provided in the nozzle assembly is designed to have a double pipe structure including a first nozzle tube and a second nozzle tube, and compressed air or fuel and compressed air of the mixture is separated from each other inside the injection nozzle and injected into the combustion chamber of the combustor, so that the mixture of fuel and compressed air is combusted at a place more separated downstream than in the prior art by the compressed air injected into the combustion chamber. It is possible to do so, and thus, it is possible to prevent a flame holding phenomenon or a flashback phenomenon from occurring in the injection nozzle.

도 1은 본 발명에 따른 가스터빈의 단면도이다.
도 2는 본 발명의 제1실시예로, 도 1에 나타낸 연소기에 구비되는 노즐 어셈블리의 일부를 나타낸 사시도이다.
도 3은 본 발명의 제2실시예를 나타낸 도면이다.
도 4는 본 발명의 제3실시예로, 도 2 또는 도 3에 나타낸 노즐 어셈블리의 정면도이다.
도 5는 본 발명의 제4실시예를 나타낸 도면이다.1 is a cross-sectional view of a gas turbine according to the present invention.
FIG. 2 is a perspective view illustrating a part of a nozzle assembly provided in the combustor shown in FIG. 1 as a first embodiment of the present invention.
3 is a view showing a second embodiment of the present invention.
FIG. 4 is a front view of the nozzle assembly shown in FIG. 2 or FIG. 3 as a third embodiment of the present invention.
5 is a view showing a fourth embodiment of the present invention.

본 발명은 도면에 도시된 실시예를 참고로 설명되었으나 이는 예시적인 것에 불과하며, 본 기술 분야의 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 다른 실시예가 가능하다는 점을 이해할 것이다. 따라서 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 청구범위의 기술적 사상에 의하여 정해져야 할 것이다.Although the present invention has been described with reference to the embodiment shown in the drawings, which is merely exemplary, it will be understood by those skilled in the art that various modifications and equivalent other embodiments are possible therefrom. Therefore, the true technical protection scope of the present invention should be determined by the technical spirit of the appended claims.

이하, 본 발명에 따른 노즐 어셈블리, 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈에 대해서 도면을 참조하여 설명하도록 한다.Hereinafter, a nozzle assembly, a combustor, and a gas turbine including the same according to the present invention will be described with reference to the drawings.

도 1을 참조하면, 본 발명에 따른 가스터빈(10)은 압축기(11), 연소기(100) 및 터빈(12)을 포함한다. 기체(압축공기 또는 연소가스)의 유동방향을 기준으로 하였을 때, 가스터빈(10)의 상류 측에는 압축기(11)가 배치되고 하류 측에는 터빈(12)이 배치된다. 그리고 압축기(11)와 터빈(12) 사이에는 연소기(100)가 배치된다.Referring to FIG. 1 , a gas turbine 10 according to the present invention includes a compressor 11 , a combustor 100 , and a turbine 12 . Based on the flow direction of the gas (compressed air or combustion gas), the compressor 11 is disposed on the upstream side of the gas turbine 10 and the turbine 12 is disposed on the downstream side. And the combustor 100 is disposed between the compressor 11 and the turbine 12 .

압축기(11)는 압축기 케이싱 내부에 압축기 베인과 압축기 로터를 수용하며, 터빈(12)은 터빈 케이싱 내부에 터빈 베인과 터빈 로터를 수용한다. 이러한 압축기 베인과 압축기 로터는 압축공기의 유동방향을 따라 다단(Multi-stage)으로 배치되며, 터빈 베인과 터빈 로터 역시 연소가스의 유동방향을 따라 다단으로 배치된다. 이때, 압축기(11)는 흡입된 공기가 압축될 수 있게 전단(Front-stage)에서 후단(Rear-stage) 측으로 갈수록 내부공간이 줄어들며, 반대로 터빈(12)은 연소기로부터 공급받은 연소가스가 팽창될 수 있게 전단에서 후단 측으로 갈수록 내부공간이 커지는 구조로 설계된다.The compressor 11 accommodates the compressor vanes and the compressor rotor inside the compressor casing, and the turbine 12 accommodates the turbine vanes and the turbine rotor inside the turbine casing. The compressor vanes and the compressor rotor are arranged in multi-stages along the flow direction of the compressed air, and the turbine vanes and the turbine rotor are also arranged in multiple stages along the flow direction of the combustion gas. At this time, the internal space of the compressor 11 decreases from the front-stage to the rear-stage side so that the sucked air can be compressed, and the turbine 12, on the other hand, expands the combustion gas supplied from the combustor. It is designed in such a way that the internal space increases from the front end to the rear end.

한편, 압축기(11)의 최후단부 측에 위치한 압축기 로터와, 터빈(12)의 최전단부 측에 위치한 터빈 로터 사이에는, 터빈(12)에서 발생된 회전토크를 상기 압축기(11)로 전달하는 토크 전달부재로서의 토크튜브가 배치된다. 상기 토크튜브는 도 1에 도시된 바와 같이 총 3개의 단으로 이루어지는 복수개의 토크튜브 디스크로 구성될 수 있으나, 이는 본 발명의 여러 실시예 중 하나에 불과하며, 상기 토크튜브는 4개 이상의 단 또는 2개 이하의 단으로 이루어지는 복수개의 토크튜브 디스크로 구성될 수도 있다.On the other hand, between the compressor rotor located at the rearmost end side of the compressor 11 and the turbine rotor located at the frontmost end side of the turbine 12 , the rotational torque generated in the turbine 12 is transmitted to the compressor 11 . A torque tube as a torque transmitting member is disposed. The torque tube may be composed of a plurality of torque tube disks consisting of a total of three stages as shown in FIG. 1, but this is only one of several embodiments of the present invention, and the torque tube has four or more stages or It may be composed of a plurality of torque tube disks consisting of two or less stages.

상기 압축기 로터는, 압축기 디스크와 압축기 블레이드를 포함한다. 상기 압축기 케이싱의 내부에는 복수개(예를 들어 14매)의 압축기 디스크가 구비되고, 상기 각각의 압축기 디스크들은 타이로드에 의해서 축 방향으로 이격되지 않도록 체결된다. 더욱 상세하게는, 상기 각각의 압축기 디스크는 중심부가 상기 타이로드에 의해 관통한 상태로 서로 축 방향을 따라서 정렬된다. 그리고 인접하는 각각의 압축기 디스크는 대향하는 면이 상기 타이로드에 의해 압착되어, 서로 상대적인 회전을 할 수 없도록 배치된다.The compressor rotor includes a compressor disk and a compressor blade. A plurality (eg, 14 sheets) of compressor disks are provided inside the compressor casing, and each of the compressor disks is fastened by a tie rod so as not to be spaced apart from each other in the axial direction. More specifically, the respective compressor disks are aligned axially with each other with a central portion pierced by the tie rods. In addition, each of the adjacent compressor disks is arranged so that the opposing surfaces are compressed by the tie rods so that they cannot rotate relative to each other.

상기 압축기 디스크의 외주면에는 복수개의 압축기 블레이드가 방사상으로 결합된다. 또한, 상기 압축기 블레이드의 사이에는, 동일한 단(Stage)을 기준으로 하였을 때 상기 압축기 케이싱의 내주면에 환상으로 설치되는 복수개의 압축기 베인이 각각 배치된다. 상기 압축기 베인은 상기 압축기 디스크와는 달리 회전하지 않도록 고정된 상태를 유지하며, 압축기 블레이드를 통과한 압축공기의 흐름을 정렬하여 하류 측에 위치하는 압축기 블레이드로 압축공기를 안내하는 역할을 한다. 이때, 상기 압축기 케이싱과 압축기 베인은, 상기 압축기 로터와 구분하기 위하여, 압축기 스테이터라는 포괄적인 명칭으로 정의될 수 있다.A plurality of compressor blades are radially coupled to the outer circumferential surface of the compressor disk. In addition, between the compressor blades, a plurality of compressor vanes that are annularly installed on the inner circumferential surface of the compressor casing based on the same stage are respectively disposed. Unlike the compressor disk, the compressor vane maintains a fixed state so as not to rotate, aligns the flow of compressed air passing through the compressor blade, and guides the compressed air to the compressor blade located on the downstream side. In this case, in order to distinguish the compressor casing and the compressor vane from the compressor rotor, a generic name of a compressor stator may be defined.

상기 타이로드는 상기 복수개의 압축기 디스크와, 후술할 터빈 디스크의 중심부를 관통하도록 배치되며, 일 측 단부는 압축기의 최전단부 측에 위치한 압축기 디스크 내에 체결되고, 타 측 단부는 고정 너트에 의해 체결된다.The tie rod is disposed to pass through the central portion of the plurality of compressor disks and a turbine disk to be described later, and one end is fastened in the compressor disk located at the frontmost end of the compressor, and the other end is fastened by a fixing nut. do.

상기 타이로드의 형태는 가스터빈에 따라 다양한 구조로 이뤄질 수 있으므로, 반드시 도 1에 제시된 형태로 한정될 것은 아니다. 즉, 도시된 바와 같이 하나의 타이로드가 압축기 디스크와 터빈 디스크의 중앙부를 관통하는 형태를 가질 수도 있고, 복수개의 타이로드가 원주상으로 배치되는 형태를 가질 수도 있으며, 이들의 혼용도 가능하다.Since the shape of the tie rod may have various structures depending on the gas turbine, it is not necessarily limited to the shape shown in FIG. 1 . That is, as shown, one tie rod may have a shape passing through the central portion of the compressor disk and the turbine disk, or a plurality of tie rods may have a shape arranged in a circumferential shape, and a mixture thereof is also possible.

도시되지는 않았으나, 가스터빈의 압축기에는 유체의 압력을 높이고 난 후 연소기 입구로 들어가는 유체의 유동각을 설계 유동각으로 맞추기 위하여 안내깃 역할을 하는 디스월러(Deswirler)가 설치될 수 있다.Although not shown, a deswarler serving as a guide blade may be installed in the compressor of the gas turbine to adjust the flow angle of the fluid entering the combustor inlet to the design flow angle after increasing the pressure of the fluid.

상기 연소기(100)에서는 유입된 압축공기를 연료와 혼합, 연소시켜 높은 에너지의 고온, 고압 연소가스를 만들어 내며, 등압연소과정으로 연소기 및 터빈부품이 견딜 수 있는 내열한도까지 연소가스의 온도를 높이게 된다.The combustor 100 mixes and combusts the introduced compressed air with fuel to produce high-energy, high-temperature, high-pressure combustion gas, and the temperature of the combustion gas up to the heat resistance limit that the combustor and turbine parts can withstand through the isostatic combustion process. will be raised

가스터빈(10)의 연소시스템을 구성하는 연소기는 셀(Cell) 형태로 형성되는 연소기 케이싱 내에 다수가 배열될 수 있으며, 노즐 케이싱(110)과, 상기 노즐케이싱(110)의 내부에 배치되며, 연료를 분사하는 노즐 어셈블리(140,240,340,440)와, 연소챔버(121)를 형성하는 라이너(120; Liner), 그리고 연소기(100)와 터빈(12)의 연결부가 되는 트랜지션피스(130; Transition piece)를 포함한다.A plurality of combustors constituting the combustion system of the gas turbine 10 may be arranged in the combustor casing formed in the form of a cell, and the nozzle casing 110 and the nozzle casing 110 are disposed inside, A nozzle assembly 140, 240, 340, 440 for injecting fuel, a liner 120 forming the combustion chamber 121, and a transition piece 130 that is a connection between the combustor 100 and the turbine 12 includes a transition piece do.

구체적으로, 상기 라이너(120)는 노즐 어셈블리(140,240,340,440)에 의해 분사되는 연료가 압축기(11)의 압축공기와 혼합되어 연소되는 연소공간을 제공한다. 이러한 라이너(120)는, 공기와 혼합된 연료가 연소되는 연소공간을 제공하는 연소챔버와, 상기 연소챔버를 감싸면서 환형공간을 이루는 라이너 환형유로가 형성된다. 또한 라이너(120)의 전단에는 연료를 분사하는 노즐 어셈블리(140,240,340,440)가 결합되며, 측벽에는 점화기가 결합된다.Specifically, the liner 120 provides a combustion space in which the fuel injected by the nozzle assemblies 140 , 240 , 340 , and 440 is mixed with the compressed air of the compressor 11 and combusted. The liner 120 is formed with a combustion chamber providing a combustion space in which fuel mixed with air is combusted, and a liner annular passage forming an annular space while surrounding the combustion chamber. In addition, nozzle assemblies 140 , 240 , 340 , 440 for injecting fuel are coupled to the front end of the liner 120 , and an igniter is coupled to the sidewall.

상기 라이너 환형유로에는, 라이너(120)의 외벽에 마련되는 다수개의 홀(Hole)을 통해 유입된 압축공기가 유동하며, 후술할 트랜지션피스(130)를 냉각시킨 압축공기 역시 이를 통해 유동한다. 이렇듯 압축공기가 라이너(120)의 외벽부를 따라 유동함으로써, 상기 연소챔버에서 연료의 연소에 의해 발생되는 열에 의해 라이너(120)가 열 손상을 입는 것을 방지할 수 있다.In the liner annular flow path, compressed air introduced through a plurality of holes provided in the outer wall of the liner 120 flows, and the compressed air that has cooled the transition piece 130 to be described later also flows through it. As the compressed air flows along the outer wall portion of the liner 120 as described above, it is possible to prevent the liner 120 from being thermally damaged by heat generated by combustion of fuel in the combustion chamber.

라이너(120)의 후단에는, 점화플러그에 의해 연소되는 연소가스를 터빈 측으로 보낼 수 있도록 트랜지션피스(130)가 연결된다. 상기 라이너(120)와 마찬가지로, 상기 트랜지션피스(130)는 , 상기 트랜지션피스(130)의 내부 공간을 감싸는 트랜지션피스 환형유로가 형성되며, 연소가스의 높은 온도에 의한 파손이 방지되도록 상기 트랜지션피스 환형유로를 따라 흐르는 압축공기에 의해 외벽부가 냉각된다.At the rear end of the liner 120 , the transition piece 130 is connected so that the combustion gas combusted by the spark plug can be sent to the turbine side. Like the liner 120 , the transition piece 130 has a transition piece annular flow path surrounding the inner space of the transition piece 130 , and the transition piece is annular to prevent damage due to the high temperature of the combustion gas. The outer wall portion is cooled by the compressed air flowing along the flow path.

한편, 상기 연소기(100)에서 나온 고온, 고압의 연소가스는 상술한 터빈(12)으로 공급된다. 터빈(12)으로 공급된 고온 고압의 연소가스는 터빈(12)의 내부를 통과하면서 팽창하게 되고, 그에 따라 후술할 터빈 블레이드에 충동 및 반동력을 가하여 회전토크가 발생되도록 한다. 이렇게 얻어진 회전토크는 상술한 토크튜브를 거쳐 압축기로 전달되고, 압축기 구동에 필요한 동력을 초과하는 부분은 발전기 등을 구동하는데 쓰이게 된다.On the other hand, the high-temperature, high-pressure combustion gas from the combustor 100 is supplied to the turbine 12 described above. The high-temperature and high-pressure combustion gas supplied to the turbine 12 expands while passing through the inside of the turbine 12 , and accordingly, an impulse and reaction force are applied to the turbine blades to be described later to generate rotational torque. The rotational torque thus obtained is transmitted to the compressor through the above-described torque tube, and a portion exceeding the power required to drive the compressor is used to drive a generator or the like.

상기 터빈(12)은 기본적으로는 압축기(11)의 구조와 유사하다. 즉, 상기 터빈(12)에도 압축기(11)의 압축기 로터와 유사한 복수개의 터빈 로터가 구비된다. 따라서 상기 터빈 로터 역시, 터빈 디스크와, 이로부터 방사상으로 배치되는 복수개의 터빈 블레이드를 포함한다. 상기 터빈 블레이드의 사이에도, 동일한 단을 기준으로 하였을 때 상기 터빈 케이싱에 환상으로 설치되는 복수개의 터빈 베인이 구비되며, 상기 터빈 베인은 터빈 블레이드를 통과한 연소가스의 유동방향을 가이드하게 된다. 이때, 상기 터빈 케이싱과 터빈 베인 역시, 상기 터빈 로터와 구분하기 위하여, 터빈 스테이터라는 포괄적인 명칭으로 정의될 수 있다.The turbine 12 is basically similar to the structure of the compressor 11 . That is, the turbine 12 is also provided with a plurality of turbine rotors similar to the compressor rotor of the compressor 11 . The turbine rotor thus also comprises a turbine disk and a plurality of turbine blades arranged radially therefrom. Also between the turbine blades, a plurality of turbine vanes installed in an annular shape on the turbine casing are provided on the same stage as a reference, and the turbine vanes guide the flow direction of the combustion gas passing through the turbine blades. In this case, the turbine casing and the turbine vane may also be defined as a generic name of a turbine stator in order to distinguish them from the turbine rotor.

도 2 내지 도 5를 참조하면, 상기 노즐 어셈블리(140,240,340,440)는, 노즐본체(141) 및 분사노즐(142)을 포함한다.2 to 5 , the nozzle assemblies 140 , 240 , 340 , and 440 include a nozzle body 141 and a spray nozzle 142 .

상기 노즐본체(141)는, 원판 형상으로 형성된 것으로, 도 2 및 도 3에서는 그 일부만을 도시하고 있다. 상기 노즐본체(141)는 연소가스의 유동방향을 기준으로 상기 라이너(120)의 연소챔버(121)보다 상류(Upstream) 측에 배치된다. 따라서 상기 노즐본체(141)는, 상기 연소챔버(121)와 상기 노즐 케이싱(110)의 내부공간을 서로 분리시킨다.The nozzle body 141 is formed in a disk shape, and only a part thereof is shown in FIGS. 2 and 3 . The nozzle body 141 is disposed on the upstream side of the combustion chamber 121 of the liner 120 based on the flow direction of the combustion gas. Accordingly, the nozzle body 141 separates the internal space of the combustion chamber 121 and the nozzle casing 110 from each other.

상기 분사노즐(142)은, 상기 노즐본체(141)에 설치되며, 상기 연소챔버(121)로 연료와 압축공기를 분사한다. 여기서, 연료는 수소일 수 있다. 그리고 상기 분사노즐(142)은, 복수개로 구비되어 각각 상기 노즐본체(141)에 삽입될 수 있다. 상기 분사노즐(142)은, 제1노즐튜브(143), 제2노즐튜브(144)를 포함한다. 상기 제1노즐튜브(143)는, 내부에 제1유로(143a)가 형성된 원통 형상의 부재이다. 상기 제2노즐튜브(144)는, 상기 제1노즐튜브(144)의 반경방향 외측에서 상기 제1노즐튜브(144)를 감싸도록 배치되는 원통 형상의 부재로서, 상기 제1노즐튜브(143)와의 사이에 제2유로(144a)가 형성된다.The injection nozzle 142 is installed in the nozzle body 141 and injects fuel and compressed air into the combustion chamber 121 . Here, the fuel may be hydrogen. And the injection nozzle 142 is provided in plurality and may be inserted into the nozzle body 141, respectively. The injection nozzle 142 includes a first nozzle tube 143 and a second nozzle tube 144 . The first nozzle tube 143 is a cylindrical member having a first flow path 143a formed therein. The second nozzle tube 144 is a cylindrical member disposed to surround the first nozzle tube 144 from the radially outer side of the first nozzle tube 144 , and the first nozzle tube 143 . A second flow path 144a is formed between the

이하부터는, 도 2 내지 도 5를 참조하여 본 발명의 제1 내지 제4실시예에 대해 설명하도록 한다.Hereinafter, first to fourth embodiments of the present invention will be described with reference to FIGS. 2 to 5 .

도 2를 참조하면, 본 발명의 제1실시예에 따른 노즐 어셈블리(140)에서, 상기 제1노즐튜브(143)는, 제1연통홀(143b)이 벽체로 관통 형성된다. 상기 제2노즐튜브(144)는, 제2연통홀(144b)이 벽체로 관통 형성된다. 그리고 상기 노즐 어셈블리(140)는, 연통튜브(145)를 더 포함한다. 상기 연통튜브(145)는, 상기 제2유로(144a)에 설치되며, 상기 제1노즐튜브(143)의 반경방향을 기준으로 내측 단부가 상기 제1연통홀(143b)과 연통하도록 상기 제1노즐튜브(143)의 외주면에 연결되며, 상기 제1노즐튜브(143)의 반경방향을 기준으로 외측 단부가 상기 제2연통홀(143b)과 연통하도록 상기 제2노즐튜브(144)의 내주면에 연결된다.Referring to FIG. 2 , in the nozzle assembly 140 according to the first embodiment of the present invention, in the first nozzle tube 143 , a first communication hole 143b is formed through the wall. In the second nozzle tube 144, a second communication hole 144b is formed through the wall. And the nozzle assembly 140 further includes a communication tube 145 . The communication tube 145 is installed in the second flow path 144a, and an inner end of the first nozzle tube 143 communicates with the first communication hole 143b based on the radial direction of the first communication tube 143b. It is connected to the outer circumferential surface of the nozzle tube 143, and on the inner circumferential surface of the second nozzle tube 144 so that the outer end communicates with the second communication hole 143b based on the radial direction of the first nozzle tube 143. Connected.

상기 압축기(11)로부터 상기 연소기(100)로 공급된 압축공기는, 상기 제1유로(143a)와 상기 제2유로(144a)의 상류 측으로 유입되어 상기 제1유로(143a)와 상기 제2유로(144a)를 따라 하류 측으로, 즉 상기 연소챔버(121) 측으로 유동한다. 그리고 외부로부터 상기 연소기(100)로 공급된 연료는, 상기 제2연통홀(144b)을 통해 상기 연통튜브(145)의 내부로 유입된 후, 상기 제1유로(143a)로 공급된다. 그리고 상기 제1유로(143a)로 공급된 연료는, 상기 제1유로(143a)의 상류 측에서 유입된 압축공기와 함께 혼합된 후 상기 연소챔버(121) 측으로 분사된다.The compressed air supplied from the compressor 11 to the combustor 100 flows into the upstream side of the first flow path 143a and the second flow path 144a, and the first flow path 143a and the second flow path It flows downstream along 144a, that is, toward the combustion chamber 121 side. Then, the fuel supplied from the outside to the combustor 100 is introduced into the communication tube 145 through the second communication hole 144b, and then is supplied to the first flow path 143a. In addition, the fuel supplied to the first flow path 143a is mixed with the compressed air introduced from the upstream side of the first flow path 143a and then injected toward the combustion chamber 121 .

이와 같은 본 발명의 제1실시예에 의하면, 상기 제1유로(143a)를 따라 상기 연소챔버(121)로 분사되는 연료와 압축공기의 혼합물이, 상기 제2유로(144a)를 따라 상기 연소챔버(121)로 분사되는 압축공기에 의해 종래보다 하류 측으로 좀 더 이격된 위치에서 연소되도록 할 수 있으며, 따라서 상기 분사노즐(142)에 화염홀딩 현상이나 역화 현상이 발생되는 것을 방지할 수 있다.According to the first embodiment of the present invention, a mixture of fuel and compressed air injected into the combustion chamber 121 along the first flow path 143a is transferred to the combustion chamber along the second flow path 144a. Compressed air injected to 121 can be combusted at a position more spaced to the downstream side than in the prior art, and thus it is possible to prevent a flame holding phenomenon or a backfire phenomenon from occurring in the injection nozzle 142 .

도 3을 참조하면, 본 발명의 제2실시예에 따른 노즐 어셈블리(240)에서, 상기 제2노즐튜브(144)는, 제2연통홀(144b)이 벽체로 관통 형성된다. 본 발명의 제1실시예와는 다르게, 제2실시예에서는 상기 제1노즐튜브(143)에 별도로 연통홀이 형성되지 않는다. 그리고 상기 제2연통홀(144b)을 통해 상기 제2유로(144a)로 유입된 연료는, 상기 제2유로(144a)의 상류 측에서 상기 제2유로(144a)로 유입된 압축공기와 함께 혼합된 후 상기 연소챔버(121)로 공급된다. 그리고 상기 제1유로(143a)로는 상류 측으로 유입된 압축공기만이 유동한 후 상기 연소챔버(121)로 분사된다.Referring to FIG. 3 , in the nozzle assembly 240 according to the second embodiment of the present invention, in the second nozzle tube 144 , a second communication hole 144b is formed through the wall. Unlike the first embodiment of the present invention, in the second embodiment, a separate communication hole is not formed in the first nozzle tube 143 . And the fuel introduced into the second flow path 144a through the second communication hole 144b is mixed with the compressed air introduced into the second flow path 144a from the upstream side of the second flow path 144a. after being supplied to the combustion chamber 121 . In addition, only the compressed air introduced upstream flows into the first flow path 143a and then is injected into the combustion chamber 121 .

이와 같은 본 발명의 제2실시예에 의하면, 상기 제2유로(144a)를 따라 상기 연소챔버(121)로 분사되는 연료와 압축공기의 혼합물이, 상기 제1유로(143a)를 따라 상기 연소챔버(121)로 분사되는 압축공기에 의해 종래보다 하류 측으로 좀 더 이격된 위치에서 연소되도록 할 수 있으며, 따라서 상기 분사노즐(142)에 화염홀딩 현상이나 역화 현상이 발생되는 것을 방지할 수 있다.According to the second embodiment of the present invention, a mixture of fuel and compressed air injected into the combustion chamber 121 along the second flow path 144a is transferred to the combustion chamber along the first flow path 143a. Compressed air injected to 121 can be combusted at a position more spaced to the downstream side than in the prior art, and thus it is possible to prevent a flame holding phenomenon or a backfire phenomenon from occurring in the injection nozzle 142 .

도 4 및 도 5를 참조하면, 본 발명의 제3 및 제4실시예에 따른 노즐 어셈블리(340,440)에서, 상기 분사노즐(142)은, 내부에서 유동하는 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 하류(Downstream) 측 단부가, 상기 노즐본체(141)의 하류 측의 면으로부터 상기 연소챔버(121) 측으로 더 돌출될 수 있다. 그리고 상기 제1노즐튜브(143)와 제2노즐튜브(144)는, 각각 상기 노즐본체(141)의 하류 측의 면으로부터 하류측 단부 까지의 돌출된 길이가, 서로 다르게 형성될 수 있다.4 and 5, in the nozzle assemblies 340 and 440 according to the third and fourth embodiments of the present invention, the injection nozzle 142 is based on the flow direction of the fuel and compressed air flowing therein. A downstream end may further protrude toward the combustion chamber 121 from the downstream surface of the nozzle body 141 . In addition, the first nozzle tube 143 and the second nozzle tube 144 may have different protruding lengths from the downstream surface of the nozzle body 141 to the downstream end, respectively.

도 4를 참조하면, 본 발명의 제3실시예에 따른 노즐 어셈블리(340)에서, 상기 제1노즐튜브(143)는, 하류 측 단부가 상기 제2노즐튜브(144)의 하류 측 단부보다 하류 측으로 더 돌출될 수 있다. 도 5를 참조하면, 본 발명의 제4실시예에 따른 노즐 어셈블리(440)에서, 상기 제2노즐튜브(144)는, 하류 측 단부가 상기 제1노즐튜브(143)의 하류 측 단부보다 하류 측으로 더 돌출될 수 있다.Referring to FIG. 4 , in the nozzle assembly 340 according to the third embodiment of the present invention, the downstream end of the first nozzle tube 143 is more downstream than the downstream end of the second nozzle tube 144 . It may protrude further to the side. Referring to FIG. 5 , in the nozzle assembly 440 according to the fourth embodiment of the present invention, the downstream end of the second nozzle tube 144 is more downstream than the downstream end of the first nozzle tube 143 . It may protrude further to the side.

이와 같은 본 발명의 제3 및 제4실시예에 의하면, 연료와 압축공기의 분사가 상기 노즐본체(141)보다 하류 측으로 더 이격된 위치에서 이루어지도록 함은 물론, 압축공기와 연료-압축공기 혼합물이 각각 동일한 평면상에서 분사가 되는 것이 아니라 서로 다른 평면상에서 분사되도록 함으로써(즉, 차등적 분사가 되도록 함으로써), 연소챔버(121)에서의 연료-압축공기의 혼합효율 및 연소효율을 향상시키고, 상기 분사노즐(142)에 화염홀딩 현상이나 역화현상이 발생되는 것을 방지할 수 있다.According to the third and fourth embodiments of the present invention as described above, the injection of fuel and compressed air is made at a position more spaced to the downstream side than the nozzle body 141, as well as compressed air and fuel-compressed air mixture The fuel-compressed air mixing efficiency and combustion efficiency in the combustion chamber 121 are improved, and the fuel-compressed air mixing efficiency and combustion efficiency in the combustion chamber 121 are improved, It is possible to prevent a flame holding phenomenon or a flashback phenomenon from occurring in the injection nozzle 142 .

한편, 상술한 본 발명의 제3 및 제4실시예는, 도 2에 도시된 본 발명의 제1실시예나 도 3에 도시된 본 발명의 제2실시예 중 어느 것에나 적용이 가능하다. 즉, 도 4 및 도 5를 참조하면, 상술한 본 발명의 제3 및 제4실시예에서, 상기 제1유로(143a)로는 연료와 압축공기의 혼합물이 유동하고, 상기 제2유로(144a)로는 압축공기가 유동할 수 있다. 반대로, 상기 제1유로(143a)로는 압축공기가 유동하고, 상기 제2유로(144a)로는 연료와 압축공기의 혼합물이 유동할 수 있다.Meanwhile, the third and fourth embodiments of the present invention described above can be applied to either the first embodiment of the present invention shown in FIG. 2 or the second embodiment of the present invention shown in FIG. 3 . That is, referring to FIGS. 4 and 5 , in the third and fourth embodiments of the present invention described above, a mixture of fuel and compressed air flows through the first flow path 143a, and the second flow path 144a The furnace can flow compressed air. Conversely, compressed air may flow through the first flow path 143a, and a mixture of fuel and compressed air may flow through the second flow path 144a.

이때, 상기 복수개의 분사노즐(142)이 각각 상기 노즐본체(141)로부터 하류 측으로 돌출된 길이는 분사노즐(142)마다 서로 다르게 형성될 수 있다. 그리고 상기 복수개의 분사노즐(142) 중 어느 것은 상술한 제3실시예가 적용되고 그 외에 다른 것은 상술한 제4실시예가 적용될 수도 있다.In this case, the length of the plurality of injection nozzles 142 protruding downstream from the nozzle body 141 may be different for each injection nozzle 142 . In addition, the third embodiment may be applied to any of the plurality of injection nozzles 142 and the fourth embodiment may be applied to others.

또한, 하나의 분사노즐(142)을 기준으로 상기 제1유로(143a)와 제2유로(144a)의 유체의 유동 단면적은 서로 다르게 형성될 수 있으며, 하나의 분사노즐(142)을 기준으로 상기 제1노즐튜브(143)와 제2노즐튜브(144)의 벽체의 반경방향 두께 역시 서로 다르게 형성될 수 있다. 그리고 상기 복수개의 분사노즐(142)의 각 제1유로(143a)와 제2유로(144a)의 면적 역시 분사노즐(142)마다 다르게 형성되며, 상기 복수개의 분사노즐(142)의 각 제1노즐튜브(143)와 제2노즐튜브(144)의 벽체의 반경방향 두께 역시 분사노즐(142)마다 다르게 형성될 수 있다.In addition, the flow cross-sectional area of the fluid of the first flow path 143a and the second flow path 144a based on one injection nozzle 142 may be formed differently from each other, and based on one injection nozzle 142, the The radial thicknesses of the walls of the first nozzle tube 143 and the second nozzle tube 144 may also be formed differently. In addition, the area of each of the first flow passages 143a and the second flow passages 144a of the plurality of injection nozzles 142 is also formed differently for each injection nozzle 142 , and each of the first nozzles of the plurality of injection nozzles 142 is formed differently. The radial thickness of the tube 143 and the wall of the second nozzle tube 144 may also be formed differently for each injection nozzle 142 .

10 : 가스터빈 11 : 압축기
12 : 터빈 100 : 연소기
110 : 노즐 케이싱 120 : 라이너
121 : 연소챔버 130 : 트랜지션피스
140,240,340,440 : 노즐 어셈블리
141 : 노즐본체 142 : 분사노즐
143 : 제1노즐튜브 143a : 제1유로
143b : 제1연통홀 144 : 제2노즐튜브
144a : 제2유로 144b : 제2연통홀
145 : 연통튜브10: gas turbine 11: compressor
12: turbine 100: combustor
110: nozzle casing 120: liner
121: combustion chamber 130: transition piece
140,240,340,440 : nozzle assembly
141: nozzle body 142: spray nozzle
143: first nozzle tube 143a: first flow path
143b: first communication hole 144: second nozzle tube
144a: 2nd euro 144b: 2nd communication hole
145: communication tube

Claims (21)

가스터빈의 연소기에 구비되며, 연소기의 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하는 노즐 어셈블리에 있어서,
노즐본체; 및
상기 노즐본체에 설치되며, 상기 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하는 분사노즐을 포함하되,
상기 분사노즐은,
내부에 제1유로가 형성된 제1노즐튜브와,
상기 제1노즐튜브를 반경방향 외측에서 감싸도록 배치되며, 상기 제1노즐튜브와의 사이에 제2유로가 형성된 제2노즐튜브를 포함하는 노즐 어셈블리.In the nozzle assembly provided in the combustor of the gas turbine and injecting fuel and compressed air into the combustion chamber of the combustor,
nozzle body; and
It is installed in the nozzle body, including an injection nozzle for injecting fuel and compressed air into the combustion chamber,
The spray nozzle is
a first nozzle tube having a first flow path formed therein;
and a second nozzle tube disposed to surround the first nozzle tube from the outside in a radial direction and having a second flow path formed between the first nozzle tube and the first nozzle tube. 청구항 1에 있어서,
상기 제1노즐튜브는, 제1연통홀이 형성되며,
상기 제2노즐튜브는, 상기 제1연통홀의 반경방향 외측에 배치되며, 외부로부터 연료가 유입되는 제2연통홀이 형성되고,
상기 분사노즐은,
상기 제2유로에 설치되며, 상기 제1연통홀 및 제2연통홀과 연통되도록 상기 제1노즐튜브의 외주면 및 제2노즐튜브의 내주면에 연결되고, 내부로 연료가 유입되는 연통튜브를 더 포함하는 노즐 어셈블리.The method according to claim 1,
The first nozzle tube, a first communication hole is formed,
The second nozzle tube is disposed on the radially outer side of the first communication hole, and a second communication hole through which fuel is introduced from the outside is formed;
The spray nozzle is
It is installed in the second flow path, is connected to the outer circumferential surface of the first nozzle tube and the inner circumferential surface of the second nozzle tube so as to communicate with the first communication hole and the second communication hole, further comprising a communication tube into which fuel is introduced the nozzle assembly. 청구항 1에 있어서,
상기 제2노즐튜브는, 외부로부터 연료가 유입되는 제2연통홀이 형성된 노즐 어셈블리.The method according to claim 1,
The second nozzle tube is a nozzle assembly having a second communication hole through which fuel is introduced from the outside. 청구항 1에 있어서,
상기 분사노즐은, 내부에서 유동하는 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 하류(Downstream) 측 단부가 상기 노즐본체로부터 하류 측으로 돌출된 노즐 어셈블리.The method according to claim 1,
The injection nozzle is a nozzle assembly in which a downstream end protrudes from the nozzle body to a downstream side based on a flow direction of fuel and compressed air flowing therein. 청구항 4에 있어서,
상기 제1노즐튜브와 제2노즐튜브는, 각각 상기 노즐본체로부터 하류 측 단부까지의 돌출된 길이가, 서로 다르게 형성된 노즐 어셈블리.5. The method according to claim 4,
The first nozzle tube and the second nozzle tube have different protruding lengths from the nozzle body to the downstream end, respectively. 청구항 1에 있어서,
상기 제1노즐튜브는, 내부에서 유동하는 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 하류(Downstream) 측 단부가, 상기 제2노즐튜브의 하류 측 단부보다 하류 측으로 더 돌출된 노즐 어셈블리.The method according to claim 1,
In the first nozzle tube, a downstream end with respect to a flow direction of fuel and compressed air flowing therein is more protruded to a downstream side than a downstream end of the second nozzle tube. 청구항 1에 있어서,
상기 제2노즐튜브는, 내부에서 유동하는 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 하류(Downstream) 측 단부가, 상기 제1노즐튜브의 하류 측 단부보다 하류 측으로 더 돌출된 노즐 어셈블리.The method according to claim 1,
The second nozzle tube has a downstream end with respect to the flow direction of the fuel and compressed air flowing therein, the nozzle assembly protruding further to the downstream side than the downstream end of the first nozzle tube. 가스터빈의 압축기로부터 공급받은 압축공기를 연료와 혼합하여 연소시키며, 생성된 연소가스를 가스터빈의 터빈으로 공급하는 연소기에 있어서,
노즐케이싱;
상기 노즐케이싱의 상기 터빈 측 단부에 연결되며, 내부에 연료와 압축공기의 혼합물이 연소되는 연소챔버가 형성된 라이너;
상기 라이너의 상기 터빈 측 단부에 연결되며, 상기 연소챔버에서 발생된 연소가스를 상기 터빈으로 공급하는 트랜지션피스; 및
상기 노즐케이싱의 내부에 설치되며, 상기 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하는 노즐 어셈블리를 포함하며,
상기 노즐 어셈블리는,
노즐본체와,
상기 노즐본체에 설치되며, 상기 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하는 분사노즐을 포함하고,
상기 분사노즐은,
내부에 제1유로가 형성된 제1노즐튜브와,
상기 제1노즐튜브를 반경방향 외측에서 감싸도록 배치되며, 상기 제1노즐튜브와의 사이에 제2유로가 형성된 제2노즐튜브를 포함하는 연소기.In the combustor for mixing compressed air supplied from the compressor of the gas turbine with fuel, and supplying the generated combustion gas to the turbine of the gas turbine,
nozzle casing;
a liner connected to the turbine side end of the nozzle casing and having a combustion chamber in which a mixture of fuel and compressed air is burned;
a transition piece connected to the turbine side end of the liner and supplying the combustion gas generated in the combustion chamber to the turbine; and
and a nozzle assembly installed inside the nozzle casing and injecting fuel and compressed air into the combustion chamber,
The nozzle assembly,
nozzle body,
It is installed on the nozzle body and includes an injection nozzle for injecting fuel and compressed air into the combustion chamber,
The spray nozzle is
a first nozzle tube having a first flow path formed therein;
and a second nozzle tube disposed to surround the first nozzle tube from the outside in a radial direction, and a second flow path formed between the first nozzle tube and the first nozzle tube. 청구항 8에 있어서,
상기 제1노즐튜브는, 제1연통홀이 형성되며,
상기 제2노즐튜브는, 상기 제1연통홀의 반경방향 외측에 배치되며, 외부로부터 연료가 유입되는 제2연통홀이 형성되고,
상기 분사노즐은,
상기 제2유로에 설치되며, 상기 제1연통홀 및 제2연통홀과 연통되도록 상기 제1노즐튜브의 외주면 및 제2노즐튜브의 내주면에 연결되고, 내부로 연료가 유입되는 연통튜브를 더 포함하는 연소기.9. The method of claim 8,
The first nozzle tube, a first communication hole is formed,
The second nozzle tube is disposed on the radially outer side of the first communication hole, and a second communication hole through which fuel is introduced from the outside is formed;
The spray nozzle is
It is installed in the second flow path, is connected to the outer circumferential surface of the first nozzle tube and the inner circumferential surface of the second nozzle tube so as to communicate with the first communication hole and the second communication hole, further comprising a communication tube into which fuel is introduced combustor. 청구항 8에 있어서,
상기 제2노즐튜브는, 외부로부터 연료가 유입되는 제2연통홀이 형성된 연소기.9. The method of claim 8,
The second nozzle tube is a combustor having a second communication hole through which fuel is introduced from the outside. 청구항 8에 있어서,
상기 분사노즐은, 내부에서 유동하는 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 하류(Downstream) 측 단부가 상기 노즐본체로부터 하류 측으로 돌출된 연소기.9. The method of claim 8,
The injection nozzle is a combustor with a downstream end protruding from the nozzle body to a downstream side based on a flow direction of fuel and compressed air flowing therein. 청구항 11에 있어서,
상기 제1노즐튜브와 제2노즐튜브는, 각각 상기 노즐본체로부터 하류 측 단부까지의 돌출된 길이가, 서로 다르게 형성된 연소기.12. The method of claim 11,
The first nozzle tube and the second nozzle tube have different lengths protruding from the nozzle body to the downstream end, respectively. 청구항 8에 있어서,
상기 제1노즐튜브는, 내부에서 유동하는 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 하류(Downstream) 측 단부가, 상기 제2노즐튜브의 하류 측 단부보다 하류 측으로 더 돌출된 연소기.9. The method of claim 8,
The first nozzle tube has a downstream end with respect to the flow direction of the fuel and compressed air flowing therein, the combustor protruding further to the downstream side than the downstream end of the second nozzle tube. 청구항 8에 있어서,
상기 제2노즐튜브는, 내부에서 유동하는 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 하류(Downstream) 측 단부가, 상기 제1노즐튜브의 하류 측 단부보다 하류 측으로 더 돌출된 연소기.9. The method of claim 8,
The second nozzle tube, the downstream (Downstream) side end based on the flow direction of the fuel and compressed air flowing therein, the combustor more protruding to the downstream side than the downstream end of the first nozzle tube. 외부로부터 유입된 공기를 압축시키는 압축기;
상기 압축기로부터 공급받은 압축공기를 연료와 혼합시켜 연소시키는 연소기; 및
상기 연소기로부터 공급받은 연소가스를 내부로 통과시켜, 전력 생성을 위한 동력을 발생시키는 터빈을 포함하되,
상기 연소기는,
노즐케이싱과,
상기 노즐케이싱의 상기 터빈 측 단부에 연결되며, 내부에 연료와 압축공기의 혼합물이 연소되는 연소챔버가 형성된 라이너와,
상기 라이너의 상기 터빈 측 단부에 연결되며, 상기 연소챔버에서 발생된 연소가스를 상기 터빈으로 공급하는 트랜지션피스와,
상기 노즐케이싱의 내부에 설치되며, 상기 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하는 노즐 어셈블리를 포함하며,
상기 노즐 어셈블리는,
노즐본체와,
상기 노즐본체에 설치되며, 상기 연소챔버로 연료와 압축공기를 분사하는 분사노즐을 포함하고,
상기 분사노즐은,
내부에 제1유로가 형성된 제1노즐튜브와,
상기 제1노즐튜브를 반경방향 외측에서 감싸도록 배치되며, 상기 제1노즐튜브와의 사이에 제2유로가 형성된 제2노즐튜브를 포함하는 가스터빈.a compressor for compressing air introduced from the outside;
a combustor for mixing the compressed air supplied from the compressor with fuel; and
A turbine for generating power for power generation by passing the combustion gas supplied from the combustor to the inside,
the combustor,
nozzle casing,
a liner connected to the turbine side end of the nozzle casing and having a combustion chamber in which a mixture of fuel and compressed air is burned;
a transition piece connected to the turbine side end of the liner and supplying the combustion gas generated in the combustion chamber to the turbine;
and a nozzle assembly installed inside the nozzle casing and injecting fuel and compressed air into the combustion chamber,
The nozzle assembly,
nozzle body,
It is installed on the nozzle body and includes an injection nozzle for injecting fuel and compressed air into the combustion chamber,
The spray nozzle is
a first nozzle tube having a first flow path formed therein;
and a second nozzle tube disposed to surround the first nozzle tube from the outside in a radial direction and having a second flow path formed between the first nozzle tube and the first nozzle tube. 청구항 15에 있어서,
상기 제1노즐튜브는, 제1연통홀이 형성되며,
상기 제2노즐튜브는, 상기 제1연통홀의 반경방향 외측에 배치되며, 외부로부터 연료가 유입되는 제2연통홀이 형성되고,
상기 분사노즐은,
상기 제2유로에 설치되며, 상기 제1연통홀 및 제2연통홀과 연통되도록 상기 제1노즐튜브의 외주면 및 제2노즐튜브의 내주면에 연결되고, 내부로 연료가 유입되는 연통튜브를 더 포함하는 가스터빈.16. The method of claim 15,
The first nozzle tube, a first communication hole is formed,
The second nozzle tube is disposed on the radially outer side of the first communication hole, and a second communication hole through which fuel is introduced from the outside is formed;
The spray nozzle is
It is installed in the second flow path, is connected to the outer circumferential surface of the first nozzle tube and the inner circumferential surface of the second nozzle tube so as to communicate with the first communication hole and the second communication hole, further comprising a communication tube into which fuel is introduced gas turbine. 청구항 15에 있어서,
상기 제2노즐튜브는, 외부로부터 연료가 유입되는 제2연통홀이 형성된 가스터빈.16. The method of claim 15,
The second nozzle tube is a gas turbine having a second communication hole through which fuel is introduced from the outside. 청구항 15에 있어서,
상기 분사노즐은, 내부에서 유동하는 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 하류(Downstream) 측 단부가 상기 노즐본체로부터 하류 측으로 돌출된 가스터빈.16. The method of claim 15,
The injection nozzle is a gas turbine having a downstream end protruding from the nozzle body to a downstream side based on a flow direction of fuel and compressed air flowing therein. 청구항 18에 있어서,
상기 제1노즐튜브와 제2노즐튜브는, 각각 상기 노즐본체로부터 하류 측 단부까지의 돌출된 길이가, 서로 다르게 형성된 가스터빈.19. The method of claim 18,
The first nozzle tube and the second nozzle tube have different lengths protruding from the nozzle body to the downstream end, respectively. 청구항 15에 있어서,
상기 제1노즐튜브는, 내부에서 유동하는 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 하류(Downstream) 측 단부가, 상기 제2노즐튜브의 하류 측 단부보다 하류 측으로 더 돌출된 가스터빈.16. The method of claim 15,
In the first nozzle tube, a downstream end with respect to a flow direction of fuel and compressed air flowing therein is more protruded to a downstream side than a downstream end of the second nozzle tube. 청구항 15에 있어서,
상기 제2노즐튜브는, 내부에서 유동하는 연료와 압축공기의 유동방향을 기준으로 하류(Downstream) 측 단부가, 상기 제1노즐튜브의 하류 측 단부보다 하류 측으로 더 돌출된 가스터빈.16. The method of claim 15,
In the second nozzle tube, a downstream end with respect to a flow direction of fuel and compressed air flowing therein is more protruded to a downstream side than a downstream end of the first nozzle tube.
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