WO2017010627A1 - 외부 케이싱으로 우회하는 냉각공기 공급유로가 마련된 냉각시스템을 포함하는 가스터빈 - Google Patents

외부 케이싱으로 우회하는 냉각공기 공급유로가 마련된 냉각시스템을 포함하는 가스터빈 Download PDF

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turbine blade
gas turbine
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김동화
김종선
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Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine including a cooling system provided with a cooling air supply passage bypassing an outer casing, and more particularly, to supplying cooling air to a plurality of turbine blades and other devices provided inside the gas turbine.
  • the present invention relates to a gas turbine including a cooling system that provides a synergistic effect of a compressor and turbine aerodynamic efficiency by providing an air supply passage in a configuration in which the air supply passage is bypassed to the outer casing of the gas turbine without providing the rotor central axis of the gas turbine. .
  • Turbine generators commonly used in gas turbine power generation operate on the principle of burning the fuel through compressed air to generate powerful energy and operating the turbine using it.
  • a plurality of combustors are provided in one power generator, and a plurality of fuel supply nozzles are provided in the plurality of combustors.
  • a single fuel supply nozzle injects a mixture of fuel and air, respectively, to generate a high temperature flame, and the heat and temperature of the flame are transferred to the turbine blades and other power plant components.
  • each component is composed of a material having excellent heat resistance, the life expectancy of the mechanical device is reduced if each component is exposed to excessively high temperature for a long time. To prevent this, some of the air compressed by the compressor is provided in the turbine blade and the power generator. To other components, which prevents the temperature from rising.
  • the prior art took a method of supplying the compressed air from the compressor including a plurality of rotors to the turbine blade through the tube passing through the central axis of the gas turbine.
  • the cooling air supply passage is supplied to the outer casing of the gas turbine without supplying a cooling air supply passage to the rotor central axis of the gas turbine.
  • an object of the present invention is to supply a cooling air to the plurality of turbine blades and other devices provided in the gas turbine, the cooling air supply flow path to the rotor of the gas turbine It is to provide a gas turbine including a cooling system that provides a synergistic effect of the compressor and turbine aerodynamic efficiency by providing a configuration in which the cooling air supply passage is bypassed by the outer casing of the gas turbine without providing the central axis.
  • the compressor comprises a plurality of rotors, the compressor in a distant order from the combustor
  • the turbine blades are divided into front, middle, and rear stage compressors, and the turbine blades are configured in four stages.
  • air induction members having four airfoil shapes are provided in four stages, respectively.
  • a gas turbine and turbine blade cooling system including an inner flow path for supplying cooling air to the outlet of the compressor may be provided.
  • the front compressor, the middle compressor and the rear compressor are each provided with an inlet of the outer flow path
  • the outer flow path connected to the front compressor is a four-stage air induction member provided in the space where the combustion air is introduced into the four-stage turbine blades
  • an outlet is provided at a combustion air outlet cover
  • an outer flow path connected to the suspension compressor is provided at an outlet at a three-stage air induction member provided in a space into which combustion air is introduced into the three-stage turbine blade, and is connected to the rear stage compressor.
  • the outer flow passage includes three outlets, and each outlet is provided in a two-stage air guide member provided in a space into which combustion air is introduced into the two- and three-stage turbine blades and the two-stage turbine blades.
  • Inlet of the central shaft flow path is provided, the outlet of the central shaft flow path is provided in the four-stage turbine blade, the inner flow path is 1 To which the gas turbines and turbine blade cooling system, characterized in that the direct supply of compressed air to the first stage air guide member and the first stage turbine blade is provided in the space where the combustion air inlet to the turbine blade is preferably provided.
  • the front compressor, the middle compressor and the rear compressor are each provided with an inlet of the outer flow path
  • the outer flow path connected to the front compressor is a four-stage air induction provided in the space where the combustion air is introduced into the four-stage turbine blades
  • An outlet is provided in the member and the combustion air outlet cover
  • an outer flow path connected to the suspension compressor includes two outlets, and each outlet is provided in a space into which combustion air is introduced into a three-stage turbine blade and a three-stage turbine blade.
  • the outer flow path connected to the rear stage compressor is provided with an outlet in the two-stage air induction member provided in the space into which the combustion air is introduced into the two-stage turbine blades
  • the suspension compressor additionally the center Inlet of the shaft flow path is provided
  • the outlet of the central shaft flow path is provided in the four-stage turbine blade
  • the gas turbine and the turbine blade cooling system may be provided by directly supplying compressed air to the first stage air guide member and the first and second stage turbine blades provided in the space where the combustion air is introduced into the first stage turbine blades.
  • the front compressor, the middle compressor and the rear compressor are each provided with an inlet of the outer flow path
  • the outer flow path connected to the front compressor is a four-stage air induction member provided in the space where the combustion air is introduced into the four-stage turbine blades
  • an outlet is provided at a combustion air outlet cover
  • an outer flow path connected to the suspension compressor is provided at an outlet at a three-stage air induction member provided in a space into which combustion air is introduced into the three-stage turbine blade, and is connected to the rear stage compressor.
  • the outer flow passage is provided with an outlet in the second stage air guide member provided in the space into which the combustion air is introduced into the two-stage turbine blade, and the stop compressor is additionally provided with an inlet of the central shaft flow path, and the central shaft flow path is 2 Two outlets, each outlet being provided in three and four stage turbine blades, the inner passage being a one stage turbine blade.
  • the front compressor, the middle compressor and the rear compressor are each provided with an inlet of the outer flow path
  • the outer flow path connected to the front compressor is a four-stage air induction member provided in the space where the combustion air is introduced into the four-stage turbine blades
  • an outlet is provided at a combustion air outlet cover
  • an outer flow path connected to the suspension compressor is provided at an outlet at a three-stage air induction member provided in a space into which combustion air is introduced into the three-stage turbine blade, and is connected to the rear stage compressor.
  • the outer flow passage is provided with an outlet in the second stage air guide member provided in the space into which the combustion air is introduced into the two-stage turbine blade, and the stop compressor is additionally provided with an inlet of the central shaft flow path, and the central shaft flow path is 2 Two outlets, each outlet being provided in three and four stage turbine blades, the inner passage being a one stage turbine blade.
  • the gas turbine and turbine blade cooling system is characterized by establishing a separate passage connected to the first stage air guide member and the first and second stage turbine blades provided in the space into which the combustion air is introduced, and supplying the compressed air directly. It is possible to be provided.
  • At least one cooling air control valve may be provided on the inlet or the passage of the outer passage.
  • a plurality of generator internal flow paths for entering the cooling air delivered from the compressor into the lower side of the first to third stage blades are provided, and each of the inlet of the plurality of generator internal flow paths is provided with a presweller Characteristic gas turbine and turbine blade cooling system is preferably provided.
  • a plurality of generator internal flow paths through which the cooling air delivered from the compressor may enter are provided in the lower side of the first to third stage blades, and the air or the external air between the plurality of generator internal flow paths and the generator internal flow paths.
  • Gas turbine and turbine blade cooling system may be provided with a plurality of sealing portions for preventing the mixing of air.
  • At least one heat exchanger may be provided on the inlet or the flow path of the outer flow path.
  • the fleece wall, the inflection point at one point of the plurality of air foil-shaped blade blades provided in the fleece wall, the blade section from the inflection point to the end of the blade blade is the inflection point so that the discharge angle of the fluid can be adjusted. It is preferable that the left and right driving is provided to be a fixed point.
  • each of the free swirler 41 can have a compression ratio (Ratio) independent of each free swirler 41.
  • a problem solving means constituted by a cooling method including each step is possible.
  • a gas turbine cooling method comprising a compressor, a combustor, and a turbine blade
  • the compressor includes a plurality of rotors, and provides an outer flow path on a compressor in which the plurality of rotors is provided to generate cooling air.
  • Cooling air bypass injection step of bypassing and delivering to the outside of the device direct injection of cooling air to directly transfer cooling air from the outlet of the compressor to the inside of each turbine blade, and the center of the generator from the compressor provided with the plurality of rotors.
  • Gas turbine and turbine blade cooling method comprising the step of providing the inner passage passing through the shaft to pass the cooling air through the cooling air to each turbine blade is possible.
  • cooling air bypass injection step the gas turbine and turbine blade cooling method is provided, characterized in that at least one cooling air control valve is provided in the outer passage, the flow control step of adjusting the flow rate of the cooling air. It is possible to be.
  • cooling air bypass injection step at least one heat exchanger is provided in the outer passage, it is possible to provide a gas turbine and turbine blade cooling method comprising a temperature adjusting step of adjusting the temperature of the cooling air.
  • the gas turbine including a cooling system provided with a cooling air supply passage bypassing the outer casing may be used to supply cooling air to a plurality of turbine blades and other devices provided inside the gas turbine.
  • the air supply passage can be configured to bypass the cooling air supply passage with an outer casing of the gas turbine without providing an air supply passage in the rotor central axis of the gas turbine.
  • each flow path can be equipped with a free swirler having a different compression ratio, it is possible to design a generator having an optimum efficiency, and consequently this can result in a synergistic effect of the compressor and turbine aerodynamic efficiency.
  • FIG. 1 is a perspective view of a gas turbine provided with a compressor, a turbine blade, and a cooling air supply passage showing an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a perspective view of a gas turbine provided with a compressor, a turbine blade, and a cooling air supply passage showing an embodiment of the present invention.
  • FIG 3 is a perspective view of a gas turbine provided with a compressor, a turbine blade, and a cooling air supply passage showing an embodiment of the present invention.
  • FIG. 4 is a perspective view of a gas turbine provided with a compressor, a turbine blade, and a cooling air supply passage showing an embodiment of the present invention.
  • FIG. 5 is a side cross-sectional view illustrating a gas turbine internal structure including a plurality of generator internal flow paths, a free swirler and a sealing part, according to an embodiment of the present invention.
  • Figure 6 is an enlarged perspective view of the fleece roller showing an embodiment of the present invention.
  • FIG. 7 is an enlarged perspective view of a fleece roller showing an embodiment of the present invention.
  • first, second, A, B, (a), and (b) may be used. These terms are only for distinguishing the components from other components, and the nature, order or order of the components are not limited by the terms. If a component is described as being “connected”, “coupled” or “connected” to another component, that component may be directly connected or connected to that other component, but between components It will be understood that may be “connected”, “coupled” or “connected”.
  • a gas turbine (1) comprising a compressor (2), a combustor, and a turbine blade
  • the compressor comprises a plurality of rotors (204), the compressor (2) having a front end 201,
  • the turbine blades are divided into a middle stage 202 and a rear stage 203 compressor, and the turbine blades are configured in four stages, and air induction members are provided in four stages in the space into which combustion air is introduced into each blade.
  • Outer flow passage 6 for supplying cooling air for cooling the turbine blade of (1) out of the compressor (2) to the outside of the gas turbine casing, cooling air for cooling the turbine blade of the gas turbine (1) From the compressor 2 through the central shaft 5 of the gas turbine, and the cooling air for cooling the turbine blades of the gas turbine 2 at the outlet of the compressor 2.
  • Supply in connection with 205 Can be provided with a gas turbine and a turbine blade cooling system comprising an inner passage (8).
  • FIG. 1 to 4 are perspective views of a gas turbine provided with a compressor 2, a turbine blade, and a cooling air supply passage showing an embodiment of the present invention.
  • a compressor 2 having a plurality of rotors 204 on the left side of the drawing, whereby a compressor outlet 205 and a turbine blade are provided.
  • air is introduced into the compressor 2 and the air is formed at high pressure by using the front-end 201, the middle-stage 202 and the rear-end 203 compressors, which are moved through the compressor outlet 205 to the nozzles and the combustor. It is possible to let.
  • Compressed air introduced into the nozzle and the combustor through the above process is used during combustion, and serves to drive the turbine blade with energy.
  • the combustion air is discharged to the outside of the generator.
  • a cooling air supply passage may be provided in the front, middle, and rear stage compressors, and the compressed air may be guided to supply cooling air to each turbine blade and each air guide member.
  • each rotor plate of the compressor and turbine blades of the gas turbine can be increased differently from the system of supplying cooling air by providing a tube in the center axis of the conventional gas turbine. This can increase the aerodynamic efficiency of the compressor and turbine.
  • the conventional compressor efficiency was about 88%, but according to the embodiment of the present invention, the efficiency was increased to near 90%, and the turbine efficiency increased from 89% to 90% or more.
  • an air induction member corresponding to each stage may be provided at a front portion in which the turbine blades of the first to fourth stages are provided, which is fixed, does not rotate, and the compressed air does not have a friction angle with the turbine blade rotating behind. It plays a role in helping entry.
  • Such a structure of the cooling air supply passage can secure structural stability by removing the separation tube inside the shaft, and there is an advantage in that the aerodynamic efficiency is increased by increasing the outer diameter of the compressor and turbine rotor plate.
  • the front end compressor 201, the stop compressor 202, and the rear end compressor 203 are provided with an inlet of the outer flow path 6, respectively, and the outer flow path 6 connected to the front end compressor 201 is 4.
  • an outlet is provided in the fourth stage air guide member and the combustion air outlet cover provided in the space where the combustion air is introduced into the turbine blade, and the outer passage 6 connected to the suspension compressor 202 is burned by the three stage turbine blade.
  • An outlet is provided in a three-stage air guide member provided in a space into which air is introduced, and the outer passage 6 connected to the rear stage compressor 203 includes three outlets, and each outlet has two and three stage turbine blades.
  • the inner flow path (8) is a gas turbine characterized in that directly supply the compressed air to the first stage air induction member and the first stage turbine blade provided in the space to the combustion air into the first stage turbine blade and It is possible to provide a turbine blade cooling system.
  • the front end compressor 201, the stop compressor 202, and the rear end compressor 203 are provided with an inlet of the outer flow path 6, respectively, and the outer flow path 6 connected to the front end compressor 201 is 4.
  • an outlet is provided in the fourth stage air induction member and the combustion air outlet cover provided in the space where the combustion air is introduced into the turbine blade, and the outer passage 6 connected to the suspension compressor 202 includes two outlets.
  • Each outlet is provided in a three-stage air induction member provided in a space into which combustion air is introduced into the three-stage turbine blades and the three-stage turbine blades, and the outer passage 6 connected to the rear stage compressor 203 is a two-stage turbine.
  • An outlet is provided in a two-stage air induction member provided in a space into which combustion air is introduced into the blade, and the stop compressor 202 is additionally provided with an inlet of the central shaft flow path 7, and the central shaft flow path 7 is provided. 4 exits It is provided in the blade, the inner flow path (8) is a gas characterized in that directly supplying the compressed air to the first stage air guide member and the first and second stage turbine blades provided in the space where the combustion air is introduced into the first stage turbine blades Turbine and turbine blade cooling systems may be provided.
  • the front end compressor 201, the stop compressor 202, and the rear end compressor 203 are provided with an inlet of the outer flow path 6, respectively, and are connected to the front end compressor 201.
  • (6) is a four-stage turbine blade is provided with an outlet in the four-stage air induction member and the combustion air outlet cover provided in the space into which the combustion air is introduced, the outer flow path (6) connected to the suspension compressor (202) is 3
  • an outlet is provided in the three-stage air induction member provided in the space into which the combustion air is introduced into the turbine blade
  • the outer passage 6 connected to the rear stage compressor 203 is a space into which the combustion air is introduced into the two-stage turbine blade.
  • An outlet is provided in the two-stage air guide member provided in the stop compressor 202, and the inlet of the central shaft flow path 7 is additionally provided, and the central shaft flow path 7 includes two outlets. Each exit is three and four steps It is provided in the turbine blades, the inner flow path (8) is characterized in that directly supplying compressed air to the first stage air induction member and the first and second stage turbine blades provided in the space into which combustion air is introduced into the first stage turbine blades. Gas turbine and turbine blade cooling systems can be provided.
  • the front end compressor 201, the stop compressor 202, and the rear end compressor 203 are provided with an inlet of the outer flow path 6, respectively, and the outer flow path connected to the front end compressor 201 ( 6) is a four-stage turbine blade is provided with a four-stage air induction member and a combustion air outlet cover provided in the space where the combustion air is introduced, the outer flow path (6) connected to the suspension compressor 202 is three stages An outlet is provided in the three-stage air induction member provided in the space into which the combustion air is introduced into the turbine blade, and the outer passage 6 connected to the rear stage compressor 2 is provided in the space into which the combustion air is introduced into the two-stage turbine blade.
  • An outlet is provided in the two-stage air guide member, and the stop compressor 202 is additionally provided with an inlet of the central shaft flow path 7, and the central shaft flow path 7 includes two outlets, The outlet is three and four stage turbine ble And an inner passage 8 is provided with a first passage air guiding member provided in a space into which combustion air is introduced into the first stage turbine blade and a separate passage connected to the first and second stage turbine blades. It may be provided with a gas turbine and turbine blade cooling system characterized in that the direct supply.
  • the gas turbine and the turbine blade cooling system characterized in that at least one cooling air control valve is provided on the inlet or the flow path of the outer flow path (6).
  • At least one heat exchanger may be provided on the inlet or the flow path of the outer flow path 6.
  • a plurality of generator internal flow passages 4 through which cooling air delivered from the compressor 2 may enter are provided in the lower side of the first to third stage blades, and the inlets of the plurality of generator internal flow passages 4 are provided.
  • the gas turbine and the turbine blade cooling system may be provided at each of the free swirler 41.
  • the fleece swirler is composed of a plurality of air foils or hole shapes, and serves to rotate the air drawn in a straight line.
  • the fleece roller 41 includes an inflection point at one point of the plurality of airfoil blade blades provided in the fleece roller 41, and the blade section from the inflection point to the end of the blade edge is the discharge angle of the fluid. It is preferable that the inflection point is fixed so that the left and right driving can be performed so that adjustment is possible.
  • the blade section from the inflection point provided to the fryer wall 41 to the end of the blade blade can be driven left and right using the inflection point as a fixed point to adjust the discharge angle of the fluid, so that each blade of the fleece roller
  • the discharge angle of the fluid discharged through the blade can be adjusted remotely at all times.
  • each of the free swirler 41 can have a compression ratio (Ratio) independent of each free swirler 41.
  • the preswiveler 41 may be installed inside the supply passage by setting an appropriate independent compression ratio to maximize the cooling efficiency and minimize the loss. It is possible.
  • Each freeswivel 41 having the independent compression ratio (Ratio) can be installed inside the supply passage by setting the compression ratio according to the simulation result at the time of design, and the generator can be installed inside the supply passage.
  • the compression ratio of each of the prespoiler 41 there is an advantage that can be separated and the modification of the compression ratio of the respective preswivel 41 at any time.
  • a plurality of generator internal flow passages 4 through which cooling air delivered from the compressor 2 may enter are provided in the lower side of the first to third stage blades, and the air between the plurality of generator internal flow passages 4 is provided.
  • a gas turbine and a turbine blade cooling system may be provided, wherein a plurality of sealing parts 42 are provided to prevent mixing of outside air and air in the generator internal flow passage 4.
  • the sealing part performs a function of preventing cooling air from flowing in an unnecessary flow path so that an inner flow path may be formed in accordance with each configuration type of the present invention.
  • the present invention may be constituted by a cooling method including each step, in addition to the above device-related configuration.
  • the compressor 2 includes a plurality of rotors 204, the plurality of rotors 204 is provided Cooling air bypass injection step of providing the outer flow path (6) on the compressor (2) bypasses and delivers the cooling air to the outside of the power generator, direct cooling air from the outlet of the compressor (2) to the inside of each turbine blade Directly injecting the cooling air and providing an inner flow passage 8 penetrating the central axis 5 of the generator from the compressor 2 provided with the plurality of rotors 204 to cool the air inside each turbine blade.
  • Gas turbine and turbine blade cooling method comprising the step of injection through the cooling air to be delivered to can be provided.
  • cooling air bypass injection step may include additional steps to be described later.
  • the cooling air bypass injection step is provided with at least one cooling air control valve in the outer passage 6, the gas turbine and turbine blade cooling method characterized in that it comprises a flow rate adjusting step for adjusting the flow rate of the cooling air. Can be provided.
  • the cooling air bypass injection step is provided with at least one heat exchanger in the outer passage 6, the gas turbine and turbine blade cooling method characterized in that it comprises a temperature control step of adjusting the temperature of the cooling air. It is possible to be.
  • the gas turbine including a cooling system provided with a cooling air supply passage bypassing the outer casing may be used to supply cooling air to a plurality of turbine blades and other devices provided inside the gas turbine.
  • the air supply passage can be configured to bypass the cooling air supply passage with an outer casing of the gas turbine without providing an air supply passage in the rotor central axis of the gas turbine.
  • each flow path can be equipped with a free swirler having a different compression ratio, it is possible to design a generator having an optimum efficiency, and consequently this can result in a synergistic effect of the compressor and turbine aerodynamic efficiency.
  • the present invention has industrial applicability.

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Abstract

본 발명은 외부 케이싱으로 우회하는 냉각공기 공급유로가 마련된 냉각시스템을 포함하는 가스터빈로서, 더욱 상세하게는, 가스터빈 내부에 마련되는 복수개의 터빈 블레이드 및 기타 장치에 냉각공기를 공급함에 있어서, 냉각공기 공급유로를 상기 가스터빈의 로터 중심축에 마련하지 않고, 가스터빈의 외부 케이싱으로 우회시키는 구성으로 마련함으로써, 압축기 및 터빈 공력효율의 상승효과를 가져오는 냉각시스템 및 냉각방법을 포함하는 가스터빈에 관한 것이다. 상기의 구조 및 방법을 통해, 냉각공기 공급유로를 상기 가스터빈의 로터 중심축에 마련하지 않고, 가스터빈의 외부 케이싱으로 우회시키는 구성이 가능하다. 결론적으로 이는 압축기 및 터빈 공력효율의 상승효과라는 결과를 가져올 수 있다.

Description

외부 케이싱으로 우회하는 냉각공기 공급유로가 마련된 냉각시스템을 포함하는 가스터빈
본 발명은 외부 케이싱으로 우회하는 냉각공기 공급유로가 마련된 냉각시스템을 포함하는 가스터빈로서, 더욱 상세하게는, 가스터빈 내부에 마련되는 복수개의 터빈 블레이드 및 기타 장치에 냉각공기를 공급함에 있어서, 냉각공기 공급유로를 상기 가스터빈의 로터 중심축에 마련하지 않고, 가스터빈의 외부 케이싱으로 우회시키는 구성으로 마련함으로써, 압축기 및 터빈 공력효율의 상승효과를 가져오는 냉각시스템을 포함하는 가스터빈에 관한 것이다.
가스터빈 발전에서 일반적으로 사용되는 터빈발전기에는 연료를 압축공기를 통해 연소시켜 강력한 에너지를 생성, 이를 이용하여 터빈을 가동시키는 원리로 작동하게 된다.
이 과정에서, 하나의 발전장치에는 여러개의 연소기가 마련되며, 상기 복수개의 연소기에는 또 복수개의 연료공급노즐이 마련되게 된다. 하나의 연료공급노즐에서 각각 연료 및 공기의 혼합물을 분사하여 고온의 화염이 발생하게 되며, 상기 화염의 열기 및 온도는 고스란히 터빈 블레이드 및 기타 발전장치의 구성품으로 전달되게 된다.
내열성이 우수한 소재로 각 부품을 구성하더라도, 각 부품이 지나게 높은 고온에 장기간 노출된다면 기계장치의 기대수명이 절감되므로, 이를 방지하기 위해서, 압축기에서 압축하는 공기 중 일부를 터빈 블레이드 및 발전장치에 마련되는 기타 구성품에 공급하여, 온도가 급상승하는 것을 방지한다.
다만, 상기와 같은 경우에, 종래기술은 복수개의 회전체를 포함하는 압축기에서 나오는 압축공기를 가스터빈의 중심축을 지나는 튜브를 통해 터빈 블레이드로 공급하는 방식을 취하였다.
따라서, 상기의 종래기술과 같은 방식을 취하는 경우에는, 가스터빈 로터 중심홀의 지름이 증가하고, 냉각공기와 로터 내부의 공간을 분리하기 위해 별도의 튜브가 삽입될 공간이 요구되었으므로, 발전기 내부 중심축 및 기타 장치들의 구조설계가 복잡해지는 문제가 있었으며, 이와 더불어 상기 냉각공기가 통과할 수 있는 공간을 확보하기 위하여 압축기 및 터빈 블레이드를 구동하는 각 회전판 중심홀의 지름이 커지는 문제가 발생하였다.
이는 곧 압축기 및 터빈 공력효율 저하의 결과로 이어지게 되었다.
따라서, 가스터빈 내부에 마련되는 복수개의 터빈 블레이드 및 기타 장치에 냉각공기를 공급함에 있어서, 냉각공기 공급유로를 상기 가스터빈의 로터 중심축에 마련하지 않고, 가스터빈의 외부 케이싱으로 상기 냉각공기 공급유로를 우회시키는 구성으로 마련함으로써, 압축기 및 터빈 공력효율의 상승효과를 가져오는 냉각시스템을 포함하는 가스터빈의 구체적인 구성의 개량이 요구된다.
본 발명은 상술한 문제점을 해결하기 위하여 창안된 것으로, 본 발명의 목적은 가스터빈 내부에 마련되는 복수개의 터빈 블레이드 및 기타 장치에 냉각공기를 공급함에 있어서, 냉각공기 공급유로를 상기 가스터빈의 로터 중심축에 마련하지 않고, 가스터빈의 외부 케이싱으로 상기 냉각공기 공급유로를 우회시키는 구성으로 마련함으로써, 압축기 및 터빈 공력효율의 상승효과를 가져오는 냉각시스템을 포함하는 가스터빈을 제공하는 것이다.
상술한 바와 같은 목적을 달성하기 위하여 본 발명의 일 실시예에 따라, 압축기, 연소기 및 터빈 블레이드를 포함하는 가스터빈에 있어서, 상기 압축기는 복수개의 회전체를 포함하며, 상기 압축기는 연소기와 먼 순서로 전단, 중단 및 후단 압축기로 구분되고, 상기 터빈 블레이드는 4단의 구성으로써, 각 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에는 각각 에어포일 형상의 공기유도부재가 4단의 구성으로 마련되며, 상기 가스터빈의 터빈 블레이드를 냉각시키기 위한 냉각공기를 압축기로부터 상기 가스터빈 케이싱의 외부로 우회하여 공급하는 외측 유로, 상기 가스터빈의 터빈 블레이드를 냉각 시키기 위한 냉각공기를 압축기로부터 상기 가스터빈의 중심축 내부를 관통하여 공급하는 중심축 유로 및 상기 가스터빈의 터빈 블레이드를 냉각 시키기 위한 냉각공기를 압축기의 출구와 연결하여 공급하는 내측 유로를 포함하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템이 제공될 수 있다.
또한, 상기 전단 압축기, 중단 압축기 및 후단 압축기에는 각각 상기 외측 유로의 입구가 마련되고, 상기 전단 압축기와 연결되는 외측 유로는 4단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 4단 공기유도부재 및 연소공기 배출구 커버에 출구가 마련되며, 상기 중단 압축기와 연결되는 외측 유로는 3단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 3단 공기유도부재에 출구가 마련되며, 상기 후단 압축기와 연결되는 외측 유로는 3개의 출구를 포함하고, 각 출구는 2,3단 터빈 블레이드 및 2단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 2단 공기유도부재에 마련되며, 상기 중단 압축기에는 추가적으로 상기 중심축 유로의 입구가 구비되고, 상기 중심축 유로의 출구는 4단 터빈 블레이드에 마련되며, 상기 내측 유로는 1단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 1단 공기유도부재 및 1단 터빈 블레이드에 압축공기를 직접 공급하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템이 마련되는 것이 바람직하다.
이와 더불어, 상기 전단 압축기, 중단 압축기 및 후단 압축기에는 각각 상기 외측 유로의 입구가 마련되고, 상기 전단 압축기와 연결되는 외측 유로는 4단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 4단 공기유도부재 및 연소공기 배출구 커버에 출구가 마련되며, 상기 중단 압축기와 연결되는 외측 유로는 2개의 출구를 포함하고, 각 출구는 3단 터빈 블레이드 및 3단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 3단 공기유도부재에 마련되며, 상기 후단 압축기와 연결되는 외측 유로는 2단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 2단 공기유도부재에 출구가 마련되며, 상기 중단 압축기에는 추가적으로 상기 중심축 유로의 입구가 구비되고, 상기 중심축 유로의 출구는 4단 터빈 블레이드에 마련되며, 상기 내측 유로는 1단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 1단 공기유도부재 및 1,2단 터빈 블레이드에 압축공기를 직접 공급하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템이 구비되는 것이 가능하다.
또한, 상기 전단 압축기, 중단 압축기 및 후단 압축기에는 각각 상기 외측 유로의 입구가 마련되고, 상기 전단 압축기와 연결되는 외측 유로는 4단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 4단 공기유도부재 및 연소공기 배출구 커버에 출구가 마련되며, 상기 중단 압축기와 연결되는 외측 유로는 3단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 3단 공기유도부재에 출구가 마련되며, 상기 후단 압축기와 연결되는 외측 유로는 2단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 2단 공기유도부재에 출구가 마련되며, 상기 중단 압축기에는 추가적으로 상기 중심축 유로의 입구가 구비되고, 상기 중심축 유로는 2개의 출구를 포함하고, 각 출구는 3단 및 4단 터빈 블레이드에 마련되며, 상기 내측 유로는 1단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 1단 공기유도부재 및 1,2단 터빈 블레이드에 압축공기를 직접 공급하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템이 마련되는 구성도 가능하다.
추가적으로, 상기 전단 압축기, 중단 압축기 및 후단 압축기에는 각각 상기 외측 유로의 입구가 마련되고, 상기 전단 압축기와 연결되는 외측 유로는 4단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 4단 공기유도부재 및 연소공기 배출구 커버에 출구가 마련되며, 상기 중단 압축기와 연결되는 외측 유로는 3단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 3단 공기유도부재에 출구가 마련되며, 상기 후단 압축기와 연결되는 외측 유로는 2단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 2단 공기유도부재에 출구가 마련되며, 상기 중단 압축기에는 추가적으로 상기 중심축 유로의 입구가 구비되고, 상기 중심축 유로는 2개의 출구를 포함하고, 각 출구는 3단 및 4단 터빈 블레이드에 마련되며, 상기 내측 유로는 1단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 1단 공기유도부재 및 1,2단 터빈 블레이드에 연결되는 별개의 통로를 구축하여, 압축공기를 직접 공급하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템이 구비되는 것이 가능하다.
또한, 상기 외측 유로의 입구 또는 유로상에는 냉각공기 조절밸브가 적어도 하나 이상 마련되는 것이 가능하다.
이와 더불어, 상기 1단 내지 3단 블레이드의 하측 내부로 상기 압축기로부터 전달되는 냉각공기가 진입할 수 있는 발전기 내부 유로가 복수개 마련되며, 상기 복수개의 발전기 내부 유로의 입구에는 각각 프리스월러가 마련되는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템이 마련되는 것이 바람직하다.
추가적으로, 상기 1단 내지 3단 블레이드의 하측 내부로 상기 압축기로부터 전달되는 냉각공기가 진입할 수 있는 발전기 내부 유로가 복수개 마련되며, 상기 복수개의 발전기 내부 유로간의 공기 또는 외부 공기와 상기 발전기 내부 유로의 공기의 혼합을 방지하기 위한 실링부가 복수개 마련되는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템이 구비될 수 있다.
또한, 상기 외측 유로의 입구 또는 유로 상에는, 열교환기가 적어도 하나 이상 마련되는 것이 가능하다.
추가적으로, 상기 프리스월러는, 상기 프리스월러에 마련된 복수개의 에어포일형상 블레이드날의 일지점에 변곡점으로 포함하며, 상기 변곡점에서부터 블레이드날의 단부까지의 블레이드구간은 유체의 배출각도조정이 가능하도록 상기 변곡점을 고정점으로 하여 좌우구동이 가능할 수 있도록 마련되는 것이 바람직하다.
또한, 상기 각각의 프리스월러(41)는, 각각의 프리스월러(41)가 독립된 압축비(Ratio)를 가지는 것이 가능하다.
또한, 상기의 장치관련한 과제해결수단 이외에도, 각 단계를 포함하는 냉각방법으로 구성되는 과제해결수단이 가능하다.
대표적으로, 압축기, 연소기 및 터빈 블레이드를 포함하는 가스터빈 냉각방법에 있어서, 상기 압축기는 복수개의 회전체를 포함하며, 상기 복수개의 회전체가 마련되는 압축기 상에 외측 유로를 마련하여 냉각공기를 발전장치의 외부로 우회시켜 전달하는 냉각공기 우회주입단계, 상기 압축기의 출구에서 각 터빈 블레이드의 내부로 냉각공기를 직접 전달하는 냉각공기 직접주입단계 및 상기 복수개의 회전체가 마련되는 압축기로부터 발전기의 중심축을 관통하는 내측 유로를 마련하여 냉각공기를 각 터빈 블레이드의 내부로 전달하는 냉각공기 관통주입단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각방법이 가능하다.
또한, 상기 냉각공기 우회주입단계는, 상기 외측 유로에 적어도 하나 이상의 냉각공기 조절밸브가 마련되어, 냉각공기의 유량으로 조절하는 유량조절단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각방법이 마련되는 것이 가능하다.
또한, 상기 냉각공기 우회주입단계는, 상기 외측 유로에 적어도 하나 이상의 열교환기가 마련되어, 냉각공기의 온도를 조절하는 온도조절단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각방법이 마련되는 것이 가능하다.
상술한 바와 같은 본 발명의 '외부 케이싱으로 우회하는 냉각공기 공급유로가 마련된 냉각시스템을 포함하는 가스터빈'은 가스터빈 내부에 마련되는 복수개의 터빈 블레이드 및 기타 장치에 냉각공기를 공급함에 있어서, 냉각공기 공급유로를 상기 가스터빈의 로터 중심축에 마련하지 않고, 가스터빈의 외부 케이싱으로 상기 냉각공기 공급유로를 우회시키는 구성이 가능하다. 또한, 각각의 유로에는 상이한 압축비를 가지는 프리스월러를 구비하는 것이 가능하여, 최적의 효율을 갖는 발전기의 설계가 가능하며, 결론적으로 이는 압축기 및 터빈 공력효율의 상승효과라는 결과를 가져올 수 있다.
도 1은 본 발명의 1실시예를 나타낸 압축기, 터빈 블레이드 및 냉각공기 공급유로가 마련된 가스터빈의 사시도이다.
도 2는 본 발명의 1실시예를 나타낸 압축기, 터빈 블레이드 및 냉각공기 공급유로가 마련된 가스터빈의 사시도이다.
도 3은 본 발명의 1실시예를 나타낸 압축기, 터빈 블레이드 및 냉각공기 공급유로가 마련된 가스터빈의 사시도이다.
도 4는 본 발명의 1실시예를 나타낸 압축기, 터빈 블레이드 및 냉각공기 공급유로가 마련된 가스터빈의 사시도이다.
도 5는 본 발명의 1실시예를 나타낸 복수개의 발전기 내부유로, 프리스월러 및 실링부를 포함하는 가스터빈 내부구조를 나타낸 측단면도이다.
도 6은 본 발명의 1실시예를 나타낸 프리스월러의 확대사시도이다.
도 7은 본 발명의 1실시예를 나타낸 프리스월러의 확대사시도이다.
이하, 본 발명의 일부 실시예들을 예시적인 도면을 통해 상세하게 설명한다. 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 본 발명의 실시예를 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 실시예에 대한 이해를 방해한다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.
또한, 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 "연결", "결합" 또는 "접속"될 수도 있다고 이해되어야 할 것이다.
압축기(2), 연소기 및 터빈 블레이드를 포함하는 가스터빈(1)에 있어서, 상기 압축기는 복수개의 회전체(204)를 포함하며, 상기 압축기(2)는 연소기와 먼 순서로 전단(201), 중단(202) 및 후단(203) 압축기로 구분되며, 상기 터빈 블레이드는 4단의 구성으로써, 각 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에는 각각 공기유도부재가 4단의 구성으로 마련되며, 상기 가스터빈(1)의 터빈 블레이드를 냉각시키기 위한 냉각공기를 압축기(2)로부터 상기 가스터빈 케이싱의 외부로 우회하여 공급하는 외측 유로(6), 상기 가스터빈(1)의 터빈 블레이드를 냉각시키기 위한 냉각공기를 압축기(2)로부터 상기 가스터빈의 중심축(5) 내부를 관통하여 공급하는 중심축 유로(7) 및 상기 가스터빈(2)의 터빈 블레이드를 냉각시키기 위한 냉각공기를 압축기(2)의 출구(205)와 연결하여 공급하는 내측 유로(8)를 포함하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템이 제공될 수 있다.
도 1 내지 도 4는 본 발명의 1실시예를 나타낸 압축기(2), 터빈 블레이드 및 냉각공기 공급유로가 마련된 가스터빈의 사시도이다.
도 1 내지 도 4를 참고하면, 도면상의 좌측에 복수개의 회전체(204)를 가진 압축기(2)가 도시되어 있으며, 이를 따라, 압축기 출구(205) 및 터빈 블레이드가 마련되어 있다.
연소기의 효율적인 연소 및 터빈 블레이드를 구동시켜 발전을 하기 위한 에너지를 생성하기 위해서는 고압으로 압축된 공기를 연소시 노즐의 주변에서 분사하는 것이 바람직하다.
이를 위해, 압축기(2)로 공기를 인입시키고, 전단(201), 중단(202) 및 후단(203) 압축기를 이용하여 고압의 공기를 형성하여 이를 압축기 출구(205)를 통해 노즐 및 연소기로 이동시키는 것이 가능하다.
상기 과정을 통해 노즐 및 연소기로 인입된 압축공기는 연소시에 사용되며, 에너지를 포함한 상태로 터빈 블레이드를 구동시키는 역할을 한다.
1단 내지 4단 터빈 블레이드를 구동시킨 후 연소공기는 발전장치 외부로 배출되게 된다.
상기의 사이클을 거치면서 고온, 고압의 압축공기가 터빈 블레이드를 구동시키므로 이에 대한 기계적 손상 및 파손을 방지하기 위해서는 각 터빈 블레이드에 대한 지속적인 냉각장치 및 냉각방법이 필요하다.
이를 위해, 전단, 중단 및 후단 압축기에 냉각공기 공급유로를 마련하고, 압축공기를 유도하여, 각 터빈 블레이드 및 각 공기유도부재 등으로 냉각공기를 공급하는 방식을 취할 수 있다.
위와 같이 외측 및 내측 유로를 이용하여, 종래 가스터빈의 중심축으로 튜브를 마련하여 냉각공기를 공급하던 시스템과 상이하게, 가스터빈의 압축기 및 터빈 블레이드의 각 회전판의 크기를 크게 할 수 있으며, 결과적으로 압축기 및 터빈 공력효율을 상승시킬 수 있다.
구체적인 효율상승은, 압축기 효율은 종래 88%가량 이었으나, 본 발명의 실시예에 의하면, 90% 가까이 효율이 증대되며, 터빈 효율은 89%에서 90%이상으로 상승하는 결과를 보였다.
또한, 1단 내지 4단의 각 터빈 블레이드가 마련된 앞부분에는 각 단에 상응하는 공기유도부재가 마련될 수 있으며, 이는 고정식으로써, 회전하지 않고, 뒤에서 회전하는 터빈 블레이드로 압축공기가 마찰각을 가지지 않고 진입할 수 있도록 도와주는 역할을 수행한다.
이와 같은 냉각공기 공급유로의 구조는 축 내부의 분리튜브 제거에 따른 구조적 안정성 확보가 가능하며, 압축기 및 터빈 회전판의 외경 크기 증가에 따른 공력 효율이 증가하는 장점이 존재한다.
또한, 상기 전단 압축기(201), 중단 압축기(202) 및 후단 압축기(203)에는 각각 상기 외측 유로(6)의 입구가 마련되고, 상기 전단 압축기(201)와 연결되는 외측 유로(6)는 4단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 4단 공기유도부재 및 연소공기 배출구 커버에 출구가 마련되며, 상기 중단 압축기(202)와 연결되는 외측 유로(6)는 3단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 3단 공기유도부재에 출구가 마련되며, 상기 후단 압축기(203)와 연결되는 외측 유로(6)는 3개의 출구를 포함하고, 각 출구는 2,3단 터빈 블레이드 및 2단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 2단 공기유도부재에 마련되며, 상기 중단 압축기(202)에는 추가적으로 상기 중심축 유로(7)의 입구가 구비되고, 상기 중심축 유로(7)의 출구는 4단 터빈 블레이드에 마련되며, 상기 내측 유로(8)는 1단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 1단 공기유도부재 및 1단 터빈 블레이드에 압축공기를 직접 공급하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템이 마련되는 것이 가능하다.
추가적으로, 상기 전단 압축기(201), 중단 압축기(202) 및 후단 압축기(203)에는 각각 상기 외측 유로(6)의 입구가 마련되고, 상기 전단 압축기(201)와 연결되는 외측 유로(6)는 4단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 4단 공기유도부재 및 연소공기 배출구 커버에 출구가 마련되며, 상기 중단 압축기(202)와 연결되는 외측 유로(6)는 2개의 출구를 포함하고, 각 출구는 3단 터빈 블레이드 및 3단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 3단 공기유도부재에 마련되며, 상기 후단 압축기(203)와 연결되는 외측 유로(6)는 2단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 2단 공기유도부재에 출구가 마련되며, 상기 중단 압축기(202)에는 추가적으로 상기 중심축 유로(7)의 입구가 구비되고, 상기 중심축 유로(7)의 출구는 4단 터빈 블레이드에 마련되며, 상기 내측 유로(8)는 1단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 1단 공기유도부재 및 1,2단 터빈 블레이드에 압축공기를 직접 공급하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템이 구비될 수 있다.
이에 더하여, 다른 유형으로써, 상기 전단 압축기(201), 중단 압축기(202) 및 후단 압축기(203)에는 각각 상기 외측 유로(6)의 입구가 마련되고, 상기 전단 압축기(201)와 연결되는 외측 유로(6)는 4단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 4단 공기유도부재 및 연소공기 배출구 커버에 출구가 마련되며, 상기 중단 압축기(202)와 연결되는 외측 유로(6)는 3단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 3단 공기유도부재에 출구가 마련되며, 상기 후단 압축기(203)와 연결되는 외측 유로(6)는 2단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 2단 공기유도부재에 출구가 마련되며, 상기 중단 압축기(202)에는 추가적으로 상기 중심축 유로(7)의 입구가 구비되고, 상기 중심축 유로(7)는 2개의 출구를 포함하고, 각 출구는 3단 및 4단 터빈 블레이드에 마련되며, 상기 내측 유로(8)는 1단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 1단 공기유도부재 및 1,2단 터빈 블레이드에 압축공기를 직접 공급하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템이 마련될 수 있다.
또 다른 유형으로는, 상기 전단 압축기(201), 중단 압축기(202) 및 후단 압축기(203)에는 각각 상기 외측 유로(6)의 입구가 마련되고, 상기 전단 압축기(201)와 연결되는 외측 유로(6)는 4단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 4단 공기유도부재 및 연소공기 배출구 커버에 출구가 마련되며, 상기 중단 압축기(202)와 연결되는 외측 유로(6)는 3단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 3단 공기유도부재에 출구가 마련되며, 상기 후단 압축기(2)와 연결되는 외측 유로(6)는 2단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 2단 공기유도부재에 출구가 마련되며, 상기 중단 압축기(202)에는 추가적으로 상기 중심축 유로(7)의 입구가 구비되고, 상기 중심축 유로(7)는 2개의 출구를 포함하고, 각 출구는 3단 및 4단 터빈 블레이드에 마련되며, 상기 내측 유로(8)는 1단 터빈 블레이드로 연소공기가 인입되는 공간에 구비되는 1단 공기유도부재 및 1,2단 터빈 블레이드에 연결되는 별개의 통로를 구축하여, 압축공기를 직접 공급하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템이 구비될 수 있다.
이러한 유형을 사용할 경우에는 전 유형과는 다르게 2단 블레이드 프리스월러(Pre-Swirler)(41)의 적용으로 인한 효율이 상승하는 결과가 발생할 수 있다.
또한, 상기 외측 유로(6)의 입구 또는 유로상에는 냉각공기 조절밸브가 적어도 하나 이상 마련되는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템이 구비될 수 있다.
또한, 상기 외측 유로(6)의 입구 또는 유로 상에는, 열교환기가 적어도 하나 이상 마련되는 것이 가능하다.
상기 외측 유로(6)의 입구 또는 유로 상에 마련된 하나 이상의 열교환기를 통하여, 압축기를 통과한 냉각공기의 온도를 낮추어, 종국적으로 가스터빈 및 터빈 블레이드의 냉각효과를 극대화 할 수 있다.
이를 통해, 발전장치 내부에 마련된 센서를 이용, 각 장치의 온도를 파악하여 냉각공기의 공급량에 대한 제어가 가능하다는 장점이 있다.
이는 종래 가스터빈 중심축상에 공급유로가 마련된 경우에는 마련되게 곤란한 구성이었으나, 냉각공기 공급유로를 외측으로 우회시킴으로써 상기와 같은 조절밸브의 구성을 갖출 수 있게 되었다.
추가적으로, 상기 1단 내지 3단 블레이드의 하측 내부로 상기 압축기(2)로부터 전달되는 냉각공기가 진입할 수 있는 발전기 내부 유로(4)가 복수개 마련되며, 상기 복수개의 발전기 내부 유로(4)의 입구에는 각각 프리스월러(41)가 마련되는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템이 마련될 수 있다.
상기 프리스월러는 복수개의 에어포일 또는 홀 형상으로 구성되어 있으며, 직선상으로 인입되는 공기를 회전시켜주는 역할을 수행한다.
추가적으로, 상기 프리스월러(41)는, 상기 프리스월러(41)에 마련된 복수개의 에어포일형상 블레이드날의 일지점에 변곡점을 포함하며, 상기 변곡점에서부터 블레이드날의 단부까지의 블레이드구간은 유체의 배출각도조정이 가능하도록 상기 변곡점을 고정점으로 하여 좌우구동이 가능할 수 있도록 마련되는 것이 바람직하다.
이와 같이, 상기 프리스월러(41)에 마련된 상기 변곡점에서부터 블레이드날의 단부까지의 블레이드구간은 유체의 배출각도조정이 가능하도록 상기 변곡점을 고정점으로 하여 좌우구동이 가능하므로, 상기 프리스월러의 각 블레이드날을 통과하여 배출되는 유체의 배출각도를 상시 원격으로 조정 가능하다.
이러한, 유체의 배출각도 및 유체의 속도를 수시로 조정하여 가스터빈 및 터빈 블레이드로 진입하는 유체의 압력비를 1에 가까운 값으로 조정할 수 있어, 보다 효율적인 가스터빈 및 터빈 블레이드의 냉각시스템을 구현하는 것이 가능하다.
또한, 상기 각각의 프리스월러(41)는, 각각의 프리스월러(41)가 독립된 압축비(Ratio)를 가지는 것이 가능하다.
상기의 각각의 프리스월러(41)는 마련되는 공급유로의 종류 및 위치에 따라, 냉각효율의 극대화 및 손실을 최소화 할 수 있는 적정의 독립된 압축비(Ratio)를 설정하여 공급유로의 내부에 설치하는 것이 가능하다.
상기의 독립된 압축비(Ratio)를 가지는 각각의 프리스월러(41)는 설계시에 시뮬레이션 결과치에 따른 압축비로 설정하여 공급유로의 내부에 설치하는 것이 가능하며, 또한, 발전기의 가동이 중지된 상태에서 상기 각각의 프리스월러(41)의 압축비의 수정이 필요할 경우, 언제든지 상기 각각의 프리스월러(41)의 분리 및 압축비의 수정이 가능한 장점이 있다.
추가적으로, 상기 1단 내지 3단 블레이드의 하측 내부로 상기 압축기(2)로부터 전달되는 냉각공기가 진입할 수 있는 발전기 내부 유로(4)가 복수개 마련되며, 상기 복수개의 발전기 내부 유로(4)간의 공기 또는 외부 공기와 상기 발전기 내부 유로(4)의 공기의 혼합을 방지하기 위한 실링부(42)가 복수개 마련되는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템이 구비될 수 있다.
상기의 실링부는 본 발명의 각 구성유형에 맞게 내측 유로가 형성될 수 있도록, 불필요한 유로로 냉각공기가 흐르는 것을 방지하는 기능을 수행한다.
또한, 본 발명은 상기의 장치관련한 구성 이외에도, 각 단계를 포함하는 냉각방법으로 구성되는 것이 가능하다.
대표적으로, 압축기(2), 연소기 및 터빈 블레이드를 포함하는 가스터빈 냉각방법에 있어서, 상기 압축기(2)는 복수개의 회전체(204)를 포함하며, 상기 복수개의 회전체(204)가 마련되는 압축기(2) 상에 외측 유로(6)를 마련하여 냉각공기를 발전장치의 외부로 우회시켜 전달하는 냉각공기 우회주입단계, 상기 압축기(2)의 출구에서 각 터빈 블레이드의 내부로 냉각공기를 직접 전달하는 냉각공기 직접주입단계 및 상기 복수개의 회전체(204)가 마련되는 압축기(2)로부터 발전기의 중심축(5)을 관통하는 내측 유로(8)를 마련하여 냉각공기를 각 터빈 블레이드의 내부로 전달하는 냉각공기 관통주입단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각방법이 마련될 수 있다.
상기의 단계는 진행되는 순서가 한정되지 않으며, 상기 냉각공기 우회주입단계는 후술할 추가적인 단계를 포함할 수 있다.
상기 냉각공기 우회주입단계는, 상기 외측 유로(6)에 적어도 하나 이상의 냉각공기 조절밸브가 마련되어, 냉각공기의 유량으로 조절하는 유량조절단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각방법이 제공될 수 있다.
또한, 상기 냉각공기 우회주입단계는, 상기 외측 유로(6)에 적어도 하나 이상의 열교환기가 마련되어, 냉각공기의 온도를 조절하는 온도조절단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각방법이 제공되는 것이 가능하다.
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.
상술한 바와 같은 본 발명의 '외부 케이싱으로 우회하는 냉각공기 공급유로가 마련된 냉각시스템을 포함하는 가스터빈'은 가스터빈 내부에 마련되는 복수개의 터빈 블레이드 및 기타 장치에 냉각공기를 공급함에 있어서, 냉각공기 공급유로를 상기 가스터빈의 로터 중심축에 마련하지 않고, 가스터빈의 외부 케이싱으로 상기 냉각공기 공급유로를 우회시키는 구성이 가능하다. 또한, 각각의 유로에는 상이한 압축비를 가지는 프리스월러를 구비하는 것이 가능하여, 최적의 효율을 갖는 발전기의 설계가 가능하며, 결론적으로 이는 압축기 및 터빈 공력효율의 상승효과라는 결과를 가져올 수 있다.
상기의 효과에 의하면, 본 발명은 산업상 이용가능성이 존재한다.

Claims (14)

  1. 압축기(2), 연소기 및 터빈 블레이드를 포함하는 가스터빈(1)에 있어서,
    상기 압축기는 복수개의 회전체(204)를 포함하며, 상기 압축기(2)는 연소기와 먼 순서로 전단(201), 중단(202) 및 후단(203) 압축기로 구분되며,
    유체를 압축기(2)로부터 상기 가스터빈 케이싱의 외부로 우회하여 유도하는 외측 유로(6);
    유체를 압축기(2)로부터 상기 가스터빈의 중심축(5) 내부를 관통하여 공급하는 중심축 유로(7); 및
    유체를 압축기(2)의 출구(205)와 연결하여 공급하는 내측 유로(8);
    를 포함하고,
    상기 외측 유로(6), 중심축 유로(7) 또는 상기 내측 유로(8)를 통해 유도된 유체는 상기 터빈 블레이드의 적어도 일부를 냉각시키는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 전단 압축기(201), 중단 압축기(202) 및 후단 압축기(203)에는 각각 상기 외측 유로(6)의 입구가 마련되고,
    상기 전단 압축기(201)와 연결되는 외측 유로(6)는 적어도 하나의 공기유도부재 및 연소공기 배출구 커버에 출구가 마련되며,
    상기 중단 압축기(202)와 연결되는 외측 유로(6)는 적어도 하나의 공기유도부재에 출구가 마련되며,
    상기 후단 압축기(203)와 연결되는 외측 유로(6)는 적어도 하나의 공기유도부재에 마련되며,
    상기 중단 압축기(202)에는 추가적으로 상기 중심축 유로(7)의 입구가 구비되고, 상기 중심축 유로(7)의 출구는 적어도 하나의 터빈 블레이드에 마련되며,
    상기 내측 유로(8)는 적어도 하나의 공기유도부재 및 터빈 블레이드에 유체를 직접 공급하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 전단 압축기(201), 중단 압축기(202) 및 후단 압축기(203)에는 각각 상기 외측 유로(6)의 입구가 마련되고,
    상기 전단 압축기(201)와 연결되는 외측 유로(6)는 적어도 하나의 공기유도부재 및 연소공기 배출구 커버에 출구가 마련되며,
    상기 중단 압축기(202)와 연결되는 외측 유로(6)는 2개의 출구를 포함하고, 각 출구는 적어도 하나의 터빈 블레이드 및 공기유도부재에 마련되며,
    상기 후단 압축기(203)와 연결되는 외측 유로(6)는 적어도 하나의 공기유도부재에 출구가 마련되며,
    상기 중단 압축기(202)에는 추가적으로 상기 중심축 유로(7)의 입구가 구비되고, 상기 중심축 유로(7)의 출구는 적어도 하나의 터빈 블레이드에 마련되며,
    상기 내측 유로(8)는 적어도 하나의 공기유도부재 및 터빈 블레이드에 유체를 직접 공급하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 전단 압축기(201), 중단 압축기(202) 및 후단 압축기(203)에는 각각 상기 외측 유로(6)의 입구가 마련되고,
    상기 전단 압축기(201)와 연결되는 외측 유로(6)는 적어도 하나의 공기유도부재 및 연소공기 배출구 커버에 출구가 마련되며,
    상기 중단 압축기(202)와 연결되는 외측 유로(6)는 적어도 하나의 공기유도부재에 출구가 마련되며,
    상기 후단 압축기(203)와 연결되는 외측 유로(6)는 적어도 하나의 공기유도부재에 출구가 마련되며,
    상기 중단 압축기(202)에는 추가적으로 상기 중심축 유로(7)의 입구가 구비되고, 상기 중심축 유로(7)는 2개의 출구를 포함하고, 각 출구는 적어도 하나의 터빈 블레이드에 마련되며,
    상기 내측 유로(8)는 적어도 하나의 공기유도부재 및 터빈 블레이드에 유체를 직접 공급하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 전단 압축기(201), 중단 압축기(202) 및 후단 압축기(203)에는 각각 상기 외측 유로(6)의 입구가 마련되고,
    상기 전단 압축기(201)와 연결되는 외측 유로(6)는 적어도 하나의 공기유도부재 및 연소공기 배출구 커버에 출구가 마련되며,
    상기 중단 압축기(202)와 연결되는 외측 유로(6)는 적어도 하나의 공기유도부재에 출구가 마련되며,
    상기 후단 압축기(2)와 연결되는 외측 유로(6)는 적어도 하나의 2단 공기유도부재에 출구가 마련되며,
    상기 중단 압축기(202)에는 추가적으로 상기 중심축 유로(7)의 입구가 구비되고, 상기 중심축 유로(7)는 2개의 출구를 포함하고, 각 출구는 적어도 하나의 터빈 블레이드에 마련되며,
    상기 내측 유로(8)는 적어도 하나의 공기유도부재 및 터빈 블레이드에 연결되는 별개의 통로를 구축하여, 유체를 직접 공급하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템.
  6. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 외측 유로(6)의 입구 또는 유로상에는 냉각공기 조절밸브가 적어도 하나 이상 마련되는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템.
  7. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 블레이드 중 적어도 하나의 하측 내부로 상기 압축기(2)로부터 전달되는 유체가 진입할 수 있는 발전기 내부 유로(4)가 복수개 마련되며,
    상기 복수개의 발전기 내부 유로(4)의 입구에는 각각 프리스월러(41)가 마련되는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템.
  8. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 블레이드 중 적어도 하나의 하측 내부로 상기 압축기(2)로부터 전달되는 유체가 진입할 수 있는 발전기 내부 유로(4)가 복수개 마련되며,
    상기 복수개의 발전기 내부 유로(4)간의 공기 또는 외부 공기와 상기 발전기 내부 유로(4)의 공기의 혼합을 방지하기 위한 실링부(42)가 복수개 마련되는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템.
  9. 압축기(2), 연소기 및 터빈 블레이드를 포함하는 가스터빈 냉각방법에 있어서,
    상기 압축기(2)는 복수개의 회전체(204)를 포함하며, 상기 복수개의 회전체(204)가 마련되는 압축기(2) 상에 외측 유로(6)를 마련하여 냉각공기를 발전장치의 외부로 우회시켜 전달하는 냉각공기 우회주입단계;
    상기 압축기(2)의 출구에서 각 터빈 블레이드의 내부로 냉각공기를 직접 전달하는 냉각공기 직접주입단계; 및
    상기 복수개의 회전체(204)가 마련되는 압축기(2)로부터 발전기의 중심축(5)을 관통하는 내측 유로(8)를 마련하여 냉각공기를 각 터빈 블레이드의 내부로 전달하는 냉각공기 관통주입단계;
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각방법.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 냉각공기 우회주입단계는,
    상기 외측 유로(6)에 적어도 하나 이상의 냉각공기 조절밸브가 마련되어, 냉각공기의 유량으로 조절하는 유량조절단계;
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각방법.
  11. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 외측 유로(6)의 입구 또는 유로 상에는, 열교환기가 적어도 하나 이상 마련되는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템.
  12. 제7항에 있어서,
    상기 프리스월러(41)는,
    상기 프리스월러(41)에 마련된 복수개의 에어포일형상 블레이드날의 일지점에 변곡점으로 포함하며, 상기 변곡점에서부터 블레이드날의 단부까지의 블레이드구간은 유체의 배출각도조정이 가능하도록 상기 변곡점을 고정점으로 하여 좌우구동이 가능한 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템.
  13. 제7항에 있어서,
    상기 각각의 프리스월러(41)는,
    각각의 프리스월러(41)가 독립된 압축비(Ratio)를 가지는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각시스템.
  14. 제9항에 있어서,
    상기 냉각공기 우회주입단계는,
    상기 외측 유로(6)에 적어도 하나 이상의 열교환기가 마련되어, 냉각공기의 온도를 조절하는 온도조절단계;
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 및 터빈 블레이드 냉각방법.
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