KR101467210B1 - Flow stabilization structure of compressor for a gas turbine - Google Patents

Flow stabilization structure of compressor for a gas turbine Download PDF

Info

Publication number
KR101467210B1
KR101467210B1 KR1020110147794A KR20110147794A KR101467210B1 KR 101467210 B1 KR101467210 B1 KR 101467210B1 KR 1020110147794 A KR1020110147794 A KR 1020110147794A KR 20110147794 A KR20110147794 A KR 20110147794A KR 101467210 B1 KR101467210 B1 KR 101467210B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
hub
flow
compressor
vane
leakage
Prior art date
Application number
KR1020110147794A
Other languages
Korean (ko)
Other versions
KR20130078701A (en
Inventor
송재욱
이성룡
홍동민
Original Assignee
두산중공업 주식회사
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 두산중공업 주식회사 filed Critical 두산중공업 주식회사
Priority to KR1020110147794A priority Critical patent/KR101467210B1/en
Publication of KR20130078701A publication Critical patent/KR20130078701A/en
Application granted granted Critical
Publication of KR101467210B1 publication Critical patent/KR101467210B1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04C—ROTARY-PISTON, OR OSCILLATING-PISTON, POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; ROTARY-PISTON, OR OSCILLATING-PISTON, POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04C29/00—Component parts, details or accessories of pumps or pumping installations, not provided for in groups F04C18/00 - F04C28/00
    • F04C29/0021—Systems for the equilibration of forces acting on the pump
    • F04C29/0028—Internal leakage control
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/055—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor being of the positive-displacement type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04C—ROTARY-PISTON, OR OSCILLATING-PISTON, POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; ROTARY-PISTON, OR OSCILLATING-PISTON, POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04C18/00—Rotary-piston pumps specially adapted for elastic fluids
    • F04C18/30—Rotary-piston pumps specially adapted for elastic fluids having the characteristics covered by two or more of groups F04C18/02, F04C18/08, F04C18/22, F04C18/24, F04C18/48, or having the characteristics covered by one of these groups together with some other type of movement between co-operating members
    • F04C18/34—Rotary-piston pumps specially adapted for elastic fluids having the characteristics covered by two or more of groups F04C18/02, F04C18/08, F04C18/22, F04C18/24, F04C18/48, or having the characteristics covered by one of these groups together with some other type of movement between co-operating members having the movement defined in group F04C18/08 or F04C18/22 and relative reciprocation between the co-operating members
    • F04C18/356—Rotary-piston pumps specially adapted for elastic fluids having the characteristics covered by two or more of groups F04C18/02, F04C18/08, F04C18/22, F04C18/24, F04C18/48, or having the characteristics covered by one of these groups together with some other type of movement between co-operating members having the movement defined in group F04C18/08 or F04C18/22 and relative reciprocation between the co-operating members with vanes reciprocating with respect to the outer member
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04C—ROTARY-PISTON, OR OSCILLATING-PISTON, POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; ROTARY-PISTON, OR OSCILLATING-PISTON, POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04C2210/00—Fluid
    • F04C2210/22—Fluid gaseous, i.e. compressible
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S415/00—Rotary kinetic fluid motors or pumps
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S417/00—Pumps

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

본 발명은 베인-허브간 압축공기의 누설유동을 효과적으로 이용하여 압축기의 성능을 향상시킬 수 있는 가스터빈용 압축기의 유동 안정화 구조로서, 외면에 반복 배치된 복수의 블레이드를 갖는 허브; 허브를 일정 간격을 두고 둘러싸고 내벽에 반복 배치되는 복수의 베인을 갖는 케이싱; 및 상기 허브에 설치되어 베인-허브간 발생되는 허브 누설 유동의 유동각 및 유속을 변화시켜 유동을 안정화시키는 날개;를 포함한다. The present invention relates to a flow stabilizing structure for a compressor for a gas turbine that can effectively improve the performance of a compressor by effectively utilizing a leakage flow of compressed air between a vane and a hub, comprising: a hub having a plurality of blades repeatedly arranged on the outer surface; A casing enclosing the hub at regular intervals and having a plurality of vanes repeatedly disposed on the inner wall; And a blade installed in the hub to change a flow angle and a flow rate of the hub leakage flow generated between the vane and the hub to stabilize the flow.

Description

가스터빈용 압축기의 유동 안정화 구조{FLOW STABILIZATION STRUCTURE OF COMPRESSOR FOR A GAS TURBINE}TECHNICAL FIELD [0001] The present invention relates to a flow stabilization structure of a compressor for a gas turbine,

본 발명은 가스 터빈의 압축기에 관한 것으로 특히 가스터빈용 압축기의 유동 안정구조에 관한 것이다. The present invention relates to a compressor of a gas turbine, and more particularly to a flow stable structure of a compressor for a gas turbine.

일반적으로 발전소 등에서 발전기를 회전시키기 위한 동력원의 하나로서 가스 터빈(Gas Turbine) 엔진이 많이 사용되고 있다. 상기 가스 터빈 엔진은 압축기, 연소기 및 터빈으로 이루어져 있다. 상기 압축기는 공기 도입구로부터 도입된 공기를 압축시켜 고온 고압의 압축 공기를 제공하고, 연소기는 상기 압축 공기에 대하여 연료를 공급하여 고온 고압의 연소가스를 터빈에 공급하여 터빈을 회전시킴으로써 발전기의 회전에 필요한 회전전력을 발생시킨다. Generally, a gas turbine engine is widely used as a power source for rotating a generator in a power plant or the like. The gas turbine engine comprises a compressor, a combustor and a turbine. The compressor supplies compressed air with high temperature and high pressure by compressing the air introduced from the air inlet. The combustor supplies fuel to the compressed air to supply a high-temperature and high-pressure combustion gas to the turbine to rotate the turbine, Thereby generating a rotation power required for the rotation.

도 1은 종래 가스터빈 엔진의 압축기 내부를 보여주는 개략도이다.1 is a schematic view showing the interior of a compressor of a conventional gas turbine engine.

도 1에 도시된 바와같이, 압축기(1)는 허브(2)의 외벽에 그 외벽의 둘레 및 상기 허브(2)의 길이를 따라 일정 간격을 두고 반복 배치되는 복수의 블레이드(3)와, 상기 허브(2)를 일정 간격을 두고 둘러싸는 케이싱(4)을 포함하는 구조로 이루어져 있다. 상기 케이싱(4)의 내벽에는 케이싱의 길이를 따라 상기 허브(2)의 블레이드(3) 사이의 공간에 위치하고 상기 케이싱(4)의 내면의 둘레를 따라 일정 간격으로 반복 배치되는 복수의 베인(5)이 배치된다. 1, the compressor 1 includes a plurality of blades 3 repeatedly disposed on the outer wall of the hub 2 at a predetermined interval along the circumference of the outer wall thereof and along the length of the hub 2, And a casing (4) surrounding the hub (2) at regular intervals. The inner wall of the casing 4 is provided with a plurality of vanes 5 positioned in the space between the blades 3 of the hub 2 along the length of the casing and repeatedly arranged at regular intervals along the inner surface of the casing 4 .

따라서, 터빈(미도시)에 의해 상기 압축기(2)의 허브가 회전하면 외부로부터 압축기(1)로 공기가 유입되어, 상기 허브(2)와 케이싱을 길이를 따라 각각 제공된 블레이드(3)와 베인 사이를 지나면서 고압으로 압축되어 연소기(미도시)측으로 보내진다. 연소기측으로 보내진 고압의 공기는 연료탱크(미도시)로부터 공급되는 연료가스와 혼합되어 혼합 가스를 생성하고, 상기 혼합 가스는 연소기 내에서 연소되어 고온 고압의 배출가스를 발생시켜 터빈을 회전시킨다. Therefore, when the hub of the compressor 2 is rotated by a turbine (not shown), air is introduced into the compressor 1 from the outside, and the hub 2 and the casing are provided with the blades 3 and vanes And is compressed to a high pressure and sent to the combustor (not shown). The high-pressure air sent to the combustor side is mixed with the fuel gas supplied from a fuel tank (not shown) to generate a mixed gas, which is combusted in the combustor to generate high-temperature high-pressure exhaust gas to rotate the turbine.

그런데, 종래의 가스터빈 엔진에 있어서 엔진을 급속하 기속시키게 되면 압축기 내부에서 서지(surge)와 실속(stall)이라는 현상이 발생한다. 상기 서지는 압축기 전체의 불안정한 상태를 나타내는 것이고, 상기 실속은 압축기 내의 공기의 흐름이 불안정한 상태를 나타내는 것을 말한다. However, in the conventional gas turbine engine, when the engine is rapidly accelerated, a phenomenon of surge and stall occurs in the compressor. The surge refers to an unstable state of the entire compressor, and the stall refers to a state in which the flow of air in the compressor is unstable.

즉, 공기가 압축기의 베인을 통과하면서 압력이 상승하고 그에 따라 압력차이에 의하여 베인-허브 간에 압축공기가 누설(Leakage)되는 누설 유동 즉, 실속 (Stall) 현상이 발생하게 된다. 이러한 압축 공기의 누설 유동(실속)은 압축기의 성능 더 나아가서는 가스 터빈의 엔진의 가속성 및 감속성을 저하시키는 요인이 된다. That is, as the air passes through the vane of the compressor, the pressure rises, and the leakage of the compressed air, that is, the stall phenomenon, occurs between the vane and the hub due to the pressure difference. The leakage flow (stall) of the compressed air is a factor that deteriorates the performance of the compressor, and furthermore, the acceleration and declivity of the engine of the gas turbine.

따라서 본 발명의 목적은 베인-허브간 압축공기의 누설유동을 최소화하여 압축기의 성능을 향상시키기 위한 가스터빈용 압축기의 유동 안정화 구조를 제공하는데 있다. It is therefore an object of the present invention to provide a flow stabilizing structure for a compressor for a gas turbine for minimizing leakage flow of compressed air between a vane and a hub to improve the performance of the compressor.

본 발명의 다른 목적은 베인-허브간 압축공기의 누설유동을 효과적으로 이용하여 압축기의 성능을 향상시킬 수 있는 가스터빈용 압축기의 유동 안정화 구조를 제공하는데 있다. Another object of the present invention is to provide a flow stabilizing structure of a compressor for a gas turbine which can effectively improve the performance of the compressor by effectively utilizing the leakage flow of the compressed air between the vane and the hub.

상기와 같은 목적을 달성하기 위하여 본 발명의 실시예에 따른 가스터빈용 압축기의 유동 안정화 구조는, 압축기의 내부 공간에 형성된 케이싱; 케이싱의 내부면에 회전 가능하도록 소정 간격으로 형성된 복수의 블레이드를 구비하는 허브; 케이싱의 내면에서 허브를 일정 간격을 두고 둘러싸는 복수의 베인; 및 허브에 설치되어 베인-허브 간에 발생되는 허브 누설 유동의 유동각 및 유속을 변화시켜 유동을 안정화시키는 유동 안정화 수단을 포함한다.According to an aspect of the present invention, there is provided a flow stabilizing structure for a compressor for a gas turbine, including: a casing formed in an inner space of a compressor; A hub having a plurality of blades formed at predetermined intervals so as to be rotatable on the inner surface of the casing; A plurality of vanes enclosing the hub at an interval from the inner surface of the casing; And flow stabilization means installed in the hub to change the flow angle and flow angle of the hub leakage flow generated between the vane and the hub to stabilize the flow.

상기 유동 안정화 수단을 허브의 원주방향으로 일정 간격으로 돌출 형성된 날개를 포함한다.And the flow stabilizing means includes vanes protruding at regular intervals in the circumferential direction of the hub.

상기 각 날개는 동일환 형상을 갖는다.Each of the blades has a coaxial shape.

상기 날개는 허브 누설 유동이 축방향성을 갖도록 소정의 비틀림을 갖는다.The wing has a predetermined twist so that the hub leakage flow has axial directionality.

상기 날개는 누설 유동의 방향을 축방향으로 틀어 주어, 압축기를 흐르는 메인 압축 공기의 주유동과 상기 허브 누설유동이 혼합되도록 한다.The vane axially turns the direction of the leakage flow so that the main flow of the main compressed air flowing through the compressor and the hub leakage flow are mixed.

상기 날개는 베인에 대향되도록 일정 간격으로 허브에 돌출 형성된다. The vanes are protruded from the hub at regular intervals to face the vanes.

상기와 같은 가스터빈용 압축기의 유동 안정화 구조는 베인-허브간에 압축공기의 누설(Leakage)을 활용하기 위해 블레이드 허브에 날개를 설치하여 허브 누설 유동에 대한 유동각 및 유속의 변화를 통하여 유동을 안정화시킬 수 있는 효과가 있다. 특히 상기 안정화 구조는 베인 허브 근처에서 발생되었던 허브 누설 유동의 유동각을 변화시켜 축방향(주유동방향)성을 갖도록 함으로써 기존의 주유동(main flow)과 허브 누설유동이 혼합된 메인 압축공기를 연소기 측으로 제공함으로써 압축기의 효율을 증대시킬 수 있는 효과가 있다. In order to utilize the leakage of compressed air between the vane and the hub, the flow stabilizing structure of the compressor for a gas turbine as described above stabilizes the flow through the change of the flow angle and the flow velocity to the hub leakage flow by providing a blade on the blade hub There is an effect that can be made. In particular, the stabilizing structure changes the flow angle of the hub leakage flow generated near the vane hub to have an axial direction (main flow direction) so that the main compressed air in which the main flow and the hub leakage flow are mixed It is possible to increase the efficiency of the compressor by providing it to the combustor side.

도 1은 도 1은 종래 기술에 따른 압축기 내부를 보여주는 개략도.
도 2는 압축기에서 베인-허브간 허브 누설(Hub leakage) 유동을 나타낸 도면.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 가스터빈용 압축기의 유동 안정화 구조의 개략도.
도 4는 도 3에 도시된 유동 안정화 구조의 일 예인 날개의 단면도.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Fig. 1 is a schematic diagram showing the interior of a compressor according to the prior art; Fig.
Figure 2 shows vane-hub to hub leakage flow in a compressor.
3 is a schematic diagram of a flow stabilizing structure of a compressor for a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
4 is a cross-sectional view of a wing, which is an example of the flow stabilizing structure shown in Fig.

이하 첨부된 도면을 참조하여 본 발명에 따른 실시 예를 상세히 설명한다.Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

최근 압축기의 공기 설계 경향이 압축기 단수를 줄이기 위하여 단당 부하를 증가시켜 설계하고 있다. 특히 역압력 조건하에서 부하증가에 따라 유체의 흐름이 민감한 베인의 허브 근처에서 유동을 안정적으로 흐르게 설계하는 기술에 대한 수용는 지속적으로 요구되는 상황이다. Recently, air design trends of compressors have been designed to increase the single - phase load in order to reduce the number of compressors. Particularly under backpressure conditions, there is a continuing need for a technology to design a flow of fluid steadily near a hub of a sensitive vane as the load increases.

본 발명은 허브 누설 유동을 활용하기 위하여 블레이드 허브에 날개를 설치하여 허브 누설 유동에 대한 유동각 및 유속의 변화를 통하여 유동을 안정화시키는 구조를 제공한다. The present invention provides a structure for stabilizing flow through a change in flow angle and flow rate for hub leakage flow by providing wings on the blade hub to utilize the hub leakage flow.

도 2는 압축기에서 베인-허브간 허브 누설(Hub leakage) 유동을 나타낸다.Figure 2 shows vane-hub to hub leakage flow in a compressor.

도 2에 도시된 바와같이, 외부 공기가 압축기의 베인을 통과하면서 압력이 상승하고 그에 따른 압력 차에 의하여 베인 아래에 설치된 실(seal)을 통한 역압력 구배에 의하여 베인에서 허브 쪽으로 압축공기의 누설(Leakage) 즉, 허브 누설 유동(실속)이 발생된다. 상기 허브 누설 유동은 압축기를 흐르는 주유동(main flow)에 영향을 주어 베인 허브 근처에서의 유동을 불안정하게 만든다. As shown in FIG. 2, when the outside air passes through the vane of the compressor, the pressure rises and the pressure difference causes the leakage of the compressed air from the vane to the hub by a reverse pressure gradient through a seal provided under the vane. (Leaking), that is, a hub leakage flow (stall) occurs. The hub leakage flow affects the main flow through the compressor and makes the flow near the vane hub unstable.

따라서 본 발명은 누설에 의한 유동을 적절히 활용하여 베인 허브 근처에서 발생하는 유동의 불안정을 해소하여 압축기의 효율을 증가시킨다. Accordingly, the present invention improves the efficiency of the compressor by eliminating the instability of the flow occurring near the vane hub by appropriately utilizing the leakage flow.

도 3은 본 발명의 실시예에 따른 가스터빈용 압축기의 유동 안정화 구조의 개략도이다. 이때, 종래와 동일한 부분은 동일한 번호를 부여한다. 3 is a schematic view of a flow stabilizing structure of a compressor for a gas turbine according to an embodiment of the present invention. At this time, the same parts as those in the prior art are given the same numbers.

도 3에도시된 바와같이, 본 발명에 따른 압축기 베인의 유동 안정화 구조는 내부 공간에 형성된 케이싱(casing)(4)과, 상기 케이싱의 내부면에 회전 가능하게 소정 간격으로 형성된 블레이드(Blade)(3)를 갖는 허브(hub)(2)와, 상기 케이싱(4)의 내면에서 허브(2)를 일정 간격을 두고 둘러싸는 복수의 베인(Vane)(5)과, 상기 허브(2)에 설치되어 허브 누설 유동에 대한 유동각 및 유속을 변화시켜 유동을 안정화시키는 유동 안정화 수단(6)을 포함하여 구성된다. 3, the flow stabilizing structure of the compressor vane according to the present invention includes a casing 4 formed in an inner space, and a blade (not shown) formed at a predetermined interval rotatably on the inner surface of the casing A plurality of vanes 5 surrounding the hub 2 at a predetermined distance from the inner surface of the casing 4 and a plurality of vanes 5 installed on the hub 2, And a flow stabilization means (6) for stabilizing the flow by changing the flow angle and flow velocity for the hub leakage flow.

상기 블레이드(3)는 일반부가 허브의 외주면에 고정되고 타단부는 자유로운상태로 설치된다. 또한, 상기 블레이드(3)는 허브(2)의 원주방향을 따라 복수개 설치되고 각 설치된 블레이드(3)들은 동일한 형상을 갖는다. The blade (3) has a general part fixed to the outer circumferential surface of the hub and a free end of the blade (3). A plurality of the blades 3 are installed along the circumferential direction of the hub 2, and the respective blades 3 are formed in the same shape.

상기 베인(5)은 일단부가 케이싱(4)의 내부면에 고정되고 타단부는 자유로운 상태로 설치된다. 또한, 상기 베인은 케이싱(4)의 원주방향을 따라 복수개 설치되고 각 설치된 베인(5)들은 동일한 형상을 가진다. One end of the vane 5 is fixed to the inner surface of the casing 4 and the other end of the vane 5 is installed in a free state. A plurality of vanes are provided along the circumferential direction of the casing 4, and each of the vanes 5 has the same shape.

상기 블레이드와 베인은 상호 교번하여 형성된다. The blades and vanes are formed alternately.

상기 유동 안정화 수단(6)은 누설 유동의 방향을 적절한 방향(주유동의 방향)으로 틀어주는 수단으로서 예를 들면 날개 형태를 갖는다. 상기 날개(6)는 베인(5)의 아래에 설치된 실(seal)을 통한 역압력에 의해 발생되는 누설 유동의 방향을 적절한 방향(주유동의 방향)으로 틀어주어, 압축기를 흐르는 메인 압축 공기의 주유동(main flow)과 허브 누설유동이 혼합되도록 한다. The flow stabilizing means 6 has, for example, a wing shape as means for turning the direction of the leakage flow in an appropriate direction (main flow direction). The vanes 6 rotate the direction of the leakage flow generated by the reverse pressure through a seal provided under the vane 5 in an appropriate direction (main flow direction) Allows mixing of main flow and hub leakage flow.

도 4는 도 3에 도시된 유동 안정화 수단(6)을 I-I로 자른 단면도이다. Fig. 4 is a cross-sectional view of the flow stabilizing means 6 shown in Fig. 3 cut into I-I.

도 3에 도시된 바와같이, 유동 안정화 수단(6)의 일예로서 형성된 날개(6)는 베인(5)에 대향되도록 상기 허브(2)의 원주방향으로 일정 간격으로 돌출 형성된다.3, the vanes 6 formed as an example of the flow stabilizing means 6 are protruded at regular intervals in the circumferential direction of the hub 2 so as to face the vanes 5. As shown in Fig.

상기 날개(6)는 허브(2)의 일측부 또는 허브(2)의 원주방향에 형성되며, 모양 및 크기는 적절히 변경 가능하다. The vanes 6 are formed in one side of the hub 2 or in the circumferential direction of the hub 2, and the shape and size thereof are suitably changeable.

상기 각 날개는 동일한 형상을 갖으며 허브 누설 유동을 축 방향으로 비틀기위하여(안내하기 위하여) 소정 각도로 비틀어져 있다. Each of the blades has the same shape and is twisted at an angle to axially deflect (guide) the hub leakage flow.

이와같이 구성된 가스터빈용 압축기의 유동 안정화 구조의 동작을 설명하면 다음과 같다. Operation of the flow stabilizing structure of the compressor for a gas turbine configured as described above will be described below.

터빈(미도시)에 의해 상기 압축기(1)의 허브(2)가 회전하면 외부로부터 압축기(1)로 공기가 유입되어, 상기 허브(2)와 케이싱(4)의 길이를 따라 각각 제공된 블레이드(3)와 베인(5) 사이를 지나게 된다. 공기가 압축기의 베인을 통과하면서 압력이 상승하고 그에 따른 압력 차이에 의하여 베인-허브 간에 압축공기가 누설(Leakage)되는 실속(Stall)현상 즉, 누설 유동이 발생한다. When the hub 2 of the compressor 1 is rotated by a turbine (not shown), air flows into the compressor 1 from the outside, and the blades (not shown) provided along the length of the hub 2 and the casing 4 3) and the vane (5). As the air passes through the vane of the compressor, the pressure rises and a pressure difference causes a stall phenomenon, that is, leakage flow, in which compressed air leaks between the vane and the hub.

이때 상기 허브(2)에 설치된 유동 안정화 수단(6)은 베인 허브 근처에서 발생되었던 허브 누설 유동의 유동각을 변화시켜 축방향(주유동방향)성을 갖도록 함으로써 주유동(main flow)과 허브 누설유동이 혼합된 메인 압축공기를 연소기 측으로 제공한다. At this time, the flow stabilizing means 6 installed in the hub 2 changes the flow angle of the hub leakage flow generated near the vane hub so as to have an axial direction (main flow direction) so that the main flow and the hub leakage And supplies the main compressed air in which the flow is mixed to the combustor side.

상기와 같이 설명된 본 발명에 따른 가스터빈용 압축기의 유동 안정화 구조는 상기 설명된 실시예들의 구성과 방법이 한정되게 적용될 수 있는 것이 아니라, 상기 실시예들은 그 기술적 사상이나 필수적 특징을 변경하지 않고서 다른 구체적인 형태로 실시될 수 있다는 것을 이해할 수 있을 것이다. The structure of the flow stabilizing structure of the compressor for a gas turbine according to the present invention described above can be applied to a structure and a method of the embodiments described above in a limited manner without limiting the technical ideas or essential features It will be understood that the invention may be embodied in other specific forms.

그러므로, 상술한 실시예들은 모든 면에서 예시적인 것이며 한정적인 것이 아닌 것으로서 이해해야만 한다. 본 발명의 범위는 상세한 설명 보다는 특허등록 청구의 범위에 의하여 나타내어지며, 특허등록 청구 범위의 의미 및 범위 그리고 등가 개념으로부터 도출되는 모든 변경 또는 변형된 형태가 본 발명의 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 한다.Therefore, it should be understood that the above-described embodiments are to be considered in all respects as illustrative and not restrictive. The scope of the present invention is defined by the scope of the patent registration claim rather than the detailed description, and all changes or modifications derived from the meaning and scope of the claims and equivalents of the patent registration claims should be construed as being included in the scope of the present invention .

1 : 압축기 2 : 허브
3 : 블레이드 4 : 케이싱
5 : 베인 6 : 날개1: compressor 2: hub
3: Blade 4: casing
5: Vane 6: wing

Claims (6)

압축기의 내부 공간에 형성된 케이싱;
케이싱의 내부면에 회전 가능하도록 소정 간격으로 형성된 복수의 블레이드를 구비하는 허브;
케이싱의 내면에서 허브를 일정 간격을 두고 둘러싸는 복수의 베인; 및
베인-허브 간에 발생되는 허브 누설 유동의 출구 측 허브에 설치되어, 상기 허브 누설 유동의 유동각 및 유속을 변화시켜 유동을 안정화시키는 유동 안정화 수단;을 포함하며,
상기 유동 안정화 수단은
허브의 일측부 또는 허브의 원주방향으로 일정 간격으로 돌출 형성된 동일한 형상의 날개들로 구성되며, 상기 허브 누설 유동의 방향이 주유동 방향과 동일해 지도록 허브 누설 유동의 유동각을 축 방향으로 변화시켜, 상기 압축기를 흐르는 메인 압축 공기의 주 유동이 허브 누설 유동과 혼합되도록 하는 것을 특징으로 하는 가스터빈용 압축기의 유동 안정화 구조.A casing formed in an inner space of the compressor;
A hub having a plurality of blades formed at predetermined intervals so as to be rotatable on the inner surface of the casing;
A plurality of vanes enclosing the hub at an interval from the inner surface of the casing; And
And a flow stabilization means installed at an outlet side hub of the hub leakage flow generated between the vane and the hub to change the flow angle and the flow velocity of the hub leakage flow to stabilize the flow,
The flow stabilization means
And the hub leakage flow is changed in the axial direction so that the direction of the hub leakage flow becomes the same as the direction of the main flow, So that the main flow of main compressed air flowing through the compressor is mixed with the hub leakage flow. 삭제delete 삭제delete 제1항에 있어서, 상기 날개는
허브 누설 유동이 축 방향성을 갖도록 소정의 비틀림을 갖는 것을 특징으로 하는 가스터빈용 압축기의 유동 안정화 구조. 2. The apparatus of claim 1,
Wherein the hub leakage flow has a predetermined torsion so as to have axial directionality. 삭제delete 제1항에 있어서, 상기 날개는
베인에 대향되도록 일정 간격으로 허브에 돌출 형성된 것을 특징으로 하는 가스터빈용 압축기의 유동 안정화 구조. 2. The apparatus of claim 1,
And the projections are formed on the hub at regular intervals so as to face the vanes.
KR1020110147794A 2011-12-30 2011-12-30 Flow stabilization structure of compressor for a gas turbine KR101467210B1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020110147794A KR101467210B1 (en) 2011-12-30 2011-12-30 Flow stabilization structure of compressor for a gas turbine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020110147794A KR101467210B1 (en) 2011-12-30 2011-12-30 Flow stabilization structure of compressor for a gas turbine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20130078701A KR20130078701A (en) 2013-07-10
KR101467210B1 true KR101467210B1 (en) 2014-12-02

Family

ID=48991588

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020110147794A KR101467210B1 (en) 2011-12-30 2011-12-30 Flow stabilization structure of compressor for a gas turbine

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101467210B1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH06207558A (en) * 1993-01-11 1994-07-26 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd Operation stabilizing device for fan for engine
JPH09317696A (en) * 1996-05-27 1997-12-09 Toshiba Corp Stator blade structure of axial flow compressor
JP2006233787A (en) * 2005-02-23 2006-09-07 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Turbine stage structure of axial flow compressor and gas turbine using it
KR20090018704A (en) * 2006-06-02 2009-02-20 지멘스 악티엔게젤샤프트 Annular flow duct for a turbomachine through which a main flow can flow in the axial direction

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH06207558A (en) * 1993-01-11 1994-07-26 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd Operation stabilizing device for fan for engine
JPH09317696A (en) * 1996-05-27 1997-12-09 Toshiba Corp Stator blade structure of axial flow compressor
JP2006233787A (en) * 2005-02-23 2006-09-07 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Turbine stage structure of axial flow compressor and gas turbine using it
KR20090018704A (en) * 2006-06-02 2009-02-20 지멘스 악티엔게젤샤프트 Annular flow duct for a turbomachine through which a main flow can flow in the axial direction

Also Published As

Publication number Publication date
KR20130078701A (en) 2013-07-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2589751B1 (en) Turbine last stage flow path
US20180363678A1 (en) Inlet pre-swirl gas turbine engine
US20180363676A1 (en) Inlet pre-swirl gas turbine engine
US20150323185A1 (en) Turbine engine and method of assembling thereof
US10794396B2 (en) Inlet pre-swirl gas turbine engine
US20170248155A1 (en) Centrifugal compressor diffuser passage boundary layer control
US20180216623A1 (en) Method for the prediction of surge in a gas compressor
US20120272663A1 (en) Centrifugal compressor assembly with stator vane row
US10718340B2 (en) Gas turbine manufacturing method
JP2017535707A (en) Aircraft turbine engine stator
JP6446174B2 (en) Compressor fairing segment
JP2017110657A (en) Turbomachine and turbine blade therefor
JP2011137458A (en) System and apparatus relating to compressor operation in turbo engine
CN108071490A (en) For the cooling system of turbogenerator
KR20140125894A (en) Gas turbine apparatus
JP5430684B2 (en) Centrifugal compressor with non-axisymmetric self-circulating casing treatment
JP2021060033A (en) Methods and mechanisms for surge avoidance in multi-stage centrifugal compressors
EP2578815A2 (en) Exhaust gas diffuser
CA2933087A1 (en) Vortex-injector casing for an axial turbomachine compressor
KR101467210B1 (en) Flow stabilization structure of compressor for a gas turbine
JP5954494B2 (en) Scroll part structure and supercharger
WO2016024458A1 (en) Axial flow-type turbo machine
JP2020172895A (en) Stationary vane unit, compressor and gas turbine
US20140271173A1 (en) Centrifugal compressor with axial impeller exit
KR101891449B1 (en) Gas turbine

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E90F Notification of reason for final refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20170907

Year of fee payment: 4

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20190930

Year of fee payment: 6