KR101774093B1 - Can-annular combustor with staged and tangential fuel-air nozzles for use on gas turbine engines - Google Patents

Abstract

발전용 샤프트를 회전시키거나 추진력을 발생시키는 가스 터빈 엔진에서 사용되는 연소 장치는 연료 및 공기 유입구 통로와 노즐로 된 시스템을 가진 캔-애뉼러형 연소실을 포함하여, 연료와 공기의 최적의 연소 환경을 야기한다. 연료 유입구, 공기 유입구 및/또는 연료-공기 유입구는 여러 가지 길이방향 위치에 배치되어 있고 원주방향으로 분포되어 있으며, 유동을 접선방향으로 향하게 하거나 캔 라이너에 대해 거의 접하여 향하게 한다. 연소 장치는 연료와 공기의 최적의 혼합을 제공하고, 고비용의 오염물질 억제 장치의 필요성을 감소시키며, 점화 및 화염 안정성을 향상시키고, 조종상 문제를 감소시키며, 진동 저감을 개선한다. A combustion apparatus used in a gas turbine engine for rotating a power generating shaft or generating a propulsive force includes a can-annular type combustion chamber having a fuel and air inlet passageway and a system of nozzles to provide an optimal combustion environment of fuel and air It causes. The fuel inlet, the air inlet, and / or the fuel-air inlet are located at various longitudinal positions and are circumferentially distributed, directing the flow tangentially or nearly tangentially to the can liner. Combustion devices provide optimal mixing of fuel and air, reduce the need for costly contaminant suppression devices, improve ignition and flame stability, reduce steering problems, and improve vibration reduction.

Description

가스 터빈 엔진에서 사용되는 스테이지가 형성되고 접선방향으로 형성된 연료-공기 노즐을 가진 캔-애뉼러형 연소실{CAN-ANNULAR COMBUSTOR WITH STAGED AND TANGENTIAL FUEL-AIR NOZZLES FOR USE ON GAS TURBINE ENGINES}(CAN-ANNULAR COMBUSTOR WITH STAGED AND TANGENTIAL FUEL-AIR NOZZLES FOR USE ON GAS TURBINE ENGINES) with a fuel-air nozzle formed in a tangential direction and used in a gas turbine engine.

본 발명은 연료와 공기 혼합물을 수용하고 연료와 공기 혼합물의 연소를 발생시키는데 도움이 되는, 가스 터빈 엔진에 있는 장치에 관한 것이다. 이러한 장치는 군용 및 상업용 항공기, 발전, 그리고 그 밖의 가스 터빈 관련 응용분야에서 사용되는 유동 전이부, 연료-공기 노즐, 연소실 라이너와 케이싱을 포함하지만 이에 제한되지는 않는다. The present invention relates to an apparatus in a gas turbine engine that serves to receive a fuel and air mixture and to cause combustion of the fuel and air mixture. Such devices include, but are not limited to, flow transitions, fuel-air nozzles, combustion chamber liners and casings used in military and commercial aircraft, power generation, and other applications related to gas turbines.

가스 터빈 엔진은 매우 높은 온도, 압력 및 속도로 유동하는 연소 가스로부터 일(work)을 추출하는 기계를 포함한다. 추출된 일은 요구되는 추력을 항공기에 제공하거나 발전하기 위한 발전기를 구동하는데 사용될 수 있다. 전형적인 가스 터빈 엔진은 대기가 고압으로 압축되는 다단계 압축기로 구성되어 있다. 압축 공기는 온도가 상승되는 연소실에서 특정 연료/공기 비율로 혼합된다. 고온 고압의 연소 가스는 응용분야에 따라 요구되는 추력을 제공하거나 발전기를 구동시키기 위하여 터빈을 통해 팽창되어 일을 추출한다. 터빈은 각 단계가 일렬의 블레이드와 일렬의 날개(vane)로 구성되어 있는 적어도 하나의 단계를 포함한다. 블레이드는 회전하는 허브 상에 원주방향으로 분포되어 있고, 각각의 블레이드의 높이는 고온의 가스 유동 경로를 덮고 있다. 각 단계의 비회전 날개는 원주방향으로 배치되어 있고, 이것은 또한 고온의 가스 유동 경로를 가로질러서 뻗어있다. 본 발명은 가스 터빈 엔진의 연소실, 및 연료와 공기를 상기 장치 속으로 주입하는 구성요소를 포함한다. Gas turbine engines include machines that extract work from flue gases flowing at very high temperatures, pressures and speeds. The extracted work can be used to provide the required thrust to the aircraft or to drive the generator to generate power. A typical gas turbine engine consists of a multi-stage compressor in which the atmosphere is compressed to high pressure. The compressed air is mixed at a specific fuel / air ratio in a combustion chamber where the temperature is raised. The high temperature and high pressure combustion gas is expanded through the turbine to extract the work to provide the required thrust according to the application or to drive the generator. The turbine includes at least one stage in which each stage consists of a row of blades and a row of vanes. The blades are circumferentially distributed on the rotating hub, and the height of each blade covers the hot gas flow path. The non-rotating blades of each stage are arranged in the circumferential direction, which also extends across the hot gas flow path. The present invention includes a combustion chamber of a gas turbine engine, and a component for injecting fuel and air into the apparatus.

가스 터빈 엔진의 연소실 일부는 몇 가지 상이한 유형: 즉, 캔형(can)/튜뷸러형(tubular), 애뉼러형(annular), 그리고 캔-애뉼러형(can-annular) 연소실을 형성하는 두 개 유형의 조합형태로 될 수 있다. 구성요소에서는, 압축된 연료-공기 혼합물이 연료-공기 와류기(swirler) 또는 노즐을 통과하고 혼합물의 연소 반응이 발생하여, 밀도를 떨어뜨리고 다운스트림(downstream)을 가속시키는 고온의 가스 유동을 일으킨다. 캔형 연소실은 통상적으로 각 노즐의 화염을 따로따로 수용하는 각각 원주방향으로 이격된 캔(can)을 구비하고 있다. 각각의 캔으로부터의 유동은 상기 유동이 제1 단계 날개 속으로 들어가기 전에 덕트를 통과하여 향하게 되고 환형 전이부(annular transition piece)에서 결합된다. 애뉼러형 연소실에서, 연료-공기 노즐은 통상적으로 원주방향으로 분포되어 있고 혼합물을 연소가 발생하는 단일의 환형 챔버 속으로 주입한다. 유동은, 전이부를 필요로 하지 않고, 환형부(annulus)의 하류 단부를 제1 단계 터빈 속으로 간단히 배출시킨다. 마지막 유형인 캔-애뉼러형 연소실의 중요한 차이점은, 캔-애뉼러형 연소실이 각각의 캔 속으로 공급되는 공기를 수용하는 환형 케이싱에 의해 둘러싸인 개개의 캔을 가지고 있다는 것이다. 각 변경은 응용분야에 따라서 장점과 단점을 가진다.The combustion chamber portion of a gas turbine engine can be divided into two types of combustion chambers that form several different types: can / tubular, annular, and can-annular combustion chambers . ≪ / RTI > In the component, a compressed fuel-air mixture passes through the fuel-air swirler or nozzle and a combustion reaction of the mixture occurs, resulting in a hot gas flow that reduces the density and accelerates the downstream . The can-type combustion chamber typically has a respective circumferentially spaced can accommodating the flames of each nozzle separately. The flow from each can is directed through the duct and bound in an annular transition piece before the flow enters the first stage vane. In the annular combustion chamber, the fuel-air nozzles are typically circumferentially distributed and inject the mixture into a single annular chamber in which combustion occurs. The flow does not require a transition and simply drains the downstream end of the annulus into the first stage turbine. An important difference between the last type can-annular type combustion chamber is that the can-annular type combustion chamber has individual cans surrounded by an annular casing that receives the air supplied into each can. Each change has advantages and disadvantages depending on the application.

가스 터빈용 연소실에서는, 몇 가지 이유로 연료-공기 노즐이 와류(swirl)를 혼합물에 주입시키는 것이 통상적이다. 한 가지 이유는 혼합, 결과적으로는 연소를 향상시키기 위한 것이고, 다른 한 가지 이유는 와류를 더함으로써 화염을 안정시켜서 화염이 꺼지는 것을 방지하고 배기가스를 줄이기 위해서 보다 희박한(leaner) 연료-공기 혼합물을 사용할 수 있게 하기 위한 것이다. 연료 공기 노즐은 각각 와류 날개를 가진 하나 내지 수개의 환형 유입구와 같은 상이한 구성을 취할 수 있다.In a combustion chamber for a gas turbine, it is common for a fuel-air nozzle to inject a swirl into the mixture for a number of reasons. One reason is to improve mixing and consequently the combustion, and the other reason is to add a vortex to stabilize the flame to prevent the flame from turning off and to reduce the leaner fuel-air mixture So that it can be used. The fuel air nozzles may have different configurations, such as one to several annular inlets with vortex vanes, respectively.

다른 가스 터빈 구성요소와 마찬가지로, 연소실 재료의 용융을 막기 위한 냉각 방법의 실행이 필요하다. 연소실을 냉각시키는 전형적인 방법은 연소 라이너를 부가적인 오프셋된 라이너로 둘러싸는 것에 의해 실행되는 삼출 냉각(effusion cooling)인데, 이 두 개의 라이너 사이로 압축기 방출 공기가 통과하고 희석공(dilution hole)과 냉각 통로를 통하여 고온의 가스 유동 경로로 들어간다. 이 기술은, 라이너와 연소 가스 사이에 냉각 공기의 얇은 경계 막을 형성할 뿐만 아니라 구성요소로부터 열을 제거하여, 라이너 쪽으로의 열 전달을 방지한다. 희석공은 라이너 상의 축방향 위치에 따라 두 가지 목적을 수행하는데: 첫째로, 연료-공기 노즐에 보다 가까운 희석공은 연소를 위한 미연소 공기(unburned air)를 제공할 뿐만 아니라 연소를 향상시키기 위해 가스의 혼합을 촉진하고, 둘째로, 터빈에 보다 가까이 배치되어 있는 희석공은 고온의 가스 유동을 냉각시키고 연소실 유출구 온도 프로파일(temperature profile)을 조정하도록 설계될 수 있다.As with other gas turbine components, it is necessary to implement a cooling method to prevent melting of the combustion chamber material. A typical method of cooling the combustion chamber is effusion cooling, which is carried out by surrounding the combustion liner with an additional offsetted liner, through which the compressor discharge air passes, and a dilution hole and a cooling passage Lt; RTI ID = 0.0 > flow path. ≪ / RTI > This technique not only forms a thin boundary film of cooling air between the liner and the combustion gas, but also removes heat from the components to prevent heat transfer to the liner. The dilution ball serves two purposes depending on the axial position on the liner: First, the dilution ball, which is closer to the fuel-air nozzle, not only provides unburned air for combustion, but also improves combustion Secondly, the dilution holes, which are located closer to the turbine, can be designed to cool the hot gas flow and adjust the combustion chamber outlet temperature profile.

연소를 개선하고 배기가스를 줄이기 위해서 가스 터빈 엔진용 연소실의 설계에는 몇 가지 방법과 기술이 통합될 수 있다는 것을 알 수 있다. 가스 터빈은 다른 발전 방법보다 적은 오염물질을 배출하는 경향이 있지만, 이 부분을 개선시킬 여지는 여전히 존재한다. 몇몇 나라에서의 배기가스에 대한 정부 규제가 더 엄격해지는 상황에서, 이러한 요건을 충족시키기 위해서 상기 기술을 개선할 필요가 있을 것이다.It can be seen that several methods and techniques can be incorporated into the design of the combustion chamber for a gas turbine engine to improve combustion and reduce emissions. Gas turbines tend to discharge less pollutants than other generation methods, but there is still room for improvement. In situations where government regulations on exhaust gases in some countries are becoming more stringent, it may be necessary to improve these techniques to meet these requirements.

본 발명과 관련하여, 연료와 공기 혼합물의 연소의 결과물인 오염물질 배출을 최소화하면서 통상적인 방식으로 작동할 수 있는 새롭고 개선된 연소실 설계형태가 제공된다. 본 발명은, 압축기 방출 공기와 압축된 연료를 길이 방향과 원주 방향의 다양한 위치에 있는 연소실 속으로 주입하는 희석공(dilution hole) 및/또는 공기 및 연료 노즐을 가진 전형적인 캔-애뉼러형 연소실로 구성되어 있다. 본 발명의 독창적인 특징은, 연료 및 공기 노즐이 연소 반응물과 생성물의 혼합이 향상되어 있는 환경을 생성하도록 배치되는 것이다. 상류의 노즐은 주로 연료를 주입하게 하되 다른 세트의 하류의 노즐들은 주로 공기를 주입하게 하도록 연료 및 공기 노즐을 배치시키는 것은, 연소 반응물질의 혼합을 향상시키고, NOx의 발생을 크게 감소시키도록 연소 구역에 특정 산소 농도를 생성한다. 이 장치에, 부착(attached)/고정(anchored) 화염은 없지만 확산 연소가 발생하는 전방 벽 근처의 캔 내부의 영역은 있다. 개별적인 연료 및 공기 노즐이 신규한 구성을 가진다는 것은, 하류로 분사되고 상류로 퍼져나가는 공기가 희석되고, 그 결과 화염이 나타나는 산소 농도를 감소시키며 최고 화염 온도를 감소시킨다는 것을 의미한다. 이는 상기 발명이 배출물질을 감소시킬 수 있다는 의미이다. 부가적으로, 연소 구역의 하류부에 압축기 방출 공기를 주입시키는 것에 의해서 연소 과정에서 발생된 CO가 제1 단계 터빈으로 들어가기 전에 연소/소모될 수 있게 한다. 실제로, 연소실은 가스 터빈 배출 수준을 개선시키고, 그 결과 배기가스 제어 장치의 환경적인 영향을 최소화할 뿐만 아니라 배기가스 제어 장치에 대한 필요성을 감소시킨다. 이러한 개선사항에 부가하여, 연료 노즐과 연료-공기 노즐을 접선방향으로 발화시키는 것에 의해서 초기 화염면(flame front)을 각각의 캔 내부의 인접한 연소장치 노즐 쪽으로 향하게 하여, 연소실의 점화 프로세스를 크게 향상시킨다.In connection with the present invention, new and improved combustion chamber design forms are provided that can operate in a conventional manner with minimal pollutant emissions resulting from the combustion of fuel and air mixtures. The present invention consists of a typical can-annular combustion chamber with a dilution hole and / or air and fuel nozzles for injecting compressor discharge air and compressed fuel into the combustion chamber at various positions in the longitudinal and circumferential directions. . An inventive feature of the invention is that the fuel and air nozzles are arranged to create an environment in which mixing of the combustion reactants and product is improved. Arranging the fuel and air nozzles to cause the upstream nozzles to inject primarily the fuel, while the other sets of downstream nozzles are primarily to inject air, is advantageous to improve the mixing of the combustion reactants and significantly reduce the generation of NOx Producing a specific oxygen concentration in the zone. In this device, there is no attached / anchored flame, but there is an area inside the can near the front wall where diffusion combustion occurs. The fact that the individual fuel and air nozzles have a novel configuration means that the air that is injected downstream and diffuses upstream is diluted and as a result reduces the oxygen concentration at which the flame appears and reduces the maximum flame temperature. This means that the invention can reduce emissions. Additionally, by injecting compressor discharge air downstream of the combustion zone, CO generated during the combustion process can be burned / consumed before entering the first stage turbine. Indeed, the combustion chamber improves the gas turbine emission level, and as a result not only minimizes the environmental impact of the exhaust gas control device, but also reduces the need for an exhaust gas control device. In addition to these improvements, the ignition process of the combustion chamber is greatly improved by directing the initial flame front toward the adjacent combustion device nozzles in each can by tangentially directing the fuel nozzles and fuel-air nozzles .

본 발명은 가스 터빈 엔진에서 사용되는 연료-공기 노즐을 가진 캔-애뉼러형 연소실에 관한 것이고, 본 발명에 의하면 연소를 향상시키고 배기가스를 줄일 수 있으며 연소실의 점화 프로세스를 크게 향상시킬 수 있다.The present invention relates to a can-annular combustion chamber having a fuel-air nozzle for use in a gas turbine engine, and according to the present invention, combustion can be improved, exhaust gas can be reduced, and combustion process of the combustion chamber can be greatly improved.

도면을 참조하면:
도 1은 연료와 공기를 공통 평면에 분사하는 외측 캔 라이너에 부착되어 있는 노즐을 가진 캔-애뉼러 배열을 나타내는 2차원 스케치이다.
도 2는 캔-애뉼러 연소실 내의 캔에 접하는 접선방향 노즐의 개념을 나타내는 2차원 스케치이다.
도 3은 상기 발명의 예시적인 구성의 상류 부분의 측면도로서 등축도이다.
도 4A는 본 발명을 절단한 단면도로서 등축도이다.
도 4B는 도 4a의 형상의 확대도이다.
도 5는 도 3에 명시된 바와 같이 A-A를 따라 자른 단면도이다.
도 6은 도 3에 명시된 바와 같이 B-B를 따라 자른 단면도이다.Referring to the drawings:
BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Figure 1 is a two-dimensional sketch showing a can-annular array with nozzles attached to an outer can liner that injects fuel and air into a common plane.
2 is a two-dimensional sketch showing the concept of a tangential nozzle in contact with a can in a can-annular combustion chamber.
Figure 3 is an isometric view as a side view of an upstream portion of an exemplary configuration of the invention.
4A is a cross-sectional view of the present invention taken along an isometric view.
4B is an enlarged view of the shape of FIG. 4A.
5 is a cross-sectional view taken along line AA as shown in Fig.
Fig. 6 is a cross-sectional view taken along line BB in Fig.

도 1에는 공통 반경 상에서 원주방향으로 이격되어 있는 캔(1)을 가진 캔-애뉼러형 연소실의 일반적인 배열의 일 예가 나타나 있고, 캔-애뉼러형 연소실의 모든 캔들은 실린더형 외측 라인(2)과 실린더형 내측 라인(3) 사이에 둘러싸여 있다. 이 도면에는 캔의 접선방향 노즐 배열도 나타나 있다. 도 2에는 캔이 더 상세하게 나타나 있다. 캔 라이너(4)는 캔 공간을 형성하고, 연료/공기 노즐(5)은 연료나 공기를 분사하고 있다. 노즐은 노즐 센터라인(6)과, 노즐 센터라인(6)과 교차하는 캔 라이너(4)에 접하는 라인 사이에 각도(8)를 형성한다. 이 각도는 노즐의 원주방향을 정의한다. 1 shows an example of a general arrangement of a can-annular type combustion chamber with a can 1 spaced circumferentially on a common radius, and all the candles of the can-annular type combustion chamber have a cylinder- Shaped inner lines 3, as shown in Fig. This figure also shows the tangential nozzle arrangement of the can. Figure 2 shows the can in more detail. The can liner 4 forms a can space, and the fuel / air nozzle 5 injects fuel or air. The nozzle forms an angle 8 between the nozzle center line 6 and a line in contact with the can liner 4 intersecting the nozzle center line 6. This angle defines the circumferential direction of the nozzle.

도 2에는 예시적인 캔-애뉼러형 연소실 구성에서 캔의 일반적인 작동도 나타나 있는데, 이 경우 연료나 공기(9)는 캔(1) 속으로 일정한 각도(8)로 분사된다. 본 발명에서 설명되지 않은 화염(10)은 캔 전체에 걸쳐 형성되고 캔 라이너를 따라가는 경로(11)에서 캔 전체에 걸쳐 이동한다. 접선방향으로 향하고 있는 이들 노즐은 하류의 인접한 노즐과 상호동작하는 각각의 노즐로부터의 유동을 야기한다. 이 중요한 특징은 다수의 연소장치 노즐을 조종하는데 있어서의 문제점을 감소시키고 점화를 향상시키는데, 이는 화염이 하나의 노즐로부터 향하게 되는 것을 허용하여 하류의 인접한 노즐에서 연료에 점화함으로써 가능하다.2 shows the general operation of the can in an exemplary can-annular combustion chamber configuration, in which case the fuel or air 9 is injected into the can 1 at a constant angle 8. A flame 10, which is not described in the present invention, is formed throughout the can and moves across the can in path 11 along the can liner. These tangential nozzles cause a flow from each nozzle that interacts with the adjacent nozzles downstream. This important feature reduces the problems of controlling multiple combustion device nozzles and improves ignition, which is possible by igniting the fuel at the downstream, adjacent nozzles, allowing the flame to be directed from one nozzle.

도 3에는 하류 부분이 생략된 상태로 예시적인 캔의 시작 부분 또는 상류 부분이 나타나 있다. 상기 발명은 캔의 길이 방향을 따라 이격되어 있는 복수의 노즐 열을 가질 수 있다. 노즐(12, 13)의 각각의 열은 적어도 하나의 노즐을 가질 수 있고, 인접한 노즐 열로부터 원주 각도만큼 오프셋될 수 있다. 특히, 전방 벽(15)에 가까운 열의 노즐(12)은 순수한/대부분의 연료를 캔 속으로 상술된 방식으로 분사하는 반면, 이들 노즐(12)의 하류에 있는 노즐(13)은 순수 압축기 방출 공기 또는 연료-공기 혼합물을 캔 속으로 유사한 방식으로 분사한다. 캔은 또한 원주방향으로 이격된 몇몇 열의 홀(14)이나 통로를 가질 수 있는데, 이 홀이나 통로는 임의의 위치의 캔 속으로 들어가는 공기를 냉각하기 위한 것이다. 3 shows the beginning or upstream portion of an exemplary can with the downstream portion omitted. The above invention may have a plurality of nozzle rows spaced along the length of the can. Each row of nozzles 12,13 can have at least one nozzle and offset from a neighboring nozzle row by a circumferential angle. In particular, the row of nozzles 12 close to the front wall 15 inject pure / most of the fuel into the can in the manner described above, whereas the nozzles 13 downstream of these nozzles 12 are in the pure compressor discharge air Or fuel-air mixture into the can in a similar manner. The can also have several rows of holes 14 or passages circumferentially spaced apart, which are intended to cool the air entering the can at any location.

도 4A와 4B에는 캔의 최상류면(15)이 나타나 있는데, 이 최상류면은 압축기 방출 공기가 캔 속으로 들어가는 것을 허용하는 희석공과 유사한 홀(16)들을 가질 수 있다. 도 5와 도 6에는 각 세트의 노즐들 중의 노즐(12, 13)이 일정한 원주 각도에 의해 얼마나 오프셋될 수 있는지가 나타나 있다. 다른 열의 노즐은 연료와 공기의 개별적인 분사를 허용하여, 높은 산소 농도를 볼 수 없는 전방 벽 가까이에 있는 연소 반응물의 구역을 생성하고, 이는 실제로 최고 화염 온도를 감소시킬 것이다. 전방 벽을 향하여 상류로 이동하는 연도 가스는 연소 생성물로부터 희석될 것이고, 연소 반응물이 낮은 산소 농도를 보이는 것을 가능하게 할 것이다. 스테이지가 형성된 연료 및 공기 노즐에 의해 생성된 이러한 연소 환경은 배출물의 감소를 가능하게 한다.Figures 4A and 4B show the top surface 15 of the can, which may have holes 16 similar to a dilution hole that allows the compressor discharge air to enter the can. Figures 5 and 6 show how the nozzles 12,13 of each set of nozzles can be offset by a constant circumferential angle. The other row of nozzles allows separate injection of fuel and air, creating a zone of combustion reactant near the front wall where no high oxygen concentration can be seen, which would actually reduce the maximum flame temperature. The flue gas moving upstream toward the front wall will be diluted from the combustion products and will enable the combustion reaction to exhibit low oxygen concentrations. This combustion environment created by the fuel and air nozzles on which the stage is formed enables the reduction of emissions.

본 발명은 바람직한 실시예를 참조하여 상술되어 있다. 그러나, 당해 기술분야에서의 통상의 기술자라면, 변경과 수정이 본 발명의 본질과 범위를 벗어나지 않으면서 설명된 실시예로 행하여 질 수 있다는 것을 인식할 것이다. 설명하기 위하여 선택된 본 명세서에서의 실시예에 대한 여러 가지 변경과 수정은 당해 기술분야의 통상의 기술자에게는 자명할 것이다. 이러한 수정과 변경은 본 발명의 사상을 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명의 범위 내에 포함되도록 의도되어 있다.The present invention has been described above with reference to preferred embodiments. However, it will be appreciated by those of ordinary skill in the art that changes and modifications may be made to the embodiments described without departing from the spirit and scope of the invention. Various changes and modifications to the embodiments herein selected for clarity will be apparent to those of ordinary skill in the art. Such modifications and variations are intended to be included within the scope of the present invention without departing from the spirit of the present invention.

본 발명은 이러한 명확하고 간결한 용어로 충분히 설명되어 있어서, 당해 기술분야에서의 통상의 기술자가 당해 발명을 이해하고 실시할 수 있는 것을 가능하게 한다. 본 발명의 특허청구범위는 다음과 같다.The present invention has been fully described in such clear and concise language, so that those skilled in the art will be able to understand and to practice the invention. The claims of the present invention are as follows.

Claims (19)

지표 기반 발전, 육지 또는 해양 기반 운송수단 또는 항공기 엔진 응용분야에서 사용되는 가스 터빈용 캔-애뉼러형 연소실로서, 두 개의 실린더형 라이너 사이에 수용되어 있는 원주방향으로 이격되어 있는, 복수의 캔들(1)을 포함하고, 각각의 캔은 캔 라이너(4)이고, 상기 캔 라이너(4)는 캔 공간을 형성하고, 전방 벽(15)을 구비하는 상류 단부와 하류 단부를 구비하고, 전방 벽을 통해서 압축기 방출 공기를 캔에 주입하기 위한 복수의 희석공들, 캔 라이너(4)의 상류 및 하류 단부 사이에서, 공기 성분과 연료-공기 성분 중 어느 하나를 캔 공간으로 분사하는 제1 세트의 접선방향으로 향하고 원주방향으로 이격된 제1 노즐들(13) 및 제1 노즐(13)과 캔 라이너(4)의 상류 단부 사이에 배치되고, 연료 성분을 캔 라이너(4)의 전방 벽(15)을 관통하는 복수의 희석 공들(16)과 제1 노즐들(13) 사이의 캔 공간으로 분사하는 제2 세트의, 접선방향으로 향하고 원주방향으로 이격된 연료-공기 제2 노즐들(12)을 포함하는 것을 특징으로 하는 캔-애뉼러형 연소실.
A cannula-type combustion chamber for a gas turbine used in land-based power generation, land or marine-based transportation means or aircraft engine applications, comprising: a plurality of circumferentially spaced apart candles (1) housed between two cylindrical liners; , Each can being a can liner (4), said can liner (4) forming a can space and having an upstream end and a downstream end with a front wall (15) A plurality of dilution holes for injecting compressor discharge air into the can, a first set of tangential directions for injecting either the air component or the fuel-air component into the can space, between the upstream and downstream ends of the can liner The first nozzle 13 and the first nozzle 13 which are spaced from each other in the circumferential direction toward the can liner 4 and the upstream end of the can liner 4, A plurality of dilution balls passing through And second set of tangentially spaced, circumferentially spaced apart fuel-air nozzles (12) for injecting into the can space between the second nozzle (16) and the first nozzles (13) - Annular combustion chamber.
제 1 항에 있어서, 상기 연소실은
캔 라이너(4)의 하류 단부와 제1 노즐들(13) 사이에 위치되어, 캔 공간의 하류단부와 제1 노즐들(13) 사이의 캔 공간 내로 냉각 공기를 원주방향으로 주입하기 위한, 캔 라이너(4)를 관통하는 원주방향으로 이격된 냉각 공기 홀들을 추가로 포함하는 것을 특징으로 하는 캔-애뉼러형 연소실.The fuel cell system according to claim 1, wherein the combustion chamber
A method for injecting cooling air circumferentially into the can space between the downstream end of the can space and the first nozzles (13), positioned between the downstream end of the can liner (4) and the first nozzles (13) Further comprising circumferentially spaced cooling air holes through the liner (4). 제 1 항에 있어서,
상기 제1 노즐들(13) 및 제2 노즐들(12)은 캔 공간내로 연장되지 않는 것을 특징으로 하는 캔-애뉼러형 연소실. The method according to claim 1,
Characterized in that the first nozzles (13) and the second nozzles (12) do not extend into the can space. 삭제delete 삭제delete 삭제delete 제 1 항에 있어서,
상기 제1 노즐(13)은 서로의 점화를 촉진하기 위해 화염을 다음에 인접한 제1 노즐로 향하게 하고, 제2 노즐(12)은 서로의 점화를 촉진하기 위해 화염을 다음에 인접하는 제2 노즐로 향하게 하는 것을 특징으로 하는 캔-애뉼러형 연소실.The method according to claim 1,
The first nozzle 13 directs the flame to the next adjacent first nozzle to facilitate ignition of each other and the second nozzle 12 directs the flame to the next adjacent second nozzle 12, To the cannula-like combustion chamber. 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 제 1 항에 있어서,
복수의 희석공들(16)은 압축기 방출 공기가 공기 성분 및 연료-공기 성분 가운데 하나가 각각의 제1 노즐들(13)을 통해서 캔 공간내로 관통하는 속도 보다 작은 크기의 속도로 상기 캔 라이너(4)를 관통하도록 허용하는 것을 특징으로 하는 캔-애뉼러형 연소실.The method according to claim 1,
A plurality of dilution holes 16 are formed in the can liner (not shown) at a velocity that is smaller than the rate at which compressor discharge air passes through one of the air nozzles 13 and one of the air components and the fuel- 4) of the cannula. 삭제delete 삭제delete 제 1 항에 있어서,
상기 제1 노즐들(13)은, 제2 노즐들(12)로부터 원주방향으로 오프셋되는 것을 특징으로 하는 캔-애뉼러형 연소실.The method according to claim 1,
Characterized in that the first nozzles (13) are circumferentially offset from the second nozzles (12). 삭제delete

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