KR102005545B1

KR102005545B1 - 선회기

Info

Publication number: KR102005545B1
Application number: KR1020130095604A
Authority: KR
Inventors: 김익수
Original assignee: 한화에어로스페이스 주식회사
Priority date: 2013-08-12
Filing date: 2013-08-12
Publication date: 2019-07-30
Also published as: CN105452769A; CN105452769B; US20160195266A1; US9851098B2; WO2015023042A1; KR20150019142A

Abstract

본 발명은 선회기에 관련된 것으로, 본 발명의 일 실시예에 따른 선회기는, 케이싱과, 상기 케이싱의 내부에 배치되는 파일럿 바디와, 상기 파일럿 바디의 둘레를 따라 배치되는 복수의 베인을 구비하며, 상기 베인은 적어도 일부가 상기 파일럿 바디의 단부보다 하류측으로 돌출되게 형성된다.

Description

선회기 {Swirler}

본 발명은 선회기에 관련된 것이다.

선회기(Swirler)는 압력 분무 오일 연소기나 고압 기류 분무 오일 연소기의 보염기(保焰器)로서 사용되는 것으로 선회 날개를 이용하여 연소기로 유입되는 공기를 선회시키는 역할을 한다. 이러한 선회기에 의해서 연소기로 유입되는 공기 및 연료의 혼합 기체는 중심부에 부압을 형성함으로써 착화가 가능한 저속의 고온 순환역을 형성한다.

선회기로는 축류식 선회기(axial flow swirler) 및 래디얼 플로우 선회기(radial flow swirler)가 있다.

도 1은 축류식 선회기의 일례를 도시한 것으로서, 축류식 선회기의 개략적인 부분 절개 사시도이다. 또한 도 2는 도 1의 축류식 선회기의 단면도로서 대칭축을 기준으로 일편을 도시한 것이다. 도 1 및 도 2를 참조하면 축류식 선회기(10)는 연소기(50)의 상류측에 배치되며 연소기(50)의 챔버(51)로 진입하는 공기(GA)의 경로 상에 배치되는 복수의 베인(vane, 12)을 구비한다. 복수의 베인(12)은 파일럿 바디(pilot body, 15)의 둘레에 방사상으로 배치되되 공기(GA)의 진입 경로에 대해서 각도로 경사지게 배치됨으로써 연소기(50)의 챔버(51)로 유입되는 공기의 방향을 바꾸어주는 역할을 한다. 따라서 공기, 그리고 그 공기와 혼합되는 연료는 소용돌이를 일으키면서 연소기로 유입된다.

이러한 축류식 선회기는 구조가 단순하여 제작이 용이한 장점을 가지나, 유입 유체의 속력의 큰 변화없이 방향만이 변경되기 때문에 공기와 연료 간의 혼합 성능이 다소 부족한 경우가 있다.

도 3은 래디얼 플로우 선회기의 일례를 도시한 것으로, 라이얼 플로우 선회기의 대칭축을 기준으로 일측의 단면을 개략적으로 도시한 것이다. 래디얼 플로우 선회기(20)는 축류식 선회기(10)와 마찬가지로 연소기(50)의 상류 측에 배치되며 파일럿 바디(25)와 이에 결합되는 복수의 베인(22)을 구비한다. 다만 래디얼 플로우 선회기(20)는 축류식 선회기(10)와는 다르게 공기(GA)가 측 방향으로 유입되고 그 공기는 베인(22)에 의해서 그 진행 방향 및 속력이 급격하게 변경되면서 연소기(50)의 챔버(51)로 진입된다.

이와 같이 래디얼 플로우 선회기는 유입 공기의 급격한 속력 변화로 인해서 공기와 연료의 혼합의 측면에서는 우수한 장점을 가지지만, 축류식 선회기에 비해서 제작의 난이도가 높고 유체의 흐름 제어가 용이하지 않은 단점을 가진다.

본 발명의 일 측면은 공기와 연료의 혼합 성능 및 화염의 안정화 성능이 우수하며, 압력 강하가 적고 제작 및 유지 보수가 용이한 선회기를 제공함에 그 목적이 있다.

본 발명의 일 실시예에 따른 선회기는, 케이싱과, 상기 케이싱의 내부에 배치되는 파일럿 바디와, 상기 파일럿 바디의 둘레를 따라 배치되는 복수의 베인을 구비하며, 상기 베인은 적어도 일부가 상기 파일럿 바디의 단부보다 하류측으로 돌출되게 형성된다.

상기 케이싱은 입구부와 출구부를 구비하며 입구부와 출구부 사이에서 내경이 확장되는 확장부를 구비한다.

또한 상기 베인은 상기 파일럿 바디의 길이 방향에 대하여 경사지게 위치되는 경사부를 구비하며, 상기 경사부는 상기 확장부의 내부에 배치될 수 있다.

또한 상기 베인의 상기 케이싱에 인접한 모서리와 상기 선회기의 중심축 방향과의 각도를 α, 상기 베인의 상기 선회기의 중심축 방향에 대한 기울기를 β, 상기 선회기의 중심축 방향과 상기 베인의 상기 선회기의 유출구 측의 모서리 사이의 각도를 θ라고 하면, 상기 α, β, θ는 각각 다음의 수학식을 만족할 수 있다.

[수학식] 0°< α < 90°, 30°< β < 60°, 30°< θ < 60°

또한 선회기는 상기 케이싱에 결합되며 상기 베인 사이의 유로로 액체 상의 연료를 분사하는 복수의 분무 장치를 구비할 수 있다.

또한 상기 선회기는 상기 케이싱의 유입부에 배치되며, 상기 베인 사이의 유로로 기체 상의 연료를 분사하는 복수의 가스 주입부를 구비할 수 있다.

본 발명의 일 측면에 따른 선회기에 의하면 공기와 연료의 혼합 성능 및 화염의 안정화 성능이 우수하며, 압력 강하가 적고 제작 및 유지 보수가 용이한 선회기를 제공함에 그 목적이 있다.

도 1은 종래의 축류식 선회기의 부분 절개 사시도이다.
도 2는 도 1의 축류식 선회기의 대칭축을 기준으로 한 일측의 단면도를 개략적으로 도시한 도면이다.
도 3은 종래의 래디얼 플로우 선회기의 대칭축을 기준으로 한 일측의 단면도를 개략적으로 도시한 도면이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 선회기의 개략적인 부분 절개 사시도이다.
도 5는 도 4의 선회기의 내부 구조를 도시하는 개략적인 단면도이다.
도 6은 도 4의 선회기의 파일럿 바디에 베인이 결합되는 형태를 파일럿 바디의 앞쪽에서 바라본 것을 개략적으로 도시한 도면이다.
도 7는 도 4의 선회기의 파일럿 바디에 베인이 결합되는 형태를 파일럿 바디의 측면에서 바라본 것을 개략적으로 도시한 도면이다.
도 8은 도 4의 선회기의 내부의 일부를 개략적으로 도시한 개략적인 단면도이다.
도 9은 도 4의 선회기의 유입구 측을 개략적으로 도시한 도면이다.
도 10은 도 4의 선회기의 내부에 형성되는 유로를 개략적으로 도시한 도면이다.
도 11은 도 4의 선회기의 내부에 형상을 개략적으로 도시한 것으로서 하나의 베인을 위주로하여 베인의 형상을 설명하기 위한 것이다.
도 12는 도 4의 선회기의 유출구 측에서의 유체의 흐름을 개략적으로 도시한 도면이다.
도 13a 내지 도 13c는 본 발명의 일 실시예에 따른 선회기의 내부 구조를 달리하면서 유체의 축 방향의 속도를 시뮬레이션한 결과를 개략적으로 도시한 도면이다.
도 14a 내지 도 14c는 본 발명의 일 실시예에 따른 선회기의 내부 구조를 달리하면서 공기와 연료의 혼합 성능을 시뮬레이션한 결과를 개략적으로 도시한 도면이다.
도 15a 내지 도 15e 각각은 본 발명의 일 실시예에 따른 선회기를 10 MWe의 규모로 제작하였을 때의 축 방향 속도(axial velocity), 등가비(equivalent Ratio), 온도, NOx-dry의 분포 및 온도 경로 선(temperature path line)에 대한 시뮬레이션 결과를 개략적으로 도시한 도면이다.
도 16a 내지 도 16e 각각은 본 발명의 일 실시예에 따른 선회기를 220 MWe의 규모로 제작하였을 때의 축 방향 속도(axial velocity), 등가비(equivalent Ratio), 온도, NOx-dry의 분포 및 온도 경로 선(temperature path line)에 대한 시뮬레이션 결과를 개략적으로 도시한 도면이다.

이하 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 일부 실시예에 따른 선회기에 대해서 설명한다. 이하의 도면에서는 설명의 편의를 위해서 일부 구성요소가 과장, 생략 또는 축소되어 도시될 수 있다. 또한 복수의 도면에 있어서 동일한 부재번호가 부여된 구성은 실질적으로 동일한 구성을 의미하므로 이에 대한 중복적인 설명은 생략될 수도 있다.

도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 선회기의 개략적인 부분 절개 사시도이고, 도 5는 도 4의 선회기의 내부 구조를 도시하는 개략적인 단면도이다.

도 4 및 도 5를 참조하면 본 발명의 일 실시예에 따른 선회기(100)는 케이싱(110)과, 파일럿 바디(150)와, 복수의 베인(120)과, 분무 장치(atomizer, 160) 및 가스 주입부(170)을 구비한다.

케이싱(110)은 내부의 공간을 구획하며 연소기(미도시)와 연통된다. 케이싱(110)은 공기가 유입되는 유입부와 공기가 유출되는 유출부를 구비하며, 유입부로 유입된 공기는 케이싱(110)의 내부에 고정 배치된 베인(120)의 사이를 지나면서 방향이 변경되고, 프리 챔버(510)를 지나 유출되어 선회기(100)의 하류에 연결된 연소기로 유입된다.

파일럿 바디(150)는 공기/연료 혼합 가스를 점화하고 화염이 원활하게 유지되도록 하기 위한 것으로, 케이싱(110)의 내부 공간에서 선회기(100)의 중심축 방향으로 연장되게 형성된다. 파일럿 바디(150)의 연소기 측 단부에는 파일럿 분무 장치(152), 가스 파일럿(154) 및 점화기(156)이 배치된다. 파일럿 분무 장치(152)는 액상의 연료를 연소기의 연소 챔버 내로 분사하기 위한 것이며, 가스 파일럿(154)은 기체 상의 연료를 연소기의 챔버 내로 분사하기 위한 것이다. 이와 같이 액상의 연료 혹은 기상의 연료를 각각 파일럿 분무 장치(152) 및 가스 파일럿(154)을 이용하여 연소 챔버 내로 적절히 분사함으로써 연소기 내부의 화염을 효과적으로 유지할 수 있다. 가스 파일럿(154)의 가스 분출구는 복수개로 마련될 수 있는데, 일부는 파일럿 바디(150)의 평단부 측에 형성되고 다른 일부는 파일럿 바디(150)의 평단부의 둘레를 따라서 등간격으로 배치될 수도 있다. 가스 파일럿(154)의 개수 및 위치는 이에 한정되는 것은 아니며 다양한 형태로 변경될 수도 있다. 점화기(156)는 공기/연료 혼합 기체의 연소 반응이 일어나도록 점화하는 역할을 한다. 파일럿 바디(150)의 연소기 측의 단부는 경사지게 형성될 수 있다.

베인(120)은 파일럿 바디(150)의 둘레를 따라서 등 간격으로 배치되며, 유입되는 공기(GA)의 흐름 방향을 변화시킬 수 있도록 공기(GA)의 유입 방향에 대해서 경사지게 배치된다.

도 6 및 도 7은 파일럿 바디(150)에 베인(120)이 결합되는 형태를 설명하기 위하여 하나의 베인(120)이 파일럿 바디(150)에 결합되는 형태를 각각 파일럿 바디(150)의 정면 및 측면에서 바라본 것을 개략적으로 도시한 도면이다.

도 6 및 도 7을 참조하면, 파일럿 바디(150)는 원통형의 실린더부(151)와, 실린더부(151)의 단부에 위치되며 경사지게 형성되는 경사 단부(153)를 구비한다. 또한 베인(120)은 파일럿 바디(150)의 실린더부(151)에 결합되며 파일럿 바디(150)의 길이 방향으로 연장되는 베이스부(122)와, 베이스부(122)로부터 연장되며 파일럿 바디(150)의 길이 방향, 즉 선회기의 중심축에 대해서 β의 각도로 경사지게 배치되는 경사부(124)를 구비한다. 경사부(124)는 파일럿 바디(150)의 경사 단부(153)에 결합된다. 또한 도 6을 참조하면 베인(120)의 경사부(124)와 파일럿 바디(150)의 접촉 지점(LT)은 파일럿 바디(150)의 내측에 위치되는 실린더 형상의 가상의 파일럿 바디(159)의 접선 상에 위치함을 알 수 있다. 다른 베인(120)도 동일한 방식으로 파일럿 바디(150)에 결합된다. 베인(120)의 경사부(124)는 파일럿 바디(150)로부터 프리 챔버(510) 방향으로 돌출되어 있다. 따라서 복수의 베인의 경사부 사이에는 공간(104)이 구획된다.

분무 장치(160)는 선회기(100)로 유입된 공기(GA)와 액체 상의 연료를 혼합하기 위하여 유입 공기(GA)에 액상의 연료를 미세한 액적 상태로 만들어 분사하는 장치이다. 도 8은 본 실시예의 선회기(100)를 유체 출구 측에서 바라본 도면으로, 분무 장치(160)의 배치가 잘 보이도록 케이싱(110)을 반으로 절개하여 도시한 도면이다. 도 8을 참조하면 분무 장치(160)는 케이싱(110)의 외측 둘레를 따라서 등간격으로 배치되며, 베인(120) 사이의 유로로 연료를 분무할 수 있도록 베인 사이 사이에 배치됨을 알 수 있다. 또한 분무 장치(160)는 케이싱(110)의 외측면에 대하여 수직되지 않고 비스듬하게 배치될 수 있다.

가스 주입부(170)는 선회기(100)로 유입된 공기와 기체 상의 연료를 혼합하기 위한 것이다. 도 9는 본 실시예의 선회기(100)의 공기 입구부 측에 가스 주입부(170)가 마련된 것을 개략적으로 도시한 도면이다. 가스 주입부(170)는 베인(120)의 사이 사이에 배치되며 베인(120)의 사이에 형성된 유로로 연료 가스를 주입한다. 가스 주입부(170)에는 연료 가스를 주입하기 위하여 베인(120) 측에 복수의 가스 분사 노즐(도 9에서는 위치상 보이지 않음)을 구비할 수 있다. 가스 주입부(170)는 베인(120) 사이마다 하나씩 배치될 수도 있고 베인(120) 사이마다 복수 개로 마련될 수도 있다.

다음으로 본 실시예의 선회기(100)의 내부 구조에 대해서 구체적으로 설명한다. 도 10에서는 케이싱(110) 내부의 유입 공기(GA)의 유로가 잘 보이도록 베인(120)의 일부를 생략하여 도시한 것이고, 도 11은 베인(120)의 형상이 잘 보이도록 하나의 베인(120) 만을 선택적으로 도시한 것이다.

도 10 및 도 11을 참조하면, 선회기(100)의 케이싱(110)은 공기가 유입되는 입구부(112)와 출구부(114)를 구비하며, 입구부(112)와 출구부(114) 사이에는 내경이 확대되는 형태로 외측으로 돌출된 확장부(113)을 구비한다.

이중에서 확장부(113)는 입구부(112)에서 경사지게 확장되는 제1경사부(1131), 제1경사부(1131)에서 다시 경사없이 원통형으로 형성되는 평탄부(1132), 평탄부(1132)에서 연장되며 내경이 축소되는 형태로 경사를 이루는 제2경사부(1133)을 구비한다. 제2경사부(1133)에는 출구부(114)가 연결되며 출구부(114)는 하류 측으로 갈수록 내경이 다소 증가 혹은 유지되는 형태로 형성될 수 있다.

제1경사부(1131)는 파일럿 바디(150)의 경사 단부(153)가 시작되는 위치의 부근에서 시작되어 파일럿 바디(150)의 경사 단부(153)가 끝나는 위치의 부근까지 연장된다. 베인(120)은 주로 제1경사부(1131)의 내측 공간에 배치되어 제1경사부(1131) 내부의 공간을 점유하며, 유로의 유효 단면적을 감소시키므로 제1경사부(1131)의 내측 공간은 입구부(112)에 비해서 확장된다. 따라서 입구부(112)에서 제1경사부(1131)로 이어지는 유로의 유효 단면적은 유사한 수준으로 유지될 수 있다. 즉 도 10에 A로 도시된 부분의 유로의 단면적은 도 10에 B로 도시된 부분의 유로의 단면적과 실질적으로 유사한 크기로 형성될 수 있다. 또한 제1경사부(1131) 사이에 형성되는 유로의 단면적을 B라 하면, A 및 B는 실질적으로 유사한 크기를 가질 수 있다. 한편, 선회기 출구 또는 A로 도시된 부분은 안전상 역화(flash back)의 한계 지점에 해당한다.

제1경사부(1131)에 이어서 평탄부(1132), 제2경사부(1133)가 연속적으로 형성된다. 평탄부(1132)에는 분무 장치(160)가 설치되는 공간을 제공할 수 있다. 분무 장치(160)는 액상의 연료를 분무하여 유입 공기(GA)와 연료를 혼합시킨다.

제2경사부(1133)는 베인(120)의 단부측에 대응되는 위치까지 연장되고 그 내측의 유로는 단면적을 점차 축소되는 형태로 형성된다. 즉 제2경사부(1133)의 내측에는 도 10의 C 부분이 형성된다. 이와 같이 C 부분에서는 유로의 단면적이 감소하기 때문에 베인(120)을 탈출하는 공기/연료 혼합 기체가 가속될 수 있다.

도 10 및 도 11에 도시된 바와 같이, 베인(120)의 케이싱(110)에 인접한 모서리(1241)와 상기 선회기의 중심축 방향과의 각도를 α라 하고, 베인(120)의 선회기의 중심축 방향에 대한 기울기를 β라 하고, 선회기(100)의 중심축(SC) 방향과 베인(120)의 선회기(100)의 유출구 측의 모서리(1242) 사이의 각도를 θ라고 하면, α, β, θ는 다음의 조건을 만족한다.

0°< α < 90°, 30°< β < 60°, 30°< θ < 60°

더욱 구체적으로 α는 대략 30°정도, β는 대략 45°, θ는 대략 45°의 범위로 설정될 수 있다. α,β,θ의 바람직한 범위는 10°내의 범위에서 변경될 수도 있다.

상술한 바와 같이 설계된 케이싱(110) 및 베인(120)에 의하는 경우, 도 10에 도시된 C 영역 및 α,θ에 해당하는 베인(120)의 경사각에 의해서 베인(120)을 통과하는 유체는 반경 방향으로도 유속이 발생하면서 래디얼 플로우 선회기를 통과하는 형태와 유사한 거동을 보이게 된다. 즉 베인(120)을 통과한 유체는 반경 방향으로도 유속이 형성되면서 혼합 특성이 좋아지게 된다.

또한 단면적이 감소하는 C 영역에 의해서 베인(120)의 하류측 단(d)과 베인의 파일럿 바디(150)에 인접한 단부(e)의 경사진 유체 탈출 속도로 인하여 속도 편차가 생기는데 이런 속도 편차는 와류의 형성을 유발할 수 있으므로 더욱 공기와 연료의 혼합을 촉진할 수 있다. 따라서 선회기(100)로 유입된 공기(GA)와 분무 장치에서 분무된 연료(GF)는 효과적으로 혼합될 수 있어 연소기 챔버 내부의 화염의 안정성도 증가될 수 있다.

한편, 선회기(100)의 탈출 면적(swirler exit area)은 베인(120)의 경사각도, 즉 도 10 및 도 11에서 β, θ로 표시된 부분과, 베인(120)의 두께에 의해서 조절될 수 있다. 선회기(100)의 탈출 면적은 프리 챔버의 직경, 도 6에 도시된 설계상의 가상의 파일럿 바디(159) 또는 파일럿 바디(150)의 직경에 의해서도 제어될 수 있다.

도 12는 본 실시예의 선회기(100)의 유체 출구 쪽을 개략적으로 도시한 것으로, 베인(120)을 통과한 공기/연료 혼합 기체(GM)의 이동 경로가 도시되어 있다. 도 12에 도시된 바와 같이 베인(120)을 통과한 유체, 즉 공기/연료 혼합 기체(GM)는 선회기(100)의 중심부, 즉 파일럿 바디(150) 방향으로 이동 경로가 변경된다. 따라서 공기/연료 혼합 기체의 탈출 각도 및 도 10의 C 영역에 의해서 형성되는 축 방향의 선회류는 베인(120)의 경사각 β에 의해서 래디얼 플로우 선회기에 의한 선회류와 유사한 형태의 유동을 가지면서 연소기로 유입된다. 즉 본 실시예의 선회기는 축류형 선회기와 유사한 형태를 가져 공기/연료 혼합 기체의 흐름 제어가 용이하고 제작이 간단한 장점을 가지면서도, 래디얼 플로우 선회기와 같이 유속의 변화를 크게 가져감으로써 공기와 연료의 혼합 성능을 효과적으로 향상시킬 수 있다.

도 13a 내지 도 13c는 본 발명의 일 실시예에 따른 선회기(100)의 내부 구조를 달리하면서 유체의 축 방향의 속도를 시뮬레이션한 결과를 개략적으로 도시한 도면이다. 구체적으로 도 13a는 θ가 15°이고 β가 45°일 때의 결과를 도시한 것이고, 도 13b는 θ가 45°이고 β가 45°일 때의 결과를 도시한 것이며, 도 13c는 θ가 30°이고 β가 60°일때를 도시한 것이다.

도 13a를 참조하면 베인(120)의 경사 각도가 낮은 경우에는 속도 및 유체의 재순환(recirculation)이 약하게 발생함을 알 수 있다. 또한 도 13c를 참조하면 베인(120)의 경사 각도가 더 커지는 경우에는 유체의 재순환 영역이 강하게 형성되는 장점을 가지나, 그 순환 영역이 파일럿 바디(150)로부터 다소 멀리 위치됨을 알 수 있다. 반면 도 13b를 참조하면 베인(120)의 경사 각도가 θ가 45°이고 β가 45°로 적절히 설정되면 유체의 재순환 및 속도가 매우 우수함을 알 수 있다.

도 14a 내지 도 14c는 본 발명의 일 실시예에 따른 선회기(100)의 내부 구조를 달리하면서 등가비(equivalence ratio) 값을 시뮬레이션한 결과를 개략적으로 도시한 도면이다. 도 14a는 θ가 15°이고 β가 45°일 때의 결과를 도시한 것이고, 도 14b는 θ가 45°이고 β가 45°일 때의 결과를 도시한 것이며, 도 14c는 θ가 30°이고 β가 60°일 때의 결과를 도시한 것이다.

도 14a를 참조하면 유체의 탈출 각도가 낮은 경우에는 혼합 특성이 다소 낮음을 알 수 있다.

도 14c를 참조하면 베인(120)의 경사 각도가 큰 경우에는 파일럿 바디(150)에 인접한 부분에서의 우수한 혼합 특성을 나타내지만, 연소기의 중심부에서의 캐비티 영역(CV)을 형성할 수도 있다.

도 14b를 참조하면 베인(120)의 경사 각도가 θ가 45°이고 β가 45°로 적절히 설정될 경우에는 공기와 연료의 혼합이 매우 원활하게 이루어짐을 알 수 있다. 상기의 수치해석으로부터 알 수 있듯이 θ가 45°, β가 45°일 때, 선회기(100)가 강한 재순환 영역을 형성하고 유체의 속도가 적절한 수준에 해당하며, 공기와 연료의 우수한 혼합 성능을 발휘함을 확인하였다.

본 출원의 발명자는 이러한 형태의 선회기(100)를 다른 규모의 연소기에 적용하여 이에 대한 전산 유체 해석을 수행하였다. 수치해석에 있어서 조건은 아래의 표와 같다.

출력 (MWe)	10 MWe		220 MWe
열 출력 (MWt)	26.5 MWt		579 MWt
캔 수	6		16
압력 (atm)	15		20
선회기 입력 온도 (K)	660		700
압축 공기 유량 (kg/s)	28		645
	목표/예상치	수치해석 결과	목표/예상치	수치해석 결과
터빈 유입 온도(K)	1450	1434	1450	1432
NOx@15%O2-Dry (ppmv)	8	7	10	18.3

상기의 표에서 보듯이, 본 실시예에 따른 선회기를 연소기에 적용할 경우 저출력 및 고출력의 연소기에 대해서도 우수한 성능을 발휘함을 알 수 있다.

15a 내지 도 15e 각각은 본 발명의 일 실시예에 따른 선회기를 10 MWe의 규모로 제작하였을 때의 축 방향 속도(axial velocity), 등가비(equivalent Ratio), 온도, NOx-dry의 분포 및 온도 경로 선(temperature path line)에 대한 시뮬레이션 결과를 개략적으로 도시한 도면이다. 15a 내지 도 15e 각각을 참조하면 본 실시예의 선회기가 연소기에 적용되면 여러 측면에서 우수한 성능을 발휘함을 알 수 있다.

또한 16a 내지 도 16e 각각은 본 발명의 일 실시예에 따른 선회기(100)를 220 MWe의 고출력의 연소기에 맞게 제작하였을 때의 축 방향 속도(axial velocity), 등가비(equivalent Ratio), 온도, NOx-dry의 분포 및 온도 경로 선(temperature path line)에 대한 시뮬레이션 결과를 개략적으로 도시한 도면이다. 16a 내지 도 16e 각각을 참조하면 본 실시예의 선회기는 고출력의 연소기에 적용되더라도 여러 측면에서 우수한 성능을 발휘함을 알 수 있다.

이상 본 발명의 일 실시예에 따른 선회기에 대해서 설명하였으나 본 발명은 이에 한정되는 것은 아니며 다양한 형태로 구체화될 수 있다.

예를 들어 상기의 실시예에서는 분무 장치(160) 및 가스 주입부(170)를 구비하여 액상 및 기상의 연료를 함께 사용하는 것으로 설명하였으나, 액상 혹은 기상의 연료 중 어느 하나만 사용할 수도 있다.

또한 파일럿 바디(150)에도 화염의 유지를 위해서 분무 장치 및 가스 주입부가 마련되는 것으로 설명하였으나, 파일럿 바디에는 분무 장치 혹은 가스 주입부 중 어느 하나는 마련되지 않을 수도 있다.

또한 상기의 실시예에서는 케이싱(110)에 확장부(113)가 마련되는 것으로 설명하였으나 케이싱(110)에는 확장부가 마련되지 않을 수도 있다. 이 경우에는 케이싱(110)은 전체적으로 원통 형상으로 이루어질 수 있다.

또한 상기의 실시예에서는 베인(120)이 베이스부(121)와 경사부(123)로 이루어지는 것으로 설명하였는데, 베인은 베이스부 없이 경사부 만으로 이루어질 수도 있다.

이외에도 본 발명은 다양한 형태로 구체화가 가능하다.

100 ... 선회기
110 ... 케이싱
113 ... 확장부
120 ... 베인
150 ... 파일럿 바디
160 ... 분무 장치
170 ... 가스 주입기

Claims

케이싱과,
상기 케이싱의 내부에 배치되는 파일럿 바디와,
상기 파일럿 바디의 둘레를 따라 배치되는 복수의 베인을 구비하며,
상기 베인은 적어도 일부가 상기 파일럿 바디의 단부보다 하류측으로 돌출되게 형성되며,
상기 케이싱은, 입구부와 출구부를 구비하며 상기 입구부와 상기 출구부 사이에서 내경이 확장되는 확장부를 구비하며,
상기 확장부는, 상기 입구부에서 경사지게 확장되는 제1경사부와, 상기 제1경사부에서 경사없이 원통형으로 형성되는 평탄부와, 상기 평탄부에서 연장되어 내경이 축소되는 형태로 경사를 이루면서 상기 베인의 단부측에 대응되는 위치까지 연장되는 제2경사부를 포함하고,
상기 평탄부에는 상기 베인 사이의 유로로 액체 상의 연료를 분사하는 복수의 분무 장치가 설치되는 선회기.
삭제
제1항에 있어서,
상기 베인은 상기 파일럿 바디의 길이 방향에 대하여 경사지게 위치되는 경사부를 구비하며,
상기 경사부는 상기 확장부의 내부에 배치되는 선회기.
제1항에 있어서,
상기 베인의 상기 케이싱에 인접한 모서리와 상기 선회기의 중심축 방향과의 각도를 α,
상기 베인의 상기 선회기의 중심축 방향에 대한 기울기를 β,
상기 선회기의 중심축 방향과 상기 베인의 상기 선회기의 유출구 측의 모서리 사이의 각도를 θ라고 하면,
상기 α, β, θ는 각각 다음의 수학식을 만족하는 선회기.
[수학식]
0°< α < 90°, 30°< β < 60°, 30°< θ < 60°
삭제
제1항에 있어서,
상기 케이싱의 유입부에 배치되며, 상기 베인 사이의 유로로 기체 상의 연료를 분사하는 복수의 가스 주입부를 구비하는 선회기.