KR20210109310A - Apparatus for cooling liner, combustor and gas turbine comprising the same - Google Patents

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KR20210109310A KR1020200024433A KR20200024433A KR20210109310A KR 20210109310 A KR20210109310 A KR 20210109310A KR 1020200024433 A KR1020200024433 A KR 1020200024433A KR 20200024433 A KR20200024433 A KR 20200024433A KR 20210109310 A KR20210109310 A KR 20210109310A
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Abstract

The present invention relates to a liner cooling device installed at a joint portion between a liner and a transition piece provided in a combustor of a gas turbine and cooling the liner, the liner cooling device comprising a first cooling channel provided between the liner and the transition piece and allowing cooling air to flow therethrough and a second cooling channel allowing cooling air to flow therethrough between the first cooling channel and the liner. According to the present invention, provided are the liner cooling device capable of effectively cooling the whole parts of an end of the liner, a combustor, and a gas turbine comprising the same.

Description

라이너 냉각장치, 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈{Apparatus for cooling liner, combustor and gas turbine comprising the same}Apparatus for cooling liner, combustor and gas turbine comprising the same

본 발명은 라이너 냉각장치, 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는, 라이너의 단부를 냉각시키는 라이너 냉각장치, 압축기로부터 공급받은 압축공기를 연료와 혼합하여 연소시키는 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈에 관한 것이다.The present invention relates to a liner cooling device, a combustor, and a gas turbine including the same, and more particularly, to a liner cooling device for cooling an end of a liner, a combustor for mixing compressed air supplied from a compressor with fuel and combusting the same, and including the same It's about a gas turbine.

일반적으로, 가스터빈은 압축기와 연소기와 터빈으로 구성된다.In general, a gas turbine is composed of a compressor, a combustor, and a turbine.

압축기는 압축기 케이싱 내에 다수개의 압축기 베인과 압축기 블레이드가 교대로 배치된다. 그리고 압축기는 압축기 입구 스크롤 스트럿(Compressor inlet scroll strut)을 통해 외부의 공기를 흡입한다. 이렇게 흡입된 공기는 압축기의 내부를 통과하면서 상기 압축기 베인과 압축기 블레이드에 의해 압축된다.In the compressor, a plurality of compressor vanes and compressor blades are alternately arranged in a compressor casing. And the compressor sucks in the outside air through the compressor inlet scroll strut. The sucked air is compressed by the compressor vanes and the compressor blades while passing through the inside of the compressor.

연소기는 상기 압축기에서 압축된 압축공기를 공급받아 연료와 혼합시킨다. 또한 연소기는 압축공기와 혼합된 연료를 점화기로 점화하여 고온고압의 연소가스를 생성한다. 이와 같이 생성된 연소가스는 터빈으로 공급된다.The combustor receives compressed air compressed from the compressor and mixes it with fuel. In addition, the combustor ignites fuel mixed with compressed air with an igniter to generate high-temperature and high-pressure combustion gas. The combustion gas thus generated is supplied to the turbine.

터빈은 터빈 케이싱 내에 복수개의 터빈 베인과 터빈 블레이드가 교대로 배치된다. 그리고 터빈은 연소기에서 생성된 연소가스를 공급받아 내부로 통과시킨다. 터빈의 내부를 통과하는 연소가스는 터빈 블레이드를 회전시키게 되고, 터빈의 내부를 완전히 통과하게 된 연소가스는 터빈 디퓨저를 통해 외부로 토출되게 된다.In the turbine, a plurality of turbine vanes and turbine blades are alternately arranged in a turbine casing. And the turbine receives the combustion gas generated in the combustor and passes it inside. The combustion gas passing through the inside of the turbine rotates the turbine blades, and the combustion gas completely passing through the inside of the turbine is discharged to the outside through the turbine diffuser.

가스터빈은 타이로드(Tie rod)를 더 포함한다. 상기 타이로드는, 압축기 블레이드가 외주면에 결합되는 압축기 디스크와, 터빈 블레이드가 외주면에 결합되는 터빈 디스크의 중심부를 관통하도록 설치된다. 이에 따라 상기 타이로드는, 압축기 디스크와 터빈 디스크가 가스터빈의 내부에서 서로 고정될 수 있도록 한다.The gas turbine further includes a tie rod. The tie rod is installed so as to penetrate the compressor disk to which the compressor blade is coupled to the outer circumferential surface and the central portion of the turbine disk to which the turbine blade is coupled to the outer circumferential surface. Accordingly, the tie rod allows the compressor disk and the turbine disk to be fixed to each other inside the gas turbine.

이와 같은 가스터빈은, 4행정 기관의 피스톤과 같은 왕복운동 기구가 없기 때문에, 피스톤-실린더와 같은 상호 마찰부분이 없어 윤활유의 소비가 극히 적다. 따라서 가스터빈은, 왕복운동기계의 특징인 진폭이 대폭 감소되며, 고속운동이 가능하여 고용량의 전력을 생성할 수 있다는 장점이 있다.Since such a gas turbine does not have a reciprocating mechanism such as a piston of a four-stroke engine, there is no mutual friction part such as a piston-cylinder and consumption of lubricating oil is extremely small. Accordingly, the gas turbine has advantages in that the amplitude, which is a characteristic of a reciprocating machine, is greatly reduced, and high-speed motion is possible to generate a high capacity of electric power.

한편, 상기 연소기는, 연료와 압축공기의 혼합물을 연소시키는 라이너와, 연소가스를 터빈으로 공급하는 트랜지션피스와, 라이너와 트랜지션피스의 사이에 설치되며 냉각공기를 이용하여 라이너의 단부를 냉각시키는 라이너 냉각장치를 포함한다.Meanwhile, the combustor includes a liner for burning a mixture of fuel and compressed air, a transition piece for supplying combustion gas to the turbine, and a liner installed between the liner and the transition piece to cool the end of the liner using cooling air Includes cooling system.

이때, 종래의 라이너 냉각장치는, 라이너와의 사이에 단일의 냉각유로만을 구비함에 따라, 라이너의 단부에 대한 냉각 성능이 다소 떨어지는 문제가 있다.At this time, since the conventional liner cooling device has only a single cooling flow path between the liner and the liner, there is a problem in that the cooling performance of the end of the liner is somewhat deteriorated.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위해 창출된 것으로서, 라이너의 단부를 전 부위에 걸쳐서 효과적으로 냉각시킬 수 있는 라이너 냉각장치, 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈을 제공하는 데 목적이 있다.The present invention was created to solve the above problems, and an object of the present invention is to provide a liner cooling device capable of effectively cooling an end of a liner over the entire area, a combustor, and a gas turbine including the same.

본 발명은, 가스터빈의 연소기에 구비되는 라이너와 트랜지션피스의 접합 부위에 설치되며, 라이너를 냉각시키는 라이너 냉각장치에 있어서, 상기 라이너와 트랜지션피스의 사이에 배치되며, 냉각공기가 유동하는 제1냉각유로와, 상기 제1냉각유로와 라이너의 사이에서 냉각공기가 유동하는 제2냉각유로가 형성된 지지부를 포함하는 라이너 냉각장치를 제공한다.The present invention relates to a liner cooling device installed at a joint portion between a liner and a transition piece provided in a combustor of a gas turbine and cooling the liner, the first liner cooling device disposed between the liner and the transition piece, and through which cooling air flows There is provided a liner cooling apparatus including a cooling passage and a support portion in which a second cooling passage through which cooling air flows between the first cooling passage and the liner is formed.

또한, 본 발명은, 가스터빈의 압축기로부터 공급받은 압축공기를 연료와 혼합하여 연소시키는 연소기에 있어서, 외부로부터 공급받은 연료와 상기 압축기로부터 공급받은 압축공기를 혼합하는 노즐; 상기 노즐에 설치되며, 상기 노즐로부터 분사되는 연료와 압축공기의 혼합물이 연소되는 라이너; 상기 라이너에 설치되며, 상기 라이너에서 생성된 연소가스가 통과되는 트랜지션피스; 및 상기 라이너와 트랜지션피스의 접합 부위에 설치되며, 상기 라이너를 냉각시키는 라이너 냉각장치;를 포함하되, 상기 라이너 냉각장치는, 상기 라이너와 트랜지션피스의 사이에 배치되며, 냉각공기가 유동하는 제1냉각유로와, 상기 제1냉각유로와 라이너의 사이에서 냉각공기가 유동하는 제2냉각유로가 형성된 지지부를 포함하는 연소기를 제공한다.In addition, the present invention provides a combustor for mixing and burning compressed air supplied from a compressor of a gas turbine with fuel, comprising: a nozzle for mixing fuel supplied from the outside and compressed air supplied from the compressor; a liner installed in the nozzle and burning a mixture of fuel and compressed air injected from the nozzle; a transition piece installed on the liner, through which the combustion gas generated in the liner passes; and a liner cooling device installed at a joint portion between the liner and the transition piece and cooling the liner, wherein the liner cooling device is disposed between the liner and the transition piece, the first cooling air flowing There is provided a combustor comprising a cooling passage and a support portion in which a second cooling passage through which cooling air flows between the first cooling passage and the liner is formed.

그리고 본 발명은, 외부로부터 공기를 흡입하여 압축시키는 압축기; 상기 압축기로부터 공급받은 압축공기를 연료와 혼합하여 연소시키는 연소기; 및 상기 연소기로부터 공급받은 연소가스가 내부로 통과됨에 따라, 전력 생성을 위한 동력을 발생시키는 터빈을 포함하되, 상기 연소기는, 외부로부터 공급받은 연료와 상기 압축기로부터 공급받은 압축공기를 혼합하는 노즐과, 상기 노즐에 설치되며, 상기 노즐로부터 분사되는 연료와 압축공기의 혼합물이 연소되는 라이너와, 상기 라이너에 설치되며, 상기 라이너에서 생성된 연소가스가 통과되는 트랜지션피스와, 상기 라이너와 트랜지션피스의 접합 부위에 설치되며, 상기 라이너를 냉각시키는 라이너 냉각장치를 포함하며, 상기 라이너 냉각장치는, 상기 라이너와 트랜지션피스의 사이에 배치되며, 냉각공기가 유동하는 제1냉각유로와, 상기 제1냉각유로와 라이너의 사이에서 냉각공기가 유동하는 제2냉각유로가 형성된 지지부를 포함하는 가스터빈을 제공한다.And the present invention, a compressor that sucks air from the outside and compresses it; a combustor for mixing and burning the compressed air supplied from the compressor with fuel; and a turbine for generating power for power generation as the combustion gas supplied from the combustor passes inside, wherein the combustor includes a nozzle for mixing the fuel supplied from the outside and the compressed air supplied from the compressor; , a liner installed in the nozzle and burning a mixture of fuel and compressed air injected from the nozzle, a transition piece installed in the liner and through which the combustion gas generated in the liner passes, and the liner and the transition piece and a liner cooling device installed at a bonding portion and cooling the liner, wherein the liner cooling device is disposed between the liner and the transition piece, a first cooling passage through which cooling air flows, and the first cooling device. Provided is a gas turbine including a support portion in which a second cooling passage through which cooling air flows between a passage and a liner is formed.

상기 라이너는, 이너 라이너와, 상기 이너 라이너의 반경방향 외측에서 상기 이너 라이너를 감싸며, 상기 이너 라이너와의 사이를 통해 연소가스의 유동방향과 반대 방향으로 냉각공기가 유동되는 아우터 라이너를 포함하며, 상기 트랜지션피스는, 연소가스의 유동방향 기준 상류 측 단부가 상기 이너 라이너의 하류 측 단부의 반경방향 외측에 배치되는 이너 트랜지션피스와, 상기 이너 트랜지션피스의 반경방향 외측에 설치되며, 상기 아우터 라이너와 결합되고, 상기 이너 트랜지션피스와의 사이를 통해 상기 라이너 측으로 냉각공기가 유동되는 아우터 트랜지션피스를 포함하고, 상기 지지부는, 연소가스의 유동방향 기준 상기 이너 라이너의 하류 측 단부와 상기 이너 트랜지션피스의 상류 측 단부의 사이에 배치된다.The liner includes an inner liner and an outer liner that surrounds the inner liner from a radially outer side of the inner liner, and through which cooling air flows in a direction opposite to a flow direction of combustion gas through a space between the inner liner and the inner liner, The transition piece includes an inner transition piece in which an upstream end of the combustion gas flow direction is disposed radially outside the downstream end of the inner liner, and is installed radially outside the inner transition piece, the outer liner and and an outer transition piece coupled to the inner transition piece through which cooling air flows toward the liner through the inner transition piece; It is arranged between the upstream end.

상기 지지부는, 상기 라이너와 트랜지션피스의 사이에 배치되는 제1지지부재와, 상기 라이너와 제1지지부재의 사이에 배치되며, 상기 제1지지부재와의 사이에 제1냉각유로가 형성되고, 상기 라이너와의 사이에 제2냉각유로가 형성되는 제2지지부재를 포함한다.The support portion includes a first support member disposed between the liner and the transition piece, and disposed between the liner and the first support member, and a first cooling passage is formed between the liner and the first support member, and a second support member having a second cooling passage formed between the liner and the liner.

상기 제1지지부재와 제2지지부재는, 연소가스의 유동방향을 따라 연장된 형상으로 형성된다.The first support member and the second support member are formed to extend along the flow direction of the combustion gas.

상기 제1지지부재는, 연소가스의 유동방향 기준 상류 측 단부가 상기 트랜지션피스의 단부보다 상류 측으로 더 돌출되도록 형성되며, 상류 측 단부에 상기 제1냉각유로와 연통되는 유입구가 형성된다.The first support member is formed such that an upstream end of the combustion gas in a flow direction protrudes more upstream than an end of the transition piece, and an inlet communicating with the first cooling passage is formed at the upstream end.

상기 지지부는, 연소가스의 유동방향 기준 상기 제1지지부재의 상류 측 단부와 상기 제2지지부재의 상류 측 단부에 결합되는 제1격벽과, 상기 제1지지부재의 하류 측 단부와 상기 라이너의 하류 측 단부에 결합되며, 상기 트랜지션피스의 내부로 냉각공기가 토출되는 토출구가 형성된 제2격벽을 더 포함하며, 상기 제2지지부재는, 하류 측 단부가 상기 제2격벽으로부터 이격되도록 배치된다.The support part includes a first partition wall coupled to an upstream end of the first support member and an upstream end of the second support member based on a flow direction of the combustion gas, and a downstream end of the first support member and the liner. It is coupled to the downstream end and further includes a second partition wall formed with a discharge port through which cooling air is discharged into the transition piece, wherein the second support member is disposed so that the downstream end is spaced apart from the second partition wall.

상기 지지부는, 상기 제1냉각유로와 제2냉각유로에 배치되며, 상기 제1지지부재와 제2지지부재를 지지하고, 냉각공기가 통과되도록 중공 형상으로 형성되는 보조지지수단을 더 포함한다.The support part further includes auxiliary support means disposed in the first cooling passage and the second cooling passage, supporting the first support member and the second support member, and formed in a hollow shape to allow cooling air to pass therethrough.

본 발명에 따른 라이너 냉각장치는, 상기 제1지지부재와 트랜지션피스의 사이에 배치되며, 연소가스의 유동방향 기준 상기 유입구의 하류 측에 배치되는 씰링부를 더 포함한다.The liner cooling apparatus according to the present invention further includes a sealing part disposed between the first support member and the transition piece, and disposed downstream of the inlet in the flow direction of the combustion gas.

상기 씰링부는, 연소가스의 유동방향 기준 상류 측으로부터 하류 측으로 갈수록, 반경방향 외측으로 휘어지다가 내측으로 휘어지는 형상으로 형성되며, 반경방향 외측 부위가 상기 트랜지션피스의 내주면에 삽입되도록 배치된다.The sealing portion is formed in a shape that is curved outwardly and inwardly from the upstream side to the downstream side in the flow direction of the combustion gas, and is disposed so that the radially outer portion is inserted into the inner circumferential surface of the transition piece.

상기 라이너는, 연소가스의 유동방향 기준 하류 측 단부에, 상기 제2냉각유로와 연통되며 상기 제2냉각유로로 유동하는 냉각공기가 상기 라이너의 내부로 토출되는 보조토출유로가 형성된다.The liner has an auxiliary discharge passage communicating with the second cooling passage and discharging cooling air flowing into the second cooling passage into the liner at an end of the liner downstream of the flow direction of the combustion gas.

상기 보조토출유로는, 연소가스의 유동방향 기준 상류 측으로부터 하류 측으로 갈수록, 상기 라이너의 반경방향 내측으로 경사지게 배치된다.The auxiliary discharge passage is disposed to be inclined inwardly in the radial direction of the liner from the upstream side to the downstream side based on the flow direction of the combustion gas.

상기 라이너는, 연소가스의 유동방향 기준 하류 측 단부가 곡면 또는 경사면 형상으로 형성된 연소기.The liner is a combustor in which an end of the downstream side based on the flow direction of the combustion gas is formed in a curved or inclined shape.

상기 제2지지부재는, 상기 제1냉각유로와 제2냉각유로를 연통하며, 연소가스의 유동방향을 따라 서로 이격되도록 배치되는 복수개의 냉각홀이 형성된다.The second support member communicates with the first cooling passage and the second cooling passage, and a plurality of cooling holes are formed to be spaced apart from each other along the flow direction of the combustion gas.

상기 냉각홀은, 상기 제2지지부재의 외주면으로부터 내주면으로 갈수록, 상기 제2냉각유로에서 유동하는 냉각공기의 유동방향을 따라 경사지게 배치된다.The cooling hole is disposed to be inclined along a flow direction of the cooling air flowing in the second cooling passage from the outer circumferential surface to the inner circumferential surface of the second support member.

본 발명에 따른 라이너 냉각장치, 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈에 의하면, 이너 라이너와의 사이에 냉각공기가 유동하는 제1냉각유로와, 상기 제1냉각유로와 이너 라이너의 사이에 냉각공기가 유동하는 제2냉각유로를 구비함으로써, 이너 라이너의 단부를 전 범위에 걸쳐서 보다 효과적으로 냉각시킬 수 있다.According to the liner cooling device, the combustor, and the gas turbine including the same according to the present invention, a first cooling passage through which cooling air flows between the inner liner and the cooling air flows between the first cooling passage and the inner liner. By providing the second cooling flow path, it is possible to more effectively cool the end portion of the inner liner over the entire range.

도 1은 본 발명에 따른 가스터빈의 단면도이다.
도 2는 도 1에 나타낸 연소기의 단면도이다.
도 3은 도 2에서 A 부분을 확대하여 도시한 것으로서, 본 발명에 따른 연소기의 제1실시예를 나타낸 도면이다.
도 4는 도 2에서 A 부분을 확대하여 도시한 것으로서, 본 발명에 따른 연소기의 제2실시예를 나타낸 도면이다.
도 5는 도 2에서 A 부분을 확대하여 도시한 것으로서, 본 발명에 따른 연소기의 제3실시예를 나타낸 도면이다.
도 6은 도 2에서 A 부분을 확대하여 도시한 것으로서, 본 발명에 따른 연소기의 제4실시예를 나타낸 도면이다.
도 7은 도 2에서 A 부분을 확대하여 도시한 것으로서, 본 발명에 따른 연소기의 제5실시예를 나타낸 도면이다.
도 8은 도 2에서 A 부분을 확대하여 도시한 것으로서, 본 발명에 따른 연소기의 제6실시예를 나타낸 도면이다.1 is a cross-sectional view of a gas turbine according to the present invention.
Fig. 2 is a cross-sectional view of the combustor shown in Fig. 1;
3 is an enlarged view of part A in FIG. 2 and is a view showing a first embodiment of the combustor according to the present invention.
4 is an enlarged view of part A in FIG. 2 and is a view showing a second embodiment of the combustor according to the present invention.
FIG. 5 is an enlarged view of part A in FIG. 2 , and is a view showing a third embodiment of the combustor according to the present invention.
FIG. 6 is an enlarged view of part A in FIG. 2 , and is a view showing a fourth embodiment of the combustor according to the present invention.
7 is an enlarged view of part A in FIG. 2 and is a view showing a fifth embodiment of the combustor according to the present invention.
FIG. 8 is an enlarged view of part A in FIG. 2 , and is a view showing a sixth embodiment of the combustor according to the present invention.

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

이하, 본 발명에 따른 라이너 냉각장치, 연소기 및 이를 포함하는 가스터빈의 실시예에 대해서 도면을 참조하여 설명하도록 한다.Hereinafter, an embodiment of a liner cooling device, a combustor, and a gas turbine including the same according to the present invention will be described with reference to the drawings.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

도 2를 참조하면, 가스터빈의 연소시스템을 구성하는 연소기(100)는 셀(Cell) 형태로 형성되는 연소기 케이싱 내에 다수가 배열될 수 있으며, 연료를 분사하는 노즐(110)과, 연소실을 형성하는 라이너(Liner;120), 연소기(100)와 터빈(12)의 연결부가 되는 트랜지션피스(Transition piece; 130), 그리고 상기 라이너(120)와 트랜지션피스(130)의 결합 부위에 설치되며 라이너(120)의 단부를 냉각시키는 라이너 냉각장치(1000)를 포함한다.Referring to FIG. 2 , a plurality of combustors 100 constituting a combustion system of a gas turbine may be arranged in a combustor casing formed in a cell shape, and a nozzle 110 for injecting fuel and a combustion chamber are formed. A liner 120, a transition piece 130 that is a connection part between the combustor 100 and the turbine 12, and a liner ( and a liner cooling device 1000 for cooling the end of 120 .

구체적으로, 상기 라이너(120)는 연료노즐에 의해 분사되는 연료가 압축기의 압축공기와 혼합되어 연소되는 연소공간을 제공한다. 이러한 라이너(120)는, 공기와 혼합된 연료가 연소되는 연소공간을 제공하는 연소챔버와, 상기 연소챔버를 감싸면서 환형공간을 이루는 라이너 환형유로(124)가 형성된다. 또한 라이너의 전단에는 연료를 분사하는 노즐(110)이 결합되며, 측벽에는 점화기가 결합된다.Specifically, the liner 120 provides a combustion space in which the fuel injected by the fuel nozzle is mixed with the compressed air of the compressor and combusted. The liner 120 includes a combustion chamber providing a combustion space in which fuel mixed with air is combusted, and a liner annular flow path 124 surrounding the combustion chamber and forming an annular space. In addition, a nozzle 110 for injecting fuel is coupled to the front end of the liner, and an igniter is coupled to the sidewall.

상기 라이너(120)는, 이너 라이너(121)와 아우터 라이너(122)를 포함한다. 상기 이너 라이너(121)는, 상기 연소챔버가 내부에 형성되며, 상기 연소챔버에서 생성된 연소가스가 유동한다. 상기 아우터 라이너(122)는, 상기 이너 라이너(121)의 반경방향 외측에서 상기 이너 라이너(121)를 감싸도록 배치된다. 그리고 상기 이너 라이너(121)와 상기 아우터 라이너(122)의 사이에는, 상기 압축기(11)로부터 상기 연소기 케이싱의 내부로 유입된 압축공기가 유동하는 상기 라이너 환형유로(124)가 형성된다. 이때, 상기 라이너 환형유로(124)로 공급된 압축공기는, 상기 이너 라이너(121)의 내부에서 유동하는 연소가스의 유동방향(H)과는 반대 방향(C1)으로 유동한다.The liner 120 includes an inner liner 121 and an outer liner 122 . The inner liner 121 has the combustion chamber formed therein, and the combustion gas generated in the combustion chamber flows. The outer liner 122 is disposed to surround the inner liner 121 outside the inner liner 121 in a radial direction. And between the inner liner 121 and the outer liner 122, the liner annular flow path 124 through which the compressed air introduced into the combustor casing from the compressor 11 flows is formed. At this time, the compressed air supplied to the liner annular flow path 124 flows in a direction C1 opposite to the flow direction H of the combustion gas flowing inside the inner liner 121 .

이렇듯 압축공기가 상기 라이너 환형유로(124)를 따라 유동함으로써, 상기 연소챔버에서 연료의 연소에 의해 발생되는 열에 의해 상기 라이너(120)가 열 손상을 입는 것을 방지할 수 있다.As the compressed air flows along the liner annular flow path 124 as described above, it is possible to prevent the liner 120 from being thermally damaged by heat generated by combustion of fuel in the combustion chamber.

상기 라이너(120)의 후단, 즉 연소가스의 유동방향(H)을 기준으로 하였을 때의 상기 라이너(120)의 하류 측 단부에는, 점화플러그에 의해 연소되는 연소가스를 터빈(12) 측으로 보낼 수 있도록 상기 트랜지션피스(130)가 연결된다. 상기 라이너(120)와 마찬가지로, 상기 트랜지션피스(130)는, 상기 트랜지션피스의 내부 공간을 감싸는 트랜지션피스 환형유로(133)가 형성되며, 연소가스의 높은 온도에 의한 파손이 방지되도록 상기 트랜지션피스 환형유로(133)를 따라 흐르는 압축공기에 의해 상기 트랜지션피스(130)가 냉각된다.At the rear end of the liner 120, that is, at the downstream end of the liner 120 based on the flow direction H of the combustion gas, the combustion gas combusted by the spark plug can be sent to the turbine 12 side. so that the transition piece 130 is connected. Like the liner 120 , the transition piece 130 has a transition piece annular passage 133 surrounding the inner space of the transition piece is formed, and the transition piece is annular to prevent damage due to the high temperature of the combustion gas. The transition piece 130 is cooled by the compressed air flowing along the flow path 133 .

상기 트랜지션피스(130)는, 이너 트랜지션피스(131)와 아우터 트랜지션피스(132)를 포함한다. 상기 이너 트랜지션피스(131)는, 연소가스의 유동방향(H) 기준 상류 측 단부가 상기 이너 라이너(131)의 하류 측 단부의 반경방향 외측에 배치되며, 상기 이너 라이너(121)의 내부로 유동하는 연소가스가 내부로 유입된 후 상기 터빈(12)으로 공급된다. 상기 아우터 트랜지션피스(132)는, 상기 이너 트랜지션피스(131)의 반경방향 외측에서 상기 이너 트랜지션피스(131)를 감싸며, 상기 아우터 라이너(122)와 결합된다. 상기 트랜지션피스 환형유로(133)는, 상기 이너 트랜지션피스(131)와 상기 아우터 트랜지션피스(132)의 사이에 형성된다. 그리고 상기 트랜지션피스 환형유로(133)를 따라 연소가스의 반대 방향(C1)으로 유동하는 압축공기는, 이후 상기 라이너 환형유로(124)로 공급된다.The transition piece 130 includes an inner transition piece 131 and an outer transition piece 132 . In the inner transition piece 131 , the upstream end of the combustion gas in the flow direction H is disposed radially outside the downstream end of the inner liner 131 , and flows into the inner liner 121 . After the combustion gas is introduced to the inside, it is supplied to the turbine 12 . The outer transition piece 132 surrounds the inner transition piece 131 on the radially outer side of the inner transition piece 131 , and is coupled to the outer liner 122 . The transition piece annular flow path 133 is formed between the inner transition piece 131 and the outer transition piece 132 . And the compressed air flowing in the opposite direction C1 of the combustion gas along the transition piece annular flow path 133 is then supplied to the liner annular flow path 124 .

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

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

도 3을 참조하면, 본 발명에 따른 라이너 냉각장치(1000)는, 상기 이너 라이너(121)와 상기 이너 트랜지션피스(131)의 사이에 설치되며, 냉각공기를 이용하여 연소가스의 유동방향(H) 기준 상기 이너 라이너(121)의 하류 측 단부를 냉각시킨다. 이때, 상기 냉각공기는, 상기 압축기(11)로부터 공급받은 압축공기일 수도 있고, 상기 압축기(11)가 아닌 별도의 공급수단(미도시)으로부터 공급받은 것일 수도 있다. 이하부터는, 상기 냉각공기가 압축공기인 것으로 가정하여 설명하도록 한다.Referring to FIG. 3 , the liner cooling device 1000 according to the present invention is installed between the inner liner 121 and the inner transition piece 131, and uses cooling air in the flow direction (H) of the combustion gas. ) The downstream end of the inner liner 121 is cooled. In this case, the cooling air may be compressed air supplied from the compressor 11 , or may be supplied from a separate supply means (not shown) other than the compressor 11 . Hereinafter, it is assumed that the cooling air is compressed air.

한편, 이하부터 등장하게 될 ‘상류(Upstream)’와 ‘하류(Downstream)’라는 단어는, 상기 이너 라이너(121)의 내부에서 유동하는 연소가스의 유동방향(H)을 기준으로 한 것을 의미한다.On the other hand, the words 'upstream' and 'downstream', which will appear hereinafter, refer to the flow direction H of the combustion gas flowing inside the inner liner 121 as a reference. .

본 발명에 따른 라이너 냉각장치(1000)는, 본 발명에 따른 라이너 냉각장치(1000)는, 지지부(1100)와 씰링부(1200)를 포함한다.The liner cooling apparatus 1000 according to the present invention includes a supporting part 1100 and a sealing part 1200 .

상기 지지부(1100)는, 상기 이너 라이너(121)와 상기 이너 트랜지션피스(131)의 사이에 배치되는 것으로서, 제1지지부재(1110), 제2지지부재(1120), 제1격벽(1130), 제2격벽(1140) 및 보조지지수단(1150)을 포함한다.The support part 1100 is disposed between the inner liner 121 and the inner transition piece 131 , and includes a first support member 1110 , a second support member 1120 , and a first partition wall 1130 . , a second bulkhead 1140 and an auxiliary support means 1150 .

상기 제1지지부재(1110)는, 상기 이너 라이너(121)와 이너 트랜지션피스(131)의 사이에 배치된다. 그리고 상기 제1지지부재(1110)는, 연소가스의 유동방향(H)을 따라 연장된 원통의 형상으로 형성된다. 상기 제2지지부재(1120)는, 상기 이너 라이너(121)와 상기 제1지지부재(1110)의 사이에 배치된다. 그리고 상기 제2지지부재(1120) 역시, 연소가스의 유동방향(H)을 따라 연장된 원통의 형상으로 형성된다. 이때, 상기 제2지지부재(1120)는, 상기 제1지지부재(1110)로부터 반경방향 내측으로 이격 배치되며, 상기 이너 라이너(121)로부터 반경방향 외측으로 이격 배치된다. 그리고 상기 제1지지부재(1110)와 제2지지부재(1120)의 사이에는 제1냉각유로(1112)가 형성되며, 상기 제2지지부재(1120)와 이너 라이너(121)의 사이에는 제2냉각유로(1121)가 형성된다.The first support member 1110 is disposed between the inner liner 121 and the inner transition piece 131 . And the first support member 1110 is formed in the shape of a cylinder extending along the flow direction (H) of the combustion gas. The second support member 1120 is disposed between the inner liner 121 and the first support member 1110 . And the second support member 1120 is also formed in the shape of a cylinder extending along the flow direction (H) of the combustion gas. In this case, the second support member 1120 is disposed to be spaced apart from the first support member 1110 in a radial direction and radially outwardly from the inner liner 121 . A first cooling passage 1112 is formed between the first support member 1110 and the second support member 1120 , and a second cooling passage 1112 is formed between the second support member 1120 and the inner liner 121 . A cooling passage 1121 is formed.

상기 제1격벽(1130)은, 상기 제1지지부재(1110)와 제2지지부재(1120)의 상류 측 단부에 결합된다. 이에 따라 상기 제1격벽(1130)은, 상기 제1냉각유로(1112)의 상류 측 부분을 밀폐시킨다. 상기 제2격벽(1140)은, 상기 제1지지부재(1110)와 상기 이너 라이너(121)의 하류 측 단부에 결합된다.The first partition wall 1130 is coupled to upstream ends of the first support member 1110 and the second support member 1120 . Accordingly, the first partition wall 1130 seals an upstream portion of the first cooling passage 1112 . The second partition wall 1140 is coupled to the downstream end of the first support member 1110 and the inner liner 121 .

상기 제1지지부재(1110)와 제2지지부재(1120)의 상류 측 단부는, 상기 이너 트랜지션피스(131)의 상류 측 단부보다 상류 측으로 더 돌출되도록 형성된다. 즉, 상기 제1격벅(1130)은, 상기 이너 트랜지션피스(131)의 상류 측 단부보다 상류 측으로 더 이격된 위치에 배치된다. 그리고 상기 제1지지부재(1110)는, 상류 측 단부에 반경방향을 따라 관통되는 제1유입구(1111)가 형성된다.Upstream ends of the first and second support members 1110 and 1120 are formed to protrude more upstream than the upstream ends of the inner transition piece 131 . That is, the first gap 1130 is disposed at a position more spaced upstream than the upstream end of the inner transition piece 131 . In addition, the first support member 1110 has a first inlet 1111 penetrating through the radial direction at an upstream end thereof.

상기 제2지지부재(1120)는, 하류 측 단부가 상기 제2격벽(1140)으로부터 상류 측으로 이격된 위치에 배치된다. 이에 따라 상기 제1냉각유로(1112)와 제2냉각유로(1121)는, 상기 제2지지부재(1120)와 상기 제2격벽(1130)의 사이에서 연통된다. 그리고 상기 트랜지션피스 환형유로(133)로부터 상기 라이너 환형유로(124)로 유동하는 압축공기 중 일부는, 상기 유입구(1111)를 통해 상기 제1냉각유로(1112)로 유입된다.The second support member 1120 is disposed at a position in which a downstream end is spaced upstream from the second partition wall 1140 . Accordingly, the first cooling passage 1112 and the second cooling passage 1121 communicate between the second support member 1120 and the second partition wall 1130 . A part of the compressed air flowing from the transition piece annular flow path 133 to the liner annular flow path 124 is introduced into the first cooling flow path 1112 through the inlet 1111 .

상기 제2격벽(1140)에는, 토출구(1141)가 형성된다. 이 경우, 상기 제1냉각유로(1112)로부터 제2냉각유로(1121)로 유동하는 압축공기는, 상기 토출구(1141)를 통해 상기 이너 라이너(121)의 하류 측으로 토출되게 된다. 따라서 본 발명에 따른 라이너 냉각장치(1000)에 의하면, 필름 쿨링(Film cooling) 효과를 이용하여 상기 이너 라이너(121)의 단부의 하류 측 부위를 보다 효과적으로 냉각시킬 수 있음은 물론, 상기 이너 라이너(121)의 하류 측 부위에 정체되어 있는 연소가스를 상기 트랜지션피스(130) 측으로 밀어서 상기 트랜지션피스(130)의 내부에서 원활하게 유동하도록 할 수 있다.A discharge port 1141 is formed in the second partition wall 1140 . In this case, the compressed air flowing from the first cooling passage 1112 to the second cooling passage 1121 is discharged to the downstream side of the inner liner 121 through the discharge port 1141 . Therefore, according to the liner cooling device 1000 according to the present invention, it is possible to more effectively cool the portion downstream of the end of the inner liner 121 using the film cooling effect, as well as the inner liner ( 121), the combustion gas stagnated in the downstream side can be pushed toward the transition piece 130 to smoothly flow inside the transition piece 130 .

상기 보조지지수단(1150)은, 복수개로 구비되며, 각각 상기 제1냉각유로(1112)와 제2냉각유로(1121)에서 서로 이격되도록 배치되어 상기 제1지지부재(1110)와 제2지지부재(1120)를 지지한다. 그리고 상기 보조지지수단(1150)은, 각각 압축공기가 통과되도록 중공의 형상으로 형성된다. 따라서 상기 제1냉각유로(1112)와 제2냉각유로(1121)로 유입된 압축공기는, 각각 상기 제1냉각유로(1112)와 제2냉각유로(1121)를 따라 원활하게 유동하게 된다.The auxiliary support means 1150 is provided in plurality, and is disposed to be spaced apart from each other in the first cooling passage 1112 and the second cooling passage 1121, respectively, and the first support member 1110 and the second support member (1120) is supported. And the auxiliary support means 1150 is formed in a hollow shape so that compressed air passes through, respectively. Accordingly, the compressed air introduced into the first cooling passage 1112 and the second cooling passage 1121 smoothly flows along the first cooling passage 1112 and the second cooling passage 1121, respectively.

상기 트랜지션피스 환형유로(133)로부터 상기 라이너 환형유로(124)로 공급된 압축공기는, 상기 제2냉각유로(1121)의 상류 측 부위를 통해 상기 제2냉각유로(1121)로 유입된다. 상기 제2냉각유로(1121)의 상류 측 부위, 즉 상기 제2냉각유로(1121)의 입구에는, 상기 보조지지수단(1150)이 설치되어 있으므로, 상기 라이너 환형유로(124)에 존재하는 압축공기는, 상기 제2냉각유로(1121)로 유입이 될 수 있는 것이다.The compressed air supplied from the transition piece annular flow path 133 to the liner annular flow path 124 is introduced into the second cooling flow path 1121 through an upstream portion of the second cooling flow path 1121 . Since the auxiliary support means 1150 is installed at the upstream side of the second cooling passage 1121 , that is, at the inlet of the second cooling passage 1121 , the compressed air present in the liner annular passage 124 . may be introduced into the second cooling passage 1121 .

그리고 상기 제2냉각유로(1121)로 유입된 압축공기는, 상기 제1냉각유로(1112)에서의 압축공기의 유동방향(C2)과 동일한 방향(C2)으로 유동하면서, 상기 이너 라이너(121)의 단부를 냉각시킴은 물론, 상기 토출구(1141)를 통해 토출되면서 상기 이너 라이너(121)의 하류 측에 정체된 연소가스를 원활하게 유동시킨다.And the compressed air introduced into the second cooling passage 1121 flows in the same direction (C2) as the flow direction (C2) of the compressed air in the first cooling passage 1112, while the inner liner (121) of course, while being discharged through the discharge port 1141 , the stagnant combustion gas flows smoothly on the downstream side of the inner liner 121 .

상기 씰링부(1200)는, 상기 제1지지부재(1110)와 이너 트랜지션피스(131)의 사이에 배치된다. 이에 따라 상기 씰링부(1200)는, 상기 이너 트랜지션피스(131)를 상기 제1지지부재(1110)에 대하여 지지함은 물론, 상기 제1지지부재(1110)와 이너 트랜지션피스(131)의 사이로 압축공기가 누설되지 않도록 한다.The sealing part 1200 is disposed between the first support member 1110 and the inner transition piece 131 . Accordingly, the sealing part 1200 supports the inner transition piece 131 with respect to the first support member 1110 as well as between the first support member 1110 and the inner transition piece 131 . Make sure that the compressed air does not leak.

이때, 상기 유입구(1111)가 상기 씰링부(1200)에 의해 페쇄되는 것을 방지하도록, 상기 씰링부(1200)는, 상기 유입구(1111)보다 하류 측에 배치된다. 따라서 상기 씰링부(1200)는, 상기 트랜지션피스 환형유로(133)로부터 상기 라이너 환형유로(124)로 유동하는 압축공기가 상기 유입구(1111)를 통해 상기 제1냉각유로(1112)로 원활하게 공급되도록 할 수 있다.At this time, in order to prevent the inlet 1111 from being closed by the sealing part 1200 , the sealing part 1200 is disposed on the downstream side of the inlet 1111 . Accordingly, the sealing part 1200 smoothly supplies the compressed air flowing from the transition piece annular flow path 133 to the liner annular flow path 124 to the first cooling flow path 1112 through the inlet 1111 . can make it happen

이하부터는, 도 4 내지 도 8을 참조하여, 본 발명의 제2 내지 제6실시예에 관해 설명하도록 한다. 이때, 본 발명의 제1실시예와 차이가 있는 부분에 대해서만 설명하도록 한다.Hereinafter, with reference to FIGS. 4 to 8, second to sixth embodiments of the present invention will be described. At this time, only the parts that are different from the first embodiment of the present invention will be described.

도 4를 참조하면, 본 발명의 제2실시예에서, 상기 이너 라이너(121)에는, 보조토출유로(123)가 형성된다. 상기 보조토출유로(123)는, 일단이 상기 제2냉각유로(1121)와 연통하며, 타단이 상기 이너 라이너(121)의 내부와 연통된다. 이때, 상기 보조토출유로(123)는, 연소가스의 유동방향(H) 기준 상류 측에서 하류 측으로 갈수록, 상기 이너 라이너(121)의 반경방향 내측으로 경사지게 배치된다.Referring to FIG. 4 , in the second embodiment of the present invention, an auxiliary discharge passage 123 is formed in the inner liner 121 . One end of the auxiliary discharge passage 123 communicates with the second cooling passage 1121 , and the other end communicates with the interior of the inner liner 121 . At this time, the auxiliary discharge passage 123 is disposed to be inclined in the radial direction of the inner liner 121 from the upstream side to the downstream side based on the flow direction H of the combustion gas.

이 경우, 상기 보조토출유로(123)는, 상기 제2냉각유로(1121)를 따라 유동하는 압축공기 중 일부가 상기 토출구(1141)의 반경방향 내측으로 토출되도록 할 수 있다.In this case, the auxiliary discharge passage 123 may allow a portion of the compressed air flowing along the second cooling passage 1121 to be discharged in the radial direction of the discharge port 1141 .

따라서 본 발명의 제2실시예에 의하면, 상기 이너 라이너(121)의 내주면 중 상기 토출구(1141)의 반경방향 내측 부위를 보다 더 냉각시킬 수 있게 될 뿐만 아니라, 상기 토출구(1141)의 반경방향 내측 부위에서 정체되는 연소가스를 하류 측으로 밀어, 정체된 연소가스가 상기 트랜지션피스(130) 측으로 원활하게 유동하도록 할 수 있다.Therefore, according to the second embodiment of the present invention, it is possible to further cool the radially inner portion of the discharge port 1141 among the inner peripheral surface of the inner liner 121 , as well as the radially inner side of the discharge port 1141 . By pushing the combustion gas stagnant in the region to the downstream side, the stagnant combustion gas can smoothly flow toward the transition piece 130 .

도 5를 참조하면, 본 발명의 제3실시예에서, 상기 이너 라이너(121)는, 하류 측 단부(124)가 곡면 형상으로 형성될 수 있다. 이 경우, 상기 보조토출유로(123)를 통해 상기 이너 라이너(121)의 내부로 토출되는 압축공기가, 상기 이너 라이너(121)의 곡면 형상의 단부(124)를 따라 흐르면서 정체된 연소가스를 반경방향 외측으로 부드럽게 가이드하게 되며, 외측으로 가이드되는 연소가스가 상기 토출구(1141)를 통해 토출되는 압축공기에 의해 하류 측으로 유동하도록 할 수 있다.Referring to FIG. 5 , in the third exemplary embodiment of the present invention, the downstream end 124 of the inner liner 121 may be formed in a curved shape. In this case, the compressed air discharged to the inside of the inner liner 121 through the auxiliary discharge passage 123 flows along the curved end 124 of the inner liner 121 to radiate the stagnant combustion gas. It is gently guided outward in the direction, and the outwardly guided combustion gas may flow downstream by the compressed air discharged through the discharge port 1141 .

따라서 본 발명의 제3실시예에 의하면, 상기 이너 라이너(121)의 하류 측 단부(124)가 곡면 형상으로 형성됨으로써, 상기 이너 라이너(121)의 하류 측에서 정체되는 연소가스를 보다 원활하게 상기 터빈(12) 측으로 유동시킬 수 있다.Therefore, according to the third embodiment of the present invention, the downstream end 124 of the inner liner 121 is formed in a curved shape to more smoothly remove the combustion gas stagnating on the downstream side of the inner liner 121 . It can flow toward the turbine 12 side.

도 6을 참조하면, 본 발명의 제4실시예에서는, 도 3 내지 도 5에서 설명된 본 발명의 제1 내지 제3실시예와 비교하였을 때, 씰링부(1210)의 구조가 변경된다.Referring to FIG. 6 , in the fourth embodiment of the present invention, the structure of the sealing part 1210 is changed as compared with the first to third embodiments of the present invention described with reference to FIGS. 3 to 5 .

본 발명의 제4실시예에서, 씰링부(1210)는, 상류 측으로부터 하류 측으로 갈수록, 반경방향 외측으로 휘어지다가 내측으로 휘어지는 형상으로 형성된다. 이때, 상기 씰링부(1210)는, 반경방향 외측 부위가 상기 이너 트랜지션피스(131)의 내주면에 삽입되도록 배치된다.In the fourth embodiment of the present invention, the sealing portion 1210 is formed in a shape that is curved outward in the radial direction and then curved inward from the upstream side to the downstream side. In this case, the sealing part 1210 is disposed such that the radially outer portion is inserted into the inner circumferential surface of the inner transition piece 131 .

이와 같은 본 발명의 제4실시예에 의하면, 라이너 냉각장치(2000)에서 상기 씰링부(1210)이 상기 제1지지부재(1110)와 상기 이너 트랜지션피스(131)의 사이를 보다 긴밀하게 밀폐시킬 수 있다.According to the fourth embodiment of the present invention, the sealing part 1210 in the liner cooling device 2000 closes the space between the first support member 1110 and the inner transition piece 131 more closely. can

한편, 본 발명의 제3 및 제4실시예에서, 상기 이너 라이너(121)의 하류 측 단부(124)는, 곡면이 아닌 경사면(미도시) 형상으로 형성될 수도 있다. 즉, 상기 이너 라이너(121)의 하류 측 단부(124)는, 상기 보조토출유로(123)의 출구로부터 상기 토출구(1141) 측으로 곡면이 아닌 평면으로 이어지는 형상으로 형성될 수 있다.Meanwhile, in the third and fourth embodiments of the present invention, the downstream end 124 of the inner liner 121 may be formed in a shape of an inclined surface (not shown) rather than a curved surface. That is, the downstream end 124 of the inner liner 121 may be formed in a shape extending from the outlet of the auxiliary discharge passage 123 toward the discharge port 1141 toward a flat surface rather than a curved surface.

도 7을 참조하면, 본 발명의 제5실시예에 있어서, 상기 제2지지부재(1120)는, 복수개의 냉각홀(1122)이 형성될 수 있다. 상기 복수개의 냉각홀(1122)은, 상기 제1냉각유로(1112)와 제2냉각유로(1121)를 서로 연통시키며, 연소가스의 유동방향(H)을 따라 서로 이격되도록 배치된다.Referring to FIG. 7 , in the fifth embodiment of the present invention, a plurality of cooling holes 1122 may be formed in the second support member 1120 . The plurality of cooling holes 1122 communicates the first cooling passage 1112 and the second cooling passage 1121 with each other, and is disposed to be spaced apart from each other along the flow direction H of the combustion gas.

이 경우, 상기 제1냉각유로(1112)를 따라 유동하는 압축공기는, 상기 복수개의 냉각홀(1122)을 통해 상기 제2냉각유로(1121)로 유입된 후, 상기 이너 라이너(121)의 외주면에 충돌된다. 따라서 본 발명의 제5실시예에 의하면, 충돌 냉각(Impingement cooling) 효과를 이용하여, 상기 이너 라이너(121)를 보다 효과적으로 냉각시킬 수 있게 된다.In this case, after the compressed air flowing along the first cooling passage 1112 flows into the second cooling passage 1121 through the plurality of cooling holes 1122 , the outer peripheral surface of the inner liner 121 . collides with Therefore, according to the fifth embodiment of the present invention, the inner liner 121 can be more effectively cooled by using the effect of impingement cooling.

도 8을 참조하면, 본 발명의 제6실시예에서, 냉각홀(1123)은, 연소가스의 유동방향(H) 또는 압축공기의 유동방향(C2)에 대하여 경사진 형상으로 배치될 수 있다. 더욱 상세하게는, 상기 냉각홀(1123)은, 상기 제2지지부재(1120)의 외주면으로부터 내주면으로 갈수록, 상기 제2냉각유로(1121)에서 유동하는 냉각공기의 유동방향(C2)을 따라 경사진 형상으로 형성될 수 있다.Referring to FIG. 8 , in the sixth embodiment of the present invention, the cooling hole 1123 may be disposed in an inclined shape with respect to the flow direction (H) of the combustion gas or the flow direction (C2) of the compressed air. In more detail, the cooling hole 1123 is formed along the flow direction C2 of the cooling air flowing in the second cooling passage 1121 from the outer circumferential surface to the inner circumferential surface of the second support member 1120 . It may be formed in a photographic shape.

한편, 도 7 및 도 8에서는, 상기 냉각홀(1122,1123)이 도 3에 도시된 본 발명의 제1실시예에 추가된 것으로 도시하고 있으나, 이는 일 예에 불과하며, 본 발명의 제5 및 제6실시예에 따른 냉각홀(1122,1123)은 도 4 내지 도 6에 도시된 본 발명의 제2 내지 제4실시예에 추가될 수도 있음은 물론이라 할 것이다.Meanwhile, in FIGS. 7 and 8 , the cooling holes 1122 and 1123 are illustrated as being added to the first embodiment of the present invention shown in FIG. 3 , but this is only an example, and the fifth embodiment of the present invention and cooling holes 1122 and 1123 according to the sixth embodiment may be added to the second to fourth embodiments of the present invention shown in FIGS. 4 to 6 as a matter of course.

10 : 가스터빈 11 : 압축기
12 : 터빈 100 : 연소기
110 : 노즐 120 : 라이너
130 : 트랜지션피스 1000 : 라이너 냉각장치
1100 : 지지부 1200 : 씰링부10: gas turbine 11: compressor
12: turbine 100: combustor
110: nozzle 120: liner
130: transition piece 1000: liner cooling device
1100: support 1200: sealing part

Claims (29)

가스터빈의 연소기에 구비되는 라이너와 트랜지션피스의 접합 부위에 설치되며, 라이너를 냉각시키는 라이너 냉각장치에 있어서,
상기 라이너와 트랜지션피스의 사이에 배치되며, 냉각공기가 유동하는 제1냉각유로와, 상기 제1냉각유로와 라이너의 사이에서 냉각공기가 유동하는 제2냉각유로가 형성된 지지부를 포함하는 라이너 냉각장치.In the liner cooling device for cooling the liner, which is installed at the joint portion of the transition piece and the liner provided in the combustor of the gas turbine,
A liner cooling device comprising a support portion disposed between the liner and the transition piece, the support portion having a first cooling passage through which cooling air flows, and a second cooling passage through which cooling air flows between the first cooling passage and the liner. . 청구항 1에 있어서,
상기 라이너는,
이너 라이너와,
상기 이너 라이너의 반경방향 외측에서 상기 이너 라이너를 감싸며, 상기 이너 라이너와의 사이를 통해 연소가스의 유동방향과 반대 방향으로 냉각공기가 유동되는 아우터 라이너를 포함하며,
상기 트랜지션피스는,
연소가스의 유동방향 기준 상류 측 단부가 상기 이너 라이너의 하류 측 단부의 반경방향 외측에 배치되는 이너 트랜지션피스와,
상기 이너 트랜지션피스의 반경방향 외측에 설치되며, 상기 아우터 라이너와 결합되고, 상기 이너 트랜지션피스와의 사이를 통해 상기 라이너 측으로 냉각공기가 유동되는 아우터 트랜지션피스를 포함하고,
상기 지지부는, 연소가스의 유동방향 기준 상기 이너 라이너의 하류 측 단부와 상기 이너 트랜지션피스의 상류 측 단부의 사이에 배치되는 라이너 냉각장치.The method according to claim 1,
The liner is
inner liner,
and an outer liner that surrounds the inner liner from a radially outer side of the inner liner, and through which cooling air flows in a direction opposite to a flow direction of combustion gas through a space between the inner liner and the inner liner,
The transition piece is
an inner transition piece having an upstream end in the flow direction of the combustion gas disposed radially outside the downstream end of the inner liner;
an outer transition piece installed radially outside the inner transition piece, coupled to the outer liner, and through which cooling air flows toward the liner through a space between the inner transition piece and the inner transition piece;
The support part is disposed between a downstream end of the inner liner and an upstream end of the inner transition piece based on a flow direction of the combustion gas. 청구항 1에 있어서,
상기 지지부는,
상기 라이너와 트랜지션피스의 사이에 배치되는 제1지지부재와,
상기 라이너와 제1지지부재의 사이에 배치되며, 상기 제1지지부재와의 사이에 제1냉각유로가 형성되고, 상기 라이너와의 사이에 제2냉각유로가 형성되는 제2지지부재를 포함하는 라이너 냉각장치.The method according to claim 1,
The support part,
a first support member disposed between the liner and the transition piece;
a second support member disposed between the liner and the first support member, a first cooling passage formed between the first support member and a second cooling passage formed between the liner and the second support member liner cooler. 청구항 3에 있어서,
상기 제1지지부재와 제2지지부재는, 연소가스의 유동방향을 따라 연장된 형상으로 형성된 라이너 냉각장치.4. The method according to claim 3,
The first support member and the second support member are formed to extend along a flow direction of the combustion gas. 청구항 3에 있어서,
상기 제1지지부재는, 연소가스의 유동방향 기준 상류 측 단부가 상기 트랜지션피스의 단부보다 상류 측으로 더 돌출되도록 형성되며, 상류 측 단부에 상기 제1냉각유로와 연통되는 유입구가 형성된 라이너 냉각장치.4. The method according to claim 3,
The first support member is formed such that an upstream end of the combustion gas in a flow direction protrudes more upstream than an end of the transition piece, and an inlet communicating with the first cooling passage is formed at the upstream end. 청구항 3에 있어서,
상기 지지부는,
연소가스의 유동방향 기준 상기 제1지지부재의 상류 측 단부와 상기 제2지지부재의 상류 측 단부에 결합되는 제1격벽과,
상기 제1지지부재의 하류 측 단부와 상기 라이너의 하류 측 단부에 결합되며, 상기 트랜지션피스의 내부로 냉각공기가 토출되는 토출구가 형성된 제2격벽을 더 포함하며,
상기 제2지지부재는, 하류 측 단부가 상기 제2격벽으로부터 이격되도록 배치되는 라이너 냉각장치.4. The method according to claim 3,
The support part,
a first partition wall coupled to an upstream end of the first supporting member and an upstream end of the second supporting member based on the flow direction of the combustion gas;
and a second barrier rib coupled to the downstream end of the first support member and the downstream end of the liner and having a discharge port through which cooling air is discharged into the transition piece;
The second support member may be disposed such that a downstream end thereof is spaced apart from the second partition wall. 청구항 3에 있어서,
상기 지지부는,
상기 제1냉각유로와 제2냉각유로에 배치되며, 상기 제1지지부재와 제2지지부재를 지지하고, 냉각공기가 통과되도록 중공 형상으로 형성되는 보조지지수단을 더 포함하는 라이너 냉각장치.4. The method according to claim 3,
The support part,
and auxiliary support means disposed in the first cooling passage and the second cooling passage, supporting the first support member and the second support member, and formed in a hollow shape to allow cooling air to pass therethrough. 청구항 5에 있어서,
상기 제1지지부재와 트랜지션피스의 사이에 배치되며, 연소가스의 유동방향 기준 상기 유입구의 하류 측에 배치되는 씰링부를 더 포함하는 라이너 냉각장치.6. The method of claim 5,
and a sealing part disposed between the first support member and the transition piece and disposed on a downstream side of the inlet based on a flow direction of the combustion gas. 청구항 8에 있어서,
상기 씰링부는, 연소가스의 유동방향 기준 상류 측으로부터 하류 측으로 갈수록, 반경방향 외측으로 휘어지다가 내측으로 휘어지는 형상으로 형성되며, 반경방향 외측 부위가 상기 트랜지션피스의 내주면에 삽입되도록 배치되는 라이너 냉각장치.9. The method of claim 8,
The sealing part is formed in a shape that is curved outward in a radial direction and then curved inward from an upstream side to a downstream side based on the flow direction of the combustion gas, and the radially outer portion is disposed to be inserted into the inner circumferential surface of the transition piece. 청구항 1에 있어서,
상기 라이너는, 연소가스의 유동방향 기준 하류 측 단부에, 상기 제2냉각유로와 연통되며 상기 제2냉각유로로 유동하는 냉각공기가 상기 라이너의 내부로 토출되는 보조토출유로가 형성된 라이너 냉각장치.The method according to claim 1,
The liner has an auxiliary discharge passage communicating with the second cooling passage and discharging cooling air flowing into the second cooling passage into the liner at an end of the liner downstream of the flow direction of the combustion gas. 청구항 10에 있어서,
상기 보조토출유로는, 연소가스의 유동방향 기준 상류 측으로부터 하류 측으로 갈수록, 상기 라이너의 반경방향 내측으로 경사지게 배치되는 라이너 냉각장치.11. The method of claim 10,
The auxiliary discharge flow path is disposed to be inclined inwardly in a radial direction of the liner from an upstream side to a downstream side based on the flow direction of the combustion gas. 청구항 1에 있어서,
상기 라이너는, 연소가스의 유동방향 기준 하류 측 단부가 곡면 또는 경사면 형상으로 형성된 라이너 냉각장치.The method according to claim 1,
The liner is a liner cooling device in which an end of the downstream side based on the flow direction of the combustion gas is formed in a curved or inclined shape. 청구항 3에 있어서,
상기 제2지지부재는, 상기 제1냉각유로와 제2냉각유로를 연통하며, 연소가스의 유동방향을 따라 서로 이격되도록 배치되는 복수개의 냉각홀이 형성된 라이너 냉각장치.4. The method according to claim 3,
The second support member communicates with the first cooling passage and the second cooling passage, and a liner cooling device having a plurality of cooling holes disposed to be spaced apart from each other along a flow direction of the combustion gas. 청구항 13에 있어서,
상기 냉각홀은, 상기 제2지지부재의 외주면으로부터 내주면으로 갈수록, 상기 제2냉각유로에서 유동하는 냉각공기의 유동방향을 따라 경사지게 배치된 라이너 냉각장치.14. The method of claim 13,
The cooling hole is disposed to be inclined along a flow direction of the cooling air flowing in the second cooling passage from the outer circumferential surface to the inner circumferential surface of the second support member. 가스터빈의 압축기로부터 공급받은 압축공기를 연료와 혼합하여 연소시키는 연소기에 있어서,
외부로부터 공급받은 연료와 상기 압축기로부터 공급받은 압축공기를 혼합하는 노즐;
상기 노즐에 설치되며, 상기 노즐로부터 분사되는 연료와 압축공기의 혼합물이 연소되는 라이너;
상기 라이너에 설치되며, 상기 라이너에서 생성된 연소가스가 통과되는 트랜지션피스; 및
상기 라이너와 트랜지션피스의 접합 부위에 설치되며, 상기 라이너를 냉각시키는 라이너 냉각장치;를 포함하되,
상기 라이너 냉각장치는,
상기 라이너와 트랜지션피스의 사이에 배치되며, 냉각공기가 유동하는 제1냉각유로와, 상기 제1냉각유로와 라이너의 사이에서 냉각공기가 유동하는 제2냉각유로가 형성된 지지부를 포함하는 연소기.In a combustor for mixing compressed air supplied from a compressor of a gas turbine with fuel and combusting it,
a nozzle for mixing the fuel supplied from the outside and the compressed air supplied from the compressor;
a liner installed in the nozzle and burning a mixture of fuel and compressed air injected from the nozzle;
a transition piece installed on the liner, through which the combustion gas generated in the liner passes; and
A liner cooling device installed at a joint portion of the liner and the transition piece to cool the liner; including,
The liner cooling device,
A combustor comprising: a support portion disposed between the liner and the transition piece, wherein a first cooling passage through which cooling air flows, and a second cooling passage through which cooling air flows between the first cooling passage and the liner are formed. 청구항 15에 있어서,
상기 라이너는,
이너 라이너와,
상기 이너 라이너의 반경방향 외측에서 상기 이너 라이너를 감싸며, 상기 이너 라이너와의 사이를 통해 연소가스의 유동방향과 반대 방향으로 냉각공기가 유동되는 아우터 라이너를 포함하며,
상기 트랜지션피스는,
연소가스의 유동방향 기준 상류 측 단부가 상기 이너 라이너의 하류 측 단부의 반경방향 외측에 배치되는 이너 트랜지션피스와,
상기 이너 트랜지션피스의 반경방향 외측에 설치되며, 상기 아우터 라이너와 결합되고, 상기 이너 트랜지션피스와의 사이를 통해 상기 라이너 측으로 냉각공기가 유동되는 아우터 트랜지션피스를 포함하고,
상기 지지부는, 연소가스의 유동방향 기준 상기 이너 라이너의 하류 측 단부와 상기 이너 트랜지션피스의 상류 측 단부의 사이에 배치되는 연소기.16. The method of claim 15,
The liner is
inner liner,
and an outer liner that surrounds the inner liner from a radially outer side of the inner liner, and through which cooling air flows in a direction opposite to a flow direction of combustion gas through a space between the inner liner and the inner liner,
The transition piece is
an inner transition piece having an upstream end in the flow direction of the combustion gas disposed radially outside the downstream end of the inner liner;
an outer transition piece installed radially outside the inner transition piece, coupled to the outer liner, and through which cooling air flows toward the liner through a space between the inner transition piece and the inner transition piece;
The support portion is disposed between a downstream end of the inner liner and an upstream end of the inner transition piece based on a flow direction of the combustion gas. 청구항 15에 있어서,
상기 지지부는,
상기 라이너와 트랜지션피스의 사이에 배치되는 제1지지부재와,
상기 라이너와 제1지지부재의 사이에 배치되며, 상기 제1지지부재와의 사이에 제1냉각유로가 형성되고, 상기 라이너와의 사이에 제2냉각유로가 형성되는 제2지지부재를 포함하는 연소기.16. The method of claim 15,
The support part,
a first support member disposed between the liner and the transition piece;
a second support member disposed between the liner and the first support member, a first cooling passage formed between the first support member and a second cooling passage formed between the liner and the second support member burner. 청구항 17에 있어서,
상기 제1지지부재와 제2지지부재는, 연소가스의 유동방향을 따라 연장된 형상으로 형성된 연소기.18. The method of claim 17,
The first support member and the second support member are formed in a shape extending along the flow direction of the combustion gas. 청구항 17에 있어서,
상기 제1지지부재는, 연소가스의 유동방향 기준 상류 측 단부가 상기 트랜지션피스의 단부보다 상류 측으로 더 돌출되도록 형성되며, 상류 측 단부에 상기 제1냉각유로와 연통되는 유입구가 형성된 연소기.18. The method of claim 17,
The first support member is formed such that an upstream end of the combustion gas in a flow direction protrudes more upstream than an end of the transition piece, and an inlet communicating with the first cooling passage is formed at the upstream end. 청구항 17에 있어서,
상기 지지부는,
연소가스의 유동방향 기준 상기 제1지지부재의 상류 측 단부와 상기 제2지지부재의 상류 측 단부에 결합되는 제1격벽과,
상기 제1지지부재의 하류 측 단부와 상기 라이너의 하류 측 단부에 결합되며, 상기 트랜지션피스의 내부로 냉각공기가 토출되는 토출구가 형성된 제2격벽을 더 포함하며,
상기 제2지지부재는, 하류 측 단부가 상기 제2격벽으로부터 이격되도록 배치되는 연소기.18. The method of claim 17,
The support part,
a first partition wall coupled to an upstream end of the first supporting member and an upstream end of the second supporting member based on the flow direction of the combustion gas;
and a second barrier rib coupled to the downstream end of the first support member and the downstream end of the liner and having a discharge port through which cooling air is discharged into the transition piece;
The second support member is a combustor disposed such that a downstream end is spaced apart from the second partition wall. 청구항 17에 있어서,
상기 지지부는,
상기 제1냉각유로와 제2냉각유로에 배치되며, 상기 제1지지부재와 제2지지부재를 지지하고, 냉각공기가 통과되도록 중공 형상으로 형성되는 보조지지수단을 더 포함하는 연소기.18. The method of claim 17,
The support part,
The combustor further comprising auxiliary support means disposed in the first cooling passage and the second cooling passage, supporting the first support member and the second support member, and formed in a hollow shape to allow cooling air to pass therethrough. 청구항 19에 있어서,
상기 제1지지부재와 트랜지션피스의 사이에 배치되며, 연소가스의 유동방향 기준 상기 유입구의 하류 측에 배치되는 씰링부를 더 포함하는 연소기.20. The method of claim 19,
The combustor further comprising a sealing part disposed between the first support member and the transition piece, and disposed on the downstream side of the inlet based on the flow direction of the combustion gas. 청구항 22에 있어서,
상기 씰링부는, 연소가스의 유동방향 기준 상류 측으로부터 하류 측으로 갈수록, 반경방향 외측으로 휘어지다가 내측으로 휘어지는 형상으로 형성되며, 반경방향 외측 부위가 상기 트랜지션피스의 내주면에 삽입되도록 배치되는 연소기.23. The method of claim 22,
The sealing part is formed in a shape that is curved outwardly and inwardly from the upstream side to the downstream side in the flow direction of the combustion gas, and the radially outer part is disposed to be inserted into the inner circumferential surface of the transition piece. 청구항 15에 있어서,
상기 라이너는, 연소가스의 유동방향 기준 하류 측 단부에, 상기 제2냉각유로와 연통되며 상기 제2냉각유로로 유동하는 냉각공기가 상기 라이너의 내부로 토출되는 보조토출유로가 형성된 연소기.16. The method of claim 15,
The liner has an auxiliary discharge passage communicating with the second cooling passage and discharging cooling air flowing into the second cooling passage into the inside of the liner at an end of the liner on a downstream side based on the flow direction of the combustion gas. 청구항 24에 있어서,
상기 보조토출유로는, 연소가스의 유동방향 기준 상류 측으로부터 하류 측으로 갈수록, 상기 라이너의 반경방향 내측으로 경사지게 배치되는 연소기.25. The method of claim 24,
The auxiliary discharge flow path is a combustor disposed to be inclined inwardly in a radial direction of the liner from an upstream side to a downstream side based on the flow direction of the combustion gas. 청구항 15에 있어서,
상기 라이너는, 연소가스의 유동방향 기준 하류 측 단부가 곡면 또는 경사면 형상으로 형성된 연소기.16. The method of claim 15,
The liner is a combustor in which an end of the downstream side based on the flow direction of the combustion gas is formed in a curved or inclined shape. 청구항 17에 있어서,
상기 제2지지부재는, 상기 제1냉각유로와 제2냉각유로를 연통하며, 연소가스의 유동방향을 따라 서로 이격되도록 배치되는 복수개의 냉각홀이 형성된 연소기.18. The method of claim 17,
The second support member communicates with the first cooling passage and the second cooling passage, and a combustor having a plurality of cooling holes disposed to be spaced apart from each other along a flow direction of the combustion gas. 청구항 27에 있어서,
상기 냉각홀은, 상기 제2지지부재의 외주면으로부터 내주면으로 갈수록, 상기 제2냉각유로에서 유동하는 냉각공기의 유동방향을 따라 경사지게 배치된 연소기.28. The method of claim 27,
The cooling hole is disposed to be inclined along a flow direction of the cooling air flowing in the second cooling flow path from the outer circumferential surface to the inner circumferential surface of the second support member. 외부로부터 공기를 흡입하여 압축시키는 압축기;
상기 압축기로부터 공급받은 압축공기를 연료와 혼합하여 연소시키는 연소기; 및
상기 연소기로부터 공급받은 연소가스가 내부로 통과됨에 따라, 전력 생성을 위한 동력을 발생시키는 터빈을 포함하되,
상기 연소기는,
외부로부터 공급받은 연료와 상기 압축기로부터 공급받은 압축공기를 혼합하는 노즐과,
상기 노즐에 설치되며, 상기 노즐로부터 분사되는 연료와 압축공기의 혼합물이 연소되는 라이너와,
상기 라이너에 설치되며, 상기 라이너에서 생성된 연소가스가 통과되는 트랜지션피스와,
상기 라이너와 트랜지션피스의 접합 부위에 설치되며, 상기 라이너를 냉각시키는 라이너 냉각장치를 포함하며,
상기 라이너 냉각장치는,
상기 라이너와 트랜지션피스의 사이에 배치되며, 냉각공기가 유동하는 제1냉각유로와, 상기 제1냉각유로와 라이너의 사이에서 냉각공기가 유동하는 제2냉각유로가 형성된 지지부를 포함하는 가스터빈.a compressor that sucks air from the outside and compresses it;
a combustor for mixing and burning the compressed air supplied from the compressor with fuel; and
As the combustion gas supplied from the combustor passes inside, it includes a turbine for generating power for power generation,
the combustor,
A nozzle for mixing the fuel supplied from the outside and the compressed air supplied from the compressor;
a liner installed in the nozzle, in which a mixture of fuel and compressed air injected from the nozzle is combusted;
a transition piece installed on the liner and through which the combustion gas generated in the liner passes;
and a liner cooling device installed at a joint portion between the liner and the transition piece and cooling the liner,
The liner cooling device,
A gas turbine comprising a support portion disposed between the liner and the transition piece, wherein a first cooling passage through which cooling air flows, and a second cooling passage through which cooling air flows between the first cooling passage and the liner are formed.
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