KR102026828B1

KR102026828B1 - Gas turbine and crack monitoring system thereof

Info

Publication number: KR102026828B1
Application number: KR1020180037374A
Authority: KR
Inventors: 이무형
Original assignee: 두산중공업 주식회사
Priority date: 2018-03-30
Filing date: 2018-03-30
Publication date: 2019-11-04
Anticipated expiration: 2038-03-30

Abstract

본 발명의 가스 터빈은, 공기를 압축시키기 위한 압축기; 상기 압축기로부터 유입된 압축 공기를 연료와 혼합하여 연소시키는 연소기; 상기 연소기의 연소된 가스에 의해 회전하여 동력을 발생시키는 터빈; 상기 압축기에서 공급된 냉각 공기가 토크튜브 유닛을 경유하여 상기 터빈의 디스크 유닛을 통해 터빈 블레이드로 공급되도록 개구된 냉각공기 공급유로; 및 상기 냉각공기 공급유로의 내면에 구비되어 상기 터빈 디스크 유닛의 균열을 감지하는 센서를 포함한다.The gas turbine of the present invention includes a compressor for compressing air; A combustor configured to combust the compressed air introduced from the compressor with fuel; A turbine rotating by the combusted gas of the combustor to generate power; A cooling air supply passage opened such that cooling air supplied from the compressor is supplied to the turbine blade through the disk unit of the turbine via the torque tube unit; And a sensor provided on an inner surface of the cooling air supply passage to detect a crack of the turbine disk unit.

Description

GAS TURBINE AND CRACK MONITORING SYSTEM THEREOF}

본 발명은 가스 터빈 및 가스 터빈의 균열 모니터링 시스템에 관한 것이다.The present invention relates to a gas turbine and a crack monitoring system of the gas turbine.

터빈이란 증기, 가스와 같은 압축성 유체의 흐름을 이용하여 충동력 또는 반동력으로 회전력을 얻는 기계장치로, 증기를 이용하는 증기터빈 및 고온의 연소 가스를 이용하는 가스 터빈 등이 있다.A turbine is a mechanical device that obtains rotational force by impulse or reaction force by using a flow of a compressive fluid such as steam and gas, and includes a steam turbine using steam and a gas turbine using high-temperature combustion gas.

이 중, 가스 터빈은 크게 압축기와 연소기와 터빈으로 구성된다. 상기 압축기는 공기를 도입하는 공기 도입구가 구비되고, 압축기 하우징 내에 복수의 압축기 베인과, 압축기 블레이드가 교대로 배치되어 있다.Among these, the gas turbine is largely comprised of a compressor, a combustor, and a turbine. The compressor is provided with an air inlet for introducing air, and a plurality of compressor vanes and compressor blades are alternately arranged in the compressor housing.

연소기는 상기 압축기에서 압축된 압축 공기에 대하여 연료를 공급하고 버너로 점화함으로써 고온고압의 연소 가스가 생성된다.The combustor supplies fuel to the compressed air compressed in the compressor and ignites the burner to produce combustion gas of high temperature and high pressure.

터빈은 터빈 하우징 내에 복수의 터빈 베인과, 터빈 블레이드가 교대로 배치되어 있다. 또한, 압축기와 연소기와 터빈 및 배기실의 중심부를 관통하도록 로터가 배치되어 있다.In the turbine, a plurality of turbine vanes and a turbine blade are alternately arranged in the turbine housing. In addition, the rotor is disposed so as to pass through the center of the compressor, the combustor, the turbine, and the exhaust chamber.

상기 로터는 양단부가 베어링에 의해 회전 가능하게 지지된다. 그리고, 상기 로터에 복수의 디스크가 고정되어, 각각의 블레이드가 연결되는 동시에, 배기실측의 단부에 발전기 등의 구동축이 연결된다.Both ends of the rotor are rotatably supported by bearings. Then, a plurality of disks are fixed to the rotor, each blade is connected, and a drive shaft such as a generator is connected to an end of the exhaust chamber side.

이러한 가스 터빈은 4행정 기관의 피스톤과 같은 왕복운동 기구가 없기 때문에 피스톤-실린더와 같은 상호 마찰부분이 없어 윤활유의 소비가 극히 적으며 왕복운동기계의 특징인 진폭이 대폭 감소되고, 고속운동이 가능한 장점이 있다.Since the gas turbine does not have a reciprocating mechanism such as a piston in a four-stroke engine, there is no mutual friction portion such as a piston-cylinder, so the consumption of lubricating oil is extremely low, and the amplitude characteristic of the reciprocating machine is greatly reduced and high speed movement is possible. There is an advantage.

가스 터빈의 작동에 대해서 간략하게 설명하면, 압축기에서 압축된 공기가 연료와 혼합되어 연소됨으로써 고온의 연소 가스가 만들어지고, 이렇게 만들어진 연소 가스는 터빈측으로 분사된다. 분사된 연소 가스가 상기 터빈 베인 및 터빈 블레이드를 통과하면서 회전력을 생성시키고, 이에 상기 로터가 회전하게 된다.Briefly describing the operation of the gas turbine, the compressed air in the compressor is mixed with fuel and combusted to produce a high temperature combustion gas, which is injected into the turbine side. The injected combustion gas passes through the turbine vanes and turbine blades to generate a rotational force, which causes the rotor to rotate.

특히, 터빈의 내부에는 고온 고압의 연소 가스가 로터를 회전시키게 되고, 고정체인 터빈 하우징 및 터빈 베인 사이에서 회전체인 터빈 로터가 회전하게 된다. 이때, 터빈 로터 디스크와 블레이드 등의 부품들은 기계적 진동, 열적 팽창 및 순환 등에 의해 마모되거나 균열이 발생할 수 있다. 가스 터빈 내부 부품 중 하나에 균열이 발생하면 다른 부품까지 파손될 우려가 있고 큰 사고로 이어질 수 있다. 그래서, 가스 터빈의 작동 중에 내부 부품에 균열이 형성되는지 여부를 실시간으로 모니터링할 필요가 있다.In particular, the combustion gas of a high temperature and high pressure rotates a rotor inside a turbine, and the rotor rotor of a rotor rotates between a turbine housing which is a fixed body, and a turbine vane. At this time, parts such as turbine rotor disk and blade may be worn or cracked due to mechanical vibration, thermal expansion and circulation. Cracks in one of the gas turbine's internal components can cause damage to other components and lead to major accidents. Thus, there is a need to monitor in real time whether cracks form in the internal components during operation of the gas turbine.

공개특허공보 제10-2013-0122680호Published Patent Publication No. 10-2013-0122680

본 발명은 가스 터빈의 작동 중에 내부 부품에 균열이 발생하는 것을 실시간으로 감지하여 알려줌으로써 가스 터빈의 파손을 방지할 수 있는 가스 터빈 및 균열 모니터링 시스템을 제공하는 것을 목적으로 한다.It is an object of the present invention to provide a gas turbine and a crack monitoring system that can prevent damage to a gas turbine by detecting and notifying in real time that a crack occurs in an internal component during operation of the gas turbine.

상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 가스 터빈은, 공기를 압축시키기 위한 압축기; 상기 압축기로부터 유입된 압축 공기를 연료와 혼합하여 연소시키는 연소기; 상기 연소기의 연소된 가스에 의해 회전하여 동력을 발생시키는 터빈; 상기 압축기에서 공급된 냉각 공기가 토크튜브 유닛을 경유하여 상기 터빈의 디스크 유닛을 통해 터빈 블레이드로 공급되도록 개구된 냉각공기 공급유로; 및 상기 냉각공기 공급유로의 내면에 구비되어 상기 터빈 디스크 유닛의 균열을 감지하는 센서를 포함한다.Gas turbine of the present invention for achieving the above object, a compressor for compressing air; A combustor configured to combust the compressed air introduced from the compressor with fuel; A turbine rotating by the combusted gas of the combustor to generate power; A cooling air supply passage opened such that cooling air supplied from the compressor is supplied to the turbine blade through the disk unit of the turbine via the torque tube unit; And a sensor provided on an inner surface of the cooling air supply passage to detect a crack of the turbine disk unit.

상기 센서는 상기 냉각공기 공급유로의 내면에 부착되는 적어도 하나의 고온 스트레인 게이지(strain gauge)인 것이 바람직하다.Preferably, the sensor is at least one high temperature strain gauge attached to an inner surface of the cooling air supply passage.

상기 냉각공기 공급유로는, 상기 압축기에서 압축된 냉각 공기가 상기 토크튜브 유닛을 경유하여 상기 터빈 디스크 유닛의 제1단 터빈 디스크로 공급되도록 개구된 제1 냉각공기 공급유로; 상기 냉각 공기가 상기 압축기의 디스크 유닛으로부터 상기 토크튜브 유닛을 경유하여 상기 터빈 디스크 유닛의 제2단 터빈 디스크로 공급되도록 개구된 제2 냉각공기 공급유로; 및 상기 냉각 공기가 상기 압축기의 디스크 유닛에서 상기 가스 터빈에 구비된 타이로드의 축방향을 경유하여 상기 터빈 디스크 유닛의 제3단 및 제4단 터빈 디스크로 공급되도록 개구된 제3 냉각공기 공급유로를 포함할 수 있다.The cooling air supply passage may include: a first cooling air supply passage opened such that cooling air compressed by the compressor is supplied to the first stage turbine disk of the turbine disk unit via the torque tube unit; A second cooling air supply passage opened such that the cooling air is supplied from the disc unit of the compressor to the second stage turbine disc of the turbine disc unit via the torque tube unit; And a third cooling air supply passage opened such that the cooling air is supplied to the third and fourth stage turbine disks of the turbine disk unit via the axial direction of the tie rod provided in the gas turbine in the disk unit of the compressor. It may include.

상기 냉각공기 공급유로는, 상기 압축기에서 공급된 냉각 공기가 상기 토크튜브 유닛 내부를 경유하여 상기 터빈 디스크 유닛의 제1단 터빈 디스크로 공급되도록 개구된 제1 냉각공기 공급유로; 상기 냉각 공기가 상기 압축기의 디스크 유닛으로부터 상기 토크튜브 유닛과 상기 제1단 터빈 디스크를 경유하여 상기 터빈 디스크 유닛의 제2단 터빈 디스크로 공급되도록 개구된 제2 냉각공기 공급유로; 및 상기 냉각 공기가 상기 압축기의 디스크 유닛에서 상기 가스 터빈에 구비된 타이로드의 축방향을 경유하여 상기 터빈 디스크 유닛의 제3단 및 제4단 터빈 디스크로 공급되도록 개구된 제3 냉각공기 공급유로를 포함할 수 있다.The cooling air supply passage may include: a first cooling air supply passage opened to supply cooling air supplied from the compressor to the first stage turbine disk of the turbine disk unit via the torque tube unit; A second cooling air supply passage opened such that the cooling air is supplied from the disc unit of the compressor to the second stage turbine disk of the turbine disk unit via the torque tube unit and the first stage turbine disk; And a third cooling air supply passage opened such that the cooling air is supplied to the third and fourth stage turbine disks of the turbine disk unit via the axial direction of the tie rod provided in the gas turbine in the disk unit of the compressor. It may include.

상기 센서는, 상기 제1 냉각공기 공급유로에서 상기 터빈 디스크 유닛의 내부에 형성된 채널의 내면에 복수의 센서가 서로 마주보도록 부착되는 것이 바람직하다.The sensor is preferably attached to the inner surface of the channel formed in the turbine disk unit in the first cooling air supply passage so that a plurality of sensors facing each other.

상기 복수의 센서는, 상기 제2 냉각공기 공급유로에서 상기 터빈 디스크 유닛의 내부에 형성된 채널의 내면에 복수의 센서가 서로 마주보도록 부착되는 것이 바람직하다.The plurality of sensors are preferably attached to the inner surface of the channel formed inside the turbine disk unit in the second cooling air supply passage so that the plurality of sensors face each other.

상기 복수의 센서는, 상기 채널 중 수평하게 형성된 채널에 상하로 배치되고, 상기 채널 중 경사지게 형성된 채널에 좌우로 배치되는 것이 바람직하다.The plurality of sensors may be disposed vertically in a horizontally formed channel among the channels, and may be disposed left and right in an inclined channel among the channels.

상기 복수의 센서는, 상기 제3 냉각공기 공급유로에서 상기 터빈 디스크 유닛의 내부에 형성된 채널의 내면에 복수의 센서가 서로 마주보도록 부착되는 것이 바람직하다.The plurality of sensors may be attached to the inner surface of the channel formed in the turbine disk unit in the third cooling air supply passage so that the plurality of sensors face each other.

상기 복수의 센서는, 경사지게 형성된 채널에 좌우로 배치되는 것이 바람직하다.The plurality of sensors are preferably arranged left and right in an inclined channel.

상기 복수의 센서는, 상기 제4 냉각공기 공급유로에서 상기 터빈 디스크 유닛의 내부에 형성된 채널의 내면에 복수의 센서가 서로 마주보도록 부착되는 것이 바람직하다.Preferably, the plurality of sensors are attached to the inner surface of the channel formed in the turbine disk unit in the fourth cooling air supply passage so that the plurality of sensors face each other.

상기 복수의 센서는, 세로로 형성된 채널의 상단부와 하단부에 각각 배치되는 것이 바람직하다.Preferably, the plurality of sensors are disposed at upper and lower ends of the vertically formed channel.

상기 센서의 감지값을 분석하여 균열 위치와 균열 정도를 판단하고 상기 가스 터빈을 제어하는 제어부를 더 포함하는 것이 바람직하다.It is preferable to further include a control unit for analyzing the detection value of the sensor to determine the crack position and the degree of cracking and to control the gas turbine.

상기 제어부는 메모리에 저장된 균열이 발생하지 않은 감지 데이터와 현재의 감지 데이터를 비교하여 균열 정도를 판단하는 것이 바람직하다.The controller may determine the degree of cracking by comparing the current sensed data with the sensed data in which no crack is stored in the memory.

상기 제어부는 판단된 균열 정도를 표시부에 표시하고 균열 정도에 따라 가스 터빈의 회전 속도를 줄이거나 정지할 수 있다.The controller may display the determined degree of cracking on the display unit and reduce or stop the rotation speed of the gas turbine according to the degree of cracking.

그리고, 본 발명의 가스 터빈의 균열 모니터링 시스템은, 공기를 압축시키기 위한 압축기; 상기 압축기로부터 유입된 압축 공기를 연료와 혼합하여 연소시키는 연소기; 상기 연소기의 연소된 가스에 의해 회전하여 동력을 발생시키는 터빈; 상기 압축기에서 공급된 냉각 공기가 토크튜브 유닛을 경유하여 상기 터빈의 디스크 유닛을 통해 터빈 블레이드로 공급되도록 개구된 냉각공기 공급유로; 상기 냉각공기 공급유로의 내면에 구비되어 상기 터빈 디스크 유닛의 균열을 감지하는 센서; 및 상기 센서로부터 감지 신호를 받아 균열 여부와 균열 정도를 판단하고 가스 터빈을 제어하는 모니터링 장치를 포함한다.In addition, the crack monitoring system of the gas turbine of the present invention, a compressor for compressing air; A combustor configured to combust the compressed air introduced from the compressor with fuel; A turbine rotating by the combusted gas of the combustor to generate power; A cooling air supply passage opened such that cooling air supplied from the compressor is supplied to the turbine blade through the disk unit of the turbine via the torque tube unit; A sensor provided on an inner surface of the cooling air supply passage to detect a crack of the turbine disk unit; And a monitoring device that receives the detection signal from the sensor to determine whether or not the crack is present and to control the gas turbine.

상기 모니터링 장치는, 상기 센서의 감지값을 균열이 발생하지 않은 감지 데이터와 비교 분석하여 균열 위치와 균열 정도를 판단하는 모니터부와, 상기 모니터부의 판단 결과에 따라 가스 터빈의 회전 속도를 줄이거나 정지하는 제어부를 포함하는 것이 바람직하다.The monitoring device may include: a monitor unit configured to compare the detected value of the sensor with detection data in which no crack is generated, and determine a crack position and a crack level; It is preferable to include a control unit.

상기 모니터링 장치는, 상기 균열이 발생하지 않은 감지 데이터와 현재의 균열 감지 데이터 및 상기 모니터부의 균열 판단 결과를 저장하는 메모리부와, 상기 모니터부의 판단 결과에 따른 균열 위치와 균열 정도를 표시하는 표시부를 더 포함하는 것이 바람직하다.The monitoring device may include a memory unit configured to store the detection data, the current crack detection data, and a crack determination result of the monitor unit, and a display unit to display a crack position and a crack degree according to the determination result of the monitor unit. It is preferable to further include.

상기 냉각공기 공급유로는, 상기 압축기에서 공급된 냉각 공기가 토크튜브 유닛 내부를 경유하여 상기 터빈 디스크 유닛의 제1단 터빈 디스크로 공급되도록 개구된 제1 냉각공기 공급유로; 상기 냉각 공기를 상기 압축기의 디스크 유닛으로부터 상기 토크튜브 유닛과 상기 제1단 터빈 디스크를 경유하여 상기 터빈 디스크 유닛의 제2단 터빈 디스크로 공급되도록 개구된 제2 냉각공기 공급유로; 및 상기 냉각 공기를 상기 압축기의 디스크 유닛에서 상기 가스 터빈에 구비된 타이로드의 축방향을 경유하여 상기 터빈 디스크 유닛의 제3단 및 제4단 터빈 디스크로 공급되도록 개구된 제3 냉각공기 공급유로를 포함하는 것이 바람직하다.The cooling air supply passage may include: a first cooling air supply passage opened such that cooling air supplied from the compressor is supplied to the first stage turbine disk of the turbine disk unit via the torque tube unit; A second cooling air supply passage opened to supply the cooling air from the disk unit of the compressor to the second stage turbine disk of the turbine disk unit via the torque tube unit and the first stage turbine disk; And a third cooling air supply passage opened to supply the cooling air to the third and fourth stage turbine disks of the turbine disk unit via the axial direction of the tie rod provided in the gas turbine from the disk unit of the compressor. It is preferable to include.

상기 센서는 상기 제1 냉각공기 공급유로, 상기 제2 냉각공기 공급유로, 상기 제3 냉각공기 공급유로 중 터빈 디스크 내부의 채널 내면에 부착되는 적어도 한 쌍의 고온 스트레인 게이지를 포함하는 것이 바람직하다.The sensor preferably includes at least one pair of high temperature strain gauges attached to an inner surface of a channel inside a turbine disk of the first cooling air supply passage, the second cooling air supply passage, and the third cooling air supply passage.

상기 스트레인 게이지는 상기 터빈 디스크 유닛 내부와 상기 제4단 터빈 디스크의 하류 측에 결합되는 후방 중공샤프트 내부로 배치되는 리드선에 의해 상기 모니터링 장치에 통신 가능하게 연결될 수 있다.The strain gauge may be communicatively connected to the monitoring device by a lead wire disposed within the turbine disk unit and inside the rear hollow shaft coupled to the downstream side of the fourth stage turbine disk.

상기 스트레인 게이지는 상기 터빈 디스크 유닛의 중심으로 배치되는 리드선에 의해 상기 모니터링 장치에 통신 가능하게 연결될 수 있다.The strain gauge may be communicatively connected to the monitoring device by a lead disposed at the center of the turbine disk unit.

상기한 본 발명의 가스 터빈 및 가스 터빈의 균열 모니터링 시스템에 의하면, 가스 터빈의 작동 중에 내부 부품에 균열이 발생하는 것을 실시간으로 감지하여 알려줌으로써 가스 터빈의 파손을 방지할 수 있다.According to the crack monitoring system of the gas turbine and the gas turbine of the present invention described above, it is possible to prevent damage to the gas turbine by detecting and notifying in real time that a crack occurs in an internal component during operation of the gas turbine.

또한, 균열을 감지하는 센서로서 복수의 고온 스트레인 게이지를 사용함으로써 고온의 환경에 견딜 수 있고 가스 터빈에 복수의 센서를 쉽게 설치할 수 있으며 가스 터빈을 쉽게 조립할 수 있다.In addition, by using a plurality of high temperature strain gauges as a sensor for detecting cracks, it is able to withstand high temperature environments, easily install a plurality of sensors in the gas turbine, and easily assemble the gas turbine.

그리고, 압축기로부터 터빈으로 냉각 공기를 공급하는 냉각공기 공급유로 중 터빈 디스크의 내부에 형성되는 채널 내면에 복수의 고온 스트레인 게이지를 부착함으로써, 균열이 발생하기 쉬운 터빈 디스크의 다양한 부위의 균열 발생 여부를 모니터링할 수 있다.In addition, by attaching a plurality of high temperature strain gauges to the inner surface of the channel formed inside the turbine disk of the cooling air supply passage for supplying cooling air from the compressor to the turbine, it is possible to determine whether cracks are generated in various parts of the turbine disk that are easily cracked. Can be monitored.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 일부 절개 사시도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 개략적인 구조를 나타내는 단면도이다.
도 3은 도 2의 터빈 로터 디스크를 나타내는 분해 사시도이다.
도 4는 본 발명의 제1 실시예에 따른 가스 터빈의 냉각장치를 나타내는 단면도이다.
도 5는 본 발명의 제2 실시예에 따른 가스 터빈의 냉각장치 및 그에 배치된 균열 감지 센서를 나타내는 단면도이다.
도 6은 도 5의 A 부분을 확대하여 나타내는 도면이다.
도 7은 도 5의 B 부분을 확대하여 나타내는 도면이다.
도 8은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 균열 모니터링 시스템을 나타내는 도면이다.
도 9는 본 발명의 다른 실시예에 따른 가스 터빈의 균열 모니터링 시스템을 나타내는 도면이다.1 is a partially cutaway perspective view of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
2 is a cross-sectional view showing a schematic structure of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
3 is an exploded perspective view illustrating the turbine rotor disk of FIG. 2.
4 is a cross-sectional view showing a cooling apparatus of a gas turbine according to a first embodiment of the present invention.
5 is a cross-sectional view illustrating a cooling apparatus of a gas turbine and a crack detection sensor disposed therein according to a second embodiment of the present invention.
FIG. 6 is an enlarged view of portion A of FIG. 5.
FIG. 7 is an enlarged view of a portion B of FIG. 5.
8 is a view showing a crack monitoring system of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
9 is a view showing a crack monitoring system of a gas turbine according to another embodiment of the present invention.

본 발명은 다양한 변환을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예를 예시하고 상세한 설명에 상세하게 설명하고자 한다. 그러나, 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변환, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.As the invention allows for various changes and numerous embodiments, particular embodiments will be illustrated and described in detail in the detailed description. However, this is not intended to limit the present invention to specific embodiments, it should be understood to include all transformations, equivalents, and substitutes included in the spirit and scope of the present invention.

본 발명에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 발명에서, '포함하다' 또는 '가지다' 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다. The terminology used herein is for the purpose of describing particular example embodiments only and is not intended to be limiting of the present invention. Singular expressions include plural expressions unless the context clearly indicates otherwise. In the present invention, the terms 'comprise' or 'have' are intended to indicate that there is a feature, number, step, operation, component, part, or combination thereof described in the specification, and one or more other features. It is to be understood that the present invention does not exclude the possibility of the presence or the addition of numbers, steps, operations, components, components, or a combination thereof.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예들을 상세히 설명한다. 이 때, 첨부된 도면에서 동일한 구성 요소는 가능한 동일한 부호로 나타내고 있음에 유의한다. 또한, 본 발명의 요지를 흐리게 할 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 상세한 설명은 생략할 것이다. 마찬가지 이유로 첨부 도면에 있어서 일부 구성요소는 과장되거나 생략되거나 개략적으로 도시되었다. Hereinafter, exemplary embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. At this time, it is noted that the same components in the accompanying drawings are represented by the same reference numerals as possible. In addition, detailed descriptions of well-known functions and configurations that may blur the gist of the present invention will be omitted. For the same reason, in the accompanying drawings, some components are exaggerated, omitted or schematically illustrated.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 일부 절개 사시도이고, 도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 개략적인 구조를 나타내는 단면도이며, 도 3은 도 2의 터빈 로터 디스크를 나타내는 분해 사시도이다.1 is a partially cutaway perspective view of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, FIG. 2 is a cross-sectional view illustrating a schematic structure of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, and FIG. 3 is a turbine rotor disk of FIG. 2. It is an exploded perspective view which shows.

도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈(1000)은 압축기(1100), 연소기(1200), 터빈(1300)을 포함한다. 압축기(1100)는 방사상으로 설치된 다수의 블레이드(1110)를 구비한다. 압축기(1100)는 블레이드(1110)를 회전시키며, 블레이드(1110)의 회전에 의해 공기가 압축되면서 이동한다. 블레이드(1110)의 크기 및 설치 각도는 설치 위치에 따라 달라질 수 있다. 일 실시예에서 압축기(1100)는 터빈(1300)과 직접 또는 간접적으로 연결되어, 터빈(1300)에서 발생되는 동력의 일부를 전달받아 블레이드(1110)의 회전에 이용할 수 있다. As shown in FIG. 1, a gas turbine 1000 according to an embodiment of the present invention includes a compressor 1100, a combustor 1200, and a turbine 1300. The compressor 1100 has a plurality of blades 1110 radially installed. The compressor 1100 rotates the blade 1110 and moves while the air is compressed by the rotation of the blade 1110. The size and installation angle of the blade 1110 may vary depending on the installation position. In one embodiment, the compressor 1100 may be directly or indirectly connected to the turbine 1300, and may receive a portion of the power generated by the turbine 1300 to rotate the blade 1110.

압축기(1100)에서 압축된 공기는 연소기(1200)로 이동한다. 연소기(1200)는 환형으로 배치되는 복수의 연소 챔버(1210)와 연료 노즐 모듈(1220)을 포함한다.The air compressed in the compressor 1100 moves to the combustor 1200. The combustor 1200 includes a plurality of combustion chambers 1210 and a fuel nozzle module 1220 arranged in an annular shape.

도 2에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈(1000)은 하우징(1010)을 구비하고 있고, 상기 하우징(1010)의 후측에는 터빈을 통과한 연소 가스가 배출되는 디퓨져(1400)가 구비되어 있다. 그리고, 상기 디퓨져(1400)의 앞쪽으로 압축된 공기를 공급받아 연소시키는 연소기(1200)가 배치된다.As shown in FIG. 2, the gas turbine 1000 according to an embodiment of the present invention includes a housing 1010, and at the rear side of the housing 1010, a diffuser through which the combustion gas passing through the turbine is discharged ( 1400 is provided. In addition, a combustor 1200 for receiving and compressing compressed air to the front of the diffuser 1400 is disposed.

공기의 흐름 방향을 기준으로 설명하면, 상기 하우징(1010)의 상류측에 압축기 섹션(1100)이 위치하고, 하류 측에 터빈 섹션(1300)이 배치된다. 그리고, 상기 압축기 섹션(1100)과 상기 터빈 섹션(1300)의 사이에는 터빈 섹션에서 발생된 회전토크를 상기 압축기 섹션으로 전달하는 토크 전달부재로서의 토크튜브 유닛(1500)이 배치되어 있다. Referring to the air flow direction, the compressor section 1100 is located upstream of the housing 1010 and the turbine section 1300 is disposed downstream. In addition, a torque tube unit 1500 is disposed between the compressor section 1100 and the turbine section 1300 as a torque transmission member for transmitting the rotational torque generated in the turbine section to the compressor section.

상기 압축기 섹션(1100)에는 복수(예를 들어 14매)의 압축기 로터 디스크(1120)가 구비되고, 상기 각각의 압축기 로터 디스크(1120)들은 타이로드(1600)에 의해서 축 방향으로 이격되지 않도록 체결되어 있다.The compressor section 1100 is provided with a plurality of compressor rotor disks 1120 (for example, 14 sheets), and the respective compressor rotor disks 1120 are fastened so as not to be spaced in the axial direction by the tie rods 1600. It is.

구체적으로, 상기 각각의 압축기 로터 디스크(1120)는 회전축을 구성하는 타이로드(1600)가 대략 중앙을 관통한 상태로 서로 축 방향을 따라서 정렬되어 있다. 여기서, 이웃한 각각의 압축기 로터 디스크(1120)는 대향하는 면이 상기 타이로드(1600)에 의해 압착되어, 상대 회전이 불가능하도록 배치된다.Specifically, each of the compressor rotor disks 1120 is aligned along the axial direction with each other in a state where the tie rod 1600 constituting the rotating shaft passes substantially through the center. Here, each of the neighboring compressor rotor disk 1120 is disposed so that the opposite surface is compressed by the tie rod 1600, the relative rotation is impossible.

상기 압축기 로터 디스크(1120)의 외주면에는 복수 개의 블레이드(1110)가 방사상으로 결합되어 있다. 각각의 블레이드(1110)는 도브테일부(1112)를 구비하여 상기 압축기 로터 디스크(1120)에 체결된다.A plurality of blades 1110 are radially coupled to the outer circumferential surface of the compressor rotor disk 1120. Each blade 1110 has a dovetail portion 1112 and is fastened to the compressor rotor disk 1120.

상기 각각의 로터 디스크(1120)의 사이에는 상기 하우징에 고정되어 배치되는 베인(미도시)이 위치한다. 상기 베인은 상기 로터 디스크와는 달리 회전하지 않도록 고정되며, 압축기 로터 디스크의 블레이드를 통과한 압축 공기의 흐름을 정렬하여 하류측에 위치하는 로터 디스크의 블레이드로 공기를 안내하는 역할을 하게 된다.Between each rotor disk 1120 is a vane (not shown) is fixedly disposed in the housing. Unlike the rotor disk, the vane is fixed so as not to rotate and aligns the flow of compressed air passing through the blade of the compressor rotor disk to guide the air to the blade of the rotor disk located downstream.

상기 도브테일부(1112)의 체결방식은 탄젠셜 타입(tangential type)과 액셜 타입(axial type)이 있다. 이는 상용되는 가스 터빈의 필요 구조에 따라 선택될 수 있으며, 통상적으로 알려진 도브테일 또는 전나무 형태(Fir-tree)를 가질 수 있다. 경우에 따라서는, 상기 형태 외의 다른 체결장치, 예를 들어 키이 또는 볼트 등의 고정구를 이용하여 상기 블레이드를 로터 디스크에 체결할 수 있다.The dovetail part 1112 is fastened to a tangential type or an axial type. It may be selected according to the required structure of a commercially available gas turbine, and may have a commonly known dovetail or fir-tree. In some cases, the blade can be fastened to the rotor disk using a fastener other than the above-described form, for example, a key or bolt.

상기 타이로드(1600)는 상기 복수 개의 압축기 로터 디스크(1120) 및 터빈 로터 디스크(1320)들의 중심부를 관통하도록 배치되어 있으며, 상기 타이로드(1600)는 하나 또는 복수의 타이로드로 구성될 수 있다. 상기 타이로드(1600)의 일측 단부는 최상류측에 위치한 압축기 로터 디스크 내에 체결되고, 상기 타이로드(1600)의 타측 단부는 고정 너트(1450)에 의해 체결된다.The tie rod 1600 may be disposed to penetrate through the centers of the plurality of compressor rotor disks 1120 and the turbine rotor disks 1320, and the tie rods 1600 may include one or a plurality of tie rods. . One end of the tie rod 1600 is fastened in a compressor rotor disk located at the most upstream side, and the other end of the tie rod 1600 is fastened by a fixing nut 1450.

상기 타이로드(1600)의 형태는 가스 터빈에 따라 다양한 구조로 이뤄질 수 있으므로, 반드시 도 2에 제시된 형태로 한정될 것은 아니다. 즉, 도시된 바와 같이 하나의 타이로드가 로터 디스크의 중앙부를 관통하는 형태를 가질 수도 있고, 복수 개의 타이로드가 원주상으로 배치되는 형태를 가질 수도 있으며, 이들의 혼용도 가능하다.Since the tie rod 1600 may be formed in various structures according to the gas turbine, the tie rod 1600 is not necessarily limited to the form shown in FIG. 2. That is, as shown, one tie rod may have a form penetrating the central portion of the rotor disk, a plurality of tie rods may be arranged in a circumferential shape, and they may be mixed.

도시되지는 않았으나, 가스 터빈의 압축기에는 유체의 압력을 높이고 난 후 연소기 입구로 들어가는 유체의 유동각을 설계 유동각으로 맞추기 위하여 디퓨져(diffuser)의 다음 위치에 안내깃 역할을 하는 베인이 설치될 수 있으며, 이를 디스윌러(deswirler)라고 한다.Although not shown, the compressor of the gas turbine may be provided with a vane serving as a guide vane at the next position of the diffuser to increase the pressure of the fluid and then set the flow angle of the fluid entering the combustor inlet at the design flow angle. This is called a deswirler.

상기 연소기(1200)에서는 유입된 압축공기를 연료와 혼합, 연소시켜 높은 에너지의 고온, 고압 연소 가스를 만들어 내며, 등압연소과정으로 연소기 및 터빈 부품이 견딜 수 있는 내열한도까지 연소 가스 온도를 높이게 된다.The combustor 1200 mixes and combusts the introduced compressed air with fuel to produce high energy, high pressure combustion gas, and increases the temperature of the combustion gas to the heat-resistant limit that the combustor and turbine parts can withstand during the isothermal combustion process. do.

가스 터빈의 연소시스템을 구성하는 연소기는 셀 형태로 형성되는 하우징 내에 다수가 배열될 수 있으며, 연료분사노즐 등을 포함하는 버너(Burner)와, 연소실을 형성하는 연소기 라이너(Combuster Liner), 그리고 연소기와 터빈의 연결부가 되는 트랜지션 피스(Transition Piece)를 포함하여 구성된다.Combustors constituting the combustion system of the gas turbine can be arranged in a plurality of housings formed in the form of a cell, a burner including a fuel injection nozzle, etc., a combustor liner forming a combustion chamber, and a combustor And a transition piece which is a connection part of the turbine.

구체적으로, 상기 라이너는 연료노즐에 의해 분사되는 연료가 압축기의 압축공기와 혼합되어 연소되는 연소공간을 제공한다. 이러한 라이너는, 공기와 혼합된 연료가 연소되는 연소공간을 제공하는 화염통과, 화염통을 감싸면서 환형공간을 형성하는 플로우 슬리브를 포함할 수 있다. 또한 라이너의 전단에는 연료노즐이 결합되며, 측벽에는 점화플러그가 결합된다.Specifically, the liner provides a combustion space in which fuel injected by the fuel nozzle is mixed with the compressed air of the compressor and combusted. Such a liner may include a flame barrel providing a combustion space in which fuel mixed with air is combusted, and a flow sleeve surrounding the flame barrel to form an annular space. In addition, the fuel nozzle is coupled to the front end of the liner, the spark plug is coupled to the side wall.

한편 라이너의 후단에는, 점화플러그에 의해 연소되는 연소 가스를 터빈 측으로 보낼 수 있도록 트랜지션피스가 연결된다. 이러한 트랜지션피스는, 연소 가스의 높은 온도에 의한 파손이 방지되도록 외벽부가 압축기로부터 공급되는 압축공기에 의해 냉각된다.On the other hand, the transition piece is connected to the rear end of the liner so that combustion gas combusted by the spark plug can be sent to the turbine side. This transition piece is cooled by compressed air supplied from the compressor so that the outer wall is prevented from being damaged by the high temperature of the combustion gas.

이를 위해 상기 트랜지션피스에는 공기를 내부로 분사시킬 수 있도록 냉각을 위한 홀들이 마련되며, 압축공기는 홀들을 통해 내부에 있는 본체를 냉각시킨 후 라이너 측으로 유동된다.To this end, the transition piece is provided with holes for cooling to inject air therein, and the compressed air flows to the liner side after cooling the body therein through the holes.

상기 라이너의 환형공간에는 전술한 트랜지션피스를 냉각시킨 냉각공기가 유동되며, 라이너의 외벽에는 플로우 슬리브의 외부에서 압축공기가 플로우 슬리브에 마련되는 냉각 홀들을 통해 냉각공기로 제공되어 충돌할 수 있다.Cooling air that cools the above-described transition piece flows into the annular space of the liner, and compressed air may be provided to the outer wall of the liner through cooling holes provided in the flow sleeve to collide with each other.

한편, 상기 연소기에서 나온 고온, 고압의 연소 가스는 상술한 터빈(1300)으로 공급된다. 공급된 고온 고압의 연소 가스가 팽창하면서 터빈의 회전날개에 충돌하여, 반동력을 주어 회전 토크가 야기되고, 이렇게 얻어진 회전 토크는 상술한 토크튜브를 거쳐 압축기으로 전달되고, 압축기 구동에 필요한 동력을 초과하는 동력은 발전기 등을 구동하는데 쓰이게 된다.On the other hand, the high temperature, high pressure combustion gas from the combustor is supplied to the turbine 1300 described above. When the supplied high temperature and high pressure combustion gas expands, it collides with the rotor blades of the turbine to give a reaction force, causing a rotational torque, and the rotational torque thus obtained is transmitted to the compressor through the above-described torque tube, and exceeds the power required for driving the compressor. The power used to drive the generator is used.

상기 터빈(1300)은 기본적으로는 압축기의 구조와 유사하다. 즉, 상기 터빈(1300)에도 압축기의 압축기 로터 디스크와 유사한 복수의 터빈 로터 디스크(1320)가 구비된다. 따라서, 상기 터빈 로터 디스크(1320) 역시, 방사상으로 배치되는 복수 개의 터빈 블레이드(1340)도 포함한다. 상기 터빈 블레이드(1340) 역시 도브테일 등의 방식으로 상기 터빈 로터 디스크(1320)에 결합될 수 있다. 아울러, 상기 터빈 로터 디스크(1320)의 블레이드(1340)의 사이에도 상기 하우징에 고정되는 터빈 베인(1330, 도 5 참조)이 구비되어, 블레이드를 통과한 연소 가스의 흐름 방향을 가이드하게 된다.The turbine 1300 is basically similar to the structure of a compressor. That is, the turbine 1300 is also provided with a plurality of turbine rotor disks 1320 similar to the compressor rotor disks of the compressor. Accordingly, the turbine rotor disk 1320 also includes a plurality of turbine blades 1340 disposed radially. The turbine blade 1340 may also be coupled to the turbine rotor disk 1320 in a dovetail or the like manner. In addition, a turbine vane 1330 (see FIG. 5) fixed to the housing is provided between the blades 1340 of the turbine rotor disk 1320 to guide the flow direction of the combustion gas passing through the blades.

도 3을 참조하면, 상기 터빈 로터 디스크(1320)는 대략 원판 형태를 가지고 있고, 그 외주부에는 복수 개의 결합 슬롯(1322)이 형성되어 있다. 상기 결합 슬롯(1322)은 전나무(fir-tree) 형태의 굴곡면을 갖도록 형성된다.Referring to FIG. 3, the turbine rotor disk 1320 has a substantially disc shape, and a plurality of coupling slots 1322 are formed at an outer circumference thereof. The coupling slot 1322 is formed to have a curved surface in the form of a fir-tree.

상기 결합 슬롯(1322)에 터빈 블레이드(1340)가 체결된다. 도 3에서, 상기 터빈 블레이드(1340)는 대략 중앙부에 평판 형태의 플랫폼부(1341)를 갖는다. 상기 플랫폼부(1341)는 이웃한 터빈 블레이드의 플랫폼부(1341)와 그 측면이 서로 접하여 블레이드들 사이의 간격을 유지시키는 역할을 한다.The turbine blade 1340 is fastened to the coupling slot 1322. In FIG. 3, the turbine blade 1340 has a platform portion 1341 in the form of a flat plate at a central portion thereof. The platform portion 1341 is in contact with each other and the platform portion 1341 of the adjacent turbine blade serves to maintain the gap between the blades.

상기 플랫폼부(1341)의 저면에는 루트부(1342)가 형성된다. 상기 루트부(1342)는 상술한 로터 디스크(1320)의 결합 슬롯(1322)에 상기 로터 디스크(1320)의 축방향을 따라서 삽입되는, 소위 액셜 타입(axial-type)의 형태를 갖는다.The root portion 1342 is formed on the bottom surface of the platform portion 1341. The root portion 1342 has a form of a so-called axial-type, which is inserted along the axial direction of the rotor disk 1320 in the coupling slot 1322 of the rotor disk 1320 described above.

상기 루트부(1342)는 대략 전나무 형태의 굴곡부를 가지며, 이는 상기 결합 슬롯에 형성된 굴곡부의 형태와 상응하도록 형성된다. 여기서, 상기 루트부의 결합구조는 반드시 전나무 형태를 가질 필요는 없고, 도브테일 형태를 갖도록 형성될 수도 있다.The root portion 1342 has an approximately fir-shaped bend, which is formed to correspond to the shape of the bend formed in the coupling slot. Here, the coupling structure of the root portion does not necessarily have a fir shape, but may be formed to have a dovetail shape.

상기 플랫폼부(1341)의 상부면에는 블레이드부(1343)가 형성된다. 상기 블레이드부(1343)는 가스 터빈의 사양에 따라 최적화된 익형을 갖도록 형성되고, 연소 가스의 흐름 방향을 기준으로 상류측에 배치되는 리딩 엣지와 하류측에 배치되는 트레일링 엣지를 갖는다.A blade portion 1343 is formed on an upper surface of the platform portion 1341. The blade portion 1343 is formed to have an airfoil optimized according to the specifications of the gas turbine, and has a leading edge disposed on the upstream side and a trailing edge disposed on the downstream side based on the flow direction of the combustion gas.

여기서, 상기 압축기의 블레이드와는 달리, 터빈의 블레이드는 고온고압의 연소 가스와 직접 접촉하게 된다. 상기 연소 가스의 온도는 1700℃℃에 달할 정도의 고온이기 때문에 냉각 수단을 필요로 하게 된다. 이를 위해서, 상기 압축기의 일부 개소에서 압축된 공기를 추기하여 상기 터빈측 블레이드로 공급하는 냉각 유로를 갖게 된다.Here, unlike the blade of the compressor, the blade of the turbine is in direct contact with the combustion gas of high temperature and high pressure. Since the temperature of the combustion gas is high enough to reach 1700 ° C, cooling means are required. To this end, it has a cooling flow path for extracting compressed air at a part of the compressor to supply to the turbine side blade.

상기 냉각 유로는 상기 하우징 외부에서 연장되거나(외부 유로), 상기 로터 디스크의 내부를 관통하여 연장될 수 있고(내부 유로), 외부 및 내부 유로를 모두 사용할 수도 있다. 도 3에서, 상기 블레이드부의 표면에는 다수의 필름 쿨링홀(1344)이 형성되는데, 상기 필름쿨링홀(1344)들은 상기 블레이드부(1343)의 내부에 형성되는 쿨링 유로(미도시)와 연통되어 냉각 공기를 상기 블레이드부(1343)의 표면에 공급하는 역할을 하게 된다.The cooling passage may extend outside the housing (external passage), may extend through the inside of the rotor disc (inner passage), or both external and internal passages may be used. In FIG. 3, a plurality of film cooling holes 1344 are formed on the surface of the blade part, and the film cooling holes 1344 are communicated with a cooling flow path (not shown) formed in the blade part 1343 for cooling. It serves to supply air to the surface of the blade portion 1343.

한편, 상기 터빈의 블레이드부(1343)는 상기 하우징의 내부에서 연소 가스에 의해 회전하게 되며, 블레이드부가 원활하게 회전할 수 있도록 상기 블레이드부(1343)의 끝단과 상기 하우징의 내면 사이에는 간극이 존재하게 된다. 다만, 상술한 바와 같이 상기 간극을 통해 연소 가스가 누설될 수 있으므로, 이를 차단하기 위한 실링 수단을 필요로 하게 된다.On the other hand, the blade portion 1343 of the turbine is rotated by the combustion gas inside the housing, there is a gap between the end of the blade portion 1343 and the inner surface of the housing so that the blade portion can rotate smoothly. Done. However, as described above, since combustion gas may leak through the gap, a sealing means for blocking the gap is required.

도 4에는 본 발명의 제1 실시예에 따른 가스 터빈의 냉각장치를 나타내는 단면도가 도시되어 있다.4 is a cross-sectional view showing a cooling apparatus of the gas turbine according to the first embodiment of the present invention.

첨부된 도 4를 참조하면, 가스 터빈의 냉각장치는 터빈 디스크 유닛(1350)에 구비된 제1 내지 제n 단위 터빈 디스크에 대한 냉각을 통해 고온의 작동 환경에 노출되는 터빈 디스크 유닛(1350)에 대한 내구성 향상과 고온의 온도 조건에 노출되면서 발생될 수 있는 변형 및 파손으로 인한 가스 터빈의 작동 중지 상태를 예방할 수 있다.Referring to FIG. 4, the cooling device of the gas turbine is connected to a turbine disk unit 1350 exposed to a high temperature operating environment through cooling of the first to nth unit turbine disks provided in the turbine disk unit 1350. This improves the durability of the gas turbine and prevents the gas turbine from shutting down due to deformation and breakage that may occur when exposed to high temperature conditions.

이를 위해 본 발명의 가스 터빈(1000)은 제1 내지 제3 냉각공기 공급유로(2100, 2200, 2300)를 구비하여 상기 터빈 디스크 유닛(1350)에 대한 냉각을 주로 실시하고, 부수적으로 토크튜브 유닛(1500)과 압축기 디스크 유닛(1120)에 대한 냉각을 동시에 실시하며, 상기 터빈 디스크 유닛(1350) 및 인접한 구성품에 대한 냉각을 동시에 도모할 수 있어 냉각 효율성 향상과 고가의 구성품들에 대한 열 변형 및 파손을 최소화 할 수 있다.To this end, the gas turbine 1000 of the present invention includes first to third cooling air supply passages 2100, 2200, and 2300 to mainly perform cooling of the turbine disk unit 1350, and additionally, a torque tube unit. Cooling of the compressor 1500 and the compressor disk unit 1120 may be simultaneously performed, and cooling of the turbine disk unit 1350 and the adjacent components may be simultaneously performed, thereby improving cooling efficiency and thermal deformation of expensive components. Breakage can be minimized.

터빈(1300)의 터빈 디스크 유닛(1350)은 4개의 터빈 디스크(1351, 1352, 1353, 1354)로 구성된 것을 예로 들어 설명하지만, 터빈 디스크의 개수는 이에 한정되지 않는다.Although the turbine disk unit 1350 of the turbine 1300 is described with an example of four turbine disks 1351, 1352, 1353, and 1354, the number of turbine disks is not limited thereto.

제1 냉각공기 공급유로(2100)는 압축기에서 압축된 냉각 공기가 토크튜브 유닛(1500)을 경유하여 터빈 디스크 유닛(1350)의 제1단 터빈 디스크(1351)로 공급되도록 토크튜브 유닛(1500)과 터빈 디스크 유닛(1350)을 경유하여 개구된다. 일 예로 제1단 터빈 디스크(1351)와 최단거리로 인접한 연소기(1200)의 후단에서 상기 토크튜브 유닛(1500)을 향해 경사지게 개구된 후에 상기 제1단 터빈 디스크(1351)를 향해 연장된 경로를 갖고 개구될 수 있다.The first cooling air supply passage 2100 is a torque tube unit 1500 such that the cooling air compressed by the compressor is supplied to the first stage turbine disk 1351 of the turbine disk unit 1350 via the torque tube unit 1500. And via the turbine disk unit 1350. As an example, a path extending toward the first stage turbine disk 1351 is formed after the inclined opening toward the torque tube unit 1500 at the rear end of the combustor 1200 adjacent to the first stage turbine disk 1351 at the shortest distance. And can be opened.

상기 제1 냉각공기 공급유로(2100)가 이와 같이 최단거리로 연장될 경우 상기 제1단 터빈 디스크(1351)로 공급되는 냉각 공기의 압력과 온도가 하강되지 않고 최초 공급된 압력과 온도가 안정적으로 유지될 수 있어 상기 제1단 터빈 디스크(1351)에 대한 냉각 효율을 향상시킬 수 있다.When the first cooling air supply passage 2100 is extended in the shortest distance as described above, the pressure and temperature of the cooling air supplied to the first stage turbine disk 1351 are not lowered, and the pressure and temperature initially supplied are stably maintained. It can be maintained to improve the cooling efficiency for the first stage turbine disk (1351).

제1 냉각공기 공급유로(2100)는 연소기(1200)의 외측에서 토크튜브 유닛(1500)을 향해 하향 경사지게 개구된다. 상기 제1 냉각공기 공급유로(2100)를 통해 공급되는 냉각 공기는 고온 고압의 상태로 공급되는데, 상기 제1단 터빈 디스크(1351)가 위치된 곳의 온도는 1500℃℃ 전후의 고온 상태가 유지되고, 압력 또한 고압 상태가 유지되므로, 상기 제1 냉각공기 공급유로(2100)를 통해 공급되는 냉각 공기의 압력은 상기 제1단 터빈 디스크(1351)가 위치된 곳에서의 압력보다 상대적으로 높은 압력으로 공급된다.The first cooling air supply passage 2100 is inclined downward toward the torque tube unit 1500 from the outside of the combustor 1200. The cooling air supplied through the first cooling air supply passage 2100 is supplied at a high temperature and high pressure, and the temperature where the first stage turbine disk 1351 is located is maintained at a high temperature of about 1500 ° C. And the pressure is also maintained at a high pressure, the pressure of the cooling air supplied through the first cooling air supply passage 2100 is relatively higher than the pressure where the first stage turbine disk 1351 is located. Supplied by.

왜냐하면, 상기 제1 냉각공기 공급유로(2100)를 통해 공급되는 냉각 공기의 압력이 상기 제1단 터빈 디스크(1351)가 위치된 곳에서의 압력보다 낮을 경우 상기 냉각 공기가 상기 제1단 터빈 디스크(1351)를 향해 이동되지 않고 연소기(1200)가 위치된 곳을 향해 역류되는 현상을 방지하기 위해서이다.Because, when the pressure of the cooling air supplied through the first cooling air supply passage 2100 is lower than the pressure at the position where the first stage turbine disk 1351 is located, the cooling air is the first stage turbine disk. This is to prevent the phenomenon in which the combustor 1200 flows back toward the position where the combustor 1200 is located without moving toward 1135.

이를 통해 상기 제1단 터빈 디스크(1351)에 대한 냉각을 안정적으로 실시할 수 있어 냉각 효율성 향상과 제1단 터빈 디스크(1351)에 대한 파손 및 변형을 최소화할 수 있다.As a result, cooling of the first stage turbine disk 1351 can be stably performed, thereby improving cooling efficiency and minimizing damage and deformation to the first stage turbine disk 1351.

제1 냉각공기 공급유로(2100)는 토크튜브 유닛(1500)을 경유하여 이동되는데, 상기 토크튜브 유닛(1500)은 제1 내지 제n 단위 토크튜브 유닛(150a ~ 150n)을 포함하여 구성되고, 상기 제1 냉각공기 공급유로(2100)는 제n 단위 토크튜브 유닛(150n) 또는 상기 제n 단위 토크튜브 유닛(150n)과 인접한 제n-αα 단위 토크 유닛에 형성된다.The first cooling air supply flow path 2100 is moved via the torque tube unit 1500, and the torque tube unit 1500 includes first to nth unit torque tube units 150a to 150n. The first cooling air supply passage 2100 is formed in the n-th unit torque tube unit 150n or the n-αα unit torque unit adjacent to the n-th unit torque tube unit 150n.

본 실시예에 의한 토크튜브 유닛(1500)은 압축기 디스크 유닛(1120)과 밀착된 제1단위 토크튜브 유닛(150a)을 기준으로 제2 단위 토크튜브 유닛(50b) 및 제n 단위 토크튜브 유닛(150n)이 순차적으로 밀착되게 구성되나, 가스 터빈의 크기에 따라 압축기 디스크 유닛(1120)과 터빈 디스크 유닛(1350) 사이에 배치되는 제1 내지 제n 단위 토크튜브 유닛(150a ~ 150n)의 개수는 증가될 수 있다.The torque tube unit 1500 according to the present embodiment may include the second unit torque tube unit 50b and the nth unit torque tube unit based on the first unit torque tube unit 150a in close contact with the compressor disc unit 1120. 150 n are sequentially in close contact with each other, but the number of first to n th unit torque tube units 150a to 150n disposed between the compressor disk unit 1120 and the turbine disk unit 1350 according to the size of the gas turbine is Can be increased.

상기 n-αα 단위 토크 유닛의 n은 상기 토크튜브 유닛(1500)을 구성하는 제1 내지 제n 단위 토크튜브 유닛 중에서 터빈 디스크 유닛(1350)과 가장 인접한 마지막 단위 토크튜브 유닛에 해당되고, 상기 n-αα 단위 토크튜브 유닛의 αα는 상기 제n 단위 토크튜브 유닛에서 상기 제1단위 토크튜브 유닛(150a)이 위치된 방향으로 αα번째 이격된 곳에 위치된 단위 토크튜브 유닛에 해당된다.N of the n-αα unit torque unit corresponds to the last unit torque tube unit closest to the turbine disk unit 1350 among the first to nth unit torque tube units constituting the torque tube unit 1500, and the n αα of the αα unit torque tube unit corresponds to a unit torque tube unit positioned at an αα spaced apart position in the direction in which the first unit torque tube unit 150a is positioned in the nth unit torque tube unit.

제1 냉각공기 공급유로(2100)는 소정의 직경으로 개구되는데, 특별히 특정 직경으로 한정하지는 않으나 냉각 대상물인 제1단 터빈 디스크(1351)의 안정적인 냉각을 위해 충분한 유량을 공급할 수 있도록 형성된다.The first cooling air supply passage 2100 is opened to a predetermined diameter, but is not particularly limited to a specific diameter, but is formed to supply sufficient flow rate for stable cooling of the first stage turbine disk 1351, which is a cooling target.

상기 냉각 공기는 연소기(1200)를 경유한 후에 상기 토크튜브 스월러(1510)를 경유하면서 유동 흐름이 한번 더 난류로 변화된 상태로 제1단 터빈 디스크(1351)로 공급된다.The cooling air is supplied to the first stage turbine disk 1351 after the combustor 1200 passes through the torque tube swirler 1510 with the flow flow changed to turbulent flow once more.

제2 냉각공기 공급유로(2200)는 압축기 디스크 유닛(1120)을 구성하는 제1 내지 제n 단위 압축기 디스크(1120a ~ 1120n) 중 제n 단위 압축기 디스크(1120n)에서 상기 토크튜브 유닛(1500)을 경유하여 상기 터빈 디스크 유닛(1350)의 제2단 터빈 디스크(1352)로 공급되도록 개구된다.The second cooling air supply passage 2200 may be configured to move the torque tube unit 1500 from the nth unit compressor disk 1120n among the first to nth unit compressor disks 1120a to 1120n constituting the compressor disk unit 1120. It is opened to be supplied to the second stage turbine disk 1352 of the turbine disk unit 1350 via.

제2 냉각공기 공급유로(2200)는 제2단 터빈 디스크(1352)에 대한 냉각을 주 목적으로 하나, 상기 제2 냉각공기 공급유로(2200)가 배치된 전체 레이아웃을 살펴보면 상기 압축기 디스크 유닛(1120)과 토크튜브 유닛(1500) 및 터빈 디스크 유닛(1350)의 특정 위치를 경유하는 이동 경로를 갖고 있다.The second cooling air supply passage 2200 mainly serves to cool the second stage turbine disk 1352, but the overall layout in which the second cooling air supply passage 2200 is disposed will be described with the compressor disc unit 1120. ) And a moving path via a specific position of the torque tube unit 1500 and the turbine disk unit 1350.

즉, 상기 제2 냉각공기 공급유로(2200)는 냉각 공기가 이동되면서 전술한 각각의 위치에 해당되는 부위를 함께 냉각시킬 수 있어 제2단 터빈 디스크(1352)에 대한 냉각과 함께 이동 경로에 해당되는 주변 부위에 대한 냉각을 동시에 실시할 수 있어 냉각 효율성 향상과 압축기 디스크 유닛(1120)과 토크튜브 유닛(1500)에 대한 보조적인 냉각을 동시에 도모할 수 있다.That is, the second cooling air supply passage 2200 may cool the portions corresponding to the respective positions as the cooling air is moved to correspond to the movement path together with the cooling for the second stage turbine disk 1352. Cooling can be performed simultaneously to the peripheral portions, thereby improving cooling efficiency and simultaneously assisting the cooling of the compressor disk unit 1120 and the torque tube unit 1500.

참고로, 제2 냉각공기 공급유로(2200)는 제13단 압축기 디스크로부터 냉각 공기가 공급된다.For reference, the second cooling air supply passage 2200 is supplied with cooling air from the thirteenth stage compressor disk.

압축기 디스크 유닛(1120)에는 상기 냉각 공기가 유입된 이후에 상기 토크튜브 유닛(1500)으로 공급되기 이전에 상기 냉각 공기의 흐름을 난류로 변화시키기 위해 상기 제1 내지 제n 단위 압축기 디스크(1120a ~ 1120n)의 하측에 압축기 스월러(1125)가 형성된다.Compressor disk unit 1120 includes the first to n-th unit compressor disks 1120a to change the flow of the cooling air to turbulent flow after the cooling air is introduced and before being supplied to the torque tube unit 1500. A compressor swirler 1125 is formed below 1120n.

상기 압축기 스월러(1125)는 제1 내지 제n 단위 압축기 디스크(1120a ~ 1120n)의 종 단면도를 기준으로 압축기 디스크와 인접한 내측에 빈 공간으로 형성되며 크기는 특정 크기로 한정되지 않고 변경될 수 있다.The compressor swirler 1125 is formed as an empty space inside the adjoining compressor disk based on the longitudinal cross-sectional view of the first to n-th unit compressor disks 1120a to 1120n, and the size may be changed without being limited to a specific size. .

상기 압축기 스월러(1125)는 냉각 공기가 제2 냉각공기 공급유로(2200)를 따라 이동되는 경우 초기에 이동 흐름을 난류로 변화시켜 냉각 공기의 흐름이 특정 영역에만 집중되는 현상을 최소화하고, 제2 냉각공기 공급유로(2200)의 전 영역을 통해 이동될 수 있는 운동력을 제공하여 제2단 터빈 디스크(1352)에 대한 냉각 효율을 상승시킨다.The compressor swirler 1125 minimizes a phenomenon in which the flow of cooling air is concentrated only in a specific region by initially changing the moving flow into turbulent flow when the cooling air is moved along the second cooling air supply passage 2200. 2 provides a kinetic force that can be moved through the entire area of the cooling air supply passage (2200) to increase the cooling efficiency for the second stage turbine disk (1352).

따라서 고온의 온도 조건에 장시간 노출되는 상기 제2단 터빈 디스크(1352)에 대한 냉각 효율성이 향상될 수 있다.Therefore, the cooling efficiency of the second stage turbine disk 1352, which is exposed to high temperature conditions for a long time, may be improved.

상기 터빈 디스크 유닛(1350)에는 냉각 공기의 흐름을 난류로 변화시키기 위한 터빈 스월러(1360)를 더 포함하고, 상기 터빈 스월러(1360)는 제2단 또는 제4단 터빈 디스크(1352, 1354)와 인접한 내측에 형성되며 냉각 공기의 흐름을 확산시켜 냉각 효과 상승을 도모할 수 있다.The turbine disk unit 1350 further includes a turbine swirler 1360 for converting the flow of cooling air into turbulent flow, and the turbine swirler 1360 includes second or fourth stage turbine disks 1352 and 1354. It is formed on the inner side adjacent to) and can diffuse the flow of cooling air, and can raise a cooling effect.

상기 제2 냉각공기 공급유로(2200)는 전술한 제1 냉각공기 공급유로(2100)와 다르게, 제n 단위 압축기 디스크(1120n)에서 냉각 공기가 유입된 후에 도면에 도시된 경로를 따라 상기 제2단 터빈 디스크(1352)로 공급될 수 있다.The second cooling air supply passage 2200 is different from the first cooling air supply passage 2100 described above, after the cooling air is introduced from the n-th compressor disk 1120n, the second cooling air supply passage 2200 follows the path shown in the drawing. However, it may be supplied to the turbine disk 1352.

상기 압축기 디스크 유닛(1120)에는 상기 압축기 스월러(1125)와 상기 토크튜브 스월러(1510) 사이를 연결하고 상기 냉각 공기가 이동되기 위해 형성된 압축기 냉각공기 공급유로(1130)가 형성되고, 상기 압축기 냉각공기 공급유로(1130)에 의해 냉각 공기가 토크튜브 유닛(1500)의 내측을 향해 이동된다.The compressor disk unit 1120 is provided with a compressor cooling air supply passage 1130 formed between the compressor swirler 1125 and the torque tube swirler 1510 and configured to move the cooling air, and the compressor Cooling air is moved toward the inside of the torque tube unit 1500 by the cooling air supply passage 1130.

토크튜브 유닛(1500)에 형성된 제2 냉각공기 공급유로(2200)는 가공의 용이성을 위해 직선 형태 또는 특정 각도로 경사진 형태 중의 어느 하나의 형태로 가공될 수 있다. 상기 제1 내지 제n 단위 토크튜브 유닛(150a ~ 150n)이 독립적인 개별 단위체로 제작되므로 상기 제1 내지 제n 단위 토크튜브 유닛(150a ~ 150n)에 각각 직선 형태 또는 특정 각도로 경사진 형태로 제2 냉각공기 공급유로(2200)가 드릴링 가공된다.The second cooling air supply passage 2200 formed in the torque tube unit 1500 may be processed into any one of a straight form or a form inclined at a specific angle for ease of processing. Since the first to n-th unit torque tube units 150a to 150n are manufactured as independent individual units, the first to n-th unit torque tube units 150a to 150n are respectively in a straight line shape or inclined at a specific angle. The second cooling air supply passage 2200 is drilled.

상기 제1 내지 제n 단위 토크튜브 유닛(150a ~ 150n)에는 상기 제1 냉각공기 공급유로(2100) 또는 상기 제2 냉각공기 공급유로(2200)와 연통되고 상기 냉각 공기의 이동을 위해 개구된 토크튜브 냉각유로(1512)가 형성되어 있다.The first to n-th unit torque tube unit 150a to 150n communicate with the first cooling air supply passage 2100 or the second cooling air supply passage 2200 and open for movement of the cooling air. A tube cooling passage 1512 is formed.

따라서 상기 제1 및 제2 냉각공기 공급유로(2100, 2200)를 통해 유입된 냉각 공기는 각각의 토크튜브 냉각유로(1512)를 따라 이동된다.Therefore, the cooling air introduced through the first and second cooling air supply passages 2100 and 2200 is moved along the respective torque tube cooling passages 1512.

상기 토크튜브 유닛(1500)은 상기 제1 내지 제n 단위 토크튜브 유닛(150a ~ 150n)이 서로 간에 밀착된 상태를 기준으로 전면과 후면에 빈 공간으로 형성된 챔버부(1520)를 더 포함하고, 상기 챔버부(1520)는 도면에 도시된 형태로 형성되거나 다른 형태로 형성될 수 있다.The torque tube unit 1500 further includes a chamber unit 1520 formed as an empty space on the front and the rear of the first to n-th unit torque tube units 150a to 150n in close contact with each other. The chamber 1520 may be formed in the shape shown in the drawings or may be formed in another shape.

챔버부(1520)는 형성된 면적이 지나치게 클 경우 고온의 열이 전달되는 면적이 감소될 수 있고, 이와는 반대로 작게 형성될 경우 중량 증가로 인한 문제점이 발생할 수 있으므로 도면에 도시된 형태와 크기로 형성되는 것이 가장 바람직하다.The chamber portion 1520 may be formed to have a shape and a size as shown in the drawings, because if the formed area is excessively large, an area where high-temperature heat is transferred may be reduced. Most preferred.

토크튜브 냉각유로(1512)는 상기 챔버부(1520)가 형성되지 않은 영역을 경유하여 상기 압축기 디스크 유닛(1120)을 향해 연장되므로 서로 간에 중첩되거나 연통되지 않고 독립적인 이동 경로를 형성하도록 배치된다. 따라서 제1 냉각공기 공급유로(2100) 또는 상기 제2 냉각공기 공급유로(2200)를 통해 각각 냉각 공기가 이동될 수 있어 냉각 공기가 제1단 터빈 디스크(1351)와 제2단 터빈 디스크(1352)를 향해 안정적으로 이동될 수 있다.The torque tube cooling passage 1512 extends toward the compressor disk unit 1120 via a region where the chamber portion 1520 is not formed, and thus is arranged to form independent movement paths without overlapping or communicating with each other. Therefore, the cooling air may be moved through the first cooling air supply passage 2100 or the second cooling air supply passage 2200, respectively, so that the cooling air is provided in the first stage turbine disk 1351 and the second stage turbine disk 1352. Can be moved stably toward

상기 토크튜브 냉각유로(1512)는 상기 챔버부(1520)가 미 형성된 영역을 경유하여 상기 터빈 디스크 유닛(1350)을 향해 연장되는 것이 바람직한데, 그 이유는 상기 챔버부(1520)의 확장된 면적에 의해 냉각 공기의 이동 흐름이 변경되거나 지체되는 현상이 발생되는 것을 방지하기 위해서이다.The torque tube cooling passage 1512 preferably extends toward the turbine disk unit 1350 via an area in which the chamber portion 1520 is not formed because the enlarged area of the chamber portion 1520 is provided. This is to prevent the phenomenon that the moving flow of the cooling air is changed or delayed by the.

다만, 상기 챔버부(1520)의 면적이 상대적으로 작은 크기로 변경될 경우 상기 챔버부(1520)를 경유하는 이동 경로를 갖고 상기 토크튜브 냉각유로(1512)가 형성되는 것도 가능하다.However, when the area of the chamber unit 1520 is changed to a relatively small size, the torque tube cooling passage 1512 may be formed to have a movement path through the chamber unit 1520.

제3 냉각공기 공급유로(300)는 상기 제1 내지 제n 단위 압축기 디스크(1120a ~ 1120n) 중 제n-αα 단위 압축기 디스크에서 상기 가스 터빈에 구비된 타이로드(1600)의 축 방향을 경유하여 상기 터빈 디스크 유닛(1350)의 제3단 및 제4단 터빈 디스크(1353, 1354)로 공급되도록 개구된다.The third cooling air supply passage 300 is provided in the n-αα unit compressor disks of the first to nth unit compressor disks 1120a to 1120n via an axial direction of the tie rod 1600 provided in the gas turbine. Opening is supplied to the third and fourth stage turbine disks 1353 and 1354 of the turbine disk unit 1350.

상기 n-αα 단위 압축기 디스크의 n은 상기 토크튜브 유닛(1500)을 향해 배치된 제1 내지 제n 단위 압축기 디스크 중에서 상기 토크튜브 유닛(1500)과 가장 인접한 마지막 단위 압축기에 해당되고, 상기 n-αα 단위 압축기 디스크의 αα는 상기 제n 단위 압축기 디스크에서 상기 제1단위 압축기 디스크(1120a)가 위치된 방향으로 αα번째 이격된 곳에 위치된 단위 압축기 디스크에 해당된다.N of the n-αα unit compressor disk corresponds to the last unit compressor closest to the torque tube unit 1500 among the first to nth unit compressor disks disposed toward the torque tube unit 1500, and the n− αα of the αα unit compressor disc corresponds to a unit compressor disc positioned at an αα-th spaced distance in the direction in which the first unit compressor disc 1120a is located in the nth unit compressor disc.

예를 들어, 압축기 디스크 유닛(1120)에 제1 내지 제14 단위 압축기 디스크가 구비되어 있을 경우 n은 14에 해당되고, 상기 αα가 5일 경우 n-αα 단위 압축기 디스크는 n이 14에 해당되고, αα가 5에 해당되므로 제9 단위 압축기 디스크에 해당된다.For example, when the compressor disk unit 1120 includes the first to fourteenth compressor disks, n corresponds to 14, and when αα is 5, the n-αα unit compressor disk corresponds to n. , αα corresponds to 5 and thus corresponds to the ninth unit compressor disk.

제3 냉각공기 공급유로(300)는 압축기 디스크 유닛(1120)에서 가스 터빈의 중앙에 삽입된 타이로드(1600)를 향해 경사지게 연장된 후에 상기 타이로드(1600)의 외주면을 따라 상기 터빈 디스크 유닛(1350)을 향해 연장된 연장유로(2310)를 더 포함한다. 상기 연장유로(2310)는 상기 타이로드(1600)의 축 방향을 따라 상기 터빈 디스크 유닛(1350)을 향해 일직선으로 연장된다.The third cooling air supply passage 300 extends obliquely toward the tie rod 1600 inserted into the center of the gas turbine from the compressor disc unit 1120 and then along the outer circumferential surface of the tie rod 1600. It further includes an extension passage 2310 extending toward 1350. The extension passage 2310 extends in a straight line toward the turbine disk unit 1350 along the axial direction of the tie rod 1600.

이와 같이 제n 단위 압축기 디스크(1120n)와 인접한 위치에서 냉각 공기를 공급하지 않고 상기 제n-αα 단위 압축기 디스크에서 냉각 공기를 공급하는 이유는 상기 제1단 터빈 디스크(1351)에 비해 상기 제3단 및 제4단 터빈 디스크(1353, 1354)가 위치한 곳의 온도와 압력이 상대적으로 낮은 상태가 유지되므로 상기 제3단 및 제4단 터빈 디스크(1353, 1354)로 공급되는 냉각 공기의 온도와 압력은 상기 제1단 터빈 디스크(1351)로 공급되는 냉각 공기의 온도와 압력에 비해 상대적으로 낮은 온도와 압력으로 공급해도 상기 제3단 및 제4단 터빈 디스크(1353, 1354)에 대한 안정적인 냉각이 이루어지기 때문이다.The reason for supplying cooling air from the n-αα unit compressor disk without supplying cooling air at a position adjacent to the n-th unit compressor disk 1120n is as compared with that of the first stage turbine disk 1351. Since the temperature and pressure of the stage and fourth stage turbine disks 1353 and 1354 are maintained in a relatively low state, the temperature of the cooling air supplied to the third and fourth stage turbine disks 1353 and 1354 is maintained. The pressure is stable to the third and fourth stage turbine disks 1353 and 1354 even if the pressure is supplied at a temperature and pressure relatively lower than the temperature and pressure of the cooling air supplied to the first stage turbine disk 1351. Because this is done.

제3 냉각공기 공급유로(300)는 일 예로 제8 단위 압축기 디스크에서 냉각 공기를 공급받을 수 있으며 연장유로(2310)가 일직선으로 연장되므로 상기 제1 및 제2 냉각공기 공급유로(2100, 2200)에 비해 유로 형태가 간단한 구조로 이루어질 수 있다. 따라서 제3 냉각공기 공급유로(300)는 제3단 및 제4단 터빈 디스크(1353, 1354)로 냉각 공기를 안정적으로 공급하고 효율적인 냉각을 실시할 수 있어 가스 터빈의 효율을 향상시킬 수 있으며 상기 제3단 및 제4단 터빈 디스크(1353, 1354)의 냉각 효율을 향상시켜 고온으로 인한 균열 및 크랙으로 인한 파손 현상을 최소화할 수 있다.For example, the third cooling air supply passage 300 may receive cooling air from an eighth unit compressor disk, and since the extension passage 2310 extends in a straight line, the first and second cooling air supply passages 2100 and 2200. In comparison, the flow path may have a simple structure. Therefore, the third cooling air supply passage 300 can stably supply cooling air to the third and fourth stage turbine disks 1353 and 1354 and perform efficient cooling, thereby improving the efficiency of the gas turbine. The cooling efficiency of the third and fourth stage turbine disks 1353 and 1354 may be improved to minimize breakage due to cracks and cracks due to high temperature.

상기 연장유로(2310)는 상기한 챔버부(1520)로 냉각 공기 중의 일부를 공급할 수 있어 상기 토크튜브 유닛(1500)에 대한 냉각을 동시에 도모할 수 있고, 상기 제3단 및 제4단 터빈 디스크(1353, 1354)로 냉각 공기를 공급하기 위해 이동될 경우 터빈 디스크 유닛(1350)에 대한 냉각도 함께 실시할 수 있는 효과를 유발한다.The extension passage 2310 may supply a portion of the cooling air to the chamber unit 1520 to simultaneously cool the torque tube unit 1500, and the third and fourth turbine disks. When moved to supply cooling air to the 1313 and 1354, cooling to the turbine disk unit 1350 also brings about an effect that can be carried out together.

제3 냉각공기 공급유로(300)는 연장유로(2310)에서 제3단 터빈 디스크(1353)를 향해 독립적으로 분기된 제1 분기유로(2312)와, 상기 연장유로(2310)에서 제4단 터빈 디스크(640)를 향해 독립적으로 분기된 제2 분기유로(2314)를 포함한다.The third cooling air supply passage 300 includes a first branch passage 2312 branched independently from the extension passage 2310 toward the third stage turbine disk 1353, and a fourth stage turbine from the extension passage 2310. A second branch flow path 2314 is branched independently toward the disk 640.

제1 분기유로(2312)는 제3단 터빈 디스크(1353)에 대한 냉각을 위해 복수개로 각각 분할되어 상기 연장유로(2310)에서 상기 제3단 터빈 디스크(1353)를 향해 연장된다. 상기 제3단 터빈 디스크(1353)의 경우 고온의 온도 환경에 노출되므로 제4단 터빈 디스크(640)로 공급되는 냉각 공기 보다 상대적으로 많은 냉각 공기가 공급된다.The first branch passage 2312 is divided into a plurality of portions for cooling the third stage turbine disk 1353 and extends from the extension passage 2310 toward the third stage turbine disk 1353. Since the third stage turbine disk 1353 is exposed to a high temperature environment, more cooling air is supplied than the cooling air supplied to the fourth stage turbine disk 640.

제2 분기유로(2314)는 상기 제3단 터빈 디스크(1353)에 비해 제4단 터빈 디스크(1354)의 주변 온도가 낮게 유지되므로 단일 유로로 구성하였으나 상기 제2 분기유로(2314)로 공급되는 냉각 공기의 안정적인 유량 확보를 위해 상이한 직경으로 개구되는 것도 가능하다.The second branch channel 2314 is configured to be a single channel because the ambient temperature of the fourth stage turbine disk 1354 is kept lower than that of the third stage turbine disk 1335, but is supplied to the second branch channel 2314. It is also possible to open to different diameters to ensure a stable flow rate of cooling air.

상기 제1 및 제2 냉각공기 공급유로(2100, 2200)를 통해 공급되는 냉각 공기의 압력과 온도는 상기 제3 냉각공기 공급유로(300)를 통해 공급되는 냉각 공기의 압력과 온도에 비해 상대적으로 높은 압력과 온도가 유지된다. 이는 제3단 터빈 디스크(1353)가 위치된 곳의 압력과 온도에 비해 제1단 및 제2단 터빈 디스크(1351, 1352)가 위치된 곳의 온도와 압력이 상대적으로 높게 유지되므로 터빈 디스크의 위치에 따른 최적의 냉각을 위해 위와 같은 조건으로 냉각 공기가 공급될 수 있다.The pressure and temperature of the cooling air supplied through the first and second cooling air supply passages 2100 and 2200 are relatively higher than the pressure and temperature of the cooling air supplied through the third cooling air supply passage 300. High pressure and temperature are maintained. This is because the temperature and the pressure where the first and second stage turbine disks 1351 and 1352 are located are maintained relatively high compared to the pressure and the temperature where the third stage turbine disk 1353 is located. Cooling air can be supplied under these conditions for optimal cooling according to location.

도 5에는 본 발명의 제2 실시예에 따른 가스 터빈의 냉각장치 및 그에 배치된 균열 감지 센서를 나타내는 단면도가 도시되어 있다. 도 6은 도 5의 A 부분을 확대하여 나타내는 도면이고, 도 7은 도 5의 B 부분을 확대하여 나타내는 도면이다.FIG. 5 is a cross-sectional view showing a cooling apparatus of a gas turbine and a crack detection sensor disposed therein according to the second embodiment of the present invention. FIG. 6 is an enlarged view of portion A of FIG. 5, and FIG. 7 is an enlarged view of portion B of FIG. 5.

제2 실시예의 가스 터빈(1000)은 상술한 제1 실시예와 마찬가지로 3개의 냉각공기 공급유로(2100, 2200, 2300)를 포함한다. 제2 실시예의 경우에도 4개의 터빈 베인(1331, 1332, 1333, 1334)와 4개의 터빈 디스크(1351, 1352, 1353, 1354)가 배열된 것을 예로 들어 설명한다.The gas turbine 1000 of the second embodiment includes three cooling air supply passages 2100, 2200, and 2300 as in the first embodiment. In the case of the second embodiment, four turbine vanes 1331, 1332, 1333, and 1334 and four turbine disks 1351, 1352, 1353, and 1354 are described as an example.

제1 냉각공기 공급유로(2100)는 상기 압축기(1100)에서 공급된 냉각 공기가 토크튜브 유닛(1500) 내부를 경유하여 상기 터빈 디스크 유닛(1350)의 제1단 터빈 디스크(1351)로 공급되도록 개구되어 있다. 제2 실시예의 제1 냉각공기 공급유로(2100)는 상기 제1 내지 제n 단위 토크튜브 유닛(150a ~ 150n)의 내부를 모두 경유하되 연소기(1200)로는 경유하지 않는다는 점에서 제1 실시예의 제1 냉각공기 공급유로(2100)와 다르다.The first cooling air supply passage 2100 is such that the cooling air supplied from the compressor 1100 is supplied to the first stage turbine disk 1351 of the turbine disk unit 1350 via the torque tube unit 1500. It is open. The first cooling air supply passage 2100 of the second embodiment passes through all of the interior of the first to nth unit torque tube units 150a to 150n but does not pass through the combustor 1200. 1 is different from the cooling air supply passage 2100.

다시 말해서, 제2 실시예의 제1 냉각공기 공급유로(2100)는 상기 토크튜브 유닛(1500) 내부의 유로를 제2 냉각공기 공급유로(2200)와 공통으로 이용한다.In other words, the first cooling air supply passage 2100 of the second embodiment uses the flow passage inside the torque tube unit 1500 in common with the second cooling air supply passage 2200.

상기 제n 단위 토크튜브 유닛(150n)과 제1단 터빈 디스크(1351) 사이에는 제1캐비티(1361)가 형성되고, 상기 제1단 터빈 디스크(1351) 내부 일측에는 제2캐비티(1362)가 형성된다. 제1캐비티(1361)와 제2캐비티(1362) 사이에는 제1채널(2210)이 형성되어 서로 연통된다. 제2캐비티(1362)로부터 제1단 터빈 디스크(1351)의 터빈 블레이드 내부로 상향 경사지게 제2채널(2220)이 형성된다.A first cavity 1361 is formed between the nth unit torque tube unit 150n and the first stage turbine disk 1351, and a second cavity 1362 is formed at one side of the first stage turbine disk 1351. Is formed. A first channel 2210 is formed between the first cavity 1361 and the second cavity 1362 to communicate with each other. The second channel 2220 is formed to be inclined upward from the second cavity 1362 into the turbine blade of the first stage turbine disk 1351.

상기 제1 냉각공기 공급유로(2100)는 상기 토크튜브 냉각유로(1512), 제1채널(2210), 제2캐비티(1362), 제2채널(2220)을 순서대로 경유하여 제1단 터빈 디스크(1351)의 터빈 블레이드 내부로 냉각 공기를 공급한다.The first cooling air supply passage 2100 passes through the torque tube cooling passage 1512, the first channel 2210, the second cavity 1362, and the second channel 2220 in order, and the first stage turbine disk. Cooling air is supplied into the turbine blade of 1351.

제2 냉각공기 공급유로(2200)는 냉각 공기가 상기 압축기(1100)의 디스크 유닛(1120)으로부터 상기 토크튜브 유닛(1500)과 상기 제1단 터빈 디스크(1351)를 경유하여 상기 터빈 디스크 유닛(1350)의 제2단 터빈 디스크(1352)로 공급되도록 개구되어 있다.The second cooling air supply flow path 2200 has cooling air from the disk unit 1120 of the compressor 1100 via the torque tube unit 1500 and the first stage turbine disk 1351. It is opened to be supplied to the second stage turbine disk 1352 of 1350.

상기 제1단 터빈 디스크(1351) 내부 타측에는 제3캐비티(1363)가 형성되고, 상기 제2캐비티(1362)와 제3캐비티(1363) 사이에는 제3채널(2230)이 형성되어 서로 연통된다.A third cavity 1363 is formed at the other side of the first stage turbine disk 1351, and a third channel 2230 is formed between the second cavity 1362 and the third cavity 1363 to communicate with each other. .

그리고, 상기 제2단 터빈 디스크(1352) 내부 일측에는 제4캐비티(1364)가 형성되고, 상기 제3캐비티(1363)와 제4캐비티(1364) 사이에는 제4채널(2240)이 형성되어 서로 연통된다.In addition, a fourth cavity 1264 is formed at one side of the second stage turbine disk 1352, and a fourth channel 2240 is formed between the third cavity 1403 and the fourth cavity 1344 to each other. Communicating.

또한, 제4캐비티(1364)로부터 제2단 터빈 디스크(1352)의 터빈 블레이드 내부로 상향 경사지게 제5채널(2250)이 형성된다.In addition, a fifth channel 2250 is formed to be inclined upwardly from the fourth cavity 1364 into the turbine blade of the second stage turbine disk 1352.

그래서, 상기 제2 냉각공기 공급유로(2200)는 상기 토크튜브 냉각유로(1512), 제1채널(2210), 제2캐비티(1362), 제3채널(2230), 제3캐비티(1363), 제4채널(2240), 제4캐비티(1364), 제5채널(2250)을 순서대로 경유하여 제2단 터빈 디스크(1352)의 터빈 블레이드 내부로 냉각 공기를 공급한다.Thus, the second cooling air supply passage 2200 includes the torque tube cooling passage 1512, the first channel 2210, the second cavity 1362, the third channel 2230, the third cavity 1363, Cooling air is supplied into the turbine blades of the second stage turbine disk 1352 via the fourth channel 2240, the fourth cavity 1344, and the fifth channel 2250 in this order.

제3 냉각공기 공급유로(2300)는 냉각 공기가 상기 압축기(1100)의 디스크 유닛(1120)에서 상기 가스 터빈에 구비된 타이로드(1600)의 축방향을 경유하여 상기 터빈 디스크 유닛(1350)의 제3단 및 제4단 터빈 디스크(1353, 1354)로 공급되도록 개구되어 있다.In the third cooling air supply passage 2300, cooling air is supplied from the disk unit 1350 of the compressor 1100 via the axial direction of the tie rod 1600 provided in the gas turbine. The openings are supplied to the third and fourth turbine disks 1353 and 1354.

상기 제3단 터빈 디스크(1353)의 중심부 양측에는 상기 타이로드(1600)의 외주면을 따라 형성된 연장유로(2310)로부터 분기된 한 쌍의 제1 분기유로(2312)가 형성되고, 이 한 쌍의 제1 분기유로(2312)는 각각 제3단 터빈 디스크(1353)의 내부 양측에 형성된 제5캐비티(1365) 및 제6캐비티(1366)와 연통될 수 있다.A pair of first branch passages 2312 branched from an extension passage 2310 formed along an outer circumferential surface of the tie rod 1600 is formed at both sides of a central portion of the third stage turbine disk 1353. The first branch passage 2312 may be in communication with the fifth cavity 1365 and the sixth cavity 1366 formed at both sides of the third stage turbine disk 1353, respectively.

상기 제5캐비티(1365)와 제6캐비티(1366)로부터 제3단 터빈 디스크(1353)의 터빈 블레이드 내부로 상향 경사지게 제6채널(2320) 및 제7채널(2330)이 각각 형성된다.The sixth channel 2320 and the seventh channel 2330 are formed to be inclined upward from the fifth cavity 1365 and the sixth cavity 1366 into the turbine blade of the third stage turbine disk 1353.

그리고, 상기 제4단 터빈 디스크(1354)의 하류 측에는 후방 중공샤프트(1900)가 결합되어 함께 회전될 수 있다. 제4단 터빈 디스크(1354)의 일측면과 후방 중공샤프트(1900)의 사이에는 제7캐비티(1367)가 형성될 수 있다.In addition, a rear hollow shaft 1900 may be coupled to and rotated downstream of the fourth stage turbine disk 1354. A seventh cavity 1367 may be formed between one side of the fourth stage turbine disk 1354 and the rear hollow shaft 1900.

상기한 연장유로(2310)로부터 분기된 제2분기유로(2314)는 제7캐비티(1367)와 연통되고, 이 제7캐비티(1367)로부터 제4단 터빈 디스크(1354)의 터빈 블레이드 내부로 상향 경사지게 제8채널(2340)이 형성된다.The second branch passage 2314 branched from the extension passage 2310 communicates with the seventh cavity 1367 and is upward from the seventh cavity 1367 into the turbine blade of the fourth stage turbine disk 1354. The eighth channel 2340 is formed to be inclined.

그래서, 제3 냉각공기 공급유로(2300)는 상기 연장유로(2310), 한 쌍의 제1 분기유로(2312), 제5캐비티(1365) 또는 제6캐비티(1366), 제6채널(2320) 또는 제7채널(2330)을 순서대로 경유하여 제3단 터빈 디스크(1353)의 터빈 블레이드 내부로 냉각 공기를 공급한다. 또한, 제3 냉각공기 공급유로(2300)는 상기 연장유로(2310), 제2분기유로(2314), 제7캐비티(1367), 제8채널(2340)을 순서대로 경유하여 제4단 터빈 디스크(1354)의 터빈 블레이드 내부로 냉각 공기를 공급한다.Thus, the third cooling air supply passage 2300 may include the extension passage 2310, the pair of first branch passages 2312, the fifth cavity 1365 or the sixth cavity 1366, and the sixth channel 2320. Alternatively, cooling air is supplied into the turbine blade of the third stage turbine disk 1353 via the seventh channel 2330 in order. In addition, the third cooling air supply passage 2300 is the fourth stage turbine disk via the extension passage 2310, the second branch passage 2314, the seventh cavity 1367, and the eighth channel 2340 in this order. Cooling air is supplied into the turbine blade of 1354.

본 발명의 가스 터빈에서 터빈 디스크 유닛(1350)의 균열을 감지하는 센서는 상기한 복수의 냉각공기 공급유로(2100, 2200, 2300) 중 터빈 디스크 유닛(1350)의 내부 부위에 적어도 하나씩 부착될 수 있다.The sensor for detecting the crack of the turbine disk unit 1350 in the gas turbine of the present invention may be attached to at least one of the internal portion of the turbine disk unit 1350 of the plurality of cooling air supply passages (2100, 2200, 2300). have.

이 균열 감지 센서는 복수의 냉각공기 공급유로(2100, 2200, 2300)의 내면에 부착되는 고온 스트레인 게이지(strain gauge)로 구성될 수 있다. 상기 터빈 디스크 유닛(1350)은 연소 가스에 의해 회전되면서 그 온도가 300~400℃ 정도까지 상승하게 되므로, 상기 온도 범위에서 부품의 변형률을 측정할 수 있는 고온 스트레인 게이지를 사용하는 것이 바람직하다.The crack detection sensor may be configured as a high temperature strain gauge attached to the inner surfaces of the plurality of cooling air supply passages 2100, 2200, and 2300. Since the turbine disk unit 1350 is rotated by the combustion gas and the temperature thereof is increased to about 300 to 400 ° C., it is preferable to use a high temperature strain gauge capable of measuring the strain of the component in the temperature range.

상기 센서는 냉각공기 공급유로(2100, 2200, 2300)의 내면에 각각 적어도 한 쌍이 부착되는 것이 바람직하다. 즉, 균열 감지 센서는 수평 또는 경사지게 형성되어 냉각공기 공급유로의 일부를 이루는 채널의 내면에 각각 한 쌍씩 부착될 수 있다.At least one pair of the sensors may be attached to inner surfaces of the cooling air supply passages 2100, 2200, and 2300, respectively. That is, the pair of crack detection sensors may be attached to the inner surface of the channel formed horizontally or inclined to form a part of the cooling air supply passage.

도 6에 도시된 바와 같이, 한 쌍의 제1센서(2510)는 상기한 제1채널(2210) 내면에 부착될 수 있다. 도 6의 단면도를 기준으로, 한 쌍의 제1센서(2510) 중 하나는 제1채널(2210)의 상면에 부착되고 다른 하나는 제1채널(2210)의 하면에 부착될 수 있다. 그래서, 한 쌍의 제1센서(2510)는 제1단 터빈 디스크(1351)의 내부에서 제1단 터빈 베인(1331) 아래 부위의 상부와 하부의 균열을 각각 감지할 수 있다.As illustrated in FIG. 6, a pair of first sensors 2510 may be attached to an inner surface of the first channel 2210. Based on the cross-sectional view of FIG. 6, one of the pair of first sensors 2510 may be attached to the top surface of the first channel 2210 and the other may be attached to the bottom surface of the first channel 2210. Thus, the pair of first sensors 2510 may detect cracks in the upper and lower portions of the lower portion of the first stage turbine vane 1331 in the first stage turbine disk 1351.

도면에서 센서가 채널의 내벽에 매립된 것처럼 도시되어 있으나, 이는 센서의 위치를 명확히 나타내기 위해 편의상 도시한 것이다. 실제로, 센서는 얇은 두께를 가진 사각형 부재 형태로 이루어져서 채널의 내주면에 부착되는 것이다. 이하 모든 센서는 동일한 형태로 부착된다.Although the sensor is shown as embedded in the inner wall of the channel, this is shown for convenience to clearly indicate the position of the sensor. In practice, the sensor is in the form of a rectangular member with a thin thickness and is attached to the inner circumferential surface of the channel. Hereinafter all the sensors are attached in the same form.

한 쌍의 제2센서(2520)는 상기한 제2채널(2220) 내면에 한 쌍이 부착될 수 있다. 제2채널(2220)은 경사지게 형성되어 있는바, 한 쌍의 제2센서(2520)는 제2채널(2220)의 내면에 좌우로 배치될 수 있다. 또한, 한 쌍의 제2센서(2520)는 제2채널(2220)의 상단부 내면에 부착될 수 있다. 그래서, 한 쌍의 제2센서(2520)는 제1단 터빈 디스크(1351)의 내부에서 비교적 상부의 균열을 감지할 수 있다.A pair of second sensors 2520 may be attached to the inner surface of the second channel 2220. The second channel 2220 is formed to be inclined, and the pair of second sensors 2520 may be disposed left and right on an inner surface of the second channel 2220. In addition, the pair of second sensors 2520 may be attached to the inner surface of the upper end of the second channel 2220. Thus, the pair of second sensors 2520 can detect a crack in the upper portion of the first stage turbine disk 1351.

한 쌍의 제3센서(2530)는 상기한 제3채널(2230) 내면에 상하로 부착될 수 있다. 이 한 쌍의 제3센서(2530)는 제1단 터빈 디스크(1351)의 내부에서 중심부의 상부와 하부의 균열을 각각 감지할 수 있다.The pair of third sensors 2530 may be attached to the inner surface of the third channel 2230 up and down. The pair of third sensors 2530 may detect cracks in the upper and lower portions of the central portion of the first stage turbine disk 1351, respectively.

한 쌍의 제4센서(2540)는 상기한 제4채널(2240) 내면에 상하로 부착될 수 있다. 이 한 쌍의 제4센서(2540)는 제1단 터빈 디스크(1351)와 제2단 터빈 디스크(1352) 사이에서 제2단 터빈 베인(1332) 아래 부위의 상부와 하부의 균열을 각각 감지할 수 있다.The pair of fourth sensors 2540 may be attached to the inner surface of the fourth channel 2240 up and down. The pair of fourth sensors 2540 may detect cracks in the upper and lower portions of the lower portion of the second stage turbine vanes 1332 between the first stage turbine disk 1351 and the second stage turbine disk 1352, respectively. Can be.

한 쌍의 제5센서(2550)는 경사지게 형성된 제5채널(2250) 내면에 좌우로 부착될 수 있다. 이 한 쌍의 제5센서(2550)는 제2단 터빈 디스크(1352)의 내부에서 비교적 상부의 균열을 감지할 수 있다.The pair of fifth sensors 2550 may be attached left and right to the inner surface of the fifth channel 2250 formed to be inclined. The pair of fifth sensors 2550 may detect a crack in the upper portion of the second stage turbine disk 1352.

도 7에 도시된 바와 같이, 한 쌍의 제6센서(2560)는 경사지게 형성된 제6채널(2320) 내면에 좌우로 부착될 수 있다. 이 한 쌍의 제6센서(2560)는 제3단 터빈 디스크(1353)의 내부에서 비교적 상부 좌측의 균열을 감지할 수 있다.As shown in FIG. 7, the pair of sixth sensors 2560 may be attached to the inner surface of the sixth channel 2320 formed to be inclined left and right. The pair of sixth sensors 2560 may detect cracks on the upper left side of the third stage turbine disk 1353.

한 쌍의 제7센서(2570)는 경사지게 형성된 제7채널(2330) 내면에 좌우로 부착될 수 있다. 이 한 쌍의 제7센서(2570)는 제3단 터빈 디스크(1353)의 내부에서 비교적 상부 우측의 균열을 감지할 수 있다.The pair of seventh sensors 2570 may be attached left and right to the inner surface of the seventh channel 2330 formed to be inclined. The pair of seventh sensors 2570 may detect cracks on the upper right side of the third stage turbine disk 1353.

한 쌍의 제8센서(2580)는 경사지게 형성된 제8채널(2340) 내면에 좌우로 부착될 수 있다. 제8채널(2340)은 하부가 경사지게 형성되고 상부는 수직으로 형성될 수 있다. 상기 한 쌍의 제8센서(2580)는 제8채널(2340)의 수직한 상단부에 좌우로 부착될 수 있다. 이 한 쌍의 제8센서(2580)는 제4단 터빈 디스크(1354)의 내부에서 비교적 상부 우측의 균열을 감지할 수 있다.The pair of eighth sensors 2580 may be attached to the inner surface of the eighth channel 2340 formed to be inclined left and right. The eighth channel 2340 may be formed to have a lower portion inclined and the upper portion may be formed vertically. The pair of eighth sensors 2580 may be attached left and right to a vertical upper end of the eighth channel 2340. The pair of eighth sensors 2580 may detect cracks on the upper right side of the fourth stage turbine disk 1354.

한 쌍의 제9센서(2590)는 상기 제8채널(2340)의 경사지게 형성된 하부 내면에 좌우로 부착될 수 있다. 이 한 쌍의 제9센서(2590)는 제4단 터빈 디스크(1354)의 내부에서 비교적 하부 우측의 균열을 감지할 수 있다.The pair of ninth sensors 2590 may be attached to the left and right lower surfaces of the eighth channel 2340 to be inclined. The pair of ninth sensors 2590 may detect cracks on the lower right side of the fourth stage turbine disk 1354.

상기한 채널들은 각 터빈 디스크 내부에 냉각공기 공급유로를 형성하기 위해 드릴링 가공에 의해 각 캐비티에 연결되도록 형성될 수 있다.The channels may be formed to be connected to each cavity by drilling to form a cooling air supply passage inside each turbine disk.

도 8 및 도 9는 가스 터빈의 균열 모니터링 시스템을 개략적으로 나타내는 도면이다. 두 도면은 리드선의 위치가 서로 다르다.8 and 9 are schematic diagrams illustrating a crack monitoring system of a gas turbine. The two figures have different positions of the lead wires.

우선, 본 발명의 가스 터빈의 균열 모니터링 시스템은, 상기한 압축기(1100), 연소기(1200), 터빈(1300), 복수의 냉각공기 공급유로(2100, 2200, 2300), 복수의 센서와 함께, 상기 센서로부터 감지 신호를 받아 균열 여부와 균열 정도를 판단하고 가스 터빈을 제어하는 모니터링 장치(3000)를 포함한다.First, the crack monitoring system of the gas turbine of the present invention, together with the compressor 1100, the combustor 1200, the turbine 1300, a plurality of cooling air supply passages 2100, 2200, 2300, a plurality of sensors, It includes a monitoring device 3000 for receiving a detection signal from the sensor to determine the crack and the degree of cracking and to control the gas turbine.

상기 모니터링 장치(3000)는 상기 센서의 감지값을 분석하여 균열 위치와 균열 정도를 판단하는 모니터부(3100)와, 모니터부의 판단 결과에 따라 가스 터빈(1000)을 제어하는 제어부(3400)를 포함할 수 있다.The monitoring device 3000 includes a monitor 3100 for determining a crack position and a crack degree by analyzing the detection value of the sensor, and a controller 3400 for controlling the gas turbine 1000 according to the determination result of the monitor. can do.

상기 모니터부(3100)는 센서의 감지값을 균열이 발생하지 않은 감지 데이터와 비교 분석하여 균열 위치와 균열 정도를 판단할 수 있다.The monitor 3100 may analyze the detection value of the sensor by comparing the detection value with the detection data that does not cause the crack to determine the crack position and the crack degree.

상기 제어부(3400)는 상기 모니터부(3100)의 부품 균열에 대한 판단 결과에 따라 가스 터빈(1000)의 회전 속도를 줄이거나 정지할 수 있다.The controller 3400 may reduce or stop the rotational speed of the gas turbine 1000 according to the determination result of the component crack of the monitor 3100.

그리고, 상기 모니터링 장치(3000)는 상기 균열이 발생하지 않은 감지 데이터와 현재의 균열 감지 데이터 및 상기 모니터부(3100)의 균열 판단 결과를 저장하는 메모리부(3300)와, 상기 모니터부의 판단 결과에 따른 균열 위치와 균열 정도를 표시하는 표시부(3200)를 더 포함하는 것이 바람직하다.In addition, the monitoring device 3000 includes a memory unit 3300 for storing detection data for which no crack has occurred, current crack detection data, and a crack determination result of the monitor unit 3100, and a determination result of the monitor unit. It is preferable to further include a display unit 3200 for displaying the crack position and the degree of cracking according to.

상기 메모리부(3300)는 균열이 발생하지 않은 경우에 스트레인 게이지에서 감지되는 감지값 데이터와, 가스 터빈의 각종 동작 히스토리와 각종 제어 명령 등을 저장할 수 있다.The memory unit 3300 may store sensing value data detected by the strain gauge, various operation histories of the gas turbine, various control commands, and the like, when no crack occurs.

상기 모니터부(3100)는 메모리부(3300)에 저장되어 있던 미 균열시의 감지 데이터와 현재의 균열 감지 데이터를 비교하여, 가스 터빈의 운전 중에 스트레인 게이지의 변형률 감지값이 단순히 기계적 진동이나 열변형에 의한 것인지 아니면 그 부품에 균열이 발생한 것인지, 그리고 균열이 발생했다면 그 균열 정도가 어느 정도인지를 판단할 수 있다.The monitor unit 3100 compares the current crack detection data with the undetected crack data stored in the memory unit 3300, so that the strain gauge strain value of the strain gauge is simply mechanical vibration or thermal deformation during operation of the gas turbine. It is possible to determine whether or not the component is cracked or whether the component is cracked and, if so, to what extent the crack is.

상기 모니터부(3100)는 복수의 스트레인 게이지의 감지 신호 중에서 균열이 발생했다고 판단되면 그 스트레인 게이지를 식별하여 균열 발생 위치를 판단하고, 그 균열 위치와 균열 정도를 상기 표시부(3200)에 표시하여 가스 터빈의 관리자에게 알려줄 수 있다. 이때, 균열이 발생한 것을 상기 표시부(3200)를 통해 시각적으로 또는 청각적으로 경고할 수도 있다.When the monitor 3100 determines that a crack has occurred among the detection signals of the plurality of strain gauges, the monitor 3100 identifies the strain gauge to determine a crack occurrence position, and displays the crack position and the crack degree on the display unit 3200 to display a gas. You can tell the manager of the turbine. In this case, the display unit 3200 may warn visually or acoustically that a crack has occurred.

상기 제어부(3400)는 상기 모니터부(3100)로부터 균열 발생 신호를 수신하면 상기 가스 터빈의 동작 명령 신호를 변경하여 회전 속도를 줄이거나 아예 가스 터빈의 동작을 정지할 수 있다.When the control unit 3400 receives the crack generation signal from the monitor unit 3100, the control unit 3400 may change the operation command signal of the gas turbine to reduce the rotation speed or stop the operation of the gas turbine at all.

한편, 도 8에 도시된 바와 같이, 상기 복수의 스트레인 게이지는 상기 터빈 디스크 유닛(1350) 내부와 상기 제4단 터빈 디스크(1354)의 하류 측에 결합되는 후방 중공샤프트(1900) 내부로 배치되는 리드선(2800)에 의해 상기 모니터링 장치(3000)에 통신 가능하게 연결될 수 있다.Meanwhile, as shown in FIG. 8, the plurality of strain gauges are disposed inside the rear hollow shaft 1900 coupled to the inside of the turbine disk unit 1350 and the downstream side of the fourth stage turbine disk 1354. The lead wire 2800 may be communicatively connected to the monitoring device 3000.

상기 후방 중공샤프트(1900)는 상기 터빈 디스크 유닛(1350)과 동일한 속도로 회전되므로, 후방 중공샤프트(1900) 내부로 배치되는 리드선(2800)도 함께 회전될 것이다. 그래서, 리드선(2800)의 후단부는 회전단자와 연결되고, 이 회전단자와 슬라이딩 접촉하는 고정단자를 통해 모니터링 장치(3000)로 통신 가능하게 연결될 수 있다.Since the rear hollow shaft 1900 is rotated at the same speed as the turbine disk unit 1350, the lead wire 2800 disposed inside the rear hollow shaft 1900 will also rotate. Thus, the rear end of the lead wire 2800 may be connected to the rotary terminal, and may be communicatively connected to the monitoring device 3000 through the fixed terminal in sliding contact with the rotary terminal.

이와 달리, 도 9에 도시된 바와 같이, 상기 복수의 스트레인 게이지는 상기 터빈 디스크 유닛(1350)의 중심으로 배치되는 리드선(2810)에 의해 상기 모니터링 장치(3000)에 통신 가능하게 연결될 수 있다.In contrast, as shown in FIG. 9, the plurality of strain gauges may be communicatively connected to the monitoring device 3000 by a lead wire 2810 disposed at the center of the turbine disk unit 1350.

상기 리드선(2810)도 터빈 디스크 유닛(1350)과 함께 회전되는바, 리드선(2810)의 후단부에 구비되는 회전단자가 고정단자와 슬라이딩 접촉하여 모니터링 장치(3000)로 연결될 수 있다.The lead wire 2810 is also rotated together with the turbine disk unit 1350, so that the rotary terminal provided at the rear end of the lead wire 2810 may be connected to the monitoring device 3000 by sliding contact with the fixed terminal.

이상에서는 본 발명의 바람직한 실시예를 설명하였으나, 본 발명의 범위는 이와 같은 특정 실시예에만 한정되지 않으며, 해당분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 특허청구범위에 기재된 범주 내에서 적절하게 변경이 가능할 것이다.Although the preferred embodiments of the present invention have been described above, the scope of the present invention is not limited to such specific embodiments, and those of ordinary skill in the art are appropriately within the scope described in the claims of the present invention. Changes will be possible.

1000: 가스터빈 1010: 하우징
1100: 압축기 1110: 압축기 블레이드
1112: 도브테일부 1120: 압축기 로터 디스크 유닛
1125: 압축기 스월러 1130: 압축기 냉각공기 공급유로
1200: 연소기 1300: 터빈
1320: 터빈 로터 디스크 1330: 터빈 베인
1340: 터빈 블레이드 1350: 터빈 디스크 유닛
1351: 제1단 터빈 디스크 1352: 제2단 터빈 디스크
1353: 제3단 터빈 디스크 1354: 제4단 터빈 디스크
1360: 터빈 스월러 1361: 제1캐비티
1362: 제2캐비티 1363: 제3캐비티
1364: 제4캐비티 1365: 제5캐비티
1366: 제6캐비티 1367: 제7캐비티
1400: 디퓨져 1450: 고정너트
1500: 토크튜브 유닛 1510: 토크튜브 스월러
1512: 토크튜브 냉각유로 1520: 챔버부
1600: 타이로드 1900: 후방 중공샤프트
2100: 제1 냉각공기 공급유로
2200: 제2 냉각공기 공급유로 2210: 제1채널
2220: 제2채널 2230: 제3채널
2240: 제4채널 2250: 제5채널
2300: 제3 냉각공기 공급유로 2310: 연장유로
2312: 제1 분기유로 2314: 제2분기유로
2320: 제6채널 2330: 제7채널
2340: 제8채널
2510: 제1센서 2520: 제2센서
2530: 제3센서 2540: 제4센서
2550: 제5센서 2560: 제6센서
2570: 제7센서 2580: 제8센서
2590: 제9센서 2800: 리드선
3000: 모니터링장치 3100: 모니터부
3200: 표시부 3300: 메모리
3400: 제어부1000: gas turbine 1010: housing
1100: compressor 1110: compressor blade
1112: dovetail portion 1120: compressor rotor disk unit
1125: compressor swirler 1130: compressor cooling air supply flow path
1200: combustor 1300: turbine
1320: turbine rotor disk 1330: turbine vane
1340: turbine blade 1350: turbine disk unit
1351: first stage turbine disk 1352: second stage turbine disk
1353: third stage turbine disk 1354: fourth stage turbine disk
1360: turbine swirler 1361: first cavity
1362: 2nd cavity 1363: 3rd cavity
1364: 4th cavity 1365: 5th cavity
1366: 6th cavity 1367: 7th cavity
1400: diffuser 1450: fixed nut
1500: torque tube unit 1510: torque tube swirler
1512: torque tube cooling passage 1520: chamber
1600: tie rod 1900: rear hollow shaft
2100: first cooling air supply passage
2200: second cooling air supply passage 2210: first channel
2220: second channel 2230: third channel
2240: fourth channel 2250: fifth channel
2300: third cooling air supply passage 2310: extension passage
2312: First Quarter Euro 2314: Second Quarter Euro
2320: sixth channel 2330: seventh channel
2340: eighth channel
2510: first sensor 2520: second sensor
2530: third sensor 2540: fourth sensor
2550: fifth sensor 2560: sixth sensor
2570: seventh sensor 2580: eighth sensor
2590: 9th sensor 2800: lead wire
3000: monitoring device 3100: monitor
3200: display unit 3300: memory
3400: control unit

Claims

A compressor for compressing air;
A combustor configured to combust the compressed air introduced from the compressor with fuel;
A turbine rotating by the combusted gas of the combustor to generate power;
A cooling air supply passage opened such that cooling air supplied from the compressor is supplied to the turbine blade through the disk unit of the turbine via the torque tube unit; And
It includes a plurality of sensors provided to face each other on the inner surface of the channel constituting the cooling air supply flow path for detecting the crack of the turbine disk unit,
The plurality of sensors are composed of at least one high temperature strain gauge attached to the inner surface of the cooling air supply passage,
The cooling air supply flow path,
A first cooling air supply passage opened to supply cooling air compressed by the compressor to the first stage turbine disk of the turbine disk unit via the torque tube unit;
A second cooling air supply passage opened such that the cooling air is supplied from the disc unit of the compressor to the second stage turbine disc of the turbine disc unit via the torque tube unit; And
A third cooling air supply passage opened so that the cooling air is supplied to the third and fourth stage turbine disks of the turbine disk unit via the axial direction of the tie rods provided in the gas turbine in the disk unit of the compressor; Gas turbine comprising a.

delete

The method of claim 1,
And the first cooling air supply passage is opened such that cooling air supplied from the compressor is supplied to the first stage turbine disk of the turbine disk unit via the torque tube unit.

The method according to claim 1 or 4,
The plurality of sensors,
The gas turbine, characterized in that a plurality of sensors are attached to the inner surface of the channel formed in the turbine disk unit in the first cooling air supply passage facing each other.

The method of claim 5,
The plurality of sensors,
The gas turbine, characterized in that the plurality of sensors are attached to the inner surface of the channel formed in the turbine disk unit in the second cooling air supply passage facing each other.

The method of claim 5,
The plurality of sensors,
It is disposed up and down in the horizontally formed channel of the channel,
Gas turbine, characterized in that arranged in left and right in the channel formed inclined of the channel.

The method of claim 6,
The plurality of sensors,
It is disposed up and down in the horizontally formed channel of the channel,
Gas turbine, characterized in that arranged in left and right in the channel formed inclined of the channel.

The method of claim 4, wherein
The plurality of sensors,
The gas turbine, characterized in that the plurality of sensors are attached to the inner surface of the channel formed in the turbine disk unit in the third cooling air supply passage facing each other.

The method of claim 9,
The plurality of sensors,
Gas turbine, characterized in that arranged to the left and right in the inclined channel.

delete

The method of claim 9,
The plurality of sensors,
Gas turbine, characterized in that disposed in the upper end and the lower end of the vertically formed channel, respectively.

The method of claim 1,
And a control unit for controlling the gas turbine by determining a crack position and a crack degree by analyzing the detection value of the sensor.

The method of claim 13,
The control unit is a gas turbine, characterized in that for determining the degree of cracking by comparing the current sensed data with the detection data does not occur cracks stored in the memory.

The method of claim 14,
The control unit displays the determined degree of cracking on the display unit, characterized in that to reduce or stop the rotational speed of the gas turbine according to the degree of cracking.

A compressor for compressing air;
A combustor configured to combust the compressed air introduced from the compressor with fuel;
A turbine rotating by the combusted gas of the combustor to generate power;
A cooling air supply passage opened such that cooling air supplied from the compressor is supplied to the turbine blade through the disk unit of the turbine via the torque tube unit;
A sensor provided on an inner surface of the cooling air supply passage to detect a crack of the turbine disk unit; And
A monitoring device that receives a detection signal from the sensor and determines whether or not there is a crack and controls a gas turbine;
The monitoring device,
A monitor unit for comparing and analyzing the detection value of the sensor with detection data in which no crack is generated, and determining a crack position and a crack degree;
It includes a control unit for reducing or stopping the rotational speed of the gas turbine in accordance with the determination result of the monitor unit,
The sensor includes at least a pair of high temperature strain gauges attached to an inner surface of a channel formed inside a turbine disk of the cooling air supply passage;
And said strain gauge is communicatively connected to said monitoring device by a lead wire disposed within said turbine disk unit and into a rear hollow shaft coupled to a downstream side of said turbine disk.

delete

The method of claim 16,
The monitoring device,
A memory unit which stores detection data for which the crack does not occur, current crack detection data, and crack determination results of the monitor unit;
And a display unit for displaying a crack position and a crack degree according to the determination result of the monitor unit.

The method according to claim 16 or 18,
The cooling air supply flow path,
A first cooling air supply passage opened to supply cooling air supplied from the compressor to the first stage turbine disk of the turbine disk unit via the torque tube unit;
A second cooling air supply passage opened to supply the cooling air from the disk unit of the compressor to the second stage turbine disk of the turbine disk unit via the torque tube unit and the first stage turbine disk; And
A third cooling air supply passage opened to supply the cooling air to the third and fourth stage turbine disks of the turbine disk unit via the axial direction of the tie rod provided in the gas turbine from the disk unit of the compressor; Crack monitoring system of a gas turbine comprising a.

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