KR101156259B1 - 터빈용 날개 구조체 - Google Patents

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미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤
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Abstract

터빈 날개 제작시의 주조품의 품질의 편차를 억제할 수 있는 터빈용 날개 구조체를 제공한다. 날개 본체(11)의 내부의 공간이, 전연(LE) 및 후연(TE)을 연결하는 중심선과 대략 직교하도록 마련된 리브 부재(12)에 의해 구획되어서 복수의 캐비티(C1 내지 C4)로 구획되어 있는 터빈용 날개 구조체에 있어서, 날개 전연측 및 날개 후연측을 제외한 날개 중앙부에 위치하는 캐비티(C2, C3)의 내부를, 대략 중심선을 따라서 날개 복면측 캐비티(C2a, C3a)와 날개 배면측 캐비티(C2b, C3b)로 구획하는 칸막이 벽 부재(20)를 구비하고, 상기 칸막이 벽 부재(20)의 날개 전연측 단부(21) 및 날개 후연측 단부(22)가 리브 부재(12)에 형성된 끼워맞춤 홈(13)을 따라서 한쪽의 슈라우드면측으로부터 다른쪽의 슈라우드면측을 향해서 삽입된다.

Description

터빈용 날개 구조체{BLADE STRUCTURE FOR TURBINE}
본 발명은 가스 터빈의 터빈용 날개[동익(動翼)?정익(靜翼)] 구조체에 관한 것이다.
종래, 발전 등에 이용되는 가스 터빈은, 터빈부를 고온 고압의 연소 가스가 통과하기 때문에, 안정한 운전을 계속하기 위해서는 터빈 정익 등의 냉각이 중요하게 된다.
가스 터빈의 터빈 동익에 대해서는, 공랭에 의한 높은 냉각 능력을 발휘할 수 있는 공기 통로 단면 형상이 제안되어 있다. 이 경우, 냉각 공기가 날개 선단방향으로 흐르는 공기 통로 단면 형상은 익형 복면측(翼形 腹面側)의 변이 긴 형상으로 되고, 냉각 공기가 날개 근원측으로 흐를 수 있는 공기 통로 단면 형상은 익형 배면측(翼形 背面側)의 변이 긴 형상으로 된다(예를 들면, 특허문헌 1 참조).
가스 터빈의 터빈 정익에 대해서는, 터빈 정익이 고온에 견딜 수 있도록 하기 위해서, 인서트(insert) 삽입 구조가 채용되고 있다. 이 경우의 날개 단면은 시일 블록에 의해 날개 길이방향이 분할되어 있다(예를 들면, 특허문헌 2 참조).
또, 가스 터빈의 운전시에 있어서, 터빈용 날개의 환경은 날개 본체의 배면측(볼록부측)과 복면측(오목부측)에서 상이하다. 즉, 날개 배면측은 열 부하가 높아 냉각을 필요로 하지만, 날개 배면측은 열 부하가 작아 냉각의 필요성이 날개 복면측에 비해서 상대적으로 작다.
한편, 날개 본체 표면에 있어서의 분위기의 압력은 날개 배면측이 날개 복면측에 비해서 낮기 때문에, 날개 본체 내부에 도입된 냉각 공기는 압력이 높은 복면측보다는 압력이 낮은 배면측으로 많이 흐른다. 이러한 날개 본체 내부의 냉각 공기류의 편차를 개선하기 위해서, 날개 전연측 및 날개 후연측을 제외한 날개 중앙부에 위치하는 캐비티(cavity)의 내부를 날개 중심선을 따라 날개 복면측과 날개 배면측으로 구획하는 칸막이 벽 부재를 구비하고, 날개 복면측 냉각 공기류와 날개 배면측 냉각 공기류의 가장자리를 끊는 터빈 날개 구조가 제안되어 있다(예를 들면, 특허문헌 3 참조)
특허문헌 1 : 일본 공개 특허 제 1994-42301 호 공보
특허문헌 2 : 일본 공개 특허 제 1999-2103 호 공보
특허문헌 3 : 일본 공개 특허 제 1997-41903 호 공보
그런데, 터빈 날개는 정밀 주조에 의해 제작하는 것이 일반적이다. 그 경우, 주형에 주입된 용탕이 응고하는 과정에서, 날개의 구조에 따라서는 용탕의 냉각 속도의 차이에 의해, 주조품의 품질에 편차가 생길 경우가 있다. 특히, 특허문헌 3에 도시하는 터빈 날개 구조의 경우, 날개 중심선을 따라 날개 전연측으로부터 날개 후연측에 걸쳐서 마련한 중앙 칸막이 벽과 날개 복면측으로부터 날개 배면측을 향해서 복수의 캐비티로 구획하기 위해 마련한 리브(rib) 부재가 교차하는 부분(예를 들면, 십자 형상부나 T자 형상부)은, 주변의 다른 날개 벽부에 비해서 벽 두께가 상대적으로 커지므로, 냉각 속도가 늦어져, 주조품의 품질이 불균일해진다는 문제가 있다.
본 발명은, 상기의 사정을 감안하여 이루어진 것으로, 터빈 날개 제작시의 주조품의 품질의 편차를 억제할 수 있는 터빈용 날개 구조체를 제공하는 것을 목적으로 하고 있다.
본 발명은 상기의 과제를 해결하기 위해 하기의 수단을 채용했다.
본 발명에 따른 터빈용 날개 구조체는, 날개 본체 내부의 공간이, 전연 및 후연을 연결하는 중심선과 대략 직교하도록 마련된 리브 부재에 의해 구획되어서 복수의 캐비티로 구획되어 있는 터빈용 날개 구조체로서, 날개 전연측 및 날개 후연측을 제외한 날개 중앙부에 위치하는 상기 캐비티의 내부를, 대략 상기 중심선을 따라서 날개 복면측과 날개 배면측으로 구획하는 칸막이 벽 부재를 구비하고, 상기 칸막이 벽 부재의 날개 전연측 단부 및 날개 후연측 단부가 상기 리브 부재에 형성된 끼워맞춤 홈을 따라서 한쪽의 슈라우드면측으로부터 다른쪽의 슈라우드면측을 향해서 삽입되는 것을 특징으로 하는 것이다.
이러한 터빈용 날개 구조체에 의하면, 날개 전연측 및 날개 후연측을 제외한 날개 중앙부에 위치하는 상기 캐비티의 내부를, 대략 중심선을 따라서 날개 복면측과 날개 배면측으로 구획하는 칸막이 벽 부재를 구비하고, 상기 칸막이 벽 부재의 날개 전연측 단부 및 날개 후연측 단부가 리브 부재에 형성된 끼워맞춤 홈을 따라서 한쪽의 슈라우드면측으로부터 다른쪽의 슈라우드면측을 향해서 삽입되므로, 캐비티내를 구획하는 칸막이 벽 부재와 리브 부재를 포함한 날개 본체와는 별개체로 제작되어, 별개체로 제작된 칸막이 벽 부재를 후조립하는 구조가 되어, 정밀 주조에 의해 동일한 기능을 갖는 칸막이 벽이 일체 성형되는 터빈용 날개 구조체와 비교하여, 터빈 날개를 제작할 때의 품질의 편차를 작게 할 수 있다.
이 경우, 상기 칸막이 벽 부재는 스프링 구조체를 구비하는 것이 바람직하고, 이로써 캐비티 내외의 온도차에 의해 생기는 열응력이나 압력 변동을 흡수할 수 있다.
상기의 발명에 있어서, 상기 칸막이 벽 부재와 상기 끼워맞춤 홈 사이에 대해서는, 시일 기구를 마련해서 내부 압력이 다른 날개 복면측과 날개 배면측 사이를 착탈가능한 구조로 해도 좋거나, 또는 납땜에 의해 접합시켜서 밀봉할 수 있는 구조로 해도 좋다.
상술한 본 발명에 의하면, 칸막이 벽 부재를 리브 부재의 끼워맞춤 홈에 삽입해서 후조립하는 별개체 구조로 했으므로, 터빈 날개를 제작할 때의 품질의 편차를 작게 할 수 있다.
도 1a는 본 발명에 따른 터빈용 날개 구조체의 제 1 실시형태로서, 정익의 내부 구조를 도시하는 횡단면도,
도 1b는 도 1a의 A부 확대도,
도 2는 본 발명에 따른 터빈용 날개 구조체의 제 2 실시형태로서, 정익의 내부 구조를 도시하는 횡단면도,
도 3은 도 1b의 제 1 변형예를 도시하는 주요부 확대 단면도,
도 4는 도 1b의 제 2 변형예를 도시하는 주요부 확대 단면도,
도 5는 도 1b의 제 3 변형예를 도시하는 주요부 확대 단면도,
도 6은 본 발명에 따른 터빈용 날개 구조체를 구비한 가스 터빈을 도시한 도면으로서, 차실 상반부를 분리한 상태를 도시하는 개략 사시도.
(부호의 설명)
10 : 제 1 단 정익(정익) 11 : 날개 본체
12 : 리브 부재 13 : 끼워맞춤 홈
13a : 관통부
20, 20', 20A 내지 20C : 칸막이 벽 부재
21 : 날개 전연측 단부 21a : 결합부
22 : 날개 후연측 단부 30, 30A 내지 30C : 시일 기구
LE : 전연 TE : 후연
C1, C2, C3, C4 : 캐비티 C2a, C3a : 날개 복면측 캐비티
C2b, C3b : 날개 배면측 캐비티
이하, 본 발명에 따른 터빈용 날개의 일 실시형태를 도면에 근거하여 설명한다.
도 6에 도시하는 바와 같이, 가스 터빈(1)은, 연소용 공기를 압축하는 압축부(압축기)(2)와, 이 압축부(2)로부터 보내져 온 고압 공기중에 연료를 분사해서 연소시켜, 고온 연소 가스를 발생시키는 연소부(연소기)(3)와, 이 연소부(3)의 하류측에 위치하고, 연소부(3)를 나온 연소 가스에 의해 구동되는 터빈부(터빈)(4)를 주요 요소로 하는 것이다.
본 실시형태에 따른 터빈용 날개 구조체는, 예컨대 터빈부(4)에 있어서의 제 1 단 정익 등에 적용될 수 있는 것이다.
도 1a는 제 1 실시형태에 따른 터빈용 날개 구조체의 일례를 도시하고 있다. 즉, 도 1a는 터빈부(4)의 제 1 단 정익(이하, 「정익」이라고 약칭함)(10)에 대하여 내부 구조의 횡단면을 도시한 것이다. 이 횡단면은 정익(10)의 대략 중앙부에 있어서 그 입설방향 축선에 대하여 대략 직교하는 면에서 절단한 것이다.
도시의 정익(10)은, 날개 본체(11)의 내부에 형성된 공간이 전연(LE) 및 후연(TE)을 연결하는 중심선(도시하지 않음)과 대략 직교하도록 마련된 리브 부재(12)와, 후술하는 칸막이 벽 부재(20)에 의해 구획되어, 복수의 캐비티로 구획되어 있다. 즉, 날개 본체(11)의 내부 공간은 중심선과 대략 직교하도록 구획되는 3매의 리브 부재(12)에 의해 4개의 캐비티(C1, C2, C3, C4)로 분할되고, 또한 코드 길이방향의 중앙부에 위치하고 있는 2개의 캐비티(C2, C3)에 대해서는, 각각이 칸 막이 벽 부재(20)에 의해 날개 복면측 캐비티(C2a, C3a) 및 날개 배면측 캐비티(C2b, C3b)로 2분할되어 있다.
그런데, 도시의 실시형태에 있어서는, 상술한 중심선 방향이 4개의 캐비티(C1, C2, C3, C4)로 분할되어 있으므로, 가장 전연(LE)측에 위치하는 캐비티(C1) 및 가장 후연(TE)측에 위치하는 캐비티(C4)를 제외한 중앙부의 캐비티(C2, C3)에 대하여, 칸막이 벽 부재(20)를 마련하여 2분할하고 있다. 그러나, 중심선 방향의 분할수가 변경되었을 경우에 있어서도, 가장 전연(LE)측 및 가장 후연(TE)측에 위치하는 양단부의 캐비티를 제외한 중앙부의 캐비티에 대하여, 칸막이 벽 부재(20)를 마련하여 2분할하는 것에 변함이 없다.
따라서, 예를 들어 중심선 방향이 3개로 분할되었을 경우에는, 중앙부가 되는 1개의 캐비티에만 칸막이 벽 부재(20)가 마련되고, 중심선 방향이 5개로 분할되었을 경우에는, 중앙부가 되는 3개의 캐비티에 칸막이 벽 부재(20)가 마련된다.
칸막이 벽 부재(20)는, 날개 중앙부에 위치하는 캐비티(C2, C3)의 내부를, 전연(LE)과 후연(TE)을 연결하는 중심선을 대략 따라서, 날개 복면측 캐비티(C2a, C3a)와 날개 배면측 캐비티(C2b, C3b)로 구획하는 판형상 부재가 된다. 즉, 칸막이 벽 부재(20)는 날개 복면측 및 날개 배면측 사이에서 냉각용 공기가 유통하는 것을 저지하는 판형상 부재가 된다.
이 칸막이 벽 부재(20)는, 날개 전연측 단부(21) 및 날개 후연측 단부(22)가 리브 부재(12)에 형성된 끼워맞춤 홈(13)을 따라서 정익(10)에 있어서의 한쪽의 슈라우드면측으로부터 다른쪽의 슈라우드면측을 향해서 삽입하여 장착된다.
끼워맞춤 홈(13)은, 한쪽의 슈라우드면측으로부터 다른쪽의 슈라우드면측을 향해서, 즉 외측 슈라우드면으로부터 내측 슈라우드면을 향해서 연장되는 가이드 홈이며, 캐비티(C2, C3)를 형성해서 대향하는 리브 부재(12)에 각각 마련되어 있다.
도시의 끼워맞춤 홈(13)은, 칸막이 벽 부재(20)의 날개 전연측 단부(21)에 마련한 단면 대략 C자형의 결합부(21a)가 스무스하게 삽입가능한 장방형 단면형상을 갖고, 또한 칸막이 벽 부재(20)를 통과하는 관통부(13a)를 구비하고 있다. 즉, 칸막이 벽 부재(20)의 결합부(21a)를 외측 슈라우드면측으로부터 삽입하면, 관통부(13a)의 폭보다 큰 결합부(21a)가 중심선 방향으로 빠져나갈 수 없도록 되어 있다.
또, 날개 후연측 단부(22)에 대해서도, 상술한 날개 전연측 단부(21)와 동일하게 구성된 끼워맞춤 홈(13)을 구비하고 있다.
또, 상술한 끼워맞춤 홈(13)과 결합부(21a)는, 예컨대 도 1b에 도시하는 바와 같이, 칸막이 벽 부재(20)에 의해 분할된 날개 복면측 캐비티(C2a)와 날개 배면측 캐비티(C2b) 사이에서 냉각 공기가 유통하는 것을 저지하는 시일 기구(30)로서도 기능한다.
도시의 시일 기구(30)는 단면 C자형의 결합부(21a)와 리브 부재(12)에 마련한 하나 또는 복수의 돌기부(14)에 의해 구성된 래버린스(labyrinth) 시일 기구이다. 이 시일 기구(30)는, 가스 터빈(1)의 운전시에 날개 본체(11) 및 그 주위 등의 온도가 상승하면, 날개 본체(11)의 외측에 비해서 캐비티 내부의 온도는 낮은 상태가 되므로, 탄성률이나 열팽창률의 설정에 의해 칸막이 벽 부재(20)가 상대적으로 외측으로 연장되게 된다. 이 결과, 결합부(21a)의 선단부가 리브 부재(12)의 벽면에 접촉하게 되므로, 시일 기구(30)에 의한 래버린스 시일 기능이 발휘되어서, 날개 복면측 캐비티(C2a)와 날개 배면측 캐비티(C2b) 사이에 생기는 차압을 유지할 수 있다.
또, 도 2에 도시하는 제 2 실시형태에서는, 상술한 판형상 부재의 칸막이 벽 부재(20) 대신에, 스프링 구조 부재로 한 칸막이 벽 부재(20')가 채용되어 있다. 또, 상술한 제 1 실시형태와 동일한 부분에는 동일 부호를 붙이고, 그 상세한 설명은 생략한다.
이러한 칸막이 벽 부재(20')는, 날개 중심선 방향으로 신축하는 탄성을 갖고, 또한 날개 복면측 및 날개 배면측 사이에서 냉각용 공기가 유통하는 것을 저지하는 판형상의 스프링 구조체로 되어 있다. 이러한 스프링 구조체를 구비하는 칸막이 벽 부재(20')는 날개 본체 구조 부재에 온도 분포가 생겨, 열신장의 차이에 따른 열응력이 칸막이 벽 부재에 작용했을 경우에도, 스프링 구조 부재가 열신장의 차이를 흡수해서 열응력의 발생을 억제할 수 있다.
도 3은, 도 1b에 도시하는 시일 기구(30)의 제 1 변형예로서, 칸막이 벽 부재(20A)를 스프링 구조 부재로 했을 경우를 도시하고 있지만, 판형상 부재로 해도 좋다. 이러한 경우의 시일 기구(30A)는, 칸막이 벽 부재(20A)의 전연측 단부(21) 및 후연측 단부(22)에 마련한 대략 원형 단면의 결합 링(23)과, 리브 부재(12)에 마련한 끼워맞춤 홈(13A)에 의해 구성된다.
이러한 경우의 끼워맞춤 홈(13A)은, 결합 링(23)이 스무스하게 삽입가능한 대략 원형 단면형상을 갖고, 또한 칸막이 벽 부재(20A)를 통과하는 관통부(13a)를 구비하고 있다. 즉, 칸막이 벽 부재(20A)의 결합 링(23)을 외측 슈라우드면측으로부터 삽입하면, 관통부(13a)의 폭보다 큰 결합 링(23)이 중심선 방향으로 빠져나갈 수 없도록 되어 있다.
이러한 시일 기구(30A)는, 가스 터빈(1)의 운전시에 있어서 캐비티 내부의 온도가 날개 본체(11)의 외측보다 낮은 상태로 되면, 탄성률이나 열팽창률의 설정에 의해 칸막이 벽 부재(20A)의 스프링 구조체가 상대적으로 외측으로 연장되게 된다. 이 결과, 결합 링(23)의 외주면이 끼워맞춤 홈(13A)의 내벽면에 밀착하게 되므로, 시일 기구(30A)에 의한 시일 기능이 발휘되어, 날개 복면측 캐비티(C2a)와 날개 배면측 캐비티(C2b) 사이에 생기는 차압을 유지할 수 있다.
도 4는, 도 1b에 도시하는 시일 기구(30)의 제 2 변형예로서, 칸막이 벽 부재(20B)를 스프링 구조 부재로 했을 경우를 도시하고 있지만, 판형상 부재로 해도 좋다. 이 경우의 시일 기구(30B)는, 칸막이 벽 부재(20B)의 전연측 단부(21) 및 후연측 단부(22)에 마련한 판형상 부재(24)와, 리브 부재(12)에 마련한 끼워맞춤 홈(13B)에 의해 구성된다.
이 경우의 끼워맞춤 홈(13B)은, 판형상 부재(24)가 대각선상을 스무스하게 삽입가능한 장방형 단면형상을 갖고, 또한 칸막이 벽 부재(20B)를 통과하는 관통부(13a)를 구비하고 있다. 즉, 칸막이 벽 부재(20B)의 판형상 부재(24)를 외측 슈라우드면측에서 삽입하면, 관통부(13a)의 폭보다 큰 판형상 부재(24)가 중심선 방 향으로 빠져나갈 수 없도록 되어 있다.
이러한 시일 기구(30B)는, 가스 터빈(1)의 운전시에 있어서 캐비티 내부의 온도가 날개 본체(11)의 외측보다 낮은 상태로 되면, 탄성률이나 열팽창률의 설정에 의해 칸막이 벽 부재(20B)의 스프링 구조체가 상대적으로 외측으로 연장되게 된다. 이 결과, 판형상 부재(24)가 끼워맞춤 홈(13B)의 내벽면에 밀착하게 되므로, 시일 기구(30B)에 의한 시일 기능이 발휘되어, 날개 복면측 캐비티(C2a)와 날개 배면측 캐비티(C2b) 사이에 생기는 차압을 유지할 수 있다.
도 5는, 도 1b에 도시하는 시일 기구(30)의 제 3 변형예로서, 칸막이 벽 부재(20C)를 스프링 구조 부재로 했을 경우를 도시하고 있지만, 판형상 부재로 해도 좋다. 이 경우의 시일 기구(30C)에서는, 칸막이 벽 부재(20C)의 전연측 단부(21) 및 후연측 단부(22)가 리브 부재(12)에 납땜 고정되어 있다. 도시의 예에서는, 리브 부재(12)에 오목 홈부(15)를 형성하고, 이 오목 홈부(15)에 전연측 단부(21) 및 후연측 단부(22)의 선단부에 마련한 장방형 단면부(25)를 끼워맞추는 동시에, 오목 홈부(15) 및 장방형 단면부(25)가 접하는 3면을 납땜하고 있다.
이러한 구성으로서도, 납땜에 의한 시일 기구(30C)를 구비하고 있으므로, 날개 복면측 캐비티(C2a)와 날개 배면측 캐비티(C2b) 사이에 생기는 차압을 유지하는 동시에, 칸막이 벽 부재(20C)의 양단을 리브 부재(12)에 고정 지지시킬 수 있다.
이와 같이, 상술한 본 발명의 터빈용 날개 구조체에 의하면, 칸막이 벽 부재(20)를 리브 부재(12)의 끼워맞춤 홈(13)에 삽입해서 후조립하는 별개체 구조로 했으므로, 정밀 주조에 의해 칸막이 벽 부재를 일체 성형하는 구조와 비교하여, 터 빈 날개 주조품의 품질의 편차를 억제할 수 있다. 즉, 정밀 주조에 의해 칸막이 벽 부재(20)를 일체 성형할 경우에는, 칸막이 벽 부재(20)와 리브 부재(12)가 교차하는 부분에서는, 주입된 용탕이 응고하는 과정에서, 다른 날개 벽 부재와 비교하여 벽 두께가 상대적으로 크기 때문, 냉각 속도가 늦어져, 마무리된 주조품의 품질이 불균일해지는 경우가 있다.
한편, 칸막이 벽 부재를 리브 부재(12)를 포함한 다른 날개 구조 부재와 별개체로 제작할 경우, 정밀 주조로 제작되는 날개 구조 부재에는, 상술한 바와 같은 칸막이 벽 부재(20)와 리브 부재(12)가 교차하는 부분이 생기지 않는 구조로 하기 때문에, 정밀 주조시의 날개 구조 부재간의 냉각 속도 불균일이 적어서, 주조품의 품질의 문제가 발생하지 않는다.
또, 가스 터빈(1)의 운전시에 생기는 열응력이나 냉각 공기의 압력 변동에 대해서는, 칸막이 벽 부재(20)의 스프링 구조체가 신축해서 흡수하므로, 신뢰성이나 내구성의 면에서도 우수한 것이 된다.
그런데, 상술한 실시형태에서는, 터빈용 날개를 제 1 단 정익(10)으로서 설명했지만, 동일한 구조를 다른 정익이나 동익에 적용하는 것도 가능하다.
또, 본 발명은 상술한 실시형태에 한정되는 것은 아니고, 본 발명의 요지를 일탈하지 않는 범위내에 있어서 적절히 변경할 수 있다.

Claims (4)

  1. 날개 본체(11) 내부의 공간이, 전연(LE) 및 후연(TE)을 연결하는 중심선과 직교하도록 마련된 리브 부재(12)에 의해 구획되어서 복수의 캐비티(C1, C2, C3, C4)로 구획되어 있는 터빈용 날개 구조체에 있어서,
    날개 전연측 및 날개 후연측을 제외한 날개 중앙부에 위치하는 상기 캐비티(C2, C3)의 내부를, 상기 중심선을 따라서 날개 복면측과 날개 배면측으로 구획하는 칸막이 벽 부재(20)를 구비하고,
    상기 칸막이 벽 부재(20)의 날개 전연측 단부(21) 및 날개 후연측 단부(22)가 상기 리브 부재(12)에 형성된 끼워맞춤 홈(13)을 따라서 한쪽의 슈라우드면측으로부터 다른쪽의 슈라우드면측을 향해서 삽입되는 것을 특징으로 하는
    터빈용 날개 구조체.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 칸막이 벽 부재(20)가 스프링 구조체를 구비하는 것을 특징으로 하는
    터빈용 날개 구조체.
  3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    상기 칸막이 벽 부재(20)와 상기 끼워맞춤 홈(13) 사이에 시일 기구(30)가 마련되어 있는 것을 특징으로 하는
    터빈용 날개 구조체.
  4. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    상기 칸막이 벽 부재(20)와 상기 끼워맞춤 홈(13) 사이가 납땜되어 있는 것을 특징으로 하는
    터빈용 날개 구조체.
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