KR101281828B1 - 팁 시닝을 구비한 터빈 동익 - Google Patents

팁 시닝을 구비한 터빈 동익 Download PDF

Info

Publication number
KR101281828B1
KR101281828B1 KR1020107027574A KR20107027574A KR101281828B1 KR 101281828 B1 KR101281828 B1 KR 101281828B1 KR 1020107027574 A KR1020107027574 A KR 1020107027574A KR 20107027574 A KR20107027574 A KR 20107027574A KR 101281828 B1 KR101281828 B1 KR 101281828B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
blade
rear edge
cooling
edge region
region
Prior art date
Application number
KR1020107027574A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20110005902A (ko
Inventor
사또시 하다
Original Assignee
미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 filed Critical 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤
Publication of KR20110005902A publication Critical patent/KR20110005902A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101281828B1 publication Critical patent/KR101281828B1/ko

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/307—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the tip of a rotor blade
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling

Abstract

본 발명의 터빈 동익은, 전방 테두리 영역으로부터 후방 테두리 영역에 걸쳐 냉각 매체가 흐르는 복수의 냉각 유로를 구비한 블레이드체와, 상기 블레이드체의 정상부를 형성하고, 상면에 내열 코팅이 실시되어, 복수의 냉각 구멍을 구비한 천장판과, 상기 천장판에 블레이드 직경 방향 외측을 향하여 돌출되고, 블레이드 둘레 방향으로 부압면측 블레이드벽을 따라 전방 테두리 단부로부터 상기 후방 테두리 영역의 시단부까지 연장되어 형성되는 팁 시닝을 구비하고 있다.

Description

팁 시닝을 구비한 터빈 동익 {TURBINE MOVING BLADE HAVING TIP THINNING}
본 발명은, 블레이드 선단부에 팁 시닝(Tip Thinning)을 구비한 터빈 동익에 관한 것이다.
본원은, 2008년 10월 30일에 미국에 출원된 미국 특허 출원 번호 제61/109732에 기초하여 우선권을 주장하고, 그 내용을 여기에 원용한다.
가스 터빈은, 압축기와 연소기와 터빈에 의해 구성되어 있다. 공기 도입구로부터 받아들인 공기는 압축기에서 압축되어, 고온ㆍ고압의 압축 공기로서 연소기에 공급된다. 연소기에서는, 압축 공기와 연료를 혼합하여 연소시키고, 고온ㆍ고압의 연소 가스로서 터빈에 공급된다. 터빈에서는, 케이싱 내에 복수의 터빈 정익(靜翼) 및 터빈 동익(動翼)이 교대로 배치되고, 배기 통로에 공급된 연소 가스에 의해 터빈 동익이 회전 구동되어, 로터에 연결된 발전기에 의해 전력으로서 회수된다. 터빈을 구동한 연소 가스는, 디퓨저에 의해 정압으로 변환되어 대기에 방출된다.
이와 같이 구성되는 가스 터빈에 있어서는, 복수의 터빈 정익 및 터빈 동익에 작용하는 연소 가스의 온도는 1500℃에 달하여, 터빈 정익 및 터빈 동익을 가열하여, 파손시켜버리는 우려가 있다. 그로 인해, 터빈 정익 및 터빈 동익은, 블레이드체 내에 냉각 통로를 구비하고, 외부로부터 받아들인 냉각 공기 등의 냉각 매체에 의해 블레이드벽을 냉각하는 동시에, 블레이드벽에 형성된 냉각 구멍으로부터 냉각 매체를 연소 가스측으로 유출시킬 때, 필름 냉각 등에 의해 블레이드면 냉각을 행하고 있다.
한편, 회전 구동하는 터빈 동익의 블레이드 선단부(정상부)와 케이싱의 일부를 구성하는 분할 고리의 사이에는, 양자가 간섭하지 않도록 일정한 간극이 형성되어 있다. 그러나, 이 간극이 지나치게 크면 연소 가스의 일부가 블레이드 선단부를 타고 넘어 하류측으로 유실되기 때문에, 에너지 손실이 되고, 가스 터빈의 열효율을 저하시키는 원인이 된다. 이 간극으로부터의 연소 가스의 유출을 억제하기 위해, 터빈 동익의 블레이드 선단부에, 둑 멈춤의 책임을 다하는 팁 시닝(또는 팁 스키라 라고도 말한다)을 설치하고, 팁 시닝의 정상면과 분할 고리의 간극을 최대한 작게 하여, 가스 터빈의 열효율의 저하를 방지하고 있다.
이와 같은 터빈 동익의 일례를, 도 5a 및 도 5b에 도시한다.
도 5a에 도시되는 터빈 동익(50)은, 블레이드 근원부(16)를 통하여, 회전하는 로터 디스크(도시하지 않음)에 매립된 플랫폼(11) 상에 세워 설치되고, 로터(도시하지 않음)와 로터 디스크(도시하지 않음)가 일체로 되어 회전한다. 블레이드의 직경 방향으로부터 터빈 동익(50)의 단면을 본 경우, 블레이드의 회전 방향 R의 상류측은, 전방 테두리로부터 후방 테두리에 걸쳐 오목 형상으로 가압면측 블레이드벽(20)이 형성되고, 블레이드의 회전 방향 R의 하류측은, 전방 테두리로부터 후방 테두리에 걸쳐 볼록 형상으로 부압면측 블레이드벽(19)이 형성되어 있다. 터빈 동익(50)의 선단부(15)는, 천장판(17)에 의해 폐색되어 있다. 이 천장판(17)에는, 팁 시닝(23)이, 터빈 동익(50)의 둘레 방향의 부압면측 블레이드벽(19)을 따라 전방 테두리측으로부터 후방 테두리측에 걸쳐 띠 형상으로 설치되고, 블레이드의 직경 방향 외측을 향하여 돌출되어 있다. 이 구성에 있어서, 터빈 동익(50)의 가압면측 블레이드벽(20)측으로부터 블레이드면에 충돌된 연소 가스 FG의 일부는, 블레이드 선단부(15)의 천장판(17)을 따라 흘러, 팁 시닝(23)을 타고 넘어 하류측 배기 통로로 흐른다.
도 5b에 도시한 바와 같이, 터빈 동익(50)의 블레이드 선단부(15)에는, 천장판(17) 및 팁 시닝(23)을 냉각하기 위하여, 블레이드체(12) 내의 냉각 유로(26)를 흐르는 냉각 매체 CA의 일부가 연소 가스 중에 분출하는 냉각 구멍(28a, 28b)이 형성되어 있다. 또한, 일부의 연소 가스 FG는, 분할 고리(60)와 팁 시닝(23)의 정상면(23a)의 간극 C를 흐르지만, 이 간극류는 터빈의 에너지 손실을 발생하고, 가스 터빈의 열효율의 저하의 원인이 된다. 따라서, 간극 C는 최대한 작게 하는 고안이 되어 있다. 그로 인해, 가스 터빈의 운전 조건에 따라서는, 터빈 동익(50)의 회전에 의해, 팁 시닝(23)의 정상면(23a)과 분할 고리(60)의 하면이 접촉하면서 회전하는 상태가 발생한다.
또한, 고온 연소 가스에 직접 노출되는 블레이드면을 보호하기 위해, 블레이드 선단부(15)의 천장판(17), 부압면측 블레이드벽(19), 가압면측 블레이드벽(20), 팁 시닝 측벽(23d) 등의 외표면에는, 내열 코팅(TBC 라고도 한다)(24)이 실시되어, 고온 연소 가스로부터의 열을 차단하고, 블레이드면의 소손(燒損)을 방지하고 있다. 단, 상술한 바와 같이, 팁 시닝(23)의 정상면(23a)과 분할 고리(60)의 간극 C는 최대한 작아지도록 조정되어 있기 때문에, 팁 시닝(23)의 정상면(23a)에는 내열 코팅을 실시하는 것이 어려워, 블레이드체의 모재가 연소 가스에 노출되어 있다. 그로 인해, 팁 시닝의 정상면(23a)은, 냉각 구멍(28b)을 흐르는 냉각 매체 CA의 대류 냉각에 의해, 고온 연소 가스로부터 보호되고 있다.
또한, 특허 문헌 1 내지 3에는, 블레이드벽의 전체 둘레에 팁 시닝을 배치한 터빈 동익의 일례가 개시되어 있다.
특허 문헌 1 : 일본 특허 출원 공개 제2004-169694호 공보 특허 문헌 2 : 일본 특허 출원 공개 제2001-107702호 공보 특허 문헌 3 : 일본 특허 출원 공개 제2008-051094호 공보
최근, 가스 터빈의 열효율을 향상시키기 위해, 연소 가스의 온도는 고온화 되는 경향이 있어, 터빈 블레이드의 냉각 강화가 필요하다. 또한, 상술한 터빈 동익의 블레이드 선단부에 배치되는 팁 시닝은, 블레이드 선단부의 블레이드벽을 따라 전방 테두리측으로부터 후방 테두리측에 걸쳐 천장판의 상면에 설치되어 있지만, 후방 테두리측에서는 블레이드 폭이 좁기 때문에 냉각 구멍을 설치하는 스페이스가 한정되어, 냉각 부족이 될 가능성이 있다. 한편, 팁 시닝의 정상면(23a)은, 블레이드체의 모재의 표면이 연소 가스 중에 노출되어 있어, 후방 테두리측에서 팁 시닝이 냉각 부족이 된 경우, 고온 연소 가스의 영향을 받아 팁 시닝이 소손된다고 하는 문제점이 있다.
본 발명은, 이러한 문제점을 해결하는 팁 시닝을 구비한 터빈 동익을 제공하는 것을 목적으로 하고 있다.
상기의 목적을 달성하기 위하여, 본 발명의 터빈 동익은, 전방 테두리 영역으로부터 후방 테두리 영역에 걸쳐 냉각 매체가 흐르는 복수의 냉각 유로를 구비한 블레이드체와, 상기 블레이드체의 정상부를 형성하고, 상면에 내열 코팅이 실시되어, 복수의 냉각 구멍을 구비한 천장판과, 상기 천장판에 블레이드 직경 방향 외측을 향하여 돌출되고, 블레이드 둘레 방향으로 부압면측 블레이드벽을 따라 전방 테두리 단부로부터 상기 후방 테두리 영역의 시단부까지 연장하여 형성되는 팁 시닝을 구비하고 있는 것을 특징으로 한다.
이 경우, 팁 시닝이, 블레이드 둘레 방향에는 부압면측 블레이드벽을 따라 전방 테두리 단부로부터 상기 후방 테두리 영역의 시단부까지 형성되고, 냉각 부족이 되기 쉬운 후방 테두리 영역에는 팁 시닝이 설치되지 않으므로, 팁 시닝의 소손이 방지된다. 또한, 팁 시닝을 설치하지 않는 후방 테두리 영역에는, 천장판의 상면에 내열 코팅을 실시하고, 분할 고리와의 간극을 작게 하므로, 에너지의 손실이 저감되어, 연소 가스에 의한 소손도 방지할 수 있다.
또한 본 발명의 터빈 동익은, 전방 테두리 영역으로부터 후방 테두리 영역에 걸쳐 냉각 매체가 흐르는 복수의 냉각 유로를 구비한 블레이드체와, 상기 블레이드체의 정상부를 형성하고, 상면에 내열 코팅이 실시되어, 복수의 냉각 구멍을 구비한 천장판과, 상기 천장판에 블레이드 직경 방향 외측을 향하여 돌출되고, 블레이드 둘레 방향으로 상기 후방 테두리 영역의 시단부로부터 부압면측 블레이드벽을 따라 전방 테두리 단부까지 형성되고, 또한 전방 테두리 단부로부터 가압면측 블레이드벽을 따라 상기 후방 테두리 영역의 시단부까지 연속적으로 연장되어 형성되는 팁 시닝을 구비하고 있는 것을 특징으로 한다.
이 경우, 팁 시닝이, 블레이드 둘레 방향으로는 상기 후방 테두리 영역의 시단부로부터 부압면측 블레이드벽을 따라 전방 테두리 단부까지 형성되고, 또한 전방 테두리 단부로부터 가압면측 블레이드벽을 따라 상기 후방 테두리 영역의 시단부까지 연속적으로 연장되어 형성되고, 냉각 부족이 되기 쉬운 후방 테두리 영역에는 팁 시닝이 설치되지 않으므로, 팁 시닝의 소손이 방지된다. 또한, 팁 시닝을 설치하지 않는 후방 테두리 영역에는, 천장판의 상면에 내열 코팅을 실시하고, 분할 고리와의 간극을 작게 하므로, 블레이드 선단부로부터 누설되는 간극류가 한층 작아져, 에너지의 손실이 더욱 저감된다.
상기 천장판의 높이는, 내열 코팅의 마무리 높이의 편차를 고려하여, 적어도 소정치만큼 상기 팁 시닝의 정상면의 높이보다 낮게 설정되어 있어도 좋다.
이 경우, 천장판이 팁 시닝의 정상면으로부터 소정치 보다 낮게 설정되어 있으므로, 분할 고리와 블레이드 선단부의 간극이 작아져도, 천장판과 분할 고리의 접촉을 방지할 수 있다.
상기 전방 테두리 영역의 천장판의 높이는, 상기 후방 테두리 영역의 천장판의 높이보다도 낮아지도록 형성되어도 좋고, 상기 전방 테두리 영역으로부터 상기 후방 테두리 영역을 향하여 상승 구배를 갖는 경사부가 형성되어도 좋다.
이 경우, 상기 전방 테두리 영역의 천장판의 높이가, 상기 후방 테두리 영역의 천장판의 높이보다도 낮아지도록 형성되어 있으므로, 분할 고리와 천장판의 중 접촉을 방지할 수 있어, 가스 터빈이 안정된 운전이 가능하다.
상기 복수의 냉각 구멍은, 상기 전방 테두리 영역의 팁 시닝 정상면 또는 상기 천장판의 상면에 복수열로 되도록 배치되어 있어도 좋고, 상기 후방 테두리 영역의 상기 천장판의 상면에는 단열(單列)로 되도록 배치되어 있어도 좋다.
이 경우, 전방 테두리 영역의 팁 시닝의 정상면 또는 천장판의 상면에는 복수열의 냉각 구멍이 배치되고, 후방 테두리 영역의 천장판의 상면에는 단열의 냉각 구멍이 배치되어 있으므로, 전방 테두리 영역 및 후방 테두리 영역의 천장판 및 팁 시닝의 냉각 부족이 보충되어, 천장판 및 팁 시닝의 소손을 방지할 수 있다.
본 발명에 따르면, 팁 시닝의 고온 연소 가스에 의한 소손을 방지하고, 터빈 동익을 타고 넘는 연소 가스의 손실을 억제할 수 있으므로, 가스 터빈의 열효율의 저하를 방지할 수 있다.
도 1은 제1 실시 형태에 관한 터빈 동익의 사시도를 도시한다.
도 2a는 제1 실시 형태에 관한 터빈 동익의 블레이드 선단부의 개략 평면도를 도시한다.
도 2b는 도 2a에 도시하는 터빈 동익이 세워 설치된 방향의 단면의 일부(도 2a의 단면 A-A)를 도시한다.
도 3a는 제2 실시 형태에 관한 터빈 동익의 사시도를 도시한다.
도 3b는 동 실시 형태에 관한 터빈 동익의 개략 평면도를 도시한다.
도 4a는 제3 실시 형태에 관한 터빈 동익의 후방 테두리 영역의 사시도를 도시한다.
도 4b는 동 실시 형태에 관한 터빈 동익이 세워 설치된 방향의 단면의 일부(도 4a의 단면 B-B)를 도시한다.
도 5a는 종래 기술의 터빈 동익의 사시도를 도시하고, 도 5b는 개략 단면도를 도시한다.
도 5b는 종래 기술의 터빈 동익의 개략 단면도를 도시한다.
이하에 첨부 도면을 참조하여, 본 발명에 관한 팁 시닝을 구비한 터빈 블레이드의 적합한 실시예를 상세하게 설명한다. 또한, 이 실시예에 의해 본 발명이 한정되는 것은 아니다. 또한, 이들의 실시 형태의 구성 요소에는, 당업자가 치환가능하고 또한 용이한 것, 혹은 실질적으로 동일한 것이 포함된다.
도 1은, 본 발명의 제1 실시 형태에 관한 터빈 동익의 사시도, 도 2a는, 도 1에 도시하는 터빈 동익의 블레이드 선단부의 개략 평면도, 도 2b는 도 1에 도시하는 터빈 동익이 세워 설치된 방향의 단면의 일부(도 2a의 단면 A-A)를 도시한다. 종래 기술에서 설명한 터빈 동익의 각 구성품의 명칭, 부호에서 공통되는 것은, 동일한 명칭, 부호를 사용하여 설명한다.
본 발명의 제1 실시 형태에 관한 터빈 동익(10)은, 도 1에 도시한 바와 같이, 블레이드 근원부(16)를 통하여, 로터 디스크(도시하지 않음)에 매립된 플랫폼(11) 상에 세워 설치되어, 로터(도시하지 않음)와 로터 디스크가 일체로 되어 회전한다. 터빈 동익(10)의 블레이드체(12)는, 로터의 직경 방향으로부터 본 경우, 로터의 회전 방향 R의 상류측은, 전방 테두리 단부(21)로부터 후방 테두리 단부(22)에 걸쳐 오목 형상으로 가압면측 블레이드벽(20)이 형성되고, 로터의 회전 방향 R의 하류측은, 전방 테두리 단부(21)로부터 후방 테두리 단부(22)에 걸쳐 볼록 형상으로 부압면측 블레이드벽(19)이 형성되어 있다. 블레이드 폭은, 후방 테두리 단부(22)에 가까이 감에 따라 좁아져 있다. 또한, 본 실시 형태에서는, 로터의 직경 방향으로부터 본 경우의 블레이드체(12)의 형상에 있어서, 전방 테두리 단부(21)의 근방의 영역을 전방 테두리 영역(13), 후방 테두리 단부(22)의 근방의 영역을 후방 테두리 영역(14), 전방 테두리 영역(13)과 후방 테두리 영역(14)의 사이의 영역을 중간 영역으로 한다. 그리고, 후방 테두리 영역(14)과 중간 영역의 경계를 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)로 한다.
블레이드체(12)의 블레이드 선단부(15)는, 그 정상부가 천장판(17)에 의해 폐색되어 있다. 천장판(17)의 상면에는, 부압면측 블레이드벽(19)으로부터 로터의 직경 방향 외측을 향하여 연장되고, 블레이드체(12)의 둘레 방향으로는 천장판(17)의 상면의 부압면측 블레이드벽(19)을 따라, 전방 테두리 단부(21)로부터 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)까지, 팁 시닝(23)이 배치되어 있다. 또한, 터빈 동익(10)은, 고온 연소 가스에 노출되기 때문에, 도 5a 및 도 5b에 도시하는 종래 기술의 터빈 동익과 마찬가지로, 블레이드체(12)의 내부에 냉각 매체가 흐르는 냉각 통로가 설치되고, 블레이드 근원부(16)로부터 냉각 매체를 받아들여, 블레이드체(12) 내의 대류 냉각 및 블레이드면에서의 필름 냉각 등에 의해 블레이드체의 냉각이 행해진다(상세는 후술한다).
터빈 동익(10)의 블레이드체(12)의 블레이드 선단부(15)에는, 도 2a에 도시한 바와 같이, 팁 시닝(23)이, 전방 태두리부(21)를 기점으로 하여 부압면측 블레이드벽(19)을 따라 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)까지 배치되고, 당해 시단부(14a)에서 후방 테두리 단부(22)까지는 팁 시닝을 설치하지 않고 있다. 즉, 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)로부터 후방 테두리 단부(22)의 사이에서, 천장판(17)의 상면의 부압면측 블레이드벽(19)을 따른 부분은, 팁 시닝을 설치하지 않고, 후방 테두리 영역(14)의 천장판(17)과 같은 높이로 마무리하고, 천장판(17)의 상면이 부압면측 블레이드벽(19)의 테두리까지 연장되어 있다. 또한, 전방 테두리 단부(21)로부터 후방 테두리 단부(22)까지의 가압면측 블레이드벽(20)을 따르는 천장판(17)의 상면에는, 팁 시닝을 설치하지 않고 있다.
도 2b는, 도 2a에 도시하는 블레이드가 세워 설치된 방향의 단면(도 2a의 단면 A-A)을 도시하고 있다. 천장판(17)은, 고온 연소 가스에 의한 소손을 방지하기 위해, 그 상면의 전체면에 내열 코팅(24)이 시공된다. 상술한 바와 같이, 천장판(17)의 상면에 배치되는 팁 시닝(23)은, 부압면측 블레이드벽(19)을 따라 전방 테두리 단부(21)로부터 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)까지 형성되고, 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)로부터 후방 테두리 단부(22)까지는 팁 시닝이 배치되지 않는다. 그 대신에, 부압면측 블레이드벽(19)을 따른 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)로부터 후방 테두리 단부(22)까지의 사이의 상면은, 천장판(17)의 상면과 같은 높이가 되도록 마무리된다. 또한, 천장판(17)의 상면에는 내열 코팅(24)이 시공되어, 분할 고리(60)의 하면과 내열 코팅 시공후의 천장판(17)의 상면의 간극이 최대한 작아지도록 설정한다.
또한, 후방 테두리 영역(14)의 내열 코팅(24)의 시공후의 천장판(17)의 상면의 높이는, 팁 시닝(23)의 정상면(23a)보다 고도차 H만큼 낮게 억제하는 것이 중요하다. 이와 같은 높이의 차이를 설치하는 것은, 이하의 이유에 의한다.
팁 시닝(23)의 정상면(23a)은, 내열 코팅을 시공하지 않고, 기계 가공으로 마무리된 블레이드체(12)의 모재 표면이다. 한편, 천장판(17)의 상면에 적층된 내열 코팅(24)은, 기계 가공면 만큼의 마무리 정밀도가 얻어지지 않는다. 즉, 내열 코팅은, 플라즈마 용사 등으로 시공되기 때문에, 기계 가공 만큼의 면 조도를 형성하는 것이 어려워, 고정밀도의 마무리면을 형성할 수 없다. 그로 인해, 천장판(17)의 내열 코팅 두께를 포함한 상면은, 내열 코팅의 마무리 높이의 최대 편차 범위를 고려하여, 팁 시닝(23)의 정상면(23a)에 대하여, 적어도 소정치(고도차 H)만큼 낮게 하고 있다. 즉, 내열 코팅이 최대의 두께로 형성된 경우에 있어서도, 내열 코팅의 상면과 팁 시닝(23)의 정상면(23a)의 높이의 차가, 소정치(고도차 H) 이상으로 유지되어 있으면, 내열 코팅 시공후의 천장판(17)의 상면은, 팁 시닝(23)의 정상면(23a)의 높이보다 높아지는 일이 없다. 따라서, 가스 터빈의 운전 조건에 의해, 팁 시닝(23)의 정상면(23a)이, 분할 고리(60)의 하면에 접촉한 경우에 있어서도, 후방 테두리 영역(14)의 천장판(17)이 분할 고리(60)의 하면에 접촉할 우려는 없다. 또한, 소정치는 적어도 0㎜ 이상이면 좋다.
또한, 그 밖의 블레이드면, 예를 들어 부압면측 블레이드벽(19), 가압면측 블레이드벽(20), 팁 시닝(23)의 측벽(23d)에도 내열 코팅을 시공하는 것은, 전술한 종래 기술과 같다.
다음에, 팁 시닝(23)과 블레이드체(12) 내의 냉각 유로의 위치 관계를, 도 2b에 의해 설명한다. 블레이드체(12) 내에는, 로터 디스크(도시하지 않음)측으로부터 블레이드 근원부(16)에 천공된 냉각 유로(도시하지 않음)를 통하여, 냉각 매체 CA를 받아들이는 냉각 유로(26, 27)가 배치되어 있다. 후방 테두리 영역(14)의 블레이드체(12)를 냉각하는 냉각 매체 CA는, 냉각 유로(26a)로부터 받아들여져, 후방 테두리 단부(22)로부터 연소 가스 중에 배출되고, 전방 테두리측의 블레이드체(12)를 냉각하는 냉각 매체 CA는, 블레이드 근원부(16)측으로부터 냉각 유로(27)에 받아들여져, 전방 테두리 단부(21)측으로부터 연소 가스 중에 배출된다.
냉각 유로(26)(26a, 26b, 26c)는, 블레이드체(12) 내에 형성되는 블레이드 직경 방향으로 배치된 격벽(29)에 의해 구획된 서펜타인 방식의 절곡 유로를 형성한다. 즉, 냉각 매체 CA는, 블레이드 근원부(16)측으로부터 받아들여져, 냉각 유로(26a)를 블레이드 선단부(15)를 향해 흘러, 도 2b에 도시하는 냉각 매체 CA의 화살표와 같이, 블레이드 선단부(15)에서 되돌아서 냉각 유로(26b)를 블레이드 저부(25)를 향하여 하향 방향(블레이드 직경 방향의 내측)으로 흐른다. 이 동안에, 냉각 유로(26a)와 냉각 유로(26b)는, 격벽(29b)에 의해 구획되어 있다. 또한, 냉각 매체 CA는, 블레이드 저부(25)에서 되돌아서, 블레이드 선단부(15)를 향하여 최종 냉각 유로(26c)를 상향 방향(블레이드 직경 방향의 외측)으로 흐른다. 냉각 유로(26b)와 최종 냉각 유로(26c)의 사이는, 전방 테두리측 격벽(29c)에 의해 구획된다. 또한, 냉각 유로(26a)와 냉각 유로(27)의 사이는, 격벽(29a)에 의해 완전하게 분할되어 있다.
최종 냉각 통로(26c)를 블레이드 선단부(15)를 향하는 냉각 매체 CA는, 후방 테두리 냉각부(30)에 유입되고, 후방 테두리측의 블레이드벽(18)을 냉각하여, 후방 테두리 단부(22)로부터 연소 가스 중에 배출된다. 도 2b에 도시하는 후방 테두리 냉각부(30)는, 멀티 홀 냉각 방식을 채용하고 있다. 후방 테두리 냉각부(30)는, 다수의 냉각 구멍(31)이, 블레이드 저부(25)측으로부터 블레이드 선단부(15)에 걸쳐 후방 테두리 냉각부(30)를 관통하도록 천공되어 있다. 각 냉각 구멍(31)은, 상류측에서 최종 냉각 통로(26c)에 연통하고, 하류측에서 후방 테두리 단부(22)를 통하여 연소 가스 중에 개방되어 있다. 냉각 매체 CA가 냉각 구멍(31)을 흐르는 사이에, 후방 테두리 냉각부(30)의 블레이드벽(18)이 대류 냉각 된다.
또한, 블레이드 선단부(15)의 천장판(17)도, 냉각 유로(26, 27)를 흐르는 냉각 매체 CA에 의해 냉각된다. 그러나, 천장판(17)의 상면에 돌출되어 배치된 팁 시닝(23)은, 팁 시닝(23)을 타고 넘어 흐르는 연소 가스의 유속이 빠르기 때문에, 천장판(17)보다도 열부하가 높아져, 냉각 부족이 된다. 그로 인해, 일단부가 냉각 유로(26, 27)에 연통되고, 타단부는 천장판(17)의 상면 및 팁 시닝(23)의 정상면(23a)에 형성된 냉각 구멍(28a, 28b)으로 연통하는 냉각 유로(28)가 설치된다. 냉각 매체를 연소 가스 중에 분출하는 것에 의해, 천장판(17) 및 팁 시닝(23)의 대류 냉각이 행해져, 이들이 냉각 부족이 되는 것을 방지하고 있다. 또한, 팁 시닝(23)의 정상면(23a)에 개방되는 냉각 구멍(28b)은, 정상면(23a) 상에 개방되지 않고, 도 5b에 도시한 바와 같이, 부압면측 블레이드벽(19)과 정상면(23a)의 경계 근방의 부압면측 블레이드벽(19)측에 설치해도 좋다. 이 위치에 개방하면, 정상면(23a)이 분할 고리(60)의 하면과 접촉한 경우, 냉각 구멍(28b)이 찌부러질 가능성이 적어, 터빈의 안정운전을 할 수 있다.
도 2a 및 도 2b에 도시한 바와 같이, 부압면측 블레이드벽(19)을 따라 형성되는 냉각 구멍(28b)은, 전방 테두리 단부(21)[팁 시닝 말단부(23b)]로부터 팁 시닝 말단부(23c)까지는, 냉각 유로(26, 27)측으로부터 냉각 유로(28)를 통하여 팁 시닝(23)의 정상면(23a)에 개방되고, 팁 시닝(23)의 말단부(23c)로부터 후방 테두리 단부(22)까지 설치되는 부압면측 블레이드벽(19)을 따르는 냉각 구멍(28c)은, 천장판(17)의 상면에 개방된다.
그러나, 블레이드체(12) 내를 흐르는 냉각 매체 CA는, 전방 테두리 영역(13)으로부터 후방 테두리 영역(14)에 걸쳐 냉각 유로(26a, 26b) 및 최종 냉각 유로(26c)를 흘러서 후방 테두리 냉각부(30)로 유입되는 과정에서, 냉각 유로의 내벽과의 사이에서 열교환 되어, 고온의 냉각 매체로 되어 후방 테두리 냉각부(30)로 유입된다. 후방 테두리 영역(14)의 천장판(17)도 후방 테두리 냉각부(30)를 흐르는 냉각 매체에 의해 냉각되지만, 냉각 매체의 온도가 높기 때문에, 냉각 부족이 되기 쉽다.
또한, 도 2a에 도시한 바와 같이, 후방 테두리 영역(14)은 블레이드 폭이 좁아, 전방 테두리 영역(13)과 같은 복수열의 냉각 구멍을 형성하는 스페이스를 확보할 수 없어, 단열의 냉각 구멍밖에 형성할 수 없다. 즉, 전방 테두리 영역(13)의 천장판(17)의 상면에는, 전방 테두리 단부(21)로부터 전방 테두리 영역(13)의 부압면측 블레이드벽(19) 및 가압면측 블레이드벽(20)의 양측에 복수열의 냉각 구멍(28a, 28b)이 배치되지만, 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)에서 후방 테두리 단부(22) 까지의 사이에서는, 단열의 냉각 구멍(28c)밖에 배치할 수 없다. 또한, 후방 테두리 영역(14)의 단열의 냉각 구멍(28c)은, 부압면측 블레이드벽(19)을 따라 배치해도 좋고, 가압면측 블레이드벽(20)을 따라 배치해도 좋고, 부압면측 블레이드벽(19)과 가압면측 블레이드벽(20)의 중간선을 따라 배치해도 좋다.
후방 테두리 영역(14)은, 단열의 냉각 구멍(28c)밖에 배치할 수 없기 때문에, 전방 테두리 영역(13)에 비교하여 냉각하기 어려운 영역이다. 팁 시닝(23)은, 열부하가 높기 때문에, 특히 냉각하기 어려운 부분이다. 여기서, 단열 및 복수열의 냉각 구멍이란, 도 2a에 도시하는 블레이드 평면에서, 전방 테두리 단부(21)로부터 후방 테두리 단부(22)를 연결하는 블레이드 폭의 중심선(캠버 라인)에 수직인 단면에서 본 경우, 부압면측 블레이드벽(19)에서 가압면측 블레이드벽(20)까지의 팁 시닝의 정상면(23a) 또는 천장판(17)의 상면 중 어느 하나에, 1개의 냉각 구멍의 열을 배치한 경우를 단열의 냉각 구멍이라 하고, 2개 이상의 냉각 구멍의 열을 배치하는 경우를 복수열의 냉각 구멍이라 한다.
상기의 팁 시닝의 소손을 회피하기 위하여, 전방 테두리 단부(21)를 기점으로 하여 부압면측 블레이드벽(19)을 따라 후방 테두리 영역(14)까지 형성되는 팁 시닝(23)은, 후방 테두리 단부(22)까지 연장되지 않고, 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)에서 컷 되어 있다. 즉, 팁 시닝(23)의 부압면측 말단부(23c)는 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)의 위치이다. 이 시단부(14a)의 위치는, 블레이드체(12) 내의 최종 냉각 유로(26c)를 형성하는 격벽 중에서, 전방 테두리측의 격벽(29c)의 위치에 평면적으로 일치한다(도 2b 참조). 즉, 팁 시닝(23)의 부압면측 말단부(23c)로부터 후방 테두리 단부(22)까지의 사이는, 팁 시닝을 설치하지 않고, 후방 테두리 영역(14)의 천장판(17)과 같은 높이가 되도록 마무리 된다.
여기서, 도 2a, 도 2b에 도시하는 터빈 블레이드의 평면도 및 단면도에 의해, 후방 테두리 영역(14) 및 후방 테두리 영역(14)의 시단부의 의의를 설명한다. 상술한 바와 같이, 냉각 구멍의 설치 스페이스 및 후방 테두리 냉각부(30)에 들어가는 냉각 공기 온도의 제약으로부터, 후방 테두리 영역(14)은, 전방 테두리 영역(13)에 비교하여 냉각 부족이 되는 영역이며, 팁 시닝의 소손이 발생하기 쉬운 장소이다. 즉, 후방 테두리 영역(14)은, 상술한 후방 테두리 냉각부(30)와 그 상류측에 있는 최종 냉각 유로(26c)를 포함한 영역이며, 전방 테두리 영역(13)은, 도 2a에 있어, 후방 테두리 영역(14)을 제외한 블레이드 전방 테두리측으로부터 중간 영역까지의 범위이다. 중간 영역과 후방 테두리 영역(14)의 경계, 즉, 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)[후방 테두리 영역(14)이 시작되는 위치]는, 블레이드체(12) 내의 최종 냉각 유로(26c)를 형성하는 격벽 중, 전방 테두리측 격벽(29c)과 평면적으로 일치한다. 이 전방 테두리측 격벽(29c)의 평면 위치를 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)로 생각하고, 여기부터 후방 테두리 단부(22)까지가 냉각 부족이 되기 쉬운 영역이다. 단, 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)는, 가능한 한 후방 테두리 단부(22)에 가까운 것이 바람직하지만, 블레이드에 걸리는 열부하에 의해 그 위치는 변동한다. 즉, 블레이드에 대한 열부하가 높은 경우에는, 후방 테두리 영역의 시단부(14a)는 상기의 전방 테두리측 격벽(29c)의 위치이지만, 열부하가 작은 경우에는, 후방 테두리 냉각부(30)의 입구벽(30a) 위치로 하는 것이 바람직하다. 따라서, 후방 테두리 영역의 시단부(14a)는, 전방 테두리측 격벽(29c)과 후방 테두리 냉각부(30)의 입구벽(30a)의 사이에 존재하고, 블레이드에 걸리는 열부하에 의해, 전방 테두리측 격벽(29c)으로부터 후방 테두리 냉각부(30)의 입구벽(30a)의 범위에서 변할 수 있다.
제1 실시 형태에 도시하는 발명의 구성에 따르면, 블레이드 둘레 방향으로 부압면측 블레이드벽(19)을 따라, 전방 테두리 단부(21)로부터 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)까지는 팁 시닝(23)을 형성하고, 당해 시단부(14a)로부터 후방 테두리 단부(22)까지는 팁 시닝을 설치하지 않고 천장판(17)과 같은 높이로 하여 팁 시닝을 설치하지 않는 천장판(17)의 상면에는 내열 코팅(24)이 실시되어 있으므로, 팁 시닝의 소손을 방지할 수 있다. 또한, 전방 테두리 단부(21)로부터 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)까지는 팁 시닝(23)을 설치하고 있으므로, 터빈 동익의 블레이드 선단부(15)를 타고 넘는 연소 가스의 간극류를 작게 할 수 있다.
또한, 팁 시닝(23)을 설치하지 않는 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)로부터 후방 테두리 단부(22)의 사이는, 천장판(17)의 상면에 내열 코팅(24)을 실시하여, 분할 고리의 하면과 내열 코팅 시공후의 천장판의 상면의 간극이 최대한 작아지도록 설정하고 있다.
또한, 배기 통로를 흐르는 연소 가스의 작용에 의해, 블레이드 선단부를 타고 넘는 간극류의 크기는, 가압면측 블레이드벽(20)에 걸리는 정압(가압면)과 부압면측 블레이드벽(19)에 걸리는 부압(부압면)의 차압에 의해 변동한다. 후방 테두리 영역은 전방 테두리 영역보다 각별히 차압이 작으므로, 후방 테두리 영역의 간극류가 가스 터빈의 열효율에 부여하는 영향은 작다. 따라서, 본 실시 형태에 따르면, 팁 시닝의 소손을 방지할 수 있고, 가스 터빈의 열효율의 저하도 방지할 수 있다.
본 발명에 관한 터빈 동익의 제2 실시 형태에 대해, 도 3a 및 도 3b를 참조하여 설명한다. 도 3a는, 제2 실시 형태에 관한 터빈 동익의 사시도를 도시하고, 도 3b는 개략 평면도를 도시한다. 도 3a에 도시한 바와 같이, 블레이드체(12)의 천장판(17)의 상면에 설치하는 팁 시닝(23)은, 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)로부터 부압면측 블레이드벽(19)을 따라 전방 테두리 단부(21)까지 형성되고, 또한 전방 테두리 단부(21)로부터 가압면측 블레이드벽(20)을 따라 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)까지, 연속된 띠 형상으로 형성된다. 즉, 팁 시닝(23)의 가압면측 말단부(23b), 부압면측 말단부(23c)는, 모두 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)에 형성된다. 또한, 본 실시 형태의 팁 시닝(23)의 정상면(23a)에는, 블레이드체(12) 내의 냉각 유로(26, 27)로부터 냉각 매체 CA가 분출하는 냉각 구멍(28b)이 개방되어 있다. 그 밖의 구성은, 상술한 제2 실시 형태와 동일하므로, 이들의 구성의 설명은 생략한다.
본 발명에 관한 터빈 동익의 제2 실시 형태에 따르면, 제1 실시 형태와 비교하여, 팁 시닝(23)이, 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)로부터 부압면측 블레이드벽(19)을 따라 전방 테두리 단부(21)에 이르고, 또한 가압면측 블레이드벽(20)을 따라 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)까지 배치되어, 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)로부터 후방 테두리 단부(22)까지는 팁 시닝을 설치하고 있지 않기 때문에, 팁 시닝의 소손을 방지할 수 있다. 또한, 팁 시닝(23)이 부압면측 블레이드벽(19) 및 가압면측 블레이드벽(20)의 양측에 설치되어 있으므로, 팁 시닝을 타고 넘어 하류측 배기 통로로 유출되는 연소 가스의 간극류가 감소되어, 제1 실시 형태와 비교하여, 가스 터빈의 열효율의 저하를 또한 억제할 수 있다. 그 밖의 작용, 효과는, 제1 실시 형태와 동일하다.
본 발명에 관한 터빈 동익의 제3 실시 형태에 대하여, 도 4a 및 도 4b를 참조하여 설명한다.
도 4a, 도 4b에 도시한 바와 같이, 천장판(17)은, 전방 테두리 영역(13)으로부터 후방 테두리 영역(14)에 걸쳐 매끄러운면으로 형성되어, 블레이드 선단부(15)를 폐색하고 있는 것은, 제1 및 제2 실시 형태와 같다. 또한, 전방 테두리 영역(13)으로부터 후방 테두리 영역(14)에 걸쳐 팁 시닝(23)을 부압면측 블레이드벽(19) 및 가압면측 블레이드벽(20)을 따라 설치하고, 분할 고리(60)와의 간섭을 확실하게 회피하기 위하여, 천장판(17)의 상면의 높이는 팁 시닝(23)의 정상면(23a)보다 낮게 설정되어 있는 점도, 제1 및 제2 실시 형태와 같다.
그런데, 가스 터빈은 그 운전 조건에 따라, 분할 고리(60)의 하면과 팁 시닝(23)의 정상면(23a)의 간극 C가 작아져, 양자가 접촉 상태로 운전되는 경우가 있다. 이와 같은 접촉 상태에서도, 팁 시닝의 정상면(23a)이 절삭되면서, 가스 터빈의 운전을 가능하게 하는 것이 바람직하다. 그러나, 접촉 상태가 오래 계속된 경우, 팁 시닝의 정상면(23a)과, 천장판(17)의 상면의 높이의 차(고도차 H1)가, 간극류를 작게 하기 위하여 최대한 작아지도록 설정되어 있기 때문에, 천장판(17)의 상면과 분할 고리(60)의 하면이 전체면에서 접촉하는 중접촉의 상태가 발생하여, 운전 불능으로 되는 경우가 있다.
통상, 천장판(17)은 제1 및 제2 실시 형태와 같이, 전방 테두리 영역(13)으로부터 후방 테두리 영역(14)까지 같은 높이로 하여, 분할 고리(60)의 하면과 천장판(17)의 상면의 사이의 간극이 동일해지도록 설정한다.
그러나, 상술한 바와 같은 사태의 발생을 피하기 위해, 본 실시 형태의 천장판(17)은, 전방 테두리 영역(13)이 후방 테두리 영역(14)보다도 낮게 형성되고, 전방 테두리 영역(13)으로부터 후방 테두리 영역(14)에 걸쳐 매끄러운 상승 구배를 갖도록 형성되어 있다. 즉, 천장판(17)의 전방 테두리 영역(13)에는 평면 형상의 오목부(17a)가 형성되고, 후방 테두리 영역(14)에는 평면 형상의 볼록부(17b)가 형성되어, 당해 볼록부(17b)가 오목부(17a)보다도 블레이드 직경 방향의 외측을 향하여 높아지도록 설정되어 있다. 또한, 후방 테두리 영역(14)의 볼록부(17b)는, 팁 시닝(23)의 정상면(23a)보다 낮게 설정되어 있다. 또한, 천장판(17)에는, 오목부(17a)로부터 볼록부(17b)를 향하여 매끄러운 상승 구배를 갖는 경사부(17c)가 형성되어 있다. 또한, 천장판(17)의 오목부(17a)로부터 경사부(17c)를 거쳐 천장판(17)의 볼록부(17b)로 이어지는 면은, 슬로프 형상의 매끄러운 면으로 형성되어 있기 때문에, 이 상면을 흐르는 간극류의 흐름을 흐트러트리는 일은 없다.
천장판(17)의 전체면에 걸쳐, 그 상면에는 내열 코팅(24)이 시공된다. 후방 테두리 영역(14)의 볼록부(17b)의 상면에도 내열 코팅(24)이 시공되지만, 내열 코팅 시공후의 볼록부(17b)의 높이는, 팁 시닝(23)의 정상면(23a)의 높이보다 고도차 H1만큼 낮게 억제한다. 또한, 내열 코팅 시공후의 볼록부(17b)의 높이는, 전방 테두리 영역(13)의 내열 코팅 시공후의 오목부(17a)의 높이보다 고도차 H2만큼 높게 설정되어 있다.
여기서, 내열 코팅의 마무리 높이의 편차에 관하여, 고도차 H1의 사고 방식은, 제1 실시 형태와 동일하다.
또한, 도 4b에 도시하는 후방 테두리 냉각부(30)는, 핀 핀(pin fin) 냉각 방식을 채용한 예이다.
즉, 최종 유로(26c)를 형성하는 후방 테두리측 격벽(34)에는, 후방 테두리 영역(14)에 배치된 후방 테두리 냉각부(30)에 냉각 매체 CA를 공급하는 복수의 냉각 구멍(31)이, 블레이드 근원부(16)로부터 블레이드 선단부(15)에 걸쳐 로터축 방향으로 천공되어 있다. 또한, 후방 테두리 냉각부(30)는, 후방 테두리측 격벽(34)에서 후방 테두리 단부(22)까지를 범위로 한다. 이 사이에, 다수의 핀 핀(pin fin: 32) 및 페디스털(33)이 블레이드 근원부(16)로부터 블레이드 선단부(15)에 걸쳐 배치되어 있다. 후방 테두리 냉각부(30)는, 최종 유로(26c)로부터 냉각 매체 CA를 받아들여, 후방 테두리 영역(14)의 블레이드벽(18)을 대류 냉각하는 역할을 한다. 최종 유로(26c)를 흐르는 냉각 매체 CA는, 후방 테두리측 격벽(34)에 천공된 냉각 구멍(31)을 통하여, 후방 테두리 냉각부(30)로 유입되고, 핀 핀(32)에서 대류냉각하여, 후방 테두리 단부(22)에서 연소 가스 중에 배출된다.
본 실시 형태에 있어서의 후방 테두리 냉각부(30)에 있어서도, 제1 및 제2 실시 형태와 마찬가지로, 냉각 구멍의 설치 스페이스 및 후방 테두리 냉각부(30)에 들어가는 냉각 공기 온도의 제약이 있다. 따라서, 후방 테두리 영역에 있어서의 냉각 부족의 문제를 해소하기 위해, 팁 시닝(23)은, 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)에서 컷되어, 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)로부터 후방 테두리 단부(22)까지는 팁 시닝을 설치하지 않는 것은, 다른 실시 형태와 같다.
본 실시 형태에서는, 후방 테두리 냉각부(30)는, 핀 핀 냉각 방식으로 설명했지만, 제1 실시 형태의 도 2b에 도시하는 멀티 홀 냉각 방식으로도 좋다. 또한, 도 2b에서 도시하는 제1 실시 형태의 후방 테두리 냉각부(30)에, 핀 핀 냉각 방식을 채용해도 좋다.
본 실시 형태에 있어서, 상기와 같이 천장판의 높이의 차이를 설치하는 이유는, 가스 터빈의 운전 조건에 의해, 분할 고리(60)와 팁 시닝(23)의 정상면(23a)이 접촉하고, 또한 접촉 상태가 계속되어, 분할 고리(60)와 천장판(17)의 상면의 전체면에서, 중접촉의 상태가 발생하는 것을 회피하기 위해서이다. 즉, 팁 시닝(23)의 정상면(23a)은, 내열 코팅을 시공하지 않고, 기계 가공으로 마무리된 블레이드체(12)의 모재 표면이다. 한편, 후방 테두리 영역(14)의 천장판(17)의 볼록부(17b) 상에 적층된 내열 코팅(24)의 상면은, 기계 가공면 만큼의 마무리 정밀도가 얻어지지 않는다. 따라서, 천장판(17)의 내열 코팅 두께를 포함한 상면은, 내열 코팅의 마무리 높이의 최대 편차 범위를 고려하여, 팁 시닝(23)의 정상면(23a)에 대하여, 적어도 소정치(고도차 H1)만큼 낮게 하고 있다. 또한, 후방 테두리 영역(14)의 천장판(17)의 볼록부(17b)의 상면은, 전방 테두리 영역(13)의 천장판(17)의 오목부(17a)의 상면보다 소정치(고도차 H2)만큼 높게 하고 있다.
그 결과, 분할 고리(60)의 하면과 블레이드 선단부(15)의 전체면에서 접촉하는 중접촉의 상태는 회피할 수 있어, 터빈의 안정 운전이 가능해진다. 또한, 그 밖의 블레이드면, 예를 들어 부압면측 블레이드벽(19), 가압면측 블레이드벽(20), 팁 시닝(23)의 측벽(23d)에도 내열 코팅을 시공하는 것은, 제1 실시 형태 및 제2 실시 형태와 같다.
또한, 도 4b에는 도시하지 않고 있지만, 제1 실시 형태의 도 2b와 마찬가지로, 제3 실시 형태에 있어서도, 블레이드체(12) 내의 냉각 유로(26, 27)로부터 천장판(17) 및 팁 시닝(23)으로 분출하는 냉각 매체의 냉각 유로(28)가 설치되고, 냉각 매체는 냉각 구멍(28a, 28c)으로부터 연소 가스 중에 배출된다.
본 실시 형태의 구성을 구비함으로써, 냉각 부족이 되기 쉬운 후방 테두리 영역의 팁 시닝을 절결하여, 천장판에 내열 코팅을 실시한 볼록부와 오목부와 경사부를 형성하므로, 팁 시닝의 소손이 방지되어, 에너지의 손실이 저감된다. 또한, 블레이드 선단부(15)의 천장판(17)과 분할 고리(60)의 중접촉을 회피할 수 있으므로, 가스 터빈의 안정된 운전이 가능하다.
또한, 제1 실시 형태에 있어서의 팁 시닝(23)은, 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)로부터 부압면측 블레이드벽(19)을 따라 전방 테두리 단부(21)까지 설치되어 있지만, 전방 테두리 단부(21)로부터 또한 가압면측 블레이드벽(20)을 따라 팁 시닝을 연장하고, 전방 테두리 영역(13)의 도중까지, 즉, 팁 시닝(23)이, 전방 테두리 단부(21)로부터 가압면측 블레이드벽(20)을 따라 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)까지는 이르지 않고, 전방 테두리 영역(13)의 도중까지 배치된 경우라도, 제1 실시 형태와 기본적인 기술 사상은 같아, 본 발명의 범위에 포함된다.
본 발명에 따르면, 팁 시닝의 고온 연소 가스에 의한 소손을 방지하고, 터빈 동익을 타고 넘는 연소 가스의 손실을 억제할 수 있으므로, 가스 터빈의 열효율의 저하를 방지할 수 있다.
10, 40, 50 : 터빈 동익
11 : 플랫폼
12 : 블레이드체
13 : 전방 테두리 영역
14 : 후방 테두리 영역
14a : 후방 테두리 영역의 시단부
15 : 블레이드 선단부(정상부)
16 : 블레이드 근원부
17 : 천장판
17a : 오목부
17b : 볼록부
17c : 경사부
18 : 블레이드벽
19 :부압면측 블레이드벽
20 : 가압면측 블레이드벽
21 : 전방 테두리 단부
22 : 후방 테두리 단부
23 :팁 시닝
23a : 팁 시닝 정상면
23b, 23c : 팁 시닝 말단부
23d : 팁 시닝 측벽
24 : 내열 코팅
25 : 블레이드 저부
26a, 26b : 냉각 유로
26c : 최종 냉각 유로
27, 28 : 냉각 유로
28a, 28b, 28c : 냉각 구멍
29a, 29b : 격벽
29c : 전방 테두리측 격벽
30 : 후방 테두리 냉각부
30a : 입구벽
31 : 냉각 구멍
32 : 핀 핀
33 : 페디스털
34 : 후방 테두리측 격벽
60 : 분할 고리

Claims (6)

  1. 전방 테두리 영역(13)으로부터 후방 테두리 영역(14)에 걸쳐 냉각 매체가 흐르는 복수의 냉각 유로를 구비한 블레이드체(12)와,
    상기 블레이드체(12)의 정상부를 형성하고, 상면에 내열 코팅(24)이 실시되어, 복수의 냉각 구멍을 구비한 천장판(17)과,
    상기 천장판(17)에 블레이드 직경 방향 외측을 향하여 돌출되고, 블레이드 둘레 방향으로 부압면측 블레이드벽(19)을 따라 전방 테두리 단부(21)로부터 상기 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)까지 연장되어 형성되는 팁 시닝(23)을, 구비하고 있는 터빈 동익이며,
    상기 전방 테두리 영역(13)의 천장판(17)의 높이는, 상기 후방 테두리 영역(14)의 천장판(17)의 높이보다도 낮아지도록 형성되고, 상기 전방 테두리 영역(13)으로부터 상기 후방 테두리 영역(14)을 향하여 상승 구배를 갖는 경사부(17c)가 형성되어 있는, 터빈 동익.
  2. 전방 테두리 영역(13)으로부터 후방 테두리 영역(14)에 걸쳐 냉각 매체가 흐르는 복수의 냉각 유로를 구비한 블레이드체(12)와,
    상기 블레이드체(12)의 정상부를 형성하고, 상면에 내열 코팅(24)이 실시되어, 복수의 냉각 구멍을 구비한 천장판(17)과,
    상기 천장판(17)에 블레이드 직경 방향 외측을 향하여 돌출되고, 블레이드 둘레 방향으로 상기 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)로부터 부압면측 블레이드벽(19)을 따라 전방 테두리 단부(21)까지 형성되고, 또한 전방 테두리 단부(21)로부터 가압면측 블레이드벽(20)을 따라 상기 후방 테두리 영역(14)의 시단부(14a)까지 연속적으로 연장되어 형성되는 팁 시닝(23)을, 구비하고 있는 터빈 동익이며,
    상기 전방 테두리 영역(13)의 천장판(17)의 높이는, 상기 후방 테두리 영역(14)의 천장판(17)의 높이보다도 낮아지도록 형성되고, 상기 전방 테두리 영역(13)으로부터 상기 후방 테두리 영역(14)을 향하여 상승 구배를 갖는 경사부(17c)가 형성되어 있는, 터빈 동익.
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 천장판(17)의 높이는, 내열 코팅(24)의 마무리 높이의 편차를 고려하여, 적어도 소정치 만큼 상기 팁 시닝(23)의 정상면(23a)의 높이보다 낮게 설정되어 있는, 터빈 동익.
  4. 삭제
  5. 제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 복수의 냉각 구멍은, 상기 전방 테두리 영역(13)의 팁 시닝 정상면(23a) 또는 상기 천장판(17)의 상면에 복수열이 되도록 배치되고, 상기 후방 테두리 영역(14)의 상기 천장판(17)의 상면에는 단열이 되도록 배치되어 있는, 터빈 동익.
  6. 삭제
KR1020107027574A 2008-10-30 2009-05-13 팁 시닝을 구비한 터빈 동익 KR101281828B1 (ko)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10973208P 2008-10-30 2008-10-30
US61/109,732 2008-10-30
PCT/JP2009/058922 WO2010050261A1 (ja) 2008-10-30 2009-05-13 チップシニングを備えたタービン動翼

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20110005902A KR20110005902A (ko) 2011-01-19
KR101281828B1 true KR101281828B1 (ko) 2013-07-03

Family

ID=42128631

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020107027574A KR101281828B1 (ko) 2008-10-30 2009-05-13 팁 시닝을 구비한 터빈 동익

Country Status (6)

Country Link
US (1) US8414262B2 (ko)
EP (1) EP2351908B1 (ko)
JP (1) JP5031103B2 (ko)
KR (1) KR101281828B1 (ko)
CN (1) CN102057134B (ko)
WO (1) WO2010050261A1 (ko)

Families Citing this family (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8628299B2 (en) * 2010-01-21 2014-01-14 General Electric Company System for cooling turbine blades
US20130104397A1 (en) * 2011-10-28 2013-05-02 General Electric Company Methods for repairing turbine blade tips
KR101324249B1 (ko) 2011-12-06 2013-11-01 삼성테크윈 주식회사 스퀼러 팁이 형성된 블레이드를 구비한 터빈 임펠러
CN102678189A (zh) * 2011-12-13 2012-09-19 河南科技大学 一种具有叶顶防泄漏结构的涡轮冷却叶片
US9366144B2 (en) * 2012-03-20 2016-06-14 United Technologies Corporation Trailing edge cooling
EP2666968B1 (en) * 2012-05-24 2021-08-18 General Electric Company Turbine rotor blade
US9188012B2 (en) 2012-05-24 2015-11-17 General Electric Company Cooling structures in the tips of turbine rotor blades
US9297262B2 (en) 2012-05-24 2016-03-29 General Electric Company Cooling structures in the tips of turbine rotor blades
US8920124B2 (en) * 2013-02-14 2014-12-30 Siemens Energy, Inc. Turbine blade with contoured chamfered squealer tip
US20150300180A1 (en) * 2014-04-22 2015-10-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine turbine blade tip with coated recess
US10012089B2 (en) 2014-05-16 2018-07-03 United Technologies Corporation Airfoil tip pocket with augmentation features
FR3021697B1 (fr) * 2014-05-28 2021-09-17 Snecma Aube de turbine a refroidissement optimise
CN106471215B (zh) * 2014-07-07 2018-06-19 西门子公司 燃气涡轮叶片凹槽状叶顶、对应的制造和冷却方法及燃气涡轮发动机
US10107108B2 (en) 2015-04-29 2018-10-23 General Electric Company Rotor blade having a flared tip
DE112016004421B4 (de) * 2015-09-29 2021-10-21 Mitsubishi Power, Ltd. Laufschaufel und damit ausgestattete gasturbine
EP3954882B1 (en) * 2016-03-30 2023-05-03 Mitsubishi Heavy Industries Engine & Turbocharger, Ltd. Variable geometry turbocharger
US20180320530A1 (en) * 2017-05-05 2018-11-08 General Electric Company Airfoil with tip rail cooling
US10830082B2 (en) 2017-05-10 2020-11-10 General Electric Company Systems including rotor blade tips and circumferentially grooved shrouds
US10443405B2 (en) * 2017-05-10 2019-10-15 General Electric Company Rotor blade tip
KR20190096569A (ko) 2018-02-09 2019-08-20 두산중공업 주식회사 가스 터빈
KR102319765B1 (ko) * 2018-02-09 2021-11-01 두산중공업 주식회사 가스 터빈
JP6946225B2 (ja) 2018-03-29 2021-10-06 三菱重工業株式会社 タービン動翼、及びガスタービン
JP6979382B2 (ja) 2018-03-29 2021-12-15 三菱重工業株式会社 タービン動翼、及びガスタービン
US20190368359A1 (en) * 2018-06-05 2019-12-05 United Technologies Corporation Squealer shelf airfoil tip
US10961854B2 (en) * 2018-09-12 2021-03-30 Raytheon Technologies Corporation Dirt funnel squealer purges
US10801334B2 (en) 2018-09-12 2020-10-13 Raytheon Technologies Corporation Cooling arrangement with purge partition
KR102153066B1 (ko) * 2018-10-01 2020-09-07 두산중공업 주식회사 윙렛에 냉각홀을 가진 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 가스 터빈
JP7223570B2 (ja) * 2018-12-06 2023-02-16 三菱重工業株式会社 タービン動翼、タービン及びチップクリアランス計測方法
US11118462B2 (en) * 2019-01-24 2021-09-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade tip pocket rib
US11136890B1 (en) 2020-03-25 2021-10-05 General Electric Company Cooling circuit for a turbomachine component
US11371359B2 (en) 2020-11-26 2022-06-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine blade for a gas turbine engine
EP4311914A1 (en) * 2022-07-26 2024-01-31 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Turbine blade

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4540339A (en) * 1984-06-01 1985-09-10 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force One-piece HPTR blade squealer tip
US6224337B1 (en) * 1999-09-17 2001-05-01 General Electric Company Thermal barrier coated squealer tip cavity
US7063250B2 (en) * 2001-05-31 2006-06-20 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Coating forming method and coating forming material, and abrasive coating forming sheet
US20080044289A1 (en) * 2006-08-21 2008-02-21 General Electric Company Tip ramp turbine blade

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3635585A (en) * 1969-12-23 1972-01-18 Westinghouse Electric Corp Gas-cooled turbine blade
US4589823A (en) * 1984-04-27 1986-05-20 General Electric Company Rotor blade tip
US4802828A (en) * 1986-12-29 1989-02-07 United Technologies Corporation Turbine blade having a fused metal-ceramic tip
JP3137527B2 (ja) * 1994-04-21 2001-02-26 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼チップ冷却装置
JP3035187B2 (ja) 1995-05-09 2000-04-17 東北電力株式会社 ガスタービン中空冷却動翼
US5980209A (en) * 1997-06-27 1999-11-09 General Electric Co. Turbine blade with enhanced cooling and profile optimization
US6059530A (en) * 1998-12-21 2000-05-09 General Electric Company Twin rib turbine blade
JP3564376B2 (ja) * 2000-09-28 2004-09-08 三菱重工業株式会社 研磨層、燃焼エンジン、ガスタービン、及び、その製造方法
GB2378733A (en) * 2001-08-16 2003-02-19 Rolls Royce Plc Blade tips for turbines
US6994514B2 (en) * 2002-11-20 2006-02-07 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine blade and gas turbine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4540339A (en) * 1984-06-01 1985-09-10 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force One-piece HPTR blade squealer tip
US6224337B1 (en) * 1999-09-17 2001-05-01 General Electric Company Thermal barrier coated squealer tip cavity
US7063250B2 (en) * 2001-05-31 2006-06-20 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Coating forming method and coating forming material, and abrasive coating forming sheet
US20080044289A1 (en) * 2006-08-21 2008-02-21 General Electric Company Tip ramp turbine blade

Also Published As

Publication number Publication date
EP2351908B1 (en) 2016-08-17
EP2351908A4 (en) 2013-07-10
US8414262B2 (en) 2013-04-09
WO2010050261A1 (ja) 2010-05-06
KR20110005902A (ko) 2011-01-19
CN102057134B (zh) 2015-04-22
EP2351908A1 (en) 2011-08-03
JP5031103B2 (ja) 2012-09-19
CN102057134A (zh) 2011-05-11
US20100111704A1 (en) 2010-05-06
JPWO2010050261A1 (ja) 2012-03-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101281828B1 (ko) 팁 시닝을 구비한 터빈 동익
US8205458B2 (en) Duplex turbine nozzle
JP4713423B2 (ja) 斜め先端孔タービンブレード
US7766616B2 (en) Turbine blade for a gas turbine, use of a turbine blade and method for cooling a turbine blade
JP4636657B2 (ja) 冷却先端動翼
US8684664B2 (en) Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
EP1288442B1 (en) Method for controlling coolant flow in airfoil and airfoil incorporating a flow control structure
US8147196B2 (en) Turbine airfoil with a compliant outer wall
US8168912B1 (en) Electrode for shaped film cooling hole
CN101852098B (zh) 具有隔热体的涡轮叶片组件
CN101191424A (zh) 涡轮机叶片及涡轮机叶片冷却系统及方法
US6887039B2 (en) Stationary blade in gas turbine and gas turbine comprising the same
US8210797B2 (en) Gas turbine with a stator blade
US9719362B2 (en) Turbine nozzles and methods of manufacturing the same
JP2001050004A (ja) 先端を断熱した翼形部
KR20030030849A (ko) 증대된 열 전달을 갖는 터빈 에어포일
JP2007192213A (ja) タービンエアフォイルおよびタービンエアフォイルアッセンブリを冷却する方法
JP2011163344A (ja) ヒートシールド
JP2021050688A (ja) タービン翼
US7165940B2 (en) Method and apparatus for cooling gas turbine rotor blades
EP3192971B1 (en) Gas turbine blade with platform cooling and method
US10370982B2 (en) Double shelf squealer tip with impingement cooling of serpentine cooled turbine blades
JPS59160009A (ja) ガスタ−ビンの静翼
JP2019173694A (ja) タービン動翼、及びガスタービン

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20160527

Year of fee payment: 4

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20170530

Year of fee payment: 5

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20180618

Year of fee payment: 6

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20190618

Year of fee payment: 7