KR101303831B1 - Turbine blade - Google Patents

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Abstract

터빈 블레이드가 개시된다. 유체의 운동에너지를 기계적 에너지로 전환시키는 날개를 포함하는 터빈 블레이드로서, 날개의 표면에 공기막이 형성되도록 날개의 표면에는 공기가 배출되는 냉각홀이 형성되고, 열응력의 집중을 방지하도록 냉각홀의 모서리 중 적어도 일부분이 절개된 절개부가 형성된 것을 특징으로 하는 터빈 블레이드는, 냉각홀의 모서리에서 발생하는 열응력을 완화시킴으로써, 냉각홀의 균열을 방지하여 터빈 블레이드의 수명 및 안정성을 향상시킬 수 있다.A turbine blade is disclosed. A turbine blade including a blade for converting the kinetic energy of the fluid into mechanical energy, the cooling blade is formed on the surface of the wing to discharge the air to form an air film on the surface of the blade, the edge of the cooling hole to prevent the concentration of thermal stress Turbine blades characterized in that at least a portion of the cut portion is formed, by reducing the thermal stress generated at the edge of the cooling hole, it is possible to prevent the cracking of the cooling hole to improve the life and stability of the turbine blade.

Description

터빈 블레이드{Turbine blade}Turbine blade

본 발명은 터빈 블레이드에 관한 것이다.
The present invention relates to a turbine blade.

일반적으로, 가스터빈에는 고온 고압의 가스가 방출될 때의 압력을 이용하여 터빈을 회전시키도록 다수의 터빈 블레이드가 결합된다.Generally, a plurality of turbine blades are coupled to a gas turbine so as to rotate the turbine using the pressure when the gas at a high temperature and high pressure is released.

그리고, 고온의 환경에서 사용되는 터빈 블레이드의 냉각을 위하여, 블레이드의 내부에는 공기를 통과시키고 내부를 통과한 공기는 냉각홀을 통하여 배출하여 표면에 공기막을 형성시킨다.In addition, in order to cool the turbine blade used in a high temperature environment, air passes through the inside of the blade, and air passing through the inside is discharged through the cooling hole to form an air film on the surface.

그런데, 터빈 블레이드를 지속적으로 사용하면 냉각홀의 일부에는 심각한 축방향 균열이 발생함으로써, 재생정비가 불가능하여 블레이드를 폐기처분하는 문제가 발생하고 있다. 또한, 냉각홀에서 발생된 균열이 진전되면 블레이드의 파손 등의 대형사고를 일으킬 우려도 있다.
However, continuous use of the turbine blades causes severe axial cracking in some of the cooling holes, which makes it impossible to rebuild and cause disposal of the blades. In addition, when the crack generated in the cooling hole is advanced, there is a fear of causing a large accident such as damage to the blade.

본 발명은 냉각홀의 균열을 방지함으로써, 수명 및 안정성이 향상된 터빈 블레이드를 제공하는 것이다.
The present invention is to provide a turbine blade with improved life and stability by preventing cracks in the cooling holes.

본 발명의 일 측면에 따르면, 유체의 운동에너지를 기계적 에너지로 전환시키는 날개를 포함하는 터빈 블레이드로서, 상기 날개의 표면에 공기막이 형성되도록 상기 날개의 표면에는 공기가 배출되는 냉각홀이 형성되고, 열응력의 집중을 방지하도록 상기 냉각홀의 모서리 중 적어도 일부분이 절개된 절개부가 형성된 것을 특징으로 하는 터빈 블레이드가 제공된다.According to an aspect of the present invention, a turbine blade including a blade for converting the kinetic energy of the fluid into mechanical energy, the cooling hole is formed on the surface of the blade is discharged air to form an air film on the surface of the blade, Turbine blades are provided, characterized in that the incision is formed by cutting at least a portion of the edge of the cooling hole to prevent the concentration of thermal stress.

상기 냉각홀은 상기 날개의 표면에 대하여 경사지게 배치되어, 상기 냉각홀의 내경과 상기 날개의 표면이 예각을 이루는 모서리를 형성하고, 상기 절개부는 상기 예각이 되는 모서리를 절개하여 형성될 수 있다.The cooling hole may be disposed to be inclined with respect to the surface of the blade, and may form an edge where the inner diameter of the cooling hole and the surface of the blade form an acute angle, and the cutout may be formed by cutting a corner of the acute angle.

상기 날개는, 일면에 오목한 압력면이 형성되고 타면에 볼록한 흡입면이 형성되는 익형(airfoil) 구조로 형성될 수 있다.The wing may be formed in an airfoil structure in which a concave pressure surface is formed on one surface and a convex suction surface is formed on the other surface.

상기 냉각홀 및 상기 절개부는, 상기 흡입면에 형성될 수 있다.The cooling hole and the cutout may be formed on the suction surface.

상기 날개에는, 상기 날개의 내부를 횡단하고 상기 냉각홀에 공기를 공급하는 냉각유로가 형성될 수 있다.
The wing may have a cooling passage that traverses the inside of the wing and supplies air to the cooling hole.

본 발명에 따르면, 블레이드 냉각홀의 모서리에서 발생하는 열응력을 완화시킴으로써, 냉각홀의 균열을 방지하여 터빈 블레이드의 수명 및 안정성을 향상시킬 수 있다.
According to the present invention, by mitigating the thermal stress generated at the edge of the blade cooling hole, it is possible to prevent cracking of the cooling hole to improve the life and stability of the turbine blades.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드를 나타낸 사시도.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드의 내부구조를 나타낸 단면도.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드에서 공기의 흐름을 나타낸 개념도.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드에서 날개의 단면을 나타낸 단면도.
도 5 및 도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드의 절개부를 설명하는 도면.
도 7 내지 도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드의 열응력 시뮬레이션 결과를 설명하는 도면.1 is a perspective view showing a turbine blade according to an embodiment of the present invention.
Figure 2 is a cross-sectional view showing the internal structure of the turbine blade according to an embodiment of the present invention.
3 is a conceptual diagram showing the flow of air in the turbine blade according to an embodiment of the present invention.
Figure 4 is a cross-sectional view showing a cross section of the blade in the turbine blade according to an embodiment of the present invention.
5 and 6 illustrate a cutout of a turbine blade according to an embodiment of the invention.
7 to 9 are diagrams illustrating the thermal stress simulation results of the turbine blade according to an embodiment of the present invention.

이하에서 본 발명의 실시예를 첨부도면을 참조하여 상세하게 설명한다. Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드를 나타낸 사시도이고, 도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드의 내부구조를 나타낸 단면도이고, 도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드에서 공기의 흐름을 나타낸 개념도이다.1 is a perspective view showing a turbine blade according to an embodiment of the present invention, Figure 2 is a cross-sectional view showing the internal structure of the turbine blade according to an embodiment of the present invention, Figure 3 according to an embodiment of the present invention Conceptual diagram showing the flow of air in a turbine blade.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드는 유체의 운동에너지를 기계적 에너지로 전환시키는 날개(10)를 포함하고, 날개(10)에는 공기막을 형성하는 냉각홀(12) 및 열응력 집중을 방지하는 절개부(14)가 형성된 것을 특징으로 한다.Turbine blade according to an embodiment of the present invention includes a blade 10 for converting the kinetic energy of the fluid into mechanical energy, the wing 10 to prevent the cooling holes 12 and the thermal stress concentration to form an air film Incision 14 is characterized in that formed.

날개(10)부는 유체의 운동에너지를 기계적 에너지로 전환시키는 부분이다. The wing 10 is a portion that converts the kinetic energy of the fluid into mechanical energy.

구체적으로, 본 실시예의 날개(10)부는 고온 고압의 가스 또는 증기를 받아서 충동력 및 반동력에 의하여 터빈을 회전시킬 수 있다.Specifically, the wing 10 of the present embodiment may receive a gas or steam of high temperature and high pressure to rotate the turbine by the impulse force and the reaction force.

도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드에서 날개(10)의 단면을 나타낸 단면도이다.4 is a cross-sectional view showing a cross section of the blade 10 in the turbine blade according to an embodiment of the present invention.

도 4에 나타난 바와 같이, 본 실시예의 날개(10)는 유체의 운동에너지를 효율적으로 이용할 수 있도록, 일면에 오목한 압력(pressure)면(10b)이 형성되고 타면에 볼록한 흡입(suction)면(10a)이 형성되는 익형(airfoil) 구조로 형성될 수 있다.As shown in FIG. 4, the wing 10 of this embodiment has a concave pressure surface 10b formed on one surface thereof and a convex suction surface 10a formed on the other surface so as to efficiently use the kinetic energy of the fluid. ) May be formed in an airfoil structure.

또한, 도 2 및 도 3에 나타난 바와 같이, 날개(10)의 내부를 횡단하고 후술할 냉각홀(12)에 공기를 공급하는 냉각유로(13)가 날개(10)의 내부에 형성될 수 있다. 이에 따라, 날개(10)의 내부에 가스 보다 낮은 온도의 냉각공기를 주입하여 냉각공기가 날개(10)와 열교환시키면 터빈 블레이드의 전체적인 온도를 낮출 수 있다.
2 and 3, a cooling passage 13 that traverses the inside of the blade 10 and supplies air to the cooling hole 12 to be described later may be formed in the blade 10. . Accordingly, when the cooling air at a lower temperature than the gas is injected into the blade 10 and the cooling air exchanges with the blade 10, the overall temperature of the turbine blade can be lowered.

냉각홀(12)은 터빈의 가동 시에 날개(10)의 표면에 공기를 배출하여 공기막을 형성시키는 부분이다. 이에 따라, 공기막이 고온의 가스로부터 날개(10)의 표면을 보호하여 터빈 블레이드의 수명을 연장시킬 수 있다.The cooling hole 12 is a portion for discharging air to the surface of the blade 10 when the turbine is operating to form an air film. Accordingly, the air film can protect the surface of the blade 10 from the hot gas to extend the life of the turbine blade.

도 2 및 도 3에 나타난 바와 같이, 본 실시예에서 냉각홀(12)은 익형의 날개(10) 각 부분에 고르게 형성될 수 있다. 구체적으로, 익형 날개(10)의 리딩엣지(leading edge), 트레일링엣지(trailing edge), 흡입면, 압력면 등에 형성될 수 있다.
As shown in Figure 2 and 3, the cooling hole 12 in this embodiment may be formed evenly on each portion of the blade 10 of the airfoil. Specifically, it may be formed on a leading edge, trailing edge, suction surface, pressure surface of the airfoil 10.

그런데, 날개(10)에 냉각홀(12)이 형성된 터빈 블레이드에서는 냉각홀(12)의 일부에서 축방향 균열이 발생되는 문제가 있다. 이러한 균열의 원인을 분석한 결과, 터빈 블레이드에 온도 변화가 발생될 때 취약 부위로 열응력이 집중되기 때문인 것으로 분석되었다. 즉, 다른 부분보다 열용량이 작은 냉각홀(12)의 모서리 부분이 다른 부분보다 급격히 냉각되고 수축됨을 됨으로써, 반복적으로 인장응력이 발생하고 이로 인한 피로 균열이 발생한다.
However, in the turbine blade in which the cooling holes 12 are formed in the blade 10, there is a problem that axial cracking occurs in a portion of the cooling holes 12. As a result of analyzing the cause of the crack, it was analyzed that the thermal stress is concentrated in the weak spot when the temperature change occurs in the turbine blade. That is, since the corner portion of the cooling hole 12 having a smaller heat capacity than the other portion is rapidly cooled and contracted than the other portion, tensile stress is repeatedly generated and fatigue cracks are generated thereby.

절개부(14)는 냉각홀(12)의 모서리에 열응력의 집중을 방지하는 부분이다. 냉각홀(12) 모서리의 열응력 집중을 방지하기 위하여, 냉각홀(12)의 모서리 중 적어도 일부분이 절개하여 주변부와의 모서리와 주변부의 열용량의 차이를 감소시킨다.The cutout 14 is a portion that prevents concentration of thermal stress at the edge of the cooling hole 12. In order to prevent thermal stress concentration at the corners of the cooling holes 12, at least a portion of the corners of the cooling holes 12 are cut to reduce the difference between the edges of the cooling holes 12 and the heat capacity of the peripheral parts.

도 5 및 도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드의 절개부를 설명하는 도면이다.5 and 6 are views illustrating the cutout of the turbine blade according to an embodiment of the present invention.

도 5에 나타난 바와 같이, 본 실시예의 냉각홀(12)은 공기막 형성이 용이하도록 날개(10)의 표면에 대하여 경사지게 배치된다. 이에 따라, 냉각홀(12)의 내경과 날개(10)의 표면이 예각을 이루는 모서리가 형성된다. 즉, 90도 이하의 뾰족한 모서리가 형성된다.As shown in FIG. 5, the cooling holes 12 of the present embodiment are disposed to be inclined with respect to the surface of the wing 10 to facilitate the formation of an air film. As a result, an edge at which the inner diameter of the cooling hole 12 and the surface of the wing 10 form an acute angle is formed. That is, the sharp edge of 90 degrees or less is formed.

예각 형태의 모서리는 작은 부피로 인하여 주변의 다른 부분에 비하여 열용량이 특히 작아서 열응력이 집중된다. 이에 따라, 본 실시예에서는 예각이 되는 모서리를 절개하여 절개부(14)를 형성하여 열응력 집중을 완화시킨다. 따라서, 절개부(14)는 냉각홀(12)의 균열을 방지하여 터빈 블레이드의 수명 및 안정성을 향상시킬 수 있다.Due to the small volume, the acute corners have a particularly low heat capacity compared to other parts of the surroundings, so that the thermal stress is concentrated. Accordingly, in the present embodiment, the acute angle is cut to form the cutout 14 to reduce the thermal stress concentration. Therefore, the cutout 14 may prevent cracking of the cooling hole 12 to improve life and stability of the turbine blade.

특히, 열응력에 의한 균열이 자주 발생하는 익형 날개(10)의 흡입면(10a)에 형성된 냉각홀(12)에 대하여, 절개부(14)는 효과적으로 균열을 방지할 수 있다.In particular, with respect to the cooling hole 12 formed in the suction surface 10a of the airfoil 10, in which cracking due to thermal stress occurs frequently, the cutout portion 14 can effectively prevent cracking.

도 5 및 도 6에 나타난 바와 같이, 본 실시예에서는 직경이 0.6mm인 냉각홀(12)의 예각 모서리에 대하여 반원형태로 0.5mm(최대)를 절개하여 절개부(14)를 형성한다.5 and 6, in the present embodiment, the cutout portion 14 is formed by cutting 0.5 mm (maximum) in a semicircle shape with respect to an acute corner of the cooling hole 12 having a diameter of 0.6 mm.

한편, 본 실시예에서는 모서리 중 예각이 이루는 부분만을 선택적으로 절개하여 절개부(14)를 형성하거나, 모서리를 전체적으로 절개하여 절개부(14)를 형성할 수도 있다.
Meanwhile, in the present exemplary embodiment, only a portion of the corner formed by the acute angle may be selectively cut to form the cutout 14, or the cutout 14 may be formed by cutting the entire edge.

다음으로, 절개부(14)의 열응력 완화효과를 시뮬레이션 결과를 통해서 입증한다.Next, the thermal stress relaxation effect of the incision 14 is demonstrated through simulation results.

도 7 내지 도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드의 열응력 시뮬레이션 결과를 설명하는 도면이다.7 to 9 are views for explaining the thermal stress simulation results of the turbine blade according to an embodiment of the present invention.

도 7은 절개부(14)가 형성되지 않았을 때 냉각홀(직경 0.6mm) 모서리에 열응력을 나타낸 결과로서, 연소기 소화 후 0.5초 후에 39.3MPa의 최대응력이 발생하였다(연소 시의 가스온도 1280℃, 연소기 소화 후 공기온도 450℃).7 is a result of thermal stress in the corner of the cooling hole (diameter 0.6mm) when the cutout 14 is not formed, the maximum stress of 39.3MPa occurred after 0.5 seconds after the combustion of the combustor (gas temperature 1280 at combustion) ℃, after the combustion of the combustor air temperature 450 ℃).

도 8은 동일한 온도조건에서 냉각홀(12)의 모서리를 0.3mm(최대)를 절개한 절개부(14)가 형성될 때 열응력을 나타낸 결과이고, 도 9는 동일한 온도조건에서 냉각홀(12)의 모서리를 0.6mm(최대)를 절개한 절개부(14)가 형성될 때 열응력을 나타낸 결과이다.FIG. 8 shows thermal stress when the incision 14 having 0.3 mm (maximum) cut off the edge of the cooling hole 12 is formed under the same temperature condition, and FIG. 9 shows the cooling hole 12 under the same temperature condition. This is the result of the thermal stress when the incision 14 is formed by cutting the edge of 0.6mm (maximum).

시뮬레이션 결과를 살펴보면, 냉각홀(12)의 모서리를 각각 0.3mm 및 0.6mm로 절개할 때 최대응력은 각각 19.7MPa 및 16.2MPa로서, 냉각홀(12)에 절개부(14)를 형성하여 열응력이 현저하게 감소시킬 수 있음을 확인할 수 있다.
Looking at the simulation results, when cutting the edge of the cooling hole 12 to 0.3mm and 0.6mm, respectively, the maximum stress is 19.7MPa and 16.2MPa, respectively, forming a cutout 14 in the cooling hole 12 to the thermal stress It can be seen that this can be significantly reduced.

상기에서는 본 발명의 실시예를 참조하여 설명하였지만, 해당 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 하기의 특허 청구의 범위에 기재된 본 발명의 사상 및 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있음을 이해할 수 있을 것이다.It will be apparent to those skilled in the art that various modifications and variations can be made in the present invention without departing from the spirit or scope of the invention as defined in the following claims And changes may be made without departing from the spirit and scope of the invention.

전술한 실시예 외의 많은 실시예들이 본 발명의 특허청구범위 내에 존재한다.
Many embodiments other than the above-described embodiments are within the scope of the claims of the present invention.

10: 날개
12: 냉각홀
13: 냉각유로
14: 절개부10: wings
12: cooling hole
13: cooling flow path
14: incision

Claims (5)

유체의 운동에너지를 기계적 에너지로 전환시키는 날개(10)를 포함하는 터빈 블레이드로서,
상기 날개(10)의 표면에 공기막이 형성되도록, 상기 날개(10)의 표면에는 공기가 배출되는 냉각홀(12)이 형성되고,
열응력의 집중을 방지하도록, 상기 냉각홀(12)의 모서리 중 적어도 일부분이 절개된 절개부(14)가 형성되되,
상기 절개부(14)는 상기 냉각홀(12)이 상기 날개(10)의 표면에 대하여 경사지게 배치되어, 상기 냉각홀(12)의 내경과 상기 날개(10)의 표면이 예각을 이루도록 형성된 일측 모서리를 반원형태로 절개하여 형성되며,
상기 날개(10)는, 일면에 오목한 압력면(10b)이 형성되고 타면에 볼록한 흡입면(10a)이 형성되는 익형(airfoil) 구조로 형성되고, 상기 냉각홀(12) 및 상기 절개부(14)는, 상기 흡입면(10a)에 형성되되,
상기 절개부(14)는 직경이 0.6mm인 상기 냉각홀(12)의 예각 모서리에 대하여 0.3 ~ 0.6mm의 폭으로 절개하여 형성된 것을 특징으로 하는 터빈 블레이드.
A turbine blade comprising a blade 10 for converting kinetic energy of a fluid into mechanical energy,
Cooling holes 12 through which air is discharged are formed in the surface of the wing 10 so that an air film is formed on the surface of the wing 10.
In order to prevent the concentration of thermal stress, at least a part of the incision 14 of the cutting edge of the cooling hole 12 is formed,
The cutout 14 has one side edge formed such that the cooling hole 12 is inclined with respect to the surface of the blade 10 so that the inner diameter of the cooling hole 12 and the surface of the blade 10 form an acute angle. Is formed by cutting in a semicircular shape,
The wing 10 is formed in an airfoil structure in which a concave pressure surface 10b is formed on one surface and a convex suction surface 10a is formed on the other surface, and the cooling hole 12 and the cutout portion 14 are formed. ) Is formed on the suction surface (10a),
The cutout portion 14 is a turbine blade, characterized in that formed by cutting in a width of 0.3 ~ 0.6mm with respect to the acute corner of the cooling hole (12) having a diameter of 0.6mm.
삭제delete 삭제delete 삭제delete 제1항에 있어서,
상기 날개(10)에는,
상기 날개(10)의 내부를 횡단하고 상기 냉각홀(12)에 공기를 공급하는 냉각유로(13)가 형성된 것을 특징으로 하는 터빈 블레이드.
The method of claim 1,
In the wing 10,
Turbine blades characterized in that the cooling passage (13) is formed to traverse the interior of the blade (10) and supply air to the cooling hole (12).
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