KR101328844B1

KR101328844B1 - 터빈용 날개

Info

Publication number: KR101328844B1
Application number: KR1020107028198A
Authority: KR
Inventors: 사토시 하다; 도모코 하시모토; 마사노리 유리; 마사미츠 구와바라
Original assignee: 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤
Priority date: 2008-11-07
Filing date: 2008-11-07
Publication date: 2013-11-13
Also published as: EP2351909A4; KR20110006729A; US8596976B2; US20110103971A1; EP2351909B1; CN102099550A; EP2351909A1; WO2010052784A1

Abstract

냉각 공기 (냉각 매체) 량을 저감시킬 수 있고, 또한, 필름 냉각 구멍으로부터 온도가 낮은 냉각 공기가 분출되는 것을 방지한다. 날개 본체 (11) 의 복면측에 위치하는 내주면 (17) 을 인핀지 냉각시킨 냉각 매체의 일부가, 상기 날개 본체 (11) 의 배면측에 위치하는 내주면 (17) 을 추가로 인핀지 냉각시킨 후, 상기 날개 본체 (11) 의 배면측에 위치하는 필름 냉각 구멍 (13) 으로부터 분출되도록 구성되어 있다.

Description

터빈용 날개{TURBINE BLADE}

본 발명은, 가스 터빈에 관한 것으로, 보다 상세하게는, 가스 터빈의 터빈용 날개 (동익·정익) 에 관한 것이다.

가스 터빈의 터빈부에 있어서의 터빈용 날개 (예를 들어, 제 2 단 정익) 로는, 예를 들어 특허문헌 1 에 개시된 것이 알려져 있다.

일본 공개특허공보 평3-253701호

그러나, 상기 특허문헌 1 에 개시된 터빈용 날개에서는, 날개 본체의 내벽면 (내주면) 을 효율적으로 냉각시키기 위해, 인핀지먼트 구멍이 날개 본체의 내벽면에 가능한 한 가까운 위치에 오도록 인서트의 벽면을 배치해야 한다. 그 때문에, 인서트의 유로 단면적이 필연적으로 커지고, 냉각 공기량이 많아져, 가스 터빈의 성능이 저하된다는 등의 문제점이 있었다.

또, 인서트의 내부에 도입된 냉각 공기는, 인서트에 형성된 복수 개의 인핀지먼트 구멍을 통과하여 날개 본체의 내벽을 인핀지먼트 냉각시킨 후, 날개 본체에 형성된 복수 개의 필름 냉각 구멍으로부터 분출되도록 되어 있다. 즉, 인서트의 내부에 도입된 냉각 공기는 모두 인핀지먼트 냉각을 1 회만 실시하여 필름 냉각 구멍으로부터 날개 본체의 외부에 유출하게 되어 있다. 그 때문에, 온도가 낮은 냉각 공기가 필름 냉각 구멍으로부터 분출되고, 가스 터빈의 가스 온도를 낮춰 가스 터빈의 열 효율을 저하시킬 우려도 있었다.

본 발명은, 상기 사정을 감안하여 이루어진 것으로, 냉각 공기 (냉각 매체) 량을 저감시킬 수 있고, 또한, 필름 냉각 구멍으로부터 온도가 낮은 냉각 공기가 분출되는 것을 방지할 수 있는 터빈용 날개를 제공하는 것을 목적으로 한다.

본 발명은, 상기 과제를 해결하기 위해, 이하의 수단을 채용하였다.

본 발명에 관련된 터빈용 날개는, 복수 개의 필름 냉각 구멍이 형성되고, 또한, 입설 (立設) 방향 축선에 대해 대략 직교하는 단면에 있어서의 전연 (前緣) 과 후연 (後緣) 을 연결하는 중심선에 대해 대략 직교하여 형성된 적어도 1 개의 판상 리브에 의해, 내부에 적어도 2 개의 캐비티가 형성된 날개 본체와, 상기 각 캐비티 내에, 자체의 외주면과 상기 날개 본체의 내주면 사이에 냉각 공간을 형성하도록 배치되고, 또한, 복수 개의 인핀지먼트 냉각 구멍이 형성된 중공의 인서트를 구비한 터빈용 날개로서, 상기 날개 본체의 복면측에 위치하는 내주면을 인핀지 냉각시킨 냉각 매체의 일부가, 상기 날개 본체의 배면측에 위치하는 내주면을 추가로 인핀지 냉각시킨 후, 상기 날개 본체의 배면측에 위치하는 필름 냉각 구멍으로부터 분출되도록 구성되어 있다.

본 발명에 관련된 터빈용 날개에 의하면, 캐비티 내에 있어서의 인서트의 유로 단면적이 저감되므로, 전체의 냉각 공기량 (냉각 공기의 소비량) 을 저감시킬 수 있다.

또, 인서트의 내부에 도입된 냉각 공기의 일부가, 인서트의 내부에 도입되어, 날개 본체의 배면측의 내벽면을 인핀지먼트 냉각시킴과 함께, 날개 본체의 배면측의 외벽면 (외주면) 을 필름 냉각시키는 데에 이용된다.

이로써, 인서트의 내부에 도입되는 냉각 공기량을 저감시키거나, 혹은 극소량으로 할 수 있고, 전체의 냉각 공기량을 더욱 (종래보다 10 % 정도) 저감시킬 수 있음과 함께, 온도가 낮은 냉각 공기가 필름 냉각 구멍으로부터 분출되는 것을 방지할 수 있다.

본 발명에 관련된 터빈용 날개는, 복수 개의 필름 냉각 구멍이 형성되고, 또한, 입설 방향 축선에 대해 대략 직교하는 단면에 있어서의 전연과 후연을 연결하는 중심선에 대해 대략 직교하여 형성된 적어도 1 개의 판상 리브에 의해, 내부에 적어도 2 개의 캐비티가 형성된 날개 본체와, 상기 각 캐비티 내에, 자체의 외주면과 상기 날개 본체의 내주면 사이에 냉각 공간을 형성하도록 배치되고, 또한, 복수 개의 인핀지먼트 냉각 구멍이 형성된 중공의 인서트를 구비한 터빈용 날개로서, 상기 인서트가, 상기 캐비티의 복면측 및 배면측에 각각 1 개씩 배치되어 있고, 복면측에 배치된 인서트의 인핀지먼트 냉각 구멍으로부터 상기 날개 본체의 복면측에 위치하는 내주면을 향해 분출된 냉각 매체의 일부가, 상기 냉각 공간을 통과하여 배면측에 배치된 인서트의 내부에 일단 도입된 후, 배면측에 배치된 인서트의 인핀지먼트 냉각 구멍으로부터 상기 날개 본체의 배면측에 위치하는 내주면을 향해 분출되도록 구성되어 있다.

본 발명에 관련된 터빈용 날개에 의하면, 예를 들어 도 2 에 나타내는 바와 같이, 캐비티 내에 있어서의 인서트의 유로 단면적이 저감되므로, 전체의 냉각 공기량 (냉각 공기의 소비량) 을 저감시킬 수 있다.

본 발명에 관련된 터빈용 날개는, 복수 개의 필름 냉각 구멍이 형성되고, 또한, 입설 방향 축선에 대해 대략 직교하는 단면에 있어서의 전연과 후연을 연결하는 중심선에 대해 대략 직교하여 형성된 적어도 1 개의 판상 리브에 의해, 내부에 적어도 2 개의 캐비티가 형성된 날개 본체와, 상기 각 캐비티 내에, 자체의 외주면과 상기 날개 본체의 내주면 사이에 냉각 공간을 형성하도록 배치되고, 또한, 복수 개의 인핀지먼트 냉각 구멍이 형성된 중공의 인서트를 구비한 터빈용 날개로서, 상기 캐비티의 배면측에, 상기 캐비티의 배면측에 위치하는 외주면과 상기 날개 본체의 배면측에 위치하는 내주면 사이에 형성된 냉각 공간을, 상기 캐비티의 배면측에 위치하는 외주면 및 상기 날개 본체의 배면측에 위치하는 내주면을 따라 2 등분함과 함께, 복수 개의 인핀지먼트 냉각 구멍이 형성된 인핀지먼트판이 형성되어 있다.

본 발명에 관련된 터빈용 날개에 의하면, 예를 들어 도 3 에 나타내는 바와 같이, 캐비티 내에 있어서의 인서트의 유로 단면적이 저감되므로, 전체의 냉각 공기량 (냉각 공기의 소비량) 을 저감시킬 수 있다.

또, 인서트의 내부에 도입된 냉각 공기의 일부가, 인핀지먼트판에 형성된 인핀지먼트 냉각 구멍으로부터 냉각 공간 내에 분출되고, 날개 본체의 배면측의 내벽면을 인핀지먼트 냉각시킴과 함께, 날개 본체의 배면측의 외벽면 (외주면) 을 필름 냉각시키는 데에 이용되므로, 온도가 낮은 냉각 공기가 필름 냉각 구멍으로부터 분출되는 것을 방지할 수 있다.

본 발명에 관련된 가스 터빈은, 전체의 냉각 공기량을 저감시킬 수 있음과 함께, 온도가 낮은 냉각 공기가 필름 냉각 구멍으로부터 분출되는 것을 방지할 수 있는 터빈용 날개를 구비하고 있다.

본 발명에 관련된 가스 터빈에 의하면, 전체의 냉각 공기량이 저감되므로, 가스 터빈의 성능을 향상시킬 수 있음과 함께, 필름 냉각 구멍으로부터의 온도가 낮은 냉각 공기의 분출이 방지되므로, 가스 터빈의 열 효율을 향상시킬 수 있다.

본 발명에 의하면, 냉각 공기 (냉각 매체) 량을 저감시킬 수 있고, 또한, 필름 냉각 구멍으로부터 온도가 낮은 냉각 공기가 분출되는 것을 방지할 수 있다는 효과를 발휘한다.

도 1 은 본 발명에 관련된 터빈용 날개를 구비한 가스 터빈을 나타내는 도면으로서, 차실 (車室) 상반부를 떼어낸 상태를 나타내는 개략 사시도이다.
도 2 는 본 발명의 일 실시형태에 관련된 터빈용 날개의 대략 중앙부를, 그 입설 방향 축선에 대해 대략 직교하는 면에서 자른 주요부 단면도이다.
도 3 은 본 발명의 다른 실시형태에 관련된 터빈용 날개의 대략 중앙부를, 그 입설 방향 축선에 대해 대략 직교하는 면에서 자른 주요부 단면도이다.

발명을 실시하기 위한 최선의 형태

이하, 본 발명에 관련된 터빈용 날개의 일 실시형태에 대해, 도 1 및 도 2 를 참조하면서 설명한다.

도 1 은 본 발명에 관련된 터빈용 날개 (10) 를 구비한 가스 터빈 (1) 을 나타내는 도면으로서, 차실 상반부를 떼어낸 상태를 나타내는 개략 사시도, 도 2 는 본 실시형태에 관련된 터빈용 날개 (10) 의 대략 중앙부를, 그 입설 방향 축선에 대해 대략 직교하는 면에서 자른 주요부 단면도이다.

도 1 에 나타내는 바와 같이, 가스 터빈 (1) 은, 연소용 공기를 압축하는 압축부 (2) 와, 이 압축부 (2) 로부터 보내져 온 고압 공기 중에 연료를 분사하여 연소시키고, 고온 연소 가스를 발생시키는 연소부 (3) 와, 이 연소부 (3) 의 하류측에 위치하고, 연소부 (3) 를 나온 연소 가스에 의해 구동되는 터빈부 (4) 를 주된 요소로 하는 것이다.

도 2 에 나타내는 바와 같이, 본 실시형태에 관련된 터빈용 날개 (10) 는, 예를 들어 터빈부 (4) 에 있어서의 제 2 단 정익에 적용될 수 있는 것이고, 날개 본체 (11) 와, 복수 개의 인서트 (12a, 12b, 12c, …) 를 구비하고 있다.

날개 본체 (11) 에는, 복수 개의 필름 냉각 구멍 (13) 과, 날개 본체 (11) 의 입설 방향 축선에 대해 대략 직교하는 단면에 있어서의 전연 (L.E.) 과 후연 (도시 생략) 을 연결하는 중심선 (도시 생략) 에 대해 대략 직교하여 형성되고, 날개 본체 (11) 의 내부를 복수 개의 캐비티 (C1, C2, …) 로 구획하는 판상 리브 (14) 와, 가장 후연측에 위치하는 캐비티 내의 냉각 공기 (냉각 매체) 를 날개 본체 (11) 의 외부에 유도함과 함께 복수의 핀휜 (pin-fin) (도시 생략) 을 갖는 공기 구멍 (도시 생략) 이 형성되어 있다.

인서트 (12a, 12b, 12c) 는 각각 복수 개의 인핀지먼트 냉각 구멍 (15) 이 형성된 중공상의 것이고, 가장 전연측에 위치하는 캐비티 (C1) 내에는 2 개의 인서트 (12a, 12b) 가 형성되어 있고, 그 밖의 캐비티 (C2) 내에는 각각 1 개의 인서트 (12c) 가 형성되어 있다.

인서트 (12a) 는 캐비티 (C1) 내의 복면측에 배치되고, 인서트 (12b) 는 캐비티 (C1) 내의 배면측에 배치되어 있고, 인서트 (12a, 12b) 의 외주면 (16) 과 날개 본체 (11) 의 내벽면 (내주면) (17) 사이, 인서트 (12a, 12b) 의 외주면 (16) 과 리브 (14) 의 벽면 (18) 사이, 및 인서트 (12a) 의 외주면 (16) 과 인서트 (12b) 의 외주면 (16) 사이에는 각각 냉각 공간, 즉, 냉각 공기의 통로가 형성되어 있다.

한편, 그 밖의 캐비티 (C2) 내에 배치된 인서트 (12c) 의 외주면 (16) 과 날개 본체 (11) 의 내벽면 (17) 사이, 및 인서트 (12c) 의 외주면 (16) 과 리브 (14) 의 벽면 (18) 사이에도 각각 냉각 공간, 즉, 냉각 공기의 통로가 형성되어 있다.

이와 같이 구성된 터빈용 날개 (10) 에서는, 냉각 공기가 도시하지 않은 수단에 의해 인서트 (12a, 12b, 12c) 의 내부에 도입되고, 복수 개의 인핀지먼트 냉각 구멍 (15) 을 통과하여 냉각 공간 내에 분출되고, 날개 본체 (11) 의 내벽면 (17) 이 인핀지먼트 냉각되게 되어 있다.

또, 날개 본체 (11) 의 내벽면 (17) 을 인핀지먼트 냉각시킨 냉각 공기는, 날개 본체 (11) 의 복수 개의 필름 냉각 구멍 (13) 으로부터 분출되고, 날개 본체 (11) 의 둘레에 냉각 공기에 의한 필름층을 형성하고, 날개 본체 (11) 가 필름 냉각되게 되어 있다.

또한, 날개 본체 (11) 의 후연으로부터는, 공기 구멍 (도시 생략) 을 통과하여 냉각 공기가 분출되고, 이 때 핀휜 (도시 생략) 을 냉각시켜 날개 본체 (11) 의 후연 근방이 냉각되게 되어 있다.

또한, 본 실시형태에 관련된 터빈용 날개 (10) 에서는, 도 2 에 실선 화살표로 나타내는 바와 같이, 인서트 (12a) 의 내부에 도입되고, 날개 본체 (11) 의 복면측의 내벽면 (17) 을 향해 개구되는 인핀지먼트 냉각 구멍 (15) 으로부터 냉각 공간 내에 분출되어 날개 본체 (11) 의 복면측의 내벽면 (17) 을 인핀지먼트 냉각시킨 냉각 공기의 일부가, 인서트 (12a) 의 외주면 (16) 과 날개 본체 (11) 의 내벽면 (17) 사이에 형성된 냉각 공간을 통과하여 인서트 (12a) 의 외주면 (16) 과 인서트 (12b) 의 외주면 (16) 사이에 형성된 냉각 공간에 흘러들어가게 되어 있다. 그리고, 인서트 (12a) 의 외주면 (16) 과 인서트 (12b) 의 외주면 (16) 사이에 형성된 냉각 공간에 흘러든 냉각 공기는, 인서트 (12a) (보다 상세하게는, 인서트 (12a) 의 배면측에 위치하는 벽면) 를 향해 개구되는 인핀지먼트 냉각 구멍 (15) 으로부터 인서트 (12b) 의 내부에 유입되고, 도시하지 않은 수단에 의해 인서트 (12b) 의 내부에 도입된 냉각 공기와 함께, 날개 본체 (11) 의 배면측의 내벽면 (17) 을 향해 개구되는 인핀지먼트 냉각 구멍 (15) 으로부터 냉각 공간 내에 분출되어 날개 본체 (11) 의 배면측의 내벽면 (17) 을 인핀지먼트 냉각시킨 후, 필름 냉각 구멍 (13) 으로부터 분출되도록 되어 있다.

본 실시형태에 관련된 터빈용 날개 (10) 에 의하면, 캐비티 (C1) 내에 있어서의 인서트 (12a, 12b) 의 유로 단면적이 저감되므로, 전체의 냉각 공기량 (냉각 공기의 소비량) 을 저감시킬 수 있다.

또, 인서트 (12a) 의 내부에 도입된 냉각 공기의 일부가, 인서트 (12b) 의 내부에 도입되어, 날개 본체 (11) 의 배면측의 내벽면 (17) 을 인핀지먼트 냉각시킴과 함께, 날개 본체 (11) 의 배면측의 외벽면 (외주면) 을 필름 냉각시키는 데에 이용된다.

이로써, 인서트 (12b) 의 내부에 도입되는 냉각 공기량을 저감시키거나, 혹은 극소량으로 할 수 있고, 전체의 냉각 공기량을 더욱 (종래보다 10 % 정도) 저감시킬 수 있음과 함께, 온도가 낮은 냉각 공기가 필름 냉각 구멍 (13) 으로부터 분출되는 것을 방지할 수 있다.

또, 본 실시형태에 관련된 터빈용 날개 (10) 를 구비한 가스 터빈 (1) 에 의하면, 전체의 냉각 공기량이 저감되므로, 가스 터빈의 성능을 향상시킬 수 있음과 함께, 필름 냉각 구멍 (13) 으로부터의 온도가 낮은 냉각 공기의 분출이 방지되게 되므로, 가스 터빈의 열 효율을 향상시킬 수 있다.

본 발명에 관련된 터빈용 날개의 다른 실시형태에 대해, 도 3 을 참조하면서 설명한다.

도 3 은 본 실시형태에 관련된 터빈용 날개 (20) 의 대략 중앙부를, 그 입설 방향 축선에 대해 대략 직교하는 면에서 자른 주요부 단면도이다.

본 실시형태에 관련된 터빈용 날개 (20) 는, 인서트 (12a) 대신에 인서트 (21) 가 형성되고, 인서트 (12b) 대신에 인핀지먼트판 (22) 이 형성되어 있다는 점에서 전술한 제 1 실시형태의 것과 상이하다. 그 밖의 구성 요소에 대해서는 전술한 제 1 실시형태의 것과 동일하므로, 여기서는 그들 구성 요소에 대한 설명은 생략한다.

인서트 (21) 는, 복수 개의 인핀지먼트 냉각 구멍 (15) 이 형성된 중공상의 것이고, 인핀지먼트판 (22) 은, 복수 개의 인핀지먼트 냉각 구멍 (15) 이 형성된 판상인 것으로서, 이들 인서트 (21) 및 인핀지먼트판 (22) 은, 가장 전연측에 위치하는 캐비티 (C1) 내에 넣어져 (수용되어) 있다.

인핀지먼트판 (22) 은, 그 내벽면 (내주면) (23) 이 인서트 (21) 의 배면측에 위치하는 외벽면 (외주면) (24) 과 대향하고, 또한, 그 외벽면 (외주면) (25) 이 날개 본체 (11) 의 배면측에 위치하는 내벽면 (17) 과 대향하도록 배치되어 있다.

그리고, 인서트 (21) 의 외벽면 (24) 과 날개 본체 (11) 의 복면측에 위치하는 내벽면 (17) 사이, 인서트 (21) 의 외벽면 (24) 과 리브 (14) 의 벽면 (18) 사이, 인서트 (21) 의 외벽면 (24) 과 인핀지먼트판 (22) 의 내벽면 (23) 사이, 및 인핀지먼트판 (22) 의 외벽면 (25) 과 날개 본체 (11) 의 배면측에 위치하는 내주면 (17) 사이에는 각각 냉각 공간, 즉, 냉각 공기의 통로가 형성되어 있다.

이와 같이 구성된 터빈용 날개 (20) 에서는, 냉각 공기가 도시하지 않은 수단에 의해 인서트 (21, 12c) 의 내부에 도입되고, 복수 개의 인핀지먼트 냉각 구멍 (15) 을 통과하여 냉각 공간 내에 분출되고, 날개 본체 (11) 의 내벽면 (17) 이 인핀지먼트 냉각되게 되어 있다.

또한, 날개 본체 (11) 의 후연으로부터는, 공기 구멍 (도시 생략) 을 통과하여 냉각 공기가 분출되고, 이 때에 핀휜 (도시 생략) 을 냉각시켜 날개 본체 (11) 의 후연 근방이 냉각되게 되어 있다.

또한, 본 실시형태에 관련된 터빈용 날개 (20) 에서는, 도 3 에 실선 화살표로 나타내는 바와 같이, 인서트 (21) 의 내부에 도입되고, 날개 본체 (11) 의 복면측의 내벽면 (17) 을 향해 개구되는 인핀지먼트 냉각 구멍 (15) 으로부터 냉각 공간 내에 분출되어 날개 본체 (11) 의 복면측의 내벽면 (17) 을 인핀지먼트 냉각시킨 냉각 공기의 일부가, 인서트 (21) 의 외벽면 (24) 과 날개 본체 (11) 의 내벽면 (17) 사이에 형성된 냉각 공간, 및 인서트 (21) 의 외벽면 (24) 과 리브 (14) 의 벽면 (18) 사이에 형성된 냉각 공간을 통과하여 인서트 (21) 의 외벽면 (24) 과 인핀지먼트판 (22) 의 내벽면 (23) 사이에 형성된 냉각 공간에 흘러들어가게 되어 있다. 그리고, 인서트 (21) 의 외벽면 (24) 과 인핀지먼트판 (22) 의 내벽면 (23) 사이에 형성된 냉각 공간에 흘러든 냉각 공기는, 날개 본체 (11) 의 배면측의 내벽면 (17) 을 향해 개구되는 인핀지먼트 냉각 구멍 (15) 으로부터 냉각 공간 내에 분출되어 날개 본체 (11) 의 배면측의 내벽면 (17) 을 인핀지먼트 냉각시킨 후, 필름 냉각 구멍 (13) 으로부터 분출되도록 되어 있다.

본 실시형태에 관련된 터빈용 날개 (20) 에 의하면, 캐비티 (C1) 내에 있어서의 인서트 (21) 의 유로 단면적이 저감되므로, 전체의 냉각 공기량 (냉각 공기의 소비량) 을 저감시킬 수 있다.

또, 인서트 (21) 의 내부에 도입된 냉각 공기의 일부가, 인핀지먼트판 (22) 에 형성된 인핀지먼트 냉각 구멍 (15) 으로부터 냉각 공간 내에 분출되고, 날개 본체 (11) 의 배면측의 내벽면 (17) 을 인핀지먼트 냉각시킴과 함께, 날개 본체 (11) 의 배면측의 외벽면 (외주면) 을 필름 냉각시키는 데에 이용되므로, 온도가 낮은 냉각 공기가 필름 냉각 구멍 (13) 으로부터 분출되는 것을 방지할 수 있다.

또, 본 실시형태에 관련된 터빈용 날개 (20) 를 구비한 가스 터빈 (1) 에 의하면, 전체의 냉각 공기량이 저감되므로, 가스 터빈의 성능을 향상시킬 수 있음과 함께, 필름 냉각 구멍 (13) 으로부터의 온도가 낮은 냉각 공기의 분출이 방지되게 되므로, 가스 터빈의 열 효율을 향상시킬 수 있다.

또한, 본 발명은 제 2 단 정익에만 적용될 수 있는 것은 아니고, 그 밖의 단의 정익, 혹은 동익에도 적용할 수 있다.

또, 본 발명은 가장 전연측에 위치하는 캐비티 (C1) 내에만 적용될 수 있는 것은 아니고, 그 밖의 캐비티 (C2) 내에도 적용할 수 있다.

1 가스 터빈
10 터빈용 날개
11 날개 본체
12a 인서트
12b 인서트
12c 인서트
13 필름 냉각 구멍
14 리브
15 인핀지먼트 냉각 구멍
16 외벽면 (외주면)
17 내벽면 (내주면)
20 터빈용 날개
21 인서트
22 인핀지먼트판
24 외벽면 (외주면)
C1 캐비티
C2 캐비티
L.E. 전연

Claims

복수 개의 필름 냉각 구멍이 형성되고, 또한, 입설 방향 축선에 대해 직교하는 단면에 있어서의 전연과 후연을 연결하는 중심선에 대해 직교하여 형성된 적어도 1 개의 판상 리브에 의해, 내부에 적어도 2 개의 캐비티가 형성된 날개 본체와,
상기 각 캐비티 내에, 자체의 외주면과 상기 날개 본체의 내주면 사이에 냉각 공간을 형성하도록 배치되고, 또한, 복수 개의 인핀지먼트 냉각 구멍이 형성된 중공의 인서트를 구비한 터빈용 날개로서,
상기 복수 개의 인핀지먼트 냉각 구멍 중 하나의 인핀지먼트 냉각 구멍을 통과하여 상기 날개 본체의 복면측에 위치하는 내주면을 인핀지 냉각시킨 냉각 매체의 일부가, 상기 하나의 인핀지먼트 냉각 구멍 이외의 인핀지먼트 냉각 구멍을 통과하여 상기 날개 본체의 배면측에 위치하는 내주면을 추가로 인핀지 냉각시킨 후, 상기 날개 본체의 배면측에 위치하는 필름 냉각 구멍으로부터 분출되도록 구성되어 있는 것을 특징으로 하는 터빈용 날개.
복수 개의 필름 냉각 구멍이 형성되고, 또한, 입설 방향 축선에 대해 직교하는 단면에 있어서의 전연과 후연을 연결하는 중심선에 대해 직교하여 형성된 적어도 1 개의 판상 리브에 의해, 내부에 적어도 2 개의 캐비티가 형성된 날개 본체와,
상기 각 캐비티 내에, 자체의 외주면과 상기 날개 본체의 내주면 사이에 냉각 공간을 형성하도록 배치되고, 또한, 복수 개의 인핀지먼트 냉각 구멍이 형성된 중공의 인서트를 구비한 터빈용 날개로서,
상기 인서트가, 상기 캐비티의 복면측 및 배면측에 각각 1 개씩 배치되어 있고, 복면측에 배치된 인서트의 인핀지먼트 냉각 구멍으로부터 상기 날개 본체의 복면측에 위치하는 내주면을 향해 분출된 냉각 매체의 일부가, 상기 냉각 공간을 통과하여 배면측에 배치된 인서트의 내부에 일단 도입된 후, 배면측에 배치된 인서트의 인핀지먼트 냉각 구멍으로부터 상기 날개 본체의 배면측에 위치하는 내주면을 향해 분출되도록 구성되어 있는 것을 특징으로 하는 터빈용 날개.
복수 개의 필름 냉각 구멍이 형성되고, 또한, 입설 방향 축선에 대해 직교하는 단면에 있어서의 전연과 후연을 연결하는 중심선에 대해 직교하여 형성된 적어도 1 개의 판상 리브에 의해, 내부에 적어도 2 개의 캐비티가 형성된 날개 본체와,
상기 각 캐비티 내에, 자체의 외주면과 상기 날개 본체의 내주면 사이에 냉각 공간을 형성하도록 배치되고, 또한, 복수 개의 인핀지먼트 냉각 구멍이 형성된 중공의 인서트를 구비한 터빈용 날개로서,
상기 캐비티의 배면측에, 상기 캐비티의 배면측에 위치하는 외주면과 상기 날개 본체의 배면측에 위치하는 내주면 사이에 형성된 냉각 공간을, 상기 캐비티의 배면측에 위치하는 외주면 및 상기 날개 본체의 배면측에 위치하는 내주면을 따라 2 등분함과 함께, 복수 개의 인핀지먼트 냉각 구멍이 형성된 인핀지먼트판이 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 터빈용 날개.
제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 기재된 터빈용 날개를 구비하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
제 1 항에 있어서,
상기 복수 개의 인핀지먼트 냉각 구멍 중 상기 하나의 인핀지먼트 냉각 구멍과 상기 하나의 인핀지먼트 냉각 구멍 이외의 상기 인핀지먼트 냉각 구멍이 동일한 캐비티 내에 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 터빈용 날개.