KR101452652B1 - 가스 터빈 동익 및 가스 터빈 - Google Patents

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Abstract

열 응력이 큰 날개면이나 플랫폼의 외표면에 구멍 가공을 행하지 않고, 필랫부를 대류 냉각한 후의 냉각 공기를 필랫부 근방의 냉각 구멍으로부터 연소 가스중에 배출하지 않고, 날개체내의 냉각 공기로서 유효 이용할 수 있는 가스 터빈 동익의 냉각 구조를 제공한다. 플랫폼과, 사행되는 서펜타인 냉각 유로를 포함하는 냉각 유로를 구비한 날개체와, 상기 날개체와 상기 플랫폼의 이음면에 배치된 필랫부와, 상기 서펜타인 냉각 유로에 연통하는 냉각 유로를 구비한 기부로 형성되는 가스 터빈 동익이며, 상기 냉각 유로는, 상기 냉각 유로의 고압부로부터 분기하고, 상기 필랫부의 내측을 근접해서 통과하고, 상기 냉각 유로의 저압부에 접속하는 바이패스 유로를 구비하고 있다.

Description

가스 터빈 동익 및 가스 터빈{GAS TURBINE ROTOR BLADE, AND GAS TURBINE}
본 발명은 가스 터빈에 적용되는 가스 터빈 동익 및 가스 터빈에 관한 것이다.
가스 터빈은 고온의 연소 가스가 갖는 열 에너지를 회전 에너지로 변환해서 전력으로서 취출하는 장치이며, 가스 터빈에 내장된 가스 터빈 동익은 항상 고온의 연소 가스중에 사용된다. 그로 인해, 가스 터빈 동익은 내부에 서펜타인(serpentine) 유로 등의 냉각 유로를 구비하고, 외부로부터 냉각 공기를 받아들여서 날개체를 냉각하고 있다. 특히, 날개체와 플랫폼의 이음면인 필랫부는 벽이 두꺼워져, 냉각되기 어려운 부위이기 때문에, 상대적으로 벽 온도가 고온이 되고, 열부하나 날개 구조의 점으로부터 열 응력이 발생하기 쉽다. 이에 대응하기 위해서, 가스 터빈 동익의 필랫부를 냉각하는 수단으로서, 냉각 공기에 의해 필랫부를 대류 냉각하는 방법이 여러가지 제안되고 있다.
특허문헌 1에는, 냉각 공기를 기부(날개 근원부)측으로부터 냉각 유로를 통해 필랫부 근방의 날개체내에 설치한 캐비티에 도입하고, 필랫부를 내측으로부터 대류 냉각하고, 냉각 공기를 캐비티에 설치한 필름 구멍으로부터 연소 가스중에 배출하는 수단이 개시되어 있다.
한편, 특허문헌 2에는, 기부내에 설치한 냉각 공기 공급로로부터 냉각 공기의 지관을 인출하고, 필랫부를 관통해서 필름 냉각 구멍에 개방하고, 냉각 공기를 필름 냉각 구멍으로부터 분출해서 필랫부를 냉각하는 수단이 개시되어 있다.
일본 특허 출원 공개 제2006-112429호 공보 일본 특허 출원 공개 제2006-170198호 공보
그러나, 일반적으로, 열부하가 큰 필랫부 근방이나 플랫폼의 외표면은 열 응력이 크기 때문에, 구멍 둘레의 응력 집중에 의해 피로 파괴가 발생하기 쉽고, 구멍 가공이 곤란하다는 문제점이 있다.
본 발명은, 상기의 문제점을 감안해 이루어진 것으로, 열 응력이 큰 날개면이나 플랫폼의 외표면에 구멍 가공을 행하지 않고, 필랫부를 대류 냉각한 후의 냉각 공기를 필랫부 근방의 냉각 구멍으로부터 연소 가스중에 배출하지 않고, 날개체내의 냉각 공기로서 유효 이용할 수 있는 가스 터빈 동익의 냉각 구조를 제공하는 것을 목적으로 하고 있다.
본 발명은 상기의 문제점을 해결하기 위해서 하기의 수단을 채용했다.
본 발명의 제1 형태에 관한 가스 터빈 동익은 플랫폼과, 사행되는 서펜타인 냉각 유로를 포함하는 냉각 유로를 구비한 날개체와, 상기 날개체와 상기 플랫폼의 이음면에 배치된 필랫부와, 상기 서펜타인 냉각 유로에 연통하는 냉각 유로를 구비한 기부로 형성되는 가스 터빈 동익이며, 상기 냉각 유로는 상기 냉각 유로의 고압부로부터 분기하고, 상기 필랫부를 따라 상기 필랫부의 내측에 배치되고, 상기 냉각 유로의 저압부에 접속하는 바이패스 유로를 구비하는 것을 특징으로 한다.
상기 제1 형태에 따르면, 냉각 공기의 압력이 높은 냉각 유로의 고압부로부터 바이패스 유로를 취출하고, 필랫부를 따라 필랫부의 내측에 배치되고, 압력이 낮은 냉각 유로의 저압부에 접속하므로, 고압부와 저압부의 냉각 공기의 차압을 이용하여, 바이패스 유로내를 냉각 공기의 일부를 흐르게 할 수 있다. 이에 의해, 바이패스 유로내의 냉각 공기에 의해 필랫부를 내측으로부터 대류 냉각하는 한편, 필랫부 근방 또는 플랫폼면에 냉각 구멍을 설치할 필요가 없다. 따라서, 냉각 구멍 주변의 응력 집중에 수반하는 날개의 피로 파괴 등의 문제를 회피할 수 있고, 날개의 신뢰성이 향상한다. 또한, 바이패스 유로를 흐르는 냉각 공기는 냉각 유로의 저압부에 복귀되고, 냉각 유로내를 흘러 연소 가스중에 배출하는 과정에서, 날개체를 내부로부터 대류 냉각하므로, 냉각 공기가 리사이클되어, 냉각 공기량을 저감할 수 있다.
상기 제1 형태에 관한 냉각 유로는, 입구측이 상기 고압부의 필랫부에 배치되고, 출구측이 상기 저압부의 필랫부에 배치된 바이패스 유로를 구비하는 것이 바람직하다.
상기 제1 형태에 관한 상기 냉각 유로는 입구측이 상기 고압부의 상기 필랫부에서 직경방향의 내측에 배치되고, 출구측이 상기 저압부의 상기 필랫부에서 직경방향의 외측에 배치된 바이패스 유로를 구비하는 것이 바람직하다.
상기 제1 형태에 관한 상기 냉각 유로는, 입구측이 상기 고압부의 상기 필랫부에서 직경방향의 외측에 배치되고, 출구측이 상기 저압부의 상기 필랫부에서 직경방향의 내측에 배치된 바이패스 유로를 구비하는 것이 바람직하다.
상기 제1 형태에 관한 냉각 유로는, 복수 계통의 냉각 유로로 이루어지고, 상기 고압부가 배치된 냉각 유로와, 상기 저압부가 배치된 냉각 유로는 서로 다른 계통의 냉각 유로인 것이 바람직하다.
상기 제1 형태에 관한 냉각 유로는 복수 계통의 냉각 유로로 이루어지고, 상기 고압부가 배치된 냉각 유로와, 상기 저압부가 배치된 냉각 유로는 동일한 계통의 냉각 유로인 것이 바람직하다.
상기 제1 형태에 관한 냉각 유로는, 적어도 상기 날개체의 압력면 또는 부압면의 어느 한쪽의 면에 설치된 바이패스 유로를 구비하는 것이 바람직하다.
상기 제1 형태에 관한 냉각 유로는, 상기 날개체의 냉각 유로가, 3 계통의 냉각 유로로 이루어지고, 제1 계통의 냉각 유로는 가장 전방 테두리에 근접하는 제1 냉각 유로로부터 형성되고, 제2 계통의 냉각 유로는 서펜타인 냉각 유로로 이루어지고, 상기 제1 냉각 유로에 근접하는 제2 냉각 유로, 제3 냉각 유로, 제4 냉각 유로의 순서대로 전방 테두리로부터 후방 테두리를 향해서 배치되는 냉각 유로이며, 제3 계통의 냉각 유로는 서펜타인 냉각 유로로 이루어지고, 상기 제4 냉각 유로에 근접하는 제5 냉각 유로, 제6 냉각 유로, 제7 냉각 유로의 순서대로 전방 테두리로부터 후방 테두리를 향해서 배치되는 냉각 유로이며, 상기 고압부는 상기 제1 냉각 유로에 있고, 상기 저압부는 상기 제2 냉각 유로에 있는 것이 바람직하다.
본 발명의 제2 형태는 전술한 가스 터빈 동익을 구비한 가스 터빈인 것이 바람직하다.
본 발명에 따르면, 가스 터빈 동익이 냉각 유로의 고압부에서 분기하고, 필랫부를 따라 필랫부의 내측에 배치되어, 냉각 유로의 저압부에 복귀시키는 바이패스 유로를 구비하므로, 필랫부를 내측으로부터 대류 냉각할 수 있다. 그로 인해, 열 응력이 큰 필랫부 근방의 외표면 또는 플랫폼의 외표면에, 냉각 구멍 등의 구멍 가공을 행하지 않고 필랫부를 냉각할 수 있으므로, 날개의 피로 파괴 등의 문제가 회피되어, 날개의 신뢰성이 향상한다.
도 1은 가스 터빈의 전체 구성도의 일 예를 나타낸다.
도 2는 가스 터빈 동익의 사시도를 도시한다.
도 3a는, 제1 실시예에 관한 가스 터빈 동익의 종단면도를 도시한다.
도 3b는 가스 터빈 동익의 전방 테두리로부터 후방 테두리를 본 종방향 부분 단면도(도 3a의 단면 A-A)를 도시한다.
도 3c는 가스 터빈 동익의 횡단면도(도 3a의 단면 B-B)를 도시한다.
도 3d는 바이패스 유로의 제1 변형예를 도시한다.
도 4a는 바이패스 유로의 제2 변형예를 도시한다.
도 4b는 바이패스 유로의 제3 변형예를 도시한다.
도 4c는 바이패스 유로의 제4 변형예를 도시한다.
도 5a는 제2 실시예에 관한 가스 터빈 동익의 종단면도를 도시한다.
도 5b는 가스 터빈 동익의 횡단면도(도 5a의 단면 C-C)를 도시한다.
도 5c는 바이패스 유로의 제5 변형예를 도시한다.
도 6a는 제3 실시예에 관한 가스 터빈 동익의 종단면도를 도시한다.
도 6b는 가스 터빈 동익의 횡단면도(도 6a의 단면 D-D)를 도시한다.
도 6c는 바이패스 유로의 제6 변형예를 도시한다.
본 발명에 관한 가스 터빈 동익 및 가스 터빈에 대해서, 그 실시형태를 도 1 내지 도 6에 기초하여 이하에 설명한다.
(제1 실시예)
도 1 내지 도 3에 기초하여, 제1 실시예에 대해서 이하에 설명한다.
도 1은 가스 터빈의 전체 구성도를 도시한다. 가스 터빈(1)은 연소용 공기를 압축하는 압축기(2)와, 압축기(2)로부터 보내져 온 압축 공기에 연료를 분사시켜서 연소시켜, 연소 가스를 발생시키는 연소기(3)와, 연소기(3)의 연소 가스의 흐름 방향의 하류측에 설치되고, 연소기(3)를 나온 연소 가스에 의해 구동되는 터빈부(4)와, 압축기(2)와 터빈부(4)와 발전기(도시하지 않음)를 일체로 체결하는 로터(5)로 구성되어 있다.
터빈부(4)는 연소기(3)로 발생시킨 연소 가스를 터빈 정익(6) 및 터빈 동익(7)에 공급하고, 터빈 동익(7)을 로터(5)의 둘레로 회전시켜서, 회전 에너지를 전력으로 변환하고 있다. 터빈 정익(6) 및 터빈 동익(7)은 연소 가스의 흐름 방향의 상류측에서 하류측을 향해 교대로 배치되어 있다. 또한, 터빈 동익(7)은 로터(5)의 둘레 방향에 복수 배치되어, 로터(5)와 일체가 되어서 회전하고 있다.
도 2는 가스 터빈 동익의 외관을 도시하고 있다. 가스 터빈 동익(7)은 직경방향으로 연장해서 내부로 사행(蛇行)되는 냉각 유로를 구비한 날개체(11)와, 날개체(11)에 직교하도록 설치된 플랫폼(12)과, 상기 날개체(11)와 플랫폼(12)을 로터(5)에 고정하는 기부(13)로 구성된다. 상기 날개체(11)와, 상기 플랫폼(12)과, 상기 기부(13)는 주조로 일체로 제작되어 있다. 플랫폼(12)과 날개체(11)의 이음면의 필랫부(14)는 날개체의 전체 둘레에 형성되고, 응력 집중을 피하기 위해서, 일정한 R(곡률 반경)을 가진 매끄러운 곡면으로 형성되어 있다.
가스 터빈 동익의 단면 구조의 일 예를 도 3a, 도 3b 및 도 3c에 기초하여 설명한다. 도 3a는 가스 터빈 동익의 종단면도를 도시하고, 도 3b는 날개체(11)를 전방 테두리(17)로부터 후방 테두리(18)의 방향으로 본 종방향의 부분 단면도로, 도 3a의 단면 A-A를 도시하고 있다. 또한, 도 3c는 날개체(11)의 횡단면도로서, 도 3a의 단면 B-B를 도시하고 있다. 도 3a에 도시한 바와 같이, 날개체(11) 내에는 날개체(11)를 냉각 공기(CA)에서 냉각하기 위해서, 복수 계통의 냉각 유로(22, 23, 24)가 배치되어 있다. 또한, 날개체(11)의 냉각 유로는 기부(13)에 배치된 냉각 유로에 연통하고, 각각의 냉각 유로에 흐르는 냉각 공기(CA)는 기부(13)에 접속하는 로터(5)측의 냉각 유로(도시하지 않음)로부터 공급되고 있다.
본 실시예에 도시하는 날개체(11)의 냉각 유로(22, 23, 24)는 3개 계통의 유로로 구성되고, 플랫폼(12)에 접속하는 기부(13) 내에 배치된 서로 독립된 3개의 공급 유로(33, 34, 35)에 각각 연통하고 있다.
상기 날개체(11)에 배치된 3 계통의 냉각 유로는 전방 테두리(17)로부터 후방 테두리(18)를 향하고, 가장 전방 테두리(17)에 근접하는 제1 계통 유로(22) 및 제2 계통 유로(23), 제3 계통 유로(24)의 순서대로 배치된다. 각각의 계통의 냉각 유로는 기부(13)에 설치된 서로 독립된 냉각 유로인 제1 공급 유로(33), 제2 공급 유로(34), 제3 공급 유로(35)의 각각에 연통하고 있다.
제1 계통 유로(22)는 가장 전방 테두리(17)에 근접하고, 직경방향에 기부(13)측으로부터 날개 정상부(16)를 향하는 단일의 제1 냉각 유로(25)만으로 형성되고, 기부(13)로부터 날개 정상부(16)까지 연장하고 있다. 또한, 제1 냉각 유로(25)에 접하는 날개체(11)의 벽면의 부압면(21)(배면측) 및 가압면(20)(표면측)에는, 연소 가스측과 날개체(11) 내부의 냉각 유로측을 연통시키는 다수의 필름 구멍(도시하지 않음)이 설치되어 있다.
제2 계통 유로(23)는 전방 테두리(17)와 후방 테두리(18)의 중간부의 날개체(11) 내에 설치되고, 제2 냉각 유로(26), 제3 냉각 유로(27), 제4 냉각 유로(28)의 각 유로가 되꺾임 구조(리턴부)에서 접속되어, 1개가 사행된 서펜타인 냉각 유로로 형성되어 있다. 제2 계통 유로(23)는 전방 테두리(17)로부터 후방 테두리(18)를 향하여, 가장 제1 냉각 유로(25)에 근접해서 설치된 제2 냉각 유로(26) 및 제3 냉각 유로(27), 제4 냉각 유로(28)의 순서로 배치되어 있다. 로터(5)측으로부터 공급된 냉각 공기(CA)는 제2 공급 유로(34)를 거쳐서 제4 냉각 유로(28)에 유입되고, 리턴부(32)로 되꺾임되어 제3 냉각 유로(27), 제2 냉각 유로(26)의 순서대로 유로내를 흐른다.
즉, 제4 냉각 유로(28)는 기부(13)측으로부터 날개 정상부(16)를 향해서 직경방향으로 연장하고, 날개 정상부(16) 근방에 설치된 리턴부(32)에서 180° 회전하고, 제3 냉각 유로(27)에 연통한다. 제3 냉각 유로(27)도 날개 정상부(16)로부터 기부(13)측을 향해서 반경방향으로 연장하고, 리턴부(32)에서 180° 회전하여, 제2 냉각 유로(26)에 연통한다. 또한, 제2 냉각 유로(26)도 기부(13)측으로부터 날개 정상부(16)를 향해서 직경방향으로 연장하고, 제2 냉각 유로(26)의 날개 정상부(16)에 설치된 냉각 구멍(도시하지 않음)에 연통한다. 또한, 제2 냉각 유로(26), 제3 냉각 유로(27) 및 제4 냉각 유로(28)에 접하는 날개체(11)의 벽면의 부압면(21)(배면측) 및 가압면(20)(표면측)에는, 제1 냉각 유로와 마찬가지로, 연소 가스측과 각 냉각 유로측을 연통시키는 다수의 필름 구멍(도시하지 않음)이 설치되어 있다.
제3 계통 유로(24)는 전방 테두리(17)와 후방 테두리(18)의 중간부로부터 후방 테두리(18)측에 설치되고, 제5 냉각 유로(29), 제6 냉각 유로(30), 제7 냉각 유로(31)가 되꺾임 구조(리턴부)로 접속되어서, 1개가 사행된 서펜타인 냉각 유로에 형성되어 있다. 제3 계통 유로(24)는 전방 테두리(17)로부터 후방 테두리(18)를 향하고, 제4 냉각 유로(28)에 근접해서 설치된 제5 냉각 유로(29) 및 제6 냉각 유로(30), 제7 냉각 유로(31)의 순서대로 배치되고, 제7 냉각 유로(31)를 나온 냉각 공기(CA)는 날개 정상부(16)에 설치된 냉각 구멍(도시하지 않음)으로부터 연소 가스중에 배출되는 동시에, 냉각 공기의 일부는 후방 테두리 단부(19)로부터 연소 가스중에 배출된다. 로터(5)측으로부터 공급된 냉각 공기(CA)는, 제2 계통 유로와 마찬가지로, 제3 공급 유로(35)를 거쳐서 제5 냉각 유로(29)에 유입하고, 리턴부(32)에서 되꺾임되어 제6 냉각 유로(30), 제7 냉각 유로(31)의 순서대로 통로내를 흐른다.
즉, 제5 냉각 유로(29)는 기부(13)로부터 날개 정상부(16)를 향해 직경방향으로 연장하고, 날개 정상부(16) 근방에 설치된 리턴부(32)에서 180° 회전하고, 제6 냉각 유로(30)에 연통한다. 제6 냉각 유로(30)는, 마찬가지로 날개 정상부(16)로부터 기부(13)측을 향해서 반경방향으로 연장하고, 리턴부(32)에서 180° 회전하고, 제7 냉각 유로(31)에 연통한다. 또한, 제7 냉각 유로(31)는 기부(13)측으로부터 날개 정상부(16)를 향해 직경방향으로 연장하는 유로이며, 날개 정상부(16)에 설치된 냉각 구멍(도시하지 않음) 및 후방 테두리 단부(19)에 연통하고 있다. 또한, 제5 냉각 유로(29), 제6 냉각 유로(30), 제7 냉각 유로(31)에 접하는 날개체(11)의 벽면의 부압면(21)(배면측) 및 가압면(20)(표면측)에는, 다른 계통의 냉각 유로와 마찬가지로, 연소 가스측과 각 냉각 유로측을 연통시키는 다수의 필름 구멍(도시하지 않음)이 설치되어 있다.
또한, 각 냉각 유로의 내벽에는, 날개체의 대류 냉각을 촉진하기 위해서, 터블레이터(도시하지 않음)를 설치해도 좋다.
전술한 냉각 유로의 구성에 의해, 기부(13)에 설치된 각 계통에 연통하는 냉각 유로[제1 공급 유로(33), 제2 공급 유로(34), 제3 공급 유로(35)]에 로터(5)측으로부터 공급된 냉각 공기(CA)는 제1 계통 유로(22)[제1 냉각 유로(25)], 제2 계통 유로(23)[제4 냉각 유로(28), 제3 냉각 유로(27), 제2 냉각 유로(26)] 및 제3 계통 유로(24)[제5 냉각 유로(29), 제6 냉각 유로(30), 제7 냉각 유로(31)]에 공급된다. 제1 계통 유로(22)에 공급된 냉각 공기(CA)는 전방 테두리(17)측의 날개체(11)의 부압면(21)측 및 가압면(20)측의 내벽면을 대류 냉각하면서, 전방 테두리(17)측의 날개면에 설치된 필름 냉각 구멍으로부터 연소 가스중에 분출할 때, 날개면을 필름 냉각하고 있다. 제2 계통 유로(23)는 날개체(11)의 중간부의 부압면(21) 및 가압면(20)의 내벽면을 대류 냉각하는 동시에, 날개체(11)의 날개면에 설치된 냉각 구멍으로부터 연소 가스중에 배출할 때, 날개면을 필름 냉각한다. 또한, 제3 계통 유로(24)도 마찬가지로, 날개체(11)의 중간부로부터 후방 테두리(18)측에 걸쳐서, 날개체(11)의 부압면(21)(배면측) 및 가압면(20)(표면측)의 내벽면을 대류 냉각하고, 날개면에 설치된 냉각 구멍으로부터 연소 가스중에 배출할 때, 날개면을 필름 냉각한다. 또한, 제7 냉각 유로(31)를 흐르는 냉각 공기(CA)의 일부는 후방 테두리 단부(19)로부터 연소 가스중에 배출하는 과정에서 후방 테두리 단부(19)를 대류 냉각하고 있다.
다음에, 필랫부의 냉각 구조에 대해서 설명한다. 도 3a, 도 3b, 도 3c에는, 제1 냉각 유로(25)와 제2 냉각 유로(26)를 접속하는 바이패스 유로(41)가 도시되어 있다. 바이패스 유로(41)는 날개체(11)의 벽체내에 형성되고, 바이패스 유로(41)의 입구(41a) 측이 제1 냉각 유로(25)에 연통하고, 출구(41b) 측은 제2 냉각 유로(26)에 연통하고 있다. 즉, 바이패스 유로(41)는, 도 3a에 도시하는 날개체(11)의 종단면도에서, 바이패스 유로(41)의 입구(41a) 및 출구(41b)와 함께, 필랫부(14)가 형성된 범위에 배치되어 있다.
여기서, 필랫부의 범위에 대해서 설명한다. 도 3b의 부분 단면도에 도시한 바와 같이, 필랫부(14)는, 날개체(11)와 플랫폼(12)의 이음부의 열 응력을 저감하기 위해서 일정한 곡률 반경을 구비한 곡면 R과 날개체(11) 및 플랫폼(12)으로 둘러싸인 영역으로서 형성되고, 날개체의 전체 둘레에 배치되어 있다. 즉, 도 3b의 부분 단면도에서, 날개체(11)의 직경방향으로 신장하는 직선 형상의 외벽면(11a)과 필랫부(14)의 외표면을 형성하는 곡면 R이 원활하게 교차하는 점을 X라고 하고, 플랫폼(12)의 직선 형상으로 퍼지는 플랫폼 외표면(12a)과 곡면 R이 원활하게 교차하는 점을 Y점이라고 하면, 점 X 및 점 Y를 날개체(11)의 둘레에 그리는 것에 의해, 필랫부(14)와 날개체의 외벽면(11a) 및 필랫부(14)와 플랫폼 외표면(12a)의 경계에, 필랫 상단부 라인(14a), 필랫 하단부 라인(14b)이 형성된다.
이 필랫 상단부 라인(14a), 필랫 하단부 라인(14b)으로 둘러싸인 영역(도 3b의 해칭으로 도시하는 부분)이 필랫부(14)의 범위를 형성한다.
바이패스 유로(41)는, 도 3b의 부분 단면도에 도시한 바와 같이, 날개의 전방 테두리로부터 후방 테두리를 본 단면시로, 필랫 상단부 라인(14a), 필랫 하단부 라인(14b)으로 둘러싸인 필랫부(14)에 배치된다. 즉, 바이패스 유로(41)의 입구(41a)는, 날개의 전방 테두리로부터 후방 테두리를 본 단면시로, 필랫부(14) 내에 배치되고, 제1 냉각 유로(25)의 내벽면에 형성된다. 바이패스 유로(41)는, 입구(41a)로부터 대략 수평방향(로터 축방향)에 곡면 R을 향해서 연장하고, 도 3a 및 도 3c에 도시한 바와 같이, 필랫부(14)의 곡면 R의 내측(서펜타인 유로측)을 필랫부(14)를 따라 배치되고, 또한 제2 냉각 유로 출구(41b)에 접속하고 있다. 또한, 본 실시예에서는, 바이패스 유로(41)의 모두가 필랫 상단부 라인(14a), 필랫 하단부 라인(14b)으로 둘러싸인 필랫부(14) 내에 배치된다. 또한, 바이패스 유로(41)는 터빈 동익을 일체 주조하는 과정에서, 동시에 제작이 가능하다.
다음에, 바이패스 유로의 기술적인 의의를 설명한다.
일반적으로, 서펜타인 유로는 가늘고 긴 사행된 거리의 긴 유로를 구비하고, 유로의 도중에 되꺾임 구조(리턴부)나 터블레이터 등의 내부 구조를 구비하기 때문에, 냉각 공기가 유로내를 흐르는 과정에서, 압력 손실에 의해 압력이 저하된다. 또한, 로터(5)측으로부터 냉각 공기(CA)를 받아들이는 기부(13) 내에 설치된 제1 공급 유로(33), 제2 공급 유로(34), 제3 공급 유로(35) 내의 냉각 공기(CA)의 압력은 거의 같은 압력이다.
도 3a, 도 3c에 도시한 바와 같이, 제1 계통 유로(22)의 냉각 유로[제1 냉각 유로(25)]는 가장 전방 테두리(17)에 근접하고, 기부(13)측으로부터 날개 정상부(16)까지 연장하는 단일의 유로이다. 제1 냉각 유로(25)는 로터(5)측으로부터 냉각 공기(CA)를 받아들이는 기부(13)측의 유로내의 압력이 가장 높고, 필랫부(14)를 끼운 직경방향의 내측 및 외측의 유로를 포함시킨 필랫부(14) 근방의 유로내가 고압부(36)를 형성한다.
한편, 제2 계통 유로(23)는 제2 냉각 유로(26), 제3 냉각 유로(27), 제4 냉각 유로(28)가 되꺾임 구조(리턴부)를 통해서 접속되어, 사행된 긴 서펜타인 냉각 유로가 형성되어 있다. 냉각 공기(CA)는 로터(5)측으로부터 냉각 공기(CA)를 받아들이는 제4 냉각 유로(28)의 상류측에서 압력이 가장 높다. 냉각 유로 및 리턴부를 흐르는 사이에 압력 손실에 의해 냉각 공기압은 서서히 저하하고, 제2 냉각 유로(26)의 날개체의 냉각 구멍(도시하지 않음)으로부터 배출된 직후는 연소 가스압과 거의 같은 압력이 된다. 즉, 냉각 공기(CA)는 제4 냉각 유로(28), 제3 냉각 유로(27), 제2 냉각 유로(26)의 순서대로 유로 내부를 흘러 냉각 공기압이 저하하기 때문에, 제2 냉각 유로(26)의 하류단부[날개 정상부(16)]가 가장 압력이 낮아진다. 제4 냉각 유로(28)의 기부(13)측으로부터 날개체(11)에 들어가는 냉각 유로 중, 필랫부(14)를 끼운 직경방향의 내측 및 외측의 유로를 포함시킨 필랫부(14) 근방이 고압부(36)를 형성하고, 제2 냉각 유로(26)의 필랫부(14) 근방이 저압부(37)를 형성한다.
이에 의해, 바이패스 유로의 입구(41a) 측의 고압부(36)와 출구(41b) 측의 저압부(37)의 냉각 공기의 차압을 이용하고, 냉각 공기의 일부를 분기해서 바이패스 유로(41)에 흐르게 할 수 있고, 바이패스 유로내의 냉각 공기(CA)에 의해, 필랫부(14)를 날개체(11)의 내측으로부터 대류 냉각할 수 있다.
또한, 바이패스 유로는 날개체(11)의 부압면(21)(배면측) 또는 가압면(20)(표면측)의 한쪽의 면에 설치해도 좋고, 양면에 설치해도 좋다. 날개 구조나 날개면의 열부하가 걸리는 쪽으로, 어느 하나를 선택하는 것이 바람직하다. 도 3c에 도시하는 제1 실시예는, 날개체(11)의 전방 테두리(17)측의 가압면(20)에만 바이패스 유로(41)를 설치한 예이지만, 열 응력의 상태에 따라 부압면(21)에만 설치해도 좋다. 또한, 도 3d에 도시하는 제1 변형예는, 가압면(20)과 부압면(21)의 양면에 바이패스 유로(41)를 설치한 예를 나타내고 있다.
제1 실시예에 도시하는 구성에 따르면, 필랫부에 근접시켜서 바이패스 유로를 설치하므로, 필랫부의 내측으로부터 대류 냉각할 수 있다. 그로 인해, 열 응력이 큰 필랫부 근방의 날개면 또는 플랫폼면에 냉각 구멍을 설치하는 등의 구멍 가공을 할 필요가 없고, 날개의 피로 파괴 등을 회피하여, 날개의 신뢰성이 향상된다.
또한, 냉각 공기를 필랫 근방에서 냉각 구멍으로부터 연소 가스중에 배출하지 않고 서펜타인 유로에 복귀시키므로, 제2 냉각 유로(26) 내에 복귀된 냉각 공기는 다시 제2 냉각 유로(26)를 흐르는 동안에 날개체(11)를 대류 냉각한다. 또한, 냉각 공기는 필름 구멍으로부터 분출해서 날개면을 필름 냉각하므로, 냉각 공기의 리사이클이 행해지고, 냉각 공기량이 저감된다. 그로 인해, 가스 터빈 전체의 열 효율과 가스 터빈의 신뢰성이 향상한다.
도 4a, 도 4b, 도 4c에는, 바이패스 유로에 관한 제1 실시예의 변형예를 도시하고 있다. 도 4a에 도시하는 제2 변형예에서는, 고압부(36)를 제1 냉각 유로(25) 내의 필랫부(14)보다 직경방향의 내측에 설치하고, 저압부(37)를 제2 냉각 유로(26)의 필랫부(14)보다 직경방향의 외측에 배치하고, 바이패스 유로(42)의 입구(42a)를 고압부(36)에, 출구(42b)를 저압부(37)에 배치한 예이다. 바이패스 유로(42)는, 종단면시로 바이패스 유로(41)의 입구(42a), 출구(42b)를 거의 직선 형상으로 접속하고, 중간부는 필랫부(14)의 내측(서펜타인 유로측)을 따르게 배치하고 있다.
도 4b에 도시하는 제3 변형예는, 고압부(36)를 제1 냉각 유로(25) 내의 필랫부(14)보다 직경방향의 외측에 설치하고, 저압부(37)를 제2 냉각 유로(26)의 필랫부(14)보다 직경방향의 내측에 배치하고, 바이패스 유로(43)의 입구(43a)를 고압부(36)에, 출구(43b)를 저압부(37)에 배치한 예이다. 또한, 제2 변형예와 마찬가지로, 바이패스 유로(43)는 종단면시로 바이패스 유로(43)의 입구(43a), 출구(43b)를 대략 직선 형상으로 접속하고, 중간부는 필랫부(14)의 내측을 따르게 배치하고 있다.
도 4c에 도시하는 제4 변형예는, 고압부(36)의 선정은 제1 실시예와 동일하지만, 저압부(37)를 제3 냉각 유로(27)의 필랫부(14) 근방에 설치한 점이 상이하다. 제3 냉각 유로(27)의 필랫부(14) 근방에서라면, 제4 냉각 유로(28)의 필랫부(14) 근방과 제3 냉각 유로(27)의 필랫부(14) 근방의 사이의 차압을 이용할 수 있으므로, 바이패스 유로(44) 내에 냉각 공기를 흘릴 수 있다. 또한, 제3 냉각 유로(27)의 하류측의 필랫부(14)에 바이패스 유로(44)의 출구(44b)를 설치하고, 중간의 바이패스 유로(44)를 필랫부(14)의 내측을 따르게 배치하면, 전술한 제1 변형예보다 바이패스 유로 길이를 연장시킬 수 있으므로, 필랫부(14)의 냉각 길이를 또한 넓힐 수 있다.
(제2 실시예)
다음에, 제2 실시예에 대해서, 도 5a, 도 5b, 도 5c에 기초하여 이하에 설명한다. 제1 실시예는 제1 계통 유로(22)와 제2 계통 유로(23) 사이의 다른 계통간의 바이패스 유로에 관한 예이지만, 본 실시예는 제2 계통 유로(23) 내의 바이패스 유로(45)인 점이 상이하다. 즉, 본 실시예에서는, 고압부(36)를 제4 냉각 유로(28)의 상류측의 필랫부(14)에 설치하고, 저압부(37)를 제2 냉각 유로(26)의 상류측의 필랫부(14)에 설치하고 있다. 본 실시예의 구성에 따르면, 전술한 제1 실시예와 마찬가지의 효과를 얻을 수 있다.
또한, 본 실시예의 바이패스 유로(45)는, 제1 실시예와 마찬가지로, 날개체(11)의 부압면(21)(배면측) 또는 가압면(20)(표면측)의 한쪽의 면에 설치해도 좋고, 양면에 설치해도 좋다. 날개 구조나 날개면의 열부하가 걸리는 쪽으로, 어느 하나를 선택하는 것이 바람직하다. 도 5b에 도시하는 예는, 날개체(11)의 가압면(20)에만 바이패스 유로(45)를 설치한 예이지만, 열 응력의 상태에 따라서는 부압면(21)만 설치해도 좋다. 도 5c에 도시하는 예는 가압면(20)과 부압면(21)의 양면에 바이패스 유로(45)를 설치한 예이다. 또한, 필랫부(14)의 고안 및 필랫부와 바이패스 유로의 관계는 제1 실시예와 동일한 고안을 적용할 수 있다. 또한, 도 4a, 도 4b에 도시하는 바이패스 유로의 변형예의 고안은 본 실시예에도 적용할 수 있다.
(제3 실시예)
다음에, 제3 실시예에 대해서, 도 6a, 도 6b, 도 6c에 기초하여 이하에 설명한다. 본 실시예는 제3 계통 유로(24) 내의 바이패스 유로(46)인 점이 제1 실시예 및 제2 실시예와 상이하다. 즉, 제3 계통 유로(24)는 전방 테두리(17)로부터 후방 테두리(18)에 걸쳐서, 제4 냉각 유로(28)에 근접하는 제5 냉각 유로(29), 제6 냉각 유로(30), 제7 냉각 유로(31)의 순서대로 되꺾임 구조(리턴부)를 통해서 접속되어서, 사행된 긴 서펜타인 냉각 유로가 형성되어 있다. 냉각 공기(CA)는 로터(5)측으로부터 냉각 공기를 받아들이는 제5 냉각 유로(29)의 입구에서는 압력이 가장 높다. 그러나, 제2 계통 유로와 마찬가지로, 냉각 공기(CA)가 냉각 유로내를 흐르는 동안 압력 손실에 의해 냉각 공기의 압력은 서서히 저하하고, 제7 냉각 유로(31)로부터 후방 테두리(18)측으로 흘러 후방 테두리 단부(19)로부터 연소 가스중에 배출된 직후의 냉각 공기는 연소 가스압과 거의 동일한 압력이 된다. 즉, 냉각 공기(CA)가 제5 냉각 유로(29), 제6 냉각 유로(30), 제7 냉각 유로(31)의 순서대로 유로내를 흐르는 과정에서, 냉각 공기압이 서서히 저하한다. 제5 냉각 유로(29)의 기부(13)측으로부터 날개체(11)에 들어가는 냉각 공기(CA)의 필랫부(14) 근방의 유로내가 압력이 높은 고압부(36)를 형성하고, 제7 냉각 유로(31)의 상류측내의 필랫부(14) 근방이 압력이 낮은 저압부(37)를 형성한다. 따라서, 제5 냉각 유로(29)와 제7 냉각 유로(31) 사이의 차압을 이용하고, 그 사이에 바이패스 유로(46)를 배치하고, 바이패스 유로(46)는 필랫부(14)를 따르게 배치하는 구성으로 해도 좋다. 본 실시예의 구성에 따르면, 제1 실시예와 마찬가지의 효과가 얻어진다.
또한, 본 실시예에 있어서도, 바이패스 유로(46)를 날개체(11)의 부압면(21) 또는 가압면(20)중 어느 하나에 설치할지, 또는 양면에 설치할지는, 제1 실시예와 마찬가지로 날개 구조나 날개면의 열부하가 걸리는 쪽 등에서 선택된다. 도 6b에 도시하는 예는, 날개체(11)의 부압면(21)에만 바이패스 유로(46)를 설치한 예이지만, 열 응력의 상태에 따라서는 가압면(20)에만 설치해도 좋다. 도 6c에 도시하는 예는 가압면과 부압면의 양면에 바이패스 유로(46)를 설치한 예이다. 또한, 필랫부(14)의 고안 및 필랫부와 바이패스 유로의 관계는 제1 실시예와 동일한 고안을 적용할 수 있다. 또한, 제2 실시예와 마찬가지로, 도 4a, 도 4b에 도시하는 바이패스 유로의 변형예의 고안은 본 실시예에도 적용할 수 있다.
또한, 전술한 제1 실시예로부터 제3 실시예에 도시하는 구성은, 날개 구조와 날개면에의 열부하가 걸리는 쪽에서, 각 실시예마다에 단독으로 적용할 수 있고, 복수의 실시예를 조합한 구성을 적용할 수 있을 경우도 있다. 또한, 복수의 실시예가 조합시킨 구성에 의한 효과는 제1 실시예와 동일하다.
또한, 제1 실시예는 3 계통의 서펜타인 유로를 구비하고, 전방 테두리(17)에 가장 근접하는 제1 계통 유로(22)는 단일인 냉각 유로로 구성하고, 제2 계통 유로(23) 및 제3 계통 유로(24)는 각각 3개의 냉각 유로를 전방 테두리(17)로부터 후방 테두리(18)에 걸쳐서 직렬로 결합한 서펜타인 냉각 유로로 구성되지만, 다른 냉각 유로의 구성에도 동일한 고안을 적용할 수 있다.
제1 실시예의 냉각 유로가 제1 계통 유로가 단일 유로, 제2 계통 유로와 제3 계통 유로가 각각 3개의 서펜타인 냉각 유로로 구성되고, 전체에서 7개의 냉각 유로로 구성된 것(이 구성을, 1-3U-3D계라고 한다)이라고 하고 있다. 여기서, "1-3U-3D계"란 3 계통의 유로로 구성되고, 제2 계통 유로 및 제3 계통은 각 3개의 유로로 구성되어 있는 것을 의미한다. 또한, 냉각 공기(CA)의 흐름이 전방 테두리(17)로부터 후방 테두리(18)를 향하는 유로에서는 "D"를 붙이고, 역방향의 흐름에서는 "U"를 붙여서 구별하고 있다.
다른 유로 구성을 예로 들면, 제1 실시예와 마찬가지로, 전체에서 7개의 유로로 구성하는 점은 동일하지만, 제1 계통 유로가 단일 유로, 제2 계통 유로가 5개의 서펜타인 유로, 제3 계통 유로가 단일 유로의 냉각 유로로 구성하고, 제2 계통 유로는 전방 테두리(17)로부터 후방 테두리(18)를 향하는 냉각 공기의 흐름이 되는 구성(1-5D-1계)이 있다. 이러한 경우, 제1 실시예와 마찬가지로, 전방 테두리(17)로부터 후방 테두리(18)에 걸쳐 순서대로 유로 번호를 붙여서 생각하면, 제1 냉각 유로와 제3 냉각 유로, 제1 냉각 유로와 제4 냉각 유로 또는 제1 냉각 유로와 제5 냉각 유로의 사이에 바이패스 유로를 설치하고, 바이패스 유로는 필랫부(14)의 내측을 따르게 한 배치로 하는 구성이 성립한다.
날개의 냉각 설계의 고안에서, 가스 터빈 동익의 냉각 유로의 구성은 다방면에 걸치지만, 1개의 계통의 냉각 유로의 중에서, 가장 압력이 높은 유로를 고압부로 생각하고, 동일한 계통 또는 다른 계통의 유로의 중에서 압력이 가장 낮은 유로를 저압부로 해서, 필랫부에 가까운 고압부와 저압부의 사이에 바이패스 유로를 설치함으로써, 본 발명의 기술 사상을 만족하는 구성을 실현할 수 있다. 고압부와 저압부를 필랫부로부터 이격된 위치에 선정하면, 바이패스 유로를 설치하는 것이 제작상 곤란해지고, 적당하다고는 말할 수 없다. 또한, 전술한 설명은 가장 압력이 높은 고압부, 가장 압력이 낮은 저압부를 예로 설명했지만, 중간의 압력이여도, 고압부와 저압부의 사이에 냉각 공기를 흘릴 수 있는 차압을 확보할 수 있으면, 바이패스 유로를 설치할 수 있다.
전술한 각 실시예는, 본 발명의 기술 사상을 반영한 대표예이지만, 본 발명의 기술 사상을 만족하는 한 다른 실시예 및 변형예도 본 발명의 기술 사상에 범위 내에 포함된다.
1 : 가스 터빈
2 : 압축기
3 : 연소기
4 : 터빈부
5 : 로터
6 : 터빈 정익
7 : 터빈 동익
11 : 날개체
11a : 날개체 외벽면
12 : 플랫폼
12a : 플랫폼 외표면
13 : 기부
14 : 필랫부
14a : 필랫 상단부 라인
14b : 필랫 하단부 라인
16 : 날개 정상부
17 : 전방 테두리
18 : 후방 테두리
19 : 후방 테두리 단부
20 : 가압면(배면측)
21 : 부압면(배면측)
22 : 제1 계통 유로
23 : 제2 계통 유로
24 : 제3 계통 유로
25 : 제1 냉각 유로
26 : 제2 냉각 유로
27 : 제3 냉각 유로
28 : 제4 냉각 유로
29 : 제5 냉각 유로
30 : 제6 냉각 유로
31 : 제7 냉각 유로
32 : 리턴부
33 : 제1 공급 유로
34 : 제2 공급 유로
35 : 제3 공급 유로
36 : 고압부
37 : 저압부
41, 42, 43, 44, 45, 46 : 바이패스 유로
41a, 42a, 43a, 44a, 45a, 46a : 입구
41b, 42b, 43b, 44b, 45b, 46b : 출구
CA : 냉각 공기

Claims (9)

  1. 삭제
  2. 삭제
  3. 플랫폼과,
    사행되는 서펜타인 냉각 유로를 포함하는 냉각 유로를 구비한 날개체와,
    상기 날개체와 상기 플랫폼의 이음면에 배치된 필랫부와,
    상기 날개체의 냉각 유로에 연통하는 냉각 유로를 구비한 기부로 형성되는 가스 터빈 동익이며,
    상기 냉각 유로는, 상기 냉각 유로의 고압부로부터 분기해서, 상기 필랫부를 따라 상기 필랫부의 내측에 배치되고, 상기 냉각 유로의 저압부에 접속하는 바이패스 유로를 구비하고,
    상기 바이패스 유로는, 입구측이 상기 고압부의 상기 필랫부보다 직경방향의 내측에 배치되고, 출구측이 상기 저압부의 상기 필랫부보다 직경방향의 외측에 배치되어 있는, 가스 터빈 동익.
  4. 플랫폼과,
    사행되는 서펜타인 냉각 유로를 포함하는 냉각 유로를 구비한 날개체와,
    상기 날개체와 상기 플랫폼의 이음면에 배치된 필랫부와,
    상기 날개체의 냉각 유로에 연통하는 냉각 유로를 구비한 기부로 형성되는 가스 터빈 동익이며,
    상기 냉각 유로는, 상기 냉각 유로의 고압부로부터 분기해서, 상기 필랫부를 따라 상기 필랫부의 내측에 배치되고, 상기 냉각 유로의 저압부에 접속하는 바이패스 유로를 구비하고,
    상기 바이패스 유로는, 입구측이 상기 고압부의 상기 필랫부보다 직경방향의 외측에 배치되고, 출구측이 상기 저압부의 상기 필랫부보다 직경방향의 내측에 배치되어 있는, 가스 터빈 동익.
  5. 플랫폼과,
    사행되는 서펜타인 냉각 유로를 포함하는 냉각 유로를 구비한 날개체와,
    상기 날개체와 상기 플랫폼의 이음면에 배치된 필랫부와,
    상기 날개체의 냉각 유로에 연통하는 냉각 유로를 구비한 기부로 형성되는 가스 터빈 동익이며,
    상기 냉각 유로는, 상기 냉각 유로의 고압부로부터 분기해서, 상기 필랫부를 따라 상기 필랫부의 내측에 배치되고, 상기 냉각 유로의 저압부에 접속하는 바이패스 유로를 구비하고,
    상기 냉각 유로는 복수 계통의 냉각 유로로 이루어지고, 상기 고압부가 배치된 냉각 유로와, 상기 저압부가 배치된 냉각 유로는 서로 다른 계통의 냉각 유로인, 가스 터빈 동익.
  6. 제3항 또는 제4항에 있어서, 상기 냉각 유로는 복수 계통의 냉각 유로로 이루어지고, 상기 고압부가 배치된 냉각 유로와, 상기 저압부가 배치된 냉각 유로는 동일한 계통의 냉각 유로인, 가스 터빈 동익.
  7. 제3항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 냉각 유로는, 적어도 상기 날개체의 가압면 또는 부압면 중 어느 한쪽의 면에 설치된 바이패스 유로를 구비하고 있는, 가스 터빈 동익.
  8. 제3항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 날개체의 냉각 유로가 3 계통의 냉각 유로로 이루어지고,
    제1 계통의 냉각 유로는 가장 전방 테두리에 근접하는 제1 냉각 유로로 형성되고,
    제2 계통의 냉각 유로는 서펜타인 냉각 유로로 이루어지고, 상기 제1 냉각 유로에 근접하는 제2 냉각 유로 및 제3 냉각 유로, 제4 냉각 유로의 순서대로, 전방 테두리로부터 후방 테두리를 향해 배치되는 냉각 유로이며,
    제3 계통의 냉각 유로는 서펜타인 냉각 유로로 이루어지고, 상기 제4 냉각 유로에 근접하는 제5 냉각 유로 및 제6 냉각 유로, 제7 냉각 유로의 순서대로, 전방 테두리로부터 후방 테두리를 향해 배치되는 냉각 유로이며,
    상기 고압부는 상기 제1 냉각 유로에 있고, 상기 저압부는 상기 제2 냉각 유로에 있는, 가스 터빈 동익.
  9. 제3항 내지 제5항 중 어느 한 항에 기재된 가스 터빈 동익을 구비한, 가스 터빈.
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Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9200534B2 (en) * 2012-11-13 2015-12-01 General Electric Company Turbine nozzle having non-linear cooling conduit
WO2015080783A2 (en) * 2013-09-19 2015-06-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil having serpentine fed platform cooling passage
US10352180B2 (en) * 2013-10-23 2019-07-16 General Electric Company Gas turbine nozzle trailing edge fillet
US9803500B2 (en) * 2014-05-05 2017-10-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil cooling passage configuration
US10344597B2 (en) 2015-08-17 2019-07-09 United Technologies Corporation Cupped contour for gas turbine engine blade assembly
US9638477B1 (en) * 2015-10-13 2017-05-02 Caterpillar, Inc. Sealless cooling device having manifold and turbulator
US10227876B2 (en) 2015-12-07 2019-03-12 General Electric Company Fillet optimization for turbine airfoil
US10267161B2 (en) 2015-12-07 2019-04-23 General Electric Company Gas turbine engine with fillet film holes
KR102209771B1 (ko) 2016-05-20 2021-01-29 한화에어로스페이스 주식회사 터빈 블레이드 주조용 코어, 그 제조방법 및 이를 이용한 터빈 블레이드
CN106014488A (zh) * 2016-07-07 2016-10-12 周丽玲 一种具有纵向相交肋冷却结构的燃气透平叶片
US10683763B2 (en) 2016-10-04 2020-06-16 Honeywell International Inc. Turbine blade with integral flow meter
US11021967B2 (en) * 2017-04-03 2021-06-01 General Electric Company Turbine engine component with a core tie hole
US10378363B2 (en) * 2017-04-10 2019-08-13 United Technologies Corporation Resupply hole of cooling air into gas turbine blade serpentine passage
JP6943706B2 (ja) * 2017-09-22 2021-10-06 三菱パワー株式会社 タービン翼及びガスタービン
US10655476B2 (en) 2017-12-14 2020-05-19 Honeywell International Inc. Gas turbine engines with airfoils having improved dust tolerance
US10808552B2 (en) * 2018-06-18 2020-10-20 Raytheon Technologies Corporation Trip strip configuration for gaspath component in a gas turbine engine
US10981217B2 (en) 2018-11-19 2021-04-20 General Electric Company Leachable casting core and method of manufacture
US11021968B2 (en) 2018-11-19 2021-06-01 General Electric Company Reduced cross flow linking cavities and method of casting
KR102162970B1 (ko) * 2019-02-21 2020-10-07 두산중공업 주식회사 터빈용 에어포일, 이를 포함하는 터빈
FR3094033B1 (fr) * 2019-03-22 2021-06-11 Safran Aircraft Engines Aube de turbomachine equipee d’un circuit de refroidissement optimise
KR102180395B1 (ko) * 2019-06-10 2020-11-18 두산중공업 주식회사 에어포일, 이를 포함하는 가스 터빈
KR102207971B1 (ko) * 2019-06-21 2021-01-26 두산중공업 주식회사 터빈 베인, 및 이를 포함하는 터빈
KR102321824B1 (ko) * 2020-04-28 2021-11-04 두산중공업 주식회사 터빈 베인, 그리고 이를 포함하는 터빈
KR102363922B1 (ko) * 2020-05-29 2022-02-16 두산중공업 주식회사 터빈 베인, 그리고 이를 포함하는 터빈
CN113236370B (zh) * 2021-05-25 2023-04-25 杭州汽轮动力集团有限公司 一种燃气轮机涡轮高压动叶片的冷却结构

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH08505195A (ja) * 1992-11-24 1996-06-04 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション 一体式プラットホームおよびフィレット冷却通路を有するロータブレード
JPH11166401A (ja) * 1997-12-03 1999-06-22 Toshiba Corp ガスタービン冷却翼
US6092991A (en) 1998-03-05 2000-07-25 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine blade
JP2006170198A (ja) 2004-12-13 2006-06-29 General Electric Co <Ge> タービン段

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2163219B (en) * 1981-10-31 1986-08-13 Rolls Royce Cooled turbine blade
US4753575A (en) * 1987-08-06 1988-06-28 United Technologies Corporation Airfoil with nested cooling channels
US5387086A (en) * 1993-07-19 1995-02-07 General Electric Company Gas turbine blade with improved cooling
JP2851575B2 (ja) * 1996-01-29 1999-01-27 三菱重工業株式会社 蒸気冷却翼
JP3457831B2 (ja) * 1997-03-17 2003-10-20 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼の冷却プラットフォーム
US5915923A (en) 1997-05-22 1999-06-29 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine moving blade
US6139269A (en) * 1997-12-17 2000-10-31 United Technologies Corporation Turbine blade with multi-pass cooling and cooling air addition
US6382914B1 (en) * 2001-02-23 2002-05-07 General Electric Company Cooling medium transfer passageways in radial cooled turbine blades
US6491496B2 (en) * 2001-02-23 2002-12-10 General Electric Company Turbine airfoil with metering plates for refresher holes
US7147439B2 (en) * 2004-09-15 2006-12-12 General Electric Company Apparatus and methods for cooling turbine bucket platforms
US7217094B2 (en) 2004-10-18 2007-05-15 United Technologies Corporation Airfoil with large fillet and micro-circuit cooling
US7249933B2 (en) * 2005-01-10 2007-07-31 General Electric Company Funnel fillet turbine stage
US7416391B2 (en) 2006-02-24 2008-08-26 General Electric Company Bucket platform cooling circuit and method
US7704048B2 (en) * 2006-12-15 2010-04-27 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with controlled area cooling arrangement
US7927073B2 (en) 2007-01-04 2011-04-19 Siemens Energy, Inc. Advanced cooling method for combustion turbine airfoil fillets
JP5281245B2 (ja) * 2007-02-21 2013-09-04 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼のプラットフォーム冷却構造
US7704046B1 (en) * 2007-05-24 2010-04-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine cooling circuit
GB0810986D0 (en) * 2008-06-17 2008-07-23 Rolls Royce Plc A Cooling arrangement
US8454301B1 (en) * 2010-06-22 2013-06-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine cooling

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH08505195A (ja) * 1992-11-24 1996-06-04 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション 一体式プラットホームおよびフィレット冷却通路を有するロータブレード
JPH11166401A (ja) * 1997-12-03 1999-06-22 Toshiba Corp ガスタービン冷却翼
US6092991A (en) 1998-03-05 2000-07-25 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine blade
JP2006170198A (ja) 2004-12-13 2006-06-29 General Electric Co <Ge> タービン段

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