KR101501444B1 - Gas Turbine Blade Having an Internal Cooling Passage Structure for Improving Cooling Performance - Google Patents

Gas Turbine Blade Having an Internal Cooling Passage Structure for Improving Cooling Performance Download PDF

Info

Publication number
KR101501444B1
KR101501444B1 KR20140052741A KR20140052741A KR101501444B1 KR 101501444 B1 KR101501444 B1 KR 101501444B1 KR 20140052741 A KR20140052741 A KR 20140052741A KR 20140052741 A KR20140052741 A KR 20140052741A KR 101501444 B1 KR101501444 B1 KR 101501444B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
concavo
turbine blade
concave
convex
convex portion
Prior art date
Application number
KR20140052741A
Other languages
Korean (ko)
Inventor
조형희
박준수
정의엽
정희윤
손호성
박세진
Original Assignee
연세대학교 산학협력단
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 연세대학교 산학협력단 filed Critical 연세대학교 산학협력단
Priority to KR20140052741A priority Critical patent/KR101501444B1/en
Application granted granted Critical
Publication of KR101501444B1 publication Critical patent/KR101501444B1/en

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
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • 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
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Disclosed is a gas turbine blade including an internal passage structure for improving cooling performance. According to an embodiment of the present invention, a gas turbine blade (100) including a cooling uneven structure for improving cooling performance of a rear end portion of the turbine blade, includes a cooling passage portion (130) provided with a refrigerant inlet port (131) and a refrigerant outlet port (132), and including a refrigerant flow path (133) formed in the turbine blade; one or more first uneven portions (110) protruding from the inner surface of the cooling passage portion (130), and formed parallel with a refrigerant flow direction; and one or more second uneven portions (120) protruding from the inner surface of the cooling passage portion (130), and formed to have a predetermined angle (a0) with respect to the first uneven portions (110).

Description

냉각 성능 향상을 위한 내부유로 구조를 포함하는 가스터빈 블레이드 {Gas Turbine Blade Having an Internal Cooling Passage Structure for Improving Cooling Performance}BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention [0001] The present invention relates to a gas turbine blade including an inner flow path structure for improving cooling performance,

본 발명은 가스터빈 블레이드에 관한 것으로, 보다 상세하게는 가스터빈 블레이드 후단부의 냉각 성능 향상을 위한 내부유로 구조를 포함하는 가스터빈 블레이드에 관한 것이다.BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a gas turbine blade, and more particularly, to a gas turbine blade including an inner flow path structure for improving cooling performance of a gas turbine blade rear end portion.

가스터빈엔진의 성능 향상을 위하여 터빈 입구 온도를 높이는 방안이 지속적으로 제안되어 왔다. 그러나 터빈 입구 온도를 상승시킬 경우, 터빈 블레이드의 열부하를 가중시키고 수명을 단축시키는 문제점을 야기시킨다. 특히 터빈 블레이드 후단부에서 터빈 블레이드와 슈라우드 사이에 구조적으로 발생하는 틈에 의해 발생된 유출 유동으로 인해 터빈 블레이드 후단부 표면은 특히 많은 열부하를 받게 된다.In order to improve the performance of the gas turbine engine, a method for increasing the turbine inlet temperature has been continuously proposed. However, raising the turbine inlet temperature raises the problem of increasing the thermal load of the turbine blades and shortening the service life. Particularly, due to the outflow flow generated by the structurally generated gap between the turbine blade and the shroud at the end of the turbine blade, the end surface of the turbine blade is particularly subjected to a lot of heat load.

따라서, 이러한 열부하에 의한 터빈 블레이드 후단부의 손상을 줄이기 위하여 블레이드 후단부를 효율적으로 냉각할 필요가 있다. 이러한 블레이드 후단부 냉각을 위해 이용되고 있는 것이 내부유로 구조이다.Therefore, it is necessary to efficiently cool the rear end of the blade to reduce damage to the rear end of the turbine blade due to such thermal load. The internal flow path structure is used for cooling the rear end of the blade.

도 1에는 종래 기술에 따른 터빈 블레이드의 평면도가 도시되어 있고, 도 2에는 도 1의 내부유로 구조를 표현한 평면 모식도가 도시되어 있다.FIG. 1 is a plan view of a turbine blade according to the prior art, and FIG. 2 is a schematic plan view illustrating the internal flow path structure of FIG.

이들 도면에 나타낸 가스터빈 블레이드는 고온의 연소가스에 노출되는 부품으로 가스터빈 부품 중에서도 고온에 의한 파손빈도가 가장 높은 부품 중 하나이다. 블레이드를 고온의 환경으로부터 보호하기 위해 일반적으로 내부에 냉각유로를 형성시켜 냉각공기를 흘려 냉각하는 내부유로 냉각기법을 사용한다.The gas turbine blades shown in these drawings are parts exposed to a high temperature combustion gas and are one of the components with the highest frequency of breakage due to high temperature among gas turbine parts. In order to protect the blade from high-temperature environment, an internal flow path cooling method is generally used in which a cooling flow path is formed inside and a cooling air is flowed to cool the blade.

내부 냉각유로의 냉각성능을 향상시키는 방법으로 도 2에 도시된 바와 같이, 내부유로 표면에 요철(12)을 설치한다. 요철을 설치한 경우, 내부유로 표면의 유동의 경계층 부위에서 박리와 재부착(separation and reattachment) 현상이 발생하면서 열경계층 발달을 저해하는 효과가 있다. 이러한 요철을 반복적으로 설치함으로써 내부유로를 지나는 냉매의 난류발생을 촉진시키고 난류 강도를 증가시킬 수 있다. 또한, 주유동의 혼합을 활발히 함으로써 국소적 또는 전체적인 열전달이 증가하는 효과를 달성할 수 있다.As shown in Fig. 2, the irregularities 12 are provided on the surface of the inner flow path to improve the cooling performance of the inner cooling flow path. When the irregularities are provided, the separation and reattachment phenomenon occurs at the boundary layer of the flow of the inner flow path surface, thereby hindering the thermal boundary layer development. Repeated installation of such irregularities can promote turbulent flow of refrigerant passing through the internal flow path and increase the turbulence intensity. In addition, the effect of increasing the local or total heat transfer can be achieved by actively mixing the gasoline and the molten metal.

도 2에 도시된 바와 같이, 요철을 주유동의 방향과 소정의 각도(a)를 가지도록 사선으로 배치하는 경우, 이차적인 와류를 발생시키며 열전달 효과가 향상되는 효과를 달성할 수 있다.As shown in Fig. 2, when the irregularities are arranged in an oblique line so as to have a predetermined angle (a) with respect to the direction of main flow, a secondary vortex is generated and the effect of improving the heat transfer effect can be achieved.

그러나, 냉각유로의 종횡비(길이 / 폭) 값이 커질수록 이차와류에 의해 열전달이 증가하는 영역이 점점 감소함에 따라 전체적인 열전달 성능이 감소하게 된다. 따라서, 종횡비가 큰 냉각유로에서도 경사진 요철에 의한 열전달 성능을 향상시킬 수 있는 냉각 방식이 필요하다.However, as the aspect ratio (length / width) of the cooling channel becomes larger, the region where the heat transfer increases due to the secondary vortex gradually decreases, and the overall heat transfer performance decreases. Therefore, there is a need for a cooling method capable of improving the heat transfer performance by inclined irregularities even in a cooling flow path with a large aspect ratio.

도 3에는 종래 기술에 따른 터빈 블레이드의 내부유로 구조에 의해 발생하는 와류를 유선을 통해 나타낸 그림이 도시되어 있다.FIG. 3 is a view showing a vortex generated by the internal flow path structure of the turbine blade according to the prior art through a wire.

도 3에 도시된 바와 같이, 종래 기술에 따른 터빈 블레이드의 내부유로 구조는, 경사 요철에 의해서 냉매의 와류를 발생시킬 수 있지만, 요철과 평행한 방향으로 진행하면서 점점 와류의 강도가 감소하는 것을 확인할 수 있다.As shown in Fig. 3, the internal flow path structure of the turbine blade according to the prior art can generate a vortex of the refrigerant by the inclined unevenness, but it is confirmed that the intensity of the vortex gradually decreases in the direction parallel to the unevenness .

도 4에는 종래 기술에 따른 터빈 블레이드의 내부유로 표면에서의 열전달 계수 분포를 나타내는 그림이 도시되어 있다.FIG. 4 is a view showing a distribution of heat transfer coefficients on the inner flow path surface of a turbine blade according to the prior art.

도 4에 도시된 바와 같이, 종래 기술에 따른 터빈 블레이드의 내부유로 구조는, 경사 요철에 의해 발생한 이차와류에 의해 국소적으로 열전달계수가 상승하는 현상이 나타나지만, 요철과 평행한 방향으로 열경 계층이 발달하고, 냉매 와류의 강도 또한 감소하면서 열전달계수가 점점 감소하는 것을 확인할 수 있다.As shown in FIG. 4, in the internal flow path structure of the turbine blade according to the prior art, the phenomenon that the heat transfer coefficient rises locally due to the secondary vortex generated by the warp irregularities appears. However, And the intensity of the refrigerant vortex is also reduced, and the heat transfer coefficient is gradually reduced.

따라서, 종래 기술에 따른 터빈 블레이드의 내부 냉각 유로 구조의 단점을 보완하여, 가스터빈 블레이드 후단부의 냉각 성능을 향상시킬 수 있는 냉각 유로 구조가 필요한 실정이다.Accordingly, there is a need for a cooling channel structure that can improve the cooling performance of the rear end of the gas turbine blade by compensating for the disadvantage of the internal cooling channel structure of the turbine blade according to the prior art.

한국공개특허공보 제10-2011-0134505호 (2011년 12월 14일 공개)Korean Patent Laid-Open No. 10-2011-0134505 (published on December 14, 2011)

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위한 것으로, 가스터빈 블레이드 후단부의 냉각 성능 향상을 위해 특정 구조의 내부유로 구조를 포함하는 가스터빈 블레이드를 제공하는 것을 목적으로 한다.SUMMARY OF THE INVENTION It is an object of the present invention to provide a gas turbine blade including an internal flow path structure having a specific structure for improving cooling performance of a rear end portion of a gas turbine blade.

이러한 목적을 달성하기 위한 본 발명의 제 1 실시예에 따른 가스터빈 블레이드는,According to a first aspect of the present invention, there is provided a gas turbine blade comprising:

터빈블레이드 후단부의 냉각 성능 향상을 위한 냉각요철 구조를 포함하는 터빈블레이드로서,A turbine blade comprising a cooling convexo-concave structure for improving the cooling performance of a rear end portion of a turbine blade,

냉매 유입구 및 냉매 배출구를 구비하고, 터빈 블레이드 내부에 형성된 냉매 유동로를 포함하는 냉각 유로부;A cooling channel portion including a coolant inlet port and a coolant outlet port and including a coolant flow path formed inside the turbine blade;

상기 냉각 유로부 내부면에 돌출 형성되고, 냉매 유동 방향과 평행하게 형성된 하나 이상의 제 1 요철부; 및At least one first concave-convex portion protruding from the inner surface of the cooling passage portion and formed parallel to the refrigerant flow direction; And

상기 냉각 유로부 내부면에 돌출 형성되고, 상기 제 1 요철부와 소정의 각도(a0)를 이루며 형성된 하나 이상의 제 2 요철부;At least one second concave-convex portion protruding from the inner surface of the cooling channel portion and formed at a predetermined angle (a0) with the first convexoconcave portion;

를 포함하는 구성일 수 있다.
. ≪ / RTI >

일 실시예에서, 상기 제 1 요철부의 형성 개수(n) 값은, 냉각 유로부의 종횡비 값(AR)을 소수점 이하 값 반올림하여 자연수화한 후 1을 감산하여 산출된 값일 수 있다.
In one embodiment, the value n of the first concavity and convexity may be a value calculated by rounding off the decimal point of the aspect ratio AR of the cooling channel portion to naturally hydrate and subtracting 1.

또한, 상기 제 1 요철부와 제 2 요철부에 의해 형성되는 각도(a0)는 20 내지 70 도일 수 있다.
In addition, the angle a0 formed by the first concave-convex portion and the second concave-convex portion may be 20 to 70 degrees.

일 실시예에서, 상기 제 1 요철부 및 제 2 요철부의 측단면 형상은, 다각형 형상 또는 타원 형상일 수 있다.
In one embodiment, the cross-sectional shape of the first concavo-convex part and the second concavo-convex part may be polygonal or elliptic.

또한, 상기 제 1 요철부 및 제 2 요철부의 돌출 높이는 동일할 수 있다.
In addition, the projecting height of the first concave-convex portion and the second concave-convex portion may be the same.

본 발명의 제 2 실시예에 따른 가스터빈 블레이드는,In the gas turbine blade according to the second embodiment of the present invention,

터빈블레이드 후단부의 냉각 성능 향상을 위한 냉각요철 구조를 포함하는 터빈블레이드로서,A turbine blade comprising a cooling convexo-concave structure for improving the cooling performance of a rear end portion of a turbine blade,

냉매 유입구 및 냉매 배출구를 구비하고, 터빈 블레이드 내부에 형성된 냉매 유동로를 포함하는 냉각 유로부;A cooling channel portion including a coolant inlet port and a coolant outlet port and including a coolant flow path formed inside the turbine blade;

상기 냉각 유로부 내부면에 돌출 형성되고, 냉매 유동 방향과 평행하게 형성된 하나 이상의 제 1 요철부; 및At least one first concave-convex portion protruding from the inner surface of the cooling passage portion and formed parallel to the refrigerant flow direction; And

상기 냉각 유로부 내부면에 돌출 형성되고, 상기 제 1 요철부와 소정의 각도(a1, a2)를 이루며 형성되고, 평면상 ‘V’ 자 형상이 되도록 중앙부에 절곡부가 구비된 제 2 요철부;A second concavo-convex portion protruding from the inner surface of the cooling channel portion and formed at a predetermined angle a1 and a2 with respect to the first concavo-convex portion and having a bent portion at a central portion thereof in a plane V shape;

를 포함하는 구성일 수 있다.
. ≪ / RTI >

일 실시예에서, 상기 제 1 요철부의 형성 개수(n) 값은, 냉각 유로부의 종횡비 값(AR)을 소수점 이하 값 반올림하여 자연수화한 후 1을 감산하여 산출된 값일 수 있다.
In one embodiment, the value n of the first concavity and convexity may be a value calculated by rounding off the decimal point of the aspect ratio AR of the cooling channel portion to naturally hydrate and subtracting 1.

또한, 상기 제 1 요철부와 제 2 요철부에 의해 형성되는 각도(a1, a2)는 20 내지 70 도일 수 있다.
In addition, the angles a1 and a2 formed by the first concave-convex portion and the second concave-convex portion may be 20 to 70 degrees.

일 실시예에서, 상기 제 1 요철부 및 제 2 요철부의 측단면 형상은, 다각형 형상 또는 타원 형상일 수 있다.
In one embodiment, the cross-sectional shape of the first concavo-convex part and the second concavo-convex part may be polygonal or elliptic.

또한, 상기 제 1 요철부 및 제 2 요철부의 돌출 높이는 동일할 수 있다.
In addition, the projecting height of the first concave-convex portion and the second concave-convex portion may be the same.

본 발명의 제 3 실시예에 따른 가스터빈 블레이드는,In a gas turbine blade according to a third embodiment of the present invention,

터빈블레이드 후단부의 냉각 성능 향상을 위한 냉각요철 구조를 포함하는 터빈블레이드로서,A turbine blade comprising a cooling convexo-concave structure for improving the cooling performance of a rear end portion of a turbine blade,

냉매 유입구 및 냉매 배출구를 구비하고, 터빈 블레이드 내부에 형성된 냉매 유동로를 포함하는 냉각 유로부;A cooling channel portion including a coolant inlet port and a coolant outlet port and including a coolant flow path formed inside the turbine blade;

상기 냉각 유로부 내부면에 돌출 형성되고, 냉매 유동 방향과 평행하게 형성된 하나 이상의 제 1 요철부;At least one first concave-convex portion protruding from the inner surface of the cooling passage portion and formed parallel to the refrigerant flow direction;

상기 냉각 유로부 내부면에 돌출 형성되고, 상기 제 1 요철부와 소정의 각도(a3)를 이루며 형성된 하나 이상의 제 2 요철부; 및At least one second concavo-convex portion protruding from the inner surface of the cooling channel portion and formed at a predetermined angle (a3) with the first concavo-convex portion; And

상기 제 1 요철부 및 제 2 요철부가 접하는 부위에 소정 깊이로 함몰되어 형성된 불연속부;A discontinuous portion recessed at a predetermined depth in a portion where the first concave-convex portion and the second concave-convex portion are in contact with each other;

를 포함하는 구성일 수 있다.
. ≪ / RTI >

일 실시예에서, 상기 제 1 요철부의 형성 개수(n) 값은, 냉각 유로부의 종횡비 값(AR)을 소수점 이하 값 반올림하여 자연수화한 후 1을 감산하여 산출된 값일 수 있다.
In one embodiment, the value n of the first concavity and convexity may be a value calculated by rounding off the decimal point of the aspect ratio AR of the cooling channel portion to naturally hydrate and subtracting 1.

또한, 상기 제 1 요철부와 제 2 요철부에 의해 형성되는 각도(a3)는 20 내지 70 도일 수 있다.
The angle a3 formed by the first concave-convex portion and the second concave-convex portion may be 20 to 70 degrees.

일 실시예에서, 상기 제 1 요철부 및 제 2 요철부의 측단면 형상은, 다각형 형상 또는 타원 형상일 수 있다.
In one embodiment, the cross-sectional shape of the first concavo-convex part and the second concavo-convex part may be polygonal or elliptic.

또한, 상기 제 1 요철부 및 제 2 요철부의 돌출 높이는 동일할 수 있다.
In addition, the projecting height of the first concave-convex portion and the second concave-convex portion may be the same.

일 실시예에서, 상기 불연속부의 함몰깊이는 제 1 요철부의 돌출 높이 대비 10 내지 100 % 일 수 있다.
In one embodiment, the depth of recess of the discontinuous portion may be 10 to 100% of the protruding height of the first concave portion.

본 발명은 또한, 냉각 유로 구조를 제공할 수 있는 바, 본 발명의 일 측면에 따른 냉각 유로 구조는,The present invention can also provide a cooling channel structure, wherein a cooling channel structure according to an aspect of the present invention includes:

종횡비가 2 이상이고, 냉매 유입구 및 냉매 배출구를 구비하며, 냉매 유동로를 포함하는 냉각 유로부;A cooling passage portion having an aspect ratio of 2 or more and including a refrigerant inlet port and a refrigerant outlet port and including a refrigerant flow path;

상기 냉각 유로부 내부면에 돌출 형성되고, 냉매 유동 방향과 평행하게 형성된 하나 이상의 제 1 요철부; 및At least one first concave-convex portion protruding from the inner surface of the cooling passage portion and formed parallel to the refrigerant flow direction; And

상기 냉각 유로부 내부면에 돌출 형성되고, 상기 제 1 요철부와 소정의 각도(a4)를 이루며 형성된 하나 이상의 제 2 요철부;At least one second concavo-convex portion protruding from the inner surface of the cooling channel portion and formed at a predetermined angle (a4) with the first concavo-convex portion;

를 포함하되,, ≪ / RTI &

상기 제 1 요철부의 형성 개수(n) 값은, 냉각 유로부의 종횡비 값(AR)을 소수점 이하 값 반올림하여 자연수화한 후 1을 감산하여 산출된 값일 수 있다.
The value n of the first concavity and convexity may be a value calculated by rounding the value of the aspect ratio AR of the cooling channel to a value less than the decimal point,

이 경우, 상기 제 1 요철부와 제 2 요철부에 의해 형성되는 각도(a4)는 20 내지 70 도일 수 있다.
In this case, the angle a4 formed by the first concavo-convex portion and the second concavo-convex portion may be 20 to 70 degrees.

일 실시예에서, 상기 제 1 요철부 및 제 2 요철부의 측단면 형상은, 다각형 형상 또는 타원 형상일 수 있다.
In one embodiment, the cross-sectional shape of the first concavo-convex part and the second concavo-convex part may be polygonal or elliptic.

또한, 상기 제 1 요철부 및 제 2 요철부의 돌출 높이는 동일할 수 있다.
In addition, the projecting height of the first concave-convex portion and the second concave-convex portion may be the same.

이상에서 설명한 바와 같이, 본 발명에 따른 가스터빈 블레이드에 따르면, 가스터빈 블레이드 후단부에서의 냉각 성능을 향상시켜, 파손 방지 및 신뢰성을 확보할 수 있으며, 기존에 많은 열부하로 인하여 파손이 자주 발생하는 블레이드 후단부의 냉각 성능을 크게 향상 시켜 블레이드 파손을 예방할 수 있다.As described above, according to the gas turbine blade of the present invention, it is possible to improve the cooling performance at the rear end of the gas turbine blade, to prevent breakage and ensure reliability, and to prevent damage It is possible to greatly improve the cooling performance at the rear end of the blade, thereby preventing blade breakage.

도 1은 종래 기술에 따른 터빈 블레이드의 평면도이다.
도 2는 도 1의 내부유로 구조를 표현한 평면 모식도이다.
도 3은 종래 기술에 따른 터빈 블레이드의 내부유로 구조에 의해 발생하는 와류를 유선을 통해 나타낸 그림이다.
도 4는 종래 기술에 따른 터빈 블레이드의 내부유로 표면에서의 열전달 계수 분포를 나타내는 그림이다.
도 5는 본 발명의 제 1 실시예에 따른 터빈 블레이드의 내부유로 구조를 표현한 평면 모식도이다.
도 6은 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 터빈 블레이드의 내부유로 구조를 표현한 평면 모식도이다.
도 7은 도 5의 A 부분 확대도이다.
도 8은 도 5의 B - B' 선 절단면도이다.
도 9는 도 8의 또 다른 실시예이다.
도 10은 본 발명의 제 2 실시예에 따른 터빈 블레이드의 내부유로 구조를 표현한 평면 모식도이다.
도 11은 도 10의 C 부분 확대도이다.
도 12는 본 발명의 제 3 실시예에 따른 터빈 블레이드의 내부유로 구조를 표현한 평면 모식도이다.
도 13은 도 12의 D 부분 확대도이다.
도 14는 도 12의 E - E' 선 절단면도이다.
도 15는 본 발명의 제 1 실시예에 따른 터빈 블레이드의 내부유로 구조에 의해 발생하는 와류를 유선을 통해 나타낸 그림이다.
도 16은 본 발명의 제 1 실시예에 따른 터빈 블레이드의 내부유로 표면에서의 열전달 계수 분포를 나타내는 그림이다.
도 17은 종래 기술에 따른 터빈 블레이드와 본 발명의 제 1 실시예에 따른 터빈 블레이드의 평균 열전달계수, 마찰계수 및 성능계수를 비교한 그래프이다.1 is a plan view of a turbine blade according to the prior art.
2 is a schematic plan view showing the internal flow path structure of FIG.
3 is a view showing a vortex generated by an internal flow path structure of a turbine blade according to the prior art through a wire.
FIG. 4 is a view showing a heat transfer coefficient distribution on the inner flow path surface of a turbine blade according to the prior art.
5 is a plan view schematically illustrating an internal flow path structure of a turbine blade according to a first embodiment of the present invention.
6 is a schematic plan view illustrating an internal flow path structure of a turbine blade according to another embodiment of the present invention.
7 is an enlarged view of a portion A in Fig.
8 is a sectional view taken along line B-B 'in FIG.
Fig. 9 is another embodiment of Fig.
10 is a schematic plan view showing an internal flow path structure of a turbine blade according to a second embodiment of the present invention.
11 is an enlarged view of a portion C in Fig.
12 is a schematic plan view showing an internal flow path structure of a turbine blade according to a third embodiment of the present invention.
13 is an enlarged view of a portion D in Fig.
FIG. 14 is a sectional view taken along the line E-E 'of FIG. 12; FIG.
15 is a view showing a vortex generated by the internal flow path structure of the turbine blade according to the first embodiment of the present invention through a wire.
16 is a view showing a heat transfer coefficient distribution on the inner flow path surface of a turbine blade according to the first embodiment of the present invention.
17 is a graph comparing the average heat transfer coefficient, the friction coefficient, and the performance coefficient of the turbine blades according to the prior art and the turbine blades according to the first embodiment of the present invention.

이하, 첨부도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예를 상세히 설명하지만 본 발명의 범주가 그것에 한정되는 것은 아니다. 본 발명을 설명함에 있어 공지된 구성에 대해서는 그 상세한 설명을 생략하며, 또한 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 소지가 있는 구성에 대해서도 그 상세한 설명은 생략하기로 한다.
Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings, but the scope of the present invention is not limited thereto. In the description of the present invention, a detailed description of known configurations will be omitted, and a detailed description of configurations that may unnecessarily obscure the gist of the present invention will be omitted.

도 5에는 본 발명의 제 1 실시예에 따른 터빈 블레이드의 내부유로 구조를 표현한 평면 모식도가 도시되어 있고, 도 6에는 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 터빈 블레이드의 내부유로 구조를 표현한 평면 모식도가 도시되어 있다. 또한, 도 7에는 도 5의 A 부분 확대도가 도시되어 있고, 도 8에는 도 5의 B - B' 선 절단면도가 도시되어 있으며, 도 9에는 도 8의 또 다른 실시예가 도시되어 있다.FIG. 5 is a plan view schematically illustrating an internal flow path structure of a turbine blade according to a first embodiment of the present invention, and FIG. 6 is a plan view schematically illustrating an internal flow path structure of a turbine blade according to another embodiment of the present invention Respectively. FIG. 7 is an enlarged view of portion A of FIG. 5, FIG. 8 is a sectional view taken along line B-B 'of FIG. 5, and FIG. 9 is a view of another embodiment of FIG.

이들 도면을 참조하면, 본 실시예에 따른 터빈블레이드(100)는, 냉각 유로부(130), 제 1 요철부(110) 및 제 2 요철부(120)를 포함하는 구성일 수 있다.Referring to these drawings, the turbine blade 100 according to the present embodiment may include the cooling channel portion 130, the first concave-convex portion 110, and the second concave-convex portion 120.

구체적으로, 냉각 유로부(130)는, 도 5 및 도 8에 도시된 바와 같이, 냉매 유입구(131) 및 냉매 배출구(132)를 구비하고, 터빈 블레이드 내부에 형성된 냉매 유동로(133)를 포함하는 구성일 수 있다.5 and 8, the cooling passage unit 130 includes a refrigerant inlet port 131 and a refrigerant outlet port 132, and includes a refrigerant flow path 133 formed in the turbine blade Lt; / RTI >

제 1 요철부(110)는 냉각 유로부(130) 내부면에 하나 이상 돌출 형성되고, 냉매 유동 방향과 평행하게 형성된 구조일 수 있다.The first concavo-convex part 110 may protrude from the inner surface of the cooling channel part 130 and may be formed parallel to the refrigerant flow direction.

또한, 제 2 요철부(120)는 냉각 유로부(130) 내부면에 하나 이상 돌출 형성되고, 제 1 요철부(110)와 소정의 각도(a0)를 이루며 형성된 구조일 수 있다. 이때, 제 1 요철부(110)와 제 2 요철부(120)가 이루는 각도(a0)는 20 내지 70 도일 수 있다. 더욱 바람직하게는 40 도 내지 50도 일 수 있다.The second concavo-convex part 120 may have a structure protruding from the inner surface of the cooling channel part 130 and formed at a predetermined angle (a0) with the first concavo-convex part 110. At this time, the angle a0 between the first concave-convex portion 110 and the second concave-convex portion 120 may be 20 to 70 degrees. More preferably from 40 degrees to 50 degrees.

한편, 제 1 요철부(110)의 형성 개수(n) 값은, 냉각 유로부(130)의 종횡비 값(AR)을 소수점 이하 값 반올림하여 자연수화한 후 1을 감산하여 산출된 값일 수 있다. 여기서, 종횡비 값(AR)은 도 6에 도시된 바와 같이, 냉각 유로부(130)의 폭 대비 길이의 값(L / W)을 의미한다. 예를 들어, 종횡비 값(AR)이 4.0 일 경우, 4에서 1을 감산한 3이 제 1 요철부(110)의 형성 개수 값이 된다.The value n of the first concavity and convexity 110 may be a value obtained by rounding off the decimal point of the aspect ratio AR of the cooling channel section 130 to naturally hydrate and subtracting 1 from the value. Here, the aspect ratio AR means a value (L / W) of the width to length of the cooling passage portion 130 as shown in FIG. For example, when the aspect ratio AR is 4.0, 3, which is obtained by subtracting 1 from 4, becomes the formed number of the first concave-convex portion 110.

또한, 도 8에 도시된 바와 같이, 제 1 요철부(110)의 돌출 높이(h1)는 제 2 요철부(120)의 돌출 높이(h2)와 동일할 수 있다.8, the protrusion height h1 of the first concavo-convex portion 110 may be the same as the protrusion height h2 of the second concavo-convex portion 120. As shown in FIG.

경우에 따라서, 도 8 및 도 9에 도시된 바와 같이, 제 1 요철부(110) 및 제 2 요철부(120)의 측단면 형상은, 다각형 형상 또는 타원 형상일 수 있다.
In some cases, as shown in Figs. 8 and 9, the side surface of the first concavo-convex portion 110 and the second concavo-convex portion 120 may have a polygonal shape or an elliptical shape.

도 10에는 본 발명의 제 2 실시예에 따른 터빈 블레이드의 내부유로 구조를 표현한 평면 모식도가 도시되어 있고, 도 11에는 도 10의 C 부분 확대도가 도시되어 있다.FIG. 10 is a plan view schematically showing an internal flow path structure of a turbine blade according to a second embodiment of the present invention, and FIG. 11 is an enlarged view of a portion C of FIG.

이들 도면을 참조하면, 본 실시예에 따른 터빈 블레이드(200)는, 냉각 유로부(230), 제 1 요철부(210) 및 제 2 요철부(220)를 포함하는 구성일 수 있다.Referring to these drawings, the turbine blade 200 according to the present embodiment may include a cooling channel portion 230, a first concave portion 210, and a second concave portion 220.

구체적으로, 냉각 유로부(230)는 냉매 유입구(231) 및 냉매 배출구(232)를 구비하고, 터빈 블레이드 내부에 형성된 냉매 유동로(233)를 포함하는 구성일 수 있다.Specifically, the cooling passage portion 230 may include a refrigerant inlet 231 and a refrigerant outlet 232, and may include a refrigerant flow path 233 formed inside the turbine blade.

또한, 제 1 요철부(210)는, 냉각 유로부(230) 내부면에 하나 이상 돌출 형성되고, 냉매 유동 방향과 평행하게 형성된 구조일 수 있다.The first concavo-convex part 210 may have a structure in which one or more protrusions are formed on the inner surface of the cooling passage part 230 and are formed parallel to the refrigerant flow direction.

제 2 요철부(220)는, 냉각 유로부(230) 내부면에 돌출 형성되고, 제 1 요철부(210)와 소정의 각도(a1, a2)를 이루며 형성되고, 평면상 'V' 자 형상이 되도록 중앙부에 절곡부(221)가 구비된 구조일 수 있다. 이때, 제 1 요철부(210)와 제 2 요철부(220)에 의해 형성되는 각도(a1, a2)는 20 내지 70 도일 수 있다. 더욱 바람직하게는 40 도 내지 50도 일 수 있다.The second concavo-convex part 220 is formed to protrude from the inner surface of the cooling channel part 230 and forms a predetermined angle a1 or a2 with the first concavo-convex part 210, And a bent portion 221 is provided at the central portion. At this time, the angles a1 and a2 formed by the first concave-convex portion 210 and the second concave-convex portion 220 may be 20 to 70 degrees. More preferably from 40 degrees to 50 degrees.

한편, 제 1 요철부(210)의 형성 개수(n) 값은, 냉각 유로부(230)의 종횡비 값(AR)을 소수점 이하 값 반올림하여 자연수화한 후 1을 감산하여 산출된 값일 수 있다. 이에 대한 상세한 설명은 상기 언급하였으므로 생략하기로 한다.The value n of the first concavity and convexity 210 may be a value obtained by rounding off the decimal point of the aspect ratio AR of the cooling channel portion 230 to naturally hydrate and subtracting 1. The detailed description thereof has been given above, and therefore, it will be omitted.

또한, 상기 제 1 실시예에서 언급한 바와 같이, 본 실시예에 따른 제 1 요철부(210)의 돌출 높이는 제 2 요철부(220)의 돌출 높이와 동일할 수 있다. 또한, 제 1 요철부(210) 및 제 2 요철부(220)의 측단면 형상 역시 제 1 실시예와 마찬가지로, 다각형 형상 또는 타원 형상일 수 있다.
Also, as mentioned in the first embodiment, the protruding height of the first concave-convex portion 210 according to the present embodiment may be the same as the protruding height of the second concave-convex portion 220. In addition, the cross-sectional shapes of the first concavo-convex part 210 and the second concavo-convex part 220 may be polygonal or elliptical in the same manner as in the first embodiment.

도 12에는 본 발명의 제 3 실시예에 따른 터빈 블레이드의 내부유로 구조를 표현한 평면 모식도가 도시되어 있다. 또한, 도 13에는 도 12의 D 부분 확대도가 도시되어 있고, 도 14에는 도 12의 E - E' 선 절단면도가 도시되어 있다.12 is a plan view schematically illustrating an internal flow path structure of a turbine blade according to a third embodiment of the present invention. FIG. 13 is an enlarged view of portion D in FIG. 12, and FIG. 14 is a sectional view taken along the line E-E 'of FIG.

이들 도면을 참조하면, 본 실시예에 따른 터빈블레이드(300)는, 냉각 유로부(330), 제 1 요철부(310), 제 2 요철부(320) 및 불연속부(340)를 포함하는 구성일 수 있다.Referring to these drawings, the turbine blade 300 according to the present embodiment includes a cooling channel portion 330, a first concave / convex portion 310, a second concave / convex portion 320, and a discontinuous portion 340 Lt; / RTI >

구체적으로, 냉각 유로부(330), 제 1 요철부(320) 및 제 2 요철부(320)의 구성은, 상기 언급한 제 1 실시예에 따른 터빈블레이드(100)의 구성과 동일하다. 다만, 제 3 실시예에 따른 터빈 블레이드(300)의 내부유로 구조는, 제 1 요철부(310) 및 제 2 요철부(320)가 접하는 부위에 소정 깊이로 함몰되어 형성된 불연속부(340)를 더 포함하는 구조일 수 있다.Specifically, the configuration of the cooling channel portion 330, the first concavo-convex portion 320, and the second concavo-convex portion 320 is the same as that of the turbine blade 100 according to the first embodiment described above. However, the internal flow path structure of the turbine blade 300 according to the third embodiment has a discontinuous portion 340 formed by being recessed at a predetermined depth in a portion where the first concave-convex portion 310 and the second concave- Or more.

더욱 구체적으로, 도 13 및 도 14에 도시된 바와 같이, 불연속부(340)는 제 1 요철부(310) 및 제 2 요철부(320)가 접하는 부위에 형성될 수 있다. 또한, 불연속부(340)의 함몰깊이는 제 1 요철부(310)의 돌출 높이 대비 10 내지 100 % 일 수 있다. 더욱 바람직하게는 불연속부(340)의 함몰깊이는 제 1 요철부(310)의 돌출 높이와 동일 할 수 있다.
More specifically, as shown in FIGS. 13 and 14, the discontinuous portion 340 may be formed at a portion where the first concave-convex portion 310 and the second concave-convex portion 320 are in contact with each other. In addition, the depth of recession of the discontinuous portion 340 may be 10 to 100% of the protrusion height of the first concave / convex portion 310. More preferably, the recess depth of the discontinuous portion 340 may be the same as the protruding height of the first concave / convex portion 310.

도 15에는 본 발명의 제 1 실시예에 따른 터빈 블레이드의 내부유로 구조에 의해 발생하는 와류를 유선을 통해 나타낸 그림이 도시되어 있고, 도 16에는 본 발명의 제 1 실시예에 따른 터빈 블레이드의 내부유로 표면에서의 열전달 계수 분포를 나타내는 그림이 도시되어 있다.FIG. 15 is a view showing a vortex generated by the internal flow path structure of a turbine blade according to the first embodiment of the present invention through a wire, and FIG. 16 is a cross- A diagram showing the heat transfer coefficient distribution on the flow path surface is shown.

우선 도 15를 도 5와 함께 살펴보면, 본 발명의 제 1 실시예에 따른 터빈 블레이드의 내부유로 구조(100)는 경사진 제 2 요철부(120) 가운데에 교차하는 제 1 요철부(110)가 부가된 구조이다. 경사진 제 2 요철부(120) 사이에 도 15에 도시된 바와 같이, 교차 구조(제 1 요철부(110))를 설치하는 경우, 요철부와 평행한 방향으로 발달하는 열 경계층의 발달을 저해할 수 있다. 또한, 경사진 제 2 요철부(120)의 가운데 설치된 제 1 요철부(110)에 의해 냉매의 와류가 반복적으로 발생하는 것을 볼 수 있다. 따라서, 이러한 구조의 냉매 유로구조는 냉매의 난류 발생을 촉진시켜 내부유로에서 열전달 성능을 향상시킬 수 있다.15, the inner flow path structure 100 of the turbine blade according to the first embodiment of the present invention includes a first irregular portion 110 intersecting the inclined second irregular portion 120 It is an added structure. When a cross structure (first irregular portion 110) is provided between the inclined second irregular portions 120 as shown in Fig. 15, the development of the thermal boundary layer developing in a direction parallel to the irregular portion is inhibited can do. In addition, it can be seen that the vortex of the refrigerant is repeatedly generated by the first concave-convex portion 110 provided at the center of the inclined second concave-convex portion 120. Accordingly, the refrigerant flow path structure having such a structure can promote the generation of turbulence of the refrigerant, thereby improving the heat transfer performance in the internal flow path.

다음으로 도 16을 도 5와 함께 살펴보면, 본 발명의 제 1 실시예에 따른 터빈 블레이드의 내부유로는, 서로 교차된 제 1 요철부(110)와 제 2 요철부(120) 구조에 의해 경사진 제 2 요철부(120)와 평행한 방향으로 성장하는 열 경계층 발달을 저해할 수 있음을 볼 수 있다. 또한, 냉매의 와류가 반복적으로 발생하면서 열전달계수가 고르게 높아지는 것을 살펴볼 수 있다.
16, the internal flow path of the turbine blade according to the first embodiment of the present invention is inclined by the first concavo-convex part 110 and the second concavo-convex part structure intersected with each other, It can be seen that the development of the thermal boundary layer growing in a direction parallel to the second concave-convex portion 120 can be inhibited. Also, it can be seen that the vortex of the refrigerant is repeatedly generated, and the heat transfer coefficient is increased evenly.

도 17에는 종래 기술에 따른 터빈 블레이드와 본 발명의 제 1 실시예에 따른 터빈 블레이드의 평균 열전달계수, 마찰계수 및 성능계수를 비교한 그래프가 도시되어 있다.17 is a graph comparing an average heat transfer coefficient, a friction coefficient, and a coefficient of performance of a turbine blade according to the prior art and a turbine blade according to the first embodiment of the present invention.

도 17의 그래프에서 비교한 종래 기술에 따른 터빈 블레이드의 냉매 유로 구조는 도 2에 도시된 바와 같이, 서로 교차되는 요철부가 전혀 구비되지 않은 구조로서, 본 발명의 제 1 요철부와 대응되는 부재가 구비되지 않은 구조이다.As shown in FIG. 2, the refrigerant flow path structure of the turbine blades according to the prior art compared in the graph of FIG. 17 has a structure in which no concave and convex portions intersecting with each other are provided at all, It is not provided.

도 17에 도시된 그래프는, 종래 기술에 따른 평균 열전달계수, 마찰계수 및 성능계수 값을 각각 1.0으로 설정한 후, 각각에 대응되는 본 발명의 제 1 실시예의 평균 열전달계수, 마찰계수 및 성능계수 값의 비를 막대 그래프로 도시한 것이다.17, the average heat transfer coefficient, the coefficient of friction and the coefficient of performance according to the prior art are set to 1.0, and then the average heat transfer coefficient, the coefficient of friction and the coefficient of performance And the ratio of the values is shown in a bar graph.

도 17을 도 5와 함께 살펴보면, 본 발명의 제 1 실시예에 따른 터빈 블레이드(100)의 평균 열전달계수는 약 10 % 이상 향상되었고, 마찰계수는 약 2.8 % 상승되었다. 결과적으로 교차된 구조의 제 1 요철부 및 제 2 요철부에 의해 성능계수가 약 7.7 % 향상되었다.
Referring to FIG. 17 together with FIG. 5, the average heat transfer coefficient of the turbine blade 100 according to the first embodiment of the present invention is improved by about 10% or more, and the coefficient of friction is increased by about 2.8%. As a result, the coefficient of performance was improved by about 7.7% by the first irregular portion and the second irregular portion of the crossed structure.

따라서, 본 실시예에 따른 가스터빈 블레이드에 따르면, 서로 교차되는 구조의 제 1 요철부 및 제 2 요철부를 구비함으로써, 종래 기술 대비 평균 열전달계수, 마찰계수 값을 향상시킬 수 있어, 결과적으로 냉각 성능계수 값을 향상시킬 수 있다. 또한, 터빈 블레이드 후단부에서의 냉각 성능을 향상시켜, 파손 방지 및 신뢰성을 확보할 수 있으며, 기존에 많은 열부하로 인하여 파손이 자주 발생하는 블레이드 후단부의 냉각 성능을 크게 향상 시켜 블레이드 파손을 예방할 수 있다.
Therefore, according to the gas turbine blade according to the present embodiment, by providing the first concavo-convex portion and the second concavo-convex portion having the mutually intersecting structures, it is possible to improve the average heat transfer coefficient and the coefficient of friction coefficient as compared with the prior art, The coefficient value can be improved. In addition, it is possible to improve the cooling performance at the rear end of the turbine blade, to prevent breakage and ensure reliability, and to greatly improve the cooling performance at the rear end of the blade where breakage frequently occurs due to a large heat load, .

이상의 본 발명의 상세한 설명에서는 그에 따른 특별한 실시예에 대해서만 기술하였다. 하지만 본 발명은 상세한 설명에서 언급되는 특별한 형태로 한정되는 것이 아닌 것으로 이해되어야 하며, 오히려 첨부된 청구범위에 의해 정의되는 본 발명의 정신과 범위 내에 있는 모든 변형물과 균등물 및 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.
In the foregoing detailed description of the present invention, only specific embodiments thereof have been described. It is to be understood, however, that the invention is not to be limited to the specific forms thereof, which are to be considered as being limited to the specific embodiments, but on the contrary, the intention is to cover all modifications, equivalents, and alternatives falling within the spirit and scope of the invention as defined by the appended claims. .

100: 터빈블레이드
110: 제 1 요철부
120: 제 2 요철부
130: 냉각 유로부
131: 냉매 유입구
132: 냉매 배출구
133: 냉매 유동로
200: 터빈블레이드
210: 제 1 요철부
220: 제 2 요철부
221: 절곡부
230: 냉각 유로부
231: 냉매 유입구
232: 냉매 배출구
233: 냉매 유동로
300: 터빈블레이드
310: 제 1 요철부
320: 제 2 요철부
330: 냉각 유로부
331: 냉매 유입구
332: 냉매 배출구
333: 냉매 유동로
340: 불연속부100: turbine blade
110: first irregular portion
120: second uneven portion
130: cooling channel part
131: Refrigerant inlet
132: Refrigerant outlet
133: refrigerant flow path
200: turbine blade
210: first uneven portion
220: second uneven portion
221: bent portion
230: cooling channel portion
231: Refrigerant inlet
232: Refrigerant outlet
233: refrigerant flow path
300: turbine blade
310: first irregular portion
320: second uneven portion
330: cooling channel portion
331: Refrigerant inlet
332: Refrigerant outlet
333: refrigerant flow path
340: discontinuity part

Claims (20)

터빈블레이드 후단부의 냉각 성능 향상을 위한 냉각요철 구조를 포함하는 터빈블레이드(100)로서,
냉매 유입구(131) 및 냉매 배출구(132)를 구비하고, 터빈 블레이드 내부에 형성된 냉매 유동로(133)를 포함하는 냉각 유로부(130);
상기 냉각 유로부(130) 내부면에 돌출 형성되고, 냉매 유동 방향과 평행하게 형성된 하나 이상의 제 1 요철부(110); 및
상기 냉각 유로부(130) 내부면에 돌출 형성되고, 상기 제 1 요철부(110)와 소정의 각도(a0)를 이루며 형성된 하나 이상의 제 2 요철부(120);
를 포함하고,
상기 제 1 요철부(110)의 형성 개수(n) 값은, 냉각 유로부(130)의 종횡비 값(AR)을 소수점 이하 값 반올림하여 자연수화한 후 1을 감산하여 산출된 값인 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
A turbine blade (100) comprising a cooling convexo-concave structure for improving cooling performance of a rear end portion of a turbine blade,
A cooling passage portion 130 having a coolant inlet port 131 and a coolant outlet port 132 and including a coolant flow path 133 formed in the turbine blade;
At least one first concavo-convex portion 110 protruding from the inner surface of the cooling passage portion 130 and formed in parallel with the refrigerant flow direction; And
At least one second concave-convex portion 120 protruding from the inner surface of the cooling channel portion 130 and formed at a predetermined angle (a0) with the first concave-convex portion 110;
Lt; / RTI >
The value n of the first concavity and convexity 110 is a value calculated by rounding off the value of the aspect ratio AR of the cooling channel portion 130 to a natural number and subtracting 1, Gas turbine blades.
삭제delete 제 1 항에 있어서,
상기 제 1 요철부(110)와 제 2 요철부(120)에 의해 형성되는 각도(a0)는 20 내지 70 도인 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
The method according to claim 1,
Wherein an angle (a0) formed by the first irregular portion (110) and the second irregular portion (120) is 20 to 70 degrees.
제 1 항에 있어서,
상기 제 1 요철부(110) 및 제 2 요철부(120)의 측단면 형상은, 다각형 형상 또는 타원 형상인 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
The method according to claim 1,
Sectional shape of the first concavo-convex part (110) and the second concavo-convex part (120) is polygonal or elliptic.
제 1 항에 있어서,
상기 제 1 요철부(110) 및 제 2 요철부(120)의 돌출 높이는 동일한 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
The method according to claim 1,
Wherein the projecting height of the first concave-convex part (110) and the second concave-convex part (120) is the same.
터빈블레이드 후단부의 냉각 성능 향상을 위한 냉각요철 구조를 포함하는 터빈블레이드(200)로서,
냉매 유입구(231) 및 냉매 배출구(232)를 구비하고, 터빈 블레이드 내부에 형성된 냉매 유동로(233)를 포함하는 냉각 유로부(230);
상기 냉각 유로부(230) 내부면에 돌출 형성되고, 냉매 유동 방향과 평행하게 형성된 하나 이상의 제 1 요철부(210); 및
상기 냉각 유로부(230) 내부면에 돌출 형성되고, 상기 제 1 요철부(210)와 소정의 각도(a1, a2)를 이루며 형성되고, 평면상 'V' 자 형상이 되도록 중앙부에 절곡부(221)가 구비된 제 2 요철부(220);
를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
A turbine blade (200) comprising a cooling convexo-concave structure for improving the cooling performance of a rear end portion of a turbine blade,
A cooling channel portion 230 having a coolant inlet port 231 and a coolant outlet port 232 and including a coolant flow path 233 formed inside the turbine blade;
At least one first concavo-convex part 210 protruding from the inner surface of the cooling channel part 230 and formed parallel to the refrigerant flow direction; And
The first concavo-convex part 210 protrudes from the inner surface of the cooling channel part 230 and forms a predetermined angle a1 or a2 with the first concavo-convex part 210, A second concavo-convex part 220 provided with a second concave part 221;
Wherein the gas turbine blade comprises a gas turbine blade.
제 6 항에 있어서,
상기 제 1 요철부(210)의 형성 개수(n) 값은, 냉각 유로부(230)의 종횡비 값(AR)을 소수점 이하 값 반올림하여 자연수화한 후 1을 감산하여 산출된 값인 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
The method according to claim 6,
The value n of the first concavity and convexity 210 is a value calculated by rounding the value of the aspect ratio AR of the cooling channel portion 230 to a value less than the decimal point and naturally decreasing the value and subtracting 1 Gas turbine blades.
제 6 항에 있어서,
상기 제 1 요철부(210)와 제 2 요철부(220)에 의해 형성되는 각도(a1, a2)는 20 내지 70 도인 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
The method according to claim 6,
Wherein the angle a1 formed between the first concavo-convex portion 210 and the second concavo-convex portion 220 is 20 to 70 degrees.
제 6 항에 있어서,
상기 제 1 요철부(210) 및 제 2 요철부(220)의 측단면 형상은, 다각형 형상 또는 타원 형상인 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
The method according to claim 6,
Sectional shape of the first concavo-convex part (210) and the second concavo-convex part (220) is a polygonal shape or an elliptical shape.
제 6 항에 있어서,
상기 제 1 요철부(210) 및 제 2 요철부(220)의 돌출 높이는 동일한 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
The method according to claim 6,
Wherein the projecting height of the first concavo-convex part (210) and the second concavo-convex part (220) is the same.
터빈블레이드 후단부의 냉각 성능 향상을 위한 냉각요철 구조를 포함하는 터빈블레이드(300)로서,
냉매 유입구(331) 및 냉매 배출구(332)를 구비하고, 터빈 블레이드 내부에 형성된 냉매 유동로(333)를 포함하는 냉각 유로부(330);
상기 냉각 유로부(330) 내부면에 돌출 형성되고, 냉매 유동 방향과 평행하게 형성된 하나 이상의 제 1 요철부(310);
상기 냉각 유로부(330) 내부면에 돌출 형성되고, 상기 제 1 요철부(310)와 소정의 각도(a3)를 이루며 형성된 하나 이상의 제 2 요철부(320); 및
상기 제 1 요철부(310) 및 제 2 요철부(320)가 접하는 부위에 소정 깊이로 함몰되어 형성된 불연속부(340);
를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.

A turbine blade (300) including a cooling convexo-concave structure for improving cooling performance of a rear end portion of a turbine blade,
A cooling channel portion 330 having a coolant inlet port 331 and a coolant outlet port 332 and including a coolant flow path 333 formed inside the turbine blade;
At least one first concavo-convex part (310) protruding from the inner surface of the cooling channel part (330) and formed parallel to the refrigerant flow direction;
At least one second concavo-convex part 320 protruding from the inner surface of the cooling channel part 330 and formed at a predetermined angle a3 with respect to the first concavo-convex part 310; And
A discontinuous portion 340 recessed at a predetermined depth in a portion where the first concave-convex portion 310 and the second concave-convex portion 320 contact with each other;
Wherein the gas turbine blade comprises a gas turbine blade.

제 11 항에 있어서,
상기 제 1 요철부(310)의 형성 개수(n) 값은, 냉각 유로부(330)의 종횡비 값(AR)을 소수점 이하 값 반올림하여 자연수화한 후 1을 감산하여 산출된 값인 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
12. The method of claim 11,
The value n of the first concavity and convexity 310 is a value calculated by rounding off the value of the aspect ratio AR of the cooling channel portion 330 to a natural number and subtracting 1, Gas turbine blades.
제 11 항에 있어서,
상기 제 1 요철부(310)와 제 2 요철부(320)에 의해 형성되는 각도(a3)는 20 내지 70 도인 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
12. The method of claim 11,
And an angle a3 formed by the first concave-convex part 310 and the second concave-convex part 320 is 20 to 70 degrees.
제 11 항에 있어서,
상기 제 1 요철부(310) 및 제 2 요철부(320)의 측단면 형상은, 다각형 형상
또는 타원 형상인 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
12. The method of claim 11,
The first concave-convex portion 310 and the second concave-convex portion 320 have a side cross-
Or an elliptical shape.
제 11 항에 있어서,
상기 제 1 요철부(310) 및 제 2 요철부(320)의 돌출 높이는 동일한 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
12. The method of claim 11,
Wherein protruding heights of the first irregular portion (310) and the second irregular portion (320) are the same.
제 11 항에 있어서,
상기 불연속부(340)의 함몰깊이는 제 1 요철부(310)의 돌출 높이 대비 10 내지 100 % 인 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
12. The method of claim 11,
Wherein the recessed depth of the discontinuous portion (340) is 10 to 100% of the protruding height of the first concave / convex portion (310).
종횡비가 2 이상이고, 냉매 유입구 및 냉매 배출구를 구비하며, 냉매 유동로를 포함하는 냉각 유로부;
상기 냉각 유로부 내부면에 돌출 형성되고, 냉매 유동 방향과 평행하게 형성된 하나 이상의 제 1 요철부; 및
상기 냉각 유로부 내부면에 돌출 형성되고, 상기 제 1 요철부와 소정의 각도(a4)를 이루며 형성된 하나 이상의 제 2 요철부;
를 포함하되,
상기 제 1 요철부의 형성 개수(n) 값은, 냉각 유로부의 종횡비 값(AR)을 소수점 이하 값 반올림하여 자연수화한 후 1을 감산하여 산출된 값인 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
A cooling passage portion having an aspect ratio of 2 or more and including a refrigerant inlet port and a refrigerant outlet port and including a refrigerant flow path;
At least one first concave-convex portion protruding from the inner surface of the cooling passage portion and formed parallel to the refrigerant flow direction; And
At least one second concavo-convex portion protruding from the inner surface of the cooling channel portion and formed at a predetermined angle (a4) with the first concavo-convex portion;
, ≪ / RTI &
Wherein the value n of the first concavo-convex portion is a value calculated by rounding the value of the aspect ratio AR of the cooling channel portion to a value less than a decimal point and naturally decreasing the value and then subtracting 1.
제 17 항에 있어서,
상기 제 1 요철부와 제 2 요철부에 의해 형성되는 각도(a4)는 20 내지 70 도인 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
18. The method of claim 17,
And an angle (a4) formed by the first concavo-convex portion and the second concavo-convex portion is 20 to 70 degrees.
제 17 항에 있어서,
상기 제 1 요철부 및 제 2 요철부의 측단면 형상은, 다각형 형상 또는 타원 형상인 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
18. The method of claim 17,
Sectional shape of the first concavo-convex portion and the second concavo-convex portion is polygonal or elliptic.
제 17 항에 있어서,
상기 제 1 요철부 및 제 2 요철부의 돌출 높이는 동일한 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.18. The method of claim 17,
And the projecting height of the first concavo-convex portion and the second concavo-convex portion is the same.
KR20140052741A 2014-04-30 2014-04-30 Gas Turbine Blade Having an Internal Cooling Passage Structure for Improving Cooling Performance KR101501444B1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR20140052741A KR101501444B1 (en) 2014-04-30 2014-04-30 Gas Turbine Blade Having an Internal Cooling Passage Structure for Improving Cooling Performance

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR20140052741A KR101501444B1 (en) 2014-04-30 2014-04-30 Gas Turbine Blade Having an Internal Cooling Passage Structure for Improving Cooling Performance

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR101501444B1 true KR101501444B1 (en) 2015-03-12

Family

ID=53027193

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR20140052741A KR101501444B1 (en) 2014-04-30 2014-04-30 Gas Turbine Blade Having an Internal Cooling Passage Structure for Improving Cooling Performance

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101501444B1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101872845B1 (en) * 2017-03-07 2018-07-02 연세대학교 산학협력단 Turbine Blade Having Cooling Passage With Step-formed Structure

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH08135402A (en) * 1994-11-11 1996-05-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine stationary blade structure
JPH1089006A (en) * 1996-08-23 1998-04-07 Asea Brown Boveri Ag Cooling type blade
JP2002129903A (en) * 2000-10-27 2002-05-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Structure of cooling gas turbine blade
JP4637437B2 (en) * 2000-03-22 2011-02-23 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト Cooled turbine blade

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH08135402A (en) * 1994-11-11 1996-05-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine stationary blade structure
JPH1089006A (en) * 1996-08-23 1998-04-07 Asea Brown Boveri Ag Cooling type blade
JP4637437B2 (en) * 2000-03-22 2011-02-23 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト Cooled turbine blade
JP2002129903A (en) * 2000-10-27 2002-05-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Structure of cooling gas turbine blade

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101872845B1 (en) * 2017-03-07 2018-07-02 연세대학교 산학협력단 Turbine Blade Having Cooling Passage With Step-formed Structure

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5614994B2 (en) Flow regulator for use in a gas turbine component in which combustion occurs
US20070297916A1 (en) Leading edge cooling using wrapped staggered-chevron trip strips
US8297926B2 (en) Turbine blade
EP2243930B1 (en) Turbine rotor blade tip
US8690538B2 (en) Leading edge cooling using chevron trip strips
US20150110612A1 (en) Arrangement for cooling a component in the hot gas path of a gas turbine
JP2008095695A (en) Mobile blade for turbomachine
EP1647672A2 (en) Airfoil with impingement cooling of a large fillet
JP2009041433A (en) Gas turbine blade
KR20050078980A (en) Micro-circuit platform
US10352174B2 (en) Film-cooled gas turbine component
KR20180082118A (en) Cut-back of blades or vanes of gas turbine
KR101501444B1 (en) Gas Turbine Blade Having an Internal Cooling Passage Structure for Improving Cooling Performance
KR101317443B1 (en) A cooled blade of gas turbine
KR101872845B1 (en) Turbine Blade Having Cooling Passage With Step-formed Structure
JP5029957B2 (en) Turbine blade with squealer
JP6108982B2 (en) Turbine blade and rotating machine equipped with the same
KR100733383B1 (en) Cooling Passage Structure of Turbine Blade Platform
KR102433720B1 (en) Cut-back of blades or vanes of gas turbine
KR101691095B1 (en) Structure of discrete guide vane in the internal cooling channel to control local cooling performance on internal surface
JP4831816B2 (en) Gas turbine blade cooling structure
KR20020069462A (en) Discrete rib arrangements in turbine blade cooling passage
KR101405014B1 (en) Cooling pipe
CN110939609A (en) Anti-backflow centrifugal fan system
KR20200069876A (en) Gas Turbine Blade Having a Discrete Protrusion Structure For Improving Cooling Performance

Legal Events

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

Payment date: 20180221

Year of fee payment: 4

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20190304

Year of fee payment: 5