KR101543141B1 - 날개 부재 및 회전 기계 - Google Patents

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Abstract

본 발명의 날개 부재는 날개 본체(10)와, 날개 본체의 날개 폭 방향에 있어서의 단부(14)에 설치되어, 날개 폭 방향으로 교차하도록 연장되는 단부벽(20)과, 날개 본체의 단부와 단부벽을 매끄럽게 연결하는 필렛부(40)와, 날개 본체와 단부벽의 내부에 있어서 냉각 매체를 유통시키는 동시에, 날개 폭 방향을 따라서 연장되는 2개의 메인 유로(52a, 52b, 52c)가 단부벽측에 형성된 리턴 유로(52d, 52e)에서 절곡되도록 하여 접속된 냉각 유로(50)를 구비한다. 상기 리턴 유로는 날개 본체의 날개형 중심선에 교차하는 단면에 있어서, 상기 필렛부를 따르도록 형성되고, 그 날개 두께 방향 폭은 상기 메인 유로에 있어서의 날개 두께 방향의 유로 폭보다 크다.

Description

날개 부재 및 회전 기계 {VANE MEMBER AND ROTARY MACHINE}
본 발명은 날개 부재 및 회전 기계에 관한 것이다.
이미 알고 있는 바와 같이, 회전 기계에 있어서의 가장 중요한 요소의 하나로서 날개 부재가 있다. 예를 들어, 스테이터측에 설치되는 날개 부재는 작동 유체를 정류하는 정익으로서 기능한다. 또한, 로터측에 설치되는 날개 부재는 작동 유체로부터 에너지를 회수하거나, 작동 유체에 에너지를 부여하는 동익으로서 기능한다.
이와 같은 날개 부재를 고온 환경 하에서 사용하는 경우에는, 날개 부재에 발생하는 산화 두께 감소나 피로를 억제하기 위해, 날개 부재를 냉각할 필요가 있다.
예를 들어, 하기 특허문헌 1에 기재되는 정익은 터빈 반경 방향으로 연장되는 날개 본체와, 이 날개 본체의 선단부에 형성되어, 터빈 반경 방향으로 교차하도록 연장되는 단부벽을 구비하고 있고, 날개 본체의 내부에, 각각 터빈 반경 방향으로 연장되는 복수의 냉각 유로를 사행 형상으로 접속한 서펜타인 유로가 형성되어 있다. 그리고, 이 서펜타인 유로에 냉각 공기를 유통시킴으로써, 날개 부재의 냉각을 도모하고 있다.
동일한 냉각 유로를 채용한 동익으로서는, 하기 특허문헌 2가 있다.
일본 특허 출원 공개 평10-299409호 공보 일본 특허 출원 공개 제2006-170198호 공보
그런데, 상기의 날개 부재에 있어서는, 도 13 및 도 14에 도시한 바와 같이, 서펜타인 유로(74)를 흐르는 냉각 공기(c)가, 날개 본체(70)를 내측으로부터 냉각한다.
그러나, 상기의 날개 부재에 있어서는, 날개 본체(70)의 단부(71)(기부)와 단부벽(72)(플랫폼)을 매끄럽게 연결하는 필렛부(73)가 형성되는 것이 통상이다. 따라서, 도 14에 도시한 바와 같이, 필렛부(73)의 주변에는 서펜타인 유로(74)의 리턴부(75)로부터 필렛부(73)의 외표면까지의 날개벽 두께가 큰 부위가 발생한다. 이에 의해, 이 날개벽 두께가 큰 부위에서 냉각 공기(c)에 의한 냉각이 불충분해질 가능성이 있다.
본 발명은 이와 같은 사정을 고려하여 이루어진 것으로, 필렛부의 냉각을 충분히 행하는 것을 과제로 한다.
본 발명에 관한 날개 부재는 날개 본체와, 상기 날개 본체의 날개 폭 방향에 있어서의 단부에 설치되어, 상기 날개 폭 방향으로 교차하도록 연장되는 단부벽과, 상기 날개 본체의 단부와 상기 단부벽을 매끄럽게 연결하는 필렛부와, 상기 날개 본체와 상기 단부벽의 내부에 있어서 냉각 매체를 유통시키는 동시에, 상기 날개 폭 방향을 따라서 연장되는 2개의 메인 유로가 상기 단부벽측에 형성된 리턴 유로에서 절곡되도록 하여 접속된 냉각 유로를 구비하는 날개 부재이며, 상기 리턴 유로는 상기 날개 본체의 날개형 중심선에 교차하는 단면에 있어서, 상기 필렛부를 따르도록 형성되어 있는 동시에, 그 날개 두께 방향 폭이 상기 메인 유로에 있어서의 날개 두께 방향의 유로 폭보다 크게 형성되어 있다.
이와 같이 하면, 리턴 유로가, 날개형 중심선에 교차하는 단면에 있어서 필렛부를 따르도록 하여 형성되어 있으므로, 리턴 유로로부터 필렛부의 외표면까지의 두께가 대략 균일해진다. 이에 의해, 날개벽 두께가 커지는 부위가 발생하는 것을 억지하여, 필렛부를 균일적으로 충분히 냉각하는 것이 가능해진다.
또한, 상기 리턴 유로는 상기 리턴 유로의 내표면에 있어서 상기 필렛부의 외표면을 따라서 형성된 냉각면을 가져도 된다.
이와 같이 하면, 냉각면을 가지므로, 당해 냉각면에 배향하는 필렛부를, 보다 충분히 냉각할 수 있다.
또한, 상기 리턴 유로는 상기 날개 본체의 날개 두께 방향의 중앙측에 형성되어, 상기 냉각 매체의 흐름 방향을 상기 날개 두께 방향 양측으로 안내하는 돌출부를 가져도 된다.
이와 같이 하면, 돌출부를 가지므로, 냉각 매체가 날개 두께 방향 양측으로 유도된다. 이에 의해, 리턴 유로의 날개 두께 방향 양측에 위치하는 필렛부를 충분히 냉각할 수 있다.
또한, 상기 리턴 유로는 상기 리턴 유로의 상류측에 위치하는 상기 메인 유로에 있어서의 상류측 유로와의 구획벽에 냉각 구멍을 구비해도 된다.
이와 같이 하면, 리턴 유로의 냉각면 근방을 흐르는 압축 공기가 갱신되어, 냉각면의 냉각 성능이 한층 향상된다.
또한, 상기 냉각면은 상기 필렛부의 외표면으로부터의 거리가, 상기 날개 본체의 외표면으로부터 상기 메인 유로의 내표면까지의 거리와 대략 동일해지도록 형성되어도 된다.
이와 같이 하면, 냉각면의 필렛부의 외표면으로부터의 거리가, 날개 본체의 외표면으로부터 메인 유로의 내표면까지의 거리와 대략 동일하게 형성되어 있으므로, 날개 본체와 필렛부 사이에서 냉각을 균일적으로 할 수 있다.
또한, 상기 냉각면은 상기 날개형 중심선을 따라서 연장되어 있어도 된다.
이와 같이 하면, 냉각면이 날개형 중심선을 따라서 연장되어 있으므로, 날개형 중심선을 따른 넓은 범위에 걸쳐서, 필렛부를 균일적으로 충분히 냉각할 수 있다.
또한, 본 발명에 관한 회전 기계는 상기한 날개 부재를 구비한다.
이와 같이 하면, 상기한 날개 부재를 구비하므로, 날개 부재의 냉각 효과를 높여, 신뢰성이 높은 회전 기계를 제공할 수 있다.
본 발명에 관한 날개 부재에 따르면, 필렛부에 있어서 냉각을 균일적으로 충분히 행하는 것이 가능해진다.
또한, 본 발명에 관한 회전 기계에 따르면, 신뢰성을 향상시킬 수 있다.
도 1은 본 발명의 제1 실시 형태에 관한 가스 터빈(GT)의 개략 구성을 도시하는 반단면도이다.
도 2는 본 발명의 제1 실시 형태에 관한 터빈(T)의 주요부 확대 단면도이며, 도 1에 있어서의 주요부 I의 확대도이다.
도 3은 본 발명의 제1 실시 형태에 관한 터빈 동익(3)의 날개형 중심선(Q)을 따라서 절단한 단면도이며, 도 4에 있어서의 II-II선 단면도이다.
도 4는 본 발명의 제1 실시 형태에 관한 터빈 동익(3)의 날개 폭 방향으로 교차하는 날개형 단면도이며, 도 3에 있어서의 III-III선 단면도이다.
도 5는 본 발명의 제1 실시 형태에 관한 동익(3)의 주요부 확대 단면도이며, 도 3의 주요부 IV의 확대도이다.
도 6은 본 발명의 제1 실시 형태에 관한 냉각 유로(50)의 날개형 중심선(Q)에 교차하는 단면도이며, 도 5의 V-V선 단면도이다.
도 7은 본 발명의 제1 실시 형태에 관한 냉각 유로(50)의 날개형 중심선(Q)에 교차하는 단면도이며, 도 5의 VI-VI선 단면도이다.
도 8은 본 발명의 제2 실시 형태에 관한 터빈 정익(2)의 날개형 중심선을 따라서 절단한 단면도이다.
도 9는 본 발명의 제3 실시 형태에 관한 터빈 동익(3)의 날개형 중심선(Q)을 따라서 절단한 단면도를 도시하는 도면이다.
도 10은 도 9의 주요부 확대도(도 9의 주요부 VII의 확대도)이다.
도 11은 본 발명의 제3 실시 형태에 관한 냉각 유로의 단면도이며, 도 10의 VIII-VIII선 단면도이다.
도 12는 본 발명의 제3 실시 형태에 관한 냉각 유로의 단면도이며, 도 11의 IX-IX선 단면도이다.
도 13은 종래의 터빈 동익의 종단면도이다.
도 14는 도 13에 있어서의 X-X선 단면도이다.
이하, 도면을 참조하여, 본 발명의 실시 형태에 대해 설명한다.
(제1 실시 형태)
도 1은 본 발명의 제1 실시 형태에 관한 가스 터빈(회전 기계)(GT)의 개략 구성을 도시하는 반단면도이다. 도 1에 도시한 바와 같이, 가스 터빈(GT)은 압축 공기(냉각 매체)(c)를 생성하는 압축기(C)와, 압축기(C)로부터 공급되는 압축 공기(c)에 연료를 공급하여 연소 가스(g)를 생성하는 복수의 연소기(B)와, 연소기(B)로부터 공급되는 연소 가스(g)에 의해 회전 동력을 얻는 터빈(회전 기계)(T)을 구비하고 있다.
가스 터빈(GT)에 있어서는, 압축기(C)의 로터(RC)와 터빈(T)의 로터(RT)는 각각의 축 단부에서 연결되어 터빈 축(P) 상에 연장되어 있다.
또한, 이하의 설명에 있어서는, 로터(RT)의 연장 방향을 터빈 축 방향, 로터(RT)의 원주 방향을 터빈 둘레 방향, 로터(RT)의 반경 방향을 터빈 직경 방향이라고 한다.
도 2는 터빈(T)의 주요부 확대 단면도이며, 도 1에 있어서의 주요부 I의 확대도이다.
도 2에 도시한 바와 같이, 터빈(T)은 터빈 케이싱(1) 내에 있어서 터빈 축 방향으로 교대로 4단으로 배치된 터빈 정익(2) 및 터빈 동익(날개 부재)(3)을 구비하고 있다. 각 단의 터빈 정익(2)은 터빈 둘레 방향으로 간격을 두고 환형상의 정익열을 구성하고 있고, 각각 터빈 케이싱(1)측에 고정되어 있는 동시에, 로터(RT)측을 향해 연장되어 있다.
마찬가지로, 각 단의 터빈 동익(3)은 터빈 둘레 방향으로 간격을 두고 환형상의 동익열을 구성하고 있고, 로터(RT)의 로터 디스크(4A 내지 4D)에 고정되어 있는 동시에, 터빈 케이싱(1)측을 향해 연장되어 있다.
도 2에 도시한 바와 같이, 로터(RT)는 터빈 축 방향으로 겹쳐져, 전체적으로 볼 때 샤프트 형상으로 된 로터 디스크(4A 내지 4D)를 구비하고 있다. 이들 로터 디스크(4A 내지 4D)는 제1 단 내지 제 4단의 터빈 동익(3A 내지 3D)을 각각의 외주에 고정하고 있다. 또한, 이하의 설명에 있어서, 부호 3A 내지 부호 3D, 부호 4A 내지 부호 4D, 부호 7A 내지 부호 7D에 대해서는, 특정한 것을 개별로 지시하는 경우에 부호 뒤에 대문자의 알파벳을 부여하고, 불특정한 것을 지시하는 경우에 대문자의 알파벳을 생략한다.
이들 로터 디스크(4A 내지 4D) 중 터빈 축 방향으로 이웃하는 2개의 사이에는 터빈 둘레 방향으로 연장되는 매니폴드(5)가 형성되어 있다. 또한, 제1 단의 로터 디스크(4A)의 상류측에는, 중심축을 터빈 축 방향을 향한 시일 디스크(6)가 로터 디스크(4A)에 접속되어 있고, 이 시일 디스크(6)와 로터 디스크(4A) 사이에 매니폴드(5)가 형성되어 있다.
이들 매니폴드(5)는 로터 디스크(4A 내지 4C) 및 시일 디스크(6)의 각각에 천공된 접속 구멍(5a)을 통해 연속적으로 접속되어 있고, 압축기(C)로부터 추기된 압축 공기(c)가 시일 디스크(6)측으로부터 각 매니폴드(5)로 순서대로 유입되어 간다.
또한, 로터 디스크(4A 내지 4D)에는 각각의 상류측의 매니폴드(5)로부터, 각 터빈 동익(3A 내지 3D)의 내부에 형성된 냉각 유로(50)(도 3 참조)까지, 압축 공기(c)를 유도하는 래디얼 홀(7A 내지 7D)이 형성되어 있다. 이들 래디얼 홀(7A 내지 7D)은 각각 로터 디스크(4A 내지 4D)에 있어서 터빈 둘레 방향으로 간격을 두고 복수 형성되어 있다.
도 3은 터빈 동익(3)의 날개형 중심선(Q)을 따라서 절단한 단면도(도 4에 있어서의 II-II선 단면도)이고, 도 4는 터빈 동익(3)의 날개 폭 방향으로 교차하는 날개형 단면도(도 3에 있어서의 III-III선 단면도)이다.
도 3에 도시한 바와 같이, 터빈 동익(3)은 날개 본체(10)와, 플랫폼(단부벽)(20)과, 날개 뿌리부(30)가, 날개 본체(10)의 날개 폭 방향의 타측으로부터 일측으로, 상기의 순서대로 계속해서 구성되어 있다.
날개 본체(10)는, 도 3에 도시한 바와 같이 날개 폭 방향을 터빈 직경 방향을 향하게 하고 있고, 도 2에 도시한 바와 같이, 로터 디스크[4(4A 내지 4D)]측에 형성된 기단부(단부)(14)(도 3에 도시함)로부터, 터빈 케이싱(1)측에 위치하는 선단부(15)까지 연장되어 있다.
또한, 날개 본체(10)는, 도 4에 도시한 바와 같이 날개 두께 방향을 터빈 둘레 방향을 향하게 하고 있고, 날개 폭 방향으로 교차하는 날개형 단면에 있어서 전방 모서리(11)가 라운딩을 띠고 형성되어 있고, 후방 모서리(12)가 첨예 형상으로 형성되어 있다. 또한, 도 4에 도시한 바와 같이, 날개 본체(10)에는 날개 표면(13)에 있어서의 터빈 둘레 방향의 일측에 있어서 배면(13a)이 볼록 형상으로 형성되어 있고, 터빈 둘레 방향의 타측에 있어서 복면(13b)이 오목 형상으로 형성되어 있다.
플랫폼(20)은, 도 3에 도시한 바와 같이 날개 본체(10)의 기단부(14)에 대해 터빈 축 방향 일측에 이어서 형성되어 있고, 날개 폭 방향으로 교차하도록 연장되어 있다.
이 플랫폼(20)과 날개 본체(10)의 기단부(14)는 필렛부(40)에 의해 매끄럽게 접속되어 있다. 이 필렛부(40)는 기단부(14)의 날개형 단면 윤곽을 따라서 둘레 형상으로 형성되어 있고, 날개 폭 방향을 따라서 절단한 단면 윤곽이 4반원호 형상으로 되어 있다(도 6 및 도 7 참조).
날개 뿌리부(30)는, 도 3에 도시한 바와 같이 플랫폼(20)에 대해 터빈 직경 방향 일측[터빈 축(P)측]에 이어서 형성되어 있고, 예를 들어 크리스마스 트리 형상이나 3각 형상으로 형성되어 있다. 이 날개 뿌리부(30)는 로터 디스크(4)의 외주에 형성된 도시하지 않은 날개 뿌리 홈에 끼워 맞추어져 있고, 로터 디스크(4)의 외주부에 구속되어 있다(도 2 참조).
상기 구성으로 이루어지는 터빈 동익(3)의 내부에는 냉각 유로(50)가 형성되어 있다.
냉각 유로(50)는, 도 3 및 도 4에 도시한 바와 같이 전방 모서리(11)로부터 후방 모서리(12)를 향해 순서대로 배치된 전방 모서리측 유로(51)와, 서펜타인 유로(52, 53)를 구비하고 있다.
전방 모서리측 유로(51)는 서펜타인 유로(52, 53)보다도 전방 모서리(11)측에 있어서, 날개 뿌리부(30)로부터 날개 본체(10)의 선단부(15)까지 날개 폭 방향으로 연장되어 있다. 이 전방 테두리측 유로(51)의 상류 단부는 래디얼 홀(7)(도 2 참조)과 연통한 도입 유로(51i)에 접속되어 있다. 또한, 전방 모서리측 유로(51)는 전방 모서리(11)의 날개 표면(13)과 전방 모서리측 유로(51)의 유로 벽면을 각각 관통하는 복수의 냉각 구멍(51h)에 연통하고 있다.
전방 모서리측 유로(51)는 래디얼 홀(7)로부터 날개 본체(10)의 선단부(15)까지 흐르는 압축 공기(c)에 의해 전방 모서리(11)를 냉각하고, 냉각 구멍(51h)으로부터 압축 공기(c)를 유출시켜 전방 모서리(11)를 샤워 헤드 필름 냉각한다.
서펜타인 유로(52)는, 도 3 및 도 4에 도시한 바와 같이, 날개형 중심선(Q) 상에 위치하도록, 전방 모서리측 유로(51)와 서펜타인 유로(53) 사이에 있어서 사행 형상으로 형성되어 있고(도 3 참조), 각각 날개 폭 방향으로 연장되는 3개의 메인 유로(52a 내지 52c)가 U자 형상으로 형성된 리턴 유로(52d, 52e)로 접속되어 있다.
3개의 메인 유로(52a 내지 52c)는 각각 날개 본체(10)의 선단부(15)로부터 날개 본체(10)의 기단부(14)까지 연장되어 있고, 상기의 순서대로 후방 모서리(12)측으로부터 전방 모서리(11)측을 향해 병설되어 있다. 그리고, 메인 유로(52a)의 외주 단부와 메인 유로(52b)의 외주 단부가 리턴 유로(52d)로 접속되어 있고, 메인 유로(52b)의 내주 단부와 메인 유로(52c)의 내주 단부가 리턴 유로(52e)로 접속되어 있다. 또한, 메인 유로(52a)의 상류 단부는 래디얼 홀(7)(도 2 참조)과 연통한 도입 유로(52i)에 접속되어 있다. 또한, 메인 유로(52c)는 날개 표면(13)과 메인 유로(52c)의 유로 내벽을 각각 관통하는 복수의 냉각 구멍(52h)에 연통되어 있다.
서펜타인 유로(52)에 있어서, 압축 공기(c)는 도입 유로(52i)로부터 메인 유로(52a)에 유입된 후에, 이 메인 유로(52a)를 통해, 리턴 유로(52d)에 있어서 180° 회전하여 메인 유로(52b)에 유입되고, 메인 유로(52b)를 통해, 리턴 유로(52e)에 있어서 180°회전하여 메인 유로(52c)에 유입된다. 이 과정에 있어서, 메인 유로(52c) 내를 흐르는 압축 공기(c)의 일부는, 도 4에 도시한 바와 같이, 냉각 구멍(52h)으로부터 비스듬히 유출되어, 날개 표면(13)을 필름 냉각한다.
서펜타인 유로(53)는, 도 3 및 도 4에 도시한 바와 같이 날개형 중심선(Q) 상에 위치하도록, 후방 모서리(12)측에 있어서 사행 형상으로 형성되어 있고(도 3 참조), 각각 날개 폭 방향으로 연장되는 3개의 메인 유로(53a 내지 53c)가, U자 형상으로 형성된 리턴 유로(53d, 53e)로 접속되어 있다.
3개의 메인 유로(53a 내지 53c)는 각각 날개 본체(10)의 선단부(15)로부터 날개 본체(10)의 기단부(14)까지 연장되어 있고, 상기의 순서대로 전방 모서리(11)측으로부터 후방 모서리(12)측을 향해 병설되어 있다. 그리고, 메인 유로(53a)의 외주 단부와 메인 유로(53b)의 외주 단부가 리턴 유로(53d)로 접속되어 있고, 메인 유로(53b)의 내주 단부와 메인 유로(53c)의 내주 단부가 리턴 유로(53e)로 접속되어 있다. 또한, 메인 유로(53a)의 상류 단부는 래디얼 홀(7)과 연통한 도입 유로(53i, 53j)에 접속되어 있다. 또한, 메인 유로(53c)는, 도 4에 도시한 바와 같이, 날개 표면(13)과 메인 유로(53c)를 각각 관통하는 복수의 냉각 구멍(53h)에 연통하고 있다.
서펜타인 유로(53)에 있어서, 압축 공기(c)는 도입 유로(53i, 53j)로부터 메인 유로(53a)에 유입된 후에, 이 메인 유로(53a)를 통해, 리턴 유로(53d)에 있어서 180°회전하여 메인 유로(53b)에 유입되고, 메인 유로(53b)를 통해, 리턴 유로(53e)에 있어서 180°회전하여 메인 유로(53c)에 유입된다. 이 과정에 있어서, 메인 유로(53c) 내를 흐르는 압축 공기(c)의 일부는 냉각 구멍(53h)으로부터 표면으로 유출되어 필름 냉각을 행하고, 남은 압축 공기(c)가 후방 모서리(12)로부터 유출될 때, 후방 모서리 단부의 핀 냉각을 행한다.
또한, 압축 공기(c)는 서펜타인 유로(53)에 있어서 도입 유로(53i, 53j)로부터 메인 유로(53a, 53b, 53c), 리턴 유로(53d, 53e)를 거쳐서, 최종적으로 연소 가스 중에 배출되지만, 유로 내를 리턴 유로(53d, 53e)에서 반환하면서 흐르는 과정에서 압력 손실에 의해, 서서히 압력이 저하된다.
상기와 같이 개략 구성되는 터빈 동익(3)은 상술한 리턴 유로(52e, 53e)가 터빈 직경 방향에 있어서, 날개 본체(10)의 기단부(14)와 필렛부(40)와 플랫폼(20)에 걸쳐서 형성되어 있다. 이 리턴 유로(52e, 53e)는 날개형 중심선(Q)에 교차하는 단면에 있어서 필렛부(40)를 따라서 형성되어 있다.
또한, 리턴 유로(52e, 53e)는 동일한 구성으로 되어 있으므로, 이하의 설명에 있어서는, 리턴 유로(53e)에 대해 설명하는 것으로 하여, 리턴 유로(52e)의 설명을 생략한다.
도 5는 도 3의 주요부 확대도(도 3의 주요부 IV의 확대도)이고, 도 6은 도 5의 V-V선 단면도이고, 도 7은 도 5의 VI-VI선 단면도이다.
도 6 및 도 7에 도시한 바와 같이, 리턴 유로(53e)는 날개형 중심선(Q)에 직교하는 단면[이하, 단순히 날개형 중심선(Q)의 교차 단면이라고 칭함]에 있어서, 메인 유로(53b) 및 메인 유로(53c)에 비해 날개 두께 방향 치수 L이 크게 형성되어 있다(L1>L2). 또한, 리턴 유로(53e)는, 도 6에 도시한 바와 같이 날개형 중심선(Q)의 교차 단면에 있어서 날개 두께 방향 치수 L1보다도 날개 폭 방향 치수가 짧은 편평 형상으로 형성되어 있다.
도 5에 도시한 바와 같이, 리턴 유로(53e)에 있어서의 유로 내벽면(내표면)의 날개 두께 방향 양측에는 필렛부(40)의 외표면(40a)을 따라서 형성된 냉각면(55)이 형성되어 있다.
냉각면(55)은 날개형 중심선(Q)을 따라서 연장되어 있는 동시에, 도 6 및 도 7에 도시한 바와 같이, 교차 단면에 있어서 4반원호 형상으로 형성된 필렛부(40)의 외표면(40a)을 따라서 원호 형상으로 형성되어 있다. 보다 구체적으로는, 냉각면(55)은, 도 7에 도시한 바와 같이 날개형 중심선(Q)의 교차 단면에 있어서, 메인 유로(53b)와 메인 유로(53c)를 구획하는 구획벽(54)의 전후의 위치에서, 필렛부(40)를 따라서 4반원호 형상의 단면 윤곽을 갖고, 또한 구획벽(54)이 포함되는 위치[중간부(53e1)]에서, 도 6에 도시한 바와 같이 필렛부(40)를 따라서 소원호 형상의 단면 윤곽을 갖고 있다.
도 6 및 도 7에 도시한 바와 같이, 리턴 유로(53e)의 유로 폭(L1)을 형성하는 유로 내벽(60)을 대략 필렛부(40)의 외측 테두리(40b) 근방까지 폭 확장시키는 것이 바람직하다. 날개형 중심선(Q)을 중심으로 하여 유로 폭(L1)을 날개 두께 방향의 양측을 향해 필렛부(40)의 외측 테두리(40b) 근방까지 폭 확장시킴으로써, 냉각면(55)이 필렛부(40)를 따라서 날개 두께 방향으로 확장된다. 또한, 필렛부(40)의 외측 테두리(40b)라 함은, 필렛부(40)와 플랫폼(20)의 표면의 경계선을 말한다.
또한, 터빈 동익(3)의 외표면의 법선 방향에 있어서의, 상기 터빈 동익(3)의 외표면과 냉각 유로(50)의 유로 내벽면의 거리를 날개벽 두께 d로 정의한 경우에 있어서, 냉각면(55)과 필렛부(40) 사이의 날개벽 두께 d1은 각 부위에 있어서 대략 균일하게 형성되어 있다.
또한, 냉각면(55)과 필렛부(40) 사이의 날개벽 두께 d1은 메인 유로(53b) 및 메인 유로(53c)에 있어서의 날개벽 두께 d2와 대략 동일하게 형성되어 있다.
또한, 리턴 유로(53e)의 유로 내벽면의 날개 뿌리부(30)측에는 날개 두께 방향 중앙측에 있어서 유로 내벽면의 법선 방향으로 돌출된 돌출부(56)가 형성되어 있다. 돌출부(56)는, 도 6에 도시한 바와 같이 날개형 중심선(Q)의 각 교차 단면에 있어서 사다리꼴 형상으로 되어 있다. 이 돌출부(56)는, 도 5에 도시한 바와 같이 리턴 유로(53e)에 있어서 메인 유로(53b)측으로부터 중간부(53e1)로 진행되는 것에 따라서 점차 돌출량을 크게 한 후에, 중간부(53e1)로부터 메인 유로(53c)로 진행하는 것에 따라서 점차 돌출량을 작게 한다.
이 돌출부(56)는 이하에 설명하는 압축 공기(c)의 가이드 기능 외에, 리턴 유로(53e)의 유로 단면의 조정 기능을 갖고 있다. 본 실시 형태에 있어서는, 리턴 유로(53e)의 유로 폭(L1)을 상술한 바와 같이 날개 두께 방향으로 폭 확장함으로써, 압축 공기(c)가 리턴 유로(53e)의 중앙을 흐르고, 중간부(53e1)의 유로 내벽(60) 근방은 흐름의 굄이 발생하는 것을 피하여, 유로 단면의 균일한 흐름을 확보하기 위해 설치하고 있다.
다음에, 상기의 구성으로 이루어지는 가스 터빈(GT)에 있어서의 터빈 동익(3)의 작용에 대해 설명한다.
상술한 바와 같이, 압축 공기(c)가 도입 유로(53i, 53j)를 통해 서펜타인 유로(53)에 유입되면, 메인 유로(53a)를 통해, 리턴 유로(53d)에 있어서 180°회전하여 메인 유로(53b)에 유입되고, 메인 유로(53b)를 통해, 리턴 유로(53e)에 있어서 180°회전하여 메인 유로(53c)에 유입된다.
리턴 유로(53e)를 통과하는 압축 공기(c)에는 냉각면(55)에 있어서 날개벽 두께 d1이 대략 균일하게 형성되어 있으므로, 필렛부(40)의 각 부위에 있어서 균일적으로 열을 빼앗는다.
즉, 도 5에 도시한 바와 같이, 날개형 중심선(Q)의 연장 방향을 따라서 필렛부(40)의 각 부위를 균일적으로 냉각한다. 또한, 날개형 중심선(Q)의 각 교차 단면에 있어서(도 6 및 도 7 참조), 유로 폭(L1)을 필렛부(40)의 외측 테두리 근방까지 폭 확장하므로, 필렛부(40)의 날개 폭 방향 및 날개 두께 방향에 걸쳐서 각 부위를 균일적으로 냉각한다.
또한, 리턴 유로(53e)에 있어서 돌출부(56)의 상류 단부에 도달한 압축 공기(c)는 돌출부(56)가 중간부(53e1)를 향할수록 돌출량을 크게 하므로, 점차 날개 두께 방향의 양측으로 유도된다. 리턴 유로(53e)에 있어서, 날개 두께 방향의 양측으로 유도된 압축 공기(c)는 주로 냉각면(55)을 통해 필렛부(40)로부터 열을 빼앗아 냉각한다.
또한, 돌출부(56)의 돌출량을 조정함으로써, 리턴 유로(53e)의 유로 단면에서의 압축 공기(c)의 불균일 흐름을 개선할 수 있다.
이상 설명한 바와 같이, 가스 터빈(GT)에 있어서의 터빈 동익(3)에 따르면, 리턴 유로(53e)가, 날개형 중심선(Q)의 교차 단면에 있어서 필렛부(40)를 따르도록 하여 형성되어 있으므로, 리턴 유로(53e)로부터 필렛부(40)의 외표면(40a)까지의 날개벽 두께 d가 균일적으로 된다. 이에 의해, 날개벽 두께 d가 커지는 부위가 발생하는 것을 억지하여, 필렛부(40)를 균일적으로 충분히 냉각하는 것이 가능해진다. 따라서, 터빈 동익(3)에 발생하는 산화 두께 감소나 피로를 억제하는 것이 가능해진다. 또한, 리턴 유로(52e)에 있어서도 동일한 효과를 얻을 수 있다.
또한, 냉각면(55)을 가지므로, 당해 냉각면(55)에 배향하는 필렛부(40)를, 보다 충분히 냉각할 수 있다.
또한, 돌출부(56)를 가지므로, 압축 공기(c)가 날개 두께 방향 양측으로 유도된다. 이에 의해, 리턴 유로(53e)의 날개 두께 방향 양측에 위치하는 필렛부(40)를 충분히 냉각할 수 있다.
또한, 냉각면(55)의, 필렛부(40)의 외표면(40a)까지의 거리가, 메인 유로(53b, 53c)의 유로 내벽면으로부터 날개 본체(10)의 외표면까지의 거리와 대략 동일하게 형성되어 있으므로, 날개 본체(10)와 필렛부(40) 사이에서 냉각을 균일적으로 할 수 있다.
또한, 냉각면(55)이 날개형 중심선(Q)을 따라서 연장되어 있으므로, 날개형 중심선(Q)을 따른 넓은 범위에 걸쳐서, 필렛부(40)를 균일적으로 충분히 냉각할 수 있다.
또한, 상기의 터빈 동익(3)을 구비하므로, 터빈 동익(3)의 냉각 효과를 높여, 신뢰성을 향상시킬 수 있다.
(제2 실시 형태)
이하, 본 발명의 제2 실시 형태에 대해 도면을 사용하여 설명한다. 또한, 이하의 설명 및 그 설명에 사용하는 도면에 있어서, 이미 설명을 종료한 구성 요소와 동일한 구성 요소에 대해서는, 동일한 번호를 부여하여, 중복된 설명을 생략한다.
도 8은 본 실시 형태에 관한 터빈 정익(2)의 날개형 중심선을 따라서 절단한 단면도이다.
상술한 제1 실시 형태가 터빈 동익(3)에 본 발명을 적용하고 있던 것에 비해, 본 실시 형태에 있어서는, 터빈(T)의 터빈 정익(2)(도 2 참조)에 본 발명을 적용하고 있다.
도 8에 도시한 바와 같이, 터빈 정익(2)은 날개 본체(2a)의 기단부(터빈 직경 방향 외측, 단부)(58)에 외측 슈라우드(단부벽)(2b)가 접합되고, 날개 본체(2a)의 선단부(터빈 직경 방향 내측, 단부)(59)에 내측 슈라우드(단부벽)(2c)가 접합되어 있다.
날개 본체(2a)의 기단부(58)와 외측 슈라우드(2b)는 필렛부(41)에 의해 매끄럽게 연결되어 있고, 날개 본체(2a)의 선단부(59)와 내측 슈라우드(2c)는 필렛부(42)에 의해 매끄럽게 연결되어 있다.
이 터빈 정익(2)의 내부에는 서펜타인 유로(냉각 유로)(57)가 형성되어 있다.
서펜타인 유로(57)는, 도 4에 도시하는 날개형 중심선(Q) 상에 위치하도록, 도 8에 도시한 바와 같이 전방 모서리(11)와 후방 모서리(12) 사이에 걸쳐서 사행 형상으로 형성되어 있고, 각각 날개 폭 방향으로 연장되는 5개의 메인 유로(57a 내지 57c, 57f, 57g)가, U자 형상으로 형성된 리턴 유로[57d(57dA, 57dB), 57e(57eA, 57eB)]로 접속되어 있다.
5개의 메인 유로(57a 내지 57c, 57f, 57g)는 각각 날개 본체(2a)의 기단부(58)측으로부터 날개 본체(2a)의 선단부(59)측까지 연장되어 있고, 상기의 순서대로 전방 모서리(11)측으로부터 후방 모서리(12)측을 향해 병설되어 있다. 그리고, 메인 유로(57a)의 내주 단부와 메인 유로(57b)의 내주 단부가 리턴 유로(57eA)로 접속되어 있고, 메인 유로(57b)의 외주 단부와 메인 유로(57c)의 외주 단부가 리턴 유로(57dA)로 접속되어 있다. 또한, 메인 유로(57c)의 내주 단부와 메인 유로(57f)의 내주 단부가 리턴 유로(57eB)에 의해 접속되어 있고, 메인 유로(57f)의 외주 단부와 메인 유로(57g)의 외주 단부가 리턴 유로(57dB)로 접속되어 있다.
또한, 메인 유로(57a)의 상류 단부는 압축 공기(c)가 공급되는 날개 링 피드 홀(70)에 연통하고 있어, 메인 유로(57g)는 후방 모서리(12)의 냉각 구멍(53m)에 연통하여, 후방 모서리 단부를 대류 냉각한 후, 연소 가스 중에 배출된다.
상술한 리턴 유로[57d(57dA, 57dB), 57e(57eA, 57eB)]는 날개 본체(2a)의 날개형 중심선에 교차하는 단면에 있어서, 필렛부(41, 42)를 따르도록 형성되어 있다.
보다 구체적으로는, 리턴 유로[57d(57dA, 57dB), 57e(57eA, 57eB)]의 각각에 있어서, 필렛부(41, 42)의 외표면을 따라서 냉각면(55)이 형성되어 있다. 또한, 리턴 유로(57d)에, 날개 두께 방향 중앙측에 있어서 유로 내벽면의 법선 방향으로 돌출된 돌출부(57d1)가 형성되고, 리턴 유로(57e)에, 날개 두께 방향 중앙측에 있어서 유로 내벽면의 법선 방향으로 돌출된 돌출부(57e1)가 형성되어 있다.
본 실시 형태에 따르면, 상술한 제1 실시 형태의 주요한 효과를 얻을 수 있는 것 외에, 터빈 정익(2)의 필렛부(41, 42)를 충분히 냉각할 수 있다.
또한, 상술한 실시 형태에 있어서 나타낸 동작 수순, 혹은 각 구성 부재의 모든 형상이나 조합 등은 일례이며, 본 발명의 주지로부터 일탈하지 않는 범위에 있어서 설계 요구 등에 기초하여 다양하게 변경 가능하다.
예를 들어, 상술한 제1 실시 형태에 있어서는, 날개형 중심선(Q)의 교차 단면에 있어서 냉각면(55)을 원호 형상의 단면 윤곽에 형성하여 필렛부(40)의 외표면을 따르게 하였지만, 필렛부(40)의 외표면의 접선 방향으로 비스듬히 연장되는 직선 형상의 단면 윤곽에 형성하여 필렛부(40)의 외표면을 따르도록 해도 된다. 제2 실시 형태에 있어서도 마찬가지이다.
또한, 상술한 제1 실시 형태에 있어서는, 리턴 유로(52e, 53e)에 본 발명을 적용하였지만, 어느 한쪽에만 본 발명을 적용해도 된다. 또한, 리턴 유로(52e, 53e)와 동일한 리턴 유로를 복수 형성하여, 그 중 적어도 하나에 본 발명을 적용해도 된다. 제2 실시 형태에 있어서도 마찬가지이다.
(제3 실시 형태)
이하, 본 발명의 제3 실시 형태에 대해 도면을 사용하여 설명한다. 또한, 이하의 설명 및 그 설명에 사용하는 도면에 있어서, 이미 설명을 종료한 구성 요소와 동일한 구성 요소에 대해서는, 동일한 번호를 부여하여, 중복된 설명을 생략한다.
본 실시 형태는 상술한 서펜타인 유로의 리턴부에 냉각 구멍을 형성하는 실시예로, 제1 및 제2 실시 형태의 양쪽에 적용할 수 있다. 도 9는 제1 실시 형태의 도 3과 동일한 터빈 동익의 날개 단면도에 있어서, 각각의 리턴부 입구의 압축 공기(c)의 흐름 방향의 상류측의 구획벽에 냉각 구멍을 형성한 예를 나타낸 것이다. 도 10은 도 9의 주요부 확대도(도 9의 주요부 VII의 확대도)이다. 도 11은 도 10의 리턴 유로(53e) 둘레의 전방 모서리 방향에서 본 단면 VIII-VIII를 도시한 것이고, 도 12는 도 11의 리턴 유로(53e) 둘레의 단면 IX-IX를 도시한 것이다. 도 9로부터 도 12에 의해, 서펜타인 유로(53)의 리턴 유로(53e)를 예로 들어, 본 실시 형태를 이하에 설명한다.
도 9 및 도 10은 서펜타인 유로(53)의 기단부(14) 근방이며, 메인 유로(53a와 53b) 사이를 구획하는 구획벽(54)에 냉각 구멍(53k)이 형성되어, 리턴 유로(53e)의 저면을 향해 경사지게 하여 배치한 예가 도시되어 있다.
또한, 도 11에 도시한 바와 같이, 리턴 유로(53e)의 날개 두께 방향의 양측의 유로 내벽(60)으로 형성된 유로 단면은, 날개 폭 방향의 단면에서 볼 때 유로 폭(L1)이 필렛부(40)의 외측 테두리(40b) 근방까지 폭 확장되고, 폭 확장된 양측의 유로 내벽(60)을 향해 압축 공기(c)가 분출되도록, 메인 유로(53b)의 배면측 및 복면측으로부터 2개의 냉각 구멍(53k)이 배치되어 있다. 냉각 구멍(53k)은 한쪽이 서펜타인 유로(53)의 상류측의 메인 유로(53a)의 상류측 유로에 연통하고, 다른 쪽은 하류측의 메인 유로(53b)에 개방되어 있다.
도 12에 도시한 바와 같이, 리턴 유로(53e)의 유로는 메인 유로(53b 및 53c)의 유로로부터, 날개 두께 방향의 배면측 및 복면측으로 팽창된 확장부(61)를 구비하는 형상으로 되어 있다. 각각의 배면측 및 복면측에 형성된 냉각 구멍(53k)은 날개형 중심선(Q)에 대해 기울기를 갖고, 압축 공기(c)가 유로 내벽(60)에 닿는 방향을 향하게 되어 있다.
전술한 바와 같이 서펜타인 유로를 흐르는 압축 공기(c)는 유로 내를 흐르는 과정에서 발생하는 압력 손실로 인해, 압축 공기(c)의 압력이 저하된다. 서펜타인 유로(53)를 예로 들어 설명하면, 도입 유로(53i, 53j)로부터 메인 유로(53a)에 유입된 저온의 압축 공기(c)는 기단부측(14)으로부터 선단부(15)를 향해 흐르고, 리턴부(53d)에서 180°회전하여 반환하고, 또한 기단부(14)를 향해 하향 유동하여 리턴부(53e)에 도달할 때까지의 동안에, 유로 내의 압력 손실로 인해, 압력이 저하된다. 즉, 메인 유로(53a)의 상류측 기단부(14)와 메인 유로(53b)의 하류측의 리턴 유로(53e)의 입구 근방에서는, 압력 손실에 의해 일정한 차압이 발생하므로, 냉각 구멍(53k)의 입구측과 출구측의 차압에 의해, 메인 유로(53a)를 흐르는 압축 공기(c)의 일부가 냉각 구멍(53k)을 흘러, 리턴 유로(53e)에 분출된다.
본 실시 형태에 따르면, 리턴 유로(53e)의 유로 단면에서 날개 두께 방향으로 팽창된 확장부(61)에는 압축 공기(c)가 고일 가능성이 있지만, 본 실시 형태의 냉각 구멍(53k)을 형성함으로써, 압축 공기(c)의 일부가 리턴 유로(53e)의 유로 내벽(60)을 향해 경사 하향(직경 방향의 내측 방향)으로 분출되므로, 확장부(61)에 체류하는 괸 압축 공기가 하류측에 퍼지되고, 리턴 유로(53e)의 냉각면(55) 근방을 흐르는 압축 공기류가 갱신되어, 냉각면(55)의 냉각 성능이 향상된다.
마찬가지로, 서펜타인 유로(52)의 리턴 유로(52e)에도, 메인 유로(52a와 52b) 사이의 구획벽(54)에 냉각 구멍(52k)을 형성하여, 리턴 유로(53e)와 동일한 구조를 적용할 수 있다.
또한, 상술한 터빈(T)의 터빈 동익(3) 및 터빈(T)의 터빈 정익(2)에 본 발명을 적용하였지만, 각종 회전 기계의 동익 및 정익[예를 들어, 압축기(C)의 동익 및 정익(도 1 참조)]에 대해 본 발명을 적용해도 된다.
본 발명은 날개 본체와, 상기 날개 본체의 날개 폭 방향에 있어서의 단부에 설치되어, 상기 날개 폭 방향으로 교차하도록 연장되는 단부벽과, 상기 날개 본체의 단부와 상기 단부벽을 매끄럽게 연결하는 필렛부와, 상기 날개 본체와 상기 단부벽의 내부에 있어서 냉각 매체를 유통시키는 동시에, 상기 날개 폭 방향을 따라서 연장되는 2개의 메인 유로가 상기 단부벽측에 형성된 리턴 유로에서 절곡되도록 하여 접속된 냉각 유로를 구비하는 날개 부재이며, 상기 리턴 유로는 상기 날개 본체의 날개형 중심선에 교차하는 단면에 있어서, 상기 필렛부를 따르도록 형성되어 있는 동시에, 그 날개 두께 방향 폭이 상기 메인 유로에 있어서의 날개 두께 방향의 유로 폭보다 크게 형성되어 있는 날개 부재에 관한 것이다. 본 발명에 따르면, 필렛부에 있어서 냉각을 균일적으로 충분히 행하는 것이 가능해진다.
2 : 터빈 정익(날개 부재)
2a : 날개 본체
2b : 외측 슈라우드(단부벽)
2c : 내측 슈라우드(단부벽)
3(3A 내지3D) : 터빈 동익(날개 부재)
10 : 날개 본체
14 : 기단부(단부)
20 : 플랫폼(단부벽)
40 : 필렛부
41 : 필렛부
42 : 필렛부
40a : 외표면
50 : 냉각 유로
52b, 52c : 메인 유로
52e : 리턴 유로
52k, 53k : 냉각 구멍
53b, 53c : 메인 유로
53e : 리턴 유로
55 : 냉각면
56 : 돌출부
57 : 서펜타인 유로(냉각 유로)
57a 내지 57c, 57f, 57g : 메인 유로
57d(57dA, 57dB), 57e(57eA, 57eB) : 리턴 유로
58 : 기단부(단부)
59 : 선단부(단부)
60 : 유로 내벽
61 : 확장부
C : 압축기(회전 기계)
GT : 가스 터빈(회전 기계)
Q : 날개형 중심선
T : 터빈(회전 기계)
c : 압축 공기(냉각 매체)

Claims (7)

  1. 날개 본체와,
    상기 날개 본체의 날개 폭 방향에 있어서의 단부에 설치되어, 상기 날개 폭 방향으로 교차하도록 연장되는 단부벽과,
    상기 날개 본체의 단부와 상기 단부벽을 매끄럽게 연결하는 필렛부와,
    상기 날개 본체와 상기 단부벽의 내부에 있어서 냉각 매체를 유통시키는 동시에, 상기 날개 폭 방향을 따라서 연장되는 2개의 메인 유로가 상기 단부벽측에 형성된 리턴 유로에서 절곡되도록 하여 접속된 냉각 유로를 구비하는 날개 부재이며,
    상기 리턴 유로는 상기 날개 본체의 날개형 중심선에 교차하는 단면에 있어서, 상기 필렛부를 따르도록 형성되어 있는 동시에,
    상기 리턴 유로는 날개 두께 방향 폭이 상기 메인 유로에 있어서의 날개 두께 방향의 유로 폭보다 크게 형성되어, 유로 내벽이 상기 날개 두께 방향의 배면측 및 복면측으로 팽창되어 폭 확장된 확장부를 구비하고 있는, 날개 부재.
  2. 제1항에 있어서, 상기 리턴 유로는 상기 리턴 유로의 내표면에 있어서 상기 필렛부의 외표면을 따라서 형성된 냉각면을 갖는, 날개 부재.
  3. 제1항에 있어서, 상기 리턴 유로는 상기 날개 본체의 날개 두께 방향의 중앙측에 형성되어, 상기 냉각 매체의 흐름 방향을 상기 날개 두께 방향 양측으로 안내하는 돌출부를 갖는, 날개 부재.
  4. 제1항에 있어서, 상기 리턴 유로는 상기 리턴 유로의 상류측에 위치하는 상기 메인 유로에 있어서의 상기 리턴 유로에 인접하는 상류측 유로와의 구획벽의 배면측 근처 및 복면측 근처에 배치되어, 상기 유로 내벽을 향해 직경 방향 내측을 향하도록 배치된 냉각 구멍을 구비하는, 날개 부재.
  5. 제2항에 있어서, 상기 냉각면은 상기 필렛부의 외표면으로부터의 거리가, 상기 날개 본체의 외표면으로부터 상기 메인 유로의 내표면까지의 거리와 동일해지도록 형성되어 있는, 날개 부재.
  6. 제1항에 있어서, 상기 리턴 유로는 상기 유로 내벽이 상기 날개 두께 방향을 향하여 상기 필렛부의 외측 테두리 근방까지 폭 확장되어 있는, 날개 부재.
  7. 제1항에 기재된 날개 부재를 구비하는, 회전 기계.
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