KR101828543B1 - Turbine blade, turbine comprising the same and method for manufacturing the turbine blade - Google Patents

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Abstract

본 발명은 터빈의 블레이드와 관련된 것으로, 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드의 제조 방법은, 터빈 블레이드 기저 소재의 외면에 열 차단 코팅층을 형성하는 단계와, 상기 열 차단 코팅층의 상에 임시 지지층을 형성하는 단계와, 상기 임시 지지층 상에 보호막을 형성하는 단계와, 상기 임시 지지층의 적어도 일부를 선택적으로 에칭하여 제거하는 단계를 포함한다. A method of manufacturing a turbine blade according to an embodiment of the present invention includes forming a thermal barrier coating layer on an outer surface of a base material of a turbine blade and forming a thermal barrier coating layer on the thermal barrier coating layer, Forming a protective film on the temporary support layer, and selectively etching and removing at least a portion of the temporary support layer.

Description

터빈 블레이드 및 터빈 블레이드의 제조 방법 {Turbine blade, turbine comprising the same and method for manufacturing the turbine blade}TECHNICAL FIELD [0001] The present invention relates to turbine blades, turbine blades, turbine blades, turbine blades, turbine blades, turbine blades,

본 발명은 터빈의 블레이드와 관련된 것이다. The present invention relates to a blade of a turbine.

터빈은 고온 고압의 가스의 압력을 이용하여 회전력을 발생시키는 장치로서, 산업용 가스 터빈 또는 항공기용 엔진 등에 사용된다. A turbine is a device that generates rotational force by using the pressure of gas of high temperature and high pressure, and is used for an industrial gas turbine or an engine for an aircraft.

최근에는 터빈의 효율을 증가시키기 위하여 터빈으로 유입되는 가스의 온도(Turbine Inlet Temperature: TIT)가 지속적으로 상승되는 추세에 있는데, 이로 인하여 터빈 블레이드의 내열 처리 및 냉각의 중요성이 부각되고 있다. Recently, the temperature of the gas flowing into the turbine (TIT) has been continuously increased to increase the efficiency of the turbine. Therefore, the importance of heat treatment and cooling of the turbine blade is emphasized.

또한 기존의 화석연료의 가격 상승으로 인하여 합성 가스(syngas) 또는 셰일 가스(shalegas) 등의 대체연료를 터빈의 연료가스로서 사용하는 경향이 증가하고 있는데, 이로 인하여 연료 내에 이물질의 함량도 함께 증가하는 추세에 있다. 연료 내에 포함된 이물질은 터빈 블레이드의 표면에 도포된 내열 도료의 손상 및 탈락을 야기할 수 있어서 터빈 블레이드의 수명을 단축시키는 원인이 되기도 한다. In addition, due to the increase in the price of conventional fossil fuels, alternative fuels such as syngas or shale gas are increasingly used as the fuel gas of the turbine, thereby increasing the content of foreign substances in the fuel There is a tendency. Foreign matter contained in the fuel may cause damage and dropping of the heat-resistant paint applied on the surface of the turbine blade, which may shorten the life of the turbine blade.

이와 같이 터빈에 있어서 TIT의 증가 및 이물질의 증가의 추세에 따라서 터빈 블레이드의 내열 특성 및 기계적 내구성을 확보하는 것이 매우 중요한 기술적 과제로 대두되고 있다. In this way, it is very important to secure the heat resistance and mechanical durability of the turbine blade in accordance with the increase of the TIT and the increase of the foreign matter in the turbine.

본 발명의 일 측면은 터빈 블레이드의 내열 특성 및 기계적 내구성을 효과적으로 확보할 수 있는 터빈 블레이드 및 이를 구비한 터빈을 제공하고자 한다. 또한 본 발명의 다른 일 측면은 그러한 터빈 블레이드의 제조 방법을 제공하고자 한다.One aspect of the present invention is to provide a turbine blade and a turbine having the same that can effectively secure the heat resistance and mechanical durability of the turbine blade. Another aspect of the present invention is to provide a method of manufacturing such a turbine blade.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드의 제조 방법은, 터빈 블레이드 기저 소재의 외면에 열 차단 코팅층을 형성하는 단계와, 상기 열 차단 코팅층의 상에 임시 지지층을 형성하는 단계와, 상기 임시 지지층 상에 보호막을 형성하는 단계와, 상기 임시 지지층의 적어도 일부를 선택적으로 에칭하여 제거하는 단계를 포함한다. A method of manufacturing a turbine blade according to an embodiment of the present invention includes the steps of forming a thermal barrier coating on an outer surface of a base material of a turbine blade, forming a temporary support layer on the thermal barrier coating layer, Forming a protective film on the temporary support layer; and selectively etching and removing at least a portion of the temporary support layer.

또한 상기 터빈 블레이드 기저 소재는 냉각 유체가 유출되는 복수의 유출구를 구비하며, 상기 유출구는 상기 임시 지지층이 제거되어 형성된 공간과 연통될 수 있다. The turbine blade base material may have a plurality of outlets through which the cooling fluid flows, and the outlets may communicate with a space formed by removing the temporary support layer.

본 발명의 다른 실시예에 따른 터빈 블레이드는, 터빈 블레이드 기저 소재와, 상기 터빈 블레이드 기저 소재의 외면에 형성되는 열 차단 코팅층과, 상기 열 차단 코팅층의 외측에 형성되며 상기 열 차단 코팅층으로부터 이격되게 배치되는 보호막과, 상기 보호막과 상기 열 차단 코팅층 사이에 배치되어 상기 보호막을 지지하는 지지부를 구비할 수 있다. According to another aspect of the present invention, there is provided a turbine blade comprising: a turbine blade base material; a thermal barrier coating layer formed on an outer surface of the turbine blade base material; and a heat insulating layer formed on the outer side of the heat barrier coating layer, And a support portion disposed between the protective film and the heat shielding coating layer to support the protective film.

또한 상기 터빈 블레이드 기저 소재는 냉각 유체가 유출되는 복수의 유출구를 구비하며, 상기 복수의 유출구는 상기 보호막과 상기 열 차단 코팅층 사이에 형성되는 공간과 연통되며, 상기 보호막에는 상기 터빈 블레이드 기저 소재의 유출구로 유출된 냉각 유체가 상기 터빈 블레이드의 외부로 유출될 수 있도록 유체 출구가 형성될 수 있다. The turbine blade base material has a plurality of outlets through which a cooling fluid flows, the plurality of outlets communicating with a space formed between the protective film and the heat shielding coating layer, A fluid outlet may be formed so that the cooling fluid discharged into the sphere can be discharged to the outside of the turbine blade.

또한 상기 보호막의 유체 출구는 상기 터빈 블레이드의 트레일링 에지 측에 형성될 수 있다. Further, the fluid outlet of the protective film may be formed on the trailing edge side of the turbine blade.

또한 상기 보호막은 상기 터빈 블레이드의 리딩 에지를 포함한 일부에만 형성될 수 있다. Further, the protective film may be formed only on a part including the leading edge of the turbine blade.

본 발명의 일 측면에 따른 터빈 블레이드에 따르면 터빈 블레이드의 내열성 및 기계적 내구성이 효과적으로 상승된다. 따라서 터빈 블레이드 자체 및 이를 구비하는 터빈의 수명이 효과적으로 상승될 수 있다. According to the turbine blade according to one aspect of the present invention, the heat resistance and the mechanical durability of the turbine blade are effectively increased. Therefore, the life of the turbine blade itself and the turbine having the same can be effectively increased.

또한 본 발명의 다른 일 측면에 따른 터빈 블레이드의 제조 방법에 따르면 내열성 및 기계적 내구성이 우수한 터빈 블레이드를 효과적으로 제조할 수 있다. According to another aspect of the present invention, a turbine blade having excellent heat resistance and mechanical durability can be effectively manufactured.

도 1은 기존의 터빈 휠의 개략적인 사시도이다.
도 2는 도 1의 터빈 휠의 블레이드 유니트를 개략적으로 도시한 사시도이다.
도 3은 도 2의 터빈 블레이드의 III-III선을 따라 취한 단면도이다.
도 4는 도 3의 IV 부분을 확대하여 도시한 도면이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드 유니트의 개략적인 사시도이다.
도 6은 도 5의 터빈 블레이드의 VI-VI선을 따라 취한 단면도이다.
도 7은 도 6의 VII 부분을 확대하여 도시한 도면이다.
도 8은 본 발명의 다른 일 실시예에 따른 터빈 블레이드의 제조 방법을 개략적으로 도시한 흐름도이다.
도 9a 내지 도 9g는 도 8의 터빈 블레이드의 제조 방법의 각 과정들을 설명하기 위한 도면으로서, 터빈 블레이드의 일부분에 대한 개략적 단면도이다.
도 10은 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 터빈 블레이드의 개략적인 단면도이다.
도 11은 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 터빈 블레이드의 개략적인 단면도이다. Figure 1 is a schematic perspective view of a conventional turbine wheel.
Fig. 2 is a perspective view schematically showing the blade unit of the turbine wheel of Fig. 1;
3 is a cross-sectional view taken along line III-III of the turbine blade of FIG. 2;
4 is an enlarged view of a portion IV in Fig.
5 is a schematic perspective view of a turbine blade unit according to an embodiment of the present invention.
6 is a cross-sectional view taken along line VI-VI of the turbine blade of FIG. 5;
7 is an enlarged view of a portion VII of Fig.
8 is a flowchart schematically showing a method of manufacturing a turbine blade according to another embodiment of the present invention.
Figs. 9A to 9G are schematic cross-sectional views of a portion of a turbine blade, for explaining respective steps of the method of manufacturing the turbine blade of Fig. 8; Fig.
10 is a schematic cross-sectional view of a turbine blade according to another embodiment of the present invention.
11 is a schematic cross-sectional view of a turbine blade according to another embodiment of the present invention.

이하 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 일부 실시예에 대해서 설명한다. 첨부된 도면에 있어서 일부 구성요소는 설명의 편의를 위하여 과장 혹은 생략될 수 있다. 또한 도면에서 동일한 부재번호가 부여된 구성은 실질적으로 동일한 구성임을 의미하므로 이에 대한 중복적인 설명은 생략될 수 있다. Hereinafter, some embodiments of the present invention will be described with reference to the accompanying drawings. In the accompanying drawings, some of the constituent elements may be exaggerated or omitted for convenience of explanation. In the drawings, the same reference numerals denote substantially the same constituent elements, and a duplicate description thereof may be omitted.

도 1은 종래의 터빈 휠을 개략적으로 도시한 도면으로, 도 1에 도시된 바와 같이 터빈 휠(1)은 원주 상으로 배치되는 복수의 터빈 블레이드 유니트(10)를 구비한다. 터빈 블레이드 유니트(10)는 터빈 블레이드(12)와 플랫폼(14)을 구비하며 서로 분리 가능하게 조립된다.1 is a schematic view of a conventional turbine wheel. As shown in FIG. 1, a turbine wheel 1 has a plurality of turbine blade units 10 disposed circumferentially. The turbine blade unit 10 has a turbine blade 12 and a platform 14 and is assembled detachably with respect to each other.

도 2는 터빈 휠의 조립에 사용되는 터빈 블레이드 유니트(10)를 개략적으로 도시한 것이다. 2 schematically shows a turbine blade unit 10 used for assembling a turbine wheel.

도 2를 참조하면, 터빈 블레이드 유니트(10)의 플랫폼(14)은 터빈 블레이드(12)를 지지하며, 터빈 블레이드 유니트(10)의 조립 시에 인접한 터빈 블레이드 유니트와 견고하게 고정될 수 있도록 도브 테일(dove tail)(142)을 구비한다. 플랫폼(14)의 내측으로는 냉각 유체(C)가 유입되며, 플랫폼(14)의 내측으로 유입된 냉각 유체(C)의 일부는 터빈 블레이드(12)의 내부에 형성된 유로로 유입되고, 다른 일부는 플랫폼(14)의 상측에 형성된 유출구(17)를 통해 유출되어 터빈 블레이드(12)의 표면의 온도 상승을 억제할 수 있다. 2, the platform 14 of the turbine blade unit 10 supports the turbine blades 12 and includes a dove tail 12 to be firmly fixed to an adjacent turbine blade unit when the turbine blade unit 10 is assembled. and a dove tail (142). The cooling fluid C flows into the inside of the platform 14 and a part of the cooling fluid C flowing into the inside of the platform 14 flows into the flow path formed inside the turbine blade 12, Can flow out through the outlet 17 formed on the upper side of the platform 14 to suppress the temperature rise of the surface of the turbine blade 12. [

터빈 블레이드(12)는 플랫폼(14)의 상면에 고정 결합되며, 고온의 작동 유체의 압력을 받아 터빈 휠의 회전력을 발생시키는 역할을 한다. 터빈 블레이드(12)의 내측에는 냉각 유체(C)의 유동을 위한 유로가 형성되어 있으며, 터빈 블레이드(12)의 내측을 유동하는 냉각 유체(C)의 일부는 터빈 블레이드(12)의 표면에 형성된 복수의 유출구(13)를 통해서 유출되어 터빈 블레이드(12)의 표면 온도의 상승을 억제할 수 있다. 또한 터빈 블레이드(12)의 트레일링 에지 부분에는 냉각 유체(C)의 유출을 위한 슬롯(15)이 형성될 수 있다. The turbine blades 12 are fixedly coupled to the upper surface of the platform 14 and receive the pressure of the hot working fluid to generate the rotational force of the turbine wheel. A part of the cooling fluid C flowing inside the turbine blade 12 is formed on the inner surface of the turbine blade 12 and formed on the surface of the turbine blade 12 It is possible to prevent the surface temperature of the turbine blade 12 from rising by flowing out through the plurality of outlets 13. [ The trailing edge portion of the turbine blade 12 may be provided with a slot 15 for allowing the cooling fluid C to flow therethrough.

도 3은 도 2의 터빈 블레이드(12)의 개략적인 단면도이다. 3 is a schematic cross-sectional view of the turbine blade 12 of FIG.

도 3을 참조하면, 터빈 블레이드(12)의 내부에 형성된 유로(135)를 따라서 유동하는 냉각 유체(C)는 터빈 블레이드(12)의 유출구(13)를 통해 유출된 다음 터빈 블레이드(12)의 외측 표면을 따라 이동한다. 터빈 블레이드(12)의 표면으로 유출된 냉각 유체(C)는 터빈 블레이드(12)의 표면에서 피막을 형성하여 작동 유체(H)에 의한 터빈 블레이드(12) 표면의 과열을 억제할 수 있다. 3, the cooling fluid C flowing along the flow path 135 formed inside the turbine blade 12 flows out through the outlet 13 of the turbine blade 12 and then flows through the outlet 13 of the turbine blade 12 And moves along the outer surface. The cooling fluid C flowing out to the surface of the turbine blade 12 forms a coating on the surface of the turbine blade 12 to suppress the overheating of the surface of the turbine blade 12 by the working fluid H. [

도 4는 도 3의 IV 부분을 확대 도시한 도면이다. 도 4를 참조하면 터빈 블레이드(12)는 기저 소재(122)와, 기저 소재(122)의 표면에 형성되는 열 차단 코팅(Thermal barrier coat: TBC) 층(126)을 구비한다.4 is an enlarged view of a portion IV in Fig. 4, the turbine blade 12 includes a base material 122 and a thermal barrier coat (TBC) layer 126 formed on the surface of the base material 122.

기저 소재(122)는 터빈 블레이드(12)의 전체적인 형상을 이루며 그 내부에 냉각 유체(C)의 유동을 위한 유로(135)가 형성되어 있다. 기저 소재(122)는 터빈 휠의 가혹한 작동 환경에서도 우수한 열적/기계적 특성을 확보할 수 있도록 초합금(superalloy)으로 이루어진다. The base material 122 forms the overall shape of the turbine blade 12 and a flow path 135 for the flow of the cooling fluid C is formed therein. The base material 122 is made of superalloy to ensure good thermal / mechanical properties even in harsh operating environments of the turbine wheel.

TBC 층(126)은 최근의 터빈의 TIT의 증가 추세에 대응하여 터빈 블레이드(12)의 내열 특성을 더욱 향상시키기 위한 것으로, 기저 소재(122)의 표면에 형성된다. TBC 층(126)은 열 차단 특성이 우수한 물질, 즉 낮은 열전도 및 높은 열용량을 가지는 물질, 예컨대 지르코니아(ZrO2)를 포함하는 소재로 이루일 수 있다. TBC 층(126)은 고온의 작동 유체(H)의 열이 터빈 블레이드(12)의 기저 소재(122)로 전달되는 것을 억제하여 터빈 블레이드(120)의 기저 소재(122)의 열적 손상을 억제할 수 있다. TBC 층(126)을 기저 소재(122)의 표면에 형성하는 방법으로는 화학 기상 증착, 플라즈마 기상 증착 또는 플라즈마 스프레이 등 공지의 증착 방법이 사용될 수 있다. The TBC layer 126 is formed on the surface of the base material 122 in order to further improve the heat resistance characteristic of the turbine blade 12 in response to the trend of increasing TIT of recent turbines. The TBC layer 126 may be made of a material having excellent heat shielding properties, that is, a material having a low thermal conductivity and a high heat capacity, such as zirconia (ZrO 2 ). The TBC layer 126 prevents the heat of the hot working fluid H from transferring to the base material 122 of the turbine blade 12 and thereby inhibits thermal damage of the base material 122 of the turbine blade 120 . As a method of forming the TBC layer 126 on the surface of the base material 122, a known deposition method such as chemical vapor deposition, plasma vapor deposition, or plasma spray can be used.

이와 같이 터빈 블레이드(12)의 표면에 형성된 TBC 층(126)은 작동 유체(H)의 열이 터빈 블레이드(12)의 기저 소재(122)로 전달되는 것을 억제하기는 하나, 높은 열차단 특성으로 인하여 고온의 작동 유체에 의한 열부식에 취약하며, 작동 유체에 포함된 이물질의 충돌에 의한 침식에 취약하다. TBC 층(126)이 손실되면 터빈 블레이드(12)의 기저 소재(122)가 고온의 작동 유체(H)에 직접적으로 노출되어 터빈 블레이드(12) 전체의 수명이 단축될 수 있다. The TBC layer 126 formed on the surface of the turbine blade 12 suppresses the heat of the working fluid H from being transmitted to the base material 122 of the turbine blade 12, And is susceptible to erosion due to the collision of foreign substances contained in the working fluid. When the TBC layer 126 is lost, the base material 122 of the turbine blade 12 may be directly exposed to the hot working fluid H, so that the life of the entire turbine blade 12 may be shortened.

또한 냉각 유체(C)를 터빈 블레이드(12)의 표면으로 유출시켜서 냉각 유체(C) 피막을 형성하는 것은, 터빈 블레이드(12) 외부의 유동 조건 및 터빈 블레이드(12) 내부에서의 냉각 유체(C)의 유동 조건에 많은 영향을 받기 때문에 현실적으로 제어가 매우 어렵다. 실제로 터빈 블레이드(12)의 표면에 형성되는 냉각 유체(C)의 피막은 비산 또는 소실되기 쉬우며, 그로 인해 터빈 블레이드(12) 표면의 냉각 효과의 감소가 발생하기도 한다.The formation of the cooling fluid C coating by allowing the cooling fluid C to flow out to the surface of the turbine blade 12 is performed under the flow conditions outside the turbine blade 12 and the cooling fluid C ), The control is very difficult in reality. The coating of the cooling fluid C formed on the surface of the turbine blade 12 is actually liable to scatter or disappear, thereby causing a reduction in the cooling effect of the surface of the turbine blade 12 to occur.

이러한 터빈 블레이드의 문제에 대응하여, 본 출원에서는 터빈 블레이드의 내열 특성 및 기계적 내구성을 효과적으로 확보할 수 있는 방안을 제시하고자 한다. In response to the problem of the turbine blades, the present application proposes a method for effectively securing the heat resistance characteristics and the mechanical durability of the turbine blades.

도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드 유니트를 개략적으로 도시한 도면이다. 5 is a schematic view of a turbine blade unit according to an embodiment of the present invention.

도 5를 참조하면, 본 실시예의 터빈 블레이드 유니트(11)는 도 2의 터빈 블레이드 유니트(10)와 마찬가지로, 플랫폼(140)과 플랫폼(140)의 상면에 고정되는 터빈 블레이드(120)를 구비한다. Referring to FIG. 5, the turbine blade unit 11 of the present embodiment includes a platform 140 and a turbine blade 120 fixed to the upper surface of the platform 140, like the turbine blade unit 10 of FIG. 2 .

플랫폼(140)은 도 2의 터빈 블레이드 유니트(10)의 플랫폼(14)과 마찬가지로 조립을 위한 도브 테일(142)이 형성되며, 플랫폼(140)의 내부에는 냉각 유체의 유동을 위한 유로가 형성된다. 또한 플랫폼(140)의 상면에는 냉각 유체의 유출을 위한 유출구(170)가 형성된다. The platform 140 is formed with a dove tail 142 for assembly in the same manner as the platform 14 of the turbine blade unit 10 of FIG. 2, and a flow path for the cooling fluid is formed inside the platform 140 . An outlet 170 for discharging the cooling fluid is formed on the upper surface of the platform 140.

터빈 블레이드(120)는 도 2의 터빈 블레이드(12)에 외부의 보호막(128)이 마련된 형태를 가지며, 보호막(128)은 터빈 블레이드(120)의 트레일링 에지 부분에 냉각 유체가 유출되는 유출구를 구비한다. 또한 터빈 블레이드(120)의 상측 단부에는 스퀼러 팁(180)이 형성될 수 있으며, 스퀼러 팁(180)에는 유체가 통과할 수 있도록 복수의 관통구(182)가 형성될 수 있다.The turbine blade 120 has an outer protective layer 128 provided on the turbine blade 12 of FIG. 2 and the protective layer 128 has an outflow port through which the cooling fluid flows to the trailing edge portion of the turbine blade 120 Respectively. A spiral tip 180 may be formed on the upper end of the turbine blade 120 and a plurality of through holes 182 may be formed in the spill tip 180 to allow fluid to pass therethrough.

도 6은 도 5의 터빈 블레이드의 VI-VI선을 따라 취한 단면도이다. 6 is a cross-sectional view taken along line VI-VI of the turbine blade of FIG. 5;

도 6을 참조하면 터빈 블레이드(120)는 기저 소재(122), 기저 소재(122)의 표면에 코팅되는 TBC 층(126) 및 TBC 층의 외측에 이격되게 배치되는 보호막(128)을 구비한다. Referring to FIG. 6, the turbine blade 120 includes a base material 122, a TBC layer 126 coated on the surface of the base material 122, and a protective layer 128 disposed apart from the TBC layer.

기저 소재(122)는 도 2의 터빈 블레이드(120)의 기저 소재(122)와 마찬가지로, 내부에 냉각 유체(C)의 유동을 위한 유로(135)가 형성되고 냉각 유체(C)의 유출을 위한 유출구(130)를 구비한다. The base material 122 is formed with a flow path 135 for the flow of the cooling fluid C inside and a flow path for the flow of the cooling fluid C is formed in the base material 122 in the same manner as the base material 122 of the turbine blade 120 of FIG. And an outlet (130).

TBC 층(126)은 도 2의 터빈 블레이드(12)에서와 마찬가지로 기저 소재(122)의 표면에 코팅되어 고온의 작동 유체의 열이 기저 소재(122)로 전달되는 것을 억제하여 기저 소재(122)의 과열을 억제한다. The TBC layer 126 is coated on the surface of the base material 122 as in the turbine blade 12 of FIG. 2 to prevent the heat of the hot working fluid from being transferred to the base material 122, Thereby suppressing the overheating.

보호막(128)은 TBC 층(126)이 형성된 기저 소재(122)의 외면을 감싸도록 형성되며, TBC 층(126)과는 이격되게 배치된다. 보호막(128)과 TBC 층(126) 사이에는 보호막(128)을 지지하기 하기 위한 복수의 지지부(127)이 배치된다. 지지부(127)는 보호막(128)과 동일 재질로 연속되게 형성될 수도 있고, 보호막(128)과는 다른 재질로 형성될 수도 있다. 보호막(128)과 TBC 층(126)의 사이의 공간으로는 터빈 블레이드(120) 내부에서 유출된 냉각 유체(C)의 유동을 위한 유로가 형성될 수 있다. The protective layer 128 is formed to surround the outer surface of the base material 122 on which the TBC layer 126 is formed and is disposed apart from the TBC layer 126. A plurality of supports 127 for supporting the protective film 128 are disposed between the protective film 128 and the TBC layer 126. The support 127 may be formed of the same material as the protection layer 128 or may be formed of a different material from the protection layer 128. A flow path for the flow of the cooling fluid C flowing out of the turbine blade 120 may be formed in the space between the protective film 128 and the TBC layer 126.

도 7은 도 6의 터빈 블레이드(120)의 일부를 개략적으로 도시한 도면이다. 도 7에 도시된 바와 같이 터빈 블레이드(120)의 내부의 유로(135)로부터 유출된 냉각 유체(C)는 터빈 블레이드(120)의 유출구(130)를 통하여 TBC 층(126)의 외부로 유출된다. 이때 TBC 층(126)의 외측에는 보호막(128)이 배치되어 있으므로 유출구(130)를 통하여 유출된 냉각 유체(C)는 비산되지 않고 TBC 층(126)와 보호막(128) 사이에 형성된 유로를 따라서 이동하게 된다. 따라서 냉각 유체는 TBC 층(126)의 표면에서 효과적으로 피막을 유지할 수 있으므로, 고온의 작동 유체의 열이 TBC 층(126)를 거쳐 기저 소재(122)에 까지 전달되는 것이 효과적으로 억제될 수 있다. 결과적으로 터빈 블레이드(120)의 열적 손상이 효과적으로 감소될 수 있다. 7 is a view schematically showing a part of the turbine blade 120 of FIG. The cooling fluid C flowing out from the flow path 135 inside the turbine blade 120 flows out of the TBC layer 126 through the outlet 130 of the turbine blade 120 . Since the protective film 128 is disposed outside the TBC layer 126, the cooling fluid C flowing out through the outlet 130 is not scattered, and is not scattered along the flow path formed between the TBC layer 126 and the protective film 128 . Thus, the cooling fluid can effectively maintain the coating on the surface of the TBC layer 126, so that the heat of the hot working fluid can be effectively inhibited from being transmitted to the base material 122 via the TBC layer 126. As a result, the thermal damage of the turbine blade 120 can be effectively reduced.

또한 보호막(128)은 작동 유체에 포함되어 있는 이물질이 직접적으로 TBC 층(126)을 충격하는 것을 막아 TBC 층(126)의 기계적 손상 및 탈락을 효과적으로 억제할 수 있다. TBC 층(126)은 일반적으로 내열성은 우수하지만, 기계적 강도가 높지 않아 기계적 손상에 취약하고 두꺼운 두께로 형성하기가 어려운데, 본 실시예에서는 TBC 층(126)의 외측에 보호막(128)을 배치함으로써 TBC 층(126)의 두께를 증가시키지 않고도 TBC 층(126)의 수명을 효과적으로 향상시킬 수 있다. 물론 보호막(128)도 작동 유체에 포함된 이물질 등에 의해서 기계적 손상을 입게 되지만, 보호막(128)이 TBC 층(126)의 손상에 앞서서 일차적으로 손상을 입게 되므로 TBC 층(126)의 손상은 상당히 지연될 수 있는 것이다.In addition, the protective film 128 can prevent foreign matter contained in the working fluid from directly impacting the TBC layer 126, thereby effectively restraining mechanical damage and detachment of the TBC layer 126. Although the TBC layer 126 is generally excellent in heat resistance, the TBC layer 126 is not strong enough to be mechanically damaged and is difficult to be formed in a thick thickness. In this embodiment, by disposing the protective film 128 on the outer side of the TBC layer 126 It is possible to effectively improve the lifetime of the TBC layer 126 without increasing the thickness of the TBC layer 126. The damage of the TBC layer 126 is significantly delayed because the protective film 128 is mechanically damaged by foreign substances included in the working fluid and the like, but the protective film 128 is damaged firstly before the TBC layer 126 is damaged. It can be.

상술한 바와 같이 본 실시예의 터빈 블레이드(120)에 따르면 터빈 블레이드(120)의 표면에 냉각 유체(C)의 피막을 효과적으로 유지할 수 있으므로, 작동 유체에 열이 터빈 블레이드(120)의 기저 소재(122)로 전달되는 것을 효과적으로 억제할 수 있음은 물론, 보호막(128)으로 TBC 층(126)의 기계적 손상을 억제함으로써 TBC 층(126)의 탈락에 의한 터빈 블레이드(120)의 열적 손상도 효과적으로 억제할 수 있다. 따라서 본 실시예의 터빈 블레이드(120) 및 이를 구비한 터빈 휠은 고온 및 다 이물질의 동작 환경에서도 긴 사용 수명을 확보할 수 있다. As described above, according to the turbine blade 120 of the present embodiment, the coating of the cooling fluid C can be effectively retained on the surface of the turbine blade 120, so that heat can be applied to the working fluid in the base material 122 of the turbine blade 120 The thermal damage of the turbine blade 120 due to the detachment of the TBC layer 126 can be effectively suppressed by suppressing the mechanical damage of the TBC layer 126 with the protective film 128. [ . Therefore, the turbine blade 120 and the turbine wheel having the turbine blade 120 of the present embodiment can secure a long service life even in an operating environment of high temperature and foreign matter.

다음으로 상술한 터빈 블레이드(120)를 제조하는 방법에 대해서 설명한다. Next, a method of manufacturing the above-described turbine blade 120 will be described.

도 8은 상술한 터빈 블레이드를 제조하는 과정을 개략적으로 도시한 흐름도이며, 도 9a 내지 도 9g는 터빈 블레이드의 제조 과정에서의 터빈 블레이드의 일부분에 대한 개략적인 단면도이다. FIG. 8 is a flow chart schematically illustrating a process of manufacturing the turbine blade described above, and FIGS. 9A to 9G are schematic cross-sectional views of a portion of the turbine blade in the process of manufacturing the turbine blade.

도 8을 참조하면 본 실시예의 터빈 블레이드 제조 방법은, 터빈 블레이드 기저 소재를 마련하는 단계(S10), TBC 층을 형성하는 단계(S20), 임시 지지층을 코팅하는 단계(S30), 임시 지지층을 패터닝하는 단계(S40), 지지부를 형성하는 단계(S50), 보호막을 코팅하는 단계(S60) 및 임시 지지층을 제거하는 단계(S70)를 포함한다.Referring to FIG. 8, the method for manufacturing a turbine blade according to the present embodiment includes the steps of providing a base material for a turbine blade (S10), forming a TBC layer (S20), coating a temporary support layer (S30) A step S50 of forming a support, a step S60 coating a protective film, and a step S70 of removing a temporary support layer.

터빈 블레이드의 기저 소재를 마련하는 단계(S10)는, 터빈 블레이드(120)의 전체적인 형상을 규정 짓는 기저 소재(122)를 준비하는 단계이다. 도 9a에 도시된 바와 같이, 기저 소재(122)의 내부에는 냉각 유체의 유동을 위한 유로(135)가 형성되고, 기저 소재(122) 내부의 유로(135)의 냉각 유체가 외부로 유출될 수 있도록 기저 소재(122)에는 유출구(130)가 형성된다. 터빈 블레이드(120)의 기저 소재(122)는 종래의 터빈 블레이드(12)의 기저 소재(122)와 동일하며, 이를 제조하는 과정은 터빈 블레이드를 제조하는 업계에서 잘 알려져 있는 것이므로 이에 대한 설명은 생략한다.Step S10 of preparing the base material of the turbine blades is a step of preparing the base material 122 that defines the overall shape of the turbine blades 120. [ 9A, a flow path 135 for the flow of the cooling fluid is formed in the base material 122, and a cooling fluid in the flow path 135 inside the base material 122 flows out to the outside An outlet 130 is formed in the base material 122. The base material 122 of the turbine blade 120 is the same as the base material 122 of the conventional turbine blade 12 and the process of manufacturing it is well known in the art of manufacturing turbine blades, do.

TBC 층을 형성하는 단계(S20)는 터빈 블레이드(120)의 기저 소재(122) 표면에 TBC 층(126)을 형성하는 단계이다. 도 9b는 터빈 블레이드(120)의 기저 소재(122)에 TBC 층(126)이 증착된 것을 개략적으로 도시한 도면으로, 도 9b에서와 같이 기저 소재(122)의 표면에 TBC 소재가 증착되면 기저 소재(122)의 외부 표면 전면에 걸쳐서 TBC 층(126)이 배치된다. TBC 층(126)에도 기저 소재(122)의 유출구에 대응되게 관통구가 형성되어 냉각 유체가 TBC 층(126)의 외부로 빠져나갈 수 있다. TBC 층(126)을 기저 소재(122)에 표면에 형성하기 위한 방법으로는 공지의 화학 기상 증착, 플라즈마 기상 증착 또는 플라즈마 스프레이 등 공지의 증착 공정이 사용될 수 있다. TBC 층(126)에 의한 열 차단 성능을 높이기 위해서는 TBC 층(126)의 증착 두께를 늘리는 방법이 있겠으나, TBC는 그 기계적 특성상 두께의 증가에 따라 탈락이 쉽게 이루어질 수 있으므로, TBC 층(126)의 두께는 일정 수준으로 제한될 수 있다. 일반적으로 지르코니아를 포함하는 소재의 TBC 층(126)은 1 mm 이내의 두께로 형성될 수 있다The step of forming the TBC layer (S20) is a step of forming the TBC layer 126 on the surface of the base material 122 of the turbine blade 120. 9B is a view schematically showing the deposition of the TBC layer 126 on the base material 122 of the turbine blade 120. When a TBC material is deposited on the surface of the base material 122 as shown in FIG. A TBC layer 126 is disposed over the entire outer surface of the workpiece 122. The TBC layer 126 may also have a through-hole corresponding to the outlet of the base material 122 to allow the cooling fluid to escape to the outside of the TBC layer 126. As a method for forming the TBC layer 126 on the surface of the base material 122, a known deposition process such as a well-known chemical vapor deposition, plasma vapor deposition, or plasma spray can be used. Although the TBC layer 126 can increase the thickness of the TBC layer 126 in order to improve the heat shielding performance by the TBC layer 126, the TBC layer 126 can be easily removed as the thickness of the TBC increases. Can be limited to a certain level. In general, the TBC layer 126 of the material comprising zirconia may be formed to a thickness of less than 1 mm

임시 지지층을 코팅하는 단계(S30)는 화학적 에칭으로 선택적 제거가 가능한 소재, 예를 들면 알루미늄 혹은 알루미늄 합금의 코팅층을 TBC 층(126)의 표면에 걸쳐서 형성하는 단계이다. 도 9c는 임시 지지층(129)이 TBC 층(126) 상에 코팅된 상태에서의 터빈 블레이드(120)의 일부 단면을 도시하고 있다. 임시 지지층(129) 역시 증착 공정을 통해서 형성될 수 있는데, 임시 지지층(129)의 증착 두께는 TBC 층(126)의 증착 두께보다 크게 형성될 수 있다. 예를 들어 임시 지지층(129)이 알루미늄 포함하는 소재와 같이 증착성이 우수한 경우에는 임시 지지층(129)의 증착 두께를 3 mm 에 이르게 할 수도 있다.The step of coating the temporary support layer S30 is a step of forming a coating layer of a material such as aluminum or aluminum alloy capable of being selectively removed by chemical etching over the surface of the TBC layer 126. [ FIG. 9C shows a partial cross-section of the turbine blade 120 with the temporary support layer 129 coated on the TBC layer 126. FIG. A temporary support layer 129 may also be formed through a deposition process wherein the deposition thickness of the temporary support layer 129 may be greater than the deposition thickness of the TBC layer 126. For example, if the temporary support layer 129 is excellent in vapor deposition properties such as aluminum-containing material, the deposition thickness of the temporary support layer 129 may be increased to 3 mm.

임시 지지층을 패터닝하는 단계(S40)는 공지의 포토 리소그래피 공정을 이용하여 임시 지지층(129)에 지지부(127)의 형성을 위한 공간을 형성하는 과정이다. 포토 리소그래피에 의한 패터닝 공정은 널리 알려져 있는 공지의 기술이므로 이에 대한 구체적인 설명은 생략한다. 패터닝 공정을 통해서 임시 지지층(129)에는, 도 9d에 도시된 바와 같이 지지부(127)의 형성을 위한 지지부 형성 공간(1292)이 형성된다.The step of patterning the temporary supporting layer S40 is a process of forming a space for forming the supporting portion 127 on the temporary supporting layer 129 by using a known photolithography process. Since the patterning process by photolithography is a well-known known technique, a detailed description thereof will be omitted. A supporting portion forming space 1292 for forming the supporting portion 127 is formed in the temporary supporting layer 129 through the patterning process as shown in Fig.

지지부를 형성하는 단계(S50)는 도 9e에 도시된 바와 같이, 패터닝 공정을 통하여 임시 지지층(129)에 형성된 지지부 형성 공간(1292)에 고체 물질을 충전함으로써 지지부(127)를 형성하는 단계이다. 지지부(127)는 이후 임시 지지층(129)의 제거를 위한 에칭액에 의해 에칭되지 않는 물질로 이루어지며, 공지의 증착 공정에 의해서 증착 형성될 수 있다. 예를 들어 임시 지지층(129)이 알루미늄으로 이루어지는 경우에는 지지부(127)는 알루미늄 에칭액에 반응하지 않는 금속 또는 금속 화합물 소재를 증착함으로써 형성될 수 있다. Step S50 of forming the supporting portion is a step of forming the supporting portion 127 by filling the supporting portion forming space 1292 formed in the temporary supporting layer 129 with a solid material through a patterning process as shown in FIG. The support 127 is then made of a material that is not etched by the etchant for removal of the temporary support layer 129 and may be deposited by a known deposition process. For example, when the temporary support layer 129 is made of aluminum, the support 127 may be formed by depositing a metal or metal compound material that does not react with the aluminum etching solution.

보호막을 코팅하는 단계(S60)는 도 9f에 도시된 바와 같이 임시 지지층(129)의 상측에 보호막(128)을 형성하는 단계이다. 보호막(128)은 이후 임시 지지층(129)을 제거하기 위한 에칭액에 의해서 에칭되지 않는 소재를 증착함으로써 형성될 수 있다. 예를 들어 보호막(128)의 소재로는 TBC 층(126)과 동일한 소재, 혹은 TBC 층(126)과는 다른 소재로서 임시 지지층(129)의 에칭액에 반응하지 않는 다른 금속 또는 금속 화합물 소재가 선택될 수 있다.The step of coating the protective film (S60) is a step of forming the protective film 128 on the temporary supporting layer 129 as shown in FIG. 9F. The protective film 128 may then be formed by depositing a material that is not etched by an etchant to remove the temporary support layer 129. For example, the material of the protective film 128 may be selected from the same material as the TBC layer 126, or another metal or metal compound material that does not react with the etchant of the temporary support layer 129 as a material different from the TBC layer 126 .

한편 보호막(128)을 TBC 층(126)보다 기계적 강도가 큰 소재로 형성하는 경우, 보호막(128)은 TBC 층(126)을 이물질의 충격으로부터 보호하고 TBC 층(126)은 기저 소재(122)를 열적 손상으로부터 보호함으로써, 보호막(128)과 TBC 층(126)이 상호 보완적으로 터빈 블레이드(120)를 기계적 및 열적 충격으로부터 보호할 수 있다. The protection layer 128 protects the TBC layer 126 against the impact of foreign matter and the TBC layer 126 protects the underlying material 122 from the impact of foreign matter, The protective film 128 and the TBC layer 126 can complement each other to protect the turbine blades 120 from mechanical and thermal shocks.

임시 지지층을 제거하는 단계(S70)는 임시 지지층(129)만을 화학적 에칭으로 선택적으로 제거하는 단계이다. 임시 지지층(129)을 선택적으로 제거할 수 있도록 에칭액은 임시 지지층(129)의 소재와 반응하되, 임시 지지층(129)을 제외한 기저 소재(122), TBC 층(126), 지지부(127) 및 보호막(128)과는 반응하지 않는 용액으로 선택된다. 보호막(128)이 코팅된 터빈 블레이드(120)를 에칭액에 침지하면 기저 소재(122)의 유출구 및 터빈 블레이드(120)의 트레일링 에지 부분에 형성된 보호막(128)의 유체 출구(133)를 통해서 에칭액이 임시 지지층(129)으로 침투하여 임시 지지층(129)을 제거하게 된다. 임시 지지층(129)이 제거되면 도 9g에 도시된 바와 같이 보호막(128)과 TBC 층(126) 사이에는 공간(137)이 형성되고, 그 공간은 냉각 유체의 유동을 위한 유로의 역할을 할 수 있다. The step of removing the temporary supporting layer (S70) is a step of selectively removing only the temporary supporting layer 129 by chemical etching. The etchant is reacted with the material of the temporary support layer 129 so as to selectively remove the temporary support layer 129. The etchant is reacted with the base material 122, the TBC layer 126, the support 127, (128). ≪ / RTI > When the turbine blade 120 coated with the protective film 128 is immersed in the etching liquid, the etching solution is supplied through the outflow port of the base material 122 and the fluid outlet 133 of the protective film 128 formed on the trailing edge portion of the turbine blade 120 And penetrates into the temporary support layer 129 to remove the temporary support layer 129. When the temporary supporting layer 129 is removed, a space 137 is formed between the protective layer 128 and the TBC layer 126 as shown in FIG. 9G, and the space can serve as a flow path for the cooling fluid have.

이와 같이 상기의 방법을 이용하면 본 실시예의 터빈 블레이드(120)를 효과적으로 제작할 수 있다. 특히 상기의 방법에 있어서 패터닝 및 에칭 공정은 반도체 공정에서와 같이 미세 공정이 요구되지 않기 때문에 비교적 간이한 공정으로 진행될 수 있다.
As described above, the turbine blade 120 of the present embodiment can be effectively manufactured. Particularly, in the above method, the patterning and etching process can proceed to a comparatively simple process because a microprocessing is not required as in the semiconductor process.

다음으로 본 발명의 다른 실시예에 따른 터빈 블레이드에 대해서 설명한다. Next, a turbine blade according to another embodiment of the present invention will be described.

도 10은 본 발명의 다른 실시예에 따른 터빈 블레이드의 개략적인 단면도이다. 10 is a schematic cross-sectional view of a turbine blade according to another embodiment of the present invention.

본 실시예의 터빈 블레이드(120a)는 도 6에 도시된 터빈 블레이드(120)와 마찬가지로, 기저 소재(122), TBC 층(226) 및 보호막(128a)을 구비한다. 본 실시예의 터빈 블레이드(120a)의 기저 소재(122) 및 TBC 층(126)은 도 6에 도시된 터빈 블레이드(120)의 기저 소재(122)와 실질적으로 동일하다. 다만 본 실시예의 터빈 블레이드(120a)의 보호막(128a)에는 냉각 유체의 유출을 위한 유출구(139)가 형성되어 있다는 점에서 도 6의 터빈 블레이드(120)와는 차이가 있다. The turbine blade 120a of this embodiment has a base material 122, a TBC layer 226, and a protective film 128a, similar to the turbine blade 120 shown in Fig. The base material 122 and the TBC layer 126 of the turbine blade 120a of this embodiment are substantially the same as the base material 122 of the turbine blade 120 shown in Fig. However, the protective film 128a of the turbine blade 120a of the present embodiment differs from the turbine blade 120 of FIG. 6 in that an outlet 139 for discharging a cooling fluid is formed.

도 10에 도시된 바와 같이 본 실시예의 터빈 블레이드(120a)의 보호막(128a)에는 유출구(139)가 형성되어 있으므로, 이를 통하여 보호막(128a)과 TBC 층(126) 사이를 흐르는 냉각 유체의 일부는 터빈 블레이드(120a)의 보호막(128a)의 외부로 유출되어 보호막(128a)의 외면에 박막을 형성할 수 있다. 따라서 보호막(128a)의 상면 및 하면으로 냉각 유체(C)가 유동되므로 작동 유체의 열로부터 보호막(128a)이 더욱 안정적으로 보호될 수 있다. 특히 보호막(128a)은 TBC 층(126)에 비해서 기계적 강도가 우수한 반면, 내열성이 낮은 소재로 이루어질 수 있는데 이와 같이 보호막(128a)의 양면으로 냉각을 수행함으로써, 보호막(128a)의 수명을 효과적으로 증가시킬 수 있다. 따라서 터빈 블레이드(120a) 및 이를 구비한 터빈의 수명을 더욱 효과적으로 증가시킬 수 있다. 10, the protective film 128a of the turbine blade 120a according to the present embodiment has the outlet 139 formed therein. Therefore, a part of the cooling fluid flowing between the protective film 128a and the TBC layer 126 A thin film can be formed on the outer surface of the protective film 128a by flowing out to the outside of the protective film 128a of the turbine blade 120a. Therefore, since the cooling fluid C flows to the upper and lower surfaces of the protective film 128a, the protective film 128a can be more stably protected from the heat of the working fluid. Particularly, the protective layer 128a may have a higher mechanical strength than the TBC layer 126, but may be made of a material having a low heat resistance. By cooling the protective layer 128a on both sides of the protective layer 128a, the lifetime of the protective layer 128a can be effectively increased . Therefore, the service life of the turbine blade 120a and the turbine having the turbine blade 120a can be increased more effectively.

본 실시예의 터빈 블레이드(120a)의 제조 방법도 앞서 설명한 터빈 블레이드(120)의 제조 방법과 동일하게 이루어질 수 있다. 다만 본 실시예의 터빈 블레이드(120a)는 보호막(128a)에 유출구(139)가 형성되어 있으므로 보호막(128a)에 유출구(139)를 형성하는 공정이 추가될 수 있다. 보호막(128a)에 유출구(139)를 형성하는 방법은 보호막(128a)을 천공하는 방법이 이용될 수도 있고, 보호막(128a) 증착 시에 유출구(139)에 대응되는 부분에 증착 레지스트를 배치하여 그 부분에서 보호막(128a)이 형성되지 않도록 한 다음, 증착 완료 후에 증착 레지스트를 제거하는 방법이 이용될 수도 있다.
The manufacturing method of the turbine blade 120a of the present embodiment may be the same as the manufacturing method of the turbine blade 120 described above. However, since the turbine blade 120a according to the present embodiment has the outflow opening 139 formed in the protection film 128a, a process of forming the outflow opening 139 in the protection film 128a may be added. A method of forming the outflow opening 139 in the protective film 128a may be a method of punching the protective film 128a or a deposition resist may be disposed in a portion corresponding to the outflow opening 139 at the time of depositing the protective film 128a, A method may be employed in which the protective film 128a is not formed in the portion, and then the deposition resist is removed after completion of the vapor deposition.

다음으로 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 터빈 블레이드의 제조 방법에 대해서 설명한다. Next, a method of manufacturing a turbine blade according to another embodiment of the present invention will be described.

도 11은 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 터빈 블레이드의 개략적인 단면을 도시한 것이다. 11 is a schematic cross-sectional view of a turbine blade according to another embodiment of the present invention.

도 11을 참조하면 본 실시예의 터빈 블레이드(120b)는 기저 소재(122), TBC 층(126) 및 보호막(128b)을 구비한다. 본 실시예의 기저 소재(122), TBC 층(126)은 도 6에 도시된 터빈 블레이드(120)의 그것들과 실질적으로 동일하다. 다만 본 실시예의 보호막(128b)은 도 6에서와는 다르게 터빈 블레이드의 리딩 에지를 포함한 일부에만 배치된다. 따라서 리딩 에지 부근의 기저 소재(122)의 유출구(130)로 유출된 냉각 유체(C)는 보호막(128b)과 TBC 층(126) 사이에서 형성된 유로를 따라 이동하다가 보호막(128b)의 단부 측의 유체 출구(133)로 빠져 나가며, 트레일링 에지 부근의 기저 소재(122)의 유출구(130)로 유출된 냉각 유체(C)는 곧 바로 터빈 블레이드(120b)의 외부로 유출된다. Referring to FIG. 11, the turbine blade 120b of this embodiment includes a base material 122, a TBC layer 126, and a protective film 128b. The base material 122 and the TBC layer 126 of this embodiment are substantially the same as those of the turbine blade 120 shown in Fig. However, the protective film 128b of this embodiment is disposed only in a part including the leading edge of the turbine blade, unlike in FIG. The cooling fluid C flowing out to the outlet 130 of the base material 122 in the vicinity of the leading edge moves along the flow path formed between the protective film 128b and the TBC layer 126, The cooling fluid C that flows out to the fluid outlet 133 and flows out to the outlet 130 of the base material 122 near the trailing edge immediately flows out to the outside of the turbine blade 120b.

작동 유체의 열에 의한 열적 손상 및 작동 유체에 포함된 불순물에 의한 기계적 손상은 일반적으로 터빈 블레이드의 리딩 에지 부근에서 발생하는데, 본 실시예의 터빈 블레이드(120b)는 리딩 에지 주변에만 보호막(128b)을 형성함으로써 최소한의 면적의 보호막(128b)으로 효율적인 터빈 블레이드(120b)의 손상 억제가 가능하다. Thermal damage due to heat of the working fluid and mechanical damage due to impurities contained in the working fluid generally occur near the leading edge of the turbine blade. The turbine blade 120b of this embodiment forms a protective film 128b only around the leading edge It is possible to effectively suppress the damage of the turbine blade 120b with the protective film 128b having the minimum area.

본 실시예의 터빈 블레이드(120b)의 제조 방법은 앞서 설명한 터빈 블레이드(120)의 제조 방법과 유사하게 진행될 수 있다. 다만 본 실시예의 터빈 블레이드는 보호막(128b)이 터빈 블레이드(120b)의 전면에 걸쳐서 형성되지 않으므로, 임시 지지층 및 보호막(128b)의 증착이 리딩 에지 부근에서만 이루어지면 된다. 따라서 증착 면적을 효과적으로 감소시킬 수 있어 증착에 소요되는 재료 및 시간, 그리고 임시 지지층의 에칭에 소요되는 시간을 단축할 수 있어, 전체 공정에 소요되는 재료 및 시간이 효과적으로 절감될 수 있다. 임시 지지층 및 보호막(128b)을 부분적으로 증착하기 위한 방법으로는 증착 영역 이외의 부분에 증착 레지스트를 도포하고 증착하는 방법이 이용될 수 있다. The manufacturing method of the turbine blade 120b of the present embodiment may be similar to the manufacturing method of the turbine blade 120 described above. However, since the protective film 128b is not formed over the entire surface of the turbine blade 120b, the deposition of the temporary supporting layer and the protective film 128b may be performed only in the vicinity of the leading edge. Therefore, the deposition area can be effectively reduced, so that the material and time required for deposition and the time required for etching the temporary support layer can be shortened, and the material and time required for the entire process can be effectively reduced. As a method for partially depositing the temporary support layer and the protective film 128b, a method of applying and depositing a deposition resist on a portion other than the deposition region may be used.

이상 본 발명의 일부 실시예에 대해서 설명하였으나 본 발명은 이에 한정되지 않고 그 기술적 사상의 범주 내에서 다른 다양한 형태로 구체화될 수 있다. While the present invention has been described in connection with certain exemplary embodiments, it is to be understood that the invention is not limited to the disclosed embodiments, but, on the contrary, is intended to cover various modifications and alternative embodiments.

예를 들어 보호막은 일체로 형성되지 않고, 서로 분리된 복수의 작은 보호막이 집합된 형태로 이루어질 수도 있다. For example, the protective film may not be integrally formed but may be formed by assembling a plurality of small protective films separated from each other.

또한 지지부는 터빈 블레이드의 리딩 에지에서 트레일링 에지 방향으로 연장되게 형성되어, 그들 사이에서 냉각 유체를 리딩 에지에서 트레일링 에지 방향으로 유동 안내하는 유로가 구획될 수도 있다. The support portion may be formed to extend from the leading edge of the turbine blade toward the trailing edge so that a flow path for guiding the cooling fluid between the leading edge and the trailing edge may be defined.

뿐만 아니라 지지부에 의해서 구획되는 유로는 냉각 유체의 체류 시간을 조절하기 위하여 지그 재그 형태로 형성되는 등 다양한 형태로 형성될 수 있다. In addition, the flow path defined by the support portion may be formed in various shapes such as a jig jig shape for controlling the residence time of the cooling fluid.

또한 상기의 실시예에서는 임시 지지층(129)을 패터닝하여 지지부 형성 공간(1292)을 형성하고 그에 고체 물질을 충진하여 지지부(127)를 형성하는 것으로 설명하였으나, 이와는 달리 임시 지지층(129)의 일부를 남기고 식각함으로써 그 남은 일부를 지지부(127)로 활용할 수 있다. 지지층(129)의 일부를 남기고 식각하기 위해서는 지지층(129)에 에칭 레지스트를 도포하고 노광, 현상을 거쳐 에칭 레지스트를 부분적으로 제거한 다음 에칭액을 분사하는 방법이 이용될 수 있다. 임시 지지층(129)의 남겨진 부분들 사이의 공간은 냉각 유체의 유로로 활용될 수 있다.In the above embodiment, the supporting portion forming space 1292 is formed by patterning the temporary supporting layer 129 and the solid portion is filled to form the supporting portion 127. Alternatively, a part of the temporary supporting layer 129 may be formed So that the remaining portion can be utilized as the support portion 127. In order to etch leaving the support layer 129, a method may be employed in which an etching resist is applied to the support layer 129, the etching resist is partially removed through exposure and development, and then an etchant is sprayed. The space between the remaining portions of the temporary support layer 129 can be utilized as a flow path of the cooling fluid.

이외에도 본 발명은 다른 다양한 형태로 구체화될 수 있음은 물론이다.It is needless to say that the present invention can be embodied in various other forms.

1 ... 터빈
10, 11 ... 터빈 블레이드 유니트
12, 120 ... 터빈 블레이드
122 ... 기저 소재
126 ... TBC 층
127 ... 지지부
128 ... 보호막
C ... 냉각 유체1 ... turbine
10, 11 ... turbine blade unit
12, 120 ... turbine blades
122 ... base material
126 ... TBC layer
127 ... support
128 ... Shield
C ... cooling fluid

Claims (6)

터빈 블레이드 기저 소재의 외면에 열 차단 코팅층을 형성하는 단계;
상기 열 차단 코팅층 상에 임시 지지층을 형성하는 단계;
상기 임시 지지층을 패터닝하여 지지부 형성 공간을 형성하는 단계;
상기 지지부 형성 공간에 지지부를 형성하는 단계;
상기 임시 지지층 및 상기 지지부 상에 보호막을 형성하는 단계; 및
상기 임시 지지층의 적어도 일부를 선택적으로 제거함으로써 상기 열 차단 코팅층과 상기 보호막 사이에 유로를 형성하는 단계를 포함하는 터빈 블레이드의 제조 방법.Forming a thermal barrier coating on the outer surface of the turbine blade base material;
Forming a temporary support layer on the heat barrier coating layer;
Forming a support forming space by patterning the temporary support layer;
Forming a support portion in the support portion formation space;
Forming a protective film on the temporary supporting layer and the supporting portion; And
And forming a flow path between the thermal barrier coating layer and the protective film by selectively removing at least a portion of the temporary support layer. 제1항에 있어서,
상기 터빈 블레이드 기저 소재는 냉각 유체가 유출되는 복수의 유출구를 구비하며,
상기 유출구는, 상기 임시 지지층이 제거되어 형성된 유로와 연통되는 터빈 블레이드의 제조 방법.The method according to claim 1,
Wherein the turbine blade base material has a plurality of outlets through which cooling fluid flows,
Wherein the outlet is communicated with a flow path formed by removing the temporary support layer. 터빈 블레이드 기저 소재;
상기 터빈 블레이드 기저 소재의 외면에 형성되는 열 차단 코팅층;
상기 열 차단 코팅층의 외측에 형성되며, 상기 열 차단 코팅층으로부터 이격되게 배치되어 상기 열 차단 코팅층과의 사이에 유로가 형성되는 보호막; 및
상기 보호막과 상기 열 차단 코팅층 사이에 배치되어 상기 보호막을 지지하는 지지부를 구비하는 터빈 블레이드. Turbine blade base material;
A thermal barrier coating formed on an outer surface of the turbine blade base material;
A protective layer formed on the outer side of the thermal barrier coating layer and spaced from the thermal barrier coating layer to form a flow path with the thermal barrier coating layer; And
And a support portion disposed between the protective film and the heat shielding coating layer to support the protective film. 제3항에 있어서,
상기 터빈 블레이드 기저 소재는 냉각 유체가 유출되는 복수의 유출구를 구비하며,
상기 복수의 유출구는 상기 보호막과 상기 열 차단 코팅층 사이에 배치되는 유로와 연통되며,
상기 보호막에는, 상기 터빈 블레이드 기저 소재의 유출구로 유출된 냉각 유체가 상기 터빈 블레이드의 외부로 유출될 수 있도록 유체 출구가 형성된 터빈 블레이드.The method of claim 3,
Wherein the turbine blade base material has a plurality of outlets through which cooling fluid flows,
Wherein the plurality of outlets communicate with a flow path disposed between the protective film and the heat shielding coating layer,
Wherein the protective film has a fluid outlet formed such that a cooling fluid flowing out to an outflow port of the turbine blade base material can flow out to the outside of the turbine blade. 삭제delete 삭제delete
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