KR101889212B1 - 터빈 날개 - Google Patents

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이치로 미요시
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Abstract

배측의 차열재를 따라 흐르는 유체의 감속 구배를 완화하여 경계층의 발달을 억제할 수 있고, 공력 손실을 억제할 수 있는 터빈 날개를 제공한다.
날개 내부에 형성되어 날개 높이 방향으로 연장되는 냉각 유로(15a 내지 15f)를 갖고, 배측 날개면(12) 및 복측 날개면(13)을 차열재(14)로 피복한 터빈 날개(11)이며, 날개 높이 방향에 수직인 각 날개 단면에 있어서의 배측 날개면(12) 상에서, 스로트의 위치(S)를 포함하고 이 위치(S)보다 후방측, 또한 최종의 냉각 유로(15f)의 후단부의 위치(R)를 포함하지 않고 이 위치(R)보다 전방측인 범위 내에 배측의 설계점(P1)을 설정한다. 각 날개 단면의 배측에 있어서의 차열재(14)의 두께 분포는 날개 전방 에지로부터 설계점(P1)에 걸쳐서는 차열재(14)의 두께가 균일하고, 설계점(P1)으로부터 날개 후방 에지에 걸쳐서는 후방측을 향함에 따라 차열재(14)의 두께가 점감하도록 구성한다.

Description

터빈 날개 {TURBINE BLADE}
본 발명은 날개 내부에 형성되어 날개 높이 방향으로 연장되는 냉각 유로를 적어도 1개 갖고, 날개면을 차열재로 피복한 터빈 날개에 관한 것이다.
가스 터빈은 회전 기계의 1종이고, 주로 항공기 추진용이나 발전용의 동력원으로서 사용되어 있다. 가스 터빈은 압축기, 연소기 및 터빈을 구비하고 있다. 압축기는 공기를 흡입하여 압축하여, 압축 공기를 생성한다. 연소기는 압축기에서 생성된 압축 공기와 함께 연료를 연소하여, 고온의 연소 가스를 생성한다. 터빈은 연소기에서 생성된 연소 가스(주류 가스)에 의해 회전한다.
가스 터빈의 고성능화를 위해, 연소 가스의 고온화가 요구되어 있다. 그러나, 연소 가스의 고온화에 수반하여, 터빈 날개(즉, 터빈의 정익 또는 동익)의 파손으로 연결되는 문제(상세하게는, 크리프나 산화 두께 감소 등)가 발생하기 쉬워진다. 이 문제로의 대처 방법으로서, 터빈 날개의 내부에 냉각 유로를 형성하고, 이 냉각 유로에 냉각 공기를 흐르게 하는 방법이 있다. 또한, 날개면(즉, 날개재의 표면)을 차열재로 피복하는 방법이 있다.
차열재의 두께를 크게 하면, 고온의 주류 가스로부터 날개면을 열차폐하는 효과가 커지지만, 터빈 날개의 공력 성능이 저하된다. 따라서, 특허문헌 1에서는, 날개 후방 에지부에 있어서의 차열재의 두께를 후방측을 향함에 따라 점감하고 있다. 이에 의해, 날개 후방 에지부의 폭을 작게 하여, 공력 성능의 향상을 도모하고 있다.
특허문헌 1에 대해 상세하게 설명한다. 특허문헌 1에서는 날개 높이 방향에 수직인 각 날개 단면에 있어서의 배측의 날개면 상에서, 적어도 1개의 날개 높이 방향의 냉각 유로 중 날개 후방 에지에 가장 가까운 최종의 냉각 유로의 후단부의 위치에(상세하게는, 최종의 냉각 유로의 후단부를 통하고 캠버 라인에 수직인 직선이 배측 날개면을 통하는 위치에), 배측의 설계점을 설정한다. 그리고, 각 날개 단면의 배측에 있어서의 차열재의 두께 분포는 날개 전방 에지로부터 배측 설계점에 걸쳐서는 차열재의 두께가 균일하고, 배측 설계점으로부터 날개 후방 에지에 걸쳐서는 후방측을 향함에 따라 차열재의 두께가 점감하도록 구성하고 있다.
마찬가지로, 날개 높이 방향에 수직인 각 날개 단면에 있어서의 복측의 날개면 상에서, 최종의 냉각 유로의 후단부의 위치에(상세하게는, 최종의 냉각 유로의 후단부를 통하고 캠버 라인에 수직인 직선이 배측 날개면을 통하는 위치에), 복측의 설계점을 설정한다. 그리고, 각 날개 단면의 복측에 있어서의 차열재의 두께 분포는 날개 전방 에지로부터 복측 설계점에 걸쳐서는 차열재의 두께가 균일하고, 복측 설계점으로부터 날개 후방 에지에 걸쳐서는 후방측을 향함에 따라 차열재의 두께가 점감하도록 구성하고 있다.
일본 특허 공개 제2013-194667호 공보
상기 종래 기술에는 다음과 같은 과제가 존재한다. 즉, 특허문헌 1에서는 배측의 설계점을 최종의 냉각 유로의 후단부의 위치에 설정하고 있어, 복측의 차열재의 두께가 점감하는 영역은 비교적 작아져 있다. 그로 인해, 배측의 차열재를 따라 흐르는 유체의 감속 구배가 국소적으로 커져, 경계층이 발달하기 쉬워져 있다. 따라서, 공력 손실이 증가한다.
본 발명의 목적은 배측의 차열재를 따라 흐르는 유체의 감속 구배를 완화하여 경계층의 발달을 억제할 수 있고, 공력 손실을 억제할 수 있는 터빈 날개를 제공하는 데 있다.
상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명은, 날개 내부에 형성되어 날개 높이 방향으로 연장되는 냉각 유로를 적어도 1개 갖고, 배측 및 복측의 날개면을 차열재로 피복한 터빈 날개이며, 날개 높이 방향에 수직인 각 날개 단면에 있어서의 상기 배측 날개면 상에서, 터빈 날개 사이의 거리가 최소가 되는 스로트의 위치를 포함하고 이 위치보다 후방측, 또한 상기 적어도 1개의 냉각 유로 중 날개 후방 에지에 가장 가까운 최종의 냉각 유로의 후단부의 위치를 포함하지 않고 이 위치보다 전방측인 범위 내에 배측의 설계점을 설정하고, 상기 각 날개 단면의 배측에 있어서의 상기 차열재의 두께 분포는 날개 전방 에지로부터 상기 설계점에 걸쳐서는 상기 차열재의 두께가 균일하고, 상기 설계점으로부터 상기 날개 후방 에지에 걸쳐서는 후방측을 향함에 따라 상기 차열재의 두께가 점감하도록 구성한다.
이와 같은 본 발명에 있어서는, 특허문헌 1과 마찬가지로, 각 날개 단면의 배측에 있어서의 차열재의 두께 분포는 날개 전방 에지로부터 설계점에 걸쳐서는 차열재의 두께가 균일하고, 설계점으로부터 날개 후방 에지에 걸쳐서는 후방측을 향함에 따라 차열재의 두께가 점감하도록 구성하고 있다. 그러나, 특허문헌 1에 비해, 배측의 설계점을 전방측에 설정하여, 배측의 차열재의 두께가 점감하는 영역을 확대한다. 이에 의해, 배측의 차열재를 따라 흐르는 유체의 감속 구배를 완화하여, 경계층의 발달을 억제할 수 있다. 따라서, 공력 손실을 억제할 수 있다.
본 발명에 따르면, 배측의 차열재를 따라 흐르는 유체의 감속 구배를 완화하여 경계층의 발달을 억제할 수 있고, 공력 손실을 억제할 수 있다.
도 1은 본 발명의 적용 대상인 발전용의 가스 터빈의 구성을 나타내는 개략도.
도 2는 본 발명의 적용 대상인 가스 터빈의 구조를 나타내는 단면도.
도 3은 본 발명의 제1 실시 형태에 있어서의 터빈 날개의 구조를, 터빈 날개 사이의 유로와 함께 나타내는 횡단면도.
도 4는 도 3 중 단면 IV-IV에 의한 종단면도.
도 5는 도 3 중 V부의 부분 확대 횡단면도.
도 6은 본 발명의 제1 실시 형태 및 비교예에 있어서의 터빈 날개의 배측의 차열재를 따라 흐르는 유체의 속도 분포를 나타내는 도면.
도 7은 본 발명의 제2 실시 형태에 있어서의 터빈 날개의 구조를 나타내는 부분 확대 횡단면도.
도 8은 본 발명의 하나의 변형예에 있어서의 터빈 날개의 구조를 나타내는 부분 확대 횡단면도.
본 발명의 제1 실시 형태를, 도면을 참조하면서 설명한다.
도 1은 본 발명의 적용 대상인 발전용의 가스 터빈의 구성을 나타내는 개략도이고, 도 2는 가스 터빈의 구조를 나타내는 단면도이다.
가스 터빈은 압축기(1), 연소기(2), 터빈(3) 및 발전기(4)를 구비하고 있다. 압축기(1)는 공기를 흡입하여 압축하여, 압축 공기를 생성한다. 연소기(2)는 압축기(1)에서 생성된 압축 공기와 함께 연료를 연소하여, 고온의 연소 가스를 생성한다. 터빈(3)은 연소기(2)에서 생성된 연소 가스에 의해 회전한다. 발전기(4)는 터빈(3)의 회전에 의해 구동되어 발전한다. 또한, 터빈(3)의 로터(5)는 연결축(6)을 통해 발전기(4)의 로터에 접속됨과 함께, 중간축(7)을 통해 압축기(1)의 로터에 접속되어 있다.
터빈(3)은 로터(5)와, 로터(5)의 외주측에 설치된 복수열의 동익(8a, 8b, 8c, 8d)을 구비하고 있다. 또한, 로터(5) 및 동익(8a, 8b, 8c, 8d)을 내포하는 케이싱(9)과, 케이싱(9)의 내주측에 설치된 복수열의 정익(10a, 10b, 10c, 10d)을 구비하고 있다. 각 열의 정익 또는 동익은 터빈(3)의 주위 방향으로 배열된 복수의 정익 또는 동익으로 구성되어 있다. 각 열의 정익과 동익은 터빈(3)의 축방향(도 2 중 좌우 방향)으로 교대로 배치되어 있다. 그리고, 연소기(2)에서 생성된 고온의 연소 가스는 각 열의 정익과 각 열의 동익을 교대로 지나가면서, 팽창하여 로터(5)를 회전시키도록 되어 있다.
도 3은 본 발명의 제1 실시 형태에 있어서의 터빈 날개[즉, 상술한 터빈(3)의 동익 또는 정익]의 구조를, 터빈 날개 사이의 유로와 함께 나타내는 횡단면도(바꿔 말하면, 터빈 주위 방향의 단면도)이다. 도 4는 도 3 중 IV-IV 단면(바꿔 말하면, 캠버 라인을 따른 단면)에 의한 종단면도이다. 도 5는 도 3 중 V부의 부분 확대 횡단면도이다.
터빈 날개(11)의 배측 날개면(12) 및 복측 날개면(13)에는 차열재(14)(상세에는, 날개재보다 열전도율이 낮은 것)가 피복되어 있다(차열 코팅). 이에 의해, 고온의 주류 가스로부터 날개면(12, 13)(즉, 날개재의 표면)을 열차폐하도록 되어 있다.
터빈 날개(11)의 내부에는 날개 높이 방향(도 4 중 상하 방향)으로 연장되는 복수의 냉각 유로(15a 내지 15f)가 형성되어 있다. 배측의 날개면(12) 및 차열재(14)에는, 예를 들어 2열의 필름 냉각 구멍(16a, 16b)이 형성되고, 복측의 날개면(13) 및 차열재(14)에는, 예를 들어 1열의 필름 냉각 구멍(17)이 형성되어 있다. 각 열의 필름 냉각 구멍은 날개 높이 방향으로 배열된 복수의 필름 냉각 구멍으로 구성되어 있다.
냉각 유로(15a, 15b, 15c)는 날개 전방 에지측(도 3 및 도 4 중 좌측)에 배치되고, 날개 근원측(도 4 중 하측) 및 날개 선단측(도 4 중 상측)에서 연통되어 서펜타인 형상의 유로를 구성하고 있다. 냉각 유로(15c)가 날개 근원측의 개구부(18a) 및 날개 선단측의 개구부(18b)에 연통하고, 냉각 유로(15b)가 날개 선단측의 개구부(18c)에 연통하고, 냉각 유로(15a)가 필름 냉각 구멍(16a, 17)에 연통하고 있다. 그리고, 압축기(1)의 중단으로부터 추기된 공기(도 1 참조)는 냉각 공기(상세하게는, 주류 가스보다 저온인 공기)로서, 개구부(18a)로부터 날개 내부에 유입되어, 냉각 유로(15c)에 흐른다. 냉각 유로(15c)를 흐른 냉각 공기의 일부는 개구부(18b, 18c)로부터 날개 외부로 방출되고, 남은 냉각 공기는 냉각 유로(15b, 15a)에 흐른다. 냉각 유로(15a)를 흐른 냉각 공기는 필름 냉각 구멍(16a, 17)으로부터 날개 외부로 방출된다.
냉각 유로(15d, 15e, 15f)는 날개 후방 에지측(도 3 및 도 4 중 우측)에 배치되어, 날개 근원측 및 날개 선단측에서 연통되어 서펜타인 형상의 유로를 구성하고 있다. 냉각 유로(15d)가 날개 근원측의 개구부(18d) 및 날개 선단측의 개구부(18e)에 연통하고, 냉각 유로(15e)가 필름 냉각 구멍(16b)에 연통하고, 냉각 유로(15f)가 후방 에지부 배출 유로(19)에 연통하고 있다. 그리고, 압축기(1)의 중단으로부터 추기된 공기는 냉각 공기로서, 개구부(18d)로부터 날개 내부에 유입되어, 냉각 유로(15d)에 흐른다. 냉각 유로(15d)를 흐른 냉각 공기의 일부는 개구부(18e)로부터 날개 외부로 방출되고, 남은 냉각 공기는 냉각 유로(15e)에 흐른다. 냉각 유로(15e)를 흐른 냉각 공기의 일부는 필름 냉각 구멍(16b)으로부터 방출되고, 남은 냉각 공기는 냉각 유로(15f)에 흐른다. 냉각 유로(15f)를 흐른 냉각 공기는 후방 에지부 배출 유로(배출 구멍)(19)로부터 날개 외부로 방출된다. 또한, 후방 에지부 배출 유로(19)에는 배측과 복측 사이에 걸쳐진 복수의 핀(20)이 설치되어 있다.
상술한 바와 같이 냉각 유로(15a 내지 15f)에 냉각 공기가 흐르는 것에 의해, 날개면(12, 13)의 내측을 냉각하도록 되어 있다. 또한, 필름 냉각 구멍(16a, 16b, 17)으로부터 분출된 냉각 공기가 차열재(14)의 표면을 따라 흐르는 것에 의해, 차열재(14)[바꿔 말하면, 날개면(12, 13)의 외측]를 냉각하도록 되어 있다.
여기서, 본 실시 형태의 특징인 차열재(14)의 두께 분포에 대해 설명한다. 터빈 날개(11)의 날개 높이 방향에 수직인 각 날개 단면에 있어서의 배측 날개면(12) 상에서, 터빈 날개(11) 사이의 거리가 최소가 되는 스로트의 위치(S)를 포함하고 이 위치(S)보다 후방측(후방 에지측), 또한 냉각 유로(15a 내지 15f) 중 날개 후방 에지에 가장 가까운 최종의 냉각 유로(15f)의 후단부의 위치(R)를 포함하지 않고 이 위치(R)보다 전방측(전방 에지측)인 범위 내에 배측의 설계점(P1)을 설정한다. 그리고, 각 날개 단면의 배측에 있어서의 차열재(14)의 두께 분포는 날개 전방 에지로부터 설계점(P1)에 걸쳐서는 차열재(14)의 두께가 균일하고 소정값 ha로 하고, 설계점(P1)으로부터 날개 후방 에지에 걸쳐서는 후방측을 향함에 따라 차열재(14)의 두께가 점감하고 소정값 hb(단, hb<ha)가 되도록 구성하고 있다.
또한, 터빈 날개(11)의 날개 높이 방향에 수직인 각 날개 단면에 있어서의 복측 날개면(13) 상에서, 캠버 라인(L)(날개형의 중심선)을 대칭축으로 하여 배측의 설계점(P1)과 대칭이 되도록, 복측의 설계점(P2)을 설정한다. 그리고, 각 날개 단면의 복측에 있어서의 차열재(14)의 두께 분포는 날개 전방 에지로부터 설계점(P2)에 걸쳐서는 차열재(14)의 두께가 균일하고 소정값 ha로 하고, 설계점(P2)으로부터 날개 후방 에지에 걸쳐서는 후방측을 향함에 따라 차열재(14)의 두께가 점감하고 소정값 hb가 되도록 구성하고 있다.
또한, 본 실시 형태에서는 2열의 배측 필름 냉각 구멍(16a, 16b) 중 날개 후방 에지에 가장 가까운 최종열의 필름 냉각 구멍(16b)은 스로트의 위치(S)를 포함하고 이 위치(S)보다 후방측, 또한 최종의 냉각 유로(15f)의 후단부의 위치(R)를 포함하지 않고 이 위치(R)보다 전방측인 범위 내에 존재하고 있다. 또한, 배측의 설계점(P1)은 각 날개 단면에 있어서의 배측 날개면(12) 상에서, 스로트의 위치(S)를 포함하고 이 위치(S)보다 후방측, 또한 최종열의 필름 냉각 구멍(16b)의 위치를 포함하지 않고 이 위치보다 전방측인 범위 내에 설정하고 있다.
이어서, 본 실시 형태의 작용 효과를 설명한다.
터빈 날개(11)의 공력 성능의 요소로서, 배측 차열재(14)의 표면 상의 경계층과, 날개 후방 에지의 하류측의 웨이크(속도 결손 영역)가 있다. 배측 차열재(14)의 표면 상의 경계층의 상태는 배측 차열재(14)의 표면 상의 속도 분포에 의존한다. 날개 배측에서는 날개 전방 에지로부터 스로트에 걸쳐서 증속하고, 스로트로부터 날개 후방 에지에 걸쳐서 감속하는 분포가 되어 있다(도 6 참조). 경계층은 스로트로부터 날개 후방 에지에 걸친 감속 영역에서 발달한다. 날개 배측의 감속 영역을 평가하는 지표로서, 디퓨전 팩터 DF가 있다. 디퓨전 팩터 DF는, 하기의 식 1로 나타내는 바와 같이 스로트에서의 유속 Vs와 날개 후방 에지에서의 유속 Vte를 사용하여 나타낼 수 있다. 이 디퓨전 팩터 DF가 작으면, 스로트로부터 날개 후방 에지에 걸친 감속량이 작아져, 경계층의 발달을 억제한다.
<식 1>
DF＝(Vs－Vte)/Vte
날개 후방 에지의 하류측의 웨이크의 폭은 날개 후방 에지부의 폭[상세하게는, 배측 차열재(14)의 표면과 복측 차열재(14)의 표면 사이의 폭]과, 날개 후방 에지부의 끼인각[상세하게는, 배측 차열재(14)의 표면과 복측 차열재(14)의 표면 사이의 끼인각]에 의존한다. 날개 후방 에지부의 폭이 작으면, 이것에 거의 비례하여 웨이크의 폭이 감소한다. 또한, 날개 후방 에지부의 끼인각이 크면, 차열재(14)의 표면 상의 박리점이 하류측으로 이행하기 때문에, 웨이크의 폭이 감소한다.
여기서, 제1 비교예로서, 각 날개 단면의 배측에 있어서의 차열재의 두께 분포는 날개 전방 에지로부터 날개 후방 에지에 걸쳐서 차열재의 두께가 균일하고 소정값 ha로 하고, 각 날개 단면의 복측에 있어서의 차열재의 두께 분포는 날개 전방 에지로부터 날개 후방 에지에 걸쳐서 차열재의 두께가 균일하고 소정값 ha로 하도록 구성한 경우를 상정한다.
본 실시 형태에서는 배측 차열재(14)의 두께가 점감하는 것에 의해, 제1 비교예에 비해, 날개 배측의 감속 영역(즉, 스로트로부터 날개 후방 에지에 걸쳐서)의 전체의 곡률이 커지고, 날개 후방 에지에서의 유속 Vte가 증가한다. 이에 의해, 디퓨전 팩터 DF가 저하되어, 경계층의 발달을 억제할 수 있다. 또한, 제1 비교예에 비해, 날개 후방 에지부의 폭이 감소함과 함께, 날개 후방 에지부의 끼인각이 증가하므로, 웨이크의 폭을 작게 할 수 있다. 따라서, 공력 손실을 억제할 수 있어, 공력 성능의 향상을 도모할 수 있다.
제2 비교예로서, 특허문헌 1과 동일한 경우를 상정한다. 즉, 각 날개 단면에 있어서의 배측 날개면(12) 상에서, 최종의 냉각 유로(15f)의 후단부의 위치에 배측의 설계점을 설정한다. 그리고, 각 날개 단면의 배측에 있어서의 차열재의 두께 분포는 날개 전방 에지로부터 배측 설계점에 걸쳐서는 차열재의 두께가 균일하고 소정값 ha로 하고, 배측 설계점으로부터 날개 후방 에지에 걸쳐서는 후방측을 향함에 따라 차열재의 두께가 점감하고 소정값 hb가 되도록 구성한다. 또한, 각 날개 단면에 있어서의 복측 날개면(13) 상에서, 최종의 냉각 유로(15f)의 후단부의 위치에 복측의 설계점을 설정한다. 그리고, 각 날개 단면의 복측에 있어서의 차열재의 두께 분포는 날개 전방 에지로부터 복측 설계점에 걸쳐서는 차열재의 두께가 균일하고 소정값 ha로 하고, 복측 설계점으로부터 날개 후방 에지에 걸쳐서는 후방측을 향함에 따라 차열재의 두께가 점감하고 소정값 hb가 되도록 구성한다.
제2 비교예에서는 배측 차열재의 두께가 점감하는 영역은 비교적 작아져 있다. 그로 인해, 도 6 중 일점쇄선으로 나타낸 바와 같이, 배측 차열재를 따라 흐르는 유체의 감속 구배가 국소적으로 커져, 경계층이 발달하기 쉬워져 있다. 이에 대해, 본 실시 형태에서는 제2 비교예에 비해, 배측 설계점(P1)을 전방측에 설정하고, 배측 차열재(14)의 두께가 점감하는 영역을 확대한다. 이에 의해, 도 6 중 실선으로 나타낸 바와 같이, 터빈 날개(11) 사이의 스로트를 통과하여 배측 차열재(14)를 따라 흐르는 유체의 감속 구배를 완화하여, 경계층의 발달을 억제할 수 있다. 따라서, 공력 손실을 억제할 수 있다.
또한, 본 실시 형태에서는 제2 비교예에 비해, 날개 후방 에지부의 폭이 약간 감소하지만, 날개 후방 에지부의 끼인각이 약간 감소한다. 그로 인해, 웨이크의 폭에 관한 효과는 제2 비교예와 그다지 변함이 없다. 그러나, 상술한 바와 같이 경계층의 발달을 억제하여 공력 손실을 억제할 수 있으므로, 공력 성능의 향상을 도모할 수 있다.
본 발명의 제2 실시 형태를 도 7에 의해 설명한다. 또한, 본 실시 형태에 있어서, 제1 실시 형태와 동등한 부분은 동일한 부호를 부여하여 적절히 설명을 생략한다.
도 7은 본 실시 형태에 있어서의 터빈 날개의 구조를 나타내는 부분 확대 횡단면도이고, 제1 실시 형태의 도 5에 대응한다.
본 실시 형태에서는, 배측의 설계점(P1)은 터빈 날개(11)의 날개 높이 방향에 수직인 각 날개 단면에 있어서의 배측 날개면(12) 상에서, 최종열의 배측 필름 냉각 구멍(16b)의 위치를 포함하고 이 위치보다 후방측, 또한 최종의 냉각 유로(15f)의 후단부의 위치(R)를 포함하지 않고 이 위치(R)보다 전방측인 범위 내에 설정한다. 그리고, 각 날개 단면의 배측에 있어서의 차열재(14)의 두께 분포는 날개 전방 에지로부터 설계점(P1)에 걸쳐서는 차열재(14)의 두께가 균일하고 소정값 ha로 하고, 설계점(P1)으로부터 날개 후방 에지에 걸쳐서는 후방측을 향함에 따라 차열재(14)의 두께가 점감하고 소정값 hb가 되도록 구성하고 있다.
또한, 터빈 날개(11)의 날개 높이 방향에 수직인 각 날개 단면에 있어서의 복측 날개면(13) 상에서, 캠버 라인(L)을 대칭축으로 하여 배측의 설계점(P1)과 대칭이 되도록 복측의 설계점(P2)을 설정한다. 그리고, 각 날개 단면의 배측에 있어서의 차열재(14)의 두께 분포는 날개 전방 에지로부터 설계점(P2)에 걸쳐서는 차열재(14)의 두께가 균일하고 소정값 ha로 하고, 설계점(P2)으로부터 날개 후방 에지에 걸쳐서는 후방측을 향함에 따라 차열재(14)의 두께가 점감하고 소정값 hb가 되도록 구성하고 있다.
이와 같은 본 실시 형태에 있어서도, 상술한 제2 비교예에 비해, 배측 설계점(P1)을 전방측에 설정하여, 배측 차열재(14)의 두께가 점감하는 영역을 확대한다. 이에 의해, 터빈 날개(11) 사이의 스로트를 통과하여 배측 차열재(14)를 따라 흐르는 유체의 감속 구배를 완화하여, 경계층의 발달을 억제할 수 있다. 따라서, 공력 손실을 억제할 수 있고, 공력 성능의 향상을 도모할 수 있다.
또한, 본 실시 형태에 있어서는, 최종열의 필름 냉각 구멍(16b)의 후방측에 배측 설계점(P1)을 설정하므로, 제1 실시 형태에 비해, 필름 냉각 구멍(16b)으로부터 날개 후방 에지에 걸친 곡률이 커지고, 필름 냉각 구멍(16b)의 하류측에서 증속한다. 이에 의해, 필름 냉각 구멍(16b)으로부터 분출된 냉각 공기가 차열재(14)의 표면에 부착되어 흐르게 되어, 냉각 효과의 향상을 도모할 수 있다.
또한, 제2 실시 형태에 있어서, 터빈 날개(11)는 2열의 배측 필름 냉각 구멍(16a, 16b)을 갖는 경우를 예로 들어 설명하였지만, 이에 한정되지 않고, 적어도 1열의 배측 필름 냉각 구멍을 갖고 있으면 된다. 즉, 적어도 1개의 배측 필름 냉각 구멍 중 날개 후방 에지에 가장 가까운 최종열의 필름 냉각 구멍이, 스로트의 위치(S)를 포함하고 그 위치(S)보다 후방측, 또한 최종의 냉각 유로(15f)의 후단부의 위치(R)를 포함하지 않고 그 위치(R)보다 전방측인 범위 내에 존재하고 있으면 된다.
또한, 제1 및 제2 실시 형태에 있어서, 터빈 날개(11)는 날개 내부에 형성되어 날개 높이 방향으로 연장되는 냉각 유로를 5개 갖는 경우를 예로 들어 설명하였지만, 이에 한정되지 않고, 적어도 1개 갖고 있으면 된다. 즉, 적어도 1개의 냉각 유로 중 날개 후방 에지에 가장 가까운 최종의 냉각 유로의 후단부가, 스로트의 위치(S)를 포함하지 않고 그 위치(S)보다 후방측에 위치하고 있으면 된다.
또한, 제1 및 제2 실시 형태에 있어서, 각 날개 단면의 복측에 있어서의 차열재(14)의 두께 분포는 날개 전방 에지로부터 복측 설계점(P2)에 걸쳐서는 차열재(14)의 두께가 균일하고, 복측 설계점(P2)으로부터 날개 후방 에지에 걸쳐서는 후방측을 향함에 따라 차열재(14)의 두께가 점감하도록 구성한 경우를 예로 들어 설명하였지만, 이에 한정되지 않고, 본 발명의 주지 및 기술 사상을 일탈하지 않는 범위 내에서 변형이 가능하다. 즉, 배측과 복측의 흐름의 차이(바꿔 말하면, 열 환경의 차이)에 착안하여, 배측과 복측의 차열재(14)의 두께 분포를 상이하게 해도 된다. 구체적으로는, 예를 들어 도 8에 도시한 바와 같이 각 날개 단면의 복측에 있어서의 차열재(14)의 두께 분포는 날개 전방 에지로부터 날개 후방 에지에 걸쳐서 차열재(14)의 두께가 균일하도록 구성해도 된다. 이에 의해, 배측 날개면(12)보다 복측 날개면(13)의 차열 효과를 높여도 된다.
11 : 터빈 날개
12 : 배측의 날개면
13 : 복측의 날개면
14 : 차열재
15a 내지 15f : 냉각 유로
16a, 16b : 배측 필름 냉각 구멍
L : 캠버 라인
P1 : 배측의 설계점
P2 : 복측의 설계점
R : 최종의 냉각 유로의 후단부의 위치
S : 스로트의 위치

Claims (4)

  1. 날개 내부에 형성되어 날개 높이 방향으로 연장되는 냉각 유로를 적어도 1개 갖고, 배측 및 복측의 날개면을 차열재로 피복한 터빈 날개이며,
    날개 높이 방향에 수직인 각 날개 단면에 있어서의 상기 배측 날개면 상에서, 터빈 날개 사이의 거리가 최소가 되는 스로트의 위치를 포함하고 이 위치보다 후방측, 또한 상기 적어도 1개의 냉각 유로 중 날개 후방 에지에 가장 가까운 최종의 냉각 유로의 후단부의 위치를 포함하지 않고 이 위치보다 전방측인 범위 내에 배측의 설계점을 설정하고,
    상기 각 날개 단면의 배측에 있어서의 상기 차열재의 두께 분포는 날개 전방 에지로부터 상기 설계점에 걸쳐서는 상기 차열재의 두께가 균일하고, 상기 설계점으로부터 상기 날개 후방 에지에 걸쳐서는 후방측을 향함에 따라 상기 차열재의 두께가 점감하도록 구성하고,
    상기 배측의 날개면 및 차열재에 형성되어 상기 냉각 유로에 연통하는 배측의 필름 냉각 구멍을 적어도 1열 갖고,
    상기 적어도 1열의 배측 필름 냉각 구멍 중 상기 날개 후방 에지에 가장 가까운 최종열의 배측 필름 냉각 구멍은 상기 스로트의 위치를 포함하고 이 위치보다 후방측, 또한 상기 최종의 냉각 유로의 후단부의 위치를 포함하지 않고 이 위치보다 전방측인 범위 내에 존재하고 있고,
    상기 설계점은 상기 각 날개 단면에 있어서의 상기 배측 날개면 상에서, 상기 최종열의 배측 필름 냉각 구멍의 위치를 포함하고 이 위치보다 후방측, 또한 상기 최종의 냉각 유로의 후단부의 위치를 포함하지 않고 이 위치보다 전방측인 범위 내에 설정한 것을 특징으로 하는, 터빈 날개.
  2. 삭제
  3. 제1항에 있어서, 상기 각 날개 단면에 있어서의 상기 복측 날개면 상에서, 캠버 라인을 대칭축으로 하여 상기 배측의 설계점과 대칭이 되도록 복측의 설계점을 설정하고,
    상기 각 날개 단면의 복측에 있어서의 상기 차열재의 두께 분포는 상기 날개 전방 에지로부터 상기 복측 설계점에 걸쳐서는 상기 차열재의 두께가 균일하고, 상기 복측 설계점으로부터 상기 날개 후방 에지에 걸쳐서는 후방측을 향함에 따라 상기 차열재의 두께가 점감하도록 구성한 것을 특징으로 하는, 터빈 날개.
  4. 제1항에 있어서, 상기 각 날개 단면의 복측에 있어서의 상기 차열재의 두께 분포는 상기 날개 전방 에지로부터 상기 날개 후방 에지에 걸쳐서 상기 차열재의 두께가 균일하도록 구성한 것을 특징으로 하는, 터빈 날개.
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