KR101985099B1 - Gas turbine - Google Patents

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Abstract

본 발명은 가스 터빈에 관한 것으로서, 하우징; 상기 하우징의 내부에 회전 가능하게 구비되는 로터; 상기 로터로부터 회전력을 전달받아 공기를 압축하는 압축기; 상기 압축기에서 압축된 공기에 연료를 혼합하고 점화하여 연소 가스를 생성하는 연소기; 및 상기 연소기로부터 생성된 연소 가스로부터 회전력을 얻어 상기 로터를 회전시키는 터빈;을 포함하고, 상기 터빈은, 상기 로터와 함께 회전되는 터빈 블레이드; 및 상기 터빈 블레이드로 유입되는 연소 가스의 흐름을 정렬하도록 상기 하우징에 고정 설치되는 터빈 베인;을 포함하고, 상기 터빈 블레이드와 상기 터빈 베인 중 적어도 하나는 2개 이상의 재질로 형성될 수 있다. 이에 의하여, 터빈 블레이드 및 터빈 베인이 요구 물성치보다 과한 물성치를 갖게 형성되는 것을 방지할 수 있다.The present invention relates to a gas turbine, comprising: a housing; A rotor rotatably installed in the housing; A compressor which receives rotational force from the rotor and compresses air; A combustor for combusting the compressed air in the compressor to generate a combustion gas; And a turbine that rotates the rotor by receiving a rotational force from the combustion gas generated from the combustor, wherein the turbine includes: a turbine blade rotated together with the rotor; And a turbine vane fixed to the housing to align the flow of the combustion gas flowing into the turbine blade. At least one of the turbine blade and the turbine vane may be formed of two or more materials. Thus, it is possible to prevent the turbine blades and the turbine vanes from being formed to have more physical properties than the required physical properties.

Description

가스 터빈{GAS TURBINE}[0001] GAS TURBINE [0002]

본 발명은, 가스 터빈에 관한 것이다.The present invention relates to a gas turbine.

일반적으로, 터빈은 물, 가스, 증기 등과 같은 유체가 가지는 에너지를 기계적 일로 변환시키는 기계로서, 보통 회전체의 원주에 여러 개의 깃 또는 날개를 심고 거기에 증기 또는 가스를 내뿜어 충동력 또는 반동력으로 고속회전시키는 터보형의 기계를 터빈이라고 한다. Generally, a turbine is a machine that converts the energy of a fluid such as water, gas, steam, etc. into mechanical work. It usually plantes several feathers or wings on the circumference of a rotating body and emits vapor or gas to it. Turbine type machines that rotate are called turbines.

이러한 터빈의 종류로는, 높은 곳의 물이 가지는 에너지를 이용하는 수력 터빈, 증기가 가지는 에너지를 이용하는 증기 터빈, 고압의 압축공기가 가지는 에너지를 이용하는 공기 터빈, 고온 고압의 가스가 가지는 에너지를 이용하는 가스 터빈 등이 있다. Examples of such turbines include a hydraulic turbine that utilizes the energy of water at high places, a steam turbine that utilizes the energy of the steam, an air turbine that uses the energy of high-pressure compressed air, a gas that utilizes the energy of high- Turbines and the like.

이 중, 가스 터빈은 압축기, 연소기, 터빈 및 로터를 포함한다. Among them, the gas turbine includes a compressor, a combustor, a turbine, and a rotor.

상기 압축기는 서로 교대로 배치되는 복수의 압축기 베인과 복수의 압축기 블레이드를 포함한다.The compressor includes a plurality of compressor vanes and a plurality of compressor blades disposed alternately with each other.

상기 연소기는 상기 압축기에서 압축된 압축 공기에 대하여 연료를 공급하고 버너로 점화함으로써 고온고압의 연소 가스를 생성한다.The combustor supplies fuel to the compressed air compressed in the compressor and ignites it with a burner to generate combustion gas of high temperature and high pressure.

상기 터빈은 서로 교대로 배치되는 복수의 터빈 베인과 복수의 터빈 블레이드를 포함한다. The turbine includes a plurality of turbine vanes and a plurality of turbine blades alternately arranged.

상기 로터는 상기 압축기, 상기 연소기 및 상기 터빈의 중심부를 관통하도록 형성되고, 양단부가 베어링에 의해 회전 가능하게 지지되며, 일단부가 발전기의 구동축에 연결된다.The rotor is formed to pass through the center of the compressor, the combustor, and the turbine. Both ends of the rotor are rotatably supported by bearings, and one end is connected to the drive shaft of the generator.

그리고, 상기 로터는 상기 압축기 블레이드와 체결되는 복수의 압축기 로터 디스크, 상기 터빈 블레이와 체결되는 복수의 터빈 로터 디스크 및 상기 터빈 로터 디스크로부터 상기 압축기 로터 디스크로 회전력을 전달하는 토크 튜브를 포함한다. The rotor includes a plurality of compressor rotor disks coupled with the compressor blades, a plurality of turbine rotor disks coupled with the turbine blades, and a torque tube transmitting torque from the turbine rotor disks to the compressor rotor disk.

이러한 구성에 따른 가스 터빈은, 상기 압축기에서 압축된 공기가 상기 연소실에서 연료와 혼합되어 연소됨으로써 고온의 연소 가스로 변환되고, 이렇게 만들어진 연소 가스가 터빈 측으로 분사되며, 분사된 연소 가스가 상기 터빈 블레이드를 통과하면서 회전력을 생성시키고, 상기 로터가 회전하게 된다.In the gas turbine according to this configuration, the compressed air in the compressor is mixed with the fuel in the combustion chamber to be burned, thereby being converted into a high-temperature combustion gas, and the combustion gas thus produced is injected toward the turbine, So that the rotor rotates.

이러한 가스 터빈은 4행정 기관의 피스톤과 같은 왕복운동 기구가 없기 때문에 피스톤-실린더와 같은 상호 마찰부분이 없어 윤활유의 소비가 극히 적으며 왕복운동기계의 특징인 진폭이 대폭 감소되고, 고속운동이 가능한 장점이 있다.Since these gas turbines have no reciprocating mechanism such as piston of 4-stroke engine, there is no mutual friction part like piston-cylinder, consumption of lubricating oil is extremely small, amplitude characteristic which is characteristic of reciprocating machine is greatly reduced, There are advantages.

여기서, 상기 터빈 블레이드와 상기 터빈 베인은 연소 가스와 접촉하므로 열화 등의 손상을 방지하기 고온 환경에서의 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성된다.Here, the turbine blade and the turbine vane are formed of a material having high heat resistance and strength in a high-temperature environment to prevent damage such as deterioration due to contact with the combustion gas.

그러나, 이러한 종래의 가스 터빈에 있어서, 터빈 블레이드와 터빈 베인은 요구 물성치(내열성, 강도 등)보다 과한 물성치를 갖도록 형성되는 문제점이 있었다. However, in such a conventional gas turbine, the turbine blades and the turbine vanes have a problem that they are formed to have more physical properties than required physical properties (heat resistance, strength, and the like).

구체적으로, 상기 터빈 블레이드는 단일 재질로 형성되는데, 연소 가스의 온도가 그 연소 가스의 유동 방향 상 상류 측으로부터 하류 측으로 갈수록 감소되므로, 상기 터빈 블레이드는 연소 가스 온도 상 가장 가혹한 조건인 리딩 에지 측에서의 연소 가스 온도에서 요구되는 물성치를 충족하는 재질로 형성된다. 즉, 상기 터빈 블레이드는 연소 가스와 접촉되는 터빈 블레이드 에어 포일부, 상기 터빈 블레이드 에어 포일부로부터 상기 로터 측으로 연장되는 터빈 블레이드 플랫폼부 및 터빈 블레이드 루트부를 포함하고, 상기 터빈 블레이드 에어 포일부는 연소 가스의 유동 방향 상 상류 측에 위치되는 제1 부위, 연소 가스의 유동 방향 상 하류 측에 위치되는 제3 부위 및 상기 제1 부위와 상기 제3 부위 사이에 위치되는 제2 부위를 포함하는데, 상기 터빈 블레이드 에어 포일부, 상기 터빈 블레이드 플랫폼부 및 상기 터빈 블레이드 루트부가 모두 상기 제1 부위에 입사되는 연소 가스 온도에서 요구되는 물성치를 충족하는 재질로 형성된다. 하지만, 상기 제1 부위를 제외한 나머지 부위들은 상기 제1 부위에 입사되는 연소 가스 온도보다 낮은 온도 환경에 노출되므로 노출되는 온도 환경에 요구되는 물성치보다 과한 물성치를 갖는 재질로 형성되는 것이다. 한편, 통상적으로 상기 터빈 블레이드는 열화 방지를 위해 냉각 수단에 의해 냉각되므로, 상기 제1 부위를 제외한 나머지 부위들은 더욱 과한 물성치를 갖는 재질로 형성되고, 상기 제1 부위에 입사되는 연소 가스 온도보다 낮은 온도 환경에 노출되는 상기 제1 부위마저도 그 제1 부위가 노출되는 온도 환경에 요구되는 물성치보다 과한 물성치를 갖는 재질로 형성되는 것이다. Specifically, the turbine blades are formed of a single material. Since the temperature of the combustion gas decreases from the upstream side to the downstream side in the flow direction of the combustion gas, the turbine blades are cooled by the combustion on the leading edge side, And is formed of a material that satisfies the required physical property at the gas temperature. That is, the turbine blade includes a turbine blade airfoil portion in contact with the combustion gas, a turbine blade platform portion extending from the turbine blade airfoil portion to the rotor side, and a turbine blade root portion, A third portion positioned on the downstream side in the flow direction of the combustion gas and a second portion positioned between the first portion and the third portion, The blade airfoil portion, the turbine blade platform portion, and the turbine blade root portion are both formed of a material that satisfies the required physical properties at a combustion gas temperature incident on the first portion. However, since the remaining portions except for the first portion are exposed to a temperature environment lower than the temperature of the combustion gas incident on the first portion, they are formed of materials having material properties that are greater than the physical properties required for the exposed temperature environment. Since the turbine blades are generally cooled by the cooling means to prevent deterioration, the remaining portions of the turbine blades other than the first portion are made of a material having a greater physical property, and the temperature of the turbine blades is lower than the temperature of the combustion gas entering the first portion Even the first portion exposed to a temperature environment is formed of a material having an excessively higher physical property value than that required for a temperature environment in which the first portion is exposed.

또한, 상기 터빈 베인 역시 상기 터빈 블레이드와 마찬가지이다. The turbine vane is also the same as the turbine blade.

대한민국 등록특허 10-1617705호Korean Patent No. 10-1617705

따라서, 본 발명은, 터빈 블레이드와 터빈 베인이 요구 물성치보다 과한 물성치를 갖게 형성되는 것을 방지할 수 있는 가스 터빈을 제공하는 것을 그 목적으로 한다.Accordingly, it is an object of the present invention to provide a gas turbine which can prevent a turbine blade and a turbine vane from being formed to have more physical properties than required property values.

본 발명은, 상기한 바와 같은 목적 달성을 위해, 하우징; 상기 하우징의 내부에 회전 가능하게 구비되는 로터; 상기 로터로부터 회전력을 전달받아 공기를 압축하는 압축기; 상기 압축기에서 압축된 공기에 연료를 혼합하고 점화하여 연소 가스를 생성하는 연소기; 및 상기 연소기로부터 생성된 연소 가스로부터 회전력을 얻어 상기 로터를 회전시키는 터빈;을 포함하고, 상기 터빈은, 상기 로터와 함께 회전되는 터빈 블레이드; 및 상기 터빈 블레이드로 유입되는 연소 가스의 흐름을 정렬하도록 상기 하우징에 고정 설치되는 터빈 베인;을 포함하고, 상기 터빈 블레이드와 상기 터빈 베인 중 적어도 하나는 2개 이상의 재질로 형성되는 가스 터빈을 제공한다.The present invention, in order to achieve the above-mentioned object, comprises a housing; A rotor rotatably installed in the housing; A compressor which receives rotational force from the rotor and compresses air; A combustor for combusting the compressed air in the compressor to generate a combustion gas; And a turbine that rotates the rotor by receiving a rotational force from the combustion gas generated from the combustor, wherein the turbine includes: a turbine blade rotated together with the rotor; And a turbine vane fixed to the housing to align the flow of the combustion gas flowing into the turbine blade, wherein at least one of the turbine blade and the turbine vane is formed of two or more materials .

상기 터빈 블레이드와 상기 터빈 베인은 각각 연소 가스와 접촉되는 에어 포일부를 포함하고, 상기 에어 포일부는 2개 이상의 재질로 형성될 수 있다. The turbine blade and the turbine vane each include an airfoil portion in contact with a combustion gas, and the airfoil portion may be formed of two or more materials.

상기 에어 포일부는, 연소 가스의 유동 방향 상 상류 측에 위치되는 제1 부위; 연소 가스의 유동 방향 상 하류 측에 위치되는 제3 부위; 및 상기 제1 부위와 상기 제3 부위 사이에 위치되는 제2 부위;를 포함하고, 상기 제1 부위는 제1 온도 환경에 노출되고, 상기 제2 부위는 제2 온도 환경에 노출되고, 상기 제3 부위는 제3 온도 환경에 노출되며, 상기 제2 온도 환경은 상기 제1 온도 환경 및 상기 제3 온도 환경보다 온도가 낮고, 상기 제2 부위는 상기 제1 부위 및 상기 제3 부위와 상이한 재질로 형성될 수 있다. Wherein the airfoil portion includes: a first portion positioned on an upstream side in the flow direction of the combustion gas; A third portion positioned on the downstream side in the flow direction of the combustion gas; And a second portion positioned between the first portion and the third portion, wherein the first portion is exposed to a first temperature environment, the second portion is exposed to a second temperature environment, 3 region is exposed to a third temperature environment, the second temperature environment is lower in temperature than the first temperature environment and the third temperature environment, and the second portion is a material different from the first portion and the third portion As shown in FIG.

상기 제1 부위는 상기 제1 온도 환경에서의 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성되고, 상기 제2 부위는 상기 제2 온도 환경에서의 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성되며, 상기 제3 부위는 상기 제3 온도 환경에서의 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성될 수 있다. Wherein the first portion is formed of a material having high heat resistance and strength in the first temperature environment and the second portion is formed of a material having high heat resistance and strength in the second temperature environment, And may be formed of a material having high heat resistance and strength in the third temperature environment.

상기 에어 포일부의 평균 캠버 선 상, 상기 제2 부위의 길이는 상기 제1 부위의 길이 및 상기 제3 부위의 길이보다 길게 형성될 수 있다. The length of the second portion may be longer than the length of the first portion and the length of the third portion on the average camber line of the airfoil portion.

상기 평균 캠버 선 상, 상기 제2 부위의 길이는 상기 제1 부위의 길이와 상기 제3 부위의 길이의 합보다 길게 형성될 수 있다. The length of the second portion on the average camber line may be longer than the sum of the length of the first portion and the length of the third portion.

상기 제1 부위는 상기 에어 포일부의 리딩 에지로부터 상기 에어 포일부의 트레일링 에지 측으로 상기 평균 캠버 선의 길이의 10% 길이로 형성되고, 상기 제3 부위는 상기 트레일링 에지로부터 상기 리딩 에지 측으로 상기 평균 캠버 선의 길이의 10% 길이로 형성될 수 있다. Wherein the first portion is formed to have a length of 10% of the length of the average camber line from the leading edge of the airfoil portion toward the trailing edge of the airfoil portion, and the third portion is formed from the trailing edge to the leading edge side May be formed to have a length of 10% of the length of the average camber line.

상기 제1 부위는 한계 온도가 상기 제1 온도 환경의 온도보다 높은 재질로 형성되고, 상기 제2 부위는 한계 온도가 상기 제2 온도 환경의 온도보다 높은 재질로 형성되며, 상기 제3 부위는 한계 온도가 상기 제3 온도 환경의 온도보다 높은 재질로 형성될 수 있다. Wherein the first portion is formed of a material whose critical temperature is higher than the temperature of the first temperature environment and the second portion is formed of a material whose critical temperature is higher than the temperature of the second temperature environment, And the temperature may be formed of a material higher than the temperature of the third temperature environment.

상기 제2 부위는 상기 제1 부위 및 상기 제3 부위보다 한계 온도가 낮은 재질로 형성될 수 있다. The second portion may be formed of a material having a lower limit temperature than the first portion and the third portion.

상기 제1 온도 환경의 온도는 상기 제3 온도 환경의 온도보다 낮고, 상기 제1 부위는 상기 제3 부위보다 한계 온도가 낮은 재질로 형성될 수 있다. The temperature of the first temperature environment may be lower than the temperature of the third temperature environment, and the first region may be formed of a material having a lower limit temperature than the third region.

상기 제1 부위는 상기 제1 온도 환경에서의 강도가 상기 제1 온도 환경의 온도보다 낮은 온도에서의 강도 및 상기 제1 온도 환경의 온도보다 높은 온도에서의 강도보다 큰 재질로 형성되고, 상기 제2 부위는 상기 제2 온도 환경에서의 강도가 상기 제2 온도 환경의 온도보다 낮은 온도에서의 강도 및 상기 제2 온도 환경의 온도보다 높은 온도에서의 강도보다 큰 재질로 형성되며, 상기 제3 부위는 상기 제3 온도 환경에서의 강도가 상기 제3 온도 환경의 온도보다 낮은 온도에서의 강도 및 상기 제3 온도 환경의 온도보다 높은 온도에서의 강도보다 큰 재질로 형성될 수 있다. Wherein the first portion is formed of a material whose strength in the first temperature environment is larger than the strength at a temperature lower than the temperature of the first temperature environment and higher than the temperature at a temperature higher than the temperature of the first temperature environment, Two portions are formed of a material whose strength in the second temperature environment is higher than strength in a temperature lower than the temperature in the second temperature environment and higher in temperature than the temperature in the second temperature environment, May be formed of a material whose strength in the third temperature environment is larger than the strength at a temperature lower than the temperature of the third temperature environment and higher than the temperature at a temperature higher than the temperature of the third temperature environment.

상기 제1 부위를 형성하는 재질을 제1 재질이라 하고, 상기 제2 부위를 형성하는 재질을 제2 재질이라 하고, 상기 제3 부위를 형성하는 재질을 제3 재질이라 하면, 상기 제2 재질은 상기 제2 온도 환경에서 그 제2 재질의 강도가 상기 제1 온도 환경에서 상기 제1 재질의 강도 및 상기 제3 온도 환경에서 상기 제3 재질의 강도보다 큰 재질로 형성될 수 있다. The material forming the first portion is referred to as a first material, the material forming the second portion is referred to as a second material, and the material forming the third portion is referred to as a third material, The strength of the second material in the second temperature environment may be formed of a material having a strength higher than the strength of the first material in the first temperature environment and a strength of the third material in the third temperature environment.

상기 제1 부위와 상기 제2 부위 사이에는 상기 제1 부위와 상기 제2 부위의 변형량 차이에 의한 균열 발생을 억제하는 제1 버퍼부가 형성되고, 상기 제2 부위와 상기 제3 부위 사이에는 상기 제2 부위와 상기 제3 부위의 변형량 차이에 의한 균열 발생을 억제하는 제2 버퍼부가 형성될 수 있다. A first buffer portion is formed between the first portion and the second portion so as to suppress the generation of cracks due to a difference in deformation amount between the first portion and the second portion, And a second buffer portion for suppressing the generation of cracks due to a difference in deformation amount between the second portion and the third portion.

상기 제1 버퍼부는 상기 제1 부위의 열팽창계수와 상기 제2 부위의 열팽창계수 사이의 열팽창계수를 갖는 재질로 형성되고, 상기 제2 버퍼부는 상기 제2 부위의 열팽창계수와 상기 제3 부위의 열팽창계수 사이의 열팽창계수를 갖는 재질로 형성될 수 있다. Wherein the first buffer portion is formed of a material having a thermal expansion coefficient between the thermal expansion coefficient of the first portion and the thermal expansion coefficient of the second portion, and the second buffer portion is formed of a material having a thermal expansion coefficient between the thermal expansion coefficient of the first portion and the thermal expansion coefficient of the second portion, And may be formed of a material having a thermal expansion coefficient between coefficients.

상기 제1 버퍼부는 상기 제1 온도 환경의 온도와 상기 제2 온도 환경의 온도 사이 온도를 갖는 온도 환경에서 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성되고, 상기 제2 버퍼부는 상기 제2 온도 환경의 온도와 상기 제3 온도 환경의 온도 사이 온도를 갖는 온도 환경에서 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성될 수 있다. Wherein the first buffer unit is formed of a material having high heat resistance and strength in a temperature environment having a temperature between the temperature of the first temperature environment and the temperature of the second temperature environment, And a material having a high heat resistance and strength in a temperature environment having a temperature between the temperatures of the third temperature environment.

상기 터빈 블레이드와 상기 터빈 베인은 각각 상기 에어 포일부로부터 상기 로터 측으로 연장되는 플랫폼부 및 루트부를 더 포함하고, 상기 플랫폼부와 상기 루트부는 상기 에어 포일부와 상이한 재질로 형성될 수 있다. The turbine blade and the turbine vane each further include a platform portion and a root portion extending from the airfoil portion to the rotor side, and the platform portion and the root portion may be formed of a material different from the airfoil portion.

상기 터빈 블레이드와 상기 터빈 베인은 각각 일체로 형성될 수 있다. The turbine blade and the turbine vane may be integrally formed.

상기 터빈 블레이드와 상기 터빈 베인은 각각 3D 프린팅 기법으로 형성될 수 있다. The turbine blade and the turbine vane may be formed by a 3D printing technique.

그리고, 본 발명은, 하우징; 상기 하우징의 내부에 회전 가능하게 구비되는 로터; 상기 로터로부터 회전력을 전달받아 공기를 압축하는 압축기; 상기 압축기에서 압축된 공기에 연료를 혼합하고 점화하여 연소 가스를 생성하는 연소기; 및 상기 연소기로부터 생성된 연소 가스로부터 회전력을 얻어 상기 로터를 회전시키는 터빈;을 포함하고, 상기 터빈은 상기 로터와 함께 회전되는 터빈 블레이드를 포함하고, 상기 터빈 블레이드는 2개 이상의 재질로 형성되는 가스 터빈을 제공한다.And, the present invention provides a semiconductor device comprising: a housing; A rotor rotatably installed in the housing; A compressor which receives rotational force from the rotor and compresses air; A combustor for combusting the compressed air in the compressor to generate a combustion gas; And a turbine that rotates the rotor by receiving a rotational force from the combustion gas generated from the combustor, wherein the turbine includes a turbine blade rotated together with the rotor, wherein the turbine blade includes a gas formed of two or more materials Turbine.

그리고, 본 발명은, 하우징; 상기 하우징의 내부에 회전 가능하게 구비되는 로터; 상기 로터로부터 회전력을 전달받아 공기를 압축하는 압축기; 상기 압축기에서 압축된 공기에 연료를 혼합하고 점화하여 연소 가스를 생성하는 연소기; 및 상기 연소기로부터 생성된 연소 가스로부터 회전력을 얻어 상기 로터를 회전시키는 터빈;을 포함하고, 상기 터빈은 연소 가스와 접촉되는 에어 포일부를 포함하고, 상기 에어 포일부는, 연소 가스의 유동 방향 상 상류 측에 위치되는 제1 부위; 연소 가스의 유동 방향 상 하류 측에 위치되는 제3 부위; 및 상기 제1 부위와 상기 제3 부위 사이에 위치되는 제2 부위;를 포함하고, 상기 제1 부위는 섭씨 750도 내지 780도에서의 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성되고, 상기 제2 부위는 섭씨 700도 내지 730도에서의 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성되며, 상기 제3 부위는 섭씨 760도 내지 790도에서의 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성되는 가스 터빈을 제공한다.And, the present invention provides a semiconductor device comprising: a housing; A rotor rotatably installed in the housing; A compressor which receives rotational force from the rotor and compresses air; A combustor for combusting the compressed air in the compressor to generate a combustion gas; And a turbine that rotates the rotor by receiving a rotational force from the combustion gas generated from the combustor, wherein the turbine includes an airfoil portion in contact with the combustion gas, A first portion located on the upstream side; A third portion positioned on the downstream side in the flow direction of the combustion gas; And a second portion positioned between the first portion and the third portion, wherein the first portion is formed of a material having a high heat resistance and strength at a temperature of 750 to 780 degrees Celsius, Wherein the third portion is formed of a material having high heat resistance and strength at a temperature of 700 to 730 degrees Celsius, and the third portion is formed of a material having high heat resistance and strength at 760 to 790 degrees Celsius.

본 발명에 의한 가스 터빈은, 하우징; 상기 하우징의 내부에 회전 가능하게 구비되는 로터; 상기 로터로부터 회전력을 전달받아 공기를 압축하는 압축기; 상기 압축기에서 압축된 공기에 연료를 혼합하고 점화하여 연소 가스를 생성하는 연소기; 및 상기 연소기로부터 생성된 연소 가스로부터 회전력을 얻어 상기 로터를 회전시키는 터빈;을 포함하고, 상기 터빈은, 상기 로터와 함께 회전되는 터빈 블레이드; 및 상기 터빈 블레이드로 유입되는 연소 가스의 흐름을 정렬하도록 상기 하우징에 고정 설치되는 터빈 베인;을 포함하고, 상기 터빈 블레이드와 상기 터빈 베인 중 적어도 하나는 2개 이상의 재질로 형성될 수 있다. 이에 의하여, 터빈 블레이드 및 터빈 베인이 요구 물성치보다 과한 물성치를 갖게 형성되는 것을 방지할 수 있다.A gas turbine according to the present invention includes: a housing; A rotor rotatably installed in the housing; A compressor which receives rotational force from the rotor and compresses air; A combustor for combusting the compressed air in the compressor to generate a combustion gas; And a turbine that rotates the rotor by receiving a rotational force from the combustion gas generated from the combustor, wherein the turbine includes: a turbine blade rotated together with the rotor; And a turbine vane fixed to the housing to align the flow of the combustion gas flowing into the turbine blade. At least one of the turbine blade and the turbine vane may be formed of two or more materials. Thus, it is possible to prevent the turbine blades and the turbine vanes from being formed to have more physical properties than the required physical properties.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈을 도시한 단면도,
도 2는 도 1의 가스 터빈에서 터빈 블레이드 에어 포일부와 터빈 베인 에어 포일부를 도시한 단면도,
도 3은 도 2의 터빈 블레이드와 터빈 베인을 제조하는 제조방법을 도시한 순서도,
도 4는 도 3의 제조방법에서 형성 단계를 설명하기 위해 도시한 사시도,
도 5는 본 발명의 다른 실시예에 따른 가스 터빈에서 터빈 블레이드 에어 포일부와 터빈 베인 에어 포일부를 도시한 단면도이다.1 is a cross-sectional view of a gas turbine according to an embodiment of the present invention,
2 is a cross-sectional view of a turbine blade airfoil portion and a turbine vane airfoil portion in the gas turbine of FIG. 1;
3 is a flow chart illustrating a method of manufacturing the turbine blade and turbine vane of FIG. 2,
FIG. 4 is a perspective view illustrating a forming step in the manufacturing method of FIG. 3,
5 is a cross-sectional view illustrating a turbine blade airfoil portion and a turbine vane airfoil portion in a gas turbine according to another embodiment of the present invention.

이하, 본 발명에 의한 가스 터빈을 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명한다.Hereinafter, a gas turbine according to the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈을 도시한 단면도이고, 도 2는 도 1의 가스 터빈에서 터빈 블레이드 에어 포일부와 터빈 베인 에어 포일부를 도시한 단면도이고, 도 3은 도 2의 터빈 블레이드와 터빈 베인을 제조하는 제조방법을 도시한 순서도이며, 도 4는 도 3의 제조방법에서 형성 단계를 설명하기 위해 도시한 사시도이다.1 is a cross-sectional view showing a gas turbine according to an embodiment of the present invention, FIG. 2 is a cross-sectional view showing a turbine blade airfoil portion and a turbine vane airfoil portion in the gas turbine of FIG. 1, FIG. 4 is a perspective view illustrating a forming step in the manufacturing method of FIG. 3. FIG. 4 is a flow chart showing a manufacturing method of manufacturing a turbine blade and a turbine vane of FIG.

첨부된 도 1 및 도 2를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈은, 하우징(100), 상기 하우징(100)의 내부에 회전 가능하게 구비되는 로터(600), 상기 로터(600)로부터 회전력을 전달받아 상기 하우징(100)으로 유입되는 공기를 압축하는 압축기(200), 상기 압축기(200)에서 압축된 공기에 연료를 혼합하고 점화하여 연소 가스를 생성하는 연소기(400), 상기 연소기(400)로부터 생성된 연소 가스로부터 회전력을 얻어 상기 로터(600)를 회전시키는 터빈(500), 발전을 위해 상기 로터(600)에 연동되는 발전기 및 상기 터빈(500)을 통과한 연소 가스를 배출하는 디퓨저를 포함할 수 있다.Referring to FIGS. 1 and 2, a gas turbine according to an embodiment of the present invention includes a housing 100, a rotor 600 rotatably installed in the housing 100, A combustor 400 which mixes and ignites the fuel in the air compressed by the compressor 200 to generate a combustion gas, A turbine 500 for rotating the rotor 600 by receiving a rotational force from the combustion gas generated from the combustor 400, a generator interlocked with the rotor 600 for generating electricity, and a combustion gas passing through the turbine 500 And a discharge diffuser.

상기 하우징(100)은, 상기 압축기(200)가 수용되는 압축기 하우징(110), 상기 연소기(400)가 수용되는 연소기 하우징(120) 및 상기 터빈(500)이 수용되는 터빈 하우징(130)을 포함할 수 있다. The housing 100 includes a compressor housing 110 in which the compressor 200 is accommodated, a combustor housing 120 in which the combustor 400 is accommodated, and a turbine housing 130 in which the turbine 500 is accommodated can do.

여기서, 상기 압축기 하우징(110), 상기 연소기 하우징(120) 및 상기 터빈 하우징(130)은 유체 흐름 방향 상 상류 측으로부터 하류 측으로 순차적으로 배열될 수 있다.Here, the compressor housing 110, the combustor housing 120, and the turbine housing 130 may be sequentially arranged from the upstream side to the downstream side in the fluid flow direction.

상기 로터(600)는, 상기 압축기 하우징(110)에 수용되는 압축기 로터 디스크(610), 상기 터빈 하우징(130)에 수용되는 터빈 로터 디스크(630) 및 상기 연소기 하우징(120)에 수용되고 상기 압축기 로터 디스크(610)와 상기 터빈 로터 디스크(630)를 연결하는 토크 튜브(620), 상기 압축기 로터 디스크(610), 상기 토크 튜브(620) 및 상기 터빈 로터 디스크(630)를 체결하는 타이 로드(640)와 고정 너트(650)를 포함할 수 있다.The rotor 600 includes a compressor rotor disk 610 housed in the compressor housing 110, a turbine rotor disk 630 housed in the turbine housing 130, and a turbine rotor disk 630 housed in the combustor housing 120, A torque tube 620 connecting the rotor disk 610 and the turbine rotor disk 630, a tie rod 610 for fastening the compressor rotor disk 610, the torque tube 620 and the turbine rotor disk 630 640 and a locking nut 650. [

상기 압축기 로터 디스크(610)는 복수로 형성되고, 복수의 상기 압축기 로터 디스크(610)는 상기 로터(600)의 축 방향을 따라 배열될 수 있다. 즉, 상기 압축기 로터 디스크(610)는 다단으로 형성될 수 있다.The plurality of compressor rotor discs 610 may be arranged along the axial direction of the rotor 600. That is, the compressor rotor disk 610 may be formed in multiple stages.

그리고, 각 압축기 로터 디스크(610)는 대략 원판형으로 형성되고, 외주부에 후술할 압축기 블레이드(210)와 결합되는 압축기 블레이드 결합 슬롯이 형성될 수 있다.Each compressor rotor disk 610 is formed in a substantially disk shape, and a compressor blade coupling slot, which is coupled to the compressor blade 210 to be described later, may be formed in the outer periphery.

상기 압축기 블레이드 결합 슬롯은, 후술할 압축기 블레이드(210)가 그 압축기 블레이드 결합 슬롯으로부터 상기 로터(600)의 회전 반경 방향으로 이탈되는 것을 방지하도록, 전나무(fir-tree) 형태로 형성될 수 있다.The compressor blade coupling slot may be formed in a fir-tree shape to prevent the compressor blade 210, which will be described later, from separating in a radial direction of rotation of the rotor 600 from its compressor blade coupling slot.

여기서, 상기 압축기 로터 디스크(610)와 후술할 압축기 블레이드(210)는 통상적으로 탄젠셜 타입(tangential type) 또는 액셜 타입(axial type)으로 결합되는데, 본 실시예의 경우 액셜 타입으로 결합되도록 형성된다. 이에 따라, 본 실시예에 따른 상기 압축기 블레이드 결합 슬롯은 복수로 형성되고, 복수의 상기 압축기 블레이드 결합 슬롯은 상기 압축기 로터 디스크(610)의 원주 방향을 따라 방사상으로 배열될 수 있다. Here, the compressor rotor disk 610 and the compressor blade 210 to be described later are typically combined in a tangential type or an axial type. In this embodiment, the compressor rotor disk 610 and the compressor blade 210 are formed to be coupled in an axial type. Accordingly, the compressor blade engagement slots according to the present embodiment may be formed in a plurality, and a plurality of the compressor blade engagement slots may be radially arranged along the circumferential direction of the compressor rotor disk 610.

상기 터빈 로터 디스크(630)는 상기 압축기 로터 디스크(610)와 유사하게 형성될 수 있다. 즉, 상기 터빈 로터 디스크(630)는 복수로 형성되고, 복수의 상기 터빈 로터 디스크(630)는 상기 로터(600)의 축 방향을 따라 배열될 수 있다. 즉, 상기 터빈 로터 디스크(630)는 다단으로 형성될 수 있다.The turbine rotor disk 630 may be formed similarly to the compressor rotor disk 610. That is, a plurality of the turbine rotor discs 630 may be formed, and a plurality of the turbine rotor discs 630 may be arranged along the axial direction of the rotor 600. That is, the turbine rotor disk 630 may be formed in multiple stages.

그리고, 각 터빈 로터 디스크(630)는 대략 원판형으로 형성되고, 외주부에 후술할 터빈 블레이드(510)와 결합되는 터빈 블레이드 결합 슬롯이 형성될 수 있다.Each of the turbine rotor discs 630 is formed in a substantially disc shape, and a turbine blade coupling slot may be formed in an outer circumferential portion of the turbine rotor disk 630 to be coupled with a turbine blade 510 to be described later.

상기 터빈 블레이드 결합 슬롯은, 후술할 터빈 블레이드(510)가 그 터빈 블레이드 결합 슬롯으로부터 상기 로터(600)의 회전 반경 방향으로 이탈되는 것을 방지하도록, 전나무 형태로 형성될 수 있다. The turbine blade engagement slot may be formed in a fir shape to prevent the turbine blade 510, which will be described later, from being detached from the turbine blade engagement slot in the radial direction of rotation of the rotor 600.

여기서, 상기 터빈 로터 디스크(630)와 후술할 터빈 블레이드(510)는 통상적으로 탄젠셜 타입(tangential type) 또는 액셜 타입(axial type)으로 결합되는데, 본 실시예의 경우 액셜 타입으로 결합되도록 형성된다. 이에 따라, 본 실시예에 따른 상기 터빈 블레이드 결합 슬롯은 복수로 형성되고, 복수의 상기 터빈 블레이드 결합 슬롯은 상기 터빈 로터 디스크(630)의 원주 방향을 따라 방사상으로 배열될 수 있다. Here, the turbine rotor disk 630 and a turbine blade 510 to be described later are typically coupled in a tangential type or an axial type. In this embodiment, the turbine rotor disk 630 and the turbine blade 510 are formed to be coupled in an axial type. Accordingly, the turbine blade coupling slots according to the present embodiment may be formed in a plurality of, and a plurality of the turbine blade coupling slots may be radially arranged along the circumferential direction of the turbine rotor disk 630.

상기 토크 튜브(620)는 상기 터빈 로터 디스크(630)의 회전력을 상기 압축기 로터 디스크(610)로 전달하는 토크 전달 부재로서, 일단부가 복수의 상기 압축기 로터 디스크(610) 중 공기의 유동 방향 상 최하류 단에 위치되는 압축기 로터 디스크(610)와 체결되고, 타단부가 복수의 상기 터빈 로터 디스크(630) 중 연소 가스의 유동 방향 상 최상류 단에 위치되는 터빈 로터 디스크(630)와 체결될 수 있다. 여기서, 상기 토크 튜브(620)의 일단부와 타단부 각각에는 돌기가 형성되고, 상기 압축기 로터 디스크(610)와 상기 터빈 로터 디스크(630) 각각에는 상기 돌기와 치합되는 홈이 형성되어, 상기 토크 튜브(620)가 상기 압축기 로터 디스크(610) 및 상기 터빈 로터 디스크(630)에 대해 상대 회전이 방지될 수 있다.The torque tube 620 is a torque transmitting member that transmits the rotational force of the turbine rotor disk 630 to the compressor rotor disk 610. The torque tube 620 includes one end of the torque tube 620 and the other end of the plurality of compressor rotor disks 610, Can be fastened to the turbine rotor disk 630 fastened to the compressor rotor disk 610 located at the downstream end and positioned at the most upstream end of the plurality of turbine rotor disks 630 in the flow direction of the combustion gas . Each of the torque tube 620 and the turbine rotor disk 630 has a protrusion formed on one end and the other end of the torque tube 620. Grooves for engaging the protrusions are formed on the compressor rotor disk 610 and the turbine rotor disk 630, Relative rotation of the compressor rotor disk 620 with respect to the compressor rotor disk 610 and the turbine rotor disk 630 can be prevented.

그리고, 상기 토크 튜브(620)는, 상기 압축기(200)로부터 공급되는 공기가 그 토크 튜브(620)를 통과하여 상기 터빈(500)으로 유동 가능하도록, 중공형의 실린더 형태로 형성될 수 있다. The torque tube 620 may be formed in the shape of a hollow cylinder so that the air supplied from the compressor 200 flows through the torque tube 620 and flows into the turbine 500.

그리고, 상기 토크 튜브(620)는 장기간 지속적으로 운전되는 가스 터빈의 특성상 변형 및 뒤틀림 등에 강하게 형성되고, 용이한 유지 보수를 위해 조립 및 해체가 용이하게 형성될 수 있다.In addition, the torque tube 620 is formed strong against deformation and distortion due to characteristics of a gas turbine that is continuously operated for a long period of time, and can be easily assembled and disassembled for easy maintenance.

상기 타이 로드(640)는 복수의 상기 압축기 로터 디스크(610), 상기 토크 튜브(620) 및 복수의 상기 터빈 로터 디스크(630)를 관통하도록 형성되고, 일단부가 복수의 상기 압축기 로터 디스크(610) 중 공기의 유동 방향 상 최상류 단에 위치되는 압축기 로터 디스크(610) 내에 체결되고, 타단부가 복수의 상기 터빈 로터 디스크(630) 중 연소 가스의 유동 방향 상 최하류 단에 위치되는 터빈 로터 디스크(630)를 기준으로 상기 압축기(200)의 반대측으로 돌출되고 상기 고정 너트(650)와 체결될 수 있다. The tie rod 640 is formed to penetrate a plurality of the compressor rotor discs 610, the torque tube 620 and a plurality of the turbine rotor discs 630. One end of the tie rod 640 is connected to a plurality of the compressor rotor discs 610, A turbine rotor disk (610) fastened in a compressor rotor disk (610) located at the most upstream end in the flow direction of the air and the other end being located at the most downstream end of the plurality of turbine rotor disks (630) 630 to the opposite side of the compressor 200 and may be fastened to the fixing nut 650.

여기서, 상기 고정 너트(650)는 상기 최하류 단에 위치되는 터빈 로터 디스크(630)를 상기 압축기(200) 측으로 가압하고, 상기 최상류 단에 위치되는 압축기 로터 디스크(610)와 상기 최하류 단에 위치되는 터빈 로터 디스크(630) 사이 간격이 감소됨에 따라, 복수의 상기 압축기 로터 디스크(610), 상기 토크 튜브(620) 및 복수의 상기 터빈 로터 디스크(630)가 상기 로터(600)의 축 방향으로 압축될 수 있다. 이에 따라, 복수의 상기 압축기 로터 디스크(610), 상기 토크 튜브(620) 및 복수의 상기 터빈 로터 디스크(630)의 축 방향 이동 및 상대 회전이 방지될 수 있다.The fixing nut 650 presses the turbine rotor disk 630 positioned at the most downstream end of the compressor toward the compressor 200 and rotates the compressor rotor disk 610 located at the most upstream end A plurality of the compressor rotor discs 610, the torque tube 620 and a plurality of the turbine rotor discs 630 are arranged in the axial direction of the rotor 600 as the spacing between the turbine rotor discs 630 is reduced, Lt; / RTI > Accordingly, axial movement and relative rotation of the plurality of compressor rotor discs 610, the torque tube 620, and the plurality of turbine rotor discs 630 can be prevented.

한편, 본 실시예의 경우 하나의 상기 타이 로드(640)가 복수의 상기 압축기 로터 디스크(610), 상기 토크 튜브(620) 및 복수의 상기 터빈 로터 디스크(630)의 중심부를 관통하도록 형성되나, 이에 한정되는 것은 아니다. 즉, 압축기(200) 측과 터빈(500) 측에 각각 별도의 타이 로드(640)가 구비될 수도 있고, 복수의 타이 로드(640)가 원주 방향을 따라 방사상으로 배치될 수도 있으며, 이들의 혼용도 가능하다. Meanwhile, in the present embodiment, one tie rod 640 is formed to pass through the center portions of the plurality of compressor rotor discs 610, the torque tube 620, and the plurality of turbine rotor discs 630, But is not limited thereto. That is, a separate tie rod 640 may be provided on the side of the compressor 200 and the side of the turbine 500, or a plurality of tie rods 640 may be radially arranged along the circumferential direction, It is also possible.

이러한 구성에 따른 상기 로터(600)는 양단부가 베어링에 의해 회전 가능하게 지지되고, 일단부가 상기 발전기의 구동축에 연결될 수 있다.Both ends of the rotor 600 are rotatably supported by bearings, and one end of the rotor 600 can be connected to the drive shaft of the generator.

상기 압축기(200)는, 상기 로터(600)와 함께 회전되는 압축기 블레이드(210) 및 상기 압축기 블레이드(210)로 유입되는 공기의 흐름을 정렬하도록 상기 하우징(100)에 고정 설치되는 압축기 베인(220)을 포함할 수 있다.The compressor 200 includes a compressor blade 210 rotated together with the rotor 600 and a compressor vane 220 fixed to the housing 100 to align the flow of air flowing into the compressor blade 210. [ ).

상기 압축기 블레이드(210)는 복수로 형성되고, 복수의 상기 압축기 블레이드(210)는 상기 로터(600)의 축 방향을 따라 복수 단으로 형성되고, 복수의 상기 압축기 블레이드(210)는 각 단마다 상기 로터(600)의 회전 방향을 따라 방사상으로 형성될 수 있다. The plurality of compressor blades (210) are formed in a plurality of stages along the axial direction of the rotor (600), and the plurality of compressor blades (210) And may be formed radially along the rotation direction of the rotor 600.

그리고, 각 압축기 블레이드(210)는, 판형의 압축기 블레이드 플랫폼부, 상기 압축기 블레이드 플랫폼부로부터 상기 로터(600)의 회전 반경 방향 상 구심 측으로 연장되는 압축기 블레이드 루트부 및 상기 압축기 블레이드 플랫폼부로부터 상기 로터(600)의 회전 반경 방향 상 원심 측으로 연장되는 압축기 블레이드 에어 포일부를 포함할 수 있다. Each of the compressor blades 210 includes a plate-shaped compressor blade platform portion, a compressor blade root portion extending from the compressor blade platform portion to a radially outward side in the radial direction of rotation of the rotor 600, And a portion of the compressor blade airfoil that extends toward the centrifugal side in the rotationally radial direction of the compressor blade airfoil 600.

상기 압축기 블레이드 플랫폼부는 이웃하는 압축기 블레이드 플랫폼부와 접하며 상기 압축기 블레이드 에어 포일부 사이 간격을 유지시키는 역할을 할 수 있다.The compressor blade platform portion may contact the neighboring compressor blade platform portion and may maintain a gap between the compressor blade airfoil portions.

상기 압축기 블레이드 루트부는 전술한 바와 같이 상기 압축기 블레이드 결합 슬롯에 상기 로터(600)의 축 방향을 따라 삽입되는 소위 액셜 타입 형태로 형성될 수 있다.The compressor blade root portion may be formed in a so-called axial type in which the rotor blade 600 is inserted in the axial direction of the rotor 600 into the compressor blade coupling slot as described above.

그리고, 상기 압축기 블레이드 루트부는 상기 압축기 블레이드 결합 슬롯에 대응되도록 전나무 형태로 형성될 수 있다. The compressor blade root portion may be formed in a fir shape corresponding to the compressor blade coupling slot.

여기서, 본 실시예의 경우 상기 압축기 블레이드 루트부와 상기 압축기 블레이드 결합 슬롯은 전나무 형태로 형성되나, 이에 한정되는 것은 아니고 도브 테일 형태 등으로 형성될 수도 있다. 또는, 상기 형태 외의 다른 체결장치, 예를 들어 키 또는 볼트 등의 고정구를 이용하여 상기 압축기 블레이드(210)를 상기 압축기 로터 디스크(610)에 체결할 수 있다.In this embodiment, the compressor blade root portion and the compressor blade coupling slot are formed in the form of a fir tree, but the present invention is not limited thereto and may be formed in a dovetail shape or the like. Alternatively, the compressor blades 210 may be fastened to the compressor rotor disk 610 using fasteners such as keys or bolts, other than the above.

그리고, 상기 압축기 블레이드 루트부와 상기 압축기 블레이드 결합 슬롯은, 상기 압축기 블레이드 루트부와 상기 압축기 블레이드 결합 슬롯이 용이하게 체결 가능하도록, 상기 압축기 블레이드 결합 슬롯이 상기 압축기 블레이드 루트부보다 크게 형성되고, 결합된 상태에서 상기 압축기 블레이드 루트부와 상기 압축기 블레이드 결합 슬롯 사이에 간극이 형성될 수 있다.The compressor blade root portion and the compressor blade coupling slot are formed such that the compressor blade root portion and the compressor blade coupling slot are easily engageable with each other so that the compressor blade coupling slot is formed larger than the compressor blade root portion, A clearance may be formed between the compressor blade root portion and the compressor blade engagement slot.

그리고, 별도로 도시하지는 않았으나, 상기 압축기 블레이드 루트부와 상기 압축기 블레이드 결합 슬롯은 별도의 핀에 의해 고정되어, 상기 압축기 블레이드 루트부가 상기 압축기 블레이드 결합 슬롯으로부터 상기 로터(600)의 축 방향으로 이탈되는 것이 방지될 수 있다.And, although not separately shown, the compressor blade root portion and the compressor blade mating slot are fixed by separate pins, so that the compressor blade root portion is displaced in the axial direction of the rotor 600 from the compressor blade mating slot Can be prevented.

상기 압축기 블레이드 에어 포일부는 가스 터빈 사양에 따라 최적화된 익형을 갖도록 형성되고, 공기의 유동 방향 상 상류 측에 위치되어 공기가 입사되는 압축기 블레이드 에어 포일부 리딩 에지(leading edge) 및 공기의 유동 방향 상 하류 측에 위치되어 공기가 출사되는 압축기 블레이드 에어 포일부 트레일링 에지(trailing edge)를 포함할 수 있다. The compressor blade airfoil portion is configured to have an airfoil optimized in accordance with the gas turbine specification and is positioned upstream of the air flow direction and includes a leading edge of the compressor blade airfoil into which air is introduced, And may include a compressor blade airfoil trailing edge positioned upstream and downstream to allow air to escape.

상기 압축기 베인(220)은 복수로 형성되고, 복수의 상기 압축기 베인(220)은 상기 로터(600)의 축 방향을 따라 복수 단으로 형성될 수 있다. 여기서, 상기 압축기 베인(220)과 상기 압축기 블레이드(210)는 공기 유동 방향을 따라 서로 번갈아 배열될 수 있다. The plurality of compressor vanes 220 may be formed in a plurality of stages along the axial direction of the rotor 600. Here, the compressor vane 220 and the compressor blade 210 may be alternately arranged along the air flow direction.

그리고, 복수의 상기 압축기 베인(220)은 각 단마다 상기 로터(600)의 회전 방향을 따라 방사상으로 형성될 수 있다. The plurality of compressor vanes 220 may be radially formed along the rotating direction of the rotor 600 at each stage.

그리고, 각 압축기 베인(220)은, 상기 로터(600)의 회전 방향을 따라 환형으로 형성되는 압축기 베인 플랫폼부 및 상기 압축기 베인 플랫폼부로부터 상기 로터(600)의 회전 반경 방향으로 연장되는 압축기 베인 에어 포일부를 포함할 수 있다.Each of the compressor vanes 220 includes a compressor vane platform portion formed in an annular shape along the rotating direction of the rotor 600 and a compressor vane platform portion extending from the compressor vane platform portion in a radial direction of the rotor 600, Can include a can part.

상기 압축기 베인 플랫폼부는, 상기 압축기 베인 에어 포일부의 익근부에 형성되고 상기 압축기 하우징(110)에 체결되는 루트 측 압축기 베인 플랫폼부 및 상기 압축기 베인 에어 포일부의 익단부에 형성되고 상기 로터(600)에 대향되는 팁 측 압축기 베인 플랫폼부를 포함할 수 있다.The compressor vane platform portion includes a root-side compressor vane platform portion formed at a boom portion of the compressor vane airfoil portion and fastened to the compressor housing 110, and a rotor-side compressor vane platform portion formed at an end portion of the compressor vane airfoil portion, And a tip-side compressor vane platform portion opposite to the tip-side compressor vane platform portion.

여기서, 본 실시예에 따른 상기 압축기 베인 플랫폼부는 상기 압축기 베인 에어 포일부의 익근부 뿐만 아니라 익단부를 지지함으로써 상기 압축기 베인 에어 포일부를 더욱 안정적으로 지지하기 위해 상기 루트 측 압축기 베인 플랫폼부 및 상기 팁 측 압축기 베인 플랫폼부를 포함하나, 이에 한정되는 것은 아니다. 즉, 압축기 베인 플랫폼부는 상기 루트 측 압축기 베인 플랫폼부를 포함하여 상기 압축기 베인 에어 포일부의 익근부만 지지하도록 형성될 수도 있다.Here, the compressor vane platform unit according to the present embodiment supports not only the boom rope portion of the compressor vane airfoil but also the end portion of the compressor vane airfoil to support the compressor vane airfoil portion more stably, And a tip-side compressor vane platform portion. That is, the compressor vane platform portion may include the root side compressor vane platform portion and may be formed so as to support only the tip portion of the compressor vane airfoil portion.

한편, 각 압축기 베인(220)은 상기 루트 측 압축기 베인 플랫폼부와 상기 압축기 하우징(110)을 체결시키는 압축기 베인 루트부를 더 포함할 수 있다.Each of the compressor vanes 220 may further include a compressor vane root portion for coupling the root side compressor vane platform portion and the compressor housing 110.

상기 압축기 베인 에어 포일부는 가스 터빈 사양에 따라 최적화된 익형을 갖도록 형성되고, 공기의 유동 방향 상 상류 측에 위치되어 공기가 입사되는 압축기 베인 에어 포일부 리딩 에지 및 공기의 유동 방향 상 하류 측에 위치되어 공기가 출사되는 압축기 베인 에어 포일부 트레일링 에지를 포함할 수 있다. The compressor vane airfoil portion is formed to have an airfoil optimized in accordance with the gas turbine specification and is located on the upstream side in the flow direction of the air and is located on the downstream side of the compressor vane airfoil part leading edge And a compressor vane airfoil portion trailing edge into which air is emitted.

상기 연소기(400)는 상기 압축기(200)로부터 유입되는 공기를 연료와 혼합 및 연소시켜 높은 에너지의 고온 고압 연소 가스를 만들어 내며, 등압 연소 과정으로 그 연소기(400) 및 상기 터빈(500)이 견딜 수 있는 내열 한도까지 연소 가스 온도를 높이도록 형성될 수 있다.The combustor 400 mixes and combusts the air introduced from the compressor 200 with fuel to produce a high-temperature high-pressure high-pressure combustion gas. The combustor 400 and the turbine 500 withstand the high- It is possible to increase the combustion gas temperature up to the heat resistance limit.

구체적으로, 상기 연소기(400)는 복수로 형성되고, 복수의 상기 연소기(400)는 상기 연소기 하우징(120)에 상기 로터(600)의 회전 방향을 따라 배열될 수 있다.The plurality of combustors 400 may be arranged along the rotational direction of the rotor 600 in the combustor housing 120. The plurality of combustors 400 may be disposed along the rotational direction of the rotor 600. [

그리고, 각 연소기(400)는, 상기 압축기(200)에서 압축된 공기가 유입되는 라이너, 상기 라이너에 유입되는 공기에 연료를 분사하고 연소시키는 버너 및 상기 버너에서 생성되는 연소 가스를 상기 터빈(500)으로 안내하는 트랜지션 피스를 포함할 수 있다.Each combustor 400 includes a liner into which air compressed by the compressor 200 flows, a burner that injects and burns fuel into the air flowing into the liner, and a combustion gas generated in the burner, ) Of the transition piece.

상기 라이너는, 연소실을 형성하는 화염통 및 상기 화염통을 감싸면서 환형 공간을 형성하는 플로우 슬리브를 포함할 수 있다.The liner may include a flame tube that forms a combustion chamber, and a flow sleeve that surrounds the flame tube and forms an annular space.

상기 버너는, 상기 연소실로 유입되는 공기에 연료를 분사하도록 상기 라이너의 전단 측에 형성되는 연료 분사 노즐 및 상기 연소실에서 혼합된 공기와 연료가 착화되도록 상기 라이너의 벽부에 형성되는 점화 플러그를 포함할 수 있다.The burner includes a fuel injection nozzle formed at a front end side of the liner so as to inject fuel into the air introduced into the combustion chamber and an ignition plug formed in a wall portion of the liner so that fuel and air mixed in the combustion chamber are ignited .

상기 트랜지션 피스는 연소 가스의 높은 온도에 의해 손상되지 않도록 그 트랜지션 피스의 외벽부가 상기 압축기(200)로부터 공급되는 공기에 의해 냉각되도록 형성될 수 있다. The transition piece may be formed so that the outer wall of the transition piece is cooled by the air supplied from the compressor 200 so that the transition piece is not damaged by the high temperature of the combustion gas.

즉, 상기 트랜지션 피스에는 공기를 내부로 분사하기 위한 냉각 홀이 형성되고, 공기가 그 냉각 홀을 통해 내부에 있는 본체를 냉각시킬 수 있다. That is, the transition piece may have a cooling hole for injecting air into the interior thereof, and air may cool the body inside the cooling hole.

한편, 상기 트랜지션 피스를 냉각시킨 공기는 상기 라이너의 환형 공간으로 유동되고, 상기 라이너의 외벽에는 상기 플로우 슬리브의 외부에서 공기가 상기 플로우 슬리브에 마련되는 냉각 홀을 통해 냉각 공기로 제공되어 충돌할 수 있다.On the other hand, the air cooled by the transition piece flows into the annular space of the liner, and air is supplied to the outer wall of the liner from the outside of the flow sleeve through the cooling holes provided in the flow sleeve, have.

여기서, 별도로 도시하지는 않았으나, 상기 압축기(200)와 상기 연소기(400) 사이에는 상기 연소기(400)로 유입되는 공기의 유동각을 설계 유동각으로 맞추기 위해 안내깃 역할을 하는 디스월러(desworler)가 형성될 수 있다.Although not shown in the drawing, a deswooler is provided between the compressor 200 and the combustor 400 to adjust the flow angle of the air flowing into the combustor 400 to a designed flow angle. .

상기 터빈(500)은 상기 압축기(200)와 유사하게 형성될 수 있다.The turbine 500 may be formed similarly to the compressor 200.

즉, 상기 터빈(500)은, 상기 로터(600)와 함께 회전되는 터빈 블레이드(510) 및 상기 터빈 블레이드(510)로 유입되는 공기의 흐름을 정렬하도록 상기 하우징(100)에 고정 설치되는 터빈 베인(520)을 포함할 수 있다.That is, the turbine 500 includes a turbine blade 510 rotated together with the rotor 600, and a turbine vane 500 fixed to the housing 100 to align the flow of air flowing into the turbine blade 510. (520).

상기 터빈 블레이드(510)는 복수로 형성되고, 복수의 상기 터빈 블레이드(510)는 상기 로터(600)의 축 방향을 따라 복수 단으로 형성되고, 복수의 상기 터빈 블레이드(510)는 각 단마다 상기 로터(600)의 회전 방향을 따라 방사상으로 형성될 수 있다. The plurality of turbine blades 510 are formed in a plurality of stages along the axial direction of the rotor 600 and the plurality of the turbine blades 510 are formed in a plurality of stages, And may be formed radially along the rotation direction of the rotor 600.

그리고, 각 터빈 블레이드(510)는, 판형의 터빈 블레이드 플랫폼부, 상기 터빈 블레이드 플랫폼부로부터 상기 로터(600)의 회전 반경 방향 상 구심 측으로 연장되는 터빈 블레이드 루트부 및 상기 터빈 블레이드 플랫폼부로부터 상기 로터(600)의 회전 반경 방향 상 원심 측으로 연장되는 터빈 블레이드 에어 포일부(516)를 포함할 수 있다. Each of the turbine blades 510 includes a plate-shaped turbine blade platform portion, a turbine blade root portion extending from the turbine blade platform portion to the radially inner side in the radial direction of rotation of the rotor 600, And a turbine blade airfoil portion 516 that extends toward the centrifugal side in the radial direction of rotation of the turbine blade airfoil 600.

상기 터빈 블레이드 플랫폼부는 이웃하는 터빈 블레이드 플랫폼부와 접하며 상기 터빈 블레이드 에어 포일부(516) 사이 간격을 유지시키는 역할을 할 수 있다.The turbine blade platform portion may contact the neighboring turbine blade platform portion and may maintain a gap between the turbine blade airfoil portions 516.

상기 터빈 블레이드 루트부는 전술한 바와 같이 상기 터빈 블레이드 결합 슬롯에 상기 로터(600)의 축 방향을 따라 삽입되는 소위 액셜 타입 형태로 형성될 수 있다.The root portion of the turbine blade may be formed in a so-called " axial " shape in which it is inserted into the turbine blade engagement slot along the axial direction of the rotor 600 as described above.

그리고, 상기 터빈 블레이드 루트부는 상기 터빈 블레이드 결합 슬롯에 대응되도록 전나무 형태로 형성될 수 있다. The root portion of the turbine blade may be formed in a fir shape corresponding to the turbine blade engagement slot.

여기서, 본 실시예의 경우 상기 터빈 블레이드 루트부와 상기 터빈 블레이드 결합 슬롯은 전나무 형태로 형성되나, 이에 한정되는 것은 아니고 도브 테일 형태 등으로 형성될 수도 있다. 또는, 상기 형태 외의 다른 체결장치, 예를 들어 키 또는 볼트 등의 고정구를 이용하여 상기 터빈 블레이드(510)를 상기 터빈 로터 디스크(630)에 체결할 수 있다.Here, in the present embodiment, the root portion of the turbine blade and the slot for coupling the turbine blade are formed in the form of a fir tree, but the present invention is not limited thereto. Alternatively, the turbine blades 510 may be fastened to the turbine rotor disk 630 using fasteners such as keys or bolts other than those described above.

그리고, 상기 터빈 블레이드 루트부와 상기 터빈 블레이드 결합 슬롯은, 상기 터빈 블레이드 루트부와 상기 터빈 블레이드 결합 슬롯이 용이하게 체결 가능하도록, 상기 터빈 블레이드 결합 슬롯이 상기 터빈 블레이드 루트부보다 크게 형성되고, 결합된 상태에서 상기 터빈 블레이드 루트부와 상기 터빈 블레이드 결합 슬롯 사이에 간극이 형성될 수 있다.The turbine blade root portion and the turbine blade coupling slot are formed such that the turbine blade root portion and the turbine blade coupling slot are easily engageable with each other so that the turbine blade coupling slot is formed larger than the turbine blade root portion, A gap may be formed between the turbine blade root portion and the turbine blade engagement slot.

그리고, 별도로 도시하지는 않았으나, 상기 터빈 블레이드 루트부와 상기 터빈 블레이드 결합 슬롯은 별도의 핀에 의해 고정되어, 상기 터빈 블레이드 루트부가 상기 터빈 블레이드 결합 슬롯으로부터 상기 로터(600)의 축 방향으로 이탈되는 것이 방지될 수 있다.Although not shown, the turbine blade root portion and the turbine blade coupling slot are fixed by separate pins, so that the turbine blade root portion is separated from the turbine blade coupling slot in the axial direction of the rotor 600 Can be prevented.

상기 터빈 블레이드 에어 포일부(516)는 가스 터빈 사양에 따라 최적화된 익형을 갖도록 형성되고, 연소 가스의 유동 방향 상 상류 측에 위치되어 연소 가스가 입사되는 터빈 블레이드 에어 포일부 리딩 에지 및 연소 가스의 유동 방향 상 하류 측에 위치되어 연소 가스가 출사되는 터빈 블레이드 에어 포일부 트레일링 에지를 포함할 수 있다. The turbine blade airfoil portion 516 is formed to have an airfoil optimized in accordance with the gas turbine specification, and is disposed on the upstream side in the flow direction of the combustion gas. The turbine blade airfoil portion 516 includes a turbine blade airfoil portion leading edge And a turbine blade airfoil part trailing edge positioned on the downstream side in the flow direction to discharge the combustion gas.

상기 터빈 베인(520)은 복수로 형성되고, 복수의 상기 터빈 베인(520)은 상기 로터(600)의 축 방향을 따라 복수 단으로 형성될 수 있다. 여기서, 상기 터빈 베인(520)과 상기 터빈 블레이드(510)는 공기 유동 방향을 따라 서로 번갈아 배열될 수 있다. A plurality of the turbine vanes 520 may be formed and a plurality of the turbine vanes 520 may be formed in a plurality of stages along the axial direction of the rotor 600. The turbine vanes 520 and the turbine blades 510 may be alternately arranged along the air flow direction.

그리고, 복수의 상기 터빈 베인(520)는 각 단마다 상기 로터(600)의 회전 방향을 따라 방사상으로 형성될 수 있다. The plurality of turbine vanes 520 may be radially formed at each stage along the rotational direction of the rotor 600.

그리고, 각 터빈 베인(520)은, 상기 로터(600)의 회전 방향을 따라 환형으로 형성되는 터빈 베인 플랫폼부 및 상기 터빈 베인 플랫폼부로부터 상기 로터(600)의 회전 반경 방향으로 연장되는 터빈 베인 에어 포일부(526)를 포함할 수 있다.Each of the turbine vanes 520 includes a turbine vane platform portion formed in an annular shape along the rotating direction of the rotor 600 and a turbine vane air portion extending from the turbine vane platform portion in the radial direction of rotation of the rotor 600. [ And may include a forearm portion 526.

상기 터빈 베인 플랫폼부는, 상기 터빈 베인 에어 포일부(526)의 익근부에 형성되고 상기 터빈 하우징(130)에 체결되는 루트 측 터빈 베인 플랫폼부 및 상기 터빈 베인 에어 포일부(526)의 익단부에 형성되고 상기 로터(600)에 대향되는 팁 측 터빈 베인 플랫폼부를 포함할 수 있다.The turbine vane platform portion includes a root side turbine vane platform portion formed at a rising portion of the turbine vane airfoil portion 526 and fastened to the turbine housing 130 and a root side turbine vane platform portion coupled to an end portion of the turbine vane airfoil portion 526 And a tip-side turbine vane platform portion formed to be opposite to the rotor 600.

여기서, 본 실시예에 따른 상기 터빈 베인 플랫폼부는 상기 터빈 베인 에어 포일부(526)의 익근부 뿐만 아니라 익단부를 지지함으로써 상기 터빈 베인 에어 포일부(526)를 더욱 안정적으로 지지하기 위해 상기 루트 측 터빈 베인 플랫폼부 및 상기 팁 측 터빈 베인 플랫폼부를 포함하나, 이에 한정되는 것은 아니다. 즉, 터빈 베인 플랫폼부는 상기 루트 측 터빈 베인 플랫폼부를 포함하여 상기 터빈 베인 에어 포일부(526)의 익근부만 지지하도록 형성될 수도 있다.The turbine vane platform portion according to the present embodiment supports not only the tip of the turbine vane airfoil portion 526 but also the tip portion of the turbine vane airfoil 526 to support the turbine vane airfoil portion 526 more stably, But is not limited to, a turbine vane platform portion and the tip-side turbine vane platform portion. That is, the turbine vane platform portion may include the root side turbine vane platform portion and may be formed so as to support only the tip portion of the turbine vane airfoil portion 526.

한편, 각 터빈 베인(520)은 상기 루트 측 터빈 베인 플랫폼부와 상기 터빈 하우징(130)을 체결시키는 터빈 베인 루트부를 더 포함할 수 있다.Each of the turbine vanes 520 may further include a turbine vane root portion for coupling the root side turbine vane platform portion and the turbine housing 130.

상기 터빈 베인 에어 포일부(526)는 가스 터빈 사양에 따라 최적화된 익형을 갖도록 형성되고, 연소 가스의 유동 방향 상 상류 측에 위치되어 연소 가스가 입사되는 터빈 베인 에어 포일부 리딩 에지 및 연소 가스의 유동 방향 상 하류 측에 위치되어 연소 가스가 출사되는 터빈 베인 에어 포일부 트레일링 에지를 포함할 수 있다.The turbine vane airfoil portion 526 is formed to have an airfoil optimized in accordance with the gas turbine specification and is disposed on the upstream side in the flow direction of the combustion gas and has a turbine vane airfoil part leading edge and a combustion gas And a turbine vane airfoil part trailing edge positioned upstream and downstream in the flow direction and from which the combustion gas is emitted.

여기서, 상기 터빈(500)은 상기 압축기(200)와 달리 고온 고압의 연소 가스와 접촉하므로, 열화 등의 손상을 방지하기 위한 냉각 수단을 필요로 한다. Unlike the compressor 200, the turbine 500 is in contact with a high-temperature and high-pressure combustion gas, and thus requires a cooling means for preventing damage such as deterioration.

이에 따라, 본 실시예에 따른 가스 터빈은, 상기 압축기(200)의 일부 개소에서 압축된 공기를 추기하여 상기 터빈(500)으로 공급하는 냉각 유로를 더 포함할 수 있다.Accordingly, the gas turbine according to the present embodiment may further include a cooling flow path for adding compressed air to a portion of the compressor 200 to supply the compressed air to the turbine 500.

상기 냉각 유로는 상기 하우징(100)의 외부에서 연장되거나(외부 유로), 상기 로터(600)의 내부를 관통하여 연장될 수 있고(내부 유로), 외부 유로 및 내부 유로를 모두 사용할 수도 있다. The cooling channel may extend outside the housing 100 (external channel), extend through the inside of the rotor 600 (internal channel), or both the external channel and the internal channel may be used.

그리고, 상기 냉각 유로는 상기 터빈 블레이드(510)의 내부에 형성되는 터빈 블레이드 쿨링 유로와 연통되어, 상기 터빈 블레이드(510)가 냉각 공기에 의해 냉각될 수 있다.The cooling passage communicates with the turbine blade cooling passage formed inside the turbine blade 510, so that the turbine blade 510 can be cooled by the cooling air.

그리고, 상기 터빈 블레이드 쿨링 유로는 상기 터빈 블레이드(510)의 표면에 형성되는 터빈 블레이드 필름 쿨링 홀과 연통되어, 냉각 공기가 상기 터빈 블레이드(510)의 표면에 공급됨으로써, 상기 터빈 블레이드(510)가 냉각 공기에 의해 소위 막 냉각될 수 있다.The cooling air is supplied to the surface of the turbine blades 510 so that the turbine blades 510 can be cooled by the cooling air flowing through the cooling holes of the turbine blades 510. [ So-called film cooling by the cooling air.

이외에도, 상기 터빈 베인(520) 역시 상기 터빈 블레이드(510)와 유사하게 상기 냉각 유로로부터 냉각 공기를 공급받아 냉각될 수 있도록 형성될 수 있다.In addition, the turbine vane 520 may be formed to be cooled by receiving cooling air from the cooling passage similarly to the turbine blade 510.

한편, 상기 터빈(500)은 상기 터빈 블레이드(510)가 원활히 회전 가능하도록 상기 터빈 블레이드(510)의 익단과 상기 터빈 하우징(130)의 내주면 사이에 간극을 필요로 한다.The turbine 500 requires a clearance between an edge of the turbine blade 510 and an inner circumferential surface of the turbine housing 130 so that the turbine blade 510 can rotate smoothly.

다만, 상기 간극은 넓을수록 상기 터빈 블레이드(510)와 상기 터빈 하우징(130) 사이 간섭 방지 측면에서 유리하지만 연소 가스 누설 측면에서 불리하고, 좁을수록 그 반대가 된다. 즉, 상기 연소기(400)로부터 분사되는 연소 가스의 유동은 상기 터빈 블레이드(510)를 관류하는 주 유동 및 상기 터빈 블레이드(510)와 상기 터빈 하우징(130) 사이 간극을 통과하는 누설 유동으로 구분될 수 있는데, 상기 간극이 넓을수록, 상기 누설 유동이 증가되어 가스 터빈 효율이 저하되나, 열 변형 등에 의한 상기 터빈 블레이드(510)와 상기 터빈 하우징(130) 사이 간섭 및 그에 따른 손상이 방지될 수 있다. 반면, 상기 간극이 좁을수록, 상기 누설 유동이 감소되어 가스 터빈 효율이 향상되나, 열 변형 등에 의한 상기 터빈 블레이드(510)와 상기 터빈 하우징(130) 사이 간섭 및 이에 따른 손상이 발생될 수 있다. However, the larger the gap is, the more advantageous in terms of prevention of interference between the turbine blade 510 and the turbine housing 130, but disadvantageous in terms of leakage of the combustion gas, and vice versa. That is, the flow of the combustion gas injected from the combustor 400 is divided into a main flow passing through the turbine blade 510 and a leakage flow passing through the gap between the turbine blade 510 and the turbine housing 130 However, as the gap is wider, the leakage flow is increased to reduce the gas turbine efficiency, but interference between the turbine blade 510 and the turbine housing 130 due to thermal deformation or the like and damage due to thermal deformation can be prevented . On the other hand, as the gap narrows, the leakage flow is reduced to improve the gas turbine efficiency, but interference between the turbine blades 510 and the turbine housing 130 due to thermal deformation or the like may be caused.

이에 따라, 본 실시예에 따른 가스 터빈은, 상기 터빈 블레이드(510)와 상기 터빈 하우징(130) 사이 간섭 및 이에 따른 손상을 방지하면서 가스 터빈 효율 저하를 최소화할 수 있는 적정한 간극을 확보하도록, 실링 수단을 더 포함할 수 있다.Accordingly, the gas turbine according to the present embodiment can prevent the interference between the turbine blades 510 and the turbine housing 130 and damage therefrom, while securing a proper gap for minimizing the deterioration of the gas turbine efficiency. And may further comprise means.

상기 실링 수단은, 상기 터빈 블레이드(510)의 익단에 위치하는 슈라우드, 상기 슈라우드로부터 상기 로터(600)의 회전 반경 방향 상 원심 측으로 돌출되는 래버린스 실 및 상기 터빈 하우징(130)의 내주면에 설치되는 허니콤 실을 포함할 수 있다.The sealing means may include a shroud located at a tip of the turbine blade 510, a labyrinthine chamber protruding from the shroud to a centrifugal side in the radial direction of rotation of the rotor 600, and an inner circumferential surface of the turbine housing 130 Honeycomb seal may be included.

이러한 구성에 따른 상기 실링 수단은, 상기 래버린스 실과 상기 허니콤 실 사이에 적정의 간극이 형성됨으로써, 연소 가스 누설에 의한 가스 터빈 효율 저하를 최소화하면서, 고속으로 회전되는 상기 슈라우드와 고정되어 있는 상기 허니콤 실 사이의 직접적인 접촉 및 이에 따른 손상을 방지할 수 있다. The sealing means according to this structure is provided with an appropriate clearance between the labyrinth seal chamber and the honeycomb chamber so as to minimize the deterioration of the gas turbine efficiency due to leakage of the combustion gas, It is possible to prevent direct contact between the honeycomb seals and damage caused thereby.

이외에도, 상기 터빈(500)은 상기 터빈 베인(520)과 상기 로터(600) 사이에서의 누설을 차단하기 위한 실링 수단을 더 포함할 수 있고, 이에는 상술한 상기 래버린스 실 외에 브러시 실 등이 활용될 수 있다.In addition, the turbine 500 may further include sealing means for blocking leakage between the turbine vane 520 and the rotor 600. In addition to the above-described labyrinth, Can be utilized.

이러한 구성에 따른 가스 터빈은, 상기 하우징(100)으로 유입되는 공기가 상기 압축기(200)에 의해 압축되고, 상기 압축기(200)에 의해 압축된 공기가 상기 연소기(400)에 의해 연료와 혼합된 뒤 연소되어 연소 가스가 되고, 상기 연소기(400)에서 생성된 연소 가스가 상기 터빈(500)으로 유입되고, 상기 터빈(500)으로 유입된 연소 가스가 상기 터빈 블레이드(510)를 통해 상기 로터(600)를 회전시킨 후 상기 디퓨저를 통해 대기로 배출되며, 연소 가스에 의해 회전되는 상기 로터(600)가 상기 압축기(200) 및 상기 발전기를 구동할 수 있다. 즉, 상기 터빈(500)에서 얻은 기계적 에너지 중 일부는 상기 압축기(200)에서 공기를 압축하는데 필요한 에너지로 공급되고, 나머지는 상기 발전기로 전력을 생산하는데 이용될 수 있다.In the gas turbine according to this configuration, the air introduced into the housing 100 is compressed by the compressor 200, and the air compressed by the compressor 200 is mixed with the fuel by the combustor 400 The combustion gas generated in the combustor 400 flows into the turbine 500 and the combustion gas introduced into the turbine 500 flows through the turbine blades 510 600, and then discharged to the atmosphere through the diffuser. The rotor 600, which is rotated by the combustion gas, can drive the compressor 200 and the generator. That is, some of the mechanical energy obtained from the turbine 500 may be supplied to the compressor 200 as energy required to compress the air, and the remainder may be used to produce power to the generator.

한편, 본 실시예에 따른 가스 터빈은, 상기 터빈 블레이드(510)와 상기 터빈 베인(520)이 요구 물성치보다 과한 물성치를 갖지 않도록 형성될 수 있다.Meanwhile, the gas turbine according to the present embodiment may be formed such that the turbine blade 510 and the turbine vane 520 do not have material properties that are greater than required physical properties.

동일한 원리로 형성될 수 있는 상기 터빈 블레이드(510)와 상기 터빈 베인(520) 중 상기 터빈 블레이드(510)를 예로 들어 구체적으로 설명하면, 상기 터빈 블레이드 에어 포일부(516)는 상기 터빈 블레이드 에어 포일부 리딩 에지로부터 상기 터빈 블레이드 에어 포일부 트레일링 에지까지 상기 터빈 블레이드 에어 포일부(516)의 평균 캠버 선(MCL: Mean Camber Line)을 따라 복수의 부위로 구분될 수 있다. The turbine blade airfoil portion 516 may be formed of the turbine blade 510 and the turbine blade 510, which may be formed of the same principle. And may be divided into a plurality of portions along the mean camber line (MCL) of the turbine blade airfoil portion 516 from some leading edge to the turbine blade airfoil portion trailing edge.

즉, 상기 터빈 블레이드 에어 포일부(516)는, 연소 가스의 유동 방향 상 상류 측에 위치되는 제1 부위(P1), 연소 가스의 유동 방향 상 하류 측에 위치되는 제3 부위(P3) 및 상기 제1 부위(P1)와 상기 제3 부위(P3) 사이에 위치되는 제2 부위(P2)를 포함할 수 있다.That is, the turbine blade airfoil portion 516 includes a first portion P1 positioned on the upstream side in the flow direction of the combustion gas, a third portion P3 positioned on the downstream side in the flow direction of the combustion gas, And a second portion P2 positioned between the first portion P1 and the third portion P3.

그리고, 상기 제1 부위(P1), 상기 제2 부위(P2) 및 상기 제3 부위(P3)는 서로 상이한 재질로 형성될 수 있다.The first portion P1, the second portion P2, and the third portion P3 may be formed of materials different from each other.

즉, 상기 제1 부위(P1)가 노출되는 온도 환경을 제1 온도 환경이라 하고, 상기 제2 부위(P2)가 노출되는 온도 환경을 제2 온도 환경이라 하고, 상기 제3 부위(P3)가 노출되는 온도 환경을 제3 온도 환경이라 하면, 상기 제1 부위(P1)는 상기 제1 온도 환경에서의 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성되고, 상기 제2 부위(P2)는 상기 제2 온도 환경에서의 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성되며, 상기 제3 부위(P3)는 상기 제3 온도 환경에서의 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성될 수 있다.That is, the temperature environment in which the first portion P1 is exposed is referred to as a first temperature environment, the temperature environment in which the second portion P2 is exposed is referred to as a second temperature environment, and the third portion P3 And the second portion P2 is formed of a material having a high heat resistance and strength in the first temperature environment and the second portion P2 is formed in the second temperature environment And the third portion P3 may be formed of a material having high heat resistance and strength in the third temperature environment.

더욱 구체적으로, 연소 가스의 상류 측에서 하류 측으로 갈수록 연소 가스 온도가 감소되고, 상기 터빈 블레이드(510)가 냉각될 때 상기 제1 부위(P1)와 상기 제2 부위(P2)가 상기 제3 부위(P3)보다 더 많이 냉각되기 때문에, 상기 제1 온도 환경의 온도가 상기 제3 온도 환경의 온도보다 낮고, 상기 제2 온도 환경의 온도가 상기 제1 온도 환경의 온도보다 낮아질 수 있다. More specifically, the temperature of the combustion gas decreases from the upstream side to the downstream side of the combustion gas, and when the turbine blade 510 is cooled, the first portion P1 and the second portion P2, The temperature of the first temperature environment may be lower than the temperature of the third temperature environment and the temperature of the second temperature environment may be lower than the temperature of the first temperature environment.

이를 고려하여, 상기 제3 부위(P3)는 한계 온도(내열성을 초과하지 않는 최고 온도)가 상기 제3 온도 환경의 온도보다 높은 재질로 형성되고, 상기 제1 부위(P1)는 한계 온도가 상기 제1 온도 환경의 온도보다 높되 상기 제3 부위(P3)의 한계 온도보다 낮은 재질로 형성되며, 상기 제2 부위(P2)는 한계 온도가 상기 제2 온도 환경의 온도보다 높되 상기 제1 부위(P1)의 한계 온도보다 낮은 재질로 형성될 수 있다. In consideration of this, the third portion P3 is formed of a material having a critical temperature (a maximum temperature not exceeding the heat resistance) higher than the temperature of the third temperature environment, Wherein the second portion (P2) is formed of a material having a temperature higher than a temperature of the first temperature environment but lower than a limit temperature of the third portion (P3), wherein the second portion (P2) P1. ≪ / RTI >

그리고, 상기 제1 부위(P1)는 상기 제1 온도 환경에서의 강도가 상기 제1 온도 환경의 온도보다 낮은 온도에서의 강도 및 상기 제1 온도 환경의 온도보다 높은 온도에서의 강도보다 큰 재질로 형성되고, 상기 제2 부위(P2)는 상기 제2 온도 환경에서의 강도가 상기 제2 온도 환경의 온도보다 낮은 온도에서의 강도 및 상기 제2 온도 환경의 온도보다 높은 온도에서의 강도보다 큰 재질로 형성되며, 상기 제3 부위(P3)는 상기 제3 온도 환경에서의 강도가 상기 제3 온도 환경의 온도보다 낮은 온도에서의 강도 및 상기 제3 온도 환경의 온도보다 높은 온도에서의 강도보다 큰 재질로 형성될 수 있다.The first portion P1 may be formed of a material having a strength in the first temperature environment that is higher than a strength in a temperature lower than the temperature in the first temperature environment and a strength in a temperature higher than a temperature in the first temperature environment And the second portion (P2) is formed of a material having a strength at a temperature lower than a temperature of the second temperature environment and higher than a strength at a temperature higher than a temperature of the second temperature environment , And the third portion (P3) is formed such that the strength in the third temperature environment is larger than the strength at a temperature lower than the temperature of the third temperature environment and the strength at a temperature higher than the temperature of the third temperature environment And may be formed of a material.

이에 따라, 상기 제3 부위(P3)는 그 제3 부위(P3)에 요구되는 물성치보다 과한 물성치를 갖지 않도록 형성되고, 상기 제1 부위(P1)는 그 제1 부위(P1)에 요구되는 물성치보다 과한 물성치(예를 들어, 제3 부위(P3)에 요구되는 물성치)를 갖지 않도록 형성되며, 상기 제2 부위(P2)는 그 제2 부위(P2)에 요구되는 물성치보다 과한 물성치(예를 들어, 제2 부위(P2)에 요구되는 물성치)를 갖지 않도록 형성될 수 있다. 이에 의하여, 제조원가가 절감될 수 있다.Accordingly, the third portion P3 is formed so as not to have an excessively greater physical property value than the physical property required for the third portion P3, and the first portion P1 has a physical property value The second portion P2 is formed so as not to have an excessive physical property value (for example, the physical property required for the third portion P3), and the second portion P2 has a property value For example, the physical property required for the second portion P2). Thus, the manufacturing cost can be reduced.

여기서, 본 실시예의 경우, 상기 제1 부위(P1)는 섭씨 750도 내지 780도에서의 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성되고, 상기 제2 부위(P2)는 섭씨 700도 내지 730도에서의 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성되며, 상기 제3 부위(P3)는 섭씨 760도 내지 790도에서의 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성될 수 있다.Here, in the case of the present embodiment, the first portion P1 is formed of a material having a high heat resistance and strength at a temperature of 750 to 780 degrees Celsius, and the second portion P2 is formed of a material having a heat resistance at 700 to 730 degrees Celsius And the third portion P3 may be formed of a material having high heat resistance and strength at a temperature of 760 to 790 degrees Celsius.

한편, 상기 제2 부위(P2)는 상기 제1 부위(P1) 및 상기 제3 부위(P3)보다 더욱 큰 하중이 인가될 수 있다. 즉, 상기 제2 부위(P2)가 상기 터빈 블레이드 에어 포일부(516)의 전체적인 내구력에 상당한 영향을 미칠 수 있다. On the other hand, a greater load may be applied to the second portion P2 than the first portion P1 and the third portion P3. That is, the second portion P2 may significantly affect the overall durability of the turbine blade airfoil portion 516.

이를 고려하여, 상기 제2 부위(P2)는 상기 제1 부위(P1) 및 상기 제3 부위(P3)보다 큰 강성을 갖도록 형성될 수 있다. In consideration of this, the second portion P2 may be formed to have greater stiffness than the first portion P1 and the third portion P3.

구체적으로, 상기 제2 부위(P2)가 상기 터빈 블레이드 에어 포일부(516)에서 차지하는 비율은 상기 제1 부위(P1)가 상기 터빈 블레이드 에어 포일부(516)에서 차지하는 비율 및 상기 제3 부위(P3)가 상기 터빈 블레이드 에어 포일부(516)에서 차지하는 비율보다 크게 형성될 수 있다. 즉, 상기 평균 캠버 선(MCL) 상, 상기 제2 부위(P2)의 길이는 상기 제1 부위(P1)의 길이 및 상기 제3 부위(P3)의 길이보다 길게 형성될 수 있다.The ratio of the second portion P2 to the turbine blade airfoil portion 516 is determined by the ratio of the first portion P1 to the turbine blade airfoil portion 516, P3 in the turbine blade airfoil portion 516 may be larger than a ratio of the turbine blade airfoil portion 516 to the turbine blade airfoil portion 516. [ That is, the length of the second portion P2 on the average camber line MCL may be longer than the length of the first portion P1 and the length of the third portion P3.

그리고, 바람직하게는, 상기 제2 부위(P2)가 상기 터빈 블레이드 에어 포일부(516)에서 차지하는 비율은 상기 제1 부위(P1)가 상기 터빈 블레이드 에어 포일부(516)에서 차지하는 비율과 상기 제3 부위(P3)가 상기 터빈 블레이드 에어 포일부(516)에서 차지하는 비율의 합보다 크게 형성될 수 있다. 즉, 상기 평균 캠버 선(MCL) 상, 상기 제2 부위(P2)의 길이는 상기 제1 부위(P1)의 길이와 상기 제3 부위(P3)의 길이의 합보다 길게 형성될 수 있다.Preferably, the ratio of the second portion P2 to the turbine blade airfoil portion 516 is determined by the ratio of the first portion P1 to the turbine blade airfoil portion 516, 3 portion P3 of the turbine blade airfoil portion 516 is larger than the sum of the ratio of the three portions P3 to the turbine blade airfoil portion 516. [ That is, the length of the second portion P2 on the average camber line MCL may be longer than the sum of the length of the first portion P1 and the length of the third portion P3.

본 실시예의 경우, 온도 구배 및 각 부위별 인가 하중을 고려하여, 상기 제1 부위(P1)는 상기 터빈 블레이드 에어 포일부 리딩 에지로부터 상기 터빈 블레이드 에어 포일부 트레일링 에지 측으로 상기 평균 캠버 선(MCL)의 길이의 10% 길이로 형성되고, 상기 제3 부위(P3)는 상기 터빈 블레이드 에어 포일부 트레일링 에지로부터 상기 터빈 블레이드 에어 포일부 리딩 에지 측으로 상기 평균 캠버 선(MCL)의 길이의 10% 길이로 형성되며, 상기 제2 부위(P2)는 나머지 부위로 형성될 수 있다.In the case of this embodiment, considering the temperature gradient and the applied load for each portion, the first portion (P1) is located on the average camber line (MCL) from the turbine blade airfoil part leading edge to the turbine blade airfoil trailing edge side, Of the length of the average camber line (MCL) from the turbine blade airfoil portion trailing edge to the turbine blade airfoam part leading edge side, and the third portion (P3) And the second portion P2 may be formed as a remaining portion.

또한, 운전 중에 상기 제2 부위(P2)의 강도가 상기 제1 부위(P1)의 강도 및 상기 제3 부위(P3)의 강도보다 크게 형성될 수 있다. 즉, 상기 제1 부위(P1)를 형성하는 재질을 제1 재질이라 하고, 상기 제2 부위(P2)를 형성하는 재질을 제2 재질이라 하고, 상기 제3 부위(P3)를 형성하는 재질을 제3 재질이라 하면, 상기 제2 재질은 상기 제2 온도 환경에서 그 제2 재질의 강도가 상기 제1 온도 환경에서 상기 제1 재질의 강도 및 상기 제3 온도 환경에서 상기 제3 재질의 강도보다 큰 재질로 형성될 수 있다.Also, during operation, the strength of the second portion P2 may be greater than the strength of the first portion P1 and the strength of the third portion P3. That is, the material forming the first portion P1 is referred to as a first material, the material forming the second portion P2 is referred to as a second material, and the material forming the third portion P3 is referred to as a second material The second material may be such that the strength of the second material in the second temperature environment is higher than the strength of the first material in the first temperature environment and the strength of the third material in the third temperature environment And can be formed of a large material.

한편, 상기 터빈 블레이드 플랫폼부와 상기 터빈 블레이드 루트부는 각각 상기 터빈 블레이드 에어 포일부(516)가 노출되는 온도 환경과 상이한 온도 환경에 노출될 수 있다. The turbine blade platform portion and the turbine blade root portion may be exposed to a temperature environment different from a temperature environment in which the turbine blade airfoil portion 516 is exposed.

이를 고려하여, 상기 터빈 블레이드 에어 포일부(516)와 유사하게, 상기 터빈 블레이드 플랫폼부와 상기 터빈 블레이드 루트부가 요구 물성치보다 과한 물성치를 갖지 않도록, 상기 터빈 블레이드 플랫폼부와 상기 터빈 블레이드 루트부는 각각 상기 터빈 블레이드 에어 포일부(516)와 상이한 재질로 형성될 수 있다. 그리고, 상기 터빈 블레이드 플랫폼부는 그 터빈 블레이드 플랫폼부의 부위별로 상이한 재질로 형성될 수 있다. 그리고, 상기 터빈 블레이드 루트부 역시 그 터빈 블레이드 루트부의 부위별로 상이한 재질로 형성될 수 있다.The turbine blade platform portion and the turbine blade root portion may be formed in the same shape as the turbine blade airfoil portion 516 so that the turbine blade platform portion and the turbine blade root portion do not have more physical properties than required physical properties, And may be formed of a material different from that of the turbine blade airfoil portion 516. The turbine blade platform part may be formed of a different material for each part of the turbine blade platform part. The root portion of the turbine blade may also be formed of a different material for each portion of the root portion of the turbine blade.

한편, 상기 터빈 블레이드(510)가 2개 이상의 재질로 형성될 때 서로 상이한 재질 사이 경계 부위가 취약해 질 수 있고, 이를 방지하기 위한 수단이 필요하다.Meanwhile, when the turbine blades 510 are formed of two or more materials, boundary portions between materials different from each other may be weakened, and means for preventing these are needed.

이를 고려하여, 상기 터빈 블레이드(510)는 재질에 따라 구분되는 부위들을 각각 별도로 형성한 다음 서로 체결시켜 형성되는 것이 아니라, 예를 들어 3D 프린팅 기법을 이용하여 처음부터 일체로 형성될 수 있다. In consideration of this, the turbine blades 510 may be formed integrally from the beginning by using, for example, a 3D printing technique, instead of being formed by separately forming the parts separated according to the material and then fastening them together.

구체적으로, 상기 터빈 블레이드(510)는 도 3 및 도 4에 도시된 제조방법에 따라 일체로 형성될 수 있다.Specifically, the turbine blade 510 may be integrally formed according to the manufacturing method shown in FIGS.

즉, 상기 터빈 블레이드(510)를 제1 부위 내지 제n 부위로 구분하는 부위 구분 단계(S1), 상기 제1 부위 내지 제n 부위에 각각 적용될 제1 재질 내지 제n 재질을 선택하는 재질 선택 단계(S2) 및 상기 제1 부위(P1) 내지 제n 부위에 각각 상기 제1 재질 내지 제n 재질을 3D 프린팅하여 상기 제1 부위(P1) 내지 제n 부위를 상기 제1 재질 내지 제n 재질로 형성하되 일체로 형성하는 형성 단계(S3)에 따라 상기 터빈 블레이드(510)가 형성될 수 있다.That is, the method includes a step S 1 of dividing the turbine blade 510 into a first portion to an n-th portion, a material selection step of selecting a first material to an n-th material to be applied to the first portion to the n-th portion, (P1) to n-th parts of the first material (P1) to the n-th material, respectively, to form the first part (P1) to the nth part of the first material The turbine blade 510 may be formed in accordance with a forming step S3 in which the turbine blade 510 is integrally formed.

여기서, 상기 형성 단계(S3)에서는, 도 4에 도시된 바와 같이, 3D 프린터의 재료 분사 노즐이 재료를 바꿔가며 분사하여 상기 제1 부위의 일부 층 내지 상기 제n 부위의 일부 층을 순차적으로 형성한 뒤 다시 상기 제n 부위의 다른 층 내지 상기 제1 부위의 다른 층을 순차적으로 형성하는 방식으로 상기 터빈 블레이드(510)가 형성된다. 하지만, 이에 한정되는 것은 아니다. 즉, 예를 들어, 3D 프린터의 재료 분사 노즐이 상기 제1 부위를 전부 형성한 다음, 재료를 변경하여 다른 부위를 전부 형성하는 방식으로 상기 터빈 블레이드(510)가 형성될 수도 있다. 또는, 3D 프린터의 재료 분사 노즐이 복수로 구비되어 상기 제1 부위 내지 제n 부위가 동시에 형성될 수도 있다. 4, the material injection nozzle of the 3D printer alternately injects the material to form a part of the first part or a part of the nth part sequentially The turbine blade 510 is formed in such a manner that another layer of the nth portion or another layer of the first portion is sequentially formed. However, the present invention is not limited thereto. That is, for example, the turbine blade 510 may be formed in such a manner that the material jetting nozzle of the 3D printer forms the entire first portion, and then the material is changed to form all other portions. Alternatively, a plurality of material injection nozzles of the 3D printer may be provided so that the first to nth portions may be formed at the same time.

한편, 경계 부위가 취약해지는 것을 방지하는 다른 수단으로서, 도 5에 도시된 바와 같이, 상기 제1 부위(P1)와 상기 제2 부위(P2) 사이에 상기 제1 부위(P1)의 변형량과 상기 제2 부위(P2)의 변형량 차이에 의한 균열 발생을 억제하는 제1 버퍼부(B1)가 형성되고, 상기 제2 부위(P2)와 상기 제3 부위(P3) 사이에 상기 제2 부위(P2)의 변형량과 상기 제3 부위(P3)의 변형량 차이에 의한 균열 발생을 억제하는 제2 버퍼부(B2)가 형성될 수 있다. 5, the amount of deformation of the first portion P1 and the amount of deformation of the first portion P1 are set between the first portion P1 and the second portion P2, A first buffer part B1 for suppressing cracking due to a difference in deformation amount of the second part P2 is formed and a second buffer part B1 is formed between the second part P2 and the third part P3, And a second buffer B2 for suppressing cracking due to a difference in deformation amount of the third portion P3 can be formed.

상기 제1 버퍼부(B1)는 상기 제1 부위(P1)의 물성치와 상기 제2 부위(P2)의 물성치 사이의 물성치를 갖는 재질로 형성될 수 있다. The first buffer unit B1 may be formed of a material having a property value between the physical property of the first part P1 and the physical property of the second part P2.

즉, 상기 제1 버퍼부(B1)는 상기 제1 부위(P1)의 열팽창계수와 상기 제2 부위(P2)의 열팽창계수 사이의 열팽창계수를 갖는 재질로 형성될 수 있다.That is, the first buffer portion B1 may be formed of a material having a thermal expansion coefficient between the thermal expansion coefficient of the first portion P1 and the thermal expansion coefficient of the second portion P2.

그리고, 상기 제1 버퍼부(B1)는 상기 제1 온도 환경의 온도와 상기 제2 온도 환경의 온도 사이 온도를 갖는 온도 환경에서 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성될 수 있다.The first buffer unit B1 may be formed of a material having high heat resistance and strength in a temperature environment having a temperature between the first temperature environment and the second temperature environment.

상기 제2 버퍼부(B2)는 상기 제2 부위(P2)의 물성치와 상기 제3 부위(P3)의 물성치 사이의 물성치를 갖는 재질로 형성될 수 있다. The second buffer part B2 may be formed of a material having a property value between the physical property of the second part P2 and the physical property of the third part P3.

즉, 상기 제2 버퍼부(B2)는 상기 제2 부위(P2)의 열팽창계수와 상기 제3 부위(P3)의 열팽창계수 사이의 열팽창계수를 갖는 재질로 형성될 수 있다.That is, the second buffer portion B2 may be formed of a material having a thermal expansion coefficient between the thermal expansion coefficient of the second portion P2 and the thermal expansion coefficient of the third portion P3.

그리고, 상기 제2 버퍼부(B2)는 상기 제2 온도 환경의 온도와 상기 제3 온도 환경의 온도 사이 온도를 갖는 온도 환경에서 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성될 수 있다.The second buffer unit B2 may be formed of a material having high heat resistance and strength in a temperature environment having a temperature between the temperature of the second temperature environment and the temperature of the third temperature environment.

이러한 제1 버퍼부(B1)와 제2 버퍼부(B2)는 경계 부위에서 물성치가 급변하는 것을 방지함으로써, 그 경계 부위가 취약해지는 것을 방지할 수 있다.The first buffer unit (B1) and the second buffer unit (B2) prevent sudden change of the physical property at the boundary region, thereby making it possible to prevent the boundary region from being weakened.

100: 하우징 200: 압축기
400: 연소기 500: 터빈
510: 터빈 블레이드 516: 터빈 블레이드 에어 포일부
520: 터빈 베인 526: 터빈 베인 에어 포일부
600: 로터 B1: 제1 버퍼부
B2: 제2 버퍼부 P1: 제1 부위
P2: 제2 부위 P3: 제3 부위100: housing 200: compressor
400: combustor 500: turbine
510: turbine blade 516: turbine blade airfoil part
520: Turbine vane 526: Turbine vane airfoil part
600: rotor B1: first buffer portion
B2: second buffer part P1: first part
P2: second site P3: third site

Claims (20)

하우징(100);
상기 하우징(100)의 내부에 회전 가능하게 구비되는 로터(600);
상기 로터(600)로부터 회전력을 전달받아 공기를 압축하는 압축기(200);
상기 압축기(200)에서 압축된 공기에 연료를 혼합하고 점화하여 연소 가스를 생성하는 연소기(400); 및
상기 연소기(400)로부터 생성된 연소 가스로부터 회전력을 얻어 상기 로터(600)를 회전시키는 터빈(500);을 포함하고,
상기 터빈(500)은,
상기 로터(600)와 함께 회전되는 터빈 블레이드(510); 및
상기 터빈 블레이드(510)로 유입되는 연소 가스의 흐름을 정렬하도록 상기 하우징(100)에 고정 설치되는 터빈 베인(520);을 포함하고,
상기 터빈 블레이드(510)와 상기 터빈 베인(520)은 각각 연소 가스와 접촉되는 에어 포일부(516, 526)를 포함하고,
상기 에어 포일부(516, 526)는, 연소 가스의 유동 방향 상 상류 측에 위치되고 제1 온도 환경에 노출되는 제1 부위(P1); 연소 가스의 유동 방향 상 하류 측에 위치되고 제3 온도 환경에 노출되는 제3 부위(P3); 및 상기 제1 부위(P1)와 상기 제3 부위(P3) 사이에 위치되고 제2 온도 환경에 노출되는 제2 부위(P2);를 포함하고,
상기 제2 온도 환경은 상기 제1 온도 환경 및 상기 제3 온도 환경보다 온도가 낮고, 상기 제2 부위(P2)는 상기 제1 부위(P1) 및 상기 제3 부위(P3)와 상이한 재질로 형성되고,
상기 제1 부위(P1)를 형성하는 재질을 제1 재질이라 하고, 상기 제2 부위(P2)를 형성하는 재질을 제2 재질이라 하고, 상기 제3 부위(P3)를 형성하는 재질을 제3 재질이라 하면, 상기 제2 재질은 상기 제2 온도 환경에서 상기 제2 재질의 강도가 상기 제1 온도 환경에서 상기 제1 재질의 강도 및 상기 제3 온도 환경에서 상기 제3 재질의 강도보다 큰 재질로 형성되어, 운전 중에 상기 제2 부위(P2)의 강도가 상기 제1 부위(P1)의 강도 및 상기 제3 부위(P3)의 강도보다 크게 형성되는 가스 터빈.A housing (100);
A rotor 600 rotatably installed in the housing 100;
A compressor (200) that receives rotational force from the rotor (600) and compresses air;
A combustor 400 that mixes and ignites the fuel in the air compressed by the compressor 200 to generate a combustion gas; And
And a turbine (500) for rotating the rotor (600) by receiving a rotational force from the combustion gas generated from the combustor (400)
The turbine (500)
A turbine blade 510 rotated together with the rotor 600; And
And a turbine vane 520 fixed to the housing 100 to align the flow of the combustion gas flowing into the turbine blade 510,
The turbine blade (510) and the turbine vane (520) each include an airfoil portion (516, 526) in contact with a combustion gas,
The airfoil portions (516, 526) include a first portion (P1) located on the upstream side in the flow direction of the combustion gas and exposed to a first temperature environment; A third portion (P3) located on the downstream side in the flow direction of the combustion gas and exposed to a third temperature environment; And a second portion (P2) positioned between the first portion (P1) and the third portion (P3) and exposed to a second temperature environment,
Wherein the second temperature environment is lower than the first temperature environment and the third temperature environment and the second portion P2 is formed of a material different from the first portion P1 and the third portion P3 And,
The material forming the first portion P1 is referred to as a first material, the material forming the second portion P2 is referred to as a second material, the material forming the third portion P3 is referred to as a third material, The material of the second material may be a material whose strength of the second material in the second temperature environment is higher than the strength of the first material in the first temperature environment and the strength of the third material in the third temperature environment So that the strength of the second portion (P2) is larger than the strength of the first portion (P1) and the strength of the third portion (P3) during operation. 삭제delete 삭제delete 제1항에 있어서,
상기 제1 부위(P1)는 상기 제1 온도 환경에서의 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성되고,
상기 제2 부위(P2)는 상기 제2 온도 환경에서의 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성되며,
상기 제3 부위(P3)는 상기 제3 온도 환경에서의 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성되는 가스 터빈.The method according to claim 1,
The first portion (P1) is formed of a material having high heat resistance and strength in the first temperature environment,
The second portion (P2) is formed of a material having high heat resistance and strength in the second temperature environment,
And the third portion (P3) is formed of a material having high heat resistance and strength in the third temperature environment. 제1항에 있어서,
상기 에어 포일부(516, 526)의 평균 캠버 선(MCL) 상, 상기 제2 부위(P2)의 길이는 상기 제1 부위(P1)의 길이 및 상기 제3 부위(P3)의 길이보다 길게 형성되는 가스 터빈.The method according to claim 1,
The length of the second portion P2 is longer than the length of the first portion P1 and the length of the third portion P3 on the average camber line MCL of the airfoil portions 516 and 526 Being a gas turbine. 제5항에 있어서,
상기 평균 캠버 선(MCL) 상, 상기 제2 부위(P2)의 길이는 상기 제1 부위(P1)의 길이와 상기 제3 부위(P3)의 길이의 합보다 길게 형성되는 가스 터빈.6. The method of claim 5,
The length of the second portion (P2) on the average camber line (MCL) is longer than the sum of the length of the first portion (P1) and the length of the third portion (P3). 제6항에 있어서,
상기 제1 부위(P1)는 상기 에어 포일부(516, 526)의 리딩 에지로부터 상기 에어 포일부(516, 526)의 트레일링 에지 측으로 상기 평균 캠버 선(MCL)의 길이의 10% 길이로 형성되고,
상기 제3 부위(P3)는 상기 트레일링 에지로부터 상기 리딩 에지 측으로 상기 평균 캠버 선(MCL)의 길이의 10% 길이로 형성되는 가스 터빈.The method according to claim 6,
The first portion P1 is formed to have a length of 10% of the length of the average camber line MCL from the leading edge of the airfoil portions 516 and 526 toward the trailing edge of the airfoil portions 516 and 526 And,
And the third portion (P3) is formed to have a length of 10% of the length of the average camber line (MCL) from the trailing edge to the leading edge side. 제1항에 있어서,
상기 제1 부위(P1)는 한계 온도가 상기 제1 온도 환경의 온도보다 높은 재질로 형성되고,
상기 제2 부위(P2)는 한계 온도가 상기 제2 온도 환경의 온도보다 높은 재질로 형성되며,
상기 제3 부위(P3)는 한계 온도가 상기 제3 온도 환경의 온도보다 높은 재질로 형성되는 가스 터빈.The method according to claim 1,
The first portion P1 is formed of a material whose critical temperature is higher than the temperature of the first temperature environment,
The second portion (P2) is formed of a material whose critical temperature is higher than the temperature of the second temperature environment,
And the third portion (P3) is formed of a material whose critical temperature is higher than the temperature of the third temperature environment. 제8항에 있어서,
상기 제2 부위(P2)는 상기 제1 부위(P1) 및 상기 제3 부위(P3)보다 한계 온도가 낮은 재질로 형성되는 가스 터빈.9. The method of claim 8,
Wherein the second portion (P2) is formed of a material having a lower limit temperature than the first portion (P1) and the third portion (P3). 제9항에 있어서,
상기 제1 온도 환경의 온도는 상기 제3 온도 환경의 온도보다 낮고,
상기 제1 부위(P1)는 상기 제3 부위(P3)보다 한계 온도가 낮은 재질로 형성되는 가스 터빈.10. The method of claim 9,
Wherein the temperature of the first temperature environment is lower than the temperature of the third temperature environment,
Wherein the first portion (P1) is formed of a material having a lower limit temperature than the third portion (P3). 제1항에 있어서,
상기 제1 부위(P1)는 상기 제1 온도 환경에서의 강도가 상기 제1 온도 환경의 온도보다 낮은 온도에서의 강도 및 상기 제1 온도 환경의 온도보다 높은 온도에서의 강도보다 큰 재질로 형성되고,
상기 제2 부위(P2)는 상기 제2 온도 환경에서의 강도가 상기 제2 온도 환경의 온도보다 낮은 온도에서의 강도 및 상기 제2 온도 환경의 온도보다 높은 온도에서의 강도보다 큰 재질로 형성되며,
상기 제3 부위(P3)는 상기 제3 온도 환경에서의 강도가 상기 제3 온도 환경의 온도보다 낮은 온도에서의 강도 및 상기 제3 온도 환경의 온도보다 높은 온도에서의 강도보다 큰 재질로 형성되는 가스 터빈.The method according to claim 1,
The first portion P1 is formed of a material whose strength in the first temperature environment is higher than strength in a temperature lower than the temperature in the first temperature environment and higher in temperature than the temperature in the first temperature environment ,
The second portion P2 is formed of a material whose strength in the second temperature environment is higher than strength in a temperature lower than the temperature in the second temperature environment and higher in temperature than the temperature in the second temperature environment ,
The third portion P3 is formed of a material whose strength in the third temperature environment is larger than the strength at a temperature lower than the temperature of the third temperature environment and higher than the temperature at a temperature higher than the temperature of the third temperature environment Gas turbine. 삭제delete 제1항에 있어서,
상기 제1 부위(P1)와 상기 제2 부위(P2) 사이에는 상기 제1 부위(P1)와 상기 제2 부위(P2)의 변형량 차이에 의한 균열 발생을 억제하는 제1 버퍼부(B1)가 형성되고,
상기 제2 부위(P2)와 상기 제3 부위(P3) 사이에는 상기 제2 부위(P2)와 상기 제3 부위(P3)의 변형량 차이에 의한 균열 발생을 억제하는 제2 버퍼부(B2)가 형성되는 가스 터빈.The method according to claim 1,
A first buffer unit B1 for suppressing the generation of cracks due to a difference in deformation amount between the first part P1 and the second part P2 is provided between the first part P1 and the second part P2 Formed,
A second buffer B2 for suppressing cracking due to a difference in strain between the second portion P2 and the third portion P3 is provided between the second portion P2 and the third portion P3 Formed gas turbine. 제13항에 있어서,
상기 제1 버퍼부(B1)는 상기 제1 부위(P1)의 열팽창계수와 상기 제2 부위(P2)의 열팽창계수 사이의 열팽창계수를 갖는 재질로 형성되고,
상기 제2 버퍼부(B2)는 상기 제2 부위(P2)의 열팽창계수와 상기 제3 부위(P3)의 열팽창계수 사이의 열팽창계수를 갖는 재질로 형성되는 가스 터빈.14. The method of claim 13,
The first buffer part B1 is formed of a material having a thermal expansion coefficient between the thermal expansion coefficient of the first part P1 and the thermal expansion coefficient of the second part P2,
Wherein the second buffer portion (B2) is formed of a material having a thermal expansion coefficient between a thermal expansion coefficient of the second portion (P2) and a thermal expansion coefficient of the third portion (P3). 제14항에 있어서,
상기 제1 버퍼부(B1)는 상기 제1 온도 환경의 온도와 상기 제2 온도 환경의 온도 사이 온도를 갖는 온도 환경에서 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성되고,
상기 제2 버퍼부(B2)는 상기 제2 온도 환경의 온도와 상기 제3 온도 환경의 온도 사이 온도를 갖는 온도 환경에서 내열성 및 강도가 큰 재질로 형성되는 가스 터빈.15. The method of claim 14,
The first buffer unit (B1) is formed of a material having high heat resistance and strength in a temperature environment having a temperature between a temperature of the first temperature environment and a temperature of the second temperature environment,
Wherein the second buffer part (B2) is formed of a material having high heat resistance and strength in a temperature environment having a temperature between the temperature of the second temperature environment and the temperature of the third temperature environment. 제1항에 있어서,
상기 터빈 블레이드(510)와 상기 터빈 베인(520)은 각각 상기 에어 포일부(516, 526)로부터 상기 로터(600) 측으로 연장되는 플랫폼부 및 루트부를 더 포함하고,
상기 플랫폼부와 상기 루트부는 상기 에어 포일부(516, 526)와 상이한 재질로 형성되는 가스 터빈.The method according to claim 1,
The turbine blade 510 and the turbine vane 520 further include a platform portion and a root portion extending from the air fork portions 516 and 526 toward the rotor 600,
Wherein said platform portion and said root portion are formed of a material different from said airfoil portion (516, 526). 제1항, 제4항 내지 제11항, 제13항 내지 제16항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 터빈 블레이드(510)와 상기 터빈 베인(520)은 각각 일체로 형성되는 가스 터빈.17. The method according to any one of claims 1, 4 to 11, and 13 to 16,
Wherein the turbine blade (510) and the turbine vane (520) are integrally formed. 제17항에 있어서,
상기 터빈 블레이드(510)와 상기 터빈 베인(520)은 각각 3D 프린팅 기법으로 형성되는 가스 터빈.18. The method of claim 17,
The turbine blade (510) and the turbine vane (520) are each formed by a 3D printing technique. 하우징(100);
상기 하우징(100)의 내부에 회전 가능하게 구비되는 로터(600);
상기 로터(600)로부터 회전력을 전달받아 공기를 압축하는 압축기(200);
상기 압축기(200)에서 압축된 공기에 연료를 혼합하고 점화하여 연소 가스를 생성하는 연소기(400); 및
상기 연소기(400)로부터 생성된 연소 가스로부터 회전력을 얻어 상기 로터(600)를 회전시키는 터빈(500);을 포함하고,
상기 터빈(500)은 상기 로터(600)와 함께 회전되는 터빈 블레이드(510)를 포함하고,
상기 터빈 블레이드(510)는 연소 가스와 접촉되는 에어 포일부(516)를 포함하고,
상기 에어 포일부(516)는, 연소 가스의 유동 방향 상 상류 측에 위치되고 제1 온도 환경에 노출되는 제1 부위(P1); 연소 가스의 유동 방향 상 하류 측에 위치되고 제3 온도 환경에 노출되는 제3 부위(P3); 및 상기 제1 부위(P1)와 상기 제3 부위(P3) 사이에 위치되고 제2 온도 환경에 노출되는 제2 부위(P2);를 포함하고,
상기 제2 온도 환경은 상기 제1 온도 환경 및 상기 제3 온도 환경보다 온도가 낮고, 상기 제2 부위(P2)는 상기 제1 부위(P1) 및 상기 제3 부위(P3)와 상이한 재질로 형성되고,
상기 제1 부위(P1)를 형성하는 재질을 제1 재질이라 하고, 상기 제2 부위(P2)를 형성하는 재질을 제2 재질이라 하고, 상기 제3 부위(P3)를 형성하는 재질을 제3 재질이라 하면, 상기 제2 재질은 상기 제2 온도 환경에서 상기 제2 재질의 강도가 상기 제1 온도 환경에서 상기 제1 재질의 강도 및 상기 제3 온도 환경에서 상기 제3 재질의 강도보다 큰 재질로 형성되어, 운전 중에 상기 제2 부위(P2)의 강도가 상기 제1 부위(P1)의 강도 및 상기 제3 부위(P3)의 강도보다 크게 형성되는 가스 터빈.A housing (100);
A rotor 600 rotatably installed in the housing 100;
A compressor (200) that receives rotational force from the rotor (600) and compresses air;
A combustor 400 that mixes and ignites the fuel in the air compressed by the compressor 200 to generate a combustion gas; And
And a turbine (500) for rotating the rotor (600) by receiving a rotational force from the combustion gas generated from the combustor (400)
The turbine 500 includes a turbine blade 510 rotated together with the rotor 600,
The turbine blade 510 includes an airfoil portion 516 in contact with the combustion gas,
The airfoil portion 516 includes: a first portion P1 positioned on the upstream side in the flow direction of the combustion gas and exposed to a first temperature environment; A third portion (P3) located on the downstream side in the flow direction of the combustion gas and exposed to a third temperature environment; And a second portion (P2) positioned between the first portion (P1) and the third portion (P3) and exposed to a second temperature environment,
Wherein the second temperature environment is lower than the first temperature environment and the third temperature environment and the second portion P2 is formed of a material different from the first portion P1 and the third portion P3 And,
The material forming the first portion P1 is referred to as a first material, the material forming the second portion P2 is referred to as a second material, the material forming the third portion P3 is referred to as a third material, The material of the second material may be a material whose strength of the second material in the second temperature environment is higher than the strength of the first material in the first temperature environment and the strength of the third material in the third temperature environment So that the strength of the second portion (P2) is larger than the strength of the first portion (P1) and the strength of the third portion (P3) during operation. 하우징(100);
상기 하우징(100)의 내부에 회전 가능하게 구비되는 로터(600);
상기 로터(600)로부터 회전력을 전달받아 공기를 압축하는 압축기(200);
상기 압축기(200)에서 압축된 공기에 연료를 혼합하고 점화하여 연소 가스를 생성하는 연소기(400); 및
상기 연소기(400)로부터 생성된 연소 가스로부터 회전력을 얻어 상기 로터(600)를 회전시키는 터빈(500);을 포함하고,
상기 터빈(500)은 연소 가스와 접촉되는 에어 포일부(516, 526)를 포함하고,
상기 에어 포일부(516, 526)는,
연소 가스의 유동 방향 상 상류 측에 위치되는 제1 부위(P1);
연소 가스의 유동 방향 상 하류 측에 위치되는 제3 부위(P3); 및
상기 제1 부위(P1)와 상기 제3 부위(P3) 사이에 위치되는 제2 부위(P2);를 포함하고,
상기 제1 부위(P1)는 섭씨 750도 내지 780도에서의 내열성 및 강도가 큰 제1 재질로 형성되고,
상기 제2 부위(P2)는 섭씨 700도 내지 730도에서의 내열성 및 강도가 큰 제2 재질로 형성되며,
상기 제3 부위(P3)는 섭씨 760도 내지 790도에서의 내열성 및 강도가 큰 제3 재질로 형성되고,
상기 제2 재질은 섭씨 700도 내지 730도에서 상기 제2 재질의 강도가 섭씨 750도 내지 780도에서 상기 제1 재질의 강도 및 섭씨 760도 내지 790도에서 상기 제3 재질의 강도보다 큰 재질로 형성되어, 운전 중에 상기 제2 부위(P2)의 강도가 상기 제1 부위(P1)의 강도 및 상기 제3 부위(P3)의 강도보다 크게 형성되는 가스 터빈.A housing (100);
A rotor 600 rotatably installed in the housing 100;
A compressor (200) that receives rotational force from the rotor (600) and compresses air;
A combustor 400 that mixes and ignites the fuel in the air compressed by the compressor 200 to generate a combustion gas; And
And a turbine (500) for rotating the rotor (600) by receiving a rotational force from the combustion gas generated from the combustor (400)
The turbine (500) includes an airfoil portion (516, 526) in contact with a combustion gas,
The airfoil portions (516, 526)
A first portion (P1) located on the upstream side in the flow direction of the combustion gas;
A third portion (P3) located on the downstream side in the flow direction of the combustion gas; And
And a second portion (P2) positioned between the first portion (P1) and the third portion (P3)
The first portion P1 is formed of a first material having a high heat resistance and strength at a temperature of 750 to 780 degrees Celsius,
The second portion P2 is formed of a second material having a high heat resistance and strength at 700 to 730 degrees Celsius,
The third portion P3 is formed of a third material having a high heat resistance and strength at a temperature of 760 to 790 degrees Celsius,
And the second material has a strength of the second material at a temperature of 700 ° C. to 730 ° C. and a strength of the first material at a temperature of 750 ° C. to 780 ° C. and a strength of the third material at 760 ° C. to 790 ° C. And the strength of the second portion (P2) is formed larger than the strength of the first portion (P1) and the strength of the third portion (P3) during operation.
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