KR102048874B1 - 유연성이 향상된 터빈 베인 - Google Patents

유연성이 향상된 터빈 베인 Download PDF

Info

Publication number
KR102048874B1
KR102048874B1 KR1020180040779A KR20180040779A KR102048874B1 KR 102048874 B1 KR102048874 B1 KR 102048874B1 KR 1020180040779 A KR1020180040779 A KR 1020180040779A KR 20180040779 A KR20180040779 A KR 20180040779A KR 102048874 B1 KR102048874 B1 KR 102048874B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
trailing edge
turbine
turbine vane
cutback
vane airfoil
Prior art date
Application number
KR1020180040779A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20190117881A (ko
Inventor
이무형
정성철
Original Assignee
두산중공업 주식회사
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 두산중공업 주식회사 filed Critical 두산중공업 주식회사
Priority to KR1020180040779A priority Critical patent/KR102048874B1/ko
Priority to US16/355,749 priority patent/US10927678B2/en
Publication of KR20190117881A publication Critical patent/KR20190117881A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR102048874B1 publication Critical patent/KR102048874B1/ko

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D1/00—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines
    • F01D1/02—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines with stationary working-fluid guiding means and bladed or like rotor, e.g. multi-bladed impulse steam turbines
    • F01D1/04—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines with stationary working-fluid guiding means and bladed or like rotor, e.g. multi-bladed impulse steam turbines traversed by the working-fluid substantially axially
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/162—Bearing supports
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02B—INTERNAL-COMBUSTION PISTON ENGINES; COMBUSTION ENGINES IN GENERAL
    • F02B39/00—Component parts, details, or accessories relating to, driven charging or scavenging pumps, not provided for in groups F02B33/00 - F02B37/00
    • F02B39/14—Lubrication of pumps; Safety measures therefor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/40—Application in turbochargers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/122—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing edge of a stator vane
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
    • F05D2260/941—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF] particularly aimed at mechanical or thermal stress reduction

Abstract

본 발명은 리딩 에지, 트레일링 에지, 상기 리딩 에지와 트레이링 에지를 연결하는 압력면과 흡입면을 포함하는 익형 단면 형상을 가진 터빈 베인 에어포일이 플랫폼부로부터 엔드월까지 반경 방향으로 연장되어 있는 터빈 베인에 관한 것으로서, 상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지에는 상기 압력면과 흡입면의 양쪽을 반경 방향에 직교하는 방향으로 절개하는 컷백이 형성된 것을 특징으로 한다.

Description

유연성이 향상된 터빈 베인{Turbine vane having improved flexibility}
본 발명은 가스 터빈의 터빈 베인에 관한 것으로서, 좀더 상세하게는 터빈 베인에서 구조적으로 취약한 트레일링 에지의 파손 위험을 낮출 수 있도록 유연성이 향상된 터빈 베인에 관한 것이다.
터빈이란 증기, 가스와 같은 압축성 유체의 흐름을 이용하여 충격력 또는 반동력으로 회전력을 얻는 기계장치로, 증기를 이용하는 증기터빈 및 고온의 연소가스를 이용하는 가스터빈 등이 있다.
이 중, 가스터빈은 크게 압축기와 연소기와 터빈으로 구성된다. 상기 압축기는 공기를 도입하는 공기 도입구가 구비되고, 압축기 케이싱 내에 다수개의 압축기 베인과, 압축기 블레이드가 교대로 배치되어 있다. 외부로부터 도입된 공기는 복수 단으로 이루어진 회전하는 압축기 블레이드를 거치면서 점차로 압축되어 목표로 하는 압력까지 상승한다.
연소기는 상기 압축기에서 압축된 압축 공기에 대하여 연료를 공급하고 버너로 점화함으로써 고온고압의 연소 가스가 생성된다.
터빈은 터빈 케이싱 내에 복수의 터빈 베인과, 터빈 블레이드가 교대로 배치되어 있다. 또한, 압축기와 연소기와 터빈 및 배기실의 중심부를 관통하도록 로터가 배치되어 있다.
상기 로터는 양단부가 베어링에 의해 회전 가능하게 지지된다. 그리고, 상기 로터에 복수의 디스크가 고정되어, 각각의 블레이드가 연결되는 동시에, 배기실측의 단부에 발전기 등의 구동축이 연결된다.
이러한 가스터빈은 4 행정 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.
가스터빈의 작동에 대해서 간략하게 설명하면, 압축기에서 압축된 공기가 연료와 혼합되어 연소됨으로써 고온의 연소 가스가 만들어지고, 이렇게 만들어진 연소 가스는 터빈측으로 분사된다. 분사된 연소 가스가 상기 터빈 베인 및 터빈 블레이드를 통과하면서 회전력을 생성시키고, 이에 상기 로터가 회전하게 된다.
가스터빈의 효율에 영향을 미치는 인자는 매우 다양하다. 근래의 가스터빈 개발에서는 연소기에서의 연소 효율 향상, 터빈 입구 온도의 상승을 통한 열역학적 효율의 향상, 압축기와 터빈에서의 공력 효율 향상 등 다양한 방면으로 연구가 진행되고 있다.
발전용 산업 가스 터빈의 등급(class)은 터빈 입구 온도(TIT, Turbine Inlet Temperature)로 구분할 수 되는데, 현재 G 등급과 H 등급의 가스 터빈이 선두 자리를 차지하고 있으며, 가장 최신의 가스 터빈은 J 등급에 도달한 예도 발견된다. 가스 터빈의 등급이 높을수록 효율과 터빈 입구 온도는 모두 올라가는데, H 등급의 가스 터빈은 터빈 입구 온도가 1,500℃에 달하기 때문에 그만큼 내열소재의 개발과 냉각기술의 발전이 요구된다.
내열 설계는 가스 터빈 전반에 걸쳐 필요한데, 고온의 연소 가스가 발생하고 유동하는 연소기와 터빈에서 특히 중요하다. 가스 터빈의 냉각은 압축기에서 만들어진 압축 공기를 이용하는 공랭식인데, 터빈의 경우 몇 개의 스테이지에 걸쳐 회전하는 터빈 블레이드 사이에 터빈 베인이 고정 배치되는 복잡한 구조로 인해 냉각 설계가 더욱 어려운 점이 많다.
터빈 베인의 경우를 보자면, 고온의 열 응력 환경으로부터 터빈 베인을 보호하고자 수많은 냉각 홀과 냉각 슬롯이 형성되어 있는데, 특히 터빈 베인의 익형(에어포일)에 있어서 가장 두께가 얇은 트레일링 에지에 응력이 집중됨에 따라 파손의 우려가 높다. 따라서, 터빈 베인에서 구조적으로 취약한 트레일링 에지의 파손 위험을 낮출 수 있는 설계가 요구된다.
미국공개특허 제2016-0177760호 (2016.06.23 공개)
본 발명은 터빈 베인의 익형에 있어서 가장 두께가 얇아 구조적으로 취약한 트레일링 에지에 응력이 집중되어 파손의 위험이 크다는 문제를 해결하는 것에 그 목적이 있다.
본 발명은 리딩 에지, 트레일링 에지, 상기 리딩 에지와 트레이링 에지를 연결하는 압력면과 흡입면을 포함하는 익형 단면 형상을 가진 터빈 베인 에어포일이 플랫폼부로부터 엔드월까지 반경 방향으로 연장되어 있는 터빈 베인에 있어서, 상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지에는 상기 압력면과 흡입면의 양쪽을 반경 방향에 직교하는 방향으로 절개하는 컷백이 형성된 것을 특징으로 한다.
상기 컷백은 상기 플랫폼부 또는 상기 엔드월에 인접한 영역에 위치하는데, 실시형태에 따라서는 상기 플랫폼부 및 상기 엔드월에 각각 컷백이 형성될 수 있다.
특히, 상기 컷백은 상기 플랫폼부와 상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지를 연결하는 필렛부의 경계, 또는 상기 엔드월과 상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지를 연결하는 필렛부의 경계에 위치하는 것이 바람직할 수 있다.
그리고, 상기 트레일링 에지 안쪽의 컷백 단부에는 상기 컷백의 폭보다 더 넓게 확장된 홀이 형성되어 있을 수 있으며, 상기 홀은 원형일 수 있다.
그리고. 상기 컷백은 상기 플랫폼부와 상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지를 연결하는 필렛부의 경계 및 상기 엔드월과 상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지를 연결하는 필렛부의 경계에 각각 위치하고, 상기 두 개의 컷백 사이에는 상기 터빈 베인 에어포일의 압력면쪽 트레일링 에지를 따라 복수의 냉각 슬롯이 형성될 수 있다.
그리고, 상기 컷백은 상기 터빈 베인 에어포일 내부의 공동부와 연통하고, 상기 컷백을 통해 냉각 유체가 토출될 수 있다.
상기와 같은 구성을 가진 본 발명의 터빈 베인은, 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지에 압력면과 흡입면의 양쪽을 반경 방향에 직교하는 방향으로 절개하는 컷백을 형성함으로써 트레일링 에지 부분에 유연성을 부여하고, 이에 따라 구조적으로 취약한 트레일링 에지에 균열이 발생하는 현상을 효과적으로 지연할 수 있다.
또한, 본 발명은 트레일링 에지의 컷백 단부에 확장 홀을 형성함으로써 균열의 진행을 더욱 지연시키고 응력 집중을 더욱 효과적으로 완화할 수 있다.
그리고, 본 발명의 트레일링 에지에 컷백을 형성하는 기술은 신규로 터빈 베인을 제작하는데 사용될 수 있을 뿐만 아니라 기존에 이미 사용되고 있는 터빈 베인을 유지·보수하는데에도 쉽게 적용할 수 있어 부품 재생률을 증대할 수 있다는 이점도 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예가 적용되는 가스 터빈의 개략적인 구조를 도시한 단면도이다.
도 2는 도 1 중 터빈의 내부 일부를 도시한 단면도.
도 3은 본 발명에 따른 터빈 베인을 도시한 도면.
도 4는 도 3의 A 부분을 확대 도시한 도면.
도 5는 도 3의 B 부분을 확대 도시한 도면.
도 6은 도 3의 터빈 베인을 압력면 쪽에서 바라본 도면.
본 발명은 다양한 변환을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예를 예시하고 상세한 설명에 상세하게 설명하고자 한다. 그러나, 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변환, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.
본 발명에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 발명에서, '포함하다' 또는 '가지다' 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예들을 상세히 설명한다. 이때, 첨부된 도면에서 동일한 구성 요소는 가능한 동일한 부호로 나타내고 있음에 유의한다. 또한, 본 발명의 요지를 흐리게 할 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 상세한 설명은 생략할 것이다. 마찬가지 이유로 첨부 도면에 있어서 일부 구성요소는 과장되거나 생략되거나 개략적으로 도시되었다.
도 1을 참조하면, 본 발명의 일 실시예가 적용되는 가스터빈(100)의 일 예가 도시되어 있다. 상기 가스 터빈(100)은 하우징(102)을 구비하고 있고, 하우징(102)의 후측에는 터빈을 통과한 연소가스가 배출되는 디퓨저(106)가 구비되어 있다. 그리고, 디퓨저(106)의 앞쪽으로 압축된 공기를 공급받아 연소시키는 연소기(104)가 배치된다.
공기의 흐름 방향을 기준으로 설명하면, 하우징(102)의 상류측에 압축기 섹션(110)이 위치하고, 하류 측에 터빈 섹션(120)이 배치된다. 그리고, 압축기 섹션(110)과 터빈 섹션(120)의 사이에는 터빈 섹션에서 발생된 회전토크를 압축기 섹션으로 전달하는 토크 전달부재로서의 토크 튜브(130)가 배치되어 있다.
압축기 섹션(110)에는 복수(예를 들어 14매)의 압축기 로터 디스크(140)가 구비되고, 각각의 압축기 로터 디스크(140)들은 타이로드(150)에 의해서 축 방향으로 이격되지 않도록 체결되어 있다.
구체적으로, 각각의 압축기 로터 디스크(140)는 대략 중앙을 타이로드(150)가 관통한 상태로 서로 축 방향을 따라서 정렬되어 있다. 여기서, 이웃한 각각의 압축기 로더 디스크(140)는 대향하는 면이 타이로드(150)에 의해 압착되어, 상대 회전이 불가능하도록 배치된다.
압축기 로터 디스크(140)의 외주면에는 복수 개의 블레이드(144)가 방사상으로 결합되어 있다. 각각의 블레이드(144)는 루트부(146)를 구비하여 압축기 로터 디스크(140)에 체결된다.
각각의 로터 디스크(140)의 사이에는 하우징에 고정되어 배치되는 베인(미도시)이 위치한다. 상기 베인은 로터 디스크와는 달리 고정되어 있어 회전하지 않으며, 압축기 로터 디스크의 블레이드를 통과한 압축 공기의 흐름을 정렬하여 하류측에 위치하는 로터 디스크의 블레이드로 공기를 안내하는 역할을 하게 된다.
루트부(146)의 체결방식은 탄젠셜 타입(tangential type)과 액셜 타입(axial type)이 있다. 이는 상용되는 가스터빈의 필요 구조에 따라 선택될 수 있으며, 통상적으로 알려진 도브테일 또는 전나무 형태(Fir-tree)를 가질 수 있다. 경우에 따라서는, 상기 형태 외의 다른 체결장치, 예를 들어 키이 또는 볼트 등의 고정구를 이용하여 블레이드를 로터 디스크에 체결할 수 있다.
타이로드(150)는 복수 개의 압축기 로터 디스크(140)들의 중심부를 관통하도록 배치되어 있으며, 일측 단부는 최상류측에 위치한 압축기 로터 디스크 내에 체결되고, 타측 단부는 토크 튜브(130) 내에서 고정된다.
타이로드(150)의 형태는 가스터빈에 따라 다양한 구조로 이뤄질 수 있으므로, 반드시 도 1에 제시된 형태로 한정될 것은 아니다. 즉, 도시된 바와 같이 하나의 타이로드가 로터 디스크의 중앙부를 관통하는 형태를 가질 수도 있고, 복수 개의 타이로드가 원주상으로 배치되는 형태를 가질 수도 있으며, 이들의 혼용도 가능하다.
도시되지는 않았으나, 가스 터빈의 압축기에는 유체의 압력을 높이고 난 후 연소기 입구로 들어가는 유체의 유동각을 설계 유동각으로 맞추기 위하여 디퓨저(diffuser)의 다음 위치에 안내깃 역할을 하는 베인이 설치될 수 있으며, 이를 디스윌러(deswirler)라고 한다.
연소기(104)에서는 유입된 압축공기를 연료와 혼합, 연소시켜 높은 에너지의 고온, 고압 연소가스를 만들어 내며, 등압 연소과정으로 연소기 및 터빈부품이 견딜 수 있는 내열한도까지 연소가스온도를 높이게 된다.
가스터빈의 연소시스템을 구성하는 연소기는 셀 형태로 형성되는 케이싱 내에 다수가 배열될 수 있으며, 연료분사노즐 등을 포함하는 버너(Burner)와, 연소실을 형성하는 연소기 라이너(Combustor Liner), 그리고 연소기와 터빈의 연결부가 되는 트랜지션 피스(Transition Piece)를 포함하여 구성된다.
구체적으로, 라이너는 연료노즐에 의해 분사되는 연료가 압축기의 압축공기와 혼합되어 연소되는 연소공간을 제공한다. 이러한 라이너는, 공기와 혼합된 연료가 연소되는 연소공간을 제공하는 화염통과, 화염통을 감싸면서 환형공간을 형성하는 플로우 슬리브를 포함할 수 있다. 또한 라이너의 전단에는 연료노즐이 결합되며, 측벽에는 점화기가 결합된다.
한편 라이너의 후단에는, 연소가스를 터빈 측으로 보낼 수 있도록 트랜지션 피스가 연결된다. 이러한 트랜지션 피스는 연소가스의 높은 온도에 의한 파손이 방지되도록 외벽부가 압축기로부터 공급되는 압축공기에 의해 냉각된다.
이를 위해 상기 트랜지션피스에는 공기를 내부로 분사시킬 수 있도록 냉각을 위한 홀들이 마련되며, 압축공기는 홀들을 통해 내부에 있는 본체를 냉각시킨 후 라이너 측으로 유동된다.
라이너의 환형공간에는 전술한 트랜지션 피스를 냉각시킨 냉각공기가 유동되며, 라이너의 외벽에는 플로우 슬리브의 외부에서 압축공기가 플로우 슬리브에 마련되는 냉각 홀들을 통해 냉각공기로 제공되어 충돌할 수 있다.
한편, 연소기에서 나온 고온, 고압의 연소가스는 상술한 터빈 섹션(120)으로 공급된다. 공급된 고온 고압의 연소 가스가 팽창하면서 터빈의 회전날개에 충돌, 반동력을 주어 회전 토크가 야기되고, 이렇게 얻어진 회전 토크는 상술한 토크 튜브를 거쳐 압축기 섹션으로 전달되고, 압축기 구동에 필요한 동력을 초과하는 동력은 발전기 등을 구동하는데 쓰이게 된다.
터빈 섹션은 기본적으로는 압축기 섹션과 그 구조가 유사하다. 즉, 터빈 섹션(120)에도 압축기 섹션의 압축기 로터 디스크와 유사한 복수의 터빈 로터 디스크(180)가 구비된다. 따라서, 터빈 로터 디스크(180) 역시, 방사상으로 배치되는 복수 개의 터빈 블레이드(184)를 포함한다. 터빈 블레이드(184) 역시 도브테일 등의 방식으로 터빈 로터 디스크(180)에 결합할 수 있다. 아울러, 터빈 로터 디스크(180)의 블레이드(184)의 사이에도 하우징에 고정되는 베인(미도시)이 구비되어, 블레이드를 통과한 연소 가스의 흐름 방향을 유도하게 된다.
도 2는 터빈 섹션(120)의 내부 구조를 좀더 상세히 도시한 도면이다. 터빈 섹션을 보면, 터빈 입구에서 출구를 향하는 방향으로 터빈 베인(300)과 터빈 블레이드(184)가 교대로 배치되어 있다. 터빈 블레이드(184)는 압축기 섹션과 유사하게 터빈 로터에 대해 고정 체결된 터빈 디스크(180)의 슬롯에 도브테일 또는 전나무 형태(Fir-tree)를 가진 루트부가 체결되어 있고, 이에 따라 터빈 블레이드(184)가 고압의 연소 가스 흐름에 의해 회전하면 터빈 로터가 회전하여 동력을 발생시킨다. 터빈 블레이드(184)의 상류측에 위치한 터빈 베인(300)은 하우징 내면의 원주방향을 따라 고정 설치되며, 터빈 베인(300)은 터빈 블레이드(184)로 흘러가는 연소 가스의 흐름 방향을 적절하게 유도하여 터빈 블레이드의 공력 성능이 최적으로 발휘되도록 한다.
터빈 섹션(120)이 압축기 섹션과 다른 점은 터빈 섹션(120)은 고온의 연소 가수가 유동하는 영역이기 때문에 터빈 부품, 특히 터빈 베인(300)과 터빈 블레이드(184)의 냉각이 중요하다는 것이다. 이를 위해 터빈 베인(300)과 터빈 블레이드(184)의 내부에는 압축 공기가 유동하는 공동부가 형성되어 있으며, 내부의 압축 공기를 표면에 형성된 냉각 홀을 통해 분사함으로써 충돌 냉각과 필름 냉각을 수행한다.
터빈 섹션(120)에서의 또 하나의 차이점을 든다면, 터빈 베인(300)과 터빈 블레이드(184) 사이의 간극을 통해 연소 가스가 새어나가는 것을 막기 위한 실링 구조 또한 필요하다는 것이다. 이를 위해 하우징 내면에 고정되는 터빈 베인(300)의 플랫폼부 사이에 실링 구조가 적용되며, 아울러 터빈 베인(300)의 엔드월(플랫폼부의 반대편)과 터빈 블레이드(184)의 플랫폼부 사이에도 실링 구조가 구비된다. 터빈 베인(300)의 플랫폼부는 아우터 슈라우드(outer shroud), 엔드월은 이너 슈라우드(inner shroud)라 부르기도 한다.
도 3을 참조하면, 터빈 베인(300)은 리딩 에지(311), 트레일링 에지(312), 상기 리딩 에지(311)와 트레이링 에지를 연결하는 압력면(313)과 흡입면(314)을 포함하는 익형 단면 형상을 가진 터빈 베인 에어포일(310)을 포함하며, 터빈 베인 에어포일(310)은 플랫폼부(315)로부터 엔드월(316)까지 반경 방향으로 연장되어 있다. 연소 가스는 리딩 에지(311)로 들어와 압력면(313)과 흡입면(314)을 거치면서 흐름 방향이 조정된 후 트레이링 에지에서 합쳐져 하류측 터빈 블레이드로 흘러나간다.
연소 가스에 노출된 터빈 베인(300)은 고온, 고압의 환경에 놓인다. 고온의 열 응력은 터빈 베인(300)의 강성을 약화시키며, 연소 가스 자체의 높은 압력과 터빈 베인 에어포일(310)의 압력면(313)에서 흡입면(314)으로 작용하는 양력은 터빈 베인(300)을 변형시키는 힘으로 지속적으로 작용한다.
특히나 터빈 베인(300)에서 구조적으로 가장 취약한 부분은 트레일링 에지(312)이다. 터빈 베인(300)의 플랫폼부(315)와 엔드월(316)에 비해 터빈 베인 에어포일(310)은 속이 거의 비어 있고 반경 방향으로 길게 연장되어 있기 때문에 외력에 약할 수밖에 없고, 그 중에서 터빈 베인 에어포일(310)의 익형 구조상 트레일링 에지(312)의 두께가 가장 얇기 때문에 다른 부분에 비해 강성이 많이 떨어진다. 또한, 트레일링 에지(312)는 연소 가스의 하류에 위치하기 때문에 리딩 에지(311)에 작용하는 힘은 트레일링 에지(312)에서는 증폭되어 작용하기 때문에 터빈 베인(300)에서의 피로 파괴에 의한 균열은 주로 트레일링 에지(312)에서 발견된다.
따라서, 터빈 베인(300)의 트레일링 에지(312)에 집중되는 응력을 완화시킬 수 있는 방안이 마련된 필요가 있으며, 이에 대한 본 발명의 주요 구성이 도 3에 도시되어 있다.
도 3에 도시된 본 발명의 터빈 베인(300)은, 터빈 베인 에어포일(310)의 트레일링 에지(312)에 압력면(313)과 흡입면(314)의 양쪽을 반경 방향에 직교하는 방향으로 절개하는 컷백(320)이 형성되어 있다. 즉, 터빈 베인 에어포일(310)의 일부를 횡으로 절개하는 컷백(320)을 트레일링 에지(312)에 만들어 놓았다.
트레일링 에지(312)에 구비된 컷백(320)의 절개 홈은 터빈 베인 에어포일(310)의 트레일링 에지(312)에 유연성을 부여한다. 다시 말해, 연속적으로 연결된 트레일링 에지(312)의 일부분을 강도를 크게 약화시키지 않는 범위에서 조금 절개해놓음으로써, 컷백(320)을 경계로 하여 트레일링 에지(312)가 외력을 받았을 때 변형을 일으키지 않고 유연하게 움직일 수 있는 여력이 만들어진다. 따라서, 트레일링 에지(312)의 압력면(313)과 흡입면(314) 양쪽을 반경 방향에 직교하는 방향으로 절개한 컷백(320)은 트레일링 에지(312)에 응력이 집중되는 것을 완화하는 역할을 한다. 전술한 바와 같이, 트레일링 에지(312)는 강도가 가장 취약한 부분이므로, 컷백(320) 형성에 의한 응력 집중 완화는 터빈 베인(300)의 수명 향상에 큰 기여를 한다.
트레일링 에지(312)의 컷백(320) 형성은 다양한 형태로 실시될 수 있다. 도 4 및 도 5를 참조하여 설명하면, 트레일링 에지(312)에 유연성을 가능한 크게 부여한다는 측면에서 볼 때, 컷백(320)은 터빈 베인(300)의 플랫폼부(315) 또는 엔드월(316)에 인접한 영역에 위치하는 것이 바람직하다. 터빈 베인(300)의 구조에 있어서 플랫폼부(315)와 엔드월(316)은 강성이 충분히 높으므로, 플랫폼부(315)와 엔드월(316)에 근접하게 컷백(320)을 형성하면 잘 변형하지 않는 플랫폼부(315)와 엔드월(316)에 대해 상대적으로 강성이 낮은 트레일링 에지(312)가 유연하게 움직이는 성향이 강화된다.
트레일링 에지(312)의 컷백(320)은 터빈 베인(300)에 응력이 작용하는 양상에 따라 플랫폼부(315)나 엔드월(316)에 각각, 또는 플랫폼부(315)와 엔드월(316) 양측에 컷백(320)을 형성할 수 있다. 터빈 베인(300)은 터빈 섹션의 하우징 내주면에 원주방향을 따라 둥글게 배치되고 터빈 베인(300)의 자유단에 해당하는 엔드월(316)에 실링부재가 결합되어 있기 때문에, 터빈 베인(300)의 원주상 위치에 따라 트레일링 에지(312)에 작용하는 응력의 분포 양상은 다르게 나타난다.
이를 고려하여 각 터빈 베인(300)에서의 응력 분포에 따라 플랫폼부(315) 또는 엔드월(316) 어느 쪽에만 컷백(320)을 형성하는 것도 가능하지만, 각 터빈 베인(300)의 응력 분포를 일일이 계산하고 이에 맞춰 최적으로 컷백(320)을 형성하는 것은 비용 대비 효과가 크기 않고 부품 관리와 조립에 상당한 주의를 기울여야 하는 단점이 있으므로, 플랫폼부(315)와 엔드월(316) 양측에 컷백(320)을 형성하는 것이 현실적으로 유용하다.
그리고, 컷백(320)을 형성하여 트레일링 에지(312)에 작용하는 응력 집중을 더욱 효과적으로 완화하기 위해, 플랫폼부(315)와 터빈 베인 에어포일(310)의 트레일링 에지(312)를 연결하는 필렛부(318)의 경계, 그리고 엔드월(316)과 터빈 베인 에어포일(310)의 트레일링 에지(312)를 연결하는 필렛부(318)의 경계에 컷백(320)을 형성하는 것이 바람직하다. 플랫폼부(315)와 엔드월(316)에 대해 터빈 베인 에어포일(310)을 연결하는 부분에는 완만한 곡면 형태의 필렛부(318)를 형성하여 응력을 분산시키는 경우가 많다. 이런 경우 필렛부(318)에서는 응력이 잘 분산되지만 곡선의 필렛부(318)와 직선의 트레일링 에지(312)가 만나는 경계는 상대적으로 응력이 집중된다. 따라서, 도 4 및 도 5에 잘 나타나 있는 것처럼, 필렛부(318)와 트레일링 에지(312)의 경계에 컷백(320)을 형성하면 피로파괴 현상에 의한 균열 발생을 미연에 방지하는 효과를 얻을 수 있다.
나아가 트레일링 에지(312) 안쪽의 컷백(320) 단부를 추가 가공하여, 컷백(320)의 폭보다 더 넓게 확장된 홀(322)을 형성할 수도 있다. 컷백(320) 단부의 확장된 홀(322)은 컷백(320)을 따라 균열 발생이 진행하는 현상을 지연시키는 역할을 한다. 컷백(320) 단부의 확장된 홀(322)은 원형인 것이 적절한데, 원형의 홀(322)은 컷백(320) 단부에 집중된 응력을 사방으로 균일하게 분산함으로써 균열 진행을 더욱 효과적으로 지연시킨다.
이상과 같은 본 발명의 트레일링 에지(312)에 컷백(320)을 형성하는 기술은 신규로 터빈 베인(300)을 제작하는데 사용될 수 있을 뿐만 아니라 기존에 이미 사용되고 있는 터빈 베인(300)을 유지·보수하는데에도 적용할 수 있다는 것에 큰 장점이 있다. 즉, 터빈 베인(300)의 트레일링 에지(312)에 절삭 가공을 하여 컷백(320)을 만드는 것은 매우 쉬운 작업이고 별도의 추가 부품이나 설계 변경이 필요 없기 때문에, 본 발명을 유지·보수 단계에 적용하여 부품 재생률을 증대할 수 있다.
도 6은 터빈 베인(300)의 트레일링 에지(312)의 압력면(313)을 따라, 냉각 유체를 분출하는 복수의 냉각 슬롯(330)을 형성한 실시형태를 보여준다. 이 경우, 플랫폼부(315)와 엔드월6)에 인접 형성된 컷백(320) 안쪽으로 냉각 슬롯(330)을 배치함으로써 냉각 슬롯(330)에 응력이 강하게 작용하는 것을 완화할 수 있다. 즉, 양끝의 컷백(320)이 응력의 많은 부분을 부담함으로써 그 안쪽의 냉각 슬롯(330)을 응력으로부터 보호할 수 있다.
또한, 컷백(320)을 터빈 베인 에어포일(310) 내부의 공동부와 연통하도록 절개 형성하여 컷백(320)을 통해 냉각 유체가 토출되도록 함으로써, 컷백(320) 자체가 충분히 냉각되어 보다 오랫동안 컷백(320)의 기능이 발휘될 수 있도록 내구성을 향상하는 것도 가능하다.
이상, 본 발명의 일 실시예에 대하여 설명하였으나, 해당 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 특허청구범위에 기재된 본 발명의 사상으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서, 구성 요소의 부가, 변경, 삭제 또는 추가 등에 의해 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있을 것이다. 예를 들어, 압축기가 아닌 터빈의 블레이드를 도브테일 조인트 방식으로 결합할 때에도 본 발명이 적용될 수 있을 것이며, 이러한 수정, 변경 또한 본 발명의 권리범위 내에 포함된다고 할 것이다.
300: 터빈 베인 310: 터빈 베인 에어포일
311: 리딩 에지 312: 트레일링 에지
313: 압력면 314: 흡입면
315: 플랫폼부 316: 엔드월
318: 필렛부 320: 컷백
322: 홀 330: 냉각 슬롯

Claims (20)

  1. 리딩 에지, 트레일링 에지, 상기 리딩 에지와 트레이링 에지를 연결하는 압력면과 흡입면을 포함하는 익형 단면 형상을 가진 터빈 베인 에어포일이 플랫폼부로부터 엔드월까지 반경 방향으로 연장되어 있는 터빈 베인에 있어서,
    상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지에는 상기 압력면과 흡입면의 양쪽을 반경 방향에 직교하는 방향으로 절개하는 컷백이 형성되고, 상기 컷백의 절개 홈은 상기 트레일링 에지에 유연성을 부여하며,
    상기 컷백은 상기 플랫폼부 또는 상기 엔드월에 인접한 영역 중의 적어도 어느 하나의 영역에 위치하는 것을 특징으로 하는 터빈 베인.
  2. 삭제
  3. 삭제
  4. 제1항에 있어서,
    상기 컷백은 상기 플랫폼부와 상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지를 연결하는 필렛부의 경계, 또는 상기 엔드월과 상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지를 연결하는 필렛부의 경계에 위치하는 것을 특징으로 하는 터빈 베인.
  5. 제1항 또는 제4항에 있어서,
    상기 트레일링 에지 안쪽의 컷백 단부에는 상기 컷백의 폭보다 더 넓게 확장된 홀이 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 터빈 베인.
  6. 제5항에 있어서,
    상기 홀은 원형인 것을 특징으로 하는 터빈 베인.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 컷백은 상기 플랫폼부와 상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지를 연결하는 필렛부의 경계 및 상기 엔드월과 상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지를 연결하는 필렛부의 경계에 각각 위치하고, 상기 두 개의 컷백 사이에는 상기 터빈 베인 에어포일의 압력면쪽 트레일링 에지를 따라 복수의 냉각 슬롯이 형성되는 것을 특징으로 하는 터빈 베인.
  8. 제5항에 있어서,
    상기 컷백은 상기 터빈 베인 에어포일 내부의 공동부와 연통하고, 상기 컷백을 통해 냉각 유체가 토출되는 것을 특징으로 하는 터빈 베인.
  9. 리딩 에지, 트레일링 에지, 상기 리딩 에지와 트레이링 에지를 연결하는 압력면과 흡입면을 포함하는 익형 단면 형상을 가진 터빈 베인 에어포일이 플랫폼부로부터 엔드월까지 반경 방향으로 연장되어 있는 터빈 베인을 포함하고, 복수 개의 상기 터빈 베인이 터빈 하우징의 내면상에 원주방향을 따라 결합하는 터빈 베인 어셈블리에 있어서,
    상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지에는 상기 압력면과 흡입면의 양쪽을 반경 방향에 직교하는 방향으로 절개하는 컷백이 형성되고, 상기 컷백의 절개 홈은 상기 트레일링 에지에 유연성을 부여하며,
    상기 컷백은 상기 플랫폼부 또는 상기 엔드월에 인접한 영역 중의 적어도 어느 하나의 영역에 위치하는 것을 특징으로 하는 터빈 베인 어셈블리.
  10. 삭제
  11. 제9항에 있어서,
    상기 컷백은 상기 플랫폼부와 상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지를 연결하는 필렛부의 경계, 또는 상기 엔드월과 상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지를 연결하는 필렛부의 경계에 위치하는 것을 특징으로 하는 터빈 베인 어셈블리.
  12. 제9항 또는 제11항에 있어서,
    상기 트레일링 에지 안쪽의 컷백 단부에는 상기 컷백의 폭보다 더 넓게 확장된 원형의 홀이 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 터빈 베인 어셈블리.
  13. 제12항에 있어서,
    상기 컷백은 상기 플랫폼부와 상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지를 연결하는 필렛부의 경계 및 상기 엔드월과 상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지를 연결하는 필렛부의 경계에 각각 위치하고, 상기 두 개의 컷백 사이에는 상기 터빈 베인 에어포일의 압력면쪽 트레일링 에지를 따라 복수의 냉각 슬롯이 형성되는 것을 특징으로 하는 터빈 베인 어셈블리.
  14. 제12항에 있어서,
    상기 컷백은 상기 터빈 베인 에어포일 내부의 공동부와 연통하고, 상기 컷백을 통해 냉각 유체가 토출되는 것을 특징으로 하는 터빈 베인 어셈블리.
  15. 압축기에서 압축된 공기가 연료와 혼합되고 연소함으로써 팽창하는 고온의 연소 가스가 생성되는 연소기와, 상기 연소기에서 만들어진 상기 연소 가스를 공급받아 터빈 블레이드의 회전운동으로 변환하는 터빈을 포함하는 가스 터빈에 있어서,
    상기 터빈은 상기 터빈 블레이드를 향하는 연소 가스의 흐름 방향을 유도하는 터빈 베인을 포함하고,
    상기 터빈 베인은 리딩 에지, 트레일링 에지, 상기 리딩 에지와 트레이링 에지를 연결하는 압력면과 흡입면을 포함하는 익형 단면 형상을 가진 터빈 베인 에어포일이 플랫폼부로부터 엔드월까지 반경 방향으로 연장되어 있고,
    상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지에는 상기 압력면과 흡입면의 양쪽을 반경 방향에 직교하는 방향으로 절개하는 컷백이 형성되고, 상기 컷백의 절개 홈은 상기 트레일링 에지에 유연성을 부여하며,
    상기 컷백은 상기 플랫폼부 또는 상기 엔드월에 인접한 영역 중의 적어도 어느 하나의 영역에 위치하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
  16. 삭제
  17. 제15항에 있어서,
    상기 컷백은 상기 플랫폼부와 상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지를 연결하는 필렛부의 경계, 또는 상기 엔드월과 상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지를 연결하는 필렛부의 경계에 위치하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
  18. 제15항 또는 제17항에 있어서,
    상기 트레일링 에지 안쪽의 컷백 단부에는 상기 컷백의 폭보다 더 넓게 확장된 원형의 홀이 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
  19. 제18항에 있어서,
    상기 컷백은 상기 플랫폼부와 상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지를 연결하는 필렛부의 경계 및 상기 엔드월과 상기 터빈 베인 에어포일의 트레일링 에지를 연결하는 필렛부의 경계에 각각 위치하고, 상기 두 개의 컷백 사이에는 상기 터빈 베인 에어포일의 압력면쪽 트레일링 에지를 따라 복수의 냉각 슬롯이 형성되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
  20. 제18항에 있어서,
    상기 컷백은 상기 터빈 베인 에어포일 내부의 공동부와 연통하고, 상기 컷백을 통해 냉각 유체가 토출되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
KR1020180040779A 2018-04-09 2018-04-09 유연성이 향상된 터빈 베인 KR102048874B1 (ko)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020180040779A KR102048874B1 (ko) 2018-04-09 2018-04-09 유연성이 향상된 터빈 베인
US16/355,749 US10927678B2 (en) 2018-04-09 2019-03-17 Turbine vane having improved flexibility

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020180040779A KR102048874B1 (ko) 2018-04-09 2018-04-09 유연성이 향상된 터빈 베인

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20190117881A KR20190117881A (ko) 2019-10-17
KR102048874B1 true KR102048874B1 (ko) 2019-11-26

Family

ID=68097953

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020180040779A KR102048874B1 (ko) 2018-04-09 2018-04-09 유연성이 향상된 터빈 베인

Country Status (2)

Country Link
US (1) US10927678B2 (ko)
KR (1) KR102048874B1 (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11933192B2 (en) 2021-10-27 2024-03-19 Doosan Enerbility Co., Ltd. Turbine vane, and turbine and gas turbine including same

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3104636B1 (fr) * 2019-12-17 2023-01-13 Safran Aircraft Engines Secteur de stator a conception amelioree pour turbomachine d’aeronef

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000130103A (ja) * 1998-10-27 2000-05-09 Hitachi Ltd ガスタービン静翼構造及びその寿命管理方法
US20020119730A1 (en) * 2001-02-28 2002-08-29 Dean Gilbert Joseph Method of forming a trailing edge cutback for a turbine bucket

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS63248902A (ja) * 1987-04-03 1988-10-17 Hitachi Ltd ガスタ−ビン静翼
US6752594B2 (en) * 2002-02-07 2004-06-22 The Boeing Company Split blade frictional damper
EP1512489B1 (de) * 2003-09-05 2006-12-20 Siemens Aktiengesellschaft Schaufel einer Turbine
EP1525942A1 (de) * 2003-10-23 2005-04-27 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine und Laufschaufel für eine Strömungsmaschine
US6951447B2 (en) 2003-12-17 2005-10-04 United Technologies Corporation Turbine blade with trailing edge platform undercut
CA2503879A1 (en) * 2005-04-07 2006-10-07 General Electric Canada Stress relief grooves for francis turbine runner blades
US20080101938A1 (en) 2006-10-26 2008-05-01 General Electric Blade/disk dovetail backcut for blade/disk stress reduction (7FA, stage 1)
US7775769B1 (en) * 2007-05-24 2010-08-17 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil fillet region cooling
US8556584B2 (en) * 2011-02-03 2013-10-15 General Electric Company Rotating component of a turbine engine
US8951014B2 (en) 2011-03-15 2015-02-10 United Technologies Corporation Turbine blade with mate face cooling air flow
US20130089421A1 (en) 2011-10-05 2013-04-11 Jeffrey Howard Nussbaum Gas turbine engine airfoil tip recesses
CH705838A1 (de) * 2011-12-05 2013-06-14 Alstom Technology Ltd Abgasgehäuse für eine Gasturbine sowie Gasturbine mit einem Abgasgehäuse.
EP3034798B1 (en) 2014-12-18 2018-03-07 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine vane

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000130103A (ja) * 1998-10-27 2000-05-09 Hitachi Ltd ガスタービン静翼構造及びその寿命管理方法
US20020119730A1 (en) * 2001-02-28 2002-08-29 Dean Gilbert Joseph Method of forming a trailing edge cutback for a turbine bucket

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11933192B2 (en) 2021-10-27 2024-03-19 Doosan Enerbility Co., Ltd. Turbine vane, and turbine and gas turbine including same

Also Published As

Publication number Publication date
US20190309630A1 (en) 2019-10-10
US10927678B2 (en) 2021-02-23
KR20190117881A (ko) 2019-10-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7641446B2 (en) Turbine blade
EP3415719B1 (en) Turbomachine blade cooling structure
US20210254479A1 (en) Gas turbine
KR102021139B1 (ko) 스퀼러 팁을 구비한 터빈 블레이드
US10830082B2 (en) Systems including rotor blade tips and circumferentially grooved shrouds
US20190249553A1 (en) Gas turbine
KR102291801B1 (ko) 링 세그먼트 및 이를 포함하는 가스터빈
US20150204194A1 (en) Turbine rotor assemblies with improved slot cavities
KR20190122918A (ko) 이중 전방 경사각을 가진 필름 냉각 홀 구조
KR102048874B1 (ko) 유연성이 향상된 터빈 베인
KR20190000306A (ko) 터보 기계의 로터 블레이드
EP3412869B1 (en) Turbomachine rotor blade
US11415010B1 (en) Turbine nozzle and gas turbine including the same
US11655716B2 (en) Cooling structure for trailing edge of turbine blade
US20180230813A1 (en) Turbomachine Rotor Blade
US11242754B2 (en) Gas turbine disk
EP3015657A1 (en) Gas turbine nozzle vane segment
KR20190108552A (ko) 가스 터빈
KR102307578B1 (ko) 터빈 베인 및 이를 포함하는 터빈 베인 어셈블리
KR101985099B1 (ko) 가스 터빈
KR102363922B1 (ko) 터빈 베인, 그리고 이를 포함하는 터빈
KR102358606B1 (ko) 터빈 블레이드 및 상기 터빈 블레이드를 포함하는 가스 터빈
KR102307577B1 (ko) 터빈기관용 터빈 날개의 내부 냉각구조
US11299992B2 (en) Rotor blade damping structures
KR102358993B1 (ko) 터빈 베인 지지체 및 이를 포함하는 터빈 베인 어셈블리

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E90F Notification of reason for final refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant