KR102116503B1 - 날개요소 수리방법 및 블레이드 수리방법 - Google Patents

Abstract

본 발명은, 가스터빈의 내부에 설치되며 유체가 통과하는 날개요소를 수리하는 방법으로서, (A) 상기 날개요소에 보강부재를 부착하는 단계; (B) 상기 날개요소를 형틀의 내부에 배치하는 단계; (C) 가열장치를 이용하여, 상기 형틀 내부의 날개요소를 일 방향을 따라 순차적으로 용융시키는 단계; (D) 상기 날개요소에 함유된 산화물을 제거하는 단계; 및 (E) 냉각장치를 이용하여, 용융된 상기 날개요소를 응고시키는 단계를 포함하는 날개요소 수리방법 및 블레이드 수리방법을 제공한다.

Description

날개요소 수리방법 및 블레이드 수리방법{Method for repairing Wing element and method for repairing blade}

본 발명은 날개요소 수리방법 및 블레이드 수리방법에 관한 것으로, 더욱 상세하게는, 가스터빈의 내부에 설치되며 유체가 통과하는 날개요소를 수리하는 방법과, 날개요소 중 터빈 블레이드를 수리하는 방법에 관한 것이다.

일반적으로, 가스터빈은 압축기와 연소기와 터빈으로 구성된다. 압축기는 압축기 케이싱 내에 다수개의 압축기 베인과 압축기 블레이드가 교대로 배치된다. 그리고 압축기는 압축기 입구 스크롤 스트럿(Compressor inlet scroll strut)을 통해 외부의 공기를 흡입한다. 이렇게 흡입된 공기는 압축기의 내부를 통과하면서 상기 압축기 베인과 압축기 블레이드에 의해 압축된다.

연소기는 상기 압축기에서 압축된 압축공기를 공급받아 연료와 혼합시킨다. 또한 연소기는 압축공기와 혼합된 연료를 점화기로 점화하여 고온고압의 연소가스를 생성한다. 이와 같이 생성된 연소가스는 터빈으로 공급된다.

터빈은 터빈 케이싱 내에 복수개의 터빈 베인과 터빈 블레이드가 교대로 배치된다. 그리고 터빈은 연소기에서 생성된 연소가스를 공급받아 내부로 통과시킨다. 터빈의 내부를 통과하는 연소가스는 터빈 블레이드를 회전시키게 되고, 터빈의 내부를 완전히 통과하게 된 연소가스는 터빈 디퓨저를 통해 외부로 토출되게 된다.

이와 같은 가스터빈은, 4행정 기관의 피스톤과 같은 왕복운동 기구가 없기 때문에, 피스톤-실린더와 같은 상호 마찰부분이 없어 윤활유의 소비가 극히 적다. 따라서 가스터빈은, 왕복운동기계의 특징인 진폭이 대폭 감소되며, 고속운동이 가능하여 고용량의 전력을 생성할 수 있다는 장점이 있다.

한편, 압축기 베인, 압축기 블레이드, 터빈 베인, 터빈 블레이드는, 모두 유동하는 유체(압축공기 또는 연소가스)가 통과한다는 공통적인 특성이 있다. 따라서 압축기 베인, 압축기 블레이드, 터빈 베인, 터빈 블레이드는, 날개요소(Wing element)라는 명칭으로 포괄해서 정의될 수 있다.

종래의 날개요소 수리방법에 의하면, 날개요소는, 손상된 부위를 그라인더 등으로 갈아내고, 용접이나 브레이징을 통해 형상을 복원한 후, 다시 나머지 부분을 그라인더로 갈아내는 방식으로 수리된다. 이때, 이러한 종래의 날개요소 수리방법에 의하면, 날개요소의 특정 부위에 한정해서는 수리가 가능하나, 날개요소에 손상된 부위가 넓은 면적에 걸쳐서 다수개가 존재하는 경우 이에 대해서는 수리가 매우 어렵다는 문제가 있다.

또한, 종래의 날개요소 수리방법에 의하면, 최초에 날개요소가 단결정(Single crystal) 조직을 이루도록 제조되었다 하더라도, 이후 복원된 부위는 이러한 단결정 조직을 이루지 못한다는 문제가 있다.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위해 창출된 것으로서, 손상된 부위에 대한 수리가 용이하며, 복원된 부위가 최초 제조된 날개요소의 단결정 조직에 대응하여 단결정 조직을 이루게 하는 날개요소의 수리방법 및 블레이드의 수리방법을 제공하는 데 목적이 있다.

본 발명의 일 측면에 따른 날개요소의 수리방법은, 가스터빈의 내부에 설치되며 유체가 통과하는 날개요소를 수리하는 방법으로서, (A) 상기 날개요소에 보강부재를 부착하는 단계; (B) 상기 날개요소를 형틀의 내부에 배치하는 단계; (C) 가열장치를 이용하여, 상기 형틀 내부의 날개요소를 일 방향을 따라 순차적으로 용융시키는 단계; (D) 상기 날개요소에 함유된 산화물을 제거하는 단계; 및 (E) 냉각장치를 이용하여, 용융된 상기 날개요소를 응고시키는 단계를 포함한다.

상기 D 단계는, 상기 날개요소를 모두 용융한 후, 상기 날개요소의 상측으로 부유(Floating)되는 산화물을 제거한다.

상기 A 단계는, 상기 날개요소의 손상된 부위를 포함하도록 상기 보강부재를 상기 날개요소에 부착한다.

상기 날개요소의 수리방법은, 상기 A 단계 이후, 상기 날개요소의 부위 중 용융이 시작되는 부위에 단결정(Single crystal) 조직의 씨드부재를 부착하는 단계를 더 포함하며, 상기 C 단계는, 상기 일 방향을 따라 상기 날개요소를 용융시켜, 상기 날개요소의 결정 방향을 상기 씨드부재의 결정 방향을 따라 정렬시킨다.

상기 날개요소의 수리방법은, 상기 B 단계 이후, 상기 날개요소의 내부와, 상기 날개요소와 상기 형틀의 사이로, 세라믹 소재의 슬러리(Slurry)를 주입하여 응고시키는 단계를 더 포함한다.

상기 가열장치는, 상기 형틀의 외측에 배치되며, 상기 일 방향으로 정렬되는 지지부와, 상기 지지부에 설치되며, 상기 형틀 내부의 날개요소를 가열하는 가열부를 포함하며, 상기 C 단계는, 상기 지지부를 따라 상기 가열부를 상기 일 방향으로 이동시키면서, 상기 형틀 내부에 배치된 날개요소를 각 부위별로 순차적으로 용융시킨다.

상기 냉각장치는, 상기 가열장치에 의해 가열이 시작되는 상기 형틀의 부위에 설치되며, 상기 D 단계는, 상기 가열장치에 의해 상기 날개요소의 용융이 시작된 후, 상기 냉각장치를 작동시켜 용융된 상기 날개요소의 부위를 순차적으로 응고시킨다.

상기 D 단계는, 상기 일 방향과 평행한 상기 냉각장치의 중심축을 기준으로 하여 상기 냉각장치를 자전시킨다.

본 발명의 다른 측면에 의하면, 가스터빈의 내부에 설치되며, 가스터빈의 연소기로부터 공급받은 연소가스에 의해 회전하고, 에어포일과, 상기 에어포일이 안착되는 플랫폼과, 상기 플랫폼의 저면에 설치되는 루트부재를 포함하는 블레이드를 수리하는 방법으로서, (A) 상기 블레이드에 보강부재를 부착하는 단계; (B) 상기 블레이드를 형틀의 내부에 배치하는 단계; (C) 가열장치를 이용하여, 상기 형틀 내부의 블레이드를 일 방향을 따라 순차적으로 용융시키는 단계; (D) 상기 블레이드에 함유된 산화물을 제거하는 단계; 및 (E) 냉각장치를 이용하여, 용융된 상기 블레이드를 응고시키는 단계를 포함하는 블레이드의 수리방법을 제공한다.

상기 D 단계는, 상기 블레이드를 모두 용융한 후, 상기 블레이드의 상측으로 부유(Floating)되는 산화물을 제거한다.

상기 A 단계는, 상기 블레이드의 손상된 부위를 포함하도록 상기 보강부재를 상기 블레이드에 부착한다.

상기 블레이드의 수리방법은, 상기 A 단계 이후, 상기 블레이드의 에어포일 단부에 단결정(Single crystal) 조직의 씨드부재를 부착하는 단계를 더 포함하며, 상기 C 단계는, 상기 블레이드의 에어포일 단부로부터 상기 일 방향을 따라 상기 블레이드를 용융시켜, 상기 블레이드의 결정 방향을 상기 씨드부재의 결정 방향을 따라 정렬시킨다.

상기 블레이드의 수리방법은, 상기 B 단계 이후, 상기 블레이드의 내부와, 상기 블레이드와 상기 형틀의 사이로, 세라믹 소재의 슬러리(Slurry)를 주입하여 응고시키는 단계를 더 포함한다.

상기 가열장치는, 상기 형틀의 외측에 배치되며, 상기 일 방향으로 정렬되는 지지부와, 상기 지지부에 설치되며, 상기 형틀 내부의 블레이드를 가열하는 가열부를 포함하며, 상기 B 단계는, 상기 블레이드의 에어포일 단부가 상기 형틀의 하측을 향하도록 배치하고, 상기 C 단계는, 상기 지지부를 따라 상기 가열부를 상기 형틀의 하측에서 상측으로 이동시키면서, 상기 형틀 내부에 배치된 블레이드를 각 부위별로 순차적으로 용융시킨다.

상기 B 단계는, 상기 블레이드의 에어포일 단부가 상기 형틀의 하측을 향하도록 배치하며, 상기 D 단계는, 상기 냉각장치를 상기 형틀의 하측에 배치하고, 상기 가열장치에 의해 상기 블레이드의 용융이 시작된 후, 상기 냉각장치를 작동시켜 용융된 상기 블레이드의 부위를 순차적으로 응고시킨다.

상기 D 단계는, 상기 일 방향과 평행한 상기 냉각장치의 중심축을 기준으로 하여 상기 냉각장치를 자전시킨다.

본 발명에 따른 날개요소의 수리방법에 의하면, 날개요소의 손상된 부위를 포함하도록 날개요소에 보강부재를 부착하고, 날개요소를 형틀의 내부에 배치한 후 날개요소를 용융 및 응고시킴으로써, 날개요소에 넓은 면적에 걸쳐서 다수개의 손상된 부위가 존재하더라도 한 번에 날개요소의 형상을 복원시킬 수 있다.

또한 본 발명에 따른 날개요소의 수리방법에 의하면, 보강부재가 부착된 날개요소를 일 방향을 따라 순차적으로 용융시킨 후 응고시킴으로써, 손상되어 복원된 부위를 포함하여 날개요소의 모든 부위가 실시자가 목적했던 단결정 조직을 갖도록 할 수 있다.

도 1은 가스터빈을 도시한 도면이다.
도 2는 도 1에 도시된 날개요소 중 터빈 블레이드를 도시한 도면이다.
도 3은 본 발명에 따른 날개요소의 수리방법에 관한 흐름도이다.
도 4는 도 2에 도시된 날개요소(터빈 블레이드)에 보강부재와 씨드부재가 부착된 모습을 도시한 도면이다.
도 5는 도 4에 도시된 날개요소(터빈 블레이드)를 형틀 내부에 배치시킨 모습을 도시한 것으로서, 본 발명의 제1실시예를 도시한 도면이다.
도 6은 도 4에 도시된 날개요소(터빈 블레이드)를 형틀 내부에 배치시킨 모습을 도시한 것으로서, 본 발명의 제2실시예를 도시한 도면이다.

본 발명은 도면에 도시된 실시예를 참고로 설명되었으나 이는 예시적인 것에 불과하며, 본 기술 분야의 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 다른 실시예가 가능하다는 점을 이해할 것이다. 따라서 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 청구범위의 기술적 사상에 의하여 정해져야 할 것이다.

이하, 본 발명에 따른 날개요소의 수리방법을 설명하기에 앞서, 가스터빈에 관해 상세히 설명하도록 한다.

도 1을 참조하면, 가스터빈(1000)은 압축기(1100), 연소기(1200) 및 터빈(1300)을 포함한다. 기체(압축공기 또는 연소가스)의 유동방향을 기준으로 하였을 때, 가스터빈(1000)의 상류 측에는 압축기(1100)가 배치되고 하류 측에는 터빈(1300)이 배치된다. 그리고 압축기(1100)와 터빈(1300) 사이에는 연소기(1200)가 배치된다.

압축기(1100)는 압축기 케이싱 내부에 압축기 베인(1120)과 압축기 로터를 수용하며, 터빈(1300)은 터빈 케이싱 내부에 터빈 베인(1320)과 터빈 로터를 수용한다. 이러한 압축기 베인(1120)과 압축기 로터는 압축공기의 유동방향을 따라 다단(Multi-stage)으로 배치되며, 터빈 베인(1320)과 터빈 로터 역시 연소가스의 유동방향을 따라 다단으로 배치된다. 이때, 압축기(1100)는 흡입된 공기가 압축될 수 있게 전단(Front-stage)에서 후단(Rear-stage) 측으로 갈수록 내부공간이 줄어들며, 반대로 터빈(1300)은 연소기(1200)로부터 공급받은 연소가스가 팽창될 수 있게 전단에서 후단 측으로 갈수록 내부공간이 커지는 구조로 설계된다.

한편, 압축기의 최후단부 측에 위치한 압축기 로터와, 터빈의 최전단부 측에 위치한 터빈 로터 사이에는, 터빈에서 발생된 회전토크를 상기 압축기로 전달하는 토크 전달부재로서의 토크튜브가 배치된다. 상기 토크튜브는 도 1에 도시된 바와 같이 총 3개의 단으로 이루어지는 복수개의 토크튜브 디스크로 구성될 수 있으나, 이는 본 발명의 여러 실시예 중 하나에 불과하며, 상기 토크튜브는 4개 이상의 단 또는 2개 이하의 단으로 이루어지는 복수개의 토크튜브 디스크로 구성될 수도 있다.

상기 압축기 로터는, 압축기 디스크와 압축기 블레이드(1110)를 포함한다. 상기 압축기 케이싱의 내부에는 복수개(예를 들어 14매)의 압축기 디스크가 구비되고, 상기 각각의 압축기 디스크들은 타이로드에 의해서 축 방향으로 이격되지 않도록 체결된다. 더욱 상세하게는, 상기 각각의 압축기 디스크는 중심부가 상기 타이로드에 의해 관통한 상태로 서로 축 방향을 따라서 정렬된다. 그리고 인접하는 각각의 압축기 디스크는 대향하는 면이 상기 타이로드에 의해 압착되어, 서로 상대적인 회전을 할 수 없도록 배치된다.

상기 압축기 디스크의 외주면에는 복수개의 압축기 블레이드가 방사상으로 결합된다. 또한, 상기 압축기 블레이드(1110)의 사이에는, 동일한 단(Stage)을 기준으로 하였을 때 상기 압축기 케이싱의 내주면에 환상으로 설치되는 복수개의 압축기 베인(1120)이 각각 배치된다. 상기 압축기 베인(1120)은 상기 압축기 디스크와는 달리 회전하지 않도록 고정된 상태를 유지하며, 압축기 블레이드(1110)를 통과한 압축공기의 흐름을 정렬하여 하류 측에 위치하는 압축기 블레이드(1110)로 압축공기를 안내하는 역할을 한다. 이때, 상기 압축기 케이싱과 압축기 베인(1120)은, 상기 압축기 로터와 구분하기 위하여, 압축기 스테이터라는 포괄적인 명칭으로 정의될 수 있다.

상기 타이로드는 상기 복수개의 압축기 디스크와, 후술할 터빈 디스크의 중심부를 관통하도록 배치되며, 일 측 단부는 압축기의 최전단부 측에 위치한 압축기 디스크 내에 체결되고, 타 측 단부는 고정 너트에 의해 체결된다.

상기 타이로드의 형태는 가스터빈에 따라 다양한 구조로 이뤄질 수 있으므로, 반드시 도 1에 제시된 형태로 한정될 것은 아니다. 즉, 도시된 바와 같이 하나의 타이로드가 압축기 디스크와 터빈 디스크의 중앙부를 관통하는 형태를 가질 수도 있고, 복수개의 타이로드가 원주상으로 배치되는 형태를 가질 수도 있으며, 이들의 혼용도 가능하다.

도시되지는 않았으나, 가스터빈의 압축기에는 유체의 압력을 높이고 난 후 연소기 입구로 들어가는 유체의 유동각을 설계 유동각으로 맞추기 위하여 안내깃 역할을 하는 디스월러(Desworler)가 설치될 수 있다.

상기 연소기(1200)에서는 유입된 압축공기를 연료와 혼합, 연소시켜 높은 에너지의 고온, 고압 연소가스를 만들어 내며, 등압연소과정으로 연소기 및 터빈부품이 견딜 수 있는 내열한도까지 연소가스의 온도를 높이게 된다.

가스터빈의 연소시스템을 구성하는 연소기는 셀(Cell) 형태로 형성되는 연소기 케이싱 내에 다수가 배열될 수 있으며, 연료를 분사하는 노즐과, 연소실을 형성하는 라이너(Liner), 그리고 연소기와 터빈의 연결부가 되는 트랜지션피스(Transition piece)를 포함한다.

구체적으로, 상기 라이너는 연료노즐에 의해 분사되는 연료가 압축기의 압축공기와 혼합되어 연소되는 연소공간을 제공한다. 이러한 라이너는, 공기와 혼합된 연료가 연소되는 연소공간을 제공하는 연소챔버와, 상기 연소챔버를 감싸면서 환형공간을 이루는 라이너 환형유로가 형성된다. 또한 라이너의 전단에는 연료를 분사하는 노즐이 결합되며, 측벽에는 점화기가 결합된다.

상기 라이너 환형유로에는, 라이너의 외벽에 마련되는 다수개의 홀(Hole)을 통해 유입된 압축공기가 유동하며, 후술할 트랜지션피스를 냉각시킨 압축공기 역시 이를 통해 유동한다. 이렇듯 압축공기가 라이너의 외벽부를 따라 유동함으로써, 상기 연소챔버에서 연료의 연소에 의해 발생되는 열에 의해 라이너가 열 손상을 입는 것을 방지할 수 있다.

라이너의 후단에는, 점화플러그에 의해 연소되는 연소가스를 터빈 측으로 보낼 수 있도록 트랜지션피스가 연결된다. 상기 라이너와 마찬가지로, 상기 트랜지션피스는, 상기 트랜지션피스의 내부 공간을 감싸는 트랜지션피스 환형유로가 형성되며, 연소가스의 높은 온도에 의한 파손이 방지되도록 상기 트랜지션피스 환형유로를 따라 흐르는 압축공기에 의해 외벽부가 냉각된다.

한편, 상기 연소기에서 나온 고온, 고압의 연소가스는 상술한 터빈(1300)으로 공급된다. 터빈(1300)으로 공급된 고온 고압의 연소가스는 터빈(1300)의 내부를 통과하면서 팽창하게 되고, 그에 따라 후술할 터빈 블레이드(1310)에 충동 및 반동력을 가하여 회전토크가 발생되도록 한다. 이렇게 얻어진 회전토크는 상술한 토크튜브를 거쳐 압축기로 전달되고, 압축기 구동에 필요한 동력을 초과하는 부분은 발전기 등을 구동하는데 쓰이게 된다.

상기 터빈(1300)은 기본적으로는 압축기(1100)의 구조와 유사하다. 즉, 상기 터빈(1300)에도 압축기(1100)의 압축기 로터와 유사한 복수개의 터빈 로터가 구비된다. 따라서 상기 터빈 로터 역시, 터빈 디스크와, 이로부터 방사상으로 배치되는 복수개의 터빈 블레이드(1310)를 포함한다. 상기 터빈 블레이드(1310)의 사이에도, 동일한 단을 기준으로 하였을 때 상기 터빈 케이싱에 환상으로 설치되는 복수개의 터빈 베인(1320)이 구비되며, 상기 터빈 베인(1320)은 터빈 블레이드(1310)를 통과한 연소가스의 유동방향을 가이드하게 된다. 이때, 상기 터빈 케이싱과 터빈 베인(1320) 역시, 상기 터빈 로터와 구분하기 위하여, 터빈 스테이터라는 포괄적인 명칭으로 정의될 수 있다.

그리고 상기 압축기 블레이드(1110), 압축기 베인(1120), 터빈 블레이드(1310), 터빈 베인(1320)은 모두 유동하는 유체(압축공기 또는 연소가스)가 통과된다는 공통적인 특징을 갖는다. 따라서 상기 압축기 블레이드(1110), 압축기 베인(1120), 터빈 블레이드(1310), 터빈 베인(1320)은, 모두 날개요소(Wing element)라는 포괄적인 명칭으로 정의될 수 있다.

한편, 터빈 디스크는 원판 형상으로서 그 외주면에 복수개의 터빈 디스크 슬롯이 형성된다. 도 2를 참조하면, 터빈 블레이드(1310)는 상기 터빈 디스크의 반경방향 외측에 설치되는 것으로서, 상기 터빈 디스크 슬롯에 삽입되는 루트부재(1313)와, 상기 루트부재(1313)의 반경방향 외측에 결합되는 플랫폼(1312;Platform)과, 상기 플랫폼(1312)의 반경방향 외측에 결합되어 연소가스에 의해 회전하는 에어포일(1311;Airfoil)을 포함한다.

상기 플랫폼(1312)은 상기 에어포일(1311)을 상기 루트부재(1313)에 고정시킨다. 또한, 상기 플랫폼(1312)은 이웃한 플랫폼(1312)과 그 측면이 서로 접하여 터빈 블레이드(1310)들 사이의 간격을 유지시키는 역할을 한다. 이때, 도 2에서는 상기 플랫폼(1312)이 평면 형상인 것으로 도시되어 있으나, 이는 본 발명의 일 실시예에 불과하며, 상기 플랫폼(1312)의 형상은 다양하게 형성될 수 있다.

상기 플랫폼(1312)의 저면에는 상기 디스크 슬롯에 체결되는 루트부재(1313)가 구비된다. 상기 루트부재(1313)는, 상기 디스크 슬롯에 형성된 굴곡면의 형태와 상응하도록 형성되는데, 이는 상용되는 가스터빈의 필요 구조에 따라 선택될 수 있으며, 통상적으로 알려진 도브테일 또는 전나무 형태(Fir-tree)를 가질 수 있다.

상기 루트부재(1313)의 체결방식은, 상기 터빈 디스크 슬롯에 상기 터빈 디스크의 외주면의 접선 방향을 따라 삽입되는 탄젠셜 타입(tangential type)과, 상기 터빈 디스크 슬롯에 상기 터빈 디스크의 축방향을 따라서 삽입되는 액셜 타입(axial type)이 있다. 경우에 따라서는, 상기 형태 외의 다른 체결장치, 예를 들어 키 또는 볼트 등의 고정구를 이용하여 상기 터빈 블레이드(1310)를 터빈 디스크에 체결할 수 있다.

상기 플랫폼(1312)의 상부면에는 에어포일(1311)이 구비된다. 상기 에어포일(1311)은 가스터빈의 사양에 따라 최적화된 익형을 갖도록 형성되고, 연소가스의 흐름 방향을 기준으로 상류 측에 배치되는 리딩 엣지(Leading edge)와 하류 측에 배치되는 트레일링 엣지(Trailing edge)를 갖는다.

여기서, 상기 압축기 블레이드와는 달리, 터빈 블레이드(1310)는 고온 고압의 연소가스와 직접 접촉하게 된다. 연소가스의 온도는 1700℃에 달할 정도의 고온이기 때문에 냉각수단을 필요로 하게 된다. 이를 위해서, 상기 압축기의 일부 개소에서 압축된 공기를 추기하여 상기 터빈 블레이드(1310)로 공급하는 추기유로를 갖게 된다.

상기 추기유로는 상기 케이싱 외부에서 연장되거나(외부 유로), 상기 압축기 디스크의 내부를 관통하여 연장될 수 있고(내부 유로), 상기 외부 및 내부 유로를 모두 사용할 수도 있다. 도 2에서, 상기 에어포일의 표면에는 다수의 필름쿨링홀(Film cooling hole)이 형성되는데, 상기 필름쿨링홀들은 상기 에어포일의 내부에 형성되는 냉각유로(미도시)와 연통되어 압축공기를 상기 에어포일의 표면에 공급하는 역할을 하게 된다.

이하부터는, 도 3 내지 도 5를 참조하여 본 발명의 제1실시예에 따른 날개요소의 수리방법에 대해 상세히 설명하도록 한다.

본 발명에 따른 날개요소의 수리방법은, 우선 도 4에 도시된 바와 같이 날개요소에 보강부재(10)를 부착하는 것으로 시작된다(A 단계). 상기 보강부재(10)는, 상기 날개요소에서 손상된 부위를 보충하기 위한 것이다. 따라서 상기 보강부재(10)는, 상기 날개요소의 손상된 부위를 포함하도록, 상기 날개요소에 부착될 수 있다.

이외에도, 상기 보강부재(10)는, 추후 상기 날개요소가 용융된 후 응고되어 제조공정이 최종적으로 완료되었을 때의 상기 날개요소의 부피의 감소분을 보충하기 위한 것에 해당하기도 한다. 추후 설명될 상기 날개요소의 용융 과정 이후, 상기 날개요소에 포함된 산화물은 외부로 제거된다. 이외에도 다양한 요인들에 의해, 상기 날개요소는 최초 설계된 부피에 비해 감소될 수 있다. 따라서 상기 보강부재(10)는, 상기 날개요소가 용융된 후 응고될 때 원래 목적했던 부피보다 감소되는 것을 방지하기 위해 구비된다고 할 수 있다. 한편, 상기 날개요소가 터빈 블레이드(1310;이하, ‘블레이드’라 한다)인 경우, 이러한 상기 보강부재(10)의 목적을 달성하기 위하여, 상기 보강부재(10)는, 상기 날개요소의 손상된 부위는 물론, 상기 블레이드(1310)의 플랫폼(1312)과 루트부재(1313)에도 부착될 수 있다.

상기 날개요소에는, 상기 보강부재(10)와 함께 씨드부재(20)도 부착된다. 상기 씨드부재(20)는, 단결정(Single crystal) 조직을 이루는 것으로서, 상기 날개요소의 부위 중 용융이 시작되는 부위에 부착된다. 단결정 조직이란, 결정 전체가 일정한 결정축을 따라 규칙적으로 생성된 고체를 의미한다. 이러한 단결정 조직은, 압전기, 복굴절 등 비등방성을 나타내며, 강도, 크립(Creep), 열내구성 등 여러 부분에 있어서 물성이 우수한 성질을 갖는다. 상기 씨드부재(20)는, 추후 설명될 상기 날개요소의 용융 과정에서, 상기 날개요소를 단결정 조직으로 형성하기 위해 구비되는 구성이다.

도 5를 참조하면, 상기 날개요소에 상기 보강부재(10) 및 씨드부재(20)가 부착된 이후, 상기 날개요소는 형틀(30)의 내부에 배치된다(B 단계). 이때, 상기 날개요소가 블레이드(1310)인 경우, 상기 블레이드(1310)의 에어포일(1311)의 단부가 상기 형틀(30)의 하측을 향하도록 배치된다. 이렇게 상기 날개요소가 상기 형틀(30)의 내부에 배치된 이후에는, 상기 날개요소의 내부와, 상기 날개요소의 외부(즉, 상기 날개요소와 상기 형틀(30)의 사이)로 각각 세라믹 소재의 슬러리(Slurry)가 주입된 후 응고된다.

상기 A 단계에서 가성형된 날개요소의 외형과, 상기 형틀(30)의 내부 형상은, 서로 완전히 접하도록 형성되지 않을 수 있다. 즉, 상기 A 단계에서 가성형된 날개요소가 상기 형틀(30)의 내부에 배치된다고 하더라도, 상기 날개요소와 상기 형틀(30)의 내면 사이에는 틈이 발생될 수 있다. 따라서 이러한 틈을 채우기 위하여, 상기 날개요소의 외부로 슬러리가 주입된다고 할 수 있다.

또한, 상기 날개요소의 내부에는 냉각 기타 목적을 위하여 유로가 형성된다. 따라서 추후에 설명될 용융 및 응고 과정 이후에도 이러한 유로가 상기 날개요소의 내부에 그대로 존재하도록, 상기 날개요소의 내부로도 역시 슬러리가 공급된다. 이렇게 상기 날개요소의 내부로 공급된 슬러리는, 상기 날개요소의 외부로 공급된 슬러리와 연결되어 응고된다. 그리고 추후 상기 날개요소가 용융될 시에도 슬러리는 응고된 상태를 유지하여, 상기 날개요소가 응고된 후에도 상기 날개요소의 내부에 유로가 유지되도록 한다.

상기 날개요소의 내부 및 외부로 슬러리가 주입된 이후에는, 상기 형틀(30)의 외부에 설치된 가열장치(100)를 이용하여, 상기 형틀 내부(30)에 배치된 상기 날개요소를 일 방향(D)을 따라 순차적으로 용융시킨다(C 단계). 상기 가열장치(100)는, 지지부(110) 및 가열부(120)를 포함한다. 상기 지지부(110)는, 봉 형상으로 형성되는 것으로서, 상기 형틀(30)의 외측에서 상기 형틀(30)의 길이방향을 따라 배치된다.

상기 가열부(120)는, 상기 지지부(110)에 설치되어 상기 형틀(30) 내부의 날개요소를 가열한다. 이때, 상기 가열부(120)는, 상기 형틀(30)의 둘레방향을 따라 상기 형틀(30)의 외부를 둘러싸는 형상으로 형성되되, 높이가 상기 형틀(30)의 높이보다는 작은 형상으로 형성된다. 그리고 상기 가열부(120)는, 상기 일 방향(D)을 따라 이동하면서, 상기 형틀(30) 내부의 날개요소의 각 부위를 순차적으로 가열한다.

여기서, 상기 일 방향(D)은, 상기 형틀(30)의 하부에서 상부로 향하는 방향, 즉 상기 지지부(110)의 길이 방향 또는 상기 형틀(30)의 길이 방향이다. 상기 날개요소가 블레이드(1310)인 경우, 상기 일 방향(D)은, 상기 블레이드(1310)의 에어포일(1311)의 단부에서 상기 블레이드(1310)의 루트부재(1313)의 단부를 향하는 방향이 된다.

상기 가열부(120)가 상기 일 방향(D)을 따라 이동하면서 상기 날개요소를 용융시킨 후, 추후 설명될 응고 과정에 의해 상기 날개요소가 응고되는 경우, 상기 날개요소의 결정 방향은 상기 날개요소의 용융이 시작된 지점에 존재하는 상기 씨드부재(20)의 결정 방향과 일치하게 정렬된다. 따라서 본 발명에 따른 날개요소의 수리방법에 의하면, 날개요소의 복원된 부위가 날개요소의 다른 부위와 함께 전체적으로 동일한 단결정 조직을 이루도록 할 수 있다.

또한, 본 발명에 따른 날개요소의 수리방법과 같이, 상기 보강부재(10)를 상기 날개요소에 부착한 후, 상기 가열장치(100)를 이용하여 상기 날개요소를 상기 일 방향(D)을 따라 용융 및 응고시키는 경우, 종래에 날개요소의 손상 부위를 그라인더로 갈아내고, 용접이나 브레이징을 이용하여 형상을 복원한 후 다시 나머지 부분을 그라인더로 갈아내는 방식으로 날개요소의 손상 부위를 수리하던 것에 비하여, 넓은 면적에 걸쳐서 다수개의 손상 부위가 존재하는 날개요소에 대해서도 보다 용이하게 수리작업을 실시할 수 있다. 따라서 본 발명에 따른 날개요소의 수리방법에 의하면, 전체 수리작업에 소요되는 시간과 비용을 절감할 수 있다.

한편, 상기 날개요소는, 상기 가스터빈(1000)의 내부에서 설치되어 사용되어짐에 따라, 상기 가스터빈(1000)의 내부로 유입된 공기에 함유된 산소와 반응하여 상기 날개요소의 표면 등에 산화물이 생성된다. 그리고 상기 C 단계에서, 상기 가열장치(1000)가 상기 일 방향(D)을 따라 상기 날개요소를 순차적으로 용융시키는 경우, 상기 날개요소에 함유되어있던 산화물은 상기 날개요소의 상측으로 부유(Floating)된다. 이렇듯 상기 날개요소의 상측으로 부유된 산화물은 외부로 제거되게 된다(D 단계).

이후, 냉각장치(200)는 상기 C 단계에서 용융된 상기 날개요소를 응고시킨다(E 단계). 상기 냉각장치(200)는, 상기 형틀(30)의 외부에 배치된다. 그리고 상기 냉각장치(200)는, 용융된 상기 날개요소를, 상기 일 방향(D)을 따라 순차적으로 냉각시켜 응고시킨다. 이 경우, 상기 날개요소는 상기 씨드부재(20)의 결정 방향에 따라 정렬되어, 단결정 조직을 이루게 된다.

이하부터는, 도 6을 참조하여 본 발명의 제2실시예에 따른 날개요소 수리방법에 대해 상세히 설명하도록 한다. 이때, 본 발명의 제2실시예는, 본 발명의 제1실시예와 차이가 있는 상기 E 단계에 대해서만 중점적으로 서술하도록 한다.

도 6을 참조하면, 상기 냉각장치(200)는, 상기 가열장치(100)에 의해 가열이 시작되는 상기 형틀(30)의 부위, 즉 상기 형틀(30)의 하측에 설치된다. 그리고 상기 냉각장치(200)는, 상기 가열장치(200)에 의해 상기 일 방향(D)을 따라 상기 날개요소의 용융이 시작된 후, 먼저 용융된 상기 날개요소의 하부부터 상기 일 방향(D)을 따라 상기 날개요소의 각 부위를 순차적으로 냉각시킨다.

이때, 상기 냉각장치(200)는, 도 6에 도시된 바와 같이, 상기 형틀(30)의 하부 측 부분이 원판 형상으로 형성될 수 있다. 그리고 상기 냉각장치(200)는, 상기 일 방향(D)과 평행을 이루는 상기 냉각장치(200)의 중심축을 기준으로 하여, 즉 상기 형틀(30)의 길이방향 또는 상기 날개요소의 길이방향과 평행을 이루는 상기 냉각장치(200)의 중심축을 기준으로 하여, 회전할 수 있다. 이 경우, 상기 날개요소의 하부는 골고루 냉각되며, 상기 날개요소의 다른 부위도 역시 순차적으로 골고루 냉각되게 된다.

따라서 본 발명에 따른 날개요소의 수리방법에 의하면, 용융된 상기 냉각요소를 상기 일 방향(D)을 따라 보다 효과적으로 응고시킬 수 있게 되며, 단순히 손상된 부위를 원래 설계했던 형상대로 복원시키는 것에 더하여, 수리된 이후의 날개요소가 보다 향상된 물성을 나타내도록 할 수 있다.

이상에서 살펴 본 바와 같이, 본 발명에 따른 날개요소의 수리방법에 의하면, 날개요소의 손상된 부위를 포함하도록 날개요소에 보강부재(10)를 부착하고, 날개요소를 형틀(30)의 내부에 배치한 후 날개요소를 용융 및 응고시킴으로써, 날개요소에 넓은 면적에 걸쳐서 다수개의 손상된 부위가 존재하더라도 한 번에 날개요소의 형상을 복원시킬 수 있다. 또한 본 발명에 따른 날개요소의 수리방법에 의하면, 보강부재(10)가 부착된 날개요소를 일 방향을 따라 순차적으로 용융시킨 후 응고시킴으로써, 손상되어 복원된 부위를 포함하여 날개요소의 모든 부위가 실시자가 목적했던 단결정 조직을 갖도록 할 수 있다.

10 : 보강부재 20 : 씨드부재
30 : 형틀 100 : 가열장치
200 : 냉각장치 1000 : 가스터빈
1110,1120,1310,1320 : 날개요소 1310 : 터빈 블레이드

Claims (16)

1. 가스터빈의 내부에 설치되며 유체가 통과하는 날개요소를 수리하는 방법에 있어서,
   (A) 상기 날개요소에 보강부재를 부착하는 단계;
   (B) 상기 날개요소를 형틀의 내부에 배치하는 단계;
   (C) 가열장치를 이용하여, 상기 형틀 내부의 날개요소를 일 방향을 따라 순차적으로 용융시키는 단계;
   (D) 상기 날개요소에 함유된 산화물을 제거하는 단계; 및
   (E) 냉각장치를 이용하여, 용융된 상기 날개요소를 응고시키는 단계를 포함하되,
   상기 A 단계는, 상기 날개요소의 손상된 부위를 포함하도록 상기 보강부재를 상기 날개요소에 부착하는 날개요소 수리방법.
2. 청구항 1에 있어서,
   상기 D 단계는, 상기 날개요소를 모두 용융한 후, 상기 날개요소의 상측으로 부유(Floating)되는 산화물을 제거하는 날개요소 수리방법.
3. 삭제
4. 청구항 1에 있어서,
   상기 A 단계 이후, 상기 날개요소의 부위 중 용융이 시작되는 부위에 단결정(Single crystal) 조직의 씨드부재를 부착하는 단계를 더 포함하며,
   상기 C 단계는, 상기 일 방향을 따라 상기 날개요소를 용융시켜, 상기 날개요소의 결정 방향을 상기 씨드부재의 결정 방향을 따라 정렬시키는 날개요소 수리방법.
5. 청구항 1에 있어서,
   상기 B 단계 이후, 상기 날개요소의 내부와, 상기 날개요소와 상기 형틀의 사이로, 세라믹 소재의 슬러리(Slurry)를 주입하여 응고시키는 단계를 더 포함하는 날개요소 수리방법.
6. 청구항 1에 있어서,
   상기 가열장치는,
   상기 형틀의 외측에 배치되며, 상기 일 방향으로 정렬되는 지지부와,
   상기 지지부에 설치되며, 상기 형틀 내부의 날개요소를 가열하는 가열부를 포함하며,
   상기 C 단계는, 상기 지지부를 따라 상기 가열부를 상기 일 방향으로 이동시키면서, 상기 형틀 내부에 배치된 날개요소를 각 부위별로 순차적으로 용융시키는 날개요소 수리방법.
7. 청구항 1에 있어서,
   상기 냉각장치는, 상기 가열장치에 의해 가열이 시작되는 상기 형틀의 부위에 설치되며,
   상기 D 단계는, 상기 가열장치에 의해 상기 날개요소의 용융이 시작된 후, 상기 냉각장치를 작동시켜 용융된 상기 날개요소의 부위를 순차적으로 응고시키는 날개요소 수리방법.
8. 청구항 7에 있어서,
   상기 D 단계는, 상기 일 방향과 평행한 상기 냉각장치의 중심축을 기준으로 하여 상기 냉각장치를 자전시키는 날개요소 수리방법.
9. 가스터빈의 내부에 설치되며, 가스터빈의 연소기로부터 공급받은 연소가스에 의해 회전하고, 에어포일과, 상기 에어포일이 안착되는 플랫폼과, 상기 플랫폼의 저면에 설치되는 루트부재를 포함하는 블레이드를 수리하는 방법에 있어서,
   (A) 상기 블레이드에 보강부재를 부착하는 단계;
   (B) 상기 블레이드를 형틀의 내부에 배치하는 단계;
   (C) 가열장치를 이용하여, 상기 형틀 내부의 블레이드를 일 방향을 따라 순차적으로 용융시키는 단계;
   (D) 상기 블레이드에 함유된 산화물을 제거하는 단계; 및
   (E) 냉각장치를 이용하여, 용융된 상기 블레이드를 응고시키는 단계를 포함하되,
   상기 A 단계는, 상기 블레이드의 손상된 부위를 포함하도록 상기 보강부재를 상기 블레이드에 부착하는 블레이드 수리방법.
10. 청구항 9에 있어서,
    상기 D 단계는, 상기 블레이드를 모두 용융한 후, 상기 블레이드의 상측으로 부유(Floating)되는 산화물을 제거하는 블레이드 수리방법.
11. 삭제
12. 청구항 9에 있어서,
    상기 A 단계 이후, 상기 블레이드의 에어포일 단부에 단결정(Single crystal) 조직의 씨드부재를 부착하는 단계를 더 포함하며,
    상기 C 단계는, 상기 블레이드의 에어포일 단부로부터 상기 일 방향을 따라 상기 블레이드를 용융시켜, 상기 블레이드의 결정 방향을 상기 씨드부재의 결정 방향을 따라 정렬시키는 블레이드 수리방법.
13. 청구항 9에 있어서,
    상기 B 단계 이후, 상기 블레이드의 내부와, 상기 블레이드와 상기 형틀의 사이로, 세라믹 소재의 슬러리(Slurry)를 주입하여 응고시키는 단계를 더 포함하는 블레이드 수리방법.
14. 청구항 9에 있어서,
    상기 가열장치는,
    상기 형틀의 외측에 배치되며, 상기 일 방향으로 정렬되는 지지부와,
    상기 지지부에 설치되며, 상기 형틀 내부의 블레이드를 가열하는 가열부를 포함하며,
    상기 B 단계는, 상기 블레이드의 에어포일 단부가 상기 형틀의 하측을 향하도록 배치하고,
    상기 C 단계는, 상기 지지부를 따라 상기 가열부를 상기 형틀의 하측에서 상측으로 이동시키면서, 상기 형틀 내부에 배치된 블레이드를 각 부위별로 순차적으로 용융시키는 블레이드 수리방법.
15. 청구항 9에 있어서,
    상기 B 단계는, 상기 블레이드의 에어포일 단부가 상기 형틀의 하측을 향하도록 배치하며,
    상기 D 단계는, 상기 냉각장치를 상기 형틀의 하측에 배치하고, 상기 가열장치에 의해 상기 블레이드의 용융이 시작된 후, 상기 냉각장치를 작동시켜 용융된 상기 블레이드의 부위를 순차적으로 응고시키는 블레이드 수리방법.
16. 청구항 15에 있어서,
    상기 D 단계는, 상기 일 방향과 평행한 상기 냉각장치의 중심축을 기준으로 하여 상기 냉각장치를 자전시키는 블레이드 수리방법.

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