KR102467118B1 - 터빈 날개 및 가스 터빈 - Google Patents

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Abstract

터빈 날개는 날개체와, 상기 날개체의 내부에 있어서 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 냉각 통로와, 상기 냉각 통로의 내벽면에 마련되고, 상기 냉각 통로를 따라서 배열된 복수의 터뷸레이터를 구비하고, 상기 날개체는 상기 날개 높이 방향에 있어서의 양단부인 제 1 단부 및 제 2 단부를 갖고, 상기 제 2 단부에 있어서의 상기 날개체의 배복 방향에 있어서의 상기 냉각 통로의 통로 폭은, 상기 제 1 단부에 있어서의 상기 냉각 통로의 상기 통로 폭보다 크고, 상기 복수의 터뷸레이터의 높이는 상기 날개 높이 방향에 있어서 상기 제 1 단부측으로부터 상기 제 2 단부측을 향함에 따라 높아진다.

Description

터빈 날개 및 가스 터빈
본 개시는 터빈 날개 및 가스 터빈에 관한 것이다.
가스 터빈 등의 터빈 날개에 있어서, 터빈 날개의 내부에 형성된 냉각 통로에 냉각 유체를 흘리는 것에 의해, 고온의 가스 유동 등에 노출되는 터빈 날개를 냉각하는 것이 알려져 있다. 이러한 냉각 통로의 내벽면에는, 냉각 통로에 있어서의 냉각 유체의 유동의 혼란을 촉진시켜서 냉각 유체와 터빈 날개 사이의 열 전달률을 향상시키기 위해서, 리브 형상의 터뷸레이터가 마련되는 일이 있다.
예를 들어, 특허문헌 1에는, 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 냉각 통로의 내벽면에, 냉각 유체의 유동 방향을 따라서 복수의 터뷸레이터가 마련된 터빈 날개가 개시되어 있다.
일본 특허 공개 제 2004-225690 호 공보
그런데, 근년, 예를 들면, 가스 터빈에 있어서는 고출력화에 수반하여, 터빈 날개에 작용하는 부하가 커지는 경향이 있다. 이와 같이 증대 경향이 있는 부하에 견딜 수 있는 강도를 터빈 날개에 갖게 하기 위해, 터빈의 직경 방향(즉, 터빈 날개의 날개 높이 방향)의 일방측에 있어서 터빈 날개의 배복 방향의 날개 폭을, 타방측에 비해 크게 하는 일이 있다.
이와 같이, 직경 방향의 일방측에 있어서 터빈 날개의 배복 방향의 날개 폭을 크게 하는 경우, 터빈 날개의 내부에 형성되는 냉각 통로의 폭(또는 유로 단면적)도, 직경 방향에 있어서 해당 일방측쪽이 커지는 경우가 있다.
터빈 날개의 날개 폭의 변화에 대응시켜서, 적정한 터뷸레이터를 선택하여, 냉각 통로의 내부 냉각이 최적화된 냉각 통로를 구비한 날개 구조가 요망된다.
상술의 사정에 비추어, 본 발명의 적어도 일 실시형태는 효율적인 냉각이 가능한 터빈 날개 및 가스 터빈을 제공하는 것을 목적으로 한다.
(1) 본 발명의 적어도 일 실시형태에 따른 터빈 날개는,
날개 높이 방향에 있어서의 양단부인 제 1 단부와, 제 2 단부를 갖는 날개체와,
상기 날개체의 내부에 있어서 상기 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 냉각 통로와,
상기 냉각 통로의 내벽면에 마련되고, 상기 냉각 통로를 따라 배열된 복수의 터뷸레이터를 구비하고,
상기 제 2 단부에 있어서의 상기 날개체의 상기 냉각 통로의 통로 폭은, 상기 제 1 단부에 있어서의 상기 냉각 통로의 상기 통로 폭보다 크며,
상기 복수의 터뷸레이터의 높이는 상기 날개 높이 방향에 있어서 상기 제 1 단부측으로부터 상기 제 2 단부측을 향함에 따라 높아진다.
상기 (1)의 구성에서는, 날개 높이 방향에 있어서 냉각 통로의 통로 폭이 비교적 작은 제 1 단부측으로부터 냉각 통로의 통로 폭이 비교적 큰 제 2 단부측에 가까워짐에 따라, 터뷸레이터의 높이가 높아지도록 하였으므로, 제 2 단부측에 있어서, 터뷸레이터에 의한 열 전달률의 향상 효과를, 제 1 단부측과 동일한 정도로 얻을 수 있다. 또한, 상기 (1)의 구성으로는, 날개 높이 방향에 있어서 제 1 단부측에 있어서 터뷸레이터 높이가 비교적 낮기 때문에, 냉각 통로의 통로 폭이 비교적 좁고 압력 손실이 커지는 경향이 있는 제 1 단부측에 있어서, 터뷸레이터의 존재에 의한 압력 손실을 억제할 수 있다. 따라서, 상기 (1)의 구성에 의하면, 날개 높이 방향에 있어서 냉각 통로의 통로 폭이 변화하는 터빈 날개를 효율적으로 냉각할 수 있다.
(2) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1)의 구성에 있어서,
상기 복수의 터뷸레이터의 높이(e)와, 해당 복수의 터뷸레이터의 상기 날개 높이 방향의 위치에 있어서의 상기 냉각 통로의 상기 배복 방향에 있어서의 통로 폭(D)의 비((e/D))와, 상기 복수의 터뷸레이터에 대한 상기 비((e/D))의 평균((e/D)AVE)의 관계는, 0.5≤(e/D)/(e/D)AVE≤2.0을 만족한다.
상기 (2)의 구성에 의하면, 냉각 통로에 마련된 복수의 터뷸레이터 중 어느 터뷸레이터에 관한 터뷸레이터의 높이(e)와 통로 폭(D)의 비((e/D))가, 해당 냉각 통로에 마련된 복수의 터뷸레이터에 관한 (e/D)의 평균인 (e/D)AVE에 가까운 값이 되도록 하였으므로, 날개 높이 방향에 있어서의 열 전달률의 저하나 냉각 유체의 압력 손실의 증가의 극단적인 변화를 억제할 수 있다. 따라서, 효과적으로 터빈 날개를 냉각할 수 있다.
(3) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1) 또는 (2)의 구성에 있어서,
상기 복수의 터뷸레이터 중, 상기 날개 높이 방향에 있어서 가장 상기 제 1 단부측에 위치하는 터뷸레이터의 위치에 있어서의 상기 냉각 통로의 상기 통로 폭을 D1로 하고, 상기 날개 높이 방향에 있어서 가장 상기 제 2 단부측에 위치하는 터뷸레이터의 위치에 있어서의 상기 냉각 통로의 상기 통로 폭을 D2로 하였을 때, 상기 통로 폭(D1)과 상기 통로 폭(D2)의 비((D2/D1))는, 1.5≤(D2/D1)의 관계를 만족한다.
상기 (3)의 구성에 의하면, 제 2 단부측의 냉각 통로의 통로 폭(D2)이 제 1 단부측의 냉각 통로의 통로 폭(D1)보다 큰 폭으로 큰 터빈 날개에 있어서, 냉각 통로의 통로 폭이 큰 제 2 단부측의 날개 높이 방향 위치에 있어서 터뷸레이터의 높이가 높아지도록 하였으므로, 상기 (1)에서 말한 바와 같이, 터빈 날개를 효율적으로 냉각할 수 있다.
(4) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1) 내지 (3) 중 어느 하나의 구성에 있어서,
상기 날개 높이 방향에 있어서 이웃하는 한 쌍의 터뷸레이터의 상기 날개 높이 방향에 있어서의 피치는, 상기 날개 높이 방향에 있어서 상기 제 1 단부로부터 상기 제 2 단부를 향함에 따라 증대한다.
터뷸레이터에 의한 열 전달률의 향상 효과는, 날개 높이 방향에 있어서 이웃하는 터뷸레이터 사이의 피치에 따라 변화하고, 높은 열 전달률이 얻어지는 터뷸레이터의 피치와 높이의 비가 존재한다. 이 점, 상기 (4)의 구성에 의하면, 날개 높이 방향에 있어서 제 1 단부로부터 제 2 단부에 가까워짐에 따라, 즉, 터뷸레이터의 높이가 높아짐에 따라, 날개 높이 방향에 있어서 이웃하는 터뷸레이터 사이의 피치가 증대하도록 하였으므로, 냉각 통로 내에서 터뷸레이터가 마련된 날개 높이 방향 범위에 있어서 높은 열 전달률을 얻을 수 있다.
(5) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1) 내지 (4) 중 어느 하나의 구성에 있어서,
상기 복수의 터뷸레이터 중, 상기 날개 높이 방향에 있어서 이웃하는 한 쌍의 터뷸레이터 사이의 피치(P)와, 해당 한 쌍의 터뷸레이터의 높이의 평균(ea)의 비((P/ea))와, 상기 복수의 터뷸레이터에 대한 상기 비((P/ea))의 평균((P/ea)AVE)의 관계는, 0.5≤(P/ea)/(P/ea)AVE≤2.0을 만족한다.
상기 (5)의 구성에 의하면, 냉각 통로에 마련된 복수의 터뷸레이터 중 어느 한 쌍의 터뷸레이터에 관한 (P/ea)가, 해당 냉각 통로에 마련된 복수의 터뷸레이터에 관한 (P/ea)의 평균인 (P/ea)AVE에 가까운 값이 되도록 하였으므로, 날개 높이 방향에 있어서 제 1 단부로부터 제 2 단부에 가까워짐에 따라, 즉, 터뷸레이터의 높이가 높아짐에 따라, 이웃하는 터뷸레이터 사이의 피치가 증대하는 경향이 된다. 따라서, (P/ea) 또는 (P/ea)AVE를 적절히 설정함으로써, 냉각 통로 내에서 터뷸레이터가 마련된 날개 높이 방향 범위에 있어서 높은 열 전달률을 얻을 수 있다.
(6) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1) 내지 (5) 중 어느 하나의 구성에 있어서,
상기 냉각 통로는 상기 날개체의 내부에 형성된 서펜타인 유로를 구성하는 복수의 패스 중 하나이다.
상기 (6)의 구성에서는, 냉각 유체가 흐르는 내부 유로로서 서펜타인 유로가 마련된 터빈 날개에 있어서, 서펜타인 유로를 구성하는 패스가 상기 (1)에서 말한 구성을 갖는 냉각 통로이다. 따라서, 상술의 패스(냉각 통로)의 제 2 단부측에 있어서, 터뷸레이터에 의한 열 전달률의 향상 효과를, 제 1 단부측과 동일한 정도로 얻을 수 있는 동시에, 상술의 패스(냉각 통로)의 통로 폭이 비교적 좁고 압력 손실이 커지는 경향이 있는 제 1 단부측에 있어서, 터뷸레이터의 존재에 의한 압력 손실을 억제할 수 있다. 따라서, 상기 (6)의 구성에 의하면, 날개 높이 방향에 있어서 서펜타인 유로의 패스(냉각 통로)의 통로 폭이 변화하는 터빈 날개를 효율적으로 냉각할 수 있다.
(7) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (6)의 구성에 있어서,
상기 냉각 통로는 상기 서펜타인 유로를 구성하는 상기 복수의 패스 중, 가장 후연측에 위치하는 최종 패스 이외의 패스이며,
상기 터빈 날개는 상기 최종 패스의 배측 및 복측의 내벽면에 마련되고, 상기 날개 높이 방향을 따라서 배열된 복수의 최종 패스 터뷸레이터를 구비하고,
상기 터뷸레이터 또는 상기 최종 패스 터뷸레이터의 높이를 e로 하고, 해당 터뷸레이터 또는 최종 패스 터뷸레이터의 상기 날개 높이 방향의 위치에 있어서의 상기 냉각 통로 또는 상기 최종 패스의 상기 배복 방향에 있어서의 통로 폭을 D로 하였을 때,
상기 복수의 터뷸레이터 중, 상기 날개 높이 방향에 있어서 가장 상기 제 1 단부측에 위치하는 터뷸레이터에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비((e/D)E1)와, 상기 복수의 터뷸레이터에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비((e/D))의 평균((e/D)AVE)과, 상기 복수의 최종 패스 터뷸레이터 중, 상기 날개 높이 방향에 있어서 가장 상기 제 1 단부측에 위치하는 최종 패스 터뷸레이터에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비((e/D)T_E1)와, 그리고 상기 복수의 최종 패스 터뷸레이터에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비((e/D)T)의 평균((e/D)T_AVE)의 관계는,
[(e/D)E1/(e/D)AVE]＜[(e/D)T_E1/(e/D)T_AVE]
를 만족한다.
상기 (1)에서 설명한 바와 같이, 최종 패스 이외의 패스(냉각 통로)에 마련된 터뷸레이터에 대해서는, 냉각 통로의 통로 폭이 비교적 좁은 제 1 단부측으로부터 냉각 통로의 통로 폭이 비교적 넓은 제 2 단부측을 향함에 따라 터뷸레이터의 높이가 높아지기 때문에, 터뷸레이터의 높이(e)와 통로 폭(D)의 비((e/D))가 일정하게 가깝게 되는 경향이 된다(즉, 상기 관계식의 좌변이 1에 가깝게 됨). 이것으로부터, 상술의 관계식은 최종 패스에서는, 날개 높이 방향에 있어서 제 2 단부측으로부터 제 1 단부측을 향함에 따라, 최종 패스의 통로 폭(D)이 감소하는데 대해, 최종 패스 터뷸레이터의 높이(e)는 상기 통로 폭(D)만큼 감소하지 않는 것을 의미한다.
즉, 상기 (7)의 구성에 의하면, 서펜타인 유로의 최종 패스에서는, 복수의 최종 패스 터뷸레이터의 높이(e)가 날개 높이 방향에 있어서 그만큼 변화하지 않는다. 따라서, 서펜타인 유로에 있어서 냉각 유체가 비교적 고온이 되는 최종 패스에 있어서, 냉각 유체의 유동의 하류측에 통상 위치하는 제 1 단부측에 있어서의 냉각 유체의 유속을 증대시킬 수 있다. 이에 의해, 최종 패스를 흐르는 냉각 유체에 의해서 터빈 날개를 보다 효과적으로 냉각할 수 있다.
(8) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1) 내지 (7)의 구성에 있어서,
상기 냉각 통로는 상기 날개체의 내부에 형성된 서펜타인 유로를 구성하는 상기 복수의 패스 중, 가장 후연측에 위치하는 최종 패스 이외의 패스이며,
상기 터빈 날개는 상기 최종 패스의 배측 및 복측의 내벽면에 마련되고, 상기 날개 높이 방향을 따라서 배열된 복수의 최종 패스 터뷸레이터를 구비하고,
상기 최종 패스의 상기 제 2 단부를 기준으로 한 날개 높이 방향에 있어서의 상기 최종 패스 터뷸레이터의 높이는, 냉각 유체의 유동 방향의 상류측에 위치하는 다른 패스의 날개 높이 방향의 동일한 위치에 있어서의 터뷸레이터의 높이 이하이다.
상기 (8)의 구성에 의하면, 최종 터뷸레이터와 다른 패스의 터뷸레이터에 대해서, 날개 높이 방향의 동일한 위치에 있어서의 터뷸레이터의 높이를 비교했을 경우, 최종 터뷸레이터의 높이가 다른 패스의 터뷸레이터의 높이 이하가 되므로, 최종 터뷸레이터의 높은 열 전달률을 유지하면서, 최종 패스를 흐르는 냉각 유체에 주는 과대한 압력 손실의 발생을 억제할 수 있다.
(9) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1) 내지 (8) 중 어느 하나의 구성에 있어서,
상기 냉각 통로는 상기 날개체의 내부에 형성된 서펜타인 유로를 구성하는 상기 복수의 패스 중, 가장 후연측에 위치하는 최종 패스 이외의 패스이며,
상기 터빈 날개는 상기 최종 패스의 배측 및 복측의 내벽면에 마련되고, 상기 날개 높이 방향을 따라서 배열된 복수의 최종 패스 터뷸레이터를 구비하며,
상기 최종 패스의 상기 최종 패스 터뷸레이터의 높이는 상기 복수의 패스 중, 상기 최종 패스에 대해서 냉각 유체의 유동 방향의 상류측에 인접하여 위치하는 동시에 상기 최종 패스와 서로 연통하는 상류측 냉각 통로의 상기 터뷸레이터의 높이 이하이다.
상기 (9)의 구성에 의하면, 서펜타인 유로에 있어서 가장 후연측에 위치하는 최종 패스의 터뷸레이터(최종 패스 터뷸레이터)의 높이가, 해당 최종 패스에 인접하여 연통하는 상류측 냉각 통로의 터뷸레이터의 높이 이하가 되도록 하였으므로, 서펜타인 유로를 구성하는 복수의 패스 중, 유로 면적이 비교적 좁은 동시에, 냉각 유체가 비교적 고온이 되는 최종 패스에 있어서, 보다 다수의 터뷸레이터를 마련할 수 있다. 이에 의해, 최종 패스를 흐르는 냉각 유체에 의해서 터빈 날개를 보다 효과적으로 냉각할 수 있다.
(10) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1) 내지 (9) 중 어느 하나의 구성에 있어서,
상기 터빈 날개는,
상기 냉각 통로보다 상기 날개체의 전연측에 있어서 상기 날개체의 내부에 마련되고, 상기 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 전연측 통로와,
상기 전연측 통로의 내벽면에 마련되고, 상기 날개 높이 방향을 따라서 배열된 복수의 전연측 터뷸레이터를 더 구비하고,
상기 터뷸레이터 또는 상기 전연측 터뷸레이터의 높이를 e로 하고, 해당 터뷸레이터 또는 전연측 터뷸레이터의 상기 날개 높이 방향의 위치에 있어서의 상기 냉각 통로 또는 상기 전연측 통로의 상기 배복 방향에 있어서의 통로 폭을 D로 했을 때,
상기 복수의 터뷸레이터 중, 상기 날개 높이 방향에 있어서 가장 상기 제 2 단부측에 위치하는 터뷸레이터에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비((e/D)E2)와, 상기 복수의 터뷸레이터에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비((e/D))의 평균((e/D)AVE)과, 상기 복수의 전연측 터뷸레이터 중, 상기 날개 높이 방향에 있어서 가장 상기 제 2 단부측에 위치하는 전연측 터뷸레이터에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비((e/D)L_E2)와, 그리고 상기 복수의 전연측 터뷸레이터에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비((e/D)L)의 평균((e/D)L_AVE)의 관계는,
[(e/D)E2/(e/D)AVE]＞[(e/D)L_E2/(e/D)L_AVE]
를 만족한다.
상기 (1)에서 설명한 바와 같이, 냉각 통로에 마련된 터뷸레이터에 대해서는, 냉각 통로의 통로 폭이 비교적 좁은 제 1 단부측으로부터 냉각 통로의 통로 폭이 비교적 넓은 제 2 단부측을 향함에 따라 터뷸레이터의 높이가 높아지기 때문에, 터뷸레이터의 높이(e)와 통로 폭(D)의 비((e/D))가 일정에 가깝게 되는 경향이 된다(즉, 상기 관계식의 좌변이 1에 가깝게 됨). 이것으로부터, 상술의 관계식은 날개 높이 방향에 있어서 제 1 단부측으로부터 제 2 단부측을 향함에 따라, 최종 패스의 통로 폭(D)이 증대하는데 대해, 전연측 터뷸레이터의 높이(e)는 상기 통로 폭(D)만큼 증대하지 않는 것을 의미한다.
즉, 상기 (10)의 구성에 의하면, 전연측 통로에서는, 복수의 전연측 터뷸레이터의 높이(e)가 날개 높이 방향에 있어서 그만큼 변화하지 않는다. 따라서, 비교적 저온의 냉각 유체가 공급되는 전연측 통로에 있어서, 냉각 유체의 유동의 상류측에 위치하는 제 2 단부측에서의 터뷸레이터에 의한 열 전달률의 향상 효과를 억제하여, 제 1 단부측을 향하여 흐르는 냉각 유체의 온도 상승을 억제할 수 있다. 이에 의해, 터빈 날개를 보다 효과적으로 냉각할 수 있다.
(11) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1) 내지 (10) 중 어느 하나의 구성에 있어서,
상기 냉각 통로의 유로 단면적은 상기 날개 높이 방향에 있어서 상기 제 1 단부로부터 상기 제 2 단부를 향함에 따라 증대한다.
상기 (11)의 구성에 의하면, 날개 높이 방향에 있어서 냉각 통로의 유로 단면적이 비교적 작은 제 1 단부로부터 냉각 통로의 유로 단면적이 비교적 큰 제 2 단부에 가까워짐에 따라, 터뷸레이터의 높이가 높아지도록 하였으므로, 제 2 단부측에 있어서, 터뷸레이터에 의한 열 전달률의 향상 효과를, 제 1 단부측과 동일한 정도로 얻을 수 있다. 또한, 상기 (11)의 구성으로는, 날개 높이 방향에 있어서 제 1 단부측에 있어서 터뷸레이터 높이가 비교적 낮기 때문에, 유로 단면적이 비교적 좁고 압력 손실이 커지는 경향이 있는 제 1 단부측에 있어서, 터뷸레이터의 존재에 의한 압력 손실을 억제할 수 있다. 따라서, 상기 (11)의 구성에 의하면, 날개 높이 방향에 있어서 냉각 통로의 유로 단면적이 변화하는 터빈 날개를 효율적으로 냉각할 수 있다.
(12) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1) 내지 (11) 중 어느 하나의 구성에 있어서,
상기 냉각 통로에 있어서의 냉각 유체의 유동 방향에 대한 상기 복수의 터뷸레이터의 경사각(θ)과, 상기 복수의 터뷸레이터에 대한 상기 경사각의 평균(θAVE)의 관계는, 0.5≤θ／θAVE≤2.0을 만족한다.
터뷸레이터에 의한 열 전달률의 향상 효과는 냉각 통로에 있어서의 냉각 유체의 유동 방향에 대한 터뷸레이터의 경사각(θ)에 따라 변화하고, 높은 열 전달률이 얻어지는 터뷸레이터의 경사각이 존재한다. 이 점, 상기 (12)의 구성에 의하면, 날개 높이 방향에 터뷸레이터의 경사각(θ)이 거의 일정하게 되도록 하였으므로, 냉각 통로 내에서 터뷸레이터가 마련된 날개 높이 방향 범위에 있어서 높은 열 전달률을 얻을 수 있다.
(13) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1) 내지 (12) 중 어느 하나의 구성에 있어서,
상기 터빈 날개는 동익이며,
상기 제 1 단부는 상기 제 2 단부의 직경 방향 외측에 위치한다.
상기 (13)의 구성에 의하면, 터빈 날개로서의 가스 터빈의 동익이 상기 (1) 내지 (12) 중 어느 하나의 구성을 가지므로, 동익을 효율적으로 냉각할 수 있기 때문에, 가스 터빈의 열효율을 향상시킬 수 있다.
(14) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1) 내지 (12) 중 어느 하나의 구성에 있어서,
상기 터빈 날개는 정익이며,
상기 제 1 단부는 상기 제 2 단부의 직경 방향 내측에 위치한다.
상기 (14)의 구성에 의하면, 터빈 날개로서의 가스 터빈의 정익이 상기 (1) 내지 (12) 중 어느 하나의 구성을 가지므로, 정익을 효율적으로 냉각할 수 있기 때문에, 가스 터빈의 열효율을 향상시킬 수 있다.
(15) 본 발명의 적어도 일 실시형태에 따른 가스 터빈은,
상기 (1) 내지 (14) 중 어느 하나에 기재된 터빈 날개와,
상기 터빈 날개가 마련되는 연소 가스 유로를 흐르는 연소 가스를 생성하기 위한 연소기를 구비한다.
상기 (15)의 구성에 의하면, 터빈 날개가 상기 (1) 내지 (14) 중 어느 하나의 구성을 가지므로, 터빈 날개의 냉각을 위해서 사행 유로에 공급하는 냉각 유체의 양을 삭감할 수 있기 때문에, 가스 터빈의 열효율을 향상시킬 수 있다.
본 발명의 적어도 일 실시형태에 의하면, 터빈 날개의 냉각 통로의 최적화가 도모되고, 냉각 유체량이 저감되어 터빈의 열효율이 향상한다.
도 1은 일 실시형태에 따른 터빈 날개가 적용되는 가스 터빈의 개략 구성도이다.
도 2는 일 실시형태에 따른 동익(터빈 날개)의 날개 높이 방향에 따른 부분 단면도이다.
도 3은 도 2의 B-B 단면을 도시하는 도면이다.
도 4a는 도 2의 A-A 단면에 있어서의 동익의 단면도이다.
도 4b는 도 2의 B-B 단면에 있어서의 동익의 단면도이다.
도 4c는 도 2의 C-C 단면에 있어서의 동익의 단면도이다.
도 5는 일 실시형태에 따른 터뷸레이터의 구성을 설명하기 위한 모식도이다.
도 6은 일 실시형태에 따른 터뷸레이터의 구성을 설명하기 위한 모식도이다.
도 7은 도 2 내지 도 4c에 도시되는 동익(터빈 날개)의 모식적인 단면도이다.
도 8은 도 7의 D-D 단면을 도시하는 모식도이다.
도 9는 일 실시형태에 따른 정익(터빈 날개)의 모식적인 단면도이다.
이하, 첨부 도면을 참조하여 본 발명의 몇 개의 실시형태에 대해서 설명한다. 단, 실시형태로서 기재되어 있는 또는 도면에 도시되어 있는 구성 부품의 치수, 재질, 형상, 그 상대적 배치 등은, 본 발명의 범위를 이에 한정하는 취지가 아니며, 단순한 설명예에 지나지 않는다.
우선, 몇 개의 실시형태에 따른 터빈 날개가 적용되는 가스 터빈에 대해서 설명한다.
도 1은 일 실시형태에 따른 터빈 날개가 적용되는 가스 터빈의 개략 구성도이다. 도 1에 도시되는 바와 같이, 가스 터빈(1)은 압축 공기를 생성하기 위한 압축기(2)와, 압축 공기 및 연료를 이용하여 연소 가스를 발생시키기 위한 연소기(4)와, 연소 가스에 의해서 회전 구동되도록 구성된 터빈(6)을 구비한다. 발전용의 가스 터빈(1)의 경우, 터빈(6)에는 도시되지 않은 발전기가 연결된다.
압축기(2)는 압축기 차실(10)측에 고정된 복수의 정익(16)과, 정익(16)에 대해서 교대로 배열되도록 로터(8)에 식설(植設)된 복수의 동익(18)을 포함한다.
압축기(2)에는, 공기 취입구(12)로부터 취입된 공기가 보내지도록 되어 있고, 이 공기는 복수의 정익(16) 및 복수의 동익(18)을 통과하여 압축됨으로써 고온 고압의 압축 공기가 된다.
연소기(4)에는, 연료와, 압축기(2)에서 생성된 압축 공기가 공급되도록 되어 있고, 해당 연소기(4)에 있어서 연료와 압축 공기가 혼합되고, 연소되어, 터빈(6)의 작동 유체인 연소 가스가 생성된다. 연소기(4)는 도 1에 도시되는 바와 같이, 케이싱(20) 내에 로터를 중심으로 하여 둘레 방향을 따라서 복수 배치되어 있어도 좋다.
터빈(6)은 터빈 차실(22) 내에 형성되는 연소 가스 유로(28)를 갖고, 해당 연소 가스 유로(28)에 마련되는 복수의 정익(24) 및 동익(26)을 포함한다.
정익(24)은 터빈 차실(22)측에 고정되어 있고, 로터(8)의 둘레 방향을 따라서 배열되는 복수의 정익(24)이 정익 열을 구성하고 있다. 또한, 동익(26)은 로터(8)에 식설되어 있고, 로터(8)의 둘레 방향을 따라서 배열되는 복수의 동익(26)이 동익 열을 구성하고 있다. 정익 열과 동익 열은 로터(8)의 축방향에 있어서 교대로 배열되어 있다.
터빈(6)에서는, 연소 가스 유로(28)에 유입된 연소기(4)로부터의 연소 가스가 복수의 정익(24) 및 복수의 동익(26)을 통과함으로써 로터(8)가 회전 구동되고, 이에 의해, 로터(8)에 연결된 발전기가 구동되어서 전력이 생성되도록 되어 있다. 터빈(6)을 구동한 후의 연소 가스는 배기실(30)을 거쳐서 외부로 배출된다.
몇 개의 실시형태에 있어서, 터빈(6)의 동익(26) 또는 정익(24) 중 적어도 일방은 이하에 설명하는 터빈 날개(40)이다.
이하에 있어서는, 주로서 터빈 날개(40)로서의 동익(26)의 도면을 참조하면서 설명하지만, 터빈 날개(40)로서의 정익(24)에 대해서도, 기본적으로는 마찬가지의 설명이 적용될 수 있다.
도 2는 일 실시형태에 따른 동익(26)(터빈 날개(40))의 날개 높이 방향을 따른 부분 단면도이며, 도 3은 도 2의 B-B 단면을 도시하는 도면이다. 또한, 도면 중 화살표는 냉각 유체의 유동의 방향을 나타낸다. 또한, 도 4a 내지 도 4c는 각각, 날개 높이 방향에 있어서 상이한 3개의 위치에 있어서의 동익(26)의 단면도이며, 도 4a는 도 2의 선단(48) 근방의 A-A 단면을 도시하는 도면이며, 도 4b는 도 2의 날개 높이 방향의 중간 영역 근방의 B-B 단면을 도시하는 도면(즉, 도 3과 동등한 도면)이며, 도 4c는 도 2의 기단(50) 근방의 C-C 단면을 도시하는 도면이다.
도 2 및 도 3에 도시되는 바와 같이, 일 실시형태에 따른 터빈 날개(40)인 동익(26)은 날개체(42)와, 플랫폼(80)과, 익근부(82)를 구비하고 있다. 익근부(82)는 로터(8)(도 1 참조)에 매설되고, 동익(26)은 로터(8)와 함께 회전한다. 플랫폼(80)은 익근부(82)와 일체적으로 구성되어 있다.
날개체(42)는 로터(8)의 직경 방향(이하, 간단히 「직경 방향」 또는 「스팬 방향」이라고 하는 것이 있음)을 따라서 연장되도록 마련되어 있고, 플랫폼(80)이 고정되는 기단(50)과, 날개 높이 방향(로터(8)의 직경 방향)에 있어서 기단(50)과는 반대측(직경 방향 외측)에 위치하고, 날개체(42)의 정상부를 형성하는 천장판(49)으로 이루어지는 선단(48)을 갖는다.
또한, 동익(26)의 날개체(42)는 기단(50)으로부터 선단(48)에 걸쳐서 전연(44) 및 후연(46)을 갖고, 해당 날개체(42)의 날개면은 기단(50)과 선단(48) 사이에 있어서 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 날개면이 오목 형상으로 형성된 압력면(복면)(56)과 날개면이 볼록 형상으로 형성된 부압면(배면)(58)을 포함한다.
날개체(42)의 내부에는, 터빈 날개(40)를 냉각하기 위한 냉각 유체(예를 들면, 공기)를 흘리기 위한 냉각 유로가 마련되어 있다. 도 2 및 도 3에 도시되는 예시적인 실시형태에서는, 날개체(42)에는, 냉각 유로로서, 2개의 서펜타인 유로(사행 유로)(61A, 61B)와, 서펜타인 유로(61A, 61B)보다 전연(44)측에 위치하는 전연측 통로(36)가 형성되어 있다. 서펜타인 유로(61A, 61B) 및 전연측 통로(36)에는, 내부 유로(84A, 84B, 85)를 각각 거쳐서 외부로부터의 냉각 유체가 공급되도록 되어 있다.
이와 같이, 서펜타인 유로(61A, 61B)나 전연측 통로(36) 등의 냉각 유로에 냉각 유체를 공급하는 것에 의해, 터빈(6)의 연소 가스 유로(28)에 마련되어서 고온의 연소 가스에 노출되는 날개체(42)를 날개체(42)의 내벽면측으로부터 대류 냉각하도록 되어 있다.
2개의 서펜타인 유로는 전연(44)측에 위치하는 서펜타인 유로(61A)와, 후연(46)측에 위치하는 서펜타인 유로(61B)를 포함하고, 이러한 서펜타인 유로(61A, 61B)는 날개체(42)의 내부에 마련되고, 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 리브(격벽)(31)에 의해서 나눠져 있다.
또한, 전연측에 위치하는 서펜타인 유로(61A)와, 전연측 통로(36)는 날개체(42)의 내부에 마련되고, 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 리브(29)에 의해서 나눠져 있다.
또한, 2개의 서펜타인 유로(61A, 61B)는 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 복수의 패스(60)(패스(60a 내지 60c, 60d 내지 60f))를 각각 갖고 있다.
각 서펜타인 유로(61A, 61B)에 있어서 서로 이웃하는 패스(60)는 날개체(42)의 내부에 마련되고, 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 리브(32)에 의해서 나눠져 있다.
또한, 각 서펜타인 유로(61A, 61B)에 있어서 서로 이웃하는 패스(60)는 선단(48)측 또는 기단(50)측에 있어서 서로 접속되고, 이 접속부에 있어서, 냉각 유체의 유동의 방향이 날개 높이 방향에 있어서 역방향으로 되접히는 리턴 유로(33)가 형성되고, 서펜타인 유로(61A, 61B) 전체로서 직경 방향으로 사행한 형상을 갖고 있다. 즉, 복수의 패스(60a 내지 60c) 및 복수의 패스(60d 내지 60f)는 각각, 서로 리턴 유로(33)를 거쳐서 연통하여 서펜타인 유로(61A, 61B)를 형성하고 있다.
도 2 및 도 3에 도시되는 예시적인 실시형태에서는, 전연측의 서펜타인 유로(61A)는 3개의 패스(60a 내지 60c)를 포함하고, 이러한 패스(60a 내지 60c)는 후연(46)측으로부터 전연(44)측을 향해 이 순서로 배열되어 있다. 또한, 후연측의 서펜타인 유로(61B)는 3개의 패스(60d 내지 60f)를 포함하고, 이러한 패스(60d 내지 60f)는 전연(44)측으로부터 후연(46)측을 향해 이 순서로 배열되어 있다.
서펜타인 유로(61A, 61B)를 형성하는 복수의 패스(60)는 냉각 유체의 유동의 최하류측에 위치하는 최종 패스(66)를 포함한다. 즉, 서펜타인 유로(61A)에 있어서는, 가장 전연(44)측에 위치하는 패스(60c)가 최종 패스(66)이며, 서펜타인 유로(61B)에 있어서는, 가장 후연(46)측에 위치하는 패스(60f)가 최종 패스(66)이다.
상술한 서펜타인 유로(61A, 61B)를 갖는 터빈 날개(40)에서는, 냉각 유체는 예를 들면, 익근부(82)의 내부에 형성된 내부 유로(84A, 84B)를 거쳐서 서펜타인 유로(61A, 61B)의 최상류측의 패스(도 2 및 도 3에 도시하는 예에서는 패스(60a) 및 패스(60d))에 도입되고, 서펜타인 유로(61A, 61B)의 각각을 구성하는 복수의 패스(60)를 하류측을 향해 순서대로 흐른다. 그리고, 복수의 패스(60) 중, 냉각 유체 유동 방향의 가장 하류측의 최종 패스(66)를 흐르는 냉각 유체는, 날개체(42)의 선단(48)측에 마련된 출구 개구(64A, 64B)를 거쳐서 터빈 날개(40)의 외부의 연소 가스 유로(28)에 유출하도록 되어 있다. 출구 개구(64A, 64B)는 천장판(49)에 형성되는 개구이다. 최종 패스(66)를 흐르는 냉각 유체의 적어도 일부가 출구 개구(64B)로부터 배출된다. 후연(46)측의 최종 패스(66)에 출구 개구(64B)를 마련하는 것에 의해, 최종 패스(66)의 천장판(49) 부근의 공간에 냉각 유체의 정체 공간이 발생하고, 천장판(49)의 내벽면이 과열되는 것을 억제할 수 있다.
또한, 서펜타인 유로(61A, 61B)의 형상은 도 2 및 도 3에 도시되는 형상으로 한정되는 것은 아니다. 예를 들어, 1개의 터빈 날개(40)의 날개체(42)의 내부에 형성되는 서펜타인 유로의 수는 2개로 한정되지 않고, 1개 또는 3개 이상이어도 좋다. 또는, 서펜타인 유로는, 해당 서펜타인 유로 상의 분기점에 있어서 복수의 유로로 분기하고 있어도 좋다. 어느 경우도, 서펜타인 유로를 구성하는 패스 중, 가장 후연측에 위치하는 패스는 통상, 해당 서펜타인 유로의 최종 패스이다.
또한, 전연측 통로(36)는 가장 전연(44)에 근접하여 배치된 냉각 통로(59)이며, 가장 열부하가 높아지는 통로이다. 전연측 통로(36)는 기단(50)측에서 내부 유로(85)에 연통하고, 선단(48)측의 천장판(49)에 형성된 출구 개구(38)에 연통하여 있다. 내부 유로(85)를 거쳐서 전연측 통로(36)에 공급된 냉각 유체는, 일방향 통로인 전연측 통로(36)를 기단(50)측으로부터 선단(48)측으로 흐르고, 출구 개구(38)로부터 연소 가스 유로(28)로 배출된다. 냉각 유체는 전연측 통로(36)를 흐르는 과정에서, 전연측 통로(36)의 내벽면을 대류 냉각하고 있다.
몇 개의 실시형태에서는, 도 2에 도시되는 바와 같이, 날개체(42)의 후연부(47)(후연(46)을 포함하는 부분)에는, 날개 높이 방향을 따라서 배열하도록 복수의 냉각 구멍(70)이 형성되어 있다. 복수의 냉각 구멍(70)은 날개체(42)의 내부에 형성된 냉각 유로(도시되는 예에 있어서는 후연측의 서펜타인 유로(61B)의 최종 패스(66)인 패스(60f))에 연통하는 동시에, 날개체(42)의 후연부(47)에 있어서의 표면인 후연 단부면(46a)에 개구하여 있다. 또한, 도 3에 있어서는, 냉각 구멍(70)의 도시를 생략하고 있다.
냉각 유로를 흐르는 냉각 유체의 일부는, 해당 냉각 유로에 연통하는 상술의 냉각 구멍(70)을 통과하여, 날개체(42)의 후연부(47)의 후연 단부면(46a)의 개구로부터 터빈 날개(40)의 외부의 연소 가스 유로(28)에 유출한다. 이와 같이 하여 냉각 유체가 냉각 구멍(70)을 통과하는 것에 의해, 날개체(42)의 후연부(47)가 대류 냉각되도록 되어 있다.
동익(26)의 날개체(42)는 날개 높이 방향에 있어서의 양단부인 제 1 단부(101) 및 제 2 단부(102)를 갖는다. 이 중 제 1 단부(101)는, 날개체(42)의 선단(48)측의 단부이며, 제 2 단부(102)는 날개체(42)의 기단(50)측의 단부이다. 즉, 동익(26)에 있어서, 제 1 단부(101)는 제 2 단부(102)의 직경 방향 외측에 위치한다.
도 4a 내지 도 4c에 도시되는 바와 같이, 날개체(42)의 배복(배면(58)-복면(56)) 방향에 있어서의 날개 폭은 제 2 단부(102)측(기단(50)측)에 있어서, 제 1 단부(101)측(선단(48)측)보다 크게 되어 있다. 즉, 날개체(42)에 있어서, 제 2 단부(102)쪽이 제 1 단부에 비해 배복 방향의 날개 폭이 크게 되어 있다.
또한, 도 4a 내지 도 4c에 도시되는 바와 같이, 동익(26)에 있어서, 제 2 단부(102)(즉, 기단(50)측)에 있어서의 날개체(42)의 배복 방향에 있어서의 서펜타인 유로(61A, 61B)의 각 패스(60) 및 전연측 통로(36)의 통로 폭(D2)(도 4c에 도시되는 DL2, Da2, Db2 … 등; 이하, 통합하여 「D2」라고도 표기함)은, 제 1 단부(101)(즉, 선단(48)측)에 있어서의 냉각 유로의 통로 폭(D1)(도 4a에 도시되는 DL1, Da1, Db1 … 등; 이하, 통합하여 「D1」라고도 표기함)보다 크다.
여기서, 날개체(42)의 배복 방향에 있어서의 냉각 유로의 통로 폭(D)(DL, Da, Db … 등; 이하, 통합하여 「D」라고도 표기함)은, 각 통로(각 패스(60) 및 전연측 통로(36))에 있어서, 날개체(42)의 압력면(56)측의 내벽면(63P)(도 4b 참조)으로부터 계측한, 해당 내벽면(63P)과 부압면(58)측의 내벽면(63S)(도 4b 참조) 사이의 거리의 최대값으로서 정의된다.
또한, 냉각 유로의 통로 폭(D)은 직사각형상 단면이 아닌, 예를 들면, 마름모형상 단면, 사다리꼴 형상 단면, 삼각형상 단면과 같이 변형한 통로 형상의 경우를 고려하여, 하기 식(I)에 나타내는 등가 직경(ED)에 의해 나타내는 경우도 있다. 등가 직경(ED)이 상술의 통로 폭(D)에 상당한다.
ED=4A/L ···(I)
상기 식(I)에 있어서, ED는 등가 직경을 나타내고, A는 통로 단면적을 나타내며, L은 통로 단면의 젖음 길이(하나의 통로 단면의 전체 둘레의 길이)를 나타낸다. 따라서, 이하의 설명에서는, 통로 폭(D)은 등가 직경(ED)으로 바꿔 읽어도 좋다.
예를 들어, 날개체(42)에 마련된 복수의 통로(서펜타인 유로(61A, 61B)의 각 패스(60) 및 전연측 통로(36)) 중, 전연(44)측으로부터 세었을 때 3번째의 통로인 패스(60b)에 주목한 경우, 제 1 단부(101)측(선단(48)측)의 통로 폭(Db1)과, 제 2 단부(102)측(기단(50)측)의 통로 폭(Db2)은, Db1＜Db2의 관계를 만족한다. 또한, 다른 통로에 대해서도 마찬가지의 관계가 성립된다.
또한, 통로 폭(D)은 날개 높이 방향에 있어서 제 1 단부(101)측으로부터 제 2 단부(102)측을 향함에 따라, 서서히 증대하도록 되어 있어도 좋다.
또한, 패스(60)의 각각의 유로 단면적은 날개 높이 방향에 있어서 상기 제 1 단부로부터 상기 제 2 단부에 가까워짐에 따라 증대하도록 되어 있어도 좋다.
서펜타인 유로(61A, 61B)를 구성하는 복수의 패스(60) 중 적어도 몇 개의 내벽면(63)(압력면(56)측의 내벽면(63P) 및/또는 부압면(58)측의 내벽면(63S))에는, 리브 형상의 터뷸레이터(34)가 마련되어 있다. 도 2 내지 도 4c에 도시되는 예시적인 실시형태에서는, 복수의 패스(60)의 각각의 압력면(56)측의 내벽면(63P) 및 부압면(58)측의 내벽면(63S)에, 날개 높이 방향을 따라서 복수의 터뷸레이터(34)가 마련되어 있다.
또한, 몇 개의 실시형태에서는, 도 2 내지 도 4c에 도시되는 바와 같이, 전연측 통로(36)의 내벽면에도, 날개 높이 방향을 따라서 복수의 터뷸레이터(35)(전연측 터뷸레이터(35))가 마련되어 있다.
여기서, 도 5 및 도 6은 각각, 일 실시형태에 따른 터뷸레이터(34)의 구성을 설명하기 위한 모식도이며, 도 5는 도 2 내지 도 4c에 도시되는 터빈 날개(40)의 날개 높이 방향(로터(8)의 직경 방향) 및 배복 방향(대략 로터(8)의 둘레 방향)을 포함하는 평면에 따른 부분적인 단면의 모식도이며, 도 6은 도 2 내지 도 4c에 도시되는 터빈 날개(40)의 날개 높이 방향(로터(8)의 직경 방향) 및 로터(8)의 축방향을 포함하는 평면에 따른 부분적인 단면의 모식도이다.
도 5에 도시되는 바와 같이, 각 터뷸레이터(34)는 패스(60)의 내벽면(63)에 마련되어 있고, 해당 터뷸레이터(34)의 해당 내벽면(63)을 기준으로 한 높이는 e이다. 또한, 도 5 및 도 6에 도시되는 바와 같이, 패스(60)에 있어서, 복수의 터뷸레이터(34)는 피치(P)의 간격으로 마련되어 있다. 또한, 도 6에 도시되는 바와 같이, 패스(60)에 있어서의 냉각 유체의 유동 방향(도 6의 화살표(LF))과, 각 터뷸레이터(34) 사이에 이루어진 각도(단, 예각; 이하, 「경사각」이라고도 말함)는, 경사각(θ)이다.
패스(60)에 상술의 터뷸레이터(34)가 마련되어 있으면, 냉각 유체가 패스(60)를 흐를 때에, 터뷸레이터(34) 근방에서 소용돌이의 발생 등의 유동의 혼란이 촉진된다. 즉, 터뷸레이터(34)를 타고 넘은 냉각 유체는, 하류측에 배치된 인접한 터뷸레이터(34) 사이에 와류를 형성한다. 이에 의해, 냉각 유체의 유동 방향에 있어서 이웃하는 터뷸레이터(34)끼리의 중간 위치 부근에서는, 냉각 유체의 난류를 형성하는 와류가 패스(60)의 내벽면(63)에 접촉하고, 냉각 유체와, 날개체(42) 사이의 열 전달률을 증대시킬 수 있어서, 터빈 날개(40)를 효과적으로 냉각할 수 있다.
즉, 가스 터빈의 고출력화에 수반하여, 터빈 날개에 걸리는 열부하가 증대하므로, 터빈 날개를 지지하는 기단(50)측의 제 2 단부(102)에 있어서의 배복 방향의 날개 폭을 크게 하면서, 선단(48)측의 제 1 단부(101)를 소형화하고 싶은 경우가 있다. 그 경우, 제 1 단부(101)측의 날개 폭을 작게, 제 2 단부(102)측의 날개 폭을 크게 하는 날개 형상을 선정하기 위해, 날개체의 내부에 배치된 냉각 유로는 제 1 단부(101)측의 냉각 유로의 유로 단면적은 작게, 제 2 단부(102)측의 냉각 유로의 유로 단면적은 크게 선정하게 된다. 터뷸레이터(34)는 냉각 유로의 내벽면의 열전달을 증대시키기 위한 난류 촉진 부재이며, 냉각 유로의 유로 단면적의 변화에 따라, 적정한 터뷸레이터의 높이(e), 피치(P), 경사각(θ)을 선택하여, 날개체에 대해서 최대한의 냉각 성능을 발휘시키는 것이 중요하다.
터뷸레이터(34)에 의한 열 전달률의 향상 효과는, 터뷸레이터의 높이(e), 피치(P), 경사각(θ) 및 패스(통로)의 통로 폭(D)에 따라 변화한다.
예를 들어, 터뷸레이터(34)의 경사각(θ)에 의해, 냉각 유체의 와류의 발생 상태가 변화하고, 날개 내벽과의 사이의 열 전달률에 영향을 준다. 또한, 터뷸레이터(34)의 피치(P)와 비교하여, 터뷸레이터의 높이(e)가 너무 높은 경우, 와류가 내벽면(63)에 접촉하지 않는 경우가 있다. 따라서, 열 전달률과 터뷸레이터(34)의 경사각(θ) 및 열 전달률과 피치(P)와 높이(e)의 비율((P/e)) 사이에는, 후술과 같이 적정한 범위가 존재한다. 또한, 터뷸레이터(34)의 높이(e)가 통로 폭(D)과 비교하여 너무 높으면, 냉각 유체의 압력 손실을 증대시킨다. 한편, 터뷸레이터(34)의 높이(e)와 비교하여 배복 방향에 있어서의 패스(통로)의 통로 폭(D)이 너무 넓거나 하면, 와류에 의한 열 전달률의 증대 효과를 기대할 수 없고, 열 전달률을 저하시켜서, 냉각 성능을 저하시키는 원인이 된다. 즉, 냉각 유로의 형상의 변화에 따라, 높은 열 전달률이 얻어지는 터뷸레이터(34)의 적정한 높이(e), 피치(P), 경사각(θ)이 존재한다.
또한, 전연측 통로(36)에 마련되는 터뷸레이터(35)(전연측 터뷸레이터(35))에 의한 열 전달률의 향상 효과도, 상술의 터뷸레이터(34)의 경우와 마찬가지로, 터뷸레이터(35)의 경사각, 피치, 높이 및 배복 방향에 있어서의 전연측 통로(36)의 통로 폭에 따라 변화한다.
이하, 도 2 내지 도 4c, 및 도 7 내지 9를 참조하여, 몇 개의 실시형태에 따른 터빈 날개(40)의 특징에 대해서, 터뷸레이터(34)의 특징도 포함하여 보다 상세하게 설명하지만, 그 전에, 도 9를 참조하여, 일 실시형태에 따른 정익(24)(터빈 날개(40))의 구성에 대해서 설명한다.
여기서, 도 7은 도 2 내지 도 4c에 도시되는 동익(26)(터빈 날개(40))의 모식적인 단면도이며, 도 8은 도 7의 D-D 단면을 도시되는 모식도이다. 또한, 도 9는 일 실시형태에 따른 정익(24)(터빈 날개(40))의 모식적인 단면도이다. 도면 중 화살표(LF)는 냉각 유체의 유동의 방향을 나타낸다.
도 9에 도시되는 바와 같이, 일 실시형태에 따른 정익(24)(터빈 날개(40))은 날개체(42)와, 날개체(42)에 대해서 직경 방향 내측에 위치하는 내측 슈라우드(86)와, 날개체(42)에 대해서 직경 방향 외측에 위치하는 외측 슈라우드(88)를 구비하고 있다. 외측 슈라우드(88)는 터빈 차실(22)(도 1 참조)에 지지되고, 정익(24)은 외측 슈라우드(88)를 거쳐서 터빈 차실(22)에 지지된다. 날개체(42)는 외측 슈라우드(88)측(즉, 직경 방향 외측)에 위치하는 외측단(52)과, 내측 슈라우드(86)측(즉, 직경 방향 내측)에 위치하는 내측단(54)을 갖는다.
정익(24)의 날개체(42)는 외측단(52)으로부터 내측단(54)에 걸쳐서 전연(44) 및 후연(46)을 갖고, 날개체(42)의 날개면은 외측단(52)과 내측단(54) 사이에 있어서, 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 압력면(복면)(56)과 부압면(배면)(58)을 포함한다.
정익(24)의 날개체(42)의 내부에는, 복수의 패스(60)에 의해 형성되는 서펜타인 유로(61)가 형성된다. 도 9에 도시되는 예시적인 실시형태에서는, 5개의 패스(60a 내지 60e)에 의해 서펜타인 유로(61)가 형성되어 있다. 패스(60a 내지 60e)는 전연(44)측으로부터 후연(46)측을 향해 이 순서로 배열되어 있다.
도 9에 도시되는 정익(24)(터빈 날개(40))에서는, 냉각 유체는 외측 슈라우드(88)의 내부에 형성된 내부 유로(도시되지 않음)를 거쳐서 서펜타인 유로(61)에 도입되고, 복수의 패스(60)를 하류측을 향해 순서대로 흐른다. 그리고, 복수의 패스(60) 중, 냉각 유체의 유동 방향의 가장 하류측의 최종 패스(66)(패스(60e))를 흐르는 냉각 유체는, 날개체(42)의 내측단(54)측(내측 슈라우드(86)측)에 마련된 출구 개구(64)를 거쳐서 정익(24)(터빈 날개(40))의 외부의 연소 가스 유로(28)에 유출하거나, 또는 후술하는 후연부(47)의 냉각 구멍(70)으로부터 연소 가스 중에 배출되도록 되어 있다.
정익(24)에 있어서, 복수의 패스(60) 중 적어도 몇 개의 내벽면에는, 상술한 터뷸레이터(34)가 마련되어 있다. 도 9에 도시되는 예시적인 실시형태에서는, 복수의 패스(60)의 각각의 내벽면에, 복수의 터뷸레이터(34)가 마련되어 있다.
정익(24)에 있어서, 날개체(42)의 후연부(47)에는, 날개 높이 방향을 따라서 배열하도록, 복수의 냉각 구멍(70)이 형성되어 있어도 좋다.
정익(24)의 날개체(42)는 날개 높이 방향에 있어서의 양단부인 제 1 단부(101) 및 제 2 단부(102)를 갖는다. 이 중 제 1 단부(101)는 날개체(42)의 내측단(54)측의 단부이며, 제 2 단부(102)는 날개체(42)의 외측단(52)측의 단부이다. 즉, 정익(24)에 있어서, 제 1 단부(101)는 제 2 단부(102)의 직경 방향 내측에 위치한다.
정익(24)(터빈 날개(40))에 있어서의 날개체(42)의 배복 방향의 날개 폭은, 외측단(52)측(제 2 단부(102)측)에 있어서, 내측단(54)측(제 1 단부(101)측)보다 크게 되어 있다. 즉, 날개체(42)에 있어서, 제 2 단부(102)쪽이 제 1 단부(101)에 비해 날개 폭이 크게 되어 있다.
또한, 특별히 도시하지 않지만, 패스(60)의 통로 폭(D)에 대해서는, 상술한 동익(26)의 경우와 마찬가지로, 제 2 단부(102)(즉, 외측단(52)측)에 있어서의 날개체(42)의 배복 방향에 있어서의 서펜타인 유로(61)의 각 패스(60)의 통로 폭(D2)은, 제 1 단부(101)(즉, 내측단(54)측)에 있어서의 통로 폭(D1)보다 크다. 통로 폭(D)은 날개 높이 방향에 있어서 제 1 단부(101)측으로부터 제 2 단부(102)측을 향함에 따라, 서서히 증대하도록 되어 있어도 좋다.
또한, 패스(60)의 각각의 유로 단면적은 날개 높이 방향에 있어서 상기 제 1 단부로부터 상기 제 2 단부에 가까워짐에 따라 증대하도록 되어 있어도 좋다. 또한, 전술한 등가 직경(ED)의 사고방식은, 정익(24)의 통로 폭(D)에도 적용할 수 있다.
다음에, 도 2 내지 도 4c, 및 도 7 내지 도 9를 참조하여 몇 개의 실시형태에 따른 터빈 날개(40)의 보다 구체적인 특징에 대해서 설명한다.
몇 개의 실시형태에 따른 터빈 날개(40)(동익(26) 또는 정익(24))에서는, 패스(60a 내지 60f) 중 적어도 1개인 냉각 통로(59)에 마련된 복수의 터뷸레이터(34)의 높이는, 날개 높이 방향에 있어서 제 1 단부(101)측(동익(26)에 있어서의 선단(48)측, 정익(24)에 있어서의 내측단(54)측)으로부터 제 2 단부(102)(동익(26)에 있어서의 기단(50)측, 정익(24)에 있어서의 외측단(52)측)측을 향함에 따라 높아지는 것을 특징으로 한다. 즉, 날개 높이 방향에 있어서, 제 1 단부(101)측으로부터 제 2 단부(102)측을 향함에 따라, 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)이 증대함에 따라, 터뷸레이터(34)의 높이(e)가 높아진다. 또는, 날개 높이 방향에 있어서, 제 1 단부(101)측으로부터 제 2 단부(102)측을 향함에 따라, 냉각 통로(59)의 유로 단면적이 증대함에 따라, 터뷸레이터(34)의 높이(e)(냉각 통로(59)의 내벽면(63)을 기준으로 한 높이)가 높아진다.
복수의 터뷸레이터(34)의 높이는 날개 높이 방향에 있어서, 터뷸레이터(34)마다 서서히 변화하도록 되어 있어도 좋다. 즉, 날개 높이 방향 위치가 상이한 임의의 2개의 터뷸레이터(34) 중, 제 2 단부(102)에 가까운 측의 일방의 터뷸레이터(34)의 높이(e)가, 타방의 터뷸레이터(34)(즉, 제 1 단부(101)에 가까운 측의 터뷸레이터(34))의 높이보다 높아지도록, 해당 냉각 통로(59)에 마련된 복수의 터뷸레이터(34)의 각각의 높이(e)가 설정되어 있어도 좋다.
또는, 복수의 터뷸레이터(34)의 높이는 날개 높이 방향의 영역마다 단계적으로 변화하도록 되어 있어도 좋다. 즉, 냉각 통로(59)를 날개 높이 방향의 복수의 영역으로 구분하여, 각 날개 높이 방향 영역에 속하는 터뷸레이터(34)는 동일한 높이(e)가 되도록 하고, 제 2 단부(102)에 보다 가까운 날개 높이 방향 영역에 속하는 터뷸레이터(34)의 높이(e)가, 그보다 제 1 단부(101)에 보다 가까운 날개 높이 방향 영역에 속하는 터뷸레이터(34)의 높이(e)보다 높아지도록, 복수의 터뷸레이터(34)의 각각의 높이(e)가 설정되어 있어도 좋다.
이와 같이, 복수의 터뷸레이터(34)의 높이가 날개 높이 방향의 영역마다 변화하는 경우의 일례에 대해서, 도 8을 참조하여 설명한다. 여기서, 도 8은 서펜타인 유로(61)를 구성하는 냉각 통로(59) 중 하나(본 명세서에서는, 동익(26)의 서펜타인 유로(61A)의 패스(60b))의 단면을 도시하는 도면이다.
도 8에 도시되는 예시적인 냉각 통로(59)는, 날개 높이 방향으로 3개의 영역으로 구분되어 있다. 그리고, 이 냉각 통로(59)에 마련된 복수의 터뷸레이터(34)는 상술의 3개의 영역 중, 가장 제 1 단부(101)에 가까운 영역(선단(48)측의 영역)에 속하는 터뷸레이터(34a)와, 가장 제 2 단부(102)에 가까운 영역(기단(50)측의 영역)에 속하는 터뷸레이터(34c)와, 이들 2개 사이의 영역(중간 영역)에 속하는 터뷸레이터(34b)를 포함한다.
선단(48)측의 영역에 속하는 터뷸레이터(34a)의 위치에 있어서의 냉각 통로(59)의 배복 방향에 있어서의 대표적인 통로 폭(Da), 중간 영역에 속하는 터뷸레이터(34b)의 위치에 있어서의 냉각 통로(59)의 배복 방향에 있어서의 대표적인 통로 폭(Db), 및 기단(50)측의 영역에 속하는 터뷸레이터(34c)의 위치에 있어서의 냉각 통로(59)의 배복 방향에 있어서의 대표적인 통로 폭(Dc)은, Da＜Db＜Dc의 관계를 만족한다.
또한, 각 영역에 있어서의 냉각 통로(59)의 배복 방향에 있어서의 대표적인 통로 폭(D)이란, 해당 영역에 속하는 터뷸레이터(34)의 각각의 날개 높이 방향의 위치에 있어서의 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)의 평균값이어도 좋다.
또한, 각 날개 높이 방향의 영역에 속하는 복수의 터뷸레이터(34a, 34b, 34c)는, 각각 동일한 높이를 갖고, 선단(48)측의 영역에 속하는 터뷸레이터(34a)의 높이(ea), 중간 영역에 속하는 터뷸레이터(34b)의 높이(eb), 및 기단(50)측의 영역에 속하는 터뷸레이터(34c)의 높이(ec)는, ea＜eb＜ec의 관계를 만족한다.
이와 같이, 냉각 통로(59)에 마련된 복수의 터뷸레이터(34)의 높이(e)는, 날개 높이 방향의 영역마다 단계적으로 변화하도록 되어 있어도 좋다.
또한, 도 7에 도시되는 터빈 날개(40)(동익(26)) 및 도 9에 도시되는 터빈 날개(40)(정익(24))에서는, 서펜타인 유로(61)를 구성하는 패스(60a 내지 60f) 중, 최종 패스(66)(도 7에 있어서의 패스(60f), 및 도 9에 있어서의 패스(60e)) 이외의 냉각 통로(59)에 대해서, 도 8의 예와 마찬가지로, 복수의 터뷸레이터(34)는 날개 높이 방향의 영역마다 단계적으로 변화하도록 되어 있다.
또한, 도 8에 도시되는 예에서는, 냉각 통로(59)는 날개 높이 방향에 있어서 3개의 영역으로 구분되고, 터뷸레이터(34)의 높이는 3단계로 변화하도록 되어 있었지만, 다른 예에서는(다른 냉각 통로(59)에서는), 냉각 통로(59)는 날개 높이 방향에 있어서 n개의 영역으로 구분되고, 터뷸레이터(34)의 높이는 n단계로 변화하도록 되어 있어도 좋다(단, n는 2 이상의 정수).
또한, 도 7에 도시되는 동익(26)에 있어서의 패스(60a 내지 60e)(냉각 통로), 및 도 9에 도시되는 정익(24)에 있어서의 패스(60a 내지 60d)(냉각 통로)는 각각, 날개 높이 방향에 있어서 n개(단, n은 2 이상 5 이하)의 영역으로 구분되고, 터뷸레이터(34)의 높이는 날개 높이 방향에 있어서 n단계로 변화하도록 되어 있다.
냉각 통로(59)의 내벽면(63)에 터뷸레이터(34)를 마련하는 것에 의해, 해당 내벽면(63)이 터뷸레이터(34)가 없는 평활면인 경우에 비해 냉각 유체와 터빈 날개(40) 사이의 열 전달률이 향상한다. 그렇지만, 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)이 날개 높이 방향에 있어서 변화하는 경우에 있어서, 터뷸레이터(34)의 높이(e)를 일정하게 하여 동일한 높이로 해버리면, 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)이 비교적 넓은 날개 높이 방향의 위치에 있어서는, 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)이 비교적 좁은 날개 높이 방향의 위치에 비해, 열 전달률을 향상시키는 효과가 저하해버린다. 이는, 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)에 대해서 터뷸레이터(34)의 높이가 상대적으로 낮아지면, 상대적으로 폭이 넓은 냉각 통로(59)를 흐르는 냉각 유체에 있어서 난류를 형성하는 와류를 효과적으로 생성하는 것이 어려워지기 때문이다.
이 점, 상술한 실시형태에서는, 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)이 날개 높이 방향으로 변화해도, 날개면에 있어서의 열 전달률이 유지되도록, 터뷸레이터(34)의 높이(e)를 선정하는 것이 바람직하다. 날개 높이 방향에 있어서 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)이 비교적 작은 제 1 단부(101)로부터 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)이 비교적 큰 제 2 단부(102)에 가까워짐에 따라, 날개면에 있어서의 열 전달률이 유지되도록, 터뷸레이터(34)의 높이가 높아지도록 하였다. 그 결과, 제 2 단부(102)측에 있어서, 터뷸레이터(34)에 의해 와류를 효과적으로 생성할 수 있고, 터뷸레이터(34)에 의한 열 전달률의 향상 효과를 제 1 단부(101)측과 동일한 정도로 얻을 수 있다.
한편, 통로 폭(D)이 큰 제 2 단부(102)측과 비교하여, 통로 폭(D)이 작은 제 1 단부(101)측의 터뷸레이터 높이(e)를 적정한 높이보다 높게 하는 것은, 냉각 유체의 압력 손실의 증대의 점에서 바람직하지 않다. 상술한 실시형태에서는, 날개 높이 방향의 제 1 단부(101)측에 있어서, 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)이 작아지는 동시에, 터뷸레이터(34)의 높이(e)를 낮게 설정하여 있다. 그 때문에, 냉각 유로를 흐르는 냉각 유체의 압력 손실의 점에서, 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)이 비교적 좁아지기 때문에 압력 손실이 커지는 경향이 있는 제 1 단부(101)측에 있어서, 터뷸레이터(34)의 존재에 의한 압력 손실의 증가를 억제할 수 있다.
따라서, 상술의 실시형태에 의하면, 날개 높이 방향에 있어서 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)이 변화하는 터빈 날개(40)를 효율적으로 냉각할 수 있다.
몇 개의 실시형태에서는, 상술의 냉각 통로(패스(60a 내지 60f) 중 적어도 1개)에 마련된 복수의 터뷸레이터(34) 중, 임의의 하나의 터뷸레이터(34)의 높이(e)와, 해당 터뷸레이터(34)의 날개 높이 방향의 위치에 있어서의 해당 냉각 통로(59)의 배복 방향에 있어서의 통로 폭(D)의 비((e/D))와, 해당 냉각 통로(59)에 마련된 복수의 터뷸레이터(34)(즉, 해당 냉각 통로(59)에 마련된 모든 터뷸레이터(34))에 대한 상기 비((e/D))의 평균((e/D)AVE)은, 0.5≤(e/D)/(e/D)AVE≤2.0의 관계를 만족한다.
또한, 몇 개의 실시형태에서는, 상술의 (e/D)와 (e/D)AVE는, 0.9≤(e/D)/(e/D)AVE≤1.1을 만족하고 있어도 좋다.
또는, 몇 개의 실시형태에서는, 상술의 (e/D)와 (e/D)AVE는, (D1/D2)≤(e/D)/(e/D)AVE≤(D2/D1)를 만족하고 있어도 좋다. 여기서, D1는, 복수의 터뷸레이터(34) 중, 날개 높이 방향에 있어서 가장 제 1 단부(101)측에 위치하는 터뷸레이터(34)의 위치에 있어서의 냉각 통로(59)의 통로 폭이다. D2는, 날개 높이 방향에 있어서 가장 제 2 단부(102)측에 위치하는 터뷸레이터(34)의 위치에 있어서의 냉각 통로(59)의 통로 폭이다.
또한, 상술의 냉각 통로(59)에 마련된 복수의 터뷸레이터(34)의 각각(모두)에 대해서, 상기 관계식의 관계가 성립하도록 되어 있어도 좋다.
상술의 실시형태에서는, 냉각 통로(59)에 마련된 복수의 터뷸레이터(34) 중 임의의 터뷸레이터(34)에 관한 (e/D)이, 해당 냉각 통로에 마련된 모든 복수의 터뷸레이터의 (e/D)의 평균인 (e/D)AVE에 가까운 값이 되도록 설정하여 있다. 또는, 날개 높이 방향에 있어서 제 1 단부(101)로부터 제 2 단부(102)를 향해서, 상기 (e/D)의 변화가 냉각 통로의 통로 폭(D)의 변화보다 작아지도록 설정하여 있다. 따라서, 날개 높이 방향에 있어서의 열 전달률의 극단적인 저하나 압력 손실의 극단적인 증대를 억제할 수 있고, 날개 벽의 메탈 온도의 불균일 분포를 억제하면서, 효과적으로 터빈 날개(40)를 냉각할 수 있다.
몇 개의 실시형태에서는, 상술의 냉각 통로(59)(패스(60a 내지 60f) 중 적어도 1개)에 마련된 복수의 터뷸레이터(34) 중, 날개 높이 방향에 있어서 가장 제 1 단부(101)측에 위치하는 터뷸레이터(34)의 위치에 있어서의 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)을 D1로 하고, 날개 높이 방향에 있어서 가장 제 2 단부(102)측에 위치하는 터뷸레이터(34)의 위치에 있어서의 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)을 D2로 했을 때, 상기 통로 폭(D1)과 상기 통로 폭(D2)의 비((D2/D1))는, 1.5≤(D2/D1)의 관계를 만족한다.
또는, 상기 통로 폭(D1)과 상기 통로 폭(D2)은, 2.0≤(D2/D1)의 관계를 만족하고 있어도 좋다.
또는, 상기 통로 폭(D1)과 상기 통로 폭(D2)은, 2.5≤(D2/D1)의 관계를 만족하고 있어도 좋다.
상술의 실시형태에서는, 제 2 단부(102)측의 냉각 통로(59)의 통로 폭(D2)이, 제 1 단부(101)측의 냉각 통로(59)의 통로 폭(D1)보다 큰 폭으로 큰 터빈 날개(40)에 있어서, 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)이 큰 제 2 단부(102)측의 날개 높이 방향의 위치에 있어서 터뷸레이터(34)의 높이가 높아지도록 하였으므로, 날개 높이 방향에 있어서 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)이 변화하는 터빈 날개(40)를 효율적으로 냉각할 수 있다.
몇 개의 실시형태에서는, 상술의 냉각 통로(59)(패스(60a 내지 60f) 중 적어도 1개)에 마련된 복수의 터뷸레이터(34) 중, 날개 높이 방향에 있어서 이웃하는 한 쌍의 터뷸레이터(34)의 날개 높이 방향에 있어서의 피치(P)는, 날개 높이 방향에 있어서 제 1 단부(101)로부터 제 2 단부(102)에 가까워짐에 따라 증대한다.
터뷸레이터(34)에 의한 열 전달률의 향상 효과는, 날개 높이 방향에 있어서 이웃하는 터뷸레이터(34) 사이의 피치(P)에 따라 변화하고, 높은 열 전달률이 얻어지는 터뷸레이터(34)의 피치(P)와 높이(e)의 비((P/e))가 존재한다. 이 점, 상술의 실시형태에 의하면, 날개 높이 방향에 있어서 제 1 단부(101)로부터 제 2 단부(102)에 가까워짐에 따라, 즉, 터뷸레이터(34)의 높이(e)가 높아짐에 따라, 날개 높이 방향에 있어서 이웃하는 터뷸레이터(34) 사이의 피치(P)가 증대하도록 하고 있다. 그 때문에, 해당 냉각 통로(59) 내에서 터뷸레이터(34)가 마련된 날개 높이 방향의 제 1 단부(101)로부터 제 2 단부(102)까지의 전체 범위에 있어서 높은 열 전달률을 얻을 수 있다.
또한, 상술의 실시형태에 있어서, 날개 높이 방향에 있어서 이웃하는 한 쌍의 터뷸레이터(34)의 날개 높이 방향에 있어서의 피치(P)는, 날개 높이 방향에 있어서, 한 쌍의 터뷸레이터(34)마다 서서히 변화하도록 되어 있어도 좋다. 즉, 날개 높이 방향 위치가 상이한 임의의 2조의 한 쌍의 터뷸레이터(34) 중, 제 2 단부(102)에 가까운 측의 일방의 한 쌍의 터뷸레이터(34)의 피치(P)가, 타방의 한 쌍의 터뷸레이터(34)(즉, 제 1 단부(101)에 가까운 측의 한 쌍의 터뷸레이터(34))의 피치(P)보다 커지도록, 해당 냉각 통로(59)에 마련된 복수의 터뷸레이터(34)의 각각의 피치(P)가 설정되어 있어도 좋다.
또는, 날개 높이 방향에 있어서 이웃하는 한 쌍의 터뷸레이터(34)의 날개 높이 방향에 있어서의 피치(P)는, 날개 높이 방향의 영역마다 단계적으로 변화하도록 되어 있어도 좋다. 즉, 냉각 통로(59)를 날개 높이 방향의 복수의 영역으로 구분하고, 각 날개 높이 방향의 영역에 속하는 복수의 터뷸레이터(34)에 대해서는 동일한 피치(P)가 되도록 하고, 제 2 단부(102)에 보다 가까운 날개 높이 방향 영역에 속하는 복수의 터뷸레이터(34)의 피치(P)가, 그보다 제 1 단부(101)에 보다 가까운 날개 높이 방향 영역에 속하는 터뷸레이터(34)의 피치(P)보다 커지도록, 해당 냉각 통로(59)에 마련된 복수의 터뷸레이터(34)의 각각의 피치(P)가 설정되어 있어도 좋다.
예를 들어, 도 8에 도시되는 예시적인 냉각 통로(59)는 상술한 바와 같이, 날개 높이 방향에 3개의 영역으로 구분되어 있고, 이 냉각 통로(59)에 마련된 복수의 터뷸레이터(34)는 가장 제 1 단부(101)에 가까운 영역(선단(48)측의 영역)에 속하는 터뷸레이터(34a)와, 가장 제 2 단부(102)에 가까운 영역(기단(50)측의 영역)에 속하는 터뷸레이터(34c)와, 이들 2개의 사이의 영역(중간 영역)에 속하는 터뷸레이터(34b)를 포함한다.
선단(48)측의 영역에 속하는 복수의 터뷸레이터(34a)의 피치(Pa), 중간 영역에 속하는 복수의 터뷸레이터(34b)의 피치(Pb), 및 기단(50)측의 영역에 속하는 복수의 터뷸레이터(34c)의 피치(Pb)는, Pa＜Pb＜Pc의 관계를 만족한다.
이와 같이, 냉각 통로(59)에 마련된 복수의 터뷸레이터(34)의 피치(P)는, 날개 높이 방향의 영역마다 단계적으로 변화하도록 되어 있어도 좋다.
즉, 어떤 냉각 통로(59)에 있어서, 해당 냉각 통로(59)는 날개 높이 방향에 있어서 n개의 영역으로 구분되고, 터뷸레이터(34)의 피치(P)는 n단계로 변화하도록 되어 있어도 좋다(단, n는 2 이상의 정수).
몇 개의 실시형태에서는, 상술의 냉각 통로(59)(패스(60a 내지 60f) 중 적어도 1개)에 마련된 복수의 터뷸레이터(34) 중, 날개 높이 방향에 있어서 이웃하는 임의의 한 쌍의 터뷸레이터(34) 사이의 피치(P)와, 해당 한 쌍의 터뷸레이터(34)의 높이의 평균(ea)의 비((P/ea))와, 복수의 터뷸레이터(34)에 대한 상기 비((P/ea))의 평균((P/ea)AVE)은, 0.5≤(P/ea)/(P/ea)AVE≤2.0의 관계를 만족한다.
또한, 몇 개의 실시형태에서는, 상술의 (P/ea)와 (P/ea)AVE는, 0.9≤(P/ea)/(P/ea)AVE≤1.1을 만족하고 있어도 좋다.
상술의 실시형태에서는, 냉각 통로(59)에 마련된 복수의 터뷸레이터(34) 중 임의의 한 쌍의 터뷸레이터(34)에 관한 (P/ea)이, 해당 냉각 통로(59)에 마련된 복수의 터뷸레이터(34)(모든 터뷸레이터(34))에 관한 (P/ea)의 평균인 (P/ea)AVE에 가까운 값이 되도록 하였으므로, 날개 높이 방향에 있어서 제 1 단부(101)로부터 제 2 단부(102)에 가까워짐에 따라, 즉, 터뷸레이터(34)의 높이(e)가 높아짐에 따라, 이웃하는 터뷸레이터(34) 사이의 피치(P)가 증대하는 경향이 된다. 따라서, (P/ea) 또는 (P/ea)AVE를 적절히 설정함으로써, 해당 냉각 통로(59) 내에서 터뷸레이터(34)가 마련된 날개 높이 방향 범위에 있어서 높은 열 전달률을 얻을 수 있다.
몇 개의 실시형태에서는, 상술의 냉각 통로(59)(패스(60a 내지 60f) 중 적어도 1개)에 있어서의 냉각 유체의 유동 방향에 대한 임의의 터뷸레이터(34)의 경사각(θ)과, 복수의 터뷸레이터(해당 냉각 통로(59)에 마련된 모든 터뷸레이터)에 대한 경사각(θ)의 평균((θAVE))은, 0.5≤θ／θAVE≤2.0의 관계를 만족한다.
터뷸레이터(34)에 의한 열 전달률의 향상 효과는, 냉각 통로(59)에 있어서의 냉각 유체의 유동 방향에 대한 터뷸레이터(34)의 경사각(θ)에 따라 변화하고, 높은 열 전달률이 얻어지는 터뷸레이터(34)의 경사각이 존재한다. 이 점, 상술의 실시형태에 의하면, 날개 높이 방향으로 터뷸레이터(34)의 경사각(θ)이 거의 일정하게 되도록 하였으므로, 냉각 통로(59) 내에서 터뷸레이터(34)가 마련된 날개 높이 방향의 범위에 있어서 높은 열 전달률을 얻을 수 있다.
몇 개의 실시형태에서는, 상술의 냉각 통로(59)는 서펜타인 유로(61)를 구성하는 복수의 패스(60a 내지 60f) 중, 최종 패스(동익(26)에 있어서의 패스(60f)(도 7 참조), 정익(24)에 있어서의 패스(60e)(도 9 참조)) 이외의 패스(60) 중 적어도 1개이다. 최종 패스(도 7의 패스(60f), 도 9의 패스(60e))의 배측(부압면(58)) 및 복측(정압면(56))의 내벽면(63)에는, 날개 높이 방향을 따라서 배열된 복수의 최종 패스 터뷸레이터(37)가 마련되어 있다.
그리고, 터뷸레이터(34) 또는 최종 패스 터뷸레이터(37)의 높이를 e로 하고, 해당 터뷸레이터(34) 또는 최종 패스 터뷸레이터(37)의 날개 높이 방향의 위치에 있어서의 냉각 통로(59) 또는 최종 패스(66)의 배복 방향에 있어서의 통로 폭을 D로 했을 때, 하기 식(II)의 관계가 성립된다.
[((e/D)E1)/(e/D)AVE]＜[(e/D)T_E1/(e/D)T_AVE] ···(II)
상기 식(II)에 있어서, (e/D)E1는, 복수의 터뷸레이터(34) 중, 날개 높이 방향에 있어서 가장 제 1 단부(101)측에 위치하는 터뷸레이터(34T)(도 7 및 도 9 참조)에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비이며, (e/D)AVE는, 복수의 터뷸레이터(34)에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비((e/D))의 평균이며, (e/D)T_E1는, 복수의 최종 패스 터뷸레이터(37) 중, 날개 높이 방향에 있어서 가장 제 1 단부(101)측에 위치하는 최종 패스 터뷸레이터(37T)(도 7 및 도 9 참조)에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비이며, (e/D)T_AVE는, 복수의 최종 패스 터뷸레이터(37)에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비((e/D)T)의 평균이다.
이미 설명한 바와 같이, 최종 패스(66) 이외의 패스(60)인 냉각 통로(59)에 마련된 터뷸레이터(34)에 대해서는, 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)이 비교적 좁은 제 1 단부(101)측으로부터 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)이 비교적 넓은 제 2 단부(102)측을 향함에 따라 터뷸레이터(34)의 높이(e)가 높아지기 때문에, 터뷸레이터(34)의 높이(e)와 통로 폭(D)의 비((e/D))가 일정에 가깝게 되는 경향이 된다(즉, 상기 관계식의 좌변이 1에 가깝게 된다). 이것으로부터, 상술의 관계식은 최종 패스(66)에서는, 날개 높이 방향에 있어서 제 2 단부(102)측으로부터 제 1 단부(101)측을 향함에 따라, 최종 패스(66)의 통로 폭(D)이 감소하는 것에 대해, 최종 패스 터뷸레이터(37)의 높이(e)는 상기 통로 폭(D)만큼 감소하지 않는 것을 의미한다.
즉, 상술의 실시형태에서는, 서펜타인 유로(61)의 최종 패스(66)에서는, 복수의 최종 패스 터뷸레이터(37)의 높이(e)가, 다른 패스(60)와 비교하여 날개 높이 방향에 있어서 그만큼 크게 변화하지 않는다. 즉, 후연부(47) 근방의 최종 패스(66)에서는, 최종 패스(66)의 통로 폭(D)이 좁아져서, 전술의 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)에 대응시킨 터뷸레이터 높이(e)를 선정하는 것이 어렵다. 즉, 최종 패스(66)의 통로 폭(D)에 대해서 최종 터뷸레이터(37)의 높이(e)가 너무 작아져서, 터뷸레이터의 가공이 곤란하게 되는 경우가 있다. 그래서, 최종 패스(66)를 흐르는 냉각 유체의 압력 손실이 허용되는 범위에서, 통로 폭(D)에 대한 터뷸레이터(34)의 적정한 높이(e)보다 상대적으로 높이(e)가 큰 최종 터뷸레이터(37)를 선정하는 경우가 있다. 최종 패스(66)에 형성되는 최종 터뷸레이터(37)는, 최종 패스(66) 이외의 다른 패스(60)의 터뷸레이터(34)보다 높이(e)가 작아지지만, 높이(e)와 통로 폭(D)의 비((e/D))는 다른 패스(60)에 적용되는 높이(e)와 통로 폭(D)의 비((e/D))보다 커진다. 또한, 전술과 같이, 최종 터뷸레이터(37)의 피치(P)와 높이(e)의 비((P/e))는, 날개 높이 방향으로 일정하게 되도록 선정된다. 최종 터뷸레이터(37)의 높이(e)는 다른 패스(60)보다 작아지므로, 배치되는 최종 터뷸레이터(37)의 수가 다른 패스보다 많아진다. 따라서, 높이(e)와 통로 폭(D)의 비((e/D))와 피치(P)와 높이(e)의 비((P/e))의 양면으로부터, 최종 패스(66)는 다른 패스(60)와 비교하여 열 전달률이 높아진다.
또한, 서펜타인 유로(61)에 있어서 냉각 유체가 비교적 고온이 되는 최종 패스(66)에 있어서, 제 2 단부(102)로부터 제 1 단부(101)를 향하는 동시에, 최종 패스(66)의 유로 단면적을 작게 하여, 다른 패스(60)보다 냉각 유체의 유속을 증대시킬 수 있다. 이에 의해, 최종 패스(66)에 있어서는, 냉각 통로(59)를 흐르는 냉각 유체의 유속의 증대 효과와, 최종 터뷸레이터(37)의 높이(e)와 통로 폭(D)의 비((e/D)) 및 최종 터뷸레이터(37)의 설치 수의 증대 효과가 중첩적으로 작용하여, 다른 패스(60)보다 열 전달률이 높은 냉각 통로(59)가 형성된다. 따라서, 열부하가 심한 최종 패스(66)를 흐르는 냉각 유체에 의해서 터빈 날개(40)를 보다 효과적으로 냉각할 수 있다.
몇 개의 실시형태에서는, 최종 패스(66)에 마련된 최종 패스 터뷸레이터(37)의 높이(e)는, 복수의 패스(60) 중, 최종 패스(66)에 대해서 냉각 유체의 유동 방향의 상류측에 인접하여 위치하는 동시에 최종 패스(66)와 서로 연통하는 상류측 냉각 통로의 터뷸레이터(34)의 높이 이하이다.
예를 들어, 도 7에 도시되는 동익(26)에 따른 실시형태에서는, 최종 패스(66)(패스(60f))에 대해서 냉각 유체의 유동 방향의 상류측에 인접하여 위치하고, 최종 패스(66)와 서로 연통하는 상류측 냉각 통로는, 패스(60e)이다. 그리고, 최종 패스(66)(패스(60f))에 마련된 최종 패스 터뷸레이터(37)의 높이는, 상류측 냉각 통로인 패스(60e)에 마련된 터뷸레이터(34)의 높이 이하이다.
또한, 예를 들면, 도 9에 도시되는 정익(24)에 따른 실시형태에서는, 최종 패스(66)(패스(60e))에 대해서 냉각 유체의 유동 방향의 상류측에 인접하여 위치하고, 최종 패스(66)와 서로 연통하는 상류측 냉각 통로는, 패스(60d)이다. 그리고, 최종 패스(66)(패스(60e))에 마련된 최종 패스 터뷸레이터(37)의 높이는, 상류측 냉각 통로인 패스(60d)에 마련된 터뷸레이터(34)의 높이 이하이다.
또한, 제 2 단부(102)에 있어서의 기단(50)을 기준으로 하여, 날개 높이 방향으로 제 1 단부(101)의 선단(48)까지의 사이의 높이가 동일한 위치에 있어서의 각 패스(60)의 터뷸레이터 높이(e)를 비교한 경우, 최종 패스(66)의 최종 터뷸레이터(37)의 높이(e)는 냉각 유체의 유동 방향의 상류측에 위치하는 다른 패스(60)의 동일한 날개 높이의 위치에 있어서의 터뷸레이터(34)의 높이(e) 이하가 되도록 선정되어 있다. 그 결과, 최종 터뷸레이터의 높은 열 전달률을 유지하면서, 최종 패스를 흐르는 냉각 유체에 주는 과대한 압력 손실의 발생을 억제할 수 있다.
상술의 실시형태에 의하면, 서펜타인 유로(61)에 있어서 가장 후연측에 위치하는 최종 패스(66)의 터뷸레이터(최종 패스 터뷸레이터(37))의 높이가, 해당 최종 패스(66)에 인접하여 연통하는 상류측 냉각 통로의 터뷸레이터의 높이 이하가 되도록 선정하였으므로, 서펜타인 유로(61)를 구성하는 복수의 패스(60) 중, 유로 면적이 비교적 좁고, 냉각 유체가 비교적 고온이 되는 최종 패스(66)에 있어서, 보다 다수의 터뷸레이터(최종 패스 터뷸레이터(37))를 마련할 수 있다. 이에 의해, 최종 패스(66)를 흐르는 냉각 유체에 의해서 터빈 날개(40)를 보다 효과적으로 냉각할 수 있다.
몇 개의 실시형태에서는, 냉각 통로(59)에 마련된 터뷸레이터(34) 또는 전연측 통로(36)에 마련된 전연측 터뷸레이터(35)의 높이를 e로 하고, 해당 터뷸레이터(34) 또는 전연측 터뷸레이터(35)의 날개 높이 방향의 위치에 있어서의 냉각 통로(59) 또는 전연측 통로(36)의 배복 방향에 있어서의 통로 폭을 D로 했을 때, 하기 식(III)이 성립된다.
[((e/D)E2)/(e/D)AVE]＞[(e/D)L_E2/(e/D)L_AVE] ···(III)
상기 식(III)에 있어서, (e/D)E2는, 복수의 터뷸레이터(34) 중, 날개 높이 방향에 있어서 가장 제 2 단부(102)측에 위치하는 터뷸레이터(34H)(도 7 참조)에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비이며, (e/D)AVE는, 복수의 터뷸레이터(34)에 대한 상기 높이(e)와 상기 통로 폭(D)의 비((e/D))의 평균이며, (e/D)L_E2는, 복수의 전연측 터뷸레이터(35) 중, 날개 높이 방향에 있어서 가장 제 2 단부(102)측에 위치하는 전연측 터뷸레이터(35H)에 대한 상기 높이(e)와 상기 통로 폭(D)의 비이며, (e/D)L_AVE는, 복수의 전연측 터뷸레이터(35)에 대한 상기 높이(e)와 상기 통로 폭(D)의 비((e/D)L)의 평균이다.
이미 설명한 바와 같이, 냉각 통로(59)에 마련된 터뷸레이터(34)에 대해서는, 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)이 비교적 좁은 제 1 단부(101)측으로부터 냉각 통로(59)의 통로 폭(D)이 비교적 넓은 제 2 단부(102)측을 향함에 따라 터뷸레이터의 높이(e)가 높아지기 때문에, 터뷸레이터(34)의 높이(e)와 통로 폭(D)의 비((e/D))가 일정에 가깝게 되는 경향이 된다(즉, 상기 관계식의 좌변이 1에 가깝게 됨). 이것으로부터, 상술의 관계식은 날개 높이 방향에 있어서 제 1 단부(101)측으로부터 제 2 단부(102)측을 향함에 따라, 최종 패스(66)의 통로 폭(D)이 증대하는 것에 대해, 전연측 터뷸레이터(35)의 높이(e)는 상기 통로 폭(D)만큼 증대하지 않는 것을 의미한다.
즉, 상술의 실시형태에 의하면, 전연측 통로(36)에서는, 복수의 전연측 터뷸레이터(35)의 높이(e)가 날개 높이 방향에 있어서 그만큼 변화하지 않는다. 따라서, 비교적 저온의 냉각 유체가 공급되는 전연측 통로(36)에 있어서, 냉각 유체의 유동의 상류측에 위치하는 제 2 단부(102)측에서의 터뷸레이터(전연측 터뷸레이터(35))에 의한 열 전달률의 향상 효과를 억제하여, 제 1 단부(101)측을 향해서 흐르는 냉각 유체의 온도 상승을 억제할 수 있다. 이에 의해, 터빈 날개(40)를 보다 효과적으로 냉각할 수 있다.
이상, 본 발명의 실시형태에 대해서 설명하였지만, 본 발명은 상술한 실시형태로 한정되지 않고, 상술한 실시형태에 변형을 가한 형태나, 이러한 형태를 적절하게 조합한 형태도 포함한다.
본 명세서에 있어서, 「어느 방향으로」, 「어느 방향을 따라서」, 「평행」, 「직교」, 「중심」, 「동심」 또는 「동축」 등의 상대적 또는 절대적인 배치를 나타내는 표현은, 엄밀하게 그러한 배치를 나타낼 뿐만 아니라, 공차, 또는 동일한 기능이 얻어지는 정도의 각도나 거리를 갖고 상대적으로 변위하여 있는 상태도 나타내는 것으로 한다.
예를 들어, 「동일」, 「동등하다」 및 「균질」 등의 사물이 동등한 상태인 것을 나타내는 표현은, 엄밀하게 동등한 상태를 나타낼 뿐만 아니라, 공차, 또는 동일한 기능이 얻어지는 정도의 차이가 존재하고 있는 상태도 나타내는 것으로 한다.
또한, 본 명세서에 있어서, 사각 형상이나 원통 형상 등의 형상을 나타내는 표현은, 기하학적으로 엄밀한 의미로의 사각 형상이나 원통 형상 등의 형상을 나타낼 뿐만 아니라, 동일한 효과가 얻어지는 범위에서, 요철부나 면취부 등을 포함하는 형상도 나타내는 것으로 한다.
또한, 본 명세서에 있어서, 하나의 구성요소를 「구비한다」, 「포함한다」, 또는 「갖는다」라고 하는 표현은, 다른 구성요소의 존재를 제외하는 배타적인 표현은 아니다.
1 : 가스 터빈 2 : 압축기
4 : 연소기 6 : 터빈
8 : 로터 10 : 압축기 차실
12 : 공기 취입구 16 : 정익
18 : 동익 20 : 케이싱
22 : 터빈 차실 24 : 정익
26 : 동익 28 : 연소 가스 유로
29 : 리브 30 : 배기실
31 : 리브 32 : 리브
33 : 리턴 유로 34 : 터뷸레이터
35 : 전연측 터뷸레이터 36 : 전연측 통로
38 : 출구 개구 37 : 최종 패스 터뷸레이터
40 : 터빈 날개 42 : 날개체
44 : 전연 46 : 후연
46a : 후연 단부면 47 : 후연부
48 : 선단 49 : 천장판
50 : 기단 52 : 외측단
54 : 내측단 56 : 압력면(복면)
58 : 부압면(배면) 59 : 냉각 통로
60, 60a 내지 60f : 패스 61, 61A, 61B : 서펜타인 유로
63 : 내벽면 64 : 출구 개구
66 : 최종 패스 70 : 냉각 구멍
80 : 플랫폼 82 : 익근부
84A, 84B : 내부 유로 85 : 내부 유로
86 : 내측 슈라우드 88 : 외측 슈라우드
101 : 제 1 단부 102 : 제 2 단부
D : 통로 폭 P : 터뷸레이터 피치
e : 터뷸레이터 높이 θ : 경사각

Claims (15)

  1. 날개 높이 방향에 있어서의 양단부인 제 1 단부와, 제 2 단부를 갖는 날개체와,
    상기 날개체의 내부에 있어서 상기 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 냉각 통로와,
    상기 냉각 통로의 내벽면에 마련되고, 상기 냉각 통로를 따라서 배열된 복수의 터뷸레이터를 구비하고,
    상기 제 2 단부에 있어서의 상기 날개체의 배복 방향에 있어서의 상기 냉각 통로의 통로 폭은, 상기 제 1 단부에 있어서의 상기 냉각 통로의 상기 통로 폭보다 크며,
    상기 복수의 터뷸레이터의 높이는 상기 날개 높이 방향에 있어서 상기 제 1 단부측으로부터 상기 제 2 단부측을 향함에 따라 높아지고,
    상기 냉각 통로는 상기 날개체의 내부에 형성된 서펜타인 유로를 구성하는 복수의 패스 중 하나인
    터빈 날개.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 복수의 터뷸레이터의 높이(e)와, 상기 복수의 터뷸레이터의 상기 날개 높이 방향의 위치에 있어서의 상기 냉각 통로의 상기 배복 방향에 있어서의 통로 폭(D)의 비((e/D))와, 상기 복수의 터뷸레이터에 대한 상기 비((e/D))의 평균((e/D)AVE)의 관계는, 0.5≤(e/D)/(e/D)AVE≤2.0을 만족하는
    터빈 날개.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 복수의 터뷸레이터 중, 상기 날개 높이 방향에 있어서 가장 상기 제 1 단부측에 위치하는 터뷸레이터의 위치에 있어서의 상기 냉각 통로의 상기 통로 폭을 D1로 하고, 상기 날개 높이 방향에 있어서 가장 상기 제 2 단부측에 위치하는 터뷸레이터의 위치에 있어서의 상기 냉각 통로의 상기 통로 폭을 D2로 했을 때, 상기 통로 폭(D1)과 상기 통로 폭(D2)의 비((D2/D1))는, 1.5≤(D2/D1)의 관계를 만족하는
    터빈 날개.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 날개 높이 방향에 있어서 이웃하는 한 쌍의 터뷸레이터의 상기 날개 높이 방향에 있어서의 피치는, 상기 날개 높이 방향에 있어서 상기 제 1 단부로부터 상기 제 2 단부를 향함에 따라 증대하는
    터빈 날개.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 복수의 터뷸레이터 중, 상기 날개 높이 방향에 있어서 이웃하는 한 쌍의 터뷸레이터 사이의 피치(P)와, 상기 한 쌍의 터뷸레이터의 높이의 평균(ea)의 비((P/ea))와, 상기 복수의 터뷸레이터에 대한 상기 비((P/ea))의 평균((P/ea)AVE)의 관계는, 0.5≤(P/ea)/(P/ea)AVE≤2.0을 만족하는
    터빈 날개.
  6. 삭제
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 냉각 통로는 상기 서펜타인 유로를 구성하는 상기 복수의 패스 중, 가장 후연측에 위치하는 최종 패스 이외의 패스이며,
    상기 최종 패스의 배측 및 복측의 내벽면에 마련되고, 상기 날개 높이 방향을 따라서 배열된 복수의 최종 패스 터뷸레이터를 구비하고,
    상기 터뷸레이터 또는 상기 최종 패스 터뷸레이터의 높이를 e로 하고, 상기 터뷸레이터 또는 최종 패스 터뷸레이터의 상기 날개 높이 방향의 위치에 있어서의 상기 냉각 통로 또는 상기 최종 패스의 상기 배복 방향에 있어서의 통로 폭을 D로 했을 때,
    상기 복수의 터뷸레이터 중, 상기 날개 높이 방향에 있어서 가장 상기 제 1 단부측에 위치하는 터뷸레이터에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비((e/D)E1)와, 상기 복수의 터뷸레이터에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비((e/D))의 평균((e/D)AVE)과, 상기 복수의 최종 패스 터뷸레이터 중, 상기 날개 높이 방향에 있어서 가장 상기 제 1 단부측에 위치하는 최종 패스 터뷸레이터에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비((e/D)T_E1)와, 그리고 상기 복수의 최종 패스 터뷸레이터에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비((e/D)T)의 평균((e/D)T_AVE)의 관계는,
    [(e/D)E1/(e/D)AVE)]＜[(e/D)T_E1/(e/D)T_AVE]
    를 만족하는
    터빈 날개.
  8. 제 1 항에 있어서,
    상기 냉각 통로는 상기 날개체의 내부에 형성된 서펜타인 유로를 구성하는 상기 복수의 패스 중, 가장 후연측에 위치하는 최종 패스 이외의 패스이며,
    상기 최종 패스의 배측 및 복측의 내벽면에 마련되고, 상기 날개 높이 방향을 따라서 배열된 복수의 최종 패스 터뷸레이터를 구비하고,
    상기 최종 패스의 상기 제 2 단부를 기준으로 한 날개 높이 방향에 있어서의 상기 최종 패스 터뷸레이터의 높이는, 냉각 유체의 유동 방향의 상류측에 위치하는 다른 패스의 날개 높이 방향의 동일한 위치에 있어서의 터뷸레이터의 높이 이하인
    터빈 날개.
  9. 제 1 항에 있어서,
    상기 냉각 통로는 상기 날개체의 내부에 형성된 서펜타인 유로를 구성하는 상기 복수의 패스 중, 가장 후연측에 위치하는 최종 패스 이외의 패스이며,
    상기 최종 패스의 배측 및 복측의 내벽면에 마련되고, 상기 날개 높이 방향을 따라서 배열된 복수의 최종 패스 터뷸레이터를 구비하고,
    상기 최종 패스의 상기 최종 패스 터뷸레이터의 높이는 상기 복수의 패스 중, 상기 최종 패스에 대해서 냉각 유체의 유동 방향의 상류측에 인접하여 위치하는 동시에 상기 최종 패스와 서로 연통하는 상류측 냉각 통로의 상기 터뷸레이터의 높이 이하인
    터빈 날개.
  10. 날개 높이 방향에 있어서의 양단부인 제 1 단부와, 제 2 단부를 갖는 날개체와,
    상기 날개체의 내부에 있어서 상기 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 냉각 통로와,
    상기 냉각 통로의 내벽면에 마련되고, 상기 냉각 통로를 따라서 배열된 복수의 터뷸레이터를 구비하고,
    상기 제 2 단부에 있어서의 상기 날개체의 배복 방향에 있어서의 상기 냉각 통로의 통로 폭은, 상기 제 1 단부에 있어서의 상기 냉각 통로의 상기 통로 폭보다 크며,
    상기 복수의 터뷸레이터의 높이는 상기 날개 높이 방향에 있어서 상기 제 1 단부측으로부터 상기 제 2 단부측을 향함에 따라 높아지고,
    상기 냉각 통로보다 상기 날개체의 전연측에 있어서 상기 날개체의 내부에 마련되고, 상기 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 전연측 통로와,
    상기 전연측 통로의 내벽면에 마련되고, 상기 날개 높이 방향을 따라서 배열된 복수의 전연측 터뷸레이터를 더 구비하고,
    상기 터뷸레이터 또는 상기 전연측 터뷸레이터의 높이를 e로 하고, 상기 터뷸레이터 또는 전연측 터뷸레이터의 상기 날개 높이 방향의 위치에 있어서의 상기 냉각 통로 또는 상기 전연측 통로의 상기 배복 방향에 있어서의 통로 폭을 D로 했을 때,
    상기 복수의 터뷸레이터 중, 상기 날개 높이 방향에 있어서 가장 상기 제 2 단부측에 위치하는 터뷸레이터에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비((e/D)E2)와, 상기 복수의 터뷸레이터에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비((e/D))의 평균((e/D)AVE)과, 상기 복수의 전연측 터뷸레이터 중, 상기 날개 높이 방향에 있어서 가장 상기 제 2 단부측에 위치하는 전연측 터뷸레이터에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비((e/D)L_E2)와, 그리고 상기 복수의 전연측 터뷸레이터에 대한 상기 높이와 상기 통로 폭의 비((e/D)L)의 평균((e/D)L_AVE)의 관계는,
    [(e/D)E2/(e/D)AVE]＞[(e/D)L_E2/(e/D)L_AVE]
    를 만족하는
    터빈 날개.
  11. 제 1 항에 있어서,
    상기 냉각 통로의 유로 단면적은 상기 날개 높이 방향에 있어서 상기 제 1 단부로부터 상기 제 2 단부를 향함에 따라 증대하는
    터빈 날개.
  12. 제 1 항에 있어서,
    상기 냉각 통로에 있어서의 냉각 유체의 유동 방향에 대한 상기 복수의 터뷸레이터의 경사각(θ)과, 상기 복수의 터뷸레이터에 대한 상기 경사각의 평균(θAVE)의 관계는, 0.5≤θ／θAVE≤2.0을 만족하는
    터빈 날개.
  13. 제 1 항에 있어서,
    상기 터빈 날개는 동익이며,
    상기 제 1 단부는 상기 제 2 단부의 직경 방향 외측에 위치하는
    터빈 날개.
  14. 제 1 항에 있어서,
    상기 터빈 날개는 정익이며,
    상기 제 1 단부는 상기 제 2 단부의 직경 방향 내측에 위치하는
    터빈 날개.
  15. 제 1 항 내지 제 5 항 및 제 7 항 내지 제 14 항 중 어느 한 항에 기재된 터빈 날개와,
    상기 터빈 날개가 마련되는 연소 가스 유로를 흐르는 연소 가스를 생성하기 위한 연소기를 구비하는
    가스 터빈.
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