KR102588778B1 - 터빈 동익 및 가스 터빈 - Google Patents

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미츠비시 파워 가부시키가이샤
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Abstract

복수의 냉각 구멍이 형성된 전연부를 구비하고, 상기 복수의 냉각 구멍은 날개 높이 방향에 있어서의 제 1 범위에 배치된 m(단, m은 2 이상의 정수)개의 냉각 구멍과, 날개 높이 방향에 있어서의 제 1 범위보다 날개 선단측의 제 2 범위에 배치된 n(단, n은 2 이상의 정수)개의 냉각 구멍을 포함하고, 날개 높이 방향에 있어서의 제 1 범위의 치수를 a, 날개 높이 방향에 있어서의 제 2 범위의 치수를 b로 하면, n/b＜m/a를 만족한다.

Description

터빈 동익 및 가스 터빈
본 개시는 터빈 동익 및 가스 터빈의 냉각 구조에 관한 것이다.
가스 터빈의 터빈 동익은 고온 가스에 노출되기 때문에, 전연부에 형성된 복수의 냉각 구멍으로부터 냉각 공기를 분출하는 것에 의해, 날개 표면의 필름 냉각이 실행된다. 이 냉각 구멍은 필름 냉각의 효과에 더하여, 냉각 구멍의 내면을 거쳐서 전연부를 냉각하는 효과(히트 싱크 효과)를 갖는다.
예를 들어, 특허문헌 1에는, 날개 높이 방향을 따라서 직선 형상으로 배열된 냉각 구멍열을 3열 포함하는 전연부를 구비한 터빈 동익이 개시되어 있다.
일본 특허 제 5536001 호 공보
그런데, 전형적인 터빈 동익의 날개면의 전연에 있어서의 곡률 반경은, 날개 선단측(팁측)을 향함에 따라 작아진다. 본 경우, 특허문헌 1의 터빈 동익과 같이 날개 높이 방향을 따라서 배열된 복수의 냉각 구멍이 전연부에 마련되어 있으면, 날개 선단측을 향함에 따라, 냉각 구멍과 해당 냉각 구멍에 인접하는 냉각 구멍의 간격이 작아지기 쉽다. 이러한 경우, 전연부에서는, 날개 기단측(허브측)과 비교하여 날개 선단측쪽이 냉각되기 쉬워지기 때문에, 날개 기단측의 냉각 구멍에 충분한 양의 냉각 공기를 공급하면, 날개 선단측의 냉각 구멍에 과잉한 양의 냉각 공기를 공급하게 되어 버린다.
상술의 사정에 비추어, 본 발명의 적어도 일 실시형태는 소량의 냉각 공기로 전연부를 냉각 가능한 터빈 동익 및 가스 터빈을 제공하는 것을 목적으로 한다.
(1) 본 발명의 적어도 일 실시형태에 따른 터빈 동익은,
복수의 냉각 구멍이 형성된 전연부를 구비하고,
상기 복수의 냉각 구멍은,
날개 높이 방향에 있어서의 제 1 범위에 배치된 m(단, m은 2 이상의 정수)개의 냉각 구멍과,
상기 날개 높이 방향에 있어서의 상기 제 1 범위보다 날개 선단측의 제 2 범위에 배치된 n(단, n은 2 이상의 정수)개의 냉각 구멍을 포함하고,
상기 날개 높이 방향에 있어서의 상기 제 1 범위의 치수를 a, 상기 날개 높이 방향에 있어서의 상기 제 2 범위의 치수를 b로 하면, n/b＜m/a를 만족한다.
상기 (1)에 기재된 터빈 동익에 의하면, n/b＜m/a를 만족하기 때문에, 제 2 범위에 있어서의 냉각 구멍으로의 냉각 공기의 공급량이 과잉하게 되는 것을 억제할 수 있다. 따라서, 제 1 범위의 냉각 구멍으로의 냉각 공기의 공급량과, 제 2 범위의 냉각 구멍으로의 냉각 공기의 공급량을 적정화할 수 있고, 소량의 냉각 공기로 전연부를 효과적으로 냉각할 수 있다.
(2) 몇개의 실시형태에서는, 상기 (1)에 기재된 터빈 동익에 있어서,
상기 날개 높이 방향과 직교하는 단면에 있어서의 상기 전연부의 날개면의 곡률 반경은 날개 선단측을 향함에 따라 작아진다.
날개 높이 방향과 직교하는 단면에 있어서의 전연부의 날개면의 곡률 반경이 날개 선단측을 향함에 따라 작아지는 경우, 전연부에 있어서의 냉각 구멍과 해당 냉각 구멍에 인접하는 냉각 구멍의 간격은 날개 선단측을 향함에 따라 작아진다. 이 때문에, 만일, n/b와 m/a가 동일하면, 날개 기단측과 비교하여 날개 선단측쪽이 냉각되기 쉬워진다.
이 점, 상기 (2)에 기재된 터빈 동익에서는, n/b＜m/a를 만족하기 때문에, 제 2 범위에 있어서의 냉각 구멍으로의 냉각 공기의 공급량이 과잉하게 되는 것을 억제할 수 있다. 따라서, 제 1 범위의 냉각 구멍으로의 냉각 공기의 공급량과, 제 2 범위의 냉각 구멍으로의 냉각 공기의 공급량을 적정화할 수 있고, 소량의 냉각 공기로 전연부를 효과적으로 냉각할 수 있다.
(3) 몇개의 실시형태에서는, 상기 (1) 또는 (2)에 기재된 터빈 동익에 있어서,
상기 제 2 범위는 날개 높이의 1/2의 위치보다 날개 선단측에 위치한다.
상기 (3)에 기재된 터빈 동익에 의하면, 냉각 공기의 공급량이 과잉하게 되기 쉬운 날개 선단측의 범위에 있어서의 냉각 구멍으로의 냉각 공기의 공급량을 삭감하고, 소량의 냉각 공기로 전연부를 효과적으로 냉각할 수 있다.
(4) 몇개의 실시형태에서는, 상기 (3)에 기재된 터빈 동익에 있어서,
상기 제 2 범위는 날개 높이의 2/3의 위치로부터 날개 선단까지의 범위를 포함한다.
상기 (4)에 기재된 터빈 동익에 의하면, 냉각 공기의 공급량이 과잉하게 되기 쉬운 날개 선단측의 범위에 있어서의 냉각 구멍으로의 냉각 공기의 공급량을 삭감하고, 소량의 냉각 공기로 전연부를 효과적으로 냉각할 수 있다.
(5) 몇개의 실시형태에서는, 상기 (1) 내지 (4) 중 어느 하나에 기재된 터빈 동익에 있어서,
상기 복수의 냉각 구멍은,
상기 제 1 범위에서 상기 날개 높이 방향을 따라서 각각 배열된 복수의 냉각 구멍열과,
상기 제 2 범위에서 상기 날개 높이 방향을 따라서 각각 배열된 적어도 1개의 냉각 구멍열을 포함하고,
상기 제 2 범위에 있어서의 상기 냉각 구멍열의 열 수는, 상기 제 1 범위에 있어서의 상기 냉각 구멍열의 열 수보다 적다.
날개 높이 방향과 직교하는 단면에 있어서의 전연부의 날개면의 곡률 반경이 날개 선단측을 향함에 따라 작아지는 경우, 전연부에 있어서의 냉각 구멍열과 해당 냉각 구멍열에 인접하는 냉각 구멍열의 간격은 날개 선단측을 향함에 따라 작아진다. 이 때문에, 만일, 제 1 범위의 냉각 구멍열의 열 수와 제 2 범위의 냉각 구멍열의 열 수가 동일하면, 날개 기단측과 비교하여 날개 선단측쪽이 냉각되기 쉬워진다.
이 점, 상기 (5)에 기재된 터빈 동익에서는, 제 2 범위에 있어서의 상기 냉각 구멍열의 열 수는, 상기 제 1 범위에 있어서의 상기 냉각 구멍열의 열 수보다 적기 때문에, 제 2 범위에 있어서의 냉각 구멍열로의 냉각 공기의 공급량이 과잉하게 되는 것을 억제할 수 있다. 따라서, 제 1 범위의 냉각 구멍으로의 냉각 공기의 공급량과, 제 2 범위의 냉각 구멍으로의 냉각 공기의 공급량을 적정화할 수 있고, 소량의 냉각 공기로 전연부를 효과적으로 냉각할 수 있다.
(6) 몇개의 실시형태에서는, 상기 (5)에 기재된 터빈 동익에 있어서,
상기 제 1 범위에 있어서의 상기 냉각 구멍열의 열 수는 3이며,
상기 제 2 범위에 있어서의 상기 냉각 구멍열의 열 수는 2이다.
상기 (6)에 기재된 터빈 동익에 의하면, 제 1 범위에 있어서의 냉각 구멍열의 열 수와 제 2 범위에 있어서의 냉각 구멍열의 열 수의 각각이 3인 경우와 비교하여, 제 2 범위에 있어서의 냉각 구멍열로의 냉각 공기의 공급량이 과잉하게 되는 것을 억제할 수 있고, 소량의 냉각 공기로 전연부를 효과적으로 냉각할 수 있다.
(7) 몇개의 실시형태에서는, 상기 (6)에 기재된 터빈 동익에 있어서,
상기 제 1 범위에 있어서의 상기 복수의 냉각 구멍열은, 압력면에 형성된 압력면측 냉각 구멍열과, 부압면에 형성된 부압면측 냉각 구멍열과, 상기 압력면측 냉각 구멍열과 상기 부압면측 냉각 구멍열 사이에 형성된 중앙 냉각 구멍열을 포함하고,
상기 제 2 범위에 있어서의 상기 적어도 1개의 냉각 구멍열은, 상기 압력면에 형성된 압력면측 냉각 구멍열과, 상기 부압면에 형성된 부압면측 냉각 구멍열을 포함한다.
상기 (7)에 기재된 터빈 동익에 의하면, 고온 가스에 노출되는 전연부를 압력면으로부터 부압면에 걸쳐서 소량의 냉각 공기로 효과적으로 냉각할 수 있다.
(8) 몇개의 실시형태에서는, 상기 (7)에 기재된 터빈 동익에 있어서,
상기 제 1 범위에 있어서의 상기 압력면측 냉각 구멍열은, 직선 형상의 제 1 가상선을 따라서 배열되어 있고,
상기 제 1 범위에 있어서의 상기 부압면측 냉각 구멍열은, 직선 형상의 제 2 가상선을 따라서 배열되어 있고,
상기 중앙 냉각 구멍열은 직선 형상의 제 3 가상선을 따라서 배열되어 있고,
상기 제 1 가상선과 상기 제 2 가상선의 상기 날개 높이 방향에 있어서의 동일 위치에서의 날개면 상의 거리를 X, 상기 제 2 가상선과 상기 제 3 가상선의 상기 날개 높이 방향에 있어서의 동일 위치에서의 날개면 상의 거리를 Y로 하고,
상기 제 1 범위에 있어서의 상기 거리(Y)의 최댓값을 Ymax로 하고,
상기 거리(X)가 상기 거리(Ymax)보다 작아지는 날개 높이 방향의 위치를 h1로 하면,
상기 제 2 범위는 상기 위치(h1)보다 날개 선단측에 위치한다.
상기 (8)에 기재된 터빈 동익에 의하면, 제 2 범위에 있어서의 냉각 구멍의 열 수가 제 1 범위에 있어서의 냉각 구멍열의 열 수보다 적은 경우여도, 제 2 범위가 위치(h1)보다 날개 선단측에 위치하기 때문에, 제 2 범위에 있어서의 냉각 구멍열끼리의 간격을 거리(Ymax)보다 작게 할 수 있다. 따라서, 제 2 범위에 있어서의 냉각 구멍열로의 냉각 공기의 공급량이 부족한 것을 억제할 수 있다. 따라서, 제 1 범위의 냉각 구멍으로의 냉각 공기의 공급량과, 제 2 범위의 냉각 구멍으로의 냉각 공기의 공급량을 적정화할 수 있고, 소량의 냉각 공기로 전연부를 효과적으로 냉각할 수 있다.
(9) 몇개의 실시형태에서는, 상기 (7) 또는 (8)에 기재된 터빈 동익에 있어서,
상기 제 1 범위의 상기 압력면측 냉각 구멍열에 있어서의 상기 냉각 구멍의 각각은 상기 압력면과 교차하는 제 1 직선에 평행한 방향을 따라서 연장되어 있고,
상기 제 1 범위의 상기 부압면측 냉각 구멍열에 있어서의 상기 냉각 구멍의 각각은 상기 부압면과 교차하는 제 2 직선에 평행한 방향을 따라서 연장되어 있고,
상기 제 2 범위의 상기 압력면측 냉각 구멍열에 있어서의 상기 냉각 구멍의 각각은 상기 압력면과 교차하는 제 3 직선에 평행한 방향을 따라서 연장되어 있고,
상기 제 2 범위의 상기 부압면측 냉각 구멍열에 있어서의 상기 냉각 구멍의 각각은 상기 부압면과 교차하는 제 4 직선에 평행한 방향을 따라서 연장되어 있고,
상기 제 3 직선과 상기 제 4 직선이 이루는 각도는 상기 제 1 직선과 상기 제 2 직선이 이루는 각도보다 작다.
상기 (9)에 기재된 터빈 동익에 의하면, 고온 가스에 노출되는 전연부를 압력면으로부터 부압면에 걸쳐서 소량의 냉각 공기로 효과적으로 냉각할 수 있다.
(10) 본 발명의 적어도 일 실시형태에 따른 가스 터빈은,
압축 공기를 생성하기 위한 압축기와, 압축 공기 및 연료를 이용하여 연소 가스를 발생시키기 위한 연소기와, 연소 가스에 의해서 회전 구동되도록 구성된 터빈을 구비하고, 상기 터빈은 상기 (1) 내지 (9) 중 어느 하나의 터빈 동익을 구비한다.
상기 (10)에 기재된 가스 터빈에 의하면, 상기 (1) 내지 (9) 중 어느 하나의 터빈 동익을 구비하기 때문에, 제 1 범위의 냉각 구멍으로의 냉각 공기의 공급량과, 제 2 범위의 냉각 구멍으로의 냉각 공기의 공급량을 적정화할 수 있고, 소량의 냉각 공기로 전연부를 효과적으로 냉각할 수 있다. 따라서, 소량의 냉각 공기로 터빈 동익의 손상을 억제하여 가스 터빈의 안정적인 운전을 실현할 수 있다.
본 발명의 적어도 하나의 실시형태에 의하면, 소량의 냉각 공기로 전연부를 냉각 가능한 터빈 동익 및 가스 터빈이 제공된다.
도 1은 일 실시형태에 따른 가스 터빈(1)의 개략 구성도이다.
도 2는 일 실시형태에 따른 터빈 동익(26)의 개략 구성도이다.
도 3은 도 2에 도시된 터빈 동익(26)의 제 1 범위(S1)에 있어서의 날개 높이 방향과 직교하는 단면의 일부를 도시하는 도면이다.
도 4는 도 2에 도시된 터빈 동익(26)의 제 2 범위(S2)에 있어서의 날개 높이 방향과 직교하는 단면의 일부를 도시하는 도면이다.
도 5는 도 2 또는 도 3에 도시하는 제 1 가상선(V1)과 제 2 가상선(V2)의 날개 높이 방향에 있어서의 동일 위치에서의 날개면(50) 상의 거리를 X, 제 2 가상선(V2)과 제 3 가상선(V3)의 날개 높이 방향에 있어서의 동일 위치에서의 날개면(50) 상의 거리를 Y로 했을 경우에 있어서의, 날개 높이 방향의 위치(h)와 거리(X, Y)의 관계를 나타내는 도면이다.
도 6은 일 실시형태에 따른 터빈 동익(26)의 개략 구성도이다.
도 7은 도 6에 도시된 터빈 동익(26)의 제 2 범위(S2)에 있어서의 날개 높이 방향과 직교하는 단면의 일부를 도시하는 도면이다.
도 8은 도 3, 도 6 또는 도 7에 도시하는 제 1 가상선(V1)과 제 2 가상선(V2)의 날개 높이 방향에 있어서의 동일 위치에서의 날개면(50) 상의 거리를 X, 제 2 가상선(V2)과 제 3 가상선(V3)의 날개 높이 방향에 있어서의 동일 위치에서의 날개면(50) 상의 거리를 Y, 제 4 가상선(V4)과 제 5 가상선(V5)의 날개 높이 방향에 있어서의 동일 위치에서의 날개면(50) 상의 거리를 Z로 했을 경우에 있어서의, 날개 높이 방향의 위치(h)와 거리(X, Y, Z)의 관계를 도시하는 도면이다.
도 9는 전연부(46)의 복수의 냉각 구멍(48)의 다른 배치예를 도시하는 도면이다.
도 10은 전연부(46)의 복수의 냉각 구멍(48)의 다른 배치예를 도시하는 도면이다.
이하, 첨부 도면을 참조하여 본 발명의 몇개의 실시형태에 대해서 설명한다. 단, 실시형태로서 기재되어 있는, 또는 도면에 도시되어 있는 구성부품의 치수, 재질, 형상, 그 상대적 배치 등은 본 발명의 범위를 이에 한정하는 취지가 아니며, 단순한 설명예에 지나지 않는다.
예를 들어, 「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 동일 기능이 얻어지는 정도의 각도나 거리를 갖고 상대적으로 변위하고 있는 상태도 나타내는 것으로 한다.
예를 들어, 「동일」, 「동등」 및 「균질」 등의 사물이 동등한 상태인 것을 나타내는 표현은 엄밀하게 동등한 상태를 나타낼 뿐만 아니라, 공차, 또는 동일 기능이 얻어지는 정도의 차이가 존재하고 있는 상태도 나타내는 것으로 한다.
예를 들어, 사각 형상이나 원통 형상 등의 형상을 나타내는 표현은 기하학적으로 엄밀한 의미에서의 사각 형상이나 원통 형상 등의 형상을 나타낼 뿐만 아니라, 동일 효과가 얻어지는 범위에서, 요철부나 면취부 등을 포함하는 형상도 나타내는 것으로 한다.
한편, 하나의 구성요소를 「구비한다」, 「포함한다」 또는 「갖는다」라고 하는 표현은 다른 구성요소의 존재를 제외하는 배타적인 표현은 아니다.
도 1은 일 실시형태에 따른 가스 터빈(1)의 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 축(8)에 식설된 복수의 동익(18)을 포함한다. 압축기(2)에는, 공기 취입구(12)로부터 취입된 공기가 보내지게 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 연료가 연소되고, 터빈(6)의 작동 유체인 연소 가스가 생성된다. 도 1에 도시되는 바와 같이, 가스 터빈(1)은 케이싱(20) 내에 로터 축(8)을 중심으로 둘레방향을 따라서 복수 배치된 연소기(4)를 갖는다.
터빈(6)은 터빈 차실(22)에 의해서 형성되는 연소 가스 유로(28)를 갖고, 해당 연소 가스 유로(28)에 마련되는 복수의 터빈 정익(24) 및 터빈 동익(26)을 포함한다. 터빈 정익(24)은 터빈 차실(22)측으로부터 지지되어 있고, 로터 축(8)의 둘레방향을 따라서 배열되는 복수의 터빈 정익(24)이 정익열을 구성하여 있다. 또한, 터빈 동익(26)은 로터 축(8)에 식설되어 있고, 로터 축(8)의 둘레방향을 따라서 배열되는 복수의 터빈 동익(26)이 동익열을 구성하여 있다. 정익열과 동익열은 로터 축(8)의 축선 방향에 있어서 교대로 배열되어 있다.
터빈(6)에서는, 연소 가스 유로(28)에 유입된 연소기(4)로부터의 연소 가스가 복수의 터빈 정익(24) 및 복수의 터빈 동익(26)을 통과함으로써 로터 축(8)이 회전 구동되고, 로터 축(8)에 연결된 발전기가 구동되어서 전력이 생성되도록 되어 있다. 터빈(6)을 구동한 후의 연소 가스는 배기 차실(30)을 거쳐서 외부로 배출된다.
도 2는 일 실시형태에 따른 터빈 동익(26)의 개략 구성도이다. 도 3은 도 2에 도시된 터빈 동익(26)의 제 1 범위(S1)에 있어서의 날개 높이 방향(로터 축(8)의 직경 방향)과 직교하는 단면의 일부를 도시하는 도면이다. 도 4는 도 2에 도시된 터빈 동익(26)의 제 2 범위(S2)에 있어서의 날개 높이 방향과 직교하는 단면의 일부를 도시하는 도면이다.
도 2에 도시되는 바와 같이, 터빈 동익(26)은 로터 축(8)(도 1 참조)에 고정되는 기단부(32)와, 단면이 날개형을 구성하는 익형부(36)를 구비한다. 익형부(36)의 날개면(50)은 전연(38), 후연(40), 압력면(42) 및 부압면(44)을 포함한다. 도 3 및 도 4에 도시되는 날개 높이 방향과 직교하는 단면에 있어서의 전연부(46)의 날개면(50)의 곡률 반경(R)은, 도 2에 도시되는 날개 선단(56)(날개 높이 방향에 있어서의 익형부(36)의 선단)측을 향함에 따라 작아지고 있다.
도 2에 도시되는 바와 같이, 익형부(36)의 전연부(46)에는, 복수의 냉각 구멍(48)이 형성되어 있다. 전연부(46)의 복수의 냉각 구멍(48)은 날개 높이 방향에 있어서의 제 1 범위(S1)에서 날개 높이 방향을 따라서 직선 형상으로 각각 배열된 복수의 냉각 구멍열(48A, 48B, 48C)을 포함한다.
복수의 냉각 구멍열(48A, 48B, 48C)은 압력면(42)에 형성된 압력면측 냉각 구멍열(48A)과, 부압면(44)에 형성된 부압면측 냉각 구멍열(48B)과, 압력면측 냉각 구멍열(48A)과 부압면측 냉각 구멍열(48B) 사이에 형성된 중앙 냉각 구멍열(48C)을 포함한다.
압력면측 냉각 구멍열(48A)은 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 직선 형상의 제 1 가상선(V1)을 따라서 배열된 복수의 냉각 구멍(48)에 의해서 구성된다. 부압면측 냉각 구멍열(48B)은 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 직선 형상의 제 2 가상선(V2)을 따라서 배열된 복수의 냉각 구멍(48)에 의해서 구성된다. 중앙 냉각 구멍열(48C)은 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 직선 형상의 제 3 가상선(V3)을 따라서 배열된 복수의 냉각 구멍(48)에 의해서 구성된다. 전연부(46)의 제 1 범위(S1)에 형성된 복수의 냉각 구멍(48)은 지그재그 형상으로 서로 엇갈려서 배치되어 있다. 또한, 도시되는 예시적 형태에서는, 터빈 동익(26)의 허브면(54)과 익형부(36)의 날개면(50)의 경계에는 필릿부(58)가 형성되어 있고, 필릿부(58)에는 냉각 구멍(48)은 형성되지 않고, 필릿부(58)의 상단이 제 1 범위(S1)의 하단에 상당한다.
전연부(46)의 복수의 냉각 구멍(48)은 날개 높이 방향에 있어서의 제 1 범위(S1)보다 날개 선단(56)측의 제 2 범위(S2)에서 날개 높이 방향을 따라서 직선 형상으로 각각 배열된 복수의 냉각 구멍열(48D, 48E)을 포함한다. 제 1 범위(S1)와 제 2 범위(S2)는 날개 높이 방향에 있어서 서로 인접하여 있다. 도시되는 예시적 형태에서는, 제 2 범위(S2)는 날개 높이(H)의 1/2의 위치보다 날개 선단(56)측에 위치하고, 예를 들면, 날개 높이(H)의 2/3의 위치로부터 날개 선단(56)까지의 범위로 설정된다. 본 명세서에서, 날개 높이(H)는 터빈 동익(26)의 허브면(54)으로부터 날개 선단(56)까지의 로터 축(8)의 직경 방향을 따른 높이를 의미한다.
복수의 냉각 구멍열(48D, 48E)은 압력면(42)에 형성된 압력면측 냉각 구멍열(48D)과, 부압면(44)에 형성된 부압면측 냉각 구멍열(48E)을 포함한다. 압력면측 냉각 구멍열(48D)은 상기 제 1 가상선(V1)을 따라서 배열된 복수의 냉각 구멍(48)에 의해서 구성된다. 부압면측 냉각 구멍열(48E)은 상기 제 2 가상선(V2)을 따라서 배열된 복수의 냉각 구멍(48)에 의해서 구성된다. 전연부(46)의 제 2 범위(S2)에 형성된 복수의 냉각 구멍(48)은 지그재그 형상으로 서로 엇갈려서 배치되어 있다.
도시되는 예시적 형태에서는, 전연부(46)의 제 1 범위(S1)에 있어서의 냉각 구멍열(48A, 48B, 48C)의 열 수는 3이며, 전연부(46)의 제 2 범위(S2)에 있어서의 냉각 구멍열(48D, 48E)의 열 수는 2이다. 이와 같이, 전연부(46)의 제 2 범위(S2)에 있어서의 냉각 구멍열(48D, 48E)의 열 수는 제 1 범위(S1)에 있어서의 냉각 구멍열(48A, 48B, 48C)의 열 수보다 적게 설정되어 있다. 또한, 전연부(46)의 복수의 냉각 구멍(48) 중 제 1 범위(S1)에 배치된 냉각 구멍(48)의 개수를 m(단, m은 2 이상의 정수), 전연부(46)의 복수의 냉각 구멍(48) 중 제 2 범위(S2)에 배치된 냉각 구멍(48)의 개수를 n(단, n은 2 이상의 정수), 날개 높이 방향에 있어서의 제 1 범위(S1)의 치수를 a, 날개 높이 방향에 있어서의 제 2 범위(S2)의 치수를 b로 하면, n/b＜m/a를 충족한다. 즉, n을 b로 나눈 값은 m을 a로 나눈 값보다 작다.
도 3 및 도 4에 도시되는 바와 같이, 익형부(36)의 내부에는 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 냉각 유로(52)가 형성되어 있고, 전연부(46)의 냉각 구멍(48)의 각각은 냉각 유로(52)에 연통하여 있다. 냉각 유로(52)에는, 압축기(2)(도 1 참조)에서 생성된 압축 공기의 일부가 냉각용 공기로서 공급되고, 냉각용 공기는 냉각 유로(52)로부터 냉각 구멍(48)의 각각을 통과하여 날개면(50)의 필름 냉각에 사용된다.
도 3에 도시되는 바와 같이, 압력면측 냉각 구멍열(48A)에 있어서의 냉각 구멍(48)의 각각은 압력면(42)과 교차하는 제 1 직선(L1)에 평행한 방향을 따라서 연장되어 있다. 부압면측 냉각 구멍열(48B)에 있어서의 냉각 구멍(48)의 각각은 부압면(44)과 교차하는 제 2 직선(L2)에 평행한 방향을 따라서 연장되어 있다.
또한, 도 4에 도시되는 바와 같이, 압력면측 냉각 구멍열(48D)에 있어서의 냉각 구멍(48)의 각각은 압력면(42)과 교차하는 제 3 직선(L3)에 평행한 방향을 따라서 연장되어 있다. 부압면측 냉각 구멍열(48E)에 있어서의 냉각 구멍(48)의 각각은 부압면(44)과 교차하는 제 4 직선(L4)에 평행한 방향을 따라서 연장되어 있다. 본 명세서에서, 제 3 직선(L3)과 제 4 직선(L4)이 이루는 각도(θ2)는 제 1 직선(L1)과 제 2 직선(L2)이 이루는 각도(θ1)와 동등하다.
도 3에 도시되는 바와 같이, 제 1 가상선(V1)과 제 2 가상선(V2)의 날개 높이 방향에 있어서의 동일 위치에서의 날개면(50) 상의 거리를 X, 제 2 가상선(V2)과 제 3 가상선(V3)의 날개 높이 방향에 있어서의 동일 위치에서의 날개면(50) 상의 거리를 Y로 했을 경우에 있어서, 날개 높이 방향의 위치(h)와 거리(X, Y)의 관계를 도 5에 도시한다. 또한, 날개 높이 방향의 위치(h)란, 날개 높이 방향에 있어서의 허브면(54)으로부터의 거리를 의미한다.
도 5에 도시되는 바와 같이, 제 1 범위(S1)에 있어서의 거리(Y)의 최대값을 Ymax, 거리(X)가 거리(Ymax)보다 작아지는 날개 높이 방향의 위치를 h1로 하면, 제 2 범위(S2)는 위치(h1)보다 날개 선단(56)측에 위치한다.
이상에 나타낸 구성에 의하면, 전연부(46)의 날개면(50)의 곡률 반경(R)이 날개 선단(56)측을 향함에 따라 작아지는 경우여도, 제 2 범위(S2)에 있어서의 냉각 구멍열(48D, 48E)의 열 수가 제 1 범위(S1)에 있어서의 냉각 구멍열(48A, 48B, 48C)의 열 수보다 적게 설정되는 것에 의해, n/b＜m/a를 만족하고 있기 때문에, 제 2 범위(S2)에 있어서의 냉각 구멍열(48D, 48E)로의 냉각 공기의 공급량이 과잉하게 되는 것을 억제할 수 있다. 따라서, 제 1 범위(S1)의 냉각 구멍(48)으로의 냉각 공기의 공급량과, 제 2 범위(S2)의 냉각 구멍(48)으로의 냉각 공기의 공급량을 적정화할 수 있고, 소량의 냉각 공기로 전연부(46)를 효과적으로 냉각할 수 있다.
또한, 제 2 범위(S2)에 있어서의 냉각 구멍열(48D, 48E)의 열 수가 제 1 범위(S1)에 있어서의 냉각 구멍열(48A, 48B, 48C)의 열 수보다 적게 되어 있어도, 제 2 범위(S2)가 위치(h1)보다 날개 선단(56)측에 위치하기 때문에, 제 2 범위(S2)에 있어서의 냉각 구멍열(48D)과 냉각 구멍열(48E)의 간격을 거리(Ymax)보다 작게 할 수 있다. 이에 의해, 제 2 범위(S2)에 있어서의 냉각 구멍열(48D, 48E)로의 냉각 공기의 공급량이 부족한 것을 억제할 수 있다. 따라서, 제 1 범위(S1)의 냉각 구멍(48)으로의 냉각 공기의 공급량과, 제 2 범위(S2)의 냉각 구멍(48)으로의 냉각 공기의 공급량을 적정화할 수 있고, 소량의 냉각 공기로 전연부(46)를 효과적으로 냉각할 수 있다.
다음에, 다른 실시형태에 대해서 설명한다.
도 6은 일 실시형태에 따른 터빈 동익(26)의 개략 구성도이다. 도 6에 도시되는 형태에서는, 압력면측 냉각 구멍열(48D)과 부압면측 냉각 구멍열(48E)의 구성만이 도 2에 도시되는 형태와 상이하여 있고, 제 2 범위(S2)에 있어서의 압력면측 냉각 구멍열(48D)과 부압면측 냉각 구멍열(48E)의 간격이 도 2에 도시되는 형태와 비교하여 좁게 설정되어 있다. 그 외의 구성에 대해서는 상술한 실시형태와 마찬가지이기 때문에, 이하에서는 상술한 실시형태와 상이한 구성에 대해서 설명한다.
도 6에 도시된 형태에서는, 압력면측 냉각 구멍열(48D)은 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 직선 형상의 제 4 가상선(V4)을 따라서 배열된 복수의 냉각 구멍(48)에 의해서 구성된다. 부압면측 냉각 구멍열(48E)은 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 직선 형상의 제 5 가상선(V5)을 따라서 배열된 복수의 냉각 구멍(48)에 의해서 구성된다. 본 명세서에서, 제 2 범위(S2)에 있어서, 제 4 가상선(V4)은 제 1 가상선(V1)보다 전연(38)측에 위치하고, 제 5 가상선(V5)은 제 2 가상선(V2)보다 전연(38)측에 위치한다.
도 7은 도 6에 도시된 터빈 동익(26)의 제 2 범위(S2)에 있어서의 날개 높이 방향과 직교하는 단면의 일부를 도시하는 도면이다. 또한, 도 6에 도시된 터빈 동익(26)의 제 1 범위(S1)에 있어서의 날개 높이 방향과 직교하는 단면의 구성은 도 3에 도시된 구성과 마찬가지이기 때문에 설명을 생략한다.
도 7에 도시되는 바와 같이, 압력면측 냉각 구멍열(48D)에 있어서의 냉각 구멍(48)의 각각은 압력면(42)과 교차하는 제 3 직선(L3)에 평행한 방향을 따라서 연장되어 있다. 부압면측 냉각 구멍열(48E)에 있어서의 냉각 구멍(48)의 각각은 부압면(44)과 교차하는 제 4 직선(L4)에 평행한 방향을 따라서 연장되어 있다. 본 명세서에서, 제 2 범위(S2)에 있어서의 제 3 직선(L3)과 제 4 직선(L4)이 이루는 각도(θ2)는, 제 1 범위(S1)에 있어서의 제 1 직선(L1)과 제 2 직선(L2)이 이루는 각도(θ1)(도 3 참조)보다 작다.
도 3 및 도 7에 도시되는 바와 같이, 제 1 가상선(V1)과 제 2 가상선(V2)의 날개 높이 방향에 있어서의 동일 위치에서의 날개면(50) 상의 거리를 X, 제 2 가상선(V2)과 제 3 가상선(V3)의 날개 높이 방향에 있어서의 동일 위치에서의 날개면(50) 상의 거리를 Y, 제 4 가상선(V4)과 제 5 가상선(V5)의 날개 높이 방향에 있어서의 동일 위치에서의 날개면(50) 상의 거리를 Z로 했을 경우에 있어서, 날개 높이 방향의 위치(h)와 거리(X, Y, Z)의 관계를 도 8에 도시한다.
도 8에 도시되는 구성에 있어서, 제 1 범위(S1)에 있어서의 거리(Y)의 최대값을 Ymax, 거리(X)가 거리(Ymax)보다 작아지는 날개 높이 방향의 위치를 h1로 하면, 제 2 범위(S2)는 위치(h1)보다 날개 선단(56)측에 위치한다.
도 8에 도시되는 바와 같이, 제 2 범위(S2)에 있어서, 제 4 가상선(V4)과 제 5 가상선(V5)의 날개 높이 방향에 있어서의 동일 위치에서의 날개면(50) 상의 거리(Z)는 제 1 가상선(V1)과 제 2 가상선(V2)의 날개 높이 방향에 있어서의 동일 위치에서의 날개면(50) 상의 거리(X)보다 작게 설정되어 있다.
도 6 내지 도 8에 도시된 구성에 있어서도, 전연부(46)의 날개면(50)의 곡률 반경(R)이 날개 선단(56)측을 향함에 따라 작아지는 경우에 있어서, 제 2 범위(S2)에 있어서의 냉각 구멍열(48D, 48E)의 열 수가 제 1 범위(S1)에 있어서의 냉각 구멍열(48A, 48B, 48C)의 열 수보다 적게 설정되는 것에 의해 n/b＜m/a를 만족하고 있기 때문에, 제 2 범위(S2)에 있어서의 냉각 구멍열(48D, 48E)로의 냉각 공기의 공급량이 과잉하게 되는 것을 억제할 수 있다. 따라서, 제 1 범위(S1)의 냉각 구멍(48)으로의 냉각 공기의 공급량과, 제 2 범위(S2)의 냉각 구멍(48)으로의 냉각 공기의 공급량을 적정화할 수 있고, 소량의 냉각 공기로 전연부(46)를 효과적으로 냉각할 수 있다.
또한, 제 2 범위(S2)에 있어서의 냉각 구멍열(48D, 48E)의 열 수가 제 1 범위(S1)에 있어서의 냉각 구멍열(48A, 48B, 48C)의 열 수보다 적게 되어 있어도, 제 2 범위(S2)가 위치(h1)보다 날개 선단(56)측에 위치하기 때문에, 제 2 범위(S2)에 있어서의 냉각 구멍열(48D)과 냉각 구멍열(48E)의 간격을 거리(Ymax)보다 작게 할 수 있다. 따라서, 제 2 범위(S2)에 있어서의 냉각 구멍열(48D, 48E)로의 냉각 공기의 공급량이 부족한 것을 억제할 수 있다. 따라서, 제 1 범위(S1)의 냉각 구멍(48)으로의 냉각 공기의 공급량과, 제 2 범위(S2)의 냉각 구멍(48)으로의 냉각 공기의 공급량을 적정화할 수 있고, 소량의 냉각 공기로 전연부(46)를 효과적으로 냉각할 수 있다.
또한, 제 3 직선(L3)과 제 4 직선(L4)이 이루는 각도(θ2)가 제 1 직선(L1)과 제 2 직선(L2)이 이루는 각도(θ1)보다 작기 때문에, 고온 가스에 노출되는 전연부(46)를 압력면(42)으로부터 부압면(44)에 걸쳐서 소량의 냉각 공기로 효과적으로 냉각할 수 있다.
본 발명은 상술한 실시형태에 한정되지 않고, 상술한 실시형태에 변형을 가한 형태나, 이러한 형태를 적절하게 조합시킨 형태도 포함한다.
예를 들어, 상술한 몇개의 실시형태에서는, 제 2 범위(S2)에 있어서의 냉각 구멍열(48D, 48E)의 열 수가 제 1 범위(S1)에 있어서의 냉각 구멍열(48A, 48B, 48C)의 열 수보다 적은 구성을 예시하였다. 그렇지만, 전연부(46)의 복수의 냉각 구멍(48)이 n/b＜m/a를 만족하고 있으면, 제 2 범위(S2)에 있어서의 냉각 구멍열의 열 수와 제 1 범위에 있어서의 냉각 구멍열의 열 수의 대소 관계는 상관없다. 예를 들어, 도 9에 도시되는 바와 같이 제 2 범위(S2)에 있어서의 냉각 구멍열(48D, 48E, 48F)의 열 수가 제 1 범위(S1)에 있어서의 냉각 구멍열(48A, 48B, 48C)의 열 수와 동일해도 좋고, 도 10에 도시되는 바와 같이 제 2 범위(S2)에 있어서의 냉각 구멍열(48D, 48E, 48F, 48G)의 열 수가 제 1 범위(S1)에 있어서의 냉각 구멍열(48A, 48B, 48C)의 열 수보다 많아도 좋다.
도 9에 도시되는 예시적 형태에서는, 제 2 범위(S2)에 있어서의 냉각 구멍열(48D, 48E, 48F)의 열 수가 제 1 범위(S1)에 있어서의 냉각 구멍열(48A, 48B, 48C)의 열 수와 동일한 경우에 있어서, 제 2 범위(S2)의 냉각 구멍열(48F)에 있어서의 냉각 구멍(48)의 간격을 제 1 범위(S1)의 냉각 구멍열(48C)에 있어서의 냉각 구멍(48)의 간격보다 크게 하는 것에 의해, n/b＜m/a를 만족하고 있다.
또한, 도 10에 도시되는 예시적 형태에서는, 제 2 범위(S2)에 있어서의 냉각 구멍열(48D, 48E, 48F, 48G)의 열 수가 제 1 범위(S1)에 있어서의 냉각 구멍열(48A, 48B, 48C)의 열 수보다 많은 경우에 있어서, 제 2 범위(S2)의 냉각 구멍열(48D, 48E, 48F, 48G)의 각각에 있어서의 냉각 구멍(48)의 간격(날개 높이 방향의 간격)을 제 1 범위(S1)의 냉각 구멍열(48A, 48B, 48C)의 각각에 있어서의 냉각 구멍(48)의 간격(날개 높이 방향의 간격)보다 크게 하는 것에 의해, n/b＜m/a를 만족하고 있다.
이와 같이, n/b＜m/a를 만족하는 것에 의해, 제 1 범위의 냉각 구멍으로의 냉각 공기의 공급량과, 제 2 범위의 냉각 구멍으로의 냉각 공기의 공급량을 적정화할 수 있고, 소량의 냉각 공기로 전연부를 효과적으로 냉각할 수 있다.
1 : 가스 터빈
2 : 압축기
4 : 연소기
6 : 터빈
26 : 터빈 동익
38 : 전연
42 : 압력면
44 : 부압면
46 : 전연부
48 : 냉각 구멍
48A, 48D : 압력면측 냉각 구멍열
48B, 48E : 부압면측 냉각 구멍열
48C : 중앙 냉각 구멍열
50 : 날개면
56 : 날개 선단

Claims (10)

  1. 복수의 냉각 구멍이 형성된 전연부를 구비하고,
    상기 복수의 냉각 구멍은,
    날개 높이 방향에 있어서의 제 1 범위에 배치된 m(단, m은 2 이상의 정수)개의 냉각 구멍과,
    상기 날개 높이 방향에 있어서의 상기 제 1 범위보다 날개 선단측의 제 2 범위에 배치된 n(단, n은 2 이상의 정수)개의 냉각 구멍을 포함하고,
    상기 날개 높이 방향에 있어서의 상기 제 1 범위의 치수를 a, 상기 날개 높이 방향에 있어서의 상기 제 2 범위의 치수를 b로 하면, n/b＜m/a를 만족하고,
    상기 날개 높이 방향과 직교하는 단면에 있어서의 상기 전연부의 날개면의 곡률 반경은 날개 선단측을 향함에 따라 작아지고,
    상기 치수는 상기 날개 높이 방향을 따르는 상기 날개면 상의 해당 범위의 거리이고,
    상기 날개 높이 방향에 있어서 상기 날개 기단측의 제 1 범위보다 상기 날개 선단측의 제 2 범위에서 치수당 냉각 구멍의 수가 적게 설정되는
    터빈 동익.
  2. 삭제
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 2 범위는 날개 높이의 1/2의 위치보다 날개 선단측에 위치하는
    터빈 동익.
  4. 제 3 항에 있어서,
    상기 제 2 범위는 날개 높이의 2/3의 위치로부터 날개 선단까지의 범위를 포함하는
    터빈 동익.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 복수의 냉각 구멍은,
    상기 제 1 범위에서 상기 날개 높이 방향을 따라서 각각 배열된 복수의 냉각 구멍열과,
    상기 제 2 범위에서 상기 날개 높이 방향을 따라서 각각 배열된 적어도 1개의 냉각 구멍열을 포함하고,
    상기 제 2 범위에 있어서의 상기 냉각 구멍열의 열 수는 상기 제 1 범위에 있어서의 상기 냉각 구멍열의 열 수보다 적은
    터빈 동익.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 제 1 범위에 있어서의 상기 냉각 구멍열의 열 수는 3이며,
    상기 제 2 범위에 있어서의 상기 냉각 구멍열의 열 수는 2인
    터빈 동익.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 제 1 범위에 있어서의 상기 복수의 냉각 구멍열은 압력면에 형성된 압력면측 냉각 구멍열과, 부압면에 형성된 부압면측 냉각 구멍열과, 상기 압력면측 냉각 구멍열과 상기 부압면측 냉각 구멍열 사이에 형성된 중앙 냉각 구멍열을 포함하고,
    상기 제 2 범위에 있어서의 상기 적어도 1개의 냉각 구멍열은 상기 압력면에 형성된 압력면측 냉각 구멍열과, 상기 부압면에 형성된 부압면측 냉각 구멍열을 포함하는
    터빈 동익.
  8. 복수의 냉각 구멍이 형성된 전연부를 구비하고,
    상기 복수의 냉각 구멍은,
    날개 높이 방향에 있어서의 제 1 범위에 배치된 m(단, m은 2 이상의 정수)개의 냉각 구멍과,
    상기 날개 높이 방향에 있어서의 상기 제 1 범위보다 날개 선단측의 제 2 범위에 배치된 n(단, n은 2 이상의 정수)개의 냉각 구멍을 포함하고,
    상기 날개 높이 방향에 있어서의 상기 제 1 범위의 치수를 a, 상기 날개 높이 방향에 있어서의 상기 제 2 범위의 치수를 b로 하면, n/b＜m/a를 만족하며,
    상기 복수의 냉각 구멍은,
    상기 제 1 범위에서 상기 날개 높이 방향을 따라서 각각 배열된 복수의 냉각 구멍열과,
    상기 제 2 범위에서 상기 날개 높이 방향을 따라서 각각 배열된 적어도 1개의 냉각 구멍열을 포함하고,
    상기 제 2 범위에 있어서의 상기 냉각 구멍열의 열 수는 상기 제 1 범위에 있어서의 상기 냉각 구멍열의 열 수보다 적으며,
    상기 제 1 범위에 있어서의 상기 복수의 냉각 구멍열은 압력면에 형성된 압력면측 냉각 구멍열과, 부압면에 형성된 부압면측 냉각 구멍열과, 상기 압력면측 냉각 구멍열과 상기 부압면측 냉각 구멍열 사이에 형성된 중앙 냉각 구멍열을 포함하고,
    상기 제 2 범위에 있어서의 상기 적어도 1개의 냉각 구멍열은 상기 압력면에 형성된 압력면측 냉각 구멍열과, 상기 부압면에 형성된 부압면측 냉각 구멍열을 포함하며,
    상기 제 1 범위에 있어서의 상기 압력면측 냉각 구멍열은 직선 형상의 제 1 가상선을 따라서 배열되어 있고,
    상기 제 1 범위에 있어서의 상기 부압면측 냉각 구멍열은 직선 형상의 제 2 가상선을 따라서 배열되어 있고,
    상기 중앙 냉각 구멍열은 직선 형상의 제 3 가상선을 따라서 배열되어 있고,
    상기 제 1 가상선과 상기 제 2 가상선의 상기 날개 높이 방향에 있어서의 동일 위치에서의 날개면 상의 거리를 X, 상기 제 2 가상선과 상기 제 3 가상선의 상기 날개 높이 방향에 있어서의 동일 위치에서의 날개면 상의 거리를 Y로 하고,
    상기 제 1 범위에 있어서의 상기 거리(Y)의 최대값을 Ymax로 하고,
    상기 거리(X)가 상기 거리(Ymax)보다 작아지는 날개 높이 방향의 위치를 h1로 하면,
    상기 제 2 범위는 상기 위치(h1)보다 날개 선단측에 위치하는
    터빈 동익.
  9. 제 7 항에 있어서,
    상기 제 1 범위의 상기 압력면측 냉각 구멍열에 있어서의 상기 냉각 구멍의 각각은 상기 압력면과 교차하는 제 1 직선에 평행한 방향을 따라서 연장되어 있고,
    상기 제 1 범위의 상기 부압면측 냉각 구멍열에 있어서의 상기 냉각 구멍의 각각은 상기 부압면과 교차하는 제 2 직선에 평행한 방향을 따라서 연장되어 있고,
    상기 제 2 범위의 상기 압력면측 냉각 구멍열에 있어서의 상기 냉각 구멍의 각각은 상기 압력면과 교차하는 제 3 직선에 평행한 방향을 따라서 연장되어 있고,
    상기 제 2 범위의 상기 부압면측 냉각 구멍열에 있어서의 상기 냉각 구멍의 각각은 상기 부압면과 교차하는 제 4 직선에 평행한 방향을 따라서 연장되어 있으며,
    상기 제 3 직선과 상기 제 4 직선이 이루는 각도는 상기 제 1 직선과 상기 제 2 직선이 이루는 각도보다 작은
    터빈 동익.
  10. 압축 공기를 생성하기 위한 압축기와, 압축 공기 및 연료를 이용하여 연소 가스를 발생시키기 위한 연소기와, 상기 연소 가스에 의해서 구동되도록 구성된 터빈을 구비하고, 상기 터빈은 제 1 항에 기재된 터빈 동익을 구비하는
    가스 터빈.
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