KR102630916B1 - 터빈 날개 및 터빈 날개의 제조 방법 및 가스 터빈 - Google Patents

터빈 날개 및 터빈 날개의 제조 방법 및 가스 터빈 Download PDF

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Abstract

터빈 날개 및 터빈 날개의 제조 방법 및 가스 터빈에 있어서, 날개 높이 방향을 따라서 냉각 통로가 마련되는 터빈 날개에 있어서, 냉각 통로는 일단이 선단측으로 개구하여 날개 높이 방향을 따라서 내경이 동일한 제 1 냉각 구멍과, 일단이 제 1 냉각 구멍의 타단에 단차 없이 연통하여 기단측을 향해서 내경이 커지는 제 2 냉각 구멍을 갖고, 제 1 냉각 구멍의 일단으로부터 제 1 냉각 구멍과 제 2 냉각 구멍의 연통 위치까지의 길이는, 제 1 냉각 구멍의 일단으로부터 기단측에 있어서의 가스 패스면까지의 길이의 40% 내지 60%이다.

Description

터빈 날개 및 터빈 날개의 제조 방법 및 가스 터빈
본 개시는 가스 터빈에 적용되는 동익이나 정익 등의 터빈 날개, 터빈 날개의 제조 방법, 터빈 날개를 구비한 가스 터빈에 관한 것이다.
가스 터빈은 압축기와 연소기와 터빈을 갖는다. 압축기는 공기 도입구로부터 취입된 공기를 압축함으로써 고온·고압의 압축 공기로 한다. 연소기는 압축 공기에 연료를 공급하여 연소시킴으로써 고온·고압의 연소 가스를 얻는다. 터빈은 연소 가스에 의해 구동하고, 동축 상에 연결된 발전기를 구동한다.
가스 터빈에 있어서의 동익이나 정익 등의 터빈 날개에 있어서, 터빈 날개의 내부에 냉각 통로를 마련하고, 냉각 통로에 냉각 유체를 흘림으로써, 고온의 가스 흐름에 노출되는 터빈 날개를 냉각하는 것이 알려져 있다. 예를 들어, 하기 특허문헌 1에는, 날개부의 길이 방향을 따라서 냉각 매체가 흐르는 복수의 냉각 구멍을 관통하여 마련하고, 냉각 구멍을 직경이 상이한 대경부와 중경부와 소경부로 구성하고, 날개 선단부까지 충분히 냉각할 수 있도록 한 것이 기재되어 있다. 또한, 하기 특허문헌 2에는, 블레이드부의 길이 방향을 따라서 냉각 공기가 흐르는 복수의 냉각 통로를 관통하여 마련하고, 냉각 통로의 직경을 블레이드부의 전후 방향으로 변화시킨 것이 기재되어 있다.
일본 특허 공개 제 2009-167934 호 공보 일본 특허 공개 제 2012-203100 호 공보
상술한 종래의 터빈 날개에서는, 냉각 구멍의 길이 방향의 적어도 한 개소에 유로 변경부를 마련함으로써, 직경이 상이한 대경부와 중경부와 소경부를 마련하고 있다. 그런데, 냉각 구멍의 길이 방향에 있어서의 소정의 위치로 직경이 변경되는 유로 변경부를 마련하면, 유로 변경부에 응력 집중이 발생하고, 터빈 날개의 파손의 원인이 될 우려가 있다고 하는 과제가 있다.
본 개시는 상술한 과제를 해결하는 것이며, 날개를 효율적으로 냉각함으로써 냉각 성능의 향상을 도모하는 터빈 날개를 제공하는 동시에, 효율적으로 터빈 날개를 제조할 수 있는 터빈 날개의 제조 방법 및 가스 터빈을 제공하는 것을 목적으로 한다.
상기의 목적을 달성하기 위한 본 개시의 터빈 날개는, 날개 높이 방향을 따라서 냉각 통로가 마련되는 터빈 날개에 있어서, 상기 냉각 통로는 일단이 선단측으로 개구하여 날개 높이 방향을 따라서 내경이 동일한 제 1 냉각 구멍과, 일단이 상기 제 1 냉각 구멍의 타단에 단차 없이 연통하여 기단측을 향해서 내경이 커지는 제 2 냉각 구멍을 갖고, 상기 제 1 냉각 구멍의 일단으로부터 상기 제 1 냉각 구멍과 상기 제 2 냉각 구멍의 연통 위치까지의 길이는, 상기 제 1 냉각 구멍의 일단으로부터 기단측에 있어서의 가스 패스면까지의 길이의 40% 내지 60%이다.
또한, 본 개시의 터빈 날개는 날개 높이 방향을 따른 냉각 통로가 전후 방향으로 간격을 두고서 복수 마련되는 터빈 날개에 있어서, 상기 냉각 통로는 선단측으로부터 기단측을 향해서 내경이 제 1 확대율을 갖고 커지는 냉각 구멍을 갖는 제 1 냉각 통로와, 선단측으로부터 기단측을 향해서 내경이 일정하거나 또는 상기 제 1 확대율보다 작은 제 2 확대율을 갖고 커지는 냉각 구멍을 갖는 제 2 냉각 통로를 구비한다.
본 개시의 터빈 날개의 제조 방법은, 터빈 날개의 선단측으로부터 기단측을 향해서 날개 높이 방향을 따라서 내경이 일정한 제 1 냉각 구멍을 전해 가공에 의해 형성하는 공정과, 상기 제 1 냉각 구멍으로부터 단차 없이 연통하도록 전류 값과 가공 속도 중 적어도 어느 일방을 변경하면서 날개 높이 방향을 따라서 내경이 커지는 제 2 냉각 구멍을 전해 가공에 의해 형성하는 공정을 갖고, 상기 제 1 냉각 구멍에 있어서의 상기 터빈 날개의 선단측의 일단으로부터 상기 제 1 냉각 구멍과 상기 제 2 냉각 구멍의 연통 위치까지의 길이는, 상기 제 1 냉각 구멍의 일단으로부터 상기 터빈 날개의 기단측에 있어서의 가스 패스면까지의 길이의 40% 내지 60%이다.
또한, 본 개시의 터빈 날개의 제조 방법은, 날개 높이 방향을 따른 냉각 통로가 전후 방향에 간격을 두고서 복수 마련되는 터빈 날개의 제조 방법에 있어서, 터빈 날개의 선단측으로부터 기단측을 향해서 전류 값과 가공 속도 중 적어도 어느 일방을 조정하면서 날개 높이 방향을 따라서 내경이 제 1 확대율을 갖고 커지는 제 1 냉각 통로를 전해 가공에 의해 형성하는 공정과, 상기 터빈 날개의 선단측으로부터 기단측을 향해서 전류 값과 가공 속도 중 적어도 어느 일방을 조정하면서 날개 높이 방향을 따라서 내경이 일정하거나 또는 상기 제 1 확대율보다 작은 제 2 확대율을 갖고 커지는 제 2 냉각 통로를 전해 가공에 의해 형성하는 공정을 갖는다.
본 개시의 가스 터빈은 공기를 압축하는 압축기와, 상기 압축기가 압축한 압축 공기와 연료를 혼합하여 연소하는 연소기와, 상기 연소기가 생성한 연소 가스에 의해 회전 동력을 얻는 터빈을 구비하고, 상기 터빈은 상기 터빈 날개를 갖는다.
본 개시의 터빈 날개 및 터빈 날개의 제조 방법 및 가스 터빈에 의하면, 날개를 효율적으로 냉각함으로써 냉각 성능의 향상을 도모할 수 있는 동시에, 효율적으로 터빈 날개를 제조할 수 있다.
도 1은 제 1 실시형태의 가스 터빈의 전체 구성을 도시하는 개략도이다.
도 2는 제 1 실시형태의 터빈 날개로서의 동익을 도시하는 종단면도이다.
도 3은 전해 가공 장치를 도시하는 개략도이다.
도 4는 제 1 실시형태의 터빈 날개의 제조 방법을 설명하기 위한 단면도이다.
도 5는 냉각 구멍의 1 패스 가공시에 있어서의 가공 거리에 대한 전류 값을 나타내는 그래프이다.
도 6은 냉각 구멍의 1 패스 가공시에 있어서의 가공 거리에 대한 가공 속도를 나타내는 그래프이다.
도 7은 냉각 구멍의 2 패스 가공시에 있어서의 가공 거리에 대한 전류 값을 나타내는 그래프이다.
도 8은 냉각 구멍의 2 패스 가공시에 있어서의 가공 거리에 대한 가공 속도를 나타내는 그래프이다.
도 9는 터빈 날개의 제조 방법의 제 1 변형예를 설명하기 위한 단면도이다.
도 10은 전해 가공 공구를 도시하는 개략도이다.
도 11은 터빈 날개의 제조 방법의 제 2 변형예를 설명하기 위한 단면도이다.
도 12는 전해 가공 공구를 도시하는 개략도이다.
도 13은 전류 인가 시간에 대한 냉각 구멍 확대율을 나타내는 그래프이다.
도 14는 제 2 실시형태의 터빈 날개로서의 동익을 도시하는 종단면도이다.
도 15는 동익의 날개 높이 방향에 있어서의 다른 위치에서의 형상을 도시하는 개략도이다.
도 16은 제 3 실시형태의 터빈 날개로서의 동익을 도시하는 종단면도이다.
도 17은 동익의 날개 높이 방향에 있어서의 다른 위치에서의 형상을 도시하는 개략도이다.
도 18은 제 4 실시형태의 터빈 날개로서의 동익을 도시하는 종단면도이다.
도 19는 동익의 날개 높이 방향에 있어서의 다른 위치에서의 형상을 도시하는 개략도이다.
이하에 도면을 참조하여, 본 개시의 바람직한 실시형태를 상세하게 설명한다. 또한, 본 실시형태에 의해 본 개시가 한정되는 것이 아니며, 또한, 실시형태가 다수 있는 경우에는, 각 실시형태를 조합시켜서 구성하는 것도 포함하는 것이다. 또한, 실시형태에 있어서의 구성요소에는, 당업자가 용이하게 상정할 수 있는 것, 실질적으로 동일한 것, 소위 균등한 범위의 것이 포함된다.
[제 1 실시형태]
<가스 터빈>
도 1은 제 1 실시형태의 가스 터빈의 전체 구성을 도시하는 개략도이다. 또한, 이하의 설명에서는, 가스 터빈의 로터의 중심의 축선을 O으로 했을 때, 축선(O)이 연장되는 방향을 축방향(Da)으로 하고, 로터의 축선(O)에 직교하는 로터의 반경 방향을 날개 높이 방향(Dh), 로터의 축선(O)을 중심으로 한 둘레방향을 둘레방향(Dc)으로서 설명한다.
제 1 실시형태에 있어서, 도 1에 도시되는 바와 같이, 가스 터빈(10)은 압축기(11)와 연소기(12)와 터빈(13)을 구비한다. 가스 터빈(10)은 동축 상에 도시되지 않은 발전기가 연결되고, 발전기에 의해 발전이 가능하다.
압축기(11)는 공기를 취입하는 공기 도입구(20)를 갖고, 압축기 차실(21) 내에 입구 안내 날개(IGV: Inlet Guide Vane)(22)가 배치되는 동시에, 복수의 정익(23)과 동익(24)이 축방향(Da)으로 교대로 배치되고, 그 외측에 추기실(25)이 마련된다. 연소기(12)는 압축기(11)에서 압축된 압축 공기에 대해서 연료를 공급하고, 점화함으로써 연소 가능하다. 터빈(13)은 터빈 차실(26) 내에 복수의 정익(27)과 동익(28)이 축방향(Da)으로 교대로 배치된다. 터빈 차실(26)은 하류측에 배기 차실(29)을 거쳐서 배기실(30)이 배치되고, 배기실(30)은 터빈(13)에 연속하는 배기 디퓨저(31)를 갖는다.
또한, 압축기(11), 연소기(12), 터빈(13), 배기실(30)의 중심부를 관통하도록 로터(32)가 위치한다. 로터(32)는 압축기(11)측의 단부가 베어링부(33)에 의해 회전 가능하게 지지되고, 배기실(30)측의 단부가 베어링부(34)에 의해 회전 가능하게 지지된다. 로터(32)는 압축기(11)에서, 각 동익(24)이 장착된 디스크가 복수 겹쳐져서 고정되고, 터빈(13)에서, 각 동익(28)이 장착된 디스크가 복수 겹쳐져서 고정되고, 배기실(30)측의 단부에 발전기(도시 대략)의 구동축이 연결된다.
가스 터빈(10)은 압축기(11)의 압축기 차실(21)이 다리부(35)에 지지되고, 터빈(13)의 터빈 차실(26)이 다리부(36)에 의해 지지되고, 배기실(30)이 다리부(37)에 의해 지지된다.
그 때문에, 압축기(11)의 공기 도입구(20)로부터 취입된 공기가, 입구 안내 날개(22), 복수의 정익(23)과 동익(24)을 통과하여 압축됨으로써 고온·고압의 압축 공기가 된다. 연소기(12)에서, 압축 공기에 대해서 소정의 연료가 공급되고 연소한다. 연소기(12)에서 생성된 작동 유체인 고온·고압의 연소 가스가, 터빈(13)을 구성하는 복수의 정익(27)과 동익(28)을 통과함으로써 로터(32)를 구동 회전하고, 로터(32)에 연결된 발전기를 구동한다. 한편, 터빈(13)을 구동한 연소 가스는 배기 가스로서 대기에 방출된다.
<터빈 날개>
본 명세서에서, 제 1 실시형태의 터빈 날개로서의 동익(28)에 대해서 상세하게 설명한다. 도 2는 제 1 실시형태의 터빈 날개로서의 동익을 도시하는 종단면도이다.
도 2에 도시되는 바와 같이, 동익(28)은 날개부(41)와, 플랫폼(42)과, 익근부(43)를 갖는다. 날개부(41)는 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 길이방향을 이루고, 기단(41b)에 대해서 선단(41a)이 테이퍼 형상을 이룬다. 플랫폼(42)은 표면(42a, 42b)이 가스 패스면이며, 이 표면(42a, 42b)에 날개부(41)의 기단(41b)이 일체로 접속된다. 익근부(43)는 축방향(Da)에서 바라본 형상이 소위, 크리스마스트리 형상이며, 플랫폼(42)의 이면(42c)에 일체로 접속된다. 익근부(43)는 로터(32)(도 1 참조)의 외주부에 고정된다.
동익(28)은 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 복수의 냉각 통로(50)가 마련된다. 냉각 통로(50)는 기단측 냉각 구멍(51)과, 공동부(52)와, 제 1 냉각 구멍(53)과, 제 2 냉각 구멍(54)을 갖는다.
기단측 냉각 구멍(51)은 일단이 동익(28)의 기단측, 즉, 익근부(43)의 기단(43a)에 개구한다. 기단측 냉각 구멍(51)은 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 마련되고, 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경(D1)이 동일 치수이다. 공동부(52)는 플랫폼(42)(또는 익근부(43))에 마련된다. 공동부(52)는 기단측 냉각 구멍(51)의 타단부가 연통한다. 공동부(52)는 내경(D2)이 기단측 냉각 구멍(51)의 내경(D1)보다 큰 치수이다.
제 1 냉각 구멍(53)은 일단이 동익(28)의 선단측, 즉, 날개부(41)의 기단(41b)에 개구한다. 제 1 냉각 구멍(53)은 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 마련되고, 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경(D3)이 동일 치수이다. 제 2 냉각 구멍(54)은 일단이 제 1 냉각 구멍(53)의 타단에 연통하고, 타단이 공동부(52)에 연통한다. 제 2 냉각 구멍(54)은 일단으로부터 타단을 향해서 내경(D4)이 점차 커지는 치수이다. 본 경우, 제 2 냉각 구멍(54)은 일단측으로부터 기단측을 향해서 내경이 연속하여 커지는 테이퍼 형상을 이루고 있다.
또한, 공동부(52)의 내경(D2)은 기단측 냉각 구멍(51)의 내경(D1)보다 크고, 기단측 냉각 구멍(51)의 내경(D1)은 제 2 냉각 구멍(54)의 최대 내경(D4)보다 크고, 제 2 냉각 구멍(54)의 최소 내경(D3)은 제 1 냉각 구멍(53)의 내경(D4)과 동일하다. 또한, 제 2 냉각 구멍(54)은 일단으로부터 타단을 향해서 내경(D4)이 점차 커지지만, 제 2 냉각 구멍(54)의 내경 확대율은, 100% 내지 200% 미만이다. 또한, 제 2 냉각 구멍(54)의 내경 확대율은, 100% 내지 175% 미만인 것이 바람직하다. 본 명세서에서, 내경 확대율이란, 제 2 냉각 구멍(54)에 있어서의 일단의 내경에 관한 타단의 내경의 확대율이다.
그리고, 제 1 냉각 구멍(53)은 날개부(41)에 있어서의 선단(41a)측의 영역(A1)에 형성되고, 제 2 냉각 구멍(54)은 날개부(41)에 있어서의 기단(41b)측의 영역(A2)에 형성된다. 그리고, 제 1 냉각 구멍(53)과 제 2 냉각 구멍(54)을 맞춘 날개 높이 방향(Dh)을 따른 길이를 L(A1＋A2)로 할 때, 제 1 냉각 구멍의 일단(날개부(41)의 선단(41a))으로부터, 제 1 냉각 구멍(53)과 제 2 냉각 구멍(54)의 연통 위치(B)까지의 길이는, 제 1 냉각 구멍(53)의 일단으로부터 기단측에 있어서의 가스 패스면까지의 길이의 40% 내지 60%이다. 즉, 제 1 냉각 구멍의 일단으로부터, 제 1 냉각 구멍(53)과 제 2 냉각 구멍(54)의 연통 위치(B)까지의 길이는, 날개 높이 방향(Dh)을 따른 선단(41a)으로부터 후연측의 표면(42b)까지의 길이(L)의 40% 내지 60%이다.
본 명세서에서, 날개부(41)에 있어서의 선단(41a)이란, 날개 높이 방향(Dh)을 따른 선단측의 단부면의 위치이다. 또한, 날개부(41)의 선단(41a)에 팁 슈라우드가 마련되어 있는 구조에 있어서는, 날개부(41)에 있어서의 선단(41a)은 팁 슈라우드에 있어서의 가스 패스면의 위치이다. 또한, 날개부(41)에 있어서의 기단(41b)이란, 날개 높이 방향(Dh)을 따른 기단측의 단부면의 위치이며, 플랫폼(42)의 가스 패스면이 되는 표면(42a, 42b)의 위치이다. 그리고, 날개부(41)의 날개 높이 방향(Dh)을 따른 길이를 규정하는 경우에는, 날개부(41)의 후연측(도 2의 우측)의 위치로서의 선단(41a), 표면(43b)측의 길이이다.
냉각 공기는 동익(28)에 있어서의 기단부측에 공급되고, 기단측 냉각 구멍(51), 공동부(52), 제 2 냉각 구멍(54), 제 1 냉각 구멍(53)을 통해서 외부에 배출된다. 이때, 동익(28)은 기단측 냉각 구멍(51), 공동부(52), 제 2 냉각 구멍(54), 제 1 냉각 구멍(53)을 통과하는 냉각 공기에 의해 냉각된다. 이때, 우선, 냉각 공기가 기단측 냉각 구멍(51) 및 공동부(52)를 흐름으로써, 플랫폼(42) 및 익근부(43)를 냉각하고, 다음에, 제 2 냉각 구멍(54) 및 제 1 냉각 구멍(53)을 흐름으로써, 날개부(41)를 냉각한다.
본 명세서에서, 동익(28)은 일반적으로, 날개부(41)에 있어서의 날개 높이 방향(Dh)의 중간 부근에서 가장 크리프 강도가 어렵다. 그런데, 냉각 공기는 기단측 냉각 구멍(51), 공동부(52), 제 2 냉각 구멍(54), 제 1 냉각 구멍(53)의 순서로 흘러서 동익(28)을 냉각하므로, 플랫폼(42)이나 익근부(43)를 냉각하여 온도 상승한 냉각 공기가 날개부(41)를 냉각하게 되고, 열부하가 높은 날개부(41)에 있어서의 날개 높이 방향(Dh)의 중간 위치를 효율적으로 냉각하는 것이 곤란하게 된다.
그래서, 제 1 실시형태에서는, 플랫폼(42)에 가까운 위치에 마련된 제 2 냉각 구멍(54)의 내경(D4)을 크게 하는 한편, 날개부(41)에 있어서의 날개 높이 방향(Dh)의 중간 위치에 마련된 제 1 냉각 구멍(53)의 내경(D3)을 작게 하고 있다. 그리고, 제 1 냉각 구멍(53)과 제 2 냉각 구멍(54)을 단차 없이 연통시키기 위해, 제 2 냉각 구멍(54)의 내경(D4)을 제 1 냉각 구멍(53)과 공동부(52) 사이에서 연속적으로 변화시키고 있다.
동익(28)에 있어서의 기단부측에 공급된 냉각 공기는, 기단측 냉각 구멍(51)으로부터 공동부(52)로 도입되고, 공동부(52)로부터 제 2 냉각 구멍(54) 및 제 1 냉각 구멍(53)으로 흘러서 외부에 배출된다. 이때, 기단측 냉각 구멍(51)이나 공동부(52)는, 제 2 냉각 구멍(54)이나 제 1 냉각 구멍(53)보다 내경이 크므로, 냉각 공기의 유속이 늦다. 한편, 제 2 냉각 구멍(54)은 제 1 냉각 구멍(53)측을 향해서 내경이 점차 작아지므로, 냉각 공기의 유속이 서서히 빨라져서, 최고 속도가 되어서 제 1 냉각 구멍(53)으로 흐른다. 그 때문에, 제 2 냉각 구멍(54)과 제 1 냉각 구멍(53)의 연통부로부터 제 1 냉각 구멍(53)을 흐르는 냉각 공기의 유속이 최대가 되고, 또한, 보다 저온의 냉각 공기를 제 2 냉각 구멍(54)으로부터 제 1 냉각 구멍(53)으로 공급함으로써, 날개부(41)에 있어서의 열부하가 높은 중간 위치에서 선단측을 효율적으로 냉각할 수 있다.
<터빈 날개의 제조 방법>
본 명세서에서, 제 1 실시형태의 동익(28)의 제조 방법, 구체적으로는, 동익(28)에 있어서의 냉각 통로(50)의 형성 방법에 대해서 설명한다. 도 3은 전해 가공 장치를 도시하는 개략도, 도 4는 제 1 실시형태의 터빈 날개의 제조 방법을 설명하기 위한 단면도이다.
도 3에 도시되는 바와 같이, 전해 가공 장치(100)는 동익(28)에 냉각 통로(50)를 형성하는 복수의 전해 가공 공구(101)와, 전해 가공 공구(101)를 진행시키는 이동 기구(102)와, 전해 가공 공구(101)를 진행시킬 때 전해 가공 공구(101)를 안내하는 가이드부(103)를 구비한다.
이동 기구(102)는 전해 가공 공구(101)를 동익(28)에 대해서 진퇴시킨다. 그리고, 이동 기구(102)는 동익(28)에 있어서의 날개부(41)의 선단(41a)측에 배치되고, 이 선단(41a)에 대해서 진퇴 이동 가능하게 구성된다. 그리고, 이동 기구(102)는 예를 들면, 도시되지 않는 구동 장치를 이용하여 전해 가공 공구(101)의 진퇴 이동을 실행한다.
이동 기구(102)는 동익(28)의 선단(41a)측의 면에 전해 가공 공구(101)의 기단(110b)(도 4 참조)을 파지시키는 복수의 파지부(104)를 갖는다. 파지부(104)는 내부가 중천 형상으로 된 통 형상을 이루고, 축방향의 일단측에 전해 가공 공구(101)의 기단(110b)이 삽입됨으로써 전해 가공 공구(3101)를 파지 가능하게 되어 있다. 또한, 파지부(104)의 타단측은 도시되지 않은 전기 분해액 유통로에 접속되고, 전기 분해액 유통로를 거쳐서 파지부(104)의 내부에 전기 분해액(W)(도 4 참조)이 공급된다. 전기 분해액(W)의 공급량은 도시되지 않은 유량 제어 장치에 의해서 임의로 조정 가능하다. 또한, 전기 분해액(W)으로서는, 예를 들면, 황산, 질산, 식염수 등이 이용된다.
가이드부(103)는 이동 기구(102)와 동익(28)의 선단(41a) 사이에 배치되고, 이동 기구(102)에 의해서 진퇴되는 전해 가공 공구(101)를 동익(28)의 선단(41a)에 대해서 소정의 진행 방향이 되도록 안내한다. 가이드부(103)는 이동 기구(102)측과 동익(28)측을 서로 연통하는 복수의 가이드 구멍(105)이 형성된다. 복수의 가이드 구멍(105)은, 각각 전해 가공 공구(101)가 이동 기구(102)측으로부터 동익(28)측을 향해서 관통 삽입된다. 그리고, 이 상태로, 전해 가공 공구(101)가 이동 기구(102)에 의해서 전진됨으로써, 가이드 구멍(105)의 배치에 따라 동익(28)의 선단(41a)에 있어서의 소망한 위치에, 또한, 선단(41a)에 대해서 소망한 각도로 전해 가공 공구(101)를 도입할 수 있다.
전해 가공 공구(101)에 대해서 설명한다. 전해 가공 공구(101)는 동익(28)에 냉각 통로(50)를 전해 가공에 의해 형성하는 것이다. 도 4에 도시되는 바와 같이, 전해 가공 공구(101)는 전극(111)과, 전극(111)을 외주로부터 덮는 절연층(112)을 갖고, 전체적으로 통 형상을 이루는 공구 본체(110)를 구비한다.
공구 본체(110)에 있어서의 전극(111)은 축선(O)을 따라서 연장되는 통 형상을 이루고, 예를 들면, 스테인리스, 구리, 티타늄 등의 가효성을 갖는 도전성 재료로 구성된다. 전극(111)은 내측의 중공 부분(전극(111)의 내부)이 이동 기구(102)의 파지부(104)(모두 도 3 참조)의 중공 부분과 연통하여 있다. 이에 의해서, 전극(111)은 내부에 공구 본체(110)의 기단(110b)측(이동 기구(102)측)으로부터 선단(110a)측(동익(28)측)을 향해 전해 가공에 제공되는 전기 분해액(W)이 유통된다.
또한, 선단(110a)측에서의 전극(111)의 단부면은, 축선(O)에 직교하는 평탄 형상, 또는 테이퍼 형상을 이룬다. 또한, 제 1 실시형태에서는 전극(111)은 원통 형상을 이루고 있지만, 예를 들면, 단면 다각형의 각통 형상이라고 해도 좋다.
공구 본체(110)에 있어서의 절연층(112)은 예를 들면, 전기 절연성을 갖는 폴리에스터계의 수지 등으로 구성되고, 전극(111)의 외주면에 피복되고, 또한, 선단(110a)측에서의 전극(111)의 단부면은 절연층(112)에 의해서 덮이지 않고 전극(111)이 노출하여 있다.
이러한 전해 가공 장치(100)에 있어서, 전해 가공 공구(101)에 의해서 전극(111)의 내부를 유통한 전기 분해액(W)이 공구 본체(110)의 선단(110a)으로부터 도출된다. 그리고, 도출된 전기 분해액(W)을 거쳐서 공구 본체(110)의 선단(110a)의 단부면과, 동익(28)의 냉각 통로(50)의 내면 사이가 통전하고, 동익(28)이 전해하고, 냉각 통로(50)가 축선(O) 방향을 향해서 보다 깊게 가공되어 간다.
도 2에 도시되는 바와 같이, 제 1 실시형태의 동익(28)에 있어서, 냉각 통로(50)는 기단측 냉각 구멍(51)과, 공동부(52)와, 제 1 냉각 구멍(53)과, 제 2 냉각 구멍(54)을 갖고, 제 2 냉각 구멍(54)은 일단으로부터 타단을 향해서 내경(D4)이 점차 커지고 있다.
제 1 실시형태의 터빈 날개의 제조 방법은, 냉각 통로(50)를 구성하는 기단측 냉각 구멍(51)과, 공동부(52)와, 제 1 냉각 구멍(53)과, 제 2 냉각 구멍(54)을 형성하는 것이다. 도 5는 냉각 구멍의 1 패스 가공시에 있어서의 가공 거리에 대한 전류 값을 나타내는 그래프, 도 6은 냉각 구멍의 1 패스 가공시에 있어서의 가공 거리에 대한 가공 속도를 나타내는 그래프이다.
제 1 실시형태의 터빈 날개의 제조 방법은, 동익(28)의 선단측으로부터 기단측을 향해서 전해 가공에 의해 날개 높이 방향(Dh)을 따른 냉각 통로(50)를 형성하는 것으로서, 선단측으로부터 전류 값 및 가공 속도를 일정하게 하여 날개 높이 방향을 따라서 내경이 동일한 제 1 냉각 구멍(53)을 전해 가공에 의해 형성하는 공정과, 제 1 냉각 구멍(53)으로부터 전류 값과 가공 속도 중 적어도 어느 일방을 변경하면서 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경이 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 전해 가공에 의해 형성하는 공정을 갖는다.
또한, 제 1 실시형태의 터빈 날개의 제조 방법은, 기단측으로부터 전류 값 및 가공 속도를 일정하게 하여 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경이 동일한 기단측 냉각 구멍(51)을 전해 가공에 의해 형성하는 공정과, 기단측 냉각 구멍(51)의 단부로 가공 속도를 미리 설정된 최저 가공 속도까지 감속하여 내경이 기단측 냉각 구멍(51)의 내경보다 큰 공동부(52)를 전해 가공에 의해 형성하는 공정을 갖고, 제 2 냉각 구멍(54)을 공동부(52)에 연통시킨다.
즉, 우선, 전술한 전해 가공 장치(100)를 이용하고, 전류 값 및 가공 속도를 일정하게 한 상태로, 전해 가공 공구(101)를 동익(28)의 기단측으로부터 선단측으로 이동함으로써, 내경이 변하는 일 없이 동일한 기단측 냉각 구멍(51)을 전해 가공에 의해 형성한다. 다음에, 전류 값 및 가공 속도를 일정하게 한 상태로, 전해 가공 공구(101)의 가공 속도를 감속, 또는, 정지하여 내경이 기단측 냉각 구멍(51)의 내경보다 큰 공동부(52)를 전해 가공에 의해 형성한다.
계속해서, 전류 값 및 가공 속도를 일정하게 한 상태로, 전해 가공 공구(101)를 동익(28)의 선단측으로부터 기단측으로 이동함으로써, 내경이 변함없이 동일한 제 1 냉각 구멍(53)을 전해 가공에 의해 형성한다. 그리고, 마지막으로, 전류 값과 가공 속도 중 적어도 어느 일방을 변경하면서, 전해 가공 공구(101)를 동익(28)에 형성한 제 1 냉각 구멍(53)의 단부로부터 동익(28)의 기단측에 이동함으로써, 내경이 점차 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 전해 가공에 의해 형성한다. 그 때문에, 동익(28)의 날개부(41)에 연통부에 단차가 없는 제 1 냉각 구멍(53)과 테이퍼 형상의 제 2 냉각 구멍(54)을 형성할 수 있다.
구체적으로는, 도 5에 나타내는 바와 같이, 전해 가공 공구(101)를 영역(A1)에 상당하는 가공 거리(L1)까지는, 전류 값 및 가공 속도를 일정하게 한 상태로, 전해 가공 공구(101)를 이동하여 내경이 일정한 제 1 냉각 구멍(53)을 형성한다. 그 후, 전해 가공 공구(101)를 영역(A1＋A2)에 상당하는 가공 거리(L2)까지는, 전류 값을 상승시키면서, 전해 가공 공구(101)를 이동하여 내경이 점차 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 형성한다. 또는, 도 6에 나타내는 바와 같이, 제 1 냉각 구멍(53)을 형성한 후, 전해 가공 공구(101)를 영역(A1＋A2)에 상당하는 가공 거리(L2)까지는, 가공 속도를 하강시키면서, 전해 가공 공구(101)를 이동하여 내경이 점차 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 형성한다. 이때, 전류 값이나 가공 속도를 변경하는 변경율은, 제 2 냉각 구멍(54)의 형상에 따라 적절하게 설정하면 좋다. 또한, 전해 가공 공구(101)를 이동하여 제 2 냉각 구멍(54)을 형성할 때, 전해 가공량이 서서히 많아지므로, 가공 중에 발생하는 수소 가스가 증가하고, 슬러지의 배출성이 악화될 가능성이 있기 때문에, 전기 분해액(W)의 유통 속도를 서서히 높게 해나가는 것이 바람직하다.
또한, 제 2 냉각 구멍(54)을 전해 가공에 의해 형성하는 공정에서, 전류 값을 최대로 일정하게 하고, 가공 속도를 변경하면서 전해 가공 공구(101)를 이동하여 내경이 점차 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 전해 가공에 의해 형성하는 것이 바람직하다. 전류 값을 최대로 일정하게 함으로써, 큰 가공량을 확보할 수 있고, 가공 시간을 단축할 수 있다.
상술한 설명에서는, 전해 가공 공구(101)를 영역(A1)을 이동시킴으로써, 제 1 냉각 구멍(53)을 전해 가공에 의해 형성한 후, 전해 가공 공구(101)를 영역(A2)을 이동시킴으로써, 제 2 냉각 구멍(55)을 1 패스로 전해 가공에 의해 형성하였지만, 본 방법으로 한정되는 것은 아니다. 도 7은 냉각 구멍의 2 패스 가공시에 있어서의 가공 거리에 대한 전류 값을 나타내는 그래프, 도 8은 냉각 구멍의 2 패스 가공시에 있어서의 가공 거리에 대한 가공 속도를 나타내는 그래프이다.
도 7에 나타내는 바와 같이, 전해 가공 공구(101)를 영역(A1＋A2)에 상당하는 가공 거리(L2)까지는, 전류 값 및 가공 속도를 일정하게 한 상태로, 전해 가공 공구(101)를 이동하여 내경이 일정하는 제 1 냉각 구멍(53)과 기초 제 2 냉각 구멍을 1 패스째로 형성한다. 그 후, 영역(A1)에 상당하는 가공 거리(L1)로부터 영역(A1＋A2)에 상당하는 가공 거리(L2)까지, 전류 값을 상승시키면서, 전해 가공 공구(101)를 이동하여 내경이 점차 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 2 패스째로 형성한다. 또는, 도 8에 나타내는 바와 같이, 전해 가공 공구(101)를 영역(A1＋A2)에 상당하는 가공 거리(L2)까지는, 전류 값 및 가공 속도를 일정하게 한 상태로, 전해 가공 공구(101)를 이동하여 내경이 일정한 제 1 냉각 구멍(53)과 기초 제 2 냉각 구멍을 1 패스째로 형성한다. 그 후, 영역(A1)에 상당하는 가공 거리(L1)로부터 영역(A1＋A2)에 상당하는 가공 거리(L2)까지, 가공 속도를 하강시키면서, 전해 가공 공구(101)를 이동하여 내경이 점차 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 2 패스째로 형성한다. 또한, 2 패스째에 있어서의 전해 가공 공구(101)의 전극의 외경은, 1 패스째에 있어서의 전해 가공 공구(101)의 전극의 외경과 동일하다. 또한, 2 패스째에 있어서의 전해 가공 공구(101)의 전극의 외경을, 1 패스째에 있어서의 전해 가공 공구(101)의 전극의 외경보다 크게 해도 좋다. 또한, 전해 가공 공구(101)의 이동 방향은 가공 거리(L2)로부터 가공 거리(L1)를 향하는 방향이어도 좋다.
또한, 전해 가공 공구(101)를 이동하여 제 2 냉각 구멍(54)을 형성할 때, 전해 가공량이 많으므로, 전해 가공 공구(101)와 제 2 냉각 구멍(54)의 내면의 거리가 커지고, 용액 저항이 증대하고, 가공성이 저하할 우려가 있다. 도 9는 터빈 날개의 제조 방법의 제 1 변형예를 설명하기 위한 단면도, 도 10은 전해 가공 공구를 도시하는 개략도이다.
도 9 및 도 10에 도시되는 바와 같이, 전해 가공 공구(101A)는 전극(121)과, 전극(121)을 외주로부터 덮는 절연층(122)을 갖고, 전체적으로 통 형상을 이루는 공구 본체(120)를 구비한다.
공구 본체(120)에 있어서의 전극(121)은 축선(O)을 따라서 연장되는 통 형상을 이룬다. 전극(121)은 내부에 공구 본체(120)의 기단(120b)측으로부터 선단(120a)측을 향해서 전해 가공에 제공되는 전기 분해액(W)이 유통된다. 공구 본체(120)는 전극(121)의 외주면이 절연층(122)에 의해 피복되고, 선단(120a)측에서의 전극(121)의 단부면은 절연층(122)에 의해서 덮이지 않고 전극(121)이 노출하여 있다.
공구 본체(120)는 비절연부(123)가 마련된다. 비절연부(123)는 공구 본체(120)의 선단(120a)과 기단(120b) 사이의 선단(120a) 주변의 중도 위치에서, 전극(121)의 외주면이 둘레방향의 전역에 걸쳐서 축선(O)을 중심으로 링 형상으로 노출함으로써, 동익(28)과 반경 방향으로 대향하도록 형성된다. 비절연부(123)는 축선(O) 방향으로 간격을 두고서 2개가 형성되지만, 적어도 1개가 형성되어 있으면 좋다.
그리고, 비절연부(123)는 공구 본체(120)의 선단(120a)으로부터 도출되는 전기 분해액(W)을 거쳐서 동익(28)과의 사이에서 통전 가능하게 되어 있다.
전해 가공시, 비절연부(123)가 형성되어 있으므로, 공구 본체(120)의 선단(120a)에 있어서의 축선(O) 방향을 향하는 단부면뿐만이 아니라, 전극(121)의 외주면에 있어서도 동익(28)과의 사이에서 통전이 가능하게 된다. 그 때문에, 동익(28)과의 사이에서의 통전 면적이 늘어나서, 인가 전압의 상승을 억제하면서, 가공 속도의 향상을 도모할 수 있다. 그리고, 제 2 냉각 구멍(54)을 형성할 때, 전해 가공 공구(101A)와 제 2 냉각 구멍(54)의 내면의 거리가 커져서, 용액 저항이 증대해도, 가공성의 저하를 억제할 수 있다.
도 11은 터빈 날개의 제조 방법의 제 2 변형예를 설명하기 위한 단면도, 도 12는 전해 가공 공구를 도시하는 개략도이다.
도 11 및 도 12에 도시되는 바와 같이, 전해 가공 공구(101B)는 전극(131)과, 전극(131)을 외주로부터 덮는 절연층(132)을 갖고, 전체적으로 통 형상을 이루는 공구 본체(130)를 구비한다.
공구 본체(130)에 있어서의 전극(131)은 축선(O)을 따라서 연장되는 통 형상을 이룬다. 전극(131)은 내부에 공구 본체(130)의 기단(130b)측으로부터 선단(130a)측을 향해서 전해 가공에 제공되는 전기 분해액(W)이 유통된다. 공구 본체(130)는 전극(131)의 외주면이 절연층(132)에 의해 피복되고, 선단(130a)측에서의 전극(131)의 단부면은 절연층(132)에 의해서 덮이지 않고 전극(131)이 노출하여 있다.
공구 본체(120)는 비절연부(133)가 마련된다. 비절연부(133)는 전극(131)의 외주면에 있어서, 반경 방향에서 바라볼 때 사각 형상을 이루고, 공구 본체(130)의 선단(130a)의 단부면에 있어서의 전극(131)의 노출 부분에 연속하도록 축선(O) 방향으로 연장되어서 형성된다. 비절연부(133)는 둘레방향으로 일정한 간격을 두고서 절연층(132)과 둘레방향으로 교호하게 되도록 복수가 형성되어 있고, 제 1 실시형태에서는, 4개 형성되어 있다.
전해 가공시, 비절연부(133)에 의해서, 전극(131)의 외주면에 있어서도 동익(28)과의 사이에서 통전이 가능하게 되기 때문에, 통전 면적을 증대할 수 있다. 그리고, 제 2 냉각 구멍(54)을 형성할 때, 전해 가공 공구(101A)와 제 2 냉각 구멍(54)의 내면의 거리가 커져서, 용액 저항이 증대해도, 가공성의 저하를 억제할 수 있다.
또한, 도 2에 도시되는 바와 같이, 전해 가공에 의해 제 1 냉각 구멍(53)과 제 2 냉각 구멍(54)을 연속하여 형성하고, 기단측 냉각 구멍(51)에 연통할 때, 제 2 냉각 구멍(54)의 형성 위치가 축방향(Da)이나 둘레방향(Dc)으로 어긋나면, 제 2 냉각 구멍(54)이 기단측 냉각 구멍(51)에 연통하지 않는다. 그 때문에, 제 2 냉각 구멍(54)과 기단측 냉각 구멍(51) 사이에 공동부(52)를 마련하고 있다. 즉, 동익(28)의 기단측으로부터 선단측을 향해서 전해 가공하여 기단측 냉각 구멍(51)을 형성한 후, 전류 값을 일정하게 하고, 가공 속도를 미속, 또는 0으로 하고, 공동부(52)를 형성한다.
도 13은 전류 인가 시간에 대한 냉각 구멍 확대율을 나타내는 그래프이다. 전극에 고전압을 인가한 E1에서는, 전류 인가 시간의 증가에 대해서 냉각 구멍 확대율이 곡선 형상으로 변화한다. 또한, 전극에 저전압을 인가한 E2에서는, 전류 인가 시간의 증가에 대해서 냉각 구멍 확대율이 직선 형상으로 변화하는 것처럼 보인다. 이러한 출압과 전류 인가 시간과 냉각 구멍 확대율의 관계에 근거하여, 제 2 냉각 구멍(54) 및 기단측 냉각 구멍(51)의 내경이나 위치 편차량에 따라 공동부(52)의 내경을 결정한다. 공동부(52)를 마련함으로써, 제 2 냉각 구멍(54)의 형성 위치가 축방향(Da)이나 둘레방향(Dc)으로 어긋나도, 제 2 냉각 구멍(54)과 기단측 냉각 구멍(51)을 공동부(52)에 의해 연통할 수 있다.
[제 2 실시형태]
<터빈 날개>
제 2 실시형태의 터빈 날개로서의 동익(28)에 대해서 상세하게 설명한다. 도 14는 제 2 실시형태의 터빈 날개로서의 동익을 도시하는 종단면도, 도 15는 동익의 날개 높이 방향에 있어서의 상이한 위치에서의 형상을 도시하는 개략도이다.
도 14 및 도 15에 도시되는 바와 같이, 동익(28)은 날개부(41)와, 플랫폼(42)과, 익근부(43)를 갖는다. 날개부(41)는 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 길이방향을 이루고, 선단(41a)이 기단(41b)에 대해서 전후 방향의 길이와 폭이 작아지는 테이퍼 형상을 이룬다. 또한, 날개부(41)는 볼록면 형상을 이루는 부압면(41c)과, 오목면 형상을 이루는 정압면(41d)과, 전연(41e)과, 후연(41f)을 갖는다. 날개부(41)는 축방향(Da)인 전후 방향에 있어서의 중간부로부터 전연(41e)측 및 후연(41f)측을 향해서 폭이 좁아지는 익형 단면 형상을 이룬다. 전연(41e)은 익형 중심선인 캠버 라인(C)이 연장되는 방향으로 가장 전방측(상류측)의 단부이며, 후연(41f)은 캠버 라인(C)이 연장되는 방향으로 가장 후방측(하류측)의 단부이다. 날개부(41)는 부압면(41c)과 정압면(41d)이 전연(41e)과 후연(41f)을 거쳐서 연속하여 이루어지는 익형 단면 형상이다.
플랫폼(42)은 표면(42a, 42b)이 가스 패스면이며, 이 표면(42a, 42b)에 날개부(41)의 기단(41b)이 일체로 접속된다. 익근부(43)는 축방향(Da)에서 바라본 형상이 소위, 크리스마스트리 형상이며, 플랫폼(42)의 이면(42c)에 일체로 접속된다. 익근부(43)는 로터(32)(도 1 참조)의 외주부에 고정된다.
동익(28)은 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 복수의 냉각 통로(50)가 마련된다. 복수의 냉각 통로(50)는 축방향(Da)인 전후 방향으로 간격을 두고서 마련된다. 냉각 통로(50)는 제 1 냉각 통로(50a)와, 제 2 냉각 통로(50b)를 갖는다.
제 1 냉각 통로(50a)는 날개부(41)의 선단(41a)측으로부터 기단(41b)측을 향해서 내경이 미리 설정된 소정의 제 1 확대율을 갖고서 커지는 냉각 구멍(후술하는 제 2 냉각 구멍(54))을 갖는다. 제 2 냉각 통로(50b)는 제 1 냉각 통로(50a)보다 후연(41f)측에 위치하여 선단(41a)측으로부터 기단(41b)측을 향해서 내경이 일정한 냉각 구멍(후술하는 제 3 냉각 구멍(55))을 갖는다. 제 2 실시형태에서, 제 1 냉각 통로(50a)는 복수(도 14 및 도 15에서는, 7개) 마련되고, 제 2 냉각 통로(50b)는 후연(41f)측에 1개 마련된다. 제 2 냉각 통로(50b)는 날개부(41)의 가장 후연(41f)측에 위치한다.
본 명세서에서, 복수의 제 1 냉각 통로(50a)와 1개의 제 2 냉각 통로(50b)는, 캠버 라인(C)(도 15 참조)을 따라서 마련된다. 단, 복수의 제 1 냉각 통로(50a)와 1개의 제 2 냉각 통로(50b)를 캠버 라인(C)보다 부압면(41c)측이나 정압면(41d)측에 마련해도 좋다. 인접하는 복수의 제 1 냉각 통로(50a)끼리의 간격(P1)과, 인접하는 제 1 냉각 통로(50a)와 제 2 냉각 통로(50b)의 간격(P2)은 동일 치수이다. 단, 복수의 간격(P1)을 상이하게 해도 좋고, 간격(P1)에 대해서 간격(P2)을 크게 하거나, 작게 하거나 해도 좋다.
또한, 제 2 실시형태에서는, 제 2 냉각 통로(50b)가 제 1 냉각 통로(50a)보다 후연(41f)측에 위치하여 선단(41a)측으로부터 기단(41b)측을 향해서 내경이 일정한 냉각 구멍을 갖는 것으로 했지만, 본 구성으로 한정되는 것은 아니다. 예를 들어, 제 2 냉각 통로(50b)가 선단(41a)측으로부터 기단(41b)측을 향해서 내경이 제 1 확대율보다 작은 제 2 확대율을 갖고서 커지는 냉각 구멍을 갖는 것으로 해도 좋다.
제 1 냉각 통로(50a)는 기단측 냉각 구멍(51)과, 공동부(52)와, 제 1 냉각 구멍(53)과, 제 2 냉각 구멍(54)을 갖는다. 제 2 냉각 통로(50b)는 제 3 냉각 구멍(55)을 갖는다.
기단측 냉각 구멍(51)은 일단이 동익(28)의 기단측, 즉, 익근부(43)의 기단(43a)에 개구한다. 기단측 냉각 구멍(51)은 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 마련되고, 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경(D1)이 동일(일정) 치수이다. 공동부(52)는 플랫폼(42)(또는, 익근부(43))에 마련된다. 공동부(52)는 기단측 냉각 구멍(51)의 타단부가 연통한다. 공동부(52)는 내경(D2)이 기단측 냉각 구멍(51)의 내경(D1)보다 큰 치수이다.
제 1 냉각 구멍(53)은 일단이 동익(28)의 선단측, 즉, 날개부(41)의 선단(41a)에 개구한다. 제 1 냉각 구멍(53)은 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 마련되고, 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경(D3)이 동일(일정) 치수이다. 제 2 냉각 구멍(54)은 일단이 제 1 냉각 구멍(53)의 타단에 연통하고, 타단이 공동부(52)에 연통한다. 제 2 냉각 구멍(54)은 일단으로부터 타단을 향해서 내경이 D3으로부터 D4까지 점차 커진다. 제 2 냉각 구멍(54)은 일단측으로부터 기단측을 향해서 내경이 연속하여 커지는 테이퍼 형상을 이룬다. 제 1 냉각 구멍(53)과 제 2 냉각 구멍(54)은 단차 없이 매끄럽게 연통한다. 또한, 제 1 냉각 구멍(53)과 제 2 냉각 구멍(54)을 곡면에 의해 연결해도 좋다.
공동부(52)의 내경(D2)은 기단측 냉각 구멍(51)의 내경(D1)보다 크고, 기단측 냉각 구멍(51)의 내경(D1)은 제 2 냉각 구멍(54)의 최대 내경(D4)보다 크고, 제 2 냉각 구멍(54)의 최소 내경(D3)은 제 1 냉각 구멍(53)의 내경(D4)과 동일하다. 또한, 제 2 냉각 구멍(54)은 일단으로부터 타단을 향해서 내경(D3)이 내경(D4)까지 점차 커지지만, 제 2 냉각 구멍(54)의 내경 확대율은, 100% 내지 250%이다. 또한, 제 2 냉각 구멍(54)의 내경 확대율은, 100% 내지 175%인 것이 바람직하다. 본 명세서에서, 내경 확대율이란, 제 2 냉각 구멍(54)에 있어서의 일단의 최소 내경(D3)에 관한 타단의 최대 내경(D4)의 확대율이다. 또한, 기단측 냉각 구멍(51), 공동부(52), 제 1 냉각 구멍(53), 제 2 냉각 구멍(54), 제 3 냉각 구멍(55)은, 원형 단면 형상이지만, 타원형 단면 형상 등의 비원형 단면 형상으로 해도 좋다. 본 경우, 냉각 구멍(54)의 내경 확대율을 냉각 구멍(54)의 통로 면적 확대율로 해도 좋다. 내경 확대율에 따른 통로 면적의 확대율은 제곱배가 된다. 이하에, 내경 확대율과 통로 면적 확대율의 관계를 기재한다.
내경 확대율 175% -> 면적 확대율 306%
내경 확대율 250% -> 면적 확대율 625%
제 1 냉각 구멍(53)은 날개부(41)에 있어서의 선단(41a)측의 영역(A1)에 형성되고, 제 2 냉각 구멍(54)은 날개부(41)에 있어서의 기단(41b)측의 영역(A2)에 형성된다. 제 1 냉각 구멍(53)과 제 2 냉각 구멍(54)을 맞춘 날개 높이 방향(Dh)을 따른 길이를 L(A1＋A2)로 할 때, 제 1 냉각 구멍(53)의 일단(날개부(41)의 선단(41a))으로부터, 제 1 냉각 구멍(53)과 제 2 냉각 구멍(54)의 연통 위치(B)까지의 길이(A1)는, 제 1 냉각 구멍(53)의 일단으로부터 기단측에 있어서의 가스 패스면까지의 길이(L)의 40% 내지 60%이다. 즉, 제 1 냉각 구멍(53)의 일단으로부터 제 2 냉각 구멍(54)과의 연통 위치(B)까지의 길이(A1)는, 날개 높이 방향(Dh)을 따른 선단(41a)으로부터 후연측의 플랫폼(42)의 표면(42b)까지의 길이(L)의 40% 내지 60%이다.
제 3 냉각 구멍(55)은 날개부(41)에 있어서의 선단(41a)으로부터 기단(41b)의 길이(L)(A1＋A2)의 영역에 형성된다.
본 명세서에서, 날개부(41)에 있어서의 선단(41a)이란, 날개 높이 방향(Dh)을 따른 선단측의 단부면의 위치이다. 또한, 날개부(41)의 선단(41a)에 팁 슈라우드가 마련되어 있는 구조에 있어서는, 날개부(41)에 있어서의 선단(41a)은 팁 슈라우드에 있어서의 가스 패스면의 위치이다. 또한, 날개부(41)에 있어서의 기단(41b)이란, 날개 높이 방향(Dh)을 따른 기단측의 단부면의 위치이며, 플랫폼(42)의 가스 패스면이 되는 표면(42a, 42b)의 위치이다. 그리고, 날개부(41)의 날개 높이 방향(Dh)을 따른 길이를 규정하는 경우에는, 날개부(41)의 후연측(도 14의 우측)의 위치로서의 선단(41a), 표면(43b)측의 길이이다.
냉각 공기는 냉각 통로(50)로서의 복수의 제 1 냉각 통로(50a)와 1개의 제 2 냉각 통로(50b)를 통해서 동익(28)을 냉각한다. 즉, 냉각 공기는 동익(28)에 있어서의 기단부측에 공급되고, 기단측 냉각 구멍(51), 공동부(52), 제 2 냉각 구멍(54), 제 1 냉각 구멍(53)을 통해서 외부에 배출되는 동시에, 기단측 냉각 구멍(51), 공동부(52), 제 3 냉각 구멍(55)을 통해서 외부에 배출된다. 이때, 동익(28)은 기단측 냉각 구멍(51), 공동부(52), 제 2 냉각 구멍(54), 제 1 냉각 구멍(53), 제 3 냉각 구멍(55)을 통과하는 냉각 공기에 의해 냉각된다. 우선, 동익(28)은 냉각 공기가 기단측 냉각 구멍(51) 및 공동부(52)를 흐름으로써, 플랫폼(42) 및 익근부(43)가 냉각된다. 다음에, 냉각 공기가 공동부(52)로부터 제 2 냉각 구멍(54) 및 제 1 냉각 구멍(53)을 흐르는 동시에, 제 3 냉각 구멍(55)을 흐름으로써, 날개부(41)가 냉각된다.
동익(28)은 일반적으로, 날개부(41)에 있어서의 날개 높이 방향(Dh)의 기단부에서의 크리프 강도가 충분하지만, 날개부(41)에 있어서의 날개 높이 방향(Dh)의 중간 부근에서 가장 크리프 강도가 어렵다. 그런데, 냉각 공기는 기단측 냉각 구멍(51), 공동부(52), 제 2 냉각 구멍(54), 제 1 냉각 구멍(53), 제 3 냉각 구멍(55)의 순서로 흘러서 동익(28)을 냉각한다. 그 때문에, 날개부(41)는, 플랫폼(42) 및 익근부(43)를 냉각하여 온도 상승한 냉각 공기에 의해 냉각되게 된다. 즉, 열부하가 높은 날개부(41)에 있어서의 날개 높이 방향(Dh)의 중간 위치를 냉각 공기에 의해 효율적으로 냉각하는 것이 곤란하게 된다.
그래서, 제 2 실시형태에서는, 제 1 냉각 통로(50a)에서, 플랫폼(42)에 가까운 위치에 마련된 제 2 냉각 구멍(54)을 테이퍼 형상으로 한다. 즉, 제 2 냉각 구멍(54)의 공동부(52)에 연통하는 내경을 최대 내경(D4)으로서 크게 하는 한편, 제 2 냉각 구멍(54)의 제 1 냉각 구멍(53)에 연통하는 내경을 최소 내경(D3)으로서 작게 한다. 한편, 제 1 냉각 구멍(53)의 내경을 내경(D3)의 일정으로 한다. 그리고, 제 1 냉각 구멍(53)과 제 2 냉각 구멍(54)의 연통 위치를 날개부(41)에 있어서의 날개 높이 방향(Dh)의 중간 위치로 한다. 또한, 제 1 냉각 구멍(53)과 제 2 냉각 구멍(54)을 단차 없이 연통시키기 위해, 제 2 냉각 구멍(54)의 내경을 최대 내경(D4)으로부터 최소 내경(D3)까지 연속적으로 변화시킨다.
한편, 제 2 냉각 통로(50b)에서, 제 3 냉각 구멍(55)을 길이 방향으로 내경(D5)이 일정한 스트레이트 형상으로 한다. 날개부(41)는 전연(41e)측 및 후연(41f)측을 향해서 폭이 좁아지는 익형 단면 형상이다. 그 때문에, 제 2 냉각 통로(50b)의 제 3 냉각 구멍(55)을, 제 1 냉각 통로(50a)의 제 2 냉각 구멍(54)과 같은 테이퍼 형상으로 하고, 공동부(52)에 연통하는 내경을 크게 하면, 제 3 냉각 구멍(55)의 주위의 날개부(41)의 두께가 얇아진다. 그러나, 날개부(41)는 중앙부가 전연(41e)이나 후연(41f)과 비교하여 두껍기 때문에, 제 2 냉각 구멍(54)과 같은 테이퍼 형상으로 하고, 공동부(52)에 연통하는 내경을 크게 하는 것이 가능하게 된다.
그 때문에, 동익(28)에 있어서의 기단부측에 공급된 냉각 공기는, 기단측 냉각 구멍(51)으로부터 공동부(52)로 도입되고, 공동부(52)로부터 제 2 냉각 구멍(54) 및 제 1 냉각 구멍(53)에 흘러서 외부에 배출된다. 또한, 냉각 공기는 기단측 냉각 구멍(51)으로부터 공동부(52)로 도입되고, 공동부(52)로부터 제 3 냉각 구멍(55)에 흘러서 외부에 배출된다. 이때, 기단측 냉각 구멍(51)이나 공동부(52)는 제 2 냉각 구멍(54)이나 제 1 냉각 구멍(53)보다 내경이 크므로, 냉각 공기의 유속이 늦다. 제 1 냉각 통로(50a)의 제 2 냉각 구멍(54)은 제 1 냉각 구멍(53)측을 향해서 내경이 점차 작아지므로, 냉각 공기의 유속이 서서히 빨라져서, 최고 속도가 되고, 제 1 냉각 구멍(53)을 흐른다.
즉, 냉각 공기는 기단측 냉각 구멍(51) 및 공동부(52)로부터 제 2 냉각 구멍(54)으로 흐를 때, 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경이 동일(일정) 치수인 종래의 냉각 구멍(이하, 종래의 냉각 구멍)에 비해 유속이 늦으므로, 비교적 크리프 강도에 여유가 있는 기단측에 있어서의 냉각 공기의 히트 업이 억제된다. 한편, 제 2 냉각 구멍(54)으로부터 제 1 냉각 구멍(53)으로 흐를 때, 냉각 공기는 종래의 냉각 구멍보다, 유속이 빠르고, 또한, 기단측에서의 히트 업이 억제되어 있으므로 냉각 효율이 향상한다. 즉, 날개부(41)에 있어서의 날개 높이 방향(Dh)의 중간 부근에서 가장 열부하가 높은 중간 위치에서 선단측을 효율적으로 냉각할 수 있다.
또한, 제 2 냉각 통로(50b)의 제 3 냉각 구멍(55)은 스트레이트 형상이며, 냉각 공기의 유속이 일정한다. 그러나, 제 3 냉각 구멍(55)은 날개부(41)의 폭이 좁은 후연(41f)에 마련되어 있고, 냉각 공기에 의해 후연(41f)을 적정하게 냉각할 수 있다.
<터빈 날개의 제조 방법>
본 명세서에서, 제 2 실시형태의 터빈 날개로서의 동익(28)의 제조 방법, 구체적으로는, 동익(28)에 있어서의 냉각 통로(50)의 형성 방법에 대해서 설명한다. 또한, 본 실시형태의 제조 방법에서 사용하는 전해 가공 장치의 구성, 기능에 대해서는, 도 3 및 도 4로 도시되는 제 1 실시형태의 전해 가공 장치와 마찬가지이기 때문에, 설명을 생략한다.
도 14 및 도 15에 도시되는 바와 같이, 제 2 실시형태의 동익(28)에 있어서, 냉각 통로(50)는 제 1 냉각 통로(50a)와 제 2 냉각 통로(50b)를 갖는다. 제 1 냉각 통로(50a)는 기단측 냉각 구멍(51)과, 공동부(52)와, 제 1 냉각 구멍(53)과, 제 2 냉각 구멍(54)을 갖고, 제 2 냉각 구멍(54)은 일단으로부터 타단을 향해서 내경이 최소 내경(D3)으로부터 최대 내경(D4)까지 점차 커지고 있다. 제 2 냉각 통로(50b)는 제 3 냉각 구멍(55)을 갖고, 제 3 냉각 구멍(55)은 일단으로부터 타단을 향해서 내경(D5)이 일정하다.
제 2 실시형태의 터빈 날개의 제조 방법은 냉각 통로(50)를 구성하는 제 1 냉각 통로(50a)와 제 2 냉각 통로(50b)를 형성하는 것이다. 제 2 실시형태의 터빈 날개의 제조 방법은 제 1 냉각 통로(50a)를 구성하는 기단측 냉각 구멍(51)과 공동부(52)와 제 1 냉각 구멍(53)과 제 2 냉각 구멍(54)을 형성하고, 제 2 냉각 통로(50b)를 구성하는 기단측 냉각 구멍(51)과 공동부(52)와 제 3 냉각 구멍(55)을 형성하는 것이다.
또한, 제 2 실시형태의 터빈 날개의 제조 방법은 동익(28)의 선단(41a)측으로부터 기단(41b)측을 향해서 전류 값과 가공 속도 중 적어도 어느 일방을 조정하면서 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경이 제 1 확대율을 갖고서 커지는 제 1 냉각 통로(50a)를 전해 가공에 의해 형성하는 공정과, 동익(28)의 선단(41a)측으로부터 기단(41b)측을 향해서 전류 값과 가공 속도 중 적어도 어느 일방을 조정하면서 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경이 일정하거나 또는 제 1 확대율보다 작은 제 2 확대율을 갖고서 커지는 제 2 냉각 통로(50b)를 전해 가공에 의해 형성하는 공정을 갖는다. 또한, 제 1 냉각 통로(50a)를 구성하는 냉각 구멍의 제조 방법은, 도 5 내지 도 13을 이용하여 설명한 제 1 실시형태의 냉각 통로(50)를 구성하는 냉각 구멍의 제조 방법과 마찬가지이기 때문에, 설명을 생략한다.
제 2 냉각 통로(50b)를 구성하는 냉각 구멍의 제조 방법은 기단측 냉각 구멍(51)과 공동부(52)에 대해서는, 제 1 냉각 통로(50a)를 구성하는 기단측 냉각 구멍(51)과 공동부(52)의 제조 방법과 마찬가지이다. 제 2 냉각 통로(50b)를 구성하는 제 3 냉각 구멍(55)의 내경을 일정하게 하는 경우는, 전류 값 및 가공 속도를 일정하게 한 상태로, 전해 가공 공구(101)를 동익(28)의 선단측으로부터 기단측으로 이동함으로써, 내경이 변하는 일 없이 제 3 냉각 구멍(55)을 전해 가공에 의해 형성한다. 구체적으로는, 선단(41a)으로부터 영역(A1) 및 영역(A2)에 상당하는 가공 거리(L)에 걸쳐서, 전류 값 및 가공 속도를 일정하게 한 상태로, 전해 가공 공구(101)를 이동하여 내경이 일정하는 제 3 냉각 구멍(55)을 형성한다.
또한, 제 2 냉각 통로(50b)를 구성하는 제 3 냉각 구멍(55)의 내경을 제 1 확대율보다 작은 제 2 확대율을 갖고서 점차 크게 하는 경우는, 전류 값과 가공 속도 중 적어도 어느 일방을 변경하면서, 전해 가공 공구(101)를 동익(28)의 선단측으로부터 동익(28)의 기단측으로 이동함으로써, 내경이 점차 커지는 제 3 냉각 구멍(54)을 전해 가공에 의해 형성한다.
구체적으로는, 전해 가공 공구(101)를 선단(41a)으로부터 영역(A1＋A2)에 상당하는 가공 거리(L)에 걸쳐서, 전류 값을 상승시키면서, 전해 가공 공구(101)를 이동하여 내경이 점차 커지는 제 3 냉각 구멍(55)을 형성한다. 또는, 전해 가공 공구(101)를 선단(41a)으로부터 영역(A1＋A2)에 상당하는 가공 거리(L)에 걸쳐서, 가공 속도를 하강시키면서, 전해 가공 공구(101)를 이동하여 내경이 점차 커지는 제 3 냉각 구멍(55)을 형성한다. 이때, 전류 값이나 가공 속도를 변경하는 변경율은 제 3 냉각 구멍(55)의 형상에 따라 적절하게 설정하면 좋다.
또한, 제 3 냉각 구멍(55)의 내경을 제 1 확대율보다 작은 제 2 확대율과 하기 위한(해), 제 1 냉각 통로(50a)를 구성하는 제 2 냉각 구멍(54)의 제조 공정에 있어서의 전류 값, 가공 속도와 대비하고, 제 3 냉각 구멍(55)의 제조 공정에 있어서의 전류 값, 가공 속도를 결정한다. 예를 들어, 제 2 냉각 구멍(54)의 제조 공정에 있어서 전류 값을 상승시키고 있는 경우는, 제 3 냉각 구멍(55)의 제조 공정에 있어서는 그보다 낮은 상승률로 전류를 상승시킨다. 또한, 제 2 냉각 구멍(54)의 제조 공정에 있어서 가공 속도를 하강시키고 있는 경우는, 제 3 냉각 구멍(55)의 제조 공정에 있어서는 그보다 낮은 하강율로 가공 속도를 하강시킨다. 이에 의해, 제 3 냉각 구멍(55)의 내경을 제 1 확대율보다 작은 제 2 확대율로 할 수 있다.
또한, 전해 가공 공구(101)를 이동하여 제 3 냉각 구멍(55)을 형성할 때, 전해 가공량이 서서히 많아지므로, 가공 중에 발생하는 수소 가스가 증가하고, 슬러지의 배출성이 악화될 가능성이 있기 때문에, 전기 분해액(W)의 유통 속도를 서서히 높여 나가는 것이 바람직하다.
[제 3 실시형태]
도 16은 제 2 실시형태의 터빈 날개로서의 동익을 도시하는 종단면도, 도 17은 동익의 날개 높이 방향에 있어서의 상이한 위치에서의 형상을 도시하는 개략도이다. 또한, 상술한 제 2 실시형태와 마찬가지의 기능을 갖는 부재에는, 동일한 부호를 부여하여 상세한 설명은 생략한다.
도 16 및 도 17에 도시되는 바와 같이, 동익(28A)은 날개부(41A)와, 플랫폼(42)과, 익근부(43)를 갖는다. 동익(28A)은 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 복수의 냉각 통로(50)가 마련된다. 복수의 냉각 통로(50)는 축방향(Da) 방향인 전후 방향으로 간격을 두고서 마련된다. 냉각 통로(50)는 제 1 냉각 통로(50a)와, 제 2 냉각 통로(50b)를 갖는다.
제 1 냉각 통로(50a)는 날개부(41A)의 선단(41a)측으로부터 기단(41b)측을 향해서 내경이 미리 설정된 소정의 제 1 확대율을 갖고서 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 갖는다. 제 2 냉각 통로(50b)는 제 1 냉각 통로(50a)보다 전연(41e)측에 위치하는 동시에 후연(41f)측에 위치하여 선단(41a)측으로부터 기단(41b)측을 향해서 내경이 일정한 제 3 냉각 구멍(55)을 갖는다. 제 3 실시형태에서, 제 1 냉각 통로(50a)는 복수(도 16 및 도 17에서는, 6개) 마련되고, 제 2 냉각 통로(50b)는 전연(41e)측 및 후연(41f)측에 1개씩 합계 2개 마련된다. 제 2 냉각 통로(50b)는 날개부(41A)의 가장 전연(41e)측 및 가장 후연(41f)측에 각각 위치한다.
본 명세서에서, 복수의 제 1 냉각 통로(50a)와 2개의 제 2 냉각 통로(50b)는, 캠버 라인(C)을 따라서 마련되어 있다. 인접하는 복수의 제 1 냉각 통로(50a)끼리의 간격(P1)과, 인접하는 제 1 냉각 통로(50a)와 제 2 냉각 통로(50b)의 간격(P2)은 동일 치수이다. 단, 복수의 간격(P1)을 상이하게 해도 좋고, 간격(P1)에 대해서 간격(P2)을 크게 하거나, 작게 하거나 해도 좋다.
또한, 제 3 실시형태에서는, 제 2 냉각 통로(50b)가 제 1 냉각 통로(50a)보다 전연(41e)측 및 후연(41f)측에 위치하여 선단(41a)측으로부터 기단(41b)측을 향해서 내경이 일정한 냉각 구멍을 갖는 것으로 했지만, 본 구성으로 한정되는 것은 아니다. 예를 들어, 제 2 냉각 통로(50b)가 선단(41a)측으로부터 기단(41b)측을 향해서 내경이 제 1 확대율보다 작은 제 2 확대율을 갖고서 커지는 냉각 구멍을 갖는 것으로 해도 좋다. 그리고, 전연(41e)측의 제 2 냉각 통로(50b)와 후연(41f)측의 제 2 냉각 통로(50b)의 확대율을 동일하게 해도 좋고, 상이하게 해도 좋다.
제 1 냉각 통로(50a)와 제 2 냉각 통로(50b)의 구성은 제 2 실시형태와 마찬가지이므로, 설명은 생략한다.
[제 4 실시형태]
도 18은 제 4 실시형태의 터빈 날개로서의 동익을 도시하는 종단면도, 도 19는 동익의 날개 높이 방향에 있어서의 상이한 위치에서의 형상을 도시하는 개략도이다. 또한, 상술한 제 2 실시형태와 마찬가지의 기능을 갖는 부재에는, 동일한 부호를 부여하여 상세한 설명은 생략한다.
도 18 및 도 19에 도시되는 바와 같이, 동익(28B)은 날개부(41B)와, 플랫폼(42)과, 익근부(43)를 갖는다. 동익(28B)은 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 복수의 냉각 통로(50)가 마련된다. 복수의 냉각 통로(50)는 축방향(Da) 방향인 전후 방향으로 간격을 두고서 마련된다. 냉각 통로(50)는 제 1 냉각 통로(50a)와, 제 2 냉각 통로(50b)를 갖는다.
제 1 냉각 통로(50a)는 날개부(41B)의 선단(41a)측으로부터 기단(41b)측을 향해서 내경이 미리 설정된 소정의 제 1 확대율을 갖고서 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 갖는다. 제 2 냉각 통로(50b)는 제 1 냉각 통로(50a)보다 후연(41f)측에 위치하여 선단(41a)측으로부터 기단(41b)측을 향해서 내경이 일정한 제 3 냉각 구멍(55)을 갖는다. 예를 들어, 제 1 냉각 통로(50a)는 복수(도 18 및 도 19에서는, 6개) 마련되고, 제 2 냉각 통로(50b)는 후연(41f)측에 1개 마련된다. 제 2 냉각 통로(50b)는 날개부(41)의 가장 후연(41f)측에 위치한다. 또한, 제 2 냉각 통로(50b)를 날개부(41)의 전연(41e)측에 마련해도 좋고, 날개부(41)의 전연(41e)측과 후연(41f)측의 양방에 마련해도 좋다.
동익(28B)은 전후 방향에 있어서의 중간부에 제 1 냉각 통로(50a)가 없는 비냉각부(56)가 마련된다. 비냉각부(56)는 전후 방향의 중앙부에 마련되는 인접하는 한 쌍의 제 1 냉각 통로(50a) 사이에 마련된다. 비냉각부(56)는 날개부(41B)와 플랫폼(42)과 익근부(43)를 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 연속하도록 형성된다.
비냉각부(56)보다 전연(41e)측에 마련되는 복수의 제 1 냉각 통로(50a)에서, 인접하는 복수의 제 1 냉각 통로(50a)끼리의 간격(P1)은 동일 치수이다. 또한, 비냉각부(56)보다 후연(41f)측에 마련되는 복수의 제 1 냉각 통로(50a) 및 제 2 냉각 통로(50b)에서, 인접하는 복수의 제 1 냉각 통로(50a)끼리의 간격(P1)과, 인접하는 제 1 냉각 통로(50a)와 제 2 냉각 통로(50b)의 간격(P2)은 동일 치수이다. 한편, 비냉각부(56)를 사이에 두고 양측에 마련되는 인접하는 제 1 냉각 통로(50a)끼리의 간격(P3)은 간격(P1)보다 큰 치수이다.
제 1 냉각 통로(50a)와 제 2 냉각 통로(50b)의 구성은 제 2 실시형태와 마찬가지이므로, 설명은 생략한다.
<실시형태의 작용 효과>
제 1 실시형태의 터빈 날개는, 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 냉각 통로(50)가 마련되고, 냉각 통로(50)는 일단이 선단측으로 개구하여 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경이 동일한 제 1 냉각 구멍(53)과, 일단이 제 1 냉각 구멍(53)의 타단에 연통하여 기단측을 향해서 내경이 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 갖고, 제 1 냉각 구멍(53)의 일단으로부터 제 1 냉각 구멍(53)과 제 2 냉각 구멍(54)의 연통 위치까지의 길이는, 제 1 냉각 구멍(53)의 일단으로부터 기단측에 있어서의 표면(가스 패스면)(43b)까지의 길이의 40% 내지 60%이다.
그 때문에, 기단측에 공급된 냉각 공기는 제 2 냉각 구멍(54)으로부터 제 1 냉각 구멍(53)을 통해서 선단측에 배출된다. 이때, 제 2 냉각 구멍(54)이 기단측을 향해서 내경이 커지므로, 제 2 냉각 구멍(54)을 흐르는 냉각 공기는 서서히 유속이 높아져서 제 1 냉각 구멍(53)을 흐른다. 그리고, 제 1 냉각 구멍(53)과 제 2 냉각 구멍(54)의 연통 위치가 제 1 냉각 구멍(53)의 일단으로부터 기단측에 있어서의 표면(43b)까지의 길이의 40% 내지 60%이므로, 냉각 통로(50)를 흐르는 냉각 공기는 기단측에서 늦어지고, 중간 위치로부터 선단측에서 빨라진다. 그 때문에, 냉각 공기에 의해 열부하가 높은 중간 위치로부터 선단측을 적극적으로 냉각할 수 있다. 그 결과, 동익(28)을 효율적으로 냉각함으로써 냉각 성능의 향상을 도모할 수 있다.
제 1 실시형태의 터빈 날개는, 냉각 통로(50)는 일단이 기단측으로 개구하는 기단측 냉각 구멍(51)과, 내경이 기단측 냉각 구멍(51)의 내경보다 커서 제 2 냉각 구멍(54)의 타단 및 기단측 냉각 구멍(51)의 타단이 연통하는 공동부(52)를 갖는다. 그 때문에, 기단측에 공급된 냉각 공기는 기단측 냉각 구멍(51)으로부터 공동부(52)에 도입되고, 공동부(52)로부터 제 2 냉각 구멍(54)을 통해서 제 1 냉각 구멍(53)에 도입되게 되어서, 냉각 공기를 날개 내에 적정하게 공급할 수 있다.
제 1 실시형태의 터빈 날개는 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 냉각 통로(50)가 마련되고, 냉각 통로(50)는 일단이 기단측으로 개구하는 기단측 냉각 구멍(51)과, 내경이 기단측 냉각 구멍(51)의 내경보다 커서 기단측 냉각 구멍(51)의 타단이 연통하는 공동부(52)와, 일단이 선단측으로 개구하여 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경이 동일한 제 1 냉각 구멍(53)과, 일단이 제 1 냉각 구멍(53)의 타단에 연통하여 타단이 공동부(52)에 연통하는 동시에 기단측을 향해서 내경이 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 갖는다.
그 때문에, 기단측에 공급된 냉각 공기는 기단측 냉각 구멍(51)으로부터 공동부(52)로 도입되고, 공동부(52)로부터 제 2 냉각 구멍(54)을 통해서 제 1 냉각 구멍(53)으로 도입되고, 선단측에 배출된다. 이때, 제 2 냉각 구멍(54)이 기단측을 향해서 내경이 커지므로, 제 2 냉각 구멍(54)을 흐르는 냉각 공기는 서서히 유속이 높아져서 제 1 냉각 구멍(53)을 흐른다. 냉각 통로(50)를 흐르는 냉각 공기는 기단측에서 늦어지고, 그 후, 선단측에서 빨라진다. 그 때문에, 냉각 공기에 의해 열부하가 높은 중간 위치로부터 선단측을 적극적으로 냉각할 수 있다. 그 결과, 동익(28)을 효율적으로 냉각함으로써 냉각 성능의 향상을 도모할 수 있다.
제 1 실시형태의 터빈 날개는 제 1 냉각 구멍(53)의 일단으로부터 제 1 냉각 구멍(53)과 제 2 냉각 구멍(54)의 연통 위치까지의 길이는, 제 1 냉각 구멍(53)의 일단으로부터 기단측에 있어서의 표면(43b)까지의 길이의 40% 내지 60%이다. 그 때문에, 냉각 공기에 의해 열부하가 높은 중간 위치로부터 선단측을 적극적으로 냉각할 수 있다.
제 1 실시형태의 터빈 날개는, 제 2 냉각 구멍(54)은 기단측을 향해서 내경이 연속하여 커지는 테이퍼 형상을 이룬다. 그 때문에, 제 2 냉각 구멍(54)이 단차 등이 없는 테이퍼 형상을 이루므로, 응력 집중의 발생을 억제할 수 있다.
제 1 실시형태의 터빈 날개는 공동부(52)를 플랫폼(42)에 마련한다. 그 때문에, 제 2 냉각 구멍(54)이나 기단측 냉각 구멍(51)보다 내경이 큰 공동부(52)를 용이하게 형성할 수 있다.
제 1 실시형태의 터빈 날개는, 기단측 냉각 구멍(51)의 내경은 제 2 냉각 구멍(54)의 최대 내경보다 크다. 그 때문에, 기단측 냉각 구멍(51)을 흐르는 냉각 공기의 유속을 늦게 하고, 보다 저온의 냉각 공기를 제 2 냉각 구멍(54)으로부터 제 1 냉각 구멍(53)으로 공급할 수 있다.
제 1 실시형태의 터빈 날개는 제 2 냉각 구멍(54)의 내경 확대율을 100%보다 크고 200% 미만이다. 그 때문에, 제 2 냉각 구멍(54)의 기단측을 흐르는 냉각 공기의 유속을 저하시켜서, 보다 저온의 냉각 공기를 제 2 냉각 구멍으로부터 제 1 냉각 구멍으로 공급하고, 제 2 냉각 구멍(54)의 선단측을 흐르는 냉각 공기의 유속을 상승시킴으로써, 동익(28)의 선단측을 효율적으로 냉각할 수 있다.
제 2 실시형태의 터빈 날개는 날개 높이 방향(Dh)을 따른 냉각 통로(50)를 축방향(Da)으로 간격을 두고서 복수 마련되는 동익(28, 28A, 28B)에 있어서, 냉각 통로(50)는 선단(41a)측으로부터 기단(41b)측을 향해서 내경이 제 1 확대율을 갖고서 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 갖는 제 1 냉각 통로(50a)와, 선단(41a)측으로부터 기단(41b)측을 향해서 내경이 일정하거나 또는 제 1 확대율보다 작은 제 2 확대율을 갖고서 커지는 제 3 냉각 구멍(55)을 갖는 제 2 냉각 통로(50b)를 구비한다.
그 때문에, 기단(41b)측에 공급된 냉각 공기는 제 1 냉각 통로(50a) 및 제 2 냉각 통로(50b)를 통해서 선단(41a)측에 배출된다. 이때, 제 1 냉각 통로(50a)는 기단측을 향해서 내경이 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 가지므로, 제 2 냉각 구멍(54)을 흐르는 냉각 공기는 서서히 유속이 높아진다. 그 때문에, 냉각 공기에 의해 열부하가 높은 중간 위치로부터 선단(41a)측을 적극적으로 냉각할 수 있다. 본 경우, 제 1 냉각 통로(50a)보다 전연(41e)측 또는 후연(41f)측에 위치하는 제 2 냉각 통로(50b)는 내경이 일정하거나 또는 기단측을 향해서 내경이 약간 커진다. 그 때문에, 제 2 냉각 통로(50b)의 형상에 관계없이, 제 1 냉각 통로(50a)의 제 1 확대율을 설정할 수 있다. 그 결과, 동익(28)을 효율적으로 냉각함으로써 냉각 성능의 향상을 도모할 수 있다.
제 3 실시형태의 터빈 날개는, 동익(28)은 축방향(Da)에 있어서의 중간부로부터 전연(41e)측 및 후연(41f)측을 향해서 날개 단면의 폭이 좁아지는 형상을 이루고, 제 2 냉각 통로(50b)는 최전연(41e)측 또는 최후연(41f)측에 위치한다. 이에 의해, 폭이 좁은 제 2 냉각 통로(50b)의 강도를 저하시키는 일없이, 냉각 공기에 의해 최전연(41e)측이나 최후연(41f)측을 적정하게 냉각할 수 있다.
제 2 또는 제 3 실시형태의 터빈 날개는, 제 1 확대율은 내경 치수의 확대율이며, 100% 내지 250%이다. 이에 의해, 제 1 냉각 통로(50a)의 기단(41b)을 흐르는 냉각 공기의 유속을 저하시켜서, 보다 저온의 냉각 공기를 중간부로부터 선단(41a)에 공급하고, 제 1 냉각 통로(50a)의 선단측을 흐르는 냉각 공기의 유속을 상승시킴으로써, 동익(28)의 선단측을 효율적으로 냉각할 수 있다.
제 2 또는 제 3 실시형태의 터빈 날개는, 제 1 확대율은 내경 치수에 근거한 통로 면적 확대율이며, 100% 내지 306%이다. 이에 의해, 제 1 냉각 통로(50a)의 기단(41b)을 흐르는 냉각 공기의 유속을 저하시켜서, 보다 저온의 냉각 공기를 중간부로부터 선단(41a)에 공급하고, 제 1 냉각 통로(50a)의 선단측을 흐르는 냉각 공기의 유속을 상승시킴으로써, 동익(28)의 선단측을 효율적으로 냉각할 수 있다.
제 4 실시형태의 터빈 날개는 축방향(Da)에 있어서의 중간부에서 인접하는 제 1 냉각 통로(50a)의 간격(P3)이 그 외의 인접하는 제 1 냉각 통로(50a) 및 제 2 냉각 통로(50b)의 간격(P1, P2)보다 크다. 이에 의해, 동익(28B)의 중간부의 온도 저하를 억제할 수 있는 동시에, 동익(28B)의 강도를 향상할 수 있다.
제 4 실시형태의 터빈 날개는 축방향(Da)에 있어서의 중간부에 제 1 냉각 통로(50a)가 없는 비냉각부(56)를 갖는다. 이에 의해, 비냉각부(56)에 냉각 공기가 흐르지 않게 되고, 동익(28B)의 중간부의 온도 저하를 억제할 수 있다. 즉, 중간부와 전연(41e) 및 후연(41f) 사이에서의 온도차를 작게 할 수 있는 동시에, 제 1 냉각 통로(50a)를 흐르는 냉각 공기의 히트 업을 억제할 수 있다. 또한, 비냉각부(56)를 마련함으로써, 동익(28B)의 강도를 향상할 수 있다. 그 결과, 동익(28B)의 열 휨을 억제할 수 있는 동시에, 충분한 강도를 확보할 수 있다.
제 2 내지 제 4 본 실시형태의 터빈 날개는 제 1 냉각 통로(50a)로서, 일단이 선단(41a)측으로 개구하여 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경이 동일한 제 1 냉각 구멍(53)과, 일단이 제 1 냉각 구멍(53)의 타단에 연통하여 기단(41b)측을 향해서 내경이 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 마련한다. 이에 의해, 기단측에 공급된 냉각 공기는 제 2 냉각 구멍(54)으로부터 제 1 냉각 구멍(53)을 통해서 선단측에 배출된다. 이때, 제 2 냉각 구멍(54)이 기단측을 향해서 내경이 커지므로, 제 2 냉각 구멍(54)을 흐르는 냉각 공기는 서서히 유속이 높아져서 제 1 냉각 구멍(53)을 흐른다. 그 때문에, 냉각 공기에 의해 열부하가 높은 중간 위치로부터 선단측을 적극적으로 냉각할 수 있다.
제 2 내지 제 4 실시형태의 터빈 날개는 제 1 냉각 구멍(53)의 일단으로부터 제 1 냉각 구멍(53)과 제 2 냉각 구멍(54)의 연통 위치까지의 길이를, 제 1 냉각 구멍(53)의 일단으로부터 기단(41b)측에 있어서의 가스 패스면까지의 길이의 40% 내지 60%이다. 이에 의해, 냉각 통로(50)를 흐르는 냉각 공기는 기단측에서 늦어지고, 중간 위치로부터 선단측에서 빨라진다. 그 때문에, 냉각 공기에 의해 열부하가 높은 중간 위치로부터 선단측을 적극적으로 냉각할 수 있다.
제 2 내지 제 4 실시형태의 터빈 날개는 제 2 냉각 구멍(54)을 기단(41b)측을 향해서 내경이 연속하여 커지는 테이퍼 형상으로 한다. 휨에 의해, 제 2 냉각 구멍(54)이 단차 등이 없는 테이퍼 형상을 이루므로, 응력 집중의 발생을 억제할 수 있다.
제 2 내지 제 4 실시형태의 터빈 날개는, 냉각 통로(50)는 일단이 기단(41b)측으로 개구하는 기단측 냉각 구멍(51)과, 내경이 기단측 냉각 구멍(51)의 내경보다 커서 제 1 냉각 통로(50a)의 타단 또는 제 2 냉각 통로(50b)의 타단 및 기단측 냉각 구멍(51)의 타단이 연통하는 공동부(52)를 갖는다. 이에 의해, 기단(41b)측에 공급된 냉각 공기는 기단측 냉각 구멍(51)으로부터 공동부(52)로 도입되고, 공동부(52)로부터 제 1 냉각 통로(50a) 및 제 2 냉각 통로(50b)로 도입되게 되고, 냉각 공기를 날개부(41, 41A, 41B) 내에 적정하게 공급할 수 있다.
제 2 내지 제 4 실시형태의 터빈 날개는 공동부(52)를 플랫폼(42)에 마련한다. 이에 의해, 제 1 냉각 통로(50a) 및 제 2 냉각 통로(50b), 제 2 냉각 구멍(54), 기단측 냉각 구멍(51)보다 내경이 큰 공동부(52)를 용이하게 형성할 수 있다.
제 1 실시형태의 터빈 날개의 제조 방법은 동익(28)의 선단측으로부터 기단측을 향해서 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경이 일정한 제 1 냉각 구멍(53)을 전해 가공에 의해 형성하는 공정과, 제 1 냉각 구멍(53)으로부터 전류 값과 가공 속도 중 적어도 어느 일방을 변경하면서 날개 높이 방향을 따라서 내경이 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 전해 가공에 의해 형성하는 공정을 갖는다.
그 때문에, 제 1 냉각 구멍(53)으로부터 전류 값과 가공 속도 중 적어도 어느 일방을 변경하면서 전해 가공함으로써, 날개 높이 방향을 따라서 내경이 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 용이하게 형성할 수 있고, 냉각 성능이 높은 동익(28)을 효율적으로 제조할 수 있다.
제 1 실시형태의 터빈 날개의 제조 방법에서는, 기단측으로부터 전류 값 및 가공 속도를 일정으로 하여 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경이 동일한 기단측 냉각 구멍(51)을 전해 가공에 의해 형성하는 공정과, 기단측 냉각 구멍(51)의 단부에서 가공 속도를 미리 설정된 최저 가공 속도까지 감속 또는 정지하여 내경이 기단측 냉각 구멍(51)의 내경보다 큰 공동부(52)를 전해 가공에 의해 형성하는 공정을 갖고, 제 2 냉각 구멍(54)을 공동부(52)에 연통시킨다.
그 때문에, 먼저 기단측 냉각 구멍(51)과 공동부(52)를 전해 가공에 의해 형성한 후, 제 2 냉각 구멍(54)을 공동부(52)에 연통시키므로, 제 2 냉각 구멍(54)의 전해 가공시에 가공 오차가 발생해도, 제 2 냉각 구멍(54)을 내경이 큰 공동부(52)에 연통시키기 때문에, 적정하게 냉각 통로(50)를 형성할 수 있다.
제 1 실시형태의 터빈 날개의 제조 방법에서는, 제 2 냉각 구멍(54)을 전해 가공에 의해 형성하는 공정에서, 전류 값 및 가공 속도를 일정하게 하여 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경이 동일한 기초 제 2 냉각 구멍을 전해 가공에 의해 형성한 후, 전류 값과 가공 속도 중 적어도 어느 일방을 변경하면서 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경이 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 전해 가공에 의해 형성한다. 그 때문에, 1회째의 전해 가공시에, 내경이 동일한 기초 제 2 냉각 구멍을 형성하고, 2회째의 전해 가공시에, 내경이 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 형성하므로, 1회째의 전해 가공시와 2회째의 전해 가공시에, 상이한 전극을 사용함으로써, 전극의 통전 면적을 크게 하여 적정한 전해 가공을 실행할 수 있다.
제 1 실시형태의 터빈 날개의 제조 방법에서는, 제 2 냉각 구멍(54)을 전해 가공에 의해 형성하는 공정에서, 전류 값을 소정 이상(최대)으로 일정하게 하고, 가공 속도를 변경하면서 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경이 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 전해 가공에 의해 형성한다. 그 때문에, 전류 값을 소정 이상 일정하게 함으로써, 소정의 전해 가공량을 확보할 수 있고, 가공 속도를 변경하면서 전극을 이동함으로써, 내경이 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 적정하게 형성할 수 있다.
제 2 내지 제 4 실시형태의 터빈 날개의 제조 방법은, 날개 높이 방향(Dh)을 따르는 냉각 통로(50)가 축방향(Da)으로 간격을 두고서 복수 마련되는 동익(28, 28A, 28B)의 제조 방법에 있어서, 동익(28, 28A, 28B)의 선단(41a)측으로부터 기단(41b)측을 향해서 전류 값과 가공 속도 중 적어도 어느 일방을 조정하면서 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경이 제 1 확대율을 갖고서 커지는 제 1 냉각 통로(50a)를 전해 가공에 의해 형성하는 공정과, 동익(28, 28A, 28B)의 선단(41a)측으로부터 기단(41b)측을 향해서 전류 값과 가공 속도 중 적어도 어느 일방을 조정하면서 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경이 일정하거나 또는 상기 제 1 확대율보다 작은 제 2 확대율을 갖고서 커지는 제 2 냉각 통로(50b)를 전해 가공에 의해 형성하는 공정을 갖는다. 이에 의해, 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경이 커지는 제 1 냉각 통로(50a)와, 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경이 일정하거나 또는 약간 커지는 제 2 냉각 통로(50b)를 용이하게 형성할 수 있고, 냉각 성능이 높은 동익(28)을 효율적으로 제조할 수 있다.
제 2 내지 제 4 실시형태의 터빈 날개의 제조 방법은, 제 1 냉각 통로(50a)는 일단이 선단(41a)측으로 개구하여 날개 높이 방향(Dh)을 따라서 내경이 동일한 제 1 냉각 구멍(53)과, 일단이 제 1 냉각 구멍(53)의 타단에 단차 없이 연통하여 기단(41b)측을 향해서 내경이 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 갖고, 제 1 냉각 구멍(53)에 있어서의 동익(28, 28A, 28B)의 선단(41a)측의 일단으로부터 제 1 냉각 구멍(53)과 제 2 냉각 구멍(54)의 연통 위치까지의 길이를, 제 1 냉각 구멍(53)의 일단으로부터 동익(28, 28A, 28B)의 기단(41b)측에 있어서의 가스 패스면까지의 길이의 40% 내지 60%이다. 이에 의해, 냉각 공기에 의해 열부하가 높은 중간 위치로부터 선단측을 적극적으로 냉각할 수 있는 제 1 냉각 통로(50a)를 고정밀도로 형성할 수 있다.
제 2 내지 제 4 실시형태의 터빈 날개의 제조 방법은 제 2 냉각 구멍(54)을 전해 가공에 의해 형성할 때, 전류 값을 소정 이상(예를 들면, 최대로) 일정하게 하고, 가공 속도를 변경하면서 날개 높이 방향을 따라서 내경이 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 전해 가공에 의해 형성한다. 이에 의해, 전류 값을 소정 이상으로 일정하게 함으로써, 소정의 전해 가공량을 확보할 수 있고, 가공 속도를 변경하면서 전극을 이동함으로써, 내경이 커지는 제 2 냉각 구멍(54)을 적정하게 형성할 수 있다.
제 2 내지 제 4 실시형태의 가스 터빈은 압축기(11)와, 압축기(11)가 압축한 압축 공기와 연료를 혼합하여 연소하는 연소기(12)와, 터빈 날개로서의 동익(28)을 갖고 연소기(12)가 생성한 연소 가스(FG)에 의해 회전 동력을 얻는 터빈(13)을 구비한다. 이에 의해, 동익(28, 28A, 28B)에서, 냉각 공기에 의해 열부하가 높은 중간 위치에서 선단측을 적극적으로 냉각할 수 있다. 그 결과, 동익(28)을 효율적으로 냉각함으로써 냉각 성능의 향상을 도모할 수 있다.
또한, 상술한 실시형태에서 설명한 제 1 냉각 통로(50a) 및 제 2 냉각 통로(50b)의 위치나 수나 크기 등은 실시형태의 것으로 한정되는 것이 아니며, 동익(28, 28A, 28B)의 형상, 크기, 적용 환경 등에 의해 적절하게 설정하면 좋다.
또한, 상술한 실시형태에서는, 본 발명의 터빈 날개를 동익(28)에 적용하여 설명했지만, 정익(27)에 적용해도 좋다.
10 : 가스 터빈
11 : 압축기
12 : 연소기
13 : 터빈
27 : 정익
28 : 동익(터빈 날개)
32 : 로터
41, 41A, 41B : 날개부
41a : 선단
41b : 기단
41c : 부압면
41d : 정압면
41e : 전연
41f : 후연
42 : 플랫폼
42a, 42b : 표면
43 : 익근부
43a : 기단
50 : 냉각 통로
51 : 기단측 냉각 구멍
52 : 공동부
53 : 제 1 냉각 구멍
54 : 제 2 냉각 구멍
55 : 제 3 냉각 구멍
56 : 비냉각부
100 : 전해 가공 장치
101, 101A, 101B : 전해 가공 공구
102 : 이동 기구
103 : 가이드부
110, 120, 130 : 공구 본체
111, 121, 131 : 전극
112, 122, 132 : 절연층
123, 133 : 비절연부
Da : 축방향
Dc : 둘레방향
Dh : 날개 높이 방향
P1, P2, P3 : 간격

Claims (25)

  1. 날개 높이 방향을 따르는 냉각 통로를 날개의 전후 방향으로 간격을 두고서 복수 마련되는 터빈 날개에 있어서,
    상기 냉각 통로는,
    선단측으로부터 기단측을 향해서 내경이 제 1 확대율을 갖고 커지는 냉각 구멍을 갖는 제 1 냉각 통로와,
    선단측으로부터 기단측을 향해서 내경이 일정하거나 또는 상기 제 1 확대율보다 작은 제 2 확대율을 갖고 커지는 냉각 구멍을 갖는 제 2 냉각 통로를 구비하며,
    상기 제 1 냉각 통로는 일단이 선단측으로 개구하여 날개 높이 방향을 따라서 내경이 동일한 제 1 냉각 구멍과, 일단이 상기 제 1 냉각 구멍의 타단에 연통하여 기단측을 향해서 내경이 커지는 제 2 냉각 구멍을 갖고,
    상기 제 1 냉각 구멍의 일단으로부터 상기 제 1 냉각 구멍과 상기 제 2 냉각 구멍의 연통 위치까지의 길이는, 상기 제 1 냉각 구멍의 일단으로부터 기단측에 있어서의 가스 패스면까지의 길이의 40% 내지 60%인
    터빈 날개.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 터빈 날개는 전후 방향에 있어서의 중간부로부터 전연측 및 후연측을 향해서 날개 단면의 폭이 좁아지는 형상을 이루고, 상기 제 2 냉각 통로는 최전연측 또는 최후연측에 위치하는
    터빈 날개.
  3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    상기 제 1 확대율은 내경 치수의 확대율이며, 100% 내지 250%인
    터빈 날개.
  4. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    상기 제 1 확대율은 내경 치수에 근거한 통로 면적 확대율이며, 100% 내지 306%인
    터빈 날개.
  5. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    날개의 전후 방향에 있어서의 중간부에서 인접하는 상기 제 1 냉각 통로의 간격은, 그 외의 인접하는 상기 냉각 통로의 간격보다 큰
    터빈 날개.
  6. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    전후 방향에 있어서의 중간부에 상기 냉각 통로가 없는 비냉각부를 갖는
    터빈 날개.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 2 냉각 구멍은 기단측을 향해서 내경이 연속하여 커지는 테이퍼 형상을 이루는
    터빈 날개.
  8. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    상기 냉각 통로는 일단이 기단측으로 개구하는 기단측 냉각 구멍과, 내경이 상기 기단측 냉각 구멍의 내경보다 커서 상기 제 1 냉각 통로의 타단 또는 상기 제 2 냉각 통로의 타단 및 상기 기단측 냉각 구멍의 타단이 연통하는 공동부를 갖는
    터빈 날개.
  9. 제 8 항에 있어서,
    날개부와 플랫폼과 익근부를 갖고, 상기 공동부는 상기 플랫폼에 마련되는
    터빈 날개.
  10. 날개 높이 방향을 따르는 냉각 통로가 날개의 전후 방향으로 간격을 두고서 복수 마련되는 터빈 날개의 제조 방법에 있어서,
    터빈 날개의 선단측으로부터 기단측을 향해서 전류 값과 가공 속도 중 적어도 어느 일방을 조정하면서 날개 높이 방향을 따라서 내경이 제 1 확대율을 갖고 커지는 제 1 냉각 통로를 전해 가공에 의해 형성하는 공정과,
    상기 터빈 날개의 선단측으로부터 기단측을 향해서 전류 값과 가공 속도 중 적어도 어느 일방을 조정하면서 날개 높이 방향을 따라서 내경이 일정하거나 또는 상기 제 1 확대율보다 작은 제 2 확대율을 갖고 커지는 제 2 냉각 통로를 전해 가공에 의해 형성하는 공정을 가지며,
    상기 제 1 냉각 통로는 일단이 선단측으로 개구하여 날개 높이 방향을 따라서 내경이 동일한 제 1 냉각 구멍과, 일단이 상기 제 1 냉각 구멍의 타단에 단차 없이 연통하여 기단측을 향해서 내경이 커지는 제 2 냉각 구멍을 갖고,
    상기 제 1 냉각 구멍에 있어서의 상기 터빈 날개의 선단측의 일단으로부터 상기 제 1 냉각 구멍과 상기 제 2 냉각 구멍의 연통 위치까지의 길이는, 상기 제 1 냉각 구멍의 일단으로부터 상기 터빈 날개의 기단측에 있어서의 가스 패스면까지의 길이의 40% 내지 60%인
    터빈 날개의 제조 방법.
  11. 제 10 항에 있어서,
    상기 제 2 냉각 구멍을 전해 가공에 의해 형성할 때, 전류 값을 소정 이상으로 일정하게 하고, 가공 속도를 변경하면서 날개 높이 방향을 따라서 내경이 커지는 상기 제 2 냉각 구멍을 전해 가공에 의해 형성하는
    터빈 날개의 제조 방법.
  12. 날개 높이 방향을 따르는 냉각 통로를 날개의 전후 방향으로 간격을 두고서 복수 마련되는 터빈 날개에 있어서,
    상기 냉각 통로는,
    일단이 상기 터빈 날개의 선단측으로 개구하여 날개 높이 방향을 따라서 내경이 동일한 제 1 냉각 구멍과, 일단이 상기 제 1 냉각 구멍의 타단에 연통하여 상기 터빈 날개의 기단측을 향해서 내경이 제 1 확대율을 갖고 커지는 제 2 냉각 구멍을 갖는 제 1 냉각 통로를 구비하고,
    상기 제 1 확대율은 내경 치수의 확대율이며, 100% 내지 250%이고,
    전후 방향에 있어서의 중간부에 상기 냉각 통로가 없는 비냉각부를 갖는
    터빈 날개.
  13. 공기를 압축하는 압축기와,
    상기 압축기가 압축한 압축 공기와 연료를 혼합하여 연소하는 연소기와,
    상기 연소기가 생성한 연소 가스에 의해 회전 동력을 얻는 터빈을 구비하고,
    상기 터빈은 제 1 항 또는 제 12 항에 기재된 터빈 날개를 갖는
    가스 터빈.
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  18. 삭제
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