KR20080037589A - 블레이드/디스크 응력 저감을 위한 블레이드/디스크더브테일 백컷 - Google Patents

블레이드/디스크 응력 저감을 위한 블레이드/디스크더브테일 백컷

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KR20080037589A
KR20080037589A KR1020070108010A KR20070108010A KR20080037589A KR 20080037589 A KR20080037589 A KR 20080037589A KR 1020070108010 A KR1020070108010 A KR 1020070108010A KR 20070108010 A KR20070108010 A KR 20070108010A KR 20080037589 A KR20080037589 A KR 20080037589A
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KR
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dovetail
blade
turbine
disk
backcut
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KR1020070108010A
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Inventor
윌리엄 제미티스
크리스토퍼 존슨
다니엘 스누크
Original Assignee
제너럴 일렉트릭 캄파니
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Publication date
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Abstract

터빈 블레이드(12)는 에어포일(18) 및 블레이드 더브테일(16)을 포함할 수 있으며, 상기 블레이드 더브테일(16)은 터빈 디스크(10)의 더브테일 슬롯(14)에 대응하는 형상을 갖는다. 블레이드 더브테일(16)은, 디스크(10)에 대한 응력 저감과, 블레이드(12)에 대한 응력 저감과, 터빈 블레이드(12)의 유효 수명과, 터빈 블레이드(12)의 공기역학적 거동을 유지 또는 개량하는 것 사이의 밸런스를 최대화하도록 블레이드의 기하학적 형상에 따라 크기 및 위치 설정되는 더브테일 백컷(22)을 포함할 수 있다. 더브테일 축선을 따른 더브테일 백컷(22)의 길이를 규정하는 더브테일 백컷(22)의 시작점은 더브테일 축선의 중심선을 따라 블레이드 더브테일(16)의 전방면으로부터 고정된 위치에 위치되는 기준선에 대해 결정될 수 있다. 더브테일 백컷(22)의 시작점은 상기 기준선으로부터 후방으로 적어도 약 1.645인치에 있을 수 있다.

Description

블레이드/디스크 응력 저감을 위한 블레이드/디스크 더브테일 백컷{BLADE/DISK DOVETAIL BACKCUT FOR BLADE/DISK STRESS REDUCTION (7FA, STAGE 1)}
본 발명은 가스 터빈 기술에 관한 것으로, 특히 블레이드가 장착되는 디스크내의 응력 집중 형상부 및/또는 블레이드 자체내의 응력 집중 형상부 근처의 블레이드 하중 경로(blade load path)를 전환하도록 설계된 개조된 블레이드 및/또는 디스크 더브테일(disk dovetail)에 관한 것이다.
어떤 가스 터빈 디스크는 그 사이에 더브테일 슬롯을 규정하는 디스크의 외주부 주위에 복수의 원주방향으로 이격된 더브테일을 포함한다. 각각의 더브테일 슬롯은 에어포일부가 형성된 블레이드와 더브테일 슬롯에 상보적인 형상을 갖는 블레이드 더브테일을 축방향으로 수용한다.
블레이드는 디스크내의 냉각 슬롯을 통해 또한 블레이드의 더브테일 부분에 형성된 홈 또는 슬롯을 통해 도입되는 공기에 의해 냉각될 수 있다. 전형적으로, 냉각 슬롯은 교대로 있는 더브테일 및 더브테일 슬롯을 통해 원주방향으로 360° 연장된다.
블레이드 더브테일과 더브테일 슬롯 사이의 계면 위치는 돌출하는 더브테일 하중 및 응력이 집중하는 기하학적 형상으로 인한 잠재적인 수명-제한 위치인 것으로 알려져 있다. 과거에는, 응력을 경감하기 위해서 더브테일 백컷(backcut)이 어떤 터빈 엔진에 사용되어 왔다. 그러나, 이러한 백컷은 사실상 사소한 것이며, 본원에서 접근하는 문제와 관련이 없다. 더욱이, 위치 및 제거된 재료량은 디스크에 대한 응력 저감과, 블레이드에 대한 응력 저감과, 블레이드의 유효 수명 사이의 밸런스를 최대화하도록 최적화되지 않았다.
본 발명은, 상기 문제점을 해결하기 위한 것으로, 전술한 응력 집중을 감소시켜, 가스 터빈 블레이드의 수명 기간 및 공기역학적 거동에 악영향을 미치지 않으면서 디스크 및/또는 블레이드의 수명 기간을 최대화하는 것을 목적으로 한다.
따라서, 본 발명은, 터빈 디스크 및 터빈 블레이드중 적어도 하나에 대한 응력을 저감하기 위한 방법을 개시하고 있으며, 복수의 터빈 블레이드가 디스크에 부착가능하고, 각각의 터빈 블레이드가 디스크의 대응 형상의 더브테일 슬롯내에 결합가능한 블레이드 더브테일을 포함한다. 상기 응력 저감 방법은, (a) 기준선에 대한 더브테일 백컷의 시작점을 결정하는 단계로서, 이 시작점은 더브테일 축선을 따른 더브테일 백컷의 길이를 규정하는, 상기 시작점 결정 단계와, (b) 더브테일 백컷의 절단 각도를 결정하는 단계와, (c) 더브테일 백컷을 형성하기 위해, 시작점 및 절단 각도에 따라 블레이드 더브테일 및 디스크 더브테일 슬롯중 적어도 하나로부터 재료를 제거하는 단계를 포함할 수 있다. 상기 시작점 및 절단 각도는, 디스크에 대한 응력 저감과, 블레이드에 대한 응력 저감과, 터빈 블레이드의 유효 수명과, 터빈 블레이드의 공기역학적 거동을 유지 또는 개량하는 것 사이의 밸런스를 최대화하도록 블레이드 및 디스크의 기하학적 형상에 따라 최적화된다. 기준선은 더브테일 축선의 중심선을 따라 블레이드 더브테일의 전방면으로부터 고정된 위치 에 위치될 수 있고, 상기 단계 (a)는 더브테일 백컷의 시작점이 기준선으로부터 후방으로 적어도 약 1.645인치에 있도록 실행될 수 있다.
일부 실시예에 있어서, 각각의 터빈 블레이드는 7FA 터빈의 제 1 스테이지내에서 작동하도록 구성될 수 있다. 상기 단계 (b)는 절단 각도가 최대 약 3°가 되도록 실행될 수 있다. 다른 실시예에 있어서, 상기 단계 (b)는 절단 각도가 약 0.7°가 되도록 실행될 수 있다. 기준선을 위한 블레이드 더브테일의 전방면으로부터의 고정된 위치는 약 2.470인치에 있을 수 있다.
일부 실시예에 있어서, 시작점 및 절단 각도의 최적화는 블레이드 및 디스크의 기하학적 형상에 대한 유한 요소 해석을 수행함으로써 실행될 수 있다. 상기 단계 (b)는 평면이 아닌 표면을 갖는 더브테일 백컷을 규정하도록 다중의 절단 각도를 결정함으로써 실행될 수 있다. 상기 단계 (c)는 블레이드 더브테일로부터 재료를 제거함으로써 실행될 수 있다. 상가 단계 (c)는 또한 블레이드 더브테일 및 디스크 더브테일 슬롯으로부터 재료를 제거함으로써 실행될 수도 있다. 더욱이, 상기 단계 (c)는 블레이드 더브테일 및 디스크 더브테일 슬롯으로부터 제거된 재료에 근거하여 도출된 각도가 절단 각도를 초과하지 않도록 실행될 수도 있다.
또한, 본 발명은 에어포일 및 블레이드 더브테일을 포함할 수 있는 터빈 블레이드를 개시하고 있으며, 블레이드 더브테일은 터빈 디스크의 더브테일 슬롯에 대응하는 형상을 갖는다. 블레이드 더브테일은, 디스크에 대한 응력 저감과, 블레이드에 대한 응력 저감과, 터빈 블레이드의 유효 수명과, 터빈 블레이드의 공기역학적 거동을 유지 또는 개량하는 것 사이의 밸런스를 최대화하도록 블레이드의 기 하학적 형상에 따라 크기 및 위치 설정되는 더브테일 백컷을 포함한다. 더브테일 축선을 따른 더브테일 백컷의 길이를 규정하는 더브테일 백컷의 시작점은 더브테일 축선의 중심선을 따라 블레이드 더브테일의 전방면으로부터 고정된 위치에 위치되는 기준선에 대해 결정될 수 있다. 더브테일 백컷의 시작점은 기준선으로부터 후방으로 적어도 약 1.645인치에 있을 수 있다.
일부 실시예에 있어서, 각각의 터빈 블레이드는 7FA 터빈의 제 1 스테이지내에서 작동하도록 구성될 수 있다. 더브테일 백컷의 절단 각도는 최대 약 3°일 수 있다. 어떤 실시예에 있어서, 더브테일 백컷의 절단 각도가 약 0.7°일 수 있다. 기준선을 위한 블레이드 더브테일의 전방면으로부터의 고정된 위치는 약 2.470인치에 있다. 일부 실시예에서는, 더브테일 백컷은 평면이 아닌 표면을 가질 수 있다.
더욱이, 본 발명은 에어포일 및 블레이드 더브테일을 포함하는 터빈 블레이드를 개시하고 있으며, 블레이드 더브테일은 터빈 디스크의 더브테일 슬롯에 대응하는 형상을 갖는다. 각각의 터빈 블레이드는 7FA 터빈의 제 1 스테이지내에서 작동하도록 구성될 수 있고, 블레이드 더브테일은 더브테일 백컷을 포함한다. 더브테일 축선을 따른 더브테일 백컷의 길이를 규정하는 더브테일 백컷의 시작점은 더브테일 축선의 중심선을 따라 블레이드 더브테일의 전방면으로부터 고정된 위치에 위치된 기준선에 대해 결정될 수 있다. 더브테일 백컷의 시작점은 기준선으로부터 후방으로 적어도 약 1.645인치에 있을 수 있다. 더브테일 백컷의 절단 각도는 최대 약 3°일 수 있다.
일부 실시예에 있어서, 더브테일 백컷의 절단 각도는 약 0.7°일 수 있다. 기준선을 위한 블레이드 더브테일의 전방면으로부터의 고정된 위치는 약 2.470인치에 있을 수 있다. 본 발명의 이들 특징 및 다른 특징은 도면 및 첨부 특허청구범위와 관련하여 취해진 바람직한 실시예의 하기 상세한 설명을 검토함으로써 명백해질 것이다.
도 1은 가스 터빈 블레이드(12)가 고정된 예시적인 가스 터빈 디스크 세그먼트(10)의 사시도이다. 가스 터빈 디스크(10)는 더브테일 슬롯(14)을 포함하며, 이 더브테일 슬롯은 가스 터빈 블레이드(12)를 디스크(10)에 고정하도록 대응 형상의 블레이드 더브테일(16)을 수납한다. 도 2 및 도 3은 블레이드 더브테일(16) 및 에어포일(18)을 포함하는 가스 터빈 블레이드(12)의 바닥 섹션의 대향 양측부를 도시한다. 도 2는 가스 터빈 블레이드(12)의 소위 압력측을 도시하고, 도 3은 가스 터빈 블레이드(12)의 소위 흡입측을 도시하고 있다.
더브테일 슬롯(14)은, 블레이드(12)의 더브테일(16)이 대체로 축방향, 즉 대체로 평행하게 더브테일 슬롯(14)내로 삽입되지만 디스크(10)의 축선에 대해 경사져 있다는 점에서 통상 "축방향 도입" 슬롯으로 지칭된다.
가스 터빈 디스크의 응력 집중 형상부의 예로서 냉각 슬롯이 있다. 블레이드(12) 및 디스크(10)의 상류면 또는 하류면에는, 각 더브테일(16) 및 더브테일 슬롯(14)의 반경방향 내측부를 관통하여 전체 360°를 원주방향으로 연장하는 환형의 냉각 슬롯이 제공될 수 있다. 블레이드가 로터 디스크(10)상에 장착된 경우, 냉각 공기(예를 들면, 압축기 배출 공기)가 냉각 슬롯에 공급되고, 이 냉각 공기를 더브테일 슬롯(14)의 반경방향 내측부로 공급하여, 블레이드(12)의 베이스부를 통해 개방된 홈 또는 슬롯(도시하지 않음)을 통해 전달하여서 블레이드 에어포일부(18)의 내부를 냉각한다는 것이 이해될 것이다.
가스 터빈 디스크의 응력 집중 형상부의 제 2 예로서 블레이드 유지 와이어 슬롯이 있다. 블레이드(12) 및 디스크(10)의 상류면 또는 하류면에는, 각 더브테일(16) 및 더브테일 슬롯(14)의 반경방향 내측부를 관통하여 전체 360°를 원주방향으로 연장하는 환형의 유지 슬롯이 제공될 수 있다. 블레이드가 로터 디스크(10)상에 장착된 경우, 블레이드 유지 와이어가 블레이드 와이어 슬롯내로 삽입되어 블레이드에 대한 축방향 유지를 제공한다는 것이 이해될 것이다.
본원에서 설명된 형상부는 일반적으로 임의의 에어포일과 디스크 계면에 적용가능하다.
도 1 내지 도 3에 도시된 구조체는 상이한 클래스의 터빈에 걸쳐서 많은 상이한 디스크 및 블레이드 디자인을 나타내는 것일 뿐이다. 예를 들면, 상이한 크기 및 형상의 디스크 및 블레이드를 포함하는 적어도 3개 클래스의 가스 터빈이 미국 뉴욕주 쉐넥타디 소재의 제너럴 일렉트릭 컴퍼니("GE")에 의해 제조된다. 이들은, (1) 제 1 터빈 클래스, 즉 GE의 6FA 및 6FA+e 터빈; (2) 제 2 터빈 클래스, 즉 GE의 7FA 및 7FA+e 터빈; 및 (3) 제 3 터빈 클래스, 즉 GE의 9FA 및 9FA+e 터빈을 포함한다. 각 터빈은 추가적으로 블레이드 및 디스크의 다양한 기하학적 형상을 갖는 터빈내에 다중 스테이지를 포함한다.
블레이드 더브테일(16)과 디스크 더브테일 슬롯(14) 사이의 계면은 응력 집중을 받기 쉬워서, 터빈 디스크(10) 및/또는 터빈 블레이드(12)의 잠재적인 수명-제한 위치라는 것이 밝혀졌다. 이러한 응력 집중을 감소시켜, 가스 터빈 블레이드의 수명 기간 및 공기역학적 거동에 악영향을 미치지 않으면서 디스크 및/또는 블레이드의 수명 기간을 최대화하는 것이 요망된다.
도 4 내지 도 7을 참조하면, 가스 터빈 블레이드 더브테일(16)은 더브테일 압력측상의 복수의 압력면 또는 탱(tang)(20)과, 더브테일 흡입측상의 복수의 압력면 또는 탱(20)을 포함한다. 터빈 클래스와, 블레이드 및 디스크 스테이지에 따라서, 백컷(22)은 블레이드 더브테일 탱(20) 또는 디스크 더브테일 탱(21)(도 1 참조)의 흡입측 후단부 및 압력측 전단부중 어느 하나 또는 모두상에 형성될 수 있다. 특히 도 6 및 도 7을 참조하면, 백컷(22)은 블레이드 더브테일(16) 또는 디스크 더브테일 슬롯(14)의 압력면(20)으로부터 재료를 제거함으로써 형성된다. 재료는 블레이드 더브테일(16) 또는 디스크 더브테일 슬롯(14)을 형성하는데 이용되는 대응 공정과 동일하거나 또는 유사할 수 있는 그라인딩 또는 밀링 공정 등과 같은 임의의 적합한 공정을 이용하여 제거될 수 있다.
제거될 재료량 및 그에 따른 백컷(22)의 크기는 최초로 기준선(datum line)에 대한 더브테일 백컷용 시작점을 결정함으로써 결정되며, 시작점은 더브테일 축선을 따른 더브테일 백컷의 길이를 규정한다. 또한, 절단 각도(cut angle)가 더브테일 백컷에 대해 결정되며, 도 6 및 도 7에 도시된 예시적인 각도는 최대 3°이다. 시작점 및 절단 각도는, 가스 터빈 디스크(10)에 대한 응력 저감과, 가스 터 빈 블레이드(12)에 대한 응력 저감과, 가스 터빈 블레이드(12)의 유효 수명과, 가스 터빈 블레이드의 공기역학적 거동을 유지 또는 개량하는 것 사이의 밸런스를 최대화하도록 블레이드 및 디스크의 기하학적 형상에 따라 최적화된다. 그러한 것으로서, 더브테일 백컷(22)이 너무 크다면, 백컷은 터빈 블레이드의 수명 기간에 악영향을 미칠 것이다. 더브테일 백컷이 너무 작다면, 터빈 블레이드의 수명이 최대화되지만, 터빈 블레이드와 디스크 사이의 계면에서의 응력 집중이 최소화되지 않고, 디스크는 최대 수명 기간으로부터의 이점이 없다.
백컷(22)은 평면일 수 있거나, 또는 도 6에서 점선으로 도시된 바와 같이 백컷(22')은 대안적으로 평면이 아닐 수 있다. 이러한 상황에서, 절단 각도는 시작 절단 각도로서 규정된다. 일부 터빈 클래스에서, 절단 각도는, 블레이드 더브테일(16)의 블레이드 하중면이 디스크 더브테일 슬롯(14)과 접촉하지 않을 정도로 백컷(22, 22')이 깊어질 때까지의 시작점과 관계가 있다. 디스크 슬롯(14)과 접촉하지 않는다면, 규정된 포락선(envelope)의 범위를 벗어난 임의의 깊이 또는 형상의 어떠한 절단부도 허용가능하다.
전술한 바와 같이, 블레이드 더브테일(16) 및 디스크 더브테일 슬롯(14)이 복수의 탱(20)을 포함하는 경우, 더브테일 백컷의 시작점 및/또는 절단 각도는 복수의 탱의 각각에 대해 개별적으로 결정될 수 있다. 또한 상기한 바와 같이, 더브테일 백컷은 터빈 블레이드 및/또는 디스크의 압력측 및 흡입측중 하나 또는 모두에 형성될 수도 있다.
더브테일 백컷의 시작점 및 절단 각도의 최적화는 블레이드 및 디스크의 기 하학적 형상에 대한 유한 요소 해석(finite element analyses)을 실행함으로써 결정된다. 엔진 데이터에 기초한 실제의 열적 하중 및 구조적 하중이 엔진 작동 상태를 시뮬레이션하기 위해 블레이드 및 디스크의 유한 요소 그리드에 적용된다. 백컷을 갖지 않는 기하학적 형상 및 일련의 다양한 기하학적 형상이 유한 요소 모델을 사용하여 해석된다. 백컷의 기하학적 형상과 블레이드 및 디스크의 응력 사이의 전달 함수(transfer function)가 유한 요소 해석으로부터 추론된다. 다음에, 고유의 재료 데이터를 이용하여 필드 데이터와 예상 응력을 연관지어서, 각 백컷의 기하학적 형상에 대한 블레이드 및 디스크 수명 및 블레이드의 공기역학적 거동을 예상한다. 최적의 백컷 형상 및 허용가능한 백컷 형상 범위는 블레이드 및 디스크의 수명 및 블레이드의 공기역학적 거동 모두를 고려하여 결정된다.
또한, 기준선(W)은 블레이드 및 디스크의 기하학적 형상에 따라 달라진다. 기준선(W)은 더브테일 축선의 중심선을 따라 블레이드 또는 디스크 더브테일의 전방면으로부터 고정된 위치에 위치된다. 도 21 내지 도 30은 전술된 제너럴 일렉트릭의 각 터빈 클래스 및 각 블레이드 및 디스크 스테이지에 대한 기준선(W)의 정의를 나타낸다. 예를 들면, 도 21은 제 1 타입의 제 1 터빈 클래스(6FA 터빈)에 있어서의 스테이지 1 블레이드 및 디스크에 대한 기준선(W) 정의를 나타내며, 여기서 기준선(W)은 더브테일 축선의 중심선[기준(S)]을 따라 블레이드 및 디스크 더브테일의 전방면으로부터 1.704인치에 위치된다. 도 22는 제 2 타입의 제 1 터빈 클래스(6FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 1 블레이드 및 디스크에 대한 기준선(W) 정의를 나타내며, 여기서 기준선(W)은 더브테일 축선의 중심선[기준(S)]을 따라 블레이 드 및 디스크 더브테일의 전방면으로부터 1.698인치에 위치된다. 도 23은 제 2 타입의 제 1 터빈 클래스(6FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 2 블레이드 및 디스크에 대한 기준선(W) 정의를 나타내며, 여기서 기준선(W)은 더브테일 축선의 중심선[기준(S)]을 따라 블레이드 및 디스크 더브테일의 전방면으로부터 1.936인치에 위치된다.
도 24는 제 1 타입의 제 2 터빈 클래스(7FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 1 블레이드 및 디스크에 대한 상기 치수를 2.470인치로서 나타낸다. 도 25는 제 2 타입의 제 2 터빈 클래스(7FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 2 블레이드 및 디스크에 대한 상기 치수를 2.817인치로서 나타낸다.
도 26은 제 1 타입의 제 3 터빈 클래스(9FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 1 블레이드 및 디스크에 대한 상기 치수를 2.964인치로서 나타낸다. 도 27은 제 1 타입의 제 3 터빈 클래스(9FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 2 블레이드 및 디스크에 대한 상기 치수를 3.379인치로서 나타낸다. 도 28은 제 2 타입의 제 3 터빈 클래스(9FA 터빈)에 있어서의 스테이지 1 블레이드에 대한 상기 치수를 2.964인치로서 나타낸다.
도 29는 제 2 타입의 제 2 터빈 클래스(7FA 터빈)에 있어서의 스테이지 1 블레이드 및 디스크에 대한 상기 치수를 2.470인치로서 나타낸다. 도 30은 제 2 타입의 제 2 터빈 클래스(7FA 터빈)에 있어서의 스테이지 2 블레이드 및 디스크에 대한 상기 치수를 2.817인치로서 나타낸다. 기준선(W)은 최적화된 더브테일 백컷의 시작점을 위치결정하기 위해 각 터빈 클래스의 각 스테이지 블레이드 및 디스크에 대한 식별가능한 기준점을 제공한다.
각 블레이드 및 디스크 스테이지에 있어서의 각 터빈 클래스에 대한 최적화된 시작점 및 절단 각도의 상세 내용에 대하여 도 8 내지 도 20 및 도 31 내지 도 36을 참조하여 설명한다. 전술한 바와 같이, 각 더브테일 백컷의 최적화된 시작점 및 절단 각도는, 가스 터빈 디스크에 대한 응력 저감과, 가스 터빈 블레이드에 대한 응력 저감과, 가스 터빈 블레이드의 유효 수명과, 가스 터빈 블레이드의 공기역학적 거동을 유지 또는 개량하는 것 사이의 밸런스를 최대화하도록 유한 요소 해석을 이용하여 결정되었다. 특정 치수가 기재되지만, 본 발명은 반드시 이러한 특정 치수에 제한되는 것은 아니다. 최대의 더브테일 백컷은 기준선(W)으로부터 나타낸 시작점에 대한 공칭 거리(nominal distance)로 측정된다. 유한 요소 해석을 통해서, 보다 큰 더브테일 백컷이 가스 터빈 블레이드의 허용가능한 수명을 희생하게 된다는 것이 확인되었다. 최적의 치수를 표시함에 있어서, 디스크 더브테일 슬롯(14) 및/또는 블레이드 더브테일(16)의 복수의 탱(20)에 대한 개별적인 치수가 결정될 수 있다.
도 8 및 도 9는 본원에서 탱 세트 사이의 대체적인 폭에 의해 식별되는 3세트의 더브테일 탱을 포함하는 제 1 타입의 제 1 터빈 클래스(6FA 터빈)에 있어서의 스테이지 1 블레이드 및 디스크에 대한 수치를 나타내며, 여기서 더브테일 백컷의 시작점은 넓은 탱에 대해 기준선(W)으로부터 후방으로 적어도 1.619인치에 있고, 중간 탱에 대해 기준선(W)으로부터 후방으로 적어도 1.552인치에 있고, 좁은 탱에 대해 기준선(W)으로부터 후방으로 적어도 1.419인치에 있다. 절단 각도는 최대 3 °이다.
도 10 및 도 11은 본원에서 탱 세트 사이의 대체적인 폭에 의해 식별되는 3세트의 더브테일 탱을 포함하는 제 2 타입의 제 1 터빈 클래스(6FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 1 블레이드 및 디스크에 대한 수치를 나타내며, 여기서 더브테일 백컷의 시작점은 넓은 탱 및 중간 탱에 대해 기준선(W)으로부터 후방으로 적어도 1.549인치에 있고, 좁은 탱에 대해 기준선(W)으로부터 후방으로 적어도 1.466인치에 있다. 절단 각도는 최대 3°이다.
도 12에는, 본원에서 탱 세트 사이의 대체적인 폭에 의해 식별되는 3세트의 더브테일 탱을 포함하는 제 2 타입의 제 1 터빈 클래스(6FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 2 블레이드 및 디스크가 도시되어 있다. 도 12는, 더브테일 백컷의 시작점이 넓은 탱에 대해 기준선(W)으로부터 후방으로 적어도 0.923인치에 있고, 중간 탱에 대해 기준선(W)으로부터 후방으로 적어도 1.654인치에 있는 것을 나타낸다. 절단 각도는 최대 5°이다.
도 13 및 도 14는 3세트의 더브테일 탱을 포함하는 제 1 타입의 제 2 터빈 클래스(7FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 1 블레이드 및 디스크에 대한 수치를 나타낸다. 더브테일 백컷의 시작점은 기준선으로부터 후방으로 적어도 1.945인치에 있고, 절단 각도는 최대 3°이다. 본원에서 탱 세트 사이의 대체적인 폭에 의해 식별되는 3세트의 더브테일 탱을 포함하는 제 1 타입의 제 2 터빈 클래스(7FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 2 블레이드 및 디스크의 압력측에 대해서, 도 15는, 더브테일 백컷의 시작점이 넓은 탱에 대해 기준선(W)으로부터 전방으로 적어도 1.574인 치에 있고, 중간 탱에 대해 기준선으로부터 전방으로 적어도 1.400인치에 있고, 좁은 탱에 대해 기준선으로부터 전방으로 적어도 1.226인치에 있는 것을 나타낸다. 절단 각도는 최대 5°이다. 3세트의 더브테일 탱을 포함하는 제 1 타입의 제 2 터빈 클래스(7FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 2 블레이드 및 디스크의 흡입측에 대해서, 도 16에 도시하는 바와 같이, 더브테일 백컷의 시작점은 기준선으로부터 후방으로 적어도 1.725인치에 있다. 절단 각도는 최대 5°이다. 도 17 및 도 18은 3세트의 더브테일 탱을 포함하는 제 1 타입의 제 3 터빈 클래스(9FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 1 블레이드 및 디스크를 도시하며, 여기서 더브테일 백컷의 시작점은 기준선(W)으로부터 후방으로 적어도 1.839인치에 있다. 절단 각도는 최대 3°이다. 도 19에는, 3세트의 더브테일 탱을 포함하는 제 1 타입의 제 3 터빈 클래스(9FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 2 블레이드의 압력측이 도시되어 있다. 더브테일 백컷의 시작점은 기준선(W)으로부터 전방으로 적어도 1.848인치에 있다. 절단 각도는 최대 5°이다. 도 20에는, 3세트의 더브테일 탱을 포함하는 제 1 타입의 제 3 터빈 클래스(9FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 2 블레이드 및 디스크의 흡입측이 도시되어 있다. 더브테일 백컷의 시작점은 기준선(W)으로부터 후방으로 적어도 2.153인치에 있으며, 절단 각도는 최대 5°이다.
도 31 및 도 32는 본 발명의 예시적인 실시예에 따른 제 3 터빈 클래스(9FA)의 제 2 타입용의 스테이지 1 블레이드 및 디스크를 도시한다. 도 31은 도시된 바와 같이 더브테일의 흡입측 후단부상에 위치된 백컷의 제거 영역을 도시한다. 백컷의 시작점은 3개의 더브테일 압력면(즉, 탱) 각각에 대해 기준선(W)으로부터 후 방으로 적어도 약 1.539인치에 있을 수 있다. 절단 각도는 약 0° 내지 약 3°로 가변할 수 있다. 어떤 실시예에 있어서, 도 32에 도시된 바와 같이, 절단 각도가 약 0.7°일 수 있다. 그에 따라, 일부 실시예에서는, 예를 들어 백컷은 전술한 위치에서 각 압력면에 0.7° 각도로 들어간 후에 더브테일의 나머지를 통해 0.7° 각도로 진행할 수도 있다.
도 33 및 도 34는 본 발명의 예시적인 실시예에 따른 제 2 터빈 클래스(7FA)의 제 2 타입용의 스테이지 1 블레이드 및 디스크를 도시한다. 도 33은 도시된 바와 같이 더브테일의 흡입측 후단부상에 위치된 백컷의 제거 영역을 도시한다. 백컷의 시작점은 3개의 더브테일 압력면(즉, 탱) 각각에 대해 기준선(W)으로부터 후방으로 적어도 약 1.645인치에 있을 수 있다. 절단 각도는 약 0° 내지 약 3°로 가변할 수 있다. 어떤 실시예에 있어서, 도 34에 도시된 바와 같이, 절단 각도가 약 0.7°일 수 있다. 그에 따라, 일부 실시예에서는, 예를 들어 백컷은 전술한 위치에서 각 압력면에 0.7° 각도로 들어간 후에 더브테일의 나머지를 통해 0.7° 각도로 진행할 수도 있다.
도 35 및 도 36은 본 발명의 예시적인 실시예에 따른 제 2 터빈 클래스(7FA)의 제 2 타입용의 스테이지 2 블레이드 및 디스크를 도시한다. 도 35는 도시된 바와 같이 더브테일의 흡입측 후단부상에 위치된 백컷의 제거 영역을 도시한다. 백컷은 3개의 더브테일 압력면(즉, 탱) 각각에 대해 기준선(W)으로부터 후방으로 적어도 약 1.215인치에서 시작할 수 있다. 절단 각도는 약 0° 내지 약 3°로 가변할 수 있다. 어떤 실시예에 있어서, 도 36에 도시된 바와 같이, 절단 각도가 약 2.0°일 수 있다. 그에 따라, 일부 실시예에서는, 예를 들어 백컷은 전술한 위치에서 각 압력면에 2.0° 각도로 들어간 후에 더브테일의 나머지를 통해 2.0° 각도로 진행할 수도 있다.
더브테일 백컷이 보통의 고온 가스 경로 검사 공정 동안에 유닛내에 형성될 수 있을 것으로 기대된다. 이러한 구성에 따르면, 디스크 또는 블레이드 응력 집중 형상부에서의 높은 응력 영역 근처의 블레이드 하중 경로를 바꾸어야 한다. 기준선에 대한 최적화된 시작점 및 최적화된 절단 각도를 포함하는 경감 절단 파라미터는, 가스 터빈 디스크에 대한 응력 저감과, 가스 터빈 블레이드에 대한 응력 저감과, 가스 터빈 블레이드의 유효 수명과, 가스 터빈 블레이드의 공기역학적 거동을 유지 또는 개량하는 것 사이의 밸런스를 최대화하는 더브테일 백컷을 규정한다. 저감된 응력 집중은 가스 터빈 디스크내의 응력을 감소시키는 작용을 하여, 전체적인 디스크 피로에 대한 상당한 이점을 실현한다.
본 발명이 가장 실용적이고 바람직한 실시예로 현재 고려되는 것과 관련하여 설명되었지만, 본 발명은 개시된 실시예에 한정되지 않으며, 오히려 첨부된 청구범위의 사상 및 범위에 포함된 다양한 변형 및 동등한 구성을 포함하려 한다는 것이 이해될 것이다.
도 1은 부착된 가스 터빈 블레이드를 갖는 예시적인 가스 터빈 디스크 세그먼트의 사시도,
도 2는 예시적인 가스 터빈 블레이드의 압력측의 사시도,
도 3은 예시적인 가스 터빈 블레이드의 흡입측의 사시도,
도 4 내지 도 7은 재료가 제거될 블레이드 또는 디스크 더브테일 영역의 상세도,
도 8 및 도 9는 제 1 타입의 제 1 터빈 클래스(6FA 터빈)에 있어서의 스테이지 1 블레이드 또는 디스크에 대한 재료 제거 영역을 도시하는 도면,
도 10 및 도 11은 제 2 타입의 제 1 터빈 클래스(6FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 1 블레이드 또는 디스크에 대한 재료 제거 영역을 도시하는 도면,
도 12는 제 2 타입의 제 1 터빈 클래스(6FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 2 블레이드 또는 디스크에 대한 재료 제거 영역을 도시하는 도면,
도 13 및 도 14는 제 1 타입의 제 2 터빈 클래스(7FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 1 블레이드 또는 디스크에 대한 재료 제거 영역을 도시하는 도면,
도 15는 제 1 타입의 제 2 터빈 클래스(7FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 2 블레이드 또는 디스크의 압력측에 대한 재료 제거 영역을 도시하는 도면,
도 16은 제 1 타입의 제 2 터빈 클래스(7FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 2 블레이드 또는 디스크의 흡입측에 대한 재료 제거 영역을 도시하는 도면,
도 17 및 도 18은 제 1 타입의 제 3 터빈 클래스(9FA+e 터빈)에 있어서의 스 테이지 1 블레이드 또는 디스크에 대한 재료 제거 영역을 도시하는 도면,
도 19는 제 1 타입의 제 3 터빈 클래스(9FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 2 블레이드 또는 디스크의 압력측에 대한 재료 제거 영역을 도시하는 도면,
도 20은 제 1 타입의 제 3 터빈 클래스(9FA+e 터빈)에 있어서의 스테이지 2 블레이드 또는 디스크의 흡입측에 대한 재료 제거 영역을 도시하는 도면,
도 21 내지 도 30은 각 터빈 클래스 및 타입의 각 스테이지 블레이드 또는 디스크에 대한 기준선(W)의 결정을 도시하는 도면,
도 31 및 도 32는 제 2 타입의 제 3 터빈 클래스(9FA 터빈)에 있어서의 스테이지 1 블레이드 또는 디스크에 대한 재료 제거 영역을 도시하는 도면,
도 33 및 도 34는 제 2 타입의 제 2 터빈 클래스(7FA 터빈)에 있어서의 스테이지 1 블레이드 또는 디스크에 대한 재료 제거 영역을 도시하는 도면,
도 35 및 도 36은 제 2 타입의 제 2 터빈 클래스(7FA 터빈)에 있어서의 스테이지 2 블레이드 또는 디스크에 대한 재료 제거 영역을 도시하는 도면.
도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명
10 : 터빈 디스크 12 : 터빈 블레이드
14 : 디스크 더브테일 슬롯 16 : 블레이드 더브테일
18 : 에어포일 22 : 더브테일 백컷

Claims (10)

  1. 복수의 터빈 블레이드(12)가 디스크(10)에 부착가능하고, 각각의 상기 터빈 블레이드(12)가 상기 디스크(10)의 대응 형상의 더브테일 슬롯(14)내에 결합가능한 블레이드 더브테일(16)을 포함하는, 터빈 디스크(10) 및 터빈 블레이드(12)중 적어도 하나에 대한 응력을 저감하기 위한 방법에 있어서,
    (a) 기준선에 대한 더브테일 백컷(backcut)(22)의 시작점을 결정하는 단계로서, 상기 시작점은 더브테일 축선을 따른 더브테일 백컷(22)의 길이를 규정하는, 상기 시작점 결정 단계와,
    (b) 상기 더브테일 백컷(22)의 절단 각도를 결정하는 단계와,
    (c) 상기 더브테일 백컷(22)을 형성하기 위해, 상기 시작점 및 절단 각도에 따라 블레이드 더브테일(16) 및 디스크 더브테일 슬롯(14)중 적어도 하나로부터 재료를 제거하는 단계를 포함하며,
    상기 시작점 및 절단 각도는, 상기 디스크(10)에 대한 응력 저감과, 상기 블레이드(12)에 대한 응력 저감과, 상기 터빈 블레이드(12)의 유효 수명과, 상기 터빈 블레이드(12)의 공기역학적 거동을 유지 또는 개량하는 것들 사이의 균형을 최대화하도록 블레이드(12) 및 디스크(10)의 기하학적 형상에 따라 최적화되며,
    상기 기준선은 상기 더브테일 축선의 중심선을 따라 상기 블레이드 더브테일(16)의 전방면으로부터 고정된 거리에 위치되고, 상기 단계 (a)는 상기 더브테일 백컷(22)의 시작점이 상기 기준선으로부터 후방으로 적어도 약 1.645인치에 있도록 실행되는
    응력 저감 방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    각각의 상기 터빈 블레이드는 7FA 터빈의 제 1 스테이지내에서 작동하도록 구성되는
    응력 저감 방법.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 단계 (b)는 상기 절단 각도가 최대 약 3°가 되도록 실행되는
    응력 저감 방법.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 단계 (b)는 상기 절단 각도가 약 0.7°가 되도록 실행되는
    응력 저감 방법.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 기준선에 대한 상기 블레이드 더브테일(16)의 전방면으로부터의 고정된 거리는 약 2.470인치에 있는
    응력 저감 방법.
  6. 에어포일(18) 및 블레이드 더브테일(16)을 포함하고, 상기 블레이드 더브테일(16)은 터빈 디스크(10)의 더브테일 슬롯(14)에 대응하는 형상을 갖는, 터빈 블레이드(12)에 있어서,
    상기 블레이드 더브테일(16)은, 상기 디스크(10)에 대한 응력 저감과, 상기 블레이드(12)에 대한 응력 저감과, 상기 터빈 블레이드(12)의 유효 수명과, 상기 터빈 블레이드(12)의 공기역학적 거동을 유지 또는 개량하는 것들 사이의 균형을 최대화하도록 블레이드의 기하학적 형상에 따라 크기 및 위치가 설정되는 더브테일 백컷(22)을 포함하며,
    더브테일 축선을 따른 더브테일 백컷(22)의 길이를 규정하는 상기 더브테일 백컷(22)의 시작점은 상기 더브테일 축선의 중심선을 따라 상기 블레이드 더브테일(16)의 전방면으로부터 고정된 거리에 위치되는 기준선에 대해 결정되며,
    상기 더브테일 백컷(22)의 시작점은 상기 기준선으로부터 후방으로 적어도 약 1.645인치에 있는
    터빈 블레이드.
  7. 제 6 항에 있어서,
    각각의 상기 터빈 블레이드(12)는 7FA 터빈의 제 1 스테이지내에서 작동하도록 구성되는
    터빈 블레이드.
  8. 제 6 항에 있어서,
    상기 더브테일 백컷(22)의 절단 각도는 최대 약 3°인
    터빈 블레이드.
  9. 제 6 항에 있어서,
    상기 더브테일 백컷(22)의 절단 각도가 약 0.7°인
    터빈 블레이드.
  10. 제 6 항에 있어서,
    상기 기준선을 위한 상기 블레이드 더브테일(16)의 전방면으로부터의 고정된 거리는 약 2.470인치인
    터빈 블레이드.
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