KR20090127913A - 가스 터빈 엔진의 안내 날개 어셈블리에 대한 안내 날개 덕트 요소 - Google Patents

가스 터빈 엔진의 안내 날개 어셈블리에 대한 안내 날개 덕트 요소 Download PDF

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Abstract

가스 터빈에 대한 입구 안내 날개 어셈블리는 다수의 안내 날개 덕트 요소(guide vane duct element)들을 포함하되, 상기 안내 날개 덕트 요소들은, 서로 대향하는 흡입 측벽(2)과 압력 측벽(3)을 포함하고, 하나의 안내 날개 덕트 요소(1)의 압력 측벽(3)이 인접한 안내 날개 덕트 요소(1)의 흡입 측벽(2)과 상호 작용하여 안내 날개(6)를 형성하도록 상기 안내 날개 덕트 요소들이 서로 인접 가능하게 설계되며, 상기 안내 날개 덕트 요소(1)는 키 요소(key element, 15)를 수용하는 구조를 포함하되, 상기 키 요소(15)는, 2개의 안내 날개 요소들이 서로 인접할 때, 인접한 상기 흡입 측벽(2)과 상기 압력 측벽(3) 사이에 어셈블리되고, 인접한 안내 날개 요소들을 모두 함께 고정하도록 이루어진다.

Description

가스 터빈 엔진의 안내 날개 어셈블리에 대한 안내 날개 덕트 요소 {GUIDE VANE DUCT ELEMENT FOR A GUIDE VANE ASSEMBLY OF A GAS TURBINE ENGINE}
본 발명은 가스 터빈 엔진에 대한 입구 안내 날개 어셈블리에 관한 것이다.
가스 터빈 엔진, 특히 축 방향 흐름(axial-flow) 가스 발생기 터빈에 있어서, 블레이드, 특히 고정 날개(stator vane)는 터빈의 작동 동안에 기계적이고 열적인 로드(load)를 받는다. 기계적이고 열적인 로드는 날개를 가열하고 날개에 가스 힘을 인가하는 뜨거운 가스 흐름에 의한 것이다. 특히 제1 노즐 안내 날개에서, 가스 발생기의 연소기의 즉각적인 하류(downstream)는 뜨거운 가스 온도를 갖는다.
작동 동안에 인가되는 로드를 견디기 위해서, 충분한 기계적인 보전(integrity)을 갖는 날개의 구조 및 설계가 요구된다.
뿐만 아니라, 날개의 보전은 날개의 수명 내구성에도 의존한다. 특히, 날개가 오랜 기간 동안 스트레인(strain)과 결합한 높은 온도를 받을 때, 날개 재료에 크랙이 초래되며 최종적으로는 기계적인 결함이 초래되면서, 날개의 균열이 발생할 수 있다.
날개 재료의 강도는 작동 동안에 인가되는 응력과, 작동 온도, 및 작동 시간에 의존한다. 날개의 수명 내구성과 기계적인 보전을 향상시키기 위하여, 날개 재료를 냉각시키는 것은 일반적인 조치이다.
날개에는 냉각 공기가 흐르는 내부 냉각 통로가 제공된다. 냉각 공기는 중요한 효율과 파워 출력 불이익을 나타내는 가스 발생기의 압축기로부터 추출된다.
가스 발생기 터빈의 안내 날개 조립체에는 서로 부착된 다수의 안내 날개 섹션이 포함된다. 각각의 안내 날개 조립체는 날개와, 허브 부분(hub portion), 및 장막 부분(shroud portion)을 포함한다. 하나의 안내 날개 섹션의 허브 부분의 각각은 인접한 안내 날개 섹션의 허브 부분에 인접하고, 그것으로 인해 안내 날개 조립체의 허브가 형성된다. 하나의 안내 날개 섹션의 장막 부분의 각각은 인접한 안내 날개 섹션의 장막 부분에 인접하고, 그것으로 인해 안내 날개 조립체의 케이싱(casing)이 형성된다.
안내 날개 섹션 안으로 가스 날개 조립체의 분할은 균등하고, 이로 인해 각각의 안내 날개 섹션은 기하학적 형상과 차원이 동일하다. 그러므로, 각각의 안내 날개 섹션은 단순하게 제조될 수 있다. 캐스팅(casting)에 의하여 안내 날개 섹션을 제조하는 것이 일반적이다.
그러나, 냉각을 목적으로, 안내 날개 조립체의 안내 날개에는 내부 냉각 통로가 제공된다. 안내 날개의 기하학적 차원은 작기 때문에, 합리적인 제조 비용 및 정밀도에 대하여, 안내 날개 재료의 내부에서 내부 냉각 통로를 제조하는 것은 어렵다.
현재의 가스 터빈에서 날개에 적용되는 가스 온도는 이용 가능한 니켈 합금 재료의 녹는 온도의 80％에 도달하거나 심지어 초과할 수 있기 때문에, 내부 냉각 통로를 캐스팅하는데 의존하는 유동 기술(current technology)는 매우 높은 수준으로 구분되어 진다. 주요 장애는, 특히 방향적으로 응결되고 단일 크리스탈(single cristal) 물질과 같은 매우 향상된 미세구조를 가진 합금에서, 내부에 캐스트 냉각 구조(cast cooling featuure)가 제조될 수 있는 실질적인 정밀도이다. 이것은 냉각 효율을 감소시키고, 기계 수행의 손실로 공기를 낭비하는 더 큰 통로를 초래하는 경향이 있다.
뿐만 아니라, 캐스팅의 부정확성은 일반적으로 냉각 공기 분포가, 가스 터빈으로부터, 심지어 가스 터빈의 주변으로부터 멀리 떨어졌음을 의미하고, 이것은 최악의 경우를 대비한 노즐 안내 날개의 설계의 필요성을 의미하며, 거의 모든 다른 노즐 안내 날개에 대하여 공기의 낭비를 초래한다. 이것은 특히 캐스팅 내구성이 통로 사이즈와 부품의 단편보다 매우 더 큰 작은 가스 터빈 엔진에서 심각하다. 또한, 이것은 최악의 경우에 약화를 피하는데 바람직한 두께보다 평균 벽 두께가 더 커야만 하는 것을 의미한다. 이는 더 큰 열적 저항을 초래하고, 따라서 다시 냉각 효율을 감소한다.
안내 날개 덕트 요소가 높은 냉각 효율을 가지고 그럼에도 불구하고 높은 정밀도로 쉽게 제조될 수 있는 가스 터빈 엔진에 대한 입구 안내 날개 어셈블리를 제공하는 것이 본 발명의 목적이다.
본 발명에 따르면, 이러한 목적은, 청구항 제1항에서 청구된 바와 같이, 가스 터빈 엔진에 대한 입구 안내 날개 어셈블리에 의하여 이루어진다. 종속항은 본 발명의 다른 전개를 정의한다.
본 발명에 따른 가스 터빈 엔진에 대한 입구 안내 어셈블리는 다수의 안내 날개 덕트 요소들을 포함하되, 상기 안내 날개 덕트 요소들은 흡입 측벽(suction side wall) 및 압력 측벽(pressure side wall)을 포함하며, 양 측벽은 서로 대향하고, 상기 안내 날개 덕트 요소들의 서로가 인접 가능하게 설계되며, 이로 인해 하나의 안내 날개 덕트 요소의 압력 측벽은 인접한 안내 날개 덕트 요소의 흡입 측벽과 상호 작용하고, 그것에 의하여 안내 날개가 형성된다. 뿐만 아니라, 안내 날개 덕트 요소는, 압력 측벽과 인접한 흡입 측벽 사이에 어셈블리되도록 이루어진 키 요소(key element)를 수용하는 구조를 포함하고, 이로 인해 2개의 안내 날개 덕트 요소가 서로 인접할 때, 키(key)가 안내 날개 덕트 요소 양측을 함께 고정한다.
안내 날개 덕트 요소는 흡입 측벽과 압력 측벽에 의해 제한되는 흐름 통로를 형성한다. 다수의 상기 안내 날개 덕트 요소가 나란히 어셈블리될 때 안내 날개 어셈블리가 형성되며, 인접한 압력 측벽과 흡입 측벽에 의해 정의되는 페어(pair)는 상응하는 안내 날개를 형성한다. 안내 날개 요소의 기설정된 부재가 상기 안내 날개 덕트 요소의 서로에 어셈블리되는 경우, 안내 날개 어셈블리가 형성된다.
안내 날개가 하나의 안내 날개 덕트 요소의 압력 측벽과 인접한 안내 날개 덕트 요소의 흡입 측벽에 의해 형성되기 때문에, 안내 날개는 2개의 개별적인 안내 날개 덕트 요소에 의해 정의된다. 그러므로, 안내 날개 안에서 분할 면(partition face)이 제공되고, 분리된 2개의 인접한 안내 날개 덕트 요소를 구비할 때, 안내 날개의 내부는 외부로부터 접근 가능하다.
그러므로, 안내 날개 덕트 요소를 제조할 때 흡입 측벽과 압력 측벽 사이의 흐름 통로가 내부에 제조되는 반면, 안내 날개의 분할 면은 외부로 노출된다. 예를 들어 캐스팅(casting)함으로써 안내 날개 덕트 요소가 제조될 수 있되, 흡입 측벽과 압력 측벽과 함께 흐름 통로는 코어(core)를 이용하여 형성되고, 예를 들어 분할 면을 가공함으로써 안내 날개 안으로 냉각 통로가 제조된다.
흐름 통로의 기하학적인 차원은 냉각 통로의 기하학적인 차원에 비하여 매우 크다. 일반적으로 가공은 캐스팅에 비하여 더 작은 제조 내구성을 허용한다. 그러므로, 몰딩 코어(moulding core)에 의하여 흐름 통로를 제조하고 가공에 의하여 냉각 통로를 제조하는 것이 적합하며, 이는 주된 흐름에 관한 흐름 통로의 캐스팅 내구성이 냉각 흐름에 관한 냉각 통로의 가공 내구성보다 작기 때문이다. 뿐만 아니라, 주요 흐름 통로에 대한 몰드 코어는, 높은 제조 분야를 인도하면서, 덜 복잡하고, 더 크며, 더 안정적이다. 추가적으로, 안내 날개의 냉각 통로의 위치를 정밀하게 측정하는 능력은, 가공함으로써 코어와 몰드의 분할 면 부정합이 수정될 수 있으며, 더 낮은 분산을 초래하여 그 결과 냉각 통로와 흐름 통로에 대한 여유를 설계할 수 있고, 흡입 측벽과 압력 측벽 모두의 두께 내구성을 강화할 수 있는 사실에 이르게 한다. 이러한 것의 결과로서, 가스 터빈 엔진의 일반적인 효율을 높이는데 필요한 냉각 공기의 양은 감소될 수 있다.
안내 날개 덕트 요소는, 다수의 안내 날개 덕트 요소들이 서로 어셈블리될 때, 개별적으로 안내 날개 열(row)의 장막 또는 허브를 형성하고 서로 대향하는 허브 구분 벽(hub segment wall)과 장막 구분 벽(shroud segment wall)을 구비할 수 있다.
그러므로, 안내 날개 덕트 요소는 흡입 측벽, 압력 측벽, 허브 구분 벽, 및 장막 구분 벽에 형성되는 박스와 같은 구조(box like structure)를 갖는다. 이러한 박스와 같은 구조는 강성이고, 높은 기계적 강도와 강성을 갖는다.
뿐만 아니라, 허브 구분 벽과 장막 구분 벽 모두 안내 날개의 전방 엣지의 상류와 후방 엣지의 하류로 기설정된 확장부(predetermined extension)를 갖는다.
일반적으로, 가스 터빈 엔진은 전이 존(transition zone)으로 연소 챔버를 포함한다. 그러므로, 안내 날개 덕트 요소가 가스 터빈 엔진 내로 연소 챔버의 바로 하류에 장착될 때, 기설정된 확장부는 적어도 전이 존까지 확장되도록 치수를 갖는 것이 유리하다. 종래의 설계에 있어서, 안내 날개 사이의 조인트(joint)는, 이러한 길이를 따라 모든 덕트 흐름이 노출되면서, 날개 열의 상류 엣지로부터 하류 엣지까지 계속된다. 일반적으로, 누설은 조인트로 들어가는 뜨거운 가스가 제공되어야만 하고, 날개 지지 구조를 손상시켜야만 한다. 본 발명에 따른 설계에 있어서, 날개 사이의 조인트의 용적(bulk)은 흡입 표면과 압력 표면 사이에 놓이고, 따라서 터빈에서 뜨거운 가스는 노출되지 않는다. 그러므로, 허브 측벽과 장막 측벽에서 조인트 누설은 상류와 하류 확장부로의 길이는 감소된다. 이러한 조인트는 누설되고 낭비된 냉각 공기에 대하여 일반적으로 잘 알려져 있을 뿐만 아니라, 터빈에서 공기 역학적인 것들을 분산하며, 공기 역학적인 효율을 감소한다.
또한, 이러한 실시는, 안내 날개 냉각 공기가 연소 챔버에서 다시 이용되는 것을 허용할 수 있도록 냉각 스킴(cooling scheme)을 압력 손실과 함께 잘 조절할 수 있다. 이는, 물질과 배출을 제한하는 물리적인 가장 뜨거운 가스 온도를 변화시키지 않으면서, 터빈의 열역학적으로 효율적인 연소 온도를 올릴 수 있다. 그 결과는 향상된 가스 터빈 엔진 출력과 어떠한 주어진 재료 기술에 대한 효율이다. 또한, 이것은 제1 날개가 연소기로부터 지지되는 것을 허용할 수 있다. 이러한 방법으로 연소기 챔버로부터 안낸 날개를 지지함으로써, 터빈 기계의 중요한 부분은 비용을 감소하기 위하여 보호될 수 있다. 또한, 전이 덕트가 중심 케이싱을 경유하여 제거되는 것을 허용하도록 설계되는 캔-유형의 시스템으로 결합되는 것도, 다른 계획된 정지 시간의 이점을 가져오면서, 매우 신속한 검사 및 가장 뜨거운 날개의 교체를 허용할 수 있다.
바람직하게는, 안내 날개 덕트 요소는 높은 온도 물질로 만들어지며, 특히 세라믹 물질 또는 내화성(refractory) 금속 합금으로 만들어진다.
높은 온도 물질의 이용은 연소 유출 온도를 증가시키는 것을 허용하고, 그것으로 인하여 가스 발생기의 열역학적 효율을 증가시킨다.
높은 온도 물질로 만들어진 일반적인 안내 날개에 대하여, 특정한 구조가 안내 날개 안으로 냉각 통로를 형성하는 것은 어렵거나 또는 심지어 불가능하다. 그러나, 안내 날개 덕트 요소의 기하학적 형상은 단순하게 유지되면서도, 안내 날개 덕트 요소의 설비는 압력 측벽과 흡입 측벽에서의 분리 면이 냉각 통로를 포함하는 것을 허용한다. 냉각 통로에 대한 더욱 복잡한 기하학적 형상은 가공 또는 캐스팅과 가공의 조합에 의하여 파악될 수 있다. 복잡한 기하학적 형상은 더 낮은 날개 온도 및/또는 감소된 냉각제의 이용을 제공하면서 냉각 공기와 같은 냉각제의 더 효율적인 이용을 허용한다.
대안적으로, 더 낮은 온도의 안내 날개를 위해, 추가적인 하류 덕트 요소가, 예를 들어 원뿔형 튜브와 같은 단일 피스(single piece)로서 미리 형성되거나 또는 이후에 서로 결합될 2개의 절반으로서의 시트 또는 플레이트로부터 프레싱(pressing) 또는 포징(forging)에 의해 제조될 수 있다.
2개의 절반은 융합 용접에 의해 함께 결합될 수 있다.
특히, 2개의 절반은 흡입 측벽과 압력 측벽 사이의 장막 구분 벽과 허브 구분 벽 상에서 함께 결합될 수 있다.
이러한 안내 날개 덕트 요소의 제조는 생산 리드타임(lead-time)을 감소하며, 향상된 가공 강도와 함께 포징된 물질의 이용을 허용한다.
뿐만 아니라, 안내 날개 덕트 요소가 코팅되어 제공되는 것도 가능하다.
유리하게는, 안내 날개 덕트 요소의 표면은 개별적으로 코팅을 위해 벗겨져서(mask off), 기설정된 코팅 성분이 냉각 공기에 노출된 표면과 뜨거운 가스에 노출된 표면에서 상이한 목적(duty)들에 대하여 이용되는 것을 허용할 수 있다. 흡입 측벽 표면상에 또는 압력 측벽 표면상에 냉각 통로가 냉각 호스를 가진 흐름 통로 안으로 개구되는 경우, 개장(refurbishment) 동안 유리하게, 흐름 통로는 다시 코팅될 수 있으며, 그 후 냉각 통로는 현재의 통로가 어떠한 방해물을 제거하는 것을 따르면서 "다시" 냉각된 표면으로부터 다시 침식될 수 있고, 파편(debris)이 냉각 통로를 더럽히지 않음을 확실하게 한다.
뿐만 아니라, 관통된 냉각 홀에 대한 접근이 향상되고, 선행 기술에서 접근할 수 없었던 냉각 통로 안으로 버(burr)를 제거하고 디버링(deburring)하는 것을 허용하는 것은 흐름의 균일성을 위해 유리하다.
바람직하게는, 안내 날개는 조립될 때 공기 냉각을 위해 이루어진 속이 빈 내부를 포함하며, 특히 상기 내부에는 난기류기(turbulator)가 제공된다.
뿐만 아니라, 키 요소는, 각각의 블레이드 상에 나사식으로 고정할 필요성을 제거하도록 형상 끼워 맞춤(form fit)에 의해 압력 측벽과 대응하는 흡입측벽에 고정 가능하게 적용되는 것이 바람직하다.
유리하게는, 키 요소는 난기류기 및/또는 충돌 튜브를 구비하고, 뜨거운 가스와 접촉할 필요가 없기 때문에, 키(key)가 안내 날개 덕트 요소보다 더 부드러운 물질로 만들어질 수 있는 사실에 의하여 더 쉽게 이루어진다.
2개의 안내 날개 덕트 요소가 서로 인접할 때, 하나의 안내 덕트 요소의 압력 측벽과 인접한 안내 날개 덕트 요소의 흡입 측벽에 의하여, 전방 엣지 및/또는 후방 엣지에서, 각각 하나 이상의 전방 엣지 개구 및/또는 하나 이상의 후방 엣지 개구를 포함하면서, 분할 라인이 형성되는 것은 바람직하다.
주류(mainstream) 안으로 냉각 공기의 유출을 위하여 전방 엣지 개구 및/또는 후방 엣지 개구가 연속적인 분리된 홀을 형성하도록, 인접한 안내 날개 요소 사이의 조인트의 형성이 설계되면 유리하다.
뿐만 아니라, 키 요소는 인접한 흡입 측벽으로부터 압력 측벽까지 거리를 갖도록 이루어지며, 이로 인해, 하나 이상의 전방 엣지 개구 및/또는 하나 이상의 후방 엣지 개구가, 흐름 통로와 내부 사이에 투과 가능하고 안내 날개 요소의 가스 노출된 벽 상에 필름으로서 소모적인 냉각제를 부착하는 공기역학적인 슬롯으로 형성되는 것이 바람직하다.
본 발명에 따른 어셈블리의 날개는 연소기 출구에 부착될 수 있다.
이하에서, 본 발명은 도면을 참조하여, 안내 날개 덕트 요소의 바람직한 실시예에 기초하여 설명된다. 도면에서:
도 1은 2개의 인접한 안내 날개 덕트 요소의 사시도를 도시하고,
도 2는 안내 날개 덕트 요소의 사시도를 도시하며,
도 3은 2개의 인접한 안내 날개 덕트 요소에 의해 형성된 안내 날개의 단면도를 도시하고,
도 4는 2개의 인접한 안내 날개 덕트 요소에 의해 형성된 대안적인 안내 날개의 단면도를 도시하며,
도 5는 2개의 인접한 안내 날개 덕트 요소에 의해 형성된 다른 대안적인 안내 날개의 단면도를 도시하고,
도 6은 캔 연소기의 전이 덕트와 통합된 3개의 인접한 안내 날개 덕트 요소의 어셈블리를 도시하며,
도 7은 환형 연소기의 전이 덕트와 통합된 3개의 인접한 안내 날개 덕트 요소의 어셈블리를 도시하고,
도 8은 연속적인 출구측 개구를 포함하는 안내 날개의 후방 엣지 위에서 바라본 도면을 도시한다.
도 1 내지 도 5를 참조하면, 안내 날개 덕트 요소(1)는 흡입 측벽(2), 압력 측벽(3), 허브 구분 벽(hub segment wall, 4), 및 장막 구분 벽(shroud segment wall, 5)을 포함한다. 압력 측벽(3)은 흡입 측벽(2)에 마주보도록 어셈블리되고, 허브 구분 벽(4)은 장막 구분 벽(5)에 마주보도록 어셈블리되며, 이로 인해 측벽(2, 3, 4, 5)은 흐름 통로(9)로서 제공되는 덕트를 형성한다.
도 1에 따르면, 2개의 개별적인 안내 날개 덕트 요소(1)는 나란히 어셈블리되고, 이로 인해 하나의 안내 날개 덕트 요소(1)의 흡입 측벽(2)과 다른 안내 날개 덕트 요소(1)의 압력 측벽(3)은 적어도 일부 지점으로서 서로 인접하며, 이에 의하여 안내 날개(6)를 형성하도록 상호 작용한다. 안내 날개(6)는 전방 엣지(leading edge, 7)와 후방 엣지(trailing edge, 8)를 구비하고, 각각은 하나의 안내 날개 덕트 요소(1)의 흡입 측벽(2)과 다른 하나의 안내 날개 덕트 요소(1)의 압력 측벽(3)을 결합시킴으로써 형성된다.
안내 날개(6) 안에, 즉 하나의 안내 날개 덕트 요소(1)의 흡입 측벽(2)과 다른 하나의 안내 날개 덕트 요소(1)의 압력 측벽(3) 사이에, 안내 날개(6)의 속이 빈 내부(10)가 형성된다. 내부(10)를 통해, 냉각 공기는 작동 동안에 안내 날개(6)를 냉각할 목적으로 흐를 수 있다.
도 2에 도시된 바와 같이, 내부(10) 안에서 냉각 공기 흐름을 통제하고 조작하기 위해서, 그 안에 냉각 통로(11)가 형성된다. 냉각 통로(11)는 립(rib, 12)에 의해 형성되되, 상기 립(12)은 내부(10) 안에서 흡입 측벽(2) 상에 제공되고, 전방 엣지 및 후방 엣지와 평행하게 연장된다. 그러므로, 립(12)은 그것에 평행하게 냉각 공기를 안내하고, 이로 인해, 예를 들어 허브 구분 벽(4)에서 내부(10)로 들어오는 냉각 공기가 장막 구분 벽(5)을 향하여 안내된다. 립(12)은 전방 엣지(7)에 배치되는 영역에 어셈블리되고, 안내 날개(6)의 중간 부분에 어셈블리된다.
내부(10) 안에, 안내 날개(6)의 후측 영역에서 및 후방 엣지(8)에서, 주각 난기류기(pedestal turbulator, 13)가 제공되고, 이는 냉각 공기 흐름을 섞기 위한 것이며 난기류를 제공하기 위함이다. 그러므로, 안내 날개(6)의 물질로부터 냉각 공기로의 열전달은 증가된다. 립(12)을 포함하는 지역과 주각 난기류기(13)를 포함하는 지역은 분리 벽(14)에 의해 분리된다. 또한, 흡입 측벽(2), 립(12), 분리 벽(14), 및 주각 난기류기(13)와 유사한 것은 압력 측벽(3) 상에 마찬가지로 제공된다.
안내 날개 덕트 요소(1)를 제조할 때, 주각 난기류기(13)는 속이 빈-보올(hollow-bore) 밀링 커터(들) 또는 글라인딩 "튜브(들)"에 의해 형성될 수 있다. 립(12)은 슬롯 밀링/글라인딩 툴(tool)에 의해 제조될 수 있다. 대안적으로, 음극의 마스터 전극(negative master electrode)으로부터 화학적 또는 전기적 유출 가 공(discharge machining)이 적용될 수 있다. 냉각 통로(11)는, 흡입 측벽(2)과 압력 측벽(3)의 더욱 강한 기계적 강도를 위해 더 깊은 립(12)을 수용하면서도, 열적 임피던스(thermal impedence)를 줄이면서 더 좋게 만들 수 있으며, 흡입 측벽(2)과 압력 측벽(3) 각각의 공기역학적 표면에 매우 가깝게 빨아들일 수 있다.
대안적으로, 자기-수용적(self-adapting) 난기류기가 내부(10)에 제공될 수 있다. 안내 날개 덕트 요소(1)를 제조할 때 내부(10)의 접근 때문에 상기 자기-수용적 난기류기는 쉽게 부착될 수 있다.
도 3 내지 도 5는 안내 날개(6)의 단면도를 도시한다. 안내 날개(6)는 하나의 안내 날개 덕트 요소(1)의 흡입 측벽(2)과 다른 안내 날개 덕트 요소(1)의 압력 측벽(3)에 의해 형성된다. 내부(10) 안에 키 요소(key element, 15)가 어셈블리된다. 키 요소(15)는 압력 측벽(3)에 대향하는 측면과 흡입 측벽(3)에 대향하는 측면을 포함한다. 키 요소(15)의 양 측면은 2개의 돌기를 제공하고, 흡입 측벽(2)과 압력 측벽(3) 각각은 키 요소(15)의 각 측면에 2개의 도브테일(dovetail, 16)을 형성하는 그것에 의한 돌기와 상호 작용하는 웹(web, 28)을 제공한다. 도브테일(16)은 전방 엣지(7)와 후방 엣지(8)에 평행하게 연장되고, 그것에 의해 내부(10)를 허브 구분 벽(4)에서부터 장막 구분 벽(5)까지 연장되는 4개의 냉각 통로(11)로 나눈다.
뿐만 아니라, 하나의 안내 날개 덕트 요소(1)와 다른 안내 날개 덕트 요소(1)는 도브테일(16)에 의하여 키 요소(15)를 경유하여 상호 록킹된다. 양 안내 날개 덕트 요소(1)들이 장착될 때, 상기 양 안내 날개 덕트 요소(1)들은 나란히 어셈블리되어야만 하고, 키 요소(15)는 내부(10) 안으로 들어가야만 하며, 이에 의해 돌기는 도브테일(16)을 형성하는 그것에 의해 각각의 웹 들 사이에 체결된다. 그러므로, 안내 날개 덕트 요소(1)들의 상호 록킹은, 예를 들어 국부적인 수리를 위해 개별적인 안내 날개 덕트 요소(1)를 제거하는 신속한 방법을 제공하면서, 제거 가능하다.
뿐만 아니라, 허브 구분 벽(4)과 장막 구분 벽(5)에 대한 가각의 또는 모든 장착 링은 키 요소(15)를 통해 흡입 측벽(2)과 압력 측벽(3)의 공기역학적 표면으로부터 전달되는 힘을 취하도록 제공될 수 있다.
키 요소(15)에는 도브테일(16)들 사이에 주각 난기류기(13)가 제공되고, 키 요소(15)와 키 요소(15)의 전방 엣지 부분에는 립 난기류기(15)가 제공된다. 그러므로, 상기 난기류기 구성(13, 17)은 키 요소(15) 상에 제조되는 반면, 대안적으로 흡입 측벽(2)과 압력 측벽(3)은 어떠한 난기류기 구성이 없다. 이것은, 단순화하고 생산에 속도를 올리기 위하여, 키 요소(15)의 재료보다 더 단단한 재료로 안내 날개 덕트 요소(1)를 만들 때, 특히 유리하다. 뿐만 아니라, 안내 날개 덕트 요소(1)의 기하학적 형상을 단순화하는데도 유리하다.
열 전달은 벽들(2, 3)로부터 키 요소(15)로 방사(radiation)됨으로써 여전히 일어날 것이고, 그 후에 난기류기들(13, 17) 주변의 흐름으로 인해 방출될 것이다.
다수의 안내 날개 조립체를 형성하기 위해 다수의 안내 날개 덕트 요소(1)와 그것들의 키 요소(15)는, 융합에 의해 또는 확산 수단에 의해 또는 기계적 록킹에 의해, 함께 결합될 수 있다.
대안적으로, 내부(10)의 후방 엣지 부분에서 흡입 측벽(2)에 주각 난기류 기(13)가 제공되며 압력 측벽(3)에 리브 난기류기(17)가 제공된다. 또 다른 대안으로서, 내부(10)의 후방 엣지 부분에 흡입 측벽(2) 및 압력 측벽(3)에 난기류기로서 립 콤브(rib comb, 18)가 제공된다(도 5).
대안적으로, 내부(10)의 후방 엣지 부분에서 키 요소(15) 안으로, 작용 튜브 유출 개구(impingement tube discharge opening, 20)를 포함하는 작용 튜브(impingement tube, 19)가 상호 작용한다(도 4, 도 5).
뿐만 아니라, 전방 엣지(7)와 후방 엣지(8)에서, 흡입 측벽(2)와 압력 측벽(3)은 결합되고, 분할 라인(partitioning line)을 형성한다.
키 요소(15)가 흡입 측벽(2)과 압력 측벽(3)의 공간을 정하도록, 도브테일(16)은 사이즈(size)된다. 그러므로, 도 3 내지 도 5에 도시된 바와 같이, 전방 엣지 분할 라인에서 안내 날개(6)는 전방 엣지 슬롯(21)으로 형성된다. 뿐만 아니라, 도 5에 도시된 바와 같이, 후방 엣지 분할 라인에서 안내 날개(6)는 후방 엣지 슬롯(22)으로 형성된다.
전방 엣지 슬롯(21)과 후방 엣지 슬롯(22)은 냉각 통로(11)를 흐름 통로(9)에 연결하고, 이로 인해 냉각 공기는 외부에 대한 안내 날개(6)의 내부(10)에서 냉각 통로(11)로부터 흐름 통로(9) 안으로 흐를 수 있다.
제조하는 동안 개별적인 안내 날개 덕트 요소(1)를 핸들링(handling)할 때 분할 라인이 외부로부터 접근 가능하기(accessible) 때문에, 예를 들어 전방 엣지 슬롯(21) 및/또는 후방 엣지 슬롯(22)의 정확한 가공이 간단하다. 특히, 전방 엣지 슬롯(21) 및/또는 후방 엣지 슬롯(22)은 스무스(smooth)한 통합 엣지로 만들어질 수 있으며, 그것으로 인해 슬롯들(21, 22)의 흐름 저항을 줄이고, 냉각 공기의 통과 흐름을 증가시키며, 인접 날개를 통해 흐름의 변화성을 줄인다. 뿐만 아니라, 안내 날개(6)의 후방 엣지(8)는 더 샤프(sharp)하게 만들어지고, 그것으로 인해 열역학적 및 공기역학적 손실을 줄이고, 하류의 난류(downstream disturbance)를 제한한다.
전방 엣지 슬롯(21)은 안내 날개(6)의 흡입 측면 방향으로 전방 엣지(7)에 만곡되어 배치된다. 내부(10)로부터 전방 엣지 슬롯(21)을 경유하여 흐름 통로(9)로 냉각 공기가 흐를 때, 냉각 효과로서, 냉각 공기는 안내 날개(6)의 흡입 측면 상으로 이송된다. 그러므로, 전방 엣지 슬롯(21)에 의해 안내 날개(6)의 필름-층(film-layer) 냉각이 수행될 수 있다. 대안적으로 통로는 압력 측벽으로 유출될 수 있다.
슬롯의 대안으로서, 분할 라인에는 흡입 측벽(2) 및/또는 압력 측벽(3) 상에 다수의 함몰부(depression, 28)가 제공될 수 있다. 도 8은, 후방 엣지 위에서 도시한 것으로, 압력 측벽(3)에서의 함몰부(28)에 대한 실시예를 도시한다. 함몰부(28)는, 냉각 공기의 유출을 위해, 전방 엣지 및/또는 후방 엣지에 연속적인 개구를 형성한다.
뿐만 아니라, 냉각 공기는 안내 날개(6)의 내부(10)로부터 후방 엣지(8)의 후측의 흐름 안으로 들어간다. 그것으로 의해 안내 날개의 웨이크 영역(wake region)은 유리하게 활성화된다. 그러므로, 하류의 블레이드에 의해 일어나는 공기역학적인 것은, 특히 진동의 흐름 체제(vibratory flow regime)에 대하여, 향상된 다.
도 6에 도시된 바와 같이, 3개의 안내 날개 덕트 요소(1)는 캔 연소기(can combustor)의 전이 덕트(transition duct, 24)와 통합된다.
각각의 안내 날개 덕트 요소(1)의 위치가 연소기(23)에 대하여 고정되어 있으므로, 버너(burner)로부터 유래된 온도 프로파일에서 공지된 편차(variation)로부터 결합되고 조립되기 전에, 다른 냉각 패턴들이 안내 날개 덕트 요소(1)의 동일한 기본적인 부분 안으로 가공될 수 있다. 이는 전체 냉각 공기 흐름의 감소를 허용한다. 이러한 경우에, 대안적으로 안내 날개 덕트 요소(1)의 중간은, 예를 들어 열점(hot-spot)에 대항하기 위하여, 가공된 냉각 스킴(cooling scheme)을 구비한다.
도 7은 외측 냉각 셸(outer cooling shell, 26)을 포함하는 환형의 연소기(25)를 가진 3개의 안내 날개 덕트 요소(1)의 어셈블리를 도시한다. 안내 날개(6)는, 냉각 공기가 안내 날개(6)의 냉각 통로(11) 안으로 들어가도록, 냉각 통로 포트(27)를 포함한다. 외측 냉각 셸(26)은 다시 이용되도록 버너로 되돌아오는 안내 날개(6)를 유출한 냉각 공기를 다시 나르도록 구성된다(도 7에서 냉각 공기의 흐름을 지시하는 화살표가 도시됨). 대안적으로, 흐름은 외측 통로로부터 들어올 수 있으며, 입구 통로에 의해 버너로 되돌아갈 수 있다.
본 발명은, 뜨거운 가스 터빈의 고정된 블레이딩(stationary blading)을 제조하기 위한 현재의 기하학적 형상을 뒤집음으로써, 엔진 파워 출력 및 효율상 직접적인 영향을 갖는 냉각 이용을 최적화하기 위해 지금까지의 설계 자유와, 호스트 성능, 생산, 및 서비스 이점을 사용자에게 가져온다.
뿐만 아니라, 향상된 제조 접근 방법을 통해 달성 가능한 더 좋은 기하학적 내구성 때문에, 부품 수명의 더 큰 예측 가능성은 강제된 정지 비율도 향상시킬 수 있다.

Claims (12)

  1. 다수의 안내 날개 덕트 요소(guide vane duct element)들을 포함하되, 상기 안내 날개 덕트 요소들은, 서로 대향하는 흡입 측벽(2)과 압력 측벽(3)을 포함하고, 하나의 안내 날개 덕트 요소(1)의 압력 측벽(3)이 인접한 안내 날개 덕트 요소(1)의 흡입 측벽(2)과 상호 작용하여 안내 날개(6)를 형성하도록 상기 안내 날개 덕트 요소들이 서로 인접 가능하게 설계되며,
    상기 안내 날개 덕트 요소(1)는 키 요소(key element, 15)를 수용하는 구조를 포함하되, 상기 키 요소(15)는, 2개의 안내 날개 요소들이 서로 인접할 때, 인접한 상기 흡입 측벽(2)과 상기 압력 측벽(3) 사이에 어셈블리되고, 인접한 안내 날개 요소들을 모두 함께 고정하도록 이루어지는 것을 특징으로 하는,
    가스 터빈에 대한 입구 안내 날개 어셈블리.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 안내 날개 덕트 요소(1)는 허브 구분 벽(hub segment wall, 4)과 장막 구분 벽(shroud segment wall, 5)을 포함하되, 상기 허브 구분 벽(4)과 상기 장막 구분 벽(5)은, 서로 대향하며, 상기 다수의 안내 날개 덕트 요소들이 서로 어셈블리될 때 각각 안내 날개 열(row)의 장막 환형(shroud annulus) 또는 허브(hub)를 형성하는,
    가스 터빈에 대한 입구 안내 날개 어셈블리.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 허브 구분 벽(4)과 상기 장막 구분 벽(5) 모두는, 상기 안내 날개(6)의 후방 엣지(trailling edge, 8)의 하류(downstream)와 전방 엣지(leading edge, 7)로부터의 상류(upstream)로 기설정된 확장부(extension)를 구비하는,
    가스 터빈에 대한 입구 안내 날개 어셈블리.
  4. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 안내 날개 덕트 요소(1)는 높은 온도 물질로 만들어지며, 특히 세라믹 물질 또는 금속 합금으로 만들어지는,
    가스 터빈에 대한 입구 안내 날개 어셈블리.
  5. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 안내 날개 덕트 요소(1)는, 이후에 함께 결합되는 2개의 절반에서 또는 단일 피스(single piece)로서 미리 형성되는 시트 또는 플레이트 물질로부터 프레싱(pressing)되거나 포징(forging)됨으로써 제조되는,
    가스 터빈에 대한 입구 안내 날개 어셈블리.
  6. 제5항에 있어서,
    상기 2개의 절반은 융합 용접에 의해 함께 결합되는,
    가스 터빈에 대한 입구 안내 날개 어셈블리.
  7. 제5항 또는 제6항에 있어서,
    상기 2개의 절반은, 상기 흡입 측벽(2)과 상기 압력 측벽(3) 사이의 장막 구분 벽(5)과 허브 구분 벽(4) 상에서 함께 결합되는,
    가스 터빈에 대한 입구 안내 날개 어셈블리.
  8. 제1항 내지 제7항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 안내 날개 덕트 요소(1)에는 코팅(coating)이 제공되는,
    가스 터빈에 대한 입구 안내 날개 어셈블리.
  9. 제1항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 안내 날개(6)는, 조립될 때 공기 냉각을 위해 이루어진 속이 빈 내부(interior, 10)를 포함하며, 특히 상기 내부(10)에는 난기류기(turbulator, 12, 13, 17, 18)가 제공되는,
    가스 터빈에 대한 입구 안내 날개 어셈블리.
  10. 제1항 내지 제9항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 키 요소(15)는, 형상 끼워 맞춤(form fit)에 의해, 대응하는 상기 흡입 측벽(4)과 상기 압력 측벽(3)에 고정 가능하게 이루어지는,
    가스 터빈에 대한 입구 안내 날개 어셈블리.
  11. 제1항 내지 제10항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 키 요소(15)에는, 난기류기(13, 17) 및/또는 충돌 튜브(impingement tube, 19, 20)가 제공되는,
    가스 터빈에 대한 입구 안내 날개 어셈블리.
  12. 제1항 내지 제11항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 2개의 안내 날개 덕트 요소들이 서로 인접할 때, 상기 하나의 안내 덕트 요소(1)의 압력 측벽(3)과 상기 인접한 안내 날개 덕트 요소(1)의 흡입 측벽(2)에 의하여, 상기 전방 엣지(7) 및/또는 상기 후방 엣지(8)에서, 각각 하나 이상의 전방 엣지 개구(21) 및/또는 하나 이상의 후방 엣지 개구(22)를 포함하면서, 분할 라인이 형성되는,
    가스 터빈에 대한 입구 안내 날개 어셈블리.
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Families Citing this family (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8371810B2 (en) * 2009-03-26 2013-02-12 General Electric Company Duct member based nozzle for turbine
US20110259015A1 (en) * 2010-04-27 2011-10-27 David Richard Johns Tangential Combustor
US9915154B2 (en) * 2011-05-26 2018-03-13 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite airfoil structures for a gas turbine engine
US8894365B2 (en) 2011-06-29 2014-11-25 United Technologies Corporation Flowpath insert and assembly
US9303520B2 (en) * 2011-12-09 2016-04-05 General Electric Company Double fan outlet guide vane with structural platforms
US20130149130A1 (en) * 2011-12-09 2013-06-13 General Electric Company Fan Hub Frame for Double Outlet Guide Vane
US9303531B2 (en) * 2011-12-09 2016-04-05 General Electric Company Quick engine change assembly for outlet guide vanes
JP5946543B2 (ja) * 2011-12-23 2016-07-06 ゲーコーエヌ エアロスペース スウェーデン アーベー ガスタービンエンジンの支持構造物
EP2613080A1 (en) * 2012-01-05 2013-07-10 Siemens Aktiengesellschaft Combustion chamber of an annular combustor for a gas turbine
US9506359B2 (en) 2012-04-03 2016-11-29 General Electric Company Transition nozzle combustion system
WO2014186011A2 (en) * 2013-03-01 2014-11-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine composite airfoil trailing edge
WO2015023338A2 (en) * 2013-05-24 2015-02-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having trip strips
US10427213B2 (en) 2013-07-31 2019-10-01 General Electric Company Turbine blade with sectioned pins and method of making same
US9695696B2 (en) 2013-07-31 2017-07-04 General Electric Company Turbine blade with sectioned pins
US9896950B2 (en) * 2013-09-09 2018-02-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbine guide wheel
US20160146052A1 (en) 2014-11-25 2016-05-26 United Technologies Corporation Forged cast forged outer case for a gas turbine engine
US9784133B2 (en) * 2015-04-01 2017-10-10 General Electric Company Turbine frame and airfoil for turbine frame
US9771828B2 (en) 2015-04-01 2017-09-26 General Electric Company Turbine exhaust frame and method of vane assembly
US20180258778A1 (en) * 2015-08-28 2018-09-13 Siemens Aktiengesellschaft Non-axially symmetric transition ducts for combustors
US10436048B2 (en) * 2016-08-12 2019-10-08 General Electric Comapny Systems for removing heat from turbine components
US10344607B2 (en) * 2017-01-26 2019-07-09 United Technologies Corporation Internally cooled engine components
FR3067389B1 (fr) * 2017-04-10 2021-10-29 Safran Aube de turbine presentant une structure amelioree
US11299994B2 (en) 2017-06-29 2022-04-12 Mitsubishi Power, Ltd. First-stage stator vane for gas turbine, gas turbine, stator vane unit for gas turbine, and combustor assembly
US10724390B2 (en) 2018-03-16 2020-07-28 General Electric Company Collar support assembly for airfoils
US11098650B2 (en) 2018-08-10 2021-08-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor diffuser with diffuser pipes having aero-dampers
US10823196B2 (en) * 2018-08-10 2020-11-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor diffuser with diffuser pipes varying in natural vibration frequencies
US10934857B2 (en) * 2018-12-05 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation Shell and spar airfoil
CN114096737B (zh) * 2019-06-28 2024-06-14 西门子能源全球两合公司 结合模态频率响应调谐的涡轮翼型件
CN110295956B (zh) * 2019-08-09 2024-08-13 上海电气燃气轮机有限公司 一种分体式涡轮喷嘴叶片
US11365681B2 (en) * 2020-04-23 2022-06-21 Raytheon Technologies Corporation Plumbing with internal flow guides
CN114776400B (zh) * 2022-04-11 2024-02-20 北京航空航天大学 一种航空发动机涡轮机匣及导叶一体化冷却系统

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB585335A (en) * 1941-06-23 1947-02-05 Alan Arnold Griffith Improvements in or relating to axial-flow compressors, turbines and the like
SU124007A1 (ru) * 1957-09-03 1958-11-30 Ю.Л. Свердлов Умножительный каскад дл многокаскадного умножител частоты
US3233866A (en) * 1958-09-02 1966-02-08 Davidovic Vlastimir Cooled gas turbines
US4827588A (en) * 1988-01-04 1989-05-09 Williams International Corporation Method of making a turbine nozzle
JPH01313602A (ja) * 1988-06-10 1989-12-19 Agency Of Ind Science & Technol 空気穴付タービンブレードの製造方法
US5405242A (en) * 1990-07-09 1995-04-11 United Technologies Corporation Cooled vane
US5820337A (en) * 1995-01-03 1998-10-13 General Electric Company Double wall turbine parts
JP3186576B2 (ja) * 1996-04-17 2001-07-11 株式会社日立製作所 ガスタービン静翼
JP3316405B2 (ja) * 1997-02-04 2002-08-19 三菱重工業株式会社 ガスタービン冷却静翼
JP3238344B2 (ja) * 1997-02-20 2001-12-10 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼
GB0105814D0 (en) * 2001-03-09 2001-04-25 Rolls Royce Gas turbine engine guide vane
US7200933B2 (en) * 2002-08-14 2007-04-10 Volvo Aero Corporation Method for manufacturing a stator component
RU2362886C2 (ru) * 2002-08-14 2009-07-27 Вольво Аэро Корпорейшн Способ изготовления компонента статора (варианты)
US7093359B2 (en) * 2002-09-17 2006-08-22 Siemens Westinghouse Power Corporation Composite structure formed by CMC-on-insulation process
US6921246B2 (en) * 2002-12-20 2005-07-26 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine nozzles
US7080971B2 (en) * 2003-03-12 2006-07-25 Florida Turbine Technologies, Inc. Cooled turbine spar shell blade construction
SE525879C2 (sv) * 2003-03-21 2005-05-17 Volvo Aero Corp Förfarande för framställning av en statorkomponent
US20050220622A1 (en) * 2004-03-31 2005-10-06 General Electric Company Integral covered nozzle with attached overcover
US7311497B2 (en) * 2005-08-31 2007-12-25 United Technologies Corporation Manufacturable and inspectable microcircuits
US7322796B2 (en) * 2005-08-31 2008-01-29 United Technologies Corporation Turbine vane construction

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