KR20100064754A - A cooling blade of a gas turbine - Google Patents

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KR20100064754A
KR20100064754A KR1020080123348A KR20080123348A KR20100064754A KR 20100064754 A KR20100064754 A KR 20100064754A KR 1020080123348 A KR1020080123348 A KR 1020080123348A KR 20080123348 A KR20080123348 A KR 20080123348A KR 20100064754 A KR20100064754 A KR 20100064754A
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ribs
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최승주
김중석
김동화
이우상
이현
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두산중공업 주식회사
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Abstract

PURPOSE: A cooling blade of a gas turbine is provided to improve cooling efficiency by maximizing the swirling of cooling air and extending the retention of cooling air in a cooling path of an air foil. CONSTITUTION: A cooling blade of a gas turbine comprises a cooling path(30) which includes a plurality of first and second inclined ribs(33,34). The first inclined ribs are projected to the inner side of an intake surface and declined in a specific direction. The second inclined ribs are projected to the inner side of a pressure side and inclined in the opposite direction to the first inclined ribs. Cold air moves through the space formed between the first and the second inclined ribs.

Description

가스터빈의 냉각 블레이드{a cooling blade of a gas turbine}Cooling blade of a gas turbine

본 발명은 가스터빈용 블레이드에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 블레이드의 내측으로 냉각용 공기가 흐르는 유로가 형성된 가스터빈의 냉각 블레이드에 관한 것이다.The present invention relates to a blade for a gas turbine, and more particularly, to a cooling blade of a gas turbine in which a flow path for cooling air flows inside the blade is formed.

일반적으로, 가스터빈에는 고온 고압의 연소가스가 방출될 때의 압력을 이용하여 터빈이 회전 작동되도록 하는 다수의 터빈 블레이드가 결합되는데, 이러한 터빈 블레이드는 도 4에서 보인 것과 같이 터빈에 결합되는 루트부(100)의 상부측에 날개 역할을 하는 에어포일(200)이 결합되어진다.In general, the gas turbine is coupled to a plurality of turbine blades for rotating the turbine by using the pressure when the high-temperature, high-pressure combustion gas is discharged, the turbine blade is coupled to the turbine as shown in FIG. The airfoil 200 acting as a wing on the upper side of the 100 is coupled.

또한, 상기 루트부(100)의 외측면에는 생크(101) 및 플랫폼(102)을 결합하여 블레이드가 터빈에 견고하게 장착되도록 하고 있으며, 상기 에어포일(200)은 연소가스와 접촉되는 전면에 전방으로 곡면을 이루면서 돌출된 흡입면(201)이 형성되고, 흡입면의 반대 측에는 내측방으로 곡면을 이루면서 함몰된 압력면(202)이 형성되어져, 에어포일(200) 전,후방의 압력차가 극대화되도록 하고 있다.In addition, the outer surface of the root portion 100 is coupled to the shank 101 and the platform 102 so that the blade is firmly mounted to the turbine, the airfoil 200 is in front of the front contact with the combustion gas The suction surface 201 protruding while forming a curved surface is formed, and the pressure surface 202 is formed on the opposite side of the suction surface to form a curved surface inward to maximize the pressure difference before and after the airfoil 200. Doing.

특히, 가스터빈은 터빈 입구 온도가 높아질수록 단위공기유량당 출력인 비출력이 증가함에 따라 터빈 입구 온도를 높이기 위한 여러 연구가 진행되어 오고 있 다.In particular, the gas turbine has been studied to increase the turbine inlet temperature as the specific power output per unit air flow increases as the turbine inlet temperature increases.

또한, 터빈 입구 온도를 높이기 위한 연구는 대부분 터빈의 블레이드를 내열성이 좋고 고강도를 유지할 수 있는 재질을 사용하여 제작하는데 집중되었다.In addition, most of the researches to increase the turbine inlet temperature have been focused on fabricating the blades of the turbine using materials that are heat-resistant and maintain high strength.

하지만, 재질 자체가 가지는 내열 한계로 인해 터빈 블레이드를 저온의 냉각공기에 의해 냉각시키는 방식이 개발되어지고 있으며, 이러한 냉각방식 중 특히 도 도 5에는 블레이드의 내측에 냉각유로(300)를 형성하여 냉각공기가 터빈 블레이드의 내측을 통과한 기술이 제안된 바 있는데, 이러한 냉각유로(300)는 상술한 루트부(100)에 냉각공기가 유입되는 유입구(301)가 형성되고, 에어포일(200)의 윙팁 또는 트레일링에지에 냉각공기가 배출되는 배출구(302)가 형성된다.However, due to the heat resistance of the material itself has been developed a way to cool the turbine blades by the cooling air of low temperature, especially in Figure 5 of these cooling method by forming a cooling flow path 300 inside the blade to cool It has been proposed that the air has passed through the inside of the turbine blade, this cooling flow path 300 is formed in the inlet 301 through which the cooling air flows into the above-described root portion 100, the airfoil 200 An outlet 302 through which cooling air is discharged is formed at the wing tip or trailing edge.

또한, 에어포일(200)의 내측에는 평행하게 이격되어 돌출된 다수의 리브(303)를 형성하여, 유입구(301)를 통해 유입된 냉각공기가 리브(303) 사이의 틈을 통과하면서 열교환한 후 배출구(302)를 통해 배출되도록 하고 있다.In addition, a plurality of ribs 303 are formed to be spaced apart in parallel to the inside of the airfoil 200 so that the cooling air introduced through the inlet 301 passes through the gap between the ribs 303 and then heat exchanges. It is to be discharged through the outlet 302.

하지만, 상기와 같은 냉각 방식은 냉각공기가 리브 사이의 틈을 직선으로 고속 이동하여 배출됨에 따라, 에어포일 내부에서의 체류시간이 짧고 이에 의해 냉각효율의 한계가 발생되는 문제점이 있었다.However, the cooling method as described above has a problem that as the cooling air is discharged by moving the gap between the ribs at a high speed in a straight line, the residence time in the airfoil is short, thereby limiting the cooling efficiency.

이에, 본 발명은 상기와 같은 종래의 제반 문제점을 해소하기 위하여 안출된 것으로, 그 목적은 흡입면의 내측면을 따라 이동하는 냉각공기와 압력면의 내측면을 따라 이동하는 냉각공기의 진행 방향이 서로 엇갈려지면서 뒤섞여져 와류가 발생되도록 한 가스터빈의 냉각 블레이드를 제공함에 있다.Accordingly, the present invention has been made in order to solve the conventional problems as described above, the purpose of the cooling air moving along the inner surface of the suction surface and the moving direction of the cooling air moving along the inner surface of the pressure surface It is to provide a cooling blade of the gas turbine which is mixed with each other and mixed to generate a vortex.

또한, 본 발명의 목적은 제1,2경사리브를 통과한 냉각공기가 다시 각각 반대 방향으로 이동되도록 함에 있다.In addition, an object of the present invention is to allow the cooling air passing through the first and second inclined ribs to move in the opposite direction, respectively.

또한, 본 발명의 목적은 제1,2경사리브를 통과한 공기가 일시적으로 모여진 후 다시 제1,2보조리브로 유입되도록 함에 있다.In addition, an object of the present invention is to allow the air passing through the first and second inclined ribs to temporarily enter the first and second auxiliary ribs.

또한, 본 발명의 목적은 제1,2경사리브를 통과하는 냉각공기의 유속과 제1,2보조리브를 통과하는 냉각공기의 유속이 균일해지도록 함에 있다.It is also an object of the present invention to make the flow rate of the cooling air passing through the first and second inclined ribs and the flow rate of the cooling air passing through the first and second auxiliary ribs uniform.

또한, 본 발명의 목적은 냉각공기의 흐름이 균일하고 원활하게 이루어지면서 에어포일의 구조적인 안정도가 향상되도록 함에 있다.In addition, an object of the present invention is to improve the structural stability of the airfoil while making the flow of cooling air uniform and smooth.

또한, 본 발명의 목적은 제1,2경사리브에 의한 냉각유로를 통과하는 공기의 흐름이 더욱 원활하게 이루어지면서도 와류의 형성이 원활하게 이루어지도록 함에 있다.In addition, an object of the present invention is to facilitate the formation of the vortex while the flow of air passing through the cooling flow path by the first and second inclined ribs more smoothly.

상기와 같은 목적을 달성하기 위하여, 본 발명은 터빈에 결합되는 루트부의 상부측에 흡입면과 압력면으로 구성된 에어포일이 일체로 결합되고, 상기 루트부의 유입구를 통해 유입된 냉각공기가 상기 에어포일의 내측을 통과하여 상기 흡입면과 압력면이 결합되는 후방 측 트레일링에지의 배출구를 통해 배출되도록 하는 냉각유로가 형성된 가스터빈의 냉각 블레이드에 있어서, 상기 냉각유로;는 상기 흡입면의 내측으로 일측 하방으로 경사지게 돌출되고 다수개가 평행하게 이격된 제1경사리브와, 상기 압력면의 내측으로 상기 제1경사리브의 반대 측 방향으로 경사지게 돌출된 다수의 제2경사리브로 구성되어 상기 제1경사리브 및 제2경사리브의 사이 공간을 통해 냉각공기가 이동되도록 구성된 것을 특징으로 한다.In order to achieve the above object, the present invention is the airfoil consisting of the suction surface and the pressure surface is integrally coupled to the upper side of the root portion coupled to the turbine, the cooling air introduced through the inlet of the root portion is the airfoil A cooling blade of a gas turbine having a cooling flow path configured to be discharged through an outlet of a rear trailing edge to which the suction surface and the pressure surface are coupled to each other, wherein the cooling passage is one side of the suction surface. A first inclined rib protruding downwardly and a plurality of first inclined ribs spaced in parallel, and a plurality of second inclined ribs protruding obliquely in a direction opposite to the first inclined rib inside the pressure surface; Characterized in that the cooling air is moved through the space between the second inclined rib.

또한, 상기 흡입면의 내측으로 상기 제1경사리브의 후방측에 제1경사리브의 반대 방향으로 다수개가 평행하게 이격되어 돌출된 제1보조리브가 형성되고, 상기 압력면의 내측으로 상기 제2경사리브의 후방측에 제2경사리브의 반대 방향으로 다수개가 평행하게 이격되어 돌출된 제2보조리브가 형성된 것을 특징으로 한다.In addition, a plurality of first auxiliary ribs protruded in parallel to the first inclined ribs in the opposite direction to the first inclined ribs are formed at the rear side of the first inclined ribs, and the second inclined inward of the pressure surface. A second auxiliary rib is formed on the rear side of the rib, the second auxiliary rib protruding apart in parallel in a direction opposite to the second inclined rib.

또한, 상기 제1경사리브와 제1보조리브의 사이 공간과, 상기 제2경사리브와 제2보조리브의 사이 공간에 에어포일의 수직 방향을 따라 함몰되어 냉각공기가 일시적으로 모여지는 채널이 형성된 것을 특징으로 한다.In addition, a channel is formed in the space between the first inclined rib and the first auxiliary rib and the space between the second inclined rib and the second auxiliary rib along the vertical direction of the air foil to temporarily collect the cooling air. It is characterized by.

또한, 상기 제1경사리브와 제2경사리브의 이격 거리가 상기 제1보조리브와 제2보조리브의 이격거리 보다 길게 형성된 것을 특징으로 한다.In addition, the separation distance between the first inclined rib and the second inclined rib is characterized in that formed longer than the separation distance of the first auxiliary rib and the second auxiliary rib.

또한, 상기 제1경사리브 및 제2경사리브는 상기 에어포일의 수직 방향으로 상부측이 점차 좁아지는 사다리꼴로 형성된 것을 특징으로 한다.In addition, the first inclined rib and the second inclined rib is characterized in that the upper side is formed in a trapezoidal gradually narrowing in the vertical direction of the air foil.

또한, 상기 제1보조리브 및 제2보조리브는 상기 채널에서 상기 트레일링에지 측으로 점차 면적이 좁아지는 사다리꼴로 형성된 것을 특징으로 한다.In addition, the first auxiliary ribs and the second auxiliary ribs are characterized in that formed in a trapezoidal gradually narrowing area toward the trailing edge in the channel.

또한, 상기 제1경사리브 및 제2경사리브에 함몰되어 냉각공기가 이동되는 공기이동홈이 형성된 것을 특징으로 한다.In addition, the first inclined rib and the second inclined rib is characterized in that the air movement groove is formed to move the cooling air.

이에, 본 발명은 흡입면의 내측면에 제1경사리브를 형성하고, 압력면의 내측면에 제2경사리브를 형성하여 흡입면의 내측면을 따라 이동하는 냉각공기와 압력면의 내측면을 따라 이동하는 냉각공기의 진행 방향이 서로 엇갈려지면서 뒤섞여지도록 한 가스터빈의 냉각 블레이드를 제공함으로서, 에어포일 내부의 냉각유로에서 냉각공기의 와류 발생이 극대화됨과 동시에 냉각공기의 체류 시간이 더욱 증가되어 냉각 효과가 향상되는 효과를 가지게 된다.Accordingly, the present invention forms the first inclined rib on the inner surface of the suction surface, and the second inclined rib on the inner surface of the pressure surface to form the cooling air and the inner surface of the pressure surface moving along the inner surface of the suction surface. By providing the cooling blades of the gas turbine which are mixed with each other while the moving directions of the cooling air moving along each other are maximized, the vortex of the cooling air is maximized in the cooling flow path inside the airfoil and the residence time of the cooling air is further increased to cool The effect is enhanced.

또한, 본 발명은 제1,2보조리브를 형성하여 제1,2경사리브를 통과한 냉각공기가 다시 각각 반대 방향으로 이동되도록 함으로서, 냉각유로 내부에서 냉각공기의 체류 시간이 더욱 증가될 뿐만 아니라, 와류가 더욱 효과적으로 발생되는 효과를 가지게 된다.In addition, the present invention forms the first and second auxiliary ribs so that the cooling air passing through the first and second inclined ribs is moved in the opposite direction, respectively, so that the residence time of the cooling air in the cooling passage is further increased. As a result, the vortices are more effectively generated.

또한, 본 발명은 제1,2경사리브와 제1,2보조리브의 사이에 채널을 형성하여 제1,2경사리브를 통과한 공기가 일시적으로 모여진 후 다시 제1,2보조리브로 유입되도록 함으로서, 제1,2보조리브의 전체 공간에 냉각 공기가 균일하게 유입되면서 와류 발생이 향상되는 효과를 가지게 된다.In addition, the present invention forms a channel between the first and second inclined ribs and the first and second auxiliary ribs so that the air passing through the first and second inclined ribs is temporarily collected and then flows back into the first and second auxiliary ribs. As the cooling air flows uniformly into the entire space of the first and second auxiliary ribs, vortex generation is improved.

또한, 본 발명은 제1,2경사리브의 간격이 제1,2보조리브의 간격보다 넓게 형성되도록 하여 제1,2경사리브를 통과하는 냉각공기의 유속과 제1,2보조리브를 통과하는 냉각공기의 유속이 균일해지도록 함으로서, 에어포일의 전체 면적에서 균일한 냉각이 이루어지는 효과를 가지게 된다.In addition, the present invention is formed so that the interval between the first and second inclined ribs wider than the interval between the first and second auxiliary ribs to pass through the flow rate of the cooling air passing through the first and second inclined ribs and the first and second auxiliary ribs. By making the flow velocity of the cooling air uniform, it has the effect of uniform cooling in the entire area of the airfoil.

또한, 본 발명은 제1,2경사리브 및 제1,2보조리브를 전체적으로 사다리꼴로 형성하여 냉각공기의 흐름이 균일하고 원활하게 이루어지면서 에어포일의 구조적인 안정도가 향상되도록 함으로서, 고압의 공기가 에어포일을 통과할 때 에어포일의 변형 및 손상을 최소화하는 효과를 가지게 된다.In addition, the present invention is to form a trapezoid as a whole of the first and second inclined ribs and the first and second auxiliary ribs to improve the structural stability of the air foil while making the flow of cooling air uniform and smooth, so that the high pressure air When passing through the airfoil has the effect of minimizing the deformation and damage of the airfoil.

또한, 본 발명은 공기이동홈을 형성하여 제1,2경사리브에 의한 냉각유로를 통과하는 공기의 흐름이 더욱 원활하게 이루어지면서도 와류의 형성이 원활하게 이루어지도록 함으로서, 에어포일 내부에서 냉각 공기의 흐름이 더욱 원활하게 이루어져 냉각 효율이 향상되는 효과를 가지게 된다.In addition, the present invention is to form an air moving groove to make the flow of the air passing through the cooling flow path by the first and second inclined ribs more smoothly, while the formation of the vortex is made smoothly, the cooling air inside the airfoil The flow of the more smoothly has the effect of improving the cooling efficiency.

이하, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부된 도면을 참고로 하여 더욱 상세하게 설명하면 다음과 같다.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in more detail with reference to the accompanying drawings.

도 1은 본 발명의 일 실시예를 보인 분해사시도이고, 도 2는 도 1의 결합상태를 보인 횡단면도이며, 도 3은 도 1의 내부 구조를 보인 종단면도로서, 도시된 것과 같이 본 발명은 가스터빈에 장착되어 고온, 고압의 연소가스에 의해 회전 작동되도록 루트부(10)와 에어포일(20)이 일체로 결합된 블레이드에 관한 것으로서, 특히 블레이드의 내측에 냉각공기가 흐르는 냉각유로(30)가 형성되되, 외측면이 볼록한 곡면 형상으로 형성된 흡입면(21)의 내측을 흐르는 냉각공기와, 외측면이 오목한 곡면 형상으로 형성된 압력면(22)의 내측으로 흐르는 냉각공기가 서로 반대 방향으로 흐르면서 서로 혼합되도록 하여 냉각유로(30)의 내부에서 와류 발생이 극 대화되도록 한 가스터빈의 냉각 블레이드에 관한 것이다.1 is an exploded perspective view showing an embodiment of the present invention, Figure 2 is a cross-sectional view showing a combined state of Figure 1, Figure 3 is a longitudinal cross-sectional view showing the internal structure of Figure 1, the present invention as shown The blade is mounted to the turbine and the root portion 10 and the blade to which the air foil 20 is integrally coupled so as to be rotated by the combustion gas of a high temperature, high pressure, in particular the cooling passage 30 through which the cooling air flows inside the blade Is formed, the cooling air flowing in the inside of the suction surface 21 formed in the convex curved shape of the outer surface, and the cooling air flowing in the inside of the pressure surface 22 formed in the concave curved surface of the outer surface flows in the opposite direction It relates to a cooling blade of the gas turbine to be mixed with each other to maximize the generation of vortex inside the cooling flow path (30).

상기 블레이드는 터빈의 외측면에 장착되어 고압의 연소가스에 의해 터빈이 회전 작동되도록 하는 것으로서, 하부측으로는 터빈에 결합되는 루트부(10)가 형성되고, 상기 루트부(10)의 상부측으로는 공기 압력에 의해 회전되는 에어포일(20)을 일체로 결합하여 에어포일(20)의 전,후면의 압력차에 의해 터빈이 회전 작동되도록 한다.The blade is mounted on the outer surface of the turbine to rotate the turbine by the high-pressure combustion gas, the lower side is formed with a root portion 10 is coupled to the turbine, the upper side of the root portion 10 Combining the air foil 20 rotated by the air pressure integrally so that the turbine is rotated by the pressure difference between the front and rear of the air foil 20.

또한, 상기 루트부(10)의 외측면에는 외측방으로 돌출된 생크(11) 및 플랫폼(12)이 형성되도록 하여 견고한 고정이 이루어지도록 하며, 상기 에어포일(20)은 연소가스가 유입되는 전면으로는 외측방으로 볼록한 곡면을 이루며 돌출된 흡입면(21)이 형성되도록 하고, 후면으로는 상기 흡입면(21) 측으로 오목하게 함몰된 곡면을 이루는 압력면(22)이 형성되도록 하여 에어포일(20) 전,후의 압력차가 극대화되면서 원활한 공기의 흐름이 이루어지도록 한다.In addition, the outer surface of the root portion 10 is formed so that the shank 11 and the platform 12 protruding outward to form a rigid fixing, the air foil 20 is the front surface into which the combustion gas flows In order to form a convex curved surface toward the outside toward the protruding suction surface 21, and to form a pressure surface 22 to form a curved concave recessed toward the suction surface 21 in the rear airfoil ( 20) The pressure difference between the front and the back is maximized to ensure a smooth flow of air.

상기 냉각유로(30)는 상기 블레이드의 내측으로 상기 연소가스 보다 낮은 온도의 냉각공기를 주입시켜 냉각공기가 블레이드 내측면과 열교환하면서 블레이드의 전체적인 온도가 하강되도록 하는 것으로서, 상기 루트부(10)의 하단부에 터빈을 통해 냉각공기가 유입되는 유입구(31)가 형성되도록 하고, 상기 흡입면(21)과 압력면(22)이 만나는 후방 측 모서리인 트레일링에지(23)에 다수의 배출구(32)가 형성되도록 하여 유입구(31)를 통해 유입된 냉각공기가 루트부(10) 및 에어포일(20)의 내측을 통과하면서 블레이드를 냉각시킨 후 배출구(32)를 통해 배출되도록 한다.The cooling passage 30 injects cooling air at a lower temperature than the combustion gas into the blade so that the overall temperature of the blade is lowered while the cooling air exchanges with the blade inner surface. The inlet 31 through which the cooling air is introduced through the turbine is formed at the lower end, and a plurality of outlets 32 are provided at the trailing edge 23, which is a rear side corner where the suction face 21 and the pressure face 22 meet. Cooling air introduced through the inlet 31 so as to pass through the inside of the root portion 10 and the airfoil 20 to cool the blade is discharged through the outlet 32.

이때, 상기 냉각유로(30)는 상기 흡입면(21)의 내측에 일측 상방으로 경사지 게 돌출되면서 평행하게 이격된 다수의 제1경사리브(33)와, 상기 압력면(22)의 내측에 상기 제1경사리브(33)와 반대 방향으로 경사지게 돌출되어 다수개가 평행하게 이격된 제2경사리브(34)로 구성되도록 한다.At this time, the cooling passage 30 is protruded inclined upward in one side to the inside of the suction surface 21, the plurality of first inclined ribs 33 are spaced in parallel and the inside of the pressure surface (22) Protruding inclined in the opposite direction to the first inclined rib 33 so that a plurality of the second inclined rib 34 is spaced in parallel.

이에 따라, 유입구(31)를 통해 유입된 냉각공기 중 상기 흡입면(21)과 인접한 위치의 냉각공기는 상기 제1경사리브(33) 사이의 틈을 통해 에어포일(20)의 상부측으로 이동하게 되고, 상기 압력면(22)과 인접한 위치의 냉각공기는 상기 제2경사리브(34) 사이의 틈을 통해 에어포일(20)의 상부측으로 이동하게 되며, 상기 제1경사리브(33)와 제2경사리브(34)에 의해 에어포일(20)의 내부에 다수의 포켓이 형성되면서 서로 반대방향으로 흐르는 냉각공기가 만나 뒤섞이면서 와류가 발생되는 것이다.Accordingly, the cooling air at a position adjacent to the suction surface 21 among the cooling air introduced through the inlet 31 moves to the upper side of the air foil 20 through a gap between the first inclined ribs 33. Cooling air at a position adjacent to the pressure surface 22 is moved to the upper side of the air foil 20 through the gap between the second inclined rib 34, the first inclined rib 33 and the first A plurality of pockets are formed in the inside of the air foil 20 by the two inclined ribs 34, and vortices are generated while the cooling air flowing in opposite directions meets and mixes.

또한, 상기와 같이 제1경사리브(33)와 제2경사리브(34)에 의해 서로 반대 방향으로 흐르는 냉각공기가 서로 뒤섞이면서 와류가 발생되어 더욱 신속한 냉각이 이루어질 뿐만 아니라, 다수의 제1경사리브(33) 및 제2경사리브(34)를 순차적으로 통과하면서 와류가 더욱 증폭되며, 와류에 의해 제1경사리브(33)와 제2경사리브(34)에 의해 형성된 포켓에서 냉각공기의 체류 시간이 증가되어 냉각 효과가 극대화되는 것이다.In addition, as described above, as the cooling air flowing in the opposite directions by the first inclined rib 33 and the second inclined rib 34 are mixed with each other, vortices are generated, and thus, a plurality of first inclinations are achieved. The vortex is further amplified while sequentially passing through the rib 33 and the second inclined rib 34, and the cooling air stays in the pocket formed by the first inclined rib 33 and the second inclined rib 34 by the vortex. The increase in time maximizes the cooling effect.

더불어, 상술한 제1경사리브(33) 및 제2경사리브(34)는 상기 에어포일(20)의 내측 전방으로 배치되도록 하고, 상기 에어포일(20)의 내측 후방으로는 상기 제1경사리브(33) 및 제2경사리브(34)와 각각 반대 방향으로 경사지게 이격되어 돌출된 다수의 제1보조리브(35) 및 제2보조리브(36)가 형성되도록 하며, 상기 제1 보조리브(35) 및 제2보조리브(36) 사이의 틈을 통해 통과한 냉각공기가 최종적으로 트레일링에지(23)에 형성된 배출구(32)를 통해 배출되도록 한다.In addition, the above-described first inclined rib 33 and the second inclined rib 34 are disposed in the front of the inside of the air foil 20, the inner inclined rear of the air foil 20, the first inclined rib The first auxiliary ribs 35 and the second auxiliary ribs 36 protruding from the inclined directions in the opposite directions to the 33 and the second inclined ribs 34, respectively, are formed, and the first auxiliary ribs 35 are formed. ) And the cooling air passed through the gap between the second auxiliary rib 36 and finally through the outlet 32 formed in the trailing edge (23).

이에 따라, 제1,2경사리브(33)(34)를 통과한 냉각공기가 제1,2보조리브(35)(36)에 의해 다시 진행방향이 반대 방향으로 전환되어 와류 발생이 더욱 효과적으로 이루어지게 되고, 이에 의해 냉각 효과가 더욱 향상되는 것이다.Accordingly, the cooling air passing through the first and second inclined ribs 33 and 34 is converted by the first and second auxiliary ribs 35 and 36 in the opposite direction again to more effectively generate the vortex. The cooling effect is further improved by this.

또한, 상기 제1,2경사리브(33)(34)와 제1,2보조리브(35)(36)의 사이에는 에어포일(20)의 수직 방향을 따라 일직선상으로 함몰된 채널(37)을 형성하여 제1,2경사리브(33)(34)를 통과한 냉각공기가 일시적으로 채널(37)에 모여진 후 제1,2보조리브(35)(36)로 유입되도록 함으로써, 제1,2보조리브(35)(36)의 전체 틈으로 냉각공기가 균일하게 유입되어 냉각이 에어포일(20) 전 면적에서 균일하게 이루어지도록 하는 것이 바람직하다.In addition, between the first and second inclined ribs 33 and 34 and the first and second auxiliary ribs 35 and 36, the channel 37 recessed in a straight line along the vertical direction of the air foil 20. By forming the cooling air passing through the first and second inclined ribs 33 and 34 temporarily gathered in the channel 37, and then flows into the first and second auxiliary ribs 35 and 36, Cooling air is uniformly introduced into the entire gap of the secondary ribs 35 and 36 so that the cooling is uniformly performed in the entire area of the airfoil 20.

더불어, 상기 제1,2경사리브(33)(34)의 이격 거리가 상기 제1,2보조리브(35)(36)의 이격 거리보다 길게 형성되도록 하여 유입구(31)를 통해 유입된 고속의 공기가 제1,2경사리브(33)(34)를 통과하면서 감속된 후 좁은 폭의 제1,2보조리브(35)(36) 사이 공간으로 유입되도록 하여 냉각공기의 이동이 원활하게 이루어지면서도 열교환 면적이 극대화되도록 하는 것이 바람직하다.In addition, the separation distance of the first and second inclined ribs 33 and 34 is formed to be longer than the separation distance of the first and second auxiliary ribs 35 and 36 so that the high speed flows through the inlet 31. As the air is decelerated while passing through the first and second inclined ribs 33 and 34, the air flows into the space between the first and second auxiliary ribs 35 and 36 so as to smoothly move the cooling air. It is desirable to maximize the degree of heat exchange area.

더불어, 상기 제1경사리브(33) 및 제2경사리브(34)는 전체적인 형상이 상기 에어포일(20)의 수직 방향으로 상부측이 점차 좁아지는 사다리꼴을 이루도록 함으로써, 유입구(31)에서 먼 거리까지 냉각공기가 원활하게 이동될 뿐만 아니라, 에어포일(20)의 구조적인 강도가 향상되도록 하는 것이 바람직하고, 상기 제1 보조리브(35) 및 제2보조리브(36) 또한 상기 채널(37)에서 트레일링에지(23) 측으로 첨자 면적이 좁아지는 사다리꼴로 형성되도록 하여 먼 거리까지 냉각공기가 원활하게 이동될 뿐만 아니라, 에어포일(20)의 구조적인 강도가 향상되도록 하는 것이 바람직하다.In addition, the first inclined rib 33 and the second inclined rib 34 to form a trapezoid whose overall shape is gradually narrowed in the vertical direction of the air foil 20, a long distance from the inlet 31 In addition to the smooth movement of the cooling air, it is desirable to improve the structural strength of the airfoil 20, and the first auxiliary ribs 35 and the second auxiliary ribs 36 are also the channel 37. In the trailing edge 23 to the trapezoidal area is narrowed to form a trapezoid that is not only to smoothly move the cooling air to a long distance, it is preferable to improve the structural strength of the airfoil (20).

더불어, 상기 제1경사리브(33) 및 제2경사리브(34) 상에는 함몰 형성된 다수의 공기이동홈(331)(341)을 형성하여 냉각공기가 제1,2경사리브(33)(34) 사이의 틈을 따라 이동됨과 동시에, 일부는 공기이동홈(331)(341)을 통해 인접한 제1,2경사리브(33)(34) 사이의 틈으로 이동되도록 하여 냉각공기의 이동이 더욱 원활하게 이루어지도록 하는 것도 무방하다.In addition, a plurality of air moving grooves 331 and 341 formed on the first inclined ribs 33 and the second inclined ribs 34 are formed to cool the first and second inclined ribs 33 and 34. While moving along the gaps between them, some of them move to the gaps between the adjacent first and second inclined ribs 33 and 34 through the air moving grooves 331 and 341, so that the movement of the cooling air is more smoothly. It can be done.

도 1은 본 발명의 일 실시예를 보인 분해사시도.1 is an exploded perspective view showing an embodiment of the present invention.

도 2는 도 1의 결합상태를 보인 횡단면도.Figure 2 is a cross-sectional view showing a combined state of FIG.

도 3은 도 1의 내부 구조를 보인 종단면도.3 is a longitudinal sectional view showing the internal structure of FIG.

도 4는 종래 터빈 블레이드의 일 예를 보인 사시도Figure 4 is a perspective view showing an example of a conventional turbine blade

도 5는 도 4의 내부 구조를 보인 종단면도.5 is a longitudinal cross-sectional view showing the internal structure of FIG.

※ 도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명[Description of Drawings]

10 : 루트부10: root portion

11 : 생크 12 : 플랫폼   11: shank 12: platform

20 : 에어포일20: airfoil

21 : 흡입면 22 : 압력면   21: suction surface 22: pressure surface

23 : 트레일링에지   23: trailing edge

30 : 냉각유로30: cooling flow path

31 : 유입구 32 : 배출구   31: inlet 32: outlet

33 : 제1경사리브 34 : 제2경사리브   33: first inclined rib 34: second inclined rib

331, 341 : 공기이동홈 35 : 제1보조리브   331, 341: air moving groove 35: first auxiliary rib

36 : 제2보조리브 37 : 채널   36: secondary auxiliary rib 37: channel

Claims (7)

터빈에 결합되는 루트부(10)의 상부측에 흡입면(21)과 압력면(22)으로 구성된 에어포일(20)이 일체로 결합되고, 상기 루트부(10)의 유입구(31)를 통해 유입된 냉각공기가 상기 에어포일(20)의 내측을 통과하여 상기 흡입면(21)과 압력면(22)이 결합되는 후방 측 트레일링에지(23)의 배출구(32)를 통해 배출되도록 하는 냉각유로(30)가 형성된 가스터빈의 냉각 블레이드에 있어서,The airfoil 20 composed of the suction surface 21 and the pressure surface 22 is integrally coupled to the upper side of the root portion 10 coupled to the turbine, and through the inlet 31 of the root portion 10. Cooling that flows through the inside of the air foil 20 to be discharged through the outlet 32 of the trailing edge 23, the suction side 21 and the pressure surface 22 is combined In the cooling blade of the gas turbine in which the flow path 30 is formed, 상기 냉각유로(30);는The cooling passage 30; 상기 흡입면(21)의 내측으로 일측 하방으로 경사지게 돌출되고 다수개가 평행하게 이격된 제1경사리브(33)와, 상기 압력면(22)의 내측으로 상기 제1경사리브(33)의 반대 측 방향으로 경사지게 돌출된 다수의 제2경사리브(34)로 구성되어 상기 제1경사리브(33) 및 제2경사리브(34)의 사이 공간을 통해 냉각공기가 이동되도록 구성된 것을 특징으로 하는 가스터빈의 냉각 블레이드.The first inclined rib 33 protrudes inclined downward in one side to the inside of the suction surface 21 and the plurality of spaced in parallel, and the opposite side of the first inclined rib 33 into the pressure surface 22. Gas turbine, characterized in that configured to move the cooling air through the space between the first inclined rib 33 and the second inclined rib 34, the plurality of second inclined ribs 34 inclined in the direction. Cooling blades. 제 1항에 있어서,The method of claim 1, 상기 흡입면(21)의 내측으로 상기 제1경사리브(33)의 후방측에 제1경사리브(33)의 반대 방향으로 다수개가 평행하게 이격되어 돌출된 제1보조리브(35)가 형성되고, 상기 압력면(22)의 내측으로 상기 제2경사리브(34)의 후방측에 제2경사리브(34)의 반대 방향으로 다수개가 평행하게 이격되어 돌출된 제2보조리브(36)가 형성된 것을 특징으로 하는 가스터빈의 냉각 블레이드.The first auxiliary ribs 35 are formed on the rear side of the first inclined ribs 33 in the opposite direction of the first inclined ribs 33 to protrude in parallel to the suction surface 21. The second auxiliary ribs 36 are formed on the rear side of the second inclined rib 34 in the opposite direction of the second inclined rib 34 to protrude in parallel to the pressure surface 22. Cooling blades of the gas turbine, characterized in that. 제 2항에 있어서,3. The method of claim 2, 상기 제1경사리브(33)와 제1보조리브(35)의 사이 공간과, 상기 제2경사리브(34)와 제2보조리브(36)의 사이 공간에 에어포일(20)의 수직 방향을 따라 함몰되어 냉각공기가 일시적으로 모여지는 채널(37)이 형성된 것을 특징으로 하는 가스터빈의 냉각 블레이드.The vertical direction of the airfoil 20 is spaced between the first inclined rib 33 and the first auxiliary rib 35 and the space between the second inclined rib 34 and the second auxiliary rib 36. Cooling blades of the gas turbine, characterized in that formed along the channel 37 is recessed to temporarily gather the cooling air. 제 3항에 있어서,The method of claim 3, wherein 상기 제1경사리브(33)와 제2경사리브(34)의 이격 거리가 상기 제1보조리브(35)와 제2보조리브(36)의 이격거리 보다 길게 형성된 것을 특징으로 하는 가스터빈의 냉각 블레이드.Cooling of the gas turbine, characterized in that the separation distance between the first inclined rib 33 and the second inclined rib 34 is longer than the separation distance between the first auxiliary rib 35 and the second auxiliary rib 36. blade. 제 4항에 있어서,The method of claim 4, wherein 상기 제1경사리브(33) 및 제2경사리브(34)는 상기 에어포일(20)의 수직 방향으로 상부측이 점차 좁아지는 사다리꼴로 형성된 것을 특징으로 하는 가스터빈의 냉각 블레이드.Cooling blades of the gas turbine, characterized in that the first inclined rib 33 and the second inclined rib 34 is formed in a trapezoidal gradually narrowing the upper side in the vertical direction of the air foil (20). 제 5항에 있어서,The method of claim 5, 상기 제1보조리브(35) 및 제2보조리브(36)는 상기 채널(37)에서 상기 트레일링에지(23) 측으로 점차 면적이 좁아지는 사다리꼴로 형성된 것을 특징으로 하는 가스터빈의 냉각 블레이드.Cooling blades of a gas turbine, characterized in that the first auxiliary ribs (35) and the second auxiliary ribs (36) are formed in a trapezoidal shape that gradually narrows from the channel (37) toward the trailing edge (23). 제 1항 내지 제 6항 중 어느 한 항에 있어서,The method according to any one of claims 1 to 6, 상기 제1경사리브(33) 및 제2경사리브(34)에 함몰되어 냉각공기가 이동되는 공기이동홈(331)(341)이 형성된 것을 특징으로 하는 가스터빈의 냉각 블레이드.Cooling blades of the gas turbine, characterized in that formed in the first inclined rib 33 and the second inclined rib (34) air moving grooves (331, 341) to move the cooling air.
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