KR20140004026A - 가스 터빈용 냉각 블레이드 - Google Patents

가스 터빈용 냉각 블레이드 Download PDF

Info

Publication number
KR20140004026A
KR20140004026A KR1020130076318A KR20130076318A KR20140004026A KR 20140004026 A KR20140004026 A KR 20140004026A KR 1020130076318 A KR1020130076318 A KR 1020130076318A KR 20130076318 A KR20130076318 A KR 20130076318A KR 20140004026 A KR20140004026 A KR 20140004026A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
trailing edge
cooling
pressure side
flow
gas turbine
Prior art date
Application number
KR1020130076318A
Other languages
English (en)
Other versions
KR101580490B1 (ko
Inventor
헤레네 마리 사서-펠리치
샤일렌드라 나이크
마르틴 쉬니더
Original Assignee
알스톰 테크놀러지 리미티드
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 알스톰 테크놀러지 리미티드 filed Critical 알스톰 테크놀러지 리미티드
Publication of KR20140004026A publication Critical patent/KR20140004026A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101580490B1 publication Critical patent/KR101580490B1/ko

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/18—Two-dimensional patterned
    • F05D2250/185—Two-dimensional patterned serpentine-like
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

본 발명은 선단 에지(15), 후미 에지(16), 흡인 측부(17) 및 압력 측부(18)를 갖는 반경방향 연장 날개부(11)를 포함하고, 립 오버행이 상기 후미 에지(16)의 흡인 측부에 제공되고, 냉각제 유동을 위한 다중 통과 사형통로를 형성하기 위해 유동 굴곡부들을 통해서 연결된 복수의 반경방향 내부 유동 채널들(19,19a,b)을 추가로 포함하며, 후미 에지 분사 영역(21)이 상기 후미 에지(16)를 냉각시키기 위해 제공되고, 상기 후미 에지 분사 영역(21)은 본질적으로 상기 후미 에지(16)와 평행하게 이어지는 상기 다중 통과 사형통로의 후미 에지 통로를 포함하고 그 전체 길이에 걸쳐 압력 측부 블리드(28)와 연결되는 가스 터빈용 냉각 블레이드(10)에 관한 것이다. 상기 핀들의 측방향 치수가 냉각제 유동 방향으로 증가하는 상태에서, 상기 후미 에지 통로(19b)로부터 상기 압력 측부 블리드(28)로의 냉각 유동을 상기 압력 측부 블리드(28) 및 상기 후미 에지 통로(19b) 사이에 제공되는 핀들의 지그재그형 필드에 의해서 주로 결정함으로써, 최적 냉각이 달성된다.

Description

가스 터빈용 냉각 블레이드{COOLED BLADE FOR A GAS TURBINE}
본 발명은 각각 1200k 및 6bar 초과의 높은 온도 및 압력에 노출되는 슈라우드형(shrouded) 가스 터빈 블레이드의 후미 영역에 있는 냉각 시스템에 관한 것이다. 본 발명은 청구항 1의 전제부에 따른 가스 터빈용 냉각 블레이드를 참조한다.
도 1은 다중 통과 사형통로(serpentine)를 형성하기 위하여 유동 굴곡부를 통해서 연결된 반경방향 유동 채널에 있는 후미 에지 냉각 수단을 갖는 가스 터빈 블레이드의 기본 디자인을 도시한다.
도 1의 블레이드(10)는 선단 에지(15), 후미 에지(16), 흡인 측부(17) 및 압력 측부(18)를 갖는 반경방향 연장 날개부(aerofoil;11)를 포함한다. 날개부(11)의 하단부에서, 플랫폼(12)이 고온 가스 경로의 내벽을 형성하기 위하여 제공된다. 플랫폼(12) 밑에서, 블레이드(10)는 널리 공지된 전나무형 프로파일을 갖는 루트(root;14) 안으로 변형되는 샤프트(13)를 가진다. 날개부(11)의 내부에는, 냉각 유동(20)을 사형 방식으로 안내하는 복수의 반경방향 유동 채널들이 제공된다. 후미 에지 분사 영역(21)은 후미 에지(16)를 냉각시키기 위하여 압력 측부 블리드(bleed;28)를 확립하도록 설계된다.
이러한 배열은 임의의 작동 조건들 하에서 후미 에지(16)에서 과도하게 높은 냉각제 및 금속 온도를 유발할 수 있다. 따라서, 후미 에지 영역의 냉각에는 특히 주의해야 한다. 효율적인 목적을 위하여, 후미 에지(16)는 가능한 얇은 상태를 유지해야 하고 후미 에지 냉각은 단지 필요한 것으로 제한되어야 한다. 또한, 후미 에지(16)의 냉각은 기계적 완전성 벌칙을 피하기 위하여 균일해야 한다. 후미 에지 영역의 냉각 디자인은 (냉각 공기 요구조건이 감소한 상태에서) 냉각된 냉각 공기를 사용할 때 더욱 중요하게 된다.
문헌 EP 1 707 741 A2는 그 사이에 복수의 냉각 채널들을 형성하는 반경방향으로 이격된 길이방향 연장 격벽들의 어레이를 포함하는 중공 냉각 날개부를 개시하고 있다. 복수의 후미 핀들이 적어도 하나의 냉각 채널에 배치된다. 세장형 난류부들이 적어도 하나의 냉각 채널에 배치되고, 각 난류부들의 후미 단부가 난류부의 전방 단부보다 인접 격벽에 더욱 근접하도록 베인의 길이방향 축에 소정 각도로 배향된다. 베인은 그 사이에 복수의 후미 에지 슬롯들을 형성하는 반경방향으로 이격된 길이방향 연장 랜드(land)들 및 길이방향 연장 디바이더(divider)의 어레이를 포함한다. 각 후미 에지 슬롯은 후미 에지 캐비티와 유체 교통하는 입구와 베인의 후미 에지와 유체 교통하는 축방향 하류 출구를 가진다. 디바이더는 랜드의 축방향 길이보다 작은 축방향 길이를 가진다. 후미 핀들, 난류부들, 디바이더들, 격벽들 및 랜드들의 혼합체는 상당히 복잡하여 냉각 유동의 최적화가 극히 어렵다.
문헌 US 5,288,207A는 냉각 유체를 후미 에지를 향하여 지향시키기 위해 배플없는 냉각 통로를 갖는 터빈 날개부를 교시하고 있다. 냉각 유체의 유동을 반경 방향으로부터 축방향으로 선회시키기 위한 축방향으로 배향된 차단형 채널(interrupted channel)을 제공하는 여러 상세 구성이 개발되고 있다. 특정 실시예에서, 터빈 날개부는 복수의 반경방향 이격 벽들, 상기 벽들의 하류에 있는 복수의 반경방향 디바이더들 및 상기 벽들과 상기 디바이더들 사이에서 축방향으로 위치한 복수의 반경방향 이격된 받침대를 포함하는 냉각 통로를 가진다. 벽들 및 디바이더들은 인접 채널들 사이에서 횡류(cross flow)를 허용하는 축방향 차단을 채널들을 형성한다. 횡류는 인접 벽들 사이의 보조 채널 내에 차단의 악영향을 최소화한다. 받침대들은 보조 채널을 나오는 냉각 유체가 받침대와 충돌하도록 보조 채널들과 정렬된다. 차단형 채널과 받침대 또는 각 채널 내의 핀의 조합은 한편으로는 단순하지만 다른 한편으로는 후미 에지 영역의 상이한 면적에 대해서 냉각 필요조건을 최적화할 만큼 가요성이지 않다.
문헌 EP 1 340 884 A2는 가스 터빈 엔진 노즐을 위한 날개부를 개시하며, 상기 날개부는 캐비티가 그 사이에 형성되도록 후미 에지에서 연결된 제 1 측벽 및 제 2 측벽을 포함하고, 각 상기 측벽은 날개부 루트 및 팁 사이에서 반경방향으로 연장되고, 상기 제 1 측벽은 상기 후미 에지를 향하여 연장되는 복수의 슬롯들을 포함하고, 상기 날개부는 복수의 핀들 및 적어도 한 횡열의 난류부들을 추가로 포함하고, 상기 핀들은 상기 제 1 측벽 및 상기 제 2 측벽 사이를 연장하고, 상기 난류부들은 상기 핀들 및 상기 슬롯들 사이를 연장한다. 슬롯들, 핀들 및 난류부들의 조합은 모든 슬롯들, 핀들 및 난류부들이 동일한 기하학적 형태 및 치수들을 가지므로 가요성이 작다.
문헌 EP 1 715 139 A2는 횡방향(span wise) 연장 하류 에지를 갖는 압력 측부와 하류 후미 에지를 갖는 흡인 측부를 구비한 날개부를 교시하고 있으며, 상기 하류 에지는 상기 후미 에지로부터 이격되어서 상기 흡인 측벽의 배면을 노출시키고, 상기 압력 및 흡인 측벽들 사이에 형성된 횡방향 냉각 공기 캐비티; 상기 캐비티의 하류에 배치된 후미 에지 영역; 상기 냉각 공기 캐비티를 상기 후미 에지 영역에 유체적으로 상호연결하는 횡방향 연장 슬롯을 포함하고; 상기 슬롯은 상기 흡인 및 압력 측벽들 사이에서 상기 슬롯을 통해서 연장되는 복수의 받침대들을 포함하고, 상기 받침대들은 큰 단면 치수들의 받침대들을 갖는 최상류 횡열 및 작은 단면 치수의 받침대들을 갖는 더 하류 횡열을 갖는 횡방향 연장 열들로 배치된다. 냉각 유동 방향을 따른 단면 치수들의 이렇게 개시된 분포는 매끄러운 전이, 압력 강하를 제공하여, 더욱 연속적인 열 전달 계수를 얻도록 계획된다. 그러나, 취약성의 후미 에지의 냉각은 최적 상태와는 거리가 멀다.
문헌 WO 2010/086419A1은 유동 방향으로 선단 에지 및 후미 에지 사이로 연장되고 흡인 측부 및 압력 측부 상의 벽에 의해서 각각 제한되는 날개부를 포함하는 가스 터빈용 냉각 베인을 개시하고 있다. 상기 벽들은 내부를 동봉하고 상기 내부에서 냉각 공기는 유동 방향으로 후미 에지로 유동하고 후미 에지의 영역에서 방출된다. 후미 에지에서 유체동력 손실 및 이러한 베인에서 사용되는 냉각 공기의 양을 감소시키기 위하여, 압력 측부 상의 벽은 냉각 공기가 압력 측부에서 내부로부터 방출되도록 압력 측부에 립(lip)을 형성하기 위하여 후미 에지로부터 유동 방향으로의 일정 거리에서 끝난다. 또한, 후미 에지로부터의 일정 거리에서, 내부는 유동 방향에 평행하게 배향되는 다중 리브들에 의해서 다수의 평행한 냉각 덕트들로 분할되어서 압력이 크게 강하하게 유발하고, 난류부들이 냉각 덕트들 내에 배열되어서 냉각 효과를 증가시키고, 복수의 유동 차단벽들이 냉각 공기가 내부로부터 방출되는 지점의 상류에 있는 짧은 거리에서 냉각 공기의 유동 경로 내에 유동 방향을 가로질러 분배된다. 동일 치수들을 갖는 복수의 핀들은 냉각 덕트들 및 유동 차단벽들 사이에 분배된다.
문헌 EP 1 548 230 A2는 선단 에지, 후미 에지, 흡인 측부 및 압력 측부를 갖는 반경방향 연장 날개부, 냉각제 유동을 위한 사형통로를 형성하도록 유동 굴곡부들을 통해서 연결되는 복수의 내부 유동 채널들, 그 전체 길이에 걸쳐 블리드 개방부(bleed opening)와 연결되는 후미 에지 분사 영역을 포함하는 가스 터빈용 냉각 블레이드를 개시하고, 상기 후미 에지 통로부터 블리드 개방부로의 냉각 유동은 상기 블리드 개방부 및 상기 후미 에지 통로 사이에 제공되는 받침대의 지그재그형 필드(staggered field)에 의해서 주로 결정된다. 받침대들의 측방향 치수는 냉각제 유동 방향으로 증가한다.
본 발명의 목적은 오버행(overhang)에 대한 고온 대 냉각 변화가 감소한 최적화된 국부 열전달을 가지며 국부 유동, 열전달 및 제조 기준에 대한 요구조건을 충족시키는, 가스 터빈용 냉각 블레이드를 제공하는 것이다.
상기 목적 및 기타 목적들은 청구항 1에 따른 냉각 블레이드에 의해서 달성된다.
본 발명에 따른 가스 터빈용 냉각 블레이드는 선단 에지, 후미 에지, 흡인 측부 및 압력 측부를 갖는 반경방향 연장 날개부를 포함하고, 립 오버행(lip overhang)이 상기 후미 에지의 흡인 측부에 제공되고, 냉각제 유동을 위한 다중 통과 사형통로를 형성하기 위해 유동 굴곡부들을 통해서 연결된 복수의 반경방향 내부 유동 채널들을 추가로 포함하며, 후미 에지 분사 영역이 상기 후미 에지를 냉각시키기 위해 제공되고, 상기 후미 에지 분사 영역은 본질적으로 상기 후미 에지와 평행하게 이어지는 상기 다중 통과 사형통로의 후미 에지 통로를 포함하고 그 전체 길이에 걸쳐 압력 측부 블리드와 연결된다. 상기 가스 터빈용 냉각 블레이드는 상기 후미 에지 통로로부터 상기 압력 측부 블리드로의 냉각 유동이 상기 압력 측부 블리드 및 상기 후미 에지 통로 사이에 제공되는 핀들의 지그재그형 필드에 의해서 주로 결정되고, 상기 핀들의 측방향 치수는 냉각제 유동 방향으로 증가하고, 상기 블레이드의 허브 및 팁 영역들에서 증가된 수의 핀들을 갖는 국부적 허브 및 팁 핀 필드가 적어도 상기 국부적 허브 및 팁 핀 필드 내에서 그리고 상기 국부 유동, 열전달 및 제조 기준을 충족시키기 위해 제공되고, 상기 핀들은 축방향에 대해서 소정 각도 만큼 경사지는, 직선 횡열로 배열되는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 일 실시예에 따라서, 상기 핀들은 소정 직경 및 소정 높이를 갖는 원형 단면을 가지며, 각 핀에 대한 높이 대 직경 비(h/d)는 0.5 내지 2.0 범위에 있다.
본 발명의 다른 실시예에 따라서, 상기 핀 필드의 핀들은 소정 축방향 및 반경방향 간격을 가지며, 상기 축방향 및 반경방향 간격 대 핀 직경 비들(sx/d 및 sy/d)은 1.5 내지 4.0 범위에 있다.
본 발명의 다른 실시예에 따라서, 상기 냉각제는 굴곡부를 통해서 유동하여 상기 후미 에지 통로로 들어가고, 상기 굴곡부의 형상은 유체동력 손실들을 최소화하도록 설계된다.
구체적으로, 상기 굴곡부의 단면적은 상기 유동 경로를 따라 축소된다.
더욱 구체적으로, 상기 굴곡부의 단면적의 축소량은 5% 내지 15% 범위에 있다.
본 발명의 다른 실시예에 따라서, 상기 후미 에지 통로의 단면적은 20 내지 30 범위에 있는 팩터(factor)에 의해서 반경방향으로 모아진다.
본 발명의 다른 실시예에 따라서, 상기 후미 에지 통로는 상기 압력 측부 및 상기 흡인 측부 모두에서 난류부들과 정렬되어서 난류 유동을 증가시키고 열전달을 개선한다.
구체적으로, 상기 난류부들은 유동 방향으로 소정 피치를 가지고 배열되고 소정 난류부 높이를 가지며, 상기 난류부 높이 대 피치 비(e/P)는 0.05 내지 0.15 범위에 있다.
본 발명의 다른 실시예에 따라서, 상기 립 오버행은 소정 길이를 가지며, 상기 압력 측부 블리드는 소정 슬롯 폭을 가지며, 상기 립 오버행의 길이 대 상기 압력 측부 슬롯 폭 비(L/s)는 7 내지 15 범위에 있다.
본 발명은 첨부된 도면을 참조하여 상이한 실시예에 의해서 더욱 자세하게 기술될 것이다.
도 1은 에어로포일(aerofoil)의 내부 냉각을 갖는 예시적인 가스 터빈 블레이드를 도시하는 도면.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 후미 에지 냉각의 특정부를 도시하는 도면.
도 3은 도 2에 따른 블레이드의 후미 에지에 있는 핀 필드(pin field) 및 난류부(turbulator)의 치수의 단면을 도시하는 도면.
도 4는 도 2에 따른 블레이드의 후미 에지에 있는 핀 필드의 핀들 및 립 오버행(lip overhang)의 치수 단면을 도시하는 도면.
도 5는 도 2에 따른 블레이드의 후미 에지에 있는 핀 필드의 중간 섹션에 있는 핀들의 배열을 도시하는 도면.
도 6은 도 2에 따른 블레이드의 후미 에지에 있는 허브 핀 필드 내의 핀들의 배열을 도시하는 도면.
도 7은 도 2에 따른 블레이드의 후미 에지에 있는 팁 핀 필드 내의 핀들의 배열을 도시하는 도면.
본 발명의 일 실시예에 따른 후미 에지에서 냉각 디자인의 일반적인 배열이 도 2에 도시되어 있다. 이는 굴곡부(22), 흡인 측부 및 압력 측부 모두에서 리브형 난류부들(23)을 갖고, 피치(P)를 갖는 리브형 후미 에지 통로(19b), 및 핀 필드(24) 및 주조 압력 측부 블리드(28)를 갖는 후미 에지 분사 영역(21)의 조합으로 구성된다.
유동 채널(19a)로부터 나오는 냉각제는 굴곡부(22)를 통해서 화살표 방향으로 유동하고 후미 에지 통로(19b)로 들어간다. 굴곡부 형상은 유체동력 손실을 최소화하도록 설계된다. 굴곡부 단면적은 5% 내지 15% 범위의 면적 축소 상태에서 유동 경로를 따라 축소된다. 후미 에지 통로(19b)는 압력 측부 및 흡인 측부 모두에서 난류부들(23)과 정렬된다. 난류부들(23)은 난류 유동을 증가시키고 후미 에지 통로(19b)에서 열전달을 개선시킬 수 있다.
도 3에 도시된 바와 같이, 난류부들(23)은 0.05 내지 0.15 범위에 있는 높이 대 피치 비(e/P)를 갖는 높이(e)에 걸쳐 성형된다. 냉각제가 후미 에지 통로(19b)를 유동할 때, 그 일부는 연속적으로 블레이드 후미 에지(16)의 방향으로 전환되고 국부 열전달을 최적화하도록 설계된 핀 필드의 핀들(24)의 여러 열들을 통해서 유동한다.
도 4 내지 도 7에 도시된 핀 필드는 오버행에 대한 고온 대 냉각 변화를 감소시키는 것을 보조하는 계단형 압력 강하 배열로서 고려된다. 핀 필드는 유동 방향에 대해서 지그재그로 되게 배열된다(유동 방향은 채널 내의 높이에 따라 300 내지 600의 범위에서 수평으로부터 경사진다). 4개 열의 핀들(24)이 냉각제 유동 방향으로 증가하는 핀 직경(d1 내지 d4)를 갖는 핀 필드의 중심 영역에 배열된다. 핀 높이는 h이고, 높이 대 직경 비(h/d)는 0.5 내지 2.0이다. 핀 필드의 핀들(24)은 축방향 및 반경방향 간격(sx,sy)을 가지며, 상기 축방향 및 반경방향 간격 대 핀 직경 비들(sx/d 및 sy/d)은 1.5 내지 4.0 범위에 있다.
도 6 및 도 7에 도시된 바와 같이, 허브 및 팁 블레이드 영역들에서, 증가된 수의 핀들을 갖는 국부 핀 필드 디자인들 즉, 광폭형 허브 핀 필드(26) 및 광폭형 팁 핀 필드(27)는 국부 유동, 열전달 및 제조 기준을 충족시키도록 요구된다. 핀 필드를 따르는, 냉각제 유동은 날개부 압력 측부에서 슬롯형 압력 측부 블리드(28)를 통하여 블레이드(10)를 나오고 압력 측부 블리드(28)의 흡인 측부 립 오버 행(25)을 따라 유동함으로써 블레이드 후미 에지(16)를 냉각시킨다.
도 4에 도시된 바와 같이, 상기 립 오버행(25)의 길이(L) 대 상기 압력 측부 슬롯 폭(s)의 비(L/s)는 7 내지 15 범위에 있다.
도 5 내지 도 7에 도시된 바와 같이, 핀들 배열은 00 내지 300 범위에서 변화되는 2개의 각도(α1,α2)를 또한 특징으로 하고, α1(<0) 및 α2(>0)는 특히 허브 및/또는 팁 핀 필드(26,27) 내에 축방향 및 경사진 핀들의횡열 사이의 각도를 지칭한다. α1 및α2를 갖는 2개의 횡열은 각각 전체 쉐브론형 핀 배열(chevron-like pin arrangement)를 제공하도록 조합된다.
기술된 핀 필드 배열(도 5, 도 6, 도 7)은 회전 구성요소, 여기서는 예로서 블레이드를 위한 열전달을 개선하도록 설계된다. 각도(α1 및α2)로 기술되는 핀 횡열들의 정렬은 핀 필드를 통과하는 유동 속도가 원심력의 존재에 기인하여 반경방향 구성요소를 제공할 때 열 전달을 개선하도록 구체적으로 설계된다.
후미 에지 통로의 정상부에 먼지 구멍을 부가할 수 있다. 후미 에지 통로의 팁에 위치한 팁 구멍/먼저 구멍의 존재는 후미 에지 통로의 팁 영역에서 충분한 유동을 보장하고 따라서 열전달을 보장한다.
본 발명에 따른 블레이드 디자인의 특징은 다음과 같이 요약된다:
● 블레이드 후미 에지 냉각;
● 하부 굴곡부, 난류부들, 핀 필드 및 압력 측부 블리드 냉각제 분사의 조합에 의한 블레이드 후미 영역의 냉각;
● 5% 내지 15% 범위의 면적 축소를 갖는 굴곡부;
● 후미 에지에 대하여 회전에 의한 균일한 유동 분배;
● 20 내지 30 범위의 팩터에 의해서 모아지는 후미 에지 덕트 또는 통로 면적;
● 0.05 내지 0.15 범위의 높이 대 피치 비를 갖는 난류부들;
● 1.5 내지 4.0 범위의 높이 대 직경 비를 갖는 핀들;
● 블레이드를 회전시키기 위해 유동에 지그재그로 배치된 핀 필드 디자인, 허브 및 팁 인근에 있는 국부 핀 필드 디자인; 및
● 7 내지 15 범위에 있는 립의 압력 측부 블리드 길이 대 압력 측부 슬롯 폭
10: 블레이드(가스 터빈)
11: 날개부
12: 플랫폼
13: 샤프트
14: 루트
15: 선단 에지
16: 후미 에지
17: 흡인 측부
18: 압력 측부
19,19a; 유동 채널(반경방향)
19b; 후미 에지 통로
20; 냉각 유동
21; 후미 에지 분사 영역
22; 굴곡부
23; 난류기
24; 핀
25; 립 오버행
26; 허브 핀 필드
27; 팁 핀 필드
28; 압력 측부 블리드
W; 폭
H; 높이
L; 길이
d1-d4; 직경
s; 슬롯 폭
P; 피치
e; 난류부 높이
α1,α2; 각도

Claims (10)

  1. 선단 에지(15), 후미 에지(16), 흡인 측부(17) 및 압력 측부(18)를 갖는 반경방향 연장 날개부(aerofoil;11)를 포함하고, 립 오버행(lip overhang;25)이 상기 후미 에지(16)의 흡인 측부에 제공되고, 냉각제 유동을 위한 다중 통과 사형통로를 형성하기 위해 유동 굴곡부들(22)을 통해서 연결된 복수의 반경방향 내부 유동 채널들(19,19a,b)을 추가로 포함하며, 후미 에지 분사 영역(21)이 상기 후미 에지(16)를 냉각시키기 위해 제공되고, 상기 후미 에지 분사 영역(21)은 본질적으로 상기 후미 에지(16)와 평행하게 이어지는 상기 다중 통과 사형통로의 후미 에지 통로(19b)를 포함하고 그 전체 길이에 걸쳐 압력 측부 블리드(bleed;28)와 연결되는, 가스 터빈용 냉각 블레이드(10)에 있어서,
    상기 후미 에지 통로(19b)로부터 상기 압력 측부 블리드(28)로의 냉각 유동이 상기 압력 측부 블리드(28) 및 상기 후미 에지 통로(19b) 사이에 제공되는 핀들(24)의 지그재그형 필드(staggered field)에 의해서 주로 결정되고, 상기 핀들(24)의 측방향 치수(d1,...,d4)는 냉각제 유동 방향으로 증가하고, 상기 블레이드(10)의 허브 및 팁 영역들에서 증가된 수의 핀들(24)을 갖는 국부적 허브 및 팁 핀 필드(26,27)가 적어도 상기 국부적 허브 및 팁 핀 필드(26,27) 내에서 그리고 상기 국부 유동, 열전달 및 제조 기준을 충족시키기 위해 제공되고, 상기 핀들(24)은 축방향에 대해서 소정 각도(α1,α2) 만큼 경사지는, 직선 횡열들로 배열되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 냉각 블레이드.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 핀들(24)은 소정 직경(d1,...,d4) 및 소정 높이(h)를 갖는 원형 단면을 가지며, 각 핀(24)에 대한 높이 대 직경 비(h/d)는 0.5 내지 2.0 범위에 있는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 냉각 블레이드.
  3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    상기 핀 필드의 핀들(24)은 소정 축방향 및 반경방향 간격(sx,sy)을 가지며, 상기 축방향 및 반경방향 간격 대 핀 직경 비들(sx/d 및 sy/d)은 1.5 내지 4.0 범위로 변하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 냉각 블레이드.
  4. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 냉각제는 굴곡부(22)를 통해서 유동하여 상기 후미 에지 통로(19b)로 들어가고, 상기 굴곡부(22)의 형상은 유체동력 손실들을 최소화하도록 설계되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 냉각 블레이드.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 굴곡부(22)의 단면적은 상기 유동 경로를 따라 축소되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 냉각 블레이드.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 굴곡부의 단면적의 축소량은 5% 내지 15% 범위에 있는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 냉각 블레이드.
  7. 제 1 항 내지 제 6 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 후미 에지 통로(19b)의 단면적은 20 내지 30 범위에 있는 팩터(factor)에 의해서 반경방향으로 모아지는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 냉각 블레이드.
  8. 제 1 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 후미 에지 통로(19b)는 상기 압력 측부 및 상기 흡인 측부 모두에서 난류부들(23)과 정렬되어서 난류 유동을 증가시키고 열전달을 개선하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 냉각 블레이드.
  9. 제 8 항에 있어서,
    상기 난류부들(23)은 유동 방향으로 소정 피치(P)를 가지고 배열되고 소정 난류부 높이(e)를 가지며, 상기 난류부 높이 대 피치 비(e/P)는 0.05 내지 0.15 범위에 있는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 냉각 블레이드.
  10. 제 1 항 내지 제 9 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 립 오버행(25)은 소정 길이(L)를 가지며, 상기 압력 측부 블리드(28)는 소정 슬롯 폭(s)을 가지며, 상기 립 오버행의 길이 대 상기 압력 측부 슬롯 폭 비(L/s)는 7 내지 15 범위에 있는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 냉각 블레이드.
KR1020130076318A 2012-07-02 2013-07-01 가스 터빈용 냉각 블레이드 KR101580490B1 (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12174622.6 2012-07-02
EP12174622 2012-07-02

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20140004026A true KR20140004026A (ko) 2014-01-10
KR101580490B1 KR101580490B1 (ko) 2015-12-28

Family

ID=48577644

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020130076318A KR101580490B1 (ko) 2012-07-02 2013-07-01 가스 터빈용 냉각 블레이드

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9382804B2 (ko)
EP (1) EP2682565B8 (ko)
KR (1) KR101580490B1 (ko)
CN (1) CN103527261B (ko)
CA (1) CA2819816C (ko)
RU (1) RU2559102C2 (ko)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11015466B2 (en) 2017-04-12 2021-05-25 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Turbine vane and gas turbine including the same
CN115182787A (zh) * 2022-04-27 2022-10-14 上海交通大学 改善前缘旋流冷却能力的涡轮叶片及发动机

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9790801B2 (en) * 2012-12-27 2017-10-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having suction side cutback opening
EP3094823B8 (en) * 2014-01-16 2021-05-19 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine component and corresponding gas turbine engine
KR20180082118A (ko) * 2017-01-10 2018-07-18 두산중공업 주식회사 가스 터빈의 블레이드 또는 베인의 컷백
US11230930B2 (en) 2017-04-07 2022-01-25 General Electric Company Cooling assembly for a turbine assembly
EP3412866A1 (en) * 2017-06-07 2018-12-12 Ansaldo Energia Switzerland AG Cooled gas turbine blade
US10926316B2 (en) 2018-03-16 2021-02-23 The Boeing Company Collar positioning system
US10821496B2 (en) 2018-03-16 2020-11-03 The Boeing Company Offset fastener installation system
WO2020013863A1 (en) * 2018-07-13 2020-01-16 Siemens Aktiengesellschaft Airfoil for a turbine engine incorporating pins
KR102114681B1 (ko) 2018-09-21 2020-05-25 두산중공업 주식회사 핀-핀 배열을 포함하는 터빈 블레이드
KR102207971B1 (ko) 2019-06-21 2021-01-26 두산중공업 주식회사 터빈 베인, 및 이를 포함하는 터빈
EP3832069A1 (de) 2019-12-06 2021-06-09 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel für eine stationäre gasturbine
CN116044807B (zh) * 2022-12-20 2024-07-12 江苏大学 一种高温高压泵转子及其冷却系统

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1548230A2 (en) * 2003-12-17 2005-06-29 United Technologies Corporation Airfoil with shaped trailing edge pedestals

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4278400A (en) * 1978-09-05 1981-07-14 United Technologies Corporation Coolable rotor blade
SU1228559A1 (ru) * 1981-11-13 1996-10-10 Г.П. Нагога Рабочая лопатка газовой турбины
US4474532A (en) * 1981-12-28 1984-10-02 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
SU1287678A2 (ru) * 1984-09-11 1997-02-20 О.С. Чернилевский Охлаждаемая лопатка турбины
JPS61118502A (ja) * 1984-11-15 1986-06-05 Toshiba Corp タ−ビン冷却翼
US4601638A (en) * 1984-12-21 1986-07-22 United Technologies Corporation Airfoil trailing edge cooling arrangement
JPS62228603A (ja) * 1986-03-31 1987-10-07 Toshiba Corp ガスタ−ビンの翼
US5288207A (en) 1992-11-24 1994-02-22 United Technologies Corporation Internally cooled turbine airfoil
DE19921644B4 (de) * 1999-05-10 2012-01-05 Alstom Kühlbare Schaufel für eine Gasturbine
US6241466B1 (en) * 1999-06-01 2001-06-05 General Electric Company Turbine airfoil breakout cooling
US6270317B1 (en) 1999-12-18 2001-08-07 General Electric Company Turbine nozzle with sloped film cooling
US6602047B1 (en) 2002-02-28 2003-08-05 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles
US6939107B2 (en) * 2003-11-19 2005-09-06 United Technologies Corporation Spanwisely variable density pedestal array
US6929451B2 (en) * 2003-12-19 2005-08-16 United Technologies Corporation Cooled rotor blade with vibration damping device
US7478994B2 (en) * 2004-11-23 2009-01-20 United Technologies Corporation Airfoil with supplemental cooling channel adjacent leading edge
US7575414B2 (en) * 2005-04-01 2009-08-18 General Electric Company Turbine nozzle with trailing edge convection and film cooling
US7438527B2 (en) * 2005-04-22 2008-10-21 United Technologies Corporation Airfoil trailing edge cooling
US20080031739A1 (en) * 2006-08-01 2008-02-07 United Technologies Corporation Airfoil with customized convective cooling
JP2011515618A (ja) * 2008-03-28 2011-05-19 アルストム テクノロジー リミテッド ガスタービン用静翼並びにこのような静翼を備えたガスタービン
US8231329B2 (en) 2008-12-30 2012-07-31 General Electric Company Turbine blade cooling with a hollow airfoil configured to minimize a distance between a pin array section and the trailing edge of the air foil
CH700321A1 (de) * 2009-01-30 2010-07-30 Alstom Technology Ltd Gekühlte schaufel für eine gasturbine.
US8182203B2 (en) * 2009-03-26 2012-05-22 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine blade and gas turbine
GB0905736D0 (en) 2009-04-03 2009-05-20 Rolls Royce Plc Cooled aerofoil for a gas turbine engine
RU2543914C2 (ru) * 2010-03-19 2015-03-10 Альстом Текнолоджи Лтд Лопатка газовой турбины с аэродинамическим профилем и профилированными отверстиями на задней кромке для выхода охлаждающего агента
JP5655210B2 (ja) * 2011-04-22 2015-01-21 三菱日立パワーシステムズ株式会社 翼部材及び回転機械

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1548230A2 (en) * 2003-12-17 2005-06-29 United Technologies Corporation Airfoil with shaped trailing edge pedestals

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11015466B2 (en) 2017-04-12 2021-05-25 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Turbine vane and gas turbine including the same
CN115182787A (zh) * 2022-04-27 2022-10-14 上海交通大学 改善前缘旋流冷却能力的涡轮叶片及发动机

Also Published As

Publication number Publication date
CN103527261B (zh) 2015-11-18
EP2682565A1 (en) 2014-01-08
CN103527261A (zh) 2014-01-22
RU2013128794A (ru) 2014-12-27
CA2819816A1 (en) 2014-01-02
US9382804B2 (en) 2016-07-05
RU2559102C2 (ru) 2015-08-10
KR101580490B1 (ko) 2015-12-28
EP2682565B1 (en) 2016-08-10
EP2682565B8 (en) 2016-09-21
CA2819816C (en) 2017-04-04
US20140037460A1 (en) 2014-02-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR20140004026A (ko) 가스 터빈용 냉각 블레이드
US7997868B1 (en) Film cooling hole for turbine airfoil
US6241468B1 (en) Coolant passages for gas turbine components
US8864469B1 (en) Turbine rotor blade with super cooling
US7887294B1 (en) Turbine airfoil with continuous curved diffusion film holes
US20090047136A1 (en) Angled tripped airfoil peanut cavity
EP3436668B1 (en) Turbine airfoil with turbulating feature on a cold wall
US7097425B2 (en) Microcircuit cooling for a turbine airfoil
CN106437863B (zh) 涡轮发动机部件
EP2182169B1 (en) Blade cooling structure of gas turbine
EP3271554B1 (en) Internal cooling system with converging-diverging exit slots in trailing edge cooling channel for an airfoil in a turbine engine
JP2005061406A (ja) 冷却回路および中空エアフォイル
JP2005061407A (ja) タービンロータブレードおよび冷却回路の入口の配置方法
CN113236370B (zh) 一种燃气轮机涡轮高压动叶片的冷却结构
CN108884716B (zh) 带有具备分流器特征的内部冷却通道的涡轮翼型件
EP2949865B1 (en) Fastback vorticor pin
JP6843253B2 (ja) ガスタービンのための高温ガス部及び対応する高温ガス部の壁
US11187088B2 (en) Turbomachine vane, including deflectors in an inner cooling cavity
US20210246810A1 (en) Turbine nozzle segment and a turbinne nozzle comprising such a turbine nozzle segment
CN114017129B (zh) 一种利用旋转效应的燃气透平动叶增压冷却结构
WO2017082907A1 (en) Turbine airfoil with a cooled trailing edge
CA2891867C (en) Fastback vorticor pin
EP3109404A1 (en) Turbine assembly

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
LAPS Lapse due to unpaid annual fee