KR20150110355A - 가스 터빈 블레이드 - Google Patents

Abstract

본 발명은 날개부를 포함하는 가스 터빈 블레이드에 관한 것으로서, 상기 날개부는 블레이드 루트로부터 블레이드 팁으로 방사상 방향으로 연장되고, 상기 블레이드 루트에서의 0% 내지 상기 블레이드 팁에서의 100%까지 범위에 있는 스팬을 형성하고, 선단 에지에서 후미 에지로 축방향으로 연장되며, 이는 상기 스팬에 의존하는 상기 날개부의 상기 선단 에지와 상기 후미 에지를 연결하는 직선의 축방향 길이에 의해서 형성된 축방향 코드 길이에 의해서 코드를 제한한다.
본 발명은 상기 축방향 코드 길이가 80% 스팬에서 100% 스팬으로 증가하는 것을 특징으로 한다.

Description

가스 터빈 블레이드{GAS TURBINE BLADE}

본 발명은 날개부를 갖는 가스 터빈 블레이드에 관한 것으로서, 상기 날개부는 블레이드 루트로부터 블레이드 팁으로 방사상 방향으로 연장되고, 블레이드 루트에서 0% 내지 블레이드 팁에서의 100%까지 범위에 있는 스팬(span)을 형성하고, 선단 에지에서 후미 에지로 축방향으로 연장되며, 이는 스팬에 의존하는 날개부의 선단 에지와 후미 에지를 연결하는 직선의 축방향 길이에 의해서 형성된 축방향 코드 길이에 의해서 코드를 제한한다. 일반적으로, 본 발명에 따른 가스 터빈 블레이드는 가스 터빈으로 제한되지 않고; 터보머신의 회전자 블레이드 또는 가이드 베인은 법적으로 본 발명 하에 있다.

가스 터빈 엔진에서 회전자 블레이드의 디자인은 가스 터빈 엔진을 통과하는 가스 유동이 블레이드 특히 가스 터빈 장치의 적어도 하나의 터빈과 상호작용하는 효율의 관점에서 매우 중요하다.

회전 가스 터빈 블레이드는 작동 중에 회전 블레이드 상에 작용하는 큰 기계적 및 열적 응력을 고려하는 다수의 재료 및 디자인 기준을 충족시켜야 한다. 블레이드가 지탱해야 하는 거대한 열적 부하와 회전 블레이드 상에 작용하는 거대한 원심력으로 인하여, 블레이드의 디자인 작업에서 주요 업무는 회전 블레이드의 날개부 내에서 냉각 채널들을 제공함으로써, 부하 용량을 강화하기 위하여 능동 냉각 가능성과 작동 중에 블레이드 진동을 회피하는 고도의 강직도를 조합하는 것이다. 이전의 필요한 관점에서, 최적화된 날개부 형상은 항상 터빈 공기역학 효율을 개선하도록 추구된다.

고정 베인의 횡렬들과 축방향으로 교번하는 회전 블레이드들이 횡렬로 배열된다. 고정 베인들의 하나의 횡렬과 하류 방향으로 따르는 한 횡렬의 회전 블레이드들을 포함하는 모든 쌍의 횡렬들은 소위 스테이지를 형성한다. 모든 스테이지의 터빈은 회전 블레이드의 제 1 횡렬이 따르는 고정 베인들의 제 1 횡렬을 포함하는 터빈의 입구 개방부에 있는 제 1 스테이지로 시작되어 연속으로 번호지정된다.

가스 터빈의 일반 작동은 예를 들어 제 1 스테이지의 고정식 베인이 하류 방향으로 불리한 방식으로 다음 회전 블레이드 상에 작용하는 진동을 위한 여기 소스라는 것을 제시한다. 따라서, 터빈 개발의 목적은 이러한 여기 소스를 감소시키고 그리고/또는 분리 메카니즘의 가능성을 강화하여 제 1 스테이지에서 베인들의 하류에 배열된 회전 블레이드 상의 진동 전달 및 여기를 감소시키고 그리고/또는 회피하는 것이다.

명확한 개입은 여기 소스 자체를 변화시키는 것을 의미하지만, 제 1 스테이지에서 베인들의 변화는 비용이 많이 소요되는 것으로 고려되고 다량의 개발 작업을 유발한다. 블레이드의 방사상 길이를 변화시키는 제안 즉, 블레이드 루트에서 블레이드 팁으로 연장되는 날개부의 스팬은 터빈을 통한 유동 경로의 환형부 상에 충격을 가지며 이는 바람직하지 않은 관점에서 개발 일정에 주요 충격을 유도한다. 블레이드 팁의 영역에 있는 날개부의 선단 에지와 후미 에지를 연결하는 직선 라인에 관련되는, 팁 코드의 축방향 코드 길이를 감소시킴으로써 회전 블레이드의 팁 질량을 감소시키는 다른 접근 방안은 결과적으로 공기역학 손해를 유발하고 또한 회전 블레이드의 공진 진동 거동의 원하는 진동수 변화가 달성되지 않았다. 결국, 영율의 가능한 변화의 관점에서 블레이드 재료를 변화시키는 것이 고려되지만, 이 생각은 종래의 주조 및 방향성 경화 재료와 연관된 낮은 주기적 피로 제한으로 인하여 포기되었다.

특히 터빈의 제 1 스테이지 내에 배열된 회전 블레이드의 진동 거동에서 원하는 영향과 터빈 공기역학 효율의 모든 접근 방안은 복잡한 문제를 나타낸다. 전방 스테이지의 특히 회전 블레이드는 냉각 목적을 위한 다수의 냉각 채널을 수용하는 중공 몸체들인 능동 냉각된 구성요소이기 때문에, 회전 블레이드의 날개부의 개선된 형상을 디자인할 때 주요 질량 재분배는 또한 어려운 것으로 고려된다. 회전 블레이드의 얇은 금속벽은 집중적으로 냉각되어서 목표 수명을 충족한다. 회전 블레이드의 생크 길이를 증가시키는 형태는 회전 블레이드 자체의 진동 거동에 영향을 미치는 것으로 사료되지만, 이러한 접근 방안은 결과적으로 회전자 보어들을 통한 냉각 공기 공급물이 제공되는 내화수(fire tree) 영역에서 회전자를 제한시켜서 회전자 윤곽부는 또한 조정되어야 한다는 사실 때문에 바람직한 것으로 사료되지 않는다.

문헌 US 5,525,038호는 팁 틈새를 통한 팁 누설물을 감소시키도록 최적화되는 가스 터빈 엔진을 위한 회전자 블레이드를 개시한다. 회전자 블레이드는 회전자 블레이드의 흡인측의 선단 에지에서 후미 에지로 연장되는 팁 영역에 형성된 상당히 굽혀진 표면을 제공한다. 회전자 블레이드의 날개부의 스팬을 따른 프로파일 단면은 크게 변화되지 않으며, 적어도 회전자 블레이드의 전체 스팬을 따른 날개부의 축방향 코드 길이는 불변으로 유지된다.

축방향 코드 길이는 터빈 축과 평행한 라인으로 터빈에서 세팅되는 블레이드의 돌출부의 길이로 규정된다. 이는 예를 들어 1984년, 매사추세추 캠브리지 MIT 프레스에 의해서 발행되고 1991년 5차 인쇄된 데이비드 고던 윌슨의 "고효율 터보머신 및 가스 터빈의 디자인" 페이지 487 내지 492에 기재되어 있다. 특히 페이지 487의 도 2가 참조된다.

본 발명의 목적은 날개부를 포함하는 가스 터빈 엔진 회전자 블레이드를 제공하는 것으로서, 상기 날개부는 블레이드 루트(root)로부터 블레이드 팁으로 방사상 방향으로 연장되고, 상기 블레이드 루트에서의 0% 내지 상기 블레이드 팁에서의 100%까지 범위에 있는 스팬(span)을 형성하고, 선단 에지에서 후미 에지로 축방향으로 연장되며, 이는 상기 스팬에 의존하는 상기 날개부의 상기 선단 에지와 상기 후미 에지를 연결하는 직선의 축방향 길이에 의해서 형성된 축방향 코드 길이에 의해서 코드를 제한하고 이는 제 1 스테이지와 다음 스테이지의 회전 블레이드에서 공진 여기가 발생하지 않도록 개선된 진동 거동을 제공한다.

상기 목적은 독립 청구항 1의 형태에 의해서 달성된다. 본 발명은 유리하게는 종속 청구항에 개시된 형태 뿐 아니라 특히 양호한 설명에 대해서 기술한 하기 설명의 형태에 의해서 변형될 수 있다.

본 발명에 따라서, 스팬 영역에 있는 축방향 코드 길이를 적어도 80% 스팬에서 100% 스팬으로 증가시킴으로써, 회전 블레이드의 공진 진동 거동에서의 상당한 영향이 공진 블레이드의 날개부의 유체역학 특성의 악화 없이 발휘될 수 있다는 것이 인식되었다. 축방향 코드 길이의 증가는 기계적 특성, 특히 회전 블레이드의 고유진동수에 영향을 미치는 날개부 팁의 영역에서 질량을 증가와 직접 조합된다.

본 발명의 양호한 실시예에서, 가스 터빈 블레이드의 날개부의 축방향 코드 길이는 적어도 70% 스팬에서 100% 스팬으로 증가하고, 유리하게는 스팬의 증가와 함께 상기 축방향 코드 길이의 증가는 축방향 코드 길이의 50% ± 5%의 축방향 위치에서 0%에서 100% 스팬으로 연장되는 상기 날개부의 압력측에 있는 상기 표면 상에 있는 라인인 소위 적층 라인에 대해서 다소 대칭된다.

본 발명의 가스 터빈 블레이드는 축방향 코드 길이의 관점에서 50% ± 10% 스팬 내지 70% ± 10% 스팬 범위에서 적어도 최소값을 제공한다. 즉, 0% 스팬과 50% ± 10% 스팬 사이의 가스 터빈 블레이드의 날개부는 0% 스팬에서 50% ± 10% 스팬으로 감소하는 축방향 코드 길이를 제공하는 종래 형상으로 형성된다. 코드 길이는 팁을 향하여 다시 증가한다.

본 발명의 가스 터빈 블레이드의 최적화된 실시예는 50% 스팬에서 100% 스팬으로 증가하고 50% 스팬에서 최소값을 제공하는 축방향 코드 길이를 제공한다.

날개부의 주문형 중간 영역과 날개부 팁 사이의 범위에서 축방향 코드 길이의 축방향 증가 즉, 100% 스팬은 날개부의 주문형 중간 영역에서 축방향 코드 길이의 5% ± 5% 내지 15% ± 10% 범위에 있다.

터빈 블레이드의 날개부의 방사상 상부 부분을 따른 축방향 코드 길이의 증가의 결과로 인한 터빈 블레이드의 고유 진동수에 대한 영향이 작용하여서 고유 진동수는 공진 여기상태가 최소화되거나 또는 배제되도록 일정량으로 변화될 수 있다.

제 1 스테이지에서 고정식 베인들에 의해서 유발된 여기 진동수와 가스 터빈 블레이드의 고유 진동수 사이의 차이를 더욱 증가시키기 위하여, 또한 날개부의 방사상 상부 영역에서 선단 에지와 후미 에지를 추가로 굽혀지는 것이 제안된다. 양호하게 선단 에지와 후미 에지의 굽혀짐은 상술한 바와 같이 축방향 코드 길이의 50% ± 5%의 축방향 위치에서 0%에서 100% 스팬으로 연장되는 상기 날개부의 압력측에 있는 상기 표면 상에 있는 라인인 상술한 적층 라인의 곡률에 의존한다. 상기 적층 라인은 상기 적층 라인이 100% 스팬에서 상기 방사상 방향으로 직교하게 배향된 가상면과 각도(α)로 둘러싸도록 50% ± 10% 스팬과 100% 스팬 사이에 있는 스팬 영역에서 굽혀지며, 상기 각도(α)는 상기 적층 라인과 상기 방사상 방향에 의해서 형성된 평면 내에 있고, 상기 각도(α)에 대해서는: 12.5˚±2.5˚ ≤ α ≤25˚±5˚이다.

완벽함을 위하여, 상기 적층 라인은 5% ± 5% 스팬 내지 15% ± 10% 스팬 사이에서 직선을 유지할 수 있다는 것을 언급해야 한다.

양호하게는, 상기 적층 라인은 하나의 단일 반경으로 형성된 50% ± 10% 스팬과 100% 스팬 사이에 있는 스팬 영역 내의 곡률을 제공한다.

추가 양호한 실시예에서, 상기 회전 블레이드는 1.6 내지 2.1 범위에 있는 5% ± 5% 스팬에서 스팬 대 축방향 코드 길이에 관한 애스펙트 비를 제공한다. 선단 에지와 후미 에지에 따른 다른 스팬 치수들을 갖는 블레이드의 경우에, 애스펙트 비는 후미 에지에 따른 스팬 치수에 관련된다.

본 발명은 도면과 연계되는 예시적인 실시예에 기초하여 하기에 더욱 상세하게 기술된다.
도 1은 가스 터빈의 전방 스테이지에서 예를 들어 베인과 블레이드의 공진 진동수 거동을 나타내는 다이애그램을 좌측에 도시한다.
도 2a, 도 2b 및 도 2c는 본 발명의 터빈 블레이드의 개선된 실시예의 3개의 측면도를 도시한다.
도 3a와 도 3b는 본 발명의 터빈 블레이드의 사시도와 수직 적층된 날개부 단면의 평면도를 도시한다.

도 1은 가스 터빈의 전방 스테이지에서 베인과 블레이드의 공진 진동수 거동을 나타내는 다이애그램을 좌측에 도시한다. 다이애그램의 가로좌표를 따라 엔진 속도를 나타내는 값들이 표시된다. 다이애그램의 세로좌표를 따라서는 진동수가 표시된다. 점선 박스(B)에는 엔진 속도에 따른 여기 소스를 표시하고, 여기서 가스 터빈의 블레이드들의 공진 여기가 발생할 수 있다.

도 1의 우측에는, 가스 터빈의 회전자 블레이드들의 3개의 상이한 실시예들 a),b),c)가 도시된다. 각각의 경우에 상부 도면은 회전자 블레이드의 측면도를 도시하고 대응하는 하부 도면은 블레이드를 사시 전면도로 도시한다.

경우 a)는 가스 터빈에 일반적으로 사용된 회전자 블레이드를 도시하고 최신식 기술을 도시한다. 일반 회전자 블레이드는 블레이드 루트(2)에서 블레이드 팁(3)으로 방사상으로 연장되는 날개부(1)를 제공한다. 블레이드 루트(2)는 회전자 장치 내부에 고정하기 위한 내화수 형상의 블레이드 풋(foot;5)과 슈라우드(shroud;4)를 포함한다. 경우 a)에서 상부 스케치로부터 볼 수 있는 바와 같이, 일반적으로 공지된 회전자 블레이드는 0% 스팬에서 100% 스팬으로 전체 스팬을 따라 감소하는 축방향 코드 길이(6)를 제공하는 날개부(1)를 제공한다. 경우 a)에 제시된 회전자 블레이드는 도 1 좌측에 도시된 다이애그램에서 점선 박스(B)에 의해서 제시된 여기 진동수와 중첩되는 고유 진동수를 포함한다. 이는 다량의 진동 충격으로 인한 수명 감소를 유도한다.

경우 b)에서 50% 스팬에서 100% 스팬으로 스팬 영역에서 증가하는 축방향 코드 길이(6)를 제공하는 날개부(1)를 갖는 본 발명의 개선된 회전자 블레이드가 제시된다. 경우 b)에서 상부 스케치에서 측면도로부터 볼 수 있는 바와 같이, 날개부(1)는 50% 스팬의 범위에서 최소 축방향 코드 길이(6)를 가진다. 축방향 코드 길이(6)의 증가는 또한 경우 b)의 하부 부분에서 전방 스케치로부터 이끌어질 수 있다.

본 발명의 조치는 개선된 날개부의 고유 진동수가 경우 a)의 일반적으로 공지된 블레이드와 비교할 때 하강하는 것에 기여한다. 경우 a)에서 날개부의 팁 범위에서 질량의 증가로 인하여, 고유 진동수는 밑으로 하강하고, 이는 도 1 좌측의 다이애그램에 예시된 상황의 경우에 경우 b)의 블레이드의 공진 진동수와 점선 박스(B)에 의해서 표시된 여기 진동수 사이에 중첩이 거의 없다는 것을 의미한다. 따라서, 경우 b)에 예시된 개선된 블레이드는 진동 여기에 대해서 확실히 견고한 상당히 개선된 진동 거동을 제공한다. 이는 유체역학 거동의 효과적인 개선을 유도하고 블레이드의 수명을 확실하게 연장시킨다.

도 1의 우측에 예시된 경우 c)는 회전자 블레이드를 예시하고, 상기 회전자 블레이드는 경우 c)에서 상부 도면으로부터 이끌어지는, 경우 b)에서 설명되는 바와 같이 축방향 코드 길이 증가를 제공하지만, 추가로 날개부(1)의 흡인측(7)을 향하여 원주방향으로 날개부(1)의 굽혀짐을 제공한다. 날개부(1)의 굽혀짐은 경우 c)의 하부 스케치로부터 이끌어질 수 있는, 양호하게는 50% 스팬과 100% 스팬 사이의 스팬 영역에서 제한된다. 상술한 바와 같이 그리고 하기에 더욱 상세하게 기술된 바와 같이 날개부(1)의 추가 굽혀짐은 도 1의 좌측의 다이애그램에 예시된 회전자 블레이드의 개선된 진동수 거동을 유도한다. 경우 c)에 개시된 회전자 블레이드의 고유 진동수는 경우 b)에서 예시된 날개부 밑에서 상당한 낮은 고유 진동수를 제공한다. 이는 도 1의 점선 박스(B)를 특징으로 하는 여기 진동수에 대한 상당한 진동수 분리를 유도한다.

도 2a, 도 2b 및 도 2c는 도 1의 경우 c)에 대략 도입된 본 발명의 회전자 블레이드의 3개의 측면도를 도시한다. 도 2a는 전면도를 도시하고, 도 2b는 측면도를 도시하고 도 2c는 독창적으로 형성된 회전자 블레이드의 후면도를 도시한다.

도 2b에서, 터빈에 있는 가스 유동의 유동 방향(8)은 좌측에서 우측으로 지향되어서, 예시된 좌측 에지는 날개부(1)의 선단 에지(9)를 나타내고 우측 에지는 후방 에지(10)를 나타내는 것으로 추정된다. 도 2b에 있는 날개부(1)의 흡인측(7)은 관찰자를 향하여 대면한다. 블레이드는 블레이드 루트(미도시)에서 0% 스팬으로부터 블레이드 팁(3)에 대응하는 100% 스팬으로 연장되는 소위 스팬(들)인 방사상 연장부를 가진다. 축방향 코드 길이(6)는 전체 스팬(들)을 따라 변화하지만, 중간 범위의 스팬에서 양호하게는 50% 스팬에서 100% 스팬으로 창의적으로 증가한다. 축방향 코드 길이(6)의 증가는 자동적으로 블레이드 팁 영역에서 질량의 증가로 유도되고 이는 회전자 블레이드의 공진 진동수를 상당하게 증가시킨다.

중간 범위 스팬으로부터 100% 스팬으로 축방향 코드 길이(6)의 증가량은 날개부(1)의 50% 스팬의 축방향 코드 길이(6)에 관련된 약 5% ± 5% 내지 15% ±10% 이다. 이러한 증가는 수직 점선 라인들에 의해서 도 2b에 예시된다.

도 2a의 전면도로부터 볼 수 있는 바와 같이, 선단 에지(9) 뿐 아니라 50% 스팬과 100% 스팬 사이의 스팬 범위에 있는 전면도에서 볼 수 없는 후방 에지(10)도 굽혀진다. 굽혀짐은 회전자 블레이드의 날개부(1)의 흡인측(7)을 향하여 배향된다. 선단 에지(9) 뿐 아니라 후방 에지(10)의 굽혀짐은 축방향 코드 길이(6)의 50% ± 5%의 축방향 위치에서 0%에서 100% 스팬으로 연장되는 날개부(1)의 압력측(11)에 있는 표면 상의 라인인 소위 적층 라인의 곡률에 의해서 형성된다. 50%와 100% 스팬 사이의 스팬 영역 내에 있는 적층 라인의 곡률은 양호하게는 도 3a에서 명확하게 볼 수 있는 하나의 단일 반경에 의해서 형성된다.

도 3a는 50%와 100% 스팬 사이의 스팬 범위에서 축방향 코드 길이(6)의 증가와 50%와 100% 스팬 사이의 스팬 영역 내에서 선단 에지(9)와 후방 에지(10)의 굽혀짐을 모두 제공하는 독창적 날개부(1)의 압력측(11) 상으로의 사시도를 도시한다. 선단 에지(9)와 후방 에지(10)의 굽혀짐은 적층 라인(12)의 곡률에 의존하고, 상기 적층 라인은 축방향 코드 길이(6)의 50% ± 5%의 축방향 위치에서 0%에서 100% 스팬으로 연장되는 압력측(11)의 표면 상의 라인이고 도 3a에서 볼 수 있다. 적층 라인(12)은 0%과 50% ± 10% 스팬 사이에서 거의 직선이고 상기 적층 라인(12)이 100% 스팬에서 방사상 방향으로 직교하게 배향된 가상면(13)과 각도(α)로 둘러싸도록 50% ± 10% 스팬과 100% 스팬 사이에 있는 스팬 영역에서 굽혀지며, 상기 각도(α)는 상기 적층 라인과 상기 방사상 방향에 의해서 형성된 평면에 있고, 상기 각도(α)는 12.5˚±2.5˚ ≤ α ≤25˚±5˚이다. 상부 스팬 영역 내에 있는 적층 라인의 곡률은 양호하게는 단일 반경에 의해서 형성된다. 다른 양호한 실시예에서, 적층 라인은 상부 스팬 영역을 따라 적어도 하나의 직선형 섹션을 추가로 제공할 수 있다.

도 3b는 로마 숫자 Ⅰ내지 Ⅷ에 의해서 도 3a에 표시된 다른 스팬 영역들에서 날개부(1)에 따른 다른 프로파일 단면의 수직 돌출부를 도시한다. 프로파일 단면 Ⅰ은 0% 스팬에서 프로파일 단면에 대응하고 프로파일 단면 Ⅷ은 100% 스팬에서 프로파일 단면에 대응한다. 방사상 방향으로의 수직 돌출부는 50% 스팬 내지 100% 스팬의 스팬 영역 내에 있는 프로파일 단면 즉 프로파일 단면 V 내지 Ⅷ의 중요한 기하하적 오프셋을 나타낸다. 기하학적 오프셋은 날개부(1)의 흡인측(7)을 향하는 원주방향으로의 오프셋과 50% 스팬에서 100% 스팬으로 축방향 코드 길이(6)의 증가에 의해서 추가로 유발된다.

1: 날개부
2: 블레이드 루트
3. 블레이드 팁
4. 슈라우드
5. 블레이드 풋
6. 축방향 코드 길이
7: 흡인측
8: 유동 방향
9: 선단 에지
11: 압력측
12: 적층 라인
13: 평면
s: 스팬
B: 공진 여기 범위

Claims (13)

1. 날개부(1)를 포함하는 가스 터빈 블레이드로서, 상기 날개부는 블레이드 루트(root;2)로부터 블레이드 팁(3)으로 방사상 방향으로 연장되고, 상기 블레이드 루트(2)에서의 0% 내지 상기 블레이드 팁(3)에서의 100%까지 범위에 있는 스팬(들)을 형성하고, 선단 에지(9)에서 후미 에지(10)로 축방향으로 연장되며, 이는 상기 스팬(들)에 의존하는 상기 날개부(1)의 상기 선단 에지(9)와 상기 후미 에지(10)를 연결하는 직선의 축방향 길이에 의해서 형성된 축방향 코드 길이(6)에 의해서 코드를 제한하는, 상기 가스 터빈 블레이드에 있어서,
   상기 축방향 코드 길이(6)는 적어도 80% 스팬에서 100% 스팬으로 증가하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 블레이드.
2. 제 1 항에 있어서,
   상기 축방향 코드 길이(6)는 적어도 70% 스팬에서 100% 스팬으로 증가하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 블레이드.
3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
   상기 축방향 코드 길이(6)는 적어도 50% ± 10% 스팬 내지 70% ± 10% 스팬 범위에서 최소값을 제공하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 블레이드.
4. 제 1 항에 있어서,
   상기 축방향 코드 길이(6)는 50% 스팬에서 100% 스팬으로 증가하고 50% 스팬에서 최소값을 제공하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 블레이드.
5. 제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 선단 에지(9)와 상기 후미 에지(10)는 상기 날개부(1)의 압력면(11)과 흡인면(7)을 분리시키고, 양 표면들은 상기 블레이드 루트(2)와 상기 블레이드 팁(3) 사이에서 방사상으로 그리고 상기 선단 에지(9)와 상기 후미 에지(10) 사이에서 축방향으로 연장되고 상기 축방향 및 상기 방사상 방향과 직교하는 원주방향을 따르는 상기 날개부(1)의 상호 대향 표면들이고, 상기 선단 에지(9)와 상기 후미 에지(10)는 적어도 하나의 스팬 영역 내에서 굽혀지는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 블레이드.
6. 제 5 항에 있어서,
   상기 선단 에지(9)와 상기 후미 에지(10)는 상기 날개부(1)의 흡인면(7)측을 향하여 원주방향으로 굽혀지는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 블레이드.
7. 제 5 항 또는 제 6 항에 있어서,
   상기 적어도 하나의 스팬 영역은 50% ± 10% 스팬과 100% 스팬 사이에 있는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 블레이드.
8. 제 5 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 선단 에지(9)와 상기 후미 에지(10)의 굽혀짐은 상기 축방향 코드 길이(6)의 50% ± 5%의 축방향 위치에서 0%에서 100% 스팬으로 연장되는 상기 날개부(1)의 압력측(7)에 있는 상기 표면 상에 있는 라인인 적층 라인(12)의 곡률에 의존하고, 상기 적층 라인(12)은 상기 적층 라인(12)이 100% 스팬에서 상기 방사상 방향으로 직교하게 배향된 가상면(13)과 각도(α)로 둘러싸도록 50% ± 10% 스팬과 100% 스팬 사이에 있는 스팬 영역에서 굽혀지며, 상기 각도(α)는 상기 적층 라인과 상기 방사상 방향에 의해서 형성된 평면에 있고, 상기 각도(α)에 대해서는:
   (12.5˚±2.5˚) ≤ α ≤(25˚±5˚)
   인 것을 특징으로 하는 가스 터빈 블레이드.
9. 제 8 항에 있어서,
   상기 적층 라인(12)은 0% 스팬과 50% ± 10% 스팬 사이에서 직선인 것을 특징으로 하는 가스 터빈 블레이드.
10. 제 8 항 또는 제 9 항에 있어서,
    상기 적층 라인(12)은 하나의 단일 반경에 의해서 형성된 상기 스팬 영역 내의 곡률을 제공하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 블레이드.
11. 제 1 항 내지 제 10 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 블레이드는 상기 날개부(1) 내에서 냉각 채널들을 구비한 능동 냉각식 회전 터빈 블레이드인 것을 특징으로 하는 가스 터빈 블레이드.
12. 제 1 항 내지 제 11 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 블레이드는 1.6 내지 2.1 범위에 있는 5% ± 5% 스팬에서 애스펙트 비 스팬/축방향 코드 길이를 제공하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 블레이드.
13. 제 1 항 내지 제 12 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 블레이드는 터보-머신의 가이드 베인 또는 회전자 블레이드로서 사용하기에 적합한 것을 특징으로 하는 가스 터빈 블레이드.
    

Images