KR20150110367A - 냉각된 필릿을 갖는 터빈 베인 - Google Patents

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KR20150110367A
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에마누엘레 파치네티
기욤 바그너
마크 헨체
요에르크 크루에켈스
마크 비드머
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알스톰 테크놀러지 리미티드
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Abstract

본 개시물은 플랫폼(18) 및 상기 플랫폼(18)으로부터 연장하고 또한 필릿(16)에 의해 상기 플랫폼(18)에 연결되는 에어포일(11)을 포함하는 베인(10)에 관한 것이다. 충돌 튜브(22)는 상기 충돌 튜브(22) 및 상기 측벽들(14a, 15a) 사이에서 냉각 채널(26)의 범위를 정하는 상기 에어포일(11) 내로 삽입된다. 상기 베인(10)은 또한 상기 필릿(16)의 내부 윤곽을 따르는 상기 필릿(16)에 인접하여 배치된 배플 구조체(20)를 포함하고; 상기 필릿(16) 및 상기 배플 구조체(20) 사이에서 제 1 냉각관(23)의 범위를 정한다. 제 1 장애물(25)은 상기 냉각 가스를 상기 제 1 냉각관으로부터 상기 충돌 튜브(22)로 안내하도록 상기 에어포일에서 상기 냉각 채널(26)로부터 상기 제 1 냉각관(23)을 분리시키기 위해서 측벽들(14a, 15a)에 대한 상기 필릿(16)의 연결부에서 상기 에어포일(11)의 내부 상에 배열된다.
본 개시물은 또한 이러한 베인(10)을 냉각하기 위한 방법에 관한 것이다.

Description

냉각된 필릿을 갖는 터빈 베인{TURBINE VANE WITH COOLED FILLET}
본 발명은 터빈 베인, 더 구체적으로는 베인의 에어포일 및 플랫폼 사이에 개재된 필릿을 갖는 냉각 베인에 관한 것이다. 또한, 본 발명은 이러한 베인을 냉각하는 방법에 관한 것이다.
전력 생산 사이클들의 열역학적 효율은 예를 들어, 가스 터빈의 경우에, 연소기를 나가는 고온 가스의 온도인, 작동 유체의 최대 온도에 의존한다. 고온 가스의 최대 실현 가능한 온도는 연소 배출물뿐만 아니라 이 고온 가스와 접촉하는 부분들의 작동 온도 제한, 및 고온 가스 온도 미만으로 이 부분들을 냉각하는 능력에 의해 제한된다. 특별한 블레이드들에서, 즉, 회전 블레이드들 및 베인들(고정 블레이드들)은 고온 연소 가스에 노출되고, 그 결과 높은 열 응력을 받게 된다. 베인들을 냉각하고 열 응력을 감소시키기 위한 방법들이 기술 분야에 공지되어 있다. 압축기로부터 배출된, 일반적으로 높은 압력의 공기는 베인 루트 부분으로부터 공기 냉각된 베인의 내부로 유입된다. 베인을 냉각한 후에, 냉각 가스는 베인으로부터 가스 터빈의 고온 가스 유동 경로로 배출된다.
에어포일이 플랫폼에 연결되는 베인의 구역은 많은 하중을 받게 되고, 종종 에어포일 및 플랫폼의 열 불일치 및 다른 열 팽창에 기인한 추가의 응력을 받게 된다. 원활환 이동부를 위해 그리고 응력 분포의 정점을 감소시키기 위해서, 플랫폼으로부터 에어포일로의 둥근 이동부가 제안되어왔다. 이러한 둥근 이동부들 또는 연결부들은 일반적으로 필릿으로 불린다.
그러나, 필릿들의 냉각은 어렵고 추가의 냉각 가스 유동을 요구하며, 이는 전력 및 효율성의 감소를 초래할 수 있다.
본 개시물의 목적은 필릿 구역 내의 높은 응력을 회피하는 베인을 제안하고, 또한 필릿의 안전한 효율적인 냉각뿐만 아니라 냉각 가스의 효율적인 사용을 보장하는 것이고, 즉, 개시된 베인은 베인 내의 플램폼-대-에어포일 이동 구역을 위해 적절한 냉각을 제공한다.
제 1 실시예에 따르면, 베인은 플램폼, 및 플랫폼으로부터 떨어져서 길이 방향으로 연장하는 에어포일을 포함한다. 필릿은 플랫폼과 에어포일을 연결한다. 에어포일은 플랫폼으로부터 에어포일 팁 또는 반대 플랫폼으로 연장될 수 있다. 에어포일은 압력 측벽에 의해 범위가 정해진 압력 측면, 및 흡입 측벽에 의해 범위가 정해진 흡입 측면을 갖는다. 압력 측벽 및 흡입 측벽은 리딩 에지 및 트레일링 에지에서 연결된다. 충돌 튜브는 충돌 튜브 및 측벽들 사이에서 냉각 채널의 범위를 정하는 에어포일 내로 삽입될 수 있다. 베인은 또한 필릿의 내부 윤곽을 따르는 필릿에 인접하여 배치된 배플 구조체를 포함하고 필릿 및 배플 구조체 사이에서 제 1 냉각관의 범위를 정한다. 베인, 예를 들어, 필릿의 내부는 이러한 베인을 갖는 터빈의 작동 중에 고온 가스 측면으로부터 떨어져서 향하는 측면이다. 제 1 장애물은 냉각 채널로부터 제 1 냉각관을 분리시키기 위해 측벽들에 대한 필릿의 연결부에서 에어포일의 내부 상에 배열된다. 이 장애물은 또한 에어포일 측벽들로부터 떨어져서 냉각 가스를 안내할 수 있다.
이 분리 때문에 냉각 채널에서 사용되었던 냉각 가스는 추가의 냉각 목적을 위해 재사용될 수 있다. 응력을 감소시키기 위해서, 필릿은 루트(즉, 플랫폼에 대한 연결 구역)에서 대략 에어포일의 최대 두께인 큰 만곡부를 가질 수 있다. 가스 터빈 작동에서의 단기 체류 동안의 다른 열 팽창에 기인한 응력을 최소화하기 위해서, 필릿은 이상적으로 일정한 벽 두께를 갖는다. 에어포일 측벽들의 벽 두께가 플랫폼의 벽 두께와 다른 경우에, 필릿 벽 두께의 연속 변화가 유리할 수 있다. 그 결과, 필릿의 내부 윤곽은 벨 마우스 형태를 가질 수 있다. 만곡부 및 결과로 초래된 벨마우스 형태인 필릿의 큰 표면적 때문에, 대량의 냉각 가스가 필릿의 냉각을 위해 필요할 수 있다. 따라서 베인의 추가의 냉각을 위한 필릿 냉각의 재사용은 상당히 터빈의 양호한 전체 효율에 기여할 수 있다.
필릿 냉각이 에어포일 냉각으로부터 독립적으로 공급된다면 유리할 수 있다. 바람직하게 필릿 냉각 가스가 에어포일을 냉각하기 위해 재사용된다. 독립적인 냉각 구성 및 냉각 공기의 재사용에 의해, 에어포일 냉각 디자인에 영향을 미치지 않고 베인의 전체 냉각 소비를 증가시키지 않고서 이 구역에서 냉각수 소비를 증가시키는 것이 가능하다. 이 방식으로 에어포일 냉각 실행이 독립적으로 최적화될 수 있다.
냉각 가스는, 베인이 공기 브리싱(breathing) 가스 터빈에 설치된다면, 가스 터빈의 압축기에 의해 압축되었던 공기일 수 있다. 냉각 가스는 임의의 다른 가스 또는 가스의 혼합물일 수 있다. 예를 들어, 냉각 가스는 압축기 입구로의 연료 가스 재순환에 의한 가스 터빈을 위한 연도 가스 및 공기의 혼합물일 수 있다.
베인은 에어포일의 하나의 단부에서 플랫폼을 가질 수 있고 에어포일의 다른 단부에서 팁으로 종결된다. 이 경우에 냉각 가스는 플랫폼의 측면으로부터 공급된다. 베인은 또한 플랫폼의 양 측면들 상에 플랫폼을 가질 수 있다. 양측면들 상에 플랫폼들을 갖는 베인에서, 냉각 가스는 양 측면들로부터 또는 하나의 측면으로부터 공급될 수 있다. 냉각 가스가 2개의 플랫폼들을 갖는 베인의 하나의 측면으로만 공급된다면, 베인은 일반적으로 냉각 가스 공급부를 갖는 측면으로부터 반대 측면으로 냉각 가스를 공급하기 위해 중공형 에어포일에 채널 또는 덕트를 포함한다.
다른 실시예에 따르면, 베인은 플랫폼의 윤곽을 따르는 플랫폼에 인접한 제 2 충돌 구조체를 포함한다. 이 제 2 충돌 구조체는 플랫폼 및 제 2 충돌 구조체 사이에 제 2 냉각관의 범위를 정한다. 충돌 구조체는 부분적으로 또는 완전히 플랫폼을 덮을 수 있고, 즉, 플랫폼은 충돌 구조체를 통해서 부분적으로 완전히 충돌 냉각된다.
베인의 하나의 실시예에서, 제 2 냉각관의 구역에서 플랫폼을 충돌 냉각하기 위해 사용된 냉각 가스는 제 1 냉각관을 통과하는 동안 필릿을 대류 냉각하기 위해 제 1 냉각관으로 유동할 수 있다.
베인의 하나의 실시예에서, 배플 구조체는 필릿의 충돌 냉각을 위한 충돌 구멍들을 포함한다.
베인의 추가의 실시예에서, 제 2 냉각관으로부터 제 1 냉각관을 분리시키기 위해 제 2 장애물이 제 2 냉각관 및 제 1 냉각관 사이의 연결부에서 플랫폼의 내부에 배열된다. 장애물은 제 2 냉각관으로부터 제 1 냉각관을 통해 제 1 관 내의 충돌 냉각에 해로운 영향을 미칠 수 있는 냉각 가스의 크로스 유동을 회피한다.
제 2 장애물은 제 2 냉각관으로부터 제 1 냉각관을 부분적으로 또는 완전히 분리시킬 수 있다.
플랫폼을 충돌 냉각하기 위해 사용된 냉각 가스는 예를 들어, 추가의 사용을 위해 제 2 냉각관으로부터 에어포일의 충돌 튜브로 공급될 수 있다.
베인의 하나의 실시예에서, 제 2 장애물은 필릿의 원주 둘레에 분포된다. 대안적인 실시예에서, 제 2 장애물은 필릿의 리딩 에지 구역 및/또는 트레일링 에지 구역에서 제 2 냉각관으로부터 제 1 냉각관을 향해 가는 냉각 가스의 크로스 유동으로부터 필릿의 충돌 냉각을 보호하기 위해 리딩 에지 및/또는 트레일링 에지 주위에서 연장한다.
베인의 다른 실시예에서, 제 2 냉각관은 냉각 가스가 제 2 냉각관으로부터 제 1 냉각관으로 유동하도록 제 1 냉각관에 대한 개구를 갖는다. 개구는 제 2 충돌 구조체와 배플 구조체의 이음매 없는 연결부일 수 있다. 이것들은 심지어 하나의 구조체 또는 하나의 부분 또는 하나의 판과 결합될 수 있다. 따라서 제 2 냉각관을 떠나는 냉각 가스는 작동 동안 필릿의 차후의 대류 냉각을 위해 재사용될 수 있다.
베인의 다른 실시예에서, 제 2 냉각관은 냉각 가스가 작동 동안 에어포일의 차후의 충돌 냉각을 위해 제 2 냉각관으로부터 충돌 튜브로 유동하도록, 충돌 튜브에 대한 유동 채널 또는 연결 플레넘과 같은 연결부 및 개구를 갖는다.
베인의 또 다른 실시예에서, 제 1 냉각관은 냉각 가스가 작동 동안 에어포일의 추후의 충돌 냉각을 위해 제 1 냉각관으로부터 충돌 튜브로 유동하도록, 충돌 튜브에 대한 유동 채널 또는 개구를 갖는다.
또한 작동 동안 제 1 냉각관으로부터의 냉각 가스가 충돌 냉각 후에 필릿의 필름 냉각을 위해 사용되도록, 필릿 또는 필릿 구역이 필릿 벽 내에 배열된 필름 냉각 구멍들의 행을 포함한다면 유리할 수 있다. 또한 또는 대안적으로, 작동 동안 제 2 냉각관으로부터의 냉각 가스가 충돌 냉각 후에 플랫폼의 대류 냉각을 위해 사용되도록, 플랫폼이 플랫폼에 배열된 적어도 하나의 대류 냉각 구멍을 포함할 수 있다. 이 대류 냉각 구멍은 냉각 가스를 고온 가스 유동 경로로 배출할 수 있다.
필릿의 필름 냉각 및 플랫폼의 대류 냉각은 유동하는 모든 냉각 가스를 제 1 냉각관 및 제 2 냉각관으로 배출하도록 사용될 수 있어서, 플랫폼 및 필릿 냉각으로부터 에어포일 냉각을 완전히 분리시킨다. 필릿 내의 필름 냉각 구멍들 및 플랫폼 내의 대류 냉각 구멍들은 또한 개구와 결합하여 배열될 수 있거나 또는 제 1 냉각관을 냉각 가스의 부분보다는 에어포일의 충돌 튜브와 연결시키는 유동 채널이 에어포일의 충돌 냉각을 위해 재사용되고 냉각 가스의 부분은 필름 냉각 및/또는 대류 냉각을 위해 사용된다.
베인의 추가의 실시예에서, 필릿은 작동 동안 고온 가스를 향하는 외면을 갖는 곡선 형태를 갖고, 만곡부는 플랫폼에 대한 필릿의 연결부에서 플랫폼의 외면에 대해 접선 방향으로 형성되고 에어포일에 대한 필릿의 연결부에서 에어포일의 외면에 대해 접선 방향으로 형성된다.
또 다른 실시예에서, 필릿은 플랫폼에 대한 연결부에서 플랫폼의 벽 두께와 동일하고, 응력을 최소화하도록 에어포일 측벽들에 대한 연결부에서 에어포일 측벽들의 벽 두께와 동일한 벽 두께를 갖는다. 필릿의 벽 두께는 예를 들어, 플랫폼으로부터 측벽들로의 필릿의 연장부를 따라 연속으로 감소하거나 또는 연속으로 증가할 수 있다. 벽 두께는 예를 들어, 또한 연속적인 1차 유도체에 의해 변할 수 있고, 즉, 두께는 연속부로부터 측벽들에 대한 연속부에 대한 플랫폼으로의 필릿의 연장부를 따라 임의의 단계들 없이 연속으로 변한다.
베인의 다른 실시예에서, 충돌 튜브는 에어포일의 리딩 에지 부분의 내부에 배열되고, 대류 냉각 부분은 에어포일의 트레일링 에지 부분의 내부에 배열된다. 벽은 대류 냉각 부분을 플랫폼에 인접한 제 1 대류 냉각 부분 및 각각 에어포일의 반대 단부에서 플랫폼을 향해 연장하는, 베인 팁을 향해 연장하는 제 2 대류 냉각 부분으로 분할한다.
리브는 또한 에어포일의 루트를 따라 제 1 관에 냉각 가스를 안내하는 역할을 한다.
제 1 및/또는 제 2 대류 냉각 부분의 대류 냉각은 예를 들어, 핀 필드 및/또는 냉각 리브들과 같은 터뷰레터(turbulator)에 의해 개선될 수 있다.
추가의 실시예에서, 냉각 가스 공급부는 냉각 가스를 제 1 냉각관으로부터 제 1 대류 냉각 부분으로 직접 공급하기 위해서 제 1 냉각관을 제 1 대류 냉각 부분에 연결한다. 따라서, 제 1 관을 떠나는 냉각 가스는 직접 제 1 냉각관으로부터가 아닌 충돌 튜브를 통해 대류 냉각 부분으로 유동하지 않는다. 따라서, 냉각 가스의 압력은 에어포일의 루트 부분을 효과적으로 냉각하기 위해서 제 1 냉각관에서 높게 유지된다.
베인 외에, 베인을 냉각하는 방법이 본 개시물의 목적이다.
개시된 베인은 필릿의 양호한 냉각을 허용하고 필릿 내의 응력을 감소시킨다. 또한, 필릿을 냉각하기 위해 소비된 냉각 가스의 재사용을 허용한다.
이 방법에 의해 냉각될 베인은 플랫폼, 플랫폼으로부터 연장하는 플랫폼으로부터 떨어져서 길이 방향으로 연장하고 또한 필릿에 의해 플랫폼에 연결되는 에어포일을 갖는다. 에어포일은 압력 측벽 및 흡입 측벽을 갖는 압력 측면 및 흡입 측면을 갖고, 압력 측벽 및 흡입 측벽은 리딩 에지 및 트레일링 에지에서 연결된다. 충돌 튜브는 충돌 튜브 및 측벽들 사이에서 냉각 채널의 범위를 정하는 에어포일에 삽입된다. 이러한 베인을 냉각하는 방법이 다음의 단계들을 포함한다:
- 필릿의 내부 윤곽을 따르고 또한 필릿 및 배플 구조체 사이에 제 1 냉각관의 범위를 정하는, 필릿에 인접하여 배치된 배플 구조체에 냉각 가스를 공급하는 단계와,
- 충돌 냉각을 위해 냉각 가스를 필릿에 충돌시키는 단계와,
- 충돌 후에, 측벽들에 대한 필릿의 연결부에서 에어포일의 내부 상에 배열된 장애물의 도움으로 제 1 냉각관을 떠나는 냉각 가스를 충돌 튜브 내로 안내하는 단계, 및
- 냉각 가스를 에어포일의 측벽들 상에 충돌시키는 단계.
본 발명, 발명의 성질뿐만 아니라 발명의 이점이 첨부된 개략적인 도면들의 도움으로 아래에 더 상세히 설명될 것이다.
도 1은 예시적인 터빈 베인의 사시도.
도 2a 및 도 2b는 도 1의 베인의 최저부의 저면도.
도 3은 플랫폼에 대한 연결부에서의 에어포일의 컷 아웃(cut out) 및 플랫폼의 단면의 예를 도시한 도면.
도 4는 도 3의 플랫폼의 수정된 상세도.
도 5는 플랫폼에 대한 연결부에서의 에어포일의 컷 아웃 및 플랫폼의 단면의 다른 예를 도시한 도면.
도 6은 플랫폼에 대한 연결부에서의 에어포일의 컷 아웃 및 플랫폼의 단면의 다른 예를 도시한 도면.
도 7은 플랫폼에 대한 연결부에서의 에어포일의 컷 아웃 및 플랫폼의 단면의 다른 예를 도시한 도면.
도 8은 에어포일의 예시적인 단면을 도시한 도면.
본 발명의 예시적인 실시예에 따른 터빈의 베인(10)이 도 1에 도시된다. 베인(10)은 플랫폼(18)으로부터 베인 팁(17)으로 길이 방향으로 연장하는 에어포일(11)을 갖는다. 에어포일(11)의 길이 방향은 이 맥락에서 플랫폼으로부터 팁으로, 각각 플랫폼으로부터 베인의 반대 플랫폼으로의 방향이다. 이 방향은 일반적으로 사실상 터빈의 유동 경로에서 고온 가스의 유동 방향에 대해 수직이다. 에어포일(11)은 압력 측면(14) 및 흡입 측면(15) 및 또한 리딩 에지(12) 및 트레일링 에지(13)를 갖는다. 플랫폼(18)에는 상부 상의 후크 형태의 체결 요소들(19a 및 19b)이 제공된다. 에어포일(11)은 루트에서 필릿(16)을 갖는 플랫폼(18)과 합병된다. 트레일링 에지(13)에서, 냉각 가스를 위한 배출 개구들(21)은 트레일링 에지(13)를 따라 분포 방식으로 배열되고 사이에 배치된 리브들(32)에 의해 서로로부터 분리된다. 에어포일(11)은 압력 측벽(14a) 및 흡입 측벽(15a)에 의해 외향으로 범위가 정해진다. 필름 냉각 가스 구멍들은 흡입 측벽(15a) 및 압력 측벽(16a)(도시되지 않음)의 표면 상에 배열될 수 있다. 이것들은 측벽들(14a, 15a)의 리딩 에지 구역에서 유리할 수 있다.
도 1에 도시된 베인은 하나의 플랫폼(18)으로부터 연장하고 팁(17)으로 종결되는 에어포일(11)을 갖는다. 디자인 및 용례에 따라, 베인은 하나의 플랫폼으로부터 다른 플랫폼으로 연장하는 에어포일(11)을 갖는 2개의 플랫폼들(18)을 포함할 수 있다.
도 2a는 도 1의 베인의 상면도에서 플랫폼(18)을 도시한다. 도 2a의 상면도에서, 충돌 판들, 및 냉각 가스를 안내하기 위한 배플들이 베인 내부를 보기 위해 생략된다. 도 2a는 플랫폼(18)을 도시한다. 에어포일 자체는 플랫폼(18)으로부터 떨어져서 향하는 바와 같이 보이지 않지만 플랫폼의 공기 역학 프로파일을 갖는 개구가 보인다. 플랫폼(18)을 에어포일과 연결하는 곡선형 필릿(16)은 성형된 베인 개구를 둘러싼다. 작동 동안, 냉각 가스(33)는 플랫폼(18)으로부터 필릿(16)의 윤곽을 따르는 필릿을 가로질러 유동한다. 냉각 가스 유동(33)을 또한 안내하기 위해서, 제 1 장애물(25)은 에어포일에 대한 필릿(16)의 연결부에서 베인의 내부 상에 배열된다. 제 2 장애물(28)은 리딩 에지뿐만 아니라 트레일링 에지 구역에서 플랫폼(18)에 대한 필릿(16)의 연결부에서 플랫폼(18) 상에 배열된다. 제 2 장애물(28)은 작동 동안 플랫폼(18)으로부터의 냉각 가스의 크로스 유동으로부터 필릿(16)의 리딩 에지 및 트레일링 에지 구역들을 보호한다.
도 2b는 도 2a에 기초한다. 여기서 충돌 냉각 구멍들(36)의 위치에 대한 예들이 나타나 있다. 이 예에서, 냉각 구멍들(36)은 플랫폼 상에 그리고 필릿(16)의 리딩 에지뿐만 아니라 트레일링 에지 구역에 분포된다. 필릿(16)의 리딩 에지 및 트레일링 에지 구역의 효과적인 충돌 냉각은 플랫폼(18)으로부터 에어포일을 향해 유동하는 냉각 가스(33)로부터 에지 구역들을 보호하는 제 2 장애물들(28)에 의해 개선된다.
도 3, 도 5, 도 6, 및 도 7은 도 2a, 도 2b에 도시된 베인(10)의 절단부(A-A)을 나타낸다. 이 도면들은 플랫폼, 대응하는 냉각 구성들을 갖는 필릿-에어포일 연결부의 다른 예들을 나타낸다. 팁 구역은 본 발명의 주제가 아니므로, 플랫폼에 근접한 에어포일(11) 구역의 컷-아웃만이 도시된다. 베인(10)이 에어포일(11)의 양 단부들 상에 플랫폼들을 포함한다면, 이것들은 도시된 동일한 원리들에 따라 디자인될 수 있다.
도 3의 베인은 플랫폼(18), 플랫폼(18)으로부터 고온 가스 유동부(작동 동안)로 떨어져서 연장하는 에어포일(11)을 포함한다. 에어포일(11)은 필릿(16)에 의해 플랫폼(18)에 연결된다. 필릿(16)은 여기서 리딩 에지 구역에 대해 알 수 있는 바와 같이, 곡선이고 플랫폼(18)에 대해, 각각의 연결부에서 에어포일(11)에 대해 점근선이다.
배플 구조체(20)는 필릿(16)에 인접하여 배치되고 필릿(16)의 내부 윤곽을 따른다. 제 1 냉각관(23)은 필릿 및 배플 구조체(20) 사이에 배열된다. 이 예에서, 배플 구조체(20)는 필릿(16)의 충돌 냉각을 위해 충돌 판으로서 구성되고, 가압된 냉각 가스(33)가 배플 구조체(20) 상의 플레넘(37)으로부터 공급된다.
충돌 튜브(22)는 충돌 튜브(22) 및 측벽들(14a, 15a) 사이에 냉각 채널(26)의 범위를 정하는 에어포일(11)에 삽입된다. 충돌 튜브(22)는 리딩 에지 구역에서 측벽들(14a, 15a)의 충돌 냉각을 허용하는 에어포일(11)의 리딩 에지 옆에 배열된다. 측벽들(14a, 15a) 상의 충돌 후에, 냉각 가스(33)는 냉각 가스를 필름 냉각 구멍들(도시되지 않음)을 통해 에어포일의 외면으로 배출하여 또는 냉각 가스를 측벽들(14a, 15a)을 따라 충돌 튜브(22) 및 측벽들(14a, 15a)에 의해 형성된 냉각 채널(26)을 통해 베인의 트레일링 에지로 안내하여, 에어포일을 추가로 냉각하기 위해 사용될 수 있고, 에어포일(11)을 대류 냉각한다.
제 1 냉각관(23) 및 냉각 채널(26) 사이에는, 제 1 장애물(25)이 측벽들(14a, 15a)에 대한 필릿(16)의 연결부에서 에어포일(11)의 내부 상에 배열된다. 제 1 장애물(25)은 냉각 가스(33)가 제 1 냉각관(23)으로부터 직접 냉각 채널(26)로 유동하는 것을 방지하고 또한 제 1 냉각관(23)의 개구로부터 충돌 튜브(22)로 냉각 가스(33)를 향하게 한다. 따라서, 냉각 가스(33)는 2번 사용될 수 있다. 충돌 튜브의 상부 단부 상의 폐쇄 판(38)은 플레넘(37)으로부터 충돌 튜브(22)로의 냉각 가스(33)의 직접 유동을 방지한다.
이 예에서, 베인은 또한 플랫폼(18)에 인접한 제 2 충돌 구조체(27)를 포함한다. 이 제 2 충돌 구조체(27)는 한쪽으로 치우쳐 배열된 충돌 판으로서 구성되고 플랫폼과 평행하다. 제 2 냉각관(24)은 플랫폼(18) 및 제 2 충돌 구조체(27) 사이에 형성된다. 냉각 가스(33)는 플랫폼(18) 상에서 충돌하고 이어서 제 2 냉각관에서 플랫폼(18)의 내면을 따라 유동한다.
이 예에서, 베인은 제 2 냉각관(24) 및 제 1 냉각관(23) 사이의 연결부에서 플랫폼(18)의 내부 상에 배열되는 제 2 장애물(28)을 갖는다. 제 2 장애물은 제 2 냉각관(24)으로부터 제 1 냉각관(23)을 적어도 부분적으로 분리시키고 이에 따라 충돌 냉각된 제 1 냉각관(23)에서 제 2 냉각관(24)으로부터 냉각 가스(33)의 크로스 유동을 방지한다.
냉각 가스(33)는 개구를 통해 제 2 냉각관(24)을 떠나고 충돌 튜브(22)(도시되지 않음)에 직접 안내될 수 있거나 또는 제 2 장애물(여기에 도시되지 않았지만 도 2a, 도 2b에 나타냄)에 의해 차단되지 않는 제 1 냉각관(23)의 부분들을 통해 유동할 수 있다.
충돌 튜브(22)의 하류에 있고, 즉, 작동 동안 베인 주위에서 유동하는 고온 가스의 유동 방향에 있는 에어포일 구역은 충돌 튜브(22)를 떠나는 냉각 가스(33) 또는 충돌 튜브(22)의 하류에 있는 측벽들(14a, 15a) 사이의 공간으로 직접 공급되는 냉각 가스에 의해 대류 냉각될 수 있다. 이 예에서, 제 1 및 제 2 대류 냉각 부분(30, 31)은 측벽들(14a, 15a)을 대류 냉각하기 위해 에어포일(11)에서 충돌 튜브(22)의 하류에 배열된다. 제 1 대류 냉각 부분(30)은 냉각 가스(33)가 필릿(16)을 냉각한 후에 제 1 냉각관(23)으로부터 나가는 냉각 가스로 공급된다. 제 1 대류 냉각 부분(30)은 플랫폼(18)과 기본적으로 평행하게 연장하고 또한 압력 측벽(14a) 및 흡입 측벽(15a) 사이에 걸치는 벽(29)에 의해 제 2 대류 냉각 부분(31)으로부터 분리된다. 제 2 대류 냉각 부분(31)에는 충돌 냉각 후에 냉각 채널(26)을 떠나는 냉각 가스(33)가 공급된다. 이 배열에서, 고압 레벨을 갖는 냉각 가스(33)는 많은 하중을 받는 구역을 더 냉각하기 위해서 플랫폼 근처의 제 1 대류 냉각 부분(30)에 공급된다. 여기에 도시된 예들에서, 제 1 및 제 2 대류 냉각 부분들(30, 31)은 핀 필드들로서 구성된다. 핀 필드들 대신에, 다른 열 전달 개선책들이 사용될 수 있거나 또는 냉각 필요 조건들에 따라 측벽들의 적어도 일부가 부드러운 내면을 가질 수 있다.
도 4는 도 3에 나타낸 상세 사항(Ⅳ)의 플랫폼(18) 냉각 디자인의 변형을 도시한다. 이 예에서, 제 1 냉각관(23) 및 제 2 냉각관(24)이 연결되고 어떠한 장애물도 냉각관들 사이에 개재되지 못한다. 또한, 배플 구조체(20) 및 제 2 충돌 구조체(27)에는 필릿(16)의 만곡부 주위에서 그리고 플랫폼(18)의 윤곽을 따르는 하나의 충돌 판이 포함된다.
이 예에서, 제 1 및 제 2 냉각관에 공급되는 냉각 가스(33)는 또한 필름 냉각 구멍들(34)을 통해 필릿(16)을 필름 냉각하기 위해 그리고 대류 냉각 구멍들(35)을 통해 플랫폼(18)의 상류 단부를 대류 냉각하기 위해 사용된다.
도 5는 도 3에 기초한다. 그러나, 제 2 냉각관(24)은 임의의 개재된 장애물 없이 제 1 냉각 구조체에 연결된다. 또한, 배플 구조체(20)는 충돌 판으로서가 아닌 필릿(16)의 대류 냉각을 위해 필릿(16)을 따라 제 2 냉각관(24)을 떠나는 냉각 가스(33)를 안내하기 위한 안내 판으로서 구성된다. 이 배열에서, 냉각 가스 제 1 충돌은 플랫폼을 냉각시키고, 이어서 필릿(16)을 대류 냉각시키고 이어서 에어포일(11)을 최종적으로 냉각시키기 위해 충돌 튜브(22)에 공급된다.
도 6은 또한 도 3에 기초한다. 플랫폼(18)의 냉각 디자인은 도 3의 예의 디자인을 통해 수정된다. 이 예에서, 제 2 냉각관(24)의 높이가 변경된다. 제 2 냉각관(24)의 높이는 제 1 냉각관(23)보다 높다. 증가된 냉각관의 높이는 관을 통해 냉각 가스(33)의 높은 체적의 유동을 안내하는데 유리할 수 있다. 이것은 예를 들어, 압력 측면(14)으로, 각각 냉각 가스가 필릿(16)을 대류 냉각하기 위해 사용될 수 있는 베인의 흡입 측면(15)으로 제 2 장애물(28) 주위에서 리딩 에지 구역 내의 플랫폼(18)을 냉각하기 위해 사용되었던 냉각 가스(33)를 안내하기 위해 사용될 수 있다.
또한 도 6에서, 제 2 대류 냉각 부분(31)의 수정이 도시된다. 이 예에서, 리브들(32)의 행이 에어포일(11)의 트레일링 에지에서 배열된다. 이 리브들(32)은 추가의 열 전달 향상을 위해 사용될 수 있다.
도 3에 기초한 또 다른 수정이 도 7에 도시된다. 이 예에서, 제 1 및 제 2 대류 냉각 부분(30, 31) 둘 다에는 제 1 냉각관(23)으로부터 제 1 대류 냉각 부분(30)으로의 직접적인 공급 없이 충돌 튜브(22)로부터 냉각 가스가 공급된다.
도 8은 개략적으로 에어포일(11)의 단면에 대한 개략적인 예로서 도 7의 단면(Ⅷ-Ⅷ)을 도시한다. 흡입 측벽(15a) 및 압력 측벽(14a)은 에어포일(11)의 중공형 단면의 범위를 정한다. 에어포일(11)의 리딩 에지를 향해서, 충돌 튜브(22)는 이 중공형 단면 내부에 배열된다. 냉각 가스(33)는 충돌 튜브 내로 공급되고 냉각을 위해서 흡입 측벽(15a) 및 압력 측벽(14a)의 내부와 충돌한다. 그 결과, 냉각 가스(33)의 일부는 필름 냉각을 위해 사용되고 에어포일 필름 냉각 구멍들(38)을 통해 배출된다. 냉각 가스(33)의 또 다른 일부는 제 2 대류 냉각 부분(31)을 향해 충돌 튜브(22) 및 흡입 측벽(15a) 또는 압력 측벽(14a) 사이의 냉각 채널(26)에서 유동하고 에어포일(11)의 트레일링 에지를 통해 배출된다.
10: 베인
11: 에어포일
12: 리딩 에지
13: 트레일링 에지
14: 압력 측면
14a: 압력 측벽
15: 흡입 측면
15a: 흡입 측벽
16: 필릿
17: 블레이드 팁
18: 플랫폼
19a, 19b: 체결 요소
20: 배플 구조체
21: 배출 개구
22: 충돌 튜브
23: 제 1 냉각관
24: 제 2 냉각관
25: 제 1 장애물
26: 냉각 채널
27: 제 2 충돌 구조체
28: 제 2 장애물
29: 벽
30: 제 1 대류 냉각 필드
31: 제 2 대류 냉각 필드
32: 리브
33: 냉각 가스
34: 필름 냉각 구멍들
35: 대류 냉각 구멍
36: 충돌 냉각 구멍
37: 플레넘
38: 폐쇄판
39: 에어포일 필름 냉각 구멍들

Claims (15)

  1. 플랫폼(18), 및 상기 플랫폼(18)으로부터 연장하고 또한 필릿(16)에 의해 상기 플랫폼(18)에 연결되는 에어포일(11)을 포함하는 베인(10)으로서, 상기 플랫폼(18)으로부터 떨어져서 길이 방향으로 연장하는 상기 에어포일(11)은 압력 측벽(14a) 및 흡입 측벽(15a)을 갖는 압력 측면(14) 및 흡입 측면(15)을 갖고, 상기 압력 측벽(14a) 및 흡입 측벽(15a)은 리딩 에지(12) 및 트레일링 에지(13)에서 연결되고, 충돌 튜브(22)가 상기 충돌 튜브(22) 및 상기 측벽들(14a, 15a) 사이에서 냉각 채널(26)의 범위를 정하는 상기 에어포일(11) 내로 삽입되는, 상기 베인(10)에 있어서,
    상기 베인(10)은 필릿(16)의 내부 윤곽을 따르는 상기 필릿(16)에 인접하여 배치된 배플 구조체(20)를 포함하고; 상기 필릿(16) 및 상기 배플 구조체(20) 사이에서 제 1 냉각관(23)의 범위를 정하고, 제 1 장애물(25)이 상기 냉각 채널(26)로부터 상기 제 1 냉각관(23)을 분리시키기 위해 상기 측벽들(14a, 15a)에 대한 상기 필릿(16)의 연결부에서 상기 에어포일(11)의 상기 측면 상에 배열되는 것을 특징으로 하는 베인(10).
  2. 제 1 항에 있어서, 상기 배플 구조체(20)는 상기 필릿(16)의 충돌 냉각을 위한 충돌 구멍들을 포함하는 것을 특징으로 하는 베인(10).
  3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 상기 베인(10)은 상기 플랫폼(18) 및 제 2 충돌 구조체(27) 사이에서 제 2 냉각관(24)의 범위를 정하는 상기 플랫폼(18)의 윤곽을 따르는 상기 플랫폼(18)에 인접한 상기 제 2 충돌 구조체(27)를 포함하는 것을 특징으로 하는 베인(10).
  4. 제 3 항에 있어서, 상기 제 2 냉각관(24)으로부터 상기 제 1 냉각관(23)을 분리시키기 위해 제 2 장애물(28)이 상기 제 2 냉각관(24) 및 상기 제 1 냉각관(23) 사이의 연결부에서 상기 플랫폼(18)의 내부 상에 배열되는 것을 특징으로 하는 베인(10).
  5. 제 4 항에 있어서, 상기 제 2 장애물(28)은 상기 필릿(16)의 원주 둘레에 분포되는 것을 특징으로 하는 베인(10).
  6. 제 4 항에 있어서, 상기 제 2 장애물(28)은 상기 필릿(16)의 상기 리딩 에지 구역 및/또는 트레일링 에지 구역에서 제 2 냉각관(24)으로부터 상기 제 1 냉각관(23)을 향해 가는 냉각 가스의 크로스 유동으로부터 상기 필릿(16)의 상기 충돌 냉각을 보호하기 위해 상기 리딩 에지 및/또는 상기 트레일링 에지 주위에서 연장하는 것을 특징으로 하는 베인(10).
  7. 제 3 항 내지 제 6 항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 제 2 냉각관(24)은, 상기 냉각 가스가 작동 동안 상기 필릿(16)의 차후의 대류 냉각을 위해 상기 제 2 냉각관(24)으로부터 상기 제 1 냉각관(23)으로 유동하도록, 상기 제 1 냉각관(23)에 대한 개구를 갖는 것을 특징으로 하는 베인(10).
  8. 제 3 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 제 2 냉각관(24)은, 상기 냉각 가스(33)가 작동 동안 상기 에어포일(11)의 차후의 충돌 냉각을 위해 상기 제 2 냉각관(24)으로부터 상기 충돌 튜브(22)로 유동하도록, 상기 충돌 튜브(22)에 대한 개구를 갖는 것을 특징으로 하는 베인(10).
  9. 제 1 항 내지 제 8 항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 제 1 냉각관(23)은, 상기 냉각 가스(33)가 작동 동안 상기 에어포일(11)의 차후의 충돌 냉각을 위해 상기 제 1 냉각관(23)으로부터 충돌 튜브(22) 내로 유동하도록, 상기 충돌 튜브(22)에 대한 개구를 갖는 것을 특징으로 하는 베인(10).
  10. 제 1 항 내지 제 9 항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 필릿(16)은 작동 동안 냉각 가스(33)가 충돌 냉각 후에 상기 필릿(16)의 필름 냉각을 위해 사용되도록 상기 필릿 벽에 배열된 필름 냉각 구멍들(34)의 행을 포함하고 그리고/또는 상기 플랫폼(18)은 작동 동안 냉각 가스(33)가 충돌 냉각 후에 상기 플랫폼(18)의 대류 냉각을 위해 사용되도록 상기 플랫폼(18)에 배열된 대류 냉각 구멍(35)을 포함하는 것을 특징으로 하는 베인(10).
  11. 제 1 항 내지 제 10 항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 필릿(16)은 작동 동안 상기 고온 가스를 향하는 외면을 갖는 곡선 형태를 갖고, 만곡부는 상기 플랫폼(18)에 대한 상기 필릿(16)의 연결부에서 상기 플랫폼(18)의 상기 외면에 대해 접선 방향으로 형성되고 상기 에어포일(11)에 대한 상기 필릿(16)의 연결부에서 상기 에어포일(11)의 상기 외면에 대해 접선 방향으로 형성되는 것을 특징으로 하는 베인(10).
  12. 제 1 항 내지 제 11 항 중 어느 한 항에 있어서, 필릿(16)의 벽 두께는 상기 플랫폼(18)에 대한 연결부에서 상기 플랫폼(18)의 벽 두께와 동일하고, 상기 필릿(16)의 벽 두께는 상기 에어포일 측벽들(14a, 15a)에 대한 연결부에서 상기 에어포일 측벽들(14a, 15a)의 벽 두께와 동일하고, 상기 필릿(16)의 상기 벽 두께는 상기 플랫폼(18)으로부터 상기 측벽들(14a, 15a)로의 상기 필릿의 연장부를 따라 연속으로 감소하거나 또는 연속으로 증가하는 것을 특징으로 하는 베인(10).
  13. 제 1 항 내지 제 12 항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 충돌 튜브는 상기 에어포일(11)의 리딩 에지 부분에 배열되고 대류 냉각 부분(30, 31)은 상기 에어포일의 트레일링 에지 부분에 배열되고 상기 대류 냉각 부분은 상기 플랫폼에 인접한 제 1 대류 냉각 부분(30) 및 벽(29)에 의해 상기 에어포일(11)의 반대 단부를 향해 연장하는 제 2 대류 냉각 부분(31)으로 분할되는 것을 특징으로 하는 베인(10).
  14. 제 13 항에 있어서, 냉각 가스를 상기 제 1 냉각관(23)으로부터 제 1 대류 냉각 부분(30)으로 직접 공급하기 위해 냉각 가스 공급부가 상기 제 1 냉각관(23)을 상기 제 1 대류 냉각 부분(30)과 연결시키는 것을 특징으로 하는 베인(10).
  15. 플랫폼(18), 상기 플랫폼(18)으로부터 연장하고 또한 필릿(16)에 의해 상기 플랫폼(18)에 연결되는 에어포일(11)을 포함하는 베인(10)을 냉각하는 방법으로서, 상기 플랫폼(18)으로부터 떨어져서 길이 방향으로 연장하는 상기 에어포일(11)은 압력 측벽(14a) 및 흡입 측벽(15a)을 갖는 압력 측면(14) 및 흡입 측면(15)을 갖고, 상기 압력 측벽(14a) 및 흡입 측벽(15a)은 리딩 에지(12) 및 트레일링 에지(13)에서 연결되고, 충돌 튜브(22)가 상기 충돌 튜브(22) 및 상기 측벽들(14a, 15a) 사이에서 냉각 채널(26)의 범위를 정하는 상기 에어포일(11) 내로 삽입되는, 상기 베인(10)을 냉각하는 방법에 있어서,
    - 냉각 가스를 상기 필릿(16)의 내부 윤곽을 따르는 상기 필릿(16)에 인접하여 배치된 배플 구조체(20)에 공급하는 단계와,
    - 상기 필릿(16) 및 상기 배플 구조체(20) 사이에서 제 1 냉각관(23)의 범위를 정하는 단계와,
    - 충돌 냉각을 위해 상기 필릿(16) 상에 상기 냉각 가스(33)를 충돌시키는 단계와,
    - 상기 측벽들(14a, 15a)에 대한 상기 필릿(16)의 연결부에서 상기 에어포일(11)의 내부 상에 배열된 장애물(25)의 도움으로 상기 냉각 가스(33)를 상기 충돌 튜브(22) 내로 안내하는 단계, 및
    - 상기 냉각 가스(33)를 상기 측벽들(14a, 15a) 상에 충돌시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 베인(10)을 냉각하는 방법.
KR1020150038060A 2014-03-20 2015-03-19 냉각된 필릿을 갖는 터빈 베인 KR20150110367A (ko)

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Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10221708B2 (en) * 2014-12-03 2019-03-05 United Technologies Corporation Tangential on-board injection vanes
US9810084B1 (en) * 2015-02-06 2017-11-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine turbine vane baffle and serpentine cooling passage
US20170009587A1 (en) * 2015-07-06 2017-01-12 United Technologies Corporation Method for generating an airfoil including an aerodynamically-shaped fillet and airfoils including the aerodynamically-shaped fillet
US10428659B2 (en) 2015-12-21 2019-10-01 United Technologies Corporation Crossover hole configuration for a flowpath component in a gas turbine engine
US20170198602A1 (en) * 2016-01-11 2017-07-13 General Electric Company Gas turbine engine with a cooled nozzle segment
US10822973B2 (en) * 2017-11-28 2020-11-03 General Electric Company Shroud for a gas turbine engine
US11131212B2 (en) 2017-12-06 2021-09-28 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine cooling component
US10648351B2 (en) 2017-12-06 2020-05-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine cooling component
US10619492B2 (en) * 2017-12-11 2020-04-14 United Technologies Corporation Vane air inlet with fillet
US10502093B2 (en) * 2017-12-13 2019-12-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud cooling
US10774657B2 (en) * 2018-11-23 2020-09-15 Raytheon Technologies Corporation Baffle assembly for gas turbine engine components
CN112160796B (zh) * 2020-09-03 2022-09-09 哈尔滨工业大学 燃气轮机发动机的涡轮叶片及其控制方法
US11773730B2 (en) 2021-10-22 2023-10-03 Rolls-Royce Plc Ceramic matrix composite airfoil with heat transfer augmentation

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE755567A (fr) * 1969-12-01 1971-02-15 Gen Electric Structure d'aube fixe, pour moteur a turbines a gaz et arrangement de reglage de temperature associe
US6062817A (en) * 1998-11-06 2000-05-16 General Electric Company Apparatus and methods for cooling slot step elimination
US6398486B1 (en) * 2000-06-01 2002-06-04 General Electric Company Steam exit flow design for aft cavities of an airfoil
US6561757B2 (en) * 2001-08-03 2003-05-13 General Electric Company Turbine vane segment and impingement insert configuration for fail-safe impingement insert retention
DE50108466D1 (de) * 2001-08-09 2006-01-26 Siemens Ag Kühlung einer Turbinenschaufel
JP2005513329A (ja) * 2001-12-13 2005-05-12 アルストム テクノロジー リミテッド タービンエンジンの構成部品用密閉構造体
US7104756B2 (en) * 2004-08-11 2006-09-12 United Technologies Corporation Temperature tolerant vane assembly
TWI266933B (en) * 2004-11-05 2006-11-21 Hannstar Display Corp Back light module
US7431559B2 (en) 2004-12-21 2008-10-07 United Technologies Corporation Dirt separation for impingement cooled turbine components
US20100310367A1 (en) * 2006-09-28 2010-12-09 United Technologies Corporation Impingement cooling of a turbine airfoil with large platform to airfoil fillet radius
US7927073B2 (en) * 2007-01-04 2011-04-19 Siemens Energy, Inc. Advanced cooling method for combustion turbine airfoil fillets
RU2382885C2 (ru) * 2008-05-20 2010-02-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Рыбинская государственная авиационная технологическая академия имени П.А. Соловьева Сопловая лопатка газовой турбины с циклонно-вихревой системой охлаждения
US8142874B1 (en) * 2009-02-26 2012-03-27 United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Bi-material composite structure with reduced thermal expansion
JP5107463B2 (ja) * 2009-05-11 2012-12-26 三菱重工業株式会社 タービン静翼およびガスタービン
WO2011082317A2 (en) * 2009-12-31 2011-07-07 Crane Nuclear, Inc. Device for measuring strain in a component
EP2418355A1 (en) * 2010-08-13 2012-02-15 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine vane
RU103571U1 (ru) * 2010-10-21 2011-04-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Охлаждаемая лопатка турбины
JP5931351B2 (ja) * 2011-05-13 2016-06-08 三菱重工業株式会社 タービン静翼

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