KR20150129617A - 개선된 냉각을 갖는 날개부 - Google Patents

Abstract

본 발명은 날개부의 내부 냉각 채널 상에 형성된 개선된 와류발생기 장치를 포함하는 가스 터빈용 날개부에 관한 것이다. 본 발명의 양호한 실시예에 따라서, 각각의 와류발생기에 관한 상기 채널 내부에서 냉각 유동의 일정한 각도를 보장하기 위하여, 와류발생기와 수직축 사이에 형성된 각도는 유리하게는 모든 단일 와류발생기에 대한 곡선 영역에서 적용된다. 추가로, 동일 원리가 날개부 내에 제공된 모든 냉각 채널에 적용될 수 있다.

Description

개선된 냉각을 갖는 날개부{AIRFOIL WITH IMPROVED COOLING}

본 발명은 날개부의 내부 냉각 채널에 형성된 개선된 와류발생기 장치를 포함하는, 가스 터빈용 날개부에 관한 것이다.

널리 공지된 바와 같이, 고온 가스의 유동을 실행함으로써 유용한 작업을 추출하도록 구성된 일반적인 기계류들 또는 가스 터빈들은 그러한 기능으로 전개된 날개부들과 같은 구성요소들을 포함한다. 날개부는 기계류의 작동 중에 허용가능한 한계값 내에서 그 부품들의 온도를 유지하기 위하여 냉각될 필요가 있다. 이러한 이유로 인하여, 날개부들은 냉각 공기를 수용하도록 구성된 길이방향 연장 내부 채널 또는 덕트를 일반적으로 포함한다. 대체로, 날개부는 사형(serpentine-type) 구조로 서로 연결된 복수의 내부 채널들을 포함한다. 특히, 냉각 공기는 높은 외부 열부하를 갖는 날개부의 일부인 선단 에지의 근위부에 위치한 제 1 채널에 있는 냉각 채널에 진입하고, 교대로 후미 에지의 근위부에 위치한 냉각 채널을 통하여 회로를 빠져나간다.

채널들 내부에서, 와류 증폭기 또는 와류발생기는 냉각 채널의 내벽 부근에 와류를 발생시켜서, 냉각 유동과 날개부 사이에서 열교환을 증가시키고 따라서 냉각 성능을 개선하기 위하여 일반적으로 전개된 수단이다.

와류발생기는 일반적으로 냉각 채널의 내벽 상에 위치한 리브형 요소들의 형태로 제공된다.

날개부와 냉각 유체 사이의 열교환에 영향을 미치는 하나의 변수는 날개부의 길이방향 축을 따르는 냉각 공기 유동의 방향과, 와류발생기 사이에 형성된 각도이다. 직선형 길이방향 축을 갖는 날개부에 대해서, 리브들은 수직축을 따라서 일정한 경사를 유지하고 이러한 각도는 냉각 채널을 걸쳐서 일정하다.

그러나, 터빈 효율을 개선시키기 위하여, 날개부는 3차원 형상이고 이는 그 길이방향 축이 곡선이고 구성요소 설계축인 수직축으로부터 편차가 나며 이는 가스 터빈의 배치와 관련된다는 것을 의미한다. 이러한 곡선은 대체로 날개부의 선단 에지부의 근위부에 대부분 나타난다.

결과적으로, 길이방향 축이 곡선인 영역들은 리브들과 냉각 공기 유동의 방향에 의해서 형성된 각도들의 감소를 특징으로 하기 때문에, 수직축에 대한 고정된 경사를 갖는 냉각 채널의 내벽을 따라서 리브들을 배열하는 것은 불량한 냉각 성능을 나타내게 한다. 상술한 바와 같이, 이러한 각도는 냉각 시스템의 효율을 위한 구동 매체이다.

또한, 공지된 날개부에 따라서, 열전달을 위한 다른 구동 매체인, 후속 리브들 사이의 거리 또는 리브 대 리브 피치는 수직축을 따라서 일정하게 유지된다. 유사하게, 3D 곡선 형상을 갖는 날개부들에 대한 이러한 공지된 기하학적 형태는 일반적으로 P로 공지된 리브 대 리브 피치에서의 변화를 유도한다. 특히, 이는 높은 피치를 유도하고, 유효 리브 각도에 대하여 영향을 받는 영역에서의 열전달을 감소시킨다.

그러므로, 표준 설계 접근방안은 특히 곡선형 프로파일을 갖는 날개부에 대한 부적절한 냉각을 제공한다. 또한, 표준 접근방안은 대부분의 곡선 형상을 갖는 영역에서 열전달이 직선형 부분과 비교할 때 낮기 때문에, 곡선형 덕트를 따라 불균질한 냉각을 유도한다.

표준 설계를 위한 가능한 역방향 조치(counter measurement)는 냉각 공기 소모량을 증가시킨다. 그러나, 냉각 덕트 내에서 전개된 와류발생기들의 기하학적 형태는 동일하고 따라서 직선형 부분과 비교할 때 3D 형상에서 냉각 성능이 낮고 덕트를 따라 불균질한 냉각이 제공될 수 있다. 또한, 소정 값 내에서 날개부의 곡선 부분에서 금속 온도를 유지하기 위하여, 냉각 공기 유동을 증가시키면, 불가피하게 터빈 효율과 동력을 감소시킨다.

본 발명의 목적은 실질적으로 독립 청구항 1에 규정된 혁신적인 날개부를 제공함으로써 상술한 기술적 문제점을 해결하는 것이다.

양호한 실시예들은 대응하는 종속 청구항에 규정된다.

단지 예시적이고 비제한적인 목적인 하기 상세한 설명에서 기술되는, 본 발명의 양호한 실시예에 따라서, 각각의 와류발생기에 관한 상기 채널 내부에서 냉각 유동의 일정한 각도를 보장하기 위하여, 와류발생기와 수직축 사이에 형성된 각도는 유리하게는 모든 단일 와류발생기에 대한 곡선 영역에서 적용된다. 추가로, 동일 원리가 날개부 내에 제공된 모든 냉각 채널에 적용될 수 있다.

또한, 본 발명의 양호한 실시예에 따라서, 2개의 후속 와류발생기들 사이의 상대 경사도의 최대 변이값은 3°를 초과하지 않아야 하는데, 이는 리브의 선단 에지와 후미 에지에서의 피치 사이의 최고 변이는 결과적으로 낮은 냉각 성능을 나타내기 때문이다.

마지막으로, 후속 와류발생기들 사이의 거리 또는 피치는 수직축을 따라서 변화되면서 냉각 유동을 따라 일정하게 피치를 유지하도록 적용된다.

본 발명의 상기 목적 및 많은 부수적인 장점은 첨부된 도면과 연계된 하기 상세한 설명을 참조함으로써 더욱 잘 이해될 것이다.
도 1은 본 발명에 따른 가스 터빈을 위한 날개부의 사시도이다.
도 2는 도 1의 날개부의 단면도이다.
도 3과 도 4는 본 발명(좌측)에 따른 와류발생기 장치 대 종래 기술(우측)에 따른 장치를 구비한 날개부의 단면을 개략적으로 도시한다.
도 5는 본 발명에 따른 와류발생기 장치를 포함하는 날개부의 양호한 실시예를 개략적으로 도시한다.
도 6은 본 발명에 따른 날개부의 측방향 단면도를 도시한다.

도 1에 있어서, 일반적으로 도면부호 "1"로 지정된 가스 터빈을 위한 본 발명에 따른 날개부의 외면이 도시된다. 날개부(1)는 (도 1에서 볼 수 없는) 내부 냉각 회로를 포함하고, 상기 내부 냉각 회로는 대체로 엔진의 압축기에서 불어오는 공기인 냉각 유체를 내부 구조로 송풍하기 위한 입구(11)와, 냉각 회로의 단부에 있는 출구로서의 압력측 블리드(bleed;12)를 구비한다.

다음 도 2에 있어서, 날개부(1)의 단면이 도시된다. 특히, 도 2의 단면으로 인하여, 사형 구성으로 서로 연결되어 있는 내부 냉각 채널(2,21,22)의 존재가 드러난다. 내부 채널(2)은 날개부의 선단 에지부의 근위부에 위치하고, 내부 채널(22)은 날개부(1)의 후미 에지의 근위부에 위치한다. 내부 채널(21)은 채널(2)과 채널(22) 사이에 위치한 중간 채널이다. 날개부는 또한 단지 하나의 냉각 채널만을 포함할 수 있는 다른 종류의 냉각 회로들을 포함할 수 있다는 것을 이해할 것이다.

이하, 주요 에지 내부 채널(2)에 대해서 기술되며, 냉각 회로의 모든 채널에 대해서 동일한 설명이 적용된다는 것을 이해할 것이다. 도면에서 볼 수 있는 바와 같이, 냉각 채널(2)은 길이방향 축(a)을 형성하고 제 1 하부 부분[미도시된 가스 터빈의 회전자 몸체에 부착될 수 있음]과 상부 부분을 포함한다. 특히, 하부 부분은 실질적으로 직선형이고 상기 부분을 따른 길이방향 축(a)은 일반적으로 가스 터빈의 설계축과 연관된 수직 방향에 관련된 수직축(z)과 실질적으로 정렬된다. 다르게는, 상부 부분은 3차원 전개로 비틀리고 상기 부분을 따른 길이방향 축(a)은 도면에서 명확하게 볼 수 있는 바와 같이 수직축(z)으로부터 상당히 편차가 난다. 냉각 채널 내에서 와류를 발생시키고 냉각 유동과 날개부 사이의 열교환을 증진시키기 위하여, 복수의 길이방향으로 이격된 와류발생기들이 채널을 따라 제공된다. 비제한성 예로서, 도면에 표시된 바와 같이, 후속 와류발생기(51,52)에 대해서 기술한다. 양호한 실시예에서, 와류발생기는 리브형 요소의 형태로 제공된다. 그러나, 다른 형상도 고려될 수 있다.

도 3의 좌측을 참조할 때, 종래 기술에 따른 냉각 채널을 따른 리브형 요소들 또는 리브들의 전형적인 배열이 도시되어 있다. 특히, 리브들은 수직축(z)에 대해서 일정한 경사를 갖고 배치된다. 그러나, 채널의 상부 부분은 비틀리고 따라서 길이방향 축(a)은 채널의 상부 부분으로부터 편차가 난다. 채널 내부를 흐르는 냉각 유동은 덕트의 길이방향 축(a)에 의해서 형성된 방향을 따르기 때문에, 이러한 배열로 인하여 채널의 상부 굽힘 부분 내의 리브들과 유동 사이의 작은 기울기 각도(θ)와 하부 부분에서 큰 기울기 각도(θ)를 갖는다. 채널을 따른 이러한 기울기 각도 변이로 인하여, 결과적으로 덕트를 따른 불균일한 냉각 성능이 유발된다.

도 3의 우측을 참조할 때, 본 발명에 따른 냉각 채널(2)을 따른 리브 배열이 도시되어 있다. 특히, 수직축(z)에 대한 각 리브의 경사도는 이제 리브와 길이방향 축(a)[냉각 유동의 방향으로 정렬됨] 사이에 형성된 기울기 각도(α)가 내부 냉각 채널(2)을 따라 실질적으로 일정하도록 적용된다. 더욱 양호하게는, 기울기 각도(α)는 중간값 주위의 +/-3°의 범위 내에서 상기 덕트를 따라서 변화될 수 있다. 각도가 상술한 범위 내에서 변화되는 경우에 기울기 각도(α)가 중간값으로서 의도된 40°내지 70°범위 내에서 선택될 때, 냉각 성능을 만족시키는 것이 이루어질 수 있다는 것이 고려되었다. 더욱 양호하게는, 각도는 45°내지 60°사이에서 선택된다. 양호한 실시예에서, 기울기 각도(α)는 실질적으로 60°이다.

다음 도 4를 참조할 때, 본 발명의 다른 양호한 실시예가 개략적으로 도시된다. 좌측에는 다시 종래 기술에 따른 리브 배열이 도시된다. 특히, 후속 리브들 사이의 거리 또는 피치가 수직축(z)을 따라서 일정하도록 리브들이 채널을 따라서 배열된다는 것을 이해할 것이다. 우측에는, 본 발명에 따른 리브 배열이 도시된다. 본 발명에 따른, 유리하게는, 리브들이 길이방향 축(a)의 방향으로 서로 사이에 동일하게 이격되어서, 도면에서 부호"P"로 표시된 후속 리브들 사이에 있는 길이방향 축(a) 상에 결정된 피치는 냉각 채널을 따라서 일정하다.

이제 도 5를 참조할 때, 양호하게는, 2개의 후속 리브들[도면의 예에서 단지 리브들(51,52)이 도시됨]의 배치에서, 도면에서 부호 "31"로 표시된 선단 에지 피치와 부호 "32"로 표시된 후미 에지 피치 사이의 큰 차이를 갖지 않는다. 이는 2개의 후속 와류발생기(51,52) 사이의 상대 경사도의 변화를 측정한, 제 2 기울기 각도(β)의 값을 유지함으로써 달성되고, 상기 제 2 기울기 각도는 실질적으로 3°이하이다. 이러한 추가 양호한 한정으로, 최적 기하학적 형태의 리브 배열이 달성되어서 결과적으로 가스 터빈의 작동 중에 날개부의 최상의 냉각 성능이 얻어진다.

이제 마지막 도 6을 참조할 때, 본 발명에 따른 날개부의 냉각 채널(2)의 측방향 단면도가 개략적으로 도시된다. 냉각 채널(2)은 압력측 벽(41)과 그에 대향하는 흡인측 벽(42)에 의해서 형성된다. 압력측 벽(41)에서, 예를 통해서 도시된 리브(51,52)는 앞선 도 4에 표시된 피치(P) 만큼 이격되어 있다. 유사하게, 대면하는 벽(42)은 교대로 일련의 리브들을 포함한다. 도면에서, 리브(51',52')가 도시된다. 비제한적 예로서 본원에 도시된 양호한 실시예에서, 압력측 벽(41)에 분배된 리브들은 대향하는 흡인측 벽(42) 상에 분배된 리브들에 대해서 지그재그로 되어 있다. 양호하게는, 후속 대향 리브들, 예를 들어 도면부호 "51과 51' " 사이의 거리는 피치의 절반인 P/2와 동일하게 채택된다.

아직 도 6에 있어서, 리브들의 기하학적 형태는 각각 리브의 높이와 폭인 변수(e,w)에 의해서 추가로 한정된다. 특히, 제 1 변수는 리브의 피치와 높이 사이의 비로서 규정된다. 제 1 변수(P/e)는 5 내지 12 범위 내에서 선택된다. 양호하게는, 제 1 변수(P/e)의 선택 값은 8이다.

더우기, 제 2 변수는 리브의 폭과 높이 사이의 비로서 규정된다. 제 2 변수(w/e)는 0.8 내지 1.2 범위 내에서 선택된다. 양호하게는, 제 2 변수(w/e)의 선택 값은 1.0이다.

마지막으로, 리브들은 양호하게는 측방향 단면에서 사다리꼴 형상을 가지며 양호한 실시예에 따라서 2°내지 5°범위 내에서 선택되는 드래프트 각도(γ)[도면에서 상기 각도는 단지 명확성을 위하여 배척으로 나타내었다]를 규정한다.

본 발명은 양호한 실시예와 연계하여 충분히 기술되었지만, 본 발명의 범주 내에서 변형이 도입될 수 있고, 본원은 상기 실시예에 의해서가 아니라 청구범위의 내용에 의해서 한정된다는 것은 자명한 사실이다.

Claims (11)

1. 길이방향 축(a)을 따라 배열된 적어도 하나의 내부 냉각 채널(2)을 포함하는 가스 터빈용 날개부(1)로서, 상기 적어도 하나의 냉각 채널(2)은 상기 길이방향 축(a)이 곡선형이고 상기 가스 터빈의 설계축의 수직축(z)으로부터 편차가 나는 굽힘부를 구비하고, 상기 날개부(1)는 상기 내부 냉각 채널(2)의 적어도 하나의 벽(41)에 분배된 복수의 길이방향 이격된 와류발생기들(51,52)을 포함하고, 상기 된 복수의 길이방향 이격된 와류발생기들(51,52)은 각각의 와류발생기(51,52)가 상기 길이방향 축(a)과 기울기 각도(α)를 형성하도록 경사지는, 상기 가스 터빈용 날개부(1)에 있어서,
   각각의 와류발생기(51,52)의 경사도는 상기 기울기 각도(α)가 상기 길이방향 축(a)을 따라 실질적으로 일정하도록 적용되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 날개부(1).
2. 제 1 항에 있어서,
   상기 기울기 각도(α)는 중간값 주위의 +/-3°의 범위 내에서 상기 길이방향 축(a)을 따라서 변화되는, 가스 터빈용 날개부(1).
3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
   상기 기울기 각도(α)는 40°내지 70°범위 내에서 선택되는, 가스 터빈용 날개부(1).
4. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 기울기 각도(α)는 실질적으로 일정하고 60°와 동일한, 가스 터빈용 날개부(1).
5. 제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 와류발생기들(51,52)은 상기 내부 냉각 채널(2)의 길이방향 축(a)의 방향으로 서로 사이에 동일하게 이격되어서, 후속 와류발생기들(51,52) 사이에 있는 상기 길이방향 축(a)에서 결정된 피치는 상기 내부 냉각 채널(2)을 따라 일정한, 가스 터빈용 날개부(1).
6. 제 1 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에 있어서,
   2개의 후속 와류발생기들(51,52) 사이의 상대 경사도의 변이와 관련된 제 2 기울기 각도(β)는 실질적으로 3°이하인, 가스 터빈용 날개부(1).
7. 제 1 항 내지 제 6 항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 날개부(1)는 복수의 내부 냉각 채널들(2,21,22)을 포함하는, 가스 터빈용 날개부(1).
8. 제 1 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 복수의 내부 냉각 채널들(2,21,22)은 사형 구성으로 일렬로 서로 연결되는, 가스 터빈용 날개부(1).
9. 제 1 항 내지 제 8 항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 와류발생기들(51,52)은 리브형 요소들인, 가스 터빈용 날개부(1).
10. 제 1 항 내지 제 9 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 냉각 채널(2)은 2개의 대향 벽들(41,42)에 의해서 형성되고, 상기 날개부(1)는 상기 벽(42) 상에 분배된 와류발생기들(51',52')을 추가로 포함하고, 상기 벽(41) 상에 분배된 와류발생기들(51,52)은 대향 벽(42) 상에 분배된 와류발생기들(51',52')에 대해서 지그재료로 배열되는, 가스 터빈용 날개부(1).
11. 가스 터빈의 회전자에 있어서,
    제 1 항 내지 제 10 항 중 어느 한 항에 따른 날개부(1)를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈의 회전자.
    

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