KR20150130872A - Trailing edge cellular structure for turbine blade - Google Patents

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Abstract

The present invention is to provide a gas turbine blade where a plurality cooling flow paths through which cooling air is entered and circulated into a blade are formed, and a slot communicating with the cooling flow path and a blade end is formed, by which cooling air discharged to the slot contacts a hot fluid flowing outside of the blade to be capable of film cooling. The gas turbine blade with a reinforced trailing edge by a cell structure is characterized in that the cell structure formed by a combination of a plurality of unit cells (C) is included between the inner wall at the trailing edge of the blade and the cooling flow path to cool the trailing edge side of the blade among the plurality of cooling flow paths.

Description

셀 구조체에 의해 트레일링 에지가 보강된 가스터빈 블레이드{Trailing edge cellular structure for turbine blade}[0001] The present invention relates to a gas turbine blade having a trailing edge reinforced by a cell structure,

본 발명은 가스터빈 블레이드 관한 것으로, 블레이드의 꼬리부분에 해당되는 트레일링에지 부분의 강성을 보완하고 냉각공기 배출이 원활하게 하여 막 냉각을 할 수 있는 셀 구조체에 의해 트레일링 에지가 보강된 가스터빈 블레이드에 관한 기술이다.The present invention relates to a gas turbine blade, a gas turbine blade in which a trailing edge is reinforced by a cell structure capable of cooling a film by smoothly discharging cooling air and supplementing rigidity of a trailing edge portion corresponding to a tail portion of a blade, This is a technique related to blades.

발전용 및 항공용 가스터빈에서 터빈 익형의 냉각을 위해 내부 냉각 유로를 가지는 형상을 설계하게 된다.In a gas turbine for power generation and aviation, a shape having an internal cooling channel is designed for cooling the turbine airfoil.

이러한 유로내에 다양한 냉각 향상 기법들이 적용되는데, 터빈 익형 끝단 부분의 경우 두께가 얇아지는 특성 때문에 구조적인 강성을 유지할 수 있는 냉각유로 및 냉각 향상 기법을 적용하는 것이 필수적이다.Various cooling enhancement techniques are applied in these flow paths. It is essential to apply the cooling flow path and cooling improvement technique which can maintain the structural rigidity because of the thickness thinning characteristic at the end portion of the turbine airfoil.

도 1은 종래에 따른 가스터빈엔진의 터빈베인 유동구조 예시도이다.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a diagram illustrating a turbine vane flow structure of a conventional gas turbine engine. FIG.

도 1을 참조하면, 도 1에서 점선으로 지칭된 A에 해당되는 터빈베인의 끝단영역은, 베인의 흡입면(2)과 압력면(3)이 만나게 되는 형상으로 인해, 터빈베인의 다른 영역에 비해 상대적으로 작은 내부유로 구조를 갖게 되므로, 터빈 끝단영역을 냉각하기 위해, 유출 슬롯(4)이 설치되어 냉각유체가 끝단 내부유로(5)를 지나서 터빈베인 외부로 배출되게 되는 구조를 갖는다. 따라서, 터빈베인의 끝단영역에서는 냉각유체가 끝단 내부유로(5)를 지나가게 됨으로써 끝단영역에서 받게 되는 열이 제거되는 대류냉각방법이 사용되고 있다.Referring to Figure 1, the end region of the turbine vane corresponding to A, referred to as the dashed line in Figure 1, is located in a different region of the turbine vane, due to the shape in which the suction surface 2 and the pressure surface 3 of the vane meet. So that the cooling fluid is discharged to the outside of the turbine vane through the end-end internal flow path 5. In this case, as shown in FIG. Accordingly, in the end region of the turbine vane, a convective cooling method is used in which heat received in the end region is removed by allowing the cooling fluid to pass through the end inner flow path 5. [

그러나, 특히 블레이드의 끝단 즉 트레일링에지 부분에는 두께가 가장 얇은 부분인데 막 냉각을 위해 슬롯이 형성되어야 하므로 그 두께가 한정적이게 되고, 또한 유체 저항을 많이 받는 부분이므로 강성이 약한 문제점이 있어왔다.Particularly, the end of the blade, that is, the trailing edge portion has the thinnest portion. Since the slot has to be formed in order to cool the film, the thickness thereof is limited and the portion having a large fluid resistance has a problem of weak stiffness.

KRKR 10-052548310-0525483 B1B1

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로, 일반적인 형상을 대체하는 셀구조체를 적용하므로 열전달 면적을 증대시킴과 동시에 구조적인 강성을 유지할 수 있는 설계가 용이하게 할 수 있는 셀 구조체에 의해 트레일링 에지가 보강된 가스터빈 블레이드를 제공하고자 하는데 그 목적이 있다.SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in order to solve the above-mentioned problems, and it is an object of the present invention to provide a cell structure which can easily design a structure capable of maintaining a structural rigidity while increasing a heat transfer area, It is an object of the present invention to provide a gas turbine blade having a trailing edge reinforced.

상기와 같은 목적을 달성하기 위하여 본 발명은 블레이드 내부로 냉각공기가 유입 순환되는 복수개의 냉각유로가 형성되고, 상기 냉각유로와 블레이드 단부와 연통되는 슬롯이 형성되어 상기 슬롯에 배출된 냉각공기가 블레이드의 외부에 유동되는 고온유체와 접촉하여 막 냉각(film cooling) 가능케 하는 가스터빈의 블레이드에 있어서, 상기 복수개의 냉각유로 중 블레이드의 트레일링 에지(trailing edge)측을 냉각 하기 위한 냉각유로와 상기 블레이드의 트레일링 에지측 내벽 사이에는, 복수개의 단위셀(C) 조합으로 이루어지는 셀 구조체가 구비되는 것을 특징으로 하는 셀 구조체에 의해 트레일링 에지가 보강된 가스터빈 블레이드를 제공한다.According to an aspect of the present invention, there is provided a cooling device for a cooling apparatus, comprising: a plurality of cooling passages through which cooling air is introduced and circulated into a blade; a slot communicating with the cooling passage and a blade end is formed, And a cooling channel for cooling the trailing edge side of the blades of the plurality of cooling flow paths, and a cooling channel for cooling the trailing edge side of the blades, Wherein a trailing edge is reinforced by the cell structure, characterized in that a cell structure composed of a combination of a plurality of unit cells (C) is provided between the trailing edge side inner walls of the gas turbine blade.

상기 단위셀(C)은 일정길이를 가지는 부재가 상호 단부끼리 연결되어 이루어진 것을 특징으로 한다.The unit cell (C) is characterized in that members having a predetermined length are connected to each other at their ends.

상기 단위셀(C)은 상기 부재가 여섯개로 이어진 삼각뿔 구조로 형성되는 것을 특징으로 한다.The unit cell (C) is formed in a triangular pyramid structure having six members.

상기 부재는 단면이 원형으로 형성되는 것을 특징으로 한다.The member is characterized in that the cross section is formed in a circular shape.

상기와 같은 구성의 본 발명에 따르면, 다음과 같은 효과를 기대할 수 있을 것이다.According to the present invention having the above-described configuration, the following effects can be expected.

우선, 셀구조체에 의해 구조적인 강성을 유지할 수 있는 설계가 용이하고 열전달 면적을 증대시킬 수 있으므로 터빈냉각에 필요한 열전달양도 증대시킬 수 있다. First, the design that can maintain the structural rigidity by the cell structure is easy and the heat transfer area can be increased, so that the amount of heat transfer required for cooling the turbine can be increased.

더불어 부재의 단부로 이루어진 셀구조체에 의해 공기흐름도 원활하게 블레이드의 트레일링 에지 출구형상을 구현할 수 있으므로 냉각효과를 최대화함은 물론이고 냉각출구 공기와 주 유동공기 사이의 유동특성차이에 의한 공력 손실도 최소화할 수 있다.In addition, since the cell structure composed of the end portion of the member can smoothly form the trailing edge exit shape of the blade, the cooling effect can be maximized, and the aerodynamic loss due to the difference in flow characteristics between the cooling outlet air and the main flow air Can be minimized.

도 1은 종래에 따른 가스터빈엔진의 터빈베인 유동구조 예시도이다.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 셀 구조체에 의해 트레일링 에지가 보강된 가스터빈 블레이드의 단면 구성도이다.
도 3은 셀 구조체의 단위셀 예시도이다. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a diagram illustrating a turbine vane flow structure of a conventional gas turbine engine. FIG.
2 is a sectional view of a gas turbine blade in which a trailing edge is reinforced by a cell structure according to an embodiment of the present invention.
3 is an illustration of a unit cell of a cell structure.

이하, 첨부된 도면을 참고로 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 설명하기로 한다.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described with reference to the accompanying drawings.

도 2는 본 발명의 실시예에 따른 셀 구조체에 의해 트레일링 에지가 보강된 가스터빈 블레이드의 단면 구성도이다.2 is a sectional view of a gas turbine blade in which a trailing edge is reinforced by a cell structure according to an embodiment of the present invention.

도 2를 참조하면, 본 발명인 셀 구조체에 의해 트레일링 에지가 보강된 가스터빈 블레이드는 블레이드(100) 내부로 냉각공기가 유입 순환되는 복수개의 냉각유로가 형성되고, 상기 냉각유로와 블레이드 단부와 연통되는 슬롯(140)이 형성되어 상기 슬롯에 배출된 냉각공기가 블레이드의 외부에 유동되는 고온유체와 접촉하여 막 냉각(film cooling) 가능케 하는 가스터빈의 블레이드에 있어서, 블레이드의 트레일링 에지(trailing edge) 내측으로 구조 강도를 보강한 셀 구조체(200, cellular structure)가 구비된 것을 특징으로 한다.2, a gas turbine blade having a trailing edge reinforced by a cell structure according to the present invention is formed with a plurality of cooling passages through which cooling air flows into the blade 100, and the cooling passages and the blade ends are communicated with each other Wherein a slot (140) is formed in the slot so that the cooling air discharged into the slot is in contact with a hot fluid flowing outside of the blade to allow for film cooling, wherein the trailing edge of the blade And a cellular structure 200 reinforced with a structural strength inside the cell structure 200.

상세하게는, 상기 블레이드(100)의 내부에 형성된 상기 복수개의 냉각유로 중 블레이드의 트레일링 에지(trailing edge)측을 냉각 하기 위한 냉각유로(120)와 상기 블레이드의 트레일링 에지측 내벽 사이에는, 복수개의 단위셀(C) 조합으로 이루어지는 셀 구조체(200)가 구비되게 되는 것이다.Between the cooling passage 120 for cooling the trailing edge side of the blade among the plurality of cooling flow paths formed inside the blade 100 and the inner wall on the trailing edge side of the blade, And a cell structure 200 composed of a plurality of unit cell (C) combinations is provided.

즉, 셀 구조체(300)는 상기 블레이드(100)의 트레일링 에지(블레이드에서 두께가 가장 얇은 꼬리)부분의 강성을 보완해 줄 수 있을 뿐만 아니라 냉각공기의 유동 손실을 최소화할 수 있는 것이다.In other words, the cell structure 300 can complement the stiffness of the trailing edge of the blade 100 (the tail having the thinnest thickness of the blade) and minimize the flow loss of the cooling air.

그리고, 슬롯(140)은 트레일링에지의 단부에 외부와 연통되게 형성되어 있다.The slot 140 is formed so as to communicate with the outside at the end of the trailing edge.

따라서, 셀구조체(200)에 의해 냉각공기가 냉각유로(120)에서 셀구조체(200)를 통과하여 트레일링 에지 냉각효과를 최대화함은 물론이고 배출된 냉각공기와 블레이드 외부에 유동되는 고온의 공기와의 유동특성차이에 의한 공력 손실도 최소화할 수 있다.Therefore, not only the cooling air is passed through the cell structure 200 from the cooling passage 120 by the cell structure 200 to maximize the cooling effect of the trailing edge, but also the discharged cooling air and the high temperature air It is possible to minimize the aerodynamic loss due to the difference in the flow characteristics with the air.

도 3은 셀 구조체의 단위셀 예시도이다. 3 is an illustration of a unit cell of a cell structure.

도 3을 참조하면, 단위셀(C)은 일정길이를 가지는 부재가 상호 단부끼리 연결되어 이루어진 것을 특징으로 하여 형상을 이루는데, 상기 부재 상호 단부끼리 연결된 다양한 구조가 되게 실시가능하며, 이는 열전달 면적 증대와 구조적 강성을 위해 설계되는 것으로 어떠한 형상이되도 무방하다.Referring to FIG. 3, the unit cell C has a structure in which members having a predetermined length are connected to each other at their ends. The unit cells C may have various structures connected to each other, It can be any shape designed for increased and structural stiffness.

본 발명에서는 바람직하게 상기 단위셀(C)을 상기 부재가 여섯개로 이어진 삼각뿔 구조와 같은 형상이 되게 실시하였다.In the present invention, preferably, the unit cell (C) is shaped like a triangular pyramid structure having six members.

그리고, 상기 부재는 단면이 원형으로 형성되게 된다. 물론 사각단면이나 여러 각형 단면으로도 형성되도록 하여 이용 가능하다.The member is formed in a circular shape in cross section. Of course, it can also be formed into a rectangular cross section or a plurality of rectangular cross sections.

따라서, 본 발명은 셀 구조체에 의해 경량화하면서도 블레이드의 트레일링에지부분의 구조강도를 보완시킬 수 있도록 구성되고, 또한 블레이드 내측벽으로 충돌냉각할 수 있는 구조로 최적화 설계되어 효과적으로 터빈을 냉각할 수 있으며, 공력 손실이 큰 막냉각을 별도롤 적용하지 않아도 되는 이점이 있다.Therefore, the present invention is configured to be able to complement the structural strength of the trailing edge portion of the blade while making it lighter by the cell structure, and optimally designed to have a structure capable of colliding with the inner wall of the blade to cool the turbine effectively , There is an advantage that the aerodynamic loss does not have to be applied to separate rolls of the membrane cooling.

상기 부재는 단면이 원형으로 형성되는 것을 특징으로 한다.The member is characterized in that the cross section is formed in a circular shape.

이상과 같이 본 발명은 셀 구조체에 의해 트레일링 에지가 보강된 가스터빈 블레이드를 제공하는 것을 기본적인 기술적인 사상으로 하고 있음을 알 수 있으며, 이와 같은 본 발명의 기본적인 사상의 범주내에서, 당업계의 통상의 지식을 가진 자에게 있어서는 다른 많은 변형이 가능함은 물론이다.As described above, the present invention provides a gas turbine blade in which a trailing edge is reinforced by a cell structure as a basic technical idea. Within the scope of the basic idea of the present invention, Of course, many other variations are possible for those of ordinary skill in the art.

100: 블레이드 120: 냉각유로
140: 슬롯 200: 셀구조체100: blade 120: cooling channel
140: Slot 200: Cell structure

Claims (4)

블레이드(100) 내부로 냉각공기가 유입 순환되는 복수개의 냉각유로가 형성되고, 상기 냉각유로와 블레이드 단부와 연통되는 슬롯이 형성되어 상기 슬롯에 배출된 냉각공기가 블레이드의 외부에 유동되는 고온유체와 접촉하여 막 냉각(film cooling) 가능케 하는 가스터빈의 블레이드에 있어서,
상기 복수개의 냉각유로 중 블레이드의 트레일링 에지(trailing edge)측을 냉각 하기 위한 냉각유로와 상기 블레이드의 트레일링 에지측 내벽 사이에는,
복수개의 단위셀(C) 조합으로 이루어지는 셀 구조체(200)가 구비되는 것을 특징으로 하는 셀 구조체에 의해 트레일링 에지가 보강된 가스터빈 블레이드.A plurality of cooling flow paths through which cooling air is introduced into the blades 100 are formed and a slot communicating with the cooling flow paths and the blade ends is formed so that the cooling air discharged into the slots flows to the outside of the blades, A blade of a gas turbine which is capable of contacting and film cooling,
Between the cooling flow path for cooling the trailing edge side of the blade among the plurality of cooling flow paths and the inner wall on the trailing edge side of the blade,
Wherein a cell structure (200) composed of a plurality of unit cell (C) combinations is provided, wherein the trailing edge is reinforced by the cell structure. 제1항에 있어서,
상기 단위셀(C)은 일정길이를 가지는 부재가 상호 단부끼리 연결되어 이루어진 것을 특징으로 하는 셀 구조체에 의해 트레일링 에지가 보강된 가스터빈 블레이드.The method according to claim 1,
The gas turbine blade according to claim 1, wherein the unit cell (C) comprises a member having a predetermined length connected to each other at their ends. 제2항에 있어서,
상기 단위셀(C)은 상기 부재가 여섯개로 이어진 삼각뿔 구조로 형성되는 것을 특징으로 하는 셀 구조체에 의해 트레일링 에지가 보강된 가스터빈 블레이드.3. The method of claim 2,
Wherein the unit cell (C) is formed of a triangular structure having six members. The gas turbine blade according to any one of claims 1 to 5, wherein the trailing edge is reinforced by the cell structure. 제2항 또는 제3항에 있어서,
상기 부재는 단면이 원형으로 형성되는 것을 특징으로 하는 셀 구조체에 의해 트레일링 에지가 보강된 가스터빈 블레이드.
The method according to claim 2 or 3,
Characterized in that the member is formed in a circular shape in cross section.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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