KR20160124594A - Structure of discrete guide vane in the internal cooling channel to control local cooling performance on internal surface - Google Patents

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KR20160124594A
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Abstract

According to an embodiment of the present invention, a structure of a guide vane to control a local cooling performance after a bent pipe unit in a gas turbine blade comprises: a first flow path to which cooling gas is introduced; a second flow path to which the cooling gas is discharged; a bent pipe unit connecting the first and the second flow path in which a direction of flow of the gas changes; and a guide vane installed along a point where the bent pipe unit and the first flow path joins to a point where the bent pipe unit and the second flow path joins.

Description

가스터빈 블레이드 내부 곡관부 이후의 냉각 성능 국소 조절을 위한 가이드 베인 구조{Structure of discrete guide vane in the internal cooling channel to control local cooling performance on internal surface}[0001] The present invention relates to a guide vane structure for locally controlling cooling performance of a gas turbine blade inner bending portion.

본 발명은 가스터빈 블레이드 내부 곡관부 이후의 냉각 성능 국소 조절을 위한 가이드 베인 구조에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 가스터빈 블레이드의 곡관부 이후의 냉각 성능을 국소적으로 조절하여, 열부하의 편차에 따른 냉각 성능 조절을 통해 파손 방지 및 신뢰성을 확보할 수 있는 가이드 베인 구조에 관한 것이다.
The present invention relates to a guide vane structure for local control of cooling performance after a bending portion inside a gas turbine blade, and more particularly to a guide vane structure for controlling the cooling performance after a bending portion of a gas turbine blade locally, To a guide vane structure capable of preventing breakage and ensuring reliability through control of cooling performance.

발전, 항공 분야에 걸쳐 다양하게 사용되는 가스터빈은 그 효율을 높이기 위해 고온의 연소가스를 사용하게 된다. 이로 인해 가스터빈 블레이드는 고온의 연소가스에 노출되며, 고온에 의한 파손이 빈번하게 발생하는 부품이다. 이러한 가스터빈 블레이드의 파손 시, 기동 정지로 인한 손실뿐 아니라 안전성 면에서도 큰 위험이 따르게 된다. 그러므로 이러한 가스터빈 블레이드를 고온의 연소가스로부터 보호하기 위해 일반적으로 내부의 냉각유로를 설치하는 방법을 사용한다. Gas turbines, which are widely used throughout power generation and aviation fields, use high-temperature combustion gases to increase their efficiency. As a result, the gas turbine blade is exposed to a high temperature combustion gas, and is frequently damaged due to high temperature. In case of breakage of such a gas turbine blade, not only the loss due to the start and stop but also the safety is a great risk. Therefore, in order to protect such gas turbine blades from high-temperature combustion gases, a method of installing an internal cooling flow path is generally used.

도 1은 종래의 가스터빈 블레이드의 내부유로 구조를 도시한 것이다. 가스터빈 블레이드의 내부유로 내에는 유체가 급격한 회전을 하는 곡관부(18, 22)가 존재한다. 곡관부(18, 22)에는 유동이 잘 흐르도록 도와주는 가이드 베인(Guide Vane)이 설치될 수 있다.1 shows an internal flow path structure of a conventional gas turbine blade. In the internal flow path of the gas turbine blade, there are bending portions 18, 22 for which the fluid suddenly rotates. The bending portions 18 and 22 may be provided with a guide vane for facilitating flow.

도 2는 종래의 가스터빈 블레이드의 내부유로 및 가이드베인(40) 구조를 적용하여 제 1, 2 유로의 내부 유동 형태를 실험한 결과를 도시한 것이다. FIG. 2 is a graph showing the results of experiments on the internal flow patterns of the first and second flow paths by applying the internal flow path and the guide vane 40 structure of the conventional gas turbine blade.

도 2를 참조하면, 종래의 가이드 베인(40)은 'ㄴ'자 형태의 가이드베인(40)으로서 곡관부(300) 내부에 위치한다. Referring to FIG. 2, the conventional guide vane 40 is positioned inside the bending portion 300 as a guide vane 40 having an 'a' shape.

종래의 가이드 베인(40)은 곡관부를 기준으로 하여, 유동이 곡관부로 진입되는 제 1 유로뿐만 아니라 유동이 곡관부를 빠져나오는 제 2 유로에서도 흡입면과 압력면으로의 열전달이 대체로 대칭적으로 나타난다. 이로 인해, 블레이드 표면이 국소적으로 다른 온도분포가 존재할 때, 냉각되는 정도를 조절할 수 없다.
The conventional guide vane 40 has a generally symmetrical heat transfer from the bending portion to the suction surface and the pressure surface, as well as the first flow path in which the flow enters the bending portion, as well as the second flow path in which the flow exits the bending portion. This makes it impossible to control the extent to which the blade surface is cooled when there is a locally different temperature distribution.

상기 기술한 문제점을 해결하고자 본 발명에서는 블레이드 표면이 국소적으로 다른 온도분포가 존재할 때, 흡입면과 압력면이 냉각되는 정도를 조절할 수 있는 가이드베인 구조를 제시하고자 한다.
In order to solve the above-described problems, the present invention proposes a guide vane structure capable of controlling the degree of cooling of the suction surface and the pressure surface when the blade surface has a locally different temperature distribution.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스터빈 블레이드 내부 곡관부 이후의 냉각 성능 국소 조절을 위한 가이드 베인 구조는 냉각 기체가 유입되는 제 1 유로, 냉각 기체가 유출되는 제 2 유로, 상기 제 1, 2 유로를 연결시키며, 내부에서 기체의 흐름 방향이 전환되는 곡관부, 및 상기 곡관부와 상기 제 1 유로가 만나는 지점부터 상기 곡관부와 제 2 유로가 만나는 지점에 걸쳐 설치되는 가이드베인을 포함한다.The guide vane structure for local control of cooling performance after the bending portion inside the gas turbine blade according to an embodiment of the present invention includes a first flow path through which the cooling gas flows, a second flow path through which the cooling gas flows, And a guide vane installed from a point where the bending portion and the first flow path meet to a point where the bending portion and the second flow path meet.

그리고, 가이드베인(400)의 폭(w1)은 곡관부(300)의 폭(w2)의 0.45 ~ 0. 55 배로 형성되어, 가이드베인(400)의 폭(w1)이 곡관부(300)의 폭(w2)을 대체로 절반 정도 차지하는 것이 바람직하다. The width w1 of the guide vane 400 is formed to be 0.45 to 0.55 times the width w2 of the bending portion 300 so that the width w1 of the guide vane 400 is smaller than the width w1 of the bending portion 300. [ It is preferable to occupy approximately half of the width w2.

또한 가이드베인은 일체의 C형으로 형성되는 것을 특징으로 한다.Further, the guide vane is characterized by being formed as an integral C-shape.

그리고 가이드베인의 일측면은 가스터빈 블레이드의 압력면에 접해 있거나, 가스터빈 블레이드의 흡입면에 접해 있는 것이 바람직하다.It is preferable that one side of the guide vane is in contact with the pressure surface of the gas turbine blade or in contact with the suction surface of the gas turbine blade.

구체적으로는, 가스터빈 블레이드의 외부 열부하가 압력면측에 높게 나타나는 경우는 상기 가이드베인의 일측면이 압력면에 접하여 설치되고, 가스터빈 블레이드의 외부 열부하가 흡입면측에 높게 나타나는 경우에는 상기 가이드베인의 일측면이 흡입면에 접하여 설치되는 것이 바람직하다.Specifically, when the external heat load of the gas turbine blade is high on the pressure surface side, one side surface of the guide vane is disposed in contact with the pressure surface. When the external heat load of the gas turbine blade is high on the suction surface side, It is preferable that one side is provided in contact with the suction surface.

또한, 가이드베인은 제 1 유로와 곡관부가 만나는 지점에 형성되는 제 1 절편부, 제 2 유로와 곡관부가 만나는 지점에 형성되는 제 2 절편부;를 포함하되, 상기 제 1 절편부 및 제 2 절편부는 서로 단락되어 있는 것을 특징으로 할 수 있다.The guide vane may include a first segment formed at a point where the first flow path and the curved portion meet, and a second segment formed at a point where the second flow path and the curved portion meet, wherein the first segment and the second segment And the portions are short-circuited to each other.

구체적으로는, 제 1 절편부의 일측면은 가스터빈 블레이드의 압력면에 접해 있고 상기 제 2 절편부의 일측면은 가스터빈 블레이드의 흡입면에 접해 있는 것이 바람직하다.Specifically, it is preferable that one side of the first segment is in contact with the pressure surface of the gas turbine blade and one side of the second segment is in contact with the suction surface of the gas turbine blade.

또는, 제 1 절편부의 일측면은 가스터빈 블레이드의 흡입면에 접해 있고 상기 제 2 절편부의 일측면은 가스터빈 블레이드의 압력면에 접해 있는 것이 바람직하다.Alternatively, it is preferable that one side of the first segment is in contact with the suction surface of the gas turbine blade, and one side of the second segment is in contact with the pressure surface of the gas turbine blade.

구체적으로는, 가스터빈 블레이드의 외부 열부하가 압력면측에 높게 나타나는 경우는 상기 제 2 절편부의 일측면이 압력면에 접하여 설치되고, 가스터빈 블레이드의 외부 열부하가 흡입면측에 높게 나타나는 경우에는 상기 제 2 절편부의 일측면이 흡입면에 접하여 설치되는 것이 바람직하다.
More specifically, when the external heat load of the gas turbine blade is high on the pressure surface side, one side of the second segment is provided in contact with the pressure surface, and when the external heat load of the gas turbine blade is high on the suction surface side, It is preferable that one side of the piece is provided in contact with the suction surface.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스터빈 블레이드 내부 곡관부 이후의 냉각 성능 국소 조절을 위한 가이드 베인 구조는 블레이드 표면이 국소적으로 다른 온도분포가 존재할 때, 흡입면과 압력면이 냉각되는 정도를 조절하여 가스터빈 블레이드의 전체적인 냉각 성능을 향상시킬 수 있다.
The guide vane structure for local conditioning of the cooling performance after the inner bending portion of the gas turbine blade according to an embodiment of the present invention adjusts the degree of cooling of the suction surface and the pressure surface when the blade surface is locally different in temperature distribution Thereby improving the overall cooling performance of the gas turbine blade.

도 1은 종래의 가스터빈 블레이드의 내부유로 및 가이드베인 구조를 도시한 것이다.
도 2는 종래의 가스터빈 블레이드의 내부유로 및 가이드베인 구조를 적용하였을 때, 제 1, 2 유로의 내부 유동 형태를 도시한 것이다.
도 3 (a), (b), (c), (d)는 본 발명의 제 1, 2, 3, 4 실시예에 따른 가스터빈 블레이드의 내부유로 및 가이드베인 구조를 도시한 것이다.
도 4 (a), (b), (c), (d)는 본 발명의 제 1, 2, 3, 4 실시예에 따른 가스터빈 블레이드의 내부유로 및 가이드베인 구조를 적용하였을 때, 제 2 유로 내부 유동 형태를 도시한 것이다.
도 5는 종래 및 본 발명의 제 1, 2, 3, 4 실시예에 따른 가스터빈 블레이드의 내부유로 및 가이드베인 구조를 적용하였을 때, 제 1 유로 및 제 2 유로의 열전달 분포를 도시한 것이다.1 shows an internal flow path and a guide vane structure of a conventional gas turbine blade.
FIG. 2 is a view showing an internal flow of the first and second flow paths when the internal flow path and the guide vane structure of the conventional gas turbine blade are applied.
3 (a), 3 (b), 3 (c) and 3 (d) show the internal flow path and guide vane structure of the gas turbine blades according to the first, second, third and fourth embodiments of the present invention.
FIGS. 4 (a), 4 (b), 4 (c) and 4 (d) show the internal flow path and guide vane structure of the gas turbine blades according to the first, second, And shows the flow pattern inside the flow path.
FIG. 5 illustrates a heat transfer distribution of a first flow path and a second flow path when an internal flow path and a guide vane structure of a gas turbine blade according to the first, second, third, and fourth embodiments of the present invention are applied.

이하 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예를 상세히 설명하기로 한다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정하여 해석되어서는 아니 되며, 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야 한다.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the drawings. Prior to the description, terms and words used in the present specification and claims should not be construed as limited to ordinary or dictionary meanings and should be construed in accordance with the technical concept of the present invention.

본 명세서 전체에서, 어떤 부분이 어떤 구성요소를 "포함" 한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라 다른 구성 요소를 더 포함할 수 있는 것을 의미한다.Throughout this specification, when an element is referred to as "including" an element, it is understood that it may include other elements as well, without departing from the other elements unless specifically stated otherwise.

각 단계들에 있어 식별부호는 설명의 편의를 위하여 사용되는 것으로 식별부호는 각 단계들의 순서를 설명하는 것이 아니며, 각 단계들은 문맥상 명백하게 특정 순서를 기재하지 않는 이상 명기된 순서와 다르게 실시될 수 있다. 즉, 각 단계들은 명기된 순서와 동일하게 실시될 수도 있고 실질적으로 동시에 실시될 수도 있으며 반대의 순서대로 실시될 수도 있다.In each step, the identification code is used for convenience of explanation, and the identification code does not describe the order of the steps, and each step may be performed differently from the stated order unless clearly specified in the context. have. That is, each of the steps may be performed in the same order as described, or may be performed substantially concurrently or in the reverse order.

본 발명의 종래기술과의 비교/대조를 위한 보조요소로서 제 1, 2 유로에는 주 유동의 방향과 사선으로 요철(30)을 배치하여 이차적인 와류를 발생시킬 수 있다.As a supplementary element for comparison / comparison with the prior art of the present invention, it is possible to generate a secondary vortex by disposing the concave and convex portions 30 in the direction of the main flow and diagonal lines in the first and second flow paths.

이하, 도면을 참조하여 본 발명의 가스터빈 블레이드 내부유로 및 가이드베인 구조에 대해서 상세히 설명한다.BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION Hereinafter, a gas turbine blade internal flow path and a guide vane structure of the present invention will be described in detail with reference to the drawings.

도 3 (a), (b), (c), (d)는 본 발명의 제 1, 2, 3, 4 실시예에 따른 가스터빈 블레이드의 내부유로 및 가이드베인 구조를 도시한 것이다.3 (a), 3 (b), 3 (c) and 3 (d) show the internal flow path and guide vane structure of the gas turbine blades according to the first, second, third and fourth embodiments of the present invention.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스터빈 블레이드 내부 곡관부(300) 이후의 냉각 성능 국소 조절을 위한 가이드 베인 구조는 냉각 기체가 유입되는 제 1 유로(100), 냉각 기체가 유출되는 제 2 유로(200), 상기 제 1, 2 유로를 연결시키며, 내부에서 기체의 흐름 방향이 전환되는 곡관부(300) 및 상기 곡관부(300)와 상기 제 1 유로(100)가 만나는 지점부터 상기 곡관부(300)와 제 2 유로(200)가 만나는 지점에 걸쳐 설치되는 가이드베인(400)을 포함한다.The guide vane structure for local control of cooling performance after the gas turbine blade inner bending portion 300 according to an embodiment of the present invention includes a first flow path 100 through which a cooling gas flows, a second flow path through which a cooling gas flows A bending portion 300 connecting the first and second flow paths and switching the flow direction of gas inside the bending portion 300 and a bending portion 300 connecting the bending portion 300 and the first flow path 100, And a guide vane 400 installed at a point where the second flow path 300 and the second flow path 200 meet.

도 2를 다시 참조하면, 종래기술의 'ㄴ'자형 가이드베인(40)은 그 폭이 곡관부(300)의 폭과 대략 동일하고 곡관부(300)에 끼워진 형태로 내설된다. 따라서, 제 1 유로에서 기체가 유입되면 제 1 유로에서 열전달이 대칭적으로 형성된 것과 마찬가지로, 제 2 유로에서의 유동형태 또한 열전달이 대칭적으로 형성된다.Referring to FIG. 2, the width of the 'B' shaped guide vane 40 of the prior art is approximately the same as the width of the bending portion 300 and is inserted into the bending portion 300. Therefore, when the gas flows in the first flow path, the heat flow is symmetrically formed in the flow path in the second flow path as well as in the heat flow symmetrically formed in the first flow path.

이와 달리, 본 발명의 일 실시예에 따른 가이드베인(400)의 폭(w1)은 곡관부(300)의 폭(w2)보다 작을 수 있다. 가이드베인(400)의 폭(w1)이 곡관부(300)의 폭(w2) 보다 작으면, 추가적인 와류를 발생시킬 수 있고 유동의 형태를 비대칭적으로 형성할 수 있다.Alternatively, the width w1 of the guide vane 400 may be less than the width w2 of the bending portion 300 according to an embodiment of the present invention. If the width w1 of the guide vane 400 is smaller than the width w2 of the bending portion 300, additional vortex can be generated and the shape of the flow can be formed asymmetrically.

본 발명의 일 실시예에 따른 가이드베인(400)의 폭(w1)은 곡관부(300)의 폭(w2)의 0.45 ~ 0. 55 배로 형성되어, 가이드베인(400)의 폭(w1)이 곡관부(300)의 폭(w2)을 대체로 절반 정도 차지하는 것이 바람직하다. The width w1 of the guide vane 400 according to the embodiment of the present invention is formed to be 0.45-0.55 times the width w2 of the bending portion 300 so that the width w1 of the guide vane 400 It is preferable that the width (w2) of the bending portion 300 is approximately half the width.

도 3(a), (b)는 본 발명의 제 1, 2 실시예에 따른 가스터빈 블레이드의 내부유로 및 가이드베인(400) 구조를 도시한 것이다.3 (a) and 3 (b) show the internal flow path and guide vane 400 structure of the gas turbine blade according to the first and second embodiments of the present invention.

제 1 실시예의 가스터빈 블레이드의 내부유로 및 가이드베인(400) 구조는 가이드베인(400)이 일체의 C형으로 형성되며, 가이드베인(400)의 일측면은 가스터빈 블레이드의 압력면(20)에 접해 있는 것을 특징으로 한다.The guide vane 400 is formed in a C-shape as a whole, and one side of the guide vane 400 is connected to the pressure surface 20 of the gas turbine blade, And is in contact with each other.

제 2 실시예의 가스터빈 블레이드의 내부유로 및 가이드베인(400) 구조는 가이드베인(400)이 일체의 C형으로 형성되며, 가이드베인(400)의 일측면은 가스터빈 블레이드의 흡입면(10)에 접해 있는 것을 특징으로 한다.The guide vane 400 of the gas turbine blade according to the second embodiment has the guide vane 400 integrally formed with the C shape and one side of the guide vane 400 is connected to the suction surface 10 of the gas turbine blade. And is in contact with each other.

도 3을 참조하면, 여기서의 "C형"은 내부유로를 측면에서 보아 가이드베인(400)의 단면이 대략 알파벳 C의 형상을 가지는 것일 수 있다. 또, 여기서의 "일체(一體)"란 동일한 재질로 이루어진 "한 몸"을 의미할 수 있다.Referring to FIG. 3, the "C-shaped" may be a guide vane 400 having a cross-sectional shape of approximately alphabet C as viewed from the side of the inner flow path. Here, the term " one body "may mean" one body "made of the same material.

도 3(c), (d)는 본 발명의 제 3, 4 실시예에 따른 가스터빈 블레이드의 내부유로 및 가이드베인(400) 구조를 도시한 것이다.FIGS. 3 (c) and 3 (d) show the internal flow path and guide vane 400 structure of the gas turbine blade according to the third and fourth embodiments of the present invention.

본 발명의 제 3, 4 실시예에 따른 가스터빈 블레이드의 가이드 베인은 제 1 유로(100)와 곡관부(300)가 만나는 지점에 형성되는 제 1 절편부(410) 및 제 2 유로(200)와 곡관부(300)가 만나는 지점에 형성되는 제 2 절편부(420)를 포함한다. 제 1 절편부(410) 및 제 2 절편부(420)는 서로 단락되어 있다.The guide vanes of the gas turbine blades according to the third and fourth embodiments of the present invention may include a first slice part 410 and a second flow path 200 formed at a position where the first flow path 100 and the bending part 300 meet, And a second slicing part 420 formed at a point where the bending part 300 meets. The first slice part 410 and the second slice part 420 are short-circuited to each other.

제 3 실시예에 따른 가스터빈 블레이드의 가이드 베인의 제 1 절편부(410)의 일측면은 가스터빈 블레이드의 압력면(20)에 접해 있고 상기 제 2 절편부(420)의 일측면은 가스터빈 블레이드의 흡입면(10)에 접해 있는 것을 특징으로 한다.One side of the first segment 410 of the guide vane of the gas turbine blade according to the third embodiment is in contact with the pressure surface 20 of the gas turbine blade and one side of the second segment 420 is in contact with the gas turbine & And is in contact with the suction surface (10) of the blade.

제 4 실시예에 따른 가스터빈 블레이드의 가이드 베인의 제 1 절편부(410)의 일측면은 가스터빈 블레이드의 흡입면(10)에 접해 있고 상기 제 2 절편부(420)의 일측면은 가스터빈 블레이드의 압력면(20)에 접해 있는 것을 특징으로 한다.One side of the first segment 410 of the guide vane of the gas turbine blade according to the fourth embodiment is in contact with the suction surface 10 of the gas turbine blade and one side of the second segment 420 is connected to the gas turbine And is in contact with the pressure surface (20) of the blade.

도 4 (a), (b), (c), (d)는 본 발명의 제 1, 2, 3, 4 실시예에 따른 가스터빈 블레이드의 내부유로 및 가이드베인(400) 구조를 적용하였을 때, 제 2 유로(200) 내부 유동 형태를 도시한 것이다.4 (a), 4 (b), 4 (c) and 4 (d) show the internal flow path and guide vane 400 structure of the gas turbine blade according to the first, second, third and fourth embodiments of the present invention , And the second flow path (200).

제 1 실시예(도 4a) 및 제 4 실시예(도 4d)의 경우, 제 2 유로(200) 내부에서 압력면(20)측에 형성된 대류 흐름의 크기가 흡입면(10)측에 형성된 대류 흐름의 크기보다 큰 것을 확인할 수 있다.4A) and the fourth embodiment (Fig. 4D), the size of the convection flow formed on the side of the pressure surface 20 within the second flow path 200 is larger than that of the convection flow formed on the suction surface 10 side Which is larger than the size of the flow.

또한, 제 2 실시예(도 4b) 및 제 3 실시예(도 4c)의 경우, 제 2 유로(200) 내부에서 흡입면(10)측에 형성된 대류 흐름의 크기가 압력면(20)측에 형성된 대류 흐름의 크기보다 큰 것을 확인할 수 있다.In the second embodiment (Fig. 4B) and the third embodiment (Fig. 4C), the size of the convection flow formed on the suction surface 10 side in the second flow path 200 is smaller than that of the pressure surface 20 Which is larger than the size of the formed convection flow.

즉, 외부 열부하가 압력면(20)측에 크게 걸리는 경우에는, 제 1, 4 실시예의 가이드 베인 구조를 적용하고 외부 열부하가 흡입면(10)측에 크게 걸리는 경우에는 제 2, 3 실시예의 가이드 베인 구조를 적용함으로써, 가스터빈 블레이드 전체 냉각 성능 효율을 향상시킬 수 있다.That is, when the external heat load is large on the side of the pressure surface 20, when the guide vane structures of the first and fourth embodiments are applied and the external heat load is large on the suction surface 10 side, By applying the vane structure, the overall cooling performance efficiency of the gas turbine blade can be improved.

도 5는 종래 및 본 발명의 제 1, 2, 3, 4 실시예에 따른 가스터빈 블레이드의 내부유로 및 가이드베인(400) 구조를 적용하였을 때, 제 1 유로(100) 및 제 2 유로(200)의 열전달 분포를 도시한 것이다.FIG. 5 is a cross-sectional view of a gas turbine blade according to the first, second, third, and fourth embodiments of the present invention. Referring to FIG. 5, ). ≪ / RTI >

가로축은 차례대로 종래의 가이드베인(400) 구조, 제 3 실시예, 제 4 실시예, 제 1 실시예, 제 2 실시예이며, 세로축은 대류의 정도를 나타내는 Nusselt 수의 비이다. The abscissa represent the conventional guide vane 400 structure, the third embodiment, the fourth embodiment, the first embodiment, and the second embodiment, and the vertical axis represents the ratio of Nusselt number indicating the degree of convection.

제 1 유로(100)의 경우, 유동이 곡관부(300)를 지나기 전이므로 종래의 경우뿐만 아니라 모든 실시예에서 흡입면(10)과 압력면(20)측에서 Nusselt 수의 비가 거의 유사하여, 압력면(20)과 흡입면(10)으로의 열전달이 대칭적인 것을 확인할 수 있다.In the case of the first flow path 100, since the flow does not pass through the bending portion 300, the ratio of the Nusselt number on the suction surface 10 and the pressure surface 20 side is almost the same as in the conventional case, It can be confirmed that the heat transfer to the pressure surface 20 and the suction surface 10 is symmetrical.

제 2 유로(200)의 경우, 종래의 경우는 흡입면(10)과 압력면(20)측에서 Nusselt 수의 비가 거의 유사하지만 제 1, 4 실시예의 경우는 압력면(20)측의 Nusselt 수의 비가 흡입면(10)의 그것보다 높게 도출되어 흡입면(10)측보다 압력면(20)측의 열전달이 더욱 활발한 것을 알 수 있다. 또한, 제 2, 3 실시예의 경우는 흡입면(10)측의 Nusselt 수의 비가 압력면(20)의 그것보다 높게 도출되어 압력면(20)측보다 흡입면(10)측의 열전달이 더욱 활발한 것을 알 수 있다.In the case of the second flow path 200, the ratio of the Nusselt number at the side of the suction surface 10 and the pressure surface 20 is substantially similar to that at the suction surface 10 in the conventional case. However, in the case of the first and fourth embodiments, Is higher than that of the suction surface 10 and the heat transfer on the pressure surface 20 side is more active than the suction surface 10 side. In the case of the second and third embodiments, the ratio of the Nusselt number on the suction side 10 side is higher than that of the pressure surface 20 and the heat transfer on the suction side 10 side is more active than the pressure side 20 side .

상기 결과를 이용하여, 가스터빈 블레이드의 외부의 열부하가 압력면(20)측에 높게 나타는 경우는 제 1, 4 실시예의 가이드 베인 구조를 적용하고 외부의 열부하가 흡입면(10)측에 높게 나타나는 경우에는 제 2, 3 실시예의 가이드 베인 구조를 적용함으로써, 전체적인 가스터빈 블레이드의 냉각 효율을 증대시킬 수 있다. 냉각 효율의 증대는 나아가 가스터빈 블레이드의 파손 방지 및 수명 향상에 도움이 될 수 있다.In the case where the external heat load of the gas turbine blade is high on the side of the pressure surface 20 by using the above results, the guide vane structure of the first and fourth embodiments is applied and the external heat load is high on the suction surface 10 side The cooling efficiency of the entire gas turbine blades can be increased by applying the guide vane structures of the second and third embodiments. The increase of the cooling efficiency can further help to prevent breakage of the gas turbine blades and improve the service life.

발명은 상술한 특정의 실시예 및 설명에 한정되지 아니하며, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 누구든지 다양한 변형 실시가 가능하며, 그와 같은 변형은 본 발명의 보호 범위 내에 있게 된다.
It is to be understood that the invention is not limited to the particular embodiments and descriptions described herein, and that various modifications may be made by those skilled in the art without departing from the spirit and scope of the invention as defined in the appended claims. , Such variations are within the scope of protection of the present invention.

10 : 흡입면 20 : 압력면
30 : 요철 40 : 종래 가이드 베인
100 : 제 1 유로 200 : 제 2 유로
300 : 곡관부 400 : 가이드베인
410 : 제 1 절편부 420 : 제 2 절편부 10: suction face 20: pressure face
30: Unevenness 40: Conventional guide vane
100: first flow path 200: second flow path
300: bending part 400: guide vane
410: first slice part 420: second slice part

Claims (10)

냉각 기체가 유입되는 제 1 유로;
냉각 기체가 유출되는 제 2 유로;
상기 제 1, 2 유로를 연결시키며, 내부에서 기체의 흐름 방향이 전환되는 곡관부; 및
상기 곡관부와 상기 제 1 유로가 만나는 지점부터 상기 곡관부와 제 2 유로가 만나는 지점에 걸쳐 설치되는 가이드베인;을 포함하는 가스터빈 블레이드 내부 곡관부 이후의 냉각 성능 국소 조절을 위한 가이드 베인 구조
A first flow path through which the cooling gas flows;
A second flow path through which cooling gas flows;
A bending portion connecting the first and second flow paths and switching the flow direction of gas inside; And
And a guide vane installed from a point where the bending portion and the first flow path meet to a point where the bending portion and the second flow path meet, and a guide vane structure for controlling the cooling performance after the inner bending portion of the gas turbine blade
제1항에 있어서,
상기 가이드베인의 폭(w1)은 상기 곡관부의 폭(w2)보다 작은 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드 내부 곡관부 이후의 냉각 성능 국소 조절을 위한 가이드 베인 구조
The method according to claim 1,
Wherein a width w1 of the guide vane is smaller than a width w2 of the bending portion.
제1항에 있어서,
상기 가이드베인은 일체의 C형으로 형성되는 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드 내부 곡관부 이후의 냉각 성능 국소 조절을 위한 가이드 베인 구조
The method according to claim 1,
Wherein the guide vane is formed as an integral C-shape. The guide vane structure for locally controlling cooling performance after the bending portion inside the gas turbine blade
제3항에 있어서,
상기 가이드베인의 일측면은 가스터빈 블레이드의 압력면에 접해 있는 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드 내부 곡관부 이후의 냉각 성능 국소 조절을 위한 가이드 베인 구조
The method of claim 3,
Wherein one side of the guide vane is in contact with the pressure side of the gas turbine blade. ≪ RTI ID = 0.0 > 11. < / RTI >
제3항에 있어서,
상기 가이드베인의 일측면은 가스터빈 블레이드의 흡입면에 접해 있는 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드 내부 곡관부 이후의 냉각 성능 국소 조절을 위한 가이드 베인 구조
The method of claim 3,
Wherein one side of the guide vane is in contact with a suction surface of the gas turbine blade.
제3항에 있어서,
가스터빈 블레이드의 외부 열부하가 압력면측에 높게 나타나는 경우는 상기 가이드베인의 일측면이 압력면에 접하여 설치되고, 가스터빈 블레이드의 외부 열부하가 흡입면측에 높게 나타나는 경우에는 상기 가이드베인의 일측면이 흡입면에 접하여 설치됨으로써, 가스터빈 블레이드 내부 곡관부 이후의 냉각 성능 국소 조절을 위한 가이드 베인 구조
The method of claim 3,
When the external heat load of the gas turbine blade is high on the pressure surface side, one side of the guide vane is disposed in contact with the pressure surface, and when the external heat load of the gas turbine blade is high on the suction surface side, Guide vane structure for locally controlling the cooling performance after the bending portion inside the gas turbine blade
제1항에 있어서,
상기 가이드베인은
제 1 유로와 곡관부가 만나는 지점에 형성되는 제 1 절편부;
제 2 유로와 곡관부가 만나는 지점에 형성되는 제 2 절편부;를 포함하되, 상기 제 1 절편부 및 제 2 절편부는 서로 단락되어 있는 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드 내부 곡관부 이후의 냉각 성능 국소 조절을 위한 가이드 베인 구조
The method according to claim 1,
The guide vane
A first segment formed at a point where the first flow path and the curved portion meet;
And a second segment formed at a point where the second flow path and the curved portion meet, wherein the first segment and the second segment are short-circuited to each other. Guide vane structure
제7항에 있어서,
상기 제 1 절편부의 일측면은 가스터빈 블레이드의 압력면에 접해 있고 상기 제 2 절편부의 일측면은 가스터빈 블레이드의 흡입면에 접해 있는 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드 내부 곡관부 이후의 냉각 성능 국소 조절을 위한 가이드 베인 구조
8. The method of claim 7,
Wherein one side of the first segment is in contact with the pressure surface of the gas turbine blade and one side of the second segment is in contact with the suction surface of the gas turbine blade. Guide vane structure
제7항에 있어서,
상기 제 1 절편부의 일측면은 가스터빈 블레이드의 흡입면에 접해 있고 상기 제 2 절편부의 일측면은 가스터빈 블레이드의 압력면에 접해 있는 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드 내부 곡관부 이후의 냉각 성능 국소 조절을 위한 가이드 베인 구조
8. The method of claim 7,
Wherein one side of the first segment is in contact with a suction surface of the gas turbine blade and one side of the second segment is in contact with a pressure surface of the gas turbine blade. Guide vane structure
제7항에 있어서,
가스터빈 블레이드의 외부 열부하가 압력면측에 높게 나타나는 경우는 상기 제 2 절편부의 일측면이 압력면에 접하여 설치되고, 가스터빈 블레이드의 외부 열부하가 흡입면측에 높게 나타나는 경우에는 상기 제 2 절편부의 일측면이 흡입면에 접하여 설치됨으로써, 가스터빈 블레이드 내부 곡관부 이후의 냉각 성능 국소 조절을 위한 가이드 베인 구조8. The method of claim 7,
When the external heat load of the gas turbine blade is higher on the pressure surface side, one side of the second slice portion is disposed in contact with the pressure surface, and when the external heat load of the gas turbine blade is higher on the suction surface side, A guide vane structure for controlling the cooling performance locally after the bending portion inside the gas turbine blade
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