KR20180004546A

KR20180004546A - Centrifugal stress support structure of a gas turbine blade

Info

Publication number: KR20180004546A
Application number: KR1020160084235A
Authority: KR
Inventors: 김기백
Original assignee: 두산중공업 주식회사
Priority date: 2016-07-04
Filing date: 2016-07-04
Publication date: 2018-01-12
Also published as: KR101841835B1

Abstract

Disclosed is a centrifugal stress support device of a gas turbine blade. The centrifugal stress support device of a gas turbine blade according to one embodiment of the present invention comprises: a turbine blade located on an upper portion of a root part; and a wire part fixed to an upper end of an inner side of the blade among the inner side of the turbine blade at one end thereof, and fixed to a lower end of the inner side of the turbine blade at the other end thereof, thereby capable of minimizing centrifugal stress generated by high speed rotation of the gas turbine blade.

Description

Technical Field [0001] The present invention relates to a centrifugal stress support structure for a gas turbine blade,

본 발명은 고속으로 회전하는 터빈 블레이드의 원심응력을 최소화하기 위한 것으로서, 보다 상세하게는 터빈 블레이드의 내측 중 회전에 따른 원심 응력이 상대적으로 취약한 위치에 와이어를 설치하여 사용하기 위한 가스터빈 블레이드의 원심응력 지지장치에 관한 것이다.The present invention relates to a method for minimizing the centrifugal stress of a turbine blade rotating at a high speed, and more particularly, to a centrifugal impeller for a gas turbine blade for installing and using a wire in a position where centrifugal stress is relatively weak due to rotation of the inside of the turbine blade To a stress supporting apparatus.

일반적으로 가스터빈은 다수개의 블레이드가 구비되고, 상기 블레이드는 케이싱에 회전 가능하게 설치되는 로터 또는 로터 휠에 원주방향을 따라 설치된다.Generally, a gas turbine is provided with a plurality of blades, and the blades are installed along a circumferential direction to a rotor or a rotor wheel rotatably installed in the casing.

로터는 케이싱에 회전가능하게 설치되는데, 상기 케이싱(미도시)은 상부케이싱과 하부케이싱으로 분리 및 조립가능하게 결합되어 내부에 로터와 버켓 조립체를 수용하고, 외부의 충격요소나 이물질로부터 내부 구성요소를 차단하거나 보호하는 기능을 수행한다. 로터는 회전축 역할을 하고, 로터의 양단부가 베어링에 의해 회전가능하게 지지될 수 있다.The rotor is rotatably installed in the casing. The casing (not shown) is detachably and assemblably coupled to the upper casing and the lower casing to receive the rotor and the bucket assembly therein, Or the like. The rotor serves as a rotating shaft, and both ends of the rotor can be rotatably supported by the bearings.

블레이드는 루트부를 구성하는 도브테일이 구비되고, 상기 도브테일의 상면에 평판 형태로 이루어진 플랫폼이 형성된다.The blade has a dovetail constituting a root portion, and a flat plate-shaped platform is formed on an upper surface of the dovetail.

그리고 상기 플랫폼의 상부에 에어 포일 형태의 블레이드가 구비되며, 상기 블레이드는 내부 냉각을 위해 냉각유로가 형성되어 있어 냉각 공기가 내측으로 공급된다.A blade in the form of an airfoil is provided at an upper portion of the platform, and a cooling passage is formed for cooling the blade, so that cooling air is supplied to the inside.

또한 고온의 핫 가스(Hot Gas)는 상기 블레이드를 향해 공급될 경우 리딩엣지에서부터 트레일링 엣지를 따라 이동하고, 상기 블레이드는 고속으로 회전된다.Also, when hot hot gas is supplied toward the blade, the hot gas moves along the trailing edge from the leading edge, and the blade rotates at high speed.

이 경우 블레이드가 고속 회전할 경우 원심응력(centrifugal force)으로 인해 응력이 집중되는 위치에서 균열이 발생되거나, 변형이 발생될 수 있는 문제점이 유발되었다.In this case, when the blade rotates at a high speed, cracks may be generated at the position where the stress is concentrated due to the centrifugal force, or deformation may occur.

또한 고온의 핫 가스와 원심응력이 복합적으로 블레이드에 가해질 경우 블레이드 바디 자체만으로 전술한 온도 조건과 응력 조건을 견뎌내야 하므로 고가의 소재를 이용하여 상기 블레이드를 제작해야 하므로 비용적인 문제도 동시에 수반되어 이에 대한 대책이 필요하게 되었다.In addition, when the hot gas and the centrifugal stress are applied to the blades in combination with the high temperature hot gas, the blades themselves must withstand the temperature conditions and the stress conditions only by the blade bodies themselves. Therefore, the blades must be manufactured using expensive materials, A countermeasure was needed.

미국등록특허 US 8,366,378US registered patent US 8,366,378

본 발명의 실시 예들은 가스터빈 블레이드가 고속 회전하면서 발생되는 원심응력을 최소화 하기 위해 와이어를 설치하되, 원심응력이 발생되는 특정 위치 또는 구조적인 보강이 필요한 위치에 설치한 가스터빈 블레이드의 원심응력 지지장치를 제공하고자 한다.The embodiments of the present invention provide a method of installing a wire to minimize the centrifugal stress generated when the gas turbine blades are rotated at a high speed and to provide a centrifugal stress support for a gas turbine blade installed at a specific position where centrifugal stress is generated, Device.

본 발명의 일 측면에 따르면, 루트부(Root Part)의 상부에 위치된 터빈 블레이드; 및 상기 터빈 블레이드의 내측 중 일단이 상기 블레이드의 내측 상단에 고정되고, 타단이 터빈 블레이드의 내측 하단에 고정된 것을 특징으로 한다.According to an aspect of the present invention, there is provided a turbine blade comprising: a turbine blade positioned at an upper portion of a root part; And one end of the inner side of the turbine blade is fixed to an inner upper end of the blade, and the other end is fixed to an inner lower end of the turbine blade.

상기 와이어 부는 일단이 상기 터빈 블레이드 팁(Tip)의 반경 방향 내측 상단에 고정되는 것을 특징으로 한다.And the wire portion is fixed at one end to the radially inner upper end of the turbine blade tip.

상기 와이어 부는 터빈 블레이드의 최외곽을 구성하는 에어포일 벽에 배치된 것을 특징으로 한다.And the wire portion is disposed on the wall of the airfoil constituting the outermost portion of the turbine blade.

상기 와이어 부는 상기 에어포일 벽의 리딩엣지 위치에 구비된 제1 와이어; 상기 에어포일 벽의 트레일링 엣지 위치에 구비된 제2 와이어; 상기 리딩엣지와 트레일링 엣지 사이에 구비된 제3 와이어를 포함한다.Wherein the wire portion comprises: a first wire provided at a leading edge position of the airfoil wall; A second wire disposed at a trailing edge position of the airfoil wall; And a third wire provided between the leading edge and the trailing edge.

상기 제1 내지 제3 와이어는 고강도 와이어 또는 리퀴드 메탈 중의 어느 하나가 선택적으로 사용되는 것을 특징으로 한다.The first to third wires may be either high-strength wire or liquid metal.

상기 와이어 부는 상기 팁의 내측으로부터 길이 방향을 기준으로 일정 구간에 해당되는 부분의 직경(d1)이 다른 구간에 해당되는 직경(d2)에 비해 상대적으로 두껍게 형성된다. The diameter d1 of the portion corresponding to a certain section of the wire is relatively thicker than the diameter d2 corresponding to another section from the inside of the tip with respect to the longitudinal direction.

상기 와이어 부는 상기 팁과 루트부 에서 각각 길이 방향 기준으로 일정 구간에 해당되는 부분의 직경(d1)이 중간 부분에 해당되는 직경(d2)에 비해 상대적으로 두껍게 형성된다. The wire portion is formed such that a diameter d1 of a portion corresponding to a predetermined section of the tip and a root portion in a longitudinal direction is relatively thick compared to a diameter d2 corresponding to an intermediate portion.

상기 와이어 부는 열팽창 계수가 서로 상이한 이종재질로 이루어져 상기 터빈 블레이드 회전시에만 텐션력이 발생되는 것을 특징으로 한다.The wire portion is made of a different material having different thermal expansion coefficients, so that a tension force is generated only when the turbine blade rotates.

상기 와이어 부는 상기 터빈 블레이드의 최외곽을 구성하는 에어포일 벽의 길이 방향 중 중앙에 배치된 것을 특징으로 한다.And the wire portion is disposed at the center of the longitudinal direction of the airfoil wall constituting the outermost portion of the turbine blade.

상기 와이어 부는 상기 터빈 블레이드의 최외곽을 구성하는 에어포일 벽의 길이 방향 중 트레일링 엣지에 배치된 것을 특징으로 한다.And the wire portion is disposed at a trailing edge of the longitudinal direction of the airfoil wall constituting the outermost portion of the turbine blade.

상기 와이어 부는 상기 터빈 블레이드의 최외곽을 구성하는 에어포일 벽의 길이 방향 중 리딩엣지 와 트레일링 엣지에 각각 배치되되, 하측으로 연장된 타단이 반경 방향 내측 중앙을 향해 각각 연장된 것을 특징으로 한다.The wire portion is disposed at a leading edge and a trailing edge of a longitudinal direction of an airfoil wall constituting an outermost portion of the turbine blade, respectively, and the other end extending downward extends toward a radially inner center.

상기 와이어 부는 고강도 와이어와 스프링의 조합으로 구성된 것을 특징으로 한다.And the wire portion is composed of a combination of a high-strength wire and a spring.

상기 스프링은 코일 스프링 또는 판 스프링 중의 어느 하나가 선택적으로 사용되는 것을 특징으로 한다.The spring is characterized in that either a coil spring or a leaf spring is selectively used.

본 발명의 실시 예들은 가스 터빈 블레이드의 원심 응력에 대한 지지 성능이 향상되고 이를 통해 균열 또는 변형으로 인한 문제점이 발생되지 않아 구조적인 안전성도 동시에 확보할 수 있다.Embodiments of the present invention improve the support performance against the centrifugal stress of the gas turbine blades, and do not cause problems due to cracking or deformation, so that structural safety can be secured at the same time.

본 발명의 실시 예들은 가스 터빈이 고온의 온도 조건과 회전에 의한 작동 조건에서도 안정적으로 작동 가능하여 가스 터빈의 효율 증가와 고장 및 수리로 인한 가동 중지 상태를 사전에 예방할 수 있다.The embodiments of the present invention can stably operate the gas turbine even under the operating conditions of the high temperature temperature condition and the rotation so that the efficiency of the gas turbine can be increased and the operation stoppage due to the failure and repair can be prevented in advance.

도 1은 본 발명의 일 실시 예에 의한 가스터빈 블레이드의 원심응력 지지장치를 도시한 도면.
도 2는 본 발명의 일 실시 예에 의한 가스터빈 블레이드의 원심응력 지지장치의 종 단면도.
도 3은 본 발명의 일 실시 예에 의한 가스터빈 블레이드의 원심응력 지지장치의 와이어 부를 도시한 도면.
도 4 내지 도 7은 본 발명의 일 실시 예에 의한 가스터빈 블레이드의 원심응력 지지장치에 구비된 와이어 부의 설치 위치에 따른 다양한 실시 예를 도시한 도면.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a view showing a centrifugal stress supporting apparatus for a gas turbine blade according to an embodiment of the present invention. FIG.
2 is a longitudinal sectional view of a centrifugal stress supporting apparatus for a gas turbine blade according to an embodiment of the present invention;
3 is a view showing a wire portion of a centrifugal stress supporting device of a gas turbine blade according to an embodiment of the present invention.
4 to 7 are views showing various embodiments according to installation positions of a wire portion in a centrifugal stress supporting device of a gas turbine blade according to an embodiment of the present invention.

본 발명의 일 실시 예에 따른 가스터빈 블레이드의 원심응력 지지장치의 구성에 대해 도면을 참조하명 설명한다. 첨부된 도 1은 본 발명의 일 실시 예에 의한 가스터빈 블레이드의 원심응력 지지장치를 도시한 도면이고, 도 2는 본 발명의 일 실시 예에 의한 가스터빈 블레이드의 원심응력 지지장치의 종 단면도 이다.The construction of a centrifugal stress supporting apparatus for a gas turbine blade according to an embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 1 is a view showing a centrifugal stress supporting apparatus for a gas turbine blade according to an embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a longitudinal sectional view of a centrifugal stress supporting apparatus for a gas turbine blade according to an embodiment of the present invention .

첨부된 도 1 내지 도 2를 참조하면, 본 실시 에에 의한 가스터빈 블레이드의 원심응력 저감장치(1)는 상기 가스터빈 블레이드(20)가 고속으로 회전하면서 다수개의 단위 블레이드(미도시)의 원심 방향에서 발생되는 응력 변형을 최소화 하기 위해 내측에 와이어 부(100)를 설치한다.1 and 2, the centrifugal stress reduction device 1 of the gas turbine blade according to the present embodiment is configured such that the gas turbine blade 20 rotates at a high speed and rotates in the centrifugal direction of a plurality of unit blades (not shown) The wire portion 100 is provided on the inner side in order to minimize the stress strain generated in the wire.

가스터빈 블레이드(20)는 내부에 냉각을 위한 냉각유로(2a)가 구비되고, 상기 냉각유로(2a)를 따라 다수개의 립(rib)이 배치된다. 상기 냉각유로(2a)에는 냉각공기가 공급되고 상기 립(rib)을 경유하여 열전도를 통한 냉각이 이루어진다.The gas turbine blade 20 is provided with a cooling passage 2a for cooling and a plurality of ribs are disposed along the cooling passage 2a. Cooling air is supplied to the cooling passage 2a, and cooling is performed through heat conduction through the ribs.

가스터빈 블레이드(20)는 소정의 속도로 회전할 경우 원심력이 발생되고, 상기 원심력과 평형을 이루기 위한 저항력이 발생되는데 이를 원심 응력(centrifugal stress)이라 한다.When the gas turbine blade 20 rotates at a predetermined speed, a centrifugal force is generated, and a resistance force for achieving an equilibrium with the centrifugal force is generated. This centrifugal stress is called a centrifugal stress.

상기 원심 응력은 다수개의 터빈 블레이드(20)에서 모두 발생되는데 이러한 원심 응력에 따른 대부분의 지지 보강은 블레이드 바디와 후술할 와이어 부(100)를 통해 분할된 상태로 지지된다.The centrifugal stress is generated in all of the plurality of turbine blades 20. Most of the support reinforcement according to the centrifugal stress is supported in a state of being divided through the blade body and the wire part 100 to be described later.

가스터빈 블레이드(20)는 루트부(22)의 상면에 판 형태의 플랫폼(26)이 구비되고, 상기 플랫폼(26)의 상면에 블레이드(2)가 구비된다.The gas turbine blade 20 is provided with a plate-shaped platform 26 on the upper surface of the root portion 22 and a blade 2 is provided on the upper surface of the platform 26.

상기 블레이드(2)는 핫 가스의 이동 방향을 기준으로 리딩엣지(24)와 트레일링 엣지(25)가 형성되고, 상기 리딩 엣지(24)와 트레일링 엣지(25) 사이가 유선형의 에어포일 형태로 구성된다.The blade 2 has a leading edge 24 and a trailing edge 25 formed on the basis of the moving direction of the hot gas and the leading edge 24 and the trailing edge 25 form a streamlined airfoil .

와이어 부(100)는 터빈 블레이드(20)의 냉각유로에 배치되는데, 상기 터빈 블레이드(20)의 내측 중 일단이 상기 터빈 블레이드(20) 팁(Tip)(21)의 반경 방향 내측 상단에 고정되고, 타단이 터빈 블레이드(20)의 내측 하단에 고정되어 상기 터빈 블레이드(20)의 고속 회전에 따른 원심 방향 응력을 지지하기 위해 구비된다.The wire portion 100 is disposed in the cooling passage of the turbine blade 20. One end of the inside of the turbine blade 20 is fixed to the radially inner upper end of the tip 21 of the turbine blade 20 And the other end is fixed to an inner lower end of the turbine blade 20 to support a centrifugal stress due to the rotation of the turbine blade 20 at a high speed.

상기 와이어 부(100)의 배치 위치는 설치의 용이성을 위해 냉각유로에 배치되는데, 이 경우 작업자가 상기 냉각유로의 내부를 육안으로 확인하고 정 위치에 상기 와이어 부(100)를 고정할 때 보다 용이하도록 냉각 유로에 배치하는 것이 바람직하다. 다만 터빈 블레이드(20)의 안전성 또는 원심 방향에서의 응력 분산과 작업의 용이성 다른 위치에 고정되는 것도 가능할 수 있다.The position of the wire unit 100 is arranged in the cooling channel for ease of installation. In this case, the operator can visually confirm the inside of the cooling channel and make it easier to fix the wire unit 100 in a predetermined position It is preferable to dispose it in the cooling passage. However, it may be possible to fix the turbine blade 20 at a different position in terms of safety or ease of operation and stress dispersion in the centrifugal direction.

상기 와이어 부(100)는 터빈 블레이드(20)가 회전하면서 단독으로 원심 응력을 지지하기 보다는, 상기 와이어 부(100)가 일정 부분 지지할 수 있도록 하여 고가의 터빈 블레이드(20)에 대한 안정적인 작동과 장기간 사용하는 경우에도 내구성을 향상시켜 고장 및 수리로 인한 문제점을 사전에 예방할 수 있다.The wire part 100 can support the wire part 100 at a certain part of the area so that the stable operation of the expensive turbine blade 20 and the stable operation of the turbine blade 20 can be achieved, Even when used for a long period of time, durability can be improved to prevent troubles due to breakdown and repair in advance.

또한 터빈 블레이드(20)의 가동 수명이 연장되어 가스 터빈의 사용 년 수가 증가될 수 있어 비용 절감에 따른 경제적 효과도 동시에 향상된다.In addition, the service life of the turbine blades 20 can be prolonged, and the years of use of the gas turbines can be increased.

참고로 와이어 부(100)에서는 터빈 블레이드(20)가 회전할 경우 길이 방향으로 원심 응력이 발생되면서 상기 터빈 블레이드(20)에만 가해지는 원심 응력 중의 일부를 지지하게 된다. For reference, when the turbine blade 20 rotates in the wire part 100, centrifugal stress is generated in the longitudinal direction, and a part of the centrifugal stress applied to the turbine blade 20 is supported.

또한 상기 와이어 부(100)는 터빈 블레이드(20)의 최외곽을 구성하는 에어포일 벽(23)에 배치된다. 상기 위치에 설치되는 이유는 도면을 기준으로 터빈 블레이드(20)의 후면에 해당되는 에어포일 벽(23)의 두께가 전면의 두께에 비해 상대적으로 얇은 두께로 이루어지기 때문에 원심 응력으로 인한 변형 발생을 최소화하기 위해 상기 위치에 설치된다.Further, the wire portion 100 is disposed in the airfoil wall 23 constituting the outermost portion of the turbine blade 20. This is because the thickness of the airfoil wall 23 corresponding to the rear surface of the turbine blade 20 is relatively thin compared to the thickness of the front surface of the turbine blade 20, And is installed in the above position for minimization.

즉 상기 위치는 터빈 블레이드(20)가 고속으로 회전될 경우 원심 방향에서 발생되는 응력(stress)으로 인한 변형 발생 빈도가 전면에 비해 상대적으로 높은 위치에 해당되므로 와이어 부(100)의 설치 위치로 가장 적합하다.That is, since the frequency of deformation due to the stress generated in the centrifugal direction when the turbine blade 20 is rotated at a high speed is relatively high relative to the front surface, Suitable.

와이어 부(100)는 일 예로 상기 에어포일 벽(23)의 리딩엣지(24) 위치에 구비된 제1 와이어(110)와, 상기 에어포일 벽(23)의 트레일링 엣지(25) 위치에 구비된 제2 와이어(120), 상기 리딩엣지(24)와 트레일링 엣지(25) 사이에 구비된 제3 와이어(130)를 포함한다.The wire portion 100 may include a first wire 110 disposed at the leading edge 24 of the airfoil wall 23 and a second wire 110 disposed at the trailing edge 25 of the airfoil wall 23. And a third wire 130 disposed between the leading edge 24 and the trailing edge 25.

상기 제1 내지 제3 와이어(110, 120, 130)는 고강도 와이어 또는 리퀴드 메탈 중의 어느 하나가 선택적으로 사용된다. 고강도 와이어는 메탈 구성으로 이루어진 일반 와이어에 비해 인장 강도가 상대적으로 향상되므로 터빈 블레이드(20)의 회전에 의해 발생되는 원심 응력으로 인한 지지력이 향상된다.The first to third wires 110, 120, and 130 may be selectively used as high strength wire or liquid metal. The tensile strength of the high-strength wire is relatively improved as compared with a general wire made of a metal construction, so that the supporting force due to the centrifugal stress generated by the rotation of the turbine blade 20 is improved.

리퀴드 메탈은 철보다 몇 배 더 강하고 현재 제일 강하다는 티타늄보다 3배 이상 강하며 금속과 달리 부식이 전혀 없는 것으로 알려져 있으며, 전자파를 차단하는 성능이 있고, 플라스틱처럼 금형 틀에 따라 자유자재로 성형이 가능한 장점을 가지고 있다.Liquid metal is several times stronger than iron and more than three times stronger than titanium, which is strongest at present. Unlike metal, it is known to have no corrosion, and has the ability to block electromagnetic waves. Possible advantages.

또한 방향성이 없기 때문에 뛰어난 인성과 높은 강도 및 연성을 가지고 있으며, 자기 비등방성(anisotropy)(물질의 물리적 성질이 방향에 따라 다른 특성) 이 없고, 전기 저항도 작은 특성을 가지고 있다.In addition, it has excellent toughness, high strength and ductility because it has no directionality, has no magnetic anisotropy (different physical properties of the material depending on the direction), and has a small electric resistance.

또한 리퀴드 메탈은 고체 상태에서 비정질 원자구조를 유지하므로 취약부분이나 결절포인트가 없어 강도와 탄성이 매우 높고, 고온에서 플라스틱처럼 자유로운 모양 형성이 가능하며 강도 대비 두께가 얇은 특징을 가지고 있다.In addition, liquid metal maintains amorphous atomic structure in solid state, so there is no weak point or nodule point, so it has very high strength and elasticity, and it can form free shape like plastic at high temperature, and has thinner thickness than strength.

이와 같은 특징을 갖는 리퀴드 메탈을 이용하여 와이어 부(100)를 구성할 경우 고온의 온도 조건 및 반복되는 원심 응역으로 인한 변형이 최소화 되고, 상기 터빈 블레이드(20)의 바디에만 가해지는 원심 응력을 분산시킴과 동시에 안정적으로 지지할 수 있다.When the wire member 100 is formed using the liquid metal having such characteristics, the deformation due to the high-temperature temperature condition and the repeated centrifugal reaction is minimized, and the centrifugal stress exerted only on the body of the turbine blade 20 is dispersed It can be stably supported at the same time.

제1 와이어(110)와 제2 내지 제3 와이어(120, 130)는 모두 에어포일 벽(23)에 배치되는데, 상기 위치에 설치하는 이유는 이미 전술하였으므로 생략한다.The first wire 110 and the second to third wires 120 and 130 are both disposed on the airfoil wall 23, and the reason for installing the wire is not described here because it has already been described above.

와이어 부(100)는 설치를 위해 상단과 하단이 터빈 블레이드(20)에 용접되는 방식으로 고정되나, 다른 방식으로도 다양하게 고정 가능할 수 있다.The wire part 100 is fixed in such a manner that the upper and lower ends are welded to the turbine blade 20 for installation, but can be variously fixed in other ways.

본 발명의 다른 실시 예에 의한 와이어 부(100)는 상기 팁(21)의 내측으로부터 길이 방향을 기준으로 일정 구간에 해당되는 부분의 직경(d1)이 다른 구간에 해당되는 직경(d2)에 비해 상대적으로 두껍게 형성된다. The wire portion 100 according to another embodiment of the present invention is formed such that the diameter d1 of the portion corresponding to a predetermined section from the inside of the tip 21 with respect to the longitudinal direction is smaller than the diameter d2 corresponding to another section And is relatively thick.

상기 와이어 부(100)는 팁(21)과 인접한 부분의 경우 단부가 고정된 상태이고, 터빈 블레이드(20)가 회전시 발생되는 원심응력이 증가되는 위치에 해당된다. 이 경우 와이어 부(100) 또한 길이 방향을 기준으로 상기 팁(21)과 근접된 위치의 직경(d1)이 다른 부분의 직경(d2)에 비해 굵게 이루어지도록 하여 상기 위치에 원심응력이 집중되는 경우에도 안전하게 사용할 수 있다.The wire portion 100 corresponds to a position where an end portion in the vicinity of the tip 21 is fixed and a centrifugal stress generated when the turbine blade 20 is rotated is increased. In this case, the diameter d1 of the wire portion 100 near the tip 21 is made thicker than the diameter d2 of the other portion with respect to the longitudinal direction, and centrifugal stress is concentrated at the position Can also be used safely.

와이어 부(100)는 d1의 직경에 따른 d2의 직경비율이 상기 d2보다 10~20%증가된 직경비를 갖는 것이 바람직하다.The wire portion 100 preferably has a diameter ratio d2 of 10 to 20% greater than the diameter d2 according to the diameter of d1.

첨부된 도 3을 참조하면, 본 발명의 다른 실시 예에 의한 와이어 부(100)는 상기 팁(21)과 루트부(22) 에서 각각 길이 방향 기준으로 일정 구간에 해당되는 부분의 직경(d1)이 중간 부분에 해당되는 직경(d2)에 비해 상대적으로 두껍게 형성된다.3, the wire portion 100 according to another embodiment of the present invention has a diameter d1 corresponding to a predetermined section in the longitudinal direction on the tip 21 and the root portion 22, Is formed to be relatively thick compared to the diameter d2 corresponding to the intermediate portion.

즉 와이어 부(100)의 길이 방향을 기준으로 상단과 하단의 직경(d1)이 중간 부분의 직경(d2)에 비해 굵게 형성되며, 이 경우 터빈 블레이드(20)의 회전에 따라 발생되는 원심응력이 와이어 부(100)의 상단과 하단에 집중되는 경우에도 인장응력으로 인한 변형 및 지지성능 저하가 최소화 된다.In other words, the diameter d1 of the upper end and the lower end is formed thicker than the diameter d2 of the intermediate portion with respect to the longitudinal direction of the wire portion 100. In this case, the centrifugal stress generated in accordance with the rotation of the turbine blade 20 Even when concentrated at the upper and lower ends of the wire portion 100, deformation due to tensile stress and deterioration of supporting performance are minimized.

본 실시 예에 의한 와이어 부(100)는 열팽창 계수가 서로 상이한 이종재질로 이루어져 상기 터빈 블레이드 회전시에만 텐션력이 발생된다. 와이어 부(100)는 제작시 두 개의 와이어를 한 개의 와이어로 제작하거나, 열 팽창 계수가 상이한 와이어를 길이 방향 중 특정 구간에 배치하여 전체적인 인장 강도를 조절할 수 있다.The wire portion 100 according to the present embodiment is made of different materials having different thermal expansion coefficients, and a tension force is generated only when the turbine blades are rotated. The wire portion 100 may be made of two wires at the time of manufacture, or a wire having a different thermal expansion coefficient may be disposed at a specific portion of the longitudinal direction to adjust the overall tensile strength.

이 경우 단일 인장 강도가 유지되는 와이어에 비해 온도 상태에 따라 원주 방향에서 발생되는 변형율이 달라질 수 있어 가스 터빈(2)의 작동 상태에 따라 변화되는 원심응력에 안정적으로 대응할 수 있다.In this case, the deformation rate generated in the circumferential direction can be changed according to the temperature state as compared with the wire in which the single tensile strength is maintained, so that it can stably cope with the centrifugal stress which changes according to the operating state of the gas turbine 2.

와이어 부(100)가 이와 같이 이종 재질로 구성될 경우 이종재질이 길이 변화가 이루어지기 이전에 와이어 부(100)의 길이와, 특정 온도에서부터 이종재질이 열 팽창될 경우 와이어 부(100)의 길이 방향에서의 길이가 변화된다.When the wire part 100 is made of different materials, the length of the wire part 100 and the length of the wire part 100 when the different material is thermally expanded from a specific temperature before the length of the different material is changed, The length in the direction is changed.

이 경우 가스터빈 블레이드(20)는 다양한 온도 조건 또는 회전 속도에 따라 변화되는 상이한 원심응력에 따라 와이어부(100)의 길이가 가변될 수 있어 상기 블레이드(2)의 구조적 안정성 향상과 수명 증가를 동시에 도모할 수 있다.In this case, the gas turbine blade 20 can vary the length of the wire portion 100 according to different centrifugal stresses that vary according to various temperature conditions or rotational speeds, thereby improving the structural stability and lifetime of the blade 2 .

또한 가스터빈이 작동되면서 블레이드(2)에 원심력이 팁(21) 또는 루트부(22) 중의 어느 위치에 집중되는 경우에도 이로 인한 변형(크랙, 갈라짐) 발생을 최소화 할 수 있어 안정성 향상과 고장 발생으로 인한 문제점을 사전에 예방할 수 있다.Further, even when the centrifugal force is concentrated on the blade 21 or the root portion 22 in the blade 2 while the gas turbine is operated, it is possible to minimize the occurrence of deformation (crack, cracking) Can be prevented in advance.

특히 가스터빈이 수십 년간 작동되면서 다수개의 블레이드(2)는 회전에 따른 원심응력으로 인해 변형이 발생될 수 있으나, 전술한 이종재질로 구성된 와이어 부(100)를 사용할 경우 원심응력으로 인한 변형 발생이 최소화 될 수 있다.In particular, as the gas turbine is operated for several decades, the plurality of blades 2 may be deformed due to the centrifugal stress due to the rotation. However, when the wire part 100 composed of the dissimilar materials described above is used, Can be minimized.

본 발명의 일 실시 예에 의한 와이어 부의 다양한 설치 위치에 대해 도면을 참조하여 설명한다.Various mounting positions of the wire portion according to an embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.

첨부된 도 4를 참조하면, 와이어 부(100)는 전술한 위치 이외에도 후술할 위치에 설치 가능하여 일 예로 터빈 블레이드(20)의 최외곽을 구성하는 에어포일 벽(23)의 길이 방향 중 중앙에 배치된다.4, the wire portion 100 may be installed at a position other than the above-described position, for example, at a position in the longitudinal direction of the airfoil wall 23 constituting the outermost portion of the turbine blade 20 .

가장 바람직 하게는 도 1에 도시된 바와 같이 에어포일 벽(23)에 다수개가 설치되거나, 본 실시 예와 같이 에어포일 벽(23)의 중앙에 설치될 수 있다.Most preferably, a plurality of airfoil walls 23 may be provided as shown in FIG. 1, or may be installed at the center of the airfoil wall 23 as in the present embodiment.

상기 위치의 경우 작업자가 와이어 부(100)를 설치 하기가 용이하고, 팁(21)의 중앙에 해당되므로 원심응력이 와이어 부(100)의 설치 위치에 발생되거나, 이웃한 곳에서 발생되는 경우에도 이를 안정적으로 저감할 수 있다.In the case of the above position, since the worker can easily install the wire part 100 and corresponds to the center of the tip 21, even if the centrifugal stress is generated at the installation position of the wire part 100, It can be stably reduced.

첨부된 도 5를 참조하면, 와이어 부(100)는 상기 터빈 블레이드(20)의 최외곽을 구성하는 에어포일 벽(23)의 길이 방향 중 트레일링 엣지(25)에 배치된 다.5, the wire portion 100 is disposed at the trailing edge 25 of the longitudinal direction of the airfoil wall 23 constituting the outermost portion of the turbine blade 20. As shown in FIG.

상기 와이어 부(100)가 상기 위치에 설치될 경우 하단은 도면 기준으로 루트부(22)의 우측 단부에 경사지게 고정된다. 상기 트레일링 엣지(25)는 핫 가스가 외주면을 따라 이동될 경우 상기 트레일링 엣지(25)에서 발생될 수 있는 원심응력을 최소화 할 수 있어 When the wire part 100 is installed in the above position, the lower end is fixed at an inclined position to the right end of the root part 22 in the drawing reference. The trailing edge 25 can minimize centrifugal stresses that may be generated at the trailing edge 25 when hot gas is moved along the outer circumferential surface

첨부된 도 6을 참조하면, 와이어 부(100)는 터빈 블레이드(20)의 최외곽을 구성하는 에어포일 벽의 길이 방향 중 리딩엣지 와 트레일링 엣지에 각각 배치되되, 하측으로 연장된 타단이 반경 방향 내측 중앙을 향해 각각 연장된다.6, the wire portion 100 is disposed at the leading edge and the trailing edge of the airfoil wall constituting the outermost portion of the turbine blade 20, Respectively.

상기 리딩 엣지(24)와 트레일링 엣지(25)는 터빈 블레이드(20)가 회전하면서 원심응력이 집중적으로 발생되거나, 국부적으로 응력 집중이 발생될 수 있는 위치로 상기 와이어 부(100)에 의해 전술한 현상이 발생되는 경우 이를 안정적으로 지지할 수 있다.The leading edge 24 and the trailing edge 25 are positioned at a position where the centrifugal stress is generated intensively as the turbine blade 20 rotates, When a phenomenon occurs, it can be stably supported.

따라서 터빈 블레이드(20)의 고속 회전에 따라 발생되는 원심응력 또는 특정 위치에서 발생될 수 있는 응력 집중을 최소화 할 수 있어 고장 및 오작동을 사전에 예방할 수 있다.Therefore, it is possible to minimize the centrifugal stress generated due to the high-speed rotation of the turbine blade 20 or the stress concentration that may be generated at a specific position, so that malfunction and malfunction can be prevented in advance.

첨부된 도 7을 참조하면, 와이어 부(100)는 고강도 와이어와 스프링(30)의 조합으로 구성 가능한데, 이 경우 상기 스프링(30)은 코일 스프링 또는 판 스프링 중의 어느 하나가 선택적으로 사용된다.Referring to FIG. 7, the wire unit 100 may be configured by a combination of a high-strength wire and a spring 30. In this case, the spring 30 may be either a coil spring or a leaf spring.

예를 들어 코일 스프링이 사용될 경우 터빈 블레이드(20)가 회전하면서 발생되는 원심응력에 따라 전술한 실시 예들에 비해 상기 코일 스프링이 탄성 변형될 수 있는 조건이 보다 자유로워지므로 보다 용이하게 텐션(tension)을 통한 응력 감소 효과가 유발된다.For example, when the coil spring is used, the condition that the coil spring can be elastically deformed is more freely compared with the above-described embodiments according to the centrifugal stress generated by the rotation of the turbine blade 20, The stress reduction effect is induced.

특히 코일 스프링은 와이어 부(100)의 길이 방향에서 발생되는 인장 응력에 따라 신장이 손쉽게 이루어지므로, 상기 터빈 블레이드(20)의 회전 속도가 급격히 가변되는 경우에도 이를 안정적으로 지지할 수 있다.Particularly, since the coil spring is easily stretched according to the tensile stress generated in the longitudinal direction of the wire portion 100, even if the rotational speed of the turbine blade 20 is rapidly varied, the coil spring can stably support the coil spring.

특히 터빈 블레이드(20)가 서로 다른 속도로 작동되거나, 초기 워밍 업에 따른 회전 속도와, 정상 상태에 따른 회전 속도가 상이할 경우에 발생되는 다양한 원심응력에 상관 없이 상기 스프링(30)에 의해 안정적으로 지지할 수 있어 작동 안정성이 향상된다.In particular, when the turbine blades 20 are operated at different speeds, or when the rotational speed due to the initial warm-up is different from the rotational speed according to the steady state, So that the operation stability is improved.

이상, 본 발명의 일 실시 예에 대하여 설명하였으나, 해당 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 특허청구범위에 기재된 본 발명의 사상으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서, 구성 요소의 부가, 변경, 삭제 또는 추가 등에 의해 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있을 것이며, 이 또한 본 발명의 권리범위 내에 포함된다고 할 것이다.It will be apparent to those skilled in the art that various modifications and variations can be made in the present invention without departing from the spirit of the invention as set forth in the appended claims. The present invention can be variously modified and changed by those skilled in the art, and it is also within the scope of the present invention.

20 : 터빈 블레이드
21 : 팁
22 : 루트부
23 : 에어포일 벽
24 : 리딩엣지
25 : 트레일링 엣지
25 : 플랫폼
30 : 스프링
100 : 와이어 부
110 : 제1 와이어
120 : 제2 와이어
130 : 제3 와이어20: Turbine blade
21: Tips
22: root portion
23: air foil wall
24: Reading Edge
25: Trailing Edge
25: Platform
30: spring
100:
110: first wire
120: second wire
130: third wire

Claims

A turbine blade positioned at an upper portion of a root portion; And
And a wire portion fixed at an inner upper end of the turbine blade at one end and fixed at an inner lower end of the turbine blade at the other end to support a centrifugal stress due to the high speed rotation of the turbine blade. .

The method according to claim 1,
The wire portion
And the one end is fixed to a radially inner upper end of a tip of the turbine blade.

The method according to claim 1,
The wire portion
Wherein the turbine blades are disposed in an airfoil wall constituting an outermost portion of the turbine blades.

The method according to claim 1,
The wire portion
A first wire disposed at a leading edge position of the airfoil wall;
A second wire disposed at a trailing edge position of the airfoil wall;
And a third wire disposed between the leading edge and the trailing edge.

5. The method of claim 4,
The first, second,
Wherein one of the high strength wire or the liquid metal is selectively used.

3. The method of claim 2,
The wire portion
Wherein a diameter (d1) of a portion corresponding to a certain section with respect to a longitudinal direction is relatively larger than a diameter (d2) corresponding to another section from the inside of the tip.

3. The method of claim 2,
The wire portion
Wherein a diameter (d1) of a portion corresponding to a predetermined section in a longitudinal direction of the tip and a root portion is relatively larger than a diameter (d2) corresponding to a middle portion of the blade.

The method according to claim 1,
The wire portion
Wherein a tensile force is generated only when the turbine blades are rotated. The centrifugal stress supporting device of claim 1, wherein the tension force is generated only when the turbine blades rotate.

The method according to claim 1,
The wire portion
Wherein the center of gravity of the blade is disposed in the center of the longitudinal direction of the airfoil wall constituting the outermost portion of the turbine blade.

The method according to claim 1,
The wire portion
Wherein the turbine blade is disposed at a trailing edge of a longitudinal direction of the airfoil wall constituting the outermost portion of the turbine blade.

The method according to claim 1,
The wire portion
Wherein the gas turbine blades are respectively disposed at the leading edge and the trailing edge in the longitudinal direction of the airfoil wall constituting the outermost portion of the turbine blade and the other ends extending toward the lower side extend toward the radially inner center Centrifugal stress support device.

The method according to claim 1,
The wire portion
And a combination of a high-strength wire and a spring.

13. The method of claim 12,
The spring
A centrifugal stress bearing device for a gas turbine blade in which either a coil spring or a leaf spring is selectively used.