KR20180094095A - 인서트 조립품, 날개, 가스 터빈, 및, 날개의 제조 방법 - Google Patents

인서트 조립품, 날개, 가스 터빈, 및, 날개의 제조 방법 Download PDF

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KR20180094095A
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사토시 하다
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요시후미 오카지마
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미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤
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Abstract

인서트 조립품(79)은, 인서트(80)와 보강 부재(85)와, 보지 부재(90)를 구비하고 있다. 인서트(80)는, 날개 본체(51)의 직경방향의 한쪽 단부에 고정되어 있다. 보강 부재(85)는, 인서트(80)의 직경방향의 다른쪽 단부에 인접하여 배치되며, 인서트(80)의 강성을 높인다. 보지 부재(90)는, 날개 본체(51)의 직경방향의 다른쪽 단부에 고정되며, 날개 본체(51)에 대한 인서트(80)의 직경방향에 직교하는 방향의 위치 결정을 한다.

Description

인서트 조립품, 날개, 가스 터빈, 및, 날개의 제조 방법
본 발명은, 인서트 조립품, 날개, 가스 터빈, 및, 날개의 제조 방법에 관한 것이다.
본 원은, 2016년 2월 22일에, 일본에 특허 출원된 일본 특허 출원 제 2016-031195 호에 근거하여 우선권을 주장하며, 그 내용을 여기에 원용한다.
가스 터빈은, 예를 들면, 정익 등의 날개의 내부에 냉각용 공기를 흘리고 있는 경우가 많다. 이러한 날개는, 날개의 내부에 냉각용 공기를 흘리기 위한 날개 공기 통로를 구비하고 있다. 이 날개 공기 통로에는, 다수의 구멍을 갖는 인서트 등의 통 형상체가 배치되며, 날개벽을 냉각 공기로 임핀지먼트 냉각하고 있다. 임핀지먼트 냉각 후의 냉각 공기는, 날개벽에 마련된 복수의 냉각 구멍으로부터 연소 가스 중으로 배출될 때, 날개벽을 필름 냉각하고 있다.
이 종류의 통형상체는, 날개 본체와의 사이에 열 신장 차이가 생긴다. 그 때문에, 이러한 경우에는, 통형상체는, 그 2개의 단부 중 제 1 단부를 시일 용접 또는 납땜하여 날개 본체에 고정하고, 제 2 단부를 통형상체의 길이방향의 신장에 대하여 자유롭게 하고 있다. 통형상체는, 이와 같이 하는 것에 의해, 날개 본체와의 사이의 시일성을 보지하면서, 열 신장 차이를 흡수하도록 하고 있다.
특허문헌 1은, 인서트의 열 신장 차이를 흡수하는 구성이 기재되어 있다. 이 특허문헌 1은, 인서트의 프리 단부를 보지 부재에 의해 보지하여, 프리 단부의 간극으로부터 냉각용 공기가 누출되지 않도록 하고 있다.
일본 특허 공개 제 2012-246785 호 공보
그렇지만, 특허문헌 1의 구조에서는, 인서트의 시일 성능이 충분히 확보되어 있다고는 말할 수 없다.
본 발명은, 안정된 인서트의 시일 성능을 얻을 수 있는 인서트 조립품, 날개, 가스 터빈, 및, 날개의 제조 방법을 제공하는 것을 목적으로 한다.
본 발명의 제 1 태양에 의하면, 인서트 조립품은, 날개 본체와, 외측 슈라우드 및 내측 슈라우드로 이루어지는 터빈 날개에 배치되어 있다. 외측 슈라우드와 내측 슈라우드는, 날개 본체의 직경방향의 양단에 각각 형성되어 있다. 인서트 조립품은, 날개 본체 내에 냉각 공기가 공급되는 날개 공기 통로 내에 마련되어 있다. 인서트 조립품은, 인서트와, 보강 부재와, 보지 부재를 포함한다. 인서트는, 복수의 냉각 구멍을 갖는 통형상체로 형성되어 있다. 인서트는, 상기 날개 본체의 직경방향의 한쪽 단부에 고정되어 있다. 보강 부재는, 판형상으로 형성되며, 인서트에 마련되어 있다. 보강 부재는, 직경방향에 직교하는 방향으로 연장되며 그 양단에서 상기 통형상체의 내주면에 고정되어 있다. 인서트는, 또한, 상기 통형상체의 상기 직경방향의 다른쪽 단부에 인접하여 배치되어 있다. 보지 부재는, 상기 날개 본체의 상기 직경방향의 다른쪽 단부에 고정되어 있다. 보지 부재는, 환형으로 형성되어 있다. 보지 부재는, 상기 인서트의 단부에 접촉하며 상기 인서트가 직경방향으로 미끄럼 운동할 수 있는 시일면이 형성되어 있다. 이 보지 부재는, 상기 인서트의 상기 날개 본체에 대한 직경방향에 직교하는 방향의 위치 결정을 한다.
이러한 인서트 조립품을 구비하면, 상기 인서트의 직경방향의 다른쪽 단부 근방에 보강판을 구비하므로, 인서트의 강성이 높아진다. 그 때문에, 인서트의 단부의 외경이 넓어지는 것을 억제하여, 인서트와 보지 부재의 사이의 시일면에 간극이 형성되는 것을 방지할 수 있으므로, 시일면으로부터의 냉각 공기의 누설이 억제된다. 그 결과, 누설 공기의 감소에 의해, 안정된 냉각 성능을 얻을 수 있게 된다.
본 발명의 제 2 태양에 의하면, 제 1 태양에 따른 인서트 조립품은, 상기 시일면이 상기 인서트의 단부의 내주면에 형성되어 있어도 좋다.
본 발명의 제 3 태양에 의하면, 제 1 태양에 따른 인서트 조립품은, 상기 시일면이 상기 인서트의 단부의 외주면에 형성되어 있어도 좋다.
본 발명의 제 4 태양에 의하면, 제 1 내지 제 3 태양 중 어느 하나의 태양에 따른 인서트 조립품은, 상기 날개 본체의 직경방향의 상기 한쪽 단부를 향하는 동시에 선단이 가는 L자형상의 단면형상을 구비하고 있어도 좋다. 인서트 조립품은, 위치 결정부와, 위치 결정 볼록부와, 플랜지부를 포함하여 형성되어도 좋다. 위치 결정부는, 직경방향의 상기 한쪽 단부측의 선단에 형성되며, 환형으로 형성되어 있다. 위치 결정 볼록부는, 상기 위치 결정부에 인접하며 직경방향의 상기 다른쪽 단부측에 상기 위치 결정부보다 대경으로 형성되어 있다.
플랜지부는, 상기 날개 본체에 고정되어 있다. 플랜지부는, 상기 위치 결정 볼록부에 인접하며 직경방향의 상기 다른쪽 단부측에 배치되며, 상기 위치 결정 볼록부보다 대경으로 형성되어 있다.
이러한 인서트 조립품을 구비하면, 날개 공기 통로에 대한 인서트의 위치 결정이 용이하게 된다.
본 발명의 제 5 태양에 의하면, 제 4 태양에 따른 인서트 조립품은, 상기 인서트의 상기 다른쪽 단부에 직경방향으로 끼워 맞추어지는 위치 결정부를 구비하고 있어도 좋다.
이와 같이 구성하는 것에 의해, 위치 결정부를 거쳐서 보지 부재에 대한 인서트의 위치 결정이 용이하게 된다.
본 발명의 제 6 태양에 의하면, 제 4 태양에 따른 인서트 조립품은, 측면이 상기 날개 공기 통로의 상기 다른쪽 단부측의 개구에 끼워 맞추는 위치 결정 볼록부를 구비하고 있어도 좋다.
이와 같이 구성하는 것에 의해, 인서트 조립품은, 위치 결정 볼록부를 거쳐서 날개 공기 통로에 대한 보지 부재의 위치 결정이 용이하게 되므로, 인서트의 날개 공기 통로에 대한 위치 결정도 용이하게 된다.
본 발명의 태양에 의하면, 인서트 조립품은, 인서트로 둘러싸인 내부 캐비티의 통로 단면의 전면을 덮는 보강 부재를 구비하고 있어도 좋다.
본 발명의 제 7 태양에 의하면, 제 1 내지 제 6 태양 중 어느 하나의 태양에 따른 인서트 조립품은, 적어도 하나의 관통 구멍을 갖는 보강 부재를 구비하고 있어도 좋다.
이와 같이 구성하는 것에 의해, 보강 부재가, 적어도 하나의 관통 구멍(스루홀)을 가지므로, 관통 구멍을 거쳐서 내부 캐비티의 먼지를 쓰레기 수용 공간으로 이동시켜, 내부 캐비티의 먼지를 제거할 수 있다. 내부 캐비티에 공급되는 냉각 공기의 유량을 조정하는 유량 조정판으로서도 이용할 수 있다.
본 발명의 제 8 태양에 의하면, 제 1 내지 제 7 태양 중 어느 하나의 태양에 따른 인서트 부품은, 상기 날개 본체의 상기 다른쪽 단부에 마련된 개구를 폐색하는 덮개판을 구비하고 있어도 좋다.
이와 같이 구성하는 것에 의해, 덮개판을 날개 본체에 고정하는 것에 의해, 날개 본체 내의 냉각 공기가 누출되는 것을 방지할 수 있다.
본 발명의 제 9 태양에 의하면, 제 8 태양에 따른 인서트 조립품은, 상기 인서트의 내부 공간에 퇴적되는 쓰레기를 제거하는 스루홀인 관통 구멍을 갖는 보강 부재를 구비하고 있어도 좋다. 상기 인서트는, 상기 보강 부재와 상기 덮개판에 의해 둘러싸인 쓰레기 수용 공간을 갖고, 상기 보지 부재는, 상기 시일면을 거쳐서, 상기 인서트에 끼워 맞출 수 있게 형성되어 있어도 좋다.
이와 같이 구성하는 것에 의해, 보강 부재와 덮개판의 사이의 쓰레기 수용 공간이 형성되고, 스루홀에 의해 인서트의 내부 공간으로부터 쓰레기 수용 공간으로 먼지를 이동시킬 수 있다. 따라서, 쓰레기 수용 공간에 먼지를 수용할 수 있으므로, 먼지에 의해 인서트의 냉각 구멍 등이 막히는 것을 방지할 수 있다.
본 발명의 제 10 태양에 의하면, 제 9 태양에 따른 인서트 조립품은, 상기 덮개판이 고정되며, 일체화된 보지 부재를 구비하고 있어도 좋다.
이와 같이 구성하는 것에 의해, 부품 점수가 감소하여, 유지 보수 작업이 용이하게 된다.
본 발명의 제 11 태양에 의하면, 제 9 태양에 따른 덮개판은, 상기 보지 부재에 고정되어 있어도 좋다. 상기 덮개판은, 상기 보지 부재가 일체화되어 있어도 좋다.
본 발명의 제 12 태양에 의하면, 날개는, 제 1 내지 제 11 태양 중 어느 하나의 태양에 따른 인서트 조립품을 구비한다.
본 발명의 제 13 태양에 의하면, 가스 터빈은, 제 12 태양에 기재된 날개를 구비하고 있다.
본 발명의 제 14 태양에 의하면, 날개의 제조 방법은, 날개의 외측 슈라우드로부터 내측 슈라우드까지 관통하도록 형성된 날개 공기 통로에 관통 삽입할 수 있는 인서트를 형성하는 공정을 포함한다. 날개의 제조 방법은, 또한, 상기 인서트의 내주면에 보강 부재를 고정하여, 보강 부재를 구비한 인서트로서 일체화시키는 공정을 포함한다. 날개의 제조 방법은, 또한, 상기 인서트의 제 1 단부를 상기 날개 공기 통로에 대하여 위치 결정할 수 있는 보지 부재를 형성하는 공정을 포함한다. 날개의 제조 방법은, 또한, 상기 날개 공기 통로의 제 1 개구부의 주연(周緣)에 상기 보지 부재의 플랜지부를 고정하는 공정을 포함한다. 날개의 제조 방법은, 또한, 상기 보지 부재가 장착된 제 1 개구부와는 반대측의 제 2 개구부로부터 상기 날개 공기 통로에 인서트를 삽입하고, 상기 인서트의 제 1 단부를 상기 보지 부재에 의해 위치 결정시키는 공정을 포함한다.
날개의 제조 방법은, 또한, 상기 인서트의 제 2 단부를 상기 날개 공기 통로의 제 2 개구부의 주연에 고정하는 공정을 포함한다.
이와 같이 구성하는 것에 의해, 인서트를 날개 공기 통로에 대하여 간단한 순서로 올바른 위치에 배치시킬 수 있다. 그 결과, 날개의 조립에 숙련을 필요로 하지 않으며, 조립 작업자의 부담을 경감할 수 있다.
본 발명의 제 14 태양에 의하면, 가스 터빈은, 제 12 태양에 기재된 날개를 구비하고 있다.
상기 인서트 조립품, 날개, 가스 터빈, 및, 날개의 제조 방법에 의하면, 인서트 조립품은 안정되고 양호한 시일 성능을 보지할 수 있으므로, 가스 터빈의 열효율의 저하를 억제할 수 있다. 또한, 용이하게 인서트 조립품의 조립 작업을 실행할 수 있는 동시에, 날개가 안정된 냉각 성능을 얻을 수 있다.
도 1은 본 발명의 제 1 실시형태에 있어서의 가스 터빈의 모식적인 단면도이다.
도 2는 본 발명의 제 1 실시형태에 있어서의 가스 터빈의 주요부 단면도이다.
도 3은 본 발명의 제 1 실시형태에 있어서의 정익의 사시도이다.
도 4는 본 발명의 제 1 실시형태에 있어서의 날개 공기 통로의 평면 단면도이다.
도 5는 본 발명의 제 1 실시형태에 있어서의 날개 공기 통로의 개구 주연의 단면도이다.
도 6은 본 발명의 제 1 실시형태에 있어서의 날개의 제조 방법의 흐름도이다.
도 7은 본 발명의 제 2 실시형태에 있어서의 날개 공기 통로의 개구 주연의 단면도이다.
도 8은 본 발명의 제 3 실시형태에 있어서의 날개 공기 통로의 개구 주연의 단면도이다.
도 9는 본 발명의 제 3 실시형태에 있어서의 날개 공기 통로의 개구 주연의 변형예의 단면도이다.
［제 1 실시형태］
이하, 본 발명의 제 1 실시형태에 따른 인서트 조립품, 날개, 가스 터빈, 및, 날개의 제조 방법을 도면에 근거하여 설명한다.
(가스 터빈의 실시형태)
도 1은, 본 발명의 제 1 실시형태에 있어서의 가스 터빈의 모식적인 단면도이다. 도 2는, 본 발명의 제 1 실시형태에 있어서의 가스 터빈의 주요부 단면도이다.
도 1에 도시하는 바와 같이, 이 실시형태에 있어서의 가스 터빈(10)은, 압축기(20)와, 연소기(30)와, 터빈(40)을 구비하고 있다. 압축기(20)는, 공기(A)를 압축한다. 연소기(30)는, 압축기(20)에서 압축된 공기(A) 중에서 연료를 연소시켜 연소 가스를 생성한다. 터빈(40)은, 연소 가스에 의해 구동한다.
압축기(20)는, 압축기 로터(21)와, 압축기 차실(25)과, 정익단(26)을 갖는다. 압축기 로터(21)는, 축선(Ar)을 중심으로 하여 회전한다. 압축기 차실(25)은, 압축기 로터(21)를 덮는다. 정익단(26)은, 복수 마련되어 있다.
터빈(40)은, 터빈 로터(41)와, 터빈 차실(45)과, 정익단(46)을 구비하고 있다. 터빈 로터(41)는, 축선(Ar)을 중심으로 하여 회전한다. 터빈 차실(45)은, 터빈 로터(41)를 덮는다. 정익단(46)은, 복수 마련되어 있다.
압축기 로터(21)와 터빈 로터(41)는, 축선(Ar) 상에 위치하고 있다. 압축기 로터(21)와 터빈 로터(41)는, 서로 접속되는 것에 의해 가스 터빈 로터(11)를 구성하고 있다. 이 가스 터빈 로터(11)는, 예를 들면, 발전기(GEN)의 로터에 접속되어 있다.
압축기 차실(25)과 터빈 차실(45)은, 서로 접속되는 것에 의해 가스 터빈 차실(15)을 구성하고 있다.
이하의 제 1 실시형태의 설명에 있어서는, 축선(Ar)이 연장되는 방향을 축 방향(Da), 이 축선(Ar)을 중심으로 한 둘레방향을 간략히 둘레방향(Dc)으로 하고, 축선(Ar)에 대하여 수직인 방향을 직경방향(Dr)으로 한다. 축방향(Da)에서 터빈(40)을 기준으로 하여 압축기(20)측을 상류측(Dau), 그 반대측을 하류측(Dad)으로 한다. 직경방향(Dr)에서 축선(Ar)에 가까워지는 측을 직경방향 내측(Dri), 그 반대측을 직경방향 외측(Dro)으로 한다.
압축기 로터(21)는, 로터축(22)과, 복수의 동익단(23)을 구비하고 있다. 로터축(22)은, 축선(Ar)을 중심으로 하여 축방향(Da)으로 연장되어 있다. 복수의 동익단(23)은, 축방향(Da)으로 나열되며 로터축(22)에 각각 장착되어 있다. 동익단(23)은, 모두, 복수의 동익(23a)을 구비하고 있다. 동익단(23)은, 이들 복수의 동익(23a)이 둘레방향(Dc)으로 나열되어 있다. 복수의 동익단(23)의 하류측(Dad)에는, 각각 정익단(26)이 배치되어 있다. 이들 정익단(26)은, 압축기 차실(25)의 내측에 마련되어 있다. 정익단(26)은, 모두, 복수의 정익(26a)을 구비하고 있다. 정익단(26)은, 이들 복수의 정익(26a)이 둘레방향(Dc)으로 연장되어 있다.
도 2에 도시하는 바와 같이, 터빈 로터(41)는, 로터축(42)과, 복수의 동익단(43)을 구비하고 있다. 로터축(42)은, 축선(Ar)을 중심으로 하여 축방향(Da)으로 연장된다. 복수의 동익단(43)은, 이 로터축(42)에 장착되어 있다.
복수의 동익단(43)은, 축방향(Da)으로 연장되어 있다. 복수의 동익단(43)은, 모두, 복수의 동익(43a)으로 구성되어 있다. 복수의 동익(43a)은, 둘레방향(Dc)으로 나열되어 있다. 복수의 동익단(43)의 각 상류측(Dau)에는, 정익단(46)이 배치되어 있다. 이들 정익단(46)은, 터빈 차실(45)의 내측에 마련되어 있다. 정익단(46)은, 모두, 복수의 정익(46a)을 구비하고 있다. 복수의 정익(46a)은, 둘레방향(Dc)으로 나열되어 있다.
터빈 차실(45)은, 외측 차실(45a)과, 내측 차실(45b)과, 복수의 분할환(45c)을 구비하고 있다. 외측 차실(45a)은, 통형상으로 형성되어 있다. 내측 차실(45b)은, 외측 차실(45a)의 내측에 고정되어 있다. 복수의 분할환(45c)은, 내측 차실(45b)의 내측에 고정되어 있다. 복수의 분할환(45c)은, 모두, 복수의 정익단(46)의 상호의 사이의 위치에 마련되어 있다. 이들 분할환(45c)의 직경방향 내측(Dri)에는, 각각 동익단(43)이 배치되어 있다.
로터축(42)과 터빈 차실(45)의 사이의 공간은, 연소기(30)로부터의 연소 가스(G)가 흐르는 연소 가스 유로(49)로 되어 있다. 이 연소 가스 유로(49)에, 정익(46a) 및 동익(43a)이 배치되어 있다. 이 연소 가스 유로(49)는, 축선(Ar)을 중심으로 한 축방향(Da)으로 긴 환형으로 형성되어 있다.
터빈 차실(45)의 내측 차실(45b)은, 직경방향 외측(Dro)으로부터 직경방향 내측(Dri)을 관통하는 냉각 공기 통로(45p)를 구비하고 있다. 이 냉각 공기 통로(45p)를 통과한 냉각 공기는, 정익(46a) 내 및 분할환(45c) 내에 도입되고, 정익(46a) 및 분할환(45c)의 냉각에 이용된다. 복수의 정익단(46) 중, 일부의 정익단(46)에는, 차실의 냉각 공기 통로를 거치지 않고 가스 터빈 차실(15) 내의 공기가 정익(46a)에 냉각 공기로서 공급되는 경우도 있다.
(날개의 실시형태)
다음에, 본 발명의 제 1 실시형태에 있어서의 날개를 도면에 근거하여 설명한다. 이 실시형태에 있어서의 날개는, 가스 터빈의 정익이다.
도 3은, 본 발명의 제 1 실시형태에 있어서의 정익의 사시도이다.
도 3에 도시하는 바와 같이, 정익(46a)은, 날개 본체(51)와, 내측 슈라우드(60i)와, 외측 슈라우드(60o)를 구비하고 있다. 날개 본체(51)는, 직경방향(Dr)으로 연장된다.
내측 슈라우드(60i)는, 날개 본체(51)의 직경방향 내측(Dri)에 형성되어 있다. 외측 슈라우드(60o)는, 날개 본체(51)의 직경방향 외측(Dro)에 형성되어 있다.
날개 본체(51)는, 연소 가스 유로(49)(도 2 참조) 내에 배치되어 있다. 연소 가스(G)는, 이 연소 가스 유로(49)를 통과한다.
날개 본체(51)는, 그 상류측(Dau)의 단부가 전연부(52)를 구성하고 있다. 날개 본체(51)는, 그 하류측(Dad)의 단부가 후연부(53)를 구성하고 있다. 날개 본체(51)는, 둘레방향(Dc)을 향하는 표면(외면)의 한쪽이 볼록형상의 면, 다른쪽이 오목형상의 면으로 되어 있다. 볼록형상면은, 배측면(54)(=부압면)을 구성하고, 오목형상의 면은, 복측면(55)(=정압면)을 구성하고 있다.
이하의 설명에 있어서는, 설명의 형편 상, 둘레방향(Dc)에서 날개 본체(51)의 복측(=정압면측)을 둘레방향 복측(Dcp), 날개 본체(51)의 배측(=부압면측)을 둘레방향 배측(Dcn)으로 한다.
외측 슈라우드(60o)는, 외측 슈라우드 본체(61)와, 둘레벽(65)을 갖는다. 외측 슈라우드 본체(61)는, 축방향(Da) 및 둘레방향(Dc)으로 넓어지는 판형상으로 형성되어 있다. 둘레벽(65)은, 외측 슈라우드 본체(61)의 외주연을 따라서 외측 슈라우드 본체(61)로부터 직경방향 외측(Dro)으로 돌출된다.
외측 슈라우드 본체(61)는, 전단부면(62f)과, 후단부면(62b)과, 복측 단부면(63p)과, 배측 단부면(63n)과, 가스 패스면(64)을 구비하고 있다. 전단부면(62f)은, 상류측(Dau)의 단부면이다. 후단부면(62b)은, 하류측(Dad)의 단부면이다. 복측 단부면(63p)은, 둘레방향 복측(Dcp)의 단부면이다. 배측 단부면(63n)은, 둘레방향 배측(Dcn)의 단부면이다. 가스 패스면(64)은, 직경방향 내측(Dri)을 향하고 있다.
외측 슈라우드(60o)에는, 직경방향 내측(Dri)을 향하여 오목한 오목부(66)가 형성되어 있다. 오목부(66)는, 외측 슈라우드 본체(61)와 둘레벽(65)에 의해 형성되어 있다.
여기서, 상술한 외측 슈라우드(60o)와 내측 슈라우드(60i)는, 기본적으로 동일한 구조이다. 그 때문에, 내측 슈라우드(60i)에 대한 상세 설명은 생략한다.
날개 본체(51), 외측 슈라우드(60o), 및, 내측 슈라우드(60i)에는, 직경방향(Dr)으로 연장되는 복수의 날개 공기 통로(71)[공동부(空同部)]가 형성되어 있다. 이들 날개 공기 통로(71)는, 모두, 외측 슈라우드(60o)로부터, 날개 본체(51)를 지나, 내측 슈라우드(60i)까지 이어지게 형성되어 있다. 복수의 날개 공기 통로(71)는, 날개 본체(51)의 익현을 따라서 나열되어 있다. 복수의 날개 공기 통로(71) 중, 일부의 인접하는 날개 공기 통로(71)끼리는, 직경방향 외측(Dro)의 부분, 또는 직경방향 내측(Dri)의 부분에서 서로 연통하여, 서펀타인 유로를 형성하고 있다.
복수의 날개 공기 통로(71) 중, 어느 하나의 날개 공기 통로(71)는, 외측 슈라우드(60o)의 오목부(66)에서 개구되어 있다. 복수의 날개 공기 통로(71) 중, 어느 하나의 날개 공기 통로(71)는, 또한, 내측 슈라우드(60i)의 오목부에서 개구되어 있다. 환언하면, 복수의 날개 공기 통로(71) 중, 일부의 날개 공기 통로(71)는, 외측 슈라우드(60o)로부터 내측 슈라우드(60i)까지 관통되도록 형성되어 있다. 정익(46a)의 직경방향 외측(Dro) 또는 직경방향 내측(Dri)에 공급된 냉각 공기(Ac)의 일부는, 이 날개 공기 통로(71)의 개구[내측 슈라우드(60i)측의 개구(71b), 외측 슈라우드(60o)측의 개구(71c)]로부터 날개 공기 통로(71) 내에 유입된다.
날개 본체(51)의 전연부(52) 및 후연부(53)에는, 날개 공기 통로(71)로부터 연소 가스 유로(49)로 관통하는 복수의 날개면 분출 통로(72)가 형성되어 있다. 날개 본체(51)는, 날개 공기 통로(71) 내를 냉각 공기(Ac)가 흐르는 과정에서 냉각된다. 날개 공기 통로(71)에 유입된 냉각 공기(Ac)는, 이 날개면 분출 통로(72)로부터 연소 가스 유로(49) 내로 유출된다. 이 때문에, 날개 본체(51)의 전연부(52) 및 후연부(53)는, 냉각 공기(Ac)가 날개면 분출 통로(72)로부터 유출되는 과정에서 냉각된다. 날개면 분출 통로(72)로부터 연소 가스 유로(49)로 유출된 냉각 공기(Ac)의 일부는, 날개 본체(51)의 표면을 부분적으로 덮어 필름 공기로서의 역할도 수행한다.
도 4는, 제 1 실시형태에 있어서의 날개 공기 통로의 직경방향에 직교하는 면으로 절단한 평면 단면도이다. 도 5는, 제 1 실시형태에 있어서의 날개 공기 통로의 개구 주연의 단면도이다.
날개 공기 통로(71)에는, 인서트(80)와, 보강 부재(85)와, 보지 부재(90)를 포함하는 인서트 조립품(79)이 배치되어 있다. 인서트(80)는, 날개 본체(51)의 내주면(71a)을 임핀지먼트 냉각하기 위해 마련되어 있다. 보강 부재(85)는, 인서트(80)의 강성을 높인다. 보지 부재(90)는, 인서트(80)를 날개 본체(51)에 보지시킨다. 직경방향(Dr)에 직교하며 날개 공기 통로(71)의 통로 단면을 가로지르는 방향을 인서트 직경방향(Dir)으로 한다.
인서트(80)는, 박판으로 형성된 통형상체이다. 인서트(80)는, 날개 공기 통로(71)의 내주면(내벽면)(71a)에 대하여, 그 전체 둘레에 걸쳐서 동일한 거리만큼 멀어져 배치되어 있다. 이에 의해, 날개 본체(51)의 내주면(71a)과 인서트(80)의 외주면(80a)의 사이에는, 환형의 공간인 인서트 캐비티(81)가 형성되어 있다.
날개 공기 통로(71)의 내주면(71a)에는, 직경방향(Dr)으로 연장되는 2개의 시일 댐(83)이 형성되어 있다. 이들 시일 댐(83)은, 직경방향(Dr)으로 인서트(80)와 거의 동일한 길이로 형성되어 있다. 상술한 인서트 캐비티(81)는, 인서트(80)의 둘레방향에 있어서, 시일 댐(83)에 의해 2개의 공간으로 구분되어 있다. 이들 2개의 공간은, 날개 본체(51)에 형성된 날개면 분출 통로(72)를 거쳐서 연소 가스 유로(49)에 연통하고 있다. 그 때문에, 이들 2개의 공간은, 연소 가스 유로(49)측의 압력의 영향으로, 서로 공간의 압력이 상이하다.
인서트(80)에는, 그 내부 공간[내부 캐비티(80b)]과 외부 공간[인서트 캐비티(81)]을 연통하는 복수의 임핀지먼트 구멍(82)이 형성되어 있다. 인서트(80)의 직경방향 외측(Dro)의 단부(88)(도 3 : 제 2 단부, 한쪽 단부)에는, 도시하고 있지 않지만, 외측 플랜지가 형성되며, 이 외측 플랜지가 날개 본체(51)의 단연(端緣)에 용접 등으로 고정되어 있다.
인서트(80)의 직경방향 내측(Dri)의 단부(84)(제 1 단부, 다른쪽 단부)는, 보지 부재(90)에 접촉하면서 미끄럼 운동한다. 보지 부재(90)와 인서트(80)의 단부(84)의 사이에 시일면이 형성되어 있다(구조 상세는 후술함). 제 2 단부란, 인서트(80)가 날개 본체(51)에 고정되어 있는 인서트(80)의 단부(88)를 말하며, 제 1 단부란, 인서트(80)가 보지 부재(90)에 대하여 미끄럼 운동하는 인서트(80)의 단부(84)를 말한다.
도 5에 도시하는 바와 같이, 인서트(80)는, 추가로, 보강 부재(85)를 구비하고 있다. 보강 부재(85)는, 인서트(80)의 직경방향 내측(Dri)의 단부(84)에 인접하며 단부(84)로부터 직경방향 외측(Dro)으로 이격된 위치에 형성되어 있다. 이 보강 부재(85)는, 인서트(80)를 직경방향(Dr)에서 본 통로 단면의 전면을 폐색하도록 판형상으로 형성되어 있다. 보강 부재(85)의 단연에는, 보강 부재(85)의 본체부(85a)에 대하여 직경방향 내측(Dri)의 방향으로 직각으로 굽혀진 장착부(85b)가 형성되어 있다. 장착부(85b)는, 인서트(80)의 내주면(80c)에 용접 등으로 고정되어 있다.
본 실시형태에 있어서는, 보강 부재(85)의 본체부(85a)에, 적어도 하나의 관통 구멍인 스루홀(87)이 형성되어 있다. 본 실시형태에 있어서는, 또한, 본체부(85a)를 경계로 하여 직경방향 내측(Dri)에, 쓰레기 수용 공간(100)이 배치되어 있다. 쓰레기 수용 공간(100)은, 스루홀(87)을 거쳐서 내부 캐비티(80b)에 연통되어 있다. 스루홀(87)은, 냉각 공기(Ac)에 포함되는 먼지만을 통과할 수 있는 최소한의 크기로 형성되어 있다. 냉각 공기(Ac)에 포함되는 먼지는, 스루홀(87)을 거쳐서 내부 캐비티(80b)로부터 쓰레기 수용 공간(100)으로 이동하고, 쓰레기 수용 공간(100)에 퇴적된다. 쓰레기 수용 공간(100)에 퇴적되는 먼지는, 예를 들면, 유지 보수 시에, 쓰레기 수용 공간(100)으로부터 취출된다.
도 5에 도시하는 바와 같이, 인서트 조립품(79)의 일부를 구성하는 보지 부재(90)는, 환형으로 형성되어 있다. 보지 부재(90)는, 또한, 인서트 직경방향(Dir)에서 본 단면이 L자형상으로 형성되어 있다. 보지 부재(90)는, 위치 결정부(91)(제 1 위치 결정부)를 갖는다. 위치 결정부(91)는, 보지 부재(90)의 직경방향 외측(Dro)의 선단부에 형성되어 있다. 위치 결정부(91)는, 환형의 박판형상으로 형성되어 있다.
보지 부재(90)는, 직경방향 내측(Dri)의 단부에, 판형상의 플랜지부(92)를 구비하고 있다. 플랜지부(92)는, 그 인서트 직경방향(Dir)의 측면(92a)이, 날개 공기 통로(71)의 내주면(71a)보다 인서트 직경방향(Dir)의 외측에 배치되어 있다. 환언하면, 플랜지부(92)는, 날개 공기 통로(71)의 내주면(71a)보다 대경으로 형성되어 있다.
위치 결정부(91)와 플랜지부(92)의 사이에는, 위치 결정 볼록부(93)(제 2 위치 결정부)가 배치되어 있다. 위치 결정 볼록부(93)는, 인서트(80)의 외주면(80a)보다 인서트 직경방향(Dir)의 외측으로 돌출되어 있다. 즉, 위치 결정 볼록부(93)는, 외주면(80a)보다 대경으로 형성되어 있다. 위치 결정 볼록부(93)는, 또한, 날개 공기 통로(71)의 내주면(71a)보다 인서트 직경방향(Dir)의 직경이 작게 형성되어 있다.
보지 부재(90)는, 위치 결정부(91)와 위치 결정 볼록부(93)와 플랜지부(92)에 의해, 일체로 형성된 환형의 부재이다. 이 보지 부재(90)는, 날개 공기 통로(71)의 직경방향 내측(Dri)의 개구(제 1 개구부)(71b)에 끼워져 있다. 여기서, 인서트 직경방향(Dir)의 외측이란, 인서트(80)의 직경방향(Dr)으로 연장되는 중심선으로부터 인서트 직경방향(Dir)으로 날개 공기 통로(71)의 내주면(71a)을 향하는 방향을 말한다.
위치 결정부(91)는, 인서트(80)의 단부(84)를 날개 공기 통로(71)의 내주면(내벽면)(71a)에 대하여 인서트 직경방향(Dir)의 위치 결정을 한다. 이 위치 결정부(91)는, 더욱, 날개 본체(51)의 인서트 직경방향(Dir)으로, 인서트(80)의 단부(84)가 이동하는 것을 규제한다. 이 실시형태에 있어서의 위치 결정부(91)는, 그 외주면(91b)이, 단부(84)의 내주면(84a)보다 약간 대경으로 형성되어 있다. 위치 결정부(91)는, 인서트(80)의 단부(84)의 내주면(84a)측에 접촉하며 끼워 맞출 수 있는 통형상으로 형성되어 있다. 즉, 인서트(80)의 단부(84)는, 그 내주면(84a)이 위치 결정부(91)의 외주면(91b)을 거쳐서 보지 부재(90)에 용접 등으로 고정되는 일 없이 접촉되어 있다. 이에 의해, 보지 부재(90)의 외주면(91b)과 단부(84)의 내주면(84a)의 사이에 시일면이 형성되어 있다.
여기서, 상세는 후술하지만, 보지 부재(90)의 위치 결정 볼록부(93)의 인서트 직경방향(Dir)의 외주면(93a)은, 날개 본체(51)의 개구(71b)의 내주면(71a)에 접촉되어 있다. 이에 의해, 보지 부재(90)의 외주면(93a)은, 날개 본체(51)에 대하여 인서트 직경방향(Dir)의 위치 결정이 되어 있다.
인서트(80)의 위치 결정부(91)는, 단부(84)에 대하여 직경방향(Dr)으로 미끄럼 운동할 수 있다. 그 때문에, 인서트(80)와 날개 본체(51)의 사이에 열 신장 차이가 생겨도, 열응력이 인서트(80)에 생기는 경우는 없다.
보강 부재(85)의 장착부(85b)의 직경방향 내측(Dri)의 단부와 위치 결정부(91)의 선단부의 사이에는, 일정한 간극을 두어도 좋다. 이러한 간극을 두는 것에 의해 인서트(80)는, 그 직경방향(Dr)의 열 신장에 의해, 위치 결정부(91)의 직경방향 외측(Dro)을 향하는 선단부와 간섭하지 않는다. 이 경우, 장착부(85b)는, 단부(84)에 인접시켜, 위치 결정부(91)로부터 일정한 간극을 보지하고 단부(84)의 내주면(84a)에 고정하면 좋다. 상기한 일정한 간극은, 인서트(80)의 직경방향(Dr)의 열 신장 차이를 흡수할 수 있는 정도면 충분하다. 여기서, 인서트(80)의 외경이란, 예를 들면, 도 4에 도시하는 인서트(80)의 단면에 있어서 가장 큰 폭 치수(h)이다.
플랜지부(92)는, 날개 공기 통로(71)의 개구(71b) 주연에, 예를 들면, 필릿 용접 등에 의해 형성된 용접부를 거쳐서 고정되어 있다. 본 실시형태에 있어서의 플랜지부(92)는, 그 측면(92a)과 날개 본체(51)의 단연의 모서리부에 필릿 용접에 의해 형성된 용접부(w1)를 거쳐서 개구(71b)의 주연에 고정되어 있다. 이 용접부(w1)는, 플랜지부(92)의 전체 둘레에 형성되어 있다. 이에 의해, 냉각 공기(Ac)가 플랜지부(92)와 날개 본체(51)의 간극으로부터 누출되지 않도록 되어 있다.
위치 결정 볼록부(93)는, 날개 본체(51)에 대하여 보지 부재(90)의 인서트 직경방향(Dir)의 위치 결정을 한다. 이 위치 결정 볼록부(93)는, 날개 공기 통로(71)의 개구(71b)에, 유격 끼워 맞춤(running fit) 등에 의해 끼워 맞추어진다. 이 끼워 맞춘 구조에 의해, 보지 부재(90)가 인서트 직경방향(Dir)으로 날개 본체(51)의 날개 공기 통로(71)에 대하여 위치 결정된다. 그 때문에, 인서트 직경방향(Dir)에 있어서의 날개 공기 통로(71)의 내주면(71a)과 위치 결정 볼록부(93)의 외주면(93b)의 사이가 전체 둘레에 접촉한다. 그 결과, 위치 결정부(91)에 의해 위치 결정되는 인서트(80)의 외주면(80a)과, 날개 공기 통로(71)의 내주면(71a)의 거리도 전체 둘레에 등거리로 유지되어 있다.
인서트(80)의 직경방향 내측(Dri)의 단부(84)는, 상술한 바와 같이, 보지 부재(90)의 위치 결정부(91)의 외주면(91b)에 끼워지고, 단부(84)의 내주면(84a)과 위치 결정부(91)의 외주면(91b)이 서로 접촉하여, 이 접촉면에 시일면이 형성된다.
인서트(80)의 직경방향 내측(Dri)의 단부(84)의 근방에 보강 부재(85)가 없는 구조와 비교한 본 실시형태의 구조의 유효성을 설명한다. 일반적으로, 인서트(80)의 단부(84)가 위치 결정부(91)에 접촉하여 시일면이 형성되는 경우, 보강 부재(85)를 구비하고 있지 않은 구조에 있어서, 시일면에 생기는 간극의 발생에 영향을 미치는 요인으로서 2개의 항목을 예로 들 수 있다.
제 1 요인은, 인서트(80)가 냉각 공기(Ac)의 차압을 받아 인서트 직경방향(Dir)의 외측으로 팽창하여, 변형되는 경우이다. 즉, 인서트(80)는, 내부 캐비티(80b)와 인서트 캐비티(81)의 압력 차이 때문에, 외주면(80a)이 인서트 직경방향(Dir)의 외측으로 변형된다. 이에 의해, 단부(84)의 내주면(84a)과 위치 결정부(91)의 외주면(91b)의 사이의 시일면에 간극이 생기기 쉽다.
냉각 공기(Ac)가 외측 슈라우드(60o)로부터 공급되는 내부 캐비티(80b)는, 압력이 가장 높다. 임핀지먼트 구멍(82)을 거쳐서 내부 캐비티(80b)에 연통되는 하류측의 인서트 캐비티(81)의 압력은, 내부 캐비티(80b)의 압력보다 낮아진다. 따라서, 내부 캐비티(80b)와 인서트 캐비티(81)의 사이의 차압을 받아, 인서트(80)는 인서트 직경방향(Dir)의 외측으로 변형된다. 이에 의해, 인서트(80)의 인서트 직경방향(Dir)의 폭 치수[예를 들면, 폭 치수(h)]가 확대된다. 그 때문에, 인서트(80)의 단부(84)의 내주면(84a)과 보지 부재(90)의 위치 결정부(91)의 외주면(91b)의 사이의 시일면에는 간극이 생기기 쉽다. 이 간극에 의해, 내부 캐비티(80b)측으로부터 인서트 캐비티(81)측에, 시일면을 거쳐서 냉각 공기(Ac)의 누출량이 증가하여, 냉각 공기(Ac)의 손실을 초래하게 된다.
상술의 예는, 시일면이 단부(84)의 내주면(84a)과 위치 결정부(91)의 외주면(91b)의 사이에 형성된 경우이다. 그러나, 단부(84)의 외주면(84b)과 위치 결정부(91)의 내주면(91a)의 사이에 시일면이 형성되어 있는 경우, 상술의 예와는 시일면의 간극이 생기는 상황이 상이하다. 이와 같이 시일면이 단부(84)의 외주면(84b)과 위치 결정부(91)의 내주면(91a)의 사이에 형성된 구조의 경우, 단부(84)의 외주면(84b)이 위치 결정부(91)의 내주면(91a)에 가압된다. 이것은, 인서트(80)가, 내부 캐비티(80b)와 인서트 캐비티(81)의 차압을 받아, 오히려, 시일면에서의 간극은 감소하는 방향으로 작용하기 때문이다.
즉, 제 1 요인인 차압의 영향은, 시일면의 위치에 의해, 간극을 확대하는 방향으로 작용하거나 간극을 감소하는 방향으로 작용한다.
다음에, 제 2 요인은, 인서트(80)와 보지 부재(90)의 사이의 인서트 직경방향(Dir)의 열 신장 차이가, 시일면의 간극에 영향을 미치는 경우이다. 즉, 날개 본체(51)의 날개 공기 통로(71)의 내주면(71a)은, 연소 가스(G)로부터의 열을 받아 인서트 직경방향(Dir)의 외측으로 넓어진다. 이에 의해, 날개 공기 통로(71)의 통로 단면의 폭 치수가 확대된다. 여기서, 보지 부재(90)는, 날개 본체(51)에 고정되어 있다. 그 때문에, 보지 부재(90)는, 날개 본체(51)의 움직임에 추종하여, 날개 본체(51)와 마찬가지로, 인서트 직경방향(Dir)의 외측으로 넓어져, 그 내경이 커지는 경향을 나타낸다
인서트(80)는, 내부 캐비티(80b) 내의 냉각 공기(Ac)에 직접 접촉하고 있기 때문에, 보지 부재(90) 정도의 고온은 되지 않는다. 즉, 단부(84)의 내주면(84a)과 위치 결정부(91)의 외주면(91b)와의 사이에 시일면이 형성되어 있는 경우, 위치 결정부(91)의 외주면(91b)은, 인서트 직경방향(Dir)의 외측으로 확대된다.
인서트(80)의 단부(84)는, 상대적으로 보지 부재(90)보다 저온이다. 그 때문에, 인서트(80)의 단부(84)는, 인서트 직경방향(Dir)의 외측으로의 확대의 정도가 작다. 특히, 이 경향은, 날개 본체(51)에 고정되어 있는 인서트(80)의 단부(88)보다, 날개 본체(51)에 대하여 자유롭게 보지되어 있는 단부(84)가 뚜렷하다.
따라서, 시일면에 있어서는, 단부(84)의 내주면(84a)과 비교하여, 위치 결정부(91)의 외주면(91b)의 인서트 직경방향(Dir)의 외측으로의 변위가 크다. 그 결과, 외주면(91b)으로부터 내주면(84a)으로의 인서트 직경방향(Dir)의 가압력이 강해져, 시일면에서의 간극은 감소한다.
그렇지만, 단부(84)의 외주면(84b)과, 위치 결정부(91)의 내주면(91a)의 사이에 시일면이 형성되어 있는 경우, 상술의 예와는 시일면의 간극이 생기는 상황이 상이하다. 이러한 구조의 경우, 인서트 직경방향(Dir)의 외측으로의 위치 결정부(91)의 내주면(91a)의 변위는, 인서트 직경방향(Dir)의 외측으로의 단부(84)의 외주면(84b)의 변위를 상회한다. 따라서, 이 경우는, 시일면에 간극이 생기기 쉬워진다.
단, 상술의 2개의 요인 중에서, 시일면의 간극의 발생에 미치는 영향은, 제 1 요인이 크다. 즉, 제 1 요인인 내부 캐비티(80b)와 인서트 캐비티(81)의 사이에 발생하는 압력 차이에 따른 인서트(80)의 변형에 의한 간극의 크기가, 제 2 요인인 인서트(80)와 보지 부재(90)의 사이에 발생하는 열 신장 차이에 따른 시일면에서의 변위에 의한 간극의 크기보다 커진다.
보강 부재(85)의 유효성은, 시일면이 단부(84)의 내주면(84a)측에 있거나 또는 외주면(84b)측에 있는 것에 따라서 상이해진다. 각 실시형태의 시일면에 있어서의 간극 발생 요인과 보강 부재(85)의 유효성의 관계는, 각각의 실시형태로 설명한다.
본 실시형태의 경우, 단부(84)의 내주면(84a)과 위치 결정부(91)의 외주면(91b)이 접촉하며, 이 사이에 시일면이 형성된다.
이러한 구조에서는, 상술한 바와 같이, 내부 캐비티(80b)와 인서트 캐비티(81)의 압력 차이에 의해, 시일면에서 간극이 넓어지는 방향이다. 이와 같은 구조에서는, 또한, 인서트(80)와 보지 부재(90)의 열 신장 차이에 의해, 시일면에서의 간극은 감소하는 방향이다. 단, 상술한 바와 같이, 압력 차이에 따른 간극의 확대가, 열 신장 차이에 의한 간극의 감소를 상회하기 때문에, 전체적으로, 시일면에서는 간극이 넓어지는 경향이 있다
그래서, 본 실시형태에서는, 인서트(80)의 단부(84)의 근방, 예를 들면 단부(84)에 인접시키고, 직경방향 외측(Dro)에 보강 부재(85)를 마련하는 구조를 채용하고 있다. 이 구조에 의해, 인서트(80)의 직경방향 내측(Dri)의 단부(84)의 근방의 강성을 높여, 인서트(80)의 변형을 억제하고 있다.
즉, 보강 부재(85)가, 인서트(80)의 단부(84)에 인접하며, 단부(84)로부터 직경방향 외측의 이격된 위치에 장착되어 있는 것에 의해, 인서트(80)의 인서트 직경방향(Dir)의 외측으로의 확대를 방지하여 시일면에서의 간극의 발생을 억제하여, 냉각 공기(Ac)의 손실을 억제하는 효과가 있다.
날개 공기 통로(71)의 직경방향 내측(Dri)의 개구(71b)에는, 날개 공기 통로(71)의 통로 단면의 전면을 폐색하기 위한 덮개판(94)이 배치되어 있다. 덮개판(94)은, 보지 부재(90)의 플랜지부(92)에 그 전체 둘레가 용접 등으로 고정되어 있다. 덮개판(94)은, 날개 본체(51)의 직경방향 내측(Dri)의 단부에 용접 등으로 고정되어도 좋다. 본 실시형태에 있어서는, 날개 공기 통로(71)에 공급되는 냉각 공기(Ac)는, 날개 공기 통로(71)의 개구(71c)[외측 슈라우드(60o)측]로부터만 내부 캐비티(80b)에 공급되는 편측 공급 방식을 적용한다. 그 때문에, 날개 본체(51)의 개구(71b)를 폐색하기 위해 덮개판(94)이 마련된다. 다른 실시형태로서의 냉각 공기(Ac)의 양측 공급 방식의 예는, 후술한다.
덮개판(94)을 플랜지부(92)에 용접 등으로 고정하는 것에 의해, 보지 부재(90)의 강성을 높일 수 있다. 이 덮개판(94)을 마련하는 것에 의해, 날개 공기 통로(71)의 개구(71b)로부터 날개 공기 통로(71)에 냉각 공기(Ac)가 유입되는 일이 없다. 이 덮개판(94)을 마련하는 것에 의해, 또한, 내부 캐비티(80b) 내의 냉각 공기(Ac)가 날개 본체(51)로부터 외부로 누출되는 일도 없다. 인서트(80)의 단부(84)와 보지 부재(90)의 위치 결정부(91)는, 서로 접촉하며, 인서트(80)의 단부(84)가 직경방향(Dr)으로 미끄럼 운동하므로, 인서트(80)의 인서트의 직경방향(Dr)의 열 신장을 흡수할 수 있는 구조이다.
다음에, 냉각 공기(Ac)의 흐름을 설명한다. 냉각 공기 통로(45p) 등으로부터 외측 슈라우드(60o)에 공급된 냉각 공기(Ac)는, 날개 공기 통로(71)의 직경방향 외측(Dro)의 개구(제 2 개구부)(71c)로부터 인서트(80)의 내부 캐비티(80b)에 유입된다. 내부 캐비티(80b)에 공급된 냉각 공기(Ac)는, 인서트(80)의 벽면에 형성된 다수의 임핀지먼트 구멍(82)으로부터 인서트 캐비티(81)로 분출된다. 이 임핀지먼트 구멍(82)로부터 인서트 캐비티(81)로 분출된 냉각 공기(Ac)는, 날개 본체(51)의 내주면(71a)을 임핀지먼트 냉각하고, 날개면 분출 통로(72)로부터 연소 가스 유로(49)로 배출된다. 이 냉각 공기(Ac)가 날개면 분출 통로(72)로부터 배출되는 과정에서, 날개면이 필름 냉각된다. 냉각 공기(Ac)의 일부는, 인서트(80)의 직경방향 내측(Dri)에 배치된 보강 부재(85)의 스루홀(87)을 거쳐서 쓰레기 수용 공간(100)에 유입된다.
쓰레기 수용 공간(100)에 유입된 냉각 공기(Ac)의 일부는, 또한 인서트(80)의 단부(84)와 보지 부재(90)의 위치 결정부(91)의 사이에 형성된 시일면(접촉면)으로부터 인서트 캐비티(81)측에 냉각 공기(Ac)의 적은 양이 누출된다. 이 누출된 냉각 공기(Ac)는, 최종적으로 연소 가스 유로(49)로 배출된다.
따라서, 냉각 공기(Ac)의 압력은, 내부 캐비티(80b) 내에서 가장 높다. 쓰레기 수용 공간(100)의 압력은, 내부 캐비티(80b)의 압력보다 낮다.
인서트 캐비티(81)의 압력은, 쓰레기 수용 공간(100)의 압력보다 더욱 낮아진다.
즉, 내부 캐비티(80b)의 냉각 공기(Ac)의 일부는, 내부 캐비티(80b)로부터 쓰레기 수용 공간(100)에 유입된다. 쓰레기 수용 공간(100) 내의 냉각 공기(Ac)는, 단부(84)의 내주면(84a)과 보지 부재(90)의 위치 결정부(91)의 외주면(91b)의 사이의 시일면으로부터, 인서트 캐비티(81)측으로 누출된다. 즉, 내부 캐비티(80b)로부터 인서트 캐비티(81)측으로 누출되는 냉각 공기(Ac)의 흐름이 생긴다. 그 결과, 내부 캐비티(80b)의 스루홀(87)의 근방에 있는 먼지는, 스루홀(87)을 거쳐서 쓰레기 수용 공간(100)으로 부드럽게 이동하고, 쓰레기 수용 공간(100)의 바닥에 퇴적된다. 단부(84)의 내주면(84a)과 보지 부재(90)의 위치 결정부(91)의 외주면(91b)의 사이의 시일면으로부터 인서트 캐비티(81)측으로 누출되는 냉각 공기(Ac)는, 적은 양에 지나지 않으므로, 쓰레기 수용 공간(100)의 먼지가, 쓰레기 수용 공간(100)으로부터 더욱 인서트 캐비티(81)측으로 배출되는 일은 없다.
상술한 구조는, 외측 슈라우드(60o)측의 날개 공기 통로(71)의 개구(71c)로부터 냉각 공기(Ac)를 공급하는 구조이다. 그러나, 내측 슈라우드(60i)의 날개 공기 통로(71)의 개구(71b)로부터 냉각 공기(Ac)를 공급하는 구조로 하여도 좋다. 이 경우는, 보지 부재(90)와 덮개판(94)과 보강 부재(85) 및 쓰레기 수용 공간(100)은, 날개 공기 통로(71)의 직경방향 외측(Dro)의 단부(88)의 개구(71c)의 근방에 배치된다. 날개 본체(51)의 직경방향의 단부의 호칭법으로서, 인서트(80)가 날개 본체(51)의 단연에 고정되는 측을 제 2 단부라 하고, 직경방향의 반대측의 단부를 제 1 단부라 하는 경우도 있다. 날개 공기 통로(71) 및 인서트의 직경방향의 단부의 호칭법도, 날개 본체에 준하여 호칭하는 경우도 있다.
(날개의 제조 방법)
이 실시형태의 보지 부재, 인서트 조립품, 날개, 및, 가스 터빈은 상술한 구성을 구비하고 있다. 다음에 이 실시형태에 있어서의 날개의 제조 방법을 도면에 따라서 설명한다.
도 6은, 본 발명의 일 실시형태에 있어서의 날개의 제조 방법의 흐름도이다.
우선, 날개 본체(51)의 외측 슈라우드(60o)로부터 내측 슈라우드(60i)까지 관통하도록 형성된 날개 공기 통로(71)(공동부)에 관통 삽입할 수 있는 인서트(80)를 형성한다[단계(S01)].
다음에, 보강 부재(85)의 본체부(85a)의 단연을 직경방향 내측(Dri)방향으로 직각으로 절곡하여, 장착부(85b)를 형성한다.
다음에, 인서트(80)의 양측의 내주면(84a)에, 보강 부재(85)의 장착부(85b)를 고정한다. 구체적으로는, 보강 부재(85)의 장착부(85b)를 용접 등으로 고정한다. 이 때, 장착부(85b)는, 인서트(80)의 단부(84)에 인접한 직경방향 외측(Dro)의 위치의 내주면(84a)에서 인서트 직경방향(Dir)에 대향하는 인서트(80)의 양측의 내주면(84a)에 고정한다. 이와 같이 장착부(85b)를 고정하는 것에 의해, 보강 부재(85)를 구비한 인서트(80)로서 일체화된다[단계(S02)].
마찬가지로, 인서트(80)의 단부(84)를 날개 공기 통로(71)에 대하여 위치 결정할 수 있는 보지 부재(90)를 형성한다[단계(S03)].
인서트(80)를 형성하는 공정과 보지 부재(90)를 형성하는 공정을 실행하는 순서는 일예이며, 상기의 순서에 한정되는 것은 아니다.
다음에, 날개 공기 통로(71)의 개구(71b)에 보지 부재(90)의 위치 결정 볼록부(93)를 끼워 맞추고, 날개 공기 통로(71)의 개구(71b)의 주연에 보지 부재(90)의 플랜지부(92)를 용접 등에 의해 고정한다[단계(S04)].
그 후, 보지 부재(90)가 장착된 개구(71b)와는 반대측의 날개 공기 통로(71)의 직경방향 외측(Dro)의 개구(71c)로부터 날개 공기 통로(71)에 인서트(80)를 삽입한다. 또한, 인서트(80)의 단부(84)를 보지 부재(90)의 위치 결정부(91)에 끼워 맞추어, 인서트(80)의 단부(84)를 위치 결정한다[단계(S05)].
이어서, 인서트(80)의 직경방향 외측(Dro)의 단부(88)를 날개 공기 통로(71)의 개구의 주연에 용접 등에 의해 고정한다[단계(S06)].
상술한 실시형태의 인서트 조립품(79)에 의하면, 보강 부재(85)로 인서트(80)의 단부(84) 근방의 인서트(80)의 강성을 높일 수 있다. 이에 의해, 인서트 조립품(79)을 구성하는 인서트(80)의 단부(84)와 보지 부재(90)의 사이의 시일면으로부터 인서트 캐비티(81)로의 냉각 공기(Ac)의 누설을 억제할 수 있다. 그 때문에, 가스 터빈의 냉각 성능의 향상 및 열효율의 저하를 억제할 수 있다.
상술의 인서트 조립품, 날개, 가스 터빈의 구조, 이면, 인서트 조립품으로부터의 냉각 공기의 누출을 억제할 수 있어서, 가스 터빈의 열효율의 저하를 방지할 수 있다.
또한, 상술한 실시형태의 인서트 조립품에 의하면, 보강 부재(85)와 덮개판(94)[보지 부재(90)]의 사이에 쓰레기 수용 공간(100)을 형성할 수 있다. 또한, 보강 부재(85)에 형성된 스루홀(87)에 의해 인서트(80)의 내부 캐비티(80b)로부터 쓰레기 수용 공간(100)으로 먼지를 이동시킬 수 있다. 그 결과, 쓰레기 수용 공간(100)에 먼지를 수용할 수 있기 때문에, 먼지가 인서트(80)의 임핀지먼트 구멍(82)에 막히는 것을 억제하여 신뢰성을 향상할 수 있다.
본 실시형태에서는, 보강 부재(85)에 스루홀(87)을 마련하고, 보강 부재(85)의 직경방향 내측(Dri)에 쓰레기 수용 공간(100)을 배치하고, 냉각 공기(Ac) 중의 먼지를 제거하는 기능을 갖게 하고 있다. 그러나, 보강 부재(85)에 스루홀을 마련하지 않아도 좋다. 즉, 보강 부재(85)는, 인서트(80)의 강성을 높이는 것만을 목적으로 한 부재라도 좋다.
［제 2 실시형태］
도 7을 참조하면서, 제 2 실시형태의 구조를 설명한다.
본 실시형태는, 제 1 실시형태에 있어서의 보지 부재(90)와 덮개판(94)을 일체화하여 하나의 보지 부재(110)로 한 점이 제 1 실시형태와는 상이하다. 즉, 본 실시형태의 인서트 조립품(79)은, 인서트(80)와, 보지 부재(110)로 형성되어 있다. 본 제 2 실시형태에 있어서는, 외측 슈라우드(60o)의 날개 공기 통로(71)의 개구(71c)로부터 냉각 공기(Ac)를 공급하는 편측 공급 방식의 구조를 일예로 설명한다.
날개 공기 통로(71)의 개구(71b)를 폐색하는 판형상의 플랜지부(112)는, 날개 본체(51)의 직경방향 내측(Dri)의 단부에 배치되어 있다. 보지 부재(110)에는, 플랜지부(112)로부터 직경방향 외측(Dro)의 선단부에 돌출되는 환형이며 박판형상의 위치 결정부(111)가 형성되어 있다. 위치 결정부(111)의 내주면(111a)에는, 인서트(80)의 단부(84)의 외주면(84b)과 접촉하는 시일면이 형성되어 있다.
상술한 제 1 실시형태의 경우는, 인서트(80)의 단부(84)의 내주면(84a)의 내측에 위치 결정부(91)의 외주면(91b)을 끼워 맞추는 구조이며, 인서트(80)의 단부(84)와 위치 결정부(91)가 접촉하는 시일면이, 위치 결정부(91)의 외주면(91b)측에 형성되어 있었다.
그러나, 본 제 2 실시형태의 경우, 인서트(80)의 단부(84)의 외주면(84b)의 외측에 보지 부재(110)의 위치 결정부(111)의 내주면(111a)을 끼워 맞추는 구조이다. 즉, 제 2 실시형태의 경우, 인서트(80)의 단부(84)와 위치 결정부(111)가 접촉하는 시일면은, 위치 결정부(111)의 내주면(111a)측에 형성되어 있는 점에서, 제 1 실시형태의 시일면과 상이하다. 이 제 2 실시형태에 있어서도, 인서트(80)와 날개 본체(51)의 직경방향(Dr)의 열 신장 차이는, 인서트(80)의 단부(84)가 보지 부재(110)에 대하여 시일면에서 직경방향(Dr)으로 미끄럼 운동하여 흡수된다.
플랜지부(112)와 위치 결정부(111)의 사이에는, 위치 결정 볼록부(113)가 형성되어 있다. 위치 결정 볼록부(113)는, 인서트 직경방향(Dir)으로 돌출되는 측면(113a)을 갖고 있다. 위치 결정 볼록부(113)의 측면(113a)은, 인서트 직경방향(Dir)으로 위치 결정부(111)의 외주면(111b)보다 직경이 크고, 날개 공기 통로(71)의 내주면(71a)보다 직경이 작게 형성되어 있다. 위치 결정 볼록부(113)의 측면(113a)은, 보지 부재(110)를 날개 공기 통로(71)의 개구(71b)에 끼울 때에, 날개 본체(51)에 대한 보지 부재(110)의 인서트 직경방향(Dir)의 위치 결정을 하는 역할을 수행한다. 플랜지부(112)는, 날개 본체(51)에 대하여 인서트 직경방향(Dir)의 위치 결정이 된 후, 날개 본체(51)에 용접 등으로 고정된다.
인서트(80)를 포함한 그 이외의 구조는, 제 1 실시형태와 동일하며, 제 1 실시형태와 동일한 구성은, 동일 명칭, 동일 부호를 부여하고, 상세한 설명은 생략한다. 내측 슈라우드(60i)의 날개 공기 통로(71)의 개구(71b)로부터 냉각 공기(Ac)를 공급하는 편측 공급 방식의 구조에 본 실시형태를 적용하는 경우도, 상기 외측 슈라우드(60o)의 경우와 마찬가지로, 보지 부재(110)와 보강 부재(85) 및 쓰레기 수용 공간(100)은, 날개 공기 통로(71)의 직경방향 외측(Dro)의 단부(88)의 개구(71c)의 근방에 배치하면 좋다. 날개의 제조 방법도 제 1 실시형태와 동일하며, 상세한 설명은 생략한다.
본 실시형태는, 인서트(80)의 단부(84)의 외주면(84b)이, 보지 부재(110)의 위치 결정부(111)의 내주면(111a)에 접촉하는 구조이다. 따라서, 본 실시형태의 경우, 내부 캐비티(80b)와 인서트 캐비티(81)의 압력 차이에 따라서, 단부(84)의 외주면(84b)과 위치 결정부(111)의 내주면(111a)의 사이에 형성되는 시일면의 간극은 감소하는 방향이 된다. 인서트(80)와 보지 부재(110)의 열 신장 차이에 따라서, 단부(84)의 외주면(84b)과 위치 결정부(111)의 내주면(111a)의 사이에 형성되는 시일면의 간극은, 확대되는 방향이다.
그러나, 상술한 바와 같이, 압력 차이의 요인이, 열 신장 차이의 요인보다 시일면의 간극의 발생에 미치는 영향이 크기 때문에, 전체적으로 시일면의 간극은 감소하는 방향이다.
단, 본 제 2 실시형태의 구조의 경우, 보강 부재(85)를 단부(84)의 근방에 마련하지 않으면 시일면에서의 시일성이 충분히 확보되지 않을 가능성이 있다. 즉, 보강 부재(85)를 마련하지 않는 경우, 인서트(80)는, 압력 차이에 의해 인서트 직경방향(Dir)의 외측으로 넓어지는 방향으로 변형된다. 그러나, 인서트(80)의 단부(84)의 근방은, 위치 결정부(111)의 내주면(111a)에 의해 인서트 직경방향(Dir)의 넓어짐이 구속된다. 환언하면, 위치 결정부(111)의 직경방향(Dr)의 선단부보다 직경방향 외측(Dro)으로 연장되는 인서트(80)의 부분은, 위치 결정부(111)에 구속되는 일 없이 인서트 직경방향(Dir)의 외측으로 확장된다.
따라서, 인서트(80)의 단부(84)는, 위치 결정부(111)의 내주면(111a)의 직경방향 외측(Dro)의 단연을 접촉점으로 하여, 접촉점보다 직경방향 외측(Dro)의 부분이 인서트 직경방향(Dir)의 외측으로 변형된다. 접촉점보다 직경방향 내측(Dri)의 인서트(80)는, 인서트 직경방향(Dir)의 내측으로 변형된다.
그 때문에, 단부(84)의 외주면(84b)와 위치 결정부(111)의 내주면(111a)의 사이의 시일면은, 면접촉은 되지 않는다. 위치 결정부(111)의 내주면(111a)의 직경방향 외측(Dro)의 단연과 단부(84)의 외주면(84b)은, 선접촉의 형태로 접촉하게 된다.
선접촉 상태에서는, 시일성이 충분하게는 확보할 수 없기 때문에, 단부(84)의 근방에 보강 부재(85)를 마련하여 인서트(80)의 단부(84)의 근방의 강성을 높이고, 시일성을 확보하는 의의가 있다. 본 실시형태에 있어서도, 상술한 바와 같이, 인서트의 단부(84)의 근방의 변형을 방지하는데 있어서 보강 부재는 유효하다.
제 1 실시형태에 있어서, 시일면의 위치를 단부(84)의 외주면(84b)에 형성하는 구조도 적용할 수 있다. 그러나, 그 경우에서도, 본 제 2 실시형태와 마찬가지로, 보강 부재(85)를 단부(84)의 근방에 마련하는 것은 유효하다.
본 제 2 실시형태의 보강 부재는, 보강 부재(85)에 스루홀을 마련하지 않고, 인서트(80)의 강성을 높이는 것만을 목적으로 한 부재라도 좋다.
［제 3 실시형태］
도 8을 참조하면서, 제 3 실시형태의 구조를 설명한다.
본 제 3 실시형태는, 제 1 실시형태 및 제 2 실시형태와는 상이하게, 날개 공기 통로(71)의 개구에 덮개판을 마련하지 않고, 날개 공기 통로(71)의 양측의 개구로부터 냉각 공기(Ac)를 도입하는 양측 공급 방식의 날개 구조에 적용한 경우이다. 즉, 본 제 3 실시형태에 있어서의 인서트 조립품(79)은, 인서트(80)와 보강 부재(85)와, 보지 부재(90)로 형성되어 있다. 제 1 실시형태 및 제 2 실시형태의 경우는, 냉각 공기(Ac)는, 외측 슈라우드(60o)의 날개 공기 통로(71)의 개구(71c)로부터만 내부 캐비티(80b)에 공급되지만, 본 제 3 실시형태의 경우, 날개 공기 통로(71)의 외측 슈라우드(60o)측 및 내측 슈라우드(60i)측의 양측의 개구(71b, 71c)로부터 내부 캐비티(80b)에 냉각 공기(Ac)를 공급할 수 있는 구조이다. 본 제 3 실시형태에 있어서도, 인서트(80)의 직경방향 내측(Dri)의 단부(84)의 근방, 예를 들면 직경방향 외측(Dro)에 인접시켜 보강 부재(85)를 마련하는 점에서는, 다른 실시형태와 동일하다. 단, 보강 부재(85)는, 냉각 공기(Ac)의 유량을 조정하는 유량 조정판의 기능을 수행하는 점에서 다른 실시형태와는 상이한 구조이다. 보강 부재(85)의 본체부(85a)에는, 다수의 스루홀(87)(관통 구멍)이 형성되어 있다. 보강 부재(85)는, 다공 판형상으로 형성된 본체부(85a)의 스루홀(87)의 수 또는 구멍 직경을 변경하는 것에 의해 스루홀(87)을 거쳐서 유입되는 냉각 공기(Ac)의 유량을 조정할 수 있다.
도 8에 도시하는 바와 같이, 보지 부재(90)의 형상 및 구조는, 제 1 실시형태와 거의 동일하다. 보지 부재(90)의 위치 결정부(91)의 직경방향 외측(Dro)의 선단부는, 인서트(80)의 단부(84)의 내주면(84a)에 끼워진다. 이에 의해, 인서트(80)의 단부(84)의 내주면(84a)과 위치 결정부(91)의 외주면(91b)이 접촉되어, 시일면이 형성되는 구조이다. 이 구조도 제 1 실시형태와 마찬가지이다. 본 제 3 실시형태의 경우, 도시하고 있지 않지만, 제 1 실시형태와 마찬가지로, 인서트(80)의 직경방향 외측(Dro)의 단부(88)에는, 외측 플랜지가 형성되어 있다. 이 외측 플랜지는, 날개 본체(51)의 단연에 용접 등으로 고정되어 있다. 따라서, 인서트(80)는, 열팽창에 의해 직경방향 내측(Dri)으로 연장되고 시일면에서 직경방향(Dr)으로 미끄럼 운동하여, 인서트(80)의 열 신장을 흡수한다. 이 구조도 제 1 실시형태와 동일하다. 본 제 3 실시형태에 있어서도, 제 2 실시형태와 마찬가지로, 인서트(80)의 단부(84)의 외주면(84b)과 위치 결정부(91)의 내주면(91a)이 접촉하여, 시일면을 형성하는 구조라도 좋다.
보강 부재(85)가 다수의 스루홀(87)을 갖는 유량 조정판인 점 및 날개 공기 통로(71)의 직경방향 내측(Dri)의 개구(71b)에 덮개판(94)을 마련하지 않는 점을 제외하고, 그 이외의 구성은, 제 1 실시형태와 동일하다. 제 1 실시형태와 동일한 구성은, 동일 명칭, 동일 부호를 부여하고, 상세한 설명은 생략한다.
날개 본체(51)의 직경방향 내측(Dri)의 단부(84)의 근방에 유량 조정을 목적으로 한 보강 부재(85)를 마련하고 있다. 이에 의해, 임핀지먼트 구멍(82)으로부터 배출되는 냉각 공기량의 조정을 할 수 있는 동시에, 인서트(80)의 직경방향 내측(Dri)의 강성을 높일 수 있다. 이 때문에, 본 제 3 실시형태에 있어서도, 보강 부재(85)는, 단부(84)의 내주면(84a)과 위치 결정부(91)의 외주면(91b)의 사이에 형성된 시일면의 간극의 넓어짐을 방지하는 효과가 있다. 즉, 내부 캐비티(80b)와 인서트 캐비티(81)의 압력 차이 및 인서트(80)와 보지 부재(90)의 열 신장 차이의 영향에 의한 시일면의 간극의 넓어짐을 방지하는 효과가 있다.
구체적으로는, 보강 부재(85)를 단부(84)에 인접시키고, 직경방향 외측(Dro)의 근방에 배치하는 것에 의해, 인서트(80)가 팽창에 의해 인서트 직경방향(Dir)의 외측으로 넓어지는 것을 방지하고 있다. 이에 의해, 보지 부재(90)의 위치 결정부(91)와 인서트(80)의 단부(84)의 사이의 시일면으로부터 냉각 공기(Ac)가 인서트 캐비티(81)측으로 누출되어, 냉각 공기(Ac)의 손실이 증가하는 것을 억제하는 효과가 있다.
본 제 3 실시형태에서는, 도시하고 있지 않지만, 날개 공기 통로(71)의 직경방향 외측(Dro)의 개구(71c)[외측 슈라우드(60o)측]에 유량 조정판을 구비하고 유량 조정을 목적으로 한 보강 부재(85)를 마련하여도 좋다.
［변형예］
제 3 실시형태에 있어서의 인서트의 변형예에 대하여, 도 9를 참조하면서 설명한다.
제 1 실시형태 내지 제 3 실시형태에 있어서의 인서트(80)는, 인서트(80)의 직경방향 내측(Dri)의 단부(84)의 근방, 예를 들면, 단부(84)에 인접시켜 직경방향 외측(Dro)에 보강 부재(85)가 마련되어 있다. 보강 부재(85)는, 인서트(80)의 내부 캐비티(80b)의 통로 단면의 전면을 덮도록 배치되어 있다. 본 변형예에 있어서의 인서트(80)는, 인서트(80)의 직경방향 내측(Dri)의 단부(84)의 근방에 보강 부재(86)를 마련하는 점에서는, 다른 실시형태와 동일한 구조이다. 그러나, 보강 부재(86)는 내부 캐비티(80b)의 통로 단면의 일부에만 마련되며, 통로 단면의 전면을 덮는 구조가 아닌 점이, 다른 실시형태와는 상이한 구조이다.
도 9에 도시하는 바와 같이, 보강 부재(86)는, 인서트(80)의 인서트 직경방향(Dir)에 대향하는 인서트(80)의 2개의 내주면(80c)의 사이에 배치되어 있다. 보강 부재(86)의 길이방향의 단연은, 다른 실시형태와 마찬가지로, 직경방향 내측(Dri)에 직각으로 굽혀져 장착부(86b)가 형성되어 있다. 장착부(86b)는, 인서트(80)의 내주면(80c)에 용접 등으로 고정되어 있다. 단, 본 변형예에 있어서의 보강 부재(86)의 본체부(86a)에는 스루홀은 형성되어 있지 않다.
본 변형예에 있어서는, 인서트(80)의 외측 슈라우드(60o)측의 단부(88)는, 날개 본체(51)의 직경방향 외측(Dro)의 단연에 용접 등으로 고정되어 있다. 보지 부재(90)는, 날개 본체(51)의 내측 슈라우드(60i)측의 단연에 용접 등으로 고정되어 있다. 인서트(80)의 단부(84)와 보지 부재(90)의 사이에는, 시일면이 형성되어 있다. 인서트(80)는, 시일면에서 직경방향(Dr)으로 미끄럼 운동하여, 인서트(80)의 직경방향(Dr)의 열 신장 차이를 흡수하는 구조이다. 단, 인서트(80)의 단부의 고정 위치를 날개 본체(51)의 내측 슈라우드(60i)측으로 하는 구조라도 좋다. 이 구조에서는, 보지 부재(90)는, 외측 슈라우드(60o)측에 배치한다. 이 구조에서는, 또한, 인서트(80)와 보지 부재(90)가 접촉하는 시일면은, 날개 공기 통로(71)의 직경방향 외측(Dro)의 개구(71c)의 근방에 배치한다.
그 외의 구성은, 제 3 실시형태와 동일하며, 동일한 구성은, 동일 명칭, 동일 부호를 부여하고, 상세한 설명은 생략한다. 본 변형예에 있어서의 인서트(80)의 직경방향 내측(Dri)의 인서트 직경방향(Dir)에서 본 단면은, 보강 부재(86)를 보강 부재(85)로 대체하여, 도 8에 도시하는 제 3 실시형태의 단면도(도 8)를 유용(流用)할 수 있다.
본 변형예에 나타내는 구조에 의하면, 보강 부재(86)를, 인서트(80)의 직경방향 내측(Dri)의 단부(84)의 근방, 예를 들면, 단부(84)에 인접시켜 직경방향 외측(Dro)에 마련한다. 이에 의해, 인서트(80)의 직경방향 내측(Dri)의 단부(84)의 근방의 강성이 높아진다. 그 결과, 날개 공기 통로(71)에 공급된 냉각 공기(Ac)의 일부가, 인서트(80)의 단부(84)와 보지 부재(90)의 위치 결정부(91)의 사이의 시일면으로부터 인서트 캐비티(81)측으로 누설되어, 냉각 공기(Ac)의 손실량이 증가하는 것을 억제할 수 있다.
본 변형예에 도시하는 인서트(80)는, 제 1 실시형태 및 제 2 실시형태에도 적용할 수 있다. 이 경우, 보강 부재(86)보다 직경방향 내측(Dri)의 공간도 내부 캐비티(80b)의 일부가 되고, 쓰레기 수용 공간(100)은 형성되지 않는다. 본 변형예에 나타내는 보강 부재(86)를 제 1 실시형태 및 제 2 실시형태에 적용하는 것에 의해, 인서트(80)의 단부(84)의 근방의 강성을 크게 할 수 있다. 따라서, 내부 캐비티(80b)의 냉각 공기(Ac)의 일부가, 인서트(80)의 단부(84)와 보지 부재(90, 110)의 사이의 시일면으로부터 인서트 캐비티(81)측으로 누설되는 것을 억제할 수 있다.
상술한 각 실시형태 및 변형예의 날개에 의하면, 상술한 인서트 조립품을 구비하고 있는 것에 의해, 보강 부재(85, 86)에 의해 인서트(80)의 단부(84)의 근방의 인서트(80)의 강성을 높일 수 있다. 또한, 인서트 조립품(79)을 구성하는 인서트(80)의 단부(84)와 보지 부재(90, 110)의 사이의 시일면으로부터 인서트 캐비티(81)측으로의 냉각 공기(Ac)의 누설을 억제할 수 있다. 또한, 날개의 냉각 성능을 향상시킬 수 있다.
상술한 실시형태의 가스 터빈에 의하면, 상술한 날개를 구비하고 있으므로, 날개의 냉각 성능을 향상시킬 수 있기 때문에, 가스 터빈의 상품성을 향상시킬 수 있다.
각 실시형태 및 변형예의 날개의 제조 방법에 의하면, 인서트(80)를 날개 공기 통로(71)에 대하여 간단한 순서로 올바른 위치에 배치시킬 수 있다. 그 때문에, 날개의 조립에 숙련을 필요로 하지 않으며, 조립 작업자의 부담을 경감할 수 있다.
본 발명은, 상술한 각 실시형태에 한정되는 것이 아니며, 본 발명의 취지를 일탈하지 않는 범위에서, 상술한 각 실시형태에 여러 가지의 변경을 가한 것을 포함한다. 즉, 실시형태로 예로 든 구체적인 형상이나 구성 등은 일예에 지나지 않으며, 적절히 변경할 수 있다.
[산업상의 이용 가능성]
본 발명의 인서트 조립품은, 안정적으로 양호한 시일 성능을 보지할 수 있으므로, 가스 터빈의 열효율의 저하를 억제할 수 있다. 본 발명의 인서트 조립품은, 더욱, 용이하게 인서트 조립품의 조립 작업을 실행할 수 있는 동시에, 날개가 안정된 냉각 성능을 얻을 수 있다.
10 : 가스 터빈 11 : 가스 터빈 로터
15 : 가스 터빈 차실 20 :압축기
21 : 압축기 로터 22 : 로터축
23 : 동익단 23a : 복수의 동익
25 : 압축기 차실 26 : 정익단
26a : 정익 30 : 연소기
40 : 터빈 41 : 터빈 로터
42 : 로터축 42p : 냉각 공기 통로
43 : 동익단 43a : 동익
45 : 터빈 차실 45a : 외측 차실
45b : 내측 차실 45c : 분할환
45p : 냉각 공기 통로 46 : 정익단
46a : 정익 49 : 연소 가스 유로
51 : 날개 본체 52 : 전연부
53 : 후연부 54 : 배측면
55 : 복측면 60i : 내측 슈라우드
60o : 외측 슈라우드 64 : 가스 패스면
65 : 둘레벽 66 : 오목부
71 : 날개 공기 통로 71a : 내주면(내벽면)
71b, 71c : 개구 72 : 날개면 분출 통로
79 : 인서트 조립품 80 : 인서트
80a : 외주면 80b : 내부 캐비티
80c : 내주면 81 : 인서트 캐비티
82 : 임핀지먼트 구멍(냉각 구멍) 83 : 시일 댐
84, 88 : 단부 84a : 내주면
84b : 외주면 85, 86 : 보강 부재
85a : 본체부 85b : 장착부
86b : 장착부 87 : 스루홀(관통 구멍)
90, 110 : 보지 부재 91, 111 : 위치 결정부
91a, 111a : 내주면 91b, 111b : 외주면
92, 112 : 플랜지부 92a : 측면
93, 113 : 위치 결정 볼록부 93a, 113a : 측면
94 : 덮개판 100 : 수용 공간
A : 공기 Ac : 냉각 공기
Ar : 축선 Da : 축방향
Dad : 하류측 Dau : 상류측
Dc : 둘레방향 Dr : 직경방향
Dri : 직경방향 내측 Dro : 직경방향 외측
Dir : 인서트 직경방향 G : 연소 가스
GEN : 발전기 w1 : 용접부
w2 : 용접부

Claims (14)

  1. 날개 본체와,
    상기 날개 본체의 직경방향의 양단에 형성된 외측 슈라우드 및 내측 슈라우드로 이루어지는 터빈 날개에 배치되며,
    상기 날개 본체 내에 냉각 공기가 공급되는 날개 공기 통로 내에 마련된 인서트 조립품에 있어서,
    복수의 냉각 구멍을 갖는 통형상체로 형성되며 상기 날개 본체의 직경방향의 한쪽 단부에 고정된 인서트와,
    상기 인서트에 마련되며, 직경방향에 직교하는 방향으로 연장되며 그 양단에서 상기 통형상체의 내주면에 고정되며, 상기 통형상체의 상기 직경방향의 다른쪽 단부에 인접하여 배치된 판형상의 보강 부재와,
    상기 날개 본체의 상기 직경방향의 다른쪽 단부에 고정되며, 상기 인서트의 단부에 접촉하며, 상기 인서트가 직경방향으로 미끄럼 운동할 수 있는 시일면이 형성되며, 상기 인서트의 상기 날개 본체에 대한 직경방향에 직교하는 방향의 위치 결정을 하는 환형으로 형성된 보지 부재를 포함하는
    인서트 조립품.
  2. 청구항 1에 있어서
    상기 시일면이, 상기 인서트의 단부의 내주면에 형성되어 있는
    인서트 조립품.
  3. 청구항 1에 있어서,
    상기 시일면이, 상기 인서트의 단부의 외주면에 형성되어 있는
    인서트 조립품.
  4. 청구항 1 내지 청구항 3 중 어느 한 항에 있어서
    상기 보지 부재는,
    직경방향의 상기 한쪽 단부를 향하는 동시에 선단이 가는 L자형상의 단면 형상을 구비하고,
    직경방향의 상기 한쪽 단부측의 선단에 형성된 환형의 위치 결정부와,
    상기 위치 결정부에 인접하며 직경방향의 상기 다른쪽 단부측에 마련되며 상기 위치 결정부보다 대경으로 형성된 위치 결정 볼록부와,
    상기 위치 결정 볼록부에 인접하며 직경방향의 상기 다른쪽 단부측에 마련되며 상기 위치 결정 볼록부보다 대경으로 형성되며, 상기 날개 본체에 고정되어 있는 플랜지부를 포함하여 형성되어 있는
    인서트 조립품.
  5. 청구항 4에 있어서,
    상기 위치 결정부는, 상기 인서트의 단부에 직경방향으로 끼워 맞추는
    인서트 조립품.
  6. 청구항 4에 있어서,
    상기 위치 결정 볼록부는, 상기 위치 결정 볼록부의 측면이 상기 날개 공기 통로의 상기 한쪽 단부측의 개구에 끼워 맞추는
    인서트 조립품.
  7. 청구항 1 내지 청구항 6 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 보강 부재는, 상기 인서트로 둘러싸인 내부 캐비티의 통로 단면의 전면을 덮도록 형성되어 있는
    인서트 조립품.
  8. 청구항 1 내지 청구항 7 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 보강 부재는, 적어도 하나의 관통 구멍을 갖는
    인서트 조립품.
  9. 청구항 8에 있어서,
    상기 인서트 조립품은, 상기 날개 본체의 상기 다른쪽 단부에 마련된 개구를 폐색하는 덮개판을 추가로 포함하는
    인서트 조립품.
  10. 청구항 9에 있어서,
    상기 보강 부재에 형성된 관통 구멍은, 상기 인서트의 내부 공간에 퇴적되는 쓰레기를 제거하는 스루홀이며,
    상기 인서트는, 상기 보강 부재와 상기 덮개판에 의해 둘러싸인 쓰레기 수용 공간을 갖고,
    상기 보지 부재는, 상기 시일면을 거쳐서, 상기 인서트에 끼워 맞출 수 있게 형성되어 있는
    인서트 조립품.
  11. 청구항 9에 있어서,
    상기 덮개판은, 상기 보지 부재에 고정되며 상기 보지 부재가 일체화되어 있는
    인서트 조립품.
  12. 청구항 1 내지 청구항 11 중 어느 한 항에 기재된 상기 인서트 조립품을 구비하는
    날개.
  13. 청구항 12에 기재된 날개를 구비하는
    가스 터빈.
  14. 날개의 외측 슈라우드로부터 내측 슈라우드까지 관통하도록 형성된 날개 공기 통로에 관통 삽입할 수 있는 인서트를 형성하는 공정과,
    상기 인서트의 내주면에 보강 부재를 고정하여, 보강 부재를 구비한 인서트로서 일체화시키는 공정과,
    상기 인서트의 제 1 단부를 상기 날개 공기 통로에 대하여 위치 결정할 수 있는 보지 부재를 형성하는 공정과,
    상기 날개 공기 통로의 제 1 개구부의 주연에 상기 보지 부재의 플랜지부를 고정하는 공정과,
    상기 보지 부재가 장착된 제 1 개구부와는 반대측의 제 2 개구부로부터 상기 날개 공기 통로에 인서트를 삽입하고, 상기 인서트의 제 1 단부를 상기 보지 부재에 의해 위치 결정시키는 공정과,
    상기 인서트의 제 2 단부를 상기 날개 공기 통로의 제 2 개구부의 주연에 고정하는 공정을 포함하는
    날개의 제조 방법.
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