KR20180106455A - Structure of C-guide in the matrix cooling channel to increase the cooling performance of internal passage of turbine blade - Google Patents

Structure of C-guide in the matrix cooling channel to increase the cooling performance of internal passage of turbine blade Download PDF

Info

Publication number
KR20180106455A
KR20180106455A KR1020170034807A KR20170034807A KR20180106455A KR 20180106455 A KR20180106455 A KR 20180106455A KR 1020170034807 A KR1020170034807 A KR 1020170034807A KR 20170034807 A KR20170034807 A KR 20170034807A KR 20180106455 A KR20180106455 A KR 20180106455A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
channel
ribs
blade
cooling
gas turbine
Prior art date
Application number
KR1020170034807A
Other languages
Korean (ko)
Other versions
KR101919328B1 (en
Inventor
조형희
최석민
김선호
방민호
김승연
Original Assignee
연세대학교 산학협력단
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 연세대학교 산학협력단 filed Critical 연세대학교 산학협력단
Priority to KR1020170034807A priority Critical patent/KR101919328B1/en
Publication of KR20180106455A publication Critical patent/KR20180106455A/en
Application granted granted Critical
Publication of KR101919328B1 publication Critical patent/KR101919328B1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling

Abstract

The present invention relates to a C-guide structure, which is additionally mounted inside a gas turbine blade in order to enhance cooling performance by a lattice cooling method inside the gas turbine blade, thereby enhancing cooling performance of a blade, preventing damage, and securing reliability. A cooling passage structure inside a gas turbine blade according to an embodiment of the present invention comprises: an inner space formed inside a blade and surrounded by a first side, a second side, an upper side and a lower side; a plurality of first and second ribs protruding from the first side and the second side, wherein the first ribs and the second ribs are arranged in parallel with each other in a state that they are inclined at a predetermined angle; a first channel formed by two faces formed by the two neighboring first ribs to be opposite to each other and the first side; a second channel formed by two faces formed by the two neighboring ribs to be opposite to each other and the second side; and a C-guide structure for forming vortex.

Description

가스터빈 블레이드 내부 격자 냉각 방식의 냉각 성능 향상을 위한 C-가이드 구조{Structure of C-guide in the matrix cooling channel to increase the cooling performance of internal passage of turbine blade}[0001] The present invention relates to a C-guide structure for improving cooling performance of a gas turbine blade inner grid cooling system,

본 발명은 가스터빈 블레이드 내부의 격자 냉각 방식의 냉각 성능 향상을 위하여, 가스터빈 블레이드 내부에 C-가이드 구조를 추가로 설치해 블레이드 냉각 성능 향상뿐만 아니라 파손 방지 및 신뢰성을 확보하고자 하는 것을 목적으로 하는 발명에 대한 것이다.In order to improve the cooling performance of the lattice cooling system inside the gas turbine blades, the present invention aims to improve the cooling performance of the blades by additionally providing a C-guide structure inside the gas turbine blades, Lt; / RTI >

가스터빈은 그 효율을 높이기 위해 고온의 연소가스를 사용하며, 이로 인해 가스터빈 내에 위치하는 블레이드는 고온의 연소가스에 노출되고, 고온에 의한 파손도 빈번하게 발생된다. 이러한 가스터빈 블레이드의 파손 시, 기동 정지로 인한 손실 뿐 아니라 안전성 면에서도 큰 위험이 따르게 된다. 그러므로 이러한 가스터빈 블레이드를 고온의 연소가스로부터 보호하기 위해 일반적으로 내부에 냉각유로를 설치하는 방법을 사용한다. 종래기술에서 블레이드 내부의 냉각유로로는 요철, 가이드베인, 휜 등을 설치한 냉각유로가 주로 사용되는데, 격자(matrix)형태로서 유로를 구성한 냉각유로를 설치하는 경우도 있다.The gas turbine uses a high temperature combustion gas to increase its efficiency, which exposes the blades located in the gas turbine to high temperature combustion gases and breaks frequently due to high temperatures. 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 a cooling channel inside the gas turbine blades is generally used. In the prior art, cooling passages provided with irregularities, guide vanes, fins, and the like are mainly used as cooling passages inside the blades. In some cases, cooling passages constituting passages are provided in the form of a matrix in the form of a matrix.

도 1은 격자 냉각유로 방식이 적용된 가스터빈 블레이드의 내부 냉각유로와 이를 모식화한 도면이다. FIG. 1 is a schematic view of an internal cooling flow path of a gas turbine blade to which a lattice cooling flow path system is applied.

도 1에 도시된 바와 같이 가스터빈 블레이드 내부의 상단과 하단에 많은 냉각 유로가 존재하며 상단과 하단의 냉각유로는 서로 수직 교차하는 방향으로 유동 흐름을 발생시킨다. 이때, 하단에 흐르던 냉각 유체는 유로의 끝단에서 벽을 만난 뒤 다시 상단 유로로 흘러가게 되며 유로 끝단에 이르게 되어 다시 하단 유로로 흘러가게 된다.As shown in FIG. 1, many cooling passages exist at the upper and lower ends of the inside of the gas turbine blades, and the cooling passages at the upper and lower ends generate a flow in a direction perpendicular to each other. At this time, the cooling fluid that flows at the lower end flows from the end of the flow path to the upper end flow path after reaching the wall, reaches the end of the flow path, and flows to the lower end flow path again.

도 2는 종래의 가스터빈 블레이드 격자 냉각유로 내부의 유동 형태를 나타내는 도면이다.Fig. 2 is a view showing a flow pattern inside a conventional gas turbine blade lattice cooling channel.

도 2에 도시된 바와 같이 상단의 유체와 하단의 유체는 수직하게 흐름에 따라 서로 전단력이 작용하게 되며 이로 인해 스월 성분(Swirling flow)이 발생하게 된다. 그런데 경우에 따라 어떤 채널에는 스월이 형성되는 반면, 어떤 채널에는 스월이 형성되지 않아 가스터빈 블레이드 내부에 균일한 냉각 성능이 발휘되지 못하는 문제점이 발생한다. As shown in FIG. 2, the fluid at the upper end and the fluid at the lower end act as shear forces with each other as they vertically flow, resulting in a swirling flow. However, swirl is formed in some channels in some cases, but no swirl is formed in any channel, so that a uniform cooling performance can not be exerted in the gas turbine blades.

예를 들어 미국 등록특허공보 제9,181,808호에 따르면 격자 형태의 냉각유로가 개시되어 있다. 이와 같이 종래기술에서 격자 형태의 냉각유로가 여러차례 개시된 바는 있으나 상기와 같은 문제점을 해소 또는 냉각 성능 저하 현상을 저감시키기 위한 효과적인 방안이 마련된 바 없는 실정이다.For example, according to U.S. Patent No. 9,181,808, a lattice-shaped cooling channel is disclosed. As described above, in the prior art, a lattice-shaped cooling channel has been disclosed several times. However, there is no effective solution for solving the above problems or reducing cooling performance.

미국 등록특허공보 제9,181,808호U.S. Patent No. 9,181,808

본 발명은 가스터빈 블레이드 내부의 격자 냉각 방식 유로의 냉각 성능을 향상시키기 위하여, 내부에 C-가이드 구조를 설치해 블레이드 냉각 성능 향상뿐만 아니라 파손 방지 및 신뢰성을 확보하고자 하는 것을 목적으로 하고 있다.In order to improve the cooling performance of the lattice cooling type flow path in the gas turbine blade, it is an object of the present invention to provide a C-guide structure inside the gas turbine blade to improve the cooling performance of the blade, and to prevent breakage and reliability.

본 발명의 일 실시예에 따르면 블레이드 내부에 제1측면과 제2측면, 상부면과 하부면으로 둘러싸인 내부공간을 가지며, 상기 제1측면과 제2측면으로부터 제1리브와 제2리브가 돌출되되, 상기 제1리브와 제2리브는 각각 복수 개 형성되어 상호 소정 각도로 기울어진 상태로서 나란히 배열되며, 나란히 배열된 리브들 중 인접한 두 개의 제1리브가 이루어 서로 대향하는 2개의 면과 상기 제1측면에 의해 제1채널이 형성되고, 나란히 배열된 리브들 중 인접한 두 개의 제2리브가 이루어 서로 대향하는 2개의 면과 상기 제2측면에 의해 제2채널이 형성되며, 선회류를 형성시키는 C-가이드 구조를 포함하는 가스터빈 블레이드 내부의 냉각 유로 구조를 개시한다.According to an embodiment of the present invention, the blade has a first side, a second side, an inner space surrounded by an upper surface and a lower surface, and the first rib and the second rib protrude from the first side and the second side, A plurality of first ribs and a plurality of second ribs are arranged in a state of being inclined at a predetermined angle and arranged side by side, two adjacent first ribs arranged side by side among the ribs arranged side by side, A second channel is formed by the second side, and a C-guide for forming a swirling flow is formed by the second side and the second channel is formed by two adjacent sides of the two adjacent ribs among the ribs arranged side by side, Cooling structure of a gas turbine blade.

여기서 전연(leading edge)의 블레이드 내측면에는 리브가 형성되지 않은 영역이 마련되어 냉각 유체가 제1채널 또는 제2채널로 유입되도록 하고, 후연(trailing edge)에는 상기 채널을 통해 유동된 냉각 유체가 블레이드 외측으로 빠져나갈 수 있도록 유출구가 마련되는 구조를 더 포함할 수 있다.Wherein a portion of the blade inner surface at the leading edge is provided with a region where no rib is formed to allow the cooling fluid to flow into the first channel or the second channel and the cooling fluid flowing through the channel at the trailing edge And a structure in which an outlet is provided so as to be able to escape to the outside.

일 실시예에 따르면 상기 C-가이드 구조는, 상기 제1채널, 제2채널 중 적어도 어느 하나의 채널에 배치될 수 있다. According to one embodiment, the C-guide structure may be disposed in at least one of the first channel and the second channel.

일 실시예에 따르면 상기 C-가이드 구조는, 인접하는 리브들이 이루는 서로 대향하는 2개의 면 중 적어도 어느 하나 이상의 면과 상기 제1측면 또는 제2측면에 대향하여 안착할 수 있으며, According to one embodiment, the C-guide structure may be seated against at least one of two mutually opposing surfaces of adjacent ribs and the first or second side,

나아가 상기 C-가이드 구조는, 나란히 배열된 리브들 중 인접한 두 개의 리브가 이루어 서로 대향하는 2개의 면 중 어느 하나의 면의 캠버선 측 끝단에서 시작하여, 소정의 각도로 기울어져 상기 제1측면 또는 제2측면을 향하여 연장되는 제1파트와, 상기 제1파트로부터 연속하여, 제1측면 또는 제2측면에 이르면 다시 제1측면 또는 제2측면을 따라 채널 길이 방향에 대하여 소정의 각도로 기울어져 연장되는 제2파트와, 상기 제2파트로부터 연속하여, 인접한 두 개의 리브가 이루어 서로 대향하는 2개의 면 중 다른 하나의 면을 따라 소정의 각도로 기울어져 연장되는 제3파트로 이루어지는 것을 특징으로 할 수 있다.Further, the C-guide structure may be inclined at a predetermined angle starting from the camber line side end of any one of two surfaces of two adjacent ribs of the ribs arranged side by side, The first part extending from the first part to the first side or the second side and being inclined at a predetermined angle with respect to the channel length direction along the first side or the second side when reaching the first side or the second side, And a third part extending from the second part so as to be inclined at a predetermined angle along the other surface of the two surfaces which are adjacent to each other and which are adjacent to each other and which are continuous from the second part .

한편, 본 발명의 다른 실시예에 따르면 블레이드의 제1측면과 블레이드의 제2측면; 상기 제1측면으로부터 돌출되며, 일정한 간격으로 나란히 배열된 복수 개의 제1리브; 및 상기 제2측면으로부터 돌출되며, 일정한 간격으로 나란히 배열된 복수 개의 제2리브;에 의해 구획되는 가스터빈 블레이드의 복수 개의 채널 중 어느 하나 이상의 채널에 배치되어 채널 내에서 선회류를 형성하는 가스터빈 블레이드 내부의 냉각 성능 향상을 위한 C-가이드 구조를 제공한다.Meanwhile, according to another embodiment of the present invention, the first side of the blade and the second side of the blade; A plurality of first ribs projecting from the first side surface and arranged side by side at regular intervals; And a plurality of second ribs protruding from the second side surface and being arranged side by side at regular intervals, the gas turbine blade being disposed in at least one of a plurality of channels of the gas turbine blade to form a swirling flow in the channel, And a C-guide structure for improving the cooling performance inside the blade.

전술한 실시예와 유사하게 상기 C-가이드 구조는, 나란히 배열된 리브들 중 인접한 두 개의 리브가 이루어 서로 대향하는 2개의 면 중 적어도 어느 하나 이상의 면과, 상기 제1측면 또는 제2측면에 대향하여 안착되는 것을 특징으로 할 수 있으며,Similar to the above-described embodiment, the C-guide structure includes at least one of two surfaces of two ribs adjacent to each other that are adjacent to each other among the ribs arranged side by side, and a surface opposite to the first side or the second side And can be characterized in that it is seated,

또한, 상기 C-가이드 구조는, 나란히 배열된 리브들 중 인접한 두 개의 리브가 이루어 서로 대향하는 2개의 면 중 어느 하나의 면의 캠버선 측 끝단에서 시작하여 소정의 각도로 기울어져 상기 제1측면 또는 제2측면을 향하여 연장되는 제1파트와, 상기 제1파트로부터 연속하여, 제1측면 또는 제2측면에 이르면 채널 길이 방향에 대하여 소정의 각도로 기울어져 연장되는 제2파트와, 상기 제2파트로부터 연속하여, 인접하는 두 개의 리브가 이루어 서로 대향하는 2개의 면 중 다른 하나의 면을 따라 소정의 각도로 기울어져 연장되는 제3파트로 이루어지는 것을 특징으로 할 수 있다.Further, the C-guide structure may be formed such that two adjacent ribs of the ribs arranged side by side are inclined at a predetermined angle starting from the camber line side end of any one of two surfaces opposed to each other, A second part extending continuously from the first part toward the first side or the second side and inclined at a predetermined angle with respect to the channel length direction and a second part extending from the first part toward the second side, And a third part continuously extending from the part, the two adjacent ribs being inclined at a predetermined angle along the other surface of the two surfaces facing each other.

본 발명의 블레이드 냉각 유로는 격벽으로 분리된 다수의 유로를 가지고 있으며, 상단과 하단의 유로는 서로 수직하게 배열되어 있다. 수직하게 배열된 유로형태로 인해 상단의 유체와 하단의 유체는 서로 전단력을 가하게 되어 주유동 이외에도 스월유동이 발생하게 된다. 이러한 구조에서 격자 냉각유로에는 일부분 열전달을 보이는 영역이 존재한다. 본 발명의 C-가이드의 구조물을 설치하면, 설치되는 위치에 따라 국소적으로 냉각성능이 향상되는 위치가 다르게 되며, C-가이드가 유체를 가이드 해줌으로써 발생하는 유체의 마찰 손실도 함께 저감 시킬 수 있다.The blade cooling passage of the present invention has a plurality of flow paths separated by partition walls, and the flow paths of the upper and lower flow paths are arranged perpendicular to each other. Due to the vertically arranged flow path, the fluid at the upper end and the fluid at the lower end apply shear force to each other, causing swirl flow in addition to the main flow. In this structure, there exists a region showing a partial heat transfer in the lattice cooling flow path. When the structure of the C-guide of the present invention is installed, the position where the cooling performance is improved locally differs depending on the installed position, and the friction loss of the fluid generated by guiding the fluid by the C- have.

도 1은 격자 냉각유로 방식이 적용된 가스터빈 블레이드의 내부 냉각유로와 이를 모식화한 도면이다.
도 2는 종래의 가스터빈 블레이드 격자 냉각유로 내부의 유동 형태를 나타내는 도면이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 블레이드의 내부 단면과 C-가이드가 안착된 모습을 도시한 것이다.
도 4는 도 3을 A-A'단면으로 자른 것으로서, 에어포일 형상의 가스터빈 블레이드 내부유로에 C-가이드가 배치된 모습을 도시한 도면이다.
도 5는 가스터빈 블레이드의 내부 냉각유로에 C-가이드가 배치된 모습을 모식화한 도면이다.
도 6은 도 5에서 C-가이드가 안착된 모습을 사시도(a), 정면도(b), 측면도(c)로서 나타낸 도면이다.
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 채널에 C-가이드가 배치된 모습을 나타내는 도면이다.
도 8은 본 발명의 C-가이드를 채널 상부 스트림과 하부 스트림에 구분하여 배치하는 예시를 나타내는 도면이다.
도 9는 격자 냉각 유로 표면의 열전달 분포를 나타내는 도면이다.
도 10은 본 발명의 일 실시예에 따른 격자 냉각 유로 벽면에서의 평균 열전달(a), 압력 손실 계수(b), 열성능계수(c)를 각각 비교한 도면이다.FIG. 1 is a schematic view of an internal cooling flow path of a gas turbine blade to which a lattice cooling flow path system is applied.
Fig. 2 is a view showing a flow pattern inside a conventional gas turbine blade lattice cooling channel.
FIG. 3 is a view showing an inner section of the blade and a C-guide mounted on the blade according to an embodiment of the present invention.
FIG. 4 is a cross-sectional view taken along line A-A 'of FIG. 3, showing a state in which a C-guide is disposed in an airfoil-shaped flow path inside a gas turbine blade.
5 is a schematic view showing a state in which a C-guide is disposed in an internal cooling flow path of a gas turbine blade.
Fig. 6 is a perspective view (a), a front view (b), and a side view (c) of a state in which the C-guide is seated in Fig.
7 is a view illustrating a C-guide disposed on a channel according to an embodiment of the present invention.
8 is a diagram showing an example in which the C-guide of the present invention is divided and arranged in the channel upstream stream and the downstream stream.
9 is a view showing the heat transfer distribution on the surface of the lattice cooling channel.
FIG. 10 is a graph comparing the average heat transfer (a), the pressure loss coefficient (b), and the coefficient of thermal performance (c) on the wall surface of the lattice cooling channel according to the embodiment of the present invention.

이하 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예를 상세히 설명하기로 한다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정하여 해석되어서는 아니되며, 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.

본 발명에서 Z축은 블레이드의 높이 방향을 의미할 수 있고, Y축은 블레이드의 전후 방향을 의미할 수 있으며, X축은 Z축과 Y축에 각각 수직한 방향을 의미할 수 있다.In the present invention, the Z axis may mean the height direction of the blade, the Y axis may mean the forward and backward direction of the blade, and the X axis may mean a direction perpendicular to the Z axis and the Y axis, respectively.

이하, 도면을 참조하여 본 발명의 블레이드 내부 유로 및 C-가이드구조에 대해서 상세히 설명한다.Hereinafter, the blade internal flow path and the C-guide structure of the present invention will be described in detail with reference to the drawings.

도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 블레이드의 내부 단면과 C-가이드가 안착된 모습을 도시한 것이다. 도 4는 도 3을 A-A'단면으로 자른 것으로서, 에어포일 형상의 가스터빈 블레이드 내부유로에 C-가이드가 배치된 모습을 도시한 도면이다. FIG. 3 is a view showing an inner section of the blade and a C-guide mounted on the blade according to an embodiment of the present invention. FIG. 4 is a cross-sectional view taken along line A-A 'of FIG. 3, showing a state in which a C-guide is disposed in an airfoil-shaped flow path inside a gas turbine blade.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스터빈 블레이드(10)의 내부에는 제1측면(11)과 제2측면(12), 상부면(14)과 하부면(13)으로 둘러싸인 내부공간이 형성될 수 있다. An inner space surrounded by the first side surface 11 and the second side surface 12 and the upper surface 14 and the lower surface 13 may be formed inside the gas turbine blade 10 according to an embodiment of the present invention have.

도 1과 도 5, 6 등에서는 가스터빈 블레이드의 내부공간이 전체적으로 직사각형 형상으로 형성되는 것이 도시되나, 이는 본 발명의 내부유로 구조와 C-가이드 구조에 대한 설명의 편의를 위하여 개념적으로 도시된 것임을 유의해야 한다. 경우에 따라서 본 발명의 가스터빈 블레이드는 익형(airfoil) 형상으로 형성될 수도 있으며, 이 경우 상기 제1측면(11)은 블레이드의 흡입면(suction side)에 해당하는 블레이드의 내측면이고, 상기 제2측면(12)은 블레이드의 압력면(pressure side)에 해당하는 블레이드의 내측면이 될 수 있다.1, 5, 6, and the like, it is shown that the inner space of the gas turbine blade is formed in a rectangular shape as a whole, but this is conceptually shown for convenience of explanation of the inner flow path structure and the C- Be careful. In some cases, the gas turbine blades of the present invention may be formed in an airfoil shape. In this case, the first side surface 11 is the inner surface of the blade corresponding to the suction side of the blade, The two side surfaces 12 may be the inner surface of the blade corresponding to the pressure side of the blade.

상기 제1측면(11)과 제2측면(12)으로부터 블레이드의 캠버선(camber line, C)을 향해 각각 제1리브(21)와 제2리브(22)가 일정 간격으로 돌출하고, 블레이드가 로터에 설치된 상태를 기준으로 반경방향 내측에서부터 외측으로 복수 개의 제1리브(21)와 제2리브(22)가 일정 각도를 갖고 나란히 배열될 수 있다. The first ribs 21 and the second ribs 22 project from the first side surface 11 and the second side surface 12 toward the camber line C of the blade at regular intervals, A plurality of first ribs 21 and second ribs 22 may be arranged side by side at a predetermined angle from the radially inner side to the outer side based on the state of being installed on the rotor.

그리고 본 발명의 가스터빈 블레이드 내부의 냉각 유로 구조는 나란히 배열된 리브들 중 인접한 두 개의 제1리브(21)가 이루어 서로 대향하는 2개의 면과 상기 제1측면(11)에 의해 제1채널이 형성되고, 나란히 배열된 리브들 중 인접한 두 개의 제2리브(22)가 이루어 서로 대향하는 2개의 면과 상기 제2측면(12)에 의해 제2채널이 형성되되, 채널 내에서 선회류가 형성되도록 하는 C-가이드 구조(200)를 포함할 수 있다. 상기 제1채널과 제2채널로 인해 가스터빈 블레이드 내부는 격자 구조를 가진다.The cooling channel structure inside the gas turbine blade of the present invention has two surfaces, in which two adjacent first ribs 21 among the ribs arranged side by side are opposed to each other, and a first channel 11 by the first side surface 11, And a second channel is formed by the second side surface (12), and a swirling flow is formed in the channel. The second channel (12) is formed by two adjacent ribs (22) Guide structure 200 that allows for the use of a C-guide structure. Due to the first channel and the second channel, the inside of the gas turbine blade has a lattice structure.

구체적으로 본 발명의 블레이드(10)는 로터(미도시)에 고정 장착되는 구성으로서, 블레이드 내부에는 제1측면(11)과 제2측면(12), 상부면(14)과 하부면(13)으로 둘러싸여 유체가 유동할 수 있는 내부공간이 형성된다. 블레이드(10) 하단의 루트(root, 19)로부터 상기 내부공간 방향으로 냉각유체가 공급되는데, 이를 통해 고온의 연소가스에 노출된 블레이드(10)를 냉각시킨다.Specifically, the blade 10 of the present invention is fixedly mounted on a rotor (not shown), and includes a first side surface 11 and a second side surface 12, an upper surface 14 and a lower surface 13, Thereby forming an inner space in which the fluid can flow. Cooling fluid is supplied from the root (19) at the lower end of the blade (10) toward the internal space, thereby cooling the blade (10) exposed to the high temperature combustion gas.

또한, 에어포일 형상의 블레이드인 경우 내부공간의 전방은 전연(leading edge), 내부공간의 후방은 후연(trailing edge)로 명명되고, 내부공간은 전연과 후연에 의해 경계가 구분될 수 있다. In the case of an airfoil-shaped blade, the leading edge of the inner space is called a leading edge, and the trailing edge of the inner space is called a trailing edge. The inner space may be bounded by the leading edge and the trailing edge.

아울러 전연(15)의 블레이드 내측면에는 리브가 형성되지 않은 영역(18)이 마련되어 냉각 유체가 유체유입구(17)에 의해 제1리브(21) 또는 제2리브(22) 사이에 형성된 채널로 유입되도록 하고, 후연(16)에는 상기 채널을 통해 유동된 냉각 유체가 블레이드 외측으로 빠져나갈 수 있도록 유출구(미도시)가 마련될 수 있다.And the cooling fluid is introduced into the channel formed between the first rib 21 and the second rib 22 by means of the fluid inlet 17. In this case, And an outlet (not shown) may be provided in the trailing edge 16 so that the cooling fluid flowing through the channel can escape to the outside of the blade.

에어포일 형상의 블레이드인 경우 블레이드 흡입면과 압력면의 중점을 차례로 연결한 곡선을 캠버선(camber line)이라 하는데, 제1측면(11)과 제2측면(12)으로부터 상기 캠버선까지 제1리브(21)와 제2리브(22)가 각각 돌출형성된다. 참고로 여기서 캠버선은 평균 캠버선(mean camber line)을 의미할 수 있다.In the case of an airfoil-shaped blade, a curve connecting the blade suction surface and the midpoint of the pressure surface is referred to as a camber line. The curve from the first side surface 11 and the second side surface 12 to the camber line The ribs 21 and the second ribs 22 are protruded. For reference, the camber line can mean mean camber line.

본 발명의 리브는 블레이드가 로터에 설치된 상태에서 반경방향 내측에서부터 외측으로 돌출형성되되 소정의 각도로 기울어진 상태로 복수 개의 리브가 나란히 배열되는데, 여기서 반경방향이란 도면상의 Z축과 평행한 방향을 의미하는 바, 리브는 Z축으로부터 소정의 각도만큼 기울어진 것이라 말할 수 있다. 다시 말해 제1리브(21)와 제2리브(22)는 Z축으로부터 일정 각도로 기울어져 있게 되며, 이때, 제1리브(21)와 제2리브(22)가 서로 이루게 되는 각도는 설계상 서로 직교하거나 또는 직교하지 않을 수도 있다.The ribs of the present invention have a plurality of ribs arranged side by side in a state that the ribs are protruded outwardly from the radially inner side in a state where the blades are installed on the rotor and are inclined at a predetermined angle. Here, the radial direction means a direction parallel to the Z axis , It can be said that the rib is inclined at a predetermined angle from the Z-axis. In other words, the first rib 21 and the second rib 22 are inclined at a predetermined angle from the Z-axis. At this time, the angles at which the first ribs 21 and the second ribs 22 are mutually formed, They may or may not be orthogonal to each other.

본 발명에서 채널은 공간적 개념으로서, 제1채널과 제2채널로 구분될 수 있다. 제1채널은 나란히 배열된 리브들 중 인접한 두 개의 제1리브가 이루어 서로 대향하는 2개의 면과 상기 제1측면(흡입면)에 의해 형성되고, 제2채널은 나란히 배열된 리브들 중 인접한 두 개의 제2리브가 이루어 서로 대향하는 2개의 면과 상기 제2측면(압력면)에 의해 형성된다. In the present invention, a channel is a spatial concept and can be divided into a first channel and a second channel. The first channel is formed by two adjacent first ribs of the ribs arranged side by side and the first side (suction surface), and the second channel is formed by two adjacent ribs of the adjacent two of the ribs arranged side by side, The second rib is formed by two surfaces opposed to each other and the second side (pressure surface).

채널 내부를 유동하는 냉각유체는 분기되어 제1채널과 제2채널에 나누어 흐를 수 있는데 이때, 어느 하나의 채널을 흐르던 유체는 유로 끝에서 벽을 만나 경로가 바뀌어 상단 유로로 흘러가게 되며 유로 끝단에 이르게 되어 다시 경로가 바뀌어 하단 유로로 흘러가게 된다. 이 과정에서 제1채널을 흐르는 유체와 제2채널을 흐르는 유체는 상호 엇갈려 흐르게 되며, 이 때문에 각각의 유체에 전단력이 작용하게 되어 유로 내부에 스월 유동(Swirling flow)이 발생하게 되는 것이다.The cooling fluid flowing inside the channel can be branched into the first channel and the second channel. At this time, the fluid flowing through one of the channels meets the wall at the end of the flow path and flows into the upper flow path by changing the path. The route is changed again and flows to the lower flow path. In this process, the fluid flowing through the first channel and the fluid flowing through the second channel are alternated with each other, so that a shearing force is applied to each fluid, resulting in a swirling flow in the flow channel.

본 발명에서는 이러한 스월 유동을 보다 적극적으로 일으키고, 주유동(main flow)의 흐름을 보다 원활하게 하기 위하여 C-가이드를 구비함을 기술적 특징으로 한다.In the present invention, the C-guide is provided to more positively generate the swirl flow and to smooth the flow of the main flow.

다음으로 본 발명의 도 5 내지 도 7을 참조로 본 발명의 C-가이드 구조에 대해 더욱 상세히 설명한다.Next, the C-guide structure of the present invention will be described in more detail with reference to FIGS. 5 to 7 of the present invention. FIG.

도 5는 가스터빈 블레이드의 내부 냉각유로에 C-가이드가 배치된 모습을 모식화한 도면이다. 도 6은 도 5에서 C-가이드가 안착된 모습을 사시도(a), 정면도(b), 측면도(c)로서 나타낸 도면이다. 도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 채널에 C-가이드가 배치된 모습을 나타내는 도면이다.5 is a schematic view showing a state in which a C-guide is disposed in an internal cooling flow path of a gas turbine blade. Fig. 6 is a perspective view (a), a front view (b), and a side view (c) of a state in which the C-guide is seated in Fig. 7 is a view illustrating a C-guide disposed on a channel according to an embodiment of the present invention.

본 발명의 일 실시예에 따른 C-가이드 구조(200)는, 상기 제1채널, 제2채널 중 적어도 어느 하나의 채널에 배치될 수 있다.The C-guide structure 200 according to an embodiment of the present invention may be disposed in at least one of the first channel and the second channel.

또한, 채널에 배치될 때의 C-가이드 구조(200)는 인접하는 리브들이 이루는 서로 대향하는 2개의 면 중 적어도 어느 하나 이상의 면과 상기 제1측면 또는 제2측면에 대향하여 안착하는 것을 특징으로 할 수 있다. 즉, C-가이드 구조(200)는 그 안착되는 면이 2개의 면에 안착될 수 있으며, 이와 달리 3개의 면에 안착될 수도 있다.Further, the C-guide structure 200 when placed in the channel is seated against at least one of two mutually opposing surfaces of adjacent ribs and opposing to the first or second side. can do. That is, the C-guide structure 200 can be seated on two faces, or alternatively, on three faces.

그리고 제1채널에 배치되는 C-가이드 구조(200)는 제1채널C-가이드(210), 제2채널에 배치되는 C-가이드 구조(200)는 제2채널C-가이드(220)로서 구분될 수 있다.The C-guide structure 200 disposed on the first channel is divided into a first channel C-guide 210 and the C-guide structure 200 disposed on the second channel is divided into a second channel C-guide 220 .

일 례로, 도 5 내지 도 7에서는 3개의 면에 안착되는 C-가이드에 대해서 설명하며, 제1채널C-가이드(210)를 기준으로 하여 설명한다.For example, in FIGS. 5 to 7, a C-guide that is seated on three planes will be described, with reference to a first channel C-guide 210 as a reference.

C-가이드 구조(200)는 그 형상이 반드시 명칭에 포함된 알파벳 "C"에 의해 제한되지 않는다.The C-guide structure 200 is not limited by the alphabet "C" whose shape is necessarily included in the name.

경우에 따라 C-가이드 구조(200)는 부분적으로 직선형 막대 구조일 수 있고, 곡선형 막대 구조일 수 있다. 도면상에는 C-가이드의 형상이 대체로 단면이 장방형인 막대 구조로 도시되어 있으나 반드시 이에 한정되는 것은 아니며, 동일한 기술적 사상을 공유하는 한 다른 형상의 막대 구조도 본 발명의 C-가이드 구조(200)의 범주에 포함될 수 있다.Optionally, the C-guide structure 200 may be a partially linear bar structure, or a curved bar structure. Although the shape of the C-guide is shown as a bar structure having a generally rectangular section in the figure, it is not necessarily limited thereto, and rod structures of other shapes may also be used as the C-guide structure 200 of the present invention May be included in the category.

다만, C-가이드 구조(200)는 채널에 안정적으로 안착되는 것이 블레이드 전체의 내구성 및 안정성에 유리하므로, 그 형상은 본 발명의 리브(20)와 제1측면(11) 또는 제2측면(12)의 표면 형상에 대응하는 형상으로 형성됨이 바람직하다. The shape of the C-guide structure 200 is not limited to the rib 20 of the present invention and the first side surface 11 or the second side surface 12 In the present invention, it is preferable that the shape is formed in a shape corresponding to the surface shape.

일 실시예에 따른 본 발명의 C-가이드 구조(200)는 3개의 파트로 나누어질 수 있다. 도 6과 도 7에는 3개의 파트로 구분된(절곡된) 형상의 C-가이드 구조(200)가 도시된다. 각 파트들은 채널을 형성하는 3개의 면에 각각 면접한다. The C-guide structure 200 of the present invention according to one embodiment can be divided into three parts. 6 and 7 show a C-guide structure 200 of a three-part (folded) shape. Each part is interviewed on each of the three faces forming the channel.

구체적으로 제1파트는 나란히 배열된 리브(20)들 중 인접한 두 개의 리브가 이루어 서로 대향하는 2개의 면 중 어느 하나의 면의 캠버선 측 끝단에서 시작하여 소정의 각도로 기울어져 상기 제1측면(11) 또는 제2측면(12)을 향하여 연장되는 부분을 의미하고, 제2파트는 상기 제1파트로부터 연속하여, 제1측면 또는 제2측면에 이르면 채널 길이 방향에 대하여 소정의 각도로 기울어져 연장되는 부분을 의미할 수 있다. 또한, 제3파트는 상기 제2파트로부터 연속하여, 인접한 두 개의 리브가 이루어 서로 대향하는 2개의 면 중 다른 하나의 면을 따라 소정의 각도로 기울어져 연장되는 것을 의미할 수 있다.Specifically, the first part is inclined at a predetermined angle starting from the camber line side end of any one of two surfaces of two adjacent ribs of the ribs 20 arranged side by side, 11 or the second side 12 and the second part is inclined at a predetermined angle with respect to the channel length direction in succession from the first part to the first side or the second side, It can mean an extended portion. In addition, the third part may mean that the two adjacent ribs extend continuously from the second part at an angle along the other surface of the two opposing surfaces.

여기서 각 파트가 소정의 각도로 연장된다고 함은 도 7에 도시된 바와 같이 각 파트의 길이방향과 채널의 길이방향이 일정한 각도만큼 벌어져 있는 것을 의미할 수 있다. Here, the fact that each part extends at a predetermined angle means that the longitudinal direction of each part and the longitudinal direction of the channel are widened by a predetermined angle as shown in FIG.

도 6과 도 7을 다시 참조하면, C-가이드 구조가 채널의 길이방향에 대하여 예각 또는 둔각을 갖도록 형성되어 있는데, 이에 대한 정확한 각도는 설계상 다양하게 설정될 수 있다. Referring again to FIGS. 6 and 7, the C-guide structure is formed to have an acute angle or an obtuse angle with respect to the longitudinal direction of the channel, and the exact angle therebetween can be variously set according to the design.

다만, C-가이드 구조의 각 파트들의 연결은 냉각유체의 진행을 방해하지 않도록 형성되어야 한다. 이를 위해 본 발명의 C-가이드 구조는 채널의 단면에서 볼 때는 도 6(a)에 도시된 것처럼 전체적으로 "C"자 형상의 개구가 아래를 향하는 모습을, 측면에서 볼 때는 도(6)에 도시된 것처럼 하변이 생략된 삼각형 모양을, 채널의 폭방향에서 C-가이드 구조의 측면을 바라보았을 때는 하변이 생략된 사다리꼴 모양으로 형성됨이 바람직하다. 이러한 형상은 냉각 유체가 유동할 때, 그 흐름을 방해하지 않을 뿐만 아니라 유동에 나선(spiral) 움직임을 부여하는 역할을 하므로, 블레이드의 냉각 성능 향상에 유리하다.However, the connection of each part of the C-guide structure should be formed so as not to interfere with the progress of the cooling fluid. To this end, the C-guide structure of the present invention has a generally "C" -shaped opening facing downward as viewed in cross section of the channel, as shown in FIG. 6 (a) And a trapezoidal shape in which the lower side is omitted when the side of the C-guide structure is viewed from the width direction of the channel. This shape not only does not interfere with the flow of the cooling fluid when it flows, but also contributes to the spiral movement of the flow, which is advantageous for improving the cooling performance of the blade.

마지막으로 도 8 내지 도 10을 참조하여, 본 발명 C-가이드 구조의 배치형태 및 그에 따른 열전달 분포와, 기존 냉각유로에 비해 본 발명의 냉각유로가 갖는 유리한 효과를 설명하기로 한다.Finally, with reference to FIG. 8 to FIG. 10, the layout of the inventive C-guide structure and the heat transfer distribution according to the arrangement, and the advantageous effects of the cooling passage of the present invention compared to the existing cooling passage will be described.

도 8은 본 발명의 C-가이드를 채널 상부 스트림과 하부 스트림에 구분하여 배치하는 예시를 나타내는 도면이다. 도 9는 격자 냉각 유로 표면의 열전달 분포를 나타내는 도면이다. 도 10은 본 발명의 일 실시예에 따른 격자 냉각 유로 벽면에서의 평균 열전달(a), 압력 손실 계수(b), 열성능계수(c)를 각각 비교한 도면이다.8 is a diagram showing an example in which the C-guide of the present invention is divided and arranged in the channel upstream stream and the downstream stream. 9 is a view showing the heat transfer distribution on the surface of the lattice cooling channel. FIG. 10 is a graph comparing the average heat transfer (a), the pressure loss coefficient (b), and the coefficient of thermal performance (c) on the wall surface of the lattice cooling channel according to the embodiment of the present invention.

본 발명의 일 실시예에 따르면 주유동과 기울어지도록 설치된 C-가이드가 채널 상부 스트림(up stream) 또는 하부 스트림(down stream)에 구분하여 배치될 수 있는데, 이는 전술한 바와 같이 설계상 선택적으로 적용될 수 있으며, 경우에 따라서는 채널의 상부 스트림과 하부 스트림에 모두 배치될 수도 있다. According to an embodiment of the present invention, a C-guide installed so as to be inclined with respect to the main flow can be separately arranged in a channel up stream or a down stream, And may be located in both the upper stream and the lower stream of the channel in some cases.

도 9의 왼쪽에 도시된 실시예는 C-가이드가 적용되지 않은 격자 냉각 유로 열전달 분포이며, 도 9의 오른쪽에 도시된 실시예는 C-가이드가 적용된 격자 냉각 유로 열전달 분포를 나타낸다. 그리고 오른쪽 상단의 그림은 유로의 하류에 C-가이드가 적용된 경우이며, 오른쪽 하단의 그림은 유로의 상류에 C-가이드가 적용된 경우이다. 상류와 하류에 적용은 해당 위치의 낮은 냉각성능을 보이는 부위의 냉각성능을 향상시키고자 하였기 때문이다. 열전달 분포를 살펴보면 C-가이드가 적용된 부근에서 냉각성능이 종래에 비해 눈에띄게 향상되는 것을 알 수 있다. 이는 앞서 설명한 바와 같이 C-가이드가 적용됨으로써, 내부의 스월 효과를 증진시켜 열전달을 향상시키기 때문이다. The embodiment shown on the left side of FIG. 9 is the lattice cooling channel heat transfer distribution without the C-guide, and the embodiment shown on the right side of FIG. 9 shows the lattice cooling channel heat transfer distribution to which the C-guide is applied. The upper right picture shows the case where the C-guide is applied to the downstream of the flow channel, and the lower right picture shows the case where the C-guide is applied to the upstream of the flow channel. Application to the upstream and downstream is intended to improve the cooling performance of the area with low cooling performance at the location. The heat transfer distribution shows that the cooling performance is significantly improved in the vicinity of the C-guide. This is because the C-guide is applied as described above to improve the internal swirl effect and improve the heat transfer.

도 10(a)를 참조하면, C-가이드를 적용시킨 결과 종래 C-가이드를 적용하지 않은 경우에 비해 평균 열전달이 향상됨을 확인할 수 있고, 도 10(b)를 참조하면, 압력 손실 계수는 감소하였음을 확인할 수 있다. 게다가 도 10(c)를 참조하면, 최종 열성능계수 또한 기존에 비해 각각 20%와 31% 향상된 결과가 도출된다. 나아가 일련의 실험을 통해 격자 냉각 유로의 하류에 흐르던 유체가 벽을 만난 뒤 상류로 흐르게 되는 조건에서, C-가이드를 격자 냉각 유로의 하류에 적용시키는 것보다 격자 냉각 유로의 상류에 적용시키는 것이 냉각성능이 더 크게 향상된다는 것까지 알 수 있었다.Referring to FIG. 10 (a), as a result of applying the C-guide, it can be confirmed that the average heat transfer is improved as compared with the case where the conventional C-guide is not applied. Referring to FIG. 10 (b) . In addition, referring to FIG. 10 (c), the final thermal performance coefficient is also improved by 20% and 31%, respectively, compared with the conventional one. Further, it is preferable to apply the C-guide to the upstream of the lattice cooling channel, rather than to apply the C-guide to the downstream of the lattice cooling channel, under the condition that the fluid flowing downstream of the lattice cooling channel flows through the wall after the passage, We can see that the performance is greatly improved.

상기 결과를 이용하여, 가스터빈 블레이드의 외부의 열부하가 제1측면(11, 도는 흡입면)에 높게 나타나는 경우는 C-가이드를 제1측면, 즉 냉각 유로 상류에 위치시키는 실시예를 적용하고, 외부의 열부하가 제2측면(12, 또는 압력면)측에 높게 나타나는 경우에는 C-가이드를 제2측면, 즉 냉각 유로 하류에 위치시키는 실시예를 적용함으로써, 전체적인 가스터빈 블레이드의 냉각 효율을 증대시킬 수 있다.Using the above result, when the heat load on the outside of the gas turbine blade is high on the first side 11 (or intake surface), the C-guide is placed on the first side, that is, upstream of the cooling passage, The cooling efficiency of the entire gas turbine blade is increased by applying the embodiment in which the C-guide is located on the second side, that is, the downstream side of the cooling flow path, when the external heat load is high on the side of the second side surface (12 or pressure surface) .

냉각 효율의 증대는 나아가 가스터빈 블레이드의 파손 방지 및 수명 향상에 도움이 될 수 있을 것이다.The increase of the cooling efficiency can further help to prevent breakage of the gas turbine blade and to improve the service life.

본 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.The present invention is not limited to the above-described specific embodiment and description, and various changes and modifications may be made by those skilled in the art without departing from the scope of the present invention as claimed in the claims. And such modifications are within the scope of protection of the present invention.

10 : 블레이드
11 : 제1측면
12 : 제2측면
13 : 하부면
14 : 상부면
15 : 전연
16 : 후연
20 : 리브
21 : 제1리브
22 : 제2리브
200 : C-가이드10: Blade
11: First aspect
12: Second side
13: Lower surface
14: upper surface
15: leading edge
16: Behind the scenes
20: rib
21: first rib
22: second rib
200: C-guide

Claims (8)

블레이드 내부에 제1측면과 제2측면, 상부면과 하부면으로 둘러싸인 내부공간을 가지며,
상기 제1측면과 제2측면으로부터 제1리브와 제2리브가 돌출되되, 상기 제1리브와 제2리브는 각각 복수 개 형성되어 상호 소정 각도로 기울어진 상태로서 나란히 배열되며,
나란히 배열된 리브들 중 인접한 두 개의 제1리브가 이루어 서로 대향하는 2개의 면과 상기 제1측면에 의해 제1채널이 형성되고, 나란히 배열된 리브들 중 인접한 두 개의 제2리브가 이루어 서로 대향하는 2개의 면과 상기 제2측면에 의해 제2채널이 형성되며,
선회류를 형성시키는 C-가이드 구조를 포함하는 가스터빈 블레이드 내부의 냉각 유로 구조.
The blade having a first side surface and a second side surface, an inner space surrounded by the upper surface and the lower surface,
Wherein a first rib and a second rib are protruded from the first side and the second side, wherein a plurality of the first rib and the second rib are formed and are arranged side by side at a predetermined angle,
Two adjacent ribs of the adjacent ribs are opposed to each other and a first channel is formed by the first side and two adjacent ribs of the ribs arranged side by side are opposed to each other And a second channel is formed by the first side and the second side,
A cooling channel structure within a gas turbine blade comprising a C-guide structure forming a swirling flow.
제1항에 있어서,
전연(leading edge)의 블레이드 내측면에는 리브가 형성되지 않은 영역이 마련되어 냉각 유체가 상기 제1채널 또는 제2채널로 유입되도록 하고,
후연(trailing edge)에는 상기 채널을 통해 유동된 냉각 유체가 블레이드 외측으로 빠져나갈 수 있도록 유출구가 마련되는 구조를 더 포함하는 가스터빈 블레이드 내부의 냉각 유로 구조.
The method according to claim 1,
A region where no rib is formed is provided on the inner side of the blade of the leading edge to allow the cooling fluid to flow into the first channel or the second channel,
Further comprising a structure having a trailing edge provided with an outlet so that cooling fluid flowing through the channel can escape to the outside of the blade.
제1항에 있어서,
상기 C-가이드 구조는,
상기 제1채널, 제2채널 중 적어도 어느 하나의 채널에 마련되는 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드 내부의 냉각 유로 구조.
The method according to claim 1,
The C-
Wherein the cooling channel structure is provided in at least one of the first channel and the second channel.
제1항에 있어서,
상기 C-가이드 구조는,
인접하는 리브들이 이루는 서로 대향하는 2개의 면 중 적어도 어느 하나 이상의 면과,
상기 제1측면 또는 제2측면에 대향하여 안착하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드 내부의 냉각 유로 구조.
The method according to claim 1,
The C-
At least one of two mutually opposing faces of adjacent ribs,
And the first and second side surfaces are opposed to the first side surface or the second side surface.
제4항에 있어서,
상기 C-가이드 구조는,
나란히 배열된 리브들 중 인접한 두 개의 리브가 이루어 서로 대향하는 2개의 면 중 어느 하나의 면의 캠버선 측 끝단에서 시작하여, 소정의 각도로 기울어져 상기 제1측면 또는 제2측면을 향하여 연장되는 제1파트와,
상기 제1파트로부터 연속하여, 제1측면 또는 제2측면에 이르면 다시 제1측면 또는 제2측면을 따라 채널 길이 방향에 대하여 소정의 각도로 기울어져 연장되는 제2파트와,
상기 제2파트로부터 연속하여, 인접한 두 개의 리브가 이루어 서로 대향하는 2개의 면 중 다른 하나의 면을 따라 소정의 각도로 기울어져 연장되는 제3파트로 이루어지는 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드 내부의 냉각 유로 구조.
5. The method of claim 4,
The C-
The ribs are inclined at a predetermined angle starting from the camber line side end of any one of two surfaces of two adjacent ribs of the ribs arranged side by side so as to extend toward the first side surface or the second side surface, 1 part,
A second part continuously extending from the first part, extending from the first side or the second side at a predetermined angle with respect to the channel longitudinal direction along the first side or the second side,
And a third part continuously extending from the second part, the third part being inclined at a predetermined angle along another surface of the two surfaces facing each other and having two adjacent ribs. rescue.
블레이드의 제1측면과 블레이드의 제2측면; 상기 제1측면으로부터 돌출되며, 일정한 간격으로 나란히 배열된 복수 개의 제1리브; 및 상기 제2측면으로부터 돌출되며, 일정한 간격으로 나란히 배열된 복수 개의 제2리브;에 의해 구획되는 가스터빈 블레이드의 복수 개의 채널 중 어느 하나 이상의 채널에 배치되어 채널 내에서 선회류를 형성하는 가스터빈 블레이드 내부의 냉각 성능 향상을 위한 C-가이드 구조.
A first side of the blade and a second side of the blade; A plurality of first ribs projecting from the first side surface and arranged side by side at regular intervals; And a plurality of second ribs protruding from the second side surface and being arranged side by side at regular intervals, the gas turbine blade being disposed in at least one of a plurality of channels of the gas turbine blade to form a swirling flow in the channel, C-guide structure for improving the cooling performance inside the blade.
제6항에 있어서,
상기 C-가이드 구조는,
나란히 배열된 리브들 중 인접한 두 개의 리브가 이루어 서로 대향하는 2개의 면 중 적어도 어느 하나 이상의 면과,
상기 제1측면 또는 제2측면에 대향하여 안착되는 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드 내부의 냉각 성능 향상을 위한 C-가이드 구조.
The method according to claim 6,
The C-
At least one of two surfaces of two adjacent ribs of the ribs arranged side by side facing each other,
Wherein the first and second side surfaces are positioned opposite to the first side surface or the second side surface, and the C-guide structure for improving the cooling performance inside the gas turbine blade.
제7항에 있어서,
상기 C-가이드 구조는,
나란히 배열된 리브들 중 인접한 두 개의 리브가 이루어 서로 대향하는 2개의 면 중 어느 하나의 면의 캠버선 측 끝단에서 시작하여 소정의 각도로 기울어져 상기 제1측면 또는 제2측면을 향하여 연장되는 제1파트와,
상기 제1파트로부터 연속하여, 제1측면 또는 제2측면에 이르면 채널 길이 방향에 대하여 소정의 각도로 기울어져 연장되는 제2파트와,
상기 제2파트로부터 연속하여, 인접하는 두 개의 리브가 이루어 서로 대향하는 2개의 면 중 다른 하나의 면을 따라 소정의 각도로 기울어져 연장되는 제3파트로 이루어지는 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드 내부의 냉각 성능 향상을 위한 C-가이드 구조.


8. The method of claim 7,
The C-
The first rib and the second rib are inclined at a predetermined angle starting from the camber line side end of any one of the two surfaces of the two adjacent ribs which are arranged side by side, Part,
A second part continuously extending from the first part at a predetermined angle with respect to the channel length direction when reaching the first side or the second side,
And a third part extending continuously from the second part at a predetermined angle along the other surface of the two adjacent surfaces of the two adjacent ribs. C-guide structure for performance improvement.


KR1020170034807A 2017-03-20 2017-03-20 Structure of C-guide in the matrix cooling channel to increase the cooling performance of internal passage of turbine blade KR101919328B1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020170034807A KR101919328B1 (en) 2017-03-20 2017-03-20 Structure of C-guide in the matrix cooling channel to increase the cooling performance of internal passage of turbine blade

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020170034807A KR101919328B1 (en) 2017-03-20 2017-03-20 Structure of C-guide in the matrix cooling channel to increase the cooling performance of internal passage of turbine blade

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20180106455A true KR20180106455A (en) 2018-10-01
KR101919328B1 KR101919328B1 (en) 2018-11-19

Family

ID=63876981

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020170034807A KR101919328B1 (en) 2017-03-20 2017-03-20 Structure of C-guide in the matrix cooling channel to increase the cooling performance of internal passage of turbine blade

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101919328B1 (en)

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SE512384C2 (en) * 1998-05-25 2000-03-06 Abb Ab Component for a gas turbine

Also Published As

Publication number Publication date
KR101919328B1 (en) 2018-11-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8167560B2 (en) Turbine airfoil with an internal cooling system having enhanced vortex forming turbulators
EP1561902B1 (en) Turbine blade comprising turbulation promotion devices
US7841828B2 (en) Turbine airfoil with submerged endwall cooling channel
US7806658B2 (en) Turbine airfoil cooling system with spanwise equalizer rib
US8668453B2 (en) Cooling system having reduced mass pin fins for components in a gas turbine engine
US7549843B2 (en) Turbine airfoil cooling system with axial flowing serpentine cooling chambers
US10060270B2 (en) Internal cooling system with converging-diverging exit slots in trailing edge cooling channel for an airfoil in a turbine engine
US8920122B2 (en) Turbine airfoil with an internal cooling system having vortex forming turbulators
US7300242B2 (en) Turbine airfoil with integral cooling system
US9382804B2 (en) Cooled blade for a gas turbine
US8292578B2 (en) Material having internal cooling passage and method for cooling material having internal cooling passage
US9631499B2 (en) Turbine airfoil cooling system for bow vane
JP2010509532A5 (en)
US20070258814A1 (en) Turbine airfoil with integral chordal support ribs
EP2886797A1 (en) A hollow cooled gas turbine rotor blade or guide vane, wherein the cooling cavities comprise pins interconnected with ribs
CN114450466A (en) Turbine blade
JP6843253B2 (en) Walls of hot gas section and corresponding hot gas section for gas turbine
JP4872410B2 (en) Member having cooling passage inside and cooling method thereof
KR101919328B1 (en) Structure of C-guide in the matrix cooling channel to increase the cooling performance of internal passage of turbine blade
GB2574532A (en) Cooling structure for turbine airfoil
US9551229B2 (en) Turbine airfoil with an internal cooling system having trip strips with reduced pressure drop
US20130224019A1 (en) Turbine cooling system and method
JP6108982B2 (en) Turbine blade and rotating machine equipped with the same
WO2015156816A1 (en) Turbine airfoil with an internal cooling system having turbulators with anti-vortex ribs
JP5041093B2 (en) Member having a cooling passage inside

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E90F Notification of reason for final refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant