KR20190036207A

KR20190036207A - Gas Turbine Blade

Info

Publication number: KR20190036207A
Application number: KR1020170125160A
Authority: KR
Inventors: 이지연
Original assignee: 두산중공업 주식회사
Priority date: 2017-09-27
Filing date: 2017-09-27
Publication date: 2019-04-04
Also published as: KR102000837B1

Abstract

Disclosed is a gas turbine blade. The gas turbine blade according to an embodiment of the present invention comprises: a turbine blade (33) provided at the gas turbine; a membrane cooling unit (100) having a cooling channel (110) extended from the inside of the turbine blade (33) to the outside thereof, and an exit unit (120) through which cooling air is discharged; and a protrusion (200) formed at a position spaced from the exit unit (120) while facing the same on the surface of the turbine blade (33).

Description

[0001] Description [0001] Gas Turbine Blade [

본 발명은 가스 터빈에 구비된 터빈 블레이드에 관한 것으로, 보다 상세하게는 상기 터빈 블레이드를 향해 이동된 고온의 핫 가스와 혼합되어 터빈 블레이드의 막 냉각을 실시하기 위한 가스 터빈 블레이드에 관한 것이다.BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a turbine blade provided in a gas turbine, and more particularly, to a gas turbine blade for mixing with hot hot gas moved toward the turbine blade to perform film cooling of the turbine blade.

일반적으로 가스 터빈은 압축기부에서 고압으로 압축된 공기에 연료를 혼합시킨 후 연소시켜 생성되는 고온, 고압의 연소 가스를 터빈에 분사시켜 회전시킴으로써 열에너지를 역학적 에너지로 변환하는 내연기관의 일종이다.BACKGROUND ART Generally, a gas turbine is a type of internal combustion engine that converts thermal energy into mechanical energy by injecting high-temperature and high-pressure combustion gases produced by mixing fuel into compressed air at a high pressure in a compressor, and rotating the turbine.

이러한 터빈을 구성하기 위해서 외주면에 복수의 터빈 블레이드가 배열되는 복수의 터빈 로터 디스크를 다단으로 구성하여 상기 고온, 고압의 연소 가스가 터빈 블레이드를 통과시키도록 하는 구성이 널리 사용되고 있다.In order to construct such a turbine, a plurality of turbine rotor disks in which a plurality of turbine blades are arranged on the outer circumferential surface are configured in a multi-stage so that the high-temperature and high-pressure combustion gases are allowed to pass through the turbine blades.

이와 같이 사용되는 가스터빈 블레이드는 표면에 대한 냉각을 위한 막 냉각법이 일반적으로 사용하고 있으며 이에 대해 도면을 참조하여 설명한다.The gas cooling method for cooling the surface of the gas turbine blade thus used is generally used and will be described with reference to the drawings.

첨부된 도 1을 참조하면, 터빈 블레이드는 표면으로 공급되는 핫 가스로부터 냉각을 위해 상기 터빈 블레이드 표면에 다수개의 막 냉각부(7)가 형성된다.Referring to FIG. 1 of the accompanying drawings, a turbine blade is formed with a plurality of film cooling portions 7 on the surface of the turbine blade for cooling from hot gas supplied to the surface.

상기 막 냉각 부(7)는 터빈 블레이드의 내부에서 공급된 냉각공기가 유입되도록 원형으로 이루어진 유입구(7a)와, 상기 유입구(7a)의 연장된 단부에서 좌우 대칭 형태로 외측을 향해 확장된 확장부(7b)를 포함한다.The membrane cooling unit 7 includes an inlet 7a formed in a circular shape so as to allow the cooling air supplied from the inside of the turbine blade to flow therein and an outlet 7b extending inwardly and outwardly symmetrically from the extended end of the inlet 7a. (7b).

상기 유입구(7a)는 단면을 잘라서 정면에서 바라볼 때 원형 단면으로 형성되므로 상기 확장부(7b)에서 다량의 냉각 공기를 터빈 블레이드의 표면으로 공급하기 위해 특정 확장각(α)으로 연장된다. 상기 확장각(α)은 증가될수록 상기 확장부(2b)의 내부에서 불균일하게 박리(separation) 현상이 발생되었다.The inlet 7a is formed in a circular cross section when cut in cross section so as to have a circular cross section so that it extends to a specific expansion angle? To supply a large amount of cooling air to the surface of the turbine blade in the expansion portion 7b. As the extension angle? Increases, separation phenomenon occurs unevenly within the extension portion 2b.

이 경우 블레이드 표면으로 분사되는 냉각 공기의 유동이 일정하게 공급되지 못하고 불 균일하게 분사되는 현상이 발생되고, 이로 인해 상기 블레이드 표면의 냉각 효과가 저하되는 문제점이 유발되었다.In this case, the flow of the cooling air jetted to the surface of the blade is not constantly supplied, and a phenomenon that the cooling air is sprayed unevenly occurs, thereby causing a problem that the cooling effect of the surface of the blade is lowered.

또한 상기 유입구(7a)가 원형 단면이므로 후프 응력이 발생되어 특정 위치에서 응력 집중으로 인한 변형이 발생되거나 크랙이 발생되는 문제점이 유발되었다.In addition, since the inlet 7a has a circular cross-section, a hoop stress is generated to cause deformation or cracks due to concentration of stress at a specific position.

대한민국공개특허 제10-2015-0008749호Korean Patent Publication No. 10-2015-0008749

본 발명의 실시 예들은 가스 터빈 블레이드에 구비된 막 냉각부를 경유한 냉각 공기의 안정적인 이동과 타빈 블레이드 표면에서의 냉각 효율 향상을 위한 가스 터빈 블레이드를 제공하고자 한다.Embodiments of the present invention provide a gas turbine blade for stably moving cooling air through a membrane cooling part provided in a gas turbine blade and for improving cooling efficiency on the surface of the turbine blade.

본 발명의 제1 실시 예에 의한 가스 터빈 블레이드는 가스 터빈에 구비된 터빈 블레이드(33); 상기 터빈 블레이드(33)의 내측에서 외측을 향해 연장된 냉각채널(110)과, 냉각 공기가 배출되는 출구부(120)를 갖는 막 냉각부(100); 및 상기 터빈 블레이드(33)의 표면 중 상기 출구부(120)와 마주보며 이격된 위치에 형성된 돌기(200)를 포함한다.The gas turbine blade according to the first embodiment of the present invention includes a turbine blade 33 provided in a gas turbine; A membrane cooling unit (100) having a cooling channel (110) extending outwardly from the inside of the turbine blade (33) and an outlet (120) through which cooling air is discharged; And a protrusion 200 formed on a surface of the turbine blade 33 at a position spaced away from the outlet 120.

상기 돌기(200)는 상기 출구부(120)의 폭 방향 중앙에 위치된다.The protrusion 200 is positioned at the widthwise center of the outlet portion 120.

상기 터빈 블레이드(33)는 핫 가스가 유입되는 선단부를 바라보는 리딩 엣지(34); 상기 리딩 엣지(201)에서 후단부를 향해 각각 연장된 흡입면(33b)과 압력면(33a); 상기 연장된 흡입면(33b)과 압력면(33a)의 단부에 형성된 트레일링 엣지(35)를 포함하고, 상기 터빈 블레이드(33)는 상기 리딩 엣지(34)에서 상기 트레일링 엣지(35)를 향해 연장된 굴곡구간(S) 중 임의의 구간에만 상기 돌기(200)가 형성된다.The turbine blade (33) includes a leading edge (34) for observing a leading end where hot gas flows; A suction surface 33b and a pressure surface 33a extending from the leading edge 201 toward the rear end, respectively; And a trailing edge 35 formed at an end of the extended suction surface 33b and the pressure surface 33a and the turbine blade 33 is positioned at the leading edge 34 to define the trailing edge 35 The protrusion 200 is formed only in an arbitrary section of the bending section S.

상기 굴곡구간(S)은 상기 리딩 엣지(34)에서 상기 트레일링 엣지(35)에 이르는 구간을 삼등분 했을 때, 상기 리딩 엣지(34)를 기준으로 S/3위치에 해당되는 제1 굴곡구간(S1); 상기 제1 굴곡구간(S2)의 단부에서부터 상기 굴곡구간(S)의 2S/3위치에 해당되는 제2 굴곡구간(S2); 상기 제2 굴곡구간(S2)의 단부에서부터 상기 트레일링 엣지(45)에 이르는 나머지 구간에 해당되는 제3 굴곡구간(S3)을 포함하고, 상기 돌기(200)는 상기 제2 굴곡구간(S2)에 형성된다.The bending section S has a first bending section corresponding to the S / 3 position with respect to the leading edge 34 when the section from the leading edge 34 to the trailing edge 35 is tripled. S1); A second bending section S2 corresponding to the 2S / 3 position of the bending section S from the end of the first bending section S2; And a third bending section S3 corresponding to the remaining section from the end of the second bending section S2 to the trailing edge 45. The bending section 200 includes the second bending section S2, As shown in FIG.

상기 돌기(200)는 상기 터빈 블레이드(33)의 허브(31)와 팁(32)에 이르는 구간에서 서로 다른 길이로 돌출된다.The protrusions 200 protrude in different lengths from the hub 31 to the tip 32 of the turbine blade 33.

상기 돌기(200)는 원형 형태 또는 다각형 형태 또는 반원형 형태 또는 사다리꼴 형태 중의 어느 한 형태로 이루어진다.The protrusions 200 are formed in a circular shape, a polygonal shape, a semicircular shape, or a trapezoidal shape.

상기 돌기(200)는 상기 출구부(120)에서 일정 간격으로 복수개가 연속 배치된다.A plurality of the protrusions 200 are continuously arranged at the outlet 120 at regular intervals.

상기 돌기(200)는 상기 출구부(120)에서 멀어질수록 돌출 높이가 증가되는 것을 특징으로 한다.And the protrusion height of the protrusion 200 increases as the protrusion 200 moves away from the outlet portion 120.

상기 돌기(200)에는 상기 출구부(120)를 바라보며 상대면에 개구된 개구 홀(206)이 형성된다.The protrusion 200 is formed with an opening hole 206 facing the outlet 120 and opening on the mating surface.

상기 개구 홀(206)은 상기 터빈 블레이드(33)의 표면을 향해 경사지게 연장된다.The opening hole 206 extends obliquely toward the surface of the turbine blade 33.

상기 개구 홀(206)은 상기 터빈 블레이드(33)의 표면을 향해 직경이 감소되는 것을 특징으로 한다.And the opening hole 206 is reduced in diameter toward the surface of the turbine blade 33.

상기 돌기(200)는 상기 출구부(120)에서 제1 이격 거리(L1)로 이격된 곳에 복수개의 단위 돌기로 이루어진 중앙 돌기부(200a); 상기 중앙 돌기부(200a)를 기준으로 서로 마주보며 이격되고 상기 출구부(120)에서 외측으로 확장된 확장각(α)과 대응되는 각도로 경사지게 배치된 측면 돌기부(200b)를 포함한다.The protrusion 200 includes a central protrusion 200a having a plurality of unit protrusions spaced apart from the outlet 120 by a first distance L1. And side protrusions 200b which are spaced apart from each other with respect to the center protrusion 200a and are inclined at an angle corresponding to the expansion angle? Extended outward from the outlet 120. [

상기 중앙 돌기부(200a)와 상기 측면 돌기부(200b) 사이에는 홈부(300)가 형성된다.A groove 300 is formed between the central protrusion 200a and the side protrusion 200b.

상기 홈부(300)는 원형 또는 타원형 중의 어느 하나의 형태로 이루어진다.The groove portion 300 has a circular shape or an elliptical shape.

상기 홈부(140)는 상기 출구부(120)에서 멀어질수록 깊이가 증가되는 것을 특징으로 한다.And the depth of the groove 140 increases as the distance from the outlet 120 increases.

본 실시 예에 따른 가스 터빈 블레이드(33) 표면에 돌기(200)가 구비된 가스터빈을 제공한다.A gas turbine provided with a projection 200 on a surface of a gas turbine blade 33 according to the present embodiment is provided.

본 발명의 제2 실시 예에 의한 가스 터빈 블레이드는 가스 터빈에 구비된 터빈 블레이드(33); 상기 터빈 블레이드(33)의 내측에서 외측을 향해 연장된 냉각채널(110)과, 냉각 공기가 배출되는 출구부(120)를 갖는 막 냉각부(100); 상기 출구부(120)의 외측으로 이격된 터빈 블레이드(33)의 표면에 형성된 홈부(3000); 및 상기 터빈 블레이드(33)의 표면 중 상기 출구부(120)와 마주보며 이격된 위치에 형성되고 상기 홈부(3000)를 경유한 냉각 공기를 유도하는 돌기(2000)를 포함한다.A gas turbine blade according to a second embodiment of the present invention includes a turbine blade 33 provided in a gas turbine; A membrane cooling unit (100) having a cooling channel (110) extending outwardly from the inside of the turbine blade (33) and an outlet (120) through which cooling air is discharged; A groove portion 3000 formed on the surface of the turbine blade 33 spaced outside the outlet portion 120; And a protrusion 2000 formed on the surface of the turbine blade 33 at a position spaced away from the outlet 120 and guiding the cooling air passed through the groove 3000.

상기 돌기(2000)는 상기 냉각 공기의 이동 방향과 반대 방향을 향해 돌출된다.The protrusions 2000 protrude in a direction opposite to the direction of movement of the cooling air.

상기 돌기(2000)는 일 방향으로 길게 연장된 타원 형태로 이루어진다.The protrusion 2000 has an elliptical shape extending in one direction.

상기 돌기(2000)는 선단부에서 후단부로 갈수록 폭이 감소되는 에어포일 형태인 것을 특징으로 한다.The protrusion 2000 is in the form of an airfoil whose width decreases from the leading end to the trailing end.

상기 홈부(3000)는 상기 돌기(2000)와 이웃하여 배치되되, 상기 돌기(2000)로 갈수록 깊이가 깊어지는 것을 특징으로 한다.The groove 3000 is disposed adjacent to the protrusion 2000, and the depth of the groove 2000 is increased toward the protrusion 2000.

본 발명의 실시 예들은 출구부의 외측에 구비된 다수개의 돌기를 통해 열 전달 성능을 향상시킬 수 있고 이를 통해 터빈 블레이드의 표면에 대한 냉각 효율을 향상시킬 수 있다.Embodiments of the present invention can improve the heat transfer performance through a plurality of protrusions provided on the outer side of the outlet portion and thereby improve the cooling efficiency on the surface of the turbine blade.

본 발명의 실시 예들은 돌기와 홈부의 조합을 통해 냉각 공기의 이동 안정성 향상과 터빈 블레이드의 열전달 효율을 향상시킬 수 있다.The embodiments of the present invention can improve the stability of the movement of the cooling air and the heat transfer efficiency of the turbine blades through the combination of the projections and the groove portions.

도 1은 종래의 터빈 블레이드에 형성된 막 냉각부를 도시한 도면.
도 2는 본 발명에 의한 터빈 블레이드가 설치된 가스 터빈의 종 단면도.
도 3은 본 발명의 제1 실시 예에 의한 가스 터빈 블레이드와 돌기를 도시한 사시도.
도 4 내지 본 발명의 제1 실시 예에 의한 돌기가 허브에서 팁까지 서로 다른 크기로 구성된 상태를 도시한 사시도.
도 5는 본 발명의 제1 실시 예에 의해 돌기의 다른 실시 예를 도시한 사시도.
도 6은 본 발명의 제1 실시 예에 의한 돌기에 개구 홀이 형성된 상태를 도시한 사시도.
도 7은 내지 도 8은 본 발명의 제1 실시 예에 의한 돌기에 형성된 개구 홀의 다양한 실시 예를 도시한 단면도.
도 9는 본 발명의 제1 실시 예에 의한 돌기의 또 다른 실시 예를 도시한 사시도.
도 10은 도 9에 도시된 돌기와 홈부의 단면도.
도 11은 본 발명의 제2 실시 예에 의한 가스 터빈 블레이드를 도시한 사시도.
도 12는 도 11에 도시된 돌기와 홈부의 단면도.
도 13은 본 발명의 제2 실시 예에 의한 돌기의 다른 실시 예를 도시한 단면도.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Fig. 1 shows a film cooling section formed in a conventional turbine blade. Fig.
2 is a longitudinal sectional view of a gas turbine equipped with a turbine blade according to the present invention;
3 is a perspective view showing a gas turbine blade and a projection according to a first embodiment of the present invention.
FIG. 4 is a perspective view showing a state in which protrusions according to the first embodiment of the present invention are formed at different sizes from the hub to the tip. FIG.
5 is a perspective view showing another embodiment of the projection according to the first embodiment of the present invention.
6 is a perspective view showing a state in which an opening hole is formed in a projection according to the first embodiment of the present invention;
7 to 8 are cross-sectional views showing various embodiments of the opening hole formed in the projection according to the first embodiment of the present invention.
9 is a perspective view showing still another embodiment of the projection according to the first embodiment of the present invention.
10 is a cross-sectional view of the protrusion and the groove shown in Fig.
11 is a perspective view showing a gas turbine blade according to a second embodiment of the present invention.
12 is a cross-sectional view of the projection and the groove shown in Fig.
13 is a cross-sectional view showing another embodiment of the projection according to the second embodiment of the present invention.

본 발명에 대한 설명에 앞서 가스터빈의 구성에 대해 도면을 참조하여 설명한다.Before describing the present invention, the configuration of a gas turbine will be described with reference to the drawings.

첨부된 도 2를 참조하면, 가스 터빈은 외형을 이루는 케이싱(10)이 구비되고, 케이싱(10)의 후측(도 2 기준 우측)에는 터빈을 통과한 연소가스가 배출되는 디퓨저가 구비된다.Referring to FIG. 2, the gas turbine is provided with a casing 10 forming an outer shape, and a diffuser is disposed at a rear side (reference right side in FIG. 2) of the casing 10 to discharge combustion gas passing through the turbine.

그리고 상기 디퓨저의 앞쪽으로 압축된 공기를 공급받아 연소시키는 연소기(11)가 배치된다.And a combustor 11 for supplying compressed air to the front side of the diffuser and burning the air.

공기의 흐름 방향을 기준으로 설명하면, 상기 케이싱(10)의 전방에 압축기 섹션(12)이 위치하고, 후방에 터빈 섹션(30)이 구비된다. Referring to the flow direction of the air, the compressor section 12 is located in front of the casing 10, and the turbine section 30 is provided in the rear.

상기 압축기 섹션(12)과 상기 터빈 섹션(30)의 사이에는 상기 터빈 섹션(30)에서 발생된 회전토크를 상기 압축기 섹션(12)으로 전달하는 토크튜브(14)가 구비된다. A torque tube 14 is provided between the compressor section 12 and the turbine section 30 for transmitting the rotational torque generated from the turbine section 30 to the compressor section 12.

상기 압축기 섹션(12)에는 복수(예를 들어 14매)의 압축기 로터 디스크가 구비되고, 상기 각각의 압축기 로터 디스크들은 타이로드(15)에 의해서 축 방향으로 이격되지 않도록 체결된다.The compressor section 12 is provided with a plurality (for example, 14) of compressor rotor discs, each of which is fastened in a manner not to be axially spaced apart by a tie rod 15.

상기 각각의 압축기 로터 디스크 중앙을 상기 타이로드(15)가 관통한 상태로 서로 축 방향을 따라서 정렬되어 있다. 상기 압축기 로터 디스크의 외주부 부근에는 이웃한 로터 디스크에 상대 회전이 불가능하도록 결합되는 플랜지가 축 방향으로 돌출되게 형성된다.And the centers of the respective compressor rotor discs are aligned along the axial direction with the tie rods (15) passing through them. A flange coupled to the adjacent rotor disk such that relative rotation is not possible, is formed in the vicinity of the outer periphery of the compressor rotor disk so as to protrude in the axial direction.

상기 압축기 로터 디스크의 외주면에는 복수 개의 블레이드가 방사상으로 결합되어 있다. 상기 각각의 블레이드는 도브 테일부를 구비하여 상기 압축기 로터 디스크에 체결된다.A plurality of blades are radially coupled to the outer peripheral surface of the compressor rotor disk. Each of the blades has a dovetail portion and is fastened to the compressor rotor disk.

도브 테일부의 체결방식은 탄젠셜 타입(tangential type)과 액셜 타입(axial type)이 있다. 이는 상용되는 가스터빈의 필요 구조에 따라 선택될 수 있다. 경우에 따라서는, 상기 도브 테일외의 다른 체결장치를 이용하여 상기 블레이드를 로터 디스크에 체결할 수 있다.The dovetail part has a tangential type and an axial type. This can be selected according to the required structure of the commercial gas turbine. In some cases, the blade may be fastened to the rotor disk by using a fastening device other than the dovetail.

상기 타이로드(15)는 상기 복수 개의 압축기 로터 디스크들의 중심부를 관통하도록 배치되어 있으며, 일측 단부는 최상류측에 위치한 압축기 로터 디스크 내에 체결되고, 타측 단부는 상기 토크튜브에 고정된다. The tie rod 15 is disposed to pass through the center of the plurality of compressor rotor discs. One end of the tie rod 15 is fastened in the compressor rotor disk located at the uppermost position, and the other end is fixed to the torque tube.

상기 타이로드의 형태는 가스터빈에 따라 다양한 구조로 이뤄질 수 있으므로, 반드시 도면에 제시된 형태로 한정될 것은 아니다. The shape of the tie rods may be variously configured depending on the gas turbine, and therefore, the shape of the tie rods is not necessarily limited to the shapes shown in the drawings.

하나의 타이로드가 로터 디스크의 중앙부를 관통하는 형태를 가질 수도 있고, 복수 개의 타이로드가 원주상으로 배치되는 형태를 가질 수도 있으며, 이들의 혼용도 가능하다.One tie rod may pass through the central portion of the rotor disk, or a plurality of tie rods may be arranged in a circumferential direction, or a combination thereof may be used.

도시되지는 않았으나, 가스 터빈의 압축기에는 유체의 압력을 높이고 난 후 연소기 입구로 들어가는 유체의 유동각을 설계 유동각으로 맞추기 위하여 디퓨저(diffuser)의 다음 위치에 안내깃 역할을 하는 베인이 설치될 수 있으며, 이를 디스윌러(desworler)라고 한다.Although not shown, the compressor of the gas turbine may be provided with a vane serving as a guide pin at the next position of the diffuser to increase the flow pressure of the fluid entering the combustor inlet to the design flow angle after increasing the pressure of the fluid And is called a desworler.

상기 연소기(11)에서는 유입된 압축공기를 연료와 혼합, 연소시켜 높은 에너지의 고온, 고압 연소가스를 만들어 내며, 등압 연소과정으로 연소기 및 터빈부품이 견딜 수 있는 내열한도까지 연소가스온도를 높이게 된다.The combustor 11 mixes and combusts the introduced compressed air with the fuel to produce a high-temperature high-temperature and high-pressure combustion gas, and the combustion gas temperature is increased to the heat resistance limit at which the combustor and the turbine component can withstand .

가스터빈의 연소시스템을 구성하는 연소기는 셀 형태로 형성되는 케이싱 내에 다수가 배열될 수 있으며, 연소기는 연료 분사 노즐 등을 포함하는 버너(Burner)와, 연소실을 형성하는 연소기 라이너(Combuster Liner), 그리고 연소기와 터빈의 연결부가 되는 트랜지션 피스(Transition Piece)를 포함하여 구성된다. A plurality of combustors constituting the combustion system of the gas turbine may be arranged in a casing formed in a cell shape. The combustor includes a burner including a fuel injection nozzle and the like, a combustor liner forming a combustion chamber, And a transition piece as a connection part between the combustor and the turbine.

구체적으로, 상기 라이너는 연료노즐에 의해 분사되는 연료가 압축기의 압축공기와 혼합되어 연소되는 연소공간을 제공한다. 이러한 라이너는, 공기와 혼합된 연료가 연소되는 연소공간을 제공하는 화염통과, 화염통을 감싸면서 환형공간을 형성하는 플로우 슬리브를 포함할 수 있다. 또한 라이너의 전단에는 연료노즐이 결합되며, 측벽에는 점화플러그가 결합된다.Specifically, the liner provides a combustion space in which the fuel injected by the fuel nozzle is mixed with the compressed air of the compressor and burned. Such a liner may include a flame passage providing a combustion space in which fuel mixed with air is combusted, and a flow sleeve forming an annular space surrounding the flame tube. A fuel nozzle is coupled to the front end of the liner, and a spark plug is coupled to the side wall.

한편 라이너의 후단에는, 점화플러그에 의해 연소되는 연소가스를 터빈 측으로 보낼 수 있도록 트랜지션피스가 연결된다. On the other hand, a transition piece is connected to the rear end of the liner so that the combustion gas burned by the spark plug can be sent to the turbine side.

상기 트랜지션피스는 연소가스의 높은 온도에 의한 파손이 방지되도록 외벽부가 압축기로부터 공급되는 압축공기에 의해 냉각된다.The transition piece is cooled by the compressed air supplied from the compressor to the outer wall portion so as to prevent breakage by the high temperature of the combustion gas.

이를 위해 상기 트랜지션피스에는 공기를 내부로 분사시킬 수 있도록 냉각을 위한 홀들이 마련되며, 압축공기는 홀들을 통해 내부에 있는 본체를 냉각시킨 후 라이너 측으로 유동된다.To this end, the transition piece is provided with cooling holes for blowing air inward, and the compressed air flows to the liner side after cooling the body inside the holes through the holes.

상기 라이너의 환형공간에는 전술한 트랜지션피스를 냉각시킨 냉각공기가 유동되며, 라이너의 외벽에는 플로우 슬리브의 외부에서 압축공기가 플로우 슬리부에 마련되는 냉각 홀들을 통해 냉각공기로 제공되어 충돌할 수 있다.The cooling air cooled by the transition piece flows through the annular space of the liner. Compressed air is supplied to the outer wall of the liner from the outside of the flow sleeve through the cooling holes provided in the flow slip part, .

한편, 일반적으로 터빈에서는 연소기에서 나온 고온, 고압의 연소가스가 팽창하면서 터빈의 회전날개에 충동, 반동력을 주어 기계적인 에너지로 변환한다.In general, in a turbine, high-temperature and high-pressure combustion gases from a combustor expand and convert impulsive and repulsive forces into rotational energy of a turbine to mechanical energy.

터빈에서 얻은 기계적 에너지는 압축기에서 공기를 압축하는데 필요한 에너지로 공급되며 나머지는 발전기를 구동하는데 이용되어 전력을 생산하게 된다.The mechanical energy obtained from the turbine is supplied to the compressor as the energy required to compress the air and the remainder is used to drive the generator to produce power.

상기 터빈에는 차실 내에 복수의 정익 및 동익이 교대로 배치 형성되어 구성되어 있고, 연소 가스에 의해 동익을 구동시킴으로써 발전기가 연결되는 출력축을 회전 구동시키고 있다. In the turbine, a plurality of stator blades and rotor blades are alternately arranged and formed in the vehicle room, and the rotor is driven by the combustion gas to rotate the output shaft to which the generator is connected.

이를 위해, 상기 터빈 섹션(30)에는 복수의 터빈 로터 디스크가 구비된다. 상기 각각의 터빈 로터 디스크는 기본적으로는 상기 압축기 로터 디스크와 유사한 형태를 갖는다. To this end, the turbine section 30 is provided with a plurality of turbine rotor discs. Each of these turbine rotor disks is basically similar in shape to the compressor rotor disk.

상기 터빈 로터 디스크 역시 이웃한 터빈 로터 디스크와 결합되기 위한 구비한 플랜지를 구비하고, 방사상으로 배치되는 복수 개의 터빈 블레이드(33)(도 3 참조)를 포함한다. 상기 터빈 블레이드(33) 역시 도브테일 방식으로 상기 터빈 로터 디스크에 결합될 수 있다.The turbine rotor disk also includes a plurality of turbine blades 33 (see FIG. 3) having radially disposed flanges for engaging adjacent turbine rotor disks. The turbine blades 33 may also be coupled to the turbine rotor disk in a dovetail fashion.

상기와 같은 구조를 갖는 가스터빈에 있어서, 유입된 공기는 압축기 섹션(12)에서 압축되고, 연소기(11)에서 연소된 후, 터빈 섹션(30)으로 이동되어 터빈을 구동하고, 디퓨저를 통해 대기중으로 배출된다.In the gas turbine having such a structure, the introduced air is compressed in the compressor section 12, burned in the combustor 11, then moved to the turbine section 30 to drive the turbine, Lt; / RTI >

가스터빈의 효율을 증가시키기 위한 방법 중 대표적인 것은 터빈 섹션(30)으로 유입되는 가스의 온도를 높이는 것이나, 이 경우 상기 터빈 섹션(30)의 입구 온도가 증가하게 되는 현상이 발생된다.A typical method for increasing the efficiency of the gas turbine is to increase the temperature of the gas flowing into the turbine section 30, but in this case, the inlet temperature of the turbine section 30 is increased.

또한 터빈 섹션(30)에 구비된 터빈 블레이드(33)에 문제가 발생하게 되고, 상기 터빈 블레이드(33)의 온도가 국부적으로 상승하면서 열응력(thermal Stress)이 발생 되며, 상기 열응력이 장시간 지속되면 크리프(creep) 현상으로 인해 터빈 블레이드(33)의 파괴까지 이어질 수 있다.In addition, a problem arises in the turbine blade 33 provided in the turbine section 30, and the temperature of the turbine blade 33 locally rises to generate a thermal stress, and the thermal stress is maintained for a long time The turbine blades 33 may be broken due to the creep phenomenon.

첨부된 도 2를 참조하면, 본 발명의 제1 실시 예에 의한 가스 터빈 블레이드에 대해 보다 상세하게 설명한다. 참고로 도 3은 본 발명의 제1 실시 예에 의한 가스 터빈 블레이드와 돌기를 도시한 사시도 이고, 도 4 내지 본 발명의 제1 실시 예에 의한 돌기가 허브에서 팁까지 서로 다른 크기로 구성된 상태를 도시한 사시도 이며, 도 5는 본 발명의 제1 실시 예에 의해 돌기의 다른 실시 예를 도시한 사시도 이다.2, the gas turbine blade according to the first embodiment of the present invention will be described in more detail. 3 is a perspective view illustrating a gas turbine blade and a protrusion according to a first embodiment of the present invention. FIG. 4 is a cross-sectional view of the gas turbine blade according to the first embodiment of the present invention. Fig. 5 is a perspective view showing another embodiment of the projection according to the first embodiment of the present invention. Fig.

첨부된 도 2 내지 도 5를 참조하면, 본 발명의 제1 실시 예에 의한 가스 터빈 블레이드는 고온의 핫 가스가 터빈 블레이드(33)의 외주면으로 공급될 때 상기 외주면에 대한 안정적인 냉각이 필요하게 된다. 2 to 5, the gas turbine blade according to the first embodiment of the present invention requires stable cooling of the outer circumferential surface when hot hot gas is supplied to the outer circumferential surface of the turbine blade 33 .

이 경우 본 발명은 터빈 블레이드(33)의 내부로 공급된 냉각 공기를 상기 터빈 블레이드(33)의 외주면으로 공급할 수 있는 막 냉각부(100)를 통해 상기 터빈 블레이드(33)의 표면에 대한 막 냉각을 실시하고자 한다. In this case, according to the present invention, the cooling of the turbine blades 33 is performed through the film cooling unit 100 capable of supplying the cooling air supplied to the outer circumferential surface of the turbine blades 33 to the surface of the turbine blades 33 .

이를 위해 본 발명은 터빈 블레이드(33)의 리딩 엣지(34)에서부터 트레일링 엣지(35)에 이르는 구간에 다수개가 형성된 막 냉각부(100)가 구비된다. 상기 막 냉각부(100)는 냉각 공기가 상기 터빈 블레이드(33)의 내측으로부터 공급된 후에 표면으로 분사되면서 막 냉각을 도모하기 위해 구비된다.To this end, the present invention is provided with a film cooling unit 100 in which a plurality of wind turbine blades 33 are formed in a section from the leading edge 34 to the trailing edge 35 of the turbine blade 33. The film cooling unit 100 is provided to supply cooling air to the surface after being supplied from the inside of the turbine blades 33 and to cool the film.

참고로 상기 출구부(120)는 내부에 서로 마주보는 내측벽(121, 122)이 형성된다.For reference, the outlet portion 120 is formed with inner side walls 121 and 122 facing each other.

상기 냉각채널(110)은 냉각 공기가 유입되도록 터빈 블레이드(33)의 내측에 일단이 연결되고, 타단은 터빈 블레이드(33)의 외측을 향해 연장되며 원형의 단면 형태로 형성되나, 타원 형태로 형성되는 것도 가능할 수 있다.One end of the cooling channel 110 is connected to the inside of the turbine blade 33 so that the cooling air flows into the cooling channel 110 and the other end extends toward the outside of the turbine blade 33 to have a circular sectional shape. May also be possible.

본 실시 예에 의한 출구부(120)는 상기 냉각채널(110)의 후단부에서 확장각(α)을 갖고 폭 방향에서 타원 형태로 연장된다. The outlet 120 according to the present embodiment has an expansion angle? At the rear end of the cooling channel 110 and extends in an elliptic shape in the width direction.

상기 냉각채널(110)은 원형의 실린더 형태로 상기 출구부(120)를 향해 연장되고, 상기 확장각(α)은 15도 이상의 각도가 유지된다.The cooling channel 110 extends in the form of a circular cylinder toward the outlet 120, and the expansion angle? Is maintained at an angle of 15 degrees or more.

상기 확산각은 출구부(120)를 따라 이동하는 냉각 공기가 터빈 블레이드(33)의 표면으로 이동되기 이전에 불필요한 박리 현상의 발생을 억제하고 안정적인 이동을 유도하기 위해 전술한 각도가 유지된다.The above-described angle is maintained in order to suppress the occurrence of unnecessary peeling phenomenon and induce stable movement of the cooling air moving along the outlet portion 120 before the cooling air is moved to the surface of the turbine blade 33.

본 실시 예에 의한 냉각채널(110)은 상기 확장각(α)이 15도 이상 40도 이내의 범위에서 최적의 상태로 냉각 공기의 이동 흐름을 안정적으로 유도하여 막 냉각 효과를 유발할 수 있다.The cooling channel 110 according to the present embodiment can stably induce the flow of the cooling air in an optimal state in the range of the expansion angle?

가스 터빈 블레이드는 가스 터빈에 구비된 터빈 블레이드(33)와, 상기 터빈 블레이드(33)의 내측에서 외측을 향해 연장된 냉각채널(110)과, 냉각 공기가 배출되는 출구부(120)를 갖는 막 냉각부(100) 및 상기 터빈 블레이드(33)의 표면 중 상기 출구부(120)와 마주보며 이격된 위치에 형성된 돌기(200)를 포함한다.The gas turbine blade includes a turbine blade 33 provided in a gas turbine, a cooling channel 110 extending outwardly from the inside of the turbine blade 33, and an outlet 120 through which cooling air is discharged. And a protrusion 200 formed on a surface of the cooling part 100 and the turbine blade 33 at a position spaced away from the outlet part 120.

본 실시 예에 의한 돌기(200)는 출구부(120)의 내측에 위치되지 않고 출구부(120)를 경유한 냉각 공기와의 이동 방향을 표면으로 유도하고, 이와 동시에 냉각을 도모하기 위해 구비된다.The protrusion 200 according to the present embodiment is provided not to be located inside the outlet portion 120 but to guide the moving direction of the cooling air passing through the outlet portion 120 to the surface and simultaneously to cool the outlet .

이를 위해 상기 돌기(200)는 일 예로 상기 출구부(120)의 폭 방향 중앙에 위치된다. 상기 돌기(200)가 출구부(120)의 전방에 위치되는 이유는 냉각 공기가 상기 출구부(120)를 경유하여 도면에 도시된 바와 같이 배출된 후에 박리로 인한 터빈 블레이드(33) 표면과의 밀착력이 약해지는 현상을 예방하기 위해서이다.For this purpose, the protrusion 200 is located at the center of the outlet 120 in the width direction, for example. The reason why the protrusion 200 is located in front of the outlet portion 120 is that the cooling air is discharged to the turbine blade 33 surface due to peeling after being discharged as shown in the drawing via the outlet portion 120 This is to prevent the phenomenon of weak adhesion.

냉각 공기는 터빈 블레이드(33)의 표면을 따라 이동할 때 밀착되어 이동하는 것이 안정적인 냉각 성능 유지에 유리하다. 예를 들면 냉각 공기가 터빈 블레이드(33)의 표면에서 멀어지거나 표면을 따라 이동하지 못할 경우 불필요한 와류가 발생될 수 있다.It is advantageous for stable cooling performance that the cooling air moves in close contact when moving along the surface of the turbine blade 33. For example, unnecessary eddy currents may be generated if the cooling air can not move away from the surface of the turbine blade 33 or move along the surface.

터빈 블레이드(33)는 핫 가스가 유입되는 선단부를 바라보는 리딩 엣지(34)와, 상기 리딩 엣지(34)에서 후단부를 향해 각각 연장된 흡입면(33b)과 압력면(33a)과, 상기 연장된 흡입면(33b)과 압력면(33a)의 단부에 형성된 트레일링 엣지(35)를 포함한다.The turbine blade 33 includes a leading edge 34 facing the leading end of the hot gas and a suction surface 33b and a pressure surface 33a extending toward the trailing end from the leading edge 34, And a trailing edge 35 formed at the end of the pressure surface 33a and the suction surface 33b.

그리고 상기 터빈 블레이드(33)는 상기 리딩 엣지(34)에서 상기 트레일링 엣지(35)를 향해 연장된 굴곡구간(S) 중 임의의 구간에만 상기 돌기(200)가 형성된다.The protrusions 200 are formed only in a predetermined section of the bending section S extending from the leading edge 34 toward the trailing edge 35.

상기 돌기(200)는 터빈 블레이드(33)의 표면에 모두 형성되지 않고 굴곡구간(S)에만 형성되는데, 상기 굴곡구간(S)은 냉각 공기가 터빈 블레이드(33)의 표면으로 분사된 후에 전부 밀착되어 이동되지 못하고 부분적으로 이격되는 구간에 해당된다.The protrusions 200 are not formed on the surface of the turbine blades 33 but are formed only in the bending section S after the cooling air is blown onto the surface of the turbine blades 33 And can not be moved but partially separated.

냉각 공기는 이상적으로 터빈 블레이드(33)의 표면에 밀착되어 상기 리딩 엣지(34)에서부터 상기 트레일링 엣지(35)까지 이동되는 것이 바람직하나 실제로는 상기 굴곡구간(S)에서 이동이 불안정해지는 현상이 발생된다.It is preferable that the cooling air is ideally brought into close contact with the surface of the turbine blade 33 and moved from the leading edge 34 to the trailing edge 35. Actually, however, the phenomenon that the movement becomes unstable in the bending section S .

일 예로 상기 굴곡구간(S)은 상기 리딩 엣지(34)에서 상기 트레일링 엣지(35)에 이르는 구간을 삼등분 했을 때, 상기 리딩 엣지(34)를 기준으로 S/3위치에 해당되는 제1 굴곡구간(S1)과, 상기 제1 굴곡구간(S2)의 단부에서부터 상기 굴곡구간(S)의 2S/3위치에 해당되는 제2 굴곡구간(S2)과, 상기 제2 굴곡구간(S2)의 단부에서부터 상기 트레일링 엣지(45)에 이르는 나머지 구간에 해당되는 제3 굴곡구간(S3)을 포함하고, 상기 돌기(200)는 상기 제2 굴곡구간(S2)에 형성된다.For example, when the section from the leading edge 34 to the trailing edge 35 is tripled, the curved section S may have a first curvature corresponding to the S / 3 position with respect to the leading edge 34, A second bending section S2 corresponding to a 2S / 3 position of the bending section S from an end of the first bending section S2 and a second bending section S2 corresponding to a position of the end of the second bending section S2, And a third bending section S3 corresponding to the remaining section from the trailing edge 45 to the trailing edge 45. The protrusion 200 is formed in the second bending section S2.

상기 제2 굴곡구간(S2)은 압력면(33a)에 해당되는 곳으로 터빈 블레이드(33)의 내측을 향해 유선형으로 라운드진 구간에 해당된다. The second bending section S2 corresponds to the pressure surface 33a and corresponds to a section rounded in a streamline toward the inside of the turbine blade 33. [

본 실시 예에 의한 돌기(200)는 제2 구간(S2)에 형성되어 냉각 공기의 안정적인 이동을 도모하여 터빈 블레이드(33)의 냉각 효율 향상을 도모하고자 한다.The protrusion 200 according to the present embodiment is formed in the second section S2 so as to stably move the cooling air to improve the cooling efficiency of the turbine blade 33. [

돌기(200)는 원형 형태 또는 다각형 형태 또는 반원형 형태 또는 사다리꼴 형태 중의 어느 한 형태로 이루어진다.The protrusions 200 are formed in a circular shape, a polygonal shape, a semicircular shape, or a trapezoidal shape.

돌기(200)는 전술한 형태 이외에도 다른 형태로도 변경 가능하며 냉각 공기와의 열교환 성능이 향상되도록 복합으로 구성되는 것도 가능할 수 있다.The protrusions 200 may be formed in a composite structure so as to improve the heat exchange performance with the cooling air.

예를 들면 원형과 다각형이 복합 배치되거나, 원형과 반원형이 복합 배치되도록 구성되는 것도 가능하며 도면에 도시된 형태로 반드시 한정하지 않는다.For example, a circular shape and a polygonal shape may be disposed in a complex manner, or a circular shape and a semicircular shape may be disposed in a complex arrangement, and the shapes are not necessarily limited to those shown in the drawings.

첨부된 도 4를 참조하면, 본 실시 예에 의한 돌기(200)는 상기 터빈 블레이드(33)의 허브(31)와 팁(32)에 이르는 구간에서 서로 다른 길이로 돌출된다. 실제 터빈 블레이드(200)는 회전시 상기 허브(31)에서 냉각 공기의 이동 속도와 상기 팁(32)에서 냉각 공기의 이동 속도가 상이 해진다.Referring to FIG. 4, the protrusion 200 according to the present embodiment protrudes in different lengths from the hub 31 to the tip 32 of the turbine blade 33. In the actual turbine blade 200, the traveling speed of the cooling air in the hub 31 and the traveling speed of the cooling air in the tip 32 are different from each other.

일 예로 터빈 블레이드(33)가 회전되는 조건에서 표면을 따라 이동하는 냉각 공기의 이동 속도는 허브(31)와 팁(32)에서 각각 상이한데, 상기 허브(31) 보다 상기 팁(32)이 형성된 위치에서의 냉각 공기가 빠르게 이동한다.The moving speed of the cooling air moving along the surface under the condition that the turbine blade 33 is rotated differs in the hub 31 and the tip 32. The tip 32 is formed more than the hub 31 Cooling air at the location moves quickly.

본 실시 예는 이러한 터빈 블레이드(33)의 위치별 차이점을 고려하여 상기 팁(32)에서 상기 허브(31)로 갈수록 돌기(200)의 돌출 길이가 증가되게 구성될 수 있다.The protrusion length of the protrusion 200 may be increased from the tip 32 to the hub 31 in consideration of the difference in position of the turbine blade 33. [

이 경우 돌기(200)는 냉각 공기와의 접촉 면적 증가로 인해 열전달 면적이 증가되어 냉각 효율 향상에 보다 유리해 진다.In this case, the protrusion 200 increases the contact area with the cooling air, thereby increasing the heat transfer area, which is more advantageous for improving the cooling efficiency.

첨부된 도 5를 참조하면, 본 실시 예에 의한 돌기(200)는 상기 출구부(120)에서 일정 간격으로 복수개가 연속 배치된다. 돌기(200)는 서로 간에 이격된 간격을 특별히 한정하지 않으나 이웃한 다른 막 냉각부와의 간격을 고려하여 특정 개수로 배치된다.Referring to FIG. 5, a plurality of protrusions 200 according to the present embodiment are continuously arranged at the outlet 120 at regular intervals. The spacing between the protrusions 200 is not particularly limited, but the protrusions 200 are arranged in a specific number in consideration of the spacing between adjacent protrusions.

돌기(200)는 상기 출구부(120)에서 멀어질수록 돌출 높이가 증가된다. 냉각 공기는 돌기(200)를 경유하면서 이동 방향과 이동 흐름이 변화된다. 냉각 공기가 돌기(200)를 따라 이동하면서 터빈 블레이드(33)의 표면에서 이격되지 않으려면 출구부(120)와 인접된 곳에 위치된 돌기(200)의 높이가 출구부(120)에서 멀어질수록 증가되는 것이 냉각 공기가 박리되지 않고 안정적으로 이동될 수 있다.The protrusion height of the protrusion 200 increases as the protrusion 200 moves away from the outlet portion 120. The movement direction and the movement flow of the cooling air are changed via the protrusion (200). As the cooling air moves along the protrusion 200 and is not spaced apart from the surface of the turbine blade 33, as the height of the protrusion 200 located adjacent to the outlet 120 becomes farther from the outlet 120 The cooling air can be stably moved without being peeled off.

이 경우 냉각 공기는 돌기(200)를 경유하면서 접촉력이 일정하게 유지되면서 제2 구간(S2)을 따라 이동된다.In this case, the cooling air is moved along the second section S2 while the contact force is maintained constant through the protrusion 200. [

첨부된 도 6을 참조하면, 본 실시 예에 의한 돌기(200)에는 상기 출구부(120)를 바라보며 상대면에 개구된 개구 홀(206)이 형성된다. 상기 개구 홀(206)은 냉각 공기 중의 일부가 유입되는 공간을 제공한다.Referring to FIG. 6, the protrusion 200 according to the present embodiment is formed with an opening hole 206, which is open to the mating surface while looking at the outlet 120. The opening hole 206 provides a space through which a part of the cooling air flows.

상기 냉각 공기는 돌기(200)를 경유하면서 이동 방향과 흐름이 변화되지 않고 안정적으로 이동하는 것이 가장 바람직 하다. 이를 위해 상기 개구 홀(206)은 냉각 공기가 직접 내측을 경유하도록 이동 경로를 가이드 하여 이동 방향으로 안정적인 이동을 도모하고 접촉 면적 증가에 따른 열교환 성능을 향상시킬 수있다.It is most preferable that the cooling air stably moves without changing the moving direction and flow while passing through the projection 200. [ For this, the opening hole 206 guides the movement path so that the cooling air directly passes through the inner side, thereby enabling stable movement in the moving direction and improving the heat exchange performance as the contact area increases.

첨부된 도 7을 참조하면, 본 실시 예에 의한 개구 홀(206)은 상기 터빈 블레이드(33)의 표면을 향해 경사지게 연장된다. 상기 개구 홀(206)은 15도 각도 또는 그 이하의 각도에서 경사질 수 있으나 전술한 각도로 반드시 한정하지 않는다.Referring to FIG. 7, the opening hole 206 according to the present embodiment extends obliquely toward the surface of the turbine blade 33. The opening hole 206 may be inclined at an angle of 15 degrees or less, but it is not necessarily limited to the above-described angle.

이와 같이 개구 홀(206)이 형성될 경우 냉각 공기는 터빈 블레이드(33)의 표면을 향해 일부가 이동하고 나머지 일부는 돌기(200)를 경유하여 이동되므로 냉각 공기의 이동 방향이 제2 구간(S2)에서 밀착되게 유지된다.When the opening hole 206 is formed as described above, the cooling air is partially moved toward the surface of the turbine blade 33 and the remaining part is moved via the protrusion 200, so that the moving direction of the cooling air is changed to the second section S2 ).

첨부된 도 8을 참조하면, 본 실시 예에 의한 개구 홀(206)은 상기 터빈 블레이드(33)의 표면을 향해 직경이 감소될 수 있으며, 이 경우 냉각 공기의 이동 속도가 증가되어 터빈 블레이드(33)의 표면으로 분사된다. 8, the opening hole 206 according to the present embodiment may be reduced in diameter toward the surface of the turbine blade 33. In this case, the moving speed of the cooling air is increased, and the turbine blade 33 As shown in Fig.

냉각 공기는 이동 속도가 저하될 경우 터빈 블레이드(33)의 표면에 밀착된 상태로 이동되지 못할 수 있으므로 안정적인 이동을 위해 냉각 공기의 이동 속도는 감소되지 않는 것이 바람직 하다.The cooling air may not move in a state of being closely attached to the surface of the turbine blade 33 when the moving speed is lowered, so that the moving speed of the cooling air is not decreased for stable movement.

첨부된 도 9 내지 도 10을 참조하면, 본 실시 예에 의한 돌기(200)는 상기 출구부(120)에서 제1 이격 거리(L1)로 이격된 곳에 복수개의 단위 돌기로 이루어진 중앙 돌기부(200a)와, 상기 중앙 돌기부(200a)를 기준으로 서로 마주보며 이격되고 상기 출구부(120)에서 외측으로 확장된 확장각(α)과 대응되는 각도로 경사지게 배치된 측면 돌기부(200b)를 포함한다.9 to 10, the protrusion 200 according to the present embodiment includes a central protrusion 200a having a plurality of unit protrusions spaced apart from the outlet 120 by a first distance L1, And side protrusions 200b which are spaced apart from each other with respect to the central protrusion 200a and are inclined at an angle corresponding to the expansion angle? Extended outwardly from the outlet 120. As shown in FIG.

상기 중앙 돌기부(200a)는 출구부(120)를 통과한 냉각 공기가 화살표 방향으로 이동되도록 이동 방향을 a위치로 가이드 된다. 냉각 공기는 터빈 블레이드(33)의 표면에 돌기(200)가 구비된 경우 접촉에 따른 열교환과, 이동 방향이 특정 위치로 보다 용이하게 가이드 된다. The central protrusion 200a is guided to the position a so that the cooling air passing through the outlet 120 moves in the direction of the arrow. The cooling air is more easily guided to the heat exchange and the moving direction of the turbine blade 33 when the protrusion 200 is provided on the surface of the turbine blade 33.

측면 돌기부(200b)는 상기 출구부(120)를 통과한 냉각 공기 중 중앙이 아닌 내측면 위치에서 통과된 냉각 공기가 b, c위치로 이동되도록 가이드 한다.The side surface projection portion 200b guides the cooling air passed through the outlet portion 120 at an inner side position other than the center of the cooling air to be moved to positions b and c.

특히 본 실시 예는 상기 측면 돌기부(200b)에 의해 냉각 공기가 출구부(120)를 통과한 이후에 서로 간에 혼합되는 현상이 감소하고 상기 측면 돌기부(200b)의 배치된 상태를 따라 안정적으로 이동될 수 있다.Particularly, in the present embodiment, the phenomenon that the cooling air is mixed with each other after the cooling air passes through the outlet portion 120 is reduced by the side surface projection portion 200b, and is stably moved along the state of the side surface projection portion 200b .

즉 측면 돌기부(200b)는 냉각 공기와 접촉되면서 이동 방향을 특정 위치로 가이드 하는 역할과, 상기 냉각 공기의 확산 이동되는 범위를 특정 범위로 한정시켜 냉각 공기의 박리 현상을 최소화 하고, 압력 강하로 인한 유동 불안정 현상을 최소화 할 수 있다. That is, the side surface projection part 200b has a function of guiding the moving direction to a specific position while being in contact with the cooling air, and limiting the range of diffusion of the cooling air to a specific range to minimize the peeling phenomenon of the cooling air, The flow instability phenomenon can be minimized.

따라서 냉각 공기는 안정적인 이동과 터빈 블레이드(33)의 표면 냉각을 동시에 도모할 수 있다.Therefore, the cooling air can be stably moved and cooling the surface of the turbine blade 33 simultaneously.

본 실시 예에 의한 중앙 돌기부(200a)와 상기 측면 돌기부(200b) 사이에는 홈부(300)가 형성된다. 상기 홈부(300)는 원형 또는 타원형 중의 어느 하나의 형태로 이루어진다. A groove 300 is formed between the central protrusion 200a and the side protrusion 200b according to the present embodiment. The groove portion 300 has a circular shape or an elliptical shape.

상기 홈부(300)는 냉각 공기 중의 일부가 내측으로 유입된 후에 소정의 시간 동안 회전하다가 외측으로 이동된다. 냉각 공기는 소정 시간 동안 홈부(300)에서 딜레이되면서 열 교환이 이루어진 이후에 터빈 블레이드(33)의 표면으로 이동된다. The groove portion 300 rotates for a predetermined period of time after a part of the cooling air flows inward and then is moved outward. The cooling air is delayed in the groove portion 300 for a predetermined time and is transferred to the surface of the turbine blade 33 after heat exchange is performed.

냉각 공기는 출구부(120)를 통과하여 터빈 블레이드(33)의 표면을 따라 이동하면서 특정 위치에서 부분적으로 발생될 수 있는데, 상기 홈부(300)에 의해 냉각 공기의 저항을 감소시키고 박리로 인한 냉각 공기의 이탈을 예방할 수 있다.The cooling air can be partially generated at a specific position while passing through the outlet portion 120 and along the surface of the turbine blade 33. The recess portion 300 reduces the resistance of the cooling air, It is possible to prevent the escape of air.

따라서 막 냉각부(100)의 내측을 경유하는 냉각 공기의 이동 흐름을 안정화 시킬 수 있고 터빈 블레이드(33)의 냉각 효율을 향상시킬 수 있다.Accordingly, it is possible to stabilize the flow of the cooling air flowing through the inside of the film cooling unit 100 and to improve the cooling efficiency of the turbine blade 33.

상기 홈부(300)는 상기 출구부(120)에서 멀어질수록 깊이가 증가될 수 있다. 홈부(300)의 깊이는 수치적으로 한정하지는 않으나 출구부(120)를 기준으로 전술한 구성으로 이루어진다.The depth of the groove portion 300 may be increased as the distance from the outlet portion 120 increases. The depth of the groove portion 300 is not limited to a numerical value, but has the above-described configuration with respect to the outlet portion 120.

냉각 공기는 홈부(300)를 경유하면서 이동 궤적이 점선의 화살표로 도시된 바와 같이 표면에서 박리되지 않고 밀착된 상태의 이동 흐름이 나타난다.The cooling air flows through the groove portion 300 and a moving flow appears in a state in which the moving locus is in close contact with the surface without being peeled off from the surface as indicated by the dotted arrow.

따라서 냉각 공기는 터빈 블레이드(33)의 표면을 따라 안정적으로 이동된다.Therefore, the cooling air is stably moved along the surface of the turbine blade 33.

본 실시 예에 따른 가스 터빈 블레이드(33)는 표면에 돌기(200)가 구비된 가스터빈을 제공한다. 돌기(200)는 막 냉각부(100)의 내부가 아닌 외측에 구비된다.The gas turbine blade 33 according to the present embodiment provides a gas turbine having a projection 200 on its surface. The protrusions 200 are provided outside the inside of the film cooling unit 100.

본 발명의 제2 실시 예에 의한 가스 터빈 블레이드에 대해 도면을 참조하여 설명한다.A gas turbine blade according to a second embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.

첨부된 도 11 내지 도 12를 참조하면, 본 실시 예는 가스 터빈에 구비된 터빈 블레이드(33)와, 상기 터빈 블레이드(33)의 내측에서 외측을 향해 연장된 냉각채널(110)과, 냉각 공기가 배출되는 출구부(120)를 갖는 막 냉각부(100)와, 상기 출구부(120)의 외측으로 이격된 터빈 블레이드(33)의 표면에 형성된 홈부(3000) 및 상기 터빈 블레이드(33)의 표면 중 상기 출구부(120)와 마주보며 이격된 위치에 형성되고 상기 홈부(3000)를 경유한 냉각 공기를 유도하는 돌기(2000)를 포함한다.Referring to FIGS. 11 to 12, the present embodiment includes a turbine blade 33 provided in a gas turbine, a cooling channel 110 extending outward from the inside of the turbine blade 33, A groove part 3000 formed on a surface of a turbine blade 33 spaced outwardly of the outlet part 120 and a groove part 3000 formed on a surface of the turbine blade 33, And protrusions 2000 formed at positions spaced apart from the outlet 120 and guiding the cooling air passed through the groove 3000.

본 실시 예는 홈부(3000)는 상기 출구부(120)와 상기 돌기(2000) 사이에 위치되며, 상기 돌기(2000)로 이동되는 냉각 공기의 박리 현상을 예방한다.In the present embodiment, the groove portion 3000 is located between the outlet portion 120 and the protrusion 2000, and prevents peeling of the cooling air moving to the protrusion 2000.

그리고 상기 터빈 블레이드(33)는 상기 리딩 엣지(34)에서 상기 트레일링 엣지(35)를 향해 연장된 굴곡구간(S) 중 임의의 구간에만 상기 돌기(2000)가 형성된다.The protrusions 2000 are formed only in a predetermined section of the bending section S extending from the leading edge 34 toward the trailing edge 35.

상기 돌기(2000)는 터빈 블레이드(33)의 표면에 모두 형성되지 않고 굴곡구간(S)에만 형성되는데, 상기 굴곡구간(S)은 냉각 공기가 터빈 블레이드(33)의 표면에 전부 밀착되지 못하고 부분적으로 이격되는 구간에 해당된다.The protrusions 2000 are not formed on the surface of the turbine blades 33 but are formed only in the bending section S such that the cooling air is not completely adhered to the surface of the turbine blades 33, As shown in FIG.

냉각 공기는 이상적으로 터빈 블레이드(33)의 표면에 밀착되어 상기 리딩 엣지(34)에서부터 상기 트레일링 엣지(35)까지 이동되지 못하고 굴곡구간(S)에서 이동이 불안정해지는 현상이 발생된다.The cooling air is ideally brought into close contact with the surface of the turbine blade 33 and can not move from the leading edge 34 to the trailing edge 35 and the movement in the bending section S becomes unstable.

일 예로 상기 굴곡구간(S)은 상기 리딩 엣지(34)에서 상기 트레일링 엣지(35)에 이르는 구간을 삼등분 했을 때, 상기 리딩 엣지(34)를 기준으로 S/3위치에 해당되는 제1 굴곡구간(S1)과, 상기 제1 굴곡구간(S2)의 단부에서부터 상기 굴곡구간(S)의 2S/3위치에 해당되는 제2 굴곡구간(S2)과, 상기 제2 굴곡구간(S2)의 단부에서부터 상기 트레일링 엣지(45)에 이르는 나머지 구간에 해당되는 제3 굴곡구간(S3)을 포함하고, 상기 돌기(2000)는 상기 제2 굴곡구간(S2)에 형성된다.For example, when the section from the leading edge 34 to the trailing edge 35 is tripled, the curved section S may have a first curvature corresponding to the S / 3 position with respect to the leading edge 34, A second bending section S2 corresponding to a 2S / 3 position of the bending section S from an end of the first bending section S2 and a second bending section S2 corresponding to a position of the end of the second bending section S2, And a third bending section S3 corresponding to the remaining section from the trailing edge 45 to the trailing edge 45. The protrusion 2000 is formed in the second bending section S2.

홈부(3000)는 위치에 따라 냉각 공기의 안정적인 이동과 열교환 성능에 영향을 미치는데, 본 실시 예는 냉각 공기가 돌기(2000)로 이동되기 까지 이동 안전성을 향상시킨 실시 예에 해당된다.The groove portion 3000 affects the stable movement of the cooling air and the heat exchange performance depending on the position. The present embodiment corresponds to the embodiment in which the safety of movement is improved until the cooling air is moved to the projection 2000.

특히 냉각 공기는 출구부(120)를 통과한 직후 터빈 블레이드(33)의 표면과 상기 출구부(120)가 개구된 각도 차이에도 불구하고 상기 홈부(3000)에 의해 터빈 블레이드(33)의 표면을 따라 돌기(2000)가 위치된 곳까지 안정적으로 이동된다.Particularly, even though the cooling air passes through the outlet portion 120, the surface of the turbine blade 33 and the surface of the turbine blade 33 are separated by the groove portion 3000, And is thus stably moved to the position where the protrusion 2000 is located.

따라서 본 실시 예에 의한 홈부(3000)는 출구부(120)를 통과한 직후 터빈냉각 블레이드(33)의 표면을 따라 이동하는 공기의 안정적인 이동을 통해 이동 안정성 향상과 터빈 블레이드(33)의 냉각 효율 향상을 도모할 수 있다.Accordingly, the groove portion 3000 according to the present embodiment can improve the stability of movement and the cooling efficiency of the turbine blade 33 through the stable movement of the air moving along the surface of the turbine cooling blade 33 immediately after passing through the outlet portion 120 Improvement can be achieved.

상기 홈부(3000)는 상기 돌기(2000)와 이웃하여 배치되되, 상기 돌기(2000)로 갈수록 깊이가 깊어지게 구성된다. 이와 같이 구성되면 냉각 공기가 돌기(2000)까지 이동될 때 박리로 인한 이탈 현상이 예방되고 이동 안정성이 향상된다.The groove portion 3000 is disposed adjacent to the protrusion 2000 and is configured to be deeper as the protrusion 2000 approaches. With this configuration, when the cooling air is moved to the protrusions 2000, the separation due to peeling is prevented and the stability of movement is improved.

특히 냉각 공기는 출구부(120)에서 멀어질수록 박리 발생이 증가되므로 전술한 바와 같이 홈부(3000)를 구성하여 안정적인 냉각 공기의 이동을 도모할 수 있다.Particularly, as the cooling air moves away from the outlet portion 120, the occurrence of peeling increases, so that the groove portion 3000 can be configured to move the cooling air stably as described above.

상기 돌기(2000)는 상기 냉각 공기의 이동 방향과 반대 방향을 향해 돌출된다. 이 경우 돌기(2000)는 터빈 블레이드(33)의 표면에서 직각으로 돌출되지 않고 45도 이하의 각도로 경사지게 돌출되므로 냉각 공기와의 충돌로 인한 불필요한 와류 발생을 최소화 할 수 있다.The protrusions 2000 protrude in a direction opposite to the direction of movement of the cooling air. In this case, since the protrusion 2000 protrudes obliquely at an angle of 45 degrees or less without protruding perpendicularly from the surface of the turbine blade 33, it is possible to minimize the occurrence of unnecessary vortex due to collision with the cooling air.

냉각 공기는 돌기(2000)와 접촉후 계속해서 이동하므로 저항에 의한 유동 박리를 최소화 하는 것이 안정적인 이동에 유리해지므로 위와 같이 구성한다.Since the cooling air continues to move after coming into contact with the projection 2000, minimizing the flow separation due to the resistance is advantageous for stable movement.

첨부된 도 13을 참조하면, 본 실시 예에 의한 돌기(2000)는 일 방향으로 길게 연장된 타원 형태로 이루어진다. 이 경우 냉각 공기는 상기 돌기(2000)의 표면을 따라 이동될 때 박리로 인한 현상이 최소화 되고, 외주면을 따라 최대한 밀착된 이동 흐름이 나타난다.Referring to FIG. 13, the protrusion 2000 according to the present embodiment has an elliptical shape extending in one direction. In this case, when the cooling air is moved along the surface of the protrusion 2000, the phenomenon due to peeling is minimized, and a maximally close moving flow appears along the outer circumferential surface.

돌기(2000)는 돌출되는 길이는 감소시키고 타원 형태로 형성될 경우 냉각 공기와의 접촉과 동시에 돌기(2000)의 형상에 의해 표면을 따라 이동하는 궤적이 나타난다.When the protrusion 2000 has a reduced length and is formed in an elliptical shape, a locus appears along the surface due to the shape of the protrusion 2000 at the time of contact with the cooling air.

상기 냉각 공기는 돌기(2000)에 의해 이동 방향 변경과 접촉 및 열전달이 동시에 이루어지므로 제2 구간(S2)에서의 안정적인 이동과 냉각을 달성할 수 있다.Since the cooling air is simultaneously changed in the direction of movement, contact, and heat transfer by the protrusions 2000, stable movement and cooling in the second section S2 can be achieved.

일 예로 상기 돌기(200)는 선단부에서 후단부로 갈수록 폭이 감소되는 에어포일 형태로 구성될 수 있으며, 형태에 따른 세부적인 치수는 생략한다.For example, the protrusion 200 may be formed in the form of an airfoil whose width decreases from the tip end to the rear end, and detailed dimensions according to the shape are omitted.

33 : 터빈 블레이드
34 : 리딩 엣지
35 : 트레일링 엣지
100 : 막 냉각부
110 : 냉각채널
120 : 출구부
121, 122 : 측벽
200, 2000 : 돌기
S : 굴곡구간
S1, S2, S3 : 제1~3 굴곡구간
3000 : 홈부33: turbine blade
34: Reading Edge
35: Trailing Edge
100: film cooling unit
110: cooling channel
120:
121, 122: side wall
200, 2000: projection
S: bending section
S1, S2, S3: First to third bending sections
3000: groove

Claims

A turbine blade (33) provided in the gas turbine;
A membrane cooling unit (100) having a cooling channel (110) extending outwardly from the inside of the turbine blade (33) and an outlet (120) through which cooling air is discharged; And
And a projection (200) formed at a position spaced apart from the outlet (120) of the surface of the turbine blade (33).

The method according to claim 1,
The projection (200) is located at a widthwise center of the outlet (120).

The method according to claim 1,
The turbine blade (33) includes a leading edge (34) for observing a leading end where hot gas flows;
A suction surface 33b and a pressure surface 33a extending from the leading edge 201 toward the rear end, respectively;
And a trailing edge (35) formed at the end of the extended suction surface (33b) and the pressure surface (33a)
The turbine blade (33) has the protrusion (200) formed in only a certain section of the bending section (S) extending from the leading edge (34) toward the trailing edge (35).

The method according to claim 1,
The bending section S has a first bending section corresponding to the S / 3 position with respect to the leading edge 34 when the section from the leading edge 34 to the trailing edge 35 is tripled. S1);
A second bending section S2 corresponding to the 2S / 3 position of the bending section S from the end of the first bending section S2;
And a third bending section S3 corresponding to the remaining section from the end of the second bending section S2 to the trailing edge 45,
The projection (200) is formed in the second bending section (S2).

The method according to claim 1,
Wherein the projections (200) protrude at different lengths in a section leading to the hub (31) and the tip (32) of the turbine blade (33).

The method according to claim 1,
The projection (200) has a circular shape, a polygonal shape, a semicircular shape, or a trapezoidal shape.

The method according to claim 1,
Wherein the projections (200) are continuously arranged at a predetermined interval in the outlet portion (120).

The method according to claim 1,
Wherein the protrusion (200) increases in height as the distance from the outlet (120) increases.

The method according to claim 1,
The protrusion (200) has an opening (206) formed in the mating surface and facing the outlet (120).

10. The method of claim 9,
And the opening hole (206) extends obliquely toward the surface of the turbine blade (33).

10. The method of claim 9,
Wherein the opening hole (206) is reduced in diameter toward the surface of the turbine blade (33).

The method according to claim 1,
The protrusion 200 includes a central protrusion 200a having a plurality of unit protrusions spaced apart from the outlet 120 by a first distance L1.
And a side surface protrusion (200b) disposed opposite to the center protrusion (200a) and disposed at an angle corresponding to an expansion angle (?) Extended outward from the outlet (120).

13. The method of claim 12,
A groove (300) is formed between the central protrusion (200a) and the side protrusion (200b).

14. The method of claim 13,
The grooved portion (300) has a circular shape or an elliptic shape.

14. The method of claim 13,
Wherein the groove portion (140) has a depth that increases as the distance from the outlet portion (120) increases.

The gas turbine according to any one of claims 1 to 15, wherein the projection (200) is provided on the surface of the gas turbine blade (33).

A turbine blade (33) provided in the gas turbine;
A membrane cooling unit (100) having a cooling channel (110) extending outwardly from the inside of the turbine blade (33) and an outlet (120) through which cooling air is discharged;
A groove portion 3000 formed on the surface of the turbine blade 33 spaced outside the outlet portion 120; And
And a protrusion (2000) formed on a surface of the turbine blade (33) at a position spaced away from the outlet (120) and guiding cooling air via the groove (3000).

18. The method of claim 17,
The protrusion (200) protrudes in a direction opposite to the direction of movement of the cooling air.

18. The method of claim 17,
The projection (2000) has an oval shape elongated in one direction.

18. The method of claim 17,
Wherein the protrusion (2000) is in the form of an airfoil whose width decreases from the leading end to the trailing end.

18. The method of claim 17,
Wherein the groove (3000) is disposed adjacent to the protrusion (200), and the depth of the groove (3000) is increased toward the protrusion (2000).