KR20190103429A

KR20190103429A - 터빈 동익 및 가스 터빈

Info

Publication number: KR20190103429A
Application number: KR1020197024204A
Authority: KR
Inventors: 다카시 히야마; 가즈야 니시무라; 게이타 다카무라; 스스무 와카조노; 다이고 후지무라
Original assignee: 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤
Priority date: 2017-02-23
Filing date: 2018-02-23
Publication date: 2019-09-04
Also published as: US20200056540A1; JPWO2018155635A1; WO2018155635A1; JP6830999B2; CN110312846B; KR102284235B1; DE112018000960T5; US11215116B2; CN110312846A

Abstract

둘레 방향 일방측을 향하는 부압면(51)과 둘레 방향 타방측을 향하는 압력면(52)이, 전연(53) 및 후연(54)에서 접속되어 있고, 직경 방향으로 연장되는 날개 본체(50)와, 날개 본체(50)의 직경 방향 외측의 단부가 되는 선단에 마련된 슈라우드(60)를 구비하고, 슈라우드(60)는 직경 방향 외측을 향하는 외주면(63), 날개 본체(50)의 전연(53)측을 기점(P1)으로서 둘레 방향 양측으로 연장되는 전단면(64), 날개 본체(50)의 후연(54)측을 기점(P2)으로서 둘레 방향 양측으로 연장되는 후단면(67), 및 둘레 방향 양측에 마련된 콘택트면을 갖는 슈라우드 본체(61)와, 외주면(63)으로부터 돌출되고, 전단면(64)과 후단면(67)에 걸쳐서 연장되는 보강부(90)를 구비한다.

Description

터빈 동익 및 가스 터빈

본 발명은 터빈 동익 및 가스 터빈에 관한 것이다.

본원은 2017년 2월 23일에 출원된 일본 특허 출원 제 2017-031767 호에 대해 우선권을 주장하고, 그 내용을 여기에 원용한다.

예를 들어, 가스 터빈의 터빈 동익으로서, 익 단부(端部)에 슈라우드를 구비한 것이 알려져 있다(예를 들면, 특허문헌 1 참조). 특히 터빈의 최종 단의 장척의 동익에서는, 인접하는 각 터빈 동익의 슈라우드의 콘택트면끼리가 서로 접촉함으로써, 고속 회전시에 발생하는 진동을 억제하고 있다. 또한, 슈라우드의 외주면 상에는, 둘레 방향으로 연장되는 핀이 마련되어 있다. 이에 의해, 터빈을 구동시키는 연소 가스가 케이싱의 내주면과 슈라우드의 외주면 사이에 형성되는 간극으로부터 유출해버리는 것을 억제하고 있다.

일본 특허 공개 제 2005-207294 호 공보

그런데, 최근의 가스 터빈의 고출력화·고성능화에 수반하여, 특히 터빈의 최종 단의 동익의 장익화(長翼化)가 도모되고 있다. 터빈으로부터 배출되는 배기가스의 유속을 가능한 한 감소시켜서 터빈 효율을 올리기 위해서는, 최종 단의 동익의 날개 길이를 늘려서, 접촉 면적을 증대시키는 것이 유효하다.

한편으로, 이러한 장익화가 진행되면, 슈라우드에 작용하는 원심력도 커지기 때문에, 특히 슈라우드의 날개 본체에 대한 뿌리 부착 부분의 응력이 매우 커진다. 이에 대해, 예를 들면, 날개 본체와 슈라우드를 용접할 때의 필릿(fillet)을 크게 함으로써 강성을 높이는 수법이 알려져 있다. 그렇지만, 필릿은 연소 가스의 주유로(主流路)로 장출(張出)되기 때문에, 연소 가스에 의한 일을 방해하여 효율 저하를 초래해버린다.

여기서 특허문헌 1에 기재된 터빈 동익에서는, 슈라우드에 있어서의 콘택트면으로부터 날개 본체의 전연(前緣)까지 도달하는 영역, 및 콘택트면으로부터 날개 본체의 후연(後緣)까지 도달하는 영역에 보강용 리브를 마련하여 응력을 저감하는 구성이 개시되어 있다. 그렇지만 해당 터빈 동익에서는, 보강용 리브의 존재 영역이 충분하지 않고, 발생하는 응력에 적절하게 대응할 수 없다.

본 발명은 이러한 사정에 비추어 이루어진 것이며, 효율 저하를 억제하면서, 슈라우드에 생기는 응력에 저항할 수 있는 터빈 동익 및 가스 터빈을 제공하는 것을 목적으로 한다.

본 발명의 제 1 태양에 따른 터빈 동익은, 둘레 방향 일방측을 향하는 부압(負壓)면과 둘레 방향 타방측을 향하는 압력면이 전연 및 후연에서 접속되어 있고, 직경 방향으로 연장되는 날개 본체와, 해당 날개 본체의 직경 방향 외측의 단부가 되는 선단에 마련된 슈라우드를 구비하고, 상기 슈라우드는 직경 방향 외측을 향하는 외주면, 상기 날개 본체의 전연측을 기점으로 하여 둘레 방향 양측으로 연장되는 전단면, 상기 날개 본체의 후연측을 기점으로 하여 둘레 방향 양측으로 연장되는 후단면, 및 둘레 방향 양측에 마련된 콘택트면을 갖는 슈라우드 본체와, 상기 외주면으로부터 돌출되고, 상기 전단면과 상기 후단면에 걸쳐서 연장되는 보강부를 구비한다.

상기 구성의 터빈 동익에 의하면, 보강부가 슈라우드 본체의 전단면과 후단면에 걸쳐서 형성되어 있다. 따라서, 날개 본체의 전연과 후연 사이의 전역에 걸쳐서 보강부가 존재하게 된다. 이 때문에, 슈라우드의 날개 본체에 대한 뿌리 부착 부분의 전역에서 강성을 확보할 수 있다. 또한, 보강부는 슈라우드의 외주면에 마련되어 있기 때문에, 연소 가스의 주유로에 영향을 주지 않는다.

상기 터빈 동익에서는, 상기 전단면은 상기 전연측의 기점으로부터 둘레 방향 일방측으로 연장되는 제 1 전단면과, 상기 전연측의 기점으로부터 둘레 방향 타방측을 향해 상기 제 1 전단면과 교차하여 연장되는 제 2 전단면을 갖고, 상기 후단면은 상기 후연측의 기점으로부터 둘레 방향 일방측으로 연장되는 제 1 후단면과, 상기 후연측의 기점으로부터 둘레 방향 타방측을 향해 상기 제 1 후단면과 교차하여 연장되는 제 2 후단면을 가지며, 상기 보강부는 상기 제 1 전단면과 상기 제 1 후단면에 걸쳐서 연장되는 제 1 보강용 리브를 갖고 있어도 좋다.

제 1 보강용 리브가 둘레 방향 일방측, 즉, 날개 본체의 부압면측에 형성되어 있기 때문에, 특히 슈라우드에 있어서의 날개 본체의 부압면측의 응력이 커지는 경우는, 해당 응력에 대해서, 제 1 보강용 리브에 의한 강성의 증가에 의해 대응할 수 있다.

상기 터빈 동익에서는, 상기 슈라우드는, 상기 날개 본체의 부압면과 상기 슈라우드 본체의 내주면이 접속되는 부분에 형성되고, 상기 날개 본체의 부압면으로부터 상기 슈라우드 본체의 내주면에 곡면 형상을 이뤄서 연속하여 있는 제 1 필릿부를 구비하고, 상기 제 1 보강용 리브는 상기 슈라우드 본체를 개재하여 상기 제 1 필릿부와 둘레 방향으로 중복하여 배치되어도 좋다.

슈라우드 본체에는, 터빈 동익의 회전에 수반하여 직경 방향 외측에 원심력이 작용하지만, 가스 터빈의 작동 효율 향상을 목적으로 하여 터빈 동익의 장익화가 도모됨에 따라, 슈라우드 본체에 작용하는 원심력도 증대하기 때문에, 그 대책을 실시할 필요가 있다. 종래는, 날개 본체와 슈라우드 본체의 접속 부분에 형성되는 필릿부를 크게 하여 강도를 더하는 등의 대책도 강구되었지만, 필릿부를 크게 하면 슈라우드 내부의 연소 가스 주유로의 단면적을 감소시키게 되어, 터빈 동익의 장익화의 목적을 해치게 되므로 바람직하지 않다.

상기 터빈 동익에는, 날개 본체의 부압면과 상기 슈라우드 본체의 내주면이 접속되는 부분에, 상기 날개 본체의 부압면으로부터 상기 슈라우드 본체의 내주면에 곡면 형상을 이뤄서 연속하여 있는 제 1 필릿부가 형성되고, 상기 제 1 보강용 리브가 슈라우드 본체를 개재하여 상기 제 1 필릿부와 둘레 방향으로 중복하여 있으므로, 터빈 동익의 장익화에 수반하여 슈라우드 본체에 작용하는 원심력이 증대해도, 가스 주유로의 단면적을 감소시키는 일 없이, 슈라우드 본체에 대한 원심력의 영향을 작게 할 수 있다. 즉, 날개 본체의 부압면측의 슈라우드의 강성이 높아지므로, 슈라우드에 있어서의 날개 본체의 부압면측의 응력이 커졌다고 해도, 슈라우드 본체의 변형을 억제할 수 있다.

상기 터빈 동익에서는, 상기 보강부는 상기 제 2 전단면과 상기 제 2 후단면에 걸쳐서 연장되는 제 2 보강용 리브를 더 갖고 있어도 좋다.

제 2 보강용 리브가 둘레 방향 타방측, 즉, 날개 본체의 압력면측에 형성되어 있기 때문에, 특히 슈라우드에 있어서의 날개 본체의 압력면측의 응력이 커지는 경우는, 해당 응력에 대해서, 제 2 보강용 리브에 의한 강성의 증가에 의해 대응할 수 있다. 즉, 날개 본체의 부압면측에 제 1 보강용 리브가 존재하고, 압력면측에 제 2 보강용 리브가 존재하기 때문에, 날개 본체의 양측에 해당 날개 본체의 전연으로부터 후연까지 걸치는 고강성 영역을 형성할 수 있다.

상기 터빈 동익에서는, 상기 전단면은 상기 전연측의 기점으로부터 둘레 방향 일방측으로 연장되는 제 1 전단면과, 상기 전연측의 기점으로부터 둘레 방향 타방측을 향해 상기 제 1 전단면과 교차하여 연장되는 제 2 전단면을 갖고, 상기 후단면은 상기 후연측의 기점으로부터 둘레 방향 일방측으로 연장되는 제 1 후단면과, 상기 후연측의 기점으로부터 둘레 방향 타방측을 향해 상기 제 1 후단면과 교차하여 연장되는 제 2 후단면을 가지며, 상기 보강부는 상기 제 2 전단면과 상기 제 2 후단면에 걸쳐서 연장되는 제 2 보강용 리브를 갖고 있어도 좋다.

상기 터빈 동익에서는, 상기 슈라우드는, 상기 날개 본체의 압력면과 상기 슈라우드 본체의 내주면이 접속되는 부분에 형성되고, 상기 날개 본체의 압력면으로부터 상기 슈라우드 본체의 내주면에 곡면 형상을 이뤄서 연속하여 있는 제 2 필릿부를 구비하고, 상기 제 2 보강용 리브는 상기 슈라우드 본체를 개재하여 상기 제 2 필릿부와 둘레 방향으로 중복하여 배치되어도 좋다.

상기 터빈 동익에는, 날개 본체의 압력면과 상기 슈라우드 본체의 내주면이 접속되는 부분에, 상기 날개 본체의 압력면으로부터 상기 슈라우드 본체의 내주면에 곡면 형상을 이뤄서 연속하여 있는 제 2 필릿부가 형성되고, 상기 제 2 보강용 리브가 슈라우드 본체를 개재하여 제 2 필릿부와 둘레 방향으로 중복하여 있으므로, 터빈 동익의 장익화에 수반하여 슈라우드 본체에 작용하는 원심력이 증대해도, 가스 주유로의 단면적을 감소시키는 일 없이, 슈라우드 본체에 대한 원심력의 영향을 작게 할 수 있다. 즉, 날개 본체의 압력면측의 슈라우드의 강성이 높아지므로, 슈라우드에 있어서의 날개 본체의 압력면측의 응력이 커졌다고 해도, 슈라우드 본체의 변형을 억제할 수 있다.

본 발명의 제 2 태양에 따른 가스 터빈은, 공기를 압축하여 고압 공기를 생성하는 압축기와, 상기 고압 공기를 연소시켜서 연소 가스를 생성하는 연소기와, 복수의 동익이 둘레 방향으로 배열되어 이루어지는 동익단을 복수단 갖고, 상기 연소 가스에 의해서 구동되는 터빈을 구비하고, 복수의 상기 동익단 중 적어도 최종 단의 상기 동익단의 상기 동익이, 상기 어느 하나의 터빈 동익이다.

이에 의해, 터빈의 최종 단에서의 슈라우드의 강성을 높일 수 있다.

본 발명의 터빈 동익 및 가스 터빈에 의하면, 효율 저하를 억제하면서, 슈라우드에 생기는 응력에 저항할 수 있다.

도 1은 제 1 실시형태에 따른 가스 터빈의 모식적인 종단면도이다.
도 2는 제 1 실시형태에 따른 터빈 동익을 직경 방향 외측에서 바라본 도면이다.
도 3은 도 2의 Ⅱ-Ⅱ단면도이다.
도 4는 제 1 실시형태의 변형예에 따른 터빈 동익을 직경 방향 외측에서 바라본 도면이다.
도 5는 제 2 실시형태에 따른 터빈 동익을 직경 방향 외측에서 바라본 도면이다.
도 6은 제 2 실시형태의 변형예에 따른 터빈 동익을 직경 방향 외측에서 바라본 도면이다.
도 7은 제 3 실시형태에 따른 터빈 동익을 직경 방향 외측에서 바라본 도면이다.
도 8은 제 3 실시형태의 변형예에 따른 터빈 동익을 직경 방향 외측에서 바라본 도면이다.

이하, 본 발명에 따른 제 1 실시형태에 대해 도 1 내지 도 3을 참조하여 설명한다.

도 1에 도시되는 바와 같이, 본 실시형태에 따른 가스 터빈(1)은 고압 공기를 생성하는 압축기(10)와, 고압 공기에 연료를 혼합하여 연소시킴으로써 연소 가스를 생성하는 연소기(20)와, 연소 가스에 의해서 구동되는 터빈(30)을 구비하고 있다.

압축기(10)는 축선(O) 주위로 회전하는 압축기 로터(11)와, 압축기 로터(11)를 외주측으로부터 덮는 압축기 케이싱(12)을 갖고 있다. 압축기 로터(11)는 축선(O)을 따라 연장되는 기둥 형상을 이루고 있다. 압축기 로터(11)의 외주면 상에는, 축선(O) 방향으로 간격을 두고 배열된 복수의 압축기 동익단(13)이 마련되어 있다. 각 압축기 동익단(13)은, 압축기 로터(11)의 외주면 상에서 축선(O)의 둘레 방향으로 간격을 두고 배열된 복수의 압축기 동익(14)을 갖고 있다.

압축기 케이싱(12)은 축선(O)을 중심으로 하는 통 형상을 이루고 있다. 압축기 케이싱(12)의 내주면에는, 축선(O) 방향으로 간격을 두고 배열된 복수의 압축기 정익단(15)이 마련되어 있다. 이러한 압축기 정익단(15)은 상기의 압축기 동익단(13)에 대해서, 축선(O) 방향에서 바라볼 때 교대로 배열되어 있다. 각 압축기 정익단(15)은, 압축기 케이싱(12)의 내주면 상에서, 축선(O)의 둘레 방향으로 간격을 두고 배열된 복수의 압축기 정익(16)을 갖고 있다.

연소기(20)는 상기의 압축기 케이싱(12)과, 후술하는 터빈 케이싱(32) 사이에 마련되어 있다. 압축기(10)에서 생성된 고압 공기는, 연소기(20) 내부에서 연료와 혼합되어 예혼합 가스가 된다. 연소기(20) 내에서, 이 예혼합 가스가 연소함으로써 고온 고압의 연소 가스가 생성된다. 연소 가스는 터빈 케이싱(32) 내에 안내되어 터빈(30)을 구동한다.

터빈(30)은 축선(O) 주위로 회전하는 터빈 로터(31)와, 터빈 로터(31)를 외주측으로부터 덮는 터빈 케이싱(32)을 갖고 있다. 터빈 로터(31)는 축선(O)을 따라 연장되는 기둥 형상을 이루고 있다. 터빈 로터(31)의 외주면 상에는, 축선(O) 방향으로 간격을 두고 배열된 복수의 터빈 동익단(33)이 마련되어 있다. 각 터빈 동익단(33)은, 터빈 로터(31)의 외주면 상에서, 축선(O)의 둘레 방향으로 간격을 두고 배열된 복수의 터빈 동익(40, 40A)을 갖고 있다. 이 터빈 로터(31)는 상기의 압축기 로터(11)에 대해서 축선(O) 방향으로 일체로 연결됨으로써, 가스 터빈 로터를 형성한다.

터빈 케이싱(32)은 축선(O)을 중심으로 하는 통 형상을 이루고 있다. 터빈 케이싱(32)의 내주면에는, 축선(O) 방향으로 간격을 두고 배열된 복수의 터빈 정익단(35)이 마련되어 있다. 이러한 터빈 정익단(35)은 상기의 터빈 동익단(33)에 대해서, 축선(O) 방향에서 바라볼 때 교대로 배열되어 있다. 각 터빈 정익단(35)은, 터빈 케이싱(32)의 내주면 상에서, 축선(O)의 둘레 방향으로 간격을 두고 배열된 복수의 터빈 정익(36)을 갖고 있다. 터빈 케이싱(32)은 상기의 압축기 케이싱(12)에 대해서 축선(O) 방향으로 연결됨으로써, 가스 터빈(1) 케이싱을 형성한다. 즉, 상기의 가스 터빈(1) 로터는, 이 가스 터빈(1) 케이싱 내에서, 축선(O) 주위로 일체로 회전 가능하게 되어 있다.

다음에, 복수의 터빈 동익단(33) 중 최종 단의 터빈 동익단(33)에 있어서의 터빈 동익(40A)의 상세 구성에 대해서, 도 2 및 도 3을 참조하여 설명한다. 본 실시형태에서는, 최종 단의 터빈 동익(40A)에만 본 발명을 적용하고 있다.

터빈 동익(40A)은 날개 본체(50), 슈라우드(60) 및 보강부(90)를 갖고 있다.

날개 본체(50)는 축선(O)의 직경 방향으로 연장되는 블레이드 형상을 이루고 있다. 날개 본체(50)는 부압면(51)과 압력면(52)을 갖고 있다. 부압면(51)은, 축선(O)의 둘레 방향 일방측(터빈 로터(31)의 회전 방향(R) 전방측, 도 2 및 도 3의 좌측)을 향하는 면이며, 둘레 방향 일방측으로 볼록하게 되는 볼록 곡면 형상을 이루고 있다. 압력면(52)은, 축선(O)의 둘레 방향 타방측(터빈 로터(31)의 회전 방향(R) 후방측, 도 2 및 도 3의 우측)을 향하는 면이며, 둘레 방향 일방측으로 오목하게 되는 오목 곡면 형상을 이루고 있다.

부압면(51)과 압력면(52)은, 축선(O) 방향 일방측(연소 가스의 유통 방향 상류측)에서 서로 접속되어 있고, 접속에 의해 형성되는 능선이 직경 방향을 걸쳐서 연장되는 날개 본체(50)의 전연(53)으로 되어 있다. 부압면(51)과 압력면(52)은, 축선(O) 방향 타방측(연소 가스의 유통 방향 하류측)에서 서로 접속되어 있고, 접속에 의해 형성되는 능선이 직경 방향을 걸쳐서 연장되는 날개 본체(50)의 후연(54)으로 되어 있다.

날개 본체(50)의 전연(53)은 후연(54)보다 둘레 방향 일방측에 위치하고 있다.

날개 본체(50)는 직경 방향 외측을 향함에 따라, 전연(53)과 후연(54)의 거리(코드 길이)가 작아지고, 또한, 부압면(51)과 정압면의 거리(익 두께)가 작아지도록 구성되어 있다. 또한, 날개 본체(50)의 내부에는, 냉각 공기가 유통하기 위한 냉각 유로가 형성되어 있다.

슈라우드(60)는 슈라우드 본체(61)와 핀(80)을 갖고 있다.

슈라우드 본체(61)는 날개 본체(50)의 직경 방향 외측이 되는 선단부에, 예를 들면, 용접 등에 의해서 일체로 장착되어 있다. 슈라우드 본체(61)는 축선(O) 방향 및 둘레 방향으로 연장되는 판 형상을 이루고 있고, 날개 본체(50)의 선단부로부터 둘레 방향으로 장출되도록 마련되어 있다.

날개 본체(50)에 있어서의 직경 방향 내측을 향하는 내주면(62)은, 둘레 방향의 중앙부에서 날개 본체(50)의 선단부에 고정되어 있다. 날개 본체(50)의 부압면(51)과 슈라우드 본체(61)의 내주면(62)이 접속하는 부분에는 제 1 필릿부(F1)가 형성되고, 날개 본체(50)의 압력면(52)과 슈라우드 본체(61)의 내주면(62)이 접속하는 부분에는 제 2 필릿부(F2)가 형성되어 있다.

제 1 필릿부(F1)는, 터빈 로터(31)의 직경 방향에 평행한 단면 형상에 있어서는 날개 본체(50)의 부압면(51)과 슈라우드 본체(61)의 내주면(62) 사이를 매끄럽게 연결하는 호를 그리도록 곡면 형상을 이루고, 날개 본체(50)의 부압면(51) 및 슈라우드 본체(61)의 내주면(62)을 따라 날개 본체(50)의 익현 방향으로 늘어서 있다. 제 2 필릿부(F2)는, 터빈 로터(31)의 직경 방향에 평행한 단면 형상에 있어서는 날개 본체(50)의 압력면(52)과 슈라우드 본체(61)의 내주면(62) 사이를 매끄럽게 연결하는 호를 그리도록 곡면 형상을 이루고(도 3 참조), 날개 본체(50)의 압력면(52) 및 슈라우드 본체(61)의 내주면(62)을 따라 날개 본체(50)의 익현 방향으로 늘어서 있다.

제 1, 제 2 필릿부(F1, F2)는 예를 들면, 날개 본체(50)와 슈라우드 본체(61)를 용접할 때의 용접부(비드)에 의해서 형성되어 있다.

슈라우드 본체(61)의 직경 방향 외측을 향하는 외주면(63)은, 날개 본체(50)의 부압면(51)측 및 압력면(52)측으로 장출되는 것 같은 형상을 이루고 있다. 즉, 슈라우드 본체(61)의 외주면(63)은, 직경 방향에서 바라볼 때 슈라우드 본체(61)의 내주면(62)과 같은 형상을 이루고 있다.

이러한 슈라우드 본체(61)의 내주면(62)과 외주면(63)은, 전단면(64), 후단면(67), 제 1 측단면(70) 및 제 2 측단면(74)에 의해서 직경 방향으로 접속되어 있다.

전단면(64)은 슈라우드 본체(61)의 축선(O) 방향 일방측(축선(O) 방향의 상류측)을 형성하는 단면이다. 전단면(64)은 연소 가스의 상류측을 향해, 둘레 방향으로 연장되어 있다. 전단면(64)은 날개 본체(50)의 전연(53)측에 형성되어 있고, 일부가 전연(53)보다 더 상류측에 위치하고 있다.

전단면(64)은 제 1 전단면(65)과 제 2 전단면(66)을 갖고 있다.

제 1 전단면(65)은 날개 본체(50)의 전연(53)보다 더 상류측의 위치를 기점(P1)으로서, 둘레 방향 일방측을 향해 연장되어 있다. 제 1 전단면(65)은 상기 기점(P1)으로부터 둘레 방향 일방측을 향함에 따라 연소 가스의 하류측에 향해 점차 연장되어 있다. 제 1 전단면(65)의 둘레 방향 일방측 또한 하류측의 단부는, 날개 본체(50)의 전연(53)보다 하류측, 또한, 날개 본체(50)의 후연(54)보다 상류측에 위치하고 있다.

제 2 전단면(66)은 제 1 전단면(65)의 기점(P1)과 같은 위치를 기점으로 하여, 둘레 방향 타방측을 향해 연장되어 있다. 제 2 전단면(66)은 상기 기점(P1)으로부터 둘레 방향 타방측을 향함에 따라 점차 연소 가스의 하류측을 향해 연장되어 있다. 제 2 전단면(66)의 둘레 방향 타방측 또한 하류측의 단부는, 날개 본체(50)의 전연(53)보다 하류측, 또한, 날개 본체(50)의 후연(54)보다 상류측에 위치하고 있다. 제 1 전단면(65)과 제 2 전단면(66)은 기점(P1)에서 교차하여 능선을 형성하고 있다.

본 실시형태에서는, 제 1 전단면(65)보다 제 2 전단면(66)쪽이 둘레 방향의 치수가 크게 형성되어 있다. 즉, 직경 방향에서 바라볼 때의 길이는, 제 1 전단면(65)보다 제 2 전단면(66)쪽이 길다.

후단면(67)은 슈라우드 본체(61)의 축선(O) 방향 타방측(축선(O) 방향의 하류측)을 형성하는 단면이다. 후단면(67)은 연소 가스의 하류측을 향해, 둘레 방향으로 연장되어 있다. 후단면(67)은 날개 본체(50)의 후연(54)측에 형성되어 있고, 일부가 후연(54)보다 더 하류측에 위치하고 있다.

후단면(67)은 제 1 후단면(68)과 제 2 후단면(69)을 갖고 있다.

제 1 후단면(68)은 날개 본체(50)의 후연(54)보다 더 하류측의 위치를 기점(P2)으로서, 둘레 방향 일방측을 향해 연장되어 있다. 제 1 후단면(68)은 상기 기점(P2)으로부터 둘레 방향 일방측에 향함에 따라 점차 연소 가스의 상류측을 향해 연장되어 있다. 제 1 후단단면의 둘레 방향 일방측 또한 상류측의 단부는, 날개 본체(50)의 후연(54)보다 상류측, 또한, 날개 본체(50)의 전연(53)보다 하류측에 위치하고 있다.

제 2 후단면(69)은 제 1 후단면(68)의 기점(P2)과 같은 위치를 기점(P2)으로서, 둘레 방향 타방측에 향해 연장되어 있다. 제 2 후단면(69)은 상기 기점(P2)으로부터 둘레 방향 타방측을 향함에 따라 점차 연소 가스의 상류측에 향해 연장되어 있다. 제 2 후단면(69)의 둘레 방향 타방측 또한 상류측의 단부는, 날개 본체(50)의 후연(54)보다 상류측, 또한, 날개 본체(50)의 전연(53)보다 하류측에 위치하고 있다. 제 1 후단면(68)과 제 2 후단면(69)은 기점(P2)에서 교차하여 능선을 형성하고 있다.

본 실시형태에서는, 제 2 후단면(69)보다 제 1 후단면(68)쪽이 둘레 방향의 치수가 크게 형성되어 있다. 즉, 직경 방향에서 바라볼 때의 길이는, 제 2 후단면(69)보다 제 1 후단면(68)쪽이 길다.

제 1 측단면(70)은 슈라우드 본체(61)의 둘레 방향 일방측(회전 방향(R) 전방측)을 형성하는 단면이다. 제 1 측단면(70)은 슈라우드 본체(61)의 내주면(62)과 외주면(63)을 접속하는 동시에, 제 1 전단면(65)과 제 1 후단면(68)을 축선(O) 방향으로 접속하고 있다. 제 1 측단면(70)은 제 1 전측면(71), 제 1 후측면(72) 및 제 1 콘택트면(73)을 갖고 있다.

제 1 전측면(71)은 상류측의 단부가 제 1 전단면(65)에 접속되어 있고, 하류측 또한 둘레 방향 타방측을 향해 연장되어 있다.

제 1 후측면(72)은 하류측의 단부가 제 1 후단면(68)에 접속되어 있고, 상류측 또한 둘레 방향 일방측을 향해 연장되어 있다.

제 1 콘택트면(73)은 제 1 전측면(71)과 제 1 후측면(72)을 접속하여 있다. 제 1 콘택트면(73)은 제 1 전측면(71)과의 접속 개소로부터 하류측 또한 둘레 방향 일방측을 향해 연장되어, 제 1 후측면(72)에 접속되어 있다. 제 1 콘택트면(73)은 직경 방향 내측 또는 외측을 향하도록 경사져 있어도 좋다.

제 2 측단면(74)은 슈라우드 본체(61)의 둘레 방향 타방측(회전 방향(R) 후방측)을 형성하는 단면이다. 제 2 측단면(74)은 슈라우드 본체(61)의 내주면(62)과 외주면(63)을 접속하는 동시에, 제 2 전단면(66)과 제 2 후단면(69)을 축선(O) 방향으로 접속하여 있다. 제 2 측단면(74)은 제 2 전측면(75), 제 2 후측면(76) 및 제 2 콘택트면(77)을 갖고 있다.

제 2 전측면(75)은 상류측의 단부가 제 2 전단면(66)에 접속되어 있고, 하류측 또한 둘레 방향 타방측을 향해 연장되어 있다.

제 2 후측면(76)은 하류측의 단부가 제 2 후단면(69)에 접속되어 있고, 상류측 또한 둘레 방향 일방측을 향해 연장되어 있다.

제 2 콘택트면(77)은 제 2 전측면(75)과 제 2 후측면(76)을 접속하여 있다. 제 2 콘택트면(77)은 제 2 전측면(75)과의 접속 개소로부터 하류측 또한 둘레 방향 일방측을 향해 연장되어, 제 2 후측면(76)에 접속되어 있다. 제 2 콘택트면(77)은 직경 방향 외측 또는 내측을 향하도록 경사져 있어도 좋다.

복수의 터빈 동익(40A)에 의해서 터빈 동익단(33)이 구성되었을 때에는, 서로 이웃하는 터빈 동익(40A)의 제 1 콘택트면(73), 제 2 콘택트면(77)끼리가 접촉한다. 이에 의해, 동익단 전체로서의 강성이 확보되고 있다.

핀(80)은 슈라우드 본체(61)의 외주면(63)으로부터 돌출되고, 둘레 방향으로 연장되어 있다. 핀(80)은 슈라우드 본체(61)의 제 1 측단면(70)과 제 2 측단면(74)에 걸쳐서 연장되어 있다. 핀(80)은 슈라우드 본체(61)의 제 1 전측면(71)과 제 1 콘택트면(73)의 경계로부터, 제 2 전측면(75)과 제 2 콘택트면(77)의 경계에 걸쳐서 둘레 방향으로 연장되어 있다.

보강부(90)는 슈라우드(60)의 외주면(63)으로부터 돌출하도록 마련되어 있고, 전단면(64)과 후단면(67)에 걸쳐서 연장되어 있다. 보강부(90)는 제 1 보강용 리브(91)와 제 2 보강용 리브(92)를 갖는다.

제 1 보강용 리브(91)는 제 1 전단면(65)과 제 1 후단면(68)에 걸쳐서 연속적으로 연장되어 있다. 제 1 보강용 리브(91)는 슈라우드 본체(61)의 외주면(63)에 있어서의 날개 본체(50)의 부압면(51)보다 더욱 둘레 방향 일방측에 형성되어 있다. 즉, 제 1 보강용 리브(91)는, 직경 방향에서 바라볼 때에, 부압면(51)이 향하는 회전 방향(R) 전방측에, 해당 부압면(51)과 이격되도록 배치되어 있다. 제 1 보강용 리브(91)는 제 1 전단면(65)으로부터 제 1 후단면(68)을 향함에 따라 둘레 방향 타방측에 향하도록 연장되어 있다. 즉, 제 1 보강용 리브(91)는 날개 본체(50)의 부압면(51)을 따르도록 연장되어 있다.

제 2 보강용 리브(92)는 제 2 전단면(66)과 제 2 후단면(69)에 걸쳐서 연속적으로 연장되어 있다. 제 2 보강용 리브(92)는 슈라우드 본체(61)의 외주면(63)에 있어서의 날개 본체(50)의 압력면(52)보다 더욱 둘레 방향 타방측에 형성되어 있다. 즉, 제 2 보강용 리브(92)는, 직경 방향에서 바라볼 때에, 압력면(52)이 향하는 회전 방향(R) 후방측에, 해당 압력면(52)과 이격되도록 배치되어 있다. 제 2 보강용 리브(92)는 제 2 전단면(66)으로부터 제 2 후단면(69)을 향함에 따라 둘레 방향 타방측에 향하도록 연장되어 있다. 즉, 제 2 보강용 리브(92)는 날개 본체(50)의 압력면(52)을 따르도록 연장되어 있다.

직경 방향에서 바라보았을 때에, 제 1 보강용 리브(91)와 제 2 보강용 리브(92)에 의해서, 날개 본체(50)가 둘레 방향에서 개재되어 있다.

제 1 보강용 리브(91) 및 제 2 보강용 리브(92)의 연장 방향에 직교하는 폭 방향의 치수는 핀(80)의 연장 방향에 직교하는 폭 치수보다 크다.

제 1 보강용 리브(91) 및 제 2 보강용 리브(92)의 높이(직경 방향의 치수)는 핀(80)의 높이보다 낮다.

다음에 상기 구성의 가스 터빈(1) 및 터빈 동익(40A)의 작용 효과에 대해 설명한다.

가스 터빈(1)을 운전함에 있어서는, 우선 외부의 구동원에 의해서 압축기 로터(11)(가스 터빈 로터)를 회전 구동한다. 압축기 로터(11)의 회전에 수반하여 외부의 공기가 순차 압축되어, 고압 공기가 생성된다. 이 고압 공기는, 압축기 케이싱(12) 내부의 공간을 통해서 연소기(20) 내에 공급된다.

연소기(20) 내에서는, 연료 노즐로부터 공급된 연료가 이 고압 공기에 혼합되어 연소하여, 고온 고압의 연소 가스가 생성된다. 연소 가스는 터빈 케이싱(32) 내부의 공간을 통해서 터빈(30) 내에 공급된다. 터빈(30) 내에서는, 터빈 동익단(33) 및 터빈 정익단(35)에 연소 가스가 순차 충돌함으로써, 터빈 로터(31)(가스 터빈(1) 로터)에 대해서 회전 구동력이 주어진다. 이 회전 에너지는, 축단(軸端)에 연결된 발전기(G) 등의 구동에 이용된다. 그리고, 연소 가스는 최종적으로 최종 단의 터빈 동익(40A)을 거쳐서, 배기 디퓨저를 거쳐서 외부에 배출된다.

여기서, 최종 단의 터빈 동익(40A)은 다른 단의 터빈 동익(40)에 비해 일반적으로 날개 길이가 크다. 그 때문에, 가스 터빈(1)의 운전시에는, 최종 단의 터빈 동익(40A)은 원심력의 영향을 받아서, 특히 슈라우드 본체(61)의 날개 본체(50)에 대한 뿌리 부착 부분에서의 응력이 커지게 된다.

이에 대해, 본 실시형태에서는, 보강부(90)가 슈라우드 본체(61)의 전단면(64)과 후단면(67)에 걸쳐서 형성되어 있다. 따라서, 날개 본체(50)의 전연(53)과 후연(54) 사이의 전역에 걸쳐서 보강부(90)가 존재하게 된다. 이 때문에, 슈라우드(60)의 날개 본체(50)에 대한 뿌리 부착 부분의 전역에서 강성을 확보할 수 있다.

여기서, 슈라우드 본체(61)의 뿌리 부착 부분에서의 강성을 높이기 위해서는, 예를 들면, 슈라우드 본체(61)의 내주면(62)을 보강하는 것이 생각되고, 예를 들면, 필릿부(F1, F2)를 크게 하는 것에 의해 강성을 확보하는 것도 생각된다. 그렇지만 이 경우, 필릿을 크게 하는 것이 연소 가스의 유로를 좁히게 되기 때문에, 터빈(30) 효율을 저하시켜버린다. 본 실시형태에서는, 슈라우드 본체(61)의 외주면(63)에 보강부(90)가 형성되어 있기 때문에, 필릿을 크게 하는 것을 최소에 그칠 수 있다. 이에 의해, 터빈(30) 효율의 저하를 회피하면서, 슈라우드 본체(61)의 강성을 높일 수 있다.

또한, 만일 보강부(90)가 전단면(64)과 후단면(67)에 걸치지 않고 일부에만 존재하고 있는 경우, 전단면(64)과 후단면(67) 사이에 강성이 높은 부분과 낮은 부분이 존재하게 된다. 이러한 경우에는, 슈라우드(60)에 작용하는 원심력이 매우 큰 경우에는, 역시 슈라우드(60)의 뿌리 부착 부분의 강성 확보에는 불충분하다. 해당 뿌리 부착 부분은, 날개 본체(50)의 부압면(51) 및 압력면(52)의 축선(O) 방향 전역에 걸쳐서 존재하기 때문에, 전단면(64)과 후단면(67)에 걸쳐서 보강부(90)를 마련함으로써, 비로소 충분한 강성을 확보할 수 있다.

게다가, 본 실시형태에서는, 제 1 보강용 리브(91)가 제 1 전단면(65)과 제 1 후단면(68)에 걸쳐서 형성되어 있고, 즉, 날개 본체(50)의 부압면(51)측에 형성되어 있다. 이에 의해, 부압면(51)측에 있어서의 슈라우드 본체(61)의 날개 본체(50)에 대한 뿌리 부착 부분의 강성을 적절히 확보할 수 있다.

게다가, 제 2 보강용 리브(92)가 제 2 전단면(66)과 제 2 후단면(69)에 걸쳐서 형성되어 있고, 즉, 날개 본체(50)의 압력면(52)측에 형성되어 있다. 이에 의해, 압력면(52)측에 있어서의 슈라우드 본체(61)의 날개 본체(50)에 대한 뿌리 부착 부분의 강성을 적절하게 확보할 수 있다.

따라서, 본 실시형태에 의하면, 날개 본체(50)의 부압면(51)측 및 압력면(52)측에서의 슈라우드 본체(61)의 뿌리 부착 부분의 쌍방에 대해서, 강성을 균형있게 확보할 수 있기 때문에, 슈라우드 본체(61)가 날개 본체(50)에 대해서 젖혀오르도록 변형해버리는 것을 효과적으로 억제할 수 있다.

게다가, 제 1 실시형태의 변형예에 대해 도 4를 참조하여 설명한다. 도 4에 도시하는 터빈 동익(40Aa)은 제 1 실시형태의 터빈 동익(40A)과 동일하게 최종 단의 동익이다. 이 터빈 동익(40Aa)을, 터빈 로터의 직경 방향에 대해서 평행하게 단면에서 바라보면, 제 1 보강용 리브(91)는 제 1 필릿부(F1)와, 슈라우드 본체(61)를 개재하여 터빈 로터(13)의 둘레 방향(회전 방향(R))으로 중복하는 위치에 형성되어 있다(중복 부분(L1)). 제 2 보강용 리브(92)는 제 2 필릿부(F2)와, 슈라우드 본체(61)를 개재하여 터빈 로터(13)의 둘레 방향(회전 방향(R))으로 중복하는 위치에 형성되어 있다(중복 부분(L2)).

슈라우드 본체(61)에는, 터빈 동익(40)의 회전에 수반하여 직경 방향 외측에 원심력이 작용하지만, 가스 터빈(1)의 작동 효율 향상을 목적으로 하여 터빈 동익(40)의 장익화가 도모됨에 수반하여, 슈라우드 본체(61)에 작용하는 원심력도 증대하기 때문에, 그 대책을 실시할 필요가 있다. 본 변형예에서는, 제 1 보강용 리브(91)가 날개 본체(50)의 부압면(51)과 슈라우드 본체(61)의 내주면(62)이 접속되는 부분에 형성된 제 1 필릿부(F1)와, 슈라우드 본체(62)를 개재하여 둘레 방향으로 중복하여 있으므로, 제 1 보강용 리브(91)가 형성된 부분과 날개 본체(50)의 부압면(51) 사이의 슈라우드 본체(61)에는, 다른 부분보다 높은 강성이 부여되어 있다.

게다가, 제 2 보강용 리브(92)도, 날개 본체(50)의 압력면(52)과 슈라우드 본체(61)의 내주면(62)이 접속되는 부분에 형성된 제 2 필릿부(F2)와, 슈라우드 본체(61)를 개재하여 둘레 방향으로 중복하여 있으므로, 제 2 보강용 리브(92)가 형성된 부분과 날개 본체(50)의 압력면(52) 사이의 슈라우드 본체(61)에도, 다른 부분보다 높은 강성이 부여되어 있다.

따라서, 본 변형예에 의하면, 제 1 보강용 리브(91) 및 제 2 보강용 리브(92)가 형성된 부분의 슈라우드 본체(61)에 터빈 로터(31)의 회전에 의해서 작용하는 원심력이 증대해도, 그 원심력에 의해 슈라우드 본체(61)에 휨 등의 변형이 생기는 것을 억제할 수 있다.

다음에, 본 발명의 제 2 실시형태에 대해 도 5를 참조하여 설명한다. 제 2 실시형태에서는, 제 1 실시형태와 동일한 구성요소에는 동일한 부호를 부여하여 상세한 설명을 생략한다.

도 5에 도시되는 터빈 동익(40B)은, 제 1 실시형태의 터빈 동익(40A)과 동일하게 최종 단의 동익이지만, 보강부(90)로서 제 1 보강용 리브(91)만을 구비하여 있고, 제 1 실시형태의 제 2 보강용 리브(92)를 구비하지 않는다.

터빈 동익(40B)의 구조에 의하면, 특히 날개 본체(50)의 부압면(51)측에서만, 슈라우드 본체(61)의 뿌리 부착 부분에 응력이 커지는 경우가 있다. 이러한 경우에는, 제 1 보강용 리브(91)만을 마련함으로써, 해당 응력에 적절하게 대응할 수 있다. 또한, 제 2 보강용 리브(92)를 마련하는 경우에 비해, 슈라우드(60) 자체의 중량이 작아지기 때문에, 원심력의 영향을 억제할 수 있다.

게다가, 제 2 실시형태의 변형예에 대해 도 6을 참조하여 설명한다.

도 6에 도시하는 터빈 동익(40Ba)도, 제 2 실시형태의 터빈 동익(40B)과 동일하게 최종 단의 동익이다. 이 터빈 동익(40Ba)에는, 날개 본체(50)의 부압면(51)과 슈라우드 본체(61)의 내주면(62)이 접속되는 부분에, 제 1 실시형태의 변형예와 동일한 구조의 제 1 필릿부(F1)가 마련되어 있다. 제 1 필릿부(F1)는 슈라우드 본체(61)를 개재하여 제 1 보강용 리브(91)와 중복하여 있다(중복 부분(L1)). 또한, 터빈 동익(40Ba)에는 제 2 보강용 리브(92)는 마련되지 않는다.

본 변형예에 의하면, 제 1 보강용 리브(91)가, 슈라우드 본체(62)를 개재하여 제 1 필릿부(F1)와 둘레 방향으로 중복하여 있으므로, 제 1 보강용 리브(91)가 형성된 부분과 날개 본체(50)의 부압면(51) 사이의 슈라우드 본체(61)에는, 다른 부분보다 높은 강성이 부여되어 있다. 이에 의해, 동익의 장익화에 수반하여 제 1 보강용 리브(91)가 형성된 부분의 슈라우드 본체(61)에 터빈 로터(31)의 회전에 의해서 작용하는 원심력이 증대해도, 그 원심력에 의해 슈라우드 본체(61)에 휨 등의 변형이 생기는 것을 억제할 수 있다.

다음에, 본 발명의 제 3 실시형태에 대해 도 7을 참조하여 설명한다. 제 3 실시형태에서는, 제 1 실시형태와 동일한 구성요소에는 동일한 부호를 부여하여 상세한 설명을 생략한다.

도 7에 도시되는 터빈 동익(40C)은 제 1 실시형태의 터빈 동익(40A)과 동일하게 최종 단의 동익이지만, 보강부(90)로서 제 2 보강용 리브(92)만을 구비하여 있고, 제 1 실시형태의 제 1 보강용 리브(91)를 구비하지는 않는다.

터빈 동익(40C)의 구조에 의하면, 특히 날개 본체(50)의 압력면(52)측에서만, 슈라우드 본체(61)의 뿌리 부착 부분에 응력이 커지는 경우가 있다. 이러한 경우에는, 제 2 보강용 리브(92)만을 마련하면 좋다. 이에 의해, 슈라우드 본체(61)의 변형을 억제할 수 있다.

게다가, 제 3 실시형태의 변형예에 대해 도 8을 참조하여 설명한다.

도 8에 도시되는 터빈 동익(40Ca)도, 제 3 실시형태의 터빈 동익(40C)과 동일하게 최종 단의 동익이다. 이 터빈 동익(40Ca)에는, 날개 본체(50)의 압력면(52)과 슈라우드 본체(61)의 내주면(62)이 접속되는 부분에, 제 1 실시형태의 변형예와 동일한 구조의 제 2 필릿부(F2)가 마련되어 있다. 제 2 보강용 리브(92)는 슈라우드 본체(61)를 개재하여 제 2 필릿부(F2)와 중복하여 있다(중복 부분(L2)). 또한, 터빈 동익(40Ca)에는, 제 1 보강용 리브(91)는 마련되지 않는다.

본 변형예에 의하면, 제 2 필릿부(F2)가, 슈라우드 본체(62)를 개재하여 제 2 보강용 리브(92)와 둘레 방향으로 중복하여 있으므로, 제 2 보강용 리브(92)가 형성된 부분과 날개 본체(50)의 압력면(52) 사이의 슈라우드 본체(61)에는, 다른 부분보다 높은 강성이 부여되어 있다. 이에 의해, 동익의 장익화에 수반하여 제 2 보강용 리브(92)가 형성된 부분의 슈라우드 본체(61)에 터빈 로터(31)의 회전에 의해서 작용하는 원심력이 증대해도, 그 원심력에 의해 슈라우드 본체(61)에 휨 등의 변형이 생기는 것을 억제할 수 있다.

이상, 본 발명의 실시형태 및 그 변형예에 대해 설명하였지만, 본 발명은 이에 한정되는 일 없이, 그 발명의 기술적 사상을 일탈하지 않는 범위에서 적절하게 변경 가능하다.

예를 들어, 상기의 각 실시형태에서는, 단일의 핀(80)을 마련한 경우에 대해 설명하였지만, 해당 핀(80)이 복수 마련되어 있어도 좋다.

제 1 보강용 리브(91)는 직경 방향에서 바라보았을 때에, 날개 본체(50)의 부압면(51)을 따라 만곡한 형상을 이루고 있어도 좋다. 제 2 보강용 리브(92)는 직경 방향에서 바라보았을 때에, 날개 본체(50)의 압력면(52)을 따라 만곡한 형상을 이루고 있어도 좋다.

제 1 보강용 리브(91), 제 2 보강용 리브(92)는, 전단면(64)으로부터 후단면(67)을 향함에 따라, 폭 치수(연장 방향에 직교하는 둘레 방향의 치수)가 변화해도 좋다. 예를 들어, 후단면(67)을 향함에 따라 폭 치수가 점차 커져도 좋고, 점차 작아져도 좋다.

제 1 보강용 리브(91), 제 2 보강용 리브(92)는, 전단면(64)으로부터 후단면(67)을 향함에 따라, 폭 치수가 커진 후에 작아져도 좋다. 해당 폭 치수의 변화는 날개 본체(50)의 두께의 치수(부압면(51)과 압력면(52)의 둘레 방향의 거리)에 대응하여 변화해도 좋다.

또한, 폭 치수와 마찬가지로, 제 1 보강용 리브(91) 및 제 2 보강용 리브(92)의 높이(직경 방향의 치수)가 변화해도 좋다.

상기의 각 실시형태 및 그 변형예에서는, 최종 단의 터빈 동익에만 본 발명을 적용하였지만, 최종 단 이외의 다른 터빈 동익에 본 발명을 적용해도 좋다.

본 발명은 터빈 동익 및 가스 터빈에 관한 것이다. 본 발명에 의하면, 효율 저하를 억제하면서, 슈라우드에 생기는 응력에 저항할 수 있다.

1 : 가스 터빈 10 : 압축기
11 : 압축기 로터 12 : 압축기 케이싱
13 : 압축기 동익단 14 : 압축기 동익
15 : 압축기 정익단 16 : 압축기 정익
20 : 연소기 30 : 터빈
31 : 터빈 로터 32 : 터빈 케이싱
33 : 터빈 동익단 35 : 터빈 정익단
36 : 터빈 정익 40 : 터빈 동익
40A, 40Aa, 40B, 40Ba, 40C, 40Ca : 터빈 동익
50 : 날개 본체 51 : 부압면
52 : 압력면 53 : 전연
54 : 후연 60 : 슈라우드
61 : 슈라우드 본체 62 : 내주면
63 : 외주면 64 : 전단면
65 : 제 1 전단면 66 : 제 2 전단면
67 : 후단면 68 : 제 1 후단면
69 : 제 2 후단면 70 : 제 1 측단면
71 : 제 1 전측면 72 : 제 1 후측면
73 : 제 1 콘택트면 74 : 제 2 측단면
75 : 제 2 전측면 76 : 제 2 후측면
77 : 제 2 콘택트면 80 : 핀
90 : 보강부 91 : 제 1 보강용 리브
92 : 제 2 보강용 리브 G : 발전기
F1 : 제 1 필릿부 F2 : 제 2 필릿부
O : 축선 R : 회전 방향
P1, P2 : 기점

Claims

둘레 방향 일방측을 향하는 부압면과 둘레 방향 타방측을 향하는 압력면이 전연 및 후연에서 접속되어 있고, 직경 방향으로 연장되는 날개 본체와,
상기 날개 본체의 직경 방향 외측의 단부가 되는 선단에 마련된 슈라우드를 구비하고,
상기 슈라우드는,
직경 방향 외측을 향하는 외주면, 상기 날개 본체의 전연측을 기점으로 하여 둘레 방향 양측으로 연장되는 전단면, 상기 날개 본체의 후연측을 기점으로 하여 둘레 방향 양측으로 연장되는 후단면, 및 둘레 방향 양측에 마련된 콘택트면을 갖는 슈라우드 본체와,
상기 외주면으로부터 돌출되고, 상기 전단면과 상기 후단면에 걸쳐서 연장되는 보강부를 구비하는
터빈 동익.
제 1 항에 있어서,
상기 전단면은 상기 전연측의 기점으로부터 둘레 방향 일방측으로 연장되는 제 1 전단면과, 상기 전연측의 기점으로부터 둘레 방향 타방측을 향해 상기 제 1 전단면과 교차하여 연장되는 제 2 전단면을 갖고,
상기 후단면은 상기 후연측의 기점으로부터 둘레 방향 일방측으로 연장되는 제 1 후단면과, 상기 후연측의 기점으로부터 둘레 방향 타방측을 향해 상기 제 1 후단면과 교차하여 연장되는 제 2 후단면을 가지며,
상기 보강부는 상기 제 1 전단면과 상기 제 1 후단면에 걸쳐서 연장되는 제 1 보강용 리브를 갖는
터빈 동익.
제 2 항에 있어서,
상기 슈라우드는 상기 날개 본체의 부압면과 상기 슈라우드 본체의 내주면이 접속되는 부분에 형성되고, 상기 날개 본체의 부압면으로부터 상기 슈라우드 본체의 내주면에 곡면 형상을 이뤄서 연속하여 있는 제 1 필릿부를 구비하고,
상기 제 1 보강용 리브는 상기 슈라우드 본체를 개재하여 상기 제 1 필릿부와 둘레 방향으로 중복하여 배치되어 있는
터빈 동익.
제 2 항 또는 제 3 항에 있어서,
상기 보강부는 상기 제 2 전단면과 상기 제 2 후단면에 걸쳐서 연장되는 제 2 보강용 리브를 갖는
터빈 동익.
제 4 항에 있어서,
상기 슈라우드는 상기 날개 본체의 압력면과 상기 슈라우드 본체의 내주면이 접속되는 부분에 형성되고, 상기 날개 본체의 압력면으로부터 상기 슈라우드 본체의 내주면에 곡면 형상을 이뤄서 연속하여 있는 제 2 필릿부를 구비하고,
상기 제 2 보강용 리브는 상기 슈라우드 본체를 개재하여 상기 제 2 필릿부와 둘레 방향으로 중복하여 배치되어 있는
터빈 동익.
제 1 항에 있어서,
상기 전단면은 상기 전연측의 기점으로부터 둘레 방향 일방측으로 연장되는 제 1 전단면과, 상기 전연측의 기점으로부터 둘레 방향 타방측에 향해 상기 제 1 전단면과 교차하여 연장되는 제 2 전단면을 갖고,
상기 후단면은 상기 후연측의 기점으로부터 둘레 방향 일방측으로 연장되는 제 1 후단면과, 상기 후연측의 기점으로부터 둘레 방향 타방측을 향해 상기 제 1 후단면과 교차하여 연장되는 제 2 후단면을 가지며,
상기 보강부는 상기 제 2 전단면과 상기 제 2 후단면에 걸쳐서 연장되는 제 2 보강용 리브를 갖는
터빈 동익.
제 6 항에 있어서,
상기 슈라우드는 상기 날개 본체의 압력면과 상기 슈라우드 본체의 내주면이 접속되는 부분에 형성되고, 상기 날개 본체의 압력면으로부터 상기 슈라우드 본체의 내주면에 곡면 형상을 이뤄서 연속하여 있는 제 2 필릿부를 구비하고,
상기 제 2 보강용 리브는 상기 슈라우드 본체를 개재하여 상기 제 2 필릿부와 둘레 방향으로 중복하여 배치되어 있는
터빈 동익.
공기를 압축하여 고압 공기를 생성하는 압축기와,
상기 고압 공기를 연소시켜서 연소 가스를 생성하는 연소기와,
복수의 동익이 둘레 방향으로 배열되어 이루어지는 동익단을 복수단 갖고, 상기 연소 가스에 의해서 구동되는 터빈을 구비하고,
복수의 상기 동익단 중 적어도 최종 단의 상기 동익단의 상기 동익이, 제 1 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 기재된 터빈 동익인
가스 터빈.