KR20190111120A - 터빈 날개, 터빈 및 터빈 날개의 냉각 방법 - Google Patents

터빈 날개, 터빈 및 터빈 날개의 냉각 방법 Download PDF

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Abstract

복수의 터뷸레이터 중 적어도 하나인 제 1 터뷸레이터(41R)는 내면(40S)으로부터의 돌출 높이가 일정한 제 1 부분(411)과, 일단이 제 1 부분(411)에 접속되며, 흐름방향에 교차하는 방향을 따라서 내면(40S)으로부터의 돌출 높이가 점차 변화하는 제 2 부분(412)을 갖는다. 복수의 터뷸레이터 중 적어도 하나는 제 1 터뷸레이터(41R)이다. 제 1 터뷸레이터(41R)는 흐름방향에 교차하는 방향을 따라서 내면(40S)으로부터의 돌출 높이가 제 1 변화율로 변화하는 제 1 부분(411)과, 일단이 제 1 부분(411)에 접속되는 접속점(PC)을 가지며, 흐름방향에 교차하는 방향을 따라서 내면(40S)으로부터의 돌출 높이가 제 1 변화율보다 큰 제 2 변화율로 변화하는 제 2 부분(412)을 갖는다.

Description

터빈 날개, 터빈 및 터빈 날개의 냉각 방법
본 발명은 터빈 날개, 터빈 및 터빈 날개의 냉각 방법에 관한 것이다.
가스 터빈은 고압 공기를 생성하는 압축기와, 고압 공기에 연료를 혼합하고 연소시켜, 연소 가스를 생성하는 연소기와, 연소 가스에 의해 구동되는 터빈을 구비하고 있다. 이 중, 터빈은 회전하는 로터 본체와, 로터 본체에 마련된 복수의 동익과, 이들 로터 본체 및 동익을 외주측으로부터 덮는 동시에, 내주면을 따라서 복수의 정익이 마련된 케이싱을 갖고 있다. 동익에 연소 가스가 충돌하는 것에 의해 상기 연소 가스의 에너지가 로터 본체의 회전 에너지로 변환된다. 여기에서, 고압측에 위치하는 동익은 고온 고압의 연소 가스에 노출되므로, 상기 동익을 냉각할 필요가 있다. 동익을 냉각하기 위한 기술로서 예를 들면, 특허문헌 1에 기재된 기술이 있다.
특허문헌 1에 기재된 장치에서는, 동익의 내부에 냉각 공기가 유통하기 위한 냉각 유로가 형성되어 있다. 또한, 냉각 유로 내에는 냉각 공기의 흐름방향으로 간격을 두고 배열된 복수의 터뷸레이터가 마련되어 있다. 터뷸레이터는 냉각 유로의 내면에 마련된 돌기이다. 보다 구체적으로는, 터뷸레이터는 날개 단면 형상을 갖는 동익의 내면을 따라서 연장되는 판형상을 이루고 있다.
일본 특허 공개 제 2001-152802 호 공보
터빈 날개는 내부의 냉각 통로에 터뷸레이터를 마련하여, 터뷸레이터에 냉각 공기가 부딪치는 구조로 하는 것에 의해, 냉각 공기의 흐름에 난류가 생긴다. 이에 의해, 동익과 냉각 공기 사이의 열전달 효율을 향상시킬 수 있어서, 동익을 효율적으로 냉각할 수 있다. 여기에서, 터뷸레이터는 냉각 공기가 흐르는 경로에 설치되는 볼록형상이다. 이 때문에, 볼록형상의 터뷸레이터에 강도가 낮은 부분이 생기면, 터빈 날개로서의 내구성이 낮아지는 경우가 있다. 내구성이 낮은 터뷸레이터를 포함하는 구조인 경우, 터뷸레이터에서 냉각을 효율적으로 실행할 수 있었다고 하여도, 터빈 날개로서의 내구성이 낮아져 버린다.
본 발명은 상기 과제를 해결하기 위해서 이루어진 것이며, 강도가 향상된 터빈 날개, 이것을 구비하는 터빈 및 터빈 날개의 냉각 방법을 제공하는 것을 목적으로 한다.
본 발명의 터빈 날개는 내측에 냉각 매체가 흐르는 냉각 유로가 형성된 날개 본체와, 상기 냉각 매체의 흐름방향으로 배열되고, 상기 날개 본체의 내면으로부터 상기 냉각 유로 내로 돌출되며, 또한 상기 흐름방향에 교차하는 방향으로 연장되는 복수의 터뷸레이터를 구비하고, 상기 복수의 터뷸레이터 중 적어도 하나는 제 1 터뷸레이터이며, 상기 제 1 터뷸레이터는 상기 흐름방향에 교차하는 방향을 따라서 상기 내면으로부터의 돌출 높이가 제 1 변화율로 변화하는 제 1 부분과, 일단이 상기 제 1 부분에 접속되는 접속점을 가지며, 상기 흐름방향에 교차하는 방향을 따라서 상기 내면으로부터의 돌출 높이가 상기 제 1 변화율보다 큰 제 2 변화율로 변화하는 제 2 부분을 갖는다.
이 구성에 의하면, 제 2 부분의 내면으로부터의 돌출 높이가 흐름방향을 따라서 점차 변화하고 있으므로, 터뷸레이터에 코너부가 형성되지 않는다. 이에 의해, 터뷸레이터에 있어서의 응력 집중을 저감할 수 있다.
또한, 본 발명의 터빈 날개에서는 상기 제 1 부분의 상기 제 1 변화율이 0이어도 좋다.
이 구성에 의하면, 터뷸레이터에 있어서의 응력 집중을 더욱 저감할 수 있다.
또한, 본 발명의 터빈 날개에서는 상기 제 2 부분은 상기 제 1 부분으로부터 멀어짐에 따라서, 상기 돌출 높이가 감소하여도 좋다.
이 구성에 의하면, 제 2 부분이 제 1 부분으로부터 멀어짐에 따라서 돌출 높이가 감소하는 것에 의해, 터뷸레이터에 있어서의 응력 집중을 보다 저감할 수 있다.
또한, 본 발명의 터빈 날개에서는 상기 제 2 부분은 상기 흐름방향으로 보아, 상기 내면과는 반대측의 단연이 상기 내면에 대해서 정접(正接)하는 원호형상이어도 좋다.
이 구성에 의하면, 터뷸레이터에 있어서의 응력 집중을 더욱 저감할 수 있다.
또한, 본 발명의 터빈 날개에서는 상기 제 1 터뷸레이터는 상기 제 1 부분과 상기 제 2 부분이 곡선형상으로 접속되어 있어도 좋다.
이 구성에 의하면, 제 1 부분과 제 2 부분이 곡선형상으로 접속되어 있으므로, 상기 부분에 코너부가 형성되지 않는다. 이에 의해, 터뷸레이터에 있어서의 응력 집중을 저감할 수 있다.
또한, 본 발명의 터빈 날개에서는 상기 제 1 터뷸레이터는 상기 복수의 터뷸레이터 중, 상기 흐름방향의 가장 한쪽측에 위치하는 상기 터뷸레이터라도 좋다.
여기에서, 복수의 터뷸레이터 중, 흐름방향의 가장 한쪽측, 즉 터빈의 직경방향에 있어서의 가장 내측에 위치하는 터뷸레이터에서는 제조 공정상의 제약으로 인해 노치가 마련되는 경우가 있다. 상기의 구성에 의하면, 터뷸레이터에 코너부를 형성하는 일이 없이, 상기 노치를 형성할 수 있기 때문에, 터뷸레이터에 있어서의 응력 집중을 저감할 수 있는 동시에, 제조 공정상의 제약도 만족시킬 수 있다.
또한, 본 발명의 터빈 날개에서는 상기 복수의 터뷸레이터는 상기 제 1 터뷸레이터 이외의 제 2 터뷸레이터가 상기 내면으로부터의 돌출 높이가 상기 흐름방향에 교차하는 방향에 따라서 일정하여도 좋다.
이 구성에 의하면, 제 2 터뷸레이터에 의해 날개 본체를 충분히 냉각할 수 있다.
또한, 본 발명의 터빈 날개에서는 상기 제 1 터뷸레이터와 상기 제 2 터뷸레이터는 상기 내면측의 단연은 평행이며, 상기 내면으로부터 이격되는 측의 단연은 평행이 아니어도 좋다.
이 구성에 의하면, 제 2 터뷸레이터에 의해 날개 본체를 충분히 냉각할 수 있다.
또한, 본 발명의 터빈 날개에서는 상기 날개 본체는 상기 냉각 유로를 복수의 캐비티로 구획하는 복수의 격벽을 가지며, 상기 복수의 터뷸레이터는 상기 제 1 터뷸레이터 이외의 제 2 터뷸레이터의 양단이 상기 격벽끼리, 상기 격벽과 상기 날개 본체의 전연측의 내면 또는 상기 격벽과 후연측의 내면에 접속하고 있어도 좋다.
이 구성에 의하면, 제 2 터뷸레이터에 의해 날개 본체를 효율적으로 냉각할 수 있다.
또한, 본 발명의 터빈 날개에서는 상기 날개 본체는 상기 냉각 유로를 복수의 캐비티로 구획하는 복수의 격벽을 가지며, 상기 격벽은 상기 제 1 부분에 가까운 제 1 격벽과, 상기 제 2 부분에 가까운 제 2 격벽을 갖고, 상기 제 2 격벽과 상기 제 2 부분의 거리는 상기 제 1 격벽과 상기 접속점의 거리의 반보다 길어도 좋다.
이 구성에 의하면, 제 2 터뷸레이터에 의해 날개 본체를 충분히 냉각할 수 있다.
또한, 본 발명의 터빈 날개에서는 상기 날개 본체는 가스 패스의 반경방향의 면인 가스 패스면을 규정하는 가스 패스면 규정 부재를 가지며, 상기 제 2 부분은 상기 가스 패스면 규정 부재에 근접하고 있어도 좋다.
이 구성에 의하면, 제 2 터뷸레이터에 의해 날개 본체를 충분히 냉각할 수 있다.
또한, 본 발명의 터빈 날개에서는 상기 날개 본체는 상기 제 1 터뷸레이터를 포함하지 않는 다른 냉각 유로를 구비하고, 상기 다른 냉각 유로에 있어서의 상기 터뷸레이터의 적어도 일부는 가스 패스의 반경방향의 면인 가스 패스면보다 직경방향 내측에 위치하여도 좋다.
이 구성에 의하면, 제 2 터뷸레이터에 의해 날개 본체를 충분히 냉각할 수 있다.
또한, 본 발명의 터빈 날개에서는 상기 날개 본체의 적어도 일부에는 상기 냉각 유로와 외면을 연통하는 복수의 냉각 구멍이 형성되고, 상기 제 1 터뷸레이터는 상기 냉각 구멍과 중복되는 위치에 마련된 상기 터뷸레이터라도 좋다.
여기에서, 냉각 구멍과 중복되는 위치에 마련된 터뷸레이터에서는 양자의 간섭을 방지하기 위해, 터뷸레이터에 노치가 마련되는 경우가 있다. 상기의 구성에 의하면, 터뷸레이터에 코너부를 형성하는 일이 없이, 상기 노치를 형성할 수 있기 때문에, 터뷸레이터에 있어서의 응력 집중을 저감할 수 있는 동시에 냉각 구멍에 의한 터빈 날개의 냉각을 실현할 수 있다.
또한, 본 발명의 터빈은 축선 주위로 회전하는 로터 본체와, 상기 로터 본체에 마련된 상기의 터빈 날개와, 상기 로터 본체를 외주측으로부터 덮는 것에 의해 유체 유로를 형성하는 케이싱을 구비하고, 상기 제 1 터뷸레이터는 흐름방향에 교차하는 방향에서 보아, 상기 제 1 부분이 상기 유체 유로와 중복되며, 상기 제 2 부분의 적어도 일부가 상기 유체 유로와 중복되어 있지 않다.
이 구성에 의하면, 터뷸레이터의 제 1 부분만이 유체 유로와 중복되는 위치에 마련된다. 즉, 유체 유로와 중복되기 때문에 적극적인 냉각이 필요하게 되는 부분에는 터뷸레이터의 제 1 부분이 위치하고 있다. 이에 의해, 터뷸레이터에 의한 냉각 효과를 충분히 확보하고, 또한 터뷸레이터에 있어서의 응력 집중을 저감할 수 있다.
또한, 내측에 냉각 매체가 흐르는 냉각 유로가 형성된 날개 본체와, 상기 냉각 매체의 흐름방향으로 배열되고, 상기 날개 본체의 내면으로부터 상기 냉각 유로로 돌출되며, 또한 상기 흐름방향에 교차하는 방향으로 연장되는 복수의 터뷸레이터를 구비하고, 상기 복수의 터뷸레이터 중 적어도 하나는 제 1 터뷸레이터이며, 상기 제 1 터뷸레이터는 상기 흐름방향에 교차하는 방향을 따라서 상기 내면으로부터의 돌출 높이가 제 1 변화율로 변화하는 제 1 부분과, 일단이 상기 제 1 부분에 접속되는 접속점을 가지며, 상기 흐름방향에 교차하는 방향을 따라서 상기 내면으로부터의 돌출 높이가 상기 제 1 변화율보다 큰 제 2 변화율로 변화하는 제 2 부분을 갖는 터빈 날개의 냉각 방법에 있어서, 상기 냉각 유로에 냉각 공기를 흘려, 상기 냉각 공기의 흐름방향을 상기 제 1 터뷸레이터 및 상기 제 1 터뷸레이터 이외의 제 2 터뷸레이터에 의해 변화시키면서, 상기 날개 본체와 상기 냉각 공기로 열교환을 실행하여, 상기 날개 본체를 냉각한다.
이 방법에 의하면, 터빈 날개의 강도를 충분히 향상시키고, 또한 터빈 날개를 효율적으로 냉각할 수 있다.
본 발명에 의하면, 충분한 강도를 갖는 터빈 날개 및 터빈을 제공할 수 있다.
도 1은 본 발명의 각 실시형태에 따른 터빈의 구성을 도시하는 단면도이다
도 2는 본 발명의 제 1 실시형태에 따른 터빈 날개의 구성을 도시하는 단면도이다.
도 3은 본 발명의 제 1 실시형태에 따른 터빈 날개의 구성을 도시하는 다른 단면도이다.
도 4는 본 발명의 제 1 실시형태에 따른 제 1 터뷸레이터의 구성을 도시하는 도면이다.
도 5는 본 발명의 제 1 실시형태에 따른 제 2 터뷸레이터의 구성을 도시하는 도면이다.
도 6은 본 발명의 제 2 실시형태에 따른 터빈 날개의 구성을 도시하는 단면도이다.
[제 1 실시형태]
이하에 첨부 도면을 참조하여, 본 발명의 바람직한 실시형태를 상세하게 설명한다. 또한, 이 실시형태에 의해 본 발명이 한정되는 것은 아니며, 또한 실시형태가 다수 있는 경우에는 각 실시형태를 조합하여 구성하는 것도 포함하는 것이다.
도 1에 도시하는 바와 같이, 본 실시형태에 따른 가스 터빈(100)은 고압 공기를 생성하는 압축기(1)와, 고압 공기에 연료를 혼합하여 연소시키는 것에 의해 연소 가스를 생성하는 연소기(2)와, 연소 가스에 의해 구동되는 터빈(3)을 구비하고 있다.
압축기(1)는 축선(Am) 주위로 회전하는 압축기 로터(11)와, 압축기 로터(11)를 외주측으로부터 덮는 압축기 케이싱(12)을 갖고 있다. 압축기 로터(11)는 축선(Am)을 따라서 연장되는 기둥형상을 이루고 있다. 압축기 로터(11)의 외주면 상에는 축선(Am) 방향으로 간격을 두고 배열된 복수의 압축기 동익단(13)이 마련되어 있다. 각 압축기 동익단(13)은 압축기 로터(11)의 외주면 상에서 축선(Am)의 둘레방향으로 간격을 두고 배열된 복수의 압축기 동익(14)을 갖고 있다.
압축기 케이싱(12)은 축선(Am)을 중심으로 하는 통형상을 이루고 있다. 압축기 케이싱(12)의 내주면에는 축선(Am) 방향으로 간격을 두고 배열된 복수의 압축기 정익단(15)이 마련되어 있다. 이들 압축기 정익단(15)은 상기의 압축기 동익단(13)에 대해서 축선(Am) 방향에서 보아 교대로 배열되어 있다. 각 압축기 정익단(15)은 압축기 케이싱(12)의 내주면 상에서, 축선(Am)의 둘레방향으로 간격을 두고 배열된 복수의 압축기 정익(16)을 갖고 있다.
연소기(2)는 상기의 압축기 케이싱(12)과, 후술하는 터빈 케이싱(32) 사이에 마련되어 있다. 압축기(1)에서 생성된 고압 공기는 연소기(2) 내부에서 연료와 혼합되어 예혼합 가스가 된다. 연소기(2) 내에서 이 예혼합 가스가 연소하는 것에 의해 고온 고압의 연소 가스가 생성된다. 연소 가스는 터빈 케이싱(32) 내로 인도되어 터빈(3)을 구동한다.
터빈(3)은 축선(Am) 주위로 회전하는 터빈 로터(31)와, 터빈 로터(31)를 외주측으로부터 덮는 터빈 케이싱(32)을 갖고 있다. 터빈 로터(31)는 축선(Am)을 따라서 연장되는 기둥형상을 이루고 있다. 터빈 로터(31)의 외주면 상에는 축선(Am) 방향으로 간격을 두고 배열된 복수의 터빈 동익단(33)이 마련되어 있다. 각 터빈 동익단(33)은 터빈 로터(31)의 외주면 상에서, 축선(Am)의 둘레방향으로 간격을 두고 배열된 복수의 터빈 동익(34)(터빈 날개)을 갖고 있다. 이 터빈 로터(31)는 상기의 압축기 로터(11)에 대해서 축선(Am) 방향으로 일체로 연결되는 것에 의해, 가스 터빈 로터(101)를 형성한다.
터빈 케이싱(32)은 축선(Am)을 중심으로 하는 통형상을 이루고 있다. 터빈 케이싱(32)의 내주면에는 축선(Am) 방향으로 간격을 두고 배열된 복수의 터빈 정익단(35)이 마련되어 있다. 이들 터빈 정익단(35)은 상기의 터빈 동익단(33)에 대해서, 축선(Am) 방향으로 보아 교대로 배열되어 있다. 각 터빈 정익단(35)은 터빈 케이싱(32)의 내주면 상에서 축선(Am)의 둘레방향으로 간격을 두고 배열된 복수의 터빈 정익(36)을 갖고 있다. 터빈 케이싱(32)은 상기의 압축기 케이싱(12)에 대해서 축선(Am) 방향으로 연결됨으로써, 가스 터빈 케이싱(102)을 형성한다. 즉, 상기의 가스 터빈 로터(101)는 이 가스 터빈 케이싱(102) 내에서 축선(Am) 주위로 일체로 회전 가능하게 되어 있다. 가스 터빈 케이싱(102)과 가스 터빈 로터(101) 사이에는 축선(Am)을 따라서 연장되는 유체 유로(A)가 형성되어 있다. 이 유체 유로(A)를 따라서, 상술의 압축 공기나 연소 가스 등의 작동 유체가 유통한다. 압축기 동익(14), 터빈 동익(34)의 직경방향 외측의 단부를 포함하는 대부분은 이 유체 유로(A) 내에 노출되어 있다.
이어서, 터빈 동익(34)의 상세한 구성에 대해서 설명한다. 또한, 이하에서는 복수 마련되는 터빈 동익단(33) 중, 상류측으로부터 세어서 2단째 이후의 터빈 동익단(33)에 적용되는 터빈 동익(34)에 대해 설명한다.
터빈 동익(34)은 터빈 로터(31)의 외주면으로부터 축선(Am)의 직경방향을 따라서 연장되어 있다. 터빈 동익(34)은 도 2 및 도 3에 도시하는 바와 같이, 축선(Am)의 직경방향으로 보아 날개 단면 형상을 갖고 있다. 구체적으로는, 터빈 동익(34)은 직경방향으로 연장되는 통형상의 날개 본체(40)와, 날개 본체(40)를 직경방향 내측으로부터 지지하는 가스 패스면 규정 부재로서의 플랫폼(P)을 갖고 있다. 또한, 가스 패스면 규정 부재로서는 플랫폼(P) 외에, 터빈 정익(36)의 내측 슈라우드 또는 외측 슈라우드를 적용할 수 있다. 터빈 동익(34)은 날개 본체(40) 내부가 복수의 캐비티로 구획되어 있다. 터빈 동익(34)은 캐비티의 내부에 복수의 터뷸레이터(41)가 형성되어 있다. 플랫폼(P)은 유체 유로(A)의 직경방향 외측의 면인 가스 패스면(G)을 규정하고 있다.
날개 본체(40)는 축선(Am) 방향 양단부 중, 단면이 곡선형상으로 형성된 전연(40L)이 축선(Am) 방향의 한쪽측인 상류측을 향하고 있다. 날개 본체(40)는 전연(40L)과는 반대측인 후연(40T)이 축선(Am) 방향의 다른쪽측인 하류측을 향하고 있다.
날개 본체(40)는 내부가 4개의 격벽(42, 43, 44, 45)에 의해, 5개의 캐비티로 구획되어 있다. 이후의 설명에서는, 날개 본체(40)의 전연(40L)측으로부터 후연(40T)측을 향하여 순서대로, 제 1 캐비티(C1), 제 2 캐비티(C2), 제 3 캐비티(C3), 제 4 캐비티(C4), 제 5 캐비티(C5)라 하는 경우가 있다. 제 1 캐비티(C1), 제 2 캐비티(C2), 제 3 캐비티(C3), 제 4 캐비티(C4), 제 5 캐비티(C5)에는 압축기(1)로부터 공급된 고압 공기가 냉각 공기로서 유통하고 있다. 즉, 제 1 캐비티(C1), 제 2 캐비티(C2), 제 3 캐비티(C3), 제 4 캐비티(C4), 제 5 캐비티(C5)는 터빈 날개를 냉각하기 위한 냉각 유로(F)로서 기능한다. 또한, 도 3에 도시하는 바와 같이, 제 2 캐비티(C2)는 제 3 캐비티(C3)와 직경방향 외측의 부분에서 연통하고 있다.
냉각 유로(F)의 내벽면, 즉 날개 본체(40)의 내면(40S)에는 복수의 터뷸레이터(41)가 마련되어 있다. 터뷸레이터(41)는 냉각 유로(F) 중에 있어서의 냉각 공기의 흐름방향을 따라서 간격을 두고 배열되어 있다. 각 터뷸레이터(41)는 날개 본체(40)의 내면(40S)으로부터 돌출되며, 또한 상기 냉각 공기의 흐름방향에 교차하는 방향으로 연장되는 판형상이다. 터뷸레이터(41)는 주조에 의해 날개 본체(40)에 대해서 일체로 형성되어 있다. 각 터뷸레이터(41)는 날개 본체(40)의 복측(연소 가스 흐름에 있어서 하류측의 면측)과 배측(연소 가스 흐름에 있어서 상류측의 면측)으로, 교대로 마련되어 있다. 즉, 날개 본체(40)는 가스 터빈의 직경방향(날개의 길이방향)에 있어서, 복측의 터뷸레이터(41)와 배측의 터뷸레이터(41)가 중첩되지 않는다. 내면(40S)은 가스 터빈의 직경방향에 있어서, 날개 본체(40)의 복측에 터뷸레이터(41)가 마련되어 있는 위치에는 배측에 터뷸레이터(41)가 마련되어 있지 않다. 또한, 내면(40S)은 가스 터빈의 직경방향에 있어서, 날개 본체(40)의 배측에 터뷸레이터(41)가 마련되어 있는 위치에는 복측에 터뷸레이터(41)가 마련되어 있지 않다.
복수의 터뷸레이터(41) 중, 직경방향의 가장 내측에 위치하는 내경측 터뷸레이터(제 1 터뷸레이터)(41R)는 다른 터뷸레이터(제 2 터뷸레이터)(41A)와 상이한 형상을 갖고 있다. 도 4는 제 2 캐비티(C2)에 마련된 내경측 터뷸레이터(41R)를 확대하여 도시하고 있다. 또한, 도 4는 내경측 터뷸레이터(41R)가 도면 중의 하측, 터빈 동익의 배측에 마련되어 있는 경우를 도시하고 있다. 또한, 터빈 동익(34)은 터빈 동익의 복측에 내경측 터뷸레이터(41Ra)가 마련되는 경우가 있다. 도 4의 터빈 동익(34)은 내경측 터뷸레이터(41Ra)를 구비하고 있기 때문에 이점 쇄선으로 나타내고 있다. 터빈 동익(34)은 터뷸레이터의 배치 간격, 배치 위치에 의해 내경측 터뷸레이터(41R)와 내경측 터뷸레이터(41Ra) 중 어느 한쪽 또는 양쪽이 마련되는 경우가 있다. 내경측 터뷸레이터(41Ra)는 내경측 터뷸레이터(41R)와 배치 위치가 상이할 뿐, 기본적으로 동일한 구성이다.
도 4에 도시하는 바와 같이, 내경측 터뷸레이터(41R)는 날개 본체(40)의 내면(40S)으로부터의 돌출 높이가 제 1 변화율로 변화하는 제 1 부분(411)과, 돌출 높이가 냉각 공기의 흐름방향에 교차하는 방향을 따라서 제 2 변화율로 변화하는 제 2 부분(412)을 갖고 있다. 제 2 변화율은 제 1 변화율보다 크다. 여기에서, 변화율은 소정 길이에 있어서 돌출 높이가 변화하는 비율이다. 또한, 본 실시형태에서는 제 1 변화율은 0이다. 즉, 제 1 부분(411)에서는 내면(40S)으로부터의 돌출 높이가 일정하다. 또한, 제 1 변화율은 반드시 0이 아니어도 좋으며, 0 이상이어도 좋다. 제 1 부분(411)은 연장방향(냉각 공기의 흐름방향에 교차하는 방향)의 한쪽의 단부가 내면(40S) 중 격벽을 구성하는 부분과 접하고, 다른쪽의 단부가 제 2 부분(412)과 접하고 있다. 또한, 제 1 부분(411)은 내면(40S) 중 전연 또는 후연을 구성하는 부분과 접하고 있어도 좋다. 제 1 부분(411)은 날개 본체(40)의 내면(40S)으로부터의 돌출 높이가 일정하다. 내경측 터뷸레이터(41Ra)도 제 1 부분(411a)과 제 2 부분(412a)을 갖는다.
제 2 부분(412)은 한쪽의 단부가 제 1 부분(411)과 접속점(PC)을 거쳐서 접하고 있다. 제 2 부분(412a)도 한쪽의 단부가 제 1 부분(411a)과 접속점(PCa)을 거쳐서 접하고 있다. 제 2 부분(412)은 연장방향에 있어서, 제 1 부분으로부터 멀어짐에 따라서, 돌출 높이가 서서히 감소한다. 각 캐비티에 마련된 내경측 터뷸레이터(41R)에서는, 제 2 부분(412)은, 축선(Am) 방향의 한쪽측으로부터 다른쪽측을 향함에 따라서, 돌출 높이가 점차 감소 또는 증가하고 있다. 본 실시형태에서는 제 1 캐비티(C1) 및 제 3 캐비티(C3)에 마련된 내경측 터뷸레이터(41R)에서는, 제 2 부분(412)은, 축선(Am) 방향의 한쪽측으로부터 다른쪽측을 향함에 따라서, 돌출 높이가 점차 증가하고 있다. 제 2 캐비티(C2), 제 4 캐비티(C4), 제 5 캐비티(C5)에 마련된 내경측 터뷸레이터(41R)에서는, 제 2 부분(412)은, 축선(Am) 방향의 한쪽측으로부터 다른쪽측을 향함에 따라서 돌출 높이가 점차 감소하고 있다. 또한, 도 4의 예는 제 2 캐비티(C2)에 마련된 내경측 터뷸레이터(41R)의 구성을 도시하고 있다.
제 2 부분(412)은 제 1 부분(411)과 매끄러운 곡선에 의해 연속적으로 접속되어 있다. 즉, 제 2 부분(412)은 제 1 부분(411)측의 단부가 상기 제 1 부분(411)으로부터 이격됨에 따라서, 내면(40S)에 근접하는 방향으로 만곡되어 있다. 또한, 제 2 부분(412)은 후연(40T)측의 단부가 날개 본체(40)의 내면(40S)에 연속하는 곡선에 의해 접속되어 있다. 보다 상세하게는 제 2 부분(412)의 단연(즉, 내면(40S)으로부터 이격되는 측의 단연)은 내면(40S)에 대해서 정접하는 원호형상을 이루고 있다. 즉, 제 2 부분(412)은, 제 1 부분(411)으로부터 격벽(43)측을 향함에 따라서, 내면(40S)에 점차 근접하는 방향으로 만곡된 후, 변곡점(41C)을 경계로 하여 만곡방향이 변하여, 내면(40S)에 정접하는 방향으로 만곡되어 있다. 따라서, 이 내경측 터뷸레이터(41R)에서는 전연(40L)측으로부터 후연(40T)측에 걸쳐서 코너부가 형성되어 있지 않다. 또한, 제 2 부분(412)은 내경측 터뷸레이터(41R)의 축선(Am) 방향에 있어서의 길이를 α로 한 경우, 0.3α 이하인 것이 바람직하며, 보다 바람직하게는 0.1α 이상 0.2α 이하이다. 또한, 제 1 부분(411)에 가까운 격벽(42)을 제 1 격벽(42)으로 하고, 제 2 부분(412)에 가까운 격벽(43)을 제 2 격벽(43)으로 한 경우, 제 2 격벽(43)과 제 2 부분(412)의 접속점(PC)의 거리(L2)는 제 1 격벽(42)과 접속점(PC)의 거리(L1)의 반분보다 길게 설정되어 있다.
내경측 터뷸레이터(41R) 이외의 다른 터뷸레이터(41A)는 연장방향(냉각 공기의 흐름방향에 교차하는 방향)의 양쪽의 단부가 각각, 내면(40S) 중 격벽을 구성하는 부분, 내면(40S) 중 전연 또는 후연을 구성하는 부분과 접하고 있다. 구체적으로는 제 1 캐비티(C1)에 마련된 터뷸레이터(41A)는 날개 본체(40)에 있어서의 전연(40L)측의 내면(40S)과, 격벽(42)을 접속하고 있다. 제 2 캐비티(C2)에 마련된 터뷸레이터(41A)는 격벽(42)과 격벽(43)을 접속하고 있다. 제 3 캐비티(C3)에 마련된 터뷸레이터(41A)는 격벽(43)과 격벽(44)을 접속하고 있다. 제 4 캐비티(C4)에 마련된 터뷸레이터(41A)는 격벽(44)과 격벽(45)을 접속하고 있다. 제 5 캐비티(C5)에 마련된 터뷸레이터(41A)는 격벽(45)과, 후연(40T)측의 내면(40S)을 접속하고 있다.
또한, 본 실시형태의 내경측 터뷸레이터(41R) 이외의 다른 터뷸레이터(41A)는 날개 본체(40)의 내면(40S)으로부터의 돌출 높이가 터뷸레이터(41A)가 연장되는 방향의 전역에 걸쳐서 일정하다. 즉, 터뷸레이터(41A)는 제 1 캐비티(C1), 제 2 캐비티(C2), 제 3 캐비티(C3), 제 4 캐비티(C4), 제 5 캐비티(C5)의 각 구획에 있어서, 터빈 동익(34)의 익현방향에 걸쳐서 일정한 돌출 높이를 갖고 있다. 또한 환언하면, 다른 터뷸레이터(41A)는 날개 본체(40)의 외면(40R)이 연장되는 방향의 전역에 걸쳐서, 내면(S)으로부터의 돌출 높이가 일정하다. 또한, 여기에서 말하는 돌출 높이가 일정하다는 것은 실질적인 일정을 가리키는 것이며 근소한 제조 오차 등이 있어도 좋다. 또한, 다른 터뷸레이터(41A)는 돌출 높이가 실질적으로 일정하면 좋고, 내면의 요철이 변동하기 쉬운 단부에 있어서는 돌출 높이가 변동하여도 좋다. 또한, 내경측 터뷸레이터(41R)와, 다른 터뷸레이터(41A)는 내면(40S)측의 단연은 서로 평행이며, 내면(40S)으로부터 이격되는 측의 단연은 평행은 아니다.
터빈 동익(34)의 직경방향 외측의 단부를 포함하는 대부분은 작동 유체가 유통하는 유체 유로(A) 중에 노출되어 있다. 즉, 가스 패스면(G)보다 직경방향 외측에 위치하고 있다. 또한, 도 3 중에 있어서, 유체 유로(A)는 쇄선보다 축선(Am)의 직경방향 외측의 영역이다. 보다 상세하게는, 냉각 공기의 흐름방향과 교차하는 방향(즉, 축선(Am)의 직경방향)에서 보아, 내경측 터뷸레이터(41R) 중, 제 1 부분(411)만이 유체 유로(A)와 중복되어 있으며, 제 2 부분(412)은 유체 유로(A)보다 직경방향 내측에 위치하고 있다. 또한, 제 2 부분(412)의 변곡점(41C)과 반대측은 플랫폼(P)의 가스 패스면(G)에 근접하고 있다. 또한, 터빈 동익(34)은 제 1 터뷸레이터(41R)를 포함하지 않는 다른 냉각 유로를 구비하여도 좋다. 그 경우, 다른 터뷸레이터(41A)의 적어도 일부는 가스 패스면(G)보다 직경방향 내측에 노출되어도 좋다.
여기에서, 터빈 동익(34)에 터뷸레이터(41)를 구성할 때에는 정밀 주조를 이용하는 것이 일반적이다. 냉각 성능을 확보하는 관점에서는 어느 터뷸레이터(41)도 전연(40L)측으로부터 후연(40T)측에 걸쳐서 연속적으로 형성되어 있는 것이 바람직하다. 그렇지만, 주조를 실행할 때에 이용되는 코어의 형상의 제약으로 인해, 일부의 터뷸레이터(41)는 전연(40L)측으로부터 후연(40T)측에 걸쳐서 연속적으로 형성하는 것이 어려운 경우가 있다. 터뷸레이터(41)를 연속적으로 형성하는 것이 어려운 경우, 종래는 상기 터뷸레이터(41)에 직선적인 코너부(R)를 갖는 노치를 마련하는 것이 일반적이었다(도 4의 쇄선으로 나타내는 부분). 그런데, 이와 같은 코너부를 갖는 노치가 있는 경우, 로터의 고속 회전에 수반하는 원심력에 의해, 상기 코너부(R)에 응력 집중이 생겨 버린다. 이에 의해, 다른 터뷸레이터에 비해, 상기 코너부의 강도가 저하될 가능성이 있다.
한편, 본 실시형태에 따른 터빈 동익(34)에서는 내경측 터뷸레이터(41R)에 있어서의 제 2 부분(412)의 내면(40S)으로부터의 돌출 높이가 흐름방향을 따라서 점차 변화하고 있으므로, 내경측 터뷸레이터(41R)에는 코너부(R)가 형성되지 않는다. 이에 의해, 터뷸레이터(41)에 있어서의 응력 집중을 저감할 수 있다. 즉, 터빈 동익(34)의 설계 강도를 충분히 확보할 수 있다.
또한, 상기의 구성에서는 제 2 부분(412)은 흐름방향에서 보아 내면(40S)에 대해서 정접하는 원호형상이다. 이 구성에 의하면, 내경측 터뷸레이터(41R)에 있어서의 응력 집중을 더욱 저감할 수 있다.
상기의 구성에서는 내경측 터뷸레이터(41R)의 제 1 부분(411)과 제 2 부분(412)이 곡선형상으로 접속되어 있다. 이 구성에 의하면, 제 1 부분(411)과 제 2 부분(412)이 곡선형상으로 접속되어 있으므로, 상기 접속 부분에 코너부가 형성되지 않는다. 이에 의해, 내경측 터뷸레이터(41R)에 있어서의 응력 집중을 저감할 수 있다.
상기의 구성에서는 복수의 터뷸레이터(41) 중, 흐름방향의 가장 한쪽측에 위치하는 터뷸레이터(41)(내경측 터뷸레이터(41R))가 제 1 부분(411) 및 제 2 부분(412)을 갖고 있다.
여기에서, 복수의 터뷸레이터(41) 중, 흐름방향의 가장 한쪽측, 즉 터빈(3)의 직경방향에 있어서의 가장 내측에 위치하는 터뷸레이터(41)에서는, 제조 공정상의 제약으로 인해 노치가 마련되는 경우가 있다. 상기의 구성에 의하면, 터뷸레이터(41)에 코너부를 형성하는 일이 없이, 상기 노치를 형성할 수 있기 때문에, 터뷸레이터(41)에 있어서의 응력 집중을 저감할 수 있는 동시에, 제조 공정 상의 제약도 만족시킬 수 있다.
또한, 상기의 구성에서는 터뷸레이터(41)의 제 1 부분(411)만이 유체 유로(A)와 중복되는 위치에 마련된다. 즉, 유체 유로(A) 중의 작동 유체에 접하기 위해서 적극적인 냉각이 필요하게 되는 부분에는 제 2 부분보다 돌출 높이가 큰 제 1 부분(411)이 위치하고 있다. 이에 의해, 터뷸레이터(41)에 의한 냉각 효과를 충분히 확보하고, 또한 제 2 부분(412)에 의해 터뷸레이터(41)에 있어서의 응력 집중을 저감할 수 있다.
이상, 본 발명의 제 1 실시형태에 대해 도면을 참조하여 설명했다. 또한, 본 발명의 요지를 일탈하지 않는 한, 상기의 구성에 여러 가지 변경을 실시하는 것이 가능하다.
[제 2 실시형태]
본 발명의 제 2 실시형태에 대해서, 도 6을 참조하여 설명한다. 동일한 도면에 도시하는 바와 같이, 본 실시형태에서는 터빈 동익(34)의 날개 본체(40)에 복수의 냉각 구멍(50)이 형성되어 있다. 또한, 복수의 터뷸레이터(41) 중, 복수의 냉각 구멍(50)과 중복되는 위치에 있는 터뷸레이터(41)는 상술의 제 1 부분(411)과, 제 2 부분(412)을 갖고 있다.
구체적으로는, 냉각 구멍(50)은 날개 본체(40)의 내면(40S)과 외면(40R)을 관통하고 있다. 이에 의해, 냉각 유로(F) 내를 유통하는 냉각 공기의 일부는 상기 냉각 구멍(50)을 통하여 내면(40S)측으로부터 외면(40R)측을 향하여 분출된다. 분출된 냉각 공기가 외면(40R)을 따라서 흐르는 것에 의해, 터빈 동익(34)을 외면(40R)측으로부터도 냉각할 수 있다.
여기에서, 냉각 구멍(50)의 위치와 대응하는 내면(40S)측의 위치에도 터뷸레이터(41)가 마련되어 있다. 이 때문에, 터뷸레이터(41)와 냉각 구멍(50)의 간섭을 회피할 필요가 있다. 종래는, 터뷸레이터(41)에 직선적인 코너부를 갖는 노치를 마련하는 것에 의해, 냉각 구멍(50)과의 간섭을 회피하고 있었다. 그런데, 이와 같은 코너부를 갖는 노치가 있는 경우, 로터의 고속 회전에 수반하는 원심력에 의해, 상기 코너부에 응력 집중이 생겨 버린다. 이에 의해, 상기 코너부의 강도가 저하할 가능성이 있다.
한편, 본 실시형태에 따른 터빈 동익(34)에서는 냉각 구멍(50)에 대응하는 위치에 있어서의 터뷸레이터는 상술의 제 1 부분(411)과 제 2 부분(412)을 갖고 있다. 제 2 부분(412)의 내면(40S)으로부터의 돌출 높이가 흐름방향에 교차하는 방향을 따라서 점차 변화하고 있으므로, 터뷸레이터(41)에 코너부가 형성되지 않는다. 이에 의해, 터뷸레이터(41)에 있어서의 응력 집중을 저감할 수 있다. 즉, 터뷸레이터(41)에 있어서의 응력 집중을 저감할 수 있는 동시에, 냉각 구멍(50)에 의한 터빈 동익(34)의 냉각을 실현할 수 있다.
이상, 본 발명의 제 2 실시형태에 대해 도면을 참조하여 설명했다. 또한, 본 발명의 요지를 일탈하지 않는 한, 상기의 구성에 여러 가지가 변경을 실시하는 것이 가능하다. 예를 들면, 상기 제 1 실시형태와 마찬가지로, 제 1 부분(411)과 제 2 부분(412)은 매끄러운 곡선형상으로 접속되어 있어도 좋다. 또한, 제 2 부분(412)의 후연(40T)측의 단부는 날개 본체(40)의 내면(40S)에 연속하는 곡선에 의해 접속되어 있어도 좋다. 보다 상세하게는, 제 2 부분(412)의 단연(즉, 내면(40S)으로부터 이격되는 측의 단연)은 내면에 대해서 정접하는 원호형상을 이루고 있다. 환언하면, 이 터뷸레이터(41)에서는 전연(40L)측으로부터 후연(40T)측에 걸쳐서 코너부가 형성되어 있지 않다.
100: 가스 터빈 1: 압축기
2: 연소기 3: 터빈
11: 압축기 로터 12: 압축기 케이싱
13: 압축기 동익단 14: 압축기 동익
15: 압축기 정익단 16: 압축기 정익
31: 터빈 로터 32: 터빈 케이싱
33: 터빈 동익단 34: 터빈 동익
35: 터빈 정익단 36: 터빈 정익
40: 날개 본체 40L: 전연
40R: 외면 40S: 내면
40T: 후연 41: 터뷸레이터
41R: 내경측 터뷸레이터 42, 43, 44, 45: 격벽
50: 냉각 구멍 411: 제 1 부분
412: 제 2 부분 C1: 제 1 캐비티
C2: 제 2 캐비티 C3: 제 3 캐비티
C4: 제 4 캐비티 C5: 제５ 캐비티
A: 유체 유로 Am: 축선
G: 가스 패스면 P: 플랫폼

Claims (15)

  1. 내측에 냉각 매체가 흐르는 냉각 유로가 형성된 날개 본체와,
    상기 냉각 매체의 흐름방향으로 배열되며, 상기 날개 본체의 내면으로부터 상기 냉각 유로 내로 돌출되며, 또한 상기 흐름방향에 교차하는 방향으로 연장되는 복수의 터뷸레이터를 구비하고,
    상기 복수의 터뷸레이터 중 적어도 하나는 제 1 터뷸레이터이며, 상기 제 1 터뷸레이터는, 상기 흐름방향에 교차하는 방향을 따라서 상기 내면으로부터의 돌출 높이가 제 1 변화율로 변화하는 제 1 부분과, 일단이 상기 제 1 부분에 접속되는 접속점을 구비하고, 상기 흐름방향에 교차하는 방향을 따라서 상기 내면으로부터의 돌출 높이가 상기 제 1 변화율보다 큰 제 2 변화율로 변화하는 제 2 부분을 구비하는
    터빈 날개.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 부분의 상기 제 1 변화율이 0인
    터빈 날개.
  3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    상기 제 2 부분은 상기 제 1 부분으로부터 멀어짐에 따라서, 상기 돌출 높이가 감소하는
    터빈 날개.
  4. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제 2 부분은 상기 흐름방향에서 보아, 상기 내면과는 반대측의 단연이 상기 내면에 대해서 정접하는 원호형상인
    터빈 날개.
  5. 제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제 1 터뷸레이터는 상기 제 1 부분과 상기 제 2 부분이 곡선형상으로 접속되어 있는
    터빈 날개.
  6. 제 1 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제 1 터뷸레이터는, 상기 복수의 터뷸레이터 중, 상기 흐름방향의 가장 한쪽측에 위치하는 상기 터뷸레이터인
    터빈 날개.
  7. 제 1 항 내지 제 6 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 복수의 터뷸레이터는 상기 제 1 터뷸레이터 이외의 제 2 터뷸레이터가 상기 내면으로부터의 돌출 높이가 상기 흐름방향에 교차하는 방향을 따라서 일정한
    터빈 날개.
  8. 제 7 항에 있어서,
    상기 제 1 터뷸레이터와 상기 제 2 터뷸레이터는 상기 내면측의 단연은 평행이며, 상기 내면으로부터 이격되는 측의 단연은 평행이 아닌
    터빈 날개.
  9. 제 1 항 내지 제 8 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 날개 본체는 상기 냉각 유로를 복수의 캐비티로 구획하는 복수의 격벽을 구비하고,
    상기 복수의 터뷸레이터는 상기 제 1 터뷸레이터 이외의 제 2 터뷸레이터의 양단이 상기 격벽끼리, 상기 격벽과 상기 날개 본체의 전연측의 내면 또는 상기 격벽과 후연측의 내면에 접속하고 있는
    터빈 날개.
  10. 제 1 항 내지 제 9 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 날개 본체는 상기 냉각 유로를 복수의 캐비티로 구획하는 복수의 격벽을 구비하고,
    상기 격벽은 상기 제 1 부분에 가까운 제 1 격벽과, 상기 제 2 부분에 가까운 제 2 격벽을 구비하며,
    상기 제 2 격벽과 상기 제 2 부분의 거리는 상기 제 1 격벽과 상기 접속점의 거리의 반분보다 긴
    터빈 날개.
  11. 제 1 항 내지 제 10 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 날개 본체는 가스 패스의 반경방향의 면인 가스 패스면을 규정하는 가스 패스면 규정 부재를 구비하고,
    상기 제 2 부분은 상기 가스 패스면 규정 부재에 근접하고 있는
    터빈 날개.
  12. 제 1 항 내지 제 11 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 날개 본체는 상기 제 1 터뷸레이터를 포함하지 않는 다른 냉각 유로를 구비하고,
    상기 다른 냉각 유로에 있어서의 상기 터뷸레이터의 적어도 일부는 가스 패스의 반경방향의 면인 가스 패스면보다 직경방향 내측에 위치하는
    터빈 날개.
  13. 제 1 항 내지 제 12 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 날개 본체의 적어도 일부에는, 상기 냉각 유로와 외면을 연통하는 복수의 냉각 구멍이 형성되고,
    상기 제 1 터뷸레이터는 상기 냉각 구멍과 중복되는 위치에 마련된 상기 터뷸레이터인
    터빈 날개.
  14. 축선 주위로 회전하는 로터 본체와,
    상기 로터 본체에 마련된 제 1 항 내지 제 13 항 중 어느 한 항에 기재된 터빈 날개와,
    상기 로터 본체를 외주측으로부터 덮는 것에 의해 유체 유로를 형성하는 케이싱을 구비하고,
    상기 제 1 터뷸레이터는 흐름방향에 교차하는 방향에서 보아, 상기 제 1 부분이 상기 유체 유로와 중복되며, 상기 제 2 부분의 적어도 일부가 상기 유체 유로와 중복되어 있지 않는
    터빈.
  15. 내측에 냉각 매체가 흐르는 냉각 유로가 형성된 날개 본체와,
    상기 냉각 매체의 흐름방향으로 배열되고, 상기 날개 본체의 내면으로부터 상기 냉각 유로 내로 돌출되며, 또한 상기 흐름방향에 교차하는 방향으로 연장되는 복수의 터뷸레이터를 구비하고,
    상기 복수의 터뷸레이터 중 적어도 하나는 제 1 터뷸레이터이며, 상기 제 1 터뷸레이터는 상기 흐름방향에 교차하는 방향을 따라서 상기 내면으로부터의 돌출 높이가 제 1 변화율로 변화하는 제 1 부분과, 일단이 상기 제 1 부분에 접속되는 접속점을 구비하며, 상기 흐름방향에 교차하는 방향을 따라서 상기 내면으로부터의 돌출 높이가 상기 제 1 변화율보다 큰 제 2 변화율로 변화하는 제 2 부분을 갖는 터빈 날개의 냉각 방법에 있어서,
    상기 냉각 유로에 냉각 공기를 흘리고, 상기 냉각 공기의 흐름방향을 상기 제 1 터뷸레이터 및 상기 제 1 터뷸레이터 이외의 제 2 터뷸레이터에 의해 변화시키면서, 상기 날개 본체와 상기 냉각 공기로 열교환을 실행하여, 상기 날개 본체를 냉각하는
    터빈 날개의 냉각 방법.
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