KR20200045344A - Turbine blade and gas turbine having the same - Google Patents

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    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling

Abstract

According to one embodiment of the present invention, a turbine blade includes: a route part having an inlet into which cooling fluids flow; airfoil placed above the route part, formed of a suction surface and a pressure surface, and having an internal cavity; and at least one outer cooling flow path formed in a wall forming the suction surface and the pressure surface. The cooling fluids flowing through the inlet of the route part pass through along the outer cooling flow path, and then flow into the internal cavity. According to the embodiments of the present invention, as the suction surface and the pressure surface are cooled earlier than the inner center of the airfoil through cooling air, the surfaces can be more evenly and efficiently cooled. Moreover, since the suction surface and the pressure surface are efficiently cooled, the cavity in the center of the airfoil is reduced to improve structural stability with respect to stress by a centrifugal force.

Description

터빈 블레이드 및 이를 포함하는 가스 터빈{TURBINE BLADE AND GAS TURBINE HAVING THE SAME}Turbine Blade and Gas Turbine Containing the Same {TURBINE BLADE AND GAS TURBINE HAVING THE SAME}

본 발명은 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 가스 터빈에 관한 것이다.The present invention relates to a turbine blade and a gas turbine comprising the same.

터빈이란 증기, 가스와 같은 압축성 유체의 흐름을 이용하여 충동력 또는 반동력으로 회전력을 얻는 기계장치로, 증기를 이용하는 증기터빈 및 고온의 연소가스를 이용하는 가스터빈 등이 있다.A turbine is a mechanical device that obtains a rotational force by an impulsive force or a reaction force by using a flow of a compressive fluid such as steam and gas, and includes a steam turbine using steam and a gas turbine using high-temperature combustion gas.

이 중, 가스터빈은 크게 압축기와 연소기와 터빈으로 구성된다. 상기 압축기는 공기를 도입하는 공기 도입구가 구비되고, 압축기 케이싱 내에 다수개의 압축기 베인과, 압축기 블레이드가 교대로 배치되어 있다. Among them, the gas turbine is mainly composed of a compressor, a combustor, and a turbine. The compressor is provided with an air inlet for introducing air, and a plurality of compressor vanes and compressor blades are alternately arranged in the compressor casing.

연소기는 상기 압축기에서 압축된 압축 공기에 대하여 연료를 공급하고 버너로 점화함으로써 고온고압의 연소 가스가 생성된다.The combustor supplies fuel to the compressed air compressed by the compressor and ignites it with a burner to produce high-temperature and high-pressure combustion gas.

터빈은 터빈 케이싱 내에 복수의 터빈 베인과, 터빈 블레이드가 교대로 배치되어 있다. 또한, 압축기와 연소기와 터빈 및 배기실의 중심부를 관통하도록 로터가 배치되어 있다.In the turbine, a plurality of turbine vanes and turbine blades are alternately arranged in the turbine casing. In addition, a rotor is arranged to penetrate the center of the compressor and the combustor, the turbine, and the exhaust chamber.

로터는 양단부가 베어링에 의해 회전 가능하게 지지된다. 그리고, 로터에 복수의 디스크가 고정되어, 각각의 블레이드가 연결되는 동시에, 배기실측의 단부에 발전기 등의 구동축이 연결된다.Both ends of the rotor are rotatably supported by bearings. Then, a plurality of disks are fixed to the rotor, each blade is connected, and a drive shaft such as a generator is connected to an end of the exhaust chamber side.

이러한 가스터빈은 4행정 기관의 피스톤과 같은 왕복운동 기구가 없기 때문에 피스톤-실린더와 같은 상호 마찰부분이 없어 윤활유의 소비가 극히 적으며 왕복운동기계의 특징인 진폭이 대폭 감소되고, 고속운동이 가능한 장점이 있다.Since these gas turbines do not have a reciprocating mechanism such as a piston of a four-stroke engine, there is no mutual friction part such as a piston-cylinder, so the consumption of lubricant is extremely small, the amplitude characteristic of reciprocating machines is greatly reduced, and high-speed movement is possible. There are advantages.

가스터빈의 작동에 대해서 간략하게 설명하면, 압축기에서 압축된 공기가 연료와 혼합되어 연소됨으로써 고온의 연소 가스가 만들어지고, 이렇게 만들어진 연소 가스는 터빈측으로 분사된다. 분사된 연소 가스가 상기 터빈 베인 및 터빈 블레이드를 통과하면서 회전력을 생성시키고, 이에 상기 로터가 회전하게 된다.Briefly explaining the operation of the gas turbine, the compressed air in the compressor is mixed with fuel and burned to produce a high-temperature combustion gas, and the combustion gas thus produced is injected to the turbine side. As the injected combustion gas passes through the turbine vane and the turbine blade, a rotational force is generated, and the rotor rotates.

대한민국 공개특허 제10-2010-0064754호 (명칭: 가스터빈의 냉각 블레이드)Republic of Korea Patent Publication No. 10-2010-0064754 (name: gas turbine cooling blade)

본 발명의 일측면은 냉각 공기에 의해 에어포일의 내부 중심보다 흡입면 및 압력면을 먼저 냉각하여 보다 균일하고 효율적으로 냉각할 수 있는 터빈 블레이드 및 가스터빈을 제공하는 것이다.One aspect of the present invention is to provide a turbine blade and a gas turbine capable of more uniform and efficient cooling by first cooling the suction surface and the pressure surface than the inner center of the airfoil by cooling air.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드는, 냉각 유체가 유입되는 유입구가 형성된 루트부; 루트부의 상측에 배치되며, 흡입면과 압력면으로 형성되고, 내부 캐비티를 구비하는 에어포일; 및 흡입면 및 압력면을 이루는 벽 내부에 각각 형성되는 적어도 하나 이상의 외측 냉각 유로;를 포함한다. 루트부의 유입구를 통해 유입된 냉각 유체가 외측 냉각 유로를 따라 통과한 후 내부 캐비티로 유입된다. Turbine blade according to an embodiment of the present invention, the root portion is formed with an inlet through which the cooling fluid flows; It is disposed on the upper side of the root, formed of a suction surface and a pressure surface, an air foil having an internal cavity; And at least one or more outer cooling passages respectively formed inside the walls forming the suction surface and the pressure surface. The cooling fluid introduced through the inlet of the root portion passes through the outer cooling passage and then flows into the inner cavity.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드에 있어서, 각 외측 냉각 유로는, 에어포일의 스팬 방향을 따라 연장형성될 수 있다. In the turbine blade according to an embodiment of the present invention, each outer cooling passage may be formed to extend along the span direction of the air foil.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드에 있어서, 각 외측 냉각 유로는, 일단이 내부 캐비티의 상단에 형성되는 챔버와 연결되며, 냉각 유체는 각 외측 냉각 유로를 따라 통과한 후 챔버에서 합류하여 내부 캐비티로 유입될 수 있다. In the turbine blade according to an embodiment of the present invention, each outer cooling channel is connected to a chamber, one end of which is formed on the top of the inner cavity, and the cooling fluid flows through each outer cooling channel and then joins in the chamber It can be introduced into the cavity.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드에 있어서, 각 외측 냉각 유로는, 복수개의 유로가 나란하게 배열될 수 있다.In the turbine blade according to an embodiment of the present invention, each outer cooling flow path, a plurality of flow paths may be arranged side by side.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드에 있어서, 각 외측 냉각 유로는, 스팬 방향을 따라 굴곡진 형태로 형성될 수 있다.In the turbine blade according to an embodiment of the present invention, each outer cooling flow path may be formed in a curved shape along the span direction.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드에 있어서, 각 외측 냉각유로는, 스팬 방향으로 지그재그로 형성될 수 있다.In the turbine blade according to an embodiment of the present invention, each outer cooling flow path may be formed in a zigzag direction in the span direction.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드에 있어서, 외측 냉각 유로는, 흡입면 또는 압력면을 관통하여 형성하는 복수개의 냉각홀과 연통 될 수 있다. In the turbine blade according to an embodiment of the present invention, the outer cooling channel may be in communication with a plurality of cooling holes formed through a suction surface or a pressure surface.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드에 있어서, 유입구는, 각각 흡입면 측과 압력면 측 외측 냉각 유로로 분기할 수 있다.In the turbine blade according to an embodiment of the present invention, the inlet may be branched to the intake side side and the pressure side side outer cooling flow path, respectively.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈은, 유입되는 공기를 압축하는 압축기; 압축기로부터 압축된 공기와 연료를 혼합하여 연소시키는 연소기; 및 연소기로부터 연소된 가스로 동력을 발생시키며, 연소 가스가 지나는 연소 가스 경로 상에서 연소 가스를 가이드하는 터빈 베인과, 연소 가스 경로 상에서 연소 가스에 의해 회전하는 터빈 블레이드를 구비하는 터빈;을 포함한다. 터빈 블레이드는, 냉각 유체가 유입되는 유입구가 형성된 루트부; 루트부의 상측에 배치되며, 흡입면과 압력면으로 형성되고, 내부 캐비티를 구비하는 에어포일; 및 흡입면 및 압력면을 이루는 벽 내부에 각각 형성되는 적어도 하나 이상의 외측 냉각 유로;를 포함하며, 루트부의 유입구를 통해 유입된 냉각 유체가 외측 냉각 유로를 따라 통과한 후 내부 캐비티로 유입된다. Gas turbine according to an embodiment of the present invention, a compressor for compressing the incoming air; A combustor that mixes and compresses compressed air and fuel from the compressor; And a turbine having a turbine vane for generating power from the combustor from the combustor and guiding the combustion gas on the combustion gas path through which the combustion gas passes, and a turbine blade rotating by the combustion gas on the combustion gas path. The turbine blade includes: a root portion having an inlet through which cooling fluid flows; It is disposed on the upper side of the root, formed of a suction surface and a pressure surface, an air foil having an internal cavity; And at least one or more outer cooling passages respectively formed inside the walls forming the suction surface and the pressure surface, and the cooling fluid flowing through the inlet of the root portion passes through the outer cooling passages and then flows into the inner cavity.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 각 외측 냉각 유로는, 에어포일의 스팬 방향을 따라 연장형성될 수 있다.In the gas turbine according to the embodiment of the present invention, each outer cooling passage may be formed to extend along the span direction of the air foil.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 각 외측 냉각 유로는, 일단이 내부 캐비티의 상단에 형성되는 챔버와 연결되며, 냉각 유체는 각 외측 냉각 유로를 따라 통과한 후 챔버에서 합류하여 내부 캐비티로 유입될 수 있다.In the gas turbine according to an embodiment of the present invention, each outer cooling channel is connected to a chamber, one end of which is formed on the top of the inner cavity, and the cooling fluid flows through each outer cooling channel and then joins in the chamber. It can be introduced into the cavity.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 각 외측 냉각 유로는, 복수개의 유로가 나란하게 배열될 수 있다.In the gas turbine according to the embodiment of the present invention, each outer cooling flow path, a plurality of flow paths may be arranged side by side.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 각 외측 냉각 유로는, 스팬 방향을 따라 굴곡진 형태로 형성될 수 있다.In the gas turbine according to the embodiment of the present invention, each outer cooling flow path may be formed in a curved shape along the span direction.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 각 외측 냉각유로는, 스팬 방향으로 지그재그로 형성될 수 있다.In the gas turbine according to the embodiment of the present invention, each outer cooling passage may be formed in a zigzag direction in the span direction.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 유입구는, 각각 흡입면 측과 압력면 측 외측 냉각 유로로 분기할 수 있다.In the gas turbine according to the exemplary embodiment of the present invention, the inlets may be branched to the intake side side and the pressure side side outer cooling passages, respectively.

본 발명의 실시예들에 따르면 냉각 공기에 의해 에어포일의 내부 중심보다 흡입면 및 압력면을 먼저 냉각하여 보다 균일하고 효율적으로 냉각할 수 있다.According to embodiments of the present invention, the intake surface and the pressure surface are cooled first, more uniformly and efficiently, by cooling air than the inner center of the airfoil.

흡입면 및 압력면을 효율적으로 냉각함으로써 에어포일 중앙부의 캐비티를 축소하여 원심력에 의한 응력에 대하여 구조 안정성을 향상시킬 수 있다.By efficiently cooling the suction surface and the pressure surface, the cavity of the central portion of the airfoil can be reduced to improve structural stability against stress caused by centrifugal force.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 내부가 도시된 도면이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 단면을 개념적으로 나타내는 도면이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드의 사시도이다.
도 4는 도 2의 IV-IV를 따라 절단한 단면을 나타내는 터빈 블레이드의 사시도이다.
도 5는 도 2의 V-V를 따라 절단한 단면을 나타내는 터빈 블레이드의 사시도이다.
도 6는 도 2의 VI-VI를 따라 절단한 단면을 나타내는 터빈 블레이드의 사시도이다.
도 7은 도 2의 VII-VII를 따라 절단한 단면을 나타내는 터빈 블레이드의 사시도이다.
도 8은 도 2의 VIII-VIII를 따라 절단한 단면을 나타내는 터빈 블레이드의 사시도이다.
도 9a는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 외측 냉각 유로를 개략적으로 나타내는 개념도이다.
도 9b는 도 9a의 절단선을 따라 절단한 단면도이다.
도 10a는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 외측 냉각 유로의 변형예를 개략적으로 나타내는 개념도이다.
도 10b는 도 10a의 절단선을 따라 절단한 단면도이다.
도 11a는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 외측 냉각 유로의 변형예를 개략적으로 나타내는 개념도이다.
도 11b는 도 11a의 절단선을 따라 절단한 단면도이다.1 is a view showing the interior of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
2 is a view conceptually showing a cross section of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
3 is a perspective view of a turbine blade according to an embodiment of the present invention.
4 is a perspective view of a turbine blade showing a section taken along IV-IV in FIG. 2.
5 is a perspective view of a turbine blade showing a section taken along VV in FIG. 2.
FIG. 6 is a perspective view of a turbine blade showing a section cut along VI-VI in FIG. 2.
FIG. 7 is a perspective view of a turbine blade showing a section cut along VII-VII in FIG. 2.
8 is a perspective view of a turbine blade showing a section taken along VIII-VIII in FIG. 2;
9A is a conceptual diagram schematically showing an outer cooling flow path of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
9B is a cross-sectional view taken along the cutting line of FIG. 9A.
10A is a conceptual diagram schematically showing a modification of the outer cooling flow path of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
10B is a cross-sectional view taken along the cutting line of FIG. 10A.
11A is a conceptual diagram schematically showing a modification of the outer cooling flow path of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
11B is a cross-sectional view taken along the cutting line of FIG. 11A.

이하에서는 도면을 참조하면서 본 발명에 따른 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 가스 터빈에 관하여 구체적으로 설명한다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시예에 한정되는 것이 아니라 서로 다른 다양한 형태로 구현될 것이며, 단지 본 실시예들은 본 발명의 개시가 완전하도록 하며, 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이다. Hereinafter, a turbine blade according to the present invention and a gas turbine including the same will be described in detail with reference to the drawings. However, the present invention is not limited to the embodiments disclosed below, but will be implemented in various different forms, and only the present embodiments allow the disclosure of the present invention to be complete, and the scope of the invention to those skilled in the art is completely It is provided to inform you.

또한, 명세서 전체에서, 어떤 부분이 어떤 구성요소를 “포함”한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라 다른 구성요소를 더 포함할 수 있는 것을 의미한다. 또한, 명세서 전체에서, “~상에”라 함은 대상 부분의 위 또는 아래에 위치함을 의미하는 것이며, 반드시 중력 방향을 기준으로 상 측에 위치하는 것을 의미하는 것은 아니다. Also, in the specification, when a part “includes” a certain component, it means that the component may further include other components, not to exclude other components, unless otherwise stated. In addition, in the whole specification, "~ on" means that it is located above or below the target part, and does not necessarily mean that it is located on the upper side based on the direction of gravity.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예들을 상세히 설명한다. 이 때, 첨부된 도면에서 동일한 구성 요소는 가능한 동일한 부호로 나타내고 있음에 유의한다. 또한, 본 발명의 요지를 흐리게 할 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 상세한 설명은 생략할 것이다. 마찬가지 이유로 첨부 도면에 있어서 일부 구성요소는 과장되거나 생략되거나 개략적으로 도시되었다.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. Note that, in this case, in the accompanying drawings, the same components are denoted by the same reference numerals as possible. In addition, detailed descriptions of well-known functions and configurations that may obscure the subject matter of the present invention will be omitted. For the same reason, some components in the accompanying drawings are exaggerated, omitted, or schematically illustrated.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 내부가 도시된 도면이며, 도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 단면을 개념적으로 나타내는 도면이다.1 is a view showing the interior of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, Figure 2 is a view conceptually showing a cross section of a gas turbine according to an embodiment of the present invention according to an embodiment of the present invention.

도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈(1)은 압축기(10), 연소기(20), 터빈(30)을 포함한다. 압축기(10)는 유입되는 공기를 고압으로 압축하는 역할을 하며, 압축된 공기를 연소기 측으로 전달한다. 압축기(10)는 방사상으로 설치된 다수의 압축기 블레이드를 구비하며, 터빈(30)의 회전으로부터 생성된 동력의 일부를 전달받아 압축기 블레이드가 회전하며, 블레이드의 회전에 의해 공기가 압축되면서 연소기(20) 측으로 이동한다. 블레이드의 크기 및 설치 각도는 설치 위치에 따라 달라질 수 있다. 1 and 2, the gas turbine 1 according to an embodiment of the present invention includes a compressor 10, a combustor 20, a turbine 30. The compressor 10 serves to compress the incoming air at a high pressure, and delivers the compressed air to the combustor side. Compressor 10 has a plurality of compressor blades radially installed, the compressor blade rotates by receiving a portion of the power generated from the rotation of the turbine 30, the air is compressed by the rotation of the blade combustor 20 To the side. The size and installation angle of the blade may vary depending on the installation location.

압축기(10)에서 압축된 공기는 연소기(20)로 이동하여 환형으로 배치된 복수의 연소 챔버와 연료 노즐 모듈(22)을 통해 연료와 혼합하여 연소된다. 연소로 인해 발생된 고온의 연소 가스는 터빈(30)으로 배출되며, 연소 가스에 의해 터빈이 회전하게 된다.The compressed air from the compressor 10 moves to the combustor 20 and is mixed with fuel through a plurality of combustion chambers arranged in an annular shape and the fuel nozzle module 22 to be combusted. The high-temperature combustion gas generated due to combustion is discharged to the turbine 30, and the turbine is rotated by the combustion gas.

터빈(30)은 터빈 로터 디스크(300)를 축방향으로 결합하는 센터 타이로드(400)를 통해 다단으로 배열된다. 터빈 로터 디스크(300)는 방사상으로 배치되는 복수 개의 터빈 블레이드(100)를 포함한다. 터빈 블레이드(100)는 도브테일 등의 방식으로 터빈 로터 디스크(300)에 결합될 수 있다. 아울러, 터빈 블레이드(100)의 사이에도 하우징에 고정되는 터빈 베인(200)이 구비되어, 터빈 블레이드(200)를 통과한 연소 가스의 흐름 방향을 가이드하게 된다.The turbine 30 is arranged in multiple stages through a center tie rod 400 that axially couples the turbine rotor disk 300. The turbine rotor disk 300 includes a plurality of turbine blades 100 arranged radially. The turbine blade 100 may be coupled to the turbine rotor disk 300 in a dovetail or the like manner. In addition, a turbine vane 200 fixed to the housing is provided between the turbine blades 100 to guide the flow direction of the combustion gas passing through the turbine blades 200.

도 2에 도시된 바와 같이, 터빈(30)은 터빈 베인(200)과 터빈 블레이드(100)가 가스 터빈(1)의 축 방향을 따라 n개씩 교대로 배열될 수 있다. 고온의 연소가스는 축 방향을 따라 터빈 베인(200) 및 터빈 블레이드(100)를 통과하고 터빈 블레이드(100)를 회전시킨다.As shown in FIG. 2, the turbine 30 may include turbine vanes 200 and turbine blades 100 alternately arranged in n directions along the axial direction of the gas turbine 1. The hot combustion gas passes through the turbine vane 200 and the turbine blade 100 along the axial direction and rotates the turbine blade 100.

도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드의 사시도이며, 도 4는 도 2의 IV-IV를 따라 절단한 단면을 나타내는 터빈 블레이드의 사시도이고, 도 5는 도 2의 V-V를 따라 절단한 단면을 나타내는 터빈 블레이드의 사시도이고, 도 6는 도 2의 VI-VI를 따라 절단한 단면을 나타내는 터빈 블레이드의 사시도이고, 도 7은 도 2의 VII-VII를 따라 절단한 단면을 나타내는 터빈 블레이드의 사시도이고, 도 8은 도 2의 VIII-VIII를 따라 절단한 단면을 나타내는 터빈 블레이드의 사시도이다.3 is a perspective view of a turbine blade according to an embodiment of the present invention, FIG. 4 is a perspective view of a turbine blade showing a section cut along IV-IV in FIG. 2, and FIG. 5 is cut along VV in FIG. FIG. 6 is a perspective view of a turbine blade showing a cross section, FIG. 6 is a perspective view of a turbine blade showing a cross section taken along VI-VI of FIG. 2, and FIG. 7 is a turbine blade showing a cross section taken along VII-VII of FIG. 2 8 is a perspective view of a turbine blade showing a section taken along VIII-VIII in FIG. 2.

도 3 내지 도 8을 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드(100)는 루트부(110), 에어포일(120) 및 외측 냉각 유로(130, 132)를 포함한다.3 to 8, the turbine blade 100 according to an embodiment of the present invention includes a root portion 110, an air foil 120, and outer cooling passages 130 and 132.

터빈 블레이드(100)는 터빈 로터 디스크(300)에 장착되어 고압의 연소가스에 의해 터빈이 회전 작동되도록 하는 것으로서, 하부측으로는 터빈 로터 디스크(300)에 결합되는 루트부(110)가 형성되고, 루트부(110)의 상부측으로는 공기 압력에 의해 회전되는 에어포일(120)을 일체로 결합하여 에어포일(120)의 전후면의 압력차에 의해 터빈이 회전 작동되도록 한다.The turbine blade 100 is mounted on the turbine rotor disk 300 to rotate the turbine by high-pressure combustion gas, and a root portion 110 coupled to the turbine rotor disk 300 is formed on the lower side. On the upper side of the root portion 110, the air foil 120 rotated by air pressure is integrally coupled to rotate the turbine by a pressure difference between the front and rear surfaces of the air foil 120.

루트부(110)의 외측면에는 외측방으로 돌출된 생크 및 플랫폼이 형성되도록 하여 견고한 고정이 이루어지도록 한다. 루트부(110)에는 에어포일(120)로 냉각 유체가 유입되는 유입구(1110)가 형성되어 있다.On the outer surface of the root portion 110, a shank and a platform protruding outward are formed so that a solid fixation is made. The root part 110 is formed with an inlet 1110 through which cooling fluid flows into the air foil 120.

에어포일(120)은 연소 가스가 유입되는 전면으로는 외측방으로 볼록한 곡면을 이루며 돌출된 흡입면(122)이 형성되도록 하고, 후면으로는 흡입면(suction side, 122) 측으로 오목하게 함몰된 곡면을 이루는 압력면(pressure side, 124)이 형성되도록 하여 에어포일(120) 전후의 압력차가 극대화되면서 원활한 공기의 흐름이 이루어지도록 한다.The airfoil 120 forms a convex curved surface toward the outside toward the front side through which combustion gas flows, so that a protruding suction surface 122 is formed, and a curved surface recessed concave toward the suction side 122 at the rear side. By forming a pressure side (124) constituting the pressure difference between the front and rear of the air foil 120 is maximized to ensure a smooth air flow.

에어포일(120)은 압력면(124)과 흡입면(122)이 접하는 양단부인 리딩 에지(121, leading edge)와 트레일링 에지(123, trailing edge)를 포함하며, 리딩 에지(121)는 에어포일(120)에서 유동하는 유체를 맞이하는 앞 부분의 끝단을 의미하며, 트레일링 에지(123)는 에어포일(120)의 뒷 부분의 끝단을 의미한다. 또한 루트부에서 에어포일 팁(tip)을 향하는 방향을 스팬(span) 방향이라 칭한다.Air foil 120 includes a leading edge (121, leading edge) and trailing edge (123), both ends of the pressure surface 124 and the suction surface 122 are in contact, the leading edge 121 is air The front end which receives the fluid flowing in the foil 120 means the end, and the trailing edge 123 means the end of the rear part of the airfoil 120. In addition, the direction from the root portion toward the airfoil tip is referred to as a span direction.

에어포일(120)은 내부에 내부 캐비티(1210, 1212, 1214)를 포함한다. 내부 캐비티는 스팬 방향을 따라 복수개로 분할되어 형성될 수 있다. 본 실시예에서는 3개로 분할되어 있으나 이에 한정되는 것은 아니며, 내부 캐비티 중 에어포일 중심 영역에 배치된 내부 캐비티(1210)을 중심으로 설명한다.The airfoil 120 includes internal cavities 1210, 1212, and 1214 therein. The inner cavity may be formed by being divided into a plurality in the span direction. In this embodiment, it is divided into three, but is not limited thereto, and the inner cavity 1210 disposed in the central area of the airfoil among the inner cavities will be described.

내부 캐비티(1210)는 에어포일(120)의 내측으로 연소 가스보다 낮은 온도의 냉각 유체를 주입시켜 냉각 유체가 에어포일(120) 내측면과 열교환하면서 블레이드의 전체적인 온도가 하강되도록 한다. 냉각 유체는 유입구(1110)를 통해 내부 캐비티(1210)로 유입되는데, 본 실시예에서는 후술할 외측 냉각 유로(130, 132)를 거친후 내부 캐비티(1210)로 유입된다. The inner cavity 1210 injects a cooling fluid having a lower temperature than the combustion gas into the airfoil 120 so that the cooling fluid heats up with the inner surface of the airfoil 120 so that the overall temperature of the blade decreases. The cooling fluid flows into the inner cavity 1210 through the inlet 1110, and in this embodiment, passes through the outer cooling passages 130 and 132, which will be described later, and then flows into the inner cavity 1210.

외측 냉각 유로(130, 132)는 흡입면(122) 및 압력면(124)을 이루는 벽 내부에 각각 적어도 하나 이상 형성된다. 루트부(10)의 유입구(1110)를 통해 유입된 냉각공기가 외측 냉각 유로(130)를 따라 통과한 후 내부 캐비티(1210)로 유입될 수 있다. At least one of the outer cooling passages 130 and 132 is formed inside the wall forming the suction surface 122 and the pressure surface 124. Cooling air introduced through the inlet 1110 of the root portion 10 may pass through the outer cooling channel 130 and then flow into the inner cavity 1210.

외측 냉각 유로는 각각 흡입면측 냉각 유로(130)와 압력면측 냉각 유로(132)로 형성되는데, 유입구(1110)는 각각 흡입면측 냉각 유로(130)과 압력면측 냉각 유로(132)로 분기하도록 형성될 수 있다. The outer cooling channel is formed of a suction channel side cooling channel 130 and a pressure surface side cooling channel 132, respectively, and the inlets 1110 are formed to branch into the suction surface side cooling channel 130 and the pressure surface side cooling channel 132, respectively. You can.

도 9a는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 외측 냉각 유로를 개략적으로 나타내는 개념도이고, 도 9b는 도 9a의 절단선을 따라 절단한 단면도이다. 도 10a는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 외측 냉각 유로의 변형예를 개략적으로 나타내는 개념도이고, 도 10b는 도 10a의 절단선을 따라 절단한 단면도이다. 또한 도 11a는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 외측 냉각 유로의 변형예를 개략적으로 나타내는 개념도이고, 도 11b는 도 11a의 절단선을 따라 절단한 단면도이다.9A is a conceptual view schematically showing an outer cooling flow path of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, and FIG. 9B is a cross-sectional view taken along the cutting line of FIG. 9A. 10A is a conceptual diagram schematically showing a modification of an outer cooling flow path of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, and FIG. 10B is a cross-sectional view taken along the cutting line of FIG. 10A. 11A is a conceptual diagram schematically showing a modification of the outer cooling flow path of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, and FIG. 11B is a cross-sectional view taken along the cutting line of FIG. 11A.

각 외측 냉각 유로(130, 132)는 에어포일의 스팬 방향을 따라 연장형성될 수 있다. 각 외측 냉각 유로(130, 132)는 도 9a 및 도 9b에 도시된 바와 같이, 복수개의 유로가 나란하게 배열되는 형태로 형성될 수 있다. 또는 도 10a 및 도 10b에 도시된 바와 같이, 복수개의 유로가 직선이 아닌 스팬 방향을 따라 굴곡진 형태로 형성되거나, 도 11a 및 도 11b에 도시된 바와 같이, 스팬 방향으로 지그재그로 형성되는 사행(蛇行) 유로, 즉 유로가 에어포일(120)의 팁과 루트방향을 복수회 왕복하는 형태로 형성될 수 있다. 이와 같이 유로가 형성되면 냉각 유체가 외측 냉각 유로(130, 132)에 체류하는 시간이 길어지면서 좀 더 효율적으로 에어포일을 냉각할 수 있다. Each of the outer cooling passages 130 and 132 may be formed to extend along the span direction of the air foil. Each of the outer cooling passages 130 and 132 may be formed in a form in which a plurality of passages are arranged side by side, as shown in FIGS. 9A and 9B. Alternatively, as shown in FIGS. 10A and 10B, a plurality of flow paths are formed in a curved shape along a span direction rather than a straight line, or as shown in FIGS.蛇行) A flow path, that is, a flow path, may be formed in the form of reciprocating the tip and root direction of the air foil 120 multiple times. When the flow path is formed in this way, the time for the cooling fluid to stay in the outer cooling flow paths 130 and 132 increases, and the airfoil can be cooled more efficiently.

각 외측 냉각 유로(130, 132)는, 일단이 내부 캐비티(1210)의 상단에 형성되는 챔버(1216)와 연결되며, 냉각 유체는 각 외측 냉각 유로(130, 132)를 따라 통과한 후 챔버(1216)에서 합류하여 내부 캐비티(1210)로 유입될 수 있다. Each of the outer cooling passages 130 and 132 is connected to a chamber 1216, one end of which is formed on the top of the inner cavity 1210, and the cooling fluid passes through each of the outer cooling passages 130 and 132, and then the chamber ( 1216), and may be introduced into the inner cavity 1210.

이하에서는, 도면을 참조하면서 본 실시예에서 냉각 유체의 흐름에 대해 설명한다. Hereinafter, the flow of the cooling fluid in the present embodiment will be described with reference to the drawings.

터빈 로터 디스크(400)를 통해 압축기(10)에서 터빈(30)으로 유입되는 냉각 유체는 루트부(10)의 하단부에 형성된 유입구(1110)를 통해 각 외측 냉각 유로(130, 132)로 유입된다. The cooling fluid flowing from the compressor 10 to the turbine 30 through the turbine rotor disk 400 flows into each of the outer cooling passages 130 and 132 through the inlet 1110 formed at the lower end of the root portion 10. .

흡입면측 냉각 유로(130)와 압력면측 냉각 유로(132)로 유입된 냉각 유체는 유로를 따라 흐르면서 에어포일(120)를 냉각한다. 각 외측 냉각 유로(130, 132)는 흡입면(122) 또는 압력면(124)을 관통하여 형성하는 복수개의 냉각홀(140)과 연통될 수 있다. 각 외측 냉각 유로(130, 132)를 흘러가는 냉각 유체가 냉각홀(140)을 통해 분사되면서, 에어포일 외면에 에어 커튼과 같이 이동하면서 이른바 필름 냉각(film cooling) 방식으로 에어포일(120) 외면을 냉각할 수 있다. 냉각 유체가 에어포일(120) 내부에서 열교환하기 전에, 고온 고압의 연소 가스와 직접 충돌하는 에어포일(120)의 외면을 먼저 냉각함으로써 냉각 효율을 높일 수 있다. The cooling fluid flowing into the suction surface side cooling flow path 130 and the pressure side side cooling flow path 132 cools the air foil 120 while flowing along the flow path. Each of the outer cooling passages 130 and 132 may communicate with a plurality of cooling holes 140 formed through the suction surface 122 or the pressure surface 124. As the cooling fluid flowing through each of the outer cooling passages 130 and 132 is sprayed through the cooling hole 140, the outer surface of the airfoil 120 in a so-called film cooling method while moving like an air curtain on the outer surface of the airfoil Can cool. Before the cooling fluid heat-exchanges inside the airfoil 120, cooling efficiency may be increased by first cooling the outer surface of the airfoil 120 that directly collides with the high-temperature and high-pressure combustion gas.

흡입면측 냉각 유로(130)와 압력면측 냉각 유로(132)를 거친 냉각 유체는 내부 캐비티(1210)의 상단에 형성된 챔버(1216)에서 합류하여 내부 캐비티(1210)로 유입된다(도 9b, 도 10b 및 도 11b 참조). 냉각 유체의 일부는 챔버(1216)에 형성되어 터빈 블레이드 팁에 형성된 냉각홀(미도시)를 통해 블레이드 팁을 냉각할 수 있다.The cooling fluid that has passed through the suction surface side cooling flow path 130 and the pressure side side cooling flow path 132 joins in the chamber 1216 formed on the upper side of the inner cavity 1210 and flows into the inner cavity 1210 (FIGS. 9B and 10B). And Figure 11b). A portion of the cooling fluid is formed in the chamber 1216 to cool the blade tip through a cooling hole (not shown) formed in the turbine blade tip.

냉각 유체는 외측 냉각 유로(130, 132), 내부 캐비티(1210)를 흘러가면서 내벽들과 열교환하여, 터빈 블레이드(100)의 온도를 떨어뜨린다. 트레일링 에지에 다수의 배출구가 형성되도록 하여 냉각 유체가 루트부(110) 및 에어포일(120)의 내부 캐비티(1210)를 통과하면서 터빈 블레이드(100)를 냉각시킨 후 배출구를 통해 배출되도록 한다.The cooling fluid exchanges heat with the inner walls while flowing through the outer cooling passages 130 and 132 and the inner cavity 1210, thereby lowering the temperature of the turbine blade 100. A plurality of outlets are formed on the trailing edge to cool the turbine blade 100 while passing through the internal cavity 1210 of the root portion 110 and the airfoil 120 and then discharged through the outlet.

본 실시예 및 본 명세서에 첨부된 도면은 본 발명에 포함되는 기술적 사상의 일부를 명확하게 나타내고 있는 것에 불과하며, 본 발명의 명세서 및 도면에 포함된 기술적 사상의 범위 내에서 당업자가 용이하게 유추할 수 있는 다양한 변형 예와 구체적인 실시예는 모두 본 발명의 권리범위에 포함되는 것이 자명하다고 할 것이다. The drawings attached to the present embodiment and the present specification merely show a part of the technical spirit included in the present invention, and can be easily inferred by those skilled in the art within the scope of the technical spirit included in the specification and the drawings of the present invention. It will be apparent that all of the various modifications and specific examples that can be included in the scope of the present invention.

1 : 가스 터빈 10 : 압축기
20 : 연소기 30 : 터빈
100 : 터빈 블레이드
110 : 루트부 120 : 에어포일
122 : 흡입면 124 : 압력면
130 : 흡입면 냉각 유로
132 : 압력면 냉각 유로
200 : 터빈 베인 300 : 터빈 로터 디스크
400 : 센터 타이로드 1110 : 유입구1: gas turbine 10: compressor
20: combustor 30: turbine
100: turbine blade
110: root portion 120: air foil
122: suction surface 124: pressure surface
130: cooling channel of the suction surface
132: pressure side cooling channel
200: turbine vane 300: turbine rotor disc
400: Center tie rod 1110: Inlet

Claims (15)

냉각 유체가 유입되는 유입구가 형성된 루트부;
상기 루트부의 상측에 배치되며, 흡입면과 압력면으로 형성되고, 내부 캐비티를 구비하는 에어포일; 및
상기 흡입면 및 압력면을 이루는 벽 내부에 각각 형성되는 적어도 하나 이상의 외측 냉각 유로;를 포함하며,
상기 루트부의 유입구를 통해 유입된 냉각 유체가 상기 외측 냉각 유로를 따라 통과한 후 상기 내부 캐비티로 유입되는 터빈 블레이드.A root portion having an inlet through which cooling fluid flows;
An airfoil disposed on the upper portion of the root portion, formed of a suction surface and a pressure surface, and having an internal cavity; And
It includes; at least one or more outer cooling passages respectively formed inside the walls forming the suction surface and the pressure surface,
A turbine blade flowing into the inner cavity after the cooling fluid flowing through the inlet of the root portion passes along the outer cooling passage. 제1항에 있어서,
상기 각 외측 냉각 유로는, 상기 에어포일의 스팬 방향을 따라 연장형성되는 터빈 블레이드.According to claim 1,
Each of the outer cooling passages, the turbine blades are formed extending along the span direction of the air foil. 제2항에 있어서,
상기 각 외측 냉각 유로는, 일단이 상기 내부 캐비티의 상단에 형성되는 챔버와 연결되며,
상기 냉각 유체는 각 외측 냉각 유로를 따라 통과한 후 상기 챔버에서 합류하여 상기 내부 캐비티로 유입되는 터빈 블레이드. According to claim 2,
Each of the outer cooling passages, one end is connected to the chamber formed on the top of the inner cavity,
The cooling fluid passes through each outer cooling passage, and then joins in the chamber and flows into the inner cavity. 제2항에 있어서,
상기 각 외측 냉각 유로는, 복수개의 유로가 나란하게 배열되는 터빈 블레이드.According to claim 2,
The outer cooling channel is a turbine blade in which a plurality of channels are arranged side by side. 제3항에 있어서,
상기 각 외측 냉각 유로는, 상기 스팬 방향을 따라 굴곡진 형태로 형성되는 터빈 블레이드.According to claim 3,
Each of the outer cooling passages is a turbine blade formed in a curved shape along the span direction. 제2항에 있어서,
상기 각 외측 냉각유로는, 스팬 방향으로 지그재그로 형성되는 터빈 블레이드.According to claim 2,
The outer cooling flow path, the turbine blades are formed in a zigzag direction in the span direction. 제1항에 있어서,
상기 외측 냉각 유로는, 상기 흡입면 또는 압력면을 관통하여 형성하는 복수개의 냉각홀과 연통되는 터빈 블레이드.According to claim 1,
The outer cooling passage, a turbine blade communicating with a plurality of cooling holes formed through the suction surface or the pressure surface. 제1항에 있어서,
상기 유입구는, 각각 상기 흡입면 측과 상기 압력면 측 외측 냉각 유로로 분기하는 터빈 블레이드.According to claim 1,
The inlet, the turbine blades branching to the inlet side and the pressure side side cooling passages, respectively. 유입되는 공기를 압축하는 압축기;
상기 압축기로부터 압축된 공기와 연료를 혼합하여 연소시키는 연소기; 및
상기 연소기로부터 연소된 가스로 동력을 발생시키며, 상기 연소 가스가 지나는 연소 가스 경로 상에서 상기 연소 가스를 가이드하는 터빈 베인과, 상기 연소 가스 경로 상에서 상기 연소 가스에 의해 회전하는 터빈 블레이드를 구비하는 터빈;을 포함하고,
상기 터빈 블레이드는,
냉각 유체가 유입되는 유입구가 형성된 루트부;
상기 루트부의 상측에 배치되며, 흡입면과 압력면으로 형성되고, 내부 캐비티를 구비하는 에어포일; 및
상기 흡입면 및 압력면을 이루는 벽 내부에 각각 형성되는 적어도 하나 이상의 외측 냉각 유로;를 포함하며,
상기 루트부의 유입구를 통해 유입된 냉각 유체가 상기 외측 냉각 유로를 따라 통과한 후 상기 내부 캐비티로 유입되는 가스 터빈.A compressor that compresses the incoming air;
A combustor mixing and combusting compressed air and fuel from the compressor; And
A turbine having a turbine vane for generating power from the combustor from the combustor and guiding the combustion gas on a combustion gas path through which the combustion gas passes, and a turbine blade rotating by the combustion gas on the combustion gas path; Including,
The turbine blade,
A root portion having an inlet through which cooling fluid flows;
An airfoil disposed on the upper portion of the root portion, formed of a suction surface and a pressure surface, and having an internal cavity; And
It includes; at least one or more outer cooling passages respectively formed inside the walls forming the suction surface and the pressure surface,
The gas turbine flowing into the inner cavity after the cooling fluid flowing through the inlet of the root portion passes along the outer cooling passage. 제9항에 있어서,
상기 각 외측 냉각 유로는, 상기 에어포일의 스팬 방향을 따라 연장형성되는 가스 터빈.The method of claim 9,
Each of the outer cooling passages, the gas turbine is formed extending along the span direction of the air foil. 제10항에 있어서,
상기 각 외측 냉각 유로는, 일단이 상기 내부 캐비티의 상단에 형성되는 챔버와 연결되며,
상기 냉각 유체는 각 외측 냉각 유로를 따라 통과한 후 상기 챔버에서 합류하여 상기 내부 캐비티로 유입되는 가스 터빈.The method of claim 10,
Each of the outer cooling passages, one end is connected to the chamber formed on the top of the inner cavity,
The cooling fluid passes through each outer cooling passage, and then joins in the chamber and flows into the inner cavity. 제10항에 있어서,
상기 각 외측 냉각 유로는, 복수개의 유로가 나란하게 배열되는 가스 터빈.The method of claim 10,
Each of the outer cooling passages is a gas turbine in which a plurality of passages are arranged side by side. 제11항에 있어서,
상기 각 외측 냉각 유로는, 상기 스팬 방향을 따라 굴곡진 형태로 형성되는 가스 터빈.The method of claim 11,
Each of the outer cooling passages is a gas turbine formed in a curved shape along the span direction. 제10항에 있어서,
상기 각 외측 냉각유로는, 스팬 방향으로 지그재그로 형성되는 가스 터빈.The method of claim 10,
Each of the outer cooling passages is a gas turbine formed in a zigzag direction in the span direction. 제9항에 있어서,
상기 유입구는, 각각 상기 흡입면 측과 상기 압력면 측 외측 냉각 유로로 분기하는 가스 터빈.The method of claim 9,
The inlet, respectively, the gas turbine branching to the inlet side and the pressure side side cooling passage.
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