KR20200045817A - Ring segment and gas turbine having the same - Google Patents

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KR20200045817A KR1020180126796A KR20180126796A KR20200045817A KR 20200045817 A KR20200045817 A KR 20200045817A KR 1020180126796 A KR1020180126796 A KR 1020180126796A KR 20180126796 A KR20180126796 A KR 20180126796A KR 20200045817 A KR20200045817 A KR 20200045817A
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Abstract

A ring segment according to one embodiment of the present invention is disposed outside a tip of a turbine blade and includes: a segment main body opposite to the turbine blade; and a cooling channel which is disposed in one direction inside the segment main body and has a curve in one direction so that cooling fluid flowing therein can form a vortex. According to the embodiments of the present invention, the vortex is generated in the internal cooling channel to maximize vortex effect, thereby improving heat transfer performance and preventing the occurrence of cross flow effect.

Description

링 세그먼트 및 이를 포함하는 가스 터빈{RING SEGMENT AND GAS TURBINE HAVING THE SAME}RING SEGMENT AND GAS TURBINE HAVING THE SAME

본 발명은 링 세그먼트 및 이를 포함하는 가스 터빈에 관한 것이다.The present invention relates to a ring segment 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 portion such as a piston-cylinder, so the consumption of lubricant is extremely low, and 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 등록특허 제 10-1623303호 (명칭: 가스터빈용 블레이드 링 세그먼트)Republic of Korea Patent No. 10-1623303 (Name: Blade ring segment for gas turbine)

본 발명의 일측면은 내부 냉각 채널에 와류를 발생시켜 와류 효과의 극대화를 통해 열전달 성능을 향상시킬 수 있는 링 세그먼트 및 이를 포함하는 가스 터빈을 제공하는 것이다.One aspect of the present invention is to provide a gas turbine including a ring segment and a ring segment capable of improving heat transfer performance through maximization of a vortex effect by generating vortices in an internal cooling channel.

본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트는 터빈 블레이드의 팁 외측에 배치되는 링 세그먼트로서, 터빈 블레이드에 대향하는 세그먼트 본체; 및 세그먼트 본체 내부에 일 방향으로 배치되며, 내부를 흐르는 냉각 유체가 와류를 형성하도록 일 방향을 따라 굴곡이 형성되는 냉각 채널;을 포함한다. A ring segment according to an embodiment of the present invention is a ring segment disposed outside the tip of a turbine blade, the segment body facing the turbine blade; And a cooling channel disposed in one direction inside the segment body and having a bent along one direction so that the cooling fluid flowing therein forms a vortex.

본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트에 있어서, 냉각 채널은 소정 반경을 갖는 볼록한 곡면이 일 방향을 따라 연속적으로 배열될 수 있다. In the ring segment according to an embodiment of the present invention, the cooling channel may have convex curved surfaces having a predetermined radius continuously arranged in one direction.

본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트에 있어서, 냉각 채널은 세그먼트 본체 내부에 나선형으로 형성되는 내벽을 가질 수 있다.In the ring segment according to an embodiment of the present invention, the cooling channel may have an inner wall formed in a spiral shape inside the segment body.

본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트에 있어서, 냉각 채널은 내벽을 따라 나선형으로 배치되는 스트립을 포함할 수 있다.In the ring segment according to an embodiment of the present invention, the cooling channel may include a strip disposed in a spiral shape along the inner wall.

본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트에 있어서, 냉각 채널은 세그먼트 본체 외부에서 냉각 유체가 유입되는 복수의 유입홀; 및 냉각 유체가 냉각 채널 내부에서 세그먼트 본체의 외부로 유출되는 복수의 유출홀을 포함할 수 있다. In the ring segment according to an embodiment of the present invention, the cooling channel includes a plurality of inlet holes through which cooling fluid flows from outside the segment body; And a plurality of outlet holes through which the cooling fluid flows out of the segment body from inside the cooling channel.

본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트에 있어서, 복수의 유입홀 및 유출홀은 각각 냉각 채널의 일 방향을 따라서 일렬로 배열될 수 있다. In the ring segment according to an embodiment of the present invention, the plurality of inlet holes and outlet holes may be arranged in a line along one direction of the cooling channel, respectively.

본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트에 있어서, 유입홀이 이루는 열과 유출홀이 이루는 열은 냉각 채널 내부에서 서로 대향하여 배치될 수 있다. In the ring segment according to an embodiment of the present invention, heat formed by the inlet hole and heat formed by the outlet hole may be disposed to face each other in the cooling channel.

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 경로를 둘러싸는 링 세그먼트와, 연소 가스 경로 상에서 연소 가스를 가이드하는 터빈 베인과, 연소 가스 경로 상에서 연소 가스에 의해 회전하는 터빈 블레이드를 구비하는 터빈;을 포함한다. 여기서, 링 세그먼트는 터빈 블레이드의 팁 외측에 배치되며, 터빈 블레이드에 대향하는 세그먼트 본체; 및 세그먼트 본체 내부에 일 방향으로 배치되며, 냉각 유체가 와류를 형성하도록 일 방향을 따라 굴곡이 형성되는 냉각 채널;을 포함한다.Gas turbine according to an embodiment of the present invention includes a compressor for compressing the incoming air; A combustor that mixes and compresses compressed air and fuel from the compressor; And a ring segment surrounding the combustion gas path through which the combustion gas passes, a turbine vane guiding the combustion gas on the combustion gas path, and a turbine rotating by the combustion gas on the combustion gas path. It includes; a turbine having a blade. Here, the ring segment is disposed outside the tip of the turbine blade, the segment body facing the turbine blade; And a cooling channel disposed in one direction inside the segment body and having a bent along one direction so that the cooling fluid forms a vortex.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 터빈 베인은 리딩 에지와 트레일링 에지가 형성된 에어포일; 및 에어포일 양단에 배치되어 에어포일을 지지하는 내측 및 외측 슈라우드;를 포함한다. 여기서, 외측 슈라우드는, 외측 슈라우드 내부에 일 방향으로 배치되며, 냉각 유체가 와류를 형성하도록 일 방향을 따라 굴곡이 형성되는 냉각 채널;을 포함할 수 있다.In a gas turbine according to an embodiment of the present invention, the turbine vane includes an airfoil having a leading edge and a trailing edge; And inner and outer shrouds disposed at both ends of the air foil to support the air foil. Here, the outer shroud may be disposed inside the outer shroud in one direction, and cooling channels in which bending is formed along one direction so that the cooling fluid forms a vortex.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 냉각 채널은 소정 반경을 갖는 볼록한 곡면이 일 방향을 따라 연속적으로 배열될 수 있다. In the gas turbine according to the embodiment of the present invention, the cooling channel may have convex curved surfaces having a predetermined radius continuously arranged in one direction.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 냉각 채널은 세그먼트 본체 내부에 나선형으로 형성되는 내벽을 가질 수 있다. In the gas turbine according to the embodiment of the present invention, the cooling channel may have an inner wall helically formed inside the segment body.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 냉각 채널은 내벽을 따라 나선형으로 배치되는 스트립을 포함할 수 있다.In the gas turbine according to the embodiment of the present invention, the cooling channel may include a strip disposed in a spiral shape along the inner wall.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 냉각 채널은 세그먼트 본체 외부에서 냉각 유체가 유입되는 복수의 유입홀; 및 냉각 유체가 냉각 채널 내부에서 세그먼트 본체의 외부로 유출되는 복수의 유출홀을 포함할 수 있다. In a gas turbine according to an embodiment of the present invention, the cooling channel includes a plurality of inlet holes through which cooling fluid flows from outside the segment body; And a plurality of outlet holes through which the cooling fluid flows out of the segment body from inside the cooling channel.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 복수의 유입홀 및 유출홀은 각각 냉각 채널의 일 방향을 따라서 일렬로 배열될 수 있다. In the gas turbine according to the embodiment of the present invention, the plurality of inlet holes and outlet holes may be arranged in a line along one direction of the cooling channel, respectively.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 유입홀이 이루는 열과 유출홀이 이루는 열은 냉각 채널 내부에서 서로 대향하여 배치될 수 있다. In the gas turbine according to an embodiment of the present invention, heat formed by the inlet hole and heat formed by the outlet hole may be disposed to face each other in the cooling channel.

본 발명의 실시예들에 따르면 내부 냉각 채널에 와류를 발생시켜 와류 효과의 극대화를 통해 열전달 성능을 향상시킬 수 있으며, 직교류 효과(Cross flow effect)가 발생하는 것을 방지할 수 있다. According to embodiments of the present invention, by generating a vortex in the internal cooling channel, the heat transfer performance can be improved by maximizing the vortex effect, and a cross flow effect can be prevented from occurring.

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 도 2의 A 영역을 확대한 도면이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트의 일부를 절단하여 나타내는 도면이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 베인의 일부를 절단하여 나타내는 도면이다.
도 6 내지 도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트 또는 터빈 베인에 형성된 냉각 채널의 다양한 변형예를 나타내는 도면이다.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 an enlarged view of area A of FIG. 2.
4 is a view showing a portion of a ring segment according to an embodiment of the present invention.
5 is a view showing a portion of a turbine vane cut according to an embodiment of the present invention.
6 to 9 are views showing various modifications of cooling channels formed in a ring segment or a turbine vane according to an embodiment of the present invention.

이하에서는 도면을 참조하면서 본 발명에 따른 링 세그먼트 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 ring segment 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, the same components in the accompanying drawings are indicated 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 디스크를 축방향으로 결합하는 센터 타이로드를 통해 다단으로 배열된다. 터빈 로터 디스크는 방사상으로 배치되는 복수 개의 터빈 블레이드(300)를 포함한다. 터빈 블레이드(300)는 도브테일 등의 방식으로 터빈 로터 디스크에 결합될 수 있다. 아울러, 터빈 블레이드(300)의 사이에도 하우징에 고정되는 터빈 베인(200)이 구비되어, 터빈 블레이드(300)를 통과한 연소 가스의 흐름 방향을 가이드하게 된다.The turbine 30 is arranged in multiple stages through a center tie rod that axially couples the turbine rotor disk. The turbine rotor disk includes a plurality of turbine blades 300 arranged radially. The turbine blade 300 may be coupled to the turbine rotor disk in a dovetail or the like manner. In addition, a turbine vane 200 fixed to the housing is provided between the turbine blades 300 to guide the flow direction of the combustion gas passing through the turbine blades 300.

도 2에 도시된 바와 같이, 터빈(30)은 터빈 베인(200)과 터빈 블레이드(300)가 가스 터빈(1)의 축 방향을 따라 n개씩 교대로 배열될 수 있다. 고온의 연소가스는 축 방향을 따라 터빈 베인(200) 및 터빈 블레이드(300)를 통과하고 터빈 블레이드(300)를 회전시킨다.As shown in FIG. 2, the turbine 30 may include turbine vanes 200 and turbine blades 300 alternately arranged in the n direction along the axial direction of the gas turbine 1. The hot combustion gas passes through the turbine vane 200 and the turbine blade 300 along the axial direction and rotates the turbine blade 300.

도 3은 도 2의 A 영역을 확대한 도면이며, 도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트의 일부를 절단하여 나타내는 도면이고, 도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 베인의 일부를 절단하여 나타내는 도면이다.3 is an enlarged view of area A of FIG. 2, FIG. 4 is a view showing a portion of a ring segment according to an embodiment of the present invention, and FIG. 5 is a turbine vane according to an embodiment of the present invention. It is a figure which shows a part by cutting.

도 3 내지 도 5를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트는 세그먼트 본체(110) 및 냉각 채널(120)을 포함한다.3 to 5, a ring segment according to an embodiment of the present invention includes a segment body 110 and a cooling channel 120.

링 세그먼트(100)는 터빈 블레이드(300)의 팁 외측에 배치되며, 터빈(30)에서 연소 가스가 지나는 경로를 형성하며 고온 고압의 연소 가스가 누설되는 것을 방지한다. The ring segment 100 is disposed outside the tip of the turbine blade 300, forms a path through which the combustion gas passes in the turbine 30 and prevents high temperature and high pressure combustion gas from leaking.

링 세그먼트(100)는 터빈 블레이드(300)를 수용하는 터빈 케이싱 내에 설치되어 회전하는 터빈 블레이드(300)의 외곽을 둘러싸도록 위치하고, 이 때 케이싱의 내부 공간에 대향하는 링 세그먼트(100)의 일면은 고온 고압의 연소 가스에 노출되어 높은 열부하가 발생될 수 있고, 열부하에 의해 블레이드 링 세그먼트의 파손이 발생할 수 있다. 이러한 링 세그먼트(100)는 열부하에 의한 파손을 방지하기 위해 복수의 냉각 채널이 내부에 형성된다.The ring segment 100 is installed in a turbine casing that accommodates the turbine blade 300 and is positioned to surround the outer periphery of the rotating turbine blade 300, wherein one surface of the ring segment 100 facing the inner space of the casing is A high heat load may be generated by exposure to high-temperature and high-pressure combustion gas, and the blade ring segment may be damaged by the heat load. The ring segment 100 has a plurality of cooling channels formed therein to prevent damage due to thermal load.

도 4에 도시된 바와 같이, 세그먼트 본체(110)는 터빈 블레이드(300)에 대향하며, 일면이 연소 가스가 지나는 경로를 형성하며 연소 가스에 노출된다. 세그먼트 본체(110)의 타면에는 케이싱(400)과 결합하도록 후크부(130)이 형성되어 있다.As shown in FIG. 4, the segment body 110 faces the turbine blade 300, and one side forms a path through which the combustion gas passes and is exposed to the combustion gas. A hook portion 130 is formed on the other surface of the segment body 110 to engage the casing 400.

냉각 채널(120)은 세그먼트 본체(110) 내부에 일 방향으로 배치되며, 내부를 흐르는 냉각 유체가 와류를 형성하도록 일 방향을 따라 굴곡이 형성될 수 있다. The cooling channel 120 is disposed in one direction inside the segment body 110, and a curve may be formed along one direction so that the cooling fluid flowing therein forms a vortex.

냉각 채널(120)은 링 세그먼트(100)뿐 아니라 도 5에 도시된 바와 같이, 터빈 베인(200)에서 형성될 수 있다. 터빈 베인(200)은 에어포일(210) 및 내측 및 외측 슈라우드(212, 214)를 포함한다. The cooling channel 120 may be formed in the turbine vane 200, as shown in FIG. 5, as well as the ring segment 100. The turbine vane 200 includes an airfoil 210 and inner and outer shrouds 212 and 214.

에어포일(210)은 리딩 에지(2101)와 트레일링 에지(2102)가 형성되어 있으며, 리딩 에지(2101)는 에어포일(210)에서 유동하는 유체를 맞이하는 앞 부분의 끝단을 의미하며, 트레일링 에지(2102)는 에어포일(210)의 뒷 부분의 끝단을 의미한다. 에어포일(210)은 리딩 에지(2101) 및 트레일링 에지(2102)를 연결하여 형성되는 압력면(pressure side)과 흡입면(suction side)를 구비하며, 유동하는 유체는 압력면에 압력을 가한다.The airfoil 210 is formed with a leading edge 2101 and a trailing edge 2102, and the leading edge 2101 refers to the end of the front portion that receives the fluid flowing in the airfoil 210, and the trail The ring edge 2102 means the end of the rear portion of the airfoil 210. The airfoil 210 has a pressure side and a suction side formed by connecting the leading edge 2101 and the trailing edge 2102, and the flowing fluid exerts pressure on the pressure side. do.

내측 및 외측 슈라우드(212, 214)는 에어포일(210) 양단에 배치되어 에어포일(210)을 지지하며, 각각 플랫폼부 및 루트부를 포함할 수 있다. 터빈 베인(200)은 내측 슈라우드(212)가 가스 터빈의 내측 회전축을 향하는 방향으로, 외측 슈라우드(214)가 가스 터빈의 외부를 향하는 방향으로 배치된다. The inner and outer shrouds 212 and 214 are disposed at both ends of the air foil 210 to support the air foil 210, and may include a platform portion and a root portion, respectively. The turbine vane 200 is arranged such that the inner shroud 212 faces the inner rotational axis of the gas turbine, and the outer shroud 214 faces the outside of the gas turbine.

외측 슈라우드(214)의 플랫폼부(2141)는 판면이 에어포일(210)을 향하도록 판상으로 형성되며, 루트부(2142)는 플랫폼부(2141)의 외측 판면, 즉 에어포일(110)과 접하는 판면의 반대면 상에 배치되며, 플랫폼부(2141)로부터 외측으로 연장형성된다.The platform portion 2141 of the outer shroud 214 is formed in a plate shape so that the plate surface faces the air foil 210, and the root portion 2142 is in contact with the outer plate surface of the platform portion 2141, that is, the air foil 110 It is disposed on the opposite side of the plate surface, and extends outwardly from the platform portion 2141.

냉각 유체는 압축기(10)에서 연결된 외부 냉각 유로(미도시)를 따라 터빈 케이싱을 통해 외측 슈라우드로 유입될 수 있는데, 이 때 내부에 형성된 냉각 채널(220)을 지나면서 터빈 베인(200)을 냉각할 수 있다.Cooling fluid may be introduced into the outer shroud through a turbine casing along an external cooling flow path (not shown) connected from the compressor 10, wherein the turbine vane 200 is cooled while passing through the cooling channel 220 formed therein. can do.

도 6 내지 도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트 또는 터빈 베인에 형성된 냉각 채널의 다양한 변형예를 나타내는 도면이다.6 to 9 are views showing various modifications of cooling channels formed in a ring segment or a turbine vane according to an embodiment of the present invention.

냉각 채널(120)은 세그먼트 본체(110) 외부에서 냉각 유체가 유입되는 복수의 유입홀(122); 및 냉각 유체가 냉각 채널 내부에서 세그먼트 본체(110)의 외부로 유출되는 복수의 유출홀(124)을 포함할 수 있다. The cooling channel 120 includes a plurality of inlet holes 122 through which cooling fluid flows from outside the segment body 110; And a plurality of outlet holes 124 through which the cooling fluid flows out of the segment body 110 inside the cooling channel.

복수의 유입홀(122) 및 유출홀(124)은 각각 냉각 채널(120)의 연장 방향을 따라서 일렬로 배열될 수 있으며, 유입홀(122)이 이루는 열과 유출홀(124)이 이루는 열은 냉각 채널(120) 내부에서 서로 대향하여 배치될 수 있다.The plurality of inlet holes 122 and outlet holes 124 may be arranged in a line along the extending direction of the cooling channel 120, respectively, and the heat formed by the inlet hole 122 and the heat formed by the outlet hole 124 are cooled. The channels 120 may be disposed to face each other.

냉각 유체는 외부에서 유입홀(122)을 통해 냉각 채널(120)로 유입되어 냉각 채널(120)의 구조에 의해 와류가 형성되면서 냉각 채널(120)을 지나고, 유출홀(124)을 통해 빠져 나간다. The cooling fluid flows into the cooling channel 120 through the inlet hole 122 from the outside, passes through the cooling channel 120 as a vortex is formed by the structure of the cooling channel 120, and exits through the outlet hole 124. .

와류를 발생시킴으로써 냉각 채널(120) 내에 열전달 성능을 향상시킬 수 있다. 와류가 생성되지 않으면, 냉각 채널(120)을 흐르는 냉각 유체에서 흐름이 서로 직각이 이루어 교차하면서 흐르는 직교류 효과(Cross flow effect)가 발생하면서 유체의 흐름이 원활히 이루어지지 않을 수 있다. The heat transfer performance in the cooling channel 120 may be improved by generating a vortex. If the vortex is not generated, the flow of the fluid may not be smoothly generated while the flow of the cooling fluid flowing through the cooling channel 120 is perpendicular to each other and cross flow effect occurs.

냉각 채널(120)은 소정 반경을 갖는 볼록한 곡면이 일 방향을 따라 연속적으로 배열되는 형태(120a)로 형성될 수 있다. 즉, 냉각 채널(120a)은 도 6에 도시된 바와 같이 구형(球形)이 냉각 채널의 연장방향으로 중첩되면서 배열되는 형태로 형성될 수 있다. The cooling channel 120 may be formed in a form 120a in which convex curved surfaces having a predetermined radius are continuously arranged along one direction. That is, the cooling channel 120a may be formed in a shape in which spherical shapes are arranged while overlapping in the extending direction of the cooling channel, as shown in FIG. 6.

이 때, 각각의 유입홀(122) 및 유출홀(124)은 각 구형의 볼록한 곡면마다 한 쌍이 대향하여 배치되어, 냉각 유체가 유입홀(122)로 유입된 후 볼록한 곡면에 의해 와류를 형성한 후 유출홀(124)를 통해 빠져나갈 수 있다.At this time, a pair of each inlet hole 122 and outlet hole 124 is disposed to face each convex curved surface of the rectangle, and after cooling fluid flows into the inlet hole 122, a vortex is formed by the convex curved surface. After that, it can be escaped through the outlet hole 124.

또는, 도 7에 도시된 바와 같이 세그먼트 본체(110) 내부에 나선형으로 형성되는 내벽을 갖는 형태(120b)로 형성될 수 있다. 이 때 각각의 유입홀(122) 및 유출홀(124)은 각 나선형의 볼록한 곡면마다 한 쌍이 대향하여 배치되어, 냉각 유체가 유입홀(122)로 유입된 후 볼록한 곡면에 의해 와류를 형성한 후 유출홀(124)를 통해 빠져나갈 수 있다.Alternatively, as shown in FIG. 7, the segment body 110 may be formed in a shape 120b having an inner wall formed in a spiral shape. At this time, a pair of each inlet hole 122 and outlet hole 124 is disposed opposite to each convex curved surface, and after cooling fluid flows into the inlet hole 122, after forming a vortex by the convex curved surface It can exit through the outlet hole 124.

또한, 냉각 채널(120)은 도 8에 도시된 바와 같이 원통형 내벽을 따라 나선형으로 배치되는 스트립(126a)을 포함하는 형태(120c)로 형성되거나, 도 9에 도시된 바와 같이 원통형 내벽에 나선형 홈(126b)이 형성된 형태(120d)로 형성될 수 있다. Further, the cooling channel 120 is formed in a shape 120c including a strip 126a that is spirally disposed along the cylindrical inner wall as shown in FIG. 8, or a helical groove in the cylindrical inner wall as shown in FIG. (126b) may be formed in the form (120d) is formed.

이 때 각각의 유입홀(122) 및 유출홀(124)은 스트립(126a)과 스트립 사이, 또는 나선형 홈(126b)와 나선형 홈 사이에 한 쌍이 대향하여 배치되어, 냉각 유체가 유입홀(122)로 유입된 후 볼록한 곡면에 의해 와류를 형성한 후 유출홀(124)를 통해 빠져나갈 수 있다.At this time, each of the inlet hole 122 and the outlet hole 124 is disposed between the strip 126a and the strip, or between the spiral groove 126b and the spiral groove facing each other, the cooling fluid is the inlet hole 122 After flowing into the vortex may be formed by a convex curved surface and then exit through the outlet hole 124.

냉각 채널(120)은 이와 같이 다양한 형태로 변형되어, 채널 내부에서 와류를 발생킴으로써 터빈(30)의 구성요소들을 효율적으로 냉각시킬 수 있다. The cooling channel 120 may be modified in various ways as described above, thereby efficiently cooling components of the turbine 30 by generating vortices inside the channel.

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 : 링 세그먼트 110 : 세그먼트 본체
120 : 냉각 채널 122 : 유입홀
124 : 유출홀 300 : 터빈 블레이드
400 : 케이싱1: gas turbine 10: compressor
20: combustor 30: turbine
100: ring segment 110: segment body
120: cooling channel 122: inlet hole
124: outlet hole 300: turbine blade
400: casing

Claims (15)

터빈 블레이드의 팁 외측에 배치되는 링 세그먼트로서,
상기 터빈 블레이드에 대향하는 세그먼트 본체; 및
상기 세그먼트 본체 내부에 일 방향으로 배치되며, 내부를 흐르는 냉각 유체가 와류를 형성하도록 일 방향을 따라 굴곡이 형성되는 냉각 채널;을 포함하는 링 세그먼트.A ring segment disposed outside the tip of the turbine blade,
A segment body facing the turbine blade; And
A ring segment including; a cooling channel disposed in one direction inside the segment body and having a bent along one direction so that cooling fluid flowing therein forms a vortex. 제1항에 있어서,
상기 냉각 채널은,
소정 반경을 갖는 볼록한 곡면이 일 방향을 따라 연속적으로 배열되는 링 세그먼트.According to claim 1,
The cooling channel,
A ring segment in which convex curved surfaces having a predetermined radius are continuously arranged along one direction. 제1항에 있어서,
상기 냉각 채널은
상기 세그먼트 본체 내부에 나선형으로 형성되는 내벽을 갖는 링 세그먼트.According to claim 1,
The cooling channel
A ring segment having an inner wall helically formed inside the segment body. 제1항에 있어서,
상기 냉각 채널은,
내벽을 따라 나선형으로 배치되는 스트립을 포함하는 링 세그먼트.According to claim 1,
The cooling channel,
A ring segment comprising a strip arranged in a spiral along the inner wall. 제2항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 냉각 채널은,
상기 세그먼트 본체 외부에서 냉각 유체가 유입되는 복수의 유입홀; 및
상기 냉각 유체가 상기 냉각 채널 내부에서 상기 세그먼트 본체의 외부로 유출되는 복수의 유출홀을 포함하는 링 세그먼트.The method according to any one of claims 2 to 4,
The cooling channel,
A plurality of inlet holes through which cooling fluid flows from outside the segment body; And
A ring segment including a plurality of outlet holes through which the cooling fluid flows out of the segment body inside the cooling channel. 제5항에 있어서,
상기 복수의 유입홀 및 유출홀은,
각각 냉각 채널의 일 방향을 따라서 일렬로 배열되는 링 세그먼트.The method of claim 5,
The plurality of inlet and outlet holes,
Ring segments each arranged in a line along one direction of the cooling channel. 제6항에 있어서,
상기 유입홀이 이루는 열과 상기 유출홀이 이루는 열은 상기 냉각 채널 내부에서 서로 대향하여 배치되는 링 세그먼트.The method of claim 6,
The heat formed by the inlet hole and the heat formed by the outlet hole are ring segments arranged to face each other in the cooling channel. 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 경로를 둘러싸는 링 세그먼트와, 상기 연소 가스 경로 상에서 연소 가스를 가이드하는 터빈 베인과, 상기 연소 가스 경로 상에서 상기 연소 가스에 의해 회전하는 터빈 블레이드를 구비하는 터빈;을 포함하고,
상기 링 세그먼트는,
상기 터빈 블레이드의 팁 외측에 배치되며,
상기 터빈 블레이드에 대향하는 세그먼트 본체; 및
상기 세그먼트 본체 내부에 일 방향으로 배치되며, 냉각 유체가 와류를 형성하도록 일 방향을 따라 굴곡이 형성되는 냉각 채널;을 포함하는 가스 터빈.A compressor that compresses the incoming air;
A combustor mixing and combusting compressed air and fuel from the compressor; And
A ring segment surrounding the combustion gas path through which the combustion gas passes, the turbine vane guiding the combustion gas on the combustion gas path, and the combustion gas on the combustion gas path Turbine having a turbine blade rotating by; includes,
The ring segment,
Disposed outside the tip of the turbine blade,
A segment body facing the turbine blade; And
Gas turbine including a; disposed in one direction inside the segment body, the cooling channel is formed with a bend in one direction so that the cooling fluid forms a vortex. 제8항에 있어서,
상기 터빈 베인은,
리딩 에지와 트레일링 에지가 형성된 에어포일; 및
상기 에어포일 양단에 배치되어 에어포일을 지지하는 내측 및 외측 슈라우드;를 포함하고,
상기 외측 슈라우드는,
상기 외측 슈라우드 내부에 일 방향으로 배치되며, 냉각 유체가 와류를 형성하도록 일 방향을 따라 굴곡이 형성되는 냉각 채널;을 포함하는 가스 터빈.The method of claim 8,
The turbine vane,
An airfoil formed with a leading edge and a trailing edge; And
It is disposed on both ends of the air foil to support the air foil inner and outer shroud; includes,
The outer shroud,
Gas turbine including a; disposed in one direction inside the outer shroud, the cooling channel is formed with a bend along one direction so that the cooling fluid forms a vortex. 제9항에 있어서,
상기 냉각 채널은
소정 반경을 갖는 볼록한 곡면이 일 방향을 따라 연속적으로 배열되는 가스 터빈.The method of claim 9,
The cooling channel
A gas turbine in which convex curved surfaces having a predetermined radius are continuously arranged along one direction. 제9항에 있어서,
상기 냉각 채널은,
상기 세그먼트 본체 내부에 나선형으로 형성되는 내벽을 갖는 가스 터빈.The method of claim 9,
The cooling channel,
A gas turbine having an inner wall helically formed inside the segment body. 제9항에 있어서,
상기 냉각 채널은,
내벽을 따라 나선형으로 배치되는 스트립을 포함하는 가스 터빈.The method of claim 9,
The cooling channel,
Gas turbine comprising a strip arranged in a spiral along the inner wall. 제8항 내지 제12항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 냉각 채널은,
상기 세그먼트 본체 외부에서 냉각 유체가 유입되는 복수의 유입홀; 및
상기 냉각 유체가 상기 냉각 채널 내부에서 상기 세그먼트 본체의 외부로 유출되는 복수의 유출홀을 포함하는 가스 터빈.The method according to any one of claims 8 to 12,
The cooling channel,
A plurality of inlet holes through which cooling fluid flows from outside the segment body; And
A gas turbine including a plurality of outlet holes through which the cooling fluid flows out of the segment body inside the cooling channel. 제13항에 있어서,
상기 복수의 유입홀 및 유출홀은,
각각 냉각 채널의 일 방향을 따라서 일렬로 배열되는 가스 터빈.The method of claim 13,
The plurality of inlet and outlet holes,
Gas turbines each arranged in a line along one direction of the cooling channel. 제14항에 있어서,
상기 유입홀이 이루는 열과 상기 유출홀이 이루는 열은 상기 냉각 채널 내부에서 서로 대향하여 배치되는 가스 터빈.The method of claim 14,
The gas formed by the inlet hole and the heat formed by the outlet hole are gas turbines disposed to face each other in the cooling channel.
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