KR20210120515A - Method of forming a secondary structure on a single crystal structure - Google Patents

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Abstract

A method for forming a secondary structure on a single crystal structure according to the present invention comprises steps of: setting a virtual region to form a secondary structure on a single crystal structure; forming a heat dissipation unit including a plurality of heat dissipation fins radially extending around a virtual region set on a single crystal structure; and forming a secondary structure in the virtual area, and removing the heat dissipation unit. An object of the present invention is to provide the method capable of stably forming a secondary structure without thermal shock on a single crystal structure such as a turbine blade.

Description

단결정 조직 상의 2차 구조물 형성 방법{METHOD OF FORMING A SECONDARY STRUCTURE ON A SINGLE CRYSTAL STRUCTURE}Method of forming a secondary structure on a single crystal structure {METHOD OF FORMING A SECONDARY STRUCTURE ON A SINGLE CRYSTAL STRUCTURE}

본 발명은 단결정 조직 상의 2차 구조물 형성 방법에 관한 것으로, 보다 상세하게는 터빈 블레이드와 같은 단결정 조직 상에 2차 구조물을 안정적으로 형성하는 방법에 관한 것이다.The present invention relates to a method for forming a secondary structure on a single crystal structure, and more particularly, to a method for stably forming a secondary structure on a single crystal structure such as a turbine blade.

발전용 설비에 사용되는 터빈 블레이드는 증기 또는 공기의 유체 에너지를 기계적 에너지로 전환시키는 중요 부품으로, 고온의 유체 유동 환경에 지속적으로 노출된다. 따라서, 상기 터빈 블레이드의 소재로서 산화, 크리프, 피로, 부식 및 파손에 대한 높은 저항성을 가진 소재가 요구되는데, 1980년대에 개발된 단결정(single crystal) 초내열 합금이 널리 사용되며 이에 대한 연구가 지속적으로 진행되고 있다.Turbine blades used in power generation facilities are important parts that convert fluid energy of steam or air into mechanical energy, and are continuously exposed to high temperature fluid flow environment. Therefore, a material with high resistance to oxidation, creep, fatigue, corrosion and breakage is required as a material for the turbine blade. A single crystal superheat-resistant alloy developed in the 1980s is widely used and research on it is continued. is proceeding with

한편, 터빈 블레이드의 진동 특성을 개선하거나 또는 터빈 블레이드의 강성을 증가시키는 등의 목적을 위하여, 터빈 블레이드 상에 2차 구조물을 추가로 형성해야 하는 경우가 있다. 이 때, 2차 구조물을 형성하는 방법으로는, 적층 가공(Additive Manufacturing, AM) 공정 등을 이용해 터빈 블레이드 상에 2차 구조물을 직접 형성하는 방법과, 경납땜(Brazing) 등의 용접 공정을 이용하여 미리 제작된 2차 구조물을 터빈 블레이드에 부착하는 방법이 있다. 2차 구조물을 터빈 블레이드에 부착하는 방법의 경우 용접 부위가 상대적으로 취약해질 수 밖에 없기 때문에, 터빈 블레이드 상에 2차 구조물을 직접 형성하는 것이 바람직하다.On the other hand, for the purpose of improving the vibration characteristics of the turbine blade or increasing the rigidity of the turbine blade, in some cases, it is necessary to additionally form a secondary structure on the turbine blade. In this case, as a method of forming the secondary structure, a method of directly forming the secondary structure on the turbine blade using an additive manufacturing (AM) process, etc., and a welding process such as brazing are used. There is a method of attaching a pre-fabricated secondary structure to the turbine blade. In the case of the method of attaching the secondary structure to the turbine blade, since the welding portion is inevitably relatively weak, it is preferable to directly form the secondary structure on the turbine blade.

그런데, 터빈 블레이드 상에 2차 구조물을 직접 형성하는 경우에도, 고에너지 레이저가 터빈 블레이드 표면에 인접하게 조사되므로, 터빈 블레이드 표면에 열 충격이 가해질 수 있다. 이러한 열 충격은 터빈 블레이드의 물리적 특성들을 변화시킬 수 있고, 터빈 엔진의 성능을 저하시킬 수 있다. 따라서, 터빈 블레이드와 같은 단결정 조직 상에 열 충격 없이 2차 구조물을 안정적으로 형성할 수 있는 방법이 요구된다.However, even when the secondary structure is directly formed on the turbine blade, since the high energy laser is irradiated adjacent to the turbine blade surface, thermal shock may be applied to the turbine blade surface. This thermal shock can change the physical properties of the turbine blades and can degrade the performance of the turbine engine. Accordingly, there is a need for a method capable of stably forming a secondary structure without thermal shock on a single crystal structure such as a turbine blade.

미국등록특허 제8,884,182호(2014.11.11. 등록)US Patent No. 8,884,182 (Registered on November 11, 2014)

본 발명의 과제는 터빈 블레이드와 같은 단결정 조직 상에 열 충격 없이 안정적으로 2차 구조물을 형성할 수 있는 방법을 제공하는 데 있다.An object of the present invention is to provide a method capable of stably forming a secondary structure without thermal shock on a single crystal structure such as a turbine blade.

다만, 본 발명이 해결하고자 하는 과제가 상술한 과제에 한정되는 것은 아니며, 본 발명의 사상 및 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 다양하게 확장될 수 있을 것이다.However, the problems to be solved by the present invention are not limited to the above problems, and may be variously expanded within the scope without departing from the spirit and scope of the present invention.

상술한 본 발명의 과제를 달성하기 위하여, 예시적인 실시예들에 따른 단결정 조직 상의 2차 구조물 형성 방법은, 단결정 조직 상에 2차 구조물을 형성할 가상의 영역을 설정하는 단계, 상기 단결정 조직 상에 상기 설정된 가상의 영역을 중심으로 방사상으로 연장되는 복수 개의 방열핀들을 포함하는 방열부를 형성하는 단계, 상기 가상의 영역에 2차 구조물을 형성하는 단계, 및 상기 방열부를 제거하는 단계를 포함한다.In order to achieve the above object of the present invention, a method for forming a secondary structure on a single crystal structure according to exemplary embodiments includes setting a virtual region in which a secondary structure is to be formed on a single crystal structure, on the single crystal structure and forming a heat dissipation unit including a plurality of heat dissipation fins extending radially around the set virtual area, forming a secondary structure in the virtual area, and removing the heat dissipation unit.

예시적인 실시예들에 있어서, 상기 2차 구조물을 형성하는 단계는 적층 공정(Additive Manufacturing)을 통해 수행될 수 있다.In example embodiments, the forming of the secondary structure may be performed through an additive manufacturing process.

예시적인 실시예들에 있어서, 상기 적층 공정은 선택적 레이저 소결(Selective Laser Sintering), 선택적 레이저 용해(Selective Laser Melting), 전자빔 용해(Electron Beam Melting), 직접 에너지 적층(Direct Energy Deposition), 용융 적층 모델링(Fused Deposition Modeling) 중에서 선택된 하나의 공정일 수 있다.In example embodiments, the deposition process includes selective laser sintering, selective laser melting, electron beam melting, direct energy deposition, and melt deposition modeling. It may be one process selected from (Fused Deposition Modeling).

예시적인 실시예들에 있어서, 상기 방열부는 상기 2차 구조물보다 녹는점이 더 낮은 소재로 형성될 수 있다.In example embodiments, the heat dissipation unit may be formed of a material having a lower melting point than the secondary structure.

예시적인 실시예들에 있어서, 상기 방열부를 제거하는 단계는, 상기 방열부를 가열하여 상기 방열부를 선택적으로 용융시키는 단계를 포함할 수 있다.In example embodiments, the removing of the heat dissipating part may include heating the heat dissipating part to selectively melt the heat dissipating part.

예시적인 실시예들에 있어서, 상기 방열부는 구리를 포함할 수 있다.In example embodiments, the heat dissipation unit may include copper.

예시적인 실시예들에 있어서, 상기 방열핀은, 상기 가상의 영역으로부터 연장되는 길이가 그 폭보다 더 길고, 상기 방열핀의 폭은 0.2mm 이상일 수 있다.In example embodiments, a length extending from the virtual region of the heat dissipation fin may be longer than a width thereof, and a width of the heat dissipation fin may be 0.2 mm or more.

예시적인 실시예들에 있어서, 상기 방열부를 형성하는 단계는, 상기 가상의 영역을 중심으로 방사상으로 연장되는 복수 개의 제1 방열핀들을 형성하는 단계, 및 상기 제1 방열핀들 각각에서 측 방향으로 연장되는 복수 개의 제2 방열핀들을 형성하는 단계를 포함할 수 있다.In example embodiments, the forming of the heat dissipation part includes forming a plurality of first heat dissipation fins extending radially around the virtual area, and extending laterally from each of the first heat dissipation fins. It may include forming a plurality of second heat dissipation fins.

예시적인 실시예들에 있어서, 상기 방열부를 형성하는 단계는, 상기 제2 방열핀들 각각에서 측방향으로 연장되는 복수 개의 제3 방열핀들을 형성하는 단계를 더 포함할 수 있다.In example embodiments, the forming of the heat dissipation part may further include forming a plurality of third heat dissipation fins extending laterally from each of the second heat dissipation fins.

예시적인 실시예들에 있어서, 상기 단결정 조직은 가스 터빈의 터빈 블레이드일 수 있다.In exemplary embodiments, the single crystal structure may be a turbine blade of a gas turbine.

본 발명의 예시적인 실시예들에 따른 단결정 조직 상의 2차 구조물 형성 방법은, 제거가 용이한 방열부를 미리 형성한 이후에 2차 구조물을 형성하기 때문에, 2차 구조물을 형성하는 과정에서 발생하는 열이 외부로 효과적으로 발산될 수 있다. 이에 따라, 단결정 조직 상에 2차 구조물을 형성할 때, 단결정 조직에 가해지는 열 충격을 최소화할 수 있다.In the method for forming a secondary structure on a single crystal structure according to exemplary embodiments of the present invention, since the secondary structure is formed after a heat dissipation unit that is easy to remove is formed in advance, heat generated in the process of forming the secondary structure This can be effectively radiated to the outside. Accordingly, when the secondary structure is formed on the single crystal structure, it is possible to minimize the thermal shock applied to the single crystal structure.

도 1은 가스 터빈의 개략적인 구조를 나타낸 단면도이다.
도 2는 도 1의 터빈 로터 디스크와 터빈 블레이드를 나타내는 사시도이다.
도 3은 본 발명에 따른 단결정 조직 상의 2차 구조물 형성 방법의 단계들을 설명하기 위한 순서도이다.
도 4 내지 도 8은 도 3의 단계들을 나타내는 도면들이다.
도 9는 방열부의 다른 형태를 나타내는 도면이다.
도 10은 방열부의 또 다른 형태를 나타내는 도면이다.1 is a cross-sectional view showing a schematic structure of a gas turbine.
FIG. 2 is a perspective view illustrating the turbine rotor disk and the turbine blade of FIG. 1 .
3 is a flowchart for explaining the steps of the method for forming a secondary structure on a single crystal structure according to the present invention.
4 to 8 are diagrams illustrating the steps of FIG. 3 .
9 is a view showing another form of a heat dissipation unit.
10 is a diagram illustrating another form of a heat dissipation unit.

본문에 개시되어 있는 본 발명의 실시예들에 대해서, 특정한 구조적 내지 기능적 설명들은 단지 본 발명의 실시예를 설명하기 위한 목적으로 예시된 것으로, 본 발명의 실시예들은 다양한 형태로 실시될 수 있으며 본문에 설명된 실시예들에 한정되는 것으로 해석되어서는 아니 된다.With respect to the embodiments of the present invention disclosed in the text, specific structural or functional descriptions are only exemplified for the purpose of describing the embodiments of the present invention, and the embodiments of the present invention may be embodied in various forms. It should not be construed as being limited to the embodiments described in .

본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 형태를 가질 수 있는바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 본문에 상세하게 설명하고자 한다. 그러나 이는 본 발명을 특정한 개시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.Since the present invention can have various changes and can have various forms, specific embodiments are illustrated in the drawings and described in detail in the text. However, this is not intended to limit the present invention to the specific disclosed form, it should be understood to include all modifications, equivalents and substitutes included in the spirit and scope of the present invention.

제1, 제2 등의 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소들은 상기 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로 사용될 수 있다. 예를 들어, 본 발명의 권리 범위로부터 이탈되지 않은 채 제1 구성요소는 제2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제2 구성요소도 제1 구성요소로 명명될 수 있다.Terms such as first, second, etc. may be used to describe various elements, but the elements should not be limited by the terms. The above terms may be used for the purpose of distinguishing one component from another. For example, without departing from the scope of the present invention, a first component may be referred to as a second component, and similarly, the second component may also be referred to as a first component.

어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. 반면에, 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "직접 연결되어" 있다거나 "직접 접속되어" 있다고 언급된 때에는, 중간에 다른 구성요소가 존재하지 않는 것으로 이해되어야 할 것이다. 구성요소들 간의 관계를 설명하는 다른 표현들, 즉 "~사이에"와 "바로 ~사이에" 또는 "~에 이웃하는"과 "~에 직접 이웃하는" 등도 마찬가지로 해석되어야 한다.When a component is referred to as being “connected” or “connected” to another component, it is understood that the other component may be directly connected or connected to the other component, but other components may exist in between. it should be On the other hand, when it is mentioned that a certain element is "directly connected" or "directly connected" to another element, it should be understood that the other element does not exist in the middle. Other expressions describing the relationship between elements, such as "between" and "immediately between" or "neighboring to" and "directly adjacent to", should be interpreted similarly.

본 출원에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 출원에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 설시된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부분품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부분품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.The terms used in the present application are only used to describe specific embodiments, and are not intended to limit the present invention. The singular expression includes the plural expression unless the context clearly dictates otherwise. In the present application, terms such as “comprise” or “have” are intended to designate that the described feature, number, step, operation, component, part, or combination thereof exists, and includes one or more other features or numbers. , it is to be understood that it does not preclude the possibility of the presence or addition of steps, operations, components, parts, or combinations thereof.

다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미이다. 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 의미인 것으로 해석되어야 하며, 본 출원에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.Unless defined otherwise, all terms used herein, including technical and scientific terms, have the same meaning as commonly understood by one of ordinary skill in the art to which this invention belongs. Terms such as those defined in commonly used dictionaries should be interpreted as meanings consistent with the context of the related art, and unless explicitly defined in the present application, they are not to be interpreted in an ideal or excessively formal meaning. .

이하, 첨부한 도면들을 참조하여, 본 발명의 바람직한 실시예를 보다 상세하게 설명하고자 한다. 도면상의 동일한 구성요소에 대해서는 동일한 참조부호를 사용하고 동일한 구성요소에 대해서 중복된 설명은 생략한다.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in more detail with reference to the accompanying drawings. The same reference numerals are used for the same components in the drawings, and repeated descriptions of the same components are omitted.

먼저 도 1 및 도 2를 참조하여, 본 발명이 적용되는 단결정 조직의 예로써 터빈 블레이드에 대하여 설명하기로 한다. 다만, 설명의 편의를 위하여 터빈 블레이드를 예로 든 것이며, 터빈 블레이드 이외의 단결정 조직 상에도 동일 또는 유사한 방식으로 2차 구조물을 형성할 수 있다.First, with reference to FIGS. 1 and 2, a turbine blade will be described as an example of a single crystal structure to which the present invention is applied. However, for convenience of description, the turbine blade is taken as an example, and the secondary structure may be formed on a single crystal structure other than the turbine blade in the same or similar manner.

도 1은 가스 터빈의 개략적인 구조를 나타낸 단면도이고, 도 2는 도 1의 터빈 로터 디스크와 터빈 블레이드를 나타내는 사시도이다.1 is a cross-sectional view showing a schematic structure of a gas turbine, and FIG. 2 is a perspective view showing the turbine rotor disk and turbine blades of FIG. 1 .

도 1을 참조하면, 가스터빈(100)은 외관을 형성하는 하우징(102), 하우징(102) 내부에 구비된 압축기 섹션(110)과 터빈 섹션(120), 압축된 공기를 이용하여 연료를 연소시키는 연소기(104), 및 연소 가스를 배출하는 디퓨저(106)를 포함한다.Referring to FIG. 1 , the gas turbine 100 burns fuel using a housing 102 forming an exterior, a compressor section 110 and a turbine section 120 provided in the housing 102 , and compressed air. It includes a combustor 104 for discharging the combustion gases, and a diffuser 106 for discharging combustion gases.

압축기 섹션(110)은 하우징(102)의 전단 내부에 구비되며, 공기를 압축하여 연소기(104)로 공급할 수 있다. 터빈 섹션(120)은 하우징(102)의 후단 내부에 구비되며, 연소 가스를 이용하여 회전력을 발생시킬 수 있다. 터빈 섹션(120)에서 발생한 회전력의 일부는 토크 튜브(130)를 통해 압축기 섹션(110)으로 전달될 수 있다.The compressor section 110 is provided inside the front end of the housing 102 , and can compress air and supply it to the combustor 104 . The turbine section 120 is provided inside the rear end of the housing 102, and may generate rotational force using combustion gas. A portion of the rotational force generated in the turbine section 120 may be transmitted to the compressor section 110 via the torque tube 130 .

압축기 섹션(110)은 복수 개의 압축기 로터 디스크(140)를 가지며, 상기 복수 개의 압축기 로터 디스크(140)들은 타이로드(150)에 의해 서로 압착되어 상대적인 회전이 불가능한 상태로 결합될 수 있다.The compressor section 110 has a plurality of compressor rotor disks 140 , and the plurality of compressor rotor disks 140 are compressed with each other by a tie rod 150 to be coupled in a state in which relative rotation is impossible.

각각의 압축기 로터 디스크(140) 외주면에는 복수 개의 압축기 블레이드들(144)이 방사상으로 구비되는데, 압축기 루트부(146)를 통해 로터 디스크(140)에 결합될 수 있다.A plurality of compressor blades 144 are radially provided on the outer peripheral surface of each compressor rotor disk 140 , and may be coupled to the rotor disk 140 through the compressor root portion 146 .

한편, 인접한 압축기 로터 디스크(140)들 사이에는 베인(도시되지 않음)이 구비될 수 있다. 상기 베인은 하우징(102)에 고정되며, 전방의 압축기 블레이드(144)를 통과한 압축 공기의 흐름을 정렬하여 후방의 압축기 블레이드(144)로 안내할 수 있다. 이 때, 상기 '전방'과 '후방'은 압축 공기의 흐름을 기준으로 정해지는 상대적인 위치 관계일 수 있다.Meanwhile, vanes (not shown) may be provided between adjacent compressor rotor disks 140 . The vane is fixed to the housing 102 , and may guide the compressed air flow passing through the front compressor blade 144 to the rear compressor blade 144 . In this case, the 'front' and 'rear' may be a relative positional relationship determined based on the flow of compressed air.

상기 압축기 루트부(146)는 탄젠셜 타입(tangential type) 체결 방식 또는 액셜 타입(axial type) 체결 방식으로 로터 디스크(140)에 결합될 수 있으며, 통상적으로 알려진 도브테일 구조 또는 전나무(Fir-tree) 구조를 가질 수 있다. 다만, 상기 결합 방식과 구조는 필요에 따라 적절히 선택될 수 있다.The compressor root part 146 may be coupled to the rotor disk 140 by a tangential type fastening method or an axial type fastening method, and has a commonly known dovetail structure or fir-tree. can have a structure. However, the bonding method and structure may be appropriately selected as needed.

한편, 도 1에서는 하나의 타이로드(150)가 압축기 로터 디스크(140)들의 중심을 관통하는 형태로 도시되어 있으나 본 발명이 이에 제한되는 것은 아니다. 예를 들면, 복수 개의 타이로드가 원주상으로 배치되는 형태일 수도 있다.Meanwhile, in FIG. 1 , one tie rod 150 penetrates the centers of the compressor rotor disks 140 , but the present invention is not limited thereto. For example, a plurality of tie rods may be arranged in a circumferential shape.

연소기(104)는 압축기 섹션(110)에서 압축된 공기를 연료와 혼합하고, 연소를 통해 고온 고압의 연소 가스를 생성할 수 있다. 연소기(104)는 연료 분사 노즐을 포함하는 버너, 연소실을 형성하는 연소기 라이너, 연소기(104)와 터빈 섹션(120)을 연결하는 트랜지션 피스(Transition Piece) 등을 포함할 수 있다. 또한, 연소기(104)는 가스터빈(100)의 설계에 따라 복수 개가 구비될 수 있다.The combustor 104 may mix the compressed air in the compressor section 110 with fuel and generate a high-temperature, high-pressure combustion gas through combustion. The combustor 104 may include a burner including a fuel injection nozzle, a combustor liner forming a combustion chamber, a transition piece connecting the combustor 104 and the turbine section 120 , and the like. In addition, a plurality of combustors 104 may be provided according to the design of the gas turbine 100 .

연소기(104)에서 생성된 고온 고압의 연소 가스는 터빈 섹션(120)으로 공급될 수 있다. 상기 고온 고압의 연소 가스는 팽창하면서 터빈 블레이드(184)에 충돌하게 되고, 이에 따라 터빈 블레이드(184)가 회전할 수 있다. 터빈 블레이드(184)의 회전으로 발생한 회전력은 토크 튜브(130)를 통해 압축기 섹션(110)으로 공급되며, 압축기 구동에 필요한 회전력을 초과하는 회전력은 발전기 등을 구동하는데 사용될 수 있다.The high-temperature, high-pressure combustion gas produced in the combustor 104 may be supplied to the turbine section 120 . The high-temperature and high-pressure combustion gas expands and collides with the turbine blade 184 , and thus the turbine blade 184 may rotate. The rotational force generated by the rotation of the turbine blade 184 is supplied to the compressor section 110 through the torque tube 130, and the rotational force exceeding the rotational force required for driving the compressor may be used to drive a generator or the like.

터빈 섹션(120)의 구조는 상술한 압축기 섹션(110)과 유사할 수 있다. 즉, 터빈 섹션(120)은 복수 개의 터빈 로터 디스크(180), 및 각각의 터빈 로터 디스크(180)에 방사상으로 결합된 복수 개의 터빈 블레이드(184)들을 포함할 수 있다. 이때, 터빈 블레이드(184)들 역시 도브테일 등의 방식으로 터빈 로터 디스크(180)에 결합될 수 있으며, 인접한 터빈 로터 디스크(180)들 사이에도 베인(도시되지 않음)이 구비될 수 있다.The structure of the turbine section 120 may be similar to the compressor section 110 described above. That is, the turbine section 120 may include a plurality of turbine rotor disks 180 , and a plurality of turbine blades 184 radially coupled to each turbine rotor disk 180 . In this case, the turbine blades 184 may also be coupled to the turbine rotor disk 180 in a dovetail or the like manner, and vanes (not shown) may be provided between adjacent turbine rotor disks 180 .

터빈 로터 디스크(180)는 대략 원판 형상을 가지며, 외주면에는 복수 개의 결합 슬롯(180a)이 형성될 수 있다. 전나무(Fir-tree) 형상의 굴곡면을 가지는 결합 슬롯(180a)의 일례가 도 2에 도시되어 있다.The turbine rotor disk 180 has a substantially disk shape, and a plurality of coupling slots 180a may be formed on the outer circumferential surface. An example of the coupling slot 180a having a curved surface of a fir-tree shape is shown in FIG. 2 .

터빈 블레이드(184)는 평한 형상의 플랫폼부(184a), 플랫폼부(184a) 하부에 구비되는 루트부(184b), 플랫폼부(184a) 상부에 구비되는 블레이드부(184c)를 포함한다.The turbine blade 184 includes a flat platform portion 184a, a root portion 184b provided below the platform portion 184a, and a blade portion 184c provided above the platform portion 184a.

플랫폼부(184a)는 이웃한 터빈 블레이드의 플랫폼부와 서로 접촉함으로써, 인접한 터빈 블레이드들(184) 사이의 간격을 일정하게 유지할 수 있다.The platform portion 184a may be in contact with the platform portion of the adjacent turbine blades, thereby maintaining a constant distance between the adjacent turbine blades 184 .

루트부(184b)는 터빈 로터 디스크(180)의 결합 슬롯(180a)에 대응하는 형상을 가지며, 터빈 블레이드(184)를 터빈 로터 디스크(180)에 견고하게 결합시킬 수 있다.The root portion 184b has a shape corresponding to the coupling slot 180a of the turbine rotor disk 180 , and may firmly couple the turbine blade 184 to the turbine rotor disk 180 .

블레이드부(184c)는 단면이 익형(Airfoil)을 가지며 내부에는 중공을 가지되, 그 구체적인 형상과 치수는 가스터빈(100)의 사양에 따라 적절히 변경될 수 있다.The blade portion 184c has an airfoil in cross section and has a hollow inside, and the specific shape and dimensions thereof may be appropriately changed according to the specifications of the gas turbine 100 .

블레이드부(184c)는 높은 기계적 강도, 높은 열 크리프 변형 저항, 높은 내부식성 등이 요구되므로, 초합금이나 티타늄 등으로 제작될 수 있다. 상기 초합금은, 예를 들면, Rene 108과 같은 Rene 합금, CM247, 하스텔로이, 와스팰로이, 헤인즈 합금, 인콜로이, MP98T, TMS 합금, CMSZ 단결정 합금 등일 수 있다. Since the blade portion 184c requires high mechanical strength, high thermal creep deformation resistance, high corrosion resistance, and the like, it may be made of a superalloy or titanium. The superalloy may be, for example, a Rene alloy such as Rene 108, CM247, Hastelloy, Waspalloy, Haines alloy, Incoloy, MP98T, TMS alloy, CMSZ single crystal alloy, or the like.

한편, 블레이드부(184c) 상에는 강성 증가 및 주파수 응답 특성 최적화 등의 목적을 위한 2차 구조물(200)이 부착될 수 있다. 여기서 '2차 구조물'이라 함은 블레이드부(184c) 제작 이후에 사후적으로 부착되는 일련의 부품을 의미한다.Meanwhile, the secondary structure 200 may be attached to the blade unit 184c for the purpose of increasing rigidity and optimizing frequency response characteristics. Here, the 'secondary structure' refers to a series of parts that are post-attached after the blade part 184c is manufactured.

이하에서는 도 3 내지 도 10을 참조로, 터빈 블레이드 상에 2차 구조물(200)을 형성하는 방법에 대하여 보다 상세하게 설명하기로 한다.Hereinafter, a method of forming the secondary structure 200 on the turbine blade will be described in more detail with reference to FIGS. 3 to 10 .

도 3은 본 발명에 따른 단결정 조직 상의 2차 구조물 형성 방법의 단계들을 설명하기 위한 순서도이다. 도 4 내지 도 8은 도 3의 단계들을 나타내는 도면들이다. 도 9는 방열부의 다른 형태를 나타내는 도면이고, 도 10은 방열부의 또 다른 형태를 나타내는 도면이다.3 is a flowchart for explaining the steps of the method for forming a secondary structure on a single crystal structure according to the present invention. 4 to 8 are diagrams illustrating the steps of FIG. 3 . 9 is a view showing another form of the heat dissipation unit, and FIG. 10 is a view showing another form of the heat dissipation unit.

먼저 터빈 블레이드(184)의 블레이드부(184c) 상에 2차 구조물(200)을 형성할 가상의 영역(A, 도 4(a) 참조)을 설정한다(S100).First, an imaginary area (A, see FIG. 4A ) in which the secondary structure 200 is to be formed is set on the blade part 184c of the turbine blade 184 ( S100 ).

예를 들면, 터빈 섹션(120) 내에서 유체의 흐름과 온도, 블레이드부(184c)의 강성이나 주파수 응답 특성 등의 요소를 고려하여, 2차 구조물(200)의 위치, 크기, 소재 등을 결정할 수 있다. 결정된 사양에 따라 블레이드부(184c) 표면에 2차 구조물(200)이 형성될 가상의 영역(A)을 설정할 수 있다.For example, the location, size, material, etc. of the secondary structure 200 are determined in consideration of factors such as the flow and temperature of the fluid within the turbine section 120 , and the stiffness or frequency response characteristics of the blade portion 184c. can A virtual region A in which the secondary structure 200 is to be formed may be set on the surface of the blade unit 184c according to the determined specification.

가상의 영역(A)이 설정되면, 상기 가상의 영역(A) 주변에 방열부(300)를 형성한다(S110).When the virtual area A is set, the heat dissipation unit 300 is formed around the virtual area A ( S110 ).

일 실시예에 있어서, 방열부(300)는 가상의 영역(A)에서 방사상으로 연장되는 복수 개의 방열핀들(301)을 포함할 수 있다. 이것이 도 4에 도시되어 있다. 도 4(a)는 방열부(300)의 평면도이고, 도 4(b)는 방열부(300)를 Ⅰ-Ⅰ' 라인을 따라 절단한 단면도이다.In one embodiment, the heat dissipation unit 300 may include a plurality of heat dissipation fins 301 extending radially from the virtual area A. This is shown in FIG. 4 . 4 (a) is a plan view of the heat dissipation unit 300, and FIG. 4 (b) is a cross-sectional view of the heat dissipation unit 300 taken along line I-I'.

복수 개의 방열핀들(301)은 가상의 영역(A)을 중심으로 서로 이격되도록 배치되며, 일정한 넓이(D)와 길이(L)를 가질 수 있다. 다만, 복수 개의 방열핀들(301)이 방사상으로 형성되기 때문에, 이웃한 방열핀들(301) 간의 간섭을 최소화하기 위해서 넓이(D)보다 길이(L)가 더 길게 방열핀(301)을 형성하는 것이 바람직하다.The plurality of heat dissipation fins 301 are disposed to be spaced apart from each other around the virtual area A, and may have a predetermined width D and a length L. However, since the plurality of heat dissipation fins 301 are radially formed, it is preferable to form the heat dissipation fin 301 having a length L longer than the width D in order to minimize interference between the adjacent heat dissipation fins 301 . do.

이때, 상기 방열핀(301)의 넓이(D)는 적어도 0.2mm 이상의 폭을 가지는 것이 바람직하다. 방열핀(301)의 넓이(D)가 지나치게 좁은 경우 패턴 형성에 어려움이 있고, 방열 효과가 떨어질 우려가 있다. 반대로 방열핀(301)이 지나치게 넓은 경우에는 방열핀(301) 내부의 열이 효과적으로 외부로 발산되지 못할 우려가 있으며, 인접한 방열핀들끼리 간섭할 우려가 있다. 따라서, 적절한 넓이(D)와 길이(L)로 방열핀(301)의 형상을 설계할 필요가 있는 것이다.In this case, the width D of the heat dissipation fin 301 preferably has a width of at least 0.2 mm. When the width D of the heat dissipation fin 301 is too narrow, it is difficult to form a pattern, and there is a possibility that the heat dissipation effect may be deteriorated. Conversely, when the heat dissipation fin 301 is too wide, there is a fear that the heat inside the heat dissipation fin 301 may not be effectively dissipated to the outside, and there is a possibility that adjacent heat dissipation fins may interfere with each other. Therefore, it is necessary to design the shape of the heat dissipation fin 301 with an appropriate width (D) and length (L).

한편, 상기 복수 개의 방열핀들(301)은 적층 공정(Additive Manufacturing, AM)을 통해 형성될 수 있다. 상기 적층 공정의 예로서는 레이저를 이용해 분말을 소결 혹은 용해시키는 방식의 선택적 레이저 소결(Selective Laser Sintering, SLS) 및 선택적 레이저 용해(Selective Laser Melting, SLM), 전자빔을 이용해 분말을 용해시키는 방식의 전자빔 용해(Electron Beam Melting, EBM), 직접 물체의 표면에 금속 분말 또는 와이어(Wire)를 공급하며 고출력 레이저 등의 에너지를 가하여 적층하는 직접 에너지 적층(Direct Energy Deposition, DED), 용융된 재료를 적층하는 방식의 용융 적층 모델링(Fused Deposition Modeling, FDM)등이 있다. 상기 적층 가공 방식들은 블레이드부(184c) 표면에 레이어를 겹겹이 쌓아 최종 제품인 2차 구조물(200)을 제작하는 방식이기 때문에, 복잡한 형상의 방열핀(301)을 용이하게 제작할 수 있다.Meanwhile, the plurality of heat dissipation fins 301 may be formed through an additive manufacturing (AM) process. Examples of the lamination process include Selective Laser Sintering (SLS) and Selective Laser Melting (SLM) in which the powder is sintered or melted using a laser, and electron beam melting using an electron beam to dissolve the powder ( Electron Beam Melting (EBM), Direct Energy Deposition (DED), in which metal powder or wire is directly supplied to the surface of an object, and energy such as a high-power laser is applied to stack the molten material. and Fused Deposition Modeling (FDM). Since the additive manufacturing methods are a method of manufacturing the secondary structure 200, which is a final product, by stacking layers on the surface of the blade part 184c, it is possible to easily manufacture the heat dissipation fin 301 having a complicated shape.

이와 다르게, 상기 복수 개의 방열핀들(301)은, 일반적으로 알려진 증착 공정을 이용하여 블레이드부(184c) 상에 일정한 두께의 방열층을 형성하고, 상기 방열층을 식각(etching)하여 목적하는 방열핀들(301)의 패턴을 형성하는 방식으로 형성될 수도 있다.Alternatively, the plurality of heat dissipation fins 301 form a heat dissipation layer of a certain thickness on the blade portion 184c using a generally known deposition process, and etch the heat dissipation layer to obtain desired heat dissipation fins. It may be formed in such a way as to form a pattern of 301 .

한편, 방열부(300)는 2차 구조물(200) 형성 이후에는 제거되는 부분이므로, 제거가 용이하고 열전달 특성이 우수한 소재를 사용하는 것이 바람직하다. 이러한 예로써, 구리(Cu)나 알루미늄(Al)을 들 수 있다. 이들은 높은 열 전도도를 가지기 때문에 2차 구조물(200) 형성 공정에서 발생하는 열 충격을 빠르게 해소할 수 있다. 또한, 녹는점이 낮기 때문에 2차 구조물(200) 형성 이후에 열을 가해 쉽게 제거하거나, 또는 간단한 절단, 절삭 등의 기계적 가공 방식으로 용이하게 제거할 수 있다.On the other hand, since the heat dissipation part 300 is a part to be removed after the formation of the secondary structure 200, it is preferable to use a material that is easy to remove and has excellent heat transfer properties. Examples of this include copper (Cu) or aluminum (Al). Since they have high thermal conductivity, thermal shock generated in the process of forming the secondary structure 200 can be quickly resolved. In addition, since the melting point is low, it can be easily removed by applying heat after the formation of the secondary structure 200, or can be easily removed by mechanical processing such as simple cutting or cutting.

블레이드부(184c) 상에서 가상의 영역(A) 주변으로 방열부(300)를 형성한 이후에는, 상기 가상의 영역(A)에 2차 구조물(200)을 형성한다(S120).After the heat dissipation unit 300 is formed around the virtual area A on the blade unit 184c, the secondary structure 200 is formed in the virtual area A (S120).

2차 구조물(200)은 블레이드부(184c)와 동일한 소재로 형성되거나, 또는 필요에 따라 블레이드부(184c)와 다른 소재로 형성될 수 있다. 다만, 블레이드부(184c)는 초합금이나 티타늄 등 난가공성 소재로 제작되기 때문에, 2차 구조물(200) 역시 초합금이나 티타늄 등 블레이드부(184c)와 동일 또는 유사한 소재로 형성하는 것이 바람직하다.The secondary structure 200 may be formed of the same material as the blade portion 184c, or may be formed of a material different from the blade portion 184c if necessary. However, since the blade portion 184c is made of a difficult-to-process material such as superalloy or titanium, the secondary structure 200 is also preferably formed of the same or similar material as the blade portion 184c, such as superalloy or titanium.

이 경우, 2차 구조물(200)은 적층 공정(Additive Manufacturing, AM)을 통해 형성될 수 있다. 상기 적층 가공의 예로는, 선택적 레이저 소결(Selective Laser Sintering), 선택적 레이저 용해(Selective Laser Melting), 전자빔 용해(Electron Beam Melting), 직접 에너지 적층(Direct Energy Deposition), 용융 적층 모델링(Fused Deposition Modeling) 등이 있다.In this case, the secondary structure 200 may be formed through an additive manufacturing (AM) process. Examples of the additive manufacturing include Selective Laser Sintering, Selective Laser Melting, Electron Beam Melting, Direct Energy Deposition, and Fused Deposition Modeling. etc.

예를 들어, 선택적 레이저 소결(SLS) 방식의 경우, 방열부(300) 사이의 가상의 공간(A)에 금속 분말을 도포하고, 상기 금속 분말에 지향성 레이저(400)를 조사하여 레이어(210)를 형성할 수 있다. 이것이 도 5에 도시되어 있다. 이 과정에서 레이어(210)를 형성하고 남은 잔류 열은 방열부(300)를 통해 외부로 방출될 수 있다. 이에 따라, 2차 구조물(200)의 레이어(210) 형성을 위해 가해진 열이 빠르게 해소될 수 있으며, 블레이드부(184c)에 가해지는 열 충격을 최소화할 수 있다.For example, in the case of the selective laser sintering (SLS) method, a metal powder is applied to the virtual space A between the heat dissipating parts 300, and a directional laser 400 is irradiated to the metal powder to form a layer 210. can form. This is shown in FIG. 5 . In this process, residual heat remaining after forming the layer 210 may be discharged to the outside through the heat dissipation unit 300 . Accordingly, the heat applied to form the layer 210 of the secondary structure 200 can be quickly dissolved, and the thermal shock applied to the blade part 184c can be minimized.

이후, 분말 도포와 레이저 조사를 반복하여 레이어(210) 상에 또 다른 레이어들을 차례대로 적층한다. 이에 따라, 가상의 영역(A)에 2차 구조물(200)을 형성할 수 있다. 이것이 도 6에 도시되어 있다.Thereafter, another layer is sequentially stacked on the layer 210 by repeating powder application and laser irradiation. Accordingly, the secondary structure 200 may be formed in the virtual area A. This is shown in FIG. 6 .

일 실시예에 있어서, 레이어들(210, 220)을 형성할 때마다 방열핀들을 형성할 수도 있다. 이것이 도 7에 도시되어 있다.In an embodiment, heat dissipation fins may be formed whenever the layers 210 and 220 are formed. This is shown in FIG. 7 .

도 7에 도시된 바와 같이, 방열핀(301) 사이에 레이어(210)를 형성하고, 방열핀(301) 상에 2차 방열핀(302)을 형성한다. 이후 2차 방열핀(302) 사이에 2차 레이어(220)를 형성할 수 있다. 이후 방열핀 형성과 레이어 형성을 단계적으로 반복함으로써, 2차 구조물(200)을 형성할 수 있다. 이 경우, 레이어(210, 220)가 형성되는 층이 항상 방열핀(301, 302)과 접촉하게 됨으로써 열 충격을 보다 효과적으로 해소할 수 있다.7 , a layer 210 is formed between the heat dissipation fins 301 , and a secondary heat dissipation fin 302 is formed on the heat dissipation fin 301 . Thereafter, the secondary layer 220 may be formed between the secondary heat dissipation fins 302 . Thereafter, the secondary structure 200 may be formed by repeating the heat dissipation fin formation and the layer formation step by step. In this case, since the layers on which the layers 210 and 220 are formed are always in contact with the heat dissipation fins 301 and 302 , thermal shock can be more effectively eliminated.

한편, 직접 에너지 적층(DED) 방식의 경우에는, 금속 분말을 도포하는 과정은 생략될 수 있다. 즉, 미리 금속 분말을 도포하는 것이 아니라, 금속 분말이나 와이어를 공급하면서 동시에 고출력 레이저 등으로 에너지를 가해 방열부(300)와 2차 구조물(200)을 형성할 수 있다.Meanwhile, in the case of the direct energy deposition (DED) method, the process of applying the metal powder may be omitted. That is, the heat dissipation unit 300 and the secondary structure 200 may be formed by applying energy with a high-power laser or the like while supplying the metal powder or wire, rather than applying the metal powder in advance.

2차 구조물(200) 형성이 완료되면, 방열부(300)를 선택적으로 제거한다(S130). 이것이 도 8에 도시되어 있다.When the formation of the secondary structure 200 is completed, the heat dissipation unit 300 is selectively removed (S130). This is shown in FIG. 8 .

예를 들어, 방열부(300)를 가열하여 용융시킴으로써, 방열부(300)를 블레이드부(184c) 표면에서 제거할 수 있다. 구체적으로, 2차 구조물(200)이 니켈 베이스의 합금인 경우 녹는점이 1450℃ 이상인데 비하여, 방열부(300)가 구리인 경우 녹는점은 1084℃로 상대적으로 낮다. 따라서, 1100℃ 정도의 열을 가하면 방열부(300)만을 선택적으로 용융시킬 수 있다.For example, by heating and melting the heat dissipation unit 300 , the heat dissipation unit 300 may be removed from the surface of the blade unit 184c. Specifically, when the secondary structure 200 is a nickel-based alloy, the melting point is 1450° C. or higher, whereas when the heat dissipating unit 300 is copper, the melting point is relatively low at 1084° C. Accordingly, when heat of about 1100° C. is applied, only the heat dissipation unit 300 can be selectively melted.

이와 다르게, 절삭 가공과 같은 전통적인 기계 가공 방법을 이용하여 방열부(300)를 제거하거나, 또는 화학적인 방법을 이용하여 방열부(300)를 선택적으로 제거할 수도 있다.Alternatively, the heat dissipation unit 300 may be removed using a traditional machining method such as cutting, or the heat dissipation unit 300 may be selectively removed using a chemical method.

이와 같이, 방열부(300)를 선택적으로 제거함으로써, 블레이드부(184c)와 같은 단결정 조직 상에 2차 구조물(200)을 안정적으로 형성할 수 있다. 이것이 도 8에 도시되어 있다.In this way, by selectively removing the heat dissipation unit 300 , the secondary structure 200 may be stably formed on a single crystal structure such as the blade unit 184c. This is shown in FIG. 8 .

상술한 바와 같이, 본 발명에 따른 단결정 조직 상의 2차 구조물 형성 방법은, 제거가 용이한 방열부(300)를 미리 형성한 이후에 2차 구조물(200)을 형성하기 때문에, 2차 구조물(200)을 형성하는 과정에서 발생하는 열이 외부로 효과적으로 발산될 수 있다. 이에 따라, 단결정 조직 상에 2차 구조물(200)을 형성할 때, 상기 단결정 조직에 가해지는 열 충격을 최소화할 수 있다.As described above, in the method for forming a secondary structure on a single crystal structure according to the present invention, since the secondary structure 200 is formed after the heat dissipation unit 300 that is easy to remove is formed in advance, the secondary structure 200 ), the heat generated in the process of forming can be effectively dissipated to the outside. Accordingly, when the secondary structure 200 is formed on the single-crystal structure, the thermal shock applied to the single-crystal structure can be minimized.

한편, 2차 구조물(200) 형성 시 방열부(300)에 의한 열전달 효과를 최대로 발휘하기 위해서는 방열부(300)의 면적이 넓어질수록 유리하다. 이러한 관점에서 방열부의 다양한 형태들이 제시될 수 있는데, 그 예가 도 9 및 도 10에 도시되어 있다.On the other hand, in order to maximize the heat transfer effect by the heat dissipating unit 300 when the secondary structure 200 is formed, it is advantageous as the area of the heat dissipating unit 300 increases. Various forms of the heat dissipation unit may be presented from this point of view, examples of which are shown in FIGS. 9 and 10 .

먼저 도 9를 참조하면, 방열부(310)는 가상의 영역(A)을 중심으로 방사상으로 연장되는 복수 개의 제1 방열핀들(311), 및 제1 방열핀들(311) 각각에서 측 방향으로 연장되는 복수 개의 제2 방열핀들(313)을 포함할 수 있다.First, referring to FIG. 9 , the heat dissipation unit 310 extends in a lateral direction from a plurality of first heat dissipation fins 311 extending radially around the virtual area A, and from each of the first heat dissipation fins 311 . A plurality of second heat dissipation fins 313 may be included.

제1 방열핀들(311)과 제2 방열핀들(313)은 동일한 소재로 형성되는 것이 바람직하나, 필요에 따라서는 서로 다른 소재로 형성될 수도 있다.The first heat dissipation fins 311 and the second heat dissipation fins 313 are preferably formed of the same material, but may be formed of different materials if necessary.

또한, 제1 방열핀들(311)의 폭(t1), 및 제2 방열핀들(313)의 폭(t2)은 적어도 0.2mm 이상인 것이 바람직하다. 이에 대해서는 상술한 바 있다.In addition, the width t1 of the first heat dissipation fins 311 and the width t2 of the second heat dissipation fins 313 are preferably at least 0.2 mm or more. This has been described above.

공정 면에서는, 제1 방열핀들(311)을 먼저 형성하고 제2 방열핀들(313)을 나중에 형성할 수도 있고, 제1 방열핀들(311)과 제2 방열핀들(313)을 동시에 형성할 수도 있다. 이는 선택된 제작 공정의 특성에 따라 적절하게 선택될 수 있다. 예를 들면, 제1 방열핀들(311)과 제2 방열핀들(313)이 동일한 소재인 경우에는, 선택적 레이저 소결(SLS) 방식을 이용하여 제1 방열핀들(311)과 제2 방열핀들(313)을 동시에 형성할 수 있다. 이와 다르게, 제1 방열핀들(311)과 제2 방열핀들(313)이 서로 상이한 소재인 경우에는, 제1 방열핀들(311)을 먼저 형성한 이후에 제2 방열핀들(313)을 형성하는 것이 공정의 단순화 및 비용 측면에서 보다 유리할 것이다.In terms of process, the first heat dissipation fins 311 may be formed first and the second heat dissipation fins 313 may be formed later, or the first heat dissipation fins 311 and the second heat dissipation fins 313 may be formed at the same time. . It may be appropriately selected according to the characteristics of the selected manufacturing process. For example, when the first heat dissipation fins 311 and the second heat dissipation fins 313 are made of the same material, the first heat dissipation fins 311 and the second heat dissipation fins 313 are made using a selective laser sintering (SLS) method. ) can be formed simultaneously. On the other hand, when the first heat dissipation fins 311 and the second heat dissipation fins 313 are made of different materials, the first heat dissipation fins 311 are first formed and then the second heat dissipation fins 313 are formed. It will be more advantageous in terms of process simplification and cost.

다음으로 도 10을 참조하면, 방열부(320)는 가상의 영역(A)을 중심으로 방사상으로 연장되는 복수 개의 제1 방열핀들(321), 제1 방열핀들(321) 각각에서 측 방향으로 연장되는 복수 개의 제2 방열핀들(322), 및 제2 방열핀들(322) 각각에서 측 방향으로 연장되는 복수 개의 제3 방열핀들(323)을 포함할 수 있다.Next, referring to FIG. 10 , the heat dissipation unit 320 extends in the lateral direction from each of the plurality of first heat dissipation fins 321 and the first heat dissipation fins 321 extending radially around the virtual area A. It may include a plurality of second heat dissipation fins 322 and a plurality of third heat dissipation fins 323 extending laterally from each of the second heat dissipation fins 322 .

제1 내지 제3 방열핀들(321, 322, 323)은 동일한 소재로 형성되는 것이 바람직하나, 필요에 따라서는 서로 다른 소재로 형성될 수도 있다. 또한, 효과적인 열 방출을 위해서는 제1 내지 제3 방열핀들(321, 322, 323)의 폭이 적어도 0.2mm 이상인 것이 바람직하다. 또한, 제1 내지 제3 방열핀들(321, 322, 323)은 동시에 형성될 수도 있으며, 제작 공정의 특성에 따라서는 순차적으로 형성될 수도 있다.The first to third heat dissipation fins 321 , 322 , and 323 are preferably formed of the same material, but may be formed of different materials if necessary. In addition, for effective heat dissipation, it is preferable that the width of the first to third heat dissipation fins 321 , 322 , and 323 be at least 0.2 mm or more. In addition, the first to third heat dissipation fins 321 , 322 , and 323 may be formed simultaneously or sequentially depending on the characteristics of the manufacturing process.

이상에서는 본 발명의 실시예들을 참조하여 설명하였지만, 해당 기술 분야의 숙련된 당업자는 하기의 특허 청구의 범위에 기재된 본 발명의 사상 및 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있음을 이해할 수 있을 것이다.Although the above has been described with reference to the embodiments of the present invention, those skilled in the art can variously modify and change the present invention within the scope without departing from the spirit and scope of the present invention described in the claims below. You will understand that you can.

100: 가스 터빈 104: 연소기
106: 디퓨저 110: 압축기 섹션
120: 터빈 섹션 130: 토크 튜브
140: 압축기 로터 디스크 150: 타이로드
180: 터빈 로터 디스크 184: 터빈 블레이드
184a: 플랫폼부 184b: 루트부
184c: 블레이드부 200: 2차 구조물
210: 레이어 300, 310, 320: 방열부
311, 321: 1차 방열핀 312, 322: 2차 방열핀
323: 3차 방열핀100: gas turbine 104: combustor
106: diffuser 110: compressor section
120: turbine section 130: torque tube
140: compressor rotor disc 150: tie rod
180: turbine rotor disk 184: turbine blades
184a: platform part 184b: root part
184c: blade unit 200: secondary structure
210: layers 300, 310, 320: heat dissipation unit
311, 321: primary heat dissipation fins 312, 322: secondary heat dissipation fins
323: tertiary heat sink fin

Claims (10)

단결정 조직 상에 2차 구조물을 형성할 가상의 영역을 설정하는 단계;
상기 단결정 조직 상에, 상기 설정된 가상의 영역을 중심으로 방사상으로 연장되는 복수 개의 방열핀들을 포함하는 방열부를 형성하는 단계;
상기 가상의 영역에 2차 구조물을 형성하는 단계; 및
상기 방열부를 제거하는 단계를 포함하는 단결정 조직 상의 2차 구조물 형성 방법.setting an imaginary region to form a secondary structure on a single crystal structure;
forming a heat dissipation unit including a plurality of heat dissipation fins radially extending around the set virtual area on the single crystal structure;
forming a secondary structure in the virtual region; and
A method of forming a secondary structure on a single crystal structure comprising removing the heat dissipation unit. 제1항에 있어서, 상기 2차 구조물을 형성하는 단계는 적층 공정(Additive Manufacturing)을 통해 수행되는 것을 특징으로 하는 단결정 조직 상의 2차 구조물 형성 방법.The method of claim 1 , wherein the forming of the secondary structure is performed through an additive manufacturing process. 제2항에 있어서, 상기 적층 공정은 선택적 레이저 소결(Selective Laser Sintering), 선택적 레이저 용해(Selective Laser Melting), 전자빔 용해(Electron Beam Melting), 직접 에너지 적층(Direct Energy Deposition), 및 용융 적층 모델링(Fused Deposition Modeling) 중에서 선택된 하나의 공정인 것을 특징으로 하는 단결정 조직 상의 2차 구조물 형성 방법.According to claim 2, wherein the deposition process is selective laser sintering (Selective Laser Sintering), selective laser melting (Selective Laser Melting), electron beam melting (Electron Beam Melting), direct energy deposition (Direct Energy Deposition), and melt deposition modeling ( Fused Deposition Modeling) method of forming a secondary structure on a single crystal structure, characterized in that it is one process selected from the group consisting of. 제1항에 있어서, 상기 방열부는 상기 2차 구조물보다 녹는점이 더 낮은 소재로 형성되는 것을 특징으로 하는 단결정 조직 상의 2차 구조물 형성 방법.The method of claim 1 , wherein the heat dissipation unit is formed of a material having a lower melting point than that of the secondary structure. 제4항에 있어서, 상기 방열부를 제거하는 단계는, 상기 방열부를 가열하여 상기 방열부를 선택적으로 용융시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 단결정 조직 상의 2차 구조물 형성 방법.5. The method of claim 4, wherein the removing of the heat dissipating part comprises selectively melting the heat dissipating part by heating the heat dissipating part. 제4항에 있어서, 상기 방열부는 구리를 포함하는 것을 특징으로 하는 단결정 조직 상의 2차 구조물 형성 방법.5. The method of claim 4, wherein the heat dissipation part comprises copper. 제1항에 있어서, 상기 방열핀은,
상기 가상의 영역으로부터 연장되는 길이가 그 폭보다 더 길고,
상기 방열핀의 폭은 0.2mm 이상인 것을 특징으로 하는 단결정 조직 상의 2차 구조물 형성 방법.According to claim 1, wherein the heat dissipation fins,
a length extending from the virtual region is longer than its width;
The method of forming a secondary structure on a single crystal structure, characterized in that the width of the heat dissipation fin is 0.2mm or more. 제1항에 있어서, 상기 방열부를 형성하는 단계는,
상기 가상의 영역을 중심으로 방사상으로 연장되는 복수 개의 제1 방열핀들을 형성하는 단계; 및
상기 제1 방열핀들 각각에서 측 방향으로 연장되는 복수 개의 제2 방열핀들을 형성하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 단결정 조직 상의 2차 구조물 형성 방법.The method of claim 1, wherein the forming of the heat dissipation unit comprises:
forming a plurality of first heat dissipation fins radially extending around the virtual area; and
and forming a plurality of second heat dissipation fins extending laterally from each of the first heat dissipation fins. 제8항에 있어서, 상기 방열부를 형성하는 단계는,
상기 제2 방열핀들 각각에서 측방향으로 연장되는 복수 개의 제3 방열핀들을 형성하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 단결정 조직 상의 2차 구조물 형성 방법.The method of claim 8, wherein the forming of the heat dissipation part comprises:
The method of claim 1, further comprising: forming a plurality of third heat dissipation fins extending laterally from each of the second heat dissipation fins. 제1항에 있어서, 상기 단결정 조직은 가스 터빈의 터빈 블레이드인 것을 특징으로 하는 단결정 조직 상의 2차 구조물 형성 방법.The method of claim 1 , wherein the single-crystal structure is a turbine blade of a gas turbine.
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