KR20220040981A - 가스 터빈 블레이드의 스퀄러 팁의 냉각 기술 - Google Patents

가스 터빈 블레이드의 스퀄러 팁의 냉각 기술 Download PDF

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Abstract

가스 터빈 블레이드의 스퀼러 팁 냉각 기술
본 기술은 가스 터빈(10)을 위한 블레이드(1)를 제시한다. 블레이드(1)는 에어포일 팁부(100a)와 압력측(102) 및 흡입측(104)을 갖는 에어포일(100)을 포함하고, 압력측 및 흡입측은 선도 엣지(106)와 후미 엣지(108)에서 만나 에어포일(100)의 내부 공간(100s)을 형성한다. 에어포일 팁부(100a)에는 스퀼러 팁(80, 90)이 배치된다. 스퀼러 팁(80, 90)은 흡입측 레일(90)을 포함한다. 흡입측 레일(90)은 챔퍼부(90x)와 적어도 하나의 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)을 포함한다. 챔퍼부(90x)는 챔퍼면(9)을 포함한다. 적어도 하나의 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)는 챔퍼면(9)에 배치된다.

Description

가스 터빈 블레이드의 스퀄러 팁의 냉각 기술{A TECHNIQUE FOR COOLING SQUEALER TIP OF A GAS TURBINE BLADE}
본 발명은 가스 터빈에 관한 것으로, 보다 상세하게는 가스 터빈 블레이드의 스퀼러 팁(squealer tip)을 냉각시키는 기술에 관한 것이다.
가스 터빈 블레이드는 블레이드 플랫폼으로부터 가스 터빈의 회전축에 대해 반경방향 외측으로 연장되는 에어포일을 포함한다. 에어포일은 에어포일의 전방 엣지와 후방 엣지 사이에서 연장되는 압력측 및 흡입측을 가진다. 에어포일은 또한 에어포일의 반경방향 외측 단부에 배치된 팁(tip) 부분를 포함한다. 에어포일의 팁이라고도 하는 팁 부분은, 에어포일의 반경방향 외측으로 추가로 배치되고 일반적으로 가스 터빈을 통한 고온 가스 또는 연소 가스 경로의 외부 표면을 형성하는 스테이터의 표면을 향한다. 에어포일의 팁부가 대면하는 스테이터의 표면은 케이싱의 내면 또는 터빈 슈라우드(shroud)의 내면 등일 수 있다.
에어포일의 팁은 대향하는 스테이터 표면으로부터 이격되도록, 즉 비접촉 방식으로 배치된다. 다시 말해, 가스 터빈이 작동될 때 에어포일의 팁과 대향하는 스테이터 표면 사이의 충돌 또는 마찰의 가능성를 피하기 위해 에어포일의 팁과 대향 스테이터 표면 사이에 반경 방향 간극 또는 갭이 포함된다. 그러나, 고온 가스 경로를 통해 흐르는 고온 가스의 일부, 즉 연소 생성물은 터빈 블레이드 에어포일 위로 흐르는 대신에 반경 방향 간극을 통해 누출되어 효율 감소를 야기한다.
따라서, 에어포일의 팁과 대향 스테이터 표면 사이의 반경방향 간극은 고온 가스의 누출을 최소화하기 위해 가능한 작게 유지되는 것이 바람직하다.
반경 방향 간극을 작게 유지하고 가스 터빈의 작동 중에 에어포일의 팁과 대향 스테이터 표면 사이의 우발적인 접촉시 에어포일 본체를 구조적 손상으로부터 보호하기 위해, 에어포일의 팁에 배치되고 대향하는 스테이터 표면을 향해 반경방향 외측으로 연장되는 스퀼러 팁 구조체를 사용하는 것이 가스 터빈의 업계에 잘 알려져 있다.
스퀄러 팁은 일반적으로 에어포일 팁 부분의 주변에 위치되고 이를 따라 연장되는 레일로 형상화되며, 예를 들어 스퀄러 팁은 에어포일 팁 부분에서 흡입측 주변에 위치되고 이를 따라 연장되는 흡입측 레일과, 에어포일 팁 부분에서 압력측 주변에 위치되고 이를 따라 연장되는 압력측 레일을 포함할 수 있다.
스퀄러 팁은 고온 연소 생성물, 즉 고온 가스에 둘러싸여 있기 때문에, 특히 흡입측 레일에서 스퀄러 팁의 냉각이 요구된다. 그러나, 스퀄러 팁은 대향 스테이터 표면에 매우 가깝게 배치되기 때문에, 스퀄러 팁과 대향 스테이터 표면 사이의 우발적인 접촉의 원하지 않는 이벤트(마칠 이벤트로 알려짐)가 가스 터빈 작동 중에 발생할 수 있다. 따라서, 스퀼러 팁에 배치될 수 있는 어떤 냉각 구멍도 손상되거나 막힐 수 있다.
따라서, 본 발명의 목적은 스퀼러 팁을 효과적으로 냉각시키기 위한 메커니즘 또는 기술을 제공하는 것이다. 바람직하게는, 스퀄러 팁을 냉각시키는 기술은 마찰 이벤트가 발생한 경우 스퀄러 팁의 냉각에 대한 손상을 적어도 부분적으로 방지하는 것이 바람직하다.
상기 목적 중 하나 이상은 본 개시 내용에 첨부된 독립항(들)에 따른 가스 터빈용 블레이드, 가스 터빈용 블레이드 조립체 및 가스 터빈에 의해 달성된다. 본 기술의 유리한 실시예는 종속항에 제공된다. 독립항의 특징부들은 해당 독립항에 종속된 청구항의 특징부들과 결합될 수 있고, 종속항의 특징부들은 서로 결합될 수 있다.
본 기술의 제1 양태에서, 특히 가스 터빈의 터빈 섹션을 위한 가스 터빈용 블레이드가 제공된다. 이하, 터빈 블레이드라고도 지칭되는 블레이드는 에어포일을 포함한다. 에어포일은 에어포일 팁 부분을 가진다. 에어포일은 또한 선도 엣지 및 후미 엣지에서 만나고 에어포일 공동이고도 하는 내부 공간을 정의하는 압력측 및 흡입측을 포함한다.
블레이드는 또한 제1 및 제2 표면을 갖는 플랫폼을 포함할 수 있다. 플랫폼의 제 1 표면으로부터 에어포일은 블레이드의 반경방향 외측 방향 측으로 발산할 수 있고, 플랫폼의 제2 표면으로부터 블레이드의 루트부(root)는 반대 방향, 즉 블레이드의 반경방향 내측 방향 측으로 발산할 수 있다. 에어포일 팁 부분은 에어포일의 압력측과 흡입측 사이에서 연장되고 에어포일 공동의 반경방향 외측 경계를 정의하는 벽으로서 형성될 수 있다. 에어포일 공동은 에어포일 팁 부분 또는 벽과 플랫폼 사이에 존재할 수 있다.
블레이드는 스퀼러 팁도 포함한다. 스퀼러 팁은 에어포일 팁 부분에 배열된다. 스퀼러 팁은 흡입측 레일을 포함한다. 흡입측 레일은 챔퍼부(champer)와 적어도 하나의 스퀼러 팁 냉각 구멍을 포함한다. 챔퍼부는 적어도 하나의 챔퍼면을 포함한다. 적어도 하나의 스퀼러 팁 냉각 구멍의 유출구는 챔퍼면에 배치된다.
적어도 하나의 스퀼러 팁 냉각 구멍은 에어포일 공동과 유체 연통할 수 있다. 냉각 공기는 에어포일 공동으로부터 적어도 하나의 스퀄러 팁 냉각 구멍 내로, 그리고 챔퍼면에 배치된 적어도 하나의 스퀄러 팁 냉각 구멍의 유출구 밖으로 흐를 수 있다. 적어도 하나의 스퀄러 팁 냉각 구멍의 유입구는 적어도 하나의 스퀄러 팁 냉각 구멍과 유체 연통할 수 있고, 예를 들어 적어도 하나의 스퀄러 팁 냉각 구멍의 유입구는 에어포일 공동에 위치될 수 있다.
본 개시 내용에서, 챔퍼면의 모든 언급은 특별한 언급이 없는 한 스퀄러 팁 냉각 구멍의 유출구가 배치되는 챔퍼면을 의미한다.
본 개시 내용에서, 챔퍼부의 모든 언급은 특별한 언급이 없는 한 스퀼러 팁 냉각 구멍의 유출구가 배치되는 챔퍼면을 포함하는 챔퍼부를 의미한다.
상기 흡입측 레일은 내주면, 외주면 및 상부면을 포함할 수 있다.
내주면은 에어포일 팁 부분의 외부 표면, 즉 에어포일 팁 부분 위 또는 상부의 흡입측 레일에 의해 정의되는 스퀼러 팁 포켓에 인접하거나 근접할 수 있다. 외주면은 에어포일의 흡입측에 인접할 수 있다. 외주면과 내주면은 서로 반대일 수 있다. 상부면은 외주면과 내주면을 연결할 수 있다. 상부면은 흡입측 레일 및/또는 블레이드의 반경 방향 최외측 표면일 수 있다.
상기 챔퍼면은 상부면과 내주면 사이로 연장될 수 있다. 즉, 상기 챔퍼부에서는 상기 흡입측 레일의 내주부가 상기 챔퍼면으로 형성되거나 상기 챔퍼면을 포함할 수 있다. 추가로 설명하면, 챔퍼면은 에어포일 팁 부분 또는 벽의 상부 표면 또는 외부 표면에서 스퀼러 팁에 의해 정의되는 스퀼러 팁 포켓과 인접한 흡입측 레일의 표면에 형성될 수 있다.
상기 챔퍼면은 경사진 엣지일 수 있으며, 즉 상기 챔퍼면은 상기 에어포일 팁 부분의 외부면으로부터 상기 흡입측 레일의 상부면, 즉 최상면까지 연장될 수 있다. 경사진 엣지로 형성시, 챔퍼면은 더 많은 표면적을 제공하므로 더 많은 스퀄러 팁 냉각 구멍 유출구를 수용할 수 있다. 즉, 더 많은 스퀄러 팁 냉각 구멍 유출구가 챔퍼면에 위치될 수 있다.
상기 챔퍼면은 상부면과 외주면 사이에서 연장될 수 있다. 즉, 상기 챔퍼부에서는 상기 흡입측 레일의 외주부가 상기 챔퍼면으로서 형성되거나 상기 챔퍼면을 포함할 수 있다. 추가로 설명하면, 챔퍼면은 흡입측, 특히 흡입측의 외부면과 인접한 흡입측 레일의 표면에 형성될 수 있다, 따라서, 마찰 이벤트의 발생 중에 스퀄러 팁 냉각 구멍을 나가는 냉각 공기는 에어포일의 외측으로, 즉 스퀄러 팁을 향한 스테이터의 표면에 의해 차단될 수 있는 스퀄러 팁의 차단된 표면 측이 아닌 곳으로 배출됨으로써 - 스퀄러 팁 냉각 구멍을 통한 냉각 공기 흐름은 지속적이고 효율적으로 유지된다.
챔퍼면은 경사진 엣지일 수 있다. 즉, 챔퍼면은 에어포일의 흡입측의 외부면으로부터 상부면, 즉, 흡입측 레일의 최상부 표면까지 연장될 수 있다. 경사진 엣지로 형성시, 챔퍼면은 더 많은 표면적을 제공하므로 더 많은 스퀄러 팁 냉각 구멍 출구를 수용할 수 있다. 즉, 더 많은 스퀄러 팁 냉각 구멍 유출구가 챔퍼면에 위치될 수 있다.
상기 흡입측 레일은 2개의 챔퍼면, 예를 들어, 스퀄러 팁 냉각 구멍의 적어도 하나의 유출구를 포함하고 상부면과 내주면 사이에서 연장되는 제1 챔퍼면 및 스퀄러 팁 냉각 구멍의 적어도 하나의 유출구를 포함하고 상부면과 외주면 사이에서 연장되는 제2 챔퍼면을 포함할 수 있다. 제1 및 제2 챔퍼면의 스퀼러 팁 냉각 구멍은 동일한 유입구를 가질 수 있거나 별도의 유입구를 가질 수 있다.
챔퍼면은 열차단 코팅을 포함할 수 있다. 열차단 코팅은 스퀄러 팁 냉각 구멍을 통한 냉각 공기 흐름의 결과로 냉각되는 흡입측 레일이 더 내열성을 갖도록 함으로써 가스 터빈의 전체 성능을 향상시킨다.
상기 챔퍼면은 상부 주연부와 하부 주연부를 가질 수 있다. 상부 주연부는 하부 주연부의 반경방향 외측, 즉 블레이드의 플랫폼으로부터 블레이드 팁을 향해 연장되는 블레이드의 종축에 대해 외측으로 있다. 즉, 챔퍼면은 상부 및 하부 주연부에 의해 획정되거나 제한될 수 있다. 하부 주연부는 상부 주연부 또는 챔퍼면과 에어포일, 예를 들어, 에어포일의 흡입측 또는 에어포일 흡입측의 외부면 사이에 배치될 수 있다.
상기 스퀼러 팁 냉각 구멍의 유출구는 상기 상부 주연부와 하부 주연부 사이의 중앙에 위치될 수 있다. 따라서, 챔퍼면과 흡입측 레일의 챔퍼부의 균일한 냉각을 제공한다.
대안적으로, 스퀼러 팁 냉각 구멍의 유출구는 상부 주연부보다 하부 주연부에 더 가깝게 위치될 수 있다. 이러한 위치로 인해, 스퀼러 팁 냉각 구멍의 유출구는 마찰 이벤트의 발생 중에 흡입측 레일이 접촉할 수 있는 스퀄러 팁을 향한 스테이터의 표면으로부터 더 멀리 떨어져 있어서 스퀄러 팁 냉각 구멍의 유출구의 차단 가능성이 더 제거된다.
대안적으로, 스퀼러 팁 냉각 구멍의 유출구는 하부 주연부보다 상부 주연부에 더 가깝게 위치될 수 있다.
상기 챔퍼면은 평탄할 수 있다. 즉, 챔퍼부의 단면에서 챔퍼면은 직선으로 형성될 수 있다. 이러한 평탄한 표면은 흡입측 레일에서 제조하기 용이하다. 즉, 챔퍼부의 단면, 예를 들어 수직 단면은 삼각형, 원추형, 사각형, 오각형 등과 같은 다각형 등의 형상을 가질 수 있고, 챔퍼면은 직선형 단면일 수 있다.
상기 챔퍼면은 곡면일 수 있다. 즉, 챔퍼부의 단면에서 챔퍼면은 곡선으로 형성될 수 있다. 이러한 곡면은 평탄한 표면과 비교하여 더 많은 스퀄러 팁 냉각 구멍의 유출구를 배치하기 위해 더 많은 표면적을 제공한다.
스퀼러 팁 냉각 구멍은 원통형 구멍일 수 있다. 이러한 구멍은 예를 들어 단순히 천공에 의해 쉽게 형성될 수 있다.
스퀼러 팁 냉각 구멍은 팬(fan)형 구멍 또는 깔때기형 구멍 또는 접시형 구멍일 수 있다. 이러한 부채꼴형 또는 깔때기형 구멍은 구멍의 유출구에서 증가된 단면적 또는 최대 단면적을 가진다. 이러한 형상은 냉각 공기 속도 또는 냉각 공기의 배출 속도, 즉 송풍 비율을 감소시킨다. 속도가 감소되면, 냉각 공기는 표면에 더 잘 밀착되고 표면에 더 오래 부착된 상태를 유지한다. 결국, 냉각 공기가 완충층, 즉 필름 냉각으로 작용하기 때문에 고온 가스로부터의 열 입력이 감소된다. 또한, 구멍 내에서 흐르는 냉각 공기와 흡입측 레일의 곡면에 있어서 흡입측 레일의 내부 부품에 비해 상승된 온도로 있는 구멍의 유출구에서 구멍을 형성하는 흡입측 레일의 영역 또는 내부 표면 사이의 접촉 면적 증가로 인해 냉각 효과가 증가된다. 간단히 말해서, 팬형, 깔때기형 또는 접시형 구멍은 챔퍼면의 냉각과 그에 따라 흡입측 레일의 냉각을 증가시킨다.
상기 스퀼러 팁 냉각 구멍은 카운터보어 구멍일 수 있다. 카운터보어 구멍도 역시 접시형 구멍에 대해 전술한 것과 동일한 이유로 챔퍼면 및 그에 따른 흡입측 레일의 냉각을 증가시킨다.
스퀼러 팁 냉각 구멍은 분기 구멍일 수 있다. 즉, 하나의 스퀼러 팁 냉각 구멍에는 하나의 유입구가 있지만 2개 이상의 유출구가 있을 수 있다.
상기 챔퍼부 또는 상기 챔퍼면은 상기 흡입측의 외부면을 따라, 즉 상기 흡입측의 외부면의 상부 엣지에 평행하게 연장될 수 있다.
상기 챔퍼부 또는 상기 챔퍼면은 상기 에어포일의 흡입측을 따라, 다시 말해, 흡입측의 외부면의 상부 엣지, 즉 반경 방향 외측의 엣지에 평행하게 연장될 수 있다.
상기 챔퍼부 또는 상기 챔퍼면은 상기 흡입측의 외부면의 상부 엣지, 즉 반경 방향 외측 엣지에 위치될 수 있다.
상기 선도 엣지와 후미 엣지 사이의 방향의 챔퍼부 또는 챔퍼면의 형상은 상기 선도 엣지와 후미 엣지 사이 방향의 흡입측의 외부면의 형상에 대응할 수 있다.
상기 챔퍼부 또는 상기 챔퍼면은 상기 선도 엣지와 후미 엣지 사이에서 연속적으로 또는 간헐적으로 연장될 수 있다.
상기 챔퍼부 또는 상기 챔퍼면은 상기 흡입측 외부면의 상부 엣지, 즉 반경방향 외측 엣지와 동일한 길이를 가질 수 있다.
상기 챔퍼부 또는 상기 챔퍼면은 상기 흡입측의 외부면의 상부 엣지, 즉 반경 방향 외측 엣지보다 작은 길이를 가질 수 있다.
상기 챔퍼부는 상기 흡입측 레일을 따라 제1위치로부터 제2위치로 연장될 수 있다. 제1 위치는 선도 엣지로부터, 즉 선도 엣지의 위치로부터 제1 거리에 있을 수 있다. 제2 위치는 후미 엣지로부터, 즉 후미 엣지의 위치로부터 제2 거리에 있을 수 있다.
제1 거리는 제2 거리보다 작을 수 있다. 다시 말해, 챔퍼부는 흡입측의 상부 엣지, 즉 반경방향 외측 엣지를 따라 측정될 때 후미 엣지보다 선도 엣지에 더 가까울 수 있다. 선도 엣지 주변 영역은 고온 가스 흐름으로 인해 더 높은 온도에 노출되기 때문에, 챔퍼부와 이에 따른 스퀄러 팁 냉각 구멍의 유출구의 이러한 배열은 블레이드의 효율적인 냉각을 제공한다.
제1 거리는 제2 거리보다 클 수 있다. 다시 말해, 챔퍼부는 흡입측의 상부 엣지, 즉 반경방향 외측 엣지를 따라 측정될 때 선도 엣지보다 후미 엣지에 더 가까울 수 있다.
제1 거리는 흡입측 길이의 10% 내지 80% 일 수 있다. 바람직하게, 제1 거리는 흡입측 길이의 10% 내지 40%일 수 있다. 더 바람직하게, 제1 거리는 흡입측 길이의 20%일 수 있다. 길이는 흡입측의 외부면의 상부 엣지, 즉 반경 방향 외측 엣지를 따라, 즉 에어포일의 팁 부분을 따라 측정될 수 있다.
제2 거리는 흡입측 길이의 10% 내지 80% 일 수 있다. 바람직하게, 제2 거리는 흡입측 길이의 20% 내지 60%일 수 있다. 더 바람직하게, 제2 거리는 흡입측 길이의 40%일 수 있다. 길이는 흡입측의 외부면의 상부 엣지, 즉 반경 방향 외측 엣지를 따라, 즉 에어포일의 팁 부분을 따라 측정될 수 있다.
선도 엣지의 위치는 선도 엣지가 최대 곡률, 즉 최소 반경을 갖는 지점 또는 위치 또는 장소로 이해될 수 있다.
후미 엣지의 위치는 후미 엣지가 최대 곡률, 즉 최소 반경을 갖는 지점 또는 위치 또는 장소로 이해될 수 있다.
상기 흡입측 레일은 상기 챔퍼부에 인접한 적어도 하나의 비-챔퍼부를 포함할 수 있다.
비-챔퍼부, 예건대, 제1 비-챔퍼부는 챔퍼부와 선도 엣지 사이에서 연장될 수 있다. 예를 들어, 제1 비-챔퍼부는 챔퍼부의 제1 위치와 선도 엣지 사이에서 연장될 수 있다.
비-챔퍼부, 예. 제2 챔퍼부는 챔퍼부와 후미 엣지 사이에서 연장될 수 있다. 예를 들어, 제2 비-챔퍼부는 챔퍼부의 제2 위치와 후미 엣지 사이에서 연장될 수 있다.
상기 비-챔퍼부를 챔퍼부에 인접 또는 근접하게 배치함으로써 상기 흡입측 레일의 챔퍼부를 지지 또는 보강하여 챔퍼부를 견고하게 하여 흡입측 레일의 전체적인 강도를 증가시킨다. 따라서, 가스 터빈의 작동 중에 흡입측 레일의 구조적 무결성이 유지된다.
상기 블레이드의 반경 방향을 따른, 즉 상기 블레이드 플랫폼 또는 에어포일 팁 부분에 수직인 방향 또는 반경 방향으로 측정된 상기 챔퍼면의 높이는 1 mm 내지 15 mm, 특히 2 mm 내지 3 mm일 수 있다.
상기 챔퍼면과 흡입측 사이의 각도는 5도 내지 75도, 특히 30도 내지 60도일 수 있다.
상기 챔퍼부는 연속적으로, 즉 일체형 구조로 형성될 수 있다. 다시 말해, 흡입측 레일은 단 하나의 챔퍼부를 포함할 수 있다.
대안적으로, 상기 챔퍼부는 간헐적으로 형성될 수 있다. 즉, 챔퍼부는 복수의 서브-챔퍼부를 포함할 수 있다. 상기 서브-챔퍼부들은 간극에 의해 서로 이격될 수 있다. 간극 부분은 흡입측 레일의 비-챔퍼부일 수 있다.
각각의 서브-챔퍼부는 쳄퍼면, 즉 챔퍼면의 일부, 및 적어도 하나의 스퀼러 팁 냉각 구멍을 포함할 수 있다. 서브-챔퍼부의 적어도 하나의 스퀼러 팁 냉각 구멍은 그 유출구가 서브-챔퍼부의 챔퍼면에 배치될 수 있다.
인접하는 서브 챔퍼부들을 물리적으로 연결 또는 결합하는 간극 부분을 구비함으로써 서브-챔퍼부를 지지 또는 보강하여 챔퍼부 전체를 견고하게 하여 흡입측 레일의 전체 강도를 증가시킨다. 따라서, 가스 터빈의 작동 중에 흡입측 레일의 구조적 무결성이 유지된다.
또한, 서브-챔퍼부의 제공으로 인해 스퀼러 팁 냉각 구멍을 통해 배출되는 냉각 공기의 흐름이 차단되지 않는다는 장점이 흡입측 주변의 더 넓은 면적에 걸쳐 퍼지게 되며, 흡입측 레일의 비교적 작은 영역의 모따기를 통해 달성될 수 있다.
블레이드는 적어도 하나의 에어포일 팁 벽 냉각 구멍을 더 포함할 수 있다. 에어포일 팁 벽 냉각 구멍은 그 유출구가 에어포일 팁 부분의 상부면에 위치될 수 있다. 따라서, 흡입측 레일 외에도 에어포일 팁 부분을 냉각할 수 있다.
선택적으로, 에어포일 팁 벽 냉각 구멍의 유출구는 흡입측 레일을 향하거나 배향될 수 있고, 결과적으로 그로부터 나오는 냉각 공기를 흡입측 레일 측으로 유도할 수 있다.
에어포일 팁 벽 냉각 구멍은 적어도 부분적으로, 바람직하게는 완전히 에어포일 팁 벽 내에 매립된 냉각 공기 유동 채널 또는 관통 구멍으로 이해될 수 있다. 에어포일 팁 벽 냉각 구멍의 유출구만 에어포일 팁 벽의 외부면에 위치될 수 있다. 에어포일 팁 벽 냉각 구멍의 유입구는 에어포일 공동과 유체 연통할 수 있고, 즉 에어포일 공동에 위치될 수 있다.
상기 블레이드의 흡입측 레일은 적어도 하나의 보조 스퀼러 팁 냉각 구멍을 더 포함할 수 있다. 보조 스퀼러 팁 냉각 구멍의 유출구는 챔퍼면 외부의 흡입측 레일의 표면, 예를 들어 흡입측 레일의 내주면 및/또는 외주면 및/또는 상부면에 위치되거나 배치될 수 있다.
선택적으로, 보조 스퀼러 팁 냉각 구멍의 유출구는 챔퍼부에 위치될 수 있다.
선택적으로, 보조 스퀼러 팁 냉각 구멍의 유출구는 비-챔퍼부에 위치될 수 있다.
본 기술의 제2 양태는 터빈 블레이드 조립체를 제공한다. 터빈 블레이드 조립체는 적어도 하나의 블레이드와 로터 디스크를 포함한다. 적어도 하나의 블레이드는 로터 디스크에 결합된다. 적어도 하나의 블레이드는 본 기술의 제1 양태에 따른 블레이드이다.
본 기술의 제3 양태는 적어도 하나의 블레이드를 포함하는 가스 터빈을 제공한다. 적어도 하나의 블레이드는 본 기술의 제1 양태에 따른 블레이드이다.
본 기술의 전술한 속성 및 기타 특징 및 이점, 그리고 이들을 달성하는 방식은 더 분명해질 것이며, 본 기술 자체는 첨부 도면과 관련하여 취한 본 기술의 실시예에 대한 다음의 설명을 참조하는 것을 통해 더 잘 이해될 것이다. 도면에서:
도 1은 본 기술의 터빈 블레이드의 예시적인 실시예가 통합될 수 있는 가스 터빈의 예시적인 실시예의 일부의 단면도를 예시하며;
도 2는 본 기술의 터빈 블레이드의 예시적인 실시예가 통합될 수 있는 터보머신 조립체의 예시적인 실시예를 개략적으로 예시하며;
도 3은 터빈 블레이드의 예시적인 실시예를 나타낸 수직 단면도이고;
도 4a는 종래의 스퀼러 팁을 갖는 종래의 에어포일의 일부를 개략적으로 도시한 사시도이고;
도 4b는 도 4a의 I-I 라인을 따라 취한 도 4a의 종래의 스퀼러 팁을 갖는 종래의 에어포일의 단면도를 개략적으로 예시하며;
도 5a는 본 기술의 스퀼러 팁을 갖는 예시적인 에어포일의 사시도를 개략적으로 예시하며;
도 5b는 도 5a의 II-II 라인을 따라 취한 도 5a의 스퀼러 팁을 갖는 에어포일의 단면도를 개략적으로 예시하며;
도 6은 본 기술의 스퀼러 팁을 갖는 예시적인 에어포일의 다른 사시도를 개략적으로 예시하며;
도 7은 본 기술의 또 다른 예시적인 스퀼러 팁을 갖는 다른 예시적인 에어포일의 사시도를 개략적으로 예시하며;
도 8a 및 도 8b는 본 기술에 따른 챔퍼면의 상이한 예시적인 실시예를 개략적으로 예시하며;
도 9a-9g 본 기술에 따른 스퀼러 팁 냉각 구멍의 상이한 예시적인 실시예를 개략적으로 예시하며;
도 10은 본 기술의 챔퍼부의 예시적인 위치 설정을 개략적으로 예시하며;
도 11은 본 기술의 챔퍼면의 예시적인 치수를 개략적으로 예시하며;
도 12는 본 기술의 챔퍼부의 다른 예시적인 실시예를 개략적으로 예시하며;
도 13a-13c는 본 기술에 따른 스퀼러 팁 냉각 구멍의 유출구의 상이한 예시적인 위치를 개략적으로 예시하며;
도 14a는 본 기술의 스퀼러 팁을 갖는 또 다른 예시적인 에어포일의 사시도를 개략적으로 예시하며;
도 14b는 도 14a의 IV-IV 라인을 따른 도 14a의 스퀼러 팁을 갖는 에어포일의 단면도를 개략적으로 예시하며;
도 15는 본 기술의 스퀼러 팁을 갖는 다른 예시적인 에어포일의 단면도를 개략적으로 예시하며;
도 16은 본 기술의 스퀼러 팁을 갖는 또 다른 예시적인 에어포일의 단면도를 개략적으로 예시한다.
이하, 전술한 본 기술의 특징 및 기타 특징을 대해 상세히 설명한다. 다양한 실시예가 도면을 참조하여 설명되며, 도면에서 동일한 참조 번호는 도면 전체에 걸쳐 동일한 요소를 나타내는 데 사용된다. 이어지는 설명에서, 설명의 목적으로, 하나 이상의 실시예의 완전한 이해를 제공하기 위해 다수의 특정 상세가 언급된다. 예시된 실시예는 본 발명을 설명하기 위한 것이며 본 발명을 제한하려는 것이 아님을 알아야 한다. 이러한 실시예는 이러한 특정 상세가 없이 실시될 수 있음이 분명할 수 있다.
도 1은 가스 터빈 또는 가스 터빈 엔진(10)의 예를 단면도로 도시한다. 가스 터빈 엔진(10)은 일반적으로 흐름 계열로 그리고 일반적으로 종축 또는 회전축(20)을 중심으로 해당 방향으로 배열되는, 흐름 계열로, 유입구(12), 압축기 또는 압축기 섹션(14), 연소기 섹션(16) 및 터빈 섹션(18)을 포함할 수 있다. 가스 터빈 엔진(10)은 회전축(20)을 중심으로 회전 가능하고 가스 터빈 엔진(10)을 통해 종방향으로 연장되는 샤프트(22)를 더 포함할 수 있다. 샤프트(22)는 터빈 섹션(18)을 압축기 섹션(14)에 구동식으로 연결할 수 있다.
가스 터빈 엔진(10)의 작동 중, 공기 유입구(12)를 통해 흡입된 공기(24)는 압축기 섹션(14)에 의해 압축되어 연소 섹션 또는 버너(burner) 섹션(16)으로 전달된다. 버너 섹션(16)은 버너 플레넘(plenum)(26), 하나 이상의 연소 챔버(28) 및 각 연소 챔버(28)에 고정된 적어도 하나의 버너(30)를 포함한다. 연소 챔버(28) 및 버너(30)는 버너 플레넘(26) 내부에 위치될 수 있다. 압축기(14)를 통과하는 압축 공기는 디퓨저(32)로 들어가서 디퓨저(32)로부터 버너 플레넘(26)으로 배출될 수 있으며, 버너 플레넘으로부터 공기의 일부가 버너(30)로 들어가서 기체 또는 액체 연료와 혼합된다. 그 다음, 공기/연료 혼합물이 연소되고 연소 가스(34) 또는 연소로부터의 작동 가스가 연소 챔버(28)를 통해 트랜지션 덕트(17)를 경유하여 터빈 섹션(18)으로 전달된다.
이러한 예시적인 가스 터빈 엔진(10)은 각각 버너(30) 및 연소 챔버(28)를 갖는 연소기 캔(can)(19)의 환형 어레이로 구성되는 캐뉼러(cannular) 연소기 섹션 구성(16)을 가질 수 있고, 트랜지션 덕트(17)는 연소 챔버(28)와 인터페이스 연결되는 대체로 원형의 유입구와 환형 세그먼트 형태의 유출구를 가진다. 트랜지션 덕트 유출구의 환형 어레이는 연소 가스를 터빈(18)으로 보내기 위한 환형부를 형성할 수 있다.
터빈 섹션(18)은 샤프트(22)에 부착된 다수의 블레이드 유지 디스크(36)를 포함할 수 있다. 본 예에서, 2개의 디스크(36) 각각은 터빈 블레이드(38)의 환형 어레이를 보유하는 것으로 예시되어 있다. 그러나, 블레이드 보유 디스크의 수는 상이하여, 즉 오직 하나의 디스크 또는 3개 이상의 디스크일 수 있다. 또한, 가스 터빈 엔진(10)의 스테이터(42)에 고정된 안내 베인(40)이 터빈 블레이드(38)의 환형 어레이의 여러 스테이지 사이에 배치될 수 있다. 연소 챔버(28)의 유출구와 선도 터빈 블레이드(38) 유입구 사이에 안내 베인(44)이 제공되어 터빈 블레이드(38) 상으로 작동 가스의 흐름을 전환할 수 있다.
연소 챔버(28)로부터의 연소 가스는 터빈 섹션(18)으로 들어가서 터빈 블레이드(38)를 구동하고, 터빈 블레이드는 다시 샤프트(22)를 회전시킨다. 안내 베인(40, 44)은 터빈 블레이드(38)에 대한 연소 가스 또는 작동 가스의 각도를 최적화하는 역할을 한다.
터빈 섹션(18)은 압축기 섹션(14)을 구동시킨다. 압축기 섹션(14)은 축방향의 일련의 베인 스테이지(46) 및 로터 블레이드 스테이지(48)를 포함할 수 있다. 로터 블레이드 스테이지(48)는 블레이드의 환형 어레이를 지지하는 로터 디스크를 포함할 수 있다. 압축기 섹션(14)은 또한 로터 스테이지를 둘러싸고 베인 스테이지(48)를 지지하는 케이싱(50)을 포함할 수 있다. 안내 베인 스테이지는 케이싱(50)에 장착되는 반경 방향으로 연장되는 베인의 환형 어레이를 포함할 수 있다. 베인은 주어진 엔진 작동 지점에서 블레이드에 대한 최적의 각도로 가스 흐름을 제공하도록 배치된다. 안내 베인 스테이지 중 일부는 가변 베인을 가질 수 있으며, 그 종축을 중심으로 한 베인의 각도는 서로 다른 엔진 작동 조건에서 발생할 수 있는 공기 흐름 특성에 따라 각도를 조정될 수 있다. 케이싱(50)은 압축기(14)의 통로(56)의 반경방향 외부면(52)을 형성할 수 있다. 통로(56)의 반경방향 내부면(54)이 블레이드(48)의 환형 어레이에 의해 부분적으로 형성될 수 있는 로터의 로터 드럼(53)에 의해 적어도 부분적으로 획정될 수 있다.
본 기술은 단일, 다단 압축기 및 단일, 하나 이상의 스테이지 터빈을 연결하는 단일 샤프트 또는 스풀을 갖는 상기 예시적인 가스 터빈을 참조로 설명된다. 그러나, 본 기술은 2개 또는 3개의 샤프트 엔진에 동일하게 적용할 수 있고 산업, 항공 또는 해양 응용 분야에 사용될 수 있음을 이해해야 한다.
상류 및 하류라는 용어는 달리 명시되지 않는 한 엔진을 통한 기류 및/또는 작동 가스 흐름의 흐름 방향을 지칭한다. 전방 및 후방이라는 용어는 엔진을 통한 고온 가스의 전반적인 흐름을 나타낸다. 축방향, 반경 방향 및 원주 방향이라는 용어는 엔진의 회전축(20)을 기준으로 참조하여 제시된다.
본 기술에서, 에어포일(100)을 포함하는 터빈 블레이드(1)가 제시된다(예를 들어, 도 5a-도 16에 도시된 바와 같음). 본 기술의 터빈 블레이드(1)는 위에서 설명된 가스 터빈(10)의 블레이드(38)일 수 있다.
도 2는 터보머신 조립체의 예를 개략적으로 예시한다. 조립체는 로터 디스크(36) 상에 배열되고 이에 결합된, 본 기술의 블레이드(1)로도 지칭되는, 터빈 블레이드(38)를 포함할 수 있다. 도 3에 역시 예시된 바와 같이, 터빈 블레이드(1)는 플랫폼(200), 에어포일(100) 및 선택적으로 루트(root)(300)를 포함할 수 있다. 블레이드(1)는 루트(300)를 통해 디스크(36)에 고정되거나 장착될 수 있다.
도 2 및 도 3에 도시된 바와 같이, 터빈 블레이드(1)는 플랫폼(200) 및 플랫폼(200)으로부터 연장되는 에어포일(100)을 포함할 수 있다. 플랫폼(200)은 상부면(201) 및 하부면(210)을 포함할 수 있다. 에어포일(100)은 플랫폼(200)의 상부면(201)으로부터 연장될 수 있다. 상부면(201)은 원주방향으로 연장될 수 있다. 유사하게, 하부면(210)은 원주방향으로 연장될 수 있다. 에어포일(100)은 플랫폼(200)의 상부면(201)으로부터 반경방향 외측으로 연장된다.
에어포일(100)은 압력측(102)(압력면 또는 오목면/오목측이라고도 함) 및 흡입측(104)(흡인면 또는 볼록면/볼록측이라고도 함)을 포함한다. 압력측(102)과 흡입측(104)은 에어포일(100)의 선도 엣지(106)과 후미 엣지(108)에서 서로 만난다.
에어포일(100)은 플랫폼(200)에 인접하는 베이스부(100b)와 베이스부(100b)로부터 에어포일(100)의 종방향(R)을 따라 이격된, 에어포일 팁 부분 또는 간단히 에어포일 팁이라고도 하는, 팁부(100a)를 포함할 수 있다.
압력측(102), 흡입측(104), 선도 엣지(106) 및 후미 엣지(108)는 에어포일(100)의 내부 공간(100s)을 형성한다. 에어포일(100)의 내부 공간(100s)은 팁부(100a), 즉 에어포일(100)의 반경 방향 최외측 단부에 배치된 팁부(100a)의 벽에 의해 한정될 수 있다.
에어포일 팁부(100a)는 외부면 또는 반경 방향 상부면(101a)과 내부면 또는 반경 방향 내부면(101b)을 갖는 벽으로 형성될 수 있다.
블레이드(1)는 스퀄러 팁(80, 90)을 포함한다. 스퀄러 팁(80, 90)은 에어포일 팁부(100a)의 외부면(101a)에 배치될 수 있다.
이하, 도 5a-16에 도시된 실시예를 참조하여 본 기술에 따른 블레이드(1)를 설명하였다. 도 4a 및 도 4b는 본 기술에 대한 비교 이해를 위해 종래 기술에 따른 블레이드를 나타낸다.
도 5a에 도시된 바와 같이, 스퀄러 팁(80, 90)은 에어포일 팁부(100a)의 주변을 따라 연속적으로 또는 간헐적으로(미도시) 둘러싸는 대체로 레일 형태일 수 있다.
스퀼러 팁(80, 90)은 흡입측 레일(90)을 포함한다. 흡입측 레일(90)은 에어포일 팁부(100a)의 외부면(101a)에서 흡입측(104)의 주변에 위치되고 이를 따라 연장될 수 있다.
선택적으로, 스퀼러 팁(80, 90)은 에어포일 팁부(100a)의 외부면(101a)에서 압력측(102)의 주변에 위치되고 이를 따라 연장되는 압력측 레일(80)을 포함할 수 있다.
도 3에 도시된 바와 같이, 스테이터의 표면(42a)과 흡입측 레일(90) 사이의 반경 방향 간극(G1)은 스테이터의 표면(42a)과 에어포일 팁부(100a)의 외부면(101a) 사이의 반경 방향 간극(G2)보다 작다.
흡입측 레일(90) 및/또는 압력측 레일(80)에 의해 형성되는 에어포일 팁부(100a)의 외부면(101a)에는 스퀄러 팁 포켓(85)(도 5b에 도시됨)이 형성될 수 있다.
본 기술의 블레이드(1)의 일 실시예를 도시한 도 5a 및 도 5b에서 볼 수 있는 바와 같이, 본 기술의 블레이드(1)는 도 4a 및 도 4b에 도시된 종래의 블레이드와 비교하여 종래 공지된 블레이드(1)와는 블레이드(1)의 흡입측 레일(90)이 챔퍼부(90x) 및 적어도 하나의 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)을 포함한다는 점에서 상이하다. 본 기술의 여러 양태에 따라 적어도 하나의 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)을 갖는 이러한 챔퍼부(90x)는 단순화를 위해 도 3에 도시되지 않았지만 도 3에 존재하는 것으로 가정된다는 것을 알아야 한다.
챔퍼부(90x)는 챔퍼면(9)을 포함한다. 적어도 하나의 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)는 챔퍼면(9)에 배치되어, 즉 챔퍼면에서 개방된다. 다시 말해, 적어도 하나의 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)는 공간적으로 챔퍼면(9) 내에 제한된다.
스퀼러 팁 냉각 구멍(99)은 적어도 부분적으로, 바람직하게는 완전히 흡입측 레일(90) 내에 매립된 냉각 공기 흐름 채널 또는 관통 구멍 및 선택적으로는 에어포일(100)의 흡입측 벽(104)에 매립된 부분으로 이해될 수 있다. 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)만이 흡입측 레일(90)의 외부면, 즉 챔퍼면(9)에 위치될 수 있다.
스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 유입구(99b)는 흡입측 레일(90)의 어떤 표면에도 위치되지 않을 수 있다.
스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 유입구(99b)는 에어포일 공동(100s), 즉 냉각 공기가 흘러 들어가는 에어포일(100)의 내부 공간(100s)과 유체 연통할 수 있다. 즉, 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 유입구(99b)는 에어포일 공동(100s)에 배치될 수 있다.
냉각 공기는 블레이드(1) 및/또는 플랫폼(200)(도 2 및 3에 도시됨)의 루트(300)(도 2에 도시됨)에 형성된 하나 이상의 냉각 채널을 통해 에어포일 공동(100s) 내로 흐를 수 있다. 그 다음 냉각 공기는 에어포일 공동(100s) 내에 형성될 수 있는 하나 이상의 유동 채널(미도시)을 통해 흐른 다음, 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 유입구(99b)를 통해 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)으로 들어갈 수 있다. 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)을 통해 흐르는 냉각 공기는 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)을 형성하는 표면과 열교환을 수행하여 스퀄러 팁의 흡입측 레일(90)을 냉각시킨다. 그 후, 냉각 공기는 스퀄러 팁(80)의 흡입측 레일(90)의 챔퍼부(90x)의 챔퍼면(9)에 형성 또는 배치 또는 위치된 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)를 통해 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)을 빠져나간다.
요컨대, 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)을 통해 흐르는 냉각 공기는 스퀄러 팁, 특히 스퀄러 팁의 흡입측 레일(90)을 냉각시킨다.
챔퍼면(9)으로 인해 그리고 적어도 하나의 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)가 챔퍼면(9)에 위치되기 때문에, 스퀄러 팁(90)과 해당 스퀄러 팁(90)에 대향하는 스테이터의 표면, 예컨대, 터빈 케이싱 또는 터빈 케이싱에 부착되고 터빈 블레이드(1)를 향하는 스테이터 슈라우드의 내부면과 같은 표면(42a)(도 3에 도시됨) 사이에 마찰 이벤드가 있는 경우에도, 챔퍼면(9)에 위치된 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)는 차단되지 않는다. 따라서, 스퀄러 팁, 즉 흡입측 레일(90) 및 그에 따라 블레이드 팁의 효율적인 냉각이 마찰 허용 오차, 즉 스퀄러 팁의 흡입측 레일(90)과 스퀼러 팁을 향하는 스테이터의 표면(42a) 사이의 반경 방향 간극(G1)의 증가를 필요로 하지 않고 달성될 수 있다.
에어포일 팁부(100a)의 외부면(101a)으로부터 도 2의 축(R)을 따라 측정된 흡입측 레일(90)의 높이는 플랫폼(200)으로부터 도 2에 도시된 축(R)을 따라 측정된 에어포일(100)의 높이의 1% 내지 10%, 바람직하게는 1.5% 내지 4%일 수 있다.
스퀄러 팁의 흡입측 레일(90)과 스퀄러 팁을 향하는 스테이터의 표면(42a) 사이의 반경 방향 간극(G1)은 플랫폼(200)으로부터 도 2에 도시된 축(R)을 따라 측정된 에어포일(100)의 높이의 0.5% 내지 5%, 바람직하게는 0.5% 내지 2%일 수 있다.
도 5a에 도시된 바와 같이, 적어도 하나의 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)은 복수의 스퀄러 팁 냉각 구멍(99), 예를 들어 1-50개의 스퀄러 팁 냉각 구멍(99), 바람직하게는 5-20개의 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)을 포함할 수 있다. 복수의 스퀼러 팁 냉각 구멍(99) 모두의 유출구(99a)는 챔퍼면(9)에 위치될 수 있다.
도 5a 및 도 5b에 도시된 바와 같이, 흡입측 레일(90)은 에어포일(100)의 흡입측(104)을 따라 즉, 흡입측(104)의 외부면의 상부 엣지, 즉 도 2에 도시된 방향(R)에 대해 반경 방향 외측 엣지에 평행하게 연장될 수 있다.
흡입측 레일(90)은 흡입측(104)의 외부면의 상부 엣지, 즉 도 2에 도시된 방향(R)에 대해 반경 방향 외측 엣지에 위치될 수 있다.
흡입측 레일(90)의 외주면(90b)은 흡입측(104)의 외부면과 동일한 높이를 가질 수 있다.
도 5a에 도시된 바와 같이, 흡입측 레일(90)의 선도 및 후미 엣지(106, 108) 사이의 방향의 흡입측 레일(90)의 형상은 선도 및 후미 엣지(106, 108) 사이의 방향의 흡입측(104)의 외부면의 형상에 대응될 수 있다.
흡입측 레일(90)은 선도 엣지(106)와 후미 엣지(108) 사이에서 연속적으로 연장될 수 있다.
흡입측 레일(90)은 흡입측(104)의 외부면의 반경 방향 외측 엣지인 상부 엣지의 길이와 동일한 길이를 가질 수 있다.
도 5b에서 알 수 있는 바와 같이, 흡입측 레일(90)은 내주면(90c), 외주면(90b) 및 상부면(90a)을 포함할 수 있다.
내주면(90c)은 에어포일 팁부(100a)의 외부면(101a), 즉 에어포일 팁부(100a) 위 또는 상부에 있는 흡입측 레일(90)에 의해 형성된 스퀼러 팁 포켓(85)에 인접하거나 근접할 수 있다.
외주면(90b)은 에어포일(100)의 흡입측(104)에 인접할 수 있다.
외주면(90b)과 내주면(90c)은 서로 대향될 수 있다.
상부면(90a)은 외주면 및 내주면(90c, 90b)을 연결할 수 있다. 상부면(90a)은 흡입측 레일(90) 및/또는 블레이드(1)의 반경 방향 최외측 표면일 수 있다.
챔퍼면(9)은 도 5b에 도시된 바와 같이 상부면(90a)과 외주면(90b) 사이에서 연장될 수 있다. 다시 말해, 챔퍼면(9)은 흡입측(104), 특히 흡입측(104)의 외부면과 인접한 흡입측 레일(90)의 표면에 형성될 수 있다.
챔퍼면(9)은 경사진 엣지(미도시)일 수 있으며, 즉, 챔퍼면(9)은 에어포일(100)의 흡입측(104)의 외부면으로부터 흡입측 레일(90)의 상부면(90a), 즉 최상부 표면까지 연장될 수 있다.
대안적으로, 도 16에 도시된 바와 같이, 챔퍼면(9)은 상부면(90a)과 내주면(90c) 사이에서 연장될 수 있다. 즉, 챔퍼면(9)은 에어포일 팁부(100a)의 외부면(101a)과 인접하는 흡입측 레일(90)의 표면에 형성될 수 있다. 추가로 설명하면, 챔퍼면(9)은 에어포일 팁부(100a) 또는 벽(100a)의 상부면 또는 외부면(101a)에서 스퀼러 팁 포켓(85)을 형성하는 흡입측 레일(90)의 표면에 형성될 수 있다.
챔퍼면(9)은 경사진 엣지(미도시)일 수 있으며, 즉, 챔퍼면(9)은 에어포일 팁부(100)의 외부면(101a)으로부터 흡입측 레일(90)의 상부면(90a), 즉 최상부 표면까지 연장될 수 있다.
다른 예시적인 실시예(미도시)에서, 흡입측 레일(90)은 도 5b를 참조하여 전술한 바와 같은 적어도 하나의 유출구(99a)를 가지는 제1 챔퍼면(9) 및 도 16을 참조하여 전술한 바와 같은 적어도 하나의 유출구(99a)를 가지는 제2 챔퍼면(9)을 포함할 수 있다.
도 5a 또는 도 6을 참조하면, 흡입측 레일(90)은 적어도 하나의 비-챔퍼부(90y), 즉 챔퍼부(9)가 없는 흡입측 레일(90)의 일부를 포함할 수 있다. 도 5a의 III-III 라인에서의 비-챔퍼부(90y)의 단면은 도 4b에 도시된 것과 동일할 수 있다.
대안적으로(미도시), 흡입측 레일(90)은 어떤 비-챔퍼부(90y)도 포함하지 않을 수 있으며, 즉, 챔퍼부(9)는 흡입측 레일(90)의 전체 길이를 따라 연장될 수 있다. 이러한 실시예에서, 흡입측 레일(90)의 임의의 위치의 단면은 챔퍼면(9)에 대해 도 5b와 유사할 수 있다.
도 5a와 도 14a 및 도 14b에 도시된 바와 같이, 본 기술의 블레이드(1)는 또한 하나 이상의 에어포일측 벽 냉각 구멍(100h)을 포함할 수 있다. 에어포일측 벽 냉각 구멍(100h)은 에어포일(100)의 외부면, 예를 들어 에어포일(100)의 흡입측(104)의 외부면과 에어포일 공동(100s)을 유체 연통시킬 수 있다.
도 5a와 도 14a 및 도 14b에 도시된 바와 같이, 본 기술의 블레이드(1)는 또한 하나 이상의 에어포일 팁 벽 냉각 구멍(101h)을 포함할 수 있다. 에어포일 팁 벽 냉각 구멍(101h)은 에어포일 공동(100s)을 에어포일 팁(100a)의 외부면(101a)과 유체 연통시킬 수 있다. 도 14b에 도시된 바와 같이, 본 기술에 따르면, 에어포일 팁 벽 냉각 구멍(101h)의 유출구(101m)는 에어포일 팁부(100a)의 상부면(101a)에 위치될 수 있고, 흡입측 레일(90) 측을 향할 수 있다. 다시 말해, 에어포일 팁 벽 냉각 구멍(101h)은 냉각 공기를 흡입측 레일(90) 측으로, 바람직하게는 흡입측 레일(90)의 내주면(90c) 측으로 유도하도록 구성될 수 있다.
이하, 도 8a 및 도 8b를 참조로 본 기술에 따른 챔퍼면(9)의 다른 실시예를 설명한다.
도 8a는 평탄한 챔퍼면(9)을 도시하며, 즉 챔퍼면(9)은 단면, 예를 들어, 상부 주연부와 하부 주연부(9a, 9b) 사이에서 연장되는 직선을 갖는 수직 단면을 가진다. 다시 말해, 챔퍼면은 직선을 따라 상부 주연부와 하부 주연부(9a, 9b) 사이에서 연장된다.
도 8b는 만곡된 챔퍼면(9)을 도시하며, 즉 챔퍼면(9)의 단면, 예를 들어, 상부 주연부와 하부 주연부(9a, 9b) 사이에서 연장되는 곡선을 갖는 수직 단면을 가진다. 다시 말해, 챔퍼면은 곡선을 따라 상부 주연부와 하부 주연부(9a, 9b) 사이에서 연장된다.
'수직 단면'이라는 표현은 흡입측과 압력측 사이에서 연장되고, 바람직하게는 에어포일의 현에 수직인 평면에 의해 형성된 단면을 의미할 수 있다.
또한, 도 8b에 도시된 바와 같이, 상기 만곡된 챔퍼면(9)은 내측으로 만곡되거나 오목한 형상을 가질 수 있으며, 즉, 흡입측 레일(90) 내로 함몰될 수 있다. 내측 만곡으로 인해, 스퀄러 팁 냉각 구멍(90)의 유출구(99a)는 마찰 이벤트의 발생 중에 흡입측 레일(90)이 접촉할 수 있는 스퀼러 팁과 대면하는 스테이터의 표면(42a)(도 3)으로부터 더 멀어지므로, 스퀄러 팁 냉각 구멍의 유출구의 차단 가능성이 더 제거된다.
대안적으로(미도시), 곡면(9)은 외측으로 만곡되거나 볼록한 형상을 가질 수 있으며, 즉, 흡입측 레일(90) 외측으로 돌출될 수 있다. 외측 만곡으로 인해, 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 길이, 즉 흡입측 레일(90) 내에 있거나 매립된 구멍의 길이가 더 증가되어 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)을 통해 또는 스퀄러 팁 냉각 구멍(99) 내부를 흐르는 냉각 공기가 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)과 접촉하면서 더 먼 거리에 걸쳐 흐르기 때문에 흡입측 레일(90)을 보다 효율적으로 냉각시킨다.
또한, 도 8a-8b 및 도 9a-9g를 참조로 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 다른 실시예를 설명한다.
도 8a 및 도 8b는 원통형 구멍을 도시한다. 도 6은 도 8a 및 도 8b에 각각 도시된 바와 같이 평탄하거나 만곡될 수 있는 챔퍼면(9)에 위치된 원통형 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)를 도시한다. 즉, 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 유입구(99b)로부터 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)까지의 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 단면은 일정할 수 있다. 단면은 원형, 타원형, 반원형, 다각형일 수 있으나 이에 한정되지 않는다.
도 9a는 팬형 구멍 또는 깔때기형 구멍 또는 접시형 구멍을 나타낸다. 즉, 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)에서 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 단면은 출구(99a) 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a) 이외의 위치, 예를 들어, 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 유입구(99b) 또는 스퀄러 팁 냉각 구멍(90)의 유출구(99a)와 유입구(99b) 사이의 중간 위치에서 스퀄러 팁 냉각 구멍(90)의 단면보다 클 수 있다.
접시형 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)은 내부에 배치된 다른 동축 구멍을 확장시키는 원추형 구멍일 수 있다.
도 9b는 카운터보어 구멍을 도시한다. 도 7은 도 8a 및 도 8b에 각각 도시된 바와 같이 평탄하거나 만곡될 수 있는 챔퍼면(9)에 위치된 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)를 도시한다. 도 7에 도시된 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)은 카운터보어 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)일 수 있다. 카운터보어 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)은 내부에 배치된 다른 동축 구멍을 확대하는 원통형의 평탄-바닥 구멍일 수 있다.
도 9c는 분기된 구멍을 도시한다. 즉, 하나의 분기된 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)은 하나의 유입구(99b)를 가질 수 있고, 각각 유출구(99a)를 갖는 2개 이상의 분기부로 분기될 수 있다. 따라서, 하나의 분기된 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)은 하나의 유입구(99b) 및 2개 이상의 유출구(99a)를 가질 수 있다. 분기형 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 분기부는 도 8a-8b의 묘사와 유사하고 도 9c에 예시된 바와 같은 원통형, 도 9a의 묘사와 유사한 팬형 구멍 또는 깔때기형 구멍 또는 접시형 구멍, 또는 도 9b의 묘사와 유사한 카운터보어 구멍일 수 있다.
도 9c에 도시된 바와 같이, 예를 들어, 2개 이상의 유출구(99a) 중 하나 이상, 예를 들어, 복수의 유출구(99a)가 챔퍼면(9)에 배치되거나 위치될 수 있다. 바람직하게는, 분기형 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 모든 유출구(99a)가 챔퍼면(9)에 배치 또는 위치될 수 있다. 따라서, 흡입측 레일(90) 내의 유동 거리의 증가로 인해 챔퍼면(9) 및 흡입측 레일(90)을 보다 효율적으로 냉각한다.
도 9d 및 도 9e는 또한 분기형 구멍의 다양한 실시예를 도시한다. 하나의 분기형 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)은 하나의 유입구(99b)를 가질 수 있고, 각각 유출구(99a)를 갖는 2개 이상의 분기부로 분기될 수 있다. 따라서, 하나의 분기형 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)은 하나의 유입구(99b) 및 2개 이상의 유출구(99a)를 가질 수 있다. 분기형 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 분기부는 도 8a-8b의 묘사와 유사하고 도 9d에 예시된 바와 같은 원통형, 도 9a의 묘사와 유사한 팬형 구멍 또는 깔때기형 구멍 또는 접시형 구멍, 또는 도 9b의 묘사와 유사한 카운터보어 구멍일 수 있다.
도 9d에 도시된 바와 같이, 2개 이상의 유출구(99a) 중 하나는 챔퍼면(9)에 배치되거나 위치될 수 있고, 2개 이상의 유출구(99a) 중 다른 하나는 챔퍼면(9)이 아닌 표면 또는 챔퍼면 외부의 표면, 예를 들어 상부면(90a)에 배치 또는 위치될 수 있다. 대안적으로 또는 추가적으로, 도 9e에 도시된 바와 같이, 2개 이상의 유출구(99a) 중 하나는 챔퍼면(9)에 배치되거나 위치될 수 있고, 2개 이상의 유출구(99a) 중 다른 하나는 챔퍼면(9) 이외의 표면 또는 챔퍼면 외부의 표면, 예를 들어 외주면(90a)에 배치되거나 위치될 수 있다.
간단히 말해, 분기형 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 2개 이상의 유출구(99a) 중 적어도 하나는 챔퍼면(9)에 배치 또는 위치될 수 있고, 분기형 스퀄러의 2개 이상의 유출구(99a) 중 적어도 다른 하나는 팁 냉각 구멍(99)은 챔퍼면(9)의 외부, 예를 들어, 챔퍼부(90x)의 챔퍼면(9)이 아닌 흡입측 레일(90)의 표면, 예를 들어 내주면(90c), 외주면(90b) 및 상부면(90a) 중 하나 이상에 배치되거나 위치될 수 있다. 따라서, 챔퍼면(9)뿐만 아니라 챔퍼면(9) 이외의 흡입측 레일(90)의 표면(90a, 90b, 90c)을 더 효율적으로 냉각시킨다.
또한, 도 9f에 도시된 바와 같이, 분기형 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 2개 이상의 유출구(99a) 중 하나 이상, 예컨대, 복수의 유출구(99a)는 챔퍼면(9)에 배치 또는 위치될 수 있으며, 분기형 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 2개 이상의 유출구(99a) 중 하나 이상, 예컨대, 복수의 유출구(99a)는 챔퍼부(90x) 외부, 예를 들어 비-챔퍼부(90y) 및/또는 에어포일 팁부(100a의 외부면(101a)에 배치 또는 위치될 수 있다. 따라서, 흡입측 레일(90)의 챔퍼부(90x)에 추가하여 비-챔퍼부(90y) 및/또는 에어포일 팁부(100a)를 냉각시킨다.
선택적으로, 에어포일 팁부(100a)의 외부면(101a)에 배치되거나 위치된 분기형 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 2개 이상의 유출구(99) 중 유출구(99a)는 흡입측 레일(90)을 향하거나 그 방향으로 지향됨으로써 그로부터 나오는 냉각 공기를 흡입측 레일(90) 측으로 유도할 수 있다.
도 9g는 분기형 구멍의 다른 예를 도시한다. 즉, 하나의 분기된 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)은 하나의 유입구(99b)를 가질 수 있고, 각각 출구(99a)를 갖는 2개 이상의 분기부로 분기될 수 있다. 따라서, 하나의 분기된 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)은 하나의 유입구(99b) 및 2개 이상의 유출구(99a)를 가질 수 있다. 분기형 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 분기부는 도 8a-8b의 묘사와 유사하고 도 9d에 예시된 바와 같은 원통형, 도 9a의 묘사와 유사한 팬형 구멍 또는 깔때기형 구멍 또는 접시형 구멍, 또는 도 9b의 묘사와 유사한 카운터보어 구멍일 수 있다.
도 9g에 도시된 바와 같이, 2개 이상의 유출구(99a) 중 복수의 유출구(99a)는 챔퍼면(9)에 배치되거나 위치될 수 있다. 바람직하게는, 분기형 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 모든 유출구(99a)는 챔퍼면(9)에 배치되거나 위치될 수 있다. 챔퍼면(9)에 위치된 유출구(99a)는 에어포일의 현 방향을 따라 이격될 수 있다.
일반적으로, 스퀄러 팁 냉각 구멍(99), 예를 들어 도 8a-8b 및 도 9a-9g에 도시된 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 유입구(99b)는 에어포일 공동(100s)에 배치될 수 있거나 에어포일 공동(100s)과 유체 연통될 수 있어서, 에어포일 공동(100s) 내의 냉각 공기는 유입구(99b)를 통해 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)으로 흐를 수 있다. 냉각 공기는 다양한 방식으로, 예를 들어 블레이드 플랫폼 또는 루트를 통해 에어포일 공동(100s)에 제공될 수 있다. 냉각 공기는 가스 터빈의 압축기로부터 제공될 수 있다.
유입구(99b)의 직경은 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a) 또는 유출구들(99a)의 직경과 같거나 그보다 작을 수 있다.
대안적으로, 유입구(99b)의 직경은 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a) 또는 유출구들(99a)의 직경과 같거나 그보다 클 수 있다.
이하, 도 10을 참조로, 흡입측 레일(90)에서 챔퍼부(90x)의 예시적인 위치/배향을 설명한다.
앞서 언급한 바와 같이, 도 10에 도시되지는 않았지만, 챔퍼부(90x)는 흡입측 레일(90)의 전체 길이를 따라 연장될 수 있으며, 즉, 어떤 비-챔퍼부(90y)도 없을 수 있다.
그러나, 도 10에 도시된 바와 같이, 챔퍼부(90x)는 흡입측 레일(90)을 따라 제1 위치(P1)로부터 제2 위치(P2)로 연장될 수 있다. 제1 위치(P1)는 선도 엣지(106)로부터, 즉, 선도 엣지(106)의 A 위치로부터 제1 거리(D1)에 있을 수 있다. 흡입측(104)의 외부면을 따른 선도 엣지(106)와 후미 엣지108) 사이의 거리는 도 10에서 참조 부호 L로 표시되고, 흡입측(104)의 길이로 지칭될 수 있다.
선도 엣지(106)의 또는 선도 엣지(106)에서의 A 위치는 엔진축에 대해 90ㅀ의 평면을 갖는 에어포일 선도 엣지의 접촉점으로 이해될 수 있다. A 위치는 에어포일 팁부(101a)에 위치될 수 있다. 선도 엣지(106)의 A 위치는 선도 엣지(106)가 최대 곡률을 갖거나 다시 말해 최소 반경을 갖는 지점 또는 위치 또는 장소로 이해될 수 있다.
후미 엣지(108)의 B 위치는 후미 엣지(108)가 최대 곡률을 가지거나 다시 말해 최소 반경을 갖는 지점 또는 위치 또는 장소로 이해될 수 있다. B 위치는 에어포일 팁부(101a)에 위치될 수 있다.
제1 거리(D1), 제2 거리(D2) 및 선도 엣지(106)와 후미 엣지(108) 사이의 거리(L)는 흡입측(104)에서 에어포일 팁부(101a)의 외부 엣지를 따라 측정될 수 있으며, 다시 말해, 흡입측(104)의 외부면을 따라 측정될 수 있다.
제1 거리(D1)는 제2 거리(D2) 미만이거나 이보다 작을 수 있다. 다시 말해, 챔퍼부(90x)는 흡입측(104)의 외부면을 따라 측정될 때 후미 엣지(108)보다 선도 엣지(106)에 더 가까울 수 있다.
제1 거리(D1)는 제2 거리(D2)를 초과하거나 이보다 클 수 있다. 다시 말해, 챔퍼부(90x)는 흡입측(104)의 외부면을 따라 측정될 때 선도 엣지(106)보다 후미 엣지(108)에 더 가까울 수 있다.
제1 거리(D1)는 흡입측(104)의 길이(L)의 10% 내지 80%, 바람직하게는 10% 내지 40%, 더욱 바람직하게는 20%일 수 있다. 길이(L)는 흡입측(104)의 상부 엣지, 즉 흡입측(104)의 외부면의 반경 방향 외측 엣지를 따라, 즉 에어포일(100)의 팁부(100a)를 따라 측정될 수 있다. 제2 거리(D2)는 흡입측(104)의 길이(L)의 10% 내지 80%, 바람직하게는 20% 내지 60%, 더욱 바람직하게는 40%일 수 있다.
바람직한 실시예에서, 제1 거리(D1)는 흡입측(104)의 길이(L)의 20%일 수 있고 제2 거리는 흡입측(104)의 길이(L)의 40%일 수 있다.
챔퍼부(90x)의 길이는 흡입측(104)의 길이(L)와 동일할 수 있다.
대안적으로, 챔퍼부(90x)의 길이는 흡입측(104)의 길이(L) 미만이거나 이보다 작을 수 있다. 예를 들어, 챔퍼부(90x)의 길이는 흡입측(104)의 길이(L)의 10% 내지 90%일 수 있고, 바람직하게는 챔퍼부(90x)의 길이는 흡입측(104)의 길이(L)의 30% 내지 70%일 수 있다.
바람직한 실시예에서, 챔퍼부(90x)의 길이는 흡입측(104)의 길이(L)의 40% 내지 50%일 수 있다.
또한, 도 10 및 이전에 도 5a, 6 및 7에 도시된 바와 같이, 흡입측 레일(90)은 챔퍼부(90x)에 인접한 적어도 하나의 비-챔퍼부(90y)를 포함할 수 있다.
비-챔퍼부(90y), 예를 들어, 제1 비-챔퍼부(90y)는 챔퍼부(90x)와 선도 엣지(106) 사이에서 연장될 수 있다. 예를 들어, 제1 비-챔퍼부(90y)는 챔퍼부(90x)의 제1 위치(P1)와 선도 엣지(106) 사이에서 연장될 수 있다.
비-챔퍼부(90y), 예를 들어, 제2 비-챔퍼부(90y)는 챔퍼부(90x)와 후미 엣지(108) 사이에서 연장될 수 있다. 예를 들어, 제2 비-챔퍼부(90y)는 챔퍼부(90x)의 제2 위치(P2)와 후미 엣지(108) 사이에서 연장될 수 있다.
이하, 도 11을 참조하여 챔퍼면(9)의 예시적인 치수를 설명한다.
블레이드(1)의 반경 방향(R)(도 2에도 도시됨)을 따른, 즉 블레이드 플랫폼(200)(도 2 및 3에 도시됨) 또는 에어포일 팁부(101a)에 수직인 방향으로 측정된, 챔퍼면(9)의 높이(H)는 1 mm 내지 15 mm, 바람직하게는 2 mm 내지 3 mm 일 수 있다.
챔퍼면(9)과 흡입측(104), 즉 흡입측(104)의 외부면 사이의 각도(θ)는 5도 내지 75도일 수 있고, 바람직하게는 30도 내지 60도일 수 있다.
유출구(99a)의 크기, 예를 들어 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)의 직경은 0.1 mm 내지 1.5 mm, 바람직하게는 0.7 mm 내지 1 mm일 수 있다.
상술한 크기는 스퀼러 팁 냉각 구멍이 원통형 구멍인 경우에 적용될 수 있다. 위에서 언급한 크기는 스퀼러 팁 냉각 구멍이 원통형 분기부를 갖는 분기형 구멍인 경우에도 적용될 수 있다.
팬형 구멍 및/또는 카운터보어 구멍의 경우 구멍의 원통형 부분에도 전술한 크기가 적용될 수 있으며, 이러한 구멍의 유출구는 전술한 크기보다 클 수 있다. 즉, 위에서 언급한 크기는 팬형 구멍 및/또는 카운터보어 구멍의 경우 구멍의 유입구로부터 구멍의 유출구에서 구멍의 확장된 부분의 시작부까지 적용될 수 있다.
이하, 도 12를 참조하고 도 6 및 도 7과 비교하여 챔퍼부(90x)의 다른 예시적인 실시예를 설명한다.
도 6에 도시된 바와 같이, 챔퍼부(90x)는 연속으로, 즉 일체형 구조로 형성될 수 있다. 다시 말해, 흡입측 레일(90)은 하나의 챔퍼부(90x)만을 포함할 수 있다. 딘 하나의 챔퍼부(90x)는 흡입측 레일(90)의 전체 길이를 따라 연장될 수 있거나 비-챔퍼부(90y)에 의해 일측 또는 양측이 측방 배치될 수 있다.
대안적으로, 도 12에 도시된 바와 같이, 챔퍼부(90x)는 간헐적으로 형성될 수 있다. 즉, 챔퍼부(90x)는 복수의 서브-챔퍼부(9s)를 포함할 수 있으며, 간헐적 챔퍼부(90x)로 지칭될 수 있다. 서브-챔퍼부(9s)는 간극 부분(9g)에 의해 서로 이격될 수 있다. 간극 부분(9g)은 흡입측 레일(90)의 비-챔퍼부일 수 있다. 도 7은 또한 복수의 서브-챔퍼부(9s)(도 7에 도시되지 않음)를 갖고 각 서브-챔퍼부(9s)가 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 하나의 유출구(99a)를 가지는 간헐적 챔퍼부(90x)를 도시한다. 즉, 각 서브-챔퍼부(9s)는 하나의 대응하는 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)을 가질 수 있고 상기 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 구멍(99a)은 서브-챔퍼부(9s)의 챔퍼면(9)에서 개방될 수 있다.
도 12에 도시된 바와 같이, 각각의 서브-챔퍼부(9s)는 챔퍼면(9), 즉 챔퍼면(9)의 일부 및 적어도 하나의 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)을 포함할 수 있다. 적어도 하나의 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)는 서브-챔퍼부(9s)의 챔퍼면(9)에 배치될 수 있다.
이하, 도 13a-13c를 참조로, 챔퍼면(9)에서 적어도 하나의 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)의 배치의 또 다른 예시적인 실시예가 논의된다.
도 13a에 도시된 바와 같이, 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)는 챔퍼면(9)의 상부 주연부(9a)와 하부 주연부(9b) 사이의 중앙에 위치될 수 있다. 도 13a에서, 라인(CL)은 챔퍼면(9)에 수직하고 챔퍼면(9)의 상부 주연부(9a)와 하부 주연부(9b)로부터 등거리인 라인의 위치를 나타낸다. 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)는 라인(CL)이 유출구(99a)를 통과하도록 위치될 수 있다. 바람직하게는, 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)는 라인(CL)이 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)의 중심을 통과하도록 챔퍼면(9)에 위치된다.
도 13b에 도시된 바와 같이, 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)는 챔퍼면(9)의 상부 주연부(9a)보다 챔퍼면(9)의 하부 주연부(9b)에 더 가깝게 위치될 수 있다. 도 13b에서, 라인(CL)은 챔퍼면(9)에 수직이고 챔퍼면(9)의 상부 주연부(9a)와 하부 주연부(9b)로부터 등거리인 라인의 위치를 나타낸다. 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)는 라인(CL)과 챔퍼면(9)의 하부 주연부(9b) 사이에 위치될 수 있다. 바람직하게는, 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)는 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)가 라인(CL)보다 챔퍼면(9)의 하부 주연부(9b)에 더 가까이 있도록 챔퍼면(9)에 위치된다.
도 13c에 도시된 바와 같이, 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)는 챔퍼면(9)의 하부 주연부(9b)보다 챔퍼면(9)의 상부 주연부(9a)에 더 가깝게 위치될 수 있다. 도 13c에서, 라인(CL)은 챔퍼면(9)에 수직이고 챔퍼면(9)의 상부 주연부(9a)와 하부 주연부(9b)로부터 등거리인 라인의 위치를 나타낸다. 스퀼러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)는 라인(CL)과 챔퍼면(9)의 상부 주연부(9a) 사이에 위치될 수 있다. 바람직하게는, 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)는 스퀄러 팁 냉각 구멍(99)의 유출구(99a)가 라인(CL)보다 챔퍼면(9)의 상부 주연부(9a)에 더 가까이 있도록 챔퍼면(9)에 위치된다.
이하, 도 15를 참조하여 본 기술의 블레이드(1)의 다른 실시예를 설명한다.
도 15에 도시된 바와 같이, 흡입측 레일(90)은 적어도 하나의 보조 스퀼러 팁 냉각 구멍(999)을 포함할 수 있다.
적어도 하나의 보조 스퀼러 팁 냉각 구멍(999)의 유출구(999a)는 챔퍼면(9) 외부의 흡입측 레일(90)의 표면에 배치될 수 있다.
보조 스퀼러 팁 냉각 구멍(999)은 적어도 부분적으로, 바람직하게는 완전히 흡입측 레일(90) 내에 매립된 냉각 공기 유동 채널 또는 관통 구멍으로서 이해될 수 있다. 보조 스퀼러 팁 냉각 구멍(999)의 유출구(999a)만이 흡입측 레일(90)의 외부면, 예를 들어 흡입측 레일(90)의 외주면(90b) 및/또는 내주면(90c) 및/또는 상부면(90a)에 위치될 수 있다.
보조 스퀼러 팁 냉각 구멍(999)의 유입구(999b)는 에어포일 공동(100s)과 유체 연통될 수 있으며, 즉, 에어포일 공동(100s)에 위치될 수 있다. 보조 스퀼러 팁 냉각 구멍(999)의 유입구(999b)는 흡입측 레일(90)의 어떤 외부면에도 위치되지 않을 수 있다.
도 15에 도시된 바와 같이, 적어도 하나의 보조 스퀼러 팁 냉각 구멍(999)의 유출구(999a)는 흡입측 레일(90)의 챔퍼부(90x)에 배치될 수 있다.
대안적으로, 적어도 하나의 보조 스퀼러 팁 냉각 구멍(999)의 유출구(999a)는 흡입측 레일(90)의 챔퍼부(90x)에 배치되지 않고, 대신에 챔퍼면(9)이 없는 흡입측 레일(90)의 일부, 예컨대, 비-챔퍼부(90)(도 5a, 6, 7에 도시됨) 또는 간극 부분(9g)(도 12에 도시됨)에 배치될 수 있다.
본 기술은 특정 실시예를 참조로 상세히 설명되었지만, 본 기술은 이러한 정확한 실시예에 제한되지 않는다는 것을 이해해야 한다. 오히려, 본 발명을 실시하기 위한 예시적인 모드를 설명하는 본 개시 내용의 관점에서, 첨부된 청구범위의 범위를 벗어나지 않고 많은 수정 및 변형이 당업자에게 제공될 것이다. 따라서, 본 발명의 범위는 전술한 설명보다는 하기의 청구범위에 의해 제시된다. 청구범위의 등가물의 의미 및 범위 내에서 유도되는 모든 변경, 수정 및 변형은 해당 범위 내에서 고려되어야 한다.
1 블레이드
9 챔퍼면
9a 챔퍼면의 상부 주연부
9b 챔퍼면의 하부 주연부
9g 서브-챔버부 사이의 간극 부분
9s 서브-챔퍼부
9xa 챔퍼면과 흡입측 레일의 내주면 사이의 거리
9xb 챔퍼면과 흡입측 사이의 거리
10 가스 터빈 엔진
12 유입구
14 압축기 섹션
16 연소기 섹션 또는 버너 섹션
17 트랜지션 덕트
18 터빈 섹션
19 연소기 캔
20 종축 또는 회전축
22 샤프트
24 공기
26 버너 플레넘
28 연소 챔버
30 버너
32 디퓨저
34 연소 가스 또는 작동 가스
36 블레이드 유지 디스크
38 터빈 블레이드
40 안내 베인
42 스테이터
42a 스테이터의 내부면
44 유입 안내 베인
46 베인 스테이지
48 로터 블레이드 스테이지
50 케이싱
52 반경 방향 외부면
53 로터 드럼
54 반경 방향 내부면
56 통로
80 압력측 스퀼러 팁 레일
85 스퀼러 팁 포켓
90 흡입측 스퀼러 팁 레일
90a 흡입측 레일의 상부면
90b 흡입측 레일의 외주면
90c 흡입측 레일의 내주면
90x 흡입측 레일의 챔퍼부
90y 흡입측 레일의 비-챔퍼부
99 스퀼러 팁 냉각 구멍
99a 스퀄러 팁 냉각 구멍의 유출구
99b 스퀄러 팁 냉각 구멍의 유입구
999 보조 스퀼러 팁 냉각 구멍
999a 보조 스퀼러 팁 냉각 구멍의 유출구
999b 보조 스퀼러 팁 냉각 구멍의 유입구
100 에어포일
100a 에어포일 팁부
100b 에어포일 베이스
100h 에어포일측 벽 냉각 구멍
100s 에어포일 공동
101a 에어포일 팁부/벽의 외부면
101b 에어포일 팁부/벽의 내부면
101h 에어포일 팁 벽 냉각 구멍
101m 에어포일 팁 벽 냉각 구멍의 유출구
101n 에어포일 팁 벽 냉각 구멍의 유입구
102 압력면/측
104 흡입면/측
106 선도 엣지
108 후미 엣지
200 플랫폼
201 플랫폼의 상부면
210 플랫폼의 하부면
300 루트
A 선도 엣지의 위치
B 후미 엣지의 위치
CL 챔퍼면의 중심선/평면
D1 제1 거리
D2 제2 거리
G1 스퀼러 팁의 상부면의 간극
G2 에어포일 팁부의 외부면의 간극
H 챔퍼면의 높이
L A와 B 위치 사이의 길이
P1 챔퍼부의 제1 위치
P2 챔퍼부의 제2 위치
R 반경 방향
θ 챔퍼면의 경사각

Claims (20)

  1. 가스 터빈용 블레이드로서:
    - 에어포일 팁부와 압력측 및 흡입측을 가지는 에어포일 - 상기 압력측 및 흡입측은 선도 엣지와 후미 엣지에서 만나 에어포일의 내부 공간을 형성함 -;
    - 상기 에어포일 팁부에 배열되고 흡입측 레일을 포함하는 스퀄러 팁
    을 포함하고;
    상기 흡입측 레일은 챔퍼부 및 적어도 하나의 스퀼러 팁 냉각 구멍을 포함하고, 상기 챔퍼부는 챔퍼면을 포함하고, 상기 적어도 하나의 스퀼러 팁 냉각 구멍은 그 유출구가 상기 챔퍼면에 배치된, 가스 터빈용 블레이드.
  2. 제1항에 있어서, 상기 흡입측 레일은 내주면, 외주면 및 상부면을 포함하고, 상기 챔퍼면은 상기 상부면과 상기 외주면 사이에서 연장되는, 가스 터빈용 블레이드.
  3. 제1항에 있어서, 상기 흡입측 레일은 내주면, 외주면 및 상부면을 포함하고, 상기 챔퍼면은 상기 상부면과 상기 내주면 사이에서 연장되는, 가스 터빈용 블레이드.
  4. 제1항에 있어서, 상기 챔퍼면은 열차단 코팅을 포함하는, 가스 터빈용 블레이드.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 챔퍼면의 단면은 평탄하거나 만곡되어 있고; 및/또는
    상기 스퀼러 팁 냉각 구멍은 원통형 구멍, 팬형 구멍, 카운터보어 구멍 및 분기형 구멍 중 하나인, 가스 터빈용 블레이드.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 챔퍼부는 상기 흡입측 레일을 따라 제1 위치로부터 제2 위치로 연장되고, 상기 제1 위치는 상기 선도 엣지로부터 제1 거리에 있고, 상기 제2 위치는 상기 후미 엣지로부터 제2 위치에 있으며,
    상기 제1 거리는 상기 제2 거리보다 작거나 크며; 및/또는
    상기 제1 거리는 상기 에어포일의 상기 에어포일 팁부에서 상기 흡입측의 길이의 10% 내지 80%, 바람직하게는 10% 내지 40%, 더욱 바람직하게는 20%이고; 및/또는
    상기 제2 거리는 상기 에어포일의 상기 에어포일 팁부에서 상기 흡입측 길이의 10% 내지 80%, 바람직하게는 20% 내지 60%, 더욱 바람직하게는 40%인, 가스 터빈용 블레이드.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 흡입측 레일은 상기 챔퍼부에 인접한 적어도 하나의 비-챔퍼부를 포함하고; 상기 비-챔퍼부는 상기 챔퍼부와 상기 선도 엣지 사이에서 연장되고, 및/또는
    상기 비-챔퍼부는 상기 챔퍼부와 상기 후미 엣지 사이에서 연장되는, 가스 터빈용 블레이드.
  8. 제1항에 있어서,
    상기 블레이드의 반경 방향을 따른 상기 챔퍼면의 높이는 1 mm 내지 15 mm, 특히 2 mm 내지 3 mm이고; 및/또는
    상기 챔퍼면과 상기 흡입측 사이의 각도는 5도 내지 75도, 특히 30도 내지 60도인, 가스 터빈용 블레이드.
  9. 제1항에 있어서,
    상기 챔퍼부는 복수의 서브-챔퍼부를 포함하며, 상기 서브-챔퍼부는 서로 이격되어 있고, 그 사이에서 상기 흡입측 레일의 간극 부분이 연장되며, 상기 간극 부분은 비-챔퍼부이며;
    각각의 서브-챔퍼부는 상기 챔퍼면 및 적어도 하나의 스퀼러 팁 냉각 구멍을 포함하고, 상기 서브-챔퍼부의 적어도 하나의 스퀼러 팁 냉각 구멍은 그 유출구가 상기 서브-챔퍼부의 상기 챔퍼면에 배치된, 가스 터빈용 블레이드.
  10. 제1항에 있어서,
    상기 챔퍼면은 상부 주연부와 하부 주연부를 가지며, 상기 스퀼러 팁 냉각 구멍의 유출구는 상기 상부 주연부와 상기 하부 주연부 사이의 중앙에 위치되는, 가스 터빈용 블레이드.
  11. 제1항에 있어서,
    상기 챔퍼면은 상부 주연부와 하부 주연부를 가지며,
    상기 스퀼러 팁 냉각 구멍의 유출구는 상기 상부 주연부다 상기 하부 주연부에 더 가깝게 위치되거나, 또는
    상기 스퀼러 팁 냉각 구멍의 유출구는 상기 하부 주연부보다 상기 상부 주연부에 더 가깝게 위치된, 가스 터빈용 블레이드.
  12. 제1항에 있어서,
    적어도 하나의 에어포일 팁 벽 냉각 구멍을 더 포함하고, 상기 에어포일 팁 벽 냉각 구멍은 그 유출구가 상기 에어포일 팁부의 상부면에 위치되고 상기 흡입측 레일 측 방향을 향하는, 가스 터빈용 블레이드.
  13. 제1항에 있어서,
    상기 흡입측 레일은 적어도 하나의 보조 스퀼러 팁 냉각 구멍을 포함하고, 상기 적어도 하나의 보조 스퀼러 팁 냉각 구멍은 그 유출구가 상기 챔퍼면의 외부의 상기 흡입측 레일의 표면에 배치되는, 가스 터빈용 블레이드.
  14. 터빈 블레이드 조립체로서:
    - 적어도 하나의 블레이드; 및
    - 상기 적어도 하나의 블레이드가 결합되는 로터 디스크
    를 포함하고, 상기 블레이드는:
    - 에어포일 팁부와 압력측 및 흡입측을 가지는 에어포일 - 상기 압력측 및 흡입측은 선도 엣지와 후미 엣지에서 만나 상기 에어포일의 내부 공간을 형성함 -; 및
    - 상기 에어포일 팁부에 배열되고 흡입측 레일을 포함하는 스퀄러 팁
    을 포함하고;
    - 상기 흡입측 레일은 챔퍼부 및 적어도 하나의 스퀼러 팁 냉각 구멍을 포함하고, 상기 챔퍼부는 챔퍼면을 포함하고 적어도 하나의 스퀼러 팁 냉각 구멍은 그 유출구가 상기 챔퍼면에 배치되는, 터빈 블레이드 조립체.
  15. 제14항에 있어서, 상기 흡입측 레일은 내주면, 외주면 및 상부면을 포함하고, 상기 챔퍼면은 상기 상부면과 상기 외주면 사이에서 연장되는, 터빈 블레이드 조립체.
  16. 제14항에 있어서, 상기 흡입측 레일은 내주면, 외주면 및 상부면을 포함하고, 상기 챔퍼면은 상기 상부면과 상기 내주면 사이에서 연장되는, 터빈 블레이드 조립체.
  17. 제14항에 있어서, 상기 챔퍼면은 열차단 코팅을 포함하는, 터빈 블레이드 조립체.
  18. 제14항에 있어서,
    상기 챔퍼면의 단면은 평탄하거나 만곡되어 있고; 및/또는
    상기 스퀼러 팁 냉각 구멍은 원통형 구멍, 팬형 구멍, 카운터보어 구멍 및 분기형 구멍 중 하나인, 터빈 블레이드 조립체.
  19. 제14항에 있어서,
    상기 챔퍼부는 상기 흡입측 레일을 따라 제1 위치로부터 제2 위치로 연장되고, 상기 제1 위치는 상기 선도 엣지로부터 제1 거리에 있고, 상기 제2 위치는 상기 후미 엣지로부터 제2 거리에 있으며;
    상기 제1 거리는 상기 제2 거리보다 작거나 크며; 및/또는
    상기 제1 거리는 상기 에어포일의 상기 에어포일 팁부에서 상기 흡입측의 길이의 10% 내지 80%, 바람직하게는 10% 내지 40%, 더욱 바람직하게는 20%이고; 및/또는
    상기 제2 거리는 상기 에어포일의 상기 에어포일 팁부에서 상기 흡입측 길이의 10% 내지 80%, 바람직하게는 20% 내지 60%, 더욱 바람직하게는 40%인, 터빈 블레이드 조립체.
  20. 제14항에 있어서,
    상기 흡입측 레일은 상기 챔퍼부에 인접한 적어도 하나의 비-챔퍼부를 포함하고; 상기 비-챔퍼부는 상기 챔퍼부와 상기 선도 엣지 사이에서 연장되고, 및/또는
    상기 비-챔퍼부는 상기 챔퍼부와 상기 후미 엣지 사이에서 연장되는, 터빈 블레이드 조립체.
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11608746B2 (en) * 2021-01-13 2023-03-21 General Electric Company Airfoils for gas turbine engines

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120282108A1 (en) * 2011-05-03 2012-11-08 Ching-Pang Lee Turbine blade with chamfered squealer tip and convective cooling holes
US20180105616A1 (en) 2015-08-24 2018-04-19 Lg Chem Ltd Transition metal compound, catalyst composition comprising same, and method for producing olefin polymer using same
US20180328212A1 (en) * 2017-05-10 2018-11-15 General Electric Company Systems Including Rotor Blade Tips and Circumferentially Grooved Shrouds
US20190017389A1 (en) * 2017-07-13 2019-01-17 General Electric Company Airfoil with tip rail cooling
JP2019173595A (ja) * 2018-03-27 2019-10-10 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン動翼及びガスタービン

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6602052B2 (en) * 2001-06-20 2003-08-05 Alstom (Switzerland) Ltd Airfoil tip squealer cooling construction
US7494319B1 (en) * 2006-08-25 2009-02-24 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade tip configuration
US20100135822A1 (en) * 2008-11-28 2010-06-03 Remo Marini Turbine blade for a gas turbine engine
US10436038B2 (en) * 2015-12-07 2019-10-08 General Electric Company Turbine engine with an airfoil having a tip shelf outlet
US10443405B2 (en) * 2017-05-10 2019-10-15 General Electric Company Rotor blade tip
KR102319765B1 (ko) * 2018-02-09 2021-11-01 두산중공업 주식회사 가스 터빈
KR20190096569A (ko) * 2018-02-09 2019-08-20 두산중공업 주식회사 가스 터빈

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120282108A1 (en) * 2011-05-03 2012-11-08 Ching-Pang Lee Turbine blade with chamfered squealer tip and convective cooling holes
US20180105616A1 (en) 2015-08-24 2018-04-19 Lg Chem Ltd Transition metal compound, catalyst composition comprising same, and method for producing olefin polymer using same
US20180328212A1 (en) * 2017-05-10 2018-11-15 General Electric Company Systems Including Rotor Blade Tips and Circumferentially Grooved Shrouds
US20190017389A1 (en) * 2017-07-13 2019-01-17 General Electric Company Airfoil with tip rail cooling
JP2019173595A (ja) * 2018-03-27 2019-10-10 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン動翼及びガスタービン

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