KR20220064706A - Gas turbine rotor and surface processing location selection method of the gas turbine rotor - Google Patents

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KR20220064706A
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유재영
안민형
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한국전력공사
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Abstract

The present invention relates to a rotor for a gas turbine. A purpose of the present invention is to provide the rotor for a gas turbine, capable of improving efficiency by processing a surface of a blade applied to a gas turbine. According to the present invention, the rotor for a gas turbine rotates on a stator of the turbine by a pressure effect of a high-pressure gas. The rotor for a gas turbine includes: a rotating body arranged on the same axis at intervals in a position adjacent to the stator, and rotating along a center axis of the stator; and a plurality of the blades radially arranged in a circumferential direction of the rotating body. A part connected to the rotating body is called a hub, and a part, which is farthest from the center axis by being extended to the outside in a radial direction on the hub, is called a shroud. Each blade comprises a turbulence suppressing groove unit formed at a top part close to the shroud in a leading edge.

Description

가스 터빈용 로터 및 가스 터빈용 로터의 표면 가공위치 선정 방법{Gas turbine rotor and surface processing location selection method of the gas turbine rotor}Gas turbine rotor and surface processing location selection method of the gas turbine rotor

본 발명은 가스 터빈용 로터에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 가스 터빈에 채용되는 블레이드의 표면 가공을 통해 효율을 증가시킬 수 있도록, 구조가 개선된 가스 터빈용 로터에 관한 것이다.The present invention relates to a rotor for a gas turbine, and more particularly, to a rotor for a gas turbine having an improved structure so as to increase efficiency through surface processing of blades employed in the gas turbine.

가스터빈의 출력 및 효율은 가스터빈 입구 유동 조건, 가스터빈 블레이드 형상 등에 의해 민감하게 변화한다. 가스터빈 입구의 온도 압력이 증가할수록 가스터빈 출력이 상승하지만, 기술적 한계로 가스터빈 블레이드 파손 등의 위험이 발생할 수 있다.The output and efficiency of a gas turbine are sensitively changed by gas turbine inlet flow conditions, gas turbine blade shape, and the like. As the temperature and pressure of the gas turbine inlet increases, the gas turbine output increases, but due to technical limitations, there may be a risk of gas turbine blade damage.

따라서, 정해진 가스터빈 입구 온도 및 압력 등의 조건하에 가스터빈 블레이드 형상을 최적화하여 가스터빈 내 열/유동 특성을 변화시켜 가스터빈 출력을 증가시키는 것이 효율적인 방안이다.Therefore, it is an efficient method to increase the gas turbine output by changing the heat/flow characteristics in the gas turbine by optimizing the shape of the gas turbine blade under conditions such as the predetermined gas turbine inlet temperature and pressure.

대한민국 공개특허공보 공개번호 제10-2020-0100846호Korean Patent Laid-Open Publication No. 10-2020-0100846 대한민국 등록특허공보 등록번호 제10-2108351호Republic of Korea Patent Publication Registration No. 10-2108351 대한민국 등록특허공보 등록번호 제10-20000256호Republic of Korea Patent Publication No. 10-20000256

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위한 안출된 것으로, 본 발명의 목적은 가스 터빈에 채용되는 블레이드의 표면 가공을 통해 효율을 증가시킬 수 있게 하는 가스 터빈용 로터를 제공하고자 하는 것이다. The present invention has been devised to solve the above problems, and an object of the present invention is to provide a rotor for a gas turbine capable of increasing efficiency through surface processing of blades employed in a gas turbine.

본 발명의 다른 목적은 가스 터빈에 채용되는 블레이드의 표면 가공 위치를 선정할 수 있게 하는 가스 터빈용 로터의 표면 가공위치 선정 방법을 제공하고자 하는 것이다. Another object of the present invention is to provide a method for selecting a surface processing position of a rotor for a gas turbine that enables selection of a surface processing position of a blade employed in a gas turbine.

상기 목적을 달성하기 위한 본 발명에 의한 가스 터빈용 로터는 고압 가스의 압력 작용에 의해 터빈의 스테이터에 대해 회전되는 것으로, 상기 스테이터와 인접한 위치에서 간격을 두고 동축 상에 배치되고 상기 스테이터의 중심축선을 따라 회전되는 로테이팅 본체; 및 상기 로테이팅 본체의 원주방향을 따라 방사형으로 배열되는 복수의 블레이드들;을 포함하되, 상기 각 블레이드는, 상기 로테이팅 본체와 연결되는 부위를 허브라 하고, 그 허브에 대해 반경방향 외측으로 연장되어서 상기 중심축선에서 가장 멀리 위치한 부위를 쉬라우드라 명명할 때, 리딩 엣지의, 상기 쉬라우드 측에 가깝게 위치한 TOP 부분에 형성된 난류 억제홈부를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 한다. The rotor for a gas turbine according to the present invention for achieving the above object is to be rotated with respect to the stator of the turbine by the action of pressure of high-pressure gas, and is disposed coaxially at a distance from the stator at a position adjacent to the stator and the central axis of the stator Rotating body rotated along the; and a plurality of blades radially arranged along the circumferential direction of the rotating body, wherein each blade has a portion connected to the rotating body called a hub, and extends radially outward with respect to the hub When the portion located farthest from the central axis is called a shroud, it is characterized in that the leading edge includes a turbulence suppression groove formed in the TOP portion located close to the shroud side.

상기 난류 억제홈부는, 상기 리딩 엣지의 전체 길이 중 80 내지 99%에 해당하는 범위에 형성되는 것이 바람직하다. The turbulence suppression groove portion is preferably formed in a range corresponding to 80 to 99% of the total length of the leading edge.

상기 난류 억제홈부는, 상기 블레이드에 가스 압력이 작용하는 면을 프레셔 사이드(Pressure side)라 하고 반대측 면을 썩션 사이드(suction side)라 명명할 때, 상기 프레셔 사이드 측에 형성되는 것이 바람직하다. The turbulence suppression groove portion is preferably formed on the pressure side side when the surface on which the gas pressure acts on the blade is called a pressure side and the opposite side is called a suction side.

상기 난류 억제홈부는, 상기 리딩 엣지의 TOP 부분으로 갈수록 점진적으로 홈의 깊이가 깊어지는 것이 바람직하다. Preferably, the depth of the turbulence suppressing groove portion gradually increases toward the TOP portion of the leading edge.

상기 목적을 달성하기 위한 본 발명에 의한 가스 터빈용 로터의 표면 가공위치 선정 방법은 블레이드의 로테이팅 본체와 연결되는 부위를 허브라 하고, 그 허브에 대해 반경방향 외측으로 연장되어서 상기 중심축선에서 가장 멀리 위치한 부위를 쉬라우드라 명명하고, 상기 블레이드에 가스 압력이 작용하는 면을 프레셔 사이드(Pressure side)라 하고 반대측 면을 썩션 사이드(suction side)라 명명할 때,상기 프레셔 사이드 및 썩션 사이드 각각의 TOP 부분과 MIDDLE 부분에, 각각 상기 난류 억제홈부를 동일한 부피로 상기 난류 억제홈부를 형성하는 단계; 상기 프레셔 사이드의 TOP부분(제1케이스), 프레셔 사이드의 MIDDLE 부분(제2케이스), 상기 썩션 사이드의 TOP부분(제3케이스) 및 썩션 사이드의 MIDDLE 부분(제4케이스) 각각의 경우, 동일한 가스 압력 및 온도 조건에서 양력(lift;양의 값)과 항력(drag;음의 값)의 합을 연산하는 단계; 및 상기 연산 단계에서의 연산 결과, 가장 큰 값을 상기 난류 억제홈부의 형성 위치로 선정하는 단계;를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 부분 가스유동 해석상기 프레셔 사이드의 중간 부위 리딩 엣지의, 상기 쉬라우드 측에 가깝게 위치한 TOP 부분에 형성된 난류 억제홈부를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 한다. In the method for selecting a surface machining position of a rotor for a gas turbine according to the present invention for achieving the above object, the portion connected to the rotating body of the blade is called a hub, and it extends radially outward with respect to the hub and is furthest from the central axis. When the located part is called a shroud, the side on which gas pressure is applied to the blade is called a pressure side and the opposite side is called a suction side, TOP of each of the pressure side and the suction side forming the turbulence suppressing grooves in the same volume as the turbulence suppressing grooves in the portion and the MIDDLE portion, respectively; The TOP part of the pressure side (1st case), the MIDDLE part of the pressure side (2nd case), the TOP part of the suction side (3rd case), and the MIDDLE part of the suction side (4th case) In each case, the same calculating the sum of lift (positive value) and drag (negative value) under gas pressure and temperature conditions; and selecting the largest value as the formation position of the turbulence suppression groove as a result of the calculation in the calculation step. It is characterized in that it comprises a turbulence suppression groove formed in the TOP portion located close to the side.

상술한 바와 같은 구성을 가지는 본 발명에 의한 가스 터빈용 로터는, 블레이드 리딩 엣지의 슈라우드 측에 가깝게 위치한 TOP 부분에 난류 억제홈부가 형성되도록 구성됨으로써, 블레이드의 상기 TOP부분에서의 가스 유동 특성을 개선할 수 있게 됨에 따라, 가스 터빈 효율을 더욱 향상시킬 수 있게 하는 효과를 가진다. The rotor for a gas turbine according to the present invention having the configuration as described above is configured such that a turbulence suppressing groove is formed in the TOP portion located close to the shroud side of the blade leading edge, thereby improving the gas flow characteristics in the TOP portion of the blade As it becomes possible, it has the effect of making it possible to further improve the gas turbine efficiency.

도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 가스 터빈용 로터의 스테이터에 대한 배치관계를 도시한 사시도.
도 2는 도 1의 Ⅱ부분 확대도.
도 3은 도 2의 Ⅲ-Ⅲ 단면도.
도 4는 본 발명 일실시예의 평면도.
도 5는 도 4의 Ⅴ부분을 측면에서 보인 측면도.
도 6 및 도 7은 본 발명 일실시예의 실험데이터를 설명하기 위한 도면들.
도 8은 본 발명의 일실시예에 따른 가스 터빈용 로터의 표면 가공위치 선정 방법의 구성을 설명하기 위한 블럭도.
도 9는 본 발명 일실시예의 난류 억제홈부 선정을 위한 서로 다른 케이스별 유동 특성을 설명하기 위한 도면.1 is a perspective view showing an arrangement relationship with respect to a stator of a rotor for a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
Figure 2 is an enlarged view of part II of Figure 1;
FIG. 3 is a cross-sectional view III-III of FIG. 2 .
4 is a plan view of an embodiment of the present invention.
Fig. 5 is a side view of a portion V of Fig. 4 from the side;
6 and 7 are diagrams for explaining experimental data of an embodiment of the present invention.
8 is a block diagram for explaining the configuration of a method for selecting a surface processing position of a rotor for a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
9 is a view for explaining flow characteristics of different cases for selecting a turbulence suppression groove according to an embodiment of the present invention;

이하의 설명에서 본 발명에 대한 이해를 명확히 하기 위하여, 본 발명의 특징에 대한 공지의 기술에 대한 설명은 생략하기로 한다. 이하의 실시 예는 본 발명의 이해를 돕기 위한 상세한 설명이며, 본 발명의 권리 범위를 제한하는 것이 아님은 당연할 것이다. 따라서, 본 발명과 동일한 기능을 수행하는 균등한 발명 역시 본 발명의 권리 범위에 속할 것이다.In the following description, in order to clarify the understanding of the present invention, descriptions of well-known techniques for the features of the present invention will be omitted. The following examples are detailed descriptions to help the understanding of the present invention, and it will be of course not to limit the scope of the present invention. Accordingly, equivalent inventions performing the same functions as the present invention will also fall within the scope of the present invention.

그리고, 이하의 설명에서 동일한 식별 기호는 동일한 구성을 의미하며, 불필요한 중복적인 설명 및 공지 기술에 대한 설명은 생략하기로 한다. 또한, 상기 발명의 배경이 되는 기술에 대한 기재 내용과 중복되는 이하의 본 발명의 각 실시예에 관한 설명 역시 생략하기로 한다.In addition, in the following description, the same identification symbols mean the same configuration, and unnecessary redundant descriptions and descriptions of well-known technologies will be omitted. In addition, the description of each embodiment of the present invention that overlaps with the description of the technology that is the background of the invention will also be omitted.

이하에서는 본 발명의 일실시예에 따른 가스 터빈용 로터를 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명하기로 한다.Hereinafter, a rotor for a gas turbine according to an embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 가스 터빈용 로터의 스테이터에 대한 배치관계를 도시한 사시도이고, 도 2는 도 1의 Ⅱ부분 확대도이며, 도 3은 도 2의 Ⅲ-Ⅲ 단면도이며, 도 4는 본 발명 일실시예의 평면도이며, 도 5는 도 4의 Ⅴ부분을 측면에서 보인 측면도이며, 도 6 및 도 7은 본 발명 일실시예의 실험데이터를 설명하기 위한 도면들이다. 1 is a perspective view showing an arrangement relationship with respect to a stator of a rotor for a gas turbine according to an embodiment of the present invention, FIG. 2 is an enlarged view of part II of FIG. 1, and FIG. 3 is a Ⅲ-Ⅲ cross-sectional view of FIG. , Fig. 4 is a plan view of an embodiment of the present invention, Fig. 5 is a side view showing the V part of Fig. 4 from the side, and Figs. 6 and 7 are views for explaining experimental data of an embodiment of the present invention.

도 1 내지 도 5에 잘 도시된 바와 같이, 본 발명의 일실시예에 따른 가스 터빈용 로터(2)는 고압 가스의 압력 작용에 의해 터빈의 스테이터(1)에 대해 회전되는 것으로, 로테이팅 본체(21)와 복수의 블레이드(22)들을 포함하되, 상기 각 블레이드(22)에 난류 억제홈부(22a)가 형성된 것을 특징으로 한다. 1 to 5, the rotor 2 for a gas turbine according to an embodiment of the present invention is rotated with respect to the stator 1 of the turbine by the pressure action of high-pressure gas, and the rotating body (21) and a plurality of blades (22), but characterized in that the turbulence suppression groove (22a) is formed in each of the blades (22).

상기 로테이팅 본체(21)는 상기 스테이터(1)와 인접한 위치에서 간격을 두고 동축 상에 배치되고 상기 스테이터(1)의 중심축선을 따라 회전된다. The rotating body 21 is disposed coaxially at a position adjacent to the stator 1 and spaced apart and rotated along a central axis of the stator 1 .

상기 각 블레이드(22)는, 상기 로테이팅 본체(21)의 원주방향을 따라 방사형으로 배열되고 가스 이동경로 상에 배치되어서, 가스의 압력 작용에 의해 회전이 이루어지게 된다. Each of the blades 22 is radially arranged along the circumferential direction of the rotating body 21 and disposed on the gas movement path, so that rotation is made by the pressure action of the gas.

도 2에 잘 도시된 바와 같이, 이러한 블레이드(22)의 상기 로테이팅 본체(21)와 연결되는 부위를 허브(H)라 하고, 그 허브(H)에 대해 반경방향 외측으로 연장되어서 상기 중심축선에서 가장 멀리 위치한 부위를 쉬라우드(S)라 명명할 때, 본 실시예에에 채용된 블레이드(22)는 리딩 엣지(E)의 상기 쉬라우드(S) 측에 가깝게 위치한 TOP 부분에 형성된 난류 억제홈부(22a)를 포함하여 이루어진다.2, a portion of the blade 22 connected to the rotating body 21 is referred to as a hub H, and extends radially outward with respect to the hub H so that the central axis When naming the part located farthest from the shroud (S), the blade 22 employed in this embodiment suppresses turbulence formed in the TOP part located close to the shroud (S) side of the leading edge (E) It comprises a groove portion (22a).

여기서, 리딩 엣지(E)의 TOP 부분은 가스 터빈의 통 형사의 본체(B)와 갭(도 5 참조;G)을 형성하는 부분이다. 도 3 및 도 4에 잘 도시된 바와 같이, 상기 블레이드(22)의 가스 압력이 작용하는 부분을 프레셔 사이드(PS;Pressure side)라 하고, 반대측을 썩션 사이드(SS;Suntion side)라 명명할 때, 일반적으로 상기 갭을 통과하는 가스 흐름 때문에 상기 썩션 사이드(SS) 측에 난류가 형성됨으로써 가스 유동 특성을 저해하게 된다. 그러나, 본 실시예는 상기 블레이디의 리딩 엣지(E) TOP 부분에 난류 억제홈부(22a)가 형성되도록 하여 가스 유동 특성을 개선하였다.Here, the TOP portion of the leading edge E is a portion forming a gap (see FIG. 5 ; G) with the main body B of the cylinder of the gas turbine. 3 and 4, the portion to which the gas pressure of the blade 22 acts is called a pressure side (PS), and the opposite side is called a suction side (SS; Suntion side). , generally due to the gas flow passing through the gap, turbulence is formed on the suction side SS side, thereby impairing gas flow characteristics. However, in this embodiment, the gas flow characteristics were improved by forming the turbulence suppression groove 22a in the TOP part of the leading edge E of the blade.

결국, 상술한 바와 같은 구성을 가지는 본 발명에 의한 가스 터빈용 로터(2)는, 블레이드(22) 리딩 엣지(E)의 슈라우드 측에 가깝게 위치한 TOP 부분에 난류 억제홈부(22a)가 형성되도록 구성됨으로써, 블레이드(22)의 상기 TOP 부분에서의 가스 유동 특성을 개선할 수 있게 됨에 따라, 도 6에 잘 도시된 바와 같이 기준 레퍼런스와 비교할 때 Aerodynamic and total-to-total efficiency를 더욱 향상시킬 수 있게 하는 장점을 가진다.As a result, the rotor 2 for a gas turbine according to the present invention having the configuration as described above is configured such that the turbulence suppression groove 22a is formed in the TOP part located close to the shroud side of the blade 22 leading edge E This makes it possible to improve the gas flow characteristics in the TOP portion of the blade 22, further improving the aerodynamic and total-to-total efficiency compared to the reference reference as well shown in FIG. has the advantage of

이와 같이 본 실시예의 장점을 설명하기 위해 사용된 Aerodynamic characteristic은 가스터빈 가동에서의 중요한 변수 중 하나이므로, 블레이드(22) 가공 위치에 따른 가스터빈 성능을 추정하기 위해 aerodynamic 및 total-to-total efficiency를 분석하였다.As described above, since the aerodynamic characteristic used to explain the advantages of this embodiment is one of the important variables in gas turbine operation, aerodynamic and total-to-total efficiency are calculated to estimate the gas turbine performance according to the machining position of the blade 22. analyzed.

상기 Aerodynamic characteristic은 가스터빈 가동에서의 중요한 변수 중 하나이므로, 블레이드(22) 가공 위치에 따른 가스터빈 성능을 추정하기 위해 aerodynamic 및 total-to-total efficiency를 분석하였다.Since the aerodynamic characteristic is one of the important variables in gas turbine operation, aerodynamic and total-to-total efficiency were analyzed to estimate the gas turbine performance according to the machining position of the blade 22 .

이 효율은 아래의 식으로 계산하였다.This efficiency was calculated by the following equation.

Figure pat00001
Figure pat00001

Figure pat00002
Figure pat00002

Figure pat00003
는 aerodynamic efficiency,
Figure pat00004
은 양력(Lift),
Figure pat00005
은 항력(Drag),
Figure pat00006
는 total-to-total efficiency,
Figure pat00007
는 토크(Torque),
Figure pat00008
는 각속도,
Figure pat00009
는 질량유량,
Figure pat00010
는 이상기체의 비열,
Figure pat00011
는 ratio of specific heat,
Figure pat00012
는 outlet mass-averaged total pressure,
Figure pat00013
와
Figure pat00014
는 각각 터빈 Inlet에서의 평균 온도와 평균 압력을 나타낸다.
Figure pat00003
is the aerodynamic efficiency,
Figure pat00004
silver lift,
Figure pat00005
silver drag,
Figure pat00006
is the total-to-total efficiency,
Figure pat00007
is the torque,
Figure pat00008
is the angular velocity,
Figure pat00009
is the mass flow,
Figure pat00010
is the specific heat of the ideal gas,
Figure pat00011
is the ratio of specific heat,
Figure pat00012
is the outlet mass-averaged total pressure,
Figure pat00013
Wow
Figure pat00014
is the average temperature and average pressure at the turbine inlet, respectively.

그리고, 본 실시예 채용된 난류 억제홈부(22a)는, 상기 리딩 엣지(E)의 전체 길이 중 80 내지 99%(상기 TOP 부분)에 해당하는 범위에 형성되는 것이 바람직하다. In addition, the turbulence suppression groove portion 22a employed in this embodiment is preferably formed in a range corresponding to 80 to 99% (the TOP portion) of the total length of the leading edge E.

또한, 상기 난류 억제홈부(22a)는, 도 7의 실험 데이터로 확인되는 바와 같이, 상기 블레이드(22)에 가스 압력이 작용하는 면을 프레셔 사이드(PS)(Pressure side)라 하고 반대측 면을 썩션 사이드(SS)(suction side)라 명명할 때, 상기 프레셔 사이드(PS) 측에 형성되는 것이 바람직하다. In addition, in the turbulence suppression groove portion 22a, as confirmed by the experimental data of FIG. 7 , the surface on which the gas pressure acts on the blade 22 is referred to as a pressure side (PS), and the opposite surface is called the suction side. When called a side (SS) (suction side), it is preferably formed on the pressure side (PS) side.

즉, 도 7은 본 실시예에 채용된 블레이드(22)와 기준 레퍼런스 간의 항력(Drag), 양력(Lift), 출구압력(Pressure outlet) 및 토크(Torque)를 나타낸 도면이다. That is, FIG. 7 is a view showing drag, lift, pressure outlet, and torque between the blade 22 and the reference reference employed in this embodiment.

가스 터빈의 효율은 블레이드(22) 가공 위치에 따라 달라지고, 그에 따른 aerodynamic과 total-to-total efficiency는 같은 경향성을 지닌다. 기준 블레이드(22)와 비교했을 때, 다른 가공 위치에서는 효율이 감소했지만, 가공위치가 Top-PS인 경우 효율이 상승했다. Aerodynamic efficiency는 양력과 항력에 큰 영향을 받고, Total-to-total efficiency는 토크와 outlet 압력에 큰 영향을 받는다.The efficiency of the gas turbine varies depending on the machining position of the blade 22, and thus aerodynamic and total-to-total efficiency have the same tendency. Compared with the reference blade 22, the efficiency decreased at other machining positions, but the efficiency increased when the machining position was Top-PS. Aerodynamic efficiency is greatly affected by lift and drag, and total-to-total efficiency is greatly affected by torque and outlet pressure.

기준 블레이드(22)에 비해 가공위치가 Top-PS, SS일 때 항력이 낮아졌고, 양력(lift)은 증가하였다. 다른 가공 위치에서는 기준 블레이드(22)보다 항력이 높아졌고, 양력은 낮아졌다. 또한, 출구압력은 기준 블레이드(22)에 비해 모두 증가했다. 이것은 가공위치가 Top-PS인 경우 aerodynamic efficiency가 증가했음을 의미한다.Compared to the reference blade 22, when the machining positions were Top-PS and SS, the drag was lowered, and the lift was increased. At other machining positions, the drag force was higher than that of the reference blade 22, and the lift force was lower. In addition, the outlet pressure is all increased compared to the reference blade (22). This means that the aerodynamic efficiency is increased when the machining position is Top-PS.

그리고, 토크와 출구압력은 total-to-total efficiency에 직접적인 영향을 미친다. 기준 블레이드(22)와 비교했을 때 다른 가공 위치에서는 토크의 값이 낮아졌지만, 가공위치가 Top-PS일 때 토크가 증가하였다. 출구압력은 블레이드(22)를 가공한 경우에 모두 증가했다. 그러나 출구압력보다 토크가 효율에 더 큰 영향을 미친다. 이를 통해, Top-PS위치를 가공했을 때 total-to-total efficiency가 가장 크게 증가했음을 알 수 있다.And, torque and outlet pressure have a direct effect on total-to-total efficiency. Compared with the reference blade 22, the torque value was lowered at other machining positions, but the torque increased when the machining position was Top-PS. The outlet pressure increased when the blade 22 was machined. However, torque has a greater effect on efficiency than outlet pressure. Through this, it can be seen that the total-to-total efficiency increased the most when the Top-PS position was machined.

한편, 도 3에 잘 도시된 바와 같이, 상기 난류 억제홈부(22a)는, 상기 리딩 엣지(E)의 TOP 부분으로 갈수록 점진적으로 홈의 깊이가 깊어지도록 하여, 고압의 가스가 상기 블레이드(22)가 설치되는 통 형상의 터빈 본체와 블레이드(22) 사이로 원활하게 이동할 수 있게 한다. On the other hand, as well shown in FIG. 3, the turbulence suppression groove portion 22a gradually increases the depth of the groove toward the TOP portion of the leading edge E, so that the high-pressure gas flows into the blade 22. It enables smooth movement between the turbine body and the blade 22 of the cylindrical shape to be installed.

이하에서는 본 발명의 일실시예에 따른 가스 터빈용 로터(2)의 표면 가공위치 선정 방법을 도 8 및 도 9를 참조하여 상세히 설명하기로 한다. Hereinafter, a method for selecting a surface processing position of the rotor 2 for a gas turbine according to an embodiment of the present invention will be described in detail with reference to FIGS. 8 and 9 .

도 8은 본 발명의 일실시예에 따른 가스 터빈용 로터(2)의 표면 가공위치 선정 방법의 구성을 설명하기 위한 블럭도이고, 도 9는 본 발명 일실시예의 난류 억제홈부(22a) 선정을 위한 서로 다른 케이스별 유동 특성을 설명하기 위한 도면이다. 8 is a block diagram illustrating the configuration of a method for selecting a surface processing position of a rotor 2 for a gas turbine according to an embodiment of the present invention, and FIG. It is a diagram for explaining the flow characteristics for each different case.

본 실시예의 설명에 앞서 블레이드(22) 각 부분에 대한 명칭을 설명하면 다음과 같다. Before the description of the present embodiment, the names of the respective parts of the blade 22 will be described as follows.

상기 블레이드(22)의 로테이팅 본체(21)와 연결되는 부위를 허브(H)라 하고, 그 허브(H)에 대해 반경방향 외측으로 연장되어서 상기 중심축선에서 가장 멀리 위치한 부위를 쉬라우드(S)라 명명하고, 상기 블레이드(22)에 가스 압력이 작용하는 면을 프레셔 사이드(PS)(Pressure side)라 하고 반대측 면을 썩션 사이드(SS)(suction side)라 명명하기로 한다. A portion of the blade 22 connected to the rotating body 21 is referred to as a hub (H), and a portion extending outward in a radial direction with respect to the hub (H) and located farthest from the central axis is a shroud (S). ), the surface on which the gas pressure acts on the blade 22 is referred to as a pressure side (PS) and the opposite side is referred to as a suction side (SS).

도 8에 잘 도시된 바와 같이, 본 실시예는 가스 터빈 효율 향상을 위한 블레이드(22) 표면 가공 위치의 선정 방법에 관한 것으로, 블레이드(22)의 표면 가공예를 여러 케이스로 나누어서 난류 억제홈부(22a)를 형성하는 단계(S1), 상기 각 케이스의 가스 유동 특성에 관한 양력과 항력의 합을 연산하는 단계(S2) 및 연산 결과에 기초하여 난류 억제홈부(22a)의 형성 위치를 선정하는 단계(S3)를 포함하여 이루어진다.8, this embodiment relates to a method of selecting a surface processing position of the blade 22 for improving gas turbine efficiency. Forming 22a) (S1), calculating the sum of lift and drag force with respect to the gas flow characteristics of each case (S2), and selecting the formation position of the turbulence suppression groove 22a based on the calculation result (S3) is included.

즉, 상기 난류 억제홈부(22a) 형성 단계(S1)에서는, 상기 프레셔 사이드(PS) 및 썩션 사이드(SS) 각각의 TOP 부분과 MIDDLE 부분에, 각각 상기 난류 억제홈부(22a)를 동일한 부피로 상기 난류 억제홈부(22a)를 형성시킨다.That is, in the step S1 of forming the turbulence suppression groove portion 22a, the turbulence suppression groove portion 22a is formed in the same volume on the TOP and MIDDLE portions of the pressure side PS and the suction side SS, respectively. A turbulence suppression groove portion 22a is formed.

상기 연산 단계(S2)에서는 상기 프레셔 사이드(PS)의 TOP부분(제1케이스), 프레셔 사이드(PS)의 MIDDLE 부분(제2케이스), 상기 썩션 사이드(SS)의 TOP부분(제3케이스) 및 썩션 사이드(SS)의 MIDDLE 부분(제4케이스) 각각의 경우, 동일한 가스 압력 및 온도 조건에서 양력(lift;양의 값)과 항력(drag;음의 값)의 합을 연산하게 된다. In the calculation step S2, the TOP part of the pressure side PS (first case), the MIDDLE part of the pressure side PS (the second case), and the TOP part of the suction side SS (the third case) And in each case of the MIDDLE portion (fourth case) of the suction side SS, the sum of lift (positive value) and drag (negative value) is calculated under the same gas pressure and temperature conditions.

상기 난류 억제홈부(22a) 형성 위치 선정 단계(S3)에서는, 상기 연산 결과 가장 큰 값을 상기 난류 억제홈부(22a)의 형성 위치로 선정하게 된다.In the turbulence suppression groove 22a formation position selection step S3, the largest value as a result of the calculation is selected as the formation position of the turbulence suppression groove portion 22a.

본 실시예에서는 상기 제1케이스에 해당하는 상기 프레셔 사이드(PS)의 TOP부분의 양력과 항력의 합이 가장 크기 때문에, 상기 프레셔 사이드(PS)의 TOP부분(Top-PS)을 난류 억제홈부(22a)의 형성 위치로 형성하였다. In this embodiment, since the sum of lift and drag of the TOP part of the pressure side PS corresponding to the first case is the largest, the TOP part (Top-PS) of the pressure side PS is replaced with a turbulence suppression groove part ( 22a) was formed.

상기 프레셔 사이드(PS)의 TOP부분(Top-PS)에서 효율이 높은 이유에 대해 구체적으로 설명하면 다음과 같다. The reason for the high efficiency in the TOP part (Top-PS) of the pressure side PS will be described in detail as follows.

도 9에 잘 도시된 바와 같이, 기준 레퍼런스 케이스를 보면 허브(H)의 리딩 엣지(E) 근처에서 작은 circulation이 발생하는 것을 볼 수 있다. 그러나, 본 실시예에서와 같이 상기 프레셔 사이드(PS)의 TOP부분(Top-PS)을 난류 억제홈부(22a)게 형성된 경우에는 circulation이 발생하지 않는다.As well shown in FIG. 9, if you look at the reference reference case, it can be seen that a small circulation occurs near the leading edge (E) of the hub (H). However, as in this embodiment, when the TOP part (Top-PS) of the pressure side PS is formed with the turbulence suppression groove part 22a, circulation does not occur.

기준 레퍼런스 케이스와 본 실시예의 큰 차이는 블레이드(22)의 Mid-span(MIDDLE 부분)에서 나타난다. 즉, MIDDLE 부분 가공 케이스의 경우, 리딩 DPT지에 큰 circulation zone이 발생한다. 그러므로, MIDDLE 부분 가공 케이스는 유동 박리(separation)가 리딩 DPT지 근처에서 일어나고, 이에 따라 썩션 사이드(SS)에서 난류가 발생하게 된다. 이는 MIDDLE 부분 가공 케이스에서 더 큰 drag와 낮은 lift를 야기한 결과에 기인한 것이다. A large difference between the reference reference case and the present embodiment appears in the mid-span (MIDDLE portion) of the blade 22 . That is, in the case of MIDDLE partial processing, a large circulation zone occurs in the leading DPT paper. Therefore, in the MIDDLE partial processing case, flow separation occurs near the leading DPT paper, and accordingly, turbulence occurs at the suction side (SS). This is due to the results that resulted in higher drag and lower lift in the MIDDLE part machining case.

기준 레퍼런스 케이스와 비교하여, 본 실시예와 같이 프레셔 사이드(PS)의 TOP부분(Top-PS) 가공 케이스의 경우에는, 블레이드(22) Mid-span(MIDDLE 부분)의 리딩 엣지(E) 부근에서 circulation zone이 나타나지 않는다. 이로 인해 유동 박리가 리딩 엣지(E)로부터 멀리 떨어진 곳에서 일어남에 따라, 결국 난류가 유동이 나가는 곳에서 발하게 되며 이는 블레이드(22)의 큰 lift와 낮은 drag를 야기한다. Compared with the standard reference case, in the case of the TOP part (Top-PS) processing case of the pressure side (PS) as in this embodiment, in the vicinity of the leading edge (E) of the mid-span (MIDDLE part) of the blade 22 The circulation zone does not appear. As a result, as the flow separation occurs far from the leading edge E, turbulence is eventually generated where the flow exits, which causes a large lift and low drag of the blade 22 .

Total-to-total efficiency는 torque에 큰 영향을 받고, torque는 블레이드(22)에 작용하는 lift와 drag force의 합에 영향을 받는다. 그 결과 위에서 언급한 바와 같이, 프레셔 사이드(PS)의 TOP부분(Top-PS)의 총 합이 기준 case보다 크고, 다른 가공 부위의 경우보다 상당히 크게 나타난다. Total-to-total efficiency is greatly affected by torque, and torque is affected by the sum of lift and drag force acting on the blade (22). As a result, as mentioned above, the total sum of the TOP part (Top-PS) of the pressure side (PS) is larger than the reference case, and it appears significantly larger than the case of other processing parts.

이상 본 발명의 다양한 실시예에 대하여 설명하였으나, 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 변형 예와 구체적인 실시예는 모두 본 발명의 권리범위에 포함되는 것이 자명하다고 할 것이다. Although various embodiments of the present invention have been described above, this embodiment and the drawings attached to this specification only clearly show a part of the technical idea included in the present invention, and the drawings included in the specification and drawings of the present invention It will be apparent that all modifications and specific embodiments that can be easily inferred by those skilled in the art within the scope of the technical spirit are included in the scope of the present invention.

1:스테이터 2:로터
21:로테이팅 본체 22:블레이드
22a:난류 억제홈부 B:통 형상의 본체
E:리딩 엣지 H:허브
S:쉬라우드 PS:프레셔 사이드
SS:썩션 사이드1: Stator 2: Rotor
21: rotating body 22: blade
22a: Turbulence suppression groove B: Cylindrical body
E: Leading Edge H: Hub
S:Shroud PS:Pressure Side
SS: Suction side

Claims (5)

고압 가스의 압력 작용에 의해 터빈의 스테이터에 대해 회전되는 것으로,
상기 스테이터와 인접한 위치에서 간격을 두고 동축 상에 배치되고 상기 스테이터의 중심축선을 따라 회전되는 로테이팅 본체; 및 상기 로테이팅 본체의 원주방향을 따라 방사형으로 배열되는 복수의 블레이드들;을 포함하되,
상기 각 블레이드는, 상기 로테이팅 본체와 연결되는 부위를 허브라 하고, 그 허브에 대해 반경방향 외측으로 연장되어서 상기 중심축선에서 가장 멀리 위치한 부위를 쉬라우드라 명명할 때, 리딩 엣지의, 상기 쉬라우드 측에 가깝게 위치한 TOP 부분에 형성된 난류 억제홈부를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 로터.Rotated relative to the stator of the turbine by the action of pressure of high-pressure gas,
a rotating body disposed coaxially at a distance from a position adjacent to the stator and rotated along a central axis of the stator; and a plurality of blades radially arranged along the circumferential direction of the rotating body.
In each of the blades, a portion connected to the rotating body is referred to as a hub, and a portion that extends outward in a radial direction with respect to the hub and is located farthest from the central axis is referred to as a shroud. A rotor for a gas turbine, characterized in that it comprises a turbulence suppressing groove formed in the TOP portion located close to the side. 제1항에 있어서,
상기 난류 억제홈부는, 상기 리딩 엣지의 전체 길이 중 80 내지 99%에 해당하는 범위에 형성되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 로터.According to claim 1,
The gas turbine rotor, characterized in that the turbulence suppression groove portion is formed in a range corresponding to 80 to 99% of the total length of the leading edge. 제1항에 있어서,
상기 난류 억제홈부는, 상기 블레이드에 가스 압력이 작용하는 면을 프레셔 사이드(Pressure side)라 하고 반대측 면을 썩션 사이드(suction side)라 명명할 때, 상기 프레셔 사이드 측에 형성되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 로터.According to claim 1,
Wherein the turbulence suppression groove portion is formed on the pressure side side when the surface on which the gas pressure acts on the blade is called a pressure side and the opposite side is called a suction side rotors for turbines. 제1항에 있어서,
상기 난류 억제홈부는, 상기 리딩 엣지의 TOP 부분으로 갈수록 점진적으로 홈의 깊이가 깊어지는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 로터.According to claim 1,
The turbulence suppressing groove portion, a gas turbine rotor, characterized in that the depth of the groove gradually increases toward the TOP portion of the leading edge. 제1항의 가스 터빈용 로터에 채용된 블레이드의 난류 억제홈부 가공위치를 선정하기 위한 방법에 관한 것으로,
상기 블레이드의 로테이팅 본체와 연결되는 부위를 허브라 하고, 그 허브에 대해 반경방향 외측으로 연장되어서 상기 중심축선에서 가장 멀리 위치한 부위를 쉬라우드라 명명하고, 상기 블레이드에 가스 압력이 작용하는 면을 프레셔 사이드(Pressure side)라 하고 반대측 면을 썩션 사이드(suction side)라 명명할 때,
상기 프레셔 사이드 및 썩션 사이드 각각의 TOP 부분과 MIDDLE 부분에, 각각 상기 난류 억제홈부를 동일한 부피로 상기 난류 억제홈부를 형성하는 단계;
상기 프레셔 사이드의 TOP부분(제1케이스), 프레셔 사이드의 MIDDLE 부분(제2케이스), 상기 썩션 사이드의 TOP부분(제3케이스) 및 썩션 사이드의 MIDDLE 부분(제4케이스) 각각의 경우, 동일한 가스 압력 및 온도 조건에서 양력(lift;양의 값)과 항력(drag;음의 값)의 합을 연산하는 단계; 및
상기 연산 단계에서의 연산 결과, 가장 큰 값을 상기 난류 억제홈부의 형성 위치로 선정하는 단계;를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 부분 가스유동 해석상기 프레셔 사이드의 중간 부위 리딩 엣지의, 상기 쉬라우드 측에 가깝게 위치한 TOP 부분에 형성된 난류 억제홈부를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 가스 터빈용 로터의 표면 가공위치 선정 방법.It relates to a method for selecting a machining position of a turbulence suppressing groove portion of a blade employed in the rotor for a gas turbine of claim 1,
A portion of the blade connected to the rotating body is called a hub, a portion extending radially outward relative to the hub and located farthest from the central axis is called a shroud, and a surface on which gas pressure acts on the blade is referred to as a pressure When the side is called the pressure side and the opposite side is called the suction side,
forming the turbulence suppressing grooves in the same volume as the turbulence suppressing grooves in the TOP and MIDDLE portions of the pressure side and the suction side, respectively;
The TOP part of the pressure side (1st case), the MIDDLE part of the pressure side (2nd case), the TOP part of the suction side (3rd case), and the MIDDLE part of the suction side (4th case) In each case, the same calculating the sum of lift (positive value) and drag (negative value) under gas pressure and temperature conditions; and
Partial gas flow analysis, characterized in that it includes; as a result of the calculation in the calculation step, selecting the largest value as the formation position of the turbulence suppression groove. A method of selecting a surface machining position for a rotor for a gas turbine, characterized in that it includes a turbulence suppression groove formed in the TOP part located close to
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