KR20220066399A - 터빈 날개 및 가스 터빈 - Google Patents

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미츠비시 파워 가부시키가이샤
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Abstract

터빈 날개는 날개 높이 방향으로 연장되고, 전연부와 후연부 사이에 있어서 연장되는 압력면 및 부압면을 갖는 익형부와, 상기 익형부보다 날개 선단측에 위치하는 슈라우드부와, 만곡면에 의해 형성되고, 상기 슈라우드부의 상기 익형부측의 단부에 접속되는 필렛부와, 상기 익형부의 내부에 있어서 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 적어도 1개의 제 1 냉각 구멍과, 상기 슈라우드부의 내부에 적어도 부분적으로 마련되고, 상기 적어도 1개의 제 1 냉각 구멍과 연통하는 적어도 1개의 냉각 캐비티와, 상기 적어도 1개의 냉각 캐비티에 접속되는 동시에, 상기 슈라우드부의 표면으로 개구하는 제 2 냉각 구멍을 구비하는 터빈 날개이며, 상기 익형부는 상기 날개 높이 방향에 있어서의 기준 위치에 있어서 최대 날개 두께가 최소가 되는 기준 익형을 갖고, 상기 적어도 1개의 냉각 캐비티는, 상기 날개 높이 방향에 있어서 상기 필렛부와 중첩되도록 연장되는 캐비티를 포함하고, 상기 캐비티는 해당 캐비티를 포함하는 상기 날개 높이 방향에 직교하는 단면에 있어서, 상기 기준 익형의 윤곽을 상기 단면에 상기 날개 높이 방향으로 투영한 영역의 내측 및 외측에 걸쳐서 연장된다.

Description

터빈 날개 및 가스 터빈
본 개시는 터빈 날개 및 가스 터빈에 관한 것이다.
가스 터빈 등의 터빈 날개로서, 날개 선단부에 냉각 캐비티를 마련한 터빈 날개가 이용되는 일이 있다.
예를 들어, 특허문헌 1에는, 익형부와 팁 슈라우드를 갖고, 익형부에 복수의 반경방향 냉각 구멍이 마련되는 동시에, 팁 슈라우드 내에, 전술의 반경방향 냉각 구멍과 연통하는 내부 확대부(캐비티)가 마련된, 가스 터빈의 터빈 날개가 개시되어 있다. 반경방향 냉각 구멍에 공급된 냉각 매체는, 해당 반경방향 냉각 구멍을 통과한 후, 팁 슈라우드 내의 내부 확대부에 도입되고, 그 후, 터빈 날개의 외부로 방출된다. 이와 같이 하여, 터빈 날개의 익형부 및 팁 슈라우드가 냉각되도록 되어 있다.
일본 특허 공개 제 2000-297604 호 공보
그런데, 가스 터빈 등의 회전 날개(동익)에는, 터빈 로터의 회전에 수반하여 원심 하중이 작용한다. 터빈 날개에 큰 원심 하중이 걸리면 터빈 날개의 수명이 짧아질 수 있기 때문에, 터빈 날개에 작용하는 원심 하중을 저감하는 것이 바람직하다.
상술의 사정에 비추어볼 때, 본 발명의 적어도 일 실시형태는, 터빈 날개에 작용하는 원심 하중을 저감 가능한 터빈 날개 및 가스 터빈을 제공하는 것을 목적으로 한다.
본 발명의 적어도 일 실시형태에 따른 터빈 날개는,
날개 높이 방향으로 연장되고, 전연부와 후연부 사이에 있어서 연장되는 압력면 및 부압면을 갖는 익형부와,
상기 익형부보다 날개 선단측에 위치하는 슈라우드부와,
만곡면에 의해 형성되고, 상기 슈라우드부의 상기 익형부측의 단부에 접속되는 필렛부와,
상기 익형부의 내부에 있어서 날개 높이 방향으로 연장되는 적어도 1개의 제 1 냉각 구멍과,
상기 슈라우드부의 내부에 적어도 부분적으로 마련되고, 상기 적어도 1개의 제 1 냉각 구멍과 연통하는 적어도 1개의 냉각 캐비티와,
상기 적어도 1개의 냉각 캐비티에 접속되는 동시에, 상기 슈라우드부의 표면으로 개구하는 제 2 냉각 구멍을 구비하는 터빈 날개이며,
상기 익형부는 상기 날개 높이 방향에 있어서의 기준 위치에 있어서 최대 날개 두께가 최소가 되는 기준 익형을 갖고,
상기 적어도 1개의 냉각 캐비티는 상기 날개 높이 방향에 있어서 상기 필렛부와 중첩되도록 연장되는 캐비티를 포함하고,
상기 캐비티는 해당 캐비티를 포함하는 상기 날개 높이 방향으로 직교하는 단면에 있어서, 상기 기준 익형의 윤곽을 상기 단면에 상기 날개 높이 방향으로 투영한 영역의 내측 및 외측에 걸쳐서 연장된다.
또한, 본 발명의 적어도 일 실시형태에 따른 가스 터빈은,
상술된 터빈 날개와,
상기 터빈 날개가 마련되는 연소 가스 유로를 흐르는 연소 가스를 생성하기 위한 연소기를 구비한다.
본 발명의 적어도 일 실시형태에 의하면, 터빈 날개에 작용하는 원심 하중을 저감 가능한 터빈 날개 및 가스 터빈이 제공된다.
도 1은 일 실시형태에 따른 터빈 날개가 적용되는 가스 터빈의 개략 구성도이다.
도 2는 일 실시형태에 따른 터빈 날개(동익)를, 부압면으로부터 압력면을 향하는 방향에서 바라본 개략도이다.
도 3은 도 2에 도시하는 터빈 날개를 날개 높이 방향에서 바라봤을 때의 도면이며, 도 2의 A-A 시시도이다.
도 4는 도 3의 B-B 시시 개략 단면도이다.
도 5는 일 실시형태에 따른 캐비티를 날개 높이 방향에서 바라봤을 때의 모식도이다.
도 6은 일 실시형태에 따른 캐비티를 포함하는 터빈 날개의 단면 모식도이다.
도 7은 일 실시형태에 따른 캐비티를 포함하는 터빈 날개의 단면 모식도이다.
도 8은 일 실시형태에 따른 캐비티를 포함하는 터빈 날개의 단면 모식도이다.
도 9는 일 실시형태에 따른 캐비티를 포함하는 터빈 날개의 단면 모식도이다.
도 10은 일 실시형태에 따른 캐비티를 포함하는 터빈 날개를 도시하는 도면이다.
이하, 첨부 도면을 참조하여 본 발명의 몇 개의 실시형태에 대해서 설명한다. 다만, 실시형태로서 기재되어 있는 또는 도면에 도시되는 구성부품의 치수, 재질, 형상, 그 상대적 배치 등은, 본 발명의 범위를 이에 한정하는 취지가 아니며, 단순한 설명예에 지나지 않는다.
(가스 터빈의 구성)
우선, 몇 개의 실시형태에 따른 터빈 날개가 적용되는 가스 터빈에 대해서 설명한다.
도 1은 일 실시형태에 따른 터빈 날개가 적용되는 가스 터빈의 개략 구성도이다. 도 1에 도시되는 바와 같이, 가스 터빈(1)은 압축 공기를 생성하기 위한 압축기(2)와, 압축 공기 및 연료를 이용하여 연소 가스를 발생시키기 위한 연소기(4)와, 연소 가스에 의해서 회전 구동되도록 구성된 터빈(6)을 구비한다. 발전용의 가스 터빈(1)의 경우, 터빈(6)에는 도시되지 않은 발전기가 연결된다.
압축기(2)는 압축기 차실(10)측에 고정된 복수의 정익(16)과, 정익(16)에 대해서 교대로 배열되도록 로터(8)에 식설(植設)된 복수의 동익(18)을 포함한다. 압축기(2)에는, 공기 취입구(12)로부터 취입된 공기가 보내지도록 되어 있고, 이 공기는 복수의 정익(16) 및 복수의 동익(18)을 통과하여 압축됨으로써 고온 고압의 압축 공기가 된다.
연소기(4)에는, 연료와, 압축기(2)에서 생성된 압축 공기가 공급되도록 되어 있고, 해당 연소기(4)에 있어서 연료와 압축 공기가 혼합되고 연소되어서, 터빈(6)의 작동 유체인 연소 가스가 생성된다. 도 1에 도시되는 바와 같이, 케이싱(20) 내에 로터를 중심으로 하여 원주 방향을 따라서 복수의 연소기(4)가 배치되어 있어도 좋다.
터빈(6)은 터빈 차실(22) 내에 형성되는 연소 가스 유로(28)를 갖고, 해당 연소 가스 유로(28)에 마련되는 복수의 정익(24) 및 동익(26)을 포함한다. 정익(24)은 터빈 차실(22)측에 고정되어 있고, 로터(8)의 원주 방향을 따라서 배열되는 복수의 정익(24)이 정익열을 구성하여 있다. 또한, 동익(26)은 로터(8)에 식설되어 있고, 로터(8)의 원주 방향을 따라서 배열되는 복수의 동익(26)이 동익열을 구성하여 있다. 정익열과 동익열은 로터(8)의 축방향에 있어서 교대로 배열되어 있다.
터빈(6)에서는, 연소 가스 유로(28)에 유입된 연소기(4)로부터의 연소 가스가 복수의 정익(24) 및 복수의 동익(26)을 통과함으로써 로터(8)가 회전 구동되고, 이에 의해, 로터(8)에 연결된 발전기가 구동되어서 전력이 생성되도록 되어 있다. 터빈(6)을 구동한 후의 연소 가스는 배기실(29)을 거쳐서 외부로 배출된다.
몇 개의 실시형태에 있어서, 터빈(6)의 동익(26) 또는 정익(24) 중 적어도 일방은 이하에 설명하는 터빈 날개(30)이다.
(터빈 날개의 구성)
이하, 몇 개의 실시형태에 따른 터빈 날개(30)에 대해서 보다 상세하게 설명한다. 도 2는 일 실시형태에 따른 터빈 날개(30)(동익(26))을, 부압면으로부터 압력면을 향하는 방향(로터 원주 방향에 따른 방향)에서 바라본 개략도이다. 도 3은 도 2에 도시하는 터빈 날개(30)를 날개 높이 방향에서 바라봤을 때의 도면이며, 도 2의 A-A 시시도이다. 도 4는 도 3의 B-B 시시 개략 단면도이다. 또한, 도 10은 도 4와는 다른 실시형태에 따른 터빈 날개(30)를 도시하는 도면이며, 도 3의 B-B 시시 개략 단면에 상당하는 도면이다. 또한, 도 2에 있어서, 캐비티의 개구를 폐색하기 위한 플러그(후술; 도 4 참조)의 도시를 생략하고 있다.
도 2 내지 도 4에 도시되는 바와 같이, 일 실시형태에 따른 터빈 날개(30)(동익(26))은 플랫폼(32)과, 플랫폼(32)에 접속되는 익형부(34) 및 익근부(36)와, 익형부(34)보다 날개 선단측에 위치하는 슈라우드부(52)와, 슈라우드부(52)에 접속되는 필렛부(40)를 구비하고 있다. 또한, 터빈 날개(30)는 터빈 날개(30)의 날개 선단부에 있어서의 유체 누출을 저감하기 위한 핀(54)을 구비하고 있다.
익형부(34)는 날개 높이 방향(스팬 방향)으로 연장되어 있고, 날개 높이 방향에 있어서의 양단부인 기단부(38) 및 선단부(39)를 갖고, 기단부(38)측에서 플랫폼(32)에 접속되어 있다. 또한, 익형부(34)는 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 전연부(42) 및 후연부(44)를 갖는 동시에, 전연부(42)와 후연부(44) 사이에 있어서 연장되는 압력면(46) 및 부압면(48)을 갖는다. 또한, 익형부(34)는 날개 높이 방향으로 기단부(38)로부터 선단부(39)를 향함에 따라 비틀림 형상을 갖고 있어도 좋다.
익근부(36)는 날개 높이 방향에 있어서 플랫폼(32)을 사이에 두고 익형부(34)와는 반대측에 위치하여 있다. 익근부(36)는 요철 형상을 갖는 결합부를 포함하고, 해당 결합부가 로터(8)와 함께 회전하는 로터 디스크(도시되지 않음)에 마련된 날개홈에 결합되는 것에 의해, 터빈 날개(30)가 터빈(6)의 로터(8)에 장착된다.
또한, 터빈 날개(30)가 로터(8)에 장착된 상태에서는, 날개 높이 방향은 터빈(6)의 반경방향을 따른 방향이 된다. 즉, 터빈 날개(30)의 날개 높이 방향과 터빈(6)의 반경방향이 대략 일치한다.
필렛부(40)는 도 2 또는 도 4에 도시되는 바와 같이, 만곡면(40a)에 의해 형성되고, 슈라우드부(52)의 익형부(34)측의 단부에 접속된다. 필렛부(40)는 슈라우드부(52) 중, 날개 높이 직교 방향을 따라서 연장되는 평탄면(52a)에 접속되어 있어도 좋다. 만곡면(40a)에 의해 형성되는 필렛부(40)에 의해, 슈라우드부(52)의 익형부(34)에의 접속부에 있어서의 응력 집중을 완화할 수 있다.
본 명세서에서, 날개 높이 방향에 있어서 익형부(34)의 최대 날개 두께가 최소가 되는 위치를 기준 위치(PA)라고 정의하고, 기준 위치에 있어서의 익형부(34)의 익형을 기준 익형(34A)이라고 정의한다. 즉, 익형부(34)는 날개 높이 방향에 있어서의 기준 위치(PA)에 있어서 최대 날개 두께가 최소가 되는 기준 익형(34A)을 갖는다. 또한, 기준 위치(PA)는, 날개 높이 방향으로 기단부(38)측으로부터 선단부(39)측을 향하는 방향에 있어서의 필렛부의 개시 위치에 대략 일치한다.
또한, 도 3에는, 날개 높이 방향에 직교하는 면에 날개 높이 방향으로 투영한 상술의 기준 익형(34A)이 파선으로 나타나고 있다. 기준 익형(34A)은 전연부(42A) 및 후연부(44A)와, 압력면(46A) 및 부압면(48A)을 갖는다. 기준 익형(34A)의 전연부(42A)와 후연부(44A)를 연결하는 방향이, 기준 익형(34A)의 코드 방향이다. 또한, 도 3에 있어서, 기준 익형(34A)의 캠버 라인(LcA)이 나타나고 있다. 이하에 있어서, 기준 익형(34A)의 전연부(42A), 후연부(44A), 압력면(46A) 또는 부압면(48A) 등을, 단순하게 전연부(42A), 후연부(44A), 압력면(46A) 또는 부압면(48A) 등이라고도 한다.
슈라우드부(52)는 필렛부(40)를 거쳐서, 익형부(34)의 선단부(39)에 고정되어 있다. 도 3에 도시되는 바와 같이, 슈라우드부(52)는 터빈(6)의 연소 가스 유로(28)(도 1 참조)를 흐르는 유체(연소 가스)의 상류측에 위치하는 상류측 단부면(66)과, 하류측에 위치하는 하류측 단부면(67)을 갖는다. 또한, 슈라우드부(52)는 기준 익형(34A)의 전연부(42A)측에 위치하는 제 1 접촉면(68)(콘택트면)과, 기준 익형(34A)의 후연부(44A)측에 위치하는 제 2 접촉면(69)(콘택트면)을 갖는다. 제 1 접촉면(68) 및 제 2 접촉면(69)은 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 동시에, 날개 높이 방향에서 바라볼 때 로터(8)의 원주 방향 및/또는 축방향(이하, 단순히 원주 방향 또는 축방향이라고도 함)에 교차하는 방향으로 연장되어 있다.
슈라우드부(52)의 콘택트면(제 1 접촉면(68) 및 제 2 접촉면(69))은, 인접하는 터빈 날개(30)의 슈라우드부(52)에 대향하도록 마련된다. 즉, 어느 터빈 날개(30)의 슈라우드부(52)의 제 1 접촉면(68)은, 해당 터빈 날개(30)에 인접하는 터빈 날개(30)의 슈라우드부(52)의 제 2 접촉면(69)에 대향하고, 해당 제 2 접촉면(69)에 접촉 가능하다. 또한, 어느 터빈 날개(30)의 슈라우드부(52)의 제 2 접촉면(69)은, 해당 터빈 날개(30)에 인접하는 터빈 날개(30)의 슈라우드부(52)의 제 1 접촉면(68)에 대향하고, 해당 제 1 접촉면(68)에 접촉 가능하다. 이에 의해, 터빈 날개(30)의 원주 방향 및/또는 축방향에 있어서의 이동이 규제되도록 되어 있다.
핀(54)은 슈라우드부(52)로부터 날개 선단측으로 돌출하고, 원주 방향을 따라서 연장되도록 마련되어 있다. 원주 방향으로 배열되는 복수의 터빈 날개(30)의 핀(54)에 의해, 환상의 시일부가 형성된다.
터빈 날개(30)는 게다가, 복수의 제 1 냉각 구멍(60)(60a 내지 60i)과, 적어도 1개의 냉각 캐비티(70)(70A, 70B)와, 복수의 제 2 냉각 구멍(62)을 구비하고 있다.
복수의 제 1 냉각 구멍(60)의 각각은 익형부(34)의 내부에 있어서, 날개 높이 방향을 따라서 연장되어 있다. 전형적으로는, 복수의 제 1 냉각 구멍(60)은 익형부(34)의 캠버 라인을 따라서 배열되어 있다. 냉각 캐비티(70)는 슈라우드부(52)의 내부에 적어도 부분적으로 마련되고, 적어도 1개의 제 1 냉각 구멍(60)과 연통하여 있다. 복수의 제 2 냉각 구멍(62)의 각각은 냉각 캐비티(70)에 접속되는 동시에 슈라우드부(52)의 표면으로 개구하여 있다. 제 2 냉각 구멍(62)은 슈라우드부(52)의 날개 선단측 단부면(52b)(도 4 참조)으로 개구하여 있어도 좋고, 또는, 슈라우드부(52)의 상류측 단부면(66) 또는 하류측 단부면(67)으로 개구하여 있어도 좋다.
또한, 냉각 캐비티(70)의 날개 높이 방향에 있어서의 날개 선단측의 단부 개구에는, 해당 단부 개구를 폐색하기 위한 플러그(74)가 마련되어 있다. 이에 의해, 냉각 캐비티(70) 내의 유체의 단부 개구로부터의 누출이 억제되도록 되어 있다.
플러그(74)는 평판 형상을 갖고 있어도 좋다. 플러그(74)는 예를 들면, 도 4에 도시되는 바와 같이, 슈라우드부(52)의 날개 선단측 단부면(52b)에 냉각 캐비티(70)의 윤곽을 따라서 마련된 절결부에 끼워넣어지고 있어도 좋다. 플러그(74)의 면과 슈라우드부(52)의 날개 선단측 단부면(52b)이 면일하게 되어 있어도 좋다. 또는, 플러그(74)는 예를 들면, 도 10에 도시되는 바와 같이, 날개 선단측 단부면(52b) 상에 냉각 캐비티(70)의 윤곽을 따라서 마련된 육성부(肉盛部)(75)에 마련된 홈에 끼워넣어지고 있어도 좋다. 또는, 특히 도시되지 않지만, 플러그(74)는 냉각 캐비티(70)의 내벽면(측벽면)(78)에 마련된 홈에 끼워넣어지고 있어도 좋다.
도 2 내지 도 4에 도시하는 예시적인 실시형태에서는, 적어도 1개의 냉각 캐비티(70)는 전연측 캐비티(70A)와, 기준 위치(PA)에 있어서의 익형부(34)(즉, 기준 익형(34A))의 코드 방향(도 3 참조)에 있어서 전연측 캐비티(70A)보다 후연부(44A)측에 위치하는 후연측 캐비티(70B)를 포함한다.
전연측 캐비티(70A)에는, 복수의 제 1 냉각 구멍(60a 내지 60e)이 접속되어 있다. 제 1 냉각 구멍(60a, 60b, 60c, 60d, 60e)은 캠버 라인(LcA)을 따라서 전연부(42A)측으로부터 후연부(44A)측을 향해 이 순서로 배열되어 있다. 후연측 캐비티(70B)에는, 복수의 제 1 냉각 구멍(60f 내지 60i)이 접속되어 있다. 제 1 냉각 구멍(60f, 60g, 60h, 60i)은 캠버 라인(LcA)을 따라서 전연부(42A)측으로부터 후연부(44A)측을 향해 이 순서로 배열되어 있다.
도 2 내지 도 4에 도시하는 예시적인 실시형태에서는, 제 1 냉각 구멍(60)은 냉각 캐비티(70)의 바닥면(76)으로 개구하여 있다. 또한, 제 2 냉각 구멍(62)은 냉각 캐비티(70)의 내벽면(측벽면)(78)으로 개구하여 있다.
복수의 제 1 냉각 구멍(60)에는, 터빈 날개(30)의 익근부(36)의 단부로 개구하는 입구 개구(58)를 거쳐서 냉각 유체(예를 들면, 공기)가 공급되도록 되어 있다. 제 1 냉각 구멍(60)에 공급된 냉각 유체는 제 1 냉각 구멍(60)을 날개 선단측을 향해 흐르고, 제 1 냉각 구멍(60)을 통과한 후, 냉각 캐비티(70) 내에 체류된다. 냉각 캐비티(70) 내의 냉각 유체는 제 2 냉각 구멍(62)을 흐르고, 슈라우드부(52)의 표면에 위치하는 개구(63)를 거쳐서 터빈 날개(30)의 외부로 방출된다. 이와 같이, 터빈 날개(30)의 내부에 냉각 유체를 흐르는 것에 의해, 익형부(34) 및 슈라우드부(52)를 포함하는 터빈 날개(30)가 냉각되도록 되어 있다.
몇 개의 실시형태에서는, 냉각 캐비티(70) 중 적어도 하나는 이하에 설명하는 캐비티(72)이다. 즉, 캐비티(72)는 날개 높이 방향에 있어서 필렛부(40)와 중첩되도록 연장되는 동시에, 해당 캐비티(72)를 포함하는 날개 높이 방향에 직교하는 단면에 있어서, 기준 익형(34A)의 윤곽을 상기 단면에 날개 높이 방향으로 투영한 영역(도 3의 기준 익형(34A)으로서 나타내는 영역)의 내측 및 외측에 걸쳐서 연장된다.
또한, 터빈 날개(30)는 캐비티(72)의 날개 높이 방향의 연장 영역 내에 있어서의 적어도 1개의 위치에서 상술의 단면(캐비티(72)가 기준 익형(34A)의 윤곽의 투영 영역의 내측 및 외측에 걸쳐서 연장되는 단면)을 갖고 있으면 좋다. 예를 들어, 터빈 날개(30)는 날개 높이 방향에 있어서의 캐비티(72)의 연장 영역의 30% 이상 또는 50% 이상의 범위에 걸쳐서, 상술의 단면을 갖고 있어도 좋다.
도 2 내지 도 4에 도시하는 예시적인 실시형태에서는, 전연측 캐비티(70A) 및 후연측 캐비티(70B)는 상술의 캐비티(72)이다.
예를 들어, 도 4에 도시되는 바와 같이, 필렛부(40)는 압력면(46)측에서, 날개 높이 방향에 있어서의 영역(Ra1) 내에 연장되고, 날개 두께 방향에 있어서의 영역(Ra2) 내에 연장되어 있다. 또한, 필렛부(40)는 부압면(48)측에서, 날개 높이 방향에 있어서의 영역(Rb1) 내에 연장되고, 날개 두께 방향에 있어서의 영역(Rb2) 내에 연장되어 있다. 그리고, 캐비티(72)는 날개 높이 방향에 있어서, 압력면(46)측에 있어서의 필렛부(40)의 연장 영역(Ra1) 또는 부압면(48)측에 있어서의 필렛부(40)의 연장 영역(Rb1)과 적어도 부분적으로 중첩되도록 마련되어 있다.
또한, 도 3에 도시되는 바와 같이, 날개 높이 방향에서 바라봤을 때, 캐비티(72)는 기준 익형(34A)의 윤곽의 내측에 연장되는 내측 부분(도 3에 있어서, 캐비티(72) 중 도트로 전부 칠해진 부분)과, 기준 익형(34)의 외측에 연장되는 외측 부분(도 3에 있어서, 캐비티(72) 중 도트로 전부 칠해지지 않은 부분)을 포함한다.
상술의 실시형태에 의하면, 터빈 날개(30) 중, 슈라우드부(52)를 포함하는 날개 선단부에 캐비티(72)(전연측 캐비티(70A) 및 후연측 캐비티(70B))를 마련하고, 해당 캐비티(72)의 깊이가 날개 높이 방향에 있어서 필렛부(40)까지 미치고 있는 동시에, 날개 높이 방향으로 직교하는 단면에 있어서, 캐비티(72)가 기준 익형(34A)의 윤곽의 투영 영역의 내측 및 외측에 걸쳐서(즉, 기준 익형(34A)의 윤곽의 내측으로부터 불거지도록) 연장되어 있다. 즉, 날개 높이 방향의 사이즈, 및 날개 높이 방향에서 바라볼 때의 사이즈가 큰 캐비티(72)를 마련했으므로, 슈라우드부(52)를 포함하는 터빈 날개(30)의 날개 선단부를 효과적으로 경량화할 수 있다. 이에 의해, 터빈 날개(30)에 따른 원심 하중을 효과적으로 경감하여, 터빈 날개(30)의 수명 단축을 억제할 수 있다.
또한, 상술의 실시형태에 의하면, 해당 캐비티(72)의 깊이가 날개 높이 방향에 있어서 필렛부(40)까지 미치고 있으므로, 필렛부(40)를 효과적으로 냉각할 수 있다. 따라서, 터빈 날개(30)의 수명 단축을 효과적으로 억제할 수 있다.
몇 개의 실시형태에서는, 복수의 냉각 캐비티(70) 중 기준 익형(34A)의 코드 방향(도 3 참조)에서 전연부(42)측에 위치하는 캐비티(72)는, 날개 높이 방향으로 직교하는 단면 상에서, 기준 익형(34A)의 윤곽의 투영 영역으로부터 익형부(34)의 부압면(48)측으로 불거지고 있다. 예를 들어, 도 3에 도시되는 바와 같이, 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 전연측 캐비티(70A) 중 외측 부분(기준 익형의(34)의 외측으로 연장되는 부분)은 익형부(34)(기준 익형)의 부압면(48)측으로 불거져 있는 부압면측 외측 부분(102)을 포함한다.
슈라우드부(52) 중 전연부(42)측에서는, 통상, 부압면(48)측의 질량이 비교적 크기 때문에, 슈라우드부(52)의 중심이 부압면(48)측에 치우치는 요인이 될 수 있다. 이 점, 상술의 실시형태에 의하면, 날개 높이 방향에 직교하는 단면 상에서, 전연측 캐비티(70A)의 윤곽이 기준 익형(34A)의 투영 영역의 부압면(48)측으로 불거지므로, 슈라우드부(52)의 전연부(42)측에서, 터빈 축방향에 있어서의 슈라우드부(52)의 중앙부에 중심을 접근시킬 수 있다. 따라서, 이와 같이 하여 중심 위치를 조절함으로써, 터빈 날개(30)에 있어서의 압력면(46)측과 부압면(48)측의 응력 밸런스를 조정하면서, 터빈 날개(30)에 따른 원심 하중을 효과적으로 경감할 수 있다.
몇 개의 실시형태에서는, 복수의 냉각 캐비티(70) 중 기준 익형(34A)의 코드 방향(도 3 참조)으로 후연부(44)측에 위치하는 캐비티(72)는, 날개 높이 방향으로 직교하는 단면 상에서, 기준 익형(34A)의 윤곽의 투영 영역으로부터 익형부(34)의 압력면(46)측으로 불거지고 있다. 예를 들어, 도 3에 도시되는 바와 같이, 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 후연측 캐비티(70B) 중 외측 부분(기준 익형의(34)의 외측으로 연장되는 부분)은 익형부(34)(기준 익형)의 압력면(46)측으로 불거져 있는 압력면측 외측 부분(104)을 포함한다.
슈라우드부(52) 중 후연부(44)측에서는, 통상, 압력면(46)측의 질량이 비교적 크기 때문에, 슈라우드부(52)의 중심이 압력면(46)측에 치우치는 요인이 될 수 있다. 이 점, 상술의 실시형태에 의하면, 날개 높이 방향으로 직교하는 단면 상에서, 후연측 캐비티(70B)의 윤곽이 기준 익형(34A)의 투영 영역의 압력면(46)측으로 불거지므로, 슈라우드부(52)의 후연부(44)측에서, 터빈 축방향에 있어서의 슈라우드부(52)의 중앙부에 중심을 접근시킬 수 있다. 따라서, 이와 같이 하여 중심 위치를 조절함으로써, 터빈 날개(30)에 있어서의 압력면(46)측과 부압면(48)측의 응력 밸런스를 조정하면서, 터빈 날개(30)에 따른 원심 하중을 효과적으로 경감할 수 있다.
도 5는 일 실시형태에 따른 캐비티(72)(본 명세서에서는 후연측 캐비티(70B))를 날개 높이 방향에서 바라봤을 때의 모식도이다. 도 6 내지 도 8은 각각, 일 실시형태에 따른 캐비티(72)를 포함하는 터빈 날개(30)의 단면 모식도이며, 날개 높이 방향과, 후술하는 제 1 방향 또는 제 2 방향을 포함하는 평면에 있어서의 단면 모식도이다.
또한, 이하에 있어서, 몇 개의 실시형태에 따른 터빈 날개(30)의 특징에 대해서, 캐비티(72)의 일례로서 후연측 캐비티(70B)의 도면(도 5 내지 도 8)을 이용하여 설명하지만, 예를 들면, 상술의 전연측 캐비티(70A)의 경우에 대해서도 마찬가지의 설명을 적용할 수 있다.
도 3 내지 도 8에 도시되는 바와 같이, 후연측 캐비티(70B)에 접속되는 복수의 제 1 냉각 구멍(60f 내지 60i)은, 익형부(34)의 캠버 라인(도 3 참조)을 따라서 배열되고, 후연측 캐비티(70B)의 바닥면(76)으로 개구하여 있다.
몇 개의 실시형태에서는, 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 캠버 라인을 따른 방향에서 양단에 위치하는 2개의 제 1 냉각 구멍(60)(도 5에 있어서는 제 1 냉각 구멍(60f, 60i))의 개구의 중심(Pf, Pi)끼리를 연결하는 직선(L1) 상에 있어서, 상술의 2개의 제 1 냉각 구멍(60f, 60i) 중 적어도 일방의 개구의 중심(Pf, Pi)과, 캐비티(72)의 내벽면(78) 사이의 거리(WL 또는 WT)는, 2개의 제 1 냉각 구멍(60f, 60i)의 중심간 거리(W1)의 0.8배 이상이다. 또한, 본 경우, 캐비티(72)의바닥면(76)으로 개구하는 제 1 냉각 구멍(60)은 3개 이상이어도 좋다.
본 명세서에서, 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 복수의 제 1 냉각 구멍(60f 내지 60i) 중, 캠버 라인을 따른 방향에서 양단에 위치하는 2개의 제 1 냉각 구멍(60f, 60i)의 개구 중심(Pf, Pi)끼리를 연결하는 직선(L1)의 방향을 제 1 방향이라고 정의한다. 또한, 제 1 방향의 직선(L1)과, 캐비티(72)의 내벽면(78)의 2개의 교점은, 전연부(42)측의 교점(PL)과, 후연부(44)측의 교점(PT)을 포함한다.
상술의 거리(WL)는 직선(L1) 상에 있어서의, 2개의 제 1 냉각 구멍(60f, 60i) 중, 전연부(42)측에 위치하는 제 1 냉각 구멍(60f)과, 상술의 전연부(42)측의 교점(PL)과의 거리(WL)이다. 또한, 상술의 거리(WT)는 직선(L1) 상에 있어서의, 2개의 제 1 냉각 구멍(60f, 60i) 중, 후연부(44)측에 위치하는 제 1 냉각 구멍(60i)과, 상술의 후연부(44)측의 교점(PT)과의 거리이다.
제 1 냉각 구멍(60)이 마련되는 위치나 제 1 냉각 구멍(60)의 크기(직경 등)는 익형부(34)에 의해서 제한되기 때문에, 날개 높이 방향에서 바라볼 때 제 1 냉각 구멍(60)의 개구가 존재하는 영역의 크기(양단의 제 1 냉각 구멍(60f, 60i)의 중심간 거리(W1))는, 날개 선단부의 익형(예를 들면, 기준 익형(34A))에 따라 대체로 정해진다. 이 점, 상술의 실시형태에서는, 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 캠버 라인을 따른 방향에서 양단에 위치하는 제 1 냉각 구멍(60f, 60i)의 개구의 중심끼리의 거리(W1)에 대해, 이러한 제 1 냉각 구멍(60f, 60i)의 일방의 개구와 캐비티(72)의 내벽면(78)의 거리(WL 또는 WT)가 0.8배 이상이 되는 큰 캐비티(72)가 마련되어 있다. 따라서, 슈라우드부(52)를 포함하는 터빈 날개(30)의 선단부를 효과적으로 경량화할 수 있고, 터빈 날개(30)에 따른 원심 하중을 효과적으로 경감할 수 있다.
몇 개의 실시형태에서는, 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 복수의 제 1 냉각 구멍(60) 중, 기준 위치(PA)에 있어서의 전연부(42A) 또는 후연부(44A)에 가장 가까운 2개의 제 1 냉각 구멍의 개구의 중심끼리를 연결하는 직선 상에 있어서, 복수의 제 1 냉각 구멍(60) 중, 기준 위치(PA)에 있어서의 전연부(42A) 또는 후연부(44A)에 가장 가까운 제 1 냉각 구멍(60)의 개구의 중심과, 캐비티(72)의 내벽면(78) 사이의 거리(WL 또는 WT)는, 상술의 2개의 제 1 냉각 구멍(60)의 개구의 중심간 거리(W2 또는 W3)의 1.5배 이상이다.
일 실시형태에서는, 예를 들면, 도 5에 도시되는 바와 같이, 후연측 캐비티(70B)(캐비티(72))에서는, 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 복수의 제 1 냉각 구멍(60) 중, 후연부(44A)에 가장 가까운 2개의 제 1 냉각 구멍(60h, 60i)의 개구의 중심(Ph, Pi)을 연결하는 직선(L2) 상에 있어서, 후연부(44A)에 가장 가까운 제 1 냉각 구멍(60i)과 캐비티(72)의 내벽면(78) 사이의 거리(WT)는, 상술의 2개의 제 1 냉각 구멍(60h, 60i)의 개구의 중심간 거리(W2)의 1.5배 이상이어도 좋다.
또는, 일 실시형태에서는, 전연측 캐비티(70A)(캐비티(72))에서는, 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 복수의 제 1 냉각 구멍(60) 중, 후연부(44A)에 가장 가까운 2개의 제 1 냉각 구멍(60f, 60g)의 개구의 중심(Pf, Pg)을 연결하는 직선 상(도 5에 있어서는 직선(L2)과 동일 직선)에 있어서, 전연부(42A)에 가장 가까운 제 1 냉각 구멍(60f)과 캐비티(72)의 내벽면(78) 사이의 거리(WL)는, 상술의 2개의 제 1 냉각 구멍(60f, 60g)의 개구의 중심간 거리(W3)(도 5 참조)의 1.5배 이상이어도 좋다.
본 명세서에서, 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 복수의 제 1 냉각 구멍(60f 내지 60i) 중, 전연부(42A) 또는 후연부(44A)에 가장 가까운 2개의 제 1 냉각 구멍(제 1 냉각 구멍(60f, 60g), 또는 제 1 냉각 구멍(60h, 60i))의 개구의 중심끼리를 연결하는 직선(즉, 상술의 직선(L2))의 방향을 제 2 방향이라고 정의한다. 또한, 제 2 방향의 직선(L2)과, 캐비티(72)의 내벽면(78)의 2개의 교점은, 전연부(42)측의 교점(PL)과, 후연부(44)측의 교점(PT)을 포함한다. 또한, 도 5에 도시되는 실시형태에 있어서, 제 1 방향과 제 2 방향은 동일한 방향이다.
제 1 냉각 구멍(60)이 마련되는 위치나 제 1 냉각 구멍(60)의 크기(직경 등)는 익형부(34)에 의해서 제한되기 때문에, 날개 높이 방향에서 바라볼 때 전연부(42A)측 또는 후연부(44A)측에 위치하는 2개의 제 1 냉각 구멍(60)(제 1 냉각 구멍(60f, 60g), 또는 제 1 냉각 구멍(60h, 60i))의 중심간 거리(W2 또는 W3)는 날개 선단부의 익형에 따라 대체로 정해진다. 이 점, 상술의 실시형태에서는, 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 캠버 라인을 따른 방향으로 전연부(42A)측 또는 후연부(44A)측에 위치하는 2개의 제 1 냉각 구멍(60)(제 1 냉각 구멍(60f, 60g), 또는 제 1 냉각 구멍(60h, 60i))의 개구의 중심끼리의 거리(W2 또는 W3)에 대해, 이러한 제 1 냉각 구멍(60)의 일방의 개구와 캐비티(72)의 내벽면(78)의 거리(WL 또는 WT)가 1.5배 이상이 되는 큰 캐비티(72)가 마련되어 있다. 따라서, 슈라우드부(52)를 포함하는 터빈 날개(30)의 선단부를 효과적으로 경량화할 수 있고, 터빈 날개(30)에 따른 원심 하중을 효과적으로 경감할 수 있다.
도 6 내지 도 8에 도시되는 바와 같이, 날개 높이 방향 및 제 1 방향 또는 제 2 방향을 포함하는 단면에서, 캐비티(72)의 바닥면(76)은 날개 높이 방향으로 직교하는 방향을 따라서 연장되는 동시에, 캐비티(72)의 내벽면(78)은 날개 높이 방향을 따라서 연장되고 있다.
몇 개의 실시형태에서는, 도 7 또는 도 8에 도시되는 바와 같이, 캐비티(72)의 바닥면(76)은 날개 높이 방향에 직교하는 방향에 대해서 경사져 있어도 좋고, 또는 적어도 부분적으로 만곡면으로 형성되어 있어도 좋다.
또한, 몇 개의 실시형태에서는, 도 7 또는 도 8에 도시되는 바와 같이, 캐비티(72)의 내벽면(78)은 날개 높이 방향에 대해서 경사져 있어도 좋고, 또는, 적어도 부분적으로 만곡면으로 형성되고 있어도 좋다. 예를 들어, 날개 높이 방향 및 제 1 방향 또는 제 2 방향을 포함하는 단면에 있어서, 캐비티(72)를 형성하는 표면 중, 해당 표면과 날개 높이 방향 사이에 형성되는 각도(θ)(도 7 참조), 또는 해당 표면의 접선(L3)과 날개 높이 방향 사이에 형성되는 각도(θ)(도 8 참조)가 45도 이하인 부분을 내벽면(78)으로 간주해도 좋다. 상술된 바와 같이, 캐비티(72)의 내벽면(78)이 날개 높이 방향에 대해서 경사져 있거나, 또는, 적어도 부분적으로 만곡면으로 형성되어 있는 경우, 제 1 냉각 구멍(60)의 개구 중심과 내벽면(78)의 거리란, 제 1 냉각 구멍(60)의 개구 중심과 내벽면(78) 중 제 1 냉각 구멍(60)에 가장 가까운 위치의 거리이다.
도 9는 일 실시형태에 따른 캐비티(72)를 포함하는 터빈 날개(30)의 단면 모식도이며, 날개 높이 방향과 기준 위치(PA)에 있어서의 코드 방향을 포함하는 단면에 있어서의 단면 모식도이다.
몇 개의 실시형태에서는, 날개 높이 방향과 기준 위치(PA)에 있어서의 코드 방향을 포함하는 단면 상에서, 캐비티(72)의 날개 높이 방향에 있어서의 깊이(D)(도 9 참조)는 기준 위치(PA)에 있어서의 익형부(34)의 코드 방향(기준 익형(34A)의 코드 방향)에 있어서 전연부(42A)로부터 후연부(44A)를 향함에 따라 커진다. 또는, 몇 개의 실시형태에서는, 날개 높이 방향과 기준 위치(PA)에 있어서의 코드 방향을 포함하는 단면 상에서, 캐비티(72)의 날개 높이 방향에 있어서의 깊이(D)(도 9 참조)는 터빈(6)의 로터(8)의 축방향에 있어서 상류측으로부터 하류측을 향함에 따라 커진다.
또한, 기준 위치(PA)에서의 코드 방향에 있어서의 전연측의 점으로부터 후연측의 점을 향해 이동할 때, 축방향에 있어서는 상류측으로부터 하류측을 향하도록 이동하기 때문에, 상술의 「코드 방향에 있어서 전연부(42A)로부터 후연부(44A)를 향함에 따라 (깊이가) 커진다」와 「축방향에 있어서 상류측으로부터 하류측을 향함에 따라 (깊이가) 커진다」는 실질적으로는 동의(同義)이다.
도 9에 도시하는 예시적인 실시형태에서는, 전연측 캐비티(70A) 및 후연측 캐비티(70B)의 양방에 있어서, 캐비티(72)의 날개 높이 방향에 있어서의 깊이(D)가, 기준 위치(PA)에 있어서의 익형부(34)의 코드 방향(기준 익형(34A)의 코드 방향)에 있어서 전연부(42A)로부터 후연부(44A)를 향함에 따라 커지고 있다.
상술의 실시형태에 의하면, 캐비티(72)의 날개 높이 방향에 있어서의 깊이(D)가, 후연부(44A)(또는, 하류측)에 가까워짐에 따라 커지도록 했으므로, 슈라우드부(52)를 포함하는 터빈 날개(30)의 선단부를 효과적으로 경량화할 수 있다. 예를 들어, 전연부(42)측으로부터 후연부(44)측을 향함에 따라 날개 높이 방향의 치수가 커지는 터빈 날개(30)에 있어서, 후연부(44)측의 부위의 날개 높이를 이용하여, 후연부(44)측에서 캐비티(72)를 보다 깊게 형성함으로써, 터빈 날개(30)의 선단부를 효과적으로 경량화할 수 있다. 따라서, 터빈 날개(30)에 따른 원심 하중을 효과적으로 경감할 수 있다.
몇 개의 실시형태에서는, 예를 들면, 도 3에 도시되는 바와 같이, 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 슈라우드부(52)의 콘택트면(제 1 접촉면(68) 또는 제 2 접촉면(69))의 연장선이, 캐비티(72)를 통과한다. 도 3에 나타내는 예시적인 실시형태에서는, 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 제 1 접촉면(68)의 연장선(L4)은, 전연측 캐비티(70A)를 통과하여 있다. 또한, 도 3에 나타내는 예시적인 실시형태에서는, 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 제 2 접촉면(69)의 연장선(L5)은 후연측 캐비티(70B)를 통과하여 있다.
콘택트면(제 1 접촉면(68) 또는 제 2 접촉면(69))은 슈라우드부(52)의 원주 방향 단부에 위치하여 있고, 날개 높이 방향에서 바라봤을 때, 콘택트면의 연장선(L4 또는 L5)은 통상, 해당 슈라우드부(52)의 원주 방향 단부를 통과한다. 이 점, 상술의 실시형태에서는, 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 콘택트면의 연장선(L4 또는 L5)이 캐비티(72)를 통과하도록 했으므로, 날개 높이 방향에서 바라봤을 때, 캐비티(72)가 슈라우드부(52)의 원주 방향 단부까지 연장되어 있다. 따라서, 상술의 실시형태에 의하면, 이와 같이 원주 방향 단부까지 연장되는 큰 캐비티(72)를 마련했으므로, 슈라우드부(52)를 포함하는 터빈 날개(30)의 선단부를 효과적으로 경량화할 수 있다. 이에 의해, 터빈 날개(30)에 따른 원심 하중을 효과적으로 경감하여, 터빈 날개(30)의 수명 단축을 억제할 수 있다.
몇 개의 실시형태에서는, 제 2 냉각 구멍(62)은 캐비티(72) 중, 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 날개 높이 방향에 직교하는 단면에 기준 익형(34A)의 윤곽을 날개 높이 방향으로 투영한 영역의 외측에 위치하는 부분(즉, 상술의 외측 부분)에 접속된다.
예를 들어, 도 3 및 도 4에 도시되는 예시적인 실시형태에서는, 전연측 캐비티(70A)에 접속되는 제 2 냉각 구멍(62)은, 전연측 캐비티(70A) 중, 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 익형부(34)(기준 익형)의 부압면(48)측으로 불거져 있는 부압면측 외측 부분(102)에 접속된다. 또한, 예를 들어, 도 3 및 도 4에 도시되는 예시적인 실시형태에서는, 후연측 캐비티(70B)에 접속되는 제 2 냉각 구멍(62)은, 후연측 캐비티(70B) 중, 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 익형부(34)(기준 익형)의 압력면(46)측으로 불거져 있는 압력면측 외측 부분(104)에 접속된다.
날개 높이 방향에서 바라볼 때 상술의 단면 상에 있어서의 기준 익형(34A)의 투영 영역으로부터 캐비티(72)가 불거져 있는 측(압력면(46)측 또는 부압면(48)측)에서는, 통상, 필렛부(40)가 비교적 크고, 또는 슈라우드부(52)의 폭(예를 들면, 기준 익형(34A)의 코드 방향에 직교하는 방향의 폭)이 비교적 크다. 이 점, 상술의 실시형태에 의하면, 캐비티(72) 중, 날개 높이 방향에서 바라볼 때 상술의 단면 상에 있어서의 기준 익형(34A)의 투영 영역으로부터 불거져 있는 부위에 제 2 냉각 구멍(62)을 접속했으므로, 슈라우드부(52) 및 필렛부(40)를 효과적으로 냉각할 수 있다.
몇 개의 실시형태에서는, 예를 들면, 도 3 및 도 4에 도시되는 바와 같이, 제 2 냉각 구멍(62)은 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 핀(54)을 넘어서 해당 핀(54)의 양측으로 연장된다.
상술의 실시형태에서는, 날개 높이 방향에서 바라볼 때 핀(54)을 넘어서 핀(54)의 양측으로 연장되도록, 비교적 긴 제 2 냉각 구멍(62)을 마련했으므로, 슈라우드부(52) 및 필렛부(40)를 효과적으로 냉각할 수 있다.
몇 개의 실시형태에서는, 예를 들면, 도 4에 도시되는 바와 같이, 제 2 냉각 구멍(62)은 날개 높이 방향에 있어서, 필렛부(40)와 적어도 부분적으로 중첩되도록 연장된다. 도 4에 도시되는 예시적인 실시형태에서는, 제 2 냉각 구멍(62)은 날개 높이 방향에 있어서, 압력면(46)측에 있어서의 필렛부(40)의 연장 영역(Ra1)과 부분적으로 중첩되도록 연장되어 있다. 또한, 제 2 냉각 구멍(62)은 부압면(48)측에 있어서의 필렛부(40)의 연장 영역(Rb1)과 적어도 부분적으로 중첩되도록 연장되어 있다.
상술의 실시형태에서는, 날개 높이 방향에 있어서, 필렛부(40)와 적어도 부분적으로 중첩되도록 연장되는 제 2 냉각 구멍(62)을 마련했으므로, 제 2 냉각 구멍(62)에 냉각 유체를 공급하는 것에 의해, 필렛부(40)를 효과적으로 냉각할 수 있다.
상기 각 실시형태에 기재된 내용은 예를 들면, 이하와 같이 파악된다.
(1) 본 발명의 적어도 일 실시형태에 따른 터빈 날개(30)는,
날개 높이 방향으로 연장되고, 전연부(42)와 후연부(44) 사이에 있어서 연장되는 압력면(46) 및 부압면(48)을 갖는 익형부(34)와,
상기 익형부보다 날개 선단측에 위치하는 슈라우드부(52)와,
만곡면(40a)에 의해 형성되고, 상기 슈라우드부의 상기 익형부측의 단부에 접속되는 필렛부(40)와,
상기 익형부의 내부에 있어서 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 적어도 1개의 제 1 냉각 구멍(60)과,
상기 슈라우드부의 내부에 적어도 부분적으로 마련되고, 상기 적어도 1개의 제 1 냉각 구멍과 연통하는 적어도 1개의 냉각 캐비티(70)와,
상기 적어도 1개의 냉각 캐비티에 접속되는 동시에, 상기 슈라우드부의 표면으로 개구하는 제 2 냉각 구멍(62)을 구비하는 터빈 날개이며,
상기 익형부는 상기 날개 높이 방향에 있어서의 기준 위치(PA)에 있어서 최대 날개 두께가 최소가 되는 기준 익형(34A)을 갖고,
상기 적어도 1개의 냉각 캐비티(70)는 상기 날개 높이 방향에 있어서 상기 필렛부와 중첩되도록 연장되는 캐비티(72)를 포함하고,
상기 캐비티(72)는 해당 캐비티를 포함하는 상기 날개 높이 방향에 직교하는 단면에 있어서, 상기 기준 익형의 윤곽을 상기 단면에 상기 날개 높이 방향으로 투영한 영역의 내측 및 외측에 걸쳐서 연장된다.
상기 (1)의 구성에 의하면, 터빈 날개 중, 슈라우드부를 포함하는 날개 선단부에 캐비티를 마련하고, 해당 캐비티의 깊이가 날개 높이 방향에 있어서 필렛까지 미치고 있는 동시에, 날개 높이 방향으로 직교하는 단면에 있어서, 캐비티가 기준 익형의 윤곽의 투영 영역의 내측 및 외측에 걸쳐서(즉, 기준 익형의 윤곽의 내측으로부터 불거지도록) 연장되어 있다. 즉, 날개 높이 방향의 사이즈, 및 날개 높이 방향에서 바라볼 때의 사이즈가 큰 캐비티를 마련했으므로, 슈라우드부를 포함하는 터빈 날개의 선단부를 효과적으로 경량화할 수 있다. 이에 의해, 터빈 날개에 따른 원심 하중을 효과적으로 경감하여, 터빈 날개의 수명 단축을 억제할 수 있다.
(2) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1)의 구성에 있어서,
상기 적어도 1개의 냉각 캐비티는,
상기 캐비티(72)로서의 전연측 캐비티(70A)와,
상기 기준 위치(PA)에 있어서의 상기 익형부의 코드 방향에 있어서 상기 전연측 캐비티보다 후연측에 위치하는 후연측 캐비티(70B)를 포함하고,
상기 단면에 있어서, 상기 전연측 캐비티는 상기 영역으로부터 상기 익형부의 부압면측으로 불거지고 있다.
슈라우드부 중 전연측에서는, 통상, 부압면측의 질량이 비교적 크기 때문에, 슈라우드부의 중심이 부압면측에 치우치는 요인이 될 수 있다. 이 점, 상기 (2)의 구성에 의하면, 상술의 단면 상에서, 전연측 캐비티의 윤곽이 기준 익형의 투영 영역의 부압면측으로 불거지므로, 슈라우드부의 전연측에서, 터빈 축방향에 있어서의 슈라우드부의 중앙부에 중심을 접근시킬 수 있다. 따라서, 이와 같이 하여 중심 위치를 조절함으로써, 터빈 날개에 있어서의 압력면측과 부압면측의 응력 밸런스를 조정하면서, 터빈 날개에 따른 원심 하중을 효과적으로 경감할 수 있다.
(3) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1) 또는 (2)의 구성에 있어서,
상기 적어도 1개의 냉각 캐비티는,
전연측 캐비티(70A)와,
상기 기준 위치에 있어서의 상기 익형부의 코드 방향에 있어서 상기 전연측 캐비티보다 후연측에 위치하는, 상기 캐비티(72)로서의 후연측 캐비티(70B)를 포함하고,
상기 단면에 있어서, 상기 후연측 캐비티는 상기 영역으로부터 상기 익형부의 압력면측으로 불거지고 있다.
슈라우드부 중 후연측에서는, 통상, 압력면측의 질량이 비교적 크기 때문에, 슈라우드부의 중심이 압력면측에 치우치는 요인이 될 수 있다. 이 점, 상기 (3)의 구성에 의하면, 상술의 단면 상에서, 후연측 캐비티의 윤곽이 기준 익형의 투영 영역의 압력면측으로 불거지므로, 슈라우드부의 후연측에서, 터빈 축방향에 있어서의 슈라우드부의 중앙부에 중심을 접근시킬 수 있다. 따라서, 이와 같이 하여 중심 위치를 조절함으로써, 터빈 날개에 있어서의 압력면측과 부압면측의 응력 밸런스를 조정하면서, 터빈 날개에 따른 원심 하중을 효과적으로 경감할 수 있다.
(4) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1) 내지 (3) 중 어느 하나의 구성에 있어서,
상기 적어도 1개의 제 1 냉각 구멍(60)은 상기 익형부(34)의 캠버 라인을 따라서 배열되고, 상기 캐비티의 바닥면(76)으로 개구하는 상기 복수의 제 1 냉각 구멍을 포함하고,
상기 캐비티는 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 상기 복수의 제 1 냉각 구멍 중 상기 캠버 라인을 따른 방향에서 양단에 위치하는 2개의 제 1 냉각 구멍(예를 들면, 제 1 냉각 구멍(60f, 60i))의 개구의 중심끼리를 연결하는 직선(L1) 상에 있어서, 상기 2개의 제 1 냉각 구멍의 적어도 일방의 개구와, 상기 캐비티의 내벽면(78) 사이의 거리(WL 또는 WT)는 상기 2개의 제 1 냉각 구멍의 중심간 거리(W1)의 0.8배 이상이다.
제 1 냉각 구멍이 마련되는 위치나 제 1 냉각 구멍의 크기(직경 등)는 익형에 의해서 제한되기 때문에, 날개 높이 방향에서 바라볼 때 제 1 냉각 구멍의 개구가 존재하는 영역의 크기(양단의 제 1 냉각 구멍의 중심간 거리)는, 날개 선단부의 익형에 따라 대체로 정해진다. 상기 (4)의 구성에서는, 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 캠버 라인을 따른 방향에서 양단에 위치하는 제 1 냉각 구멍의 개구의 중심끼리의 거리에 대해, 이러한 제 1 냉각 구멍의 일방의 개구의 중심과 캐비티의 내벽면의 거리가 0.8배 이상이 되는 큰 캐비티가 마련되어 있다. 따라서, 슈라우드부를 포함하는 터빈 날개의 선단부를 효과적으로 경량화할 수 있고, 터빈 날개에 따른 원심 하중을 효과적으로 경감할 수 있다.
(5) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1) 내지 (4) 중 어느 하나의 구성에 있어서,
상기 적어도 1개의 제 1 냉각 구멍(60)은 상기 익형부(34)의 캠버 라인을 따라서 배열되고, 상기 캐비티의 바닥면(76)으로 개구하는 복수의 제 1 냉각 구멍을 포함하고,
상기 캐비티는 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 상기 복수의 제 1 냉각 구멍 중, 상기 기준 위치에 있어서의 상기 전연부 또는 상기 후연부(예를 들면, 후연부(44))에 가장 가까운 2개의 제 1 냉각 구멍(예를 들면, 제 1 냉각 구멍(60h, 60i))의 개구의 중심끼리를 연결하는 직선(L2) 상에 있어서, 상기 복수의 제 1 냉각 구멍 중, 상기 기준 위치에 있어서의 상기 전연부 또는 상기 후연부에 가장 가까운 제 1 냉각 구멍(예를 들면, 제 1 냉각 구멍(60i))의 개구의 중심과, 상기 캐비티의 내벽면 사이의 거리(WL 또는 WT)는 상기 2개의 제 1 냉각 구멍의 개구의 중심간 거리(예를 들면, W3)의 1.5배 이상이다.
제 1 냉각 구멍이 마련되는 위치나 제 1 냉각 구멍의 크기(직경 등)는 익형에 의해서 제한되기 때문에, 날개 높이 방향에서 바라볼 때 전연측 또는 후연측에 위치하는 2개의 제 1 냉각 구멍의 중심간 거리는, 날개 선단부의 익형에 따라 대체로 정해진다. 상기 (5)의 구성에서는, 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 캠버 라인을 따른 방향으로 전연측 또는 후연측에 위치하는 2개의 제 1 냉각 구멍의 개구의 중심끼리의 거리에 대해, 이러한 제 1 냉각 구멍의 일방의 개구와 캐비티의 내벽면의 거리가 1.5배 이상이 되는 큰 캐비티가 마련되어 있다. 따라서, 슈라우드부를 포함하는 터빈 날개의 선단부를 효과적으로 경량화할 수 있고, 터빈 날개에 따른 원심 하중을 효과적으로 경감할 수 있다.
(6) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1) 내지 (5) 중 어느 하나의 구성에 있어서,
상기 캐비티의 상기 날개 높이 방향에 있어서의 깊이(D)는, 상기 기준 위치에 있어서의 상기 익형부의 코드 방향에 있어서 상기 전연부(42)로부터 상기 후연부(44)를 향함에 따라 커진다.
상기 (6)의 구성에 의하면, 캐비티의 날개 높이 방향에 있어서의 깊이가 후연부에 가까워짐에 따라 커지도록 했으므로, 슈라우드부를 포함하는 터빈 날개의 선단부를 효과적으로 경량화할 수 있다. 예를 들어, 전연측으로부터 후연측을 향함에 따라 날개 높이 방향의 치수가 커지는 터빈 날개에 있어서, 후연측의 부위의 날개 높이를 이용하여, 후연측에서 캐비티를 보다 깊게 형성함으로써, 터빈 날개의 선단부를 효과적으로 경량화할 수 있다. 따라서, 터빈 날개에 따른 원심 하중을 효과적으로 경감할 수 있다.
(7) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1) 내지 (6) 중 어느 하나의 구성에 있어서,
상기 슈라우드부(52)는 상기 날개 높이 방향을 따라서 연장되고, 상기 터빈 날개에 인접하는 터빈 날개의 슈라우드부에 대향하는 콘택트면(예를 들면, 제 1 접촉면(68) 또는 제 2 접촉면(69))을 갖고,
날개 높이 방향에서 바라볼 때, 상기 콘택트면의 연장선(L4 또는 L5)이 상기 캐비티를 통과한다.
콘택트면은 슈라우드부의 원주 방향 단부에 위치하여 있고, 날개 높이 방향에서 바라봤을 때, 콘택트면의 연장선은 통상, 해당 슈라우드의 원주 방향 단부를 통과한다. 이 점, 상기 (7)의 구성에서는, 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 콘택트면의 연장선이 캐비티를 통과하도록 했으므로, 날개 높이 방향에서 바라볼 때 캐비티가 슈라우드부의 원주 방향 단부까지 연장되어 있다. 따라서, 상기 (7)의 구성에 의하면, 이와 같이 원주 방향 단부까지 연장되는 큰 캐비티를 마련했으므로, 슈라우드부를 포함하는 터빈 날개의 선단부를 효과적으로 경량화할 수 있다. 이에 의해, 터빈 날개에 따른 원심 하중을 효과적으로 경감하여, 터빈 날개의 수명 단축을 억제할 수 있다.
(8) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1) 내지 (7) 중 어느 하나의 구성에 있어서,
상기 제 2 냉각 구멍(62)은 상기 캐비티(72) 중, 날개 높이 방향에서 바라볼 때 상기 영역의 외측에 위치하는 부분(예를 들면, 부압면측 외측 부분(102) 또는 압력면측 외측 부분(104))에 접속된다.
날개 높이 방향에서 바라볼 때 상술의 단면 상에 있어서의 기준 익형의 투영 영역으로부터 캐비티가 불거져 있는 측(전연측 또는 부압면측)에서는, 통상, 필렛부가 비교적 크고, 또는, 슈라우드부의 폭이 비교적 크다. 이 점, 상기 (8)의 구성에 의하면, 캐비티 중, 날개 높이 방향에서 바라볼 때 상술의 단면 상에 있어서의 기준 익형의 투영 영역에서 불거진 부위에 제 2 냉각 구멍을 접속했으므로, 슈라우드부 및 필렛부를 효과적으로 냉각할 수 있다.
(9) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1) 내지 (8) 중 어느 하나의 구성에 있어서,
상기 슈라우드부로부터 상기 날개 선단측으로 돌출하고, 원주 방향을 따라서 연장되는 핀(54)을 더 구비하고,
상기 제 2 냉각 구멍(62)은 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 상기 핀을 넘어서 상기 핀의 양측으로 연장된다.
상기 (9)의 구성에 의하면, 날개 높이 방향에서 바라볼 때 핀을 넘어서 핀의 양측으로 연장되도록, 비교적 긴 제 2 냉각 구멍을 마련했으므로, 슈라우드부 및 필렛부를 효과적으로 냉각할 수 있다.
(10) 몇 개의 실시형태에서는, 상기 (1) 내지 (9) 중 어느 하나의 구성에 있어서,
상기 제 2 냉각 구멍(62)은 상기 날개 높이 방향에 있어서, 상기 필렛부(40)와 적어도 부분적으로 중첩되도록 연장된다.
상기 (10)의 구성에 의하면, 날개 높이 방향에 있어서, 필렛부와 적어도 부분적으로 중첩되도록 연장되는 제 2 냉각 구멍을 마련했으므로, 필렛부를 효과적으로 냉각할 수 있다.
(11) 본 발명의 적어도 일 실시형태에 따른 가스 터빈(1)은,
상기 (1) 내지 (10) 중 어느 하나에 기재된 터빈 날개(24, 26, 30)와,
상기 터빈 날개가 마련되는 연소 가스 유로(28)를 흐르는 연소 가스를 생성하기 위한 연소기(4)를 구비한다.
상기 (11)의 구성에 의하면, 터빈 날개 중, 슈라우드부를 포함하는 날개 선단부에 캐비티를 마련하고, 해당 캐비티의 깊이가 날개 높이 방향에 있어서 필렛까지 미치고 있는 동시에, 날개 높이 방향에 직교하는 단면에 있어서, 캐비티가 기준 익형의 윤곽의 투영 영역의 내측 및 외측에 걸쳐서(즉, 기준 익형의 윤곽의 내측으로부터 불거지도록) 연장되어 있다. 즉, 날개 높이 방향의 사이즈, 및 날개 높이 방향에서 바라볼 때의 사이즈가 큰 캐비티를 마련했으므로, 슈라우드부를 포함하는 터빈 날개의 선단부를 효과적으로 경량화할 수 있다. 이에 의해, 터빈 날개에 따른 원심 하중을 효과적으로 경감하여, 터빈 날개의 수명 단축을 억제할 수 있다.
이상, 본 발명의 실시형태에 대해서 설명하였지만, 본 발명은 상술한 실시형태로 한정되는 일 없이, 상술한 실시형태에 변형을 가한 형태나, 이러한 형태를 적절하게 조합시킨 형태도 포함한다.
본 명세서에 있어서, 「어느 방향으로」, 「어느 방향을 따라서」, 「평행」, 「직교」, 「중심」, 「동심」 또는 「동축」 등의 상대적 또는 절대적인 배치를 나타내는 표현은, 엄밀하게 이러한 배치를 나타낼 뿐만 아니라, 공차, 또는 동일 기능이 얻어지는 정도의 각도나 거리를 갖고서 상대적으로 변위하고 있는 상태도 나타내는 것으로 한다.
예를 들어, 「동일」, 「동등」 및 「균질」 등의 사물이 동등한 상태인 것을 나타내는 표현은, 엄밀하게 동등한 상태를 나타낼 뿐만 아니라, 공차, 또는 동일 기능이 얻어지는 정도의 차이가 존재하고 있는 상태도 나타내는 것으로 한다.
또한, 본 명세서에 있어서, 사각 형상이나 원통 형상 등의 형상을 나타내는 표현은 기하학적으로 엄밀한 의미에서의 사각 형상이나 원통 형상 등의 형상을 나타낼 뿐만 아니라, 동일 효과가 얻어지는 범위에서, 요철부나 면취부 등을 포함하는 형상도 나타내는 것으로 한다.
또한, 본 명세서에 있어서, 하나의 구성요소를 「구비한다」, 「포함한다」, 또는 「갖는다」라고 하는 표현은 다른 구성요소의 존재를 제외하는 배타적인 표현은 아니다.
1 : 가스 터빈
2 : 압축기
4 : 연소기
6 : 터빈
8 : 로터
10 : 압축기 차실
12 : 공기 취입구
16 : 정익
18 : 동익
20 : 케이싱
22 : 터빈 차실
24 : 정익
26 : 동익
28 : 연소 가스 유로
29 : 배기실
30 : 터빈 날개
32 : 플랫폼
34 : 익형부
34A : 기준 익형
36 : 익근부
38 : 기단부
39 : 선단부
40 : 필렛부
40a : 만곡면
42 : 전연부
42A : 전연부
44 : 후연부
44A : 후연부
46 : 압력면
46A : 압력면
48 : 부압면
48A : 부압면
52 : 슈라우드부
52a : 평탄면
52b : 날개 선단측 단부면
54 : 핀
58 : 입구 개구
60, 60a 내지 60i : 제 1 냉각 구멍
62 : 제 2 냉각 구멍
63 : 개구
66 : 상류측 단부면
67 : 하류측 단부면
68 : 제 1 접촉면
69 : 제 2 접촉면
70 : 냉각 캐비티
70A : 전연측 캐비티
70B : 후연측 캐비티
72 : 캐비티
74 : 플러그
76 : 바닥면
78 : 내벽면
102 : 부압면측 외측 부분
104 : 압력면측 외측 부분
LcA : 캠버 라인
PA : 기준 위치
Ra1 : 연장 영역
Rb1 : 연장 영역

Claims (11)

  1. 날개 높이 방향으로 연장되고, 전연부와 후연부 사이에 있어서 연장되는 압력면 및 부압면을 갖는 익형부와,
    상기 익형부보다 날개 선단측에 위치하는 슈라우드부와,
    만곡면에 의해 형성되고, 상기 슈라우드부의 상기 익형부측의 단부에 접속되는 필렛부와,
    상기 익형부의 내부에 있어서 날개 높이 방향을 따라서 연장되는 적어도 1개의 제 1 냉각 구멍과,
    상기 슈라우드부의 내부에 적어도 부분적으로 마련되고, 상기 적어도 1개의 제 1 냉각 구멍과 연통하는 적어도 1개의 냉각 캐비티와,
    상기 적어도 1개의 냉각 캐비티에 접속되는 동시에, 상기 슈라우드부의 표면으로 개구하는 제 2 냉각 구멍을 구비하는 터빈 날개에 있어서,
    상기 익형부는 상기 날개 높이 방향에 있어서의 기준 위치에 있어서 최대 날개 두께가 최소가 되는 기준 익형을 갖고,
    상기 적어도 1개의 냉각 캐비티는, 상기 날개 높이 방향에 있어서 상기 필렛부와 중첩되도록 연장되는 캐비티를 포함하고,
    상기 캐비티는 상기 캐비티를 포함하는 상기 날개 높이 방향에 직교하는 단면에 있어서, 상기 기준 익형의 윤곽을 상기 단면에 상기 날개 높이 방향으로 투영 한 영역의 내측 및 외측에 걸쳐서 연장되는
    터빈 날개.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 적어도 1개의 냉각 캐비티는,
    상기 캐비티로서의 전연측 캐비티와,
    상기 기준 위치에 있어서의 상기 익형부의 코드 방향에 있어서 상기 전연측 캐비티보다 후연측에 위치하는 후연측 캐비티를 포함하고,
    상기 단면에 있어서, 상기 전연측 캐비티는 상기 영역으로부터 상기 익형부의 부압면측으로 불거져 있는
    터빈 날개.
  3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    상기 적어도 1개의 냉각 캐비티는,
    전연측 캐비티와,
    상기 기준 위치에 있어서의 상기 익형부의 코드 방향에 있어서 상기 전연측 캐비티보다 후연측에 위치하는, 상기 캐비티로서의 후연측 캐비티를 포함하고,
    상기 단면에 있어서, 상기 후연측 캐비티는 상기 영역으로부터 상기 익형부의 압력면측으로 불거져 있는
    터빈 날개.
  4. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 적어도 1개의 제 1 냉각 구멍은 상기 익형부의 캠버 라인을 따라서 배열되고, 상기 캐비티의 바닥면으로 개구하는 복수의 상기 제 1 냉각 구멍을 포함하고,
    상기 캐비티는 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 상기 복수의 제 1 냉각 구멍 중 상기 캠버 라인을 따른 방향에서 양단에 위치하는 2개의 제 1 냉각 구멍의 개구의 중심끼리를 연결하는 직선 상에 있어서, 상기 2개의 제 1 냉각 구멍의 적어도 일방의 개구의 중심과, 상기 캐비티의 내벽면 사이의 거리는, 상기 2개의 제 1 냉각 구멍의 중심간 거리의 0.8배 이상인
    터빈 날개.
  5. 제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 적어도 1개의 제 1 냉각 구멍은 상기 익형부의 캠버 라인을 따라서 배열되고, 상기 캐비티의 바닥면으로 개구하는 복수의 제 1 냉각 구멍을 포함하고,
    상기 캐비티는 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 상기 복수의 제 1 냉각 구멍 중, 상기 기준 위치에 있어서의 상기 전연부 또는 상기 후연부에 가장 가까운 2개의 제 1 냉각 구멍의 개구의 중심끼리를 연결하는 직선 상에 있어서, 상기 복수의 제 1 냉각 구멍 중, 상기 기준 위치에 있어서의 상기 전연부 또는 상기 후연부에 가장 가까운 제 1 냉각 구멍의 개구의 중심과, 상기 캐비티의 내벽면 사이의 거리는, 상기 2개의 제 1 냉각 구멍의 개구의 중심간 거리의 1.5배 이상인
    터빈 날개.
  6. 제 1 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 캐비티의 상기 날개 높이 방향에 있어서의 깊이는, 상기 기준 위치에 있어서의 상기 익형부의 코드 방향에 있어서 상기 전연부로부터 상기 후연부를 향함에 따라 커지는
    터빈 날개.
  7. 제 1 항 내지 제 6 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 슈라우드부는 상기 날개 높이 방향을 따라서 연장되고, 상기 터빈 날개에 인접하는 터빈 날개의 슈라우드부에 대향하는 콘택트면을 갖고,
    날개 높이 방향에서 바라볼 때, 상기 콘택트면의 연장선이 상기 캐비티를 통과하는
    터빈 날개.
  8. 제 1 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제 2 냉각 구멍은 상기 캐비티 중, 날개 높이 방향에서 바라볼 때 상기 영역의 외측에 위치하는 부분에 접속된
    터빈 날개.
  9. 제 1 항 내지 제 8 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 슈라우드부로부터 상기 날개 선단측으로 돌출되고, 원주 방향을 따라서 연장되는 핀을 더 구비하고,
    상기 제 2 냉각 구멍은 날개 높이 방향에서 바라볼 때, 상기 핀을 넘어서 상기 핀의 양측으로 연장되는
    터빈 날개.
  10. 제 1 항 내지 제 9 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제 2 냉각 구멍은 상기 날개 높이 방향에 있어서, 상기 필렛부와 적어도 부분적으로 중첩되도록 연장되는
    터빈 날개.
  11. 제 1 항 내지 제 10 항 중 어느 한 항에 기재된 터빈 날개와,
    상기 터빈 날개가 마련되는 연소 가스 유로를 흐르는 연소 가스를 생성하기 위한 연소기를 구비하는
    가스 터빈.
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