KR20230000391A - turbine blade and turbine including the same - Google Patents

turbine blade and turbine including the same Download PDF

Info

Publication number
KR20230000391A
KR20230000391A KR1020210128309A KR20210128309A KR20230000391A KR 20230000391 A KR20230000391 A KR 20230000391A KR 1020210128309 A KR1020210128309 A KR 1020210128309A KR 20210128309 A KR20210128309 A KR 20210128309A KR 20230000391 A KR20230000391 A KR 20230000391A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
turbine
width
cooling
inlet
turbine blade
Prior art date
Application number
KR1020210128309A
Other languages
Korean (ko)
Other versions
KR102623227B1 (en
Inventor
김예지
조형희
현민주
박희승
최승영
김태현
Original Assignee
두산에너빌리티 주식회사
연세대학교 산학협력단
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 두산에너빌리티 주식회사, 연세대학교 산학협력단 filed Critical 두산에너빌리티 주식회사
Priority to JP2022100584A priority Critical patent/JP7362997B2/en
Priority to EP22180509.6A priority patent/EP4108883A1/en
Priority to US17/846,077 priority patent/US11746661B2/en
Publication of KR20230000391A publication Critical patent/KR20230000391A/en
Application granted granted Critical
Publication of KR102623227B1 publication Critical patent/KR102623227B1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/182—Transpiration cooling
    • F01D5/183—Blade walls being porous
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

The present invention relates to a turbine blade and a turbine including the same. More specifically, the present invention relates to the turbine blade wherein a cooling hole is formed and the turbine including the same. According to the present invention, the cooling hole including an enlarged unit and a recessed unit is formed. Thus, cooling efficiency is improved.

Description

터빈 블레이드 및 이를 포함하는 터빈{turbine blade and turbine including the same}Turbine blade and turbine including the same {turbine blade and turbine including the same}

본 발명은 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 터빈에 관한 것으로, 보다 상세하게는 냉각홀이 형성된 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 터빈에 관한 것이다.The present invention relates to a turbine blade and a turbine including the same, and more particularly, to a turbine blade having a cooling hole and a turbine including the same.

가스 터빈은 압축기에서 압축된 압축 공기와 연료를 혼합하여 연소시키고, 연소로 발생된 고온의 가스로 터빈을 회전시키는 동력 기관이다. 가스 터빈은 발전기, 항공기, 선박, 기차 등을 구동하는데 사용된다.A gas turbine is a power engine that mixes and burns compressed air compressed by a compressor with fuel, and rotates the turbine with high-temperature gas generated by combustion. Gas turbines are used to drive generators, aircraft, ships and trains.

일반적으로 가스 터빈은 압축기, 연소기 및 터빈을 포함한다. 압축기는 외부 공기를 흡입하여 압축한 후 연소기로 전달한다. 압축기에서 압축된 공기는 고압 및 고온의 상태가 된다. 연소기는 압축기로부터 유입된 압축 공기와 연료를 혼합해서 연소시킨다. 연소로 인해 발생된 연소 가스는 터빈으로 배출된다. 연소 가스에 의해 터빈 내부의 터빈 블레이드가 회전하게 되며, 이를 통해 동력이 발생된다. 발생된 동력은 발전, 기계 장치의 구동 등 다양한 분야에 사용된다.Gas turbines generally include a compressor, a combustor and a turbine. The compressor draws in outside air, compresses it, and delivers it to the combustor. The air compressed in the compressor becomes a high-pressure and high-temperature state. The combustor mixes the compressed air introduced from the compressor with the fuel and combusts it. Combustion gases generated by combustion are discharged to the turbine. Turbine blades inside the turbine are rotated by the combustion gas, and power is generated through this. The generated power is used in various fields such as power generation and driving of mechanical devices.

최근에는 터빈의 효율을 증가시키기 위하여 터빈으로 유입되는 가스의 온도(Turbine Inlet Temperature: TIT)가 지속적으로 상승하는 추세에 있는데, 이로 인하여 터빈 블레이드의 내열처리 및 냉각의 중요성이 부각되고 있다.Recently, in order to increase the efficiency of the turbine, the temperature of the gas introduced into the turbine (Turbine Inlet Temperature: TIT) has been continuously increasing, and as a result, the importance of heat treatment and cooling of turbine blades has been highlighted.

터빈 블레이드를 냉각하기 위한 방법 중에는 막냉각 방식이 있다. 막냉각 방식은 터빈 블레이드에 형성된 막냉각 홀에 의해서 이루어진다. 막냉각 홀 형상 중에는 대표적으로 홀의 입구와 출구 면적이 동일한 원형 홀이 있다. 원형 홀의 경우 홀 출구에서의 분사 속도가 빨라서 냉각 유체가 터빈 블레이드의 표면을 덮지 못할 수 있다. 이 경우, 냉각 유체가 연소 가스의 유동을 뚫고 나가 막냉각 효율이 감소될 수 있다.Among methods for cooling turbine blades, there is a film cooling method. The film cooling method is performed by film cooling holes formed in turbine blades. Among the film cooling hole shapes, there is typically a circular hole having the same inlet and outlet areas. In the case of circular holes, the jet velocity at the exit of the hole is high, so the cooling fluid may not cover the surface of the turbine blades. In this case, the cooling fluid penetrates the flow of the combustion gas and the film cooling efficiency may decrease.

상기한 바와 같은 기술적 배경을 바탕으로, 본 발명은 냉각 효율이 향상된 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 터빈을 제공한다.Based on the technical background as described above, the present invention provides a turbine blade having improved cooling efficiency and a turbine including the same.

본 발명의 실시예에 따른 터빈 블레이드는 에어포일, 냉각홀을 포함한다. 에어포일은 리딩 엣지 및 트레일링 엣지가 형성되고, 내부에 냉각 유체가 유동하는 냉각 유로가 형성된다. 냉각홀은 에어포일에서 냉각 유로와 외부를 연통시키고, 입구 및 출구가 형성된다. 냉각홀은 출구에 확장부가 형성되고 확장부로부터 트레일링 엣지를 향하여 함몰된 요홈부가 형성된다.A turbine blade according to an embodiment of the present invention includes an airfoil and a cooling hole. The airfoil has a leading edge and a trailing edge, and a cooling passage through which a cooling fluid flows is formed therein. The cooling hole communicates the cooling passage and the outside in the airfoil, and an inlet and an outlet are formed. An expansion part is formed at the outlet of the cooling hole, and a recessed part is formed from the expansion part toward the trailing edge.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드의 냉각홀은 출구의 단면적이 입구의 단면적보다 크게 형성될 수 있다.In the cooling hole of the turbine blade according to an embodiment of the present invention, the cross-sectional area of the outlet may be larger than the cross-sectional area of the inlet.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드는 확장부와 요홈부의 경계 부분에 일정한 곡률 반경을 갖는 곡선부가 형성될 수 있다.In the turbine blade according to an embodiment of the present invention, a curved portion having a constant radius of curvature may be formed at a boundary between the expansion portion and the concave portion.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드의 확장부는 대략 사각형 형상으로 형성될 수 있다.The extension of the turbine blade according to an embodiment of the present invention may be formed in a substantially rectangular shape.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드의 요홈부는 대략 사각형 형상으로 형성될 수 있다.The concave portion of the turbine blade according to an embodiment of the present invention may be formed in a substantially rectangular shape.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드 확장부는 리딩 엣지와 트레일링 엣지를 잇는 직선과 나란한 방향이 제1방향일 때 제1방향으로의 폭인 제1-1폭이 적어도 일부 구간에서 일정하게 유지되도록 형성될 수 있다.Turbine blade extension according to an embodiment of the present invention, when a direction parallel to a straight line connecting the leading edge and the trailing edge is the first direction, the width 1-1 in the first direction is maintained constant in at least a part of the section. can be formed

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드의 제1-1폭은 입구의 내경보다 작거나 같게 형성될 수 있다.The 1-1 width of the turbine blade according to an embodiment of the present invention may be formed to be smaller than or equal to the inner diameter of the inlet.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드의 확장부는 터빈 블레이드의 회전 반경 방향이 제2방향일 때 제2방향으로의 폭인 제1-2폭이 입구의 내경보다 4배 이상 크게 형성될 수 있다.The extension of the turbine blade according to an embodiment of the present invention may be formed to be four times or more larger than the inner diameter of the inlet when the radial direction of rotation of the turbine blade is the second direction.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드의 요홈부는 제2방향으로의 폭이 제2-2폭이고, 제1-2폭은 입구의 내경과 제2-2폭의 합보다 크게 형성될 수 있다.The groove portion of the turbine blade according to an embodiment of the present invention has a width of 2-2 in the second direction, and the 1-2 width may be larger than the sum of the inner diameter of the inlet and the 2-2 width. .

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드의 요홈부는 제1요홈부 및 제2요홈부를 포함하고, 제1요홈부는 확장부로부터 트레일링 엣지를 향하여 함몰 형성되며, 제2요홈부는 제1요홈부로부터 트레일링 엣지를 향하여 함몰 형성될 수 있다.The groove of the turbine blade according to an embodiment of the present invention includes a first groove and a second groove, the first groove is recessed from the expansion toward the trailing edge, and the second groove is formed from the first groove. It may be recessed towards the trailing edge.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드는 터빈 블레이드의 회전 반경 방향이 제2방향일 때, 요홈부는 제2방향으로의 폭이 제2-2폭이고, 곡선부는 두개가 이격되어 형성되며, 각각의 곡선부들 간의 중심간격은 제2-2폭보다 크게 형성될 수 있다.In the turbine blade according to an embodiment of the present invention, when the radial direction of rotation of the turbine blade is the second direction, the concave portion has a width of 2-2 in the second direction, and two curved portions are formed spaced apart, respectively. The center interval between the curved parts of may be formed larger than the 2-2nd width.

본 발명의 실시예에 따른 터빈은 터빈 로터 디스크, 터빈 블레이드, 터빈 베인을 포함한다. 터빈 로터 디스크는 회전 가능하게 배치된다. 터빈 블레이드는 터빈 로터 디스크에 복수 개가 배치된다. 터빈 베인은 복수 개가 고정 배치된다. 터빈 블레이드는 에어포일, 냉각홀을 포함한다. 에어포일은 리딩 엣지 및 트레일링 엣지가 형성되고, 내부에 냉각 유체가 유동하는 냉각 유로가 형성된다. 냉각홀은 에어포일에서 냉각 유로와 외부를 연통시키고, 입구 및 출구가 형성된다. 냉각홀은 출구에, 확장부 및 확장부로부터 트레일링 엣지를 향하여 함몰된 요홈부가 형성된다.A turbine according to an embodiment of the present invention includes a turbine rotor disk, a turbine blade, and a turbine vane. The turbine rotor disk is rotatably arranged. A plurality of turbine blades are disposed on the turbine rotor disk. A plurality of turbine vanes are fixedly arranged. Turbine blades include airfoils and cooling holes. The airfoil has a leading edge and a trailing edge, and a cooling passage through which a cooling fluid flows is formed therein. The cooling hole communicates the cooling passage and the outside in the airfoil, and an inlet and an outlet are formed. At the outlet, the cooling hole is formed with an extension and a recess recessed from the extension toward the trailing edge.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈은 확장부와 요홈부의 경계 부분에 일정한 곡률 반경을 갖는 곡선부가 형성될 수 있다.In the turbine according to an embodiment of the present invention, a curved portion having a constant radius of curvature may be formed at a boundary between the expansion portion and the concave portion.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈의 확장부는 대략 사각형 형상으로 형성될 수 있다.The extension of the turbine according to an embodiment of the present invention may be formed in a substantially rectangular shape.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈의 요홈부는 대략 사각형 형상으로 형성될 수 있다.The concave portion of the turbine according to an embodiment of the present invention may be formed in a substantially rectangular shape.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈의 확장부는 리딩 엣지와 트레일링 엣지를 잇는 직선과 나란한 방향이 제1방향일 때 제1방향으로의 폭인 제1-1폭이 적어도 일부 구간에서 일정하게 유지되도록 형성될 수 있다.The expansion unit of the turbine according to an embodiment of the present invention, when a direction parallel to a straight line connecting the leading edge and the trailing edge is the first direction, the width 1-1 in the first direction is maintained constant in at least a part of the section. can be formed

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈의 제1-1폭은 입구의 내경보다 작거나 같게 형성될 수 있다.The 1-1 width of the turbine according to an embodiment of the present invention may be formed to be smaller than or equal to the inner diameter of the inlet.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈의 확장부는 터빈 블레이드의 회전 반경 방향이 제2방향일 때 제2방향으로의 폭인 제1-2폭이 입구의 내경보다 크게 형성될 수 있다.In the expansion part of the turbine according to an embodiment of the present invention, when the radial direction of rotation of the turbine blades is the second direction, the width 1-2 in the second direction may be formed larger than the inner diameter of the inlet.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈의 요홈부는 제2방향으로의 폭이 제2-2폭이고, 제1-2폭은 입구의 내경과 제2-2폭의 합보다 크게 형성될 수 있다.The groove portion of the turbine according to an embodiment of the present invention may have a width of 2-2 in the second direction, and the 1-2 width may be greater than the sum of the inner diameter of the inlet and the 2-2 width.

본 발명의 일 실시예에 따른 터빈은 터빈 블레이드의 회전 반경 방향이 제2방향일 때, 요홈부는 제2방향으로의 폭이 제2-2폭이고, 곡선부는 두개가 이격되어 형성되며, 각각의 곡선부들 간의 중심간격은 제2-2폭보다 크게 형성될 수 있다.In the turbine according to an embodiment of the present invention, when the radial direction of rotation of the turbine blade is the second direction, the concave portion has a width of 2-2 in the second direction, and two curved portions are formed spaced apart, and each The central interval between the curved parts may be larger than the 2-2nd width.

본 발명에 따른 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 터빈은, 확장부와 요홈부를 포함하는 냉각홀이 형성되어, 냉각 효율이 향상된다는 효과가 있다.Turbine blades according to the present invention and a turbine including the same have an effect of improving cooling efficiency by forming a cooling hole including an expansion part and a concave part.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 내부 모습을 나타낸 사시도이다.
도 2는 도 1의 가스 터빈의 일부를 절개하여 나타낸 단면도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드를 나타낸 것이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 냉각홀을 나타낸 것이다.
도 5는 도 4의 냉각홀의 출구를 나타낸 것이다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 냉각홀에서 토출되는 냉각 유체의 유동을 종래의 경우와 비교하여 나타낸 것이다.
도 7은 제1-1폭의 크기에 따른 냉각 효율을 비교하여 나타낸 그래프이다.
도 8은 제1-2폭의 크기에 따른 냉각 효율을 비교하여 나타낸 그래프이다.
도 9는 제2-2폭의 크기에 따른 냉각 효율을 비교하여 나타낸 그래프이다.
도 10은 제2-1폭의 크기에 따른 냉각 효율을 비교하여 나타낸 그래프이다.
도 11은 곡선부의 중심간격에 따른 냉각 효율을 비교하여 나타낸 그래프이다.
도 12는 본 발명의 다른 실시예에 따른 냉각홀의 출구를 나타낸 것이다.1 is a perspective view showing the inside of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a cross-sectional view showing a part of the gas turbine of FIG. 1 cut away.
3 shows a turbine blade according to an embodiment of the present invention.
4 shows a cooling hole according to an embodiment of the present invention.
FIG. 5 shows an outlet of the cooling hole of FIG. 4 .
6 shows a flow of a cooling fluid discharged from a cooling hole according to an embodiment of the present invention compared to a conventional case.
7 is a graph showing a comparison of cooling efficiency according to the size of the 1-1 width.
8 is a graph showing a comparison of cooling efficiency according to the size of first and second widths.
9 is a graph showing a comparison of cooling efficiency according to the size of the 2-2nd width.
10 is a graph showing a comparison of cooling efficiency according to the size of the 2-1 width.
11 is a graph showing a comparison of cooling efficiency according to the center spacing of curved parts.
12 shows an outlet of a cooling hole according to another embodiment of the present invention.

본 발명은 다양한 변환을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예를 예시하고 상세한 설명에 상세하게 설명하고자 한다. 그러나, 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변환, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.Since the present invention can apply various transformations and have various embodiments, specific embodiments will be exemplified and described in detail in the detailed description. However, it should be understood that this is not intended to limit the present invention to specific embodiments, and includes all transformations, equivalents, and substitutes included in the spirit and scope of the present invention.

본 발명에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 발명에서, '포함하다' 또는 '가지다' 등의 용어는 명세서 상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.Terms used in the present invention are only used to describe specific embodiments, and are not intended to limit the present invention. Singular expressions include plural expressions unless the context clearly dictates otherwise. In the present invention, terms such as 'include' or 'have' are intended to designate that there is a feature, number, step, operation, component, part, or combination thereof described in the specification, but one or more other features It should be understood that the presence or addition of numbers, steps, operations, components, parts, or combinations thereof is not precluded.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예들을 상세히 설명한다. 이때, 첨부된 도면에서 동일한 구성 요소는 가능한 동일한 부호로 나타내고 있음에 유의한다. 또한, 본 발명의 요지를 흐리게 할 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 상세한 설명은 생략할 것이다. 마찬가지 이유로 첨부 도면에 있어서 일부 구성요소는 과장되거나 생략되거나 개략적으로 도시되었다.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. At this time, it should be noted that in the accompanying drawings, the same components are indicated by the same reference numerals as much as possible. In addition, detailed descriptions of well-known functions and configurations that may obscure the gist of the present invention will be omitted. For the same reason, in the accompanying drawings, some components are exaggerated, omitted, or schematically illustrated.

이하, 첨부된 도면들을 참조하여 본 발명에 따른 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 터빈에 대하여 상세히 설명한다.Hereinafter, a turbine blade and a turbine including the same according to the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 내부 모습을 나타낸 사시도이고, 도 2는 도 1의 가스 터빈의 일부를 절개하여 나타낸 단면도이며, 도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드를 나타낸 것이고, 도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 냉각홀을 나타낸 것이고, 도 5는 도 4의 냉각홀의 출구를 나타낸 것이며, 도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 냉각홀에서 토출되는 냉각 유체의 유동을 종래의 경우와 비교하여 나타낸 것이다. 1 is a perspective view showing the inside of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, Figure 2 is a cross-sectional view showing a partially cut away gas turbine of FIG. 1, Figure 3 is a turbine according to an embodiment of the present invention Figure 4 shows a cooling hole according to an embodiment of the present invention, Figure 5 shows an outlet of the cooling hole of FIG. 4, and Figure 6 shows a discharge from a cooling hole according to an embodiment of the present invention. It shows the flow of the cooling fluid to be compared with the conventional case.

이하, 도 1 및 도 2를 참조하여 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈(1000)에 대하여 설명한다. 본 발명의 제1실시예를 따른 가스 터빈(1000)의 열역학적 사이클은 이상적으로는 브레이튼 사이클(Brayton cycle)을 따를 수 있다. 브레이튼 사이클은 등엔트로피 압축(단열 압축), 정압 급열, 등엔트로피 팽창(단열 팽창), 정압 방열로 이어지는 4가지 과정으로 구성될 수 있다. 즉, 대기의 공기를 흡입하여 고압으로 압축한 후 정압 환경에서 연료를 연소하여 열에너지를 방출하고, 이 고온의 연소 가스를 팽창시켜 운동에너지로 변환시킨 후에 잔여 에너지를 담은 배기가스를 대기 중으로 방출할 수 있다. 즉, 압축, 가열, 팽창, 방열의 4 과정으로 사이클이 이루어질 수 있다.Hereinafter, a gas turbine 1000 according to an embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 1 and 2 . The thermodynamic cycle of the gas turbine 1000 according to the first embodiment of the present invention may ideally follow the Brayton cycle. The Brayton cycle can be composed of four processes leading to isentropic compression (adiabatic compression), constant pressure rapid heat, isentropic expansion (adiabatic expansion), and constant pressure heat dissipation. In other words, atmospheric air is sucked in and compressed to high pressure, and fuel is burned in a constant pressure environment to release thermal energy. can That is, the cycle may be made in four processes of compression, heating, expansion, and heat dissipation.

위와 같은 브레이튼 사이클을 실현하는 가스 터빈(1000)은 도 1에 도시된 바와 같이, 압축기(1100), 연소기(1200) 및 터빈(1300)을 포함할 수 있다. 이하의 설명은 도 1을 참조하겠지만, 본 발명의 설명은 도 1에 예시적으로 도시된 가스 터빈(1000)과 동등한 구성을 가진 터빈 기관에 대해서도 폭넓게 적용될 수 있다.As shown in FIG. 1 , the gas turbine 1000 realizing the above Brayton cycle may include a compressor 1100 , a combustor 1200 and a turbine 1300 . Although the following description will refer to FIG. 1 , the description of the present invention can be widely applied to a turbine engine having an equivalent configuration to the gas turbine 1000 exemplarily shown in FIG. 1 .

도 1을 참조하면, 가스 터빈(1000)의 압축기(1100)는 외부로부터 공기를 흡입하여 압축할 수 있다. 압축기(1100)는 압축기 블레이드(1130)에 의해 압축된 압축 공기를 연소기(1200)에 공급하고, 또한 가스 터빈(1000)에서 냉각이 필요한 고온 영역에 냉각용 공기를 공급할 수 있다. 이때, 흡입된 공기는 압축기(1100)에서 단열 압축 과정을 거치게 되므로, 압축기(1100)를 통과한 공기의 압력과 온도는 올라가게 된다.Referring to FIG. 1 , the compressor 1100 of the gas turbine 1000 may intake and compress air from the outside. The compressor 1100 may supply compressed air compressed by the compressor blades 1130 to the combustor 1200 and may also supply cooling air to a high-temperature region in the gas turbine 1000 requiring cooling. At this time, since the sucked air undergoes an adiabatic compression process in the compressor 1100, the pressure and temperature of the air passing through the compressor 1100 increase.

압축기(1100)는 원심 압축기(centrifugal compressors)나 축류 압축기(axial compressor)로 설계되는데, 소형 가스 터빈에서는 원심 압축기가 적용되는 반면, 도 1에 도시된 것과 같은 대형 가스 터빈(1000)은 대량의 공기를 압축해야 하기 때문에 다단 축류 압축기(1100)가 적용되는 것이 일반적이다. 이때, 다단 축류 압축기(1100)에서는, 압축기(1100)의 블레이드(1130)는 센터 타이로드(1120)와 로터 디스크의 회전에 따라 회전하여 유입된 공기를 압축하면서 압축된 공기를 후단의 압축기 베인(1140)으로 이동시킨다. 공기는 다단으로 형성된 블레이드(1130)를 통과하면서 점점 더 고압으로 압축된다.The compressor 1100 is designed as centrifugal compressors or axial compressors. In a small gas turbine, a centrifugal compressor is applied, whereas in a large gas turbine 1000 as shown in FIG. 1, a large amount of air Since it is necessary to compress the multi-stage axial flow compressor 1100 is generally applied. At this time, in the multi-stage axial flow compressor 1100, the blades 1130 of the compressor 1100 rotate according to the rotation of the center tie rod 1120 and the rotor disk to compress the introduced air while passing the compressed air to the compressor vanes at the rear ( 1140). The air is compressed to a higher pressure while passing through the blades 1130 formed in multiple stages.

압축기 베인(1140)은 하우징(1150)의 내부에 장착되며, 복수의 압축기 베인(1140)이 단을 형성하며 장착될 수 있다. 압축기 베인(1140)은 전단의 압축기 블레이드(1130)로부터 이동된 압축 공기를 후단의 블레이드(1130) 측으로 안내한다. 일 실시예에서 복수의 압축기 베인(1140) 중 적어도 일부는 공기의 유입량의 조절 등을 위해 정해진 범위 내에서 회전 가능하도록 장착될 수 있다.The compressor vane 1140 is mounted inside the housing 1150, and a plurality of compressor vanes 1140 may be mounted to form a stage. The compressor vane 1140 guides the compressed air moved from the compressor blade 1130 at the front to the blade 1130 at the rear. In one embodiment, at least some of the plurality of compressor vanes 1140 may be mounted to be rotatable within a predetermined range for adjusting the inflow of air.

압축기(1100)는 터빈(1300)에서 출력되는 동력의 일부를 사용하여 구동될 수 있다. 이를 위해, 도 1에 도시된 바와 같이, 압축기(1100)의 회전축과 터빈(1300)의 회전축은 토크 튜브(1170)에 의하여 직결될 수 있다. 대형 가스 터빈(1000)의 경우, 터빈(1300)에서 생산되는 출력의 거의 절반 정도가 압축기(1100)를 구동 시키는데 소모될 수 있다.The compressor 1100 may be driven using some of the power output from the turbine 1300 . To this end, as shown in FIG. 1 , the rotation axis of the compressor 1100 and the rotation axis of the turbine 1300 may be directly connected by a torque tube 1170 . In the case of the large gas turbine 1000, about half of the output produced by the turbine 1300 may be consumed to drive the compressor 1100.

한편, 연소기(1200)는 압축기(1100)의 출구로부터 공급되는 압축 공기를 연료와 혼합하여 등압 연소시켜 높은 에너지의 연소 가스를 만들어 낼 수 있다. 연소기(1200)에서는 유입된 압축공기를 연료와 혼합, 연소시켜 높은 에너지의 고온, 고압 연소가스를 만들어 내며, 등압연소과정으로 연소기 및 터빈부품이 견딜 수 있는 내열한도까지 연소가스온도를 높이게 된다.Meanwhile, the combustor 1200 may mix compressed air supplied from the outlet of the compressor 1100 with fuel and perform constant pressure combustion to generate high-energy combustion gas. In the combustor 1200, the introduced compressed air is mixed with fuel and combusted to produce high-energy, high-temperature, high-pressure combustion gas, and the combustion gas temperature is raised to the limit that the combustor and turbine parts can withstand through the isobaric combustion process. .

연소기(1200)는 셀 형태로 형성되는 하우징 내에 다수가 배열될 수 있으며, 연료분사노즐 등을 포함하는 버너(Burner)와, 연소실을 형성하는 연소기 라이너(Combustor Liner), 그리고 연소기와 터빈의 연결부가 되는 트랜지션 피스(Transition Piece)를 포함하여 구성된다.A plurality of combustors 1200 may be arranged in a housing formed in a cell shape, and a burner including a fuel injection nozzle, a combustor liner forming a combustion chamber, and a connection between the combustor and the turbine It is composed of including a transition piece to be.

한편, 연소기(1200)에서 나온 고온, 고압의 연소가스는 터빈(1300)으로 공급된다. 공급된 고온 고압의 연소 가스가 팽창하면서 터빈(1300)의 터빈 블레이드(1400)에 충동, 반동력을 주어 회전 토크가 야기되고, 이렇게 얻어진 회전 토크는 상술한 토크 튜브(1170)를 거쳐 압축기(1100)로 전달되고, 압축기(1100) 구동에 필요한 동력을 초과하는 동력은 발전기 등을 구동하는데 사용된다.Meanwhile, high-temperature, high-pressure combustion gas from the combustor 1200 is supplied to the turbine 1300. As the supplied high-temperature and high-pressure combustion gas expands, impulse and reaction force are applied to the turbine blades 1400 of the turbine 1300 to generate rotational torque. , and power exceeding the power required to drive the compressor 1100 is used to drive a generator or the like.

터빈(1300)은 로터 디스크(1310)와 로터 디스크(1310)에 방사상으로 배치되는 복수 개의 터빈 블레이드(1400)와 터빈 베인(1500)을 포함한다. 로터 디스크(1310)는 대략 원판 형태를 가지고 있고, 그 외주부에는 복수의 홈이 형성되어 있다. 홈은 굴곡면을 갖도록 형성되며 홈에 터빈 블레이드(1400)가 삽입된다. 터빈블레이드(1400)는 도브테일 등의 방식으로 로터 디스크(1310)에 결합될 수 있다. 터빈 베인(1500)은 회전하지 않도록 고정되며 터빈 블레이드(1400)를 통과한 연소 가스의 흐름 방향을 안내한다.The turbine 1300 includes a rotor disk 1310 and a plurality of turbine blades 1400 and turbine vanes 1500 radially disposed on the rotor disk 1310 . The rotor disk 1310 has a substantially disk shape, and a plurality of grooves are formed on its outer periphery. The groove is formed to have a curved surface, and the turbine blade 1400 is inserted into the groove. The turbine blade 1400 may be coupled to the rotor disk 1310 in a dovetail or the like. The turbine vanes 1500 are fixed so as not to rotate and guide the flow direction of the combustion gas passing through the turbine blades 1400 .

이하, 도 3 내지 도 5를 참조하여, 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드(1400) 및 이를 포함하는 터빈(1300)에 대하여 더욱 상세히 설명한다. 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드는 에어포일(1410) 및 냉각홀(1440)을 포함한다.Hereinafter, with reference to FIGS. 3 to 5, a turbine blade 1400 according to an embodiment of the present invention and a turbine 1300 including the same will be described in more detail. A turbine blade according to an embodiment of the present invention includes an airfoil 1410 and a cooling hole 1440.

에어포일(1410)의 횡단면이 익형이고, 반경 방향을 종방향으로 하여 길게 연장되어 형성될 수 있다. 에어포일(1410)에는 연소 가스의 유동이 통과할 수 있다. 에어포일(1410)에는 리딩 엣지(1411), 트레일링 엣지(1412), 압력면(1413), 흡입면(1414)이 형성될 수 있다. 에어포일(1410)에서 리딩 엣지(1411)는 연소 가스 유동의 상류 측에 형성되고, 트레일링 엣지(1412)는 연소 가스 유동의 하류 측에 형성될 수 있다. 압력면(1413)과 흡입면(1414)은 리딩 엣지(1411)와 트레일링 엣지(1412) 사이에 형성될 수 있다. 압력면(1413)은 에어포일(1410)에서 오목하게 형성될 수 있다. 흡입면(1414)은 압력면(1413)의 배면에서 볼록하게 형성될 수 있다. 압력면(1413)과 흡입면(1414)에서의 압력 차이에 따라, 터빈 블레이드(1400)는 회전할 수 있다.The cross section of the airfoil 1410 is an airfoil, and may be formed by elongating a radial direction into a longitudinal direction. A flow of combustion gas may pass through the airfoil 1410 . A leading edge 1411, a trailing edge 1412, a pressure surface 1413, and a suction surface 1414 may be formed on the airfoil 1410. In the airfoil 1410, the leading edge 1411 may be formed on the upstream side of the combustion gas flow, and the trailing edge 1412 may be formed on the downstream side of the combustion gas flow. The pressure surface 1413 and the suction surface 1414 may be formed between the leading edge 1411 and the trailing edge 1412 . The pressure surface 1413 may be concavely formed in the airfoil 1410 . The suction surface 1414 may be convexly formed on the rear surface of the pressure surface 1413 . Depending on the pressure difference between the pressure surface 1413 and the suction surface 1414, the turbine blade 1400 may rotate.

터빈 블레이드(1400)는 플랫폼(1420)과 루트(1430)를 포함할 수 있다. 플랫폼(1420)은 에어포일(1410)의 반경 방향 내측 단부에 배치될 수 있다. 플랫폼(1420)은 대략 두께를 갖는 사각 플레이트 형상으로 형성될 수 있다. 플랫폼(1420)은 에어포일(1410)을 지지할 수 있다. 플랫폼(1420)은 복수 개의 터빈 블레이드(1400) 간의 간격을 유지시킬 수 있다.Turbine blade 1400 may include a platform 1420 and a root 1430 . A platform 1420 may be disposed at a radially inner end of the airfoil 1410 . The platform 1420 may be formed in the shape of a square plate having an approximate thickness. Platform 1420 may support airfoil 1410 . The platform 1420 may maintain a distance between the plurality of turbine blades 1400 .

루트(1430)는 플랫폼(1420)의 반경 방향 내측에 배치될 수 있다. 루트(1430)는 로터 디스크(1310)에 고정 결합된다. 터빈 블레이드(1400)의 루트(1450)는 복수 개가 로터 디스크(1310)에 방사상으로 배치될 수 있다. 이에 따라, 로터 디스크(1310)가 회전시, 루트(1450)도 함께 회전할 수 있다. 루트(1450)는 전나무 형태 또는 도브 테일 형태로 형성될 수 있다. The root 1430 may be disposed radially inside the platform 1420 . The root 1430 is fixedly coupled to the rotor disk 1310. A plurality of roots 1450 of the turbine blades 1400 may be radially arranged on the rotor disk 1310 . Accordingly, when the rotor disk 1310 rotates, the root 1450 may also rotate together. The root 1450 may be formed in a fir tree shape or a dove tail shape.

에어포일(1410)의 내부에는 냉각 유체(F)가 유동하는 냉각 유로(CS)가 형성된다. 냉각 유체(F)는 압축기(1100)에서 압축된 공기일 수 있다. 냉각 유로(CS)는, 루트(1430)와 플랫폼(1420)을 순차적으로 통과하여, 에어포일(1410)에 이르도록 형성될 수 있다. 이 경우, 냉각 유체(F)는 루트(1430)를 통해서 에어포일(1410)에 유입될 수 있다.A cooling passage CS through which the cooling fluid F flows is formed inside the airfoil 1410 . The cooling fluid F may be compressed air in the compressor 1100 . The cooling passage CS may be formed to sequentially pass through the root 1430 and the platform 1420 and reach the airfoil 1410 . In this case, the cooling fluid F may flow into the airfoil 1410 through the route 1430 .

에어포일(1410)에는 냉각 유로(CS)와 외부를 연통시키고, 입구 및 출구(O)가 형성된 냉각홀(1440)이 형성된다. 냉각홀(1440)은 에어포일(1410)의 측벽에 형성될 수 있다. 냉각홀(1440)은 적어도 한 개 이상 구비된다. 냉각홀(1440)의 입구는 내경이 D인 원형으로 형성될 수 있다. 냉각홀(1440)은 입구로부터 출구(O)를 향하여 일정 구간에서 내경이 D인 관형으로 형성될 수 있다. 냉각홀(1440)은 내경이 D로 일정한 구간을 지나, 출구(O)까지 종단면적이 확장되는 구간을 포함할 수 있다. 출구(O)의 단면적은 입구의 단면적보다 크게 형성될 수 있다. 이 경우, 냉각 유체(F)의 출구(O)에서의 유속이 감소하여, 냉각 유체(F)가 터빈 블레이드(1400)의 표면에 더욱 많이 부착될 수 있고, 키드니 와류의 발생을 저감할 수 있다는 장점이 있다.A cooling hole 1440 is formed in the airfoil 1410 to communicate the cooling passage CS with the outside and has an inlet and an outlet O. The cooling hole 1440 may be formed on a sidewall of the airfoil 1410 . At least one cooling hole 1440 is provided. The inlet of the cooling hole 1440 may be formed in a circular shape with an inner diameter of D. The cooling hole 1440 may be formed in a tubular shape with an inner diameter D in a certain section from the inlet toward the outlet O. The cooling hole 1440 may include a section in which the longitudinal section extends to the outlet O after passing through a section with a constant inner diameter D. A cross-sectional area of the outlet O may be larger than that of the inlet. In this case, the flow rate of the cooling fluid F at the outlet O decreases, so that more cooling fluid F can be attached to the surface of the turbine blade 1400, and the occurrence of kidney vortex can be reduced. There is an advantage to being

냉각홀(1440)은 에어포일(1410)의 표면을 기준으로 전체적으로, 경사지게 배치될 수 있다. 예를 들어, 냉각홀(1440)은 입구에서 출구(O)를 향해갈수록 트레일링 엣지(1412)를 향하도록 경사지게 형성될 수 있다. The cooling holes 1440 may be overall and inclined with respect to the surface of the airfoil 1410 . For example, the cooling hole 1440 may be inclined toward the trailing edge 1412 from the inlet toward the outlet O.

이하, 터빈 블레이드(1400)의 회전축과 나란한 방향 또는 리딩 엣지(1411)와 트레일링 엣지(1412)를 잇는 직선과 나란한 방향을 제1방향(A1)이라 하고, 제1방향(A1)과 수직한 방향을 제2방향(A2)이라 정의한다.Hereinafter, a direction parallel to the axis of rotation of the turbine blade 1400 or a direction parallel to a straight line connecting the leading edge 1411 and the trailing edge 1412 is referred to as a first direction A1, and is perpendicular to the first direction A1. The direction is defined as the second direction A2.

냉각홀(1440)의 출구(O)는 확장부(1441)와 요홈부(1442)를 포함할 수 있다. 확장부(1441)는 대략 사각형 형상일 수 있다. 확장부(1441)는 각진 사각형 형상일 수도 있고, 꼭짓점 부분이 곡선으로 형성된 사각형 형상일 수 있다. 확장부(1441)는 대략 직사각형 형상일 수 있고, 경우에 따라서 평행사변형, 사다리꼴과 같은 형상으로 형성될 수도 있다. 확장부(1441)의 구체적인 형상은 터빈 블레이드(1400)의 운전 조건 및 환경에 따라 최적화될 수 있음은 물론이다.The outlet O of the cooling hole 1440 may include an expansion part 1441 and a concave part 1442 . The extension 1441 may have a substantially rectangular shape. The extension 1441 may have an angular quadrangular shape or a quadrangular shape in which a vertex portion is curved. The expansion part 1441 may have a substantially rectangular shape, or may be formed in a shape such as a parallelogram or trapezoid in some cases. Of course, the specific shape of the extension 1441 can be optimized according to the operating conditions and environment of the turbine blade 1400 .

확장부(1441)는 적어도 일부 구간에서 제1방향(A1)으로의 폭인 제1-1폭(W1-1)이 일정하게 유지되도록 형성될 수 있다. 확장부(1441)는 적어도 일부 구간에서 제1-1폭(W1-1)이 일정하게 유지된 채로, 제2방향(A2)으로 길게 연장되어 형성될 수도 있다. 확장부(1441)는 제1-1폭(W1-1)과, 제2방향(A2)으로의 폭인 제1-2폭(W1-2)을 갖는 사각형 형상으로 형성될 수도 있다. 확장부(1441)의 제1-1폭(W1-1)은 입구의 내경(D)보다 작거나 같은 크기로 형성될 수 있다. 위와 같이 제1-1폭(W1-1)이 일정한 구간에서는, 확장부(1441)에서 냉각 유체(F)가 제2방향(A2)의 지점마다 균일한 양으로 토출될 수 있다. The expansion part 1441 may be formed such that the first-first width W1-1, which is the width in the first direction A1, is maintained constant in at least a partial section. The expansion part 1441 may be formed to extend in the second direction A2 while maintaining the 1-1 width W1-1 constant in at least a partial section. The extension 1441 may be formed in a rectangular shape having a 1-1 width W1-1 and a 1-2 width W1-2 in the second direction A2. The first-first width (W1-1) of the expansion part 1441 may be smaller than or equal to the inner diameter (D) of the inlet. As described above, in a section where the 1-1 width W1-1 is constant, the cooling fluid F may be discharged in a uniform amount at each point in the second direction A2 from the expansion part 1441 .

요홈부(1442)는 확장부(1441)의 트레일링 엣지(1412) 측 가장자리에서 함몰되어 형성될 수 있다. 요홈부(1442)는 트레일링 엣지(1412)를 향하여 함몰되어 형성될 수 있다. 요홈부(1442)는 확장부(1441)로부터 트레일링 엣지(1412)를 향하여 단부가 뾰족하게 함몰되어 형성될 수 있고, 단부가 곡선형으로 둥글게 형성될 수도 있다. 또한, 요홈부(1442)는 대략 사각형의 형상으로 형성될 수도 있다. 이 경우, 요홈부(1442)는 제1방향(A1)으로의 폭인 제2-1폭(W2-1)과, 제2방향(A2)으로의 폭인 제2-2폭(W2-2)을 갖는 사각형 형상으로 형성될 수도 있다. 요홈부(1442)의 구체적인 형상은 터빈 블레이드(1400)의 운전 조건 및 환경에 따라 최적화될 수 있음은 물론이다.The concave portion 1442 may be formed by being depressed at an edge of the extension portion 1441 on the side of the trailing edge 1412 . The concave portion 1442 may be formed by being depressed toward the trailing edge 1412 . The concave portion 1442 may be formed by having a pointed end depressed toward the trailing edge 1412 from the expansion portion 1441, or may be formed with a curved end. Also, the concave portion 1442 may be formed in a substantially rectangular shape. In this case, the concave portion 1442 has a 2-1 width W2-1 that is the width in the first direction A1 and a 2-2 width W2-2 that is the width in the second direction A2. It may be formed in a rectangular shape having. Of course, the specific shape of the concave portion 1442 can be optimized according to the operating conditions and environment of the turbine blade 1400 .

확장부(1441)와 요홈부(1442)의 경계 부분에는 곡선부(1443)가 형성될 수 있다. 곡선부(1443)는 확장부(1441)와 요홈부(1442)가 만나는 모서리 부분에서 형성될 수 있다. 곡선부(1443)는 냉각홀(1440) 출구(O)의 외측에 곡률 중심이 배치되고 일정한 곡률 반경을 갖는 곡선의 형상으로 형성될 수 있다. 곡선부(1443)는 두 개의 곡선부(1443)가 서로 이격된 채로 형성될 수 있다. 두 개의 곡선부(1443)는 각각의 곡률 중심 사이에 간격(R)이 형성될 수 있고, 이를 중심간격(R)이라 한다. 곡선부(1443)는 확장부(1441)와 요홈부(1442)에서 와류가 형성되는 것을 방지하여, 냉각 유체(F)가 원활하게 토출될 수 있도록 할 수 있다.A curved portion 1443 may be formed at a boundary between the extension portion 1441 and the concave portion 1442 . The curved portion 1443 may be formed at a corner portion where the extension portion 1441 and the concave portion 1442 meet. The curved portion 1443 may be formed in a curved shape with a center of curvature disposed outside the outlet O of the cooling hole 1440 and having a constant radius of curvature. The curved portion 1443 may be formed with the two curved portions 1443 spaced apart from each other. An interval R may be formed between the centers of curvature of the two curved portions 1443, which is referred to as the center interval R. The curved portion 1443 may prevent vortexes from being formed in the expansion portion 1441 and the concave portion 1442 so that the cooling fluid F may be smoothly discharged.

도 6을 참조하여, 본 발명의 일 실시예에 따른 냉각홀(1440)에서의 유동을 보다 자세히 설명한다. 도 6은, 냉각 유체(F)가 유동하는 냉각홀(1440)의 측단면을, 종래의 경우와 본 발명의 일 실시예에 따른 경우를 나누어 나타낸 것이다. 도 6에서는 온도분포가 도시되어 있다. 온도분포는 유체의 온도가 T, 연소 가스 입구 유동의 온도가 TH, 냉각 유체(F)의 출구 유동의 온도 Tc일 때, (TH-T)/(TH-Tc)의 파라미터로 나타낼 수 있다.Referring to FIG. 6 , the flow in the cooling hole 1440 according to an embodiment of the present invention will be described in more detail. FIG. 6 shows side cross-sections of the cooling hole 1440 through which the cooling fluid F flows, divided into a conventional case and a case according to an embodiment of the present invention. 6 shows the temperature distribution. The temperature distribution can be represented by a parameter of (TH-T)/(TH-Tc) when the temperature of the fluid is T, the temperature of the combustion gas inlet flow is TH, and the temperature Tc of the outlet flow of the cooling fluid F is.

요홈부(1442)에서 토출되는 냉각 유체(F)의 유동은, 확장부(1441)에서 토출되는 냉각 유체(F)의 유동보다, 에어포일(1410)의 표면에서 트레일링 엣지(1412)를 향하여 더욱 길게 부착되어 형성될 수 있다. 요홈부(1442)에서 토출되는 냉각 유체(F)는 확장부(1441)에서 토출되는 냉각 유체(F)의 유동을 트레일링 엣지(1412)를 향하여 유도할 수 있다. 이에 따라, 종래의 경우(도 6(a))보다 냉각 유체(F)의 유동이 에어포일(1410)의 표면에 부착된 채로 더욱 멀리 뻗어나감을 알 수 있다(도6 (b)).The flow of the cooling fluid F discharged from the concave portion 1442 is greater than the flow of the cooling fluid F discharged from the expansion portion 1441 from the surface of the airfoil 1410 toward the trailing edge 1412. It can be formed by attaching longer. The cooling fluid F discharged from the concave portion 1442 may induce a flow of the cooling fluid F discharged from the expansion portion 1441 toward the trailing edge 1412 . Accordingly, it can be seen that the flow of the cooling fluid F extends farther while remaining attached to the surface of the airfoil 1410 than in the conventional case (FIG. 6 (a)) (FIG. 6 (b)).

도 7은 제1-1폭의 크기에 따른 냉각 효율을 비교하여 나타낸 그래프이고, 도 8은 제1-2폭의 크기에 따른 냉각 효율을 비교하여 나타낸 그래프이며, 도 9는 제2-2폭의 크기에 따른 냉각 효율을 비교하여 나타낸 그래프이고, 도 10은 제2-1폭의 크기에 따른 냉각 효율을 비교하여 나타낸 그래프이고, 도 11은 곡선부의 중심간격에 따른 냉각 효율을 비교하여 나타낸 그래프이다.Figure 7 is a graph showing the comparison of cooling efficiency according to the size of the 1-1 width, Figure 8 is a graph showing the comparison of cooling efficiency according to the size of the 1-2 width, Figure 9 is a graph showing the comparison of the cooling efficiency according to the size of the 2-2 width Figure 10 is a graph showing the comparison of cooling efficiency according to the size of the 2-1 width, Figure 11 is a graph showing the comparison of cooling efficiency according to the center spacing of the curved portion to be.

이하, 도 7 내지 도 11을 참조하여, 본 발명의 일 실시예에 따른 냉각홀(1440) 및 냉각홀(1440)의 형상에 의한 터빈 블레이드(1400)의 냉각 효율에 대하여 상세히 설명한다. Hereinafter, with reference to FIGS. 7 to 11 , the cooling efficiency of the cooling hole 1440 and the turbine blade 1400 according to the shape of the cooling hole 1440 according to an embodiment of the present invention will be described in detail.

이하의 그래프들은, 분사비율(Blowing Ratio, 이하 BR)이 2인 경우를 조건으로 하여 측정한 것이다. 분사비율(BR)은, 터빈 블레이드(1400)에서의 단위 면적 당 연소 가스의 질량 유량에 대한, 냉각홀(1440)에서의 단위 면적 당 냉각 유체(F)의 질량 유량의 비율로 정의된다. 즉, 터빈 블레이드(1400)에서의 연소 가스의 유속과 밀도가 각각 VH와 DH이고, 냉각홀(1440)에서의 냉각 유체(F)의 유속과 밀도가 각각 Vc와 Dc인 경우, 분사비율(BR)은 (Vc*Dc)/(VH*DH)로 정의된다. The following graphs are measured under the condition that the blowing ratio (BR) is 2. The injection ratio BR is defined as a ratio of the mass flow rate of the cooling fluid F per unit area in the cooling hole 1440 to the mass flow rate of the combustion gas per unit area in the turbine blade 1400 . That is, when the flow rate and density of the combustion gas in the turbine blade 1400 are VH and DH, respectively, and the flow rate and density of the cooling fluid F in the cooling hole 1440 are Vc and Dc, respectively, the injection ratio (BR ) is defined as (Vc*Dc)/(VH*DH).

또한, 이하의 그래프들에서 도시된 냉각 효율(Area-averaged film cooling effectiveness)은 (T-TH)/(Tc-TH)로 정의된다. 이 때, TH는 연소 가스 유동의 입구 온도이며, Tc는 냉각 유체(F) 유동의 출구(O) 온도이고, T는 단열벽면온도이다.In addition, the cooling efficiency (Area-averaged film cooling effectiveness) shown in the following graphs is defined as (T-TH)/(Tc-TH). At this time, TH is the inlet temperature of the combustion gas flow, Tc is the outlet (O) temperature of the cooling fluid (F) flow, and T is the adiabatic wall temperature.

도 7은 입구내경(D), 제1-2폭(W1-2), 제2-1폭(W2-1), 제2-2폭(W2-2)이 일정할 때, 제1-1폭(W1-1)의 변화에 따른 냉각 효율을 비교하여 나타낸 것이다. 제1-1폭(W1-1)이 입구내경(D)보다 큰 경우에는 냉각 효율이 0.25보다 작게 측정되었다. 반면에 제1-1폭(W1-1)이 입구내경(D)의 절반인 경우 냉각 효율이 0.4에 근접한 값으로 측정되었다. 즉, 제1-1폭(W1-1)이 입구내경(D)의 이하인 경우, 냉각 효율이 극대화됨을 알 수 있다. 이는 냉각 유체(F)의, 확장부(1441)에서의 유동과 요홈부(1442)에서의 유동의 상호작용으로 인한 것일 수 있다.7 shows the inlet inner diameter (D), the 1-2 width (W1-2), the 2-1 width (W2-1), and the 2-2 width (W2-2) are constant, the 1-1 It is shown by comparing the cooling efficiency according to the change in the width (W1-1). When the 1-1 width (W1-1) is greater than the inlet inner diameter (D), the cooling efficiency was measured to be less than 0.25. On the other hand, when the 1-1 width (W1-1) is half of the inlet inner diameter (D), the cooling efficiency was measured as a value close to 0.4. That is, it can be seen that cooling efficiency is maximized when the 1-1 width W1-1 is less than or equal to the inlet inner diameter D. This may be due to the interaction of the flow of the cooling fluid F in the dilation 1441 and the flow in the recess 1442 .

도 8은 입구내경(D), 제1-1폭(W1-1), 제2-1폭(W2-1), 제2-2폭(W2-2)이 일정할 때, 제1-2폭(W1-2)의 변화에 따른 냉각 효율을 비교하여 나타낸 것이다. 제1-2폭(W1-2)이 입구내경(D)의 3배 또는 4배인 경우에는 냉각 효율이 0.25보다 작게 측정되었다. 반면에 입구내경(D)의 5배인 경우에는 냉각 효율이 0.30에 근접한 값으로 측정되었다. 따라서, 제1-2폭(W1-2)이 입구내경(D)의 4배보다 큰 경우, 냉각 효율이 증가하는 것을 알 수 있다. Figure 8 is when the inlet inner diameter (D), 1-1 width (W1-1), 2-1 width (W2-1), 2-2 width (W2-2) are constant, 1-2 It is shown by comparing the cooling efficiency according to the change in the width (W1-2). When the 1-2 width (W1-2) is 3 or 4 times the inlet inner diameter (D), the cooling efficiency was measured to be less than 0.25. On the other hand, in the case of 5 times the inlet inner diameter (D), the cooling efficiency was measured as a value close to 0.30. Therefore, it can be seen that the cooling efficiency increases when the first-second width W1-2 is larger than four times the inlet inner diameter D.

더욱 구체적으로는, 제1-2폭(W1-2)이 입구내경(D)의 4.5배보다 크고 5.95보다 작은 경우, 냉각 효율이 극대화되는 것이 측정되었다. 이는 냉각 유체(F)의, 확장부(1441)에서의 유동과 요홈부(1442)에서의 유동의 상호작용으로 인한 것일 수 있다.More specifically, it was measured that the cooling efficiency is maximized when the first-second width (W1-2) is greater than 4.5 times and smaller than 5.95 times the inlet inner diameter (D). This may be due to the interaction of the flow of the cooling fluid F in the dilation 1441 and the flow in the recess 1442 .

도 9는 입구내경(D), 제1-1폭(W1-1), 제1-2폭(W1-2), 제2-1폭(W2-1)이 일정할 때, 제2-2폭(W2-2)의 변화에 따른 냉각 효율을 비교하여 나타낸 것이다. 제2-2폭(W2-2)이 입구내경(D)과 같은 경우 냉각 효율은 0.20에 근접하고, 제2-2폭(W2-2)이 입구내경(D)의 2배인 경우 냉각 효율은 0.25에 못 미치는 것으로 측정되었다. 반면에, 제2-2폭(W2-2)이 입구내경(D)의 3배인 경우 냉각 효율이 0.25를 넘어 0.30에 근접하는 값으로 측정되었다. 9 is when the inlet inner diameter (D), the 1-1 width (W1-1), the 1-2 width (W1-2), and the 2-1 width (W2-1) are constant, the 2-2 It is shown by comparing the cooling efficiency according to the change in the width (W2-2). When the 2-2 width W2-2 is equal to the inlet inner diameter D, the cooling efficiency approaches 0.20, and when the 2-2 width W2-2 is twice the inlet inner diameter D, the cooling efficiency is It was measured to be less than 0.25. On the other hand, when the 2-2 width W2-2 is three times the inlet inner diameter D, the cooling efficiency exceeds 0.25 and is measured as a value approaching 0.30.

구체적으로는, 제1-2폭(W1-2)의 길이가 제2-2폭(W2-2)과 입구내경(D)의 합보다 큰 경우에 냉각 효율이 극대화되었다. 다만, 제1-2폭(W1-2)의 길이가 제2-2폭(W2-2)과 입구내경(D)의 2배의 합의 이상인 경우에는 냉각 효율이 증가하지 않았다. 이는 냉각 유체(F)의, 확장부(1441)에서의 유동과 요홈부(1442)에서의 유동의 상호작용으로 인한 것일 수 있다.Specifically, the cooling efficiency is maximized when the length of the 1-2nd width W1-2 is greater than the sum of the 2-2nd width W2-2 and the inlet inner diameter D. However, the cooling efficiency did not increase when the length of the 1-2 width W1-2 was equal to or greater than the sum of twice the 2-2 width W2-2 and the inlet inner diameter D. This may be due to the interaction of the flow of the cooling fluid F in the dilation 1441 and the flow in the recess 1442 .

도 10은 입구내경(D), 제1-1폭(W1-1), 제1-2폭(W1-2), 제2-2폭(W2-2)이 일정할 때, 제2-1폭(W2-1)의 변화에 따른 냉각 효율을 비교하여 나타낸 것이다. 제2-1폭(W2-1)이 입구내경(D)의 1.5배 또는 2.0배인 경우 냉각 효율은 0.25보다 작게 측정되었다. 반면에, 제2-1폭(W2-1)이 입구내경(D)과 같은 경우 냉각 효율이 0.25보다 높게 측정되었다. 따라서, 제2-1폭(W2-1)이 입구내경(D)의 1.5배보다 작은 경우, 냉각 효율이 극대화됨을 알 수 있다. 10 is when the inlet inner diameter (D), the 1-1 width (W1-1), the 1-2 width (W1-2), and the 2-2 width (W2-2) are constant, the 2-1 It is shown by comparing the cooling efficiency according to the change in the width (W2-1). When the 2-1 width W2-1 is 1.5 times or 2.0 times the inlet inner diameter D, the cooling efficiency is less than 0.25. On the other hand, when the 2-1 width (W2-1) is the same as the inlet inner diameter (D), the cooling efficiency was measured to be higher than 0.25. Therefore, it can be seen that the cooling efficiency is maximized when the 2-1 width W2-1 is smaller than 1.5 times the inlet inner diameter D.

이는 냉각 유체(F)의, 확장부(1441)에서의 유동과 요홈부(1442)에서의 유동의 상호작용으로 인한 것일 수 있다. 다만, 냉각홀(1440)의 출구(O)에 곡선부(1443)가 형성될 경우, 곡선부(1443)의 곡률 반경을 고려하여, 제2-1폭(W2-1)은 입구내경(D)의 0.5배 보다는 크게 형성될 수 있다.This may be due to the interaction of the flow of the cooling fluid F in the dilation 1441 and the flow in the recess 1442 . However, when the curved portion 1443 is formed at the outlet O of the cooling hole 1440, considering the radius of curvature of the curved portion 1443, the 2-1st width W2-1 is the inlet inner diameter D ) can be formed larger than 0.5 times.

도 11은 제1-2폭(W1-2)이 입구내경(D)의 4배이고, 제2-2폭(W2-2)이 입구내경(D)의 2배이며, 제1-1폭(W1-1)이 입구내경(D)과 같고, 제2-1폭(W2-1이 입구내경(D)의 1.5배인 경우, 곡선부(1443)의 간격 변화에 따른 냉각 효율을 비교하여 나타낸 것이다. 곡선부(1443)의 간격(R)은 두개의 곡선부(1443)에 있어서 각각의 곡률 중심 간의 간격인 중심간격(R)을 의미한다. 중심간격(R)의 크기가 제2-2폭(W2-2)과 같은 경우 냉각 효율은 0.25보다 낮게 측정되었다. 중심간격(R)의 크기가 제2-2폭(W2-2)과 입구내경(D)의 0.5배의 합과 같은 경우 냉각 효율은 0.25에 근접하게 측정되었다. 그리고 곡률반경(R)이 제2-2폭(W2-2)과 입구내경(D)의 합과 같은 경우 냉각 효율은 0.25보다 높게 측정되었다. 11 shows that the 1-2 width (W1-2) is four times the inlet inner diameter (D), the 2-2 width (W2-2) is twice the inlet inner diameter (D), and the 1-1 width ( When W1-1) is the same as the inlet inner diameter (D) and the 2-1 width (W2-1 is 1.5 times the inlet inner diameter (D), the cooling efficiency according to the change in the spacing of the curved portion 1443 is compared and shown. The interval R of the curved portion 1443 means the center interval R, which is the interval between the centers of curvature of the two curved portions 1443. The size of the center interval R is the 2-2nd width In the case of (W2-2), the cooling efficiency was measured lower than 0.25 When the size of the center gap (R) is equal to the sum of the 2-2 width (W2-2) and the inlet inner diameter (D) 0.5 times the cooling The efficiency was measured to be close to 0.25, and the cooling efficiency was measured to be higher than 0.25 when the curvature radius (R) was equal to the sum of the 2-2 width (W2-2) and the inlet inner diameter (D).

즉, 곡선부(1443)가 형성된 경우가 곡선부(1443)가 형성되지 않은 경우보다 냉각 효율이 높게 측정되었고, 곡선부(1443)의 중심간격(R)은 제2-2폭(W2-2)과 입구내경(D)의 합과 같은 경우, 높은 냉각 효율을 가짐을 알 수 있다. 이는 곡선부(1443)가 확장부(1441)과 요홈부(1442)에서 발생할 수 있는 와류의 형성을 방지하였기 때문일 수 있다.That is, when the curved portion 1443 is formed, the cooling efficiency is measured to be higher than when the curved portion 1443 is not formed, and the center distance (R) of the curved portion 1443 is the second-second width (W2-2). ) and the inlet inner diameter (D), it can be seen that it has high cooling efficiency. This may be because the curved portion 1443 prevents the formation of vortices that may occur in the expansion portion 1441 and the concave portion 1442 .

도 12는 본 발명의 다른 실시예에 따른 터빈 블레이드의 냉각홀의 출구를 나타낸 것이다. 12 shows an outlet of a cooling hole of a turbine blade according to another embodiment of the present invention.

이하, 도 12를 참조하여, 본 발명의 다른 실시예에 따른 터빈 블레이드(1400)의 냉각홀(1440)에 대하여 설명한다. 본 발명의 다른 실시예에 따른 냉각홀(1440)은 요홈부(1442)가 제1요홈부(1444)와 제2요홈부(1445)를 포함할 수 있다.Hereinafter, the cooling hole 1440 of the turbine blade 1400 according to another embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. 12 . In the cooling hole 1440 according to another embodiment of the present invention, the concave portion 1442 may include a first concave portion 1444 and a second concave portion 1445 .

요홈부(1442)가 제1요홈부(1444)와 제2요홈부(1445)를 포함하는 경우, 확장부(1441)에서 토출되는 냉각 유체(F)가 제1요홈부(1444)에서 토출되는 냉각 유체(F)에 의해서 안내될 수 있다. 그리고, 제1요홈부(1444)에서 토출되는 냉각 유체(F)는 제2요홈부(1445)에서 토출되는 냉각 유체(F)에 의해서 안내될 수 있다. 즉, 확장부(1441)와 요홈부(1442)에서 토출되는 냉각 유체(F) 간의 상호 작용이 더욱 긴밀하게 형성될 수 있어, 냉각 효율이 더욱 극대화될 수 있다는 장점이 있다. When the concave portion 1442 includes the first concave portion 1444 and the second concave portion 1445, the cooling fluid F discharged from the expansion portion 1441 is discharged from the first concave portion 1444. It can be guided by the cooling fluid (F). Also, the cooling fluid F discharged from the first concave portion 1444 may be guided by the cooling fluid F discharged from the second concave portion 1445 . That is, the interaction between the expansion part 1441 and the cooling fluid F discharged from the concave part 1442 can be more closely formed, so that the cooling efficiency can be further maximized.

도 12에서는 냉각홀(1440)의 요홈부(1442)가 제1요홈부(1444) 및 제2요홈부(1445)로 구비된 것을 도시하고 있지만, 경우에 따라서, 제n요홈부로부터 함몰 형성된 제n+1요홈부가 추가로 형성될 수도 있다(n은 2 이상의 자연수).12 shows that the concave portion 1442 of the cooling hole 1440 is provided with a first concave portion 1444 and a second concave portion 1445, but in some cases, the first concave portion formed from the nth concave portion. An n+1 concave portion may be additionally formed (n is a natural number of 2 or more).

이상, 본 발명의 일 실시예에 대하여 설명하였으나, 해당 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 특허청구범위에 기재된 본 발명의 사상으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서, 구성 요소의 부가, 변경, 삭제 또는 추가 등에 의해 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있을 것이며, 이러한 수정, 변경 또한 본 발명의 권리범위 내에 포함된다고 할 것이다.Although one embodiment of the present invention has been described above, those skilled in the art can add, change, delete, or add components within the scope not departing from the spirit of the present invention described in the claims. It will be possible to variously modify and change the present invention by the like, and it will be said that such modifications and changes are also included within the scope of the present invention.

1400 : 터빈 블레이드 1410 : 에어포일
1411 : 리딩 엣지 1412 : 트레일링 엣지
1413 : 압력면 1414 : 흡입면
1420 : 플랫폼 1430 : 루트
1440 : 냉각홀 1441 : 확장부
1442 : 요홈부 1443 : 곡선부
1444 : 제1요홈부 1445 : 제2요홈부
W1-1 : 제1-1폭 W1-2 : 제1-2폭
W2-1 : 제2-1폭 W2-2 : 제2-2폭
R : 중심간격1400: turbine blade 1410: airfoil
1411: leading edge 1412: trailing edge
1413: pressure side 1414: suction side
1420: Platform 1430: Root
1440: cooling hole 1441: expansion part
1442: recessed part 1443: curved part
1444: first groove portion 1445: second groove portion
W1-1: 1-1 width W1-2: 1-2 width
W2-1: width 2-1 W2-2: width 2-2
R: center spacing

Claims (20)

리딩 엣지 및 트레일링 엣지가 형성되고, 내부에 냉각 유체가 유동하는 냉각 유로가 형성된 에어포일; 및
상기 에어포일에서 상기 냉각 유로와 외부를 연통시키고, 입구 및 출구가 형성된 냉각홀을 포함하며,
상기 냉각홀은 상기 출구에
확장부, 및 상기 확장부로부터 상기 트레일링 엣지를 향하여 함몰된 요홈부가 형성된 터빈 블레이드.an airfoil having a leading edge and a trailing edge, and a cooling passage through which a cooling fluid flows; and
In the airfoil, the cooling passage communicates with the outside and includes a cooling hole formed with an inlet and an outlet,
The cooling hole is at the outlet
A turbine blade formed with an extension and a recessed portion recessed from the extension toward the trailing edge. 제 1 항에 있어서,
상기 냉각홀은,
상기 출구의 단면적이 상기 입구의 단면적보다 크게 형성되는 터빈 블레이드.According to claim 1,
The cooling hole is
Turbine blades in which the cross-sectional area of the outlet is larger than the cross-sectional area of the inlet. 제 1 항에 있어서,
상기 확장부와 상기 요홈부의 경계 부분에 일정한 곡률 반경을 갖는 곡선부가 형성된 터빈 블레이드.According to claim 1,
A turbine blade having a curved portion having a constant radius of curvature formed at a boundary between the expansion portion and the groove portion. 제 1 항에 있어서,
상기 확장부는,
대략 사각형 형상으로 형성되는 터빈 블레이드.According to claim 1,
the extension,
Turbine blades formed in a substantially rectangular shape. 제 1 항에 있어서,
상기 요홈부는,
대략 사각형 형상으로 형성되는 터빈 블레이드.According to claim 1,
The groove part,
Turbine blades formed in a substantially rectangular shape. 제 1 항에 있어서,
상기 확장부는,
상기 리딩 엣지와 상기 트레일링 엣지를 잇는 직선과 나란한 방향이 제1방향일 때, 상기 제1방향으로의 폭인 제1-1폭이 적어도 일부 구간에서 일정하게 유지되도록 형성되는 터빈 블레이드.According to claim 1,
the extension,
When a direction parallel to a straight line connecting the leading edge and the trailing edge is a first direction, the turbine blade is formed such that a 1-1 width in the first direction is maintained constant in at least a partial section. 제 6 항에 있어서,
상기 제1-1폭은 상기 입구의 내경보다 작거나 같게 형성되는 터빈 블레이드.According to claim 6,
The 1-1 width is formed smaller than or equal to the inner diameter of the inlet turbine blade. 제 1 항에 있어서,
상기 확장부는,
상기 터빈 블레이드의 회전 반경 방향이 제2방향일 때, 상기 제2방향으로의 폭인 제1-2폭이 상기 입구의 내경보다 4배 이상 크게 형성되는 터빈 블레이드.According to claim 1,
the extension,
When the radial direction of rotation of the turbine blade is in the second direction, the turbine blades in which the first-second width in the second direction is formed to be 4 times or more larger than the inner diameter of the inlet. 제 8 항에 있어서,
상기 요홈부는,
상기 제2방향으로의 폭이 제2-2폭이고,
상기 제1-2폭은,
상기 입구의 내경과 상기 제2-2폭의 합보다 크게 형성되는 터빈 블레이드.According to claim 8,
The groove part,
The width in the second direction is a 2-2 width,
The 1-2 widths,
Turbine blades formed larger than the sum of the inner diameter of the inlet and the width of the 2-2. 제 1 항에 있어서,
상기 요홈부는 제1요홈부 및 제2요홈부를 포함하고,
상기 제1요홈부는 상기 확장부로부터 상기 트레일링 엣지를 향하여 함몰 형성되며,
상기 제2요홈부는 상기 제1요홈부로부터 상기 트레일링 엣지를 향하여 함몰 형성되는 터빈 블레이드.According to claim 1,
The concave portion includes a first concave portion and a second concave portion,
The first concave portion is recessed from the expansion portion toward the trailing edge,
The second concave portion is formed to be recessed toward the trailing edge from the first concave portion. 제3항에 있어서,
상기 터빈 블레이드의 회전 반경 방향이 제2방향일 때, 상기 요홈부는 상기 제2방향으로의 폭이 제2-2폭이고,
상기 곡선부는 두개가 이격되어 형성되며,
상기 각각의 곡선부들 간의 중심간격은 상기 제2-2폭보다 크게 형성되는 터빈 블레이드.According to claim 3,
When the radial direction of rotation of the turbine blade is in the second direction, the groove portion has a width of 2-2 in the second direction,
The curved portion is formed by two spaced apart,
The center distance between each of the curved parts is formed larger than the 2-2 width turbine blade. 회전 가능하게 배치되는 터빈 로터 디스크;
상기 터빈 로터 디스크에 배치되는 복수 개의 터빈 블레이드; 및
고정 배치되는 복수 개의 터빈 베인을 포함하고,
상기 터빈 블레이드는,
리딩 엣지 및 트레일링 엣지가 형성되고, 내부에 냉각 유체가 유동하는 냉각 유로가 형성된 에어포일; 및
상기 에어포일에서 상기 냉각 유로와 외부를 연통시키고, 입구 및 출구가 형성된 냉각홀을 포함하고,
상기 냉각홀은 상기 출구에,
확장부, 및 상기 확장부로부터 상기 트레일링 엣지를 향하여 함몰된 요홈부가 형성된 터빈.a turbine rotor disk rotatably arranged;
a plurality of turbine blades disposed on the turbine rotor disk; and
Including a plurality of fixedly arranged turbine vanes,
The turbine blade,
an airfoil having a leading edge and a trailing edge, and a cooling passage through which a cooling fluid flows; and
In the airfoil, the cooling passage communicates with the outside and includes a cooling hole formed with an inlet and an outlet,
The cooling hole is at the outlet,
A turbine formed with an extension and a recessed portion recessed from the extension toward the trailing edge. 제 12 항에 있어서,
상기 확장부와 상기 요홈부의 경계 부분에 일정한 곡률 반경을 갖는 곡선부가 형성된 터빈.According to claim 12,
A turbine having a curved portion having a constant radius of curvature at a boundary between the expansion portion and the groove portion. 제 12 항에 있어서,
상기 확장부는,
대략 사각형 형상으로 형성되는 터빈.According to claim 12,
the extension,
A turbine formed in an approximately rectangular shape. 제 12 항에 있어서,
상기 요홈부는,
대략 사각형 형상으로 형성되는 터빈.According to claim 12,
The groove part,
A turbine formed in an approximately rectangular shape. 제 12 항에 있어서,
상기 확장부는,
상기 리딩 엣지와 상기 트레일링 엣지를 잇는 직선과 나란한 방향이 제1방향일 때, 상기 제1방향으로의 폭인 제1-1폭이 적어도 일부 구간에서 일정하게 유지되도록 형성되는 터빈.According to claim 12,
the extension,
When a direction parallel to a straight line connecting the leading edge and the trailing edge is a first direction, a turbine formed such that a 1-1 width in the first direction is maintained constant in at least a partial section. 제 16 항에 있어서,
상기 제1-1폭은 상기 입구의 내경보다 작거나 같게 형성되는 터빈.17. The method of claim 16,
The 1-1 width is formed smaller than or equal to the inner diameter of the inlet turbine. 제 12 항에 있어서,
상기 확장부는,
상기 터빈 블레이드의 회전 반경 방향이 제2방향일 때, 상기 제2방향으로의 폭인 제1-2폭이 상기 입구의 내경보다 크게 형성되는 터빈.According to claim 12,
the extension,
When the radial direction of rotation of the turbine blade is in the second direction, the turbine in which the first-second width in the second direction is larger than the inner diameter of the inlet. 제 18 항에 있어서,
상기 요홈부는,
상기 제2방향으로의 폭이 제2-2폭이고,
상기 제1-2폭은,
상기 입구의 내경과 상기 제2-2폭의 합보다 크게 형성되는 터빈.According to claim 18,
The groove part,
The width in the second direction is a 2-2 width,
The 1-2 widths,
A turbine formed larger than the sum of the inner diameter of the inlet and the 2-2 width. 제13항에 있어서,
상기 터빈 블레이드의 회전 반경 방향이 제2방향일 때, 상기 요홈부는 상기 제2방향으로의 폭이 제2-2폭이고,
상기 곡선부는 두개가 이격되어 형성되며,
상기 각각의 곡선부들 간의 중심간격은 상기 제2-2폭보다 크게 형성되는 터빈.According to claim 13,
When the radial direction of rotation of the turbine blade is in the second direction, the groove portion has a width of 2-2 in the second direction,
The curved portion is formed by two spaced apart,
The center distance between each of the curved parts is formed larger than the 2-2 width.
KR1020210128309A 2021-06-24 2021-09-28 turbine blade and turbine including the same KR102623227B1 (en)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2022100584A JP7362997B2 (en) 2021-06-24 2022-06-22 Turbine blades and turbines including the same
EP22180509.6A EP4108883A1 (en) 2021-06-24 2022-06-22 Turbine blade and turbine
US17/846,077 US11746661B2 (en) 2021-06-24 2022-06-22 Turbine blade and turbine including the same

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020210082484 2021-06-24
KR20210082484 2021-06-24

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20230000391A true KR20230000391A (en) 2023-01-02
KR102623227B1 KR102623227B1 (en) 2024-01-10

Family

ID=84925682

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020210128309A KR102623227B1 (en) 2021-06-24 2021-09-28 turbine blade and turbine including the same
KR1020210142541A KR20230000393A (en) 2021-06-24 2021-10-25 turbine blade having cooling hole and turbine including the same

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020210142541A KR20230000393A (en) 2021-06-24 2021-10-25 turbine blade having cooling hole and turbine including the same

Country Status (1)

Country Link
KR (2) KR102623227B1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5651662A (en) * 1992-10-29 1997-07-29 General Electric Company Film cooled wall
US20130115103A1 (en) * 2011-11-09 2013-05-09 General Electric Company Film hole trench
JP2013124612A (en) * 2011-12-15 2013-06-24 Ihi Corp Turbine blade
KR20170020008A (en) 2015-08-13 2017-02-22 두산중공업 주식회사 Blade for turbine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5651662A (en) * 1992-10-29 1997-07-29 General Electric Company Film cooled wall
US20130115103A1 (en) * 2011-11-09 2013-05-09 General Electric Company Film hole trench
JP2013124612A (en) * 2011-12-15 2013-06-24 Ihi Corp Turbine blade
KR20170020008A (en) 2015-08-13 2017-02-22 두산중공업 주식회사 Blade for turbine

Also Published As

Publication number Publication date
KR102623227B1 (en) 2024-01-10
KR20230000393A (en) 2023-01-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20170248155A1 (en) Centrifugal compressor diffuser passage boundary layer control
CN112112688B (en) Turbine stator blade, turbine including the same, and gas turbine
US11136917B2 (en) Airfoil for turbines, and turbine and gas turbine including the same
KR102488973B1 (en) Airfoil for turbine, and turbine including the same
KR20230000391A (en) turbine blade and turbine including the same
KR102499370B1 (en) Airfoil, turbine including the same
JP7362997B2 (en) Turbine blades and turbines including the same
KR20220053804A (en) Trailing edge cooling structure of turbine blade
KR102584495B1 (en) Turbine blade and turbine including the same
KR20230119954A (en) Turbine vane, turbine including the same
US20230128531A1 (en) Turbine airfoil, turbine, and gas turbine including same
US11933192B2 (en) Turbine vane, and turbine and gas turbine including same
KR102156428B1 (en) Airfoil for turbine, turbine including the same
KR20200102122A (en) Turbine blade, turbine including the same
KR102155797B1 (en) Turbine blade, turbine including the same
KR20220037186A (en) Turbine vane, turbine including the same
KR102162970B1 (en) Airfoil for turbine, turbine including the same
KR102141998B1 (en) Blade shroud, turbine and gas turbine comprising the same
KR20230055274A (en) Segment control device, turbine including the same
KR20230055272A (en) Segment control device, turbine including the same
KR20230111531A (en) Nozzle for combustor, combustor, and gas turbine including the same
KR20230081266A (en) Ring segment and turbine including the same
JP2015514920A (en) Durable turbine vane

Legal Events

Date Code Title Description
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right