KR20230062980A

KR20230062980A - Airfoil and Gas turbine comprising the same

Info

Publication number: KR20230062980A
Application number: KR1020210147715A
Authority: KR
Inventors: 배진호; 송진우
Original assignee: 두산에너빌리티 주식회사
Priority date: 2021-11-01
Filing date: 2021-11-01
Publication date: 2023-05-09

Abstract

본 발명의 에어포일은, 리딩 에지, 트레일링 에지, 흡입면 및 압력면을 구비하고 내부에 냉각 유로가 형성된다. 에어포일은, 에어포일의 내부에 길이방향으로 형성된 냉각채널; 및 냉각채널에서 트레일링 에지 부근의 압력면으로 개구되도록 형성된 복수의 냉각홀을 포함한다. 냉각홀은 트레일링 에지에서 냉각채널까지 드릴링되어 형성되는 제1드릴링홀과, 트레일링 에지 부근의 압력면에서 제1드릴링홀까지 드릴링되어 형성되는 제2드릴링홀과, 제1드릴링홀의 후단에 삽입되어 용접되는 마개블록을 포함한다.The airfoil of the present invention has a leading edge, a trailing edge, a suction surface and a pressure surface, and a cooling passage is formed therein. The airfoil includes a cooling channel formed longitudinally inside the airfoil; and a plurality of cooling holes formed to open from the cooling channel to the pressure surface near the trailing edge. The cooling hole is a first drilling hole formed by drilling from the trailing edge to the cooling channel, a second drilling hole formed by drilling from the pressure surface near the trailing edge to the first drilling hole, and inserted into the rear end of the first drilling hole It includes a stopper block that is welded and welded.

Description

Airfoil and gas turbine comprising the same {Airfoil and Gas turbine comprising the same}

본 발명은 에어포일 및 이를 포함하는 가스 터빈에 관한 것이다.The present invention relates to an airfoil and a gas turbine including the same.

터빈이란 증기, 가스와 같은 압축성 유체의 흐름을 이용하여 충동력 또는 반동력으로 회전력을 얻는 기계장치로, 증기를 이용하는 증기터빈 및 고온의 연소 가스를 이용하는 가스 터빈 등이 있다.A turbine is a mechanical device that obtains a rotational force by an impulse force or a reaction force using a flow of compressible fluid such as steam or gas, and includes a steam turbine using steam and a gas turbine using high-temperature combustion gas.

이 중, 가스 터빈은 크게 압축기와 연소기와 터빈으로 구성된다. 상기 압축기는 공기를 도입하는 공기 도입구가 구비되고, 압축기 하우징 내에 복수의 압축기 베인과, 압축기 블레이드가 교대로 배치되어 있다.Among these, a gas turbine is largely composed of a compressor, a combustor, and a turbine. The compressor is provided with an air inlet for introducing air, and a plurality of compressor vanes and compressor blades are alternately arranged in a compressor housing.

연소기는 상기 압축기에서 압축된 압축 공기에 대하여 연료를 공급하고 버너로 점화함으로써 고온고압의 연소 가스가 생성된다.The combustor supplies fuel to the compressed air compressed by the compressor and ignites it with a burner to generate high-temperature, high-pressure combustion gas.

터빈은 터빈 하우징 내에 복수의 터빈 베인과, 터빈 블레이드가 교대로 배치되어 있다. 또한, 압축기와 연소기와 터빈 및 배기실의 중심부를 관통하도록 로터가 배치되어 있다.In the turbine, a plurality of turbine vanes and turbine blades are alternately arranged in a turbine housing. In addition, the rotor is disposed so as to pass through the center of the compressor, the combustor, the turbine, and the exhaust chamber.

상기 로터는 양단부가 베어링에 의해 회전 가능하게 지지된다. 그리고, 상기 로터에 복수의 디스크가 고정되어, 각각의 블레이드가 연결되는 동시에, 배기실측의 단부에 발전기 등의 구동축이 연결된다.Both ends of the rotor are rotatably supported by bearings. Then, a plurality of disks are fixed to the rotor, and at the same time that each blade is connected, a drive shaft of a generator or the like is connected to an end of the exhaust chamber side.

이러한 가스 터빈은 4행정 기관의 피스톤과 같은 왕복운동 기구가 없기 때문에 피스톤-실린더와 같은 상호 마찰부분이 없어 윤활유의 소비가 극히 적으며 왕복운동기계의 특징인 진폭이 대폭 감소되고, 고속운동이 가능한 장점이 있다.Since these gas turbines do not have a reciprocating mechanism such as a piston of a 4-stroke engine, there is no mutual friction part such as a piston-cylinder, so the consumption of lubricating oil is extremely low, the amplitude characteristic of reciprocating machines is greatly reduced, and high-speed movement is possible. There are advantages.

가스 터빈의 작동에 대해서 간략하게 설명하면, 압축기에서 압축된 공기가 연료와 혼합되어 연소됨으로써 고온의 연소 가스가 만들어지고, 이렇게 만들어진 연소 가스는 터빈측으로 분사된다. 분사된 연소 가스가 상기 터빈 베인 및 터빈 블레이드를 통과하면서 회전력을 생성하고, 이에 상기 로터가 회전하게 된다.Briefly about the operation of the gas turbine, air compressed by a compressor is mixed with fuel and combusted to produce high-temperature combustion gas, and the combustion gas thus produced is injected toward the turbine side. The injected combustion gas generates rotational force while passing through the turbine vanes and turbine blades, thereby causing the rotor to rotate.

등록특허 제10-2180395호 (2020년11월18일 등록공고)Registered Patent No. 10-2180395 (registration announcement on November 18, 2020)

본 발명은 에어포일의 내부 냉각 채널에서 트레일링 에지 쪽으로 연결되는 복수의 냉각홀을 연통된 2개의 드릴링 홀 형태로 형성하되 마개를 용접함으로써 날카로운 트레일링 에지의 강도 약화를 방지할 수 있는 에어포일 및 이를 포함하는 가스 터빈을 제공하는 것을 목적으로 한다.The present invention forms a plurality of cooling holes connected from the internal cooling channel to the trailing edge of the airfoil in the form of two communicating drilling holes, but welds a stopper to an airfoil capable of preventing the weakening of the strength of the sharp trailing edge, and It is an object to provide a gas turbine including this.

상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 에어포일은, 리딩 에지, 트레일링 에지, 흡입면 및 압력면을 구비하고 내부에 냉각 유로가 형성된다. 에어포일은, 에어포일의 내부에 길이방향으로 형성된 냉각채널; 및 냉각채널에서 트레일링 에지 부근의 압력면으로 개구되도록 형성된 복수의 냉각홀을 포함한다. 냉각홀은 트레일링 에지에서 냉각채널까지 드릴링되어 형성되는 제1드릴링홀과, 트레일링 에지 부근의 압력면에서 제1드릴링홀까지 드릴링되어 형성되는 제2드릴링홀과, 제1드릴링홀의 후단에 삽입되어 용접되는 마개블록을 포함한다.The airfoil of the present invention for achieving the above object has a leading edge, a trailing edge, a suction surface and a pressure surface, and a cooling passage is formed therein. The airfoil includes a cooling channel formed longitudinally inside the airfoil; and a plurality of cooling holes formed to open from the cooling channel to the pressure surface near the trailing edge. The cooling hole is a first drilling hole formed by drilling from the trailing edge to the cooling channel, a second drilling hole formed by drilling from the pressure surface near the trailing edge to the first drilling hole, and inserted into the rear end of the first drilling hole It includes a stopper block that is welded.

제2드릴링홀은 제1드릴링홀에 수직으로 연결될 수 있다.The second drilling hole may be vertically connected to the first drilling hole.

마개블록은 제1드릴링홀 방향의 내측면에 경사진 곡면 형태를 가진 곡면부를 구비할 수 있다.The stopper block may have a curved portion having an inclined curved shape on an inner surface in the direction of the first drilling hole.

마개블록의 곡면부의 시작점은 제1드릴링홀의 중심을 지나는 수평 단면 상에서 제1드릴링홀과 제2드릴링홀이 만나기 시작하는 내측 모서리 지점보다 트레일링 에지 방향으로 소정거리 치우친 지점에 배치될 수 있다.The starting point of the curved portion of the stopper block is a predetermined distance in the direction of the trailing edge rather than the inner corner point where the first drilling hole and the second drilling hole start to meet on the horizontal cross section passing through the center of the first drilling hole. Can be disposed at a point.

제2드릴링홀은 제1드릴링홀에 둔각으로 연결될 수 있다.The second drilling hole may be connected to the first drilling hole at an obtuse angle.

마개블록은 제1드릴링홀 방향의 내측면에 제2드릴링홀에 대해 예각으로 경사진 곡면 형태를 가진 곡면부를 구비할 수 있다.The stopper block may have a curved portion having a curved shape inclined at an acute angle with respect to the second drilling hole on an inner surface in the direction of the first drilling hole.

복수의 냉각홀은 팁에서 루트 쪽으로 갈수록 냉각홀들 사이의 간격이 점점 커지도록 배열될 수 있다.The plurality of cooling holes may be arranged such that a distance between the cooling holes gradually increases from the tip toward the root.

본 발명의 가스 터빈은 유입되는 공기를 압축하는 압축기; 압축기로부터 압축된 공기와 연료를 혼합하여 연소시키는 연소기; 및 연소기로부터 연소된 가스로 동력을 발생시키며, 연소된 가스가 지나는 연소 가스 경로 상에서 연소 가스를 가이드하는 터빈 베인과, 연소 가스 경로 상에서 연소 가스에 의해 회전하는 터빈 블레이드를 구비하는 터빈을 포함한다. 터빈 베인과 터빈 블레이드 중 적어도 하나는 리딩 에지, 트레일링 에지, 흡입면 및 압력면을 구비하고 내부에 냉각 유로가 형성된 에어포일을 포함한다. 에어포일은, 에어포일의 내부에 길이방향으로 형성된 냉각채널; 및 냉각채널에서 트레일링 에지 부근의 압력면으로 개구되도록 형성된 복수의 냉각홀을 포함한다. 냉각홀은 트레일링 에지에서 냉각채널까지 드릴링되어 형성되는 제1드릴링홀과, 트레일링 에지 부근의 압력면에서 제1드릴링홀까지 드릴링되어 형성되는 제2드릴링홀과, 제1드릴링홀의 후단에 삽입되어 용접되는 마개블록을 포함한다.The gas turbine of the present invention includes a compressor for compressing incoming air; a combustor that mixes compressed air and fuel from the compressor and combusts them; and a turbine generating power with gas burned from the combustor and having turbine vanes guiding the combustion gas on a combustion gas path through which the combusted gas passes, and turbine blades rotated by the combustion gas on the combustion gas path. At least one of the turbine vane and the turbine blade includes an airfoil having a leading edge, a trailing edge, a suction surface, and a pressure surface and having a cooling passage formed therein. The airfoil includes a cooling channel formed longitudinally inside the airfoil; and a plurality of cooling holes formed to open from the cooling channel to the pressure surface near the trailing edge. The cooling hole is a first drilling hole formed by drilling from the trailing edge to the cooling channel, a second drilling hole formed by drilling from the pressure surface near the trailing edge to the first drilling hole, and inserted into the rear end of the first drilling hole It includes a stopper block that is welded.

상기한 본 발명의 에어포일 및 이를 포함하는 가스 터빈에 의하면, 에어포일의 내부 냉각 채널에서 트레일링 에지 쪽으로 연결되는 복수의 냉각홀을 연통된 2개의 드릴링 홀 형태로 형성하되 마개를 용접함으로써 날카로운 트레일링 에지의 강도 약화를 방지할 수 있다.According to the airfoil of the present invention described above and the gas turbine including the same, a plurality of cooling holes connected from the internal cooling channel to the trailing edge of the airfoil are formed in the form of two drilling holes in communication, but by welding a stopper, a sharp trail The weakening of the strength of the ring edge can be prevented.

또한, 제2드릴링홀을 압력면에 거의 수직으로 배치하여 공력 성능을 향상시킬 수 있고, 마개블록에 곡면부를 형성함으로써 냉각 공기의 유동 손실을 줄일 수 있다.In addition, aerodynamic performance can be improved by arranging the second drilling hole almost perpendicular to the pressure surface, and flow loss of cooling air can be reduced by forming a curved portion in the stopper block.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 일부 절개 사시도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 개략적인 구조를 나타내는 단면도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 내부 구조를 나타내는 일부 단면도이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 에어포일을 나타내는 일부 정면도이다.
도 5는 도 4의 에어포일에서 냉각홀을 지나는 평면으로 자른 일부 수평 단면도이다.
도 6은 도 5의 에어포일에서 마개블록의 내측면이 오목한 곡면 형태로 형성된 실시예를 나타내는 일부 수평 단면도이다.
도 7은 마개블록의 내측면 곡면부의 곡면 시작점이 후단에 치우친 실시예를 나타내는 일부 수평 단면도이다.
도 8은 제2드릴링홀이 제1드릴링홀에 둔각으로 연결된 실시예를 나타내는 일부 수평 단면도이다.
도 9는 본 발명의 다른 실시예에 따른 에어포일을 나타내는 일부 정면도이다.1 is a partially cut-away perspective view of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
2 is a cross-sectional view showing a schematic structure of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
3 is a partial cross-sectional view showing the internal structure of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
4 is a partial front view showing an airfoil according to an embodiment of the present invention.
FIG. 5 is a partial horizontal cross-sectional view of the airfoil of FIG. 4 cut by a plane passing through cooling holes.
6 is a partial horizontal cross-sectional view illustrating an embodiment in which the inner surface of the stopper block in the airfoil of FIG. 5 is formed in a concave curved shape.
7 is a partial horizontal cross-sectional view showing an embodiment in which the starting point of the curved inner surface of the stopper block is biased toward the rear end.
8 is a partial horizontal cross-sectional view illustrating an embodiment in which the second drilling hole is connected to the first drilling hole at an obtuse angle.
9 is a partial front view showing an airfoil 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 명세서상에 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 'having' 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. 이 때, 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.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 일부 절개 사시도이고, 도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 개략적인 구조를 나타내는 단면도이며, 도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 내부 구조를 나타내는 일부 단면도이다.1 is a partially cut-away perspective view of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, Figure 2 is a cross-sectional view showing a schematic structure of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, Figure 3 is an embodiment of the present invention It is a partial cross-sectional view showing the internal structure of the gas turbine according to.

도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈(1000)은 압축기(1100), 연소기(1200), 터빈(1300)을 포함한다. 압축기(1100)는 방사상으로 설치된 다수의 블레이드(1110)를 구비한다. 압축기(1100)는 블레이드(1110)를 회전시키며, 블레이드(1110)의 회전에 의해 공기가 압축되면서 이동한다. 블레이드(1110)의 크기 및 설치 각도는 설치 위치에 따라 달라질 수 있다. 일 실시예에서 압축기(1100)는 터빈(1300)과 직접 또는 간접적으로 연결되어, 터빈(1300)에서 발생되는 동력의 일부를 전달받아 블레이드(1110)의 회전에 이용할 수 있다.As shown in FIG. 1 , a gas turbine 1000 according to an embodiment of the present invention includes a compressor 1100, a combustor 1200, and a turbine 1300. The compressor 1100 has a plurality of blades 1110 installed radially. The compressor 1100 rotates the blades 1110, and air is compressed and moved by the rotation of the blades 1110. The size and installation angle of the blade 1110 may vary depending on the installation location. In one embodiment, the compressor 1100 is directly or indirectly connected to the turbine 1300 and receives a portion of the power generated from the turbine 1300 to be used for rotation of the blades 1110 .

압축기(1100)에서 압축된 공기는 연소기(1200)로 이동한다. 연소기(1200)는 환형으로 배치되는 복수의 연소 챔버(1210)와 연료 노즐 모듈(1220)을 포함한다.Air compressed in the compressor 1100 moves to the combustor 1200 . The combustor 1200 includes a plurality of combustion chambers 1210 and a fuel nozzle module 1220 arranged in an annular shape.

도 2에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈(1000)은 하우징(1010)을 구비하고 있고, 하우징(1010)의 후측에는 터빈을 통과한 연소가스가 배출되는 디퓨져(1400)가 구비되어 있다. 그리고, 디퓨져(1400)의 앞쪽으로 압축된 공기를 공급받아 연소시키는 연소기(1200)가 배치된다.As shown in Figure 2, the gas turbine 1000 according to an embodiment of the present invention is provided with a housing 1010, the rear side of the housing 1010 is a diffuser 1400 from which combustion gas passing through the turbine is discharged. ) is provided. In addition, a combustor 1200 for receiving and combusting compressed air is disposed in front of the diffuser 1400 .

공기의 흐름 방향을 기준으로 설명하면, 하우징(1010)의 상류측에 압축기 섹션(1100)이 위치하고, 하류 측에 터빈 섹션(1300)이 배치된다. 그리고, 압축기 섹션(1100)과 터빈 섹션(1300)의 사이에는 터빈 섹션(1300)에서 발생된 회전토크를 압축기 섹션(1100)으로 전달하는 토크 전달부재로서의 토크튜브 유닛(1500)이 배치되어 있다.Referring to the air flow direction, the compressor section 1100 is located on the upstream side of the housing 1010, and the turbine section 1300 is disposed on the downstream side. And, between the compressor section 1100 and the turbine section 1300, a torque tube unit 1500 as a torque transmission member that transmits rotational torque generated in the turbine section 1300 to the compressor section 1100 is disposed.

압축기 섹션(1100)에는 복수(예를 들어 14매)의 압축기 로터 디스크(1120)가 구비되고, 각각의 압축기 로터 디스크(1120)들은 타이로드(1600)에 의해서 축 방향으로 이격되지 않도록 체결되어 있다.The compressor section 1100 is provided with a plurality (for example, 14) of compressor rotor disks 1120, and each compressor rotor disk 1120 is fastened by a tie rod 1600 so as not to be spaced apart in the axial direction. .

구체적으로, 각각의 압축기 로터 디스크(1120)는 회전축을 구성하는 타이로드(1600)가 대략 중앙을 관통한 상태로 서로 축 방향을 따라서 정렬되어 있다. 여기서, 이웃한 각각의 압축기 로터 디스크(1120)는 대향하는 면이 타이로드(1600)에 의해 압착되어, 상대 회전이 불가능하도록 배치된다.Specifically, each of the compressor rotor disks 1120 are aligned along the axial direction with the tie rod 1600 constituting the rotating shaft passing through the center. Here, each of the adjacent compressor rotor disks 1120 are arranged so that opposing surfaces are compressed by the tie rods 1600, making relative rotation impossible.

압축기 로터 디스크(1120)의 외주면에는 복수 개의 블레이드(1110)가 방사상으로 결합되어 있다. 각각의 블레이드(1110)는 도브테일부(1112)를 구비하여 압축기 로터 디스크(1120)에 체결된다.A plurality of blades 1110 are radially coupled to the outer circumferential surface of the compressor rotor disk 1120 . Each blade 1110 has a dovetail portion 1112 to be fastened to the compressor rotor disk 1120.

각각의 로터 디스크(1120)의 사이에는 하우징에 고정되어 배치되는 베인(미도시)이 위치한다. 베인은 로터 디스크와는 달리 회전하지 않도록 고정되며, 압축기 로터 디스크의 블레이드를 통과한 압축 공기의 흐름을 정렬하여 하류측에 위치하는 로터 디스크의 블레이드로 공기를 안내하는 역할을 하게 된다.Vanes (not shown) are positioned between the respective rotor disks 1120 while being fixed to the housing. Unlike the rotor disk, the vane is fixed so as not to rotate, and serves to guide the air to the blades of the rotor disk positioned downstream by aligning the flow of compressed air passing through the blades of the compressor rotor disk.

도브테일부(1112)의 체결방식은 탄젠셜 타입(tangential type)과 액셜 타입(axial type)이 있다. 이는 상용되는 가스 터빈의 필요 구조에 따라 선택될 수 있으며, 통상적으로 알려진 도브테일 또는 전나무 형태(Fir-tree)를 가질 수 있다. 경우에 따라서는, 상기한 형태 외의 다른 체결장치, 예를 들어 키이 또는 볼트 등의 고정구를 이용하여 블레이드를 로터 디스크에 체결할 수 있다.The fastening method of the dovetail part 1112 includes a tangential type and an axial type. It may be selected according to the required structure of a commercially available gas turbine, and may have a commonly known dovetail or fir-tree shape. In some cases, the blade may be fastened to the rotor disk by using a fastener other than the above type, for example, a key or a bolt.

타이로드(1600)는 복수 개의 압축기 로터 디스크(1120) 및 터빈 로터 디스크(1322)들의 중심부를 관통하도록 배치되어 있으며, 타이로드(1600)는 하나 또는 복수의 타이로드로 구성될 수 있다. 타이로드(1600)의 일측 단부는 최상류측에 위치한 압축기 로터 디스크 내에 체결되고, 타이로드(1600)의 타측 단부는 고정 너트(1450)에 의해 체결될 수 있다.The tie rod 1600 is disposed to pass through the center of the plurality of compressor rotor disks 1120 and the turbine rotor disk 1322, and the tie rod 1600 may be composed of one or a plurality of tie rods. One end of the tie rod 1600 may be fastened into a compressor rotor disk located at the most upstream side, and the other end of the tie rod 1600 may be fastened by a fixing nut 1450 .

타이로드(1600)의 형태는 가스 터빈에 따라 다양한 구조로 이뤄질 수 있으므로, 반드시 도 2에 제시된 형태로 한정될 것은 아니다. 즉, 도시된 바와 같이 하나의 타이로드가 로터 디스크의 중앙부를 관통하는 형태를 가질 수도 있고, 복수 개의 타이로드가 원주상으로 배치되는 형태를 가질 수도 있으며, 이들의 혼용도 가능하다.Since the shape of the tie rod 1600 may be formed in various structures depending on the gas turbine, it is not necessarily limited to the shape shown in FIG. 2 . That is, as shown, one tie rod may penetrate the central portion of the rotor disk, or a plurality of tie rods may be arranged in a circumferential shape, and a mixture of these may be used.

도시되지는 않았으나, 가스 터빈의 압축기에는 유체의 압력을 높이고 난 후 연소기 입구로 들어가는 유체의 유동각을 설계 유동각으로 맞추기 위하여 디퓨져(diffuser)의 다음 위치에 안내깃 역할을 하는 베인이 설치될 수 있으며, 이를 디스윌러(deswirler)라고 한다.Although not shown, a vane serving as a guide vane may be installed in a position next to a diffuser in order to adjust the flow angle of the fluid entering the combustor inlet to the design flow angle after increasing the fluid pressure in the compressor of the gas turbine. It is called a deswirler.

연소기(1200)에서는 유입된 압축공기를 연료와 혼합, 연소시켜 높은 에너지의 고온, 고압 연소가스를 만들어 내며, 등압연소과정으로 연소기 및 터빈 부품이 견딜 수 있는 내열한도까지 연소가스 온도를 높이게 된다.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. .

가스 터빈의 연소시스템을 구성하는 연소기는 셀 형태로 형성되는 하우징 내에 다수가 배열될 수 있으며, 연료분사노즐 등을 포함하는 버너(Burner)와, 연소실을 형성하는 연소기 라이너(Combuster Liner), 그리고 연소기와 터빈의 연결부가 되는 트랜지션 피스(Transition Piece)를 포함하여 구성된다.A plurality of combustors constituting the combustion system of a gas turbine 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 combustor It is composed of including a transition piece that becomes a connection between the turbine and the turbine.

구체적으로, 라이너는 연료노즐에 의해 분사되는 연료가 압축기의 압축공기와 혼합되어 연소되는 연소공간을 제공한다. 이러한 라이너는, 공기와 혼합된 연료가 연소되는 연소공간을 제공하는 화염통과, 화염통을 감싸면서 환형공간을 형성하는 플로우 슬리브를 포함할 수 있다. 또한 라이너의 전단에는 연료노즐이 결합되며, 측벽에는 점화플러그가 결합된다.Specifically, the liner provides a combustion space in which fuel injected through a fuel nozzle is mixed with compressed air of a compressor and burned. Such a liner may include a flame tube providing a combustion space in which fuel mixed with air is combusted, and a flow sleeve forming an annular space while surrounding the flame tube. In addition, a fuel nozzle is coupled to the front end of the liner, and a spark plug is coupled to the side wall.

한편 라이너의 후단에는, 점화플러그에 의해 연소되는 연소가스를 터빈 측으로 보낼 수 있도록 트랜지션피스가 연결된다. 이러한 트랜지션피스는, 연소가스의 높은 온도에 의한 파손이 방지되도록 외벽부가 압축기로부터 공급되는 압축공기에 의해 냉각된다.Meanwhile, at the rear end of the liner, a transition piece is connected to send the combustion gas burned by the spark plug to the turbine side. The outer wall of this transition piece is cooled by compressed air supplied from a compressor to prevent damage due to high temperature of the combustion gas.

이를 위해 트랜지션피스에는 공기를 내부로 분사시킬 수 있도록 냉각을 위한 홀들이 마련되며, 압축공기는 홀들을 통해 내부에 있는 본체를 냉각시킨 후 라이너 측으로 유동된다.To this end, holes for cooling are provided in the transition piece so that air can be injected into the inside, and the compressed air cools the body inside through the holes and then flows toward the liner.

라이너의 환형공간에는 전술한 트랜지션피스를 냉각시킨 냉각공기가 유동되며, 라이너의 외벽에는 플로우 슬리브의 외부에서 압축공기가 플로우 슬리브에 마련되는 냉각 홀들을 통해 냉각공기로 제공되어 충돌할 수 있다.Cooling air that cools the above-described transition piece flows in the annular space of the liner, and compressed air from the outside of the flow sleeve is provided as cooling air through cooling holes provided in the flow sleeve to collide with the outer wall of the liner.

한편, 연소기에서 나온 고온, 고압의 연소가스는 상술한 터빈(1300)으로 공급된다. 공급된 고온 고압의 연소가스가 팽창하면서 터빈의 회전날개에 충돌하여, 반동력을 주어 회전 토크가 야기되고, 이렇게 얻어진 회전 토크는 상술한 토크튜브를 거쳐 압축기으로 전달되고, 압축기 구동에 필요한 동력을 초과하는 동력은 발전기 등을 구동하는데 쓰이게 된다.Meanwhile, high-temperature, high-pressure combustion gas from the combustor is supplied to the turbine 1300 described above. The supplied high-temperature and high-pressure combustion gas expands and collides with the rotor blades of the turbine, giving a reaction force to generate rotation torque. Power is used to drive generators, etc.

터빈(1300)은 기본적으로는 압축기의 구조와 유사하다. 즉, 터빈(1300)에도 압축기(1100)의 로터와 유사한 터빈 로터(1320)가 구비된다. 따라서, 터빈 로터(1320)는 터빈 로터 디스크(1322)와, 이로부터 방사상으로 배치되는 복수개의 터빈 블레이드(1324)를 포함한다. 터빈 블레이드(1324) 역시 도브테일 등의 방식으로 터빈 로터 디스크(1322)에 결합될 수 있다. The turbine 1300 is basically similar to the structure of a compressor. That is, a turbine rotor 1320 similar to the rotor of the compressor 1100 is also provided in the turbine 1300 . Thus, the turbine rotor 1320 includes a turbine rotor disk 1322 and a plurality of turbine blades 1324 radially disposed therefrom. The turbine blades 1324 may also be coupled to the turbine rotor disk 1322 in a dovetail or the like manner.

아울러, 터빈 로터 디스크(1322)의 터빈 블레이드(1324)의 사이에도 터빈 케이싱(1312)에 고정되는 복수개의 터빈 베인(1314)이 구비되어, 터빈 블레이드(1324)를 통과한 연소가스의 흐름 방향을 가이드하게 된다. 이때, 고정체에 해당하는 터빈 케이싱(1312)과 터빈 베인(1314) 역시, 회전체에 해당하는 터빈 로터(120)와 구분하기 위하여, 터빈 스테이터(110)라는 포괄적인 명칭으로 정의될 수 있다.In addition, a plurality of turbine vanes 1314 fixed to the turbine casing 1312 are provided between the turbine blades 1324 of the turbine rotor disk 1322 to control the flow direction of the combustion gas passing through the turbine blades 1324. will guide At this time, the turbine casing 1312 and the turbine vane 1314 corresponding to the stationary body may also be defined as a comprehensive name of the turbine stator 110 in order to distinguish them from the turbine rotor 120 corresponding to the rotating body.

터빈 베인(1314)의 내측 단부와 외측 단부에 결합된 엔드월(endwall)인 베인 캐리어(1316)에 의해, 터빈 베인(1314)은 하우징 내에 고정적으로 장착된다. 반면에, 하우징 내측에 회전하는 터빈 블레이드(1324)의 외측 단부와 마주보는 위치에는 링 세그먼트(1326)가 터빈 블레이드(1324)의 외측 단부와 소정의 간극을 형성하도록 장착된다. 즉, 링 세그먼트(1326)와 터빈 블레이드(1324)의 외측 단부 사이의 간극이 팁 클리어런스(Tip clearance)를 형성한다.The turbine vane 1314 is fixedly mounted within the housing by means of a vane carrier 1316, which is an endwall coupled to the inner and outer ends of the turbine vane 1314. On the other hand, at a position facing the outer end of the rotating turbine blade 1324 inside the housing, a ring segment 1326 is mounted to form a predetermined gap with the outer end of the turbine blade 1324. That is, the gap between the ring segment 1326 and the outer end of the turbine blade 1324 forms a tip clearance.

한편, 터빈 블레이드(1324)는 고온 고압의 연소가스와 직접 접촉하게 된다. 연소가스에 의해 터빈 블레이드(1324)가 변형될 수 있으며, 터빈 블레이드(1324)의 변형에 의해 터빈(1300)이 파손될 수도 있다. 이러한 고온에 의한 변형을 방지하기 위해 압축기(1100)와 터빈(1300)의 사이에는 연소가스보다 상대적으로 온도가 낮은 압축기(1100) 내부의 공기 일부를 분기시켜 터빈 블레이드(1324)로 공급하는 분기유로(1800)가 형성될 수 있다. Meanwhile, the turbine blades 1324 come into direct contact with the high-temperature and high-pressure combustion gas. The turbine blades 1324 may be deformed by the combustion gas, and the turbine 1300 may be damaged by the deformation of the turbine blades 1324 . In order to prevent deformation due to such a high temperature, a branch flow path is provided between the compressor 1100 and the turbine 1300 to divert some of the air inside the compressor 1100, which has a relatively lower temperature than the combustion gas, to the turbine blades 1324. 1800 may be formed.

분기유로(1800)는 압축기 케이싱 외부로 형성하거나, 압축기 로터 디스크(1120)를 관통하여 내부로 형성될 수 있다. 분기유로(1800)는 압축기(1100)로부터 분기된 압축공기를 터빈 로터 디스크(1322)의 내부로 공급할 수 있다. 터빈 로터 디스크(1322)의 내부로 공급된 압축공기는 반경방향 외측으로 흐르게 되며, 터빈 블레이드(1324)의 내부로 공급되어 터빈 블레이드(1324)를 냉각할 수 있다. 또한, 하우징(1010) 외부로 연결된 분기유로(1800)는 압축기(1100)로부터 분기된 압축공기를 터빈 케이싱(1312) 내부로 공급하여 터빈 케이싱(1312) 내부를 냉각할 수 있다. 분기유로(1800)는 중간에 밸브(1820)를 구비하여 압축공기를 선택적으로 공급할 수 있다. 또한, 분기유로(1800)에는 열교환기(미도시)를 연결하여 압축공기를 선택적으로 더 냉각시킨 다음 공급할 수도 있다.The branch passage 1800 may be formed outside the compressor casing or inside through the compressor rotor disk 1120 . The branch passage 1800 may supply compressed air branched from the compressor 1100 to the inside of the turbine rotor disk 1322 . The compressed air supplied to the inside of the turbine rotor disk 1322 flows outward in the radial direction and is supplied to the inside of the turbine blades 1324 to cool the turbine blades 1324 . In addition, the branch flow path 1800 connected to the outside of the housing 1010 supplies compressed air branched from the compressor 1100 to the inside of the turbine casing 1312 to cool the inside of the turbine casing 1312 . The branch passage 1800 may have a valve 1820 in the middle to selectively supply compressed air. In addition, a heat exchanger (not shown) may be connected to the branch passage 1800 to selectively further cool the compressed air and then supply it.

도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 에어포일을 나타내는 일부 정면도이고, 도 5는 도 4의 에어포일에서 냉각홀을 지나는 평면으로 자른 일부 수평 단면도이다.4 is a partial front view showing an airfoil according to an embodiment of the present invention, and FIG. 5 is a partial horizontal cross-sectional view of the airfoil of FIG. 4 cut along a plane passing through cooling holes.

도면을 참조하여 본 발명의 에어포일(100)을 설명한다. 에어포일(100)은 상기한 터빈 베인(1314) 또는 터빈 블레이드(1324)를 구성할 수 있다. 에어포일(100)은 리딩 에지(101), 트레일링 에지(102), 압력면(103) 및 흡입면(104)을 구비하고 내부에 냉각 유로가 형성가 형성될 수 있다. 리딩 에지(101)는 에어포일(100)의 측면 중에서 터빈(1300) 연소 가스 유동 경로의 상류측에 배치된다. 트레일링 에지(102)는 연소 가스 유동 경로의 하류측에 배치된다. 에어포일(100)의 수평 단면상에서 리딩 에지(101)는 라운드지게 형성됨에 반해, 트레일링 에지(102)는 상대적으로 뾰족하게 형성될 수 있다. 압력면(103)은 에어포일(100)의 측면 중 오목한 측면을 구성하고, 흡입면(104)은 볼록한 측면을 구성할 수 있다.The airfoil 100 of the present invention will be described with reference to the drawings. The airfoil 100 may constitute the aforementioned turbine vane 1314 or turbine blade 1324. The airfoil 100 may include a leading edge 101, a trailing edge 102, a pressure surface 103, and a suction surface 104, and a cooling passage may be formed therein. The leading edge 101 is disposed on the upstream side of the combustion gas flow path of the turbine 1300 among the sides of the airfoil 100 . The trailing edge 102 is disposed downstream of the combustion gas flow path. On the horizontal cross section of the airfoil 100, the leading edge 101 is formed round, whereas the trailing edge 102 may be formed relatively sharp. The pressure surface 103 may constitute a concave side of the airfoil 100, and the suction surface 104 may constitute a convex side.

에어포일(100)은 연소 가스에 의해 가열되므로, 그 냉각을 위해 내부에 냉각 유로가 형성될 수 있다.Since the airfoil 100 is heated by combustion gas, a cooling passage may be formed therein to cool the airfoil 100 .

구체적으로, 도 4에 도시된 바와 같이, 에어포일(100)은 에어포일의 내부에 길이방향으로 형성된 냉각채널(110), 냉각채널에서 트레일링 에지(102) 부근의 압력면(103)으로 개구되도록 형성된 복수의 냉각홀(120)을 포함한다.Specifically, as shown in FIG. 4, the airfoil 100 has a cooling channel 110 formed in the longitudinal direction inside the airfoil, and an opening in the cooling channel to the pressure surface 103 near the trailing edge 102 It includes a plurality of cooling holes 120 formed to be.

에어포일(100)이 반경방향(길이방향)으로 길게 형성되므로, 냉각채널(110)도 길이방향으로 길게 형성될 수 있다. 냉각채널(110)은 격벽에 의해 구획되는 2개 이상의 냉각채널로 구성될 수 있다. 그래서, 도 4를 기준으로 할 때, 냉각 공기가 복수의 냉각채널(110)을 통해 상방으로 유동했다가 하방으로 유동하는 방식으로 유동 방향을 여러번 바꾸어 유동하면서 에어포일(100)을 냉각할 수 있다.Since the airfoil 100 is formed long in the radial direction (longitudinal direction), the cooling channel 110 may also be formed long in the longitudinal direction. The cooling channel 110 may consist of two or more cooling channels partitioned by partition walls. 4, the airfoil 100 can be cooled by changing the flow direction several times in such a way that the cooling air flows upward and then downward through the plurality of cooling channels 110. .

냉각홀(120)은 냉각채널(110)에서 트레일링 에지(102) 부근의 압력면(103)으로 개구되도록 연결되되, 에어포일(100) 내부에서 냉각홀(120)이 절곡된 형태로 천공될 수 있다. 이를 위해, 도 5에 도시된 바와 같이, 냉각홀(120)은 트레일링 에지(102)에서 냉각채널(110)까지 드릴링되어 형성되는 제1드릴링홀(130)과, 트레일링 에지(102) 부근의 압력면(103)에서 제1드릴링홀(130)까지 드릴링되어 형성되는 제2드릴링홀(140)과, 제1드릴링홀의 후단에 삽입되어 용접되는 마개블록(150)을 포함할 수 있다.The cooling hole 120 is connected so as to be opened from the cooling channel 110 to the pressure surface 103 near the trailing edge 102, and the cooling hole 120 is drilled in a bent form inside the airfoil 100. can To this end, as shown in FIG. 5, the cooling hole 120 includes a first drilling hole 130 formed by drilling from the trailing edge 102 to the cooling channel 110, and the vicinity of the trailing edge 102 It may include a second drilling hole 140 formed by drilling from the pressure surface 103 to the first drilling hole 130, and a stopper block 150 inserted into and welded to the rear end of the first drilling hole.

본 발명의 냉각홀(120)은 드릴링에 의해 직선형 홀 2개를 서로 연통되도록 천공하고 하나의 홀 개구를 마개로 막음으로써 형성될 수 있다.The cooling hole 120 of the present invention may be formed by drilling two straight holes so as to communicate with each other and closing one hole opening with a stopper.

제1드릴링홀(130)은 트레일링 에지(102)에서 냉각채널(110)까지 드릴링되어 형성될 수 있다. 제1드릴링홀(130)의 개구는 트레일링 에지(102) 가까이에 압력면(103)에 형성될 수도 있지만, 트레일링 에지(102)에 형성되는 것이 바람직하다.The first drilling hole 130 may be formed by drilling from the trailing edge 102 to the cooling channel 110 . The opening of the first drilling hole 130 may be formed on the pressure surface 103 close to the trailing edge 102, but is preferably formed on the trailing edge 102.

냉각홀(120)은 냉각채널(110)에서 트레일링 에지(102)를 향해 형성되는 것이 냉각 성능에 있어서 가장 좋기 때문이다. 다만, 트레일링 에지(102) 부위가 날카롭게 형성되는 경우가 많은데, 냉각홀(120)의 개구가 얇은 트레일링 에지(102)에 형성되는 경우 그 개구 주변 부위가 파손되는 등 구조적 안정성에 문제가 생길 수 있다. 본 발명에서는 이러한 문제를 해결하기 위해 제2드릴링홀(140)을 더 형성하고 제1드릴링홀(130)의 개구를 마개블록(150)으로 용접해서 막음으로써 트레일링 에지(102) 부위의 강도 문제를 해결할 수 있다.This is because cooling performance is best when the cooling hole 120 is formed toward the trailing edge 102 in the cooling channel 110 . However, in many cases, the trailing edge 102 is formed sharply. If the opening of the cooling hole 120 is formed on the thin trailing edge 102, structural stability problems such as damage to the area around the opening may occur. can In the present invention, in order to solve this problem, the second drilling hole 140 is further formed and the opening of the first drilling hole 130 is blocked by welding with the stopper block 150, thereby reducing the strength problem of the trailing edge 102. can solve

제2드릴링홀(140)은 트레일링 에지(102) 부근의 압력면(103)에서 제1드릴링홀(130)까지 드릴링되어 직선 형태로 형성될 수 있다. 제2드릴링홀(140)은 제1드릴링홀(130)과 마찬가지로 원형 단면 형태로 형성되고 서로 동일한 내경을 갖도록 형성될 수 있다.The second drilling hole 140 may be formed in a straight line shape by drilling from the pressure surface 103 near the trailing edge 102 to the first drilling hole 130 . Like the first drilling hole 130, the second drilling hole 140 may have a circular cross-section and have the same inner diameter.

마개블록(150)은 제1드릴링홀(130)의 개구에 삽입되고 외측에서 용접되어 결합될 수 있다. 마개블록(150)은 대략 원기둥 형태로 형성되되 외측면은 트레일링 에지(102) 부위의 뾰족한 형상을 갖도록 형성되어 에어포일(100)의 트레일링 에지(102) 부위에 연속적으로 연결될 수 있다. 마개블록(150)은 주조에 의해 성형되는 에어포일(100)과 동일한 소재로 성형되어 제1드릴링홀(130)의 개구에 삽입되어 용접될 수 있다. 마개블록(150)은 주조 또는 3D 프린팅에 의해 성형될 수 있다.The stopper block 150 may be inserted into the opening of the first drilling hole 130 and welded from the outside. The stopper block 150 is formed in a substantially cylindrical shape, but the outer surface is formed to have a pointed shape of the trailing edge 102 portion, so that it can be continuously connected to the trailing edge 102 portion of the airfoil 100. The stopper block 150 may be molded from the same material as the airfoil 100 formed by casting, inserted into the opening of the first drilling hole 130, and welded thereto. The stopper block 150 may be molded by casting or 3D printing.

도 5에 도시된 바와 같이, 제2드릴링홀(140)은 제1드릴링홀(130)에 수직으로 연결될 수 있다. 즉, 제2드릴링홀(140)의 중심선이 제1드릴링홀(130)의 중심선에 수직으로 교차하도록 연결될 수 있다. 이때, 마개블록(150)의 내측면은 제1드릴링홀(130)에 수직인 평면 형태로 형성될 수 있다.As shown in FIG. 5 , the second drilling hole 140 may be vertically connected to the first drilling hole 130 . That is, the center line of the second drilling hole 140 may be connected to perpendicularly cross the center line of the first drilling hole 130 . At this time, the inner surface of the stopper block 150 may be formed in a plane shape perpendicular to the first drilling hole 130 .

본 실시예의 냉각홀(120)에 의하면, 제1드릴링홀(130)이 트레일링 에지(102)를 향해 형성되어 냉각 성능이 우수하고, 드릴링 및 용접을 통해 절곡된 형태의 냉각홀(120)을 쉽게 정밀하게 형성할 수 있다. 또한, 제2드릴링홀(140)이 압력면(103) 방향으로 개구되어 있으므로, 냉각 공기의 유동에 의해 추가적인 부스터 추력을 얻을 수 있다.According to the cooling hole 120 of the present embodiment, the first drilling hole 130 is formed toward the trailing edge 102 and has excellent cooling performance, and the cooling hole 120 in a bent form through drilling and welding It can be formed easily and precisely. In addition, since the second drilling hole 140 is opened in the direction of the pressure surface 103, additional booster thrust can be obtained by the flow of cooling air.

도 6은 도 5의 에어포일에서 마개블록의 내측면이 오목한 곡면 형태로 형성된 실시예를 나타내는 일부 수평 단면도이다.6 is a partial horizontal cross-sectional view illustrating an embodiment in which the inner surface of the stopper block in the airfoil of FIG. 5 is formed in a concave curved shape.

본 실시예의 에어포일(100)에서 마개블록(150)은 제1드릴링홀(130) 방향의 내측면에 경사진 곡면 형태를 가진 곡면부(155)를 구비할 수 있다.In the airfoil 100 of this embodiment, the stopper block 150 may have a curved portion 155 having an inclined curved shape on an inner surface in the direction of the first drilling hole 130 .

도 6의 수평 단면도에서 곡면부(155)의 윤곽선은 90도의 원호로 이루어질 수 있다. 제2드릴링홀(140)의 개구에서 바라볼 때, 곡면부(155)는 그 중간부가 상하의 모서리부에 비해 오목하게 형성될 수 있다.In the horizontal cross-sectional view of FIG. 6 , the contour of the curved portion 155 may be a 90-degree arc. When viewed from the opening of the second drilling hole 140, the middle portion of the curved portion 155 may be concave compared to upper and lower corner portions.

본 실시예의 냉각홀(120)에 의하면, 제1드릴링홀(130)과 제2드릴링홀(140)을 통해 유동하는 냉각 공기의 유동 손실을 줄일 수 있다.According to the cooling hole 120 of this embodiment, flow loss of cooling air flowing through the first drilling hole 130 and the second drilling hole 140 can be reduced.

도 7은 마개블록의 내측면 곡면부의 곡면 시작점이 후단에 치우친 실시예를 나타내는 일부 수평 단면도이다.7 is a partial horizontal cross-sectional view showing an embodiment in which the starting point of the curved inner surface of the stopper block is biased toward the rear end.

도 7의 실시예에서, 마개블록(150)의 곡면부(155)의 시작점(B)은 제1드릴링홀(130)의 중심을 지나는 수평 단면 상에서 제1드릴링홀(130)과 제2드릴링홀(140)이 만나기 시작하는 내측 모서리 지점(A)보다 트레일링 에지(102) 방향으로 소정거리 치우친 지점에 배치될 수 있다.7, the starting point B of the curved portion 155 of the stopper block 150 is the first drilling hole 130 and the second drilling hole on a horizontal section passing through the center of the first drilling hole 130. 140 may be disposed at a point skewed by a predetermined distance in the direction of the trailing edge 102 rather than the inner corner point A where they begin to meet.

마개블록(150)의 곡면부(155)는 도 6의 실시예와 마찬가지로 경사지고 오목한 곡면 형태를 가질 수 있다. 곡면부(155)의 시작점(B)은 내측 모서리 지점(A)보다 제1드릴링홀(130)의 길이방향으로 트레일링 에지(102) 쪽으로 치우친 지점에 배치될 수 있다.The curved portion 155 of the stopper block 150 may have an inclined and concave curved shape similar to the embodiment of FIG. 6 . The starting point B of the curved portion 155 may be disposed at a point closer to the trailing edge 102 in the longitudinal direction of the first drilling hole 130 than the inner corner point A.

본 실시예의 냉각홀(120)에 의하면, 마개블록(150)의 곡면부(155) 형상을 더욱 개선함으로써 제1드릴링홀(130)과 제2드릴링홀(140)을 통해 유동하는 냉각 공기의 유동 손실을 더 줄일 수 있다.According to the cooling hole 120 of this embodiment, the flow of cooling air flowing through the first drilling hole 130 and the second drilling hole 140 is further improved by further improving the shape of the curved portion 155 of the stopper block 150. losses can be further reduced.

도 8은 제2드릴링홀이 제1드릴링홀에 둔각으로 연결된 실시예를 나타내는 일부 수평 단면도이다.8 is a partial horizontal cross-sectional view illustrating an embodiment in which the second drilling hole is connected to the first drilling hole at an obtuse angle.

본 실시예에서 제2드릴링홀(140)은 제1드릴링홀(130)에 둔각으로 연결될 수 있다.In this embodiment, the second drilling hole 140 may be connected to the first drilling hole 130 at an obtuse angle.

도 8에 도시된 바와 같이, 제1드릴링홀(130)과 제2드릴링홀(140) 사이의 각도(θ)가 둔각을 이루도록 연결될 수 있다. 즉, 제1드릴링홀(130)과 제2드릴링홀(140) 사이의 각도(θ)는 100~150도로 연결될 수 있다. 이에 따라, 제2드릴링홀(140)은 그 개구가 형성된 압력면(103)에 거의 수직으로 형성될 수 있다.As shown in FIG. 8 , an angle θ between the first drilling hole 130 and the second drilling hole 140 may be connected to form an obtuse angle. That is, the angle θ between the first drilling hole 130 and the second drilling hole 140 may be connected to 100 to 150 degrees. Accordingly, the second drilling hole 140 may be formed substantially perpendicular to the pressure surface 103 in which the opening is formed.

본 실시예의 냉각홀(120)에 의하면, 제2드릴링홀(140) 개구가 압력면(103)에 거의 수직으로 배치되기 때문에, 냉각 공기의 유동 손실도 줄일 수 있고, 공력 성능도 향상시킬 수 있다.According to the cooling hole 120 of this embodiment, since the opening of the second drilling hole 140 is arranged almost perpendicular to the pressure surface 103, flow loss of cooling air can be reduced and aerodynamic performance can be improved. .

또한, 마개블록(150)은 제1드릴링홀(130) 방향의 내측면에 제2드릴링홀(140)에 대해 예각으로 경사진 곡면 형태를 가진 곡면부(155)를 구비할 수 있다.In addition, the stopper block 150 may include a curved portion 155 having a curved shape inclined at an acute angle with respect to the second drilling hole 140 on an inner surface in the direction of the first drilling hole 130 .

제2드릴링홀(140)이 제1드릴링홀(130)에 둔각(θ)으로 연결되기 때문에, 곡면부(155)는 제2드릴링홀(140)에 대해 예각으로 배치될 수 있다. 곡면부(155)는 내측단에서 외측단으로 갈수록 오목한 곡면 윤곽선의 곡률반경이 점점 커지도록 형성될 수 있다.Since the second drilling hole 140 is connected to the first drilling hole 130 at an obtuse angle θ, the curved portion 155 may be disposed at an acute angle with respect to the second drilling hole 140 . The curved portion 155 may be formed so that the radius of curvature of the concave curved contour line gradually increases from the inner end to the outer end.

본 실시예의 냉각홀(120)에 의하면, 공력 성능도 향상시키면서도 냉각 공기의 유동 손실을 더욱 줄일 수 있다.According to the cooling hole 120 of this embodiment, it is possible to further reduce flow loss of cooling air while improving aerodynamic performance.

도 9는 본 발명의 다른 실시예에 따른 에어포일을 나타내는 일부 정면도이다.9 is a partial front view showing an airfoil according to another embodiment of the present invention.

복수의 냉각홀(120)은 팁에서 루트 쪽으로 갈수록 냉각홀들 사이의 간격이 점점 커지도록 배열될 수 있다.The plurality of cooling holes 120 may be arranged such that a distance between the cooling holes gradually increases from the tip toward the root.

일반적으로, 에어포일(100)의 팁으로 갈수록 응력이 작아지고 루트로 갈수록 응력이 커지기 때문에, 에어포일(100)의 루트로 갈수록 냉각홀(120)들 사이의 간격이 점점 커지도록 배열함으로써, 냉각홀(120)들 부위의 강도를 점점 증가시킬 수 있다. 여기서, 복수의 냉각홀(120)은 동일한 직경과 형태를 갖도록 형성될 수 있다.In general, since the stress decreases toward the tip of the airfoil 100 and increases toward the root, cooling is performed by arranging the spacing between the cooling holes 120 to gradually increase toward the root of the airfoil 100. Strength of the holes 120 may be gradually increased. Here, the plurality of cooling holes 120 may be formed to have the same diameter and shape.

본 실시예에도 상술한 실시예들에서 제1드릴링홀(130)과 제2드릴링홀(140)의 배치 각도, 마개블록(150)의 곡면부(155)의 형태 등에 관한 다양한 변형예들이 적용될 수 있다.Various modifications regarding the arrangement angle of the first drilling hole 130 and the second drilling hole 140, the shape of the curved portion 155 of the stopper block 150, etc. can be applied to this embodiment as well in the above-described embodiments. there is.

본 발명에 의하면, 에어포일의 내부 냉각 채널에서 트레일링 에지 쪽으로 연결되는 복수의 냉각홀을 연통된 2개의 드릴링홀 형태로 형성하되 마개를 용접함으로써 날카로운 트레일링 에지의 강도 약화를 방지할 수 있다.According to the present invention, a plurality of cooling holes connected from the internal cooling channel to the trailing edge of the airfoil are formed in the form of two communicating drilling holes, but by welding a stopper, it is possible to prevent the sharp trailing edge from weakening in strength.

이상, 본 발명의 일 실시예에 대하여 설명하였으나, 해당 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 청구범위에 기재된 본 발명의 사상으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서, 구성 요소의 부가, 변경, 삭제 또는 추가 등에 의해 본 발명을 다양하게 수정 및 변경할 수 있을 것이며, 이 또한 본 발명의 권리범위 내에 포함된다고 할 것이다.In the above, one embodiment of the present invention has been described, but 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. Various modifications and changes may be made to the present invention, which will also be included within the scope of the present invention.

1000: 가스터빈 1010: 하우징
1100: 압축기 1110: 압축기 블레이드
1112: 도브테일부 1120: 압축기 로터 디스크
1200: 연소기 1300: 터빈
1310: 터빈 스테이터 1312: 터빈 케이싱
1314: 터빈 베인 1316: 베인 캐리어
1320: 터빈 로터 1322: 터빈 로터 디스크
1324: 터빈 블레이드 1326: 링세그먼트
1400: 디퓨져 1450: 고정너트
1500: 토크튜브 유닛 1600: 타이로드
1800: 분기유로 1820: 밸브
100: 에어포일
101: 리딩 에지 102: 트레일링 에지
103: 압력면 104: 흡입면
110: 냉각 채널 120: 냉각홀
130: 제1드릴링홀 140: 제2드릴링홀
150: 마개블록 155: 곡면부1000: gas turbine 1010: housing
1100: compressor 1110: compressor blade
1112: dovetail part 1120: compressor rotor disk
1200: combustor 1300: turbine
1310: turbine stator 1312: turbine casing
1314: turbine vane 1316: vane carrier
1320: turbine rotor 1322: turbine rotor disk
1324: turbine blade 1326: ring segment
1400: diffuser 1450: fixing nut
1500: torque tube unit 1600: tie rod
1800: branch flow 1820: valve
100: airfoil
101: leading edge 102: trailing edge
103: pressure side 104: suction side
110: cooling channel 120: cooling hole
130: first drilling hole 140: second drilling hole
150: stopper block 155: curved portion

Claims

In the airfoil having a leading edge, a trailing edge, a suction surface and a pressure surface and having a cooling passage formed therein,
a cooling channel formed in the longitudinal direction inside the airfoil; and
A plurality of cooling holes formed in the cooling channel to open to a pressure surface near the trailing edge;
The cooling hole includes a first drilling hole formed by drilling from the trailing edge to the cooling channel, a second drilling hole formed by drilling from a pressure surface near the trailing edge to the first drilling hole, and 1Airfoil including a stopper block that is inserted and welded to the rear end of the drilling hole.

According to claim 1,
The airfoil, characterized in that the second drilling hole is vertically connected to the first drilling hole.

According to claim 2,
The airfoil, characterized in that the stopper block has a curved portion having an inclined curved shape on the inner surface in the direction of the first drilling hole.

According to claim 3,
The starting point of the curved portion of the stopper block is located at a point skewed by a predetermined distance in the direction of the trailing edge from the inner corner point where the first drilling hole and the second drilling hole start to meet on the horizontal cross section passing through the center of the first drilling hole An airfoil characterized in that it has become.

According to claim 1,
The airfoil, characterized in that the second drilling hole is connected to the first drilling hole at an obtuse angle.

According to claim 5,
The airfoil, characterized in that the stopper block has a curved portion having a curved shape inclined at an acute angle with respect to the second drilling hole on an inner surface in the direction of the first drilling hole.

According to claim 1,
The airfoil, characterized in that the plurality of cooling holes are arranged so that the distance between the cooling holes gradually increases from the tip to the root.

A compressor that compresses incoming air;
a combustor mixing and combusting the compressed air and fuel from the compressor; and
A turbine having a turbine vane generating power with gas burned from the combustor and guiding the combustion gas on a combustion gas path through which the combusted gas passes, and turbine blades rotated by the combustion gas on the combustion gas path. including,
At least one of the turbine vane and the turbine blade includes an airfoil having a leading edge, a trailing edge, a suction surface, and a pressure surface and having a cooling passage formed therein,
The airfoil,
a cooling channel formed in the longitudinal direction inside the airfoil; and
A plurality of cooling holes formed in the cooling channel to open to a pressure surface near the trailing edge;
The cooling hole includes a first drilling hole formed by drilling from the trailing edge to the cooling channel, a second drilling hole formed by drilling from a pressure surface near the trailing edge to the first drilling hole, and 1 A gas turbine including a stopper block that is inserted into and welded to the rear end of the drilling hole.

According to claim 8,
The second drilling hole is a gas turbine, characterized in that vertically connected to the first drilling hole.

According to claim 9,
The stopper block is a gas turbine, characterized in that it has a curved portion having an inclined curved shape on the inner surface in the direction of the first drilling hole.

According to claim 10,
The starting point of the curved portion of the stopper block is located at a point skewed by a predetermined distance in the direction of the trailing edge from the inner corner point where the first drilling hole and the second drilling hole start to meet on the horizontal cross section passing through the center of the first drilling hole A gas turbine, characterized in that.

According to claim 8,
The second drilling hole is a gas turbine, characterized in that connected to the first drilling hole at an obtuse angle.

According to claim 12,
The stopper block has a curved portion having a curved shape inclined at an acute angle with respect to the second drilling hole on an inner surface in the direction of the first drilling hole.

According to claim 8,
The plurality of cooling holes are arranged so that the distance between the cooling holes gradually increases from the tip to the root.