KR101464988B1 - Gas Turbine Blade Having an Internal Cooling Passage Structure for Improving Cooling Performance - Google Patents

Gas Turbine Blade Having an Internal Cooling Passage Structure for Improving Cooling Performance Download PDF

Info

Publication number
KR101464988B1
KR101464988B1 KR1020130136965A KR20130136965A KR101464988B1 KR 101464988 B1 KR101464988 B1 KR 101464988B1 KR 1020130136965 A KR1020130136965 A KR 1020130136965A KR 20130136965 A KR20130136965 A KR 20130136965A KR 101464988 B1 KR101464988 B1 KR 101464988B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
refrigerant
suction surface
pressure surface
flow path
turbine blade
Prior art date
Application number
KR1020130136965A
Other languages
Korean (ko)
Inventor
조형희
박준수
정의엽
정희윤
손호성
박세진
Original Assignee
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 연세대학교 산학협력단 filed Critical 연세대학교 산학협력단
Priority to KR1020130136965A priority Critical patent/KR101464988B1/en
Application granted granted Critical
Publication of KR101464988B1 publication Critical patent/KR101464988B1/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
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Disclosed is a gas turbine blade having an internal cooling passage structure to improve cooling performance. A gas turbine blade (500) having an internal cooling passage structure to improve cooling performance at a rear end thereof according to an embodiment of the present invention includes a pressure surface (100); a suction surface (200) positioned opposite to the pressure surface (100); at least two blocking plates (300) interposed between the pressure surface (100) and the suction surface (200) to form a coolant chamber (310); and two or more coolant flow channels (410, 420) formed by the blocking plates (300) and inclined at a given angle (a1) to guide a flow of the coolant fed to the cooling chamber (310) to the pressure surface (100) or the suction surface (200).

Description

냉각 성능 향상을 위한 내부유로 구조를 포함하는 가스터빈 블레이드 {Gas Turbine Blade Having an Internal Cooling Passage Structure for Improving Cooling Performance}BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention [0001] The present invention relates to a gas turbine blade including an inner flow path structure for improving cooling performance,

본 발명은 가스터빈 블레이드에 관한 것으로, 보다 상세하게는 가스터빈 블레이드 후단부의 냉각 성능 향상을 위한 내부유로 구조를 포함하는 가스터빈 블레이드에 관한 것이다.
BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a gas turbine blade, and more particularly, to a gas turbine blade including an inner flow path structure for improving cooling performance of a gas turbine blade rear end portion.

가스터빈엔진의 성능 향상을 위하여 터빈 입구 온도를 높이는 방안이 지속적으로 제안되어 왔다. 그러나 터빈 입구 온도를 상승시킬 경우, 터빈 블레이드의 열부하를 가중시키고 수명을 단축시키는 문제점을 야기시킨다. 특히 터빈 블레이드 후단부에서 터빈 블레이드와 슈라우드 사이에 구조적으로 발생하는 틈에 의해 발생된 유출 유동으로 인해 터빈 블레이드 후단부 표면은 특히 많은 열부하를 받게 된다.In order to improve the performance of the gas turbine engine, a method for increasing the turbine inlet temperature has been continuously proposed. However, raising the turbine inlet temperature raises the problem of increasing the thermal load of the turbine blades and shortening the service life. Particularly, due to the outflow flow generated by the structurally generated gap between the turbine blade and the shroud at the end of the turbine blade, the end surface of the turbine blade is particularly subjected to a lot of heat load.

따라서, 이러한 열부하에 의한 터빈 블레이드 후단부의 손상을 줄이기 위하여 블레이드 후단부를 효율적으로 냉각할 필요가 있다. 이러한 블레이드 후단부 냉각을 위해 이용되고 있는 것이 내부유로 구조이다.Therefore, it is necessary to efficiently cool the rear end of the blade to reduce damage to the rear end of the turbine blade due to such thermal load. The internal flow path structure is used for cooling the rear end of the blade.

도 1에는 종래 기술에 따른 터빈 블레이드의 사시도가 도시되어 있고, 도 2에는 도 1의 터빈 블레이드 후단부의 측단면도가 도시되어 있으며, 도 3에는 도 1의 내부유로 구조를 표현한 모식도가 도시되어 있다.FIG. 1 is a perspective view of a conventional turbine blade, FIG. 2 is a side sectional view of a rear end portion of the turbine blade of FIG. 1, and FIG. 3 is a schematic view illustrating an internal flow path structure of FIG.

이들 도면에 나타낸 가스터빈 블레이드는 고온의 연소가스에 노출되는 부품으로 가스터빈 부품 중에서도 고온에 의한 파손빈도가 가장 높은 부품 중 하나이다. 일반적으로, 가스터빈 블레이드는 내부의 냉각유로에 의해 냉각이 되는데 블레이드의 후단부는 두께가 얇아 구조적인 취약성에 의해 냉각유로 설계에 제한이 따른다.The gas turbine blades shown in these drawings are parts exposed to a high temperature combustion gas and are one of the components with the highest frequency of breakage due to high temperature among gas turbine parts. Generally, the gas turbine blades are cooled by the internal cooling flow path, and the rear end portion of the blades is thin, which limits the design of the cooling flow path due to the structural weakness.

도 2 내지 도 5에 도시된 바와 같이, 블레이드 냉각 성능과 구조적 강성 두 가지를 유지하기 위해 블레이드 후단부(11) 내부유로에는 여러단의 막힘판(14)을 설치하고 그 막힘판(14)에 구멍(15)을 뚫어 냉매(화살표 참조)가 흐르도록 하는 것이 일반적이다. 종래의 막힘판(14)의 구멍(15)은 막힘판(14)과 수직한 방향으로 뚫려 있어 공기가 구멍을 통과하며 맞은편 막힘판(14)에 부딪혀 와류를 발생시킴으로써 열전달 효과를 높이게 된다.2 to 5, in order to maintain both the cooling performance of the blades and the structural rigidity, a plurality of stages of blind plates 14 are provided in the inner flow path of the blade rear end 11, and the blind plates 14 It is common to drill the hole 15 to allow a refrigerant (see arrow) to flow. The hole 15 of the conventional closure plate 14 is pierced in a direction perpendicular to the closure plate 14 so that the air passes through the hole and strikes against the closure plate 14 to generate a vortex to enhance the heat transfer effect.

그러나 이러한 방법은 고온의 가스에 직접 노출되는 압력면(12)과 흡입면(13) 대신 막힘판(14)에 부딪히기 때문에 압력면(12)과 흡입면(13)에 직접적으로 냉각 공기가 접하는 방식에 비해 냉각 효율이 떨어진다.This method, however, suffers from the fact that the cooling air directly contacts the pressure surface 12 and the suction surface 13 because it strikes the closure plate 14 instead of the pressure surface 12 and the suction surface 13, The cooling efficiency is lowered.

도 4에는 도 3의 내부유로 구조에 있어서, 막힘판과 막힘판 사이에서의 냉매의 유동속도와 방향을 나타낸 모식도가 도시되어 있고, 도 5에는 도 3의 내부유로 구조에 있어서, 블레이드 내부유로 표면에서의 열전달 계수 분포를 나타낸 모식도가 도시되어 있다.Fig. 4 is a schematic view showing the flow velocity and direction of the coolant between the clogged plate and the clogged plate in the internal flow path structure of Fig. 3, and Fig. FIG. 2 is a schematic view showing the distribution of heat transfer coefficients in FIG.

우선 도 4를 도 2와 함께 참조하면, 냉매가 막힘판(14)의 구멍(15)을 통과하면서 맞은편의 막힘판(14)에 부딪히게 되고 그로 인해 열전달이 증가하게 된다. 또한, 냉매가 맞은편 막힘판(14)에 부딪히기 때문에 막힘판(14) 표면에서 유동 속도가 가장 빠르고 결과적으로 열전달 향상도 가장 크다. 부딪힌 냉매는 압력면(12)과 흡입면(13)을 따라 흐르며 열전달 량은 서서히 감소하게 된다.Referring first to Fig. 4 together with Fig. 2, the refrigerant passes through the hole 15 of the clogged plate 14 and strikes against the clog plate 14 that is opposed to the refrigerant, thereby increasing the heat transfer. In addition, since the refrigerant strikes against the clogged plate 14, the flow velocity is the highest at the surface of the clogged plate 14, and consequently the heat transfer enhancement is the greatest. The collided refrigerant flows along the pressure surface 12 and the suction surface 13, and the heat transfer amount gradually decreases.

또한, 도 5를 도 2와 함께 참조하면, 냉매가 막힘판(14)의 구멍(15)을 통과하며 가속되어 맞은편 막힘판(14)에 부딪히게 된다. 부딪힌 냉매는 위아래로 갈라지며 압력면(12)과 흡입면(13)의 열전달을 향상시키게 된다.Referring also to Fig. 5 with reference to Fig. 2, the refrigerant passes through the bore 15 of the closure plate 14 and accelerates to strike the closure plate 14 against it. The collided refrigerant is split up and down to improve the heat transfer between the pressure side 12 and the suction side 13.

따라서, 도 4 및 도 5에 보는 바와 같이, 종래 기술에 따른 블레이드 후단부의 내부유로 구조(11)는, 냉매의 흐름에 따라 열전달이 지속적으로 높게 유지될 수 있는 구조라고 볼 수 없다. 결과적으로, 종래 기술에 따른 블레이드 후단부의 내부유로 구조(11)는 특히 많은 열부하를 받는 압력면(12)과 흡입면(13)을 효율적으로 냉각시키기 어렵다.Therefore, as shown in FIGS. 4 and 5, the internal flow path structure 11 at the rear end of the blade according to the prior art can not be regarded as a structure in which the heat transfer can be maintained at a high level continuously according to the flow of the refrigerant. As a result, the internal flow path structure 11 at the rear end of the blade according to the prior art is particularly difficult to efficiently cool the pressure surface 12 and the suction surface 13, which receive a lot of heat load.

따라서, 가스터빈 블레이드 후단부의 냉각 성능을 향상시킬 수 있는 새로운 냉각 방식이 필요한 실정이다.
Therefore, a new cooling method that can improve the cooling performance of the rear end of the gas turbine blade is required.

한국공개특허공보 제10-2011-0134505호 (2011년 12월 14일 공개)Korean Patent Laid-Open No. 10-2011-0134505 (published on December 14, 2011)

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위한 것으로, 가스터빈 블레이드 후단부의 냉각 성능 향상을 위해 특정 구조의 내부유로 구조를 포함하는 가스터빈 블레이드를 제공하는 것을 목적으로 한다.
SUMMARY OF THE INVENTION It is an object of the present invention to provide a gas turbine blade including an internal flow path structure having a specific structure for improving cooling performance of a rear end portion of a gas turbine blade.

이러한 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일 측면에 따른 가스터빈 블레이드는,According to an aspect of the present invention, there is provided a gas turbine blade comprising:

가스터빈 블레이드 후단부의 냉각 성능 향상을 위한 내부유로 구조를 포함하는 가스터빈 블레이드(500)로서,A gas turbine blade (500) comprising an inner flow path structure for improving the cooling performance of a rear end portion of a gas turbine blade,

압력면(100);Pressure face (100);

상기 압력면(100)과 대향하는 위치의 흡입면(200);A suction surface 200 at a position opposite to the pressure surface 100;

상기 압력면(100)과 흡입면(200) 사이에 위치하여 냉매 챔버(310)를 형성하는 둘 이상의 막힘판(300); 및At least two baffle plates (300) positioned between the pressure surface (100) and the suction surface (200) to form a refrigerant chamber (310); And

상기 냉매 챔버(310)로 유입된 냉매의 흐름을 압력면(100) 또는 흡입면(200)으로 유도하도록 소정의 각도(a1)로 기울어져 상기 막힘판(300)에 형성된 둘 이상의 냉매 유동로(410, 420);The refrigerant flowing into the refrigerant chamber 310 is inclined at a predetermined angle a1 to guide the flow of the refrigerant to the pressure surface 100 or the suction surface 200 so that two or more refrigerant flow paths 410, 420);

를 포함할 수 있다.
. ≪ / RTI >

이 경우, 상기 냉매 유동로(410, 420) 중 흡입면(200)을 향하는 냉매 유동로(410) 및 압력면(100)을 향하는 냉매 유동로(420)는 다수의 막힘판(300)에서 번갈아 가며 배열될 수 있다.
The refrigerant flow path 410 toward the suction surface 200 and the refrigerant flow path 420 toward the pressure surface 100 of the refrigerant flow paths 410 and 420 are alternately .

또한, 상기 각도(a1)는 압력면(100) 또는 흡입면(200)을 기준으로 10 내지 80 도일 수 있다.
The angle a1 may be 10 to 80 degrees with respect to the pressure surface 100 or the suction surface 200. [

또한, 상기 냉매 유동로(410, 420)는 원통형 형상, 다각형 형상 또는 슬롯 형상일 수 있다.
In addition, the refrigerant flow paths 410 and 420 may have a cylindrical shape, a polygonal shape, or a slot shape.

본 발명의 또 다른 측면에 따른 가스터빈 블레이드는,A gas turbine blade according to another aspect of the present invention includes:

가스터빈 블레이드 후단부의 냉각 성능 향상을 위한 내부유로 구조를 포함하는 가스터빈 블레이드(500a)로서,A gas turbine blade (500a) comprising an inner flow path structure for improving the cooling performance of a rear end portion of a gas turbine blade,

압력면(100a);Pressure surface 100a;

상기 압력면(100a)과 대향하는 위치의 흡입면(200a);A suction surface 200a at a position facing the pressure surface 100a;

상기 압력면(100a)과 흡입면(200a) 사이에 위치하여 냉매 챔버(310a)를 형성하고, 측면상 V 자 형태로 하나의 절곡부에 의해 상부 절곡부(321a) 및 하부 절곡부(322a)를 구비하는 둘 이상의 막힘판(300a); 및A refrigerant chamber 310a is formed between the pressure surface 100a and the suction surface 200a and the upper bent portion 321a and the lower bent portion 322a are formed by a single bent portion in a V- At least two baffle plates (300a) having a baffle plate (300a); And

상기 막힘판(300a)의 상부 절곡부(321a) 및 하부 절곡부(322a) 각각에 형성된 냉매 유동구(410a, 420a);Refrigerant flow ports (410a, 420a) formed in the upper bent portion (321a) and the lower bent portion (322a) of the clogging plate (300a);

를 포함하되,, ≪ / RTI &

상기 냉매 유동구(410a)를 압력면(100a) 쪽으로 향하게 하여 냉매 챔버(310a)로 유입된 냉매의 흐름을 압력면(100a)으로 유도하도록, 상기 하부 절곡부(322a)는 압력면(100a)을 기준으로 소정의 각도(b1)로 기울어져 있고,The lower bent portion 322a may be formed so as to face the pressure surface 100a so as to direct the flow of the refrigerant flowing into the refrigerant chamber 310a to the pressure surface 100a by directing the refrigerant flow hole 410a toward the pressure surface 100a Is inclined at a predetermined angle (b1)

상기 냉매 유동구(420a)를 흡입면(200a) 쪽으로 향하게 하여 냉매 챔버(310a)로 유입된 냉매의 흐름을 흡입면(200a)으로 유도하도록, 상기 상부 절곡부(321a)는 흡입면(200a)를 기준으로 소정의 각도(b2)로 기울어져 있는 구조일 수 있다.
The upper bent portion 321a is formed to have a suction surface 200a so as to direct the flow of the refrigerant flowing into the refrigerant chamber 310a to the suction surface 200a by orienting the refrigerant flow port 420a toward the suction surface 200a And may be a structure inclined at a predetermined angle b2 as a reference.

이 경우, 상기 각도(b1, b2)는 압력면(100a) 또는 흡입면(200a)을 기준으로 10 내지 80 도일 수 있다.
In this case, the angles b1 and b2 may be 10 to 80 degrees based on the pressure surface 100a or the suction surface 200a.

또한, 상기 냉매 유동구(410a, 420a)는 원통형 형상, 다각형 형상 또는 슬롯 형상일 수 있다.
The refrigerant flow ports 410a and 420a may have a cylindrical shape, a polygonal shape, or a slot shape.

본 발명의 또 다른 측면에 따른 가스터빈 블레이드는,A gas turbine blade according to another aspect of the present invention includes:

가스터빈 블레이드 후단부의 냉각 성능 향상을 위한 내부유로 구조를 포함하는 가스터빈 블레이드(500b)로서,A gas turbine blade (500b) comprising an inner flow path structure for improving the cooling performance of a rear end portion of a gas turbine blade,

압력면(100b);Pressure surface 100b;

상기 압력면(100b)과 대향하는 위치의 흡입면(200b);A suction surface 200b at a position opposite to the pressure surface 100b;

상기 압력면(100b)과 흡입면(200b) 사이에 위치하고 압력면(100b)을 기준으로 소정의 각도(c1)로 기울어져 있는 제 1 막힘판(301b);A first bunging plate 301b located between the pressure surface 100b and the suction surface 200b and inclined at a predetermined angle c1 with respect to the pressure surface 100b;

상기 압력면(100b)과 흡입면(200b) 사이에 위치하고 흡입면(200b)을 기준으로 소정의 각도(c2)로 기울어져 있으며, 상기 제 1 막힘판(301b)와 함께 냉매 챔버(301b)를 형성하는 제 2 막힘판(302b);And is located between the pressure surface 100b and the suction surface 200b and is inclined at a predetermined angle c2 with respect to the suction surface 200b and the refrigerant chamber 301b together with the first bunging plate 301b A second clog plate (302b) forming the first clog plate (302b);

상기 제 1 막힘판(301b) 및 제 2 막힘판(302b) 각각에 형성된 냉매 유동구(410b, 420b);Refrigerant flow ports (410b, 420b) formed in the first bunging plate (301b) and the second bunging plate (302b), respectively;

를 포함하되,, ≪ / RTI &

상기 제 1 막힘판(301b)에 형성된 냉매 유동구(410b)는, 제 1 막힘판(301b)의 기울기에 의해 냉매 챔버(310b)로 유입된 냉매의 흐름을 압력면(100b)으로 유도하고,The refrigerant flow hole 410b formed in the first bunging plate 301b guides the flow of the refrigerant flowing into the refrigerant chamber 310b to the pressure surface 100b by the inclination of the first bunging plate 301b,

상기 제 2 막힘판(302b)에 형성된 냉매 유동구(420b)는, 제 2 막힘판(302b)의 기울기에 의해 냉매 챔버(310b)로 유입된 냉매의 흐름을 흡입면(200b)으로 유도하는 구조일 수 있다.
The refrigerant flow port 420b formed in the second bunging plate 302b is a structure for guiding the flow of the refrigerant flowing into the refrigerant chamber 310b to the suction surface 200b by the inclination of the second bunging plate 302b .

이 경우, 상기 각도(c1, c2)는 압력면(100b) 또는 흡입면(200b)을 기준으로 10 내지 80 도일 수 있다.
In this case, the angles c1 and c2 may be 10 to 80 degrees based on the pressure surface 100b or the suction surface 200b.

또한, 상기 제 1 막힘판(301b) 및 제 2 막힘판(302b)은 압력면(100b) 또는 흡입면(200b)과 함께 측면상 삼각형 구조를 이루는 냉매 챔버(310b)를 형성하는 구조일 수 있다.
The first and second clam plates 301b and 302b may be configured to form a refrigerant chamber 310b having a triangular side surface structure together with the pressure surface 100b or the suction surface 200b .

또한, 상기 냉매 유동구(410b, 420b)는 원통형 형상, 다각형 형상 또는 슬롯 형상일 수 있다.
The refrigerant flow holes 410b and 420b may be cylindrical, polygonal, or slot-shaped.

이상에서 설명한 바와 같이, 본 발명에 따른 가스터빈 블레이드에 따르면, 가스터빈 블레이드 후단부에서의 냉각 성능을 향상시켜, 파손 방지 및 신뢰성을 확보할 수 있으며, 기존에 많은 열부하로 인하여 파손이 자주 발생하는 블레이드 후단부의 냉각 성능을 크게 향상 시켜 블레이드 파손을 예방할 수 있다.
As described above, according to the gas turbine blade of the present invention, it is possible to improve the cooling performance at the rear end of the gas turbine blade, to prevent breakage and ensure reliability, and to prevent damage It is possible to greatly improve the cooling performance at the rear end of the blade, thereby preventing blade breakage.

도 1은 종래 기술에 따른 터빈 블레이드의 사시도이다.
도 2는 도 1의 터빈 블레이드 후단부의 측단면도이다.
도 3은 도 1의 내부유로 구조를 표현한 모식도이다.
도 4는 도 3의 내부유로 구조에 있어서, 막힘판과 막힘판 사이에서의 냉매의 유동속도와 방향을 나타낸 모식도이다.
도 5는 도 3의 내부유로 구조에 있어서, 블레이드 내부유로 표면에서의 열전달 계수 분포를 나타낸 모식도이다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 블레이드 후단부의 내부유로 구조를 나타내는 측단면도이다.
도 7은 도 6의 A 부분 확대도이다.
도 8은 도 6의 내부유로 구조를 표현한 모식도이다.
도 9는 도 8의 내부유로 구조에 있어서, 막힘판과 막힘판 사이에서의 냉매의 유동속도와 방향을 나타낸 모식도이다.
도 10은 도 8의 내부유로 구조에 있어서, 블레이드 내부유로 표면에서의 열전달 계수 분포를 나타낸 모식도이다.
도 11은 종래 기술에 따른 터빈 블레이드 내부유로 구조와 본 발명에 따른 터빈 블레이드 내부유로 구조의 냉각 성능을 비교한 그래프이다.
도 12는 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 터빈 블레이드 후단부의 내부유로 구조를 나타내는 측단면도이다.
도 13은 도 12의 B 부분 확대도이다.
도 14는 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 터빈 블레이드 후단부의 내부유로 구조를 나타내는 측단면도이다.
도 15은 도 14의 C 부분 확대도이다.1 is a perspective view of a turbine blade according to the prior art.
2 is a side cross-sectional view of the rear end of the turbine blade of Fig. 1;
3 is a schematic view showing the internal flow path structure of FIG.
Fig. 4 is a schematic view showing the flow rate and direction of the coolant between the clogged plate and the clogged plate in the internal flow path structure of Fig. 3;
5 is a schematic view showing a heat transfer coefficient distribution on the surface of the internal flow path of the blade in the internal flow path structure of FIG.
6 is a side sectional view showing an internal flow path structure of a rear end portion of a turbine blade according to an embodiment of the present invention.
7 is an enlarged view of a portion A in Fig.
8 is a schematic view showing the internal flow path structure of Fig.
Fig. 9 is a schematic view showing the flow rate and direction of the refrigerant between the clogged plate and the clogged plate in the internal flow path structure of Fig. 8;
10 is a schematic view showing a heat transfer coefficient distribution on the surface of the internal flow path of the blade in the internal flow path structure of FIG.
11 is a graph comparing the cooling performance of the turbine blade internal flow path structure according to the prior art and the turbine blade internal flow path structure according to the present invention.
12 is a side sectional view showing an internal flow path structure of a rear end portion of a turbine blade according to another embodiment of the present invention.
13 is an enlarged view of a portion B in Fig.
14 is a side cross-sectional view showing an internal flow path structure of a rear end portion of a turbine blade according to another embodiment of the present invention.
15 is an enlarged view of a portion C in Fig.

이하, 첨부도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예를 상세히 설명하지만 본 발명의 범주가 그것에 한정되는 것은 아니다. 본 발명을 설명함에 있어 공지된 구성에 대해서는 그 상세한 설명을 생략하며, 또한 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 소지가 있는 구성에 대해서도 그 상세한 설명은 생략하기로 한다.
Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings, but the scope of the present invention is not limited thereto. In the description of the present invention, a detailed description of known configurations will be omitted, and a detailed description of configurations that may unnecessarily obscure the gist of the present invention will be omitted.

도 6에는 본 발명의 하나의 실시예에 따른 터빈 블레이드 후단부의 내부유로 구조를 나타내는 측단면도가 도시되어 있고, 도 7에는 도 6의 A 부분 확대도가 도시되어 있으며, 도 8에는 도 6의 내부유로 구조를 표현한 모식도가 도시되어 있다.6 is a side sectional view showing the internal flow path structure of the rear end portion of the turbine blade according to one embodiment of the present invention. Fig. 7 is an enlarged view of portion A of Fig. 6, A schematic diagram expressing the flow path structure is shown.

이들 도면을 참조하면, 본 실시예에 따른 가스터빈 블레이드(500)는, 압력면(100), 흡입면(200), 냉매 챔버(310)를 형성하는 막힘판(300) 및 막힘판(300)에 형성된 냉매 유동로(410, 420)를 포함하는 구성일 수 있다.Referring to these drawings, the gas turbine blade 500 according to the present embodiment includes a pressure plate 100, a suction surface 200, a clog plate 300 forming the refrigerant chamber 310, And a refrigerant flow path (410, 420) formed in the refrigerant flow path.

구체적으로, 도 6에 도시된 바와 같이, 압력면(100)과 흡입면(200)은 서로 대향하는 위치에 있고, 막힘판(300)은 압력면(100)과 흡입면(200) 사이에 위치하여 냉매 챔버(310)를 형성하는 구조일 수 있다.6, the pressure face 100 and the suction face 200 are in opposing positions and the closure plate 300 is positioned between the pressure face 100 and the suction face 200 Thereby forming a refrigerant chamber 310. [

또한, 도 7에 도시된 바와 같이, 냉매 유동로(410, 420)는 냉매 챔버(310)로 유입된 냉매의 흐름을 압력면(100) 또는 흡입면(200)으로 유도하도록 소정의 각도(a1)로 기울어져 막힘판(300)에 형성될 수 있다. 냉매 유동로(410, 420)와 압력면(100) 또는 흡입면(200)이 이루는 각도(a1)는 냉매의 흐름에 의해 압력면(100) 또는 흡입면(200)의 냉각 성능을 향상시킬 수 있도록 하는 각도라면 특별히 제한되는 것은 아니며, 예를 들어, 각도(a1)는 압력면(100) 또는 흡입면(200)을 기준으로 10 내지 80 도일 수 있다.7, the refrigerant flow paths 410 and 420 are formed at predetermined angles a1 and a2 so as to guide the flow of the refrigerant flowing into the refrigerant chamber 310 to the pressure surface 100 or the suction surface 200, To be formed in the clog plate 300. The angle a1 formed between the refrigerant flow paths 410 and 420 and the pressure surface 100 or the suction surface 200 may improve the cooling performance of the pressure surface 100 or the suction surface 200 by the flow of the refrigerant. The angle a1 may be 10 to 80 degrees with respect to the pressure surface 100 or the suction surface 200. The angle a1 may be 10 to 80 degrees with respect to the pressure surface 100 or the suction surface 200. For example,

한편, 냉매 유동로(410, 420)의 형상은 냉매의 흐름을 용이하게 조절할 수 있는 형상이라면 특별히 제한되는 것은 아니며, 예들 들어, 원통형 형상, 다각형 형상 또는 슬롯 형상일 수 있다.
또한, 도 8에 도시된 바와 같이, 가스터빈 블레이드의 흡입면(200)을 향하는 냉매 유동로(410) 및 압력면(100)을 향하는 냉매 유동로(420)가 블레이드의 스팬(span)방향에 대하여 일정한 간격으로 서로 번갈아 가며 배열되어 있고, 스팬(span)방향에 대해 수직으로 자른 단면상에서 같은 방향을 향하는 냉매 유동로만 존재하도록, 각각의 막힘판(300)에서 흡입면(200)을 향하는 냉매 유동로(410) 및 압력면(100)을 향하는 냉매 유동로(420)의 배열 순서가 모두 동일하다.
The shape of the refrigerant flow paths 410 and 420 is not particularly limited as long as it can easily control the flow of the refrigerant. For example, it may be a cylindrical shape, a polygonal shape, or a slot shape.
8, the refrigerant flow path 410 toward the suction surface 200 of the gas turbine blade and the refrigerant flow path 420 toward the pressure surface 100 are located in the span direction of the blade And a refrigerant flow from each baffle plate 300 toward the suction surface 200 so as to exist only in the refrigerant flow path oriented in the same direction on the cross section perpendicular to the span direction, The flow path 410 and the refrigerant flow path 420 facing the pressure surface 100 are all the same.

도 9에는 도 8의 내부유로 구조에 있어서, 막힘판과 막힘판 사이에서의 냉매의 유동속도와 방향을 나타낸 모식도가 도시되어 있고, 도 10에는 도 8의 내부유로 구조에 있어서, 블레이드 내부유로 표면에서의 열전달 계수 분포를 나타낸 모식도가 도시되어 있다.Fig. 9 is a schematic view showing the flow rate and direction of the coolant between the clogged plate and the clogged plate in the internal flow path structure of Fig. 8, FIG. 2 is a schematic view showing the distribution of heat transfer coefficients in FIG.

우선, 도 9를 도 6과 함께 참조하면, 냉매가 막힘판(300)의 냉매 유동로(410, 420)를 통과하면서 블레이드(500)의 압력면(100)과 흡입면(200)이 되는 부분에 부딪히게 되어 압력면(100)과 흡입면(200)의 열전달이 증가하게 된다. 또한, 막힘판(300)의 냉매 유동로(410, 420)를 통과한 냉매가 바로 압력면(100)과 흡입면(200)에 부딪히기 때문에 압력면(100)과 흡입면(200) 표면에서 유동 속도가 가장 빠르며 열전달 계수 또한 가장 크다. 결과적으로, 냉매는 표면을 따라 흘러 맞은편 막힘판(300)에 부딪혀 흐르며 열전달이 지속적으로 높게 유지되는 것을 볼 수 있다.Referring to FIG. 9 together with FIG. 6, when the refrigerant passes through the refrigerant flow paths 410 and 420 of the clogged plate 300, and a portion where the pressure surface 100 of the blade 500 and the suction surface 200 The heat transfer between the pressure surface 100 and the suction surface 200 is increased. Since the refrigerant that has passed through the refrigerant flow paths 410 and 420 of the clogging plate 300 hits the pressure surface 100 and the suction surface 200, the refrigerant flows from the pressure surface 100 and the suction surface 200, It has the fastest speed and the highest heat transfer coefficient. As a result, it can be seen that the refrigerant flows against the clog plate 300 flowing along the surface, and the heat transfer is kept high continuously.

또한, 도 10을 도 6과 함께 참조하면, 막힘판(300)을 통과한 냉매가 바로 압력면(100)과 흡입면(200)에 부딪히게 때문에 압력면(100)과 흡입면(200)의 열전달이 종래 기술에 비해 크게 향상 된 것을 볼 수 있다(도 5 참조). 절대적인 열전달 계수 값이 증가된 것 뿐 아니라 압력면과 흡입면 전체적으로 고르게 열전달이 향상된 것을 볼 수 있다.
Referring to FIG. 10 together with FIG. 6, since the refrigerant having passed through the clogging plate 300 directly hits the pressure surface 100 and the suction surface 200, the pressure surface 100 and the suction surface 200 It can be seen that the heat transfer is greatly improved as compared with the conventional technology (see FIG. 5). It can be seen that not only the absolute heat transfer coefficient is increased, but also the heat transfer is improved evenly over the pressure and suction surfaces as a whole.

도 11에는 종래 기술에 따른 터빈 블레이드 내부유로 구조와 본 발명에 따른 터빈 블레이드 내부유로 구조의 냉각 성능을 비교한 그래프가 도시되어 있다.11 is a graph comparing the cooling performance of the turbine blade internal flow path structure according to the prior art and the turbine blade internal flow path structure according to the present invention.

도 11을 참조하면, 종래 기술에 비해 내부유로의 압력손실이 10% 감소하였고, 압력면과 흡입면에서의 열전달은 40% 증가했음을 볼 수 있다.Referring to FIG. 11, it can be seen that the pressure loss of the inner flow path is reduced by 10% and the heat transfer by the pressure surface and the suction surface is increased by 40% as compared with the prior art.

한편, 전체 평균 열전달은 10% 증가하였지만 구멍의 갯수 증가로 인한 전열면적 증가로 전체 열전달량은 45% 증가하였으며, 열전달과 압력손실 두 가지를 동시에 고려한 냉각 성능은 52% 가량 증가했음을 볼 수 있다.
On the other hand, the total average heat transfer increased by 10%, but the heat transfer increased by 45% due to the increase of the heat transfer area due to the increase of the number of holes, and the cooling performance considering both heat transfer and pressure loss increased by 52%.

도 12에는 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 터빈 블레이드 후단부의 내부유로 구조를 나타내는 측단면도가 도시되어 있고, 도 13에는 도 12의 B 부분 확대도가 도시되어 있다.12 is a side sectional view showing an internal flow path structure of a rear end portion of a turbine blade according to another embodiment of the present invention, and Fig. 13 is an enlarged view of a portion B in Fig.

이들 도면을 참조하면, 본 실시예에 따른 터빈 블레이드는, 압력면(100a), 흡입면(200a), 냉매 챔버(310a)를 형성하는 막힘판(300a) 및 막힘판(300a)에 형성된 냉매 유동구(410a, 420a)를 포함하는 구성일 수 있다.Referring to these drawings, the turbine blade according to the present embodiment is provided with a pressure surface 100a, a suction surface 200a, a closure plate 300a forming the refrigerant chamber 310a, (410a, 420a).

구체적으로, 도 12에 도시된 바와 같이, 압력면(100a)과 흡입면(200a)은 서로 대향하는 위치에 있고, 막힘판(300a)은 압력면(100)과 흡입면(200) 사이에 위치하여 냉매 챔버(310a)를 형성하는 구조일 수 있다.12, the pressure surface 100a and the suction surface 200a are located opposite to each other, and the clog plate 300a is positioned between the pressure surface 100 and the suction surface 200 Thereby forming a coolant chamber 310a.

또한, 막힘판(300a)은, 압력면(100a)과 흡입면(200a) 사이에 위치하여 냉매 챔버(310a)를 형성하고, 측면상 V 자 형태로 하나의 절곡부에 의해 상부 절곡부(321a) 및 하부 절곡부(322a)를 구비하는 구조일 수 있다.The clogging plate 300a is positioned between the pressure surface 100a and the suction surface 200a to form the refrigerant chamber 310a and the upper bending portion 321a And a lower bent portion 322a.

한편, 냉매 유동구(410a, 420a)는 막힘판(300a)의 상부 절곡부(321a) 및 하부 절곡부(322a) 각각에 형성될 수 있다.On the other hand, the refrigerant flow holes 410a and 420a may be formed in the upper bent portion 321a and the lower bent portion 322a, respectively, of the clog plate 300a.

더욱 구체적으로, 하부 절곡부(322a)는, 냉매 유동구(410a)를 압력면(100a) 쪽으로 향하게 하여 냉매 챔버(310a)로 유입된 냉매의 흐름을 압력면(100a)으로 유도하도록, 압력면(100a)을 기준으로 소정의 각도(b1)로 기울어져 있는 구조일 수 있다.More specifically, the lower bent portion 322a directs the flow of the refrigerant flowing into the refrigerant chamber 310a toward the pressure surface 100a by directing the refrigerant flow port 410a toward the pressure surface 100a, (B1) at a predetermined angle (b1) with respect to the reference plane (100a).

또한, 상부 절곡부(321a)는, 냉매 유동구(420a)를 흡입면(200a) 쪽으로 향하게 하여 냉매 챔버(310a)로 유입된 냉매의 흐름을 흡입면(200a)으로 유도하도록, 흡입면(200a)를 기준으로 소정의 각도(b2)로 기울어져 있는 구조일 수 있다.The upper bent portion 321a is provided on the suction surface 200a so as to direct the flow of the refrigerant flowing into the refrigerant chamber 310a to the suction surface 200a by directing the refrigerant flow port 420a toward the suction surface 200a, May be inclined at a predetermined angle (b2) with respect to the reference plane (b2).

이때, 각도(b1, b2)는 냉매의 흐름에 의해 압력면(100a) 또는 흡입면(200a)의 냉각 성능을 향상시킬 수 있도록 하는 각도라면 특별히 제한되는 것은 아니며, 예를 들어, 각도(b1, b2)는 압력면(100a) 또는 흡입면(200a)을 기준으로 10 내지 80 도일 수 있다.The angles b1 and b2 are not particularly limited as long as the cooling performance of the pressure surface 100a or the suction surface 200a can be improved by the flow of the refrigerant. For example, b2 may be 10 to 80 degrees with respect to the pressure surface 100a or the suction surface 200a.

한편, 냉매 유동로(410a, 420a)의 형상은 냉매의 흐름을 용이하게 조절할 수 있는 형상이라면 특별히 제한되는 것은 아니며, 예들 들어, 원통형 형상, 다각형 형상 또는 슬롯 형상일 수 있다.
The shapes of the refrigerant flow paths 410a and 420a are not particularly limited as long as they can easily control the flow of the refrigerant. For example, the shape of the refrigerant flow paths 410a and 420a may be a cylindrical shape, a polygonal shape, or a slot shape.

도 14에는 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 터빈 블레이드 후단부의 내부유로 구조를 나타내는 측단면도가 도시되어 있고, 도 15에는 도 14의 C 부분 확대도가 도시되어 있다.Fig. 14 is a side sectional view showing the internal flow path structure of the rear end portion of the turbine blade according to still another embodiment of the present invention, and Fig. 15 is an enlarged view of portion C of Fig.

이들 도면을 참조하면, 본 실시예에 따른 터빈 블레이드는, 압력면(100b), 흡입면(200b), 냉매 챔버(310b)를 형성하는 제 1막힘판(301b)과 제 2 막힘판(302b), 제 1 막힘판(301b)과 제 2 막힘판(302b) 각각에 형성된 냉매 유동구(410b, 420b)를 포함하는 구성일 수 있다.Referring to these drawings, a turbine blade according to the present embodiment includes a first bunging plate 301b and a second bunging plate 302b forming a pressure surface 100b, a suction surface 200b, a coolant chamber 310b, And the refrigerant flow ports 410b and 420b formed in the first and second closure plates 301b and 302b, respectively.

구체적으로, 도 14에 도시된 바와 같이, 압력면(100b)과 흡입면(200b)은 서로 대향하는 위치에 있고, 제 1막힘판(301b)과 제 2 막힘판(302b)는 압력면(100b)과 흡입면(200b) 사이에 위치하여 냉매 챔버(310b)를 형성하는 구조일 수 있다.14, the pressure surface 100b and the suction surface 200b are opposed to each other, and the first and second clogged plates 301b and 302b are located on the pressure surface 100b And the suction surface 200b to form the refrigerant chamber 310b.

더욱 구체적으로, 제 1 막힘판(301b)은 압력면(100b)과 흡입면(200b) 사이에 위치하고 압력면(100b)을 기준으로 소정의 각도(c1)로 기울어져 있고, 제 2 막힘판(302b)은 압력면(100b)과 흡입면(200b) 사이에 위치하고 흡입면(200b)을 기준으로 소정의 각도(c2)로 기울어져 있는 구조일 수 있다.More specifically, the first fuller's plate 301b is positioned between the pressure surface 100b and the suction surface 200b and is inclined at a predetermined angle c1 with respect to the pressure surface 100b, and the second fuller's plate 302b may be positioned between the pressure surface 100b and the suction surface 200b and may be inclined at a predetermined angle c2 with respect to the suction surface 200b.

이때, 각도(c1, c2)는 냉매의 흐름에 의해 압력면(100a) 또는 흡입면(200a)의 냉각 성능을 향상시킬 수 있도록 하는 각도라면 특별히 제한되는 것은 아니며, 예를 들어, 각도(c1, c2)는 압력면(100b) 또는 흡입면(200b)을 기준으로 10 내지 80 도일 수 있다.At this time, the angles c1 and c2 are not particularly limited as long as the cooling performance of the pressure surface 100a or the suction surface 200a can be improved by the flow of the refrigerant. For example, c2 may be 10 to 80 degrees based on the pressure surface 100b or the suction surface 200b.

또한, 도 14 및 도 15에 도시된 바와 같이, 제 1 막힘판(301b)에 형성된 냉매 유동구(410b)는, 제 1 막힘판(301b)의 기울기에 의해 냉매 챔버(310b)로 유입된 냉매의 흐름을 압력면(100b)으로 유도할 수 있다. 또한, 제 2 막힘판(302b)에 형성된 냉매 유동구(420b)는, 제 2 막힘판(302b)의 기울기에 의해 냉매 챔버(310b)로 유입된 냉매의 흐름을 흡입면(200b)으로 유도할 수 있다.14 and 15, the refrigerant flow port 410b formed in the first bunging plate 301b is located at a position where the refrigerant flowed into the refrigerant chamber 310b due to the inclination of the first bunging plate 301b The flow can be directed to the pressure face 100b. The refrigerant flow port 420b formed in the second bunging plate 302b can guide the flow of the refrigerant flowing into the refrigerant chamber 310b to the suction surface 200b by the inclination of the second bunging plate 302b have.

한편, 도 15에 도시된 바와 같이, 제 1 막힘판(301b) 및 제 2 막힘판(302b)은 압력면(100b) 또는 흡입면(200b)과 함께 측면상 삼각형 구조를 이루는 냉매 챔버(310b)를 형성할 수 있다.15, the first and second clogged plates 301b and 302b are connected to the refrigerant chamber 310b having a triangular side surface structure together with the pressure surface 100b or the suction surface 200b, Can be formed.

또한, 냉매 유동로(410b, 420b)의 형상은 냉매의 흐름을 용이하게 조절할 수 있는 형상이라면 특별히 제한되는 것은 아니며, 예들 들어, 원통형 형상, 다각형 형상 또는 슬롯 형상일 수 있다.
The shape of the refrigerant flow paths 410b and 420b is not particularly limited as long as it can easily control the flow of the refrigerant. For example, it may be a cylindrical shape, a polygonal shape, or a slot shape.

따라서, 본 실시예에 따른 가스터빈 블레이드에 따르면, 가스터빈 블레이드 후단부에서의 냉각 성능을 향상시켜, 파손 방지 및 신뢰성을 확보할 수 있으며, 기존에 많은 열부하로 인하여 파손이 자주 발생하는 블레이드 후단부의 냉각 성능을 크게 향상 시켜 블레이드 파손을 예방할 수 있는 기술적 이점을 가지게 된다.
Therefore, according to the gas turbine blade according to the present embodiment, it is possible to improve the cooling performance at the rear end of the gas turbine blade, to prevent breakage and to ensure reliability, and to prevent damage to the rear end portion of the blade The cooling performance is greatly improved and the blade has a technical advantage of preventing breakage.

이상의 본 발명의 상세한 설명에서는 그에 따른 특별한 실시예에 대해서만 기술하였다. 하지만 본 발명은 상세한 설명에서 언급되는 특별한 형태로 한정되는 것이 아닌 것으로 이해되어야 하며, 오히려 첨부된 청구범위에 의해 정의되는 본 발명의 정신과 범위 내에 있는 모든 변형물과 균등물 및 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.
In the foregoing detailed description of the present invention, only specific embodiments thereof have been described. It is to be understood, however, that the invention is not to be limited to the specific forms thereof, which are to be considered as being limited to the specific embodiments, but on the contrary, the intention is to cover all modifications, equivalents, and alternatives falling within the spirit and scope of the invention as defined by the appended claims. .

100: 압력면 200: 흡입면
300: 막힘판 310: 냉매 챔버
410: 냉매 유동로 420: 냉매 유동로
430: 냉매 배출구 500: 가스터빈 블레이드
100a: 압력면 200a: 흡입면
300a: 막힘판 310a: 냉매 챔버
321a: 상부 절곡부 322a: 하부 절곡부
410a: 냉매 유동구 420a: 냉매 유동구
430a: 냉매 배출구 500a: 가스터빈 블레이드
100b: 압력면 200b: 흡입면
301b: 제 1 막힘판 302b: 제 2 막힘판
410b: 냉매 유동구 420b: 냉매 유동구
430b: 냉매 배출구 500b: 가스터빈 블레이드100: pressure side 200: suction side
300: clogging plate 310: refrigerant chamber
410: refrigerant flow path 420: refrigerant flow path
430: Refrigerant outlet port 500: Gas turbine blade
100a: pressure face 200a: suction face
300a: a clogging plate 310a: a refrigerant chamber
321a: an upper bent portion 322a: a lower bent portion
410a: refrigerant flow port 420a: refrigerant flow port
430a: Refrigerant outlet port 500a: Gas turbine blade
100b: pressure surface 200b: suction surface
301b: first clogged plate 302b: second clogged plate
410b: refrigerant flow port 420b: refrigerant flow port
430b: Refrigerant outlet port 500b: Gas turbine blade

Claims (11)

가스터빈 블레이드 후단부의 냉각 성능 향상을 위한 내부유로 구조를 포함하는 가스터빈 블레이드(500)로서,
압력면(100);
상기 압력면(100)과 대향하는 위치의 흡입면(200);
상기 압력면(100)과 흡입면(200) 사이에 위치하여 냉매 챔버(310)를 형성하는 둘 이상의 막힘판(300); 및
상기 냉매 챔버(310)로 유입된 냉매의 흐름을 압력면(100) 또는 흡입면(200)으로 유도하도록 소정의 각도(a1)로 기울어져 상기 막힘판(300)에 형성된 둘 이상의 냉매 유동로(410, 420);를 포함하되,
가스터빈 블레이드의 흡입면(200)을 향하는 냉매 유동로(410) 및 압력면(100)을 향하는 냉매 유동로(420)가 블레이드의 스팬(span)방향에 대하여 일정한 간격으로 서로 번갈아 가며 배열되어 있고, 스팬(span)방향에 대해 수직으로 자른 단면상에서 같은 방향을 향하는 냉매 유동로만 존재하도록, 각각의 막힘판(300)에서 흡입면(200)을 향하는 냉매 유동로(410) 및 압력면(100)을 향하는 냉매 유동로(420)의 배열 순서가 모두 동일하며, 흡입면(200)을 향하는 냉매 유동로(410)의 입구측 및 출구측은 각각 압력면(100) 및 흡입면(200)과 접해있고, 압력면(100)을 향하는 냉매 유동로(420)의 입구측 및 출구측은 각각 흡입면(200) 및 압력면(100)과 접해있어, 효율적으로 냉각이 이루어지도록 한 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
A gas turbine blade (500) comprising an inner flow path structure for improving the cooling performance of a rear end portion of a gas turbine blade,
Pressure face (100);
A suction surface 200 at a position opposite to the pressure surface 100;
At least two baffle plates (300) positioned between the pressure surface (100) and the suction surface (200) to form a refrigerant chamber (310); And
The refrigerant flowing into the refrigerant chamber 310 is inclined at a predetermined angle a1 to guide the flow of the refrigerant to the pressure surface 100 or the suction surface 200 so that two or more refrigerant flow paths 410, 420)
The refrigerant flow path 410 toward the suction surface 200 of the gas turbine blade and the refrigerant flow path 420 toward the pressure surface 100 are alternately arranged at regular intervals with respect to the span direction of the blades The refrigerant flow path 410 and the pressure surface 100 directed toward the suction surface 200 in each of the bunging plates 300 are arranged so that only the refrigerant flow path directed in the same direction on the section cut perpendicularly to the span direction is present. The inlet and outlet sides of the refrigerant flow path 410 facing the suction surface 200 are in contact with the pressure surface 100 and the suction surface 200, respectively , The inlet side and the outlet side of the refrigerant flow path (420) facing the pressure surface (100) are in contact with the suction surface (200) and the pressure surface (100), respectively, .
삭제delete 제 1 항에 있어서,
상기 각도(a1)는 압력면(100) 또는 흡입면(200)을 기준으로 10 내지 80 도 인 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
The method according to claim 1,
Wherein the angle a1 is 10 to 80 degrees with respect to the pressure surface (100) or the suction surface (200).
제 1 항에 있어서,
상기 냉매 유동로(410, 420)는 원통형 형상, 다각형 형상 또는 슬롯 형상인 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
The method according to claim 1,
Wherein the refrigerant flow paths (410, 420) are cylindrical, polygonal, or slot-shaped.
삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete
KR1020130136965A 2013-11-12 2013-11-12 Gas Turbine Blade Having an Internal Cooling Passage Structure for Improving Cooling Performance KR101464988B1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020130136965A KR101464988B1 (en) 2013-11-12 2013-11-12 Gas Turbine Blade Having an Internal Cooling Passage Structure for Improving Cooling Performance

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020130136965A KR101464988B1 (en) 2013-11-12 2013-11-12 Gas Turbine Blade Having an Internal Cooling Passage Structure for Improving Cooling Performance

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR101464988B1 true KR101464988B1 (en) 2014-11-26

Family

ID=52291512

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020130136965A KR101464988B1 (en) 2013-11-12 2013-11-12 Gas Turbine Blade Having an Internal Cooling Passage Structure for Improving Cooling Performance

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101464988B1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11293287B2 (en) 2019-06-10 2022-04-05 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Airfoil and gas turbine having same
KR20240037001A (en) 2022-09-14 2024-03-21 국립창원대학교 산학협력단 Cooling path structure for Gas turbine blade

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0475658A1 (en) * 1990-09-06 1992-03-18 General Electric Company Turbine blade airfoil with serial impingement cooling through internal cavity-forming ribs
US5246340A (en) * 1991-11-19 1993-09-21 Allied-Signal Inc. Internally cooled airfoil
US5263820A (en) * 1985-10-18 1993-11-23 Rolls-Royce Cooled aerofoil blade for vane for a gas turbine engine
EP1314855A2 (en) * 2001-11-21 2003-05-28 ROLLS-ROYCE plc Gas turbine engine aerofoil

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5263820A (en) * 1985-10-18 1993-11-23 Rolls-Royce Cooled aerofoil blade for vane for a gas turbine engine
EP0475658A1 (en) * 1990-09-06 1992-03-18 General Electric Company Turbine blade airfoil with serial impingement cooling through internal cavity-forming ribs
US5246340A (en) * 1991-11-19 1993-09-21 Allied-Signal Inc. Internally cooled airfoil
EP1314855A2 (en) * 2001-11-21 2003-05-28 ROLLS-ROYCE plc Gas turbine engine aerofoil

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11293287B2 (en) 2019-06-10 2022-04-05 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Airfoil and gas turbine having same
KR20240037001A (en) 2022-09-14 2024-03-21 국립창원대학교 산학협력단 Cooling path structure for Gas turbine blade

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7530788B2 (en) Hollow turbomachine blade
US8814500B1 (en) Turbine airfoil with shaped film cooling hole
US8801377B1 (en) Turbine blade with tip cooling and sealing
US7704045B1 (en) Turbine blade with blade tip cooling notches
US7997868B1 (en) Film cooling hole for turbine airfoil
US8435004B1 (en) Turbine blade with tip rail cooling
US7922451B1 (en) Turbine blade with blade tip cooling passages
US8864444B2 (en) Turbine vane with dusting hole at the base of the blade
US8864469B1 (en) Turbine rotor blade with super cooling
US7494319B1 (en) Turbine blade tip configuration
CN1763352A (en) Airfoil with impingement cooling of a large fillet
US20140023497A1 (en) Cooled turbine blade tip shroud with film/purge holes
EP2792851B1 (en) Turbine blade
US7878761B1 (en) Turbine blade with a showerhead film cooling hole arrangement
US20070031252A1 (en) Component comprising a multiplicity of cooling passages
JP2012137089A (en) Turbine blade
EP1728970B1 (en) Turbine blade cooling system
US8961136B1 (en) Turbine airfoil with film cooling hole
US8197210B1 (en) Turbine vane with leading edge insert
US8641377B1 (en) Industrial turbine blade with platform cooling
CN104632293A (en) Gas turbine airfoil
US8591191B1 (en) Film cooling hole for turbine airfoil
CN102182518A (en) Turbine cooling blade
KR101464988B1 (en) Gas Turbine Blade Having an Internal Cooling Passage Structure for Improving Cooling Performance
US10352174B2 (en) Film-cooled gas turbine component

Legal Events

Date Code Title Description
AMND Amendment
AMND Amendment
REEX Re-examination
X701 Decision to grant (after re-examination)
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20171106

Year of fee payment: 4

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20181119

Year of fee payment: 5

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20191105

Year of fee payment: 6