KR100567693B1 - 가스 터빈 엔진용 블레이드 - Google Patents

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Abstract

본 발명의 가스 터빈 엔진용 냉각된 터빈 블레이드는 블레이드의 후연부에 인접한 블레이드 플랫폼의 표면에 냉각 공기를 다수의 냉각 구멍에 공급하는 플랫폼 냉각 서플라이 채널을 구비한다.

Description

가스 터빈 엔진용 블레이드{TURBINE BLADE WITH PLATFORM COOLING}
도 1은 본 발명의 블레이드의 평면도,
도 2는 도 1의 2-2 선을 따라 취한 본 발명의 블레이드의 단부 단면도.
〈도면의 주요부분에 대한 부호의 설명〉
10 : 냉각 터빈 블레이드 12 : 블레이드 루트부
14 : 에어포일 16 : 제 1 단부
18 : 제 2 단부 20 : 선단 에지
22 : 후연 에지 24 : 블레이드 플랫폼
26 : 제 1 표면 28 : 제 2 표면
30 : 제 1 측면 32 : 제 2 측면
34 : 플랫폼 냉각 서플라이 채널 36 : 냉각 구멍
38 : 냉각 통로 40 : 에어포일 냉각 서플라이 채널
42, 44 : 슬롯
본 발명은 가스 터빈 엔진에 사용하기 위한 블레이드에 관한 것이며, 특히 이러한 엔진의 터빈 섹션에서 사용되는 냉각 블레이드에 관한 것이다.
항공기용 가스 터빈 엔진의 설계자들은 항상 그 엔진의 트러스트대 중량비를 증가시키고자 하고 있다. 이것은 종종 특정 엔진 부품, 특히 터빈 블레이드에서의 보다 높은 엔진 작동 온도와 보다 높은 응력을 야기시킨다. 고성능 가스 터빈 엔진의 연소기 온도는 터빈 블레이드가 제조되는 재료의 용융 온도를 종종 초과한다.
고성능 가스 터빈 엔진에서 터빈 블레이드의 파손을 방지하기 위해서, 연소기의 바로 하류의 터빈 블레이드는 내부 냉각 통로를 구비하며, 이 내부 냉각 통로를 통해서 비교적 냉각된 공기가 통과되어 블레이드를 냉각시켜서 블레이드 온도가 연소기 온도까지 상승되는 것을 방지한다. 이러한 방법에서의 냉각이 블레이드 파손을 방지하는데는 효과적이지만, 터빈 블레이드의 특정 높은 응력 위치에서의 부적당한 냉각은 크랙을 야기시켜서 궁극적으로는 블레이드 파손을 야기시킬 수 있다. 이러한 하나의 높은 응력 위치로는 에어포일의 후연 에지가 블레이드 플랫폼에 결합되는 위치가 있다.
터빈 블레이드용의 냉각 공기는 블레이드 루트부내의 냉각 통로를 통해서 아래의 블레이드 플랫폼으로부터 터빈 블레이드내로 공급된다. 후연 에지와 블레이드 플랫폼의 접합부에서의 크랙킹의 문제를 해결하는 하나의 해결책은 후연 에지에 바로 인접한 플랫폼에 냉각 구멍을 제공하고, 다음에 상기 냉각 구멍을 블레이드 루트부내의 냉각 통로에 연결하도록 블레이드 루트부를 통해 횡단 냉각 서플라이 통로를 제공하는 것이다. 궁극적으로, 블레이드 루트부내에 이러한 횡단 냉각 통로를 제공하면 블레이드를 약하게 하는 동시에 이미 크게 응력이 걸린 블레이드의 응력을 부분적으로 더 증가시키게 된다.
따라서, 엔진 작동 동안에 블레이드내의 응력을 상당히 증가시키지 않으면서 에어포일 후연 에지와 블레이드 플랫폼의 교차부를 냉각시키는 것이 필요하게 되었다.
따라서, 본 발명의 목적은 엔진 작동 동안에 블레이드내의 응력을 상당히 증가시키지 않으면서 에어포일 후연 에지와 블레이드 플랫폼의 교차부가 냉각되는 터빈 블레이드를 제공하는 것이다.
따라서, 블레이드 루트부와; 선단 에지 및 후연 에지를 포함하는 에어포일과; 제 1 표면과, 제 2 표면과, 제 1 측면과, 제 1 측면에 대향되고 제 1 측면에서 이격된 제 2 측면과, 플랫폼 냉각 서플라이 채널과, 제 1 표면내의 다수의 냉각 구멍과, 다수의 냉각 통로를 구비하는 블레이드 플랫폼을 포함하는 냉각 터빈 블레이드가 제공된다. 제 2 표면은 제 1 표면에 대향되고 제 1 표면에 대해 이격되어 있으며, 측면들은 제 1 표면으로부터 제 2 표면까지 연장되며, 블레이드 루트부는 제 1 표면에 연결되어 있다. 에어포일은 제 2 표면에 연결되어 있고, 플랫폼 냉각 서플라이 채널은 블레이드 플랫폼을 통해서 제 1 측면으로부터 제 2 측면까지 연장된다. 냉각 구멍의 각각은 냉각 통로중 하나를 통해서 플랫폼 냉각 서플라이 채널과 연통되어 있고, 플랫폼 냉각 서플라이 채널은 제 2 표면과 실질적으로 평행하다.
본 발명의 상술한 그리고 다른 특징 및 장점은 첨부 도면 및 하기 설명으로부터 보다 잘 이해될 수 있다
도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명의 냉각 터빈 블레이드(10)는 블레이드 루트부(12)와, 에어포일(14)을 포함한다. 에어포일(14)은 블레이드 루트부(12)에 근접한 제 1 단부(16)와, 상기 제 1 단부(16)에 대향된 제 2 단부(18)를 포함한다. 에어포일(14)은 제 1 단부(16)로부터 제 2 단부(18)로 연장되는 선단 에지(20) 및 후연 에지(22)를 구비하며, 후연 에지(22)는 선단 에지(20)에 대해 이격되어 있다.
블레이드 플랫폼(24)은 블레이드 루트부(12)를 에어포일(14)에 연결한다. 블레이드 플랫폼(24)은 제 1 표면(26)과 제 2 표면(28)을 구비하며, 제 1 표면(26)은 제 2 표면(28)에 대향되고 제 2 표면(28)에 대해 이격되어 있다. 도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이, 제 1 측면(30)은 제 1 표면(26)으로부터 제 2 표면(28)까지 연장되며, 제 2 측면(32)은 제 1 측면(30)에 대향되고 제 1 측면(30)에 대해 이격되어 있고, 유사하게 제 1 표면(26)으로부터 제 2 표면(28)까지 연장된다.
블레이드 루트부(12)는 블레이드 플랫폼(24)의 제 1 표면(26)에 연결되어 있고, 에어포일(14)의 제 1 단부(16)는 블레이드 플랫폼(24)의 제 2 표면(28)에 연결되어 있다. 플랫폼 냉각 서플라이 채널(34)은 블레이드 플랫폼(24)을 통해 제 1 측면(30)으로부터 제 2 측면(32)까지 연장된다. 제 2 표면(28)에는 다수의 냉각 구멍(36)이 구비되어 있고, 각 냉각 구멍(36)은 다수의 냉각 통로(38)중 하나에 의해서 플랫폼 냉각 서플라이 채널(34)에 연결되어 있다. 따라서, 각 냉각 구멍(36)은 냉각 통로(38)중 하나를 통해서 플랫폼 냉각 서플라이 채널(34)과 연통되어 있다. 하나 이상의 에어포일 냉각 서플라이 채널(40)은 블레이드 루트부(12)로부터 에어포일(14)까지 연장되어 엔진 작동 동안에 냉각 공기를 에어포일(14)로 제공한다. 본 기술 분야에 숙련된 자들이 쉽게 이해할 수 있는 바와 같이, 횡단 통로를 통해서 에어포일(14)의 냉각 서플라이 채널(40)로부터 냉각 구멍(36)으로 냉각 공기를 공급하는 것은 루트부를 동시에 약하게 하며 그 내의 응력을 증가시킨다.
도 1 및 도 2를 다시 참조하면, 플랫폼 냉각 서플라이 채널(34)은 제 2 표면(28)에 실질적으로 평행하다. 냉각 구멍(36)은 후연 에지(22)에 바로 인접해 위치되어 있고, 다음에 후연 에지(22)는 제 1 측면(30)에 바로 인접하여 위치해 있다. 제 1 및 제 2 측면(30, 32) 각각은 피더 시일(a feather seal)(도시하지 않음)을 수납하기 위한 슬롯(42, 44)을 포함하며, 플랫폼 냉각 서플라이 채널(34)은 슬롯(42, 44)의 각각과 연통된다. 이들 슬롯(42, 44), 플랫폼 냉각 서플라이 채널(34), 냉각 구멍(36) 및 냉각 통로(38)는 블레이드 플랫폼(24)내로 주조될 수 있거나, 전기방전기를 이용하여 블레이드 플랫폼(24)내에 구비될 수 있다.
본 발명의 냉각 터빈 블레이드(10)가 가스 터빈 엔진내의 디스크의 림에 부착된 경우에, 인접한 블레이드(10)의 블레이드 플랫폼(24)은 그 제 1 및 제 2 측면(30, 32)을 따라서 서로 접촉하여, 각 블레이드 플랫폼(24)의 제 1 측면(30)은 바로 인접한 블레이드(10)의 블레이드 플랫폼(24)의 제 2 측면(32)에 바로 인접하 여 있다. 본 기술 분야에 공지된 형태의 피더 시일은 바로 인접한 제 1 및 제 2 플랫폼 측면(30, 32)의 슬롯(42, 44)내에 수납되고, 이 슬롯(42, 44) 사이로 연장되며, 이에 의해 바로 인접한 블레이드 플랫폼(24) 사이의 갭을 통해서 냉각 공기 누출을 최소화한다. 본 기술 분야에 숙련된 자들이 잘 이해할 수 있는 바와 같이, 엔진 작동 동안에 림으로 공급된 냉각 공기는 피더 시일까지 통과되고, 각 블레이드(10)의 플랫폼 냉각 서플라이 채널(34)내로 배향된다.
냉각 공기는 플랫폼 냉각 서플라이 채널(34)을 통해서 냉각 통로(38)내로 통과된다. 냉각 공기는 냉각 통로(38)를 통해서 제 2 표면(28)내의 냉각 구멍(36)내로 진행한다. 여기에서부터 공기는 제 2 표면(28)상으로 유동하여 에어포일(14)의 후연 에지(22)에 인접한 블레이드 플랫폼(24)의 필름을 냉각시킨다. 바람직하게, 냉각 구멍(36)은 제 2 표면(28)상으로 빠져나가는 냉각 공기의 속도를 느리게 하도록 형성되어, 엔진의 작동 유체와 냉각 공기의 혼합이 최소로 되고 후연 에지(22)에 인접한 블레이드 플랫폼(24)의 필름 냉각이 최대화된다. 본 기술 분야에 숙련된 자들이 이해할 수 있는 바와 같이, 본 발명의 냉각 구멍(36)이 후연 에지(22)의 하류에 위치되어 있을 지라도, 에어포일(14) 둘레로 유동하는 작동 유체는 에어포일(14)의 후연 에지(22)쪽으로 냉각 구멍(36)으로부터 냉각 공기의 필름을 운반하는 소용돌이를 발생한다. 다음에, 이것은 블레이드 플랫폼(24)의 제 2 표면(28)을 결합하는 에어포일 후연 에지(22)를 냉각시킨다.
본 발명의 냉각 블레이드(10)는 엔진 작동 동안에 블레이드(10)내의 응력을 상당히 증가시키지 않으면서 블레이드 플랫폼(24)과 교차하는 에어포일(14)의 후연 에지(22)를 냉각시킨다. 또한, 본 발명의 플랫폼 냉각 서플라이 채널(34)은 블레이드(10)의 전체 중량을 감소시키지 않는 동시에, 블레이드 플랫폼(24)을 더 대류 냉각시킴으로써 블레이드 플랫폼(24)내의 열적 구배를 감소시킨다.
본 발명의 실시예와 관련하여 본 발명을 도시하고 설명하였지만, 본 기술 분야에 숙련된 자들에 의해 특허청구범위의 정신 및 영역을 벗어남이 없이 다양한 수정이 이뤄질 수 있다.
본 발명의 터빈 블레이드는 엔진 작동 동안에 블레이드내의 응력을 상당히 증가시키지 않으면서 에어포일 후연 에지와 블레이드 플랫폼의 교차부가 냉각되는 효과가 있다.

Claims (4)

  1. 가스 터빈 엔진용 블레이드이며,
    블레이드 루트부와,
    제 1 단부와, 상기 제 1 단부에 대향되고 이에 대해 이격된 제 2 단부와, 선단 에지와, 상기 선단 에지에 대해 이격된 후연 에지를 구비하는 에어포일로서, 상기 선단 에지 및 후연 에지는 상기 제 1 단부로부터 상기 제 2 단부까지 연장되는, 상기 에어포일과,
    제 1 표면과, 제 2 표면과, 제 1 측면과, 상기 제 1 측면에 대향되고 이에 대해 이격된 제 2 측면과, 플랫폼 냉각 서플라이 채널과, 상기 제 1 표면내의 다수의 냉각 구멍과, 다수의 냉각 통로를 구비하는 블레이드 플랫폼으로서, 상기 제 2 표면은 상기 제 1 표면에 대향되고 제 1 표면에 대해 이격되어 있으며, 상기 측면들은 상기 제 1 표면으로부터 상기 제 2 표면까지 연장되며, 상기 블레이드 루트부는 상기 제 1 표면에 연결되어 있고, 상기 에어포일의 상기 제 1 단부는 상기 제 2 표면에 연결되어 있으며, 상기 플랫폼 냉각 서플라이 채널은 상기 블레이드 플랫폼을 통해서 상기 제 1 측면으로부터 상기 제 2 측면까지 연장되며, 상기 냉각 구멍의 각각은 상기 냉각 통로중 하나를 통해서 상기 플랫폼 냉각 서플라이 채널과 연통되어 있는, 상기 블레이드 플랫폼을 포함하며;
    상기 플랫폼 냉각 서플라이 채널은 상기 제 2 표면과 실질적으로 평행한
    가스 터빈 엔진용 블레이드.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 냉각 구멍은 상기 후연 에지에 바로 인접하여 위치된
    가스 터빈 엔진용 블레이드.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 후연 에지는 상기 제 1 측면에 바로 인접하여 위치된
    가스 터빈 엔진용 블레이드.
  4. 제 3 항에 있어서,
    상기 제 1 및 제 2 측면의 각각은 피더 시일을 수납하기 위한 슬롯을 포함하며, 상기 플랫폼 냉각 서플라이 채널은 상기 슬롯과 연통되어 있는
    가스 터빈 엔진용 블레이드.
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Families Citing this family (48)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP4508432B2 (ja) * 2001-01-09 2010-07-21 三菱重工業株式会社 ガスタービンの冷却構造
US6514037B1 (en) 2001-09-26 2003-02-04 General Electric Company Method for reducing cooled turbine element stress and element made thereby
US6761529B2 (en) * 2002-07-25 2004-07-13 Mitshubishi Heavy Industries, Ltd. Cooling structure of stationary blade, and gas turbine
US6945749B2 (en) * 2003-09-12 2005-09-20 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade platform cooling system
US7147440B2 (en) * 2003-10-31 2006-12-12 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
US7600972B2 (en) * 2003-10-31 2009-10-13 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
US7097417B2 (en) * 2004-02-09 2006-08-29 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for an airfoil vane
DE102004029696A1 (de) * 2004-06-15 2006-01-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Plattformkühlanordnung für den Leitschaufelkranz einer Gasturbine
US7198467B2 (en) * 2004-07-30 2007-04-03 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades
US7131817B2 (en) * 2004-07-30 2006-11-07 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades
US7144215B2 (en) * 2004-07-30 2006-12-05 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades
FR2877034B1 (fr) * 2004-10-27 2009-04-03 Snecma Moteurs Sa Aube de rotor d'une turbine a gaz
US7708525B2 (en) * 2005-02-17 2010-05-04 United Technologies Corporation Industrial gas turbine blade assembly
US7255536B2 (en) * 2005-05-23 2007-08-14 United Technologies Corporation Turbine airfoil platform cooling circuit
US7695246B2 (en) * 2006-01-31 2010-04-13 United Technologies Corporation Microcircuits for small engines
US7967555B2 (en) * 2006-12-14 2011-06-28 United Technologies Corporation Process to cast seal slots in turbine vane shrouds
US8844129B2 (en) * 2007-10-15 2014-09-30 United Technologies Corporation Method and apparatus for hole crack removal
US8240981B2 (en) * 2007-11-02 2012-08-14 United Technologies Corporation Turbine airfoil with platform cooling
CH700320A1 (de) * 2009-01-30 2010-07-30 Alstom Technology Ltd Verfahren zum herstellen eines bauteils einer gasturbine.
US8092159B2 (en) * 2009-03-31 2012-01-10 General Electric Company Feeding film cooling holes from seal slots
US8356978B2 (en) * 2009-11-23 2013-01-22 United Technologies Corporation Turbine airfoil platform cooling core
GB201016423D0 (en) * 2010-09-30 2010-11-17 Rolls Royce Plc Cooled rotor blade
US8388304B2 (en) 2011-05-03 2013-03-05 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with high density section of endwall cooling channels
US20130039758A1 (en) * 2011-08-09 2013-02-14 General Electric Company Turbine airfoil and method of controlling a temperature of a turbine airfoil
US8845289B2 (en) 2011-11-04 2014-09-30 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US8870525B2 (en) 2011-11-04 2014-10-28 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US8840370B2 (en) 2011-11-04 2014-09-23 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US9022735B2 (en) 2011-11-08 2015-05-05 General Electric Company Turbomachine component and method of connecting cooling circuits of a turbomachine component
US8870536B2 (en) 2012-01-13 2014-10-28 General Electric Company Airfoil
US8870535B2 (en) 2012-01-13 2014-10-28 General Electric Company Airfoil
US10180067B2 (en) 2012-05-31 2019-01-15 United Technologies Corporation Mate face cooling holes for gas turbine engine component
US9080451B2 (en) 2012-06-28 2015-07-14 General Electric Company Airfoil
US9021816B2 (en) 2012-07-02 2015-05-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine turbine vane platform core
US8707712B2 (en) * 2012-07-02 2014-04-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine turbine vane airfoil profile
US10364680B2 (en) * 2012-08-14 2019-07-30 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having platform trench
US9121292B2 (en) 2012-12-05 2015-09-01 General Electric Company Airfoil and a method for cooling an airfoil platform
WO2014186005A2 (en) 2013-02-15 2014-11-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with combined mate face and platform cooling
EP2781697A1 (en) * 2013-03-20 2014-09-24 Siemens Aktiengesellschaft A turbomachine component with a stress relief cavity and method of forming such a cavity
US10364682B2 (en) 2013-09-17 2019-07-30 United Technologies Corporation Platform cooling core for a gas turbine engine rotor blade
US10001013B2 (en) 2014-03-06 2018-06-19 General Electric Company Turbine rotor blades with platform cooling arrangements
US10465523B2 (en) 2014-10-17 2019-11-05 United Technologies Corporation Gas turbine component with platform cooling
KR101864486B1 (ko) * 2016-07-22 2018-06-04 두산중공업 주식회사 냉각 유로를 갖는 터빈
US10641103B2 (en) 2017-01-19 2020-05-05 United Technologies Corporation Trailing edge configuration with cast slots and drilled filmholes
EP3351341A1 (de) 2017-01-23 2018-07-25 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur herstellung eines hohlraums in einer schaufelplattform
US11286809B2 (en) 2017-04-25 2022-03-29 Raytheon Technologies Corporation Airfoil platform cooling channels
EP3438410B1 (en) 2017-08-01 2021-09-29 General Electric Company Sealing system for a rotary machine
US20190264569A1 (en) * 2018-02-23 2019-08-29 General Electric Company Turbine rotor blade with exiting hole to deliver fluid to boundary layer film
CN112049690B (zh) * 2020-09-04 2021-05-18 西北工业大学 一种用于涡轮端壁的槽缝射流气膜冷却结构

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB938189A (en) * 1960-10-29 1963-10-02 Ruston & Hornsby Ltd Improvements in the construction of turbine and compressor blade elements
IT1079131B (it) * 1975-06-30 1985-05-08 Gen Electric Perfezionato raffreddamento applicabile particolarmente a elementi di turbomotori a gas
US4017213A (en) * 1975-10-14 1977-04-12 United Technologies Corporation Turbomachinery vane or blade with cooled platforms
US4353679A (en) * 1976-07-29 1982-10-12 General Electric Company Fluid-cooled element
US4767260A (en) * 1986-11-07 1988-08-30 United Technologies Corporation Stator vane platform cooling means
US4902198A (en) * 1988-08-31 1990-02-20 Westinghouse Electric Corp. Apparatus for film cooling of turbine van shrouds
US5344283A (en) * 1993-01-21 1994-09-06 United Technologies Corporation Turbine vane having dedicated inner platform cooling
JP3073404B2 (ja) * 1994-09-14 2000-08-07 東北電力株式会社 ガスタービン動翼
ES2118638T3 (es) * 1994-10-31 1998-09-16 Westinghouse Electric Corp Alabe rotativo de turbina de gas con plataforma refrigerada.
US5531457A (en) * 1994-12-07 1996-07-02 Pratt & Whitney Canada, Inc. Gas turbine engine feather seal arrangement
JP3110275B2 (ja) * 1995-03-15 2000-11-20 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼のプラットフォーム冷却装置
JPH102203A (ja) * 1996-06-17 1998-01-06 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却静翼
JP3758792B2 (ja) * 1997-02-25 2006-03-22 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構
JP3462695B2 (ja) * 1997-03-12 2003-11-05 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼シール板
JP3457831B2 (ja) * 1997-03-17 2003-10-20 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼の冷却プラットフォーム

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