KR101277388B1

KR101277388B1 - 가스 터빈 동익 및 가스 터빈

Info

Publication number: KR101277388B1
Application number: KR1020127028442A
Authority: KR
Inventors: 사토시 하다
Original assignee: 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤
Priority date: 2011-04-14
Filing date: 2011-11-29
Publication date: 2013-06-20
Also published as: EP2698501B1; JP5291837B2; US20120263603A1; WO2012140806A1; EP2698501A1; JPWO2012140806A1; CN102859120A; CN102859120B; EP2698501A4; KR20120132578A; US9085987B2

Abstract

열응력이 큰 필렛부나 날개면이나 플랫폼의 표면에 구멍 가공을 행하지 않고, 필렛부를 대류 냉각한 후의 냉각 공기는, 열응력이 작은 플랫폼 표면에 개방되는 가스 터빈 동익의 냉각 구조를 제공한다. 로터에 고정되는 기부와, 상기 기부에 고정되고, 내부에 냉각 유로를 구비하는 플랫폼과, 상기 플랫폼으로부터 직경 방향의 외측으로 연장되는 날개형부와, 상기 날개형부와 상기 플랫폼을 연결시키는 면에 배치된 필렛부로 형성되는 가스 터빈 동익이며, 상기 냉각 유로로부터 분기되어, 상기 플랫폼의 측단부에 개방되는 모관과, 상기 모관으로부터 분기되어, 상기 필렛부를 따라 직경 방향의 내측에 근접하고, 상기 플랫폼의 표면에 개방되는 필름 구멍을 구비하는 지관으로 형성되는 것을 특징으로 한다.

Description

가스 터빈 동익 및 가스 터빈 {GAS TURBINE ROTOR BLADE AND GAS TURBINE}

본 발명은, 가스 터빈에 적용되는 필렛의 냉각에 관한 가스 터빈 동익 및 가스 터빈에 관한 것이다.

가스 터빈은, 고온의 연소 가스가 갖는 열 에너지를 회전 에너지로 변환하여 전력으로서 취출하는 장치이고, 가스 터빈에 내장된 가스 터빈 동익은, 항상 고온의 연소 가스 중에서 사용된다. 그로 인해, 가스 터빈 동익은, 내부에 서펜타인 유로 등의 냉각 유로를 구비하고, 외부로부터 냉각 공기를 수용하여 날개형부를 냉각하고 있다. 특히, 날개형부와 플랫폼의 이음면인 필렛부는, 벽이 두꺼워져, 냉각하기 어려운 부위이이므로, 상대적으로 벽면 온도가 고온으로 되어, 열부하나 날개 구조인 점에서 큰 열응력이 발생하기 쉬운 부위이다. 특히, 전방 테두리 근방의 필렛부 및 날개형부의 복측(腹側)(가압면측)의 전방 테두리 근방은, 열응력이 높아지기 쉬운 장소이다. 이에 대응하기 위해, 가스 터빈 동익의 필렛부를 냉각하는 수단으로서, 냉각 공기에 의해 필렛부를 대류 냉각하는 방법이 다양하게 제안되어 있다.

특허문헌 1에는, 날개형부 내의 냉각 공기 공급로로부터 냉각 공기의 지관을 인출하고, 필렛부를 관통하여 필름 냉각 구멍으로 개방되고, 냉각 공기를 필름 냉각 구멍으로부터 분출하여 필렛부를 냉각하는 수단이 개시되어 있다.

특허문헌 2에는, 냉각 공기를 날개형부의 냉각 공기 공급관으로부터 복수개의 냉각 공기 통로를 취출하고, 필렛 하부를 타 넘어, 플랫폼 표면에 분출하는 필름 구멍을 구비한 냉각 수단이 개시되어 있다.

일본 특허 출원 공개 제2006-170198호 공보 일본 특허 출원 공개 제2008-202547호 공보

그러나 일반적으로, 열부하가 큰 필렛부 근방이나 플랫폼의 표면은 열응력이 크기 때문에, 구멍 가공에 의해 구멍 주변에 응력 집중이 발생하여, 날개의 피로 파괴가 발생하기 쉽다. 그로 인해, 열응력이 큰 필렛부나 날개면 및 플랫폼의 표면은, 구멍 가공이 곤란하다고 하는 문제점이 있다.

또한, 특허문헌 2에 개시하는 냉각 구조에서는, 필렛부와 냉각 유로의 지관이 이격되어 있기 때문에, 필렛부의 냉각이 불충분하다고 하는 문제점이 있었다.

본 발명은, 상기한 문제점을 감안하여 이루어진 것으로, 열응력이 큰 필렛부나 날개면 및 플랫폼의 표면에 구멍 가공을 행하지 않고, 필렛부를 대류 냉각한 후의 냉각 공기는, 열응력이 작은 플랫폼 표면에 개방되는 가스 터빈 동익의 냉각 구조를 제공하는 것을 목적으로 하고 있다.

본 발명은, 상기한 문제점을 해결하기 위해, 하기하는 수단을 채용하였다.

본 발명의 제1 형태에 관한 가스 터빈 동익은, 로터에 고정되는 기부와, 상기 기부에 고정되고, 내부에 냉각 유로를 구비하는 플랫폼과, 상기 플랫폼으로부터 직경 방향의 외측으로 연장되는 날개형부와, 상기 날개형부와 상기 플랫폼을 연결시키는 면에 배치된 필렛부로 형성되는 가스 터빈 동익이며, 상기 냉각 유로로부터 분기되어, 상기 플랫폼의 측단부에 개방되는 모관과, 상기 모관으로부터 분기되어, 상기 필렛부를 따라 직경 방향의 내측으로부터 상기 필렛부에 근접하고, 상기 플랫폼의 표면에 개방되는 필름 구멍을 구비하는 지관으로 형성되는 것을 특징으로 한다.

상기 제1 형태에 따르면, 가스 터빈 동익의 날개형부 내의 냉각 유로로부터 모관을 분기하고, 지관으로 더 분기함으로써, 지관을 필렛부의 내측으로부터 근접하여 배치할 수 있다. 그로 인해, 필렛부가 내측으로부터 대류 냉각되어, 필렛부의 열응력이 저감된다. 또한, 응력이 높은 플랫폼 표면의 냉각 구멍의 가공을 회피할 수 있으므로, 구멍 둘레의 응력 집중에 의한 피로 파괴가 회피되어, 가스 터빈 동익의 날개의 신뢰성이 향상된다.

상기 제1 형태에 있어서는, 상기 냉각 유로는, 가장 전방 테두리에 가까운 위치에 배치되는 것이 바람직하다.

상기 제1 형태에 따르면, 모관을 인출하는 냉각 유로가 가장 전방 테두리에 가까운 유로이므로, 열응력이 큰 전방 테두리 근방의 필렛부의 냉각이 가능하다.

상기 제1 형태에 있어서는, 상기 지관은, 상기 날개형부의 직경 방향의 평면 단면에서 보아, 필렛부의 평면 단면 내를 통과하도록 배치되는 구성이 바람직하다.

상기 구성에 따르면, 필렛부의 바로 아래를 지관이 근접하여 통과하므로, 필렛부의 바로 아래가 대류 냉각되어, 충분히 필렛부의 하면을 냉각할 수 있다.

상기 구성에 있어서는, 상기 지관은, 상기 날개형부의 복측의 상기 냉각 유로의 내벽에 외접하고, 상기 날개형부의 복측의 상기 필렛부의 외측 테두리에 내접하는 접선에 평행하게 배치되는 구성이 바람직하다.

상기 구성에 따르면, 냉각 유로의 복측 내벽에 외접하고, 필렛부 외측 테두리에 내접하는 접선에 대해, 평행하게 지관을 배치한다. 따라서 지관을 가장 필렛부에 근접하여 배치할 수 있으므로, 필렛부를 가장 광범위하게 냉각할 수 있다.

상기 구성에 있어서는, 상기 지관은, 상기 날개형부의 직경 방향의 평면 단면에서 보아, 상기 지관의 연장선과 상기 필렛부의 외측 테두리의 교점과 상기 모관의 접속구와의 중간점 또는 중간점보다 모관에 가까운 측에 개방되는 필름 구멍을 구비하는 것이 바람직하다.

상기 구성에 따르면, 상기 지관의 필름 구멍의 위치를, 상기 날개형부의 평면 단면에서 보아, 상기 지관의 연장선과 상기 필렛 라인과의 교점과 상기 모관 접속구와의 사이의 중간점 또는 중간점보다 모관에 가까운 측에 배치할 수 있으므로, 지관의 구멍 가공이 용이하다.

상기 구성이 있어서는, 상기 지관은, 복수로 이루어지고, 상기 날개형부의 직경 방향의 내측 방향의 평면 단면에서 보아, 상기 날개형부의 중심으로부터 이격되는 동시에, 상기 필름 구멍이 상기 모관에 접근하는 것이 바람직하다.

상기 구성에 따르면, 상기 날개형부의 평면 단면에서 보아, 상기 날개형부의 중심에 가장 가까운 지관으로부터, 상기 지관이 상기 중심으로부터 이격되는 동시에, 상기 모관 부근에 개방되는 필름 구멍을 구비하므로, 상기 날개형부의 중심보다 이격된 지관에서도, 전방 테두리 근방의 필렛부에 근접시켜 배치할 수 있어, 필렛부의 전방 테두리 근방의 냉각을 강화할 수 있다.

본 발명의 제2 형태는, 전술한 가스 터빈 동익을 구비한 가스 터빈인 것이 바람직하다.

상기 제2 형태에 따르면, 동익의 신뢰성이 향상되어, 가스 터빈의 장시간 운전이 가능해져, 가스 터빈 전체의 신뢰성이 향상된다.

전술한 본 발명에 따르면, 가스 터빈 동익의 열응력이 큰 영역에 냉각 구멍을 개방하는 일 없이, 열응력이 큰 필렛부의 냉각을 할 수 있으므로, 날개의 신뢰성이 향상되어, 가스 터빈의 장시간 운전이 가능해진다.

도 1은 가스 터빈의 전체 구성도의 일례를 도시한다.
도 2는 가스 터빈 동익의 사시도를 도시한다.
도 3은 제1 실시 형태에 관한 가스 터빈 동익의 평면 단면도를 도시한다.
도 4의 (a)는, 도 3의 단면 A-A를 도시하고, 도 4의 (b)는 도 3의 단면 B-B를 도시하고, 도 4의 (c)는 도 3의 전방 테두리 둘레의 확대 평면 단면도를 도시한다.
도 5의 (a)는 제2 실시 형태에 관한 가스 터빈 동익의 평면 단면도를 도시하고, 도 5의 (b)는 도 5의 (a)의 단면 C-C를 도시한다.

(제1 실시 형태)

제1 실시 형태에 관한 가스 터빈 동익 및 가스 터빈에 대해, 도 1 내지 도 3에 기초하여 이하에 설명한다.

도 1은 가스 터빈의 전체 구성도를 도시한다. 가스 터빈(1)은, 연소용 공기를 압축하는 압축기(2)와, 압축기(2)로부터 보내져 온 압축 공기에 연료를 분사시켜 연소시켜, 연소 가스를 발생시키는 연소기(3)와, 연소기의 연소 가스의 흐름 방향의 하류측에 설치되고, 연소기를 나온 연소 가스에 의해 구동되는 터빈부(4)와, 압축기(2)와 터빈부(4)와 발전기(도시하지 않음)를 일체로 체결하는 로터(5)로 구성되어 있다.

터빈부(4)는, 연소기(3)에서 발생시킨 연소 가스를 가스 터빈 정익(6) 및 가스 터빈 동익(7)에 공급하고, 가스 터빈 동익(7)을 로터(5)의 둘레로 회전시켜, 회전 에너지를 전력으로 변환하고 있다. 가스 터빈 정익(6) 및 가스 터빈 동익(7)은, 연소 가스의 흐름 방향의 상류측으로부터 하류측을 향하여 교대로 배치되어 있다. 또한, 가스 터빈 동익(7)은, 로터(5)의 둘레 방향에 복수 배치되고, 로터(5)와 일체로 되어 회전하고 있다.

도 2는 가스 터빈 동익의 외관을 도시하고 있다. 가스 터빈 동익(7)은, 로터에 고정되는 기부(13)와, 상기 기부(13)에 고정되고, 내부에 냉각 유로를 구비하는 플랫폼(12)과, 상기 플랫폼(12)으로부터 직경 방향의 외측 방향으로 연장되어 내부에 냉각 유로를 구비한 날개형부(11)로 형성되어 있다. 상기 날개형부(11)와, 상기 플랫폼(12)과, 상기 기부(13)는, 주조에 의해 일체로 제작되어 있다. 플랫폼(12)과 날개형부(11)의 이음면의 필렛부(14)는, 상기 날개형부의 전체 둘레에 배치되고, 응력 집중을 피하기 위해, 일정한 R(곡률 반경)을 가진 매끄러운 곡면으로 형성되어 있다. 필렛부(14)와 플랫폼(12)의 표면(12a)의 경계는, 필렛부의 외측 테두리(14a)를 형성하고 있다.

본 실시 형태에 관한 가스 터빈 동익의 단면 구조의 일례를, 도 3 및 도 4의 (a) 내지 도 4의 (c)에 기초하여 설명한다. 도 3은 가스 터빈 동익의 직경 방향의 평면 단면도를 도시하고, 도 4의 (a)는 도 3의 단면 A-A를 도시하고, 도 4의 (b)는 도 3의 단면 B-B를 도시하고, 도 4의 (c)는 도 3의 전방 테두리 둘레의 확대도를 도시한다.

가스 터빈 동익(7)은, 날개형부(11)를 냉각하기 위해, 로터측의 냉각 유로(도시하지 않음)로부터 냉각 공기(CA)를 수용하고, 기부(13) 내에 설치된 복수의 냉각 유로(도시하지 않음)를 경유하여, 날개형부 내의 냉각 유로에 공급된다. 가스 터빈 동익의 냉각 유로는, 일반적으로는, 가장 전방 테두리에 근접하여 배치되고 기부측으로부터 날개형부의 날개 정상부로 연장되는 단일의 냉각 유로와, 복수 계통의 냉각 유로로 이루어지는 서펜타인 냉각 유로로 형성된다.

도 2에 도시한 바와 같이, 서펜타인 냉각 유로는, 기부측의 냉각 유로로부터 날개형부의 냉각 유로로 냉각 공기(CA)가 도입되고, 플랫폼(12) 근방과 날개 정상부(15) 사이를 되접는 복수 계통의 냉각 유로로 형성되어 있다. 도 3의 직경 방향의 평면 단면도에서 도시하면, 가스 터빈 동익의 날개형부에 배치되는 냉각 유로는, 가장 전방 테두리(16)에 가까운 제1 냉각 유로(C1)로부터 가장 후방 테두리(17)에 가까운 제7 냉각 유로(C7)까지, 전방 테두리(16)로부터 후방 테두리(17)에 걸쳐서 순서대로 배치되고, 제2 냉각 유로(C2)로부터 제7 냉각 유로(C7) 사이에서 복수의 되접음 구조를 구비한 서펜타인 유로가 형성되어 있다. 도 3에서는, 제1 냉각 유로로부터 제7 냉각 유로까지, 7개의 유로로 구성되는 냉각 유로를 도시하고 있지만, 이 예로 한정되는 것은 아니다.

필렛부(14)에 가해지는 열응력은, 날개 구조나 날개면으로의 열부하의 크기에 따라 변동되지만, 통상은 날개형부(11)의 복측(가압면측)(18)의 전방 테두리(16) 근방의 필렛부(14)의 열응력이 커지는 경향에 있다. 본 실시 형태는, 주로 전방 테두리 복측의 필렛부를 냉각하기 위한 냉각 구조에 대해, 이하에 설명한다.

도 3에 도시한 바와 같이, 전방 테두리 복측 근방의 냉각 구조는, 플랫폼(12) 내의 제1 냉각 유로(C1)로부터 인출되고, 날개형부(11)의 복측(18)의 플랫폼(12)의 측단부(12b)에 개방되는 모관(20) 및 말단에 필름 구멍(21a)[도 4의 (c) 참조]을 구비한 지관(21)으로 구성되어 있다. 모관(20)은, 날개형부(11)의 직경 방향의 평면 단면에서 보아, 그 일단부가 플랫폼(12) 내에 배치된 제1 냉각 유로(C1)의 복측(18)에 연통하고, 플랫폼(12)의 표면(12a)에 대략 평행하게 연신되고, 타단부는 날개형부(11)의 복측(18)의 플랫폼(12)의 로터 회전축 방향을 따라 연장되는 측단부(12b)에 개방되어 있다. 또한, 모관(20)의 플랫폼(12)의 측단부(12b)에 형성되는 개구는, 플러그 등으로 폐색되어 있다.

도 4의 (a) 및 도 4의 (b)에 도시한 바와 같이, 모관(20)보다 구경이 작은 복수의 지관(21)이, 제1 냉각 유로(C1)에 근접하여, 모관(20)으로부터 분기되어 있다. 복수의 지관(21)이, 제1 냉각 유로(C1)측으로부터 측단부(12b)의 방향을 향하여, 등간격으로 병렬적으로 배치되어 있다. 지관(21)은, 모관(20)의 측단부(12b)측으로부터 제1 냉각 유로(C1)의 방향을 본 단면에서 보아, 모관(20)의 직경 방향의 경사 외측 방향으로부터 분기되어, 날개형부(11)의 복측(18)의 필렛부(14)를 따르게 하여, 후방 테두리(17)의 방향에 대략 직선 형상으로 연신되어 있다. 지관(21)은, 플랫폼 표면(12a)까지 신장되고, 지관(21) 선단은 개방된 필름 구멍(21a)을 형성하고 있다.

도 3, 도 4의 (a) 및 도 4의 (b)에 도시한 바와 같이, 모관(20)으로부터 분기되는 지관(21)은, 지관(2l)이 모관(20)으로부터 분기되는 복수의 접속구(21b)의 전부가, 날개형부(11)의 직경 방향의 평면 단면에서 보아, 필렛부(14)의 평면 단면 내에 배치되고, 필렛부(14)의 바로 아래를 통과하여, 플랫폼(12)에 배치된 필름 구멍(21a)까지 연장되는 배치로 하는 것이 바람직하다. 여기서, 접속구(21b)를 필렛부(14)의 평면 단면 내에 배치한다고 함은, 모관(20)과 지관(21)의 접속구(21b)가, 필렛부(14)의 외측 테두리[필렛부(14)와 플랫폼의 표면(12a)이 접하는 경계선](14a)의 내측이고, 제1 냉각 유로(C1)측에 배치되는 것을 의미한다.

다음에, 지관을 필렛부를 따르게 하여 배치하는 사고 방식을 이하에 설명한다. 도 3 및 도 4의 (c)에 도시하는 날개형부(11)의 평면 단면도에서, 제1 냉각 유로(C1)의 복측(18)의 내벽의 점 P에 외접하고, 필렛부(14)의 외측 테두리(14a)의 점 Q에 내접하는 접선을 X라고 한다. 또한, 제1 냉각 유로(C1)에 가장 근접하는 지관(21)과 모관(20)과의 접속구(21b)를 점 R이라 하고, 점 R을 통과하는 접선 X에 평행한 라인을 Y라고 하면, 그 중심축이 라인 Y와 일치하는 지관이 가장 필렛부에 근접하는 지관으로 된다.

또한, 지관(21)은, 필름 구멍(21a)의 개구로부터 모관(20)을 향하여 직선 형상으로 구멍 가공된다. 구멍 가공은, 방전 가공이나 기계 가공 등에 의해 형성되므로, 전극이나 드릴 등의 가공 툴의 인발 여유를 고려하여, 지관(21)의 길이를 선정할 필요가 있다. 라인 Y가 필렛부(14)의 외측 테두리(14a)에 교차하는 후방 테두리(17)측에 가까운 점을 T라고 하면, 점 R과 점 T의 중간점 S 또는 중간점 S보다 모관(20)에 가까운 측에 지관(21)의 필름 구멍(21a)이 배치되도록, 지관(21)을 형성하는 것이 바람직하다.

즉, 도 4의 (c)의 확대 단면도에 도시한 바와 같이, 중간점 S 근방, 또는 중간점 S보다 모관(20)에 가까운 측에 지관(21)의 필름 구멍(21a)이 배치되도록, 날개형부(11)의 직경 방향의 평면 단면 기준으로, 점 RS의 길이와 점 ST의 길이가 대략 동일한 길이 L, 또는 점 RS의 길이가 점 ST의 길이보다 약간 짧아지도록 각 지관을 형성하는 것이 바람직하다. 이와 같은 지관(21)의 배치를 선정하면, 지관(21)이 필렛부(14)를 따라 배치되고, 또한 필렛부(14)에 가장 근접하여 배치된 지관(21)을 형성할 수 있다. 또한, 날개형부(11)의 복측(18)의 날개면은 오목면 형상으로 형성되어 있으므로, 모관(20)의 접속구(21b)로부터 필렛부(14)를 따라 라인 Y 상을 연신한 지관(21)은, 날개형부(11)의 직경 방향의 평면 단면에서 보아 필렛부(14)의 평면 단면 내(필렛부 아래)를 통과하여, 필렛부(14)의 외측 테두리(14a)를 가로지르고, 플랫폼(12)의 표면(12a)에 필름 구멍(21a)을 형성하게 된다. 이 필름 구멍(21a)은, 열응력이 큰 전방 테두리 복측을 피한 플랫폼(12)의 표면(12a)에 개방되므로, 구멍 가공에 수반되는 응력 집중에 의한 날개의 피로 파괴의 문제도 회피할 수 있다.

또한, 모관(20)의 제1 냉각 유로(C1)에 연통하는 개구 단부로부터 필렛부(14)의 외측 테두리(14a)와 교차하는 점 U까지의 사이에 있어서, 상술한 가장 제1 냉각 유로(C1)에 근접한 지관(21)에 병렬시켜, 복수의 지관(21)을 배치할 수 있다. 복수의 지관(21)은, 서로 평행하게 배치되고, 모관(20)으로부터 취출한 위치가, 직경 방향으로 동일 높이에서, 동일 방향으로 취출하는 것이 바람직하다. 이와 같은 지관(21)의 배치에 의해, 필렛부(14)를 따른 복수의 지관(21)군으로 이루어지는 냉각 유로를 형성할 수 있어, 필렛부(14)의 바로 아래(필렛부의 직경 방향의 내측)로부터 필렛부(14)를 대류 냉각할 수 있다.

본 실시 형태에 따르면, 필렛부(14)의 냉각 구조는, 날개형부(11) 내의 제1 냉각 유로(C1)로부터 인출하여 플랫폼(12)의 측단부(12b)에 개방되는 모관(20)과, 모관(20)으로부터 분기되어 필렛부(14)를 따라 연신되고, 말단에 필름 구멍(21a)을 구비한 지관(21)으로 형성된다. 따라서 필렛부(14)를 따라 근접한 지관(21)을 배치할 수 있어, 필렛부(14)의 직경 방향의 내측으로부터 필렛부(14)를 대류 냉각할 수 있다. 또한, 열응력이 큰 필렛부(14)나 플랫폼 표면(12a)에 구멍 가공은 실시하지 않고, 필렛부(14)를 대류 냉각할 수 있으므로, 열응력이 큰 부위에 가공 구멍을 형성하는 것에 의한 피로 파괴의 문제가 회피되어, 날개의 신뢰성이 향상된다.

또한, 각 지관(21)은, 열응력이 비교적 작은 플랫폼 표면(12a)에 개방되고, 선단에 필름 구멍(21a)이 형성되어 있다. 필름 구멍(21a)의 형상은, 공지의 어느 형상도 적용할 수 있다. 지관(21)의 말단에 필름 구멍(21a)을 구비하므로, 지관(21)으로부터 분출된 냉각 공기(CA)에 의해, 플랫폼 표면(12a)에 안정된 냉각 공기의 필름층이 형성되고, 플랫폼(12)의 효율적인 필름 냉각이 가능해진다. 또한, 지관(21)은, 열응력이 작은 플랫폼의 표면(12a)에 개방되므로, 필름 구멍(21a)의 둘레의 피로 파괴를 회피할 수 있다.

(제2 실시 형태)

제2 실시 형태에 관한 가스 터빈 동익 및 가스 터빈에 대해, 도 5의 (a) 및 도 5의 (b)에 기초하여 이하에 설명한다.

본 실시 형태는, 도 5의 (a) 및 도 5의 (b)에 도시한 바와 같이, 제1 실시 형태와 비교하여, 지관의 배치가 다르다. 즉, 가장 제1 냉각 유로(C1)에 가까운 지관(31)은, 제1 실시 형태와 동일한 배치이다. 즉, 날개형부(11)의 직경 방향의 평면 단면에서 보아, 지관(31)의 필름 구멍(31a)의 위치가, 지관(31)의 연장선과 필렛부(14)의 외측 테두리(14a)가 교차하는 점 중 후방 테두리(17)에 가까운 점과 모관(30)의 접속구(31b)와의 중간점, 또는 중간점보다 모관(30)에 가까운 측으로 되는 구성이다. 단, 인접하는 지관(31)은, 날개형부(11)의 중심으로부터 이격되는 동시에 지관(31)의 길이를 짧게 하여, 필름 구멍(31a)의 위치를 모관(30)에 순차 접근시키는 점이 제1 실시 형태와 다르다.

도 5의 (b)에 도시한 바와 같이, 각 지관(31)은 모관(30)으로부터 후방 테두리(17)의 방향의 플랫폼 표면(12a)을 향해, 직선 형상으로 상승하는 점은 제1 실시 형태와 동일하지만, 각 지관의 경사각(직경 방향 수직축에 대한 각도)은, 날개형부(11)의 중심[제1 냉각 유로(C1)]으로부터 이격될수록, 작아지도록 배치되어 있다. 필름 구멍(31a)의 위치를, 로터축 방향으로 조금씩 어긋나게 하고 있으므로, 플랫폼 표면(12a) 상에 형성되는 필름 공기층이 인접하는 지관으로부터 분출되는 냉각 공기에 영향받지 않아, 안정된 필름층을 유지할 수 있다. 단, 경사각이 지나치게 작아지면, 필름층의 형성이 어려워진다. 또한, 지관(31)의 필름 구멍(31a)을 플랫폼의 열응력이 큰 부위에 형성하는 것이 곤란하므로, 경사각을 작게 하여, 필름 구멍의 위치를 전방 테두리에 지나치게 근접하게 하는 것은 바람직하지 않다.

본 실시 형태에 있어서도, 모관의 배치의 사고 방식, 필렛부를 따르게 하는 지관의 배치의 사고 방식은, 제1 실시 형태와 마찬가지이고, 제1 실시 형태로 발휘되는 효과는, 본 실시 형태에도 적용할 수 있다.

본 발명의 필렛부의 냉각 구조에 따르면, 필렛부가 대류 냉각되고, 열응력이 큰 영역의 냉각 구멍 가공을 회피할 수 있으므로, 날개의 피로 파괴가 회피된다. 그로 인해, 날개의 신뢰성이 향상되어, 가스 터빈의 장시간 운전이 가능해져, 가스 터빈 전체의 신뢰성이 향상된다.

상술한 제1 실시 형태 및 제2 실시 형태에서는, 제1 냉각 유로로부터 냉각 공기를 취출하여, 전방 테두리 복측의 필렛부를 냉각하는 예로 설명하였지만, 필렛부의 다른 부위를 냉각하는 경우이어도, 동일한 사고 방식을 적용할 수 있다.

전술한 실시 형태는, 본 발명의 기술 사상을 반영한 대표예이지만, 본 발명의 기술 사상을 만족하는 한, 다른 실시예 및 그 외의 변형예도 본 발명의 범위에 포함된다.

1 : 가스 터빈
2 : 압축기
3 : 연소기
4 : 터빈부
5 : 로터
6 : 가스 터빈 정익
7 : 가스 터빈 동익
11 : 날개형부
12 : 플랫폼
12a : 플랫폼 표면
12b : 측단부
13 : 기부
14 : 필렛부
14a : 필렛부 외측 테두리
15 : 날개 정상부
16 : 전방 테두리
17 : 후방 테두리
18 : 복측(腹側)(가압면측)
19 : 배측(背側)(부압면측)
20, 30 : 모관
21, 31 : 지관
21a, 31a : 필름 구멍
21b, 31b : 접속구
C1 : 제1 냉각 유로
C2 내지 C7 : 제2 냉각 유로 내지 제7 냉각 유로
CA : 냉각 공기

Claims

로터에 고정되는 기부(13)와,
상기 기부에 고정되고, 내부에 냉각 유로(C1 내지 C7)를 구비하는 플랫폼(12)과,
상기 플랫폼으로부터 직경 방향의 외측으로 연장되는 날개형부(11)와,
상기 날개형부와 상기 플랫폼을 연결시키는 면에 배치된 필렛부(14)로 형성되는 가스 터빈 동익이며,
상기 냉각 유로로부터 분기되어, 상기 플랫폼의 측단부에 개방되는 모관(20, 30)과,
상기 모관으로부터 분기되어, 상기 필렛부를 따라 직경 방향의 내측으로부터 상기 필렛부에 근접하고, 상기 플랫폼의 표면에 개방되는 필름 구멍(21a, 31a)을 구비하는 지관(21, 31)으로 형성되는, 가스 터빈 동익(7).
제1항에 있어서, 상기 냉각 유로는 가장 전방 테두리에 가까운 위치에 배치되는, 가스 터빈 동익.
제1항에 있어서, 상기 지관은, 상기 날개형부의 직경 방향의 평면 단면에서 보아, 필렛부의 평면 단면 내를 통과하도록 배치되는, 가스 터빈 동익.
제3항에 있어서, 상기 지관은, 상기 날개형부의 복측의 상기 냉각 유로의 내벽에 외접하고, 상기 날개형부의 복측의 상기 필렛부의 외측 테두리에 내접하는 접선에 평행하게 배치되는, 가스 터빈 동익.
제4항에 있어서, 상기 지관은, 상기 날개형부의 직경 방향의 평면 단면에서 보아, 상기 지관의 연장선과 상기 필렛부의 외측 테두리의 교점(T)과 상기 모관의 접속구(R)와의 중간점(S), 또는 중간점보다 모관에 가까운 측에 개방되는 필름 구멍을 구비하는, 가스 터빈 동익.
제4항에 있어서, 상기 지관은, 복수로 이루어지고, 상기 날개형부의 직경 방향의 평면 단면에서 보아, 인접한 지관들의 길이가 상기 날개형부의 중심으로부터 이격됨에 따라 짧아짐으로써, 상기 필름 구멍이 상기 모관에 순차적으로 접근하는, 가스 터빈 동익.
제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 기재된 가스 터빈 동익을 구비한, 가스 터빈(1).