KR101875683B1

KR101875683B1 - Gas turbine blade with internal cooling path in discrete multi-cavity rib and rim impingement cooling for enhancing film cooling effectiveness

Info

Publication number: KR101875683B1
Application number: KR1020170043582A
Authority: KR
Inventors: 조형희; 박민제; 박세진; 손호성; 방민호; 정의엽; 최석민; 김선호
Original assignee: 연세대학교 산학협력단
Priority date: 2017-04-04
Filing date: 2017-04-04
Publication date: 2018-07-06

Abstract

Disclosed is a gas turbine blade having a segmented multicavity concavo-convex structure. The present invention relates to gas turbine blade including a blade tip of an airfoil, a spiller tip extending radially outwardly along a blade tip from a leading edge to a trailing edge on the blade tip surface, a cavity concavo-convex, and a film cooling hole through which a cooling fluid is discharged on the blade tip surface. A segmented multi-cavitated concave-convex structure is formed on the blade surface, by forming the cooling channel in the inside thereof, it is evenly sprayed throughout the blade′s succulent tip, and thus on the suction side near the leading edge, the problem that the cooling flow is not evenly injected can be solved. In addition, by collision cooling using the cooling flow path located inside the concave and convex, it is possible to form a residual vortex in the inner rim of the spiller tip, and thus it is possible to prevent fluidization and swirling flow of main flow and high heat load can be prevented.

Description

막냉각효율 향상을 위한 분절된 멀티캐비티 요철 내 냉각유로 삽입 및 림 충돌제트 냉각방식을 적용한 가스터빈 블레이드{Gas turbine blade with internal cooling path in discrete multi-cavity rib and rim impingement cooling for enhancing film cooling effectiveness}Technical Field [0001] The present invention relates to a gas turbine blade, and more particularly, to a gas turbine blade using a gas turbine blade with a discrete multi-cavity rib and a rim impingement cooling enhancing film cooling effect,

본 발명은 막냉각효율을 향상시켜 블레이드 팁에 발생하는 열 부하를 방지함으로써 블레이드 팁의 파손을 방지하고 내구성을 높이는 것을 목적으로 하는 발명으로서, 더욱 상세하게는 가스터빈 블레이드의 표면에 배치되며 구조 내부에 막냉각홀을 포함하는 분절된 멀티캐비티 요철 구조를 통하여 충돌제트방식으로 블레이드 팁과 림을 냉각하는 가스터빈 블레이드에 관한 것이다.An object of the present invention is to prevent breakage of a blade tip and increase durability by preventing a heat load generated in a blade tip by improving a film cooling efficiency, and more particularly, To a gas turbine blade that cools the blade tip and rim in an impinging jet fashion through a segmented multi-cavity concavo-convex structure including a membrane cooling hole.

가스터빈은 고온, 고압의 연소가스를 이용하여 터빈을 가동시키는 열기관을 말하며, 일반적으로 압축기와 연소기, 터빈으로 이루어진다.A gas turbine is a heat engine that uses a high-temperature, high-pressure combustion gas to drive a turbine. Generally, it consists of a compressor, a combustor, and a turbine.

작동과정은 압축기를 이용하여 공기를 압축하고, 압축된 공기를 연소실로 이동시켜 연료를 분산하여 연소시키며, 이때 생긴 고온, 고압의 가스를 터빈에 뿜어내면서 팽창시켜 터빈을 회전시킨다.The operating process compresses the air using a compressor, moves the compressed air to the combustion chamber, disperses and burns the fuel, and expands and expands the high temperature and high pressure gas generated at this time to rotate the turbine.

이와 같은 가스터빈의 열효율은 압축기와 터빈의 효율이 좋을수록, 압축압력이 높을수록, 그리고 터빈으로 들어가는 유입 가스의 온도가 높을수록 높아진다. The thermal efficiency of such a gas turbine increases with higher efficiency of the compressor and turbine, higher compression pressure, and higher temperature of the incoming gas entering the turbine.

상기와 언급한 바와 같이, 주 유동의 온도가 높으면 터빈 효율이 높아지기 때문에 가스터빈 블레이드는 고온의 환경에서 주로 작동되며, 고온의 환경에서 작동됨에 따라 가스터빈에 높은 열 부하가 발생하여 다른 부품들보다 파손이 빈번하게 발생한다는 문제점이 있다.As mentioned above, the gas turbine blades operate mainly in a high temperature environment because the higher the main flow temperature, the higher the turbine efficiency. As a result of operating in a high temperature environment, a high heat load is generated in the gas turbine, There is a problem that frequent breakage occurs.

이를 보완하고자, 종래에는 블레이드의 스퀼러 팁(Squealer tip) 구조와 더불어 블레이드 바디의 측면에 냉각 유체가 나올 수 있는 홀을 형성하여 고온의 주 유동을 냉각시키는 방식을 활용하기도 하였으나, 유동의 재 부착 및 스월유동(Swirling flow)의 형성으로 인하여 냉각에도 불구하고 블레이드에 여전히 높은 열 부하가 발생한다는 문제가 있다.In order to compensate for this, conventionally, in addition to the squealer tip structure of the blade, a method of cooling the main stream of high temperature by forming a hole through which the cooling fluid can be generated on the side of the blade body has been utilized, And the formation of a swirling flow, there is still a problem that a high heat load is still generated in the blade despite the cooling.

또한, 다른 냉각 방법으로 원형의 막냉각홀을 다수 구비하여 블레이드의 스퀼러 팁 부분을 냉각하는 방안이 있는데 홀을 다수 구비하는 경우 냉각효율은 높아지나, 단순히 홀의 개수만을 늘려 냉각하는 방식을 취하는 경우 홀의 개수가 늘어날수록 오히려 터빈 전체의 효율이 낮아질 수 있는 문제가 있으며, 또한 냉각 홀에서 나오는 냉각유체가 팁 표면 전체를 고르게 냉각시키지 못한다는 문제점이 있었다. In addition, there is a method of cooling a spiller tip portion of a blade by providing a plurality of circular film cooling holes by another cooling method. In the case where a plurality of holes are provided, the cooling efficiency is high. However, if cooling is performed by simply increasing the number of holes There is a problem that the efficiency of the entire turbine can be lowered as the number of holes increases, and the cooling fluid coming out of the cooling holes can not evenly cool the entire tip surface.

가스터빈 블레이드와 관련된 선행기술 중 한국등록특허(10-1573409)는 다수의 냉각 홀을 구비하여 냉각하는 방법에 대하여 기재하고 있다. 다만, 후술할 본 발명과 달리 홀 배열을 블레이드 팁 외부에 형성하고 있으며, 요철 구조에 대한 어떠한 기재도 없다는 점에서 본 발명과 차이가 있다.Among the prior art related to gas turbine blades, Korean Patent No. 10-1573409 describes a method of cooling by providing a plurality of cooling holes. However, unlike the present invention to be described later, a hole array is formed outside the blade tip, and there is no description about the concavo-convex structure, which is different from the present invention.

또한, 미국공개특허(US-12486249)는 본 발명과 유사하게 스퀼러 팁과 멀티캐비티 요철 구조를 갖추고 있다는 점에서 본 발명과 유사성이 있으나, 유동홀을 종래의 냉각기술과 마찬가지로 스퀼러 팁의 외부에 배치하고 있다는 점에서 본 발명과 차이점이 있다.In addition, US-12486249 is similar to the present invention in that it has a spiller tip and a multi-cavity concavo-convex structure similar to the present invention, So that there is a difference from the present invention.

아울러, 한국공개특허(2015-0134375)에서는 충돌제트 방식으로 블레이드의 전연(Leading edge)까지 냉각할 수 있는 캐비티 구조에 대하여 개시하고 있으나, 복수 개의 캐비티 및 냉각 유동 홀의 위치 등이 본 발명과 상이하다.Korean Patent Laid-Open Publication No. 2015-0134375 discloses a cavity structure capable of cooling to the leading edge of a blade by an impinging jet method, but the positions of a plurality of cavities and cooling flow holes are different from the present invention .

즉, 종래의 기술에서는 터빈의 효율을 유지하면서도 냉각 효율을 높일 수 있는 바람직한 방안을 제시하지 못하고 있는 것이 현실이다.That is, in the conventional technology, it is a reality that a preferable method of increasing the cooling efficiency while maintaining the efficiency of the turbine has not been provided.

01 : 한국등록특허, 등록번호 : KR 10-1573409 , 발명의 명칭 : "후방분사방식을 이용한 막 냉각 홀 배열구조를 갖는 가스터빈 블레이드"01: Korean Registered Patent, Registration No. KR 10-1573409, entitled "Gas Turbine Blade Having Membrane Cooling Hole Array Structure Using Backward Spraying" 02 : 미국공개특허, 출원번호 : US-12486249, 발명의 명칭 : "Turbine blade squealer tip rail with fence members"02: U.S. Published patent application, Application No.: US-12486249, entitled "Turbine blade squealer tip rail with fence members" 03 : 한국공개특허, 출원번호 : KR 2015-0134375, 발명의 명칭 : “가스 터빈의 터빈 블레이드를 위한 냉각 기구”03: Korean Patent Publication No. KR 2015-0134375, entitled " Cooling Apparatus for Turbine Blade of Gas Turbine "

본 발명은 가스터빈 블레이드의 냉각 성능을 향상시켜, 특히 블레이드 팁에 작용하는 열 부하를 방지하여 팁의 파손을 줄이고 신뢰성을 향상시키는 것을 목적으로 한다.The present invention aims at improving the cooling performance of a gas turbine blade, in particular, by preventing heat load acting on the blade tip, thereby reducing damage to the tip and improving reliability.

또한, 본 발명은 종래의 냉각 기술이 블레이드 림과 팁을 고르게 냉각시키지 못하여 블레이드 팁의 흡입면 및 블레이드 전연 부근에 취약 부위가 존재하던 단점을 보완하고자 한다. In addition, the present invention is intended to compensate for the disadvantage that conventional cooling techniques fail to cool the blade rim and tip evenly, resulting in the presence of a vulnerable area near the suction side of the blade tip and the leading edge of the blade.

본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제는 이상에서 언급한 기술적 과제로 제한되지 않으며 언급되지 않은 또 다른 기술적 과제들은 아래의 기재로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.The technical object of the present invention is not limited to the above-mentioned technical objects and other technical objects which are not mentioned can be clearly understood by those skilled in the art from the following description will be.

상기 언급한 목적을 달성하기 위하여, 본 발명은 가스터빈 블레이드에 있어서, 익형(air foil)의 블레이드 바디; 상기 블레이드 바디의 압력면과 흡입면으로 이루어진 블레이드 측면부 표면을 따라 반경 방향으로 연장되며 일정한 두께로 형성된 스퀼러 팁; 블레이드 팁 표면 상에 배치된 캐비티 요철 구조; 및 상기 캐비티 요철 구조 내부에 위치하며, 상기 블레이드 팁 표면 상에 냉각 유체가 배출되는 막냉각홀을 적어도 하나 이상 포함하며,
상기 캐비티 요철 구조는 익형의 상기 스퀼러 팁의 양쪽 림 어느 한 곳에도 부착되지 않도록 일정 거리를 두고 배치되어 분절 구조를 이루고, 스퀼러 팁의 압력면 및 흡입면 방향으로 냉각유체가 분출될 수 있도록, 상기 캐비티 요철 구조의 양 분절면에 적어도 하나 이상의 유동홀이 형성되는 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드를 제공할 수 있다.In order to achieve the above-mentioned object, the present invention provides a gas turbine blade comprising: a blade body of an air foil; A spiral tip extending in a radial direction along a surface of the blade side surface composed of the pressure surface and the suction surface of the blade body and formed to have a constant thickness; A cavity concavo-convex structure disposed on the blade tip surface; And a film cooling hole located inside the cavity concavo-convex structure and through which cooling fluid is discharged on the blade tip surface,
The cavity convexo-concave structure is arranged at a certain distance so as not to be attached to any one of both rims of the spiral tip of the airfoil and has a segmented structure so that the cooling fluid can be ejected in the direction of the pressure surface and the suction surface of the spiller tip And at least one flow hole is formed on both segmental surfaces of the cavity concavo-convex structure.

특히, 상기 캐비티 요철 구조는 버티컬 립(Vertical rib)이며, 상기 캐비티 요철 구조의 립의 높이가 스퀼러 팁의 높이와 동일한 것을 특징으로 한다.In particular, the cavity concavo-convex structure is a vertical rib, and the height of the lip of the cavity concavo-convex structure is the same as the height of the squeaker tip.

또한, 상기 복수 개의 막냉각홀은 블레이드 팁 표면 상에 평균 캠버 라인(Mean camber line)을 따라 간격을 두고 배치된 것을 특징으로 한다.In addition, the plurality of film cooling holes are spaced apart along the mean camber line on the blade tip surface.

아울러, 상기 캐비티 요철 구조는 일정 간격을 두고 블레이드 전연을 바라보는 면과 평균 캠버 라인 사이의 각도가 수직이 되는 방향으로, 적어도 하나 이상 배치된 것을 특징으로 한다.The cavity concavo-convex structure is characterized in that at least one or more of the cavity concavo-convex structures are arranged in a direction in which the angle between the plane facing the leading edge of the blade and the average camber line is perpendicular to each other at regular intervals.

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나아가, 상기 유동홀의 형상은 원형 또는 사각형인 것을 특징으로 한다.Furthermore, the shape of the flow hole is circular or rectangular.

또한, 냉각 유체가 상기 캐비티 요철 구조에 부딪친 후, 방향을 바꾸어 상기 유동홀을 통하여 스퀼러 팁의 압력면과 흡입면 방향으로 갈라져 상기 스퀼러 팁의 림을 충돌제트방식으로 냉각하는 것을 특징으로 한다.Further, after the cooling fluid hits the cavity concavo-convex structure, the cooling fluid changes its direction and is divided in the direction of the pressure surface and the suction surface of the spiller tip through the flow hole to cool the rim of the spiller tip by the impulsive jet method .

본 발명은 블레이드 표면에 분절된 멀티캐비티(multi-cavitity) 요철 구조를 형성하고, 그 내부에 냉각유로를 형성함으로써, 블레이드의 스퀄러 팁 전체에 고르게 분사 가능해져 기존의 전연(Leading edge) 부근에서 냉각유동이 분사되지 않는 문제점을 해결할 수 있으며, 또한 요철 내부에 위치한 냉각유로를 이용한 충돌 냉각을 통하여 스퀼러 팁 안쪽 림 부분에 잔류하는 볼텍스(Vortex)를 형성할 수 있게 되어, 주 유동의 유동 재 부착 및 스월유동(Swirling flow)을 방지하여 높은 열 부하를 방지할 수 있다.According to the present invention, a multi-cavity concave-convex structure is formed on the surface of a blade and a cooling flow path is formed in the inside thereof. Thus, evenness can be uniformly distributed over the entire squarer tip of the blade, It is possible to solve the problem that the cooling flow is not injected and the vortex remaining in the inner rim portion of the squeaker tip can be formed through the impingement cooling using the cooling flow path located inside the concavo-convex portion, Adherence and swirling flow can be prevented, and high heat load can be prevented.

도 1은 종래의 스퀼러 팁과 블레이드 바디 측면에 냉각홀을 포함하는 가스터빈 블레이드에 관한 사시도이다.
도 2는 종래의 스퀼러 팁와 막냉각홀로 구성된 가스터빈 블레이드의 사시도 및 단면도이다.
도 3은 분절된 멀티캐비티 요철 구조를 포함하는 가스터빈 블레이드에 관한 사시도이다.
도 4는 분절된 멀티캐비티 요철 구조를 통하여 냉각 유동이 흐르는 것을 나타낸 가스터빈 블레이드에 관한 사시도이다.
도 5는 분절된 캐비티 요철 구조 내부의 막냉각홀에서 나오는 냉각유동이 림 방향으로 분출되는 것을 도시한 도면이다.
도 6은 종래의 냉각기술과 분절된 캐비티 요철 구조 내부에 막냉각홀을 포함하여 충돌제트방식으로 냉각하는 기술의 효율을 비교한 도면이다.
도 7은 멀티 캐비티 요철 구조의 유무 및 개수에 따라 블레이드 팁(tip)과 림(rim) 부위의 열 전달계수를 비교한 도면이다.
도 8은 블레이드에 흐르는 냉각유동의 흐름을 나타낸 도면이다. 특히, 도 8 (a)는 종래의 블레이드 팁 표면에 막냉각홀만 있는 경우의 냉각유동의 흐름을, 그리고 도 8 (b)는 멀티캐비티 요철 구조 내부에 막냉각홀을 포함하는 경우의 냉각유동의 흐름에 대해 나타낸 도면이다.
도 9는 블레이드 전체의 냉각효율을 나타낸 도면이다. 특히, 도 9 (a)는 종래의 블레이드 팁 표면에 막냉각홀만 있는 경우의 냉각효율을, 도 9 (b)는 멀티캐비티 요철 구조 내부에 막냉각홀을 포함하는 경우의 냉각효율을 표시한 도면이다.1 is a perspective view of a conventional gas turbine blade including a cooling hole at a side of a spiller tip and a blade body.
2 is a perspective view and a cross-sectional view of a gas turbine blade composed of a conventional spiller tip and a membrane cooling hole.
3 is a perspective view of a gas turbine blade including a segmented multi-cavity convexo-concave structure.
Figure 4 is a perspective view of a gas turbine blade showing a flow of cooling flow through a segmented multi-cavity concavo-convex structure.
FIG. 5 is a view showing that a cooling flow emerging from a film cooling hole inside the segmented cavity concavo-convex structure is ejected in the rim direction.
Figure 6 compares the efficiency of cooling techniques with an impingement jet method including a conventional cooling technique and a film cooling hole within a segmented cavity concavo-convex structure.
FIG. 7 is a graph comparing heat transfer coefficients of a blade tip and a rim region according to the presence or absence of a multi-cavity concavo-convex structure.
8 is a view showing the flow of the cooling flow to the blades. Particularly, Fig. 8 (a) shows the flow of cooling flow when only the film cooling hole exists on the surface of the conventional blade tip, and Fig. 8 (b) shows the flow of cooling flow when the film cooling hole is included in the multi- As shown in FIG.
9 is a diagram showing the cooling efficiency of the entire blade. Particularly, Fig. 9 (a) shows the cooling efficiency when only the film cooling holes are present on the surface of the conventional blade tip, and Fig. 9 (b) shows the cooling efficiency when the film cooling holes are included in the multi- FIG.

이하에서는 도면을 참조하여 본 발명을 보다 상세하게 설명한다. 도면들 중 동일한 구성요소들은 가능한 한 어느 곳에서든지 동일한 부호들로 나타내고 있음에 유의해야 한다. 또한, 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있는 공지 기능 및 구성에 대해 상세한 설명은 생략한다.Hereinafter, the present invention will be described in detail with reference to the drawings. It is to be noted that the same elements among the drawings are denoted by the same reference numerals whenever possible. Further, the detailed description of known functions and configurations that may unnecessarily obscure the subject matter of the present invention will be omitted.

어떤 구성요소가 다른 구성요소에 연결되어 있거나 접속되어 있다고 언급될 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 한다. 또한, 본 명세서 전체에서 어떤 부재가 다른 부재 "상에" 위치한다고 할 때, 이는 어떤 부재가 다른 부재에 접해 있는 경우뿐 아니라 두 부재 사이에 또 다른 부재가 존재하는 경우도 포함한다.It is to be understood that when an element is referred to as being connected or connected to another element, it may be directly connected or connected to the other element, but it should be understood that there may be other elements in between. Further, when a member is referred to as being "on " another member throughout the specification, this includes not only when a member is in contact with another member but also when another member exists between the two members.

본 출원에서, “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.In the present application, the term " comprises " or " having " or the like is intended to specify the presence of stated features, integers, steps, operations, elements, parts, or combinations thereof, But do not preclude the presence or addition of other features, numbers, steps, operations, components, parts, or combinations thereof.

도 1은 종래의 스퀼러 팁과 블레이드 바디 측면에 냉각홀을 포함하는 가스터빈 블레이드에 관한 사시도이다.1 is a perspective view of a conventional gas turbine blade including a cooling hole at a side of a spiller tip and a blade body.

종래의 가스터빈 블레이드 냉각 방법의 하나로써 스퀼러 팁(Squealer tip, 20)을 포함하는 블레이드 바디 측면(12)에 블레이드 내부로부터 연결되는 냉각 유동홀을 배치하여 고온의 주 유동을 냉각하는 방법이 있다.As a conventional method of cooling a gas turbine blade, there is a method of cooling a hot main stream by arranging a cooling flow hole connected from the inside of the blade to a blade body side 12 including a squealer tip 20 .

다만, 상기와 같은 냉각 기술은 블레이드에 포함된 스퀼러 팁에 의하여 팁 부분에 고온의 유동이 재 부착될 뿐만 아니라, 스월유동(Swirling flow)이 발생하여 여전히 블레이드 팁 부분에 높은 열 부하가 발생한다는 문제가 있다.However, in the above-described cooling technique, the high-temperature flow is reattached to the tip portion due to the spiller tip included in the blade, and a swirling flow is generated, so that a high heat load is still generated in the blade tip portion there is a problem.

도 2는 종래의 스퀼러 팁와 막냉각홀로 구성된 가스터빈 블레이드의 사시도 및 단면도이다.2 is a perspective view and a cross-sectional view of a gas turbine blade composed of a conventional spiller tip and a membrane cooling hole.

먼저 가스터빈 블레이드의 위치를 설명함에 있어서, 블레이드 밑단을 루트라고 하고, 압력면(21)과 흡입면(22)으로 이루어진 옆면을 블레이드 바디 측면(12), 상기 블레이드 측면(11) 최 외각을 따라서 루트와 평행한 영역을 블레이드 팁 및 팁 표면(11)이라고 한다.In the following description of the position of the gas turbine blades, it is assumed that the root of the blade is referred to as a root, and a side surface composed of the pressure surface 21 and the suction surface 22 is defined along the blade body side surface 12, The area parallel to the root is referred to as the blade tip and tip surface 11.

앞서 언급한 냉각 방법 외에 블레이드 팁 표면(11)에 복수 개의 막냉각홀(40)을 배치하여, 상기 막냉각홀(40)을 통해 배출된 냉각 유동이 블레이드의 팁과 림(23)을 냉각시키는 방법도 존재한다.In addition to the aforementioned cooling methods, a plurality of film cooling holes 40 may be disposed in the blade tip surface 11 so that the cooling flow discharged through the film cooling holes 40 cools the tip and rim 23 of the blade There is also a method.

상기 복수 개의 막냉각홀(40)을 이용한 냉각 방식은 앞선 냉각방법의 고온의 유동이 재 부착된다거나 스월유동이 발생하는 문제점은 해결할 수 있으나, 이 방법 역시도 냉각유동을 블레이드 팁 전체에 고르게 분사할 수 없어 팁 내에도 열 부하 취약 부위(60)가 존재한다는 문제가 있다.The cooling method using the plurality of film cooling holes 40 can solve the problem of re-adhering the high-temperature flow of the previous cooling method or generating the swirl flow. However, this method can also solve the problem of uniformly spraying the cooling flow over the blade tip There is a problem that the heat load weak portion 60 exists even in the tip.

열 부하 취약 부위는 종래의 냉각방식에 따를 때 후술할 도 9의 블레이드 팁의 흡입면(22) 및 블레이드 전연 근처의 냉각효율이 낮은 영역을 의미한다. 상기 열 부하 취약 부위는 막냉각홀(40)로부터 유출된 냉각 유체가 고르게 분사되지 않아 열 부하가 작용하여 블레이드 팁의 부식의 위험이 높은 영역이다.The heat load vulnerable region refers to a region having a low cooling efficiency near the suction surface 22 and the blade leading edge of the blade tip of FIG. 9, which will be described later, according to the conventional cooling method. The heat load weak region is a region where the cooling fluid flowing out of the film cooling hole 40 is not uniformly injected, and a risk of corrosion of the blade tip is high due to a heat load acting thereon.

종래 냉각 방법의 문제점을 해결하고자, 본 발명은 가스터빈 블레이드에 있어서, 익형(air foil)의 블레이드 바디(10), 상기 블레이드 바디(10)의 압력면(21)과 흡입면(22)으로 이루어진 블레이드 측면(12)부 표면을 따라 반경 방향으로 일정한 두께로 연장되며 형성된 스퀼러 팁(20), 상기 블레이드 팁 표면(11) 상에 배치된 캐비티 요철 구조(30); 및 상기 블레이드 팁 표면(11) 상에 냉각 유체가 배출되는 막냉각홀(40)을 적어도 하나 이상 포함하는 가스터빈 블레이드를 제공할 수 있다.In order to solve the problems of the conventional cooling method, the present invention provides a gas turbine blade comprising a blade body 10 of an airfoil, a pressure surface 21 of the blade body 10 and a suction surface 22 A squeaker tip (20) extending and formed with a constant radial thickness along the blade side surface (12), a cavity concave and convex structure (30) disposed on the blade tip surface (11); And a film cooling hole (40) through which cooling fluid is discharged on the blade tip surface (11).

스퀼러 팁(20)이 블레이드 바디(10)의 압력면(21)과 흡입면(22)으로 이루어진 블레이드 측면(12)부 표면을 따라 반경 방향으로 일정한 두께로 연장되며 형성된다는 의미는 상기 도 1 내지 도 2를 참고하면 쉽게 파악할 수 있다. 블레이드의 전연(Leading edge)부터 블레이드 측면(12)의 최 외각을 따라 양 갈래로 갈라지면서 일정한 두께로 후연(trailing edge)까지 연결될 수 있도록 형성됨을 의미한다.Means that the spiller tip 20 is formed to extend and form a certain thickness in the radial direction along the surface of the blade side surface 12 composed of the pressure surface 21 and the suction surface 22 of the blade body 10, 2 and FIG. Means that it is formed so as to be connected to the trailing edge at a certain thickness while being divided into two forks along the outermost edge of the blade side 12 from the leading edge of the blade.

또한, 상기 캐비티 요철 구조(30)는 다양한 형상으로 제작될 수 있으나, 바람직하게는 버티컬 립(Vertical rib) 형상의 요철 구조를 의미한다.Also, the cavity concavo-convex structure 30 may be manufactured in various shapes, but it preferably has a concave-convex structure of a vertical rib shape.

캐비티 요철 구조(30)가 버티컬 립이라는 표현의 의미는 후술할 도 3 내지 5와 같이 세장비가 큰 장방형의 기둥을 뉘어 평면상에 놓는 형태를 말한다. 다만, 장방형은 단면이 사각형 형상인 것이 일반적이나 실시예에 따라서 단면이 삼각형이나 반원형상일 수도 있다.The expression that the cavity concavo-convex structure 30 is a vertical lip refers to a form in which a rectangular column having a large slenderness ratio is laid out on a plane as shown in Figs. 3 to 5, which will be described later. However, the rectangular shape is generally rectangular in cross section, but it may be triangular or semi-circular in cross section according to the embodiment.

그 뿐 아니라, 버티컬 립의 높이는 블레이드 팁 표면(11)의 스퀼러 팁(20)의 높이와 동일한 것이 바람직하다. 다만, 이에 한정되는 것은 아니며 실시예에 따라 높이가 달라질 수 있다.In addition, the height of the vertical lip is preferably equal to the height of the squeaker tip 20 of the blade tip surface 11. However, the present invention is not limited thereto, and the height may vary according to the embodiment.

상기 캐비티 요철 구조(30)가 버티컬 립 구조를 취함에 따라 냉각 유동이 캐비티 요철 구조의 상단(31)에 부딪쳐 유동 방향을 블레이드의 림(23) 쪽으로 바꿔 충돌제트냉각이 가능해진다. 다만, 이와 관련된 자세한 사항은 후술할 내용을 통하여 살펴보겠다.As the cavity convexo-concave structure 30 takes the vertical lip structure, the cooling flow collides with the upper end 31 of the cavity concavo-convex structure, and the flow direction is changed toward the rim 23 of the blade to enable collision jet cooling. However, details related to this will be described later.

본 발명에서는 블레이드 팁 표면(11) 상에 블레이드 내부로부터 냉각유체를 유출시키는 막냉각홀(40)을 대체로 평균 캠버 라인(Mean camber line)을 따라서 일정한 간격을 두고 복수 개 배치할 수 있다.In the present invention, a plurality of film cooling holes 40 may be disposed on the blade tip surface 11 at regular intervals along a mean camber line to allow the cooling fluid to flow out of the blades.

특히, 상기 막냉각홀(40)은 캐비티 요철 구조(30)가 배치될 것을 고려하여 블레이드 팁 표면(11) 상에 3 내지 5개가 서로 이격되어 배치될 수 있다. 다만, 상기 막냉각홀(40)의 개수는 이에 한정되는 것이 아니며, 도면에 도시된 바와 달리 평균 캠버 라인을 따라 복수 개의 열을 갖추어 배치될 수도 있다.Particularly, the film cooling holes 40 may be arranged so that three to five of the film cooling holes 40 are spaced apart from each other on the blade tip surface 11 considering that the cavity concavo-convex structure 30 is arranged. However, the number of the film cooling holes 40 is not limited thereto, but may be arranged with a plurality of rows along an average camber line, as shown in the figure.

또한, 상기 막냉각홀(40)이 배치되는 간격은 캐비티 요철 구조(30)의 배치에 따라 달라질 수 있다. 다만 막냉각홀(40)의 위치는 후술하는 충돌제트냉각이 블레이드의 압력면(21) 및 흡입면(22)측에 고루 작용할 수 있도록 캐비티 요철의 중앙인 평균 캠버 라인 상에 위치하는 것이 바람직할 것이다.The spacing in which the film cooling holes 40 are disposed may vary depending on the arrangement of the cavity concavo-convex structure 30. However, it is preferable that the position of the film cooling hole 40 is located on the average camber line which is the center of the cavity concavity and convexity so that the impinging jet cooling described later can act on the pressure surface 21 and the suction surface 22 side of the blade will be.

다만, 상기 막냉각홀(40)은 열 부하 취약 부위의 냉각효율을 향상시키기 위해 캐비티 요철 구조(20)의 중앙이 아닌 상대적으로 냉각효율이 낮은 흡입면(22) 측에 치우쳐 위치할 수도 있다.However, the film cooling hole 40 may be positioned on the side of the suction surface 22 having a relatively low cooling efficiency, rather than the center of the cavity concavo-convex structure 20, in order to improve the cooling efficiency of the heat load weak region.

본 발명에서 캐비티 요철 구조(30) 또한 상기 막냉각홀(40)과 마찬가지로 블레이드 팁 표면(11) 상에 복수 개로 배치될 수 있다. In the present invention, the cavity concavo-convex structure 30 may also be arranged on the blade tip surface 11 in a plurality of the same manner as the film cooling holes 40.

상기 캐비티 요철 구조(30)가 배치되는 위치는 평균 캠버 라인과 캐비티 요철 구조(30)의 전연을 향하는 면 사이에 이루는 각도가 수직이 되는 방향으로 배치되는 것이 바람직하다. 다른 실시예로서, 상기 요철 구조(30)의 전연을 향하는 면이 비스듬하게 놓여 평균 캠버 라인과 수직이 아니지만, 장방형의 긴 모서리 부분과 평균 캠버라인 사이의 각도가 수직이 되도록 배치될 수 있다.It is preferable that the position where the cavity concavo-convex structure 30 is disposed is arranged in a direction in which the angle formed between the average camber line and the face facing the leading edge of the cavity concavo-convex structure 30 is vertical. In another embodiment, the surface facing the leading edge of the concavoconvex structure 30 is not perpendicular to the average camber line, but may be arranged so that the angle between the long edge portion of the rectangle and the average camber line is vertical.

상기 멀티 캐비티 요철 구조(30)에 있어서, 상기 블레이드 표면(11) 상에 배치되는 캐비티 요철 구조(30)의 개수는 평균 캠버 라인을 따라 일정한 간격을 두고 배열되는 상기 막냉각홀(40)의 개수에 대응하여 3개 내지 5개일 수 있다. 다만, 상기 개수에 한정되는 것은 아니며 발명의 실시예에 따라서 요철 구조의 개수를 조절할 수 있다.In the multi-cavity concavo-convex structure (30), the number of the cavity concavo-convex structures (30) arranged on the blade surface (11) is the number of the film cooling holes (40) arranged at regular intervals along the average camber line May be 3 to 5 in correspondence with the number of pixels. However, the number of the concavo-convex structures is not limited to the above-described number, and the number of concavo-convex structures can be adjusted according to the embodiment of the present invention.

다만, 캐비티 요철 구조(30)와 막냉각홀(40)의 개수를 반드시 대응시켜야 하는 것은 아니다. 즉, 발명의 일실시예로써, 캐비티 요철 구조(30) 없이 블레이드의 표면(11) 상에 막냉각홀(40)만 배치하는 경우도 있으므로 막냉각홀(40)의 개수가 캐비티 요철 구조(30)의 개수보다 더 많을 수도 있다.However, the number of the cavity concave-convex structures 30 and the number of the film cooling holes 40 are not necessarily corresponded to each other. That is, in an embodiment of the invention, only the film cooling hole 40 is disposed on the surface 11 of the blade without the cavity concavo-convex structure 30, so that the number of the film cooling holes 40 is smaller than the number of the cavity concavo- ). &Lt; / RTI >

도 3은 분절된 멀티캐비티 요철 구조를 포함하는 가스터빈 블레이드에 관한 사시도이다.3 is a perspective view of a gas turbine blade including a segmented multi-cavity convexo-concave structure.

도 4는 분절된 멀티캐비티 요철 구조를 통하여 냉각 유동이 흐르는 것을 나타낸 가스터빈 블레이드에 관한 사시도이다.Figure 4 is a perspective view of a gas turbine blade showing a flow of cooling flow through a segmented multi-cavity concavo-convex structure.

본 발명의 핵심적 기술 중 하나로써, 상기 복수 개의 캐비티 요철 구조(30)는 내부에 상기 막냉각홀(40)을 포함하도록 배치되는 가스터빈 블레이드를 제공할 수 있다.As one of the key techniques of the present invention, the plurality of cavity concave-convex structures 30 may provide a gas turbine blade arranged to include the film cooling hole 40 therein.

상기 캐비티 요철(30) 구조 내부에 막냉각홀(40)이 포함됨에 따라서, 도 4와 같이 블레이드 내부에서 상기 막냉각홀(40)로 냉각유동이 분출되고 이후 캐비티 요철 구조(30)를 만나 도 4와 같이 요철 구조 형상을 따라서 냉각 유동이 이동하게 된다.As a result of the inclusion of the film cooling holes 40 in the cavity irregularities 30, a cooling flow is ejected from the blades into the film cooling holes 40 as shown in FIG. 4, 4, the cooling flow moves along the uneven structure.

도 5는 분절된 캐비티 요철 구조 내부의 막냉각홀에서 나오는 냉각유동이 림 방향으로 분출되는 것을 도시한 도면이다.FIG. 5 is a view showing that a cooling flow emerging from a film cooling hole inside the segmented cavity concavo-convex structure is ejected in the rim direction.

바람직하게, 상기 캐비티 요철 구조(30)는 익형의 상기 스퀼러 팁(20)의 림(23)과 일정 거리를 두고 배치되어, 분절 구조를 갖는 것을 특징으로 한다.Preferably, the cavity concavo-convex structure 30 is disposed at a certain distance from the rim 23 of the spiral tip 20 of the airfoil and has a segmented structure.

스퀼러 팁의 림(23)과 요철 구조(30) 사이의 거리는 분절 구조만 이루면 되므로 떨어진 거리는 크게 문제되지 않는다, 다만, 일실시예로써 캐비티 요철 구조(30)는 캐비티 간격을 조절하며 냉각효율을 시험하였을 때, 다른 간격보다 효율이 높은 시위선 길이(Chord line length)의 0.005 내지 0.02배 간격만큼 떨어져서 배치되는 것이 바람직할 것이다.Since the distance between the rim 23 of the spill tip and the concave and convex structure 30 is only a segmented structure, the distance between the concave and convex structures 30 does not matter. However, in one embodiment, When tested, it would be desirable to be spaced apart by 0.005 to 0.02 times the chord line length, which is more efficient than the other spacing.

상기의 폭만큼 거리를 두는 것은 냉각 유체가 림(23)에 분출된 공간을 확보하기 위함이며 반드시 이에 한정되는 것은 아니며, 압력면(21)과 흡입면(22) 방향으로 충돌제트냉각이 가능하다면 림(23)과 요철 구조(30) 사이의 거리는 무관하다.The distance by the above width is to secure a space in which the cooling fluid is ejected to the rim 23 and is not necessarily limited to this, and if impinging jet cooling is possible in the direction of the pressure surface 21 and the suction surface 22 The distance between the rim 23 and the concave and convex structure 30 is irrelevant.

또한, 상기 캐비티 요철 구조(30)에 있어서 스퀼러 팁(20)의 압력면(21) 및 흡입면(22) 방향으로 냉각유체가 분출될 수 있도록, 상기 캐비티 요철 구조의 분절면(32)에 유동홀(50)을 포함한다.In order to eject the cooling fluid in the direction of the pressure surface 21 and the suction surface 22 of the squeaker tip 20 in the cavity convexo-concave structure 30, And a flow hole (50).

상기 유동홀(50)의 형상은 다양하며 바람직하게는 원형이거나 사각형 형상일 수 있다. 다만, 이에 한정되는 것은 아니며 냉각유동이 블레이드의 림(23) 방향으로 분출될 수만 있다면 어떠한 형상이든 무관하다.The shape of the flow hole 50 may be various and preferably circular or rectangular. However, the present invention is not limited thereto, and any shape can be used as long as the cooling flow can be ejected toward the rim 23 of the blade.

나아가, 상기 유동홀(50)은 분절면(32) 상에 하나가 배치되는 것이 일반적이나, 실시예에 따라서 유동홀(50)의 개수를 하나 이상 배치하는 것도 가능하다. 즉, 다공성의 유로형태도 가능하다.Further, although it is common that one of the flow holes 50 is disposed on the segment surface 32, it is also possible to dispose one or more flow holes 50 according to the embodiment. That is, a porous channel shape is also possible.

본 발명의 핵심적인 기술적 특징인 멀티 캐비티 요철 구조(30)를 블레이드 림(23)과 일정 거리를 두어 분절시키고, 분절면(32) 상에 유동홀(50)을 배치하면, 도 5와 같이 상기 캐비티 요철 구조(30) 내에 포함된 막냉각홀(40)로부터 나온 냉각유체가 요철구조의 상단(31)과 충돌하고, 이후 분절면(32) 쪽으로 방향을 바꾸어 유동하게 된다. 그리고 상기 냉각 유체는 분절면(32)에 포함된 유동홀(50)을 통하여 분출되어 블레이드의 압력면(21) 및 흡입면(22) 양쪽의 림(23)을 충돌제트방식으로 냉각할 수 있다.When the multi-cavity concavo-convex structure 30, which is a key technical feature of the present invention, is segmented by a certain distance from the blade rim 23 and the flow hole 50 is disposed on the segmental surface 32, The cooling fluid coming from the film cooling hole 40 contained in the concave-convex structure 30 collides with the upper end 31 of the concave-convex structure, and then flows toward the segmented surface 32 to change direction. And the cooling fluid may be ejected through the flow holes 50 contained in the segmented surface 32 to cool the rim 23 on both the pressure surface 21 and the suction surface 22 of the blade in an impinging jet fashion .

위의 충돌제트방식의 냉각을 통하여 냉각 유체가 블레이드 팁의 림(23)에 충돌한 이후에 멀티 캐비티 요철 구조(30) 사이의 블레이드 표면(11) 상에 내로 고르게 분사되어 누설 유동이 팁(20) 안으로 들어가는 것을 방지할 뿐 아니라, 팁(20) 안에서 냉각유동이 맴돌면서 스퀼러 팁 안쪽 림(23) 부분에 잔류하는 볼텍스(Vortex)를 형성하여 종래 냉각 기술이 가지고 있던 문제점인 고온의 주 유동이 재 부착 및 스월유동(Swirling flow)이 발생하는 것을 방지할 수 있다.After the cooling fluid impinges on the rim 23 of the blade tip through the cooling of the impinging jet system above, it is evenly sprayed on the blade surface 11 between the multi-cavity concavo-convex structures 30, And also forms a vortex that remains in the inner rim 23 of the squeaker tip as the cooling flow is circulated in the tip 20, It is possible to prevent the reattachment and swirling flow from occurring.

도 6은 종래의 냉각기술과 분절된 캐비티 요철 구조 내부에 막냉각홀을 포함하여 충돌제트방식으로 냉각하는 기술의 효율을 비교한 도면이다.Figure 6 compares the efficiency of cooling techniques with an impingement jet method including a conventional cooling technique and a film cooling hole within a segmented cavity concavo-convex structure.

도 6의 그래프를 통하여 알 수 있듯이, 종래의 팁과 원형의 막냉각홀만을 갖춘 블레이드 팁에 비하여 평균 냉각효율이 260% 가량 증가하였음을 확인할 수 있다. 즉, 본 발명의 캐비티 요철 구조(30) 내부에 막냉각홀(40)을 포함하는 기술은 종래의 냉각기술에 비하여 냉각 효과가 뛰어나다.As can be seen from the graph of FIG. 6, it can be confirmed that the average cooling efficiency was increased by 260% as compared with the conventional tip and the blade tip having only the circular cooling hole. That is, the technique of including the film cooling hole 40 in the cavity concavo-convex structure 30 of the present invention is superior in cooling effect to the conventional cooling technique.

도 7은 멀티 캐비티 요철 구조의 유무 및 개수에 따라 블레이드 팁과 림(rim) 부위의 열 전달계수를 비교한 도면이다.FIG. 7 is a diagram comparing the heat transfer coefficients of the blade tip and the rim region according to the presence or absence of the multi-cavity convexo-concave structure.

실험을 통하여 캐비티 요철의 개수와 배치 각도를 조절하면서 열전달계수를 측정하였을 때, 종래의 냉각기술에 비하여 본 발명을 통한 냉각 시에 전체적으로 블레이드 팁과 림의 열전달계수가 높으므로 냉각효율이 더 우수함을 알 수 있다. When the heat transfer coefficient is measured while adjusting the number and arrangement angle of the cavity irregularities through the experiment, the heat transfer coefficient of the blade tip and the rim is generally higher during the cooling through the present invention compared to the conventional cooling technique, Able to know.

도 8은 블레이드에 흐르는 냉각유동의 흐름을 나타낸 도면이다. 특히, 도 8 (a)는 종래의 블레이드 표면에 막냉각홀만 있는 경우의 냉각유동의 흐름을, 그리고 도 8 (b)는 멀티캐비티 요철 구조 내부에 막냉각홀을 포함하는 경우의 냉각유동의 흐름에 대해 나타낸 도면이다.8 is a view showing the flow of the cooling flow to the blades. Particularly, Fig. 8 (a) shows the flow of cooling flow when only the film cooling hole exists on the surface of the conventional blade, and Fig. 8 (b) shows the flow of cooling flow when the film cooling hole is included in the multi- Fig.

마지막으로, 도 9는 블레이드 전체의 냉각효율을 나타낸 도면이다. 특히, 도 9 (a)는 종래의 블레이드 표면에 막냉각홀만 있는 경우의 냉각효율을, 도 9 (b)는 멀티캐비티 요철 구조 내부에 막냉각홀을 포함하는 경우의 냉각효율을 표시한 도면이다.Finally, FIG. 9 is a graph showing the cooling efficiency of the entire blade. Particularly, Fig. 9 (a) shows the cooling efficiency when only the film cooling hole is present on the surface of the conventional blade, and Fig. 9 (b) shows the cooling efficiency when the film cooling hole is included in the multi- to be.

도 8 내지 도 9을 참조하면, 종래의 냉각방식에 따른 냉각유동은 스퀼러 팁(20)의 전연(Leading edge) 근처에는 냉각유동이 고르게 분사되지 않아, 전연 근처 및 흡입면(22) 즉, 상기 언급하였던 열 부하 취약부위에 높은 열 부하가 발생한다는 문제점이 존재하였으나, 본 발명의 냉각방식에 의하면 냉각유동이 블레이드 팁과 림에 고르게 분포되어 위의 문제점을 해소할 수 있다.8 to 9, the cooling flow according to the conventional cooling method is such that the cooling flow is not evenly injected in the vicinity of the leading edge of the squeaker tip 20, so that the vicinity of the leading edge and the suction surface 22, There is a problem that a high heat load is generated in the above-mentioned vulnerable portion of the heat load. However, according to the cooling method of the present invention, the cooling flow is evenly distributed to the blade tip and the rim.

따라서, 본 발명은 상기와 같은 기술적 특징을 바탕으로 종래의 블레이드 냉각방식이 갖는 문제점을 해결하고 블레이드의 파손을 방지하며, 신뢰성을 확보할 수 있는 가스터빈 블레이드를 제공한다.Accordingly, the present invention provides a gas turbine blade capable of solving the problems of the conventional blade cooling system, preventing damage to the blade, and securing reliability based on the technical features as described above.

이상에서는 본 발명의 바람직한 실시예 및 응용예에 대하여 도시하고 설명하였지만, 본 발명은 상술한 특정의 실시예 및 응용예에 한정되지 아니하며, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 당해 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 다양한 변형 실시가 가능한 것은 물론이고, 이러한 변형 실시들은 본 발명의 기술적 사상이나 전망으로부터 개별적으로 이해되어져서는 안될 것이다.While the present invention has been particularly shown and described with reference to exemplary embodiments thereof, it is to be understood that the invention is not limited to the disclosed exemplary embodiments, It will be understood by those skilled in the art that various changes in form and details may be made therein without departing from the spirit and scope of the present invention.

또한, 본 발명에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시 예를 설명하기 위해 사용된 것으로 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다.Furthermore, the terms used in the present invention are used only to describe specific embodiments and are not intended to limit the present invention. The singular expressions include plural expressions unless the context clearly dictates otherwise.

본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 한다.The scope of protection of the present invention should be construed according to the following claims, and all technical ideas within the scope of equivalents should be construed as falling within the scope of the present invention.

10 : 블레이드 바디
11 : 블레이드 팁 표면
12 : 블레이드 바디 측면
20 : 스퀼러 팁
21 : 압력면
22 : 흡입면
23 : 림
30 : 캐비티 요철구조
31 : 요철구조 상단
32 : 분절면
40 : 막냉각홀
50 : 유동홀10: blade body
11: blade tip surface
12: Blade body side
20: Spiller tips
21: Pressure side
22: suction face
23: rim
30: cavity uneven structure
31: top of concave structure
32:
40: Film cooling hole
50: flow hole

Claims

가스터빈 블레이드에 있어서,
익형(air foil)의 블레이드 바디;
상기 블레이드 바디의 압력면과 흡입면으로 이루어진 블레이드 측면부 표면을 따라 반경 방향으로 연장되며 일정한 두께로 형성된 스퀼러 팁;
블레이드 팁 표면 상에 배치된 캐비티 요철 구조; 및
상기 캐비티 요철 구조 내부에 위치하며, 상기 블레이드 팁 표면 상에 냉각 유체가 배출되는 막냉각홀을 적어도 하나 이상 포함하며,
상기 캐비티 요철 구조는 익형의 상기 스퀼러 팁의 양쪽 림 어느 한 곳에도 부착되지 않도록 일정 거리를 두고 배치되어 분절 구조를 이루고,
스퀼러 팁의 압력면 및 흡입면 방향으로 냉각유체가 분출될 수 있도록, 상기 캐비티 요철 구조의 양 분절면에 적어도 하나 이상의 유동홀이 형성되는 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
In a gas turbine blade,
A blade body of an airfoil;
A spiral tip extending in a radial direction along a surface of the blade side surface composed of the pressure surface and the suction surface of the blade body and formed to have a constant thickness;
A cavity concavo-convex structure disposed on the blade tip surface; And
At least one or more film cooling holes which are located inside the cavity concavo-convex structure and through which cooling fluid is discharged on the blade tip surface,
Wherein the cavity concavo-convex structure is arranged at a predetermined distance so as not to be attached to any one of both rims of the spiral tip of the airfoil,
Wherein at least one flow hole is formed on both segmental surfaces of the cavity concavo-convex structure so that the cooling fluid can be ejected in the direction of the pressure surface and the suction surface of the spiller tip.

제 1항에 있어서,
상기 캐비티 요철 구조는 버티컬 립(Vertical rib) 이며, 상기 캐비티 요철 구조의 립의 높이가 스퀼러 팁의 높이와 동일한 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
The method according to claim 1,
Wherein the cavity concavo-convex structure is a vertical rib, and the height of the lip of the cavity concavo-convex structure is equal to the height of the spiller tip.

제 1항에 있어서,
상기 복수 개의 막냉각홀은 블레이드 팁 표면 상에 평균 캠버 라인(Mean camber line)을 따라 간격을 두고 배치된 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
The method according to claim 1,
Wherein said plurality of film cooling holes are spaced apart along a mean camber line on a blade tip surface.

제 1항에 있어서,
상기 캐비티 요철 구조는 일정 간격을 두고 블레이드 전연을 바라보는 면과 평균 캠버 라인 사이의 각도가 수직이 되는 방향으로, 적어도 하나 이상 배치된 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
The method according to claim 1,
Wherein at least one of the cavity concavo-convex structure is disposed at a predetermined interval in a direction in which an angle between a plane that faces the leading edge of the blade and an average camber line is vertical.

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제 1항에 있어서,
상기 유동홀의 형상은 원형 또는 사각형인 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.
The method according to claim 1,
Wherein the shape of the flow hole is circular or square.

제 1항에 있어서,
냉각 유체가 상기 캐비티 요철 구조 상단에 부딪친 후, 방향을 바꾸어 상기 유동홀을 통하여 스퀼러 팁의 압력면과 흡입면 방향으로 갈라져 상기 스퀼러 팁의 림을 충돌제트방식으로 냉각하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 블레이드.The method according to claim 1,
Characterized in that the cooling fluid is deflected in the direction of the pressure surface and the suction surface of the spiller tip through the flow hole by changing the direction after it hits the upper end of the cavity concavo-convex structure to cool the rim of the spiller tip by the impulsive jet method Turbine blades.