KR102153065B1 - Ring segment and gas turbine having the same - Google Patents

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KR102153065B1 KR1020180126796A KR20180126796A KR102153065B1 KR 102153065 B1 KR102153065 B1 KR 102153065B1 KR 1020180126796 A KR1020180126796 A KR 1020180126796A KR 20180126796 A KR20180126796 A KR 20180126796A KR 102153065 B1 KR102153065 B1 KR 102153065B1
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Abstract

본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트는 터빈 블레이드의 팁 외측에 배치되는 링 세그먼트로서, 터빈 블레이드에 대향하는 세그먼트 본체; 및 세그먼트 본체 내부에 일 방향으로 배치되며, 내부를 흐르는 냉각 유체가 와류를 형성하도록 일 방향을 따라 굴곡이 형성되는 냉각 채널;을 포함한다.
본 발명의 실시예들에 따르면 내부 냉각 채널에 와류를 발생시켜 와류 효과의 극대화를 통해 열전달 성능을 향상시킬 수 있으며, 직교류 효과(Cross flow effect)가 발생하는 것을 방지할 수 있다.A ring segment according to an embodiment of the present invention is a ring segment disposed outside a tip of a turbine blade, comprising: a segment body facing the turbine blade; And a cooling channel disposed in one direction inside the segment body and having a bent shape along one direction so that the cooling fluid flowing therein forms a vortex.
According to embodiments of the present invention, a vortex may be generated in an internal cooling channel to maximize a vortex effect to improve heat transfer performance, and a cross flow effect may be prevented from occurring.

Description

링 세그먼트 및 이를 포함하는 가스 터빈{RING SEGMENT AND GAS TURBINE HAVING THE SAME}RING SEGMENT AND GAS TURBINE HAVING THE SAME

본 발명은 링 세그먼트 및 이를 포함하는 가스 터빈에 관한 것이다.The present invention relates to a ring segment and a gas turbine comprising the same.

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

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

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

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

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

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

가스터빈의 작동에 대해서 간략하게 설명하면, 압축기에서 압축된 공기가 연료와 혼합되어 연소됨으로써 고온의 연소 가스가 만들어지고, 이렇게 만들어진 연소 가스는 터빈측으로 분사된다. 분사된 연소 가스가 상기 터빈 베인 및 터빈 블레이드를 통과하면서 회전력을 생성시키고, 이에 상기 로터가 회전하게 된다. Briefly explaining the operation of the gas turbine, the compressed air in the compressor is mixed with fuel and combusted to produce a high-temperature combustion gas, and the resulting combustion gas is injected into the turbine side. The injected combustion gas passes through the turbine vane and the turbine blade to generate a rotational force, thereby rotating the rotor.

대한민국 등록특허 제 10-1623303호 (명칭: 가스터빈용 블레이드 링 세그먼트)Korean Patent Registration No. 10-1623303 (Name: blade ring segment for gas turbine)

본 발명의 일측면은 내부 냉각 채널에 와류를 발생시켜 와류 효과의 극대화를 통해 열전달 성능을 향상시킬 수 있는 링 세그먼트 및 이를 포함하는 가스 터빈을 제공하는 것이다.An aspect of the present invention is to provide a ring segment capable of improving heat transfer performance by maximizing a vortex effect by generating a vortex in an internal cooling channel, and a gas turbine including the same.

본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트는 터빈 블레이드의 팁 외측에 배치되는 링 세그먼트로서, 터빈 블레이드에 대향하는 세그먼트 본체; 및 세그먼트 본체 내부에 일 방향으로 배치되며, 내부를 흐르는 냉각 유체가 와류를 형성하도록 일 방향을 따라 굴곡이 형성되는 냉각 채널;을 포함한다. A ring segment according to an embodiment of the present invention is a ring segment disposed outside a tip of a turbine blade, comprising: a segment body facing the turbine blade; And a cooling channel disposed in one direction inside the segment body and having a bent shape along one direction so that the cooling fluid flowing therein forms a vortex.

본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트에 있어서, 냉각 채널은 소정 반경을 갖는 볼록한 곡면이 일 방향을 따라 연속적으로 배열될 수 있다. In the ring segment according to an embodiment of the present invention, the cooling channel may have a convex curved surface having a predetermined radius continuously arranged along one direction.

본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트에 있어서, 냉각 채널은 세그먼트 본체 내부에 나선형으로 형성되는 내벽을 가질 수 있다.In the ring segment according to an embodiment of the present invention, the cooling channel may have an inner wall spirally formed inside the segment body.

본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트에 있어서, 냉각 채널은 내벽을 따라 나선형으로 배치되는 스트립을 포함할 수 있다.In the ring segment according to an embodiment of the present invention, the cooling channel may comprise a strip arranged in a spiral shape along the inner wall.

본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트에 있어서, 냉각 채널은 세그먼트 본체 외부에서 냉각 유체가 유입되는 복수의 유입홀; 및 냉각 유체가 냉각 채널 내부에서 세그먼트 본체의 외부로 유출되는 복수의 유출홀을 포함할 수 있다. In the ring segment according to an embodiment of the present invention, the cooling channel includes a plurality of inlet holes through which cooling fluid is introduced from outside the segment body; And a plurality of outlet holes through which the cooling fluid flows out of the segment body from the inside of the cooling channel.

본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트에 있어서, 복수의 유입홀 및 유출홀은 각각 냉각 채널의 일 방향을 따라서 일렬로 배열될 수 있다. In the ring segment according to an embodiment of the present invention, a plurality of inlet holes and outlet holes may be arranged in a row along one direction of the cooling channel, respectively.

본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트에 있어서, 유입홀이 이루는 열과 유출홀이 이루는 열은 냉각 채널 내부에서 서로 대향하여 배치될 수 있다. In the ring segment according to an embodiment of the present invention, the heat formed by the inlet hole and the heat formed by the outlet hole may be disposed to face each other in the cooling channel.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈은 유입되는 공기를 압축하는 압축기; 압축기로부터 압축된 공기와 연료를 혼합하여 연소시키는 연소기; 및 연소기로부터 연소된 가스로 동력을 발생시키며, 연소 가스가 지나는 연소 가스 경로를 둘러싸는 링 세그먼트와, 연소 가스 경로 상에서 연소 가스를 가이드하는 터빈 베인과, 연소 가스 경로 상에서 연소 가스에 의해 회전하는 터빈 블레이드를 구비하는 터빈;을 포함한다. 여기서, 링 세그먼트는 터빈 블레이드의 팁 외측에 배치되며, 터빈 블레이드에 대향하는 세그먼트 본체; 및 세그먼트 본체 내부에 일 방향으로 배치되며, 냉각 유체가 와류를 형성하도록 일 방향을 따라 굴곡이 형성되는 냉각 채널;을 포함한다.A gas turbine according to an embodiment of the present invention includes a compressor for compressing incoming air; A combustor for mixing and combusting compressed air and fuel from a compressor; And a ring segment surrounding the combustion gas path through which the combustion gas passes, generating power from the combustion gas from the combustor, a turbine vane guiding the combustion gas on the combustion gas path, and a turbine rotating by the combustion gas on the combustion gas path. It includes; a turbine having a blade. Here, the ring segment is disposed outside the tip of the turbine blade, the segment body facing the turbine blade; And a cooling channel disposed inside the segment body in one direction and having a bent shape along one direction so that the cooling fluid forms a vortex.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 터빈 베인은 리딩 에지와 트레일링 에지가 형성된 에어포일; 및 에어포일 양단에 배치되어 에어포일을 지지하는 내측 및 외측 슈라우드;를 포함한다. 여기서, 외측 슈라우드는, 외측 슈라우드 내부에 일 방향으로 배치되며, 냉각 유체가 와류를 형성하도록 일 방향을 따라 굴곡이 형성되는 냉각 채널;을 포함할 수 있다.In the gas turbine according to an embodiment of the present invention, the turbine vane comprises: an airfoil having a leading edge and a trailing edge; And inner and outer shrouds disposed at both ends of the airfoil to support the airfoil. Here, the outer shroud may include a cooling channel disposed inside the outer shroud in one direction and having a bent shape along one direction so that the cooling fluid forms a vortex.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 냉각 채널은 소정 반경을 갖는 볼록한 곡면이 일 방향을 따라 연속적으로 배열될 수 있다. In the gas turbine according to an embodiment of the present invention, a convex curved surface having a predetermined radius may be continuously arranged along one direction of the cooling channel.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 냉각 채널은 세그먼트 본체 내부에 나선형으로 형성되는 내벽을 가질 수 있다. In the gas turbine according to an embodiment of the present invention, the cooling channel may have an inner wall formed in a spiral shape inside the segment body.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 냉각 채널은 내벽을 따라 나선형으로 배치되는 스트립을 포함할 수 있다.In the gas turbine according to an embodiment of the present invention, the cooling channel may include a strip arranged in a spiral shape along the inner wall.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 냉각 채널은 세그먼트 본체 외부에서 냉각 유체가 유입되는 복수의 유입홀; 및 냉각 유체가 냉각 채널 내부에서 세그먼트 본체의 외부로 유출되는 복수의 유출홀을 포함할 수 있다. In the gas turbine according to an embodiment of the present invention, the cooling channel comprises a plurality of inlet holes through which the cooling fluid is introduced from outside the segment body; And a plurality of outlet holes through which the cooling fluid flows out of the segment body from the inside of the cooling channel.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 복수의 유입홀 및 유출홀은 각각 냉각 채널의 일 방향을 따라서 일렬로 배열될 수 있다. In the gas turbine according to an embodiment of the present invention, a plurality of inlet holes and outlet holes may be arranged in a row along one direction of the cooling channel, respectively.

본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈에 있어서, 유입홀이 이루는 열과 유출홀이 이루는 열은 냉각 채널 내부에서 서로 대향하여 배치될 수 있다. In the gas turbine according to an embodiment of the present invention, the heat formed by the inlet hole and the heat formed by the outflow hole may be disposed to face each other in the cooling channel.

본 발명의 실시예들에 따르면 내부 냉각 채널에 와류를 발생시켜 와류 효과의 극대화를 통해 열전달 성능을 향상시킬 수 있으며, 직교류 효과(Cross flow effect)가 발생하는 것을 방지할 수 있다. According to embodiments of the present invention, a vortex is generated in an internal cooling channel to maximize a vortex effect, thereby improving heat transfer performance, and preventing a cross flow effect from occurring.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 내부가 도시된 도면이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 단면을 개념적으로 나타내는 도면이다.
도 3은 도 2의 A 영역을 확대한 도면이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트의 일부를 절단하여 나타내는 도면이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 베인의 일부를 절단하여 나타내는 도면이다.
도 6 내지 도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트 또는 터빈 베인에 형성된 냉각 채널의 다양한 변형예를 나타내는 도면이다.1 is a view showing the interior of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
2 is a view conceptually showing a cross section of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
3 is an enlarged view of area A of FIG. 2.
4 is a view showing by cutting a part of a ring segment according to an embodiment of the present invention.
5 is a view showing by cutting a part of a turbine vane according to an embodiment of the present invention.
6 to 9 are views showing various modifications of cooling channels formed in ring segments or turbine vanes according to an embodiment of the present invention.

이하에서는 도면을 참조하면서 본 발명에 따른 링 세그먼트 및 이를 포함하는 가스 터빈에 관하여 구체적으로 설명한다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시예에 한정되는 것이 아니라 서로 다른 다양한 형태로 구현될 것이며, 단지 본 실시예들은 본 발명의 개시가 완전하도록 하며, 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이다. Hereinafter, a ring segment according to the present invention and a gas turbine including the same will be described in detail with reference to the drawings. However, the present invention is not limited to the embodiments disclosed below, but will be implemented in a variety of different forms, only the present embodiments make the disclosure of the present invention complete, and the scope of the invention to those of ordinary skill in the art It is provided to inform you.

또한, 명세서 전체에서, 어떤 부분이 어떤 구성요소를 “포함”한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라 다른 구성요소를 더 포함할 수 있는 것을 의미한다. 또한, 명세서 전체에서, “~상에”라 함은 대상 부분의 위 또는 아래에 위치함을 의미하는 것이며, 반드시 중력 방향을 기준으로 상 측에 위치하는 것을 의미하는 것은 아니다. In addition, throughout the specification, when a certain part "includes" a certain component, it means that other components may be further included rather than excluding other components unless otherwise stated. In addition, throughout the specification, the term “on” means that it is positioned above or below the target portion, and does not necessarily mean that it is positioned above or below the direction of gravity.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예들을 상세히 설명한다. 이 때, 첨부된 도면에서 동일한 구성 요소는 가능한 동일한 부호로 나타내고 있음에 유의한다. 또한, 본 발명의 요지를 흐리게 할 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 상세한 설명은 생략할 것이다. 마찬가지 이유로 첨부 도면에 있어서 일부 구성요소는 과장되거나 생략되거나 개략적으로 도시되었다.Hereinafter, exemplary embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In this case, it should be noted that in the accompanying drawings, the same components are indicated by the same reference numerals as possible. In addition, detailed descriptions of known functions and configurations that may obscure the subject matter of the present invention will be omitted. For the same reason, some components in the accompanying drawings are exaggerated, omitted, or schematically illustrated.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 내부가 도시된 도면이며, 도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈의 단면을 개념적으로 나타내는 도면이다.1 is a view showing the interior of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, Figure 2 is a view conceptually showing a cross-section of a gas turbine according to an embodiment of the present invention according to an embodiment of the present invention.

도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 가스 터빈(1)은 압축기(10), 연소기(20), 터빈(30)을 포함한다. 압축기(10)는 유입되는 공기를 고압으로 압축하는 역할을 하며, 압축된 공기를 연소기 측으로 전달한다. 압축기(10)는 방사상으로 설치된 다수의 압축기 블레이드를 구비하며, 터빈(30)의 회전으로부터 생성된 동력의 일부를 전달받아 압축기 블레이드가 회전하며, 블레이드의 회전에 의해 공기가 압축되면서 연소기(20) 측으로 이동한다. 블레이드의 크기 및 설치 각도는 설치 위치에 따라 달라질 수 있다. As shown in FIGS. 1 and 2, the gas turbine 1 according to an embodiment of the present invention includes a compressor 10, a combustor 20, and a turbine 30. The compressor 10 serves to compress the incoming air to a high pressure, and delivers the compressed air to the combustor. Compressor 10 has a plurality of compressor blades installed radially, the compressor blade rotates by receiving part of the power generated from the rotation of the turbine 30, and the combustor 20 as air is compressed by the rotation of the blade. Move to the side. Blade size and installation angle may vary depending on the installation location.

압축기(10)에서 압축된 공기는 연소기(20)로 이동하여 환형으로 배치된 복수의 연소 챔버와 연료 노즐 모듈(22)을 통해 연료와 혼합하여 연소된다. 연소로 인해 발생된 고온의 연소 가스는 터빈(30)으로 배출되며, 연소 가스에 의해 터빈이 회전하게 된다.The air compressed by the compressor 10 moves to the combustor 20 and is combusted by mixing with fuel through a plurality of combustion chambers and fuel nozzle modules 22 arranged in an annular shape. The high-temperature combustion gas generated by combustion is discharged to the turbine 30, and the turbine rotates by the combustion gas.

터빈(30)은 터빈 로터 디스크를 축방향으로 결합하는 센터 타이로드를 통해 다단으로 배열된다. 터빈 로터 디스크는 방사상으로 배치되는 복수 개의 터빈 블레이드(300)를 포함한다. 터빈 블레이드(300)는 도브테일 등의 방식으로 터빈 로터 디스크에 결합될 수 있다. 아울러, 터빈 블레이드(300)의 사이에도 하우징에 고정되는 터빈 베인(200)이 구비되어, 터빈 블레이드(300)를 통과한 연소 가스의 흐름 방향을 가이드하게 된다.The turbines 30 are arranged in multiple stages through center tie rods that axially couple the turbine rotor disks. The turbine rotor disk includes a plurality of turbine blades 300 arranged radially. The turbine blade 300 may be coupled to the turbine rotor disk in a manner such as a dovetail. In addition, a turbine vane 200 fixed to the housing is provided between the turbine blades 300 to guide the flow direction of the combustion gas passing through the turbine blades 300.

도 2에 도시된 바와 같이, 터빈(30)은 터빈 베인(200)과 터빈 블레이드(300)가 가스 터빈(1)의 축 방향을 따라 n개씩 교대로 배열될 수 있다. 고온의 연소가스는 축 방향을 따라 터빈 베인(200) 및 터빈 블레이드(300)를 통과하고 터빈 블레이드(300)를 회전시킨다.As shown in FIG. 2, in the turbine 30, the turbine vanes 200 and the turbine blades 300 may be alternately arranged by n along the axial direction of the gas turbine 1. The high-temperature combustion gas passes through the turbine vane 200 and the turbine blade 300 along the axial direction and rotates the turbine blade 300.

도 3은 도 2의 A 영역을 확대한 도면이며, 도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트의 일부를 절단하여 나타내는 도면이고, 도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 터빈 베인의 일부를 절단하여 나타내는 도면이다.FIG. 3 is an enlarged view of area A of FIG. 2, FIG. 4 is a view showing by cutting a part of a ring segment according to an embodiment of the present invention, and FIG. 5 is a view of a turbine vane according to an embodiment of the present invention. It is a figure which is shown by cutting a part.

도 3 내지 도 5를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트는 세그먼트 본체(110) 및 냉각 채널(120)을 포함한다.3 to 5, a ring segment according to an embodiment of the present invention includes a segment body 110 and a cooling channel 120.

링 세그먼트(100)는 터빈 블레이드(300)의 팁 외측에 배치되며, 터빈(30)에서 연소 가스가 지나는 경로를 형성하며 고온 고압의 연소 가스가 누설되는 것을 방지한다. The ring segment 100 is disposed outside the tip of the turbine blade 300, forms a path for the combustion gas to pass from the turbine 30, and prevents the high temperature and high pressure combustion gas from leaking.

링 세그먼트(100)는 터빈 블레이드(300)를 수용하는 터빈 케이싱 내에 설치되어 회전하는 터빈 블레이드(300)의 외곽을 둘러싸도록 위치하고, 이 때 케이싱의 내부 공간에 대향하는 링 세그먼트(100)의 일면은 고온 고압의 연소 가스에 노출되어 높은 열부하가 발생될 수 있고, 열부하에 의해 블레이드 링 세그먼트의 파손이 발생할 수 있다. 이러한 링 세그먼트(100)는 열부하에 의한 파손을 방지하기 위해 복수의 냉각 채널이 내부에 형성된다.The ring segment 100 is installed in a turbine casing accommodating the turbine blade 300 and is positioned to surround the outer periphery of the rotating turbine blade 300, and at this time, one surface of the ring segment 100 facing the inner space of the casing is High heat load may be generated by exposure to high temperature and high pressure combustion gas, and breakage of blade ring segments may occur due to heat load. The ring segment 100 has a plurality of cooling channels formed therein to prevent damage due to heat load.

도 4에 도시된 바와 같이, 세그먼트 본체(110)는 터빈 블레이드(300)에 대향하며, 일면이 연소 가스가 지나는 경로를 형성하며 연소 가스에 노출된다. 세그먼트 본체(110)의 타면에는 케이싱(400)과 결합하도록 후크부(130)이 형성되어 있다.As shown in FIG. 4, the segment body 110 faces the turbine blade 300, and one surface forms a path through which combustion gas passes and is exposed to combustion gas. A hook portion 130 is formed on the other surface of the segment body 110 so as to be coupled to the casing 400.

냉각 채널(120)은 세그먼트 본체(110) 내부에 일 방향으로 배치되며, 내부를 흐르는 냉각 유체가 와류를 형성하도록 일 방향을 따라 굴곡이 형성될 수 있다. The cooling channel 120 is disposed inside the segment body 110 in one direction, and may be curved along one direction so that the cooling fluid flowing therein forms a vortex.

냉각 채널(120)은 링 세그먼트(100)뿐 아니라 도 5에 도시된 바와 같이, 터빈 베인(200)에서 형성될 수 있다. 터빈 베인(200)은 에어포일(210) 및 내측 및 외측 슈라우드(212, 214)를 포함한다. The cooling channel 120 may be formed in the ring segment 100 as well as in the turbine vane 200 as shown in FIG. 5. The turbine vane 200 includes an airfoil 210 and inner and outer shrouds 212 and 214.

에어포일(210)은 리딩 에지(2101)와 트레일링 에지(2102)가 형성되어 있으며, 리딩 에지(2101)는 에어포일(210)에서 유동하는 유체를 맞이하는 앞 부분의 끝단을 의미하며, 트레일링 에지(2102)는 에어포일(210)의 뒷 부분의 끝단을 의미한다. 에어포일(210)은 리딩 에지(2101) 및 트레일링 에지(2102)를 연결하여 형성되는 압력면(pressure side)과 흡입면(suction side)를 구비하며, 유동하는 유체는 압력면에 압력을 가한다.The airfoil 210 has a leading edge 2101 and a trailing edge 2102 formed therein, and the leading edge 2101 means the end of the front part that meets the fluid flowing from the airfoil 210, and trail The ring edge 2102 means the end of the rear portion of the airfoil 210. The airfoil 210 has a pressure side and a suction side formed by connecting the leading edge 2101 and the trailing edge 2102, and the flowing fluid applies pressure to the pressure surface. do.

내측 및 외측 슈라우드(212, 214)는 에어포일(210) 양단에 배치되어 에어포일(210)을 지지하며, 각각 플랫폼부 및 루트부를 포함할 수 있다. 터빈 베인(200)은 내측 슈라우드(212)가 가스 터빈의 내측 회전축을 향하는 방향으로, 외측 슈라우드(214)가 가스 터빈의 외부를 향하는 방향으로 배치된다. The inner and outer shrouds 212 and 214 are disposed at both ends of the airfoil 210 to support the airfoil 210, and may include a platform portion and a root portion, respectively. The turbine vane 200 is disposed in a direction in which the inner shroud 212 faces the inner rotational axis of the gas turbine and the outer shroud 214 faces the outside of the gas turbine.

외측 슈라우드(214)의 플랫폼부(2141)는 판면이 에어포일(210)을 향하도록 판상으로 형성되며, 루트부(2142)는 플랫폼부(2141)의 외측 판면, 즉 에어포일(110)과 접하는 판면의 반대면 상에 배치되며, 플랫폼부(2141)로부터 외측으로 연장형성된다.The platform portion 2141 of the outer shroud 214 is formed in a plate shape so that the plate surface faces the airfoil 210, and the root portion 2142 is in contact with the outer plate surface of the platform portion 2141, that is, the airfoil 110. It is disposed on the opposite side of the plate surface, and is formed extending outward from the platform portion 2141.

냉각 유체는 압축기(10)에서 연결된 외부 냉각 유로(미도시)를 따라 터빈 케이싱을 통해 외측 슈라우드로 유입될 수 있는데, 이 때 내부에 형성된 냉각 채널(220)을 지나면서 터빈 베인(200)을 냉각할 수 있다.The cooling fluid may flow into the outer shroud through the turbine casing along an external cooling flow path (not shown) connected from the compressor 10, and at this time, the turbine vane 200 is cooled while passing through the cooling channel 220 formed therein. can do.

도 6 내지 도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른 링 세그먼트 또는 터빈 베인에 형성된 냉각 채널의 다양한 변형예를 나타내는 도면이다.6 to 9 are views showing various modifications of cooling channels formed in ring segments or turbine vanes according to an embodiment of the present invention.

냉각 채널(120)은 세그먼트 본체(110) 외부에서 냉각 유체가 유입되는 복수의 유입홀(122); 및 냉각 유체가 냉각 채널 내부에서 세그먼트 본체(110)의 외부로 유출되는 복수의 유출홀(124)을 포함할 수 있다. The cooling channel 120 includes a plurality of inlet holes 122 through which cooling fluid is introduced from the outside of the segment body 110; And a plurality of outlet holes 124 through which the cooling fluid flows out of the segment body 110 from the inside of the cooling channel.

복수의 유입홀(122) 및 유출홀(124)은 각각 냉각 채널(120)의 연장 방향을 따라서 일렬로 배열될 수 있으며, 유입홀(122)이 이루는 열과 유출홀(124)이 이루는 열은 냉각 채널(120) 내부에서 서로 대향하여 배치될 수 있다.The plurality of inlet holes 122 and outlet holes 124 may be arranged in a row along the extending direction of the cooling channel 120, respectively, and heat formed by the inlet hole 122 and the heat formed by the outlet hole 124 are cooled. They may be disposed to face each other inside the channel 120.

냉각 유체는 외부에서 유입홀(122)을 통해 냉각 채널(120)로 유입되어 냉각 채널(120)의 구조에 의해 와류가 형성되면서 냉각 채널(120)을 지나고, 유출홀(124)을 통해 빠져 나간다. The cooling fluid flows into the cooling channel 120 through the inlet hole 122 from the outside, passes through the cooling channel 120 while forming a vortex by the structure of the cooling channel 120, and exits through the outlet hole 124 .

와류를 발생시킴으로써 냉각 채널(120) 내에 열전달 성능을 향상시킬 수 있다. 와류가 생성되지 않으면, 냉각 채널(120)을 흐르는 냉각 유체에서 흐름이 서로 직각이 이루어 교차하면서 흐르는 직교류 효과(Cross flow effect)가 발생하면서 유체의 흐름이 원활히 이루어지지 않을 수 있다. By generating a vortex, it is possible to improve the heat transfer performance in the cooling channel 120. If the eddy current is not generated, the flow of the cooling fluid flowing through the cooling channel 120 may be at right angles and cross each other to generate a cross flow effect, and thus the fluid may not flow smoothly.

냉각 채널(120)은 소정 반경을 갖는 볼록한 곡면이 일 방향을 따라 연속적으로 배열되는 형태(120a)로 형성될 수 있다. 즉, 냉각 채널(120a)은 도 6에 도시된 바와 같이 구형(球形)이 냉각 채널의 연장방향으로 중첩되면서 배열되는 형태로 형성될 수 있다. The cooling channel 120 may be formed in a shape 120a in which a convex curved surface having a predetermined radius is continuously arranged along one direction. That is, the cooling channel 120a may be formed in a shape in which a spherical shape overlaps in the extending direction of the cooling channel as shown in FIG. 6.

이 때, 각각의 유입홀(122) 및 유출홀(124)은 각 구형의 볼록한 곡면마다 한 쌍이 대향하여 배치되어, 냉각 유체가 유입홀(122)로 유입된 후 볼록한 곡면에 의해 와류를 형성한 후 유출홀(124)를 통해 빠져나갈 수 있다.At this time, each inlet hole 122 and the outlet hole 124 are arranged opposite to each other for each spherical convex curved surface, so that a vortex is formed by the convex curved surface after the cooling fluid flows into the inlet hole 122. After that, it can exit through the outlet hole 124.

또는, 도 7에 도시된 바와 같이 세그먼트 본체(110) 내부에 나선형으로 형성되는 내벽을 갖는 형태(120b)로 형성될 수 있다. 이 때 각각의 유입홀(122) 및 유출홀(124)은 각 나선형의 볼록한 곡면마다 한 쌍이 대향하여 배치되어, 냉각 유체가 유입홀(122)로 유입된 후 볼록한 곡면에 의해 와류를 형성한 후 유출홀(124)를 통해 빠져나갈 수 있다.Alternatively, as shown in FIG. 7, the segment body 110 may be formed in a shape 120b having an inner wall formed in a spiral shape. At this time, each of the inlet holes 122 and the outlet holes 124 are arranged opposite to each other on the convex curved surface of each spiral, and after the cooling fluid flows into the inlet hole 122, a vortex is formed by the convex curved surface. It can exit through the outflow hole 124.

또한, 냉각 채널(120)은 도 8에 도시된 바와 같이 원통형 내벽을 따라 나선형으로 배치되는 스트립(126a)을 포함하는 형태(120c)로 형성되거나, 도 9에 도시된 바와 같이 원통형 내벽에 나선형 홈(126b)이 형성된 형태(120d)로 형성될 수 있다. In addition, the cooling channel 120 is formed in a shape (120c) including a strip (126a) arranged in a spiral along the cylindrical inner wall as shown in Figure 8, or a spiral groove in the cylindrical inner wall as shown in FIG. It may be formed in the form 120d in which (126b) is formed.

이 때 각각의 유입홀(122) 및 유출홀(124)은 스트립(126a)과 스트립 사이, 또는 나선형 홈(126b)와 나선형 홈 사이에 한 쌍이 대향하여 배치되어, 냉각 유체가 유입홀(122)로 유입된 후 볼록한 곡면에 의해 와류를 형성한 후 유출홀(124)를 통해 빠져나갈 수 있다.At this time, each of the inlet holes 122 and the outlet holes 124 are arranged opposite to each other in a pair between the strip 126a and the strip, or between the spiral groove 126b and the spiral groove, so that the cooling fluid flows through the inlet hole 122 After flowing into the channel, a vortex may be formed by a convex curved surface, and then may exit through the outlet hole 124.

냉각 채널(120)은 이와 같이 다양한 형태로 변형되어, 채널 내부에서 와류를 발생킴으로써 터빈(30)의 구성요소들을 효율적으로 냉각시킬 수 있다. The cooling channel 120 is deformed in various forms as described above, and generates a eddy current inside the channel, thereby efficiently cooling the components of the turbine 30.

본 실시예 및 본 명세서에 첨부된 도면은 본 발명에 포함되는 기술적 사상의 일부를 명확하게 나타내고 있는 것에 불과하며, 본 발명의 명세서 및 도면에 포함된 기술적 사상의 범위 내에서 당업자가 용이하게 유추할 수 있는 다양한 변형 예와 구체적인 실시예는 모두 본 발명의 권리범위에 포함되는 것이 자명하다고 할 것이다.The present embodiment and the accompanying drawings are merely illustrative of some of the technical ideas included in the present invention, and those skilled in the art can easily infer within the scope of the technical ideas included in the specification and drawings of the present invention. It will be apparent that all of the possible various modifications and specific embodiments are included in the scope of the present invention.

1 : 가스 터빈 10 : 압축기
20 : 연소기 30 : 터빈
100 : 링 세그먼트 110 : 세그먼트 본체
120 : 냉각 채널 122 : 유입홀
124 : 유출홀 300 : 터빈 블레이드
400 : 케이싱1: gas turbine 10: compressor
20 combustor 30 turbine
100: ring segment 110: segment body
120: cooling channel 122: inlet hole
124: outlet hole 300: turbine blade
400: casing

Claims (15)

터빈 블레이드의 팁 외측에 배치되는 링 세그먼트로서,
상기 터빈 블레이드에 대향하는 세그먼트 본체; 및
상기 세그먼트 본체 내부에 일 방향으로 배치되며, 내부를 흐르는 냉각 유체가 와류를 형성하도록 일 방향을 따라 굴곡이 형성되는 냉각 채널;을 포함하며,
상기 냉각 채널은 구형이 상기 냉각 채널의 연장방향으로 중첩되면서 배열된 형태로 형성되며,
상기 세그먼트 본체 외부에서 냉각 유체가 유입되는 복수의 유입홀, 및 상기 냉각 유체가 상기 냉각 채널 내부에서 상기 세그먼트 본체의 외부로 유출되는 복수의 유출홀을 더 포함고,
각각의 상기 유입홀 및 상기 유출홀은 각 구형의 볼록한 곡면마다 한 쌍이 대향하여 배치된 링 세그먼트.As a ring segment disposed outside the tip of the turbine blade,
A segment body facing the turbine blade; And
And a cooling channel disposed in one direction inside the segment body and having a bend formed along one direction so that the cooling fluid flowing therein forms a vortex,
The cooling channels are formed in an array shape while a sphere overlaps in the extending direction of the cooling channel,
Further comprising a plurality of inlet holes through which the cooling fluid is introduced from the outside of the segment body, and a plurality of outlet holes through which the cooling fluid is discharged from the inside of the cooling channel to the outside of the segment body,
Each of the inlet hole and the outlet hole is a ring segment in which a pair of each spherical convex curved surface is disposed to face each other. 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 제1항에 있어서,
상기 복수의 유입홀 및 유출홀은,
각각 냉각 채널의 일 방향을 따라서 일렬로 배열되는 링 세그먼트.The method of claim 1,
The plurality of inlet and outlet holes,
Ring segments, each arranged in a row along one direction of the cooling channel. 제6항에 있어서,
상기 유입홀이 이루는 열과 상기 유출홀이 이루는 열은 상기 냉각 채널 내부에서 서로 대향하여 배치되는 링 세그먼트.The method of claim 6,
The heat formed by the inlet hole and the heat formed by the outlet hole are arranged to face each other in the cooling channel. 유입되는 공기를 압축하는 압축기;
상기 압축기로부터 압축된 공기와 연료를 혼합하여 연소시키는 연소기; 및
상기 연소기로부터 연소된 가스로 동력을 발생시키며, 상기 연소 가스가 지나는 연소 가스 경로를 둘러싸는 링 세그먼트와, 상기 연소 가스 경로 상에서 연소 가스를 가이드하는 터빈 베인과, 상기 연소 가스 경로 상에서 상기 연소 가스에 의해 회전하는 터빈 블레이드를 구비하는 터빈;을 포함하고,
상기 링 세그먼트는,
상기 터빈 블레이드의 팁 외측에 배치되며,
상기 터빈 블레이드에 대향하는 세그먼트 본체; 및
상기 세그먼트 본체 내부에 일 방향으로 배치되며, 냉각 유체가 와류를 형성하도록 일 방향을 따라 굴곡이 형성되는 냉각 채널;을 포함하며,
상기 냉각 채널은 구형이 상기 냉각 채널의 연장방향으로 중첩되면서 배열된 형태로 형성되며,
상기 세그먼트 본체 외부에서 냉각 유체가 유입되는 복수의 유입홀, 및 상기 냉각 유체가 상기 냉각 채널 내부에서 상기 세그먼트 본체의 외부로 유출되는 복수의 유출홀을 더 포함고,
각각의 상기 유입홀 및 상기 유출홀은 각 구형의 볼록한 곡면마다 한 쌍이 대향하여 배치된 가스 터빈.A compressor that compresses incoming air;
A combustor for mixing and combusting compressed air and fuel from the compressor; And
A ring segment surrounding a combustion gas path through which the combustion gas passes, and a turbine vane guiding combustion gas on the combustion gas path, and to the combustion gas on the combustion gas path. Including; a turbine having a turbine blade rotating by,
The ring segment,
It is disposed outside the tip of the turbine blade,
A segment body facing the turbine blade; And
It includes; a cooling channel disposed in one direction inside the segment body and having a bent shape along one direction so that the cooling fluid forms a vortex, and
The cooling channels are formed in an array shape while a sphere overlaps in the extending direction of the cooling channel,
Further comprising a plurality of inlet holes through which the cooling fluid is introduced from the outside of the segment body, and a plurality of outlet holes through which the cooling fluid is discharged from the inside of the cooling channel to the outside of the segment body,
Each of the inlet hole and the outlet hole is a gas turbine in which a pair of each spherical convex curved surface faces each other. 제8항에 있어서,
상기 터빈 베인은,
리딩 에지와 트레일링 에지가 형성된 에어포일; 및
상기 에어포일 양단에 배치되어 에어포일을 지지하는 내측 및 외측 슈라우드;를 포함하고,
상기 외측 슈라우드는,
상기 외측 슈라우드 내부에 일 방향으로 배치되며, 냉각 유체가 와류를 형성하도록 일 방향을 따라 굴곡이 형성되는 냉각 채널;을 포함하는 가스 터빈.The method of claim 8,
The turbine vane,
An airfoil having a leading edge and a trailing edge; And
Including; inner and outer shrouds disposed at both ends of the airfoil to support the airfoil,
The outer shroud,
And a cooling channel disposed in one direction inside the outer shroud and having a curved line along one direction so that the cooling fluid forms a vortex. 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 제8항에 있어서,
상기 복수의 유입홀 및 유출홀은,
각각 냉각 채널의 일 방향을 따라서 일렬로 배열되는 가스 터빈.The method of claim 8,
The plurality of inlet and outlet holes,
Gas turbines, each arranged in a row along one direction of the cooling channel. 제14항에 있어서,
상기 유입홀이 이루는 열과 상기 유출홀이 이루는 열은 상기 냉각 채널 내부에서 서로 대향하여 배치되는 가스 터빈.The method of claim 14,
The heat formed by the inlet hole and the heat formed by the outflow hole are disposed to face each other in the cooling channel.
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