KR20050101639A - Trailing edge structure of a turbine vane of a gas turbine engine for enhancement of cooling performance - Google Patents

Abstract

본 발명은 가스터빈엔진의 터빈베인 끝단 내벽에 대한 냉각성능을 향상시키기 위한 터빈베인 끝단의 내벽구조에 관한 것으로서, 냉각유체가 지나가는 복수의 핀-휜(7)이 설치되어 있는 끝단 내부유로내에 상기 핀-휜(7)이 설치되지 않은 이웃영역에 복수의 딤플(8)을 설치하여 핀-휜과 딤플의 조합으로 끝단 내벽이 이루어지는 것을 특징으로 한다.The present invention relates to the inner wall structure of the turbine vane end for improving the cooling performance of the turbine vane end inner wall of the gas turbine engine, the inside of the end inner flow path is provided with a plurality of fin-pin (7) through which the cooling fluid passes; A plurality of dimples 8 are installed in a neighboring region where the pin-pin 7 is not installed, and the end inner wall is formed by a combination of pin-pin and dimples.

Description

냉각성능 향상을 위한 가스터빈엔진의 터빈베인 끝단 내벽구조{Trailing edge structure of a turbine vane of a gas turbine engine for enhancement of cooling performance}Trailing edge structure of a turbine vane of a gas turbine engine for enhancement of cooling performance}

본 발명은 가스터빈엔진의 베인에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 가스터빈엔진의 베인 끝단 내벽을 냉각하기 위해, 그 베인 끝단 내벽의 대류 냉각 구조에서 핀-휜과 딤플을 동시에 설치하여 열전달분포의 균일성을 높이고 베인 끝단 내벽에 대한 냉각성능을 보다 향상시키기 위한 가스터빈엔진의 터빈베인 끝단 내벽 구조에 관한 것이다.The present invention relates to a vane of a gas turbine engine, and more particularly, in order to cool the inner wall of the vane end of the gas turbine engine, the fin-ch and dimples are simultaneously installed in the convective cooling structure of the inner wall of the vane end to uniform heat transfer distribution. The present invention relates to a turbine vane end inner wall structure of a gas turbine engine for improving the performance and improving the cooling performance of the vane end inner wall.

가스터빈엔진에 있어서, 터빈베인은 연소실로부터 발생되는 고온 고압의 연소가스와 접촉하게 되어 매우 큰 열부하를 받게 되는 구성요소이다. 따라서, 터빈베인을 보호하기 위해서 다양한 냉각방법 및 이 방법을 수행하기 위한 다양한 터빈베인의 구조가 적용되어 왔다.In the gas turbine engine, the turbine vane is a component that comes into contact with the high temperature and high pressure combustion gas generated from the combustion chamber and is subjected to a very large heat load. Therefore, in order to protect the turbine vanes, various cooling methods and various turbine vane structures for carrying out the method have been applied.

도 1은 종래의 냉각방법이 적용되는 구조를 가진 터빈베인의 단면을 개략적으로 도시한 도면이다. 일반적으로 가스터빈엔진에서는 압축기에서 연소실로 유입되는 저온공기의 일부가 우회로를 통해 터빈베인에 유입되어 터빈베인을 냉각하게 된다. 이 터빈베인으로 유입된 저온의 냉각유체를 이용하여 터빈베인을 냉각하는 방법으로는 대류 냉각방법, 충돌제트 냉각방법, 막냉각방법 등이 있다.1 is a schematic cross-sectional view of a turbine vane having a structure to which a conventional cooling method is applied. In general, in a gas turbine engine, a part of the low temperature air flowing into the combustion chamber from the compressor is introduced into the turbine vane through a bypass to cool the turbine vane. Cooling of the turbine vane by using a low-temperature cooling fluid introduced into the turbine vane includes a convection cooling method, a collision jet cooling method, a film cooling method, and the like.

이 중에서 대류 냉각방법은 저온의 냉각유체가 고온 연소가스와 접촉하게 되는 터빈베인의 내부유로를 지나가게 함으로써, 냉각유체가 터빈베인 내부면의 온도를 낮춰주게 되어, 터빈베인의 요소를 보호하게 되는 냉각방법이다.Among these, the convective cooling method allows a low temperature cooling fluid to pass through an internal flow path of a turbine vane in contact with a hot combustion gas, thereby lowering the temperature of the turbine vane inner surface, thereby protecting the elements of the turbine vane. Cooling method.

이러한 대류 냉각방법은 도 1과 같이 냉각유체가 터빈베인 내부에 구회형성된 여러 내부유로(1)들을 지나면서 터빈베인이 받게 되는 열을 제거하게 되며, 이러한 냉각유체는 충돌제트 냉각방법 또는 막냉각 구멍을 통해 배출되어 터빈베인 외부를 보호하는 막냉각 방법과 동시에 이용되게 된다.This convective cooling method removes heat received by the turbine vane as the cooling fluid passes through various internal passages 1 formed in the turbine vane as shown in FIG. 1, and the cooling fluid is a collision jet cooling method or a membrane cooling hole. It is discharged through and used simultaneously with the film cooling method to protect the outside of the turbine vane.

도 1에서 점선으로 지칭된 A에 해당되는 터빈베인의 끝단영역은, 베인의 흡입면(2)과 압력면(3)이 만나게 되는 형상으로 인해, 터빈베인의 다른 영역에 비해 상대적으로 작은 내부유로 구조를 갖게 되므로, 터빈 끝단영역을 냉각하기 위해, 유출슬롯(4)이 설치되어 냉각유체가 끝단 내부유로(5)를 지나서 터빈베인 외부로 배출되게 되는 구조를 갖는다. 따라서, 터빈베인의 끝단영역에서는 냉각유체가 끝단 내부유로(5)를 지나가게 됨으로써 끝단영역에서 받게 되는 열이 제거되는 대류 냉각방법이 사용되고 있다.The end region of the turbine vane corresponding to A, which is referred to as a dotted line in FIG. 1, has a relatively small internal flow path compared to other regions of the turbine vane due to the shape in which the suction surface 2 and the pressure surface 3 of the vane meet. Since it has a structure, in order to cool the turbine end region, an outlet slot 4 is provided so that the cooling fluid is discharged to the outside of the turbine vane past the end inner passage 5. Therefore, in the turbine vane end region, a convective cooling method is used in which cooling fluid passes through the internal end passage 5 of the turbine vane, thereby removing heat received in the end region.

도 2a에는 일반적인 터빈베인 끝단영역에서의 냉각을 위한 터빈베인의 내벽구조가 개략적으로 도시되어 있으며, 도 2b는 도 2a의 선 b에 대한 단면도이다.Figure 2a schematically shows the inner wall structure of the turbine vane for cooling in the general turbine vane end region, Figure 2b is a cross-sectional view of the line b of Figure 2a.

도 2a에서 도시된 바와 같이 일반적으로 터빈베인의 끝단 내부유로(5)를 지나는 냉각유체가 터빈베인의 외부로 분산되어 배출되도록 돌출부(6)가 설치되어 있으며 이 냉각유체는 돌출부 사이에 형성되는 유출슬롯(4)을 통해 외부로 배출되게 된다. 이 때, 터빈베인의 끝단영역에서는 냉각성능을 더욱 향상시키고 구조적으로 약한 터빈베인 끝단영역을 보호하고자 핀-휜(7)이 설치되는 구조를 갖게 된다. 이러한 터빈베인 끝단영역에 핀-휜(7)과 같은 구조물이 설치되어, 끝단 내부유로(5)를 지나가게 되는 냉각유체의 유동이 교란되어서 냉각유체의 혼합이 잘 일으켜 지고, 핀-휜(7) 설치로 인한 전열면적의 증대를 통하여 터빈베인의 끝단영역에서 향상된 냉각성능이 얻어 진다. 또한, 추가적으로 핀-휜(7) 설치로 인해 터빈베인 끝단영역의 흡입면(2)과 압력면(3)이 지지되어 구조적 강도도 높아지는 특성을 제공하게 된다.As shown in FIG. 2A, a protrusion 6 is provided to disperse and discharge the cooling fluid passing through the inner passage 5 of the turbine vane to the outside of the turbine vane, and the cooling fluid is an outflow formed between the protrusions. It is discharged to the outside through the slot (4). At this time, in the turbine vane end region, the fin vane 7 is installed to further improve cooling performance and to protect the structurally weak turbine vane end region. In the turbine vane end region, a structure such as a fin-shape 7 is installed, and the flow of the cooling fluid that passes through the inner end passage 5 is disturbed, so that the mixing of the cooling fluid occurs well, and the fin-shape 7 ) Increased heat transfer area results in improved cooling performance in the turbine vane end area. In addition, the suction pin 2 and the pressure face 3 of the turbine vane end region are additionally supported by the pin-shape 7 to provide a characteristic of increasing structural strength.

이러한 종래의 핀-휜(7) 설치를 통한 대류 냉각방법을 이용하여, 터빈베인에서 고온의 연소가스와 접촉에 의해 매우 고온의 환경에 노출되는 구성 요소들에 대한 냉각이 극대화될 수 있으며, 그 구성 요소들의 내구성도 향상될 수 있다.By using the conventional convection cooling method through the installation of the fin-pin 7, the cooling of the components exposed to the very high temperature environment by contact with the hot combustion gas in the turbine vane can be maximized. The durability of the components can also be improved.

하지만, 터빈베인의 끝단영역을 냉각하는데 있어서, 핀-휜(7) 설치를 통한 냉각성능에는 한계가 있다. 핀-휜(7)의 설치를 통하여 베인 끝단영역에서의 냉각성능 향상은 기대되어지나, 핀-휜(7)의 설치 개수가 증대될수록 끝단 내부유로(5)를 지나게 되는 냉각유체에는 핀-휜이 장애물로 여겨지게 되므로, 냉각유체가 끝단 내부유로(5)내로 흐르는 것을 방해하게 된다. 즉, 끝단영역내에 설치되는 핀-휜(7) 개수의 증가에 따른 끝단 내부유로(5)내의 압력강하가 증대되어 동일한 양의 냉각유체를 보내기 위해서는 추가적인 동력이 필요하게 된다. 이는 결국 전체적인 터빈베인에서의 손실을 초래하게 된다. 따라서, 끝단 내부유로(5)내에서 추가적인 압력강하를 일으키지 않는 범위 내에서 핀-휜(7)이 설치되게 된다. 이 때 끝단 내부유로(5)내에는 핀-휜(7)이 설치되지 않는 이웃영역이 존재하게 되는데 이러한 이웃영역은 핀-휜(7)의 설치된 영역에 비해 냉각유동의 혼합이 상대적으로 낮아 냉각성능이 저하되는 문제가 발생된다.However, in cooling the end area of the turbine vane, there is a limit in the cooling performance through the installation of the pin-wheel (7). It is expected to improve the cooling performance in the vane end region through the installation of the pin-7. However, as the number of installations of the pin-7 is increased, the cooling fluid passing through the inner end channel 5 of the pin-7 is increased. Since this is considered as an obstacle, it prevents the cooling fluid from flowing into the inner end flow passage 5. That is, the pressure drop in the inner end flow passage 5 increases with the increase in the number of pin- 휜 s 7 installed in the end region, so that additional power is required to send the same amount of cooling fluid. This eventually results in a loss in the overall turbine vane. Therefore, the pin-ch (7) is provided in the range which does not cause an additional pressure drop in the end internal flow path 5. At this time, there is a neighboring region in which the fin-VII is not installed in the inner end flow passage 5, and the neighboring region is cooled because the mixing of the cooling flow is relatively low compared to the region of the fin-VII. The problem of performance deterioration occurs.

따라서, 이러한 특성으로 인하여 핀-휜(7)이 설치되지 않은 끝단영역 내벽에서의 냉각성능이 감소하며, 불균일한 냉각으로 인한 열응력 발생 등으로 터빈베인 내벽 요소의 내구성에 좋지 않은 영향을 미치게 된다. 따라서, 추가적인 동력손실이 없으면서 핀-휜(7)이 설치되지 못한 이웃영역에서의 냉각성능을 향상시킬 수 있는 새로운 방법이 요구된다고 하겠다.Therefore, due to this characteristic, the cooling performance at the inner wall of the end region where the fin-VII is not installed is reduced, and thermal stress caused by non-uniform cooling causes adverse effects on the durability of the turbine vane inner wall element. . Therefore, there is a need for a new method that can improve the cooling performance in the neighboring region where the pin-k7 is not installed without additional power loss.

따라서, 본 발명의 목적은 상기된 문제점을 해결하고자 안출된 것으로서, 터빈베인 끝단영역의 핀-휜을 이용한 대류 냉각방법에서 핀-휜의 영향이 미치지 못하여 냉각이 잘 이루어지지 않는 영역이 발생하는 종래기술의 문제점을 개선하고자 기존의 핀-휜이 설치되어 있는 터빈베인의 끝단 내벽에 딤플을 동시에 형성시킴으로써, 추가적인 동력을 사용하지 않고도 베인 끝단 내벽에서 균일한 열전달 분포를 얻으며, 전열면적을 증가시킴으로써 전체적인 냉각성능이 증가되는 것을 허용하는 터빈베인 끝단영역의 내벽 구조를 제공하는 것이다.Accordingly, an object of the present invention is to solve the above problems, the conventional convection cooling method using the pin- 휜 of the turbine vane end region is not affected by the fin- 휜 and the area where the cooling does not occur well In order to improve the technical problem, dimples are simultaneously formed on the inner wall of the end of the turbine vane where the fin fin is installed, thereby obtaining a uniform heat transfer distribution on the inner wall of the vane without additional power and increasing the heat transfer area. It is to provide an inner wall structure of the turbine vane end region that allows the cooling performance to be increased.

상술한 목적을 달성하기 위해, 본 발명은 가스터빈엔진의 터빈베인 끝단영역의 내벽에 대한 냉각성능을 향상시키기 위한 터빈베인 끝단영역의 내벽구조를 제공하되, 그 내벽구조는 냉각유체가 지나가는 끝단 내부유로(5)내에 핀-휜(7)이 설치하되, 끝단 내부유로 내벽에 핀-휜(7)이 존재하지 않는 이웃영역 내에 딤플(8)을 형성하는 것을 특징으로 한다.In order to achieve the above object, the present invention provides an inner wall structure of the turbine vane end region for improving the cooling performance for the inner wall of the turbine vane end region of the gas turbine engine, the inner wall structure is inside the end through which the cooling fluid passes The pin-ch (7) is provided in the flow path (5), but the dimple (8) is formed in a neighboring region where the pin-k7 is not present in the inner wall of the end.

여기에서, 상기 딤플(8)은 핀-휜(7)들과 이웃하는 영역에 놓여져 있는 것이 바람직하며 또한, 상기 딤플(8)은 각각 복수 구비하여 이루어지는 것이 바람직하다.Here, the dimples 8 are preferably placed in a region adjacent to the pin-shags 7, and the dimples 8 are preferably provided in plural.

이하 첨부된 도면들을 참조로 하여, 본 발명의 바람직한 실시예가 상세하게 설명되어질 것이다.Hereinafter, with reference to the accompanying drawings, a preferred embodiment of the present invention will be described in detail.

도 3a는 복수의 딤플이 베인 끝단영역의 내벽에 설치되어 있는 구조를 개략적으로 나타낸 것이며 도 3b는 도 3a의 단면도이다.3A schematically illustrates a structure in which a plurality of dimples are provided on an inner wall of a vane end region, and FIG. 3B is a cross-sectional view of FIG. 3A.

도 3a 및 도 3b에 도시된 바와 같이, 상기한 터빈베인 끝단영역 구조는 흡입면(2)과, 그 흡입면(2)에 마주보고 있는 압력면(3)과의 사이를 이루는 끝단 내부유로(5)를 구성하고 있으며 이 내부유로는 유출슬롯(4)까지 이어지게 된다. 이러한 터빈베인 끝단 내부유로(5)에는 상기 끝단 내부유로를 가로질러서 흡입면(2)과 압력면(3)에 양단이 고정연결되는 복수의 핀-휜(7)이 구비되어 있다. 또한, 상기 터빈베인 끝단 내부유로(5)에는 도 3b에 도시된 바와 같이, 상기 복수의 핀-휜(7)이설치되어 있지 않은 끝단 내부유로(5) 내의 이웃영역에 복수의 딤플(8)을 구비하고 있다.As shown in FIGS. 3A and 3B, the turbine vane end region structure has an end internal flow path formed between the suction surface 2 and the pressure surface 3 facing the suction surface 2. 5) and this inner flow passage leads to the outlet slot (4). The turbine vane end inner passage 5 is provided with a plurality of pin-pins 7 fixedly connected at both ends to the suction face 2 and the pressure face 3 across the end inner passage 5. In addition, as shown in FIG. 3B, the turbine vane end inner passage 5 has a plurality of dimples 8 in a neighboring region in the end inner passage 5 in which the plurality of pin-pins 7 are not provided. Equipped with.

도 4는 이러한 끝단 내부유로(5)에 구비된 딤플(8)을 지나가는 유동특성을 개략적으로 도시한 것이다. 도 4에 도시된 바와 같이, 냉각유체는 끝단 내부유로에 형성된 딤플(8)을 지나가면서 딤플 내의 유동 재부착과 유동와류의 발생을 통하여 냉각유동 교란이 증대되어 냉각유동의 혼합이 잘 일어나게 되며, 이는 끝단 내부유로내에서 보다 활발한 열전달이 일어나게 된다. FIG. 4 schematically shows the flow characteristics passing through the dimple 8 provided in this end inner passage 5. As shown in Figure 4, the cooling fluid is passed through the dimple (8) formed in the inner end of the flow through the flow re-attachment and the generation of flow vortex in the dimple to increase the cooling flow disturbance is caused to mix the cooling flow well, This results in more active heat transfer in the inner end flow path.

도 5a 및 도 5b는 내부유로내의 딤플 깊이(H)를 달리한 경우, 딤플(8)내에서의 유동특성을 자세히 도시한 도이다. 도시된 바와 같이 도 5a에서 딤플 깊이(H)가 너무 깊어지면 유동의 재순환영역이 증대되어 딤플설치를 통한 열전달 증대 효과가 감소될 수 있다. 따라서, 도 5b에 도시된 바와 같이 적합한 깊이를 갖는 딤플(8)을 설치한 경우에는 냉각유체의 재부착 효과 및 내부유로를 지나가는 유동과의 혼합 증대를 통해 가장 효과적인 열전달 증대 효과를 볼 수 있다. 5A and 5B show the flow characteristics in the dimple 8 in detail when the dimple depth H in the inner flow passage is different. As shown in FIG. 5A, when the dimple depth H is too deep, the recirculation area of the flow may be increased, and the effect of increasing heat transfer through the dimple installation may be reduced. Therefore, when the dimple 8 having a suitable depth is installed as shown in FIG. 5B, the most effective heat transfer increase effect can be seen through the reattachment effect of the cooling fluid and the increase of mixing with the flow passing through the internal passage.

따라서, 내부유로내에 적합한 깊이를 갖는 상기 딤플(8)를 형성시키는 것은 이웃하는 핀-휜(7)들 사이에서 발생되는 냉각성능의 낮은 영역을 제거하여 높고 균일한 냉각성능을 얻게 해준다. 상기한 딤플의 설치로 인해, 끝단영역 내의 전열면적이 증가되며, 이는 냉각성능의 향상 및 이에 따른 각 구성요소의 내구성을 증가시켜 주는 역할을 한다. 또한, 끝단 내부유로(5)내에 설치된 딤플(8)은, 끝단 내부유로를 지나가는 냉각유체에 대해 핀-휜(7)과 같은 장애물로서 작용하지 않으므로, 냉각유체의 흐름을 방해하지 않아 추가적인 동력이 필요되지 않게 한다. 따라서, 딤플(8)의 설치를 통해 추가적인 동력이 필요하지 않고도 끝단영역의 냉각성능을 향상시켜 주는 효과를 얻을 수 있다.Thus, the formation of the dimple 8 having a suitable depth in the inner flow passage eliminates the low region of cooling performance generated between the neighboring fin-pins 7 to obtain a high and uniform cooling performance. Due to the installation of the dimples, the heat transfer area in the end region is increased, which serves to improve the cooling performance and thereby increase the durability of each component. In addition, the dimple 8 provided in the inner end flow path 5 does not act as an obstacle such as a fin-shape 7 to the cooling fluid passing through the end inner flow path, and thus does not interfere with the flow of the cooling fluid, so that additional power is applied. It is not necessary. Therefore, it is possible to obtain an effect of improving the cooling performance of the end region without the need for additional power through the installation of the dimple (8).

끝단영역의 대류 냉각방법에서 본 발명을 통한 열전달 분포의 균일성 증가와 딤플(8) 설치를 통한 전열면적의 증가로 냉각성능이 향상되는 것은 자명한 일이므로, 본 발명의 타당성을 검증하기 위하여 핀-휜(7)이 설치되지 않은 이웃영역에 딤플을 설치함으로써 핀-휜(7)이 설치되지 않은 이웃영역에서의 열전달 성능 증가와 함께 딤플 설치구간을 지나는 유동이 방해받지 않는 것을 입증하기로 한다.In the convection cooling method of the end region, it is obvious that the cooling performance is improved by increasing the uniformity of the heat transfer distribution through the present invention and by increasing the heat transfer area through the installation of the dimple 8, so as to verify the validity of the present invention. By installing dimples in neighboring areas without fins (7), it is demonstrated that the flow through the dimple installation sections is not disturbed with increased heat transfer performance in neighboring areas without fins (7). .

끝단영역의 내벽에서 냉각성능이 향상되는 경우, 딤플(8)의 설치를 통한 성능향상이 이루어지는 것이 확실하기 때문에 딤플 내면에서의 냉각성능을 보임으로써 전체적인 성능향상을 입증할 수 있다. In the case where the cooling performance is improved on the inner wall of the end region, since the performance improvement through the installation of the dimple 8 is surely achieved, the overall performance improvement can be proved by showing the cooling performance on the inner surface of the dimple.

도 6은 냉각유체가 지나가는 대류 냉각방법에 대하여 딤플(8)이 이웃하는 핀-휜(7)들 사이에 설치되었을 때, 딤플 내면에서의 열전달계수 분포를 나타내는 예시도이다. 열전달계수가 높을수록 냉각성능이 뛰어난 것이라고 할 수 있으며, 도 6의 등선도에서 색이 진할수록 냉각성능이 뛰어난 것을 의미한다. 이때, 도 6에서 점선으로 표시된 원은 딤플을 나타내며, 2개의 반원은 핀-휜(7, 7')을 나타낸다. 도 6에 도시되는 바와 같이, 핀-휜(7, 7')이 설치되지 않은 이웃영역에 딤플(8)이 설치됨으로써 핀-휜이 설치되지 않은 이웃영역에서 열전달계수가 증가되는 것을 알 수 있다.FIG. 6 is an exemplary diagram showing a heat transfer coefficient distribution in an inner surface of a dimple when the dimple 8 is installed between neighboring fin-pins 7 in the convective cooling method through which the cooling fluid passes. It can be said that the higher the heat transfer coefficient, the more excellent the cooling performance, and the darker the color in the isometric view of FIG. 6, the better the cooling performance. In this case, circles indicated by dotted lines in FIG. 6 represent dimples, and two semicircles represent pins- 7 (7, 7 '). As shown in FIG. 6, it can be seen that the heat transfer coefficient is increased in the neighboring region in which the pin-shape is not installed because the dimple 8 is installed in the neighboring region in which the fin-shape 7 and 7 'is not installed. .

도 7은 내부유로내에 딤플이 설치된 경우에 상기 내부유로를 지나가는 유동특성을 도시한 것이다. 도 7에 도시된 바와 같이 핀-휜(7)의 사이의 영역을 지나가는 냉각유체는 핀-휜(7)과는 달리 딤플(8)을 지나가는 냉각유체에 대해 방해물로 작용하지 않기 때문에 냉각유체의 흐름을 방해하지 않는 것이 자명하게 나타난다. 이는 딤플이 설치된 내부유로를 지나는 냉각유체에 추가적인 동력이 필요하지 않다는 것을 의미한다.FIG. 7 illustrates flow characteristics passing through the inner passage when the dimple is installed in the inner passage. As shown in FIG. 7, the cooling fluid passing through the region between the fins (7) does not act as an obstacle to the cooling fluid passing through the dimple (8) unlike the fins (7). It is obvious that not disturbing the flow. This means that no additional power is required for the cooling fluid passing through the internal flow path where the dimples are installed.

도 8은 딤플(8)이 이웃하는 핀-휜(7)들 사이에 설치되었을 때 내부유로내를 지나는 내부벽면 근처에서의 냉각유체 난류강도를 나타내는 예시도이다. 난류강도가 높을수록 냉각유체의 혼합이 뛰어난 것이라고 할 수 있으며, 도 8의 등선도에서 색이 진할수록 냉각유체의 혼합이 더욱 잘 일어난다는 것을 의미한다. 도 8에서 나타나는 바와 같이, 딤플(8)이 설치된 상기 영역에서의 난류강도가 매우 크게 증가됨을 알 수 있다. 이는 상기한 딤플(8)의 설치로 인해 냉각유체의 흐름을 방해하지 않으면서도 냉각유체의 난류강도를 증가시켜 상기영역에서의 냉각유체의 혼합을 촉진시켜서 상기영역에서의 열전달을 증가시키게 됨을 알 수 있다. FIG. 8 is an exemplary view showing the cooling fluid turbulence intensity near the inner wall passing through the inner flow path when the dimple 8 is installed between neighboring pin-pins 7. The higher the turbulence intensity, the better the mixing of the cooling fluid. The darker the color in the isometry of FIG. 8, the better the mixing of the cooling fluid. As shown in FIG. 8, it can be seen that the turbulence intensity in the region where the dimple 8 is installed is greatly increased. It can be seen that the installation of the dimples 8 increases the turbulence intensity of the cooling fluid without disturbing the flow of the cooling fluid, thereby promoting the mixing of the cooling fluid in the zone, thereby increasing heat transfer in the zone. have.

따라서, 종래의 핀-휜(7)만이 설치된 대류 냉각기법에서 핀-휜(7)이 설치되지 않은 이웃영역에서 발생하는 냉각성능의 저하를 딤플(8)을 설치함으로써 냉각성능을 향상시킬 수 있으며 열전달 분포의 균일성을 증가시킬 수 있다. 또한, 딤플(8)의 설치로 인해 전열면적이 증가되기 때문에, 전체적으로 보다 향상된 냉각성능을 얻을 수 있다.Therefore, the cooling performance can be improved by installing the dimples 8 in the conventional convective cooling method in which only the fin-k7 is installed, so as to reduce the cooling performance occurring in the neighboring region where the fin-k7 is not provided. The uniformity of the heat transfer distribution can be increased. In addition, since the heat transfer area is increased due to the installation of the dimple 8, it is possible to obtain more improved cooling performance as a whole.

도 9a는 터빈 베인 끝단내벽에 설치되는 핀-휜(7)들의 정렬배열(즉, 유동이 진행하는 방향으로 이웃하는 핀-휜(7)들이 나란하게 놓여있는 배열)을 도 9b는 터빈 베인 끝단내벽에 설치되는 핀-휜(7)들의 엇갈림배열(즉, 유동이 진행하는 방향으로 이웃하는 핀-휜(7)들이 엇갈리게 놓여있는 배열)을 도시한 것이다. FIG. 9A shows the alignment arrangement of the pin-pins 7 installed in the turbine vane end inner wall (ie, the arrangement in which the adjacent pin-pins 7 are placed side by side in the direction in which the flow proceeds). The staggered arrangement of the pin-pins 7 installed on the inner wall (ie, the arrangement in which neighboring pin-pins 7 are staggered in the direction in which the flow proceeds) is shown.

도 10은 본 발명의 다양한 실시 예를 나타낸 것으로 상기 도 9에서 언급된 핀-휜(7)들의 정렬배열과 엇갈림배열을 갖는 터빈 베인 끝단내벽에 설치되는 딤플(8)들의 설치 배열의 예이다.FIG. 10 shows various embodiments of the present invention, which is an example of the installation arrangement of dimples 8 installed in the turbine vane end inner wall having the alignment and staggered arrangement of the pin-pins 7 mentioned in FIG.

도 10a, 도 10b, 도 10c, 및 도 10d에서 도시되는 바와 같이, 터빈 베인 끝단내벽에 설치되는 딤플(8)들은 핀-휜(7)의 정렬배열 또는 엇갈림 배열에서 핀-휜과(7)과 핀-휜(7) 사이를 가상으로 연결하는 대각선상에서 일정간격으로 설치될 수 있다. 도 10a는 핀-휜의 정렬배열의 경우에 해당되는 딤플(8)의 배열이며 특히, 핀-휜의 엇갈림 배열의 경우에는 상기 딤플(8)들은 유동의 진행방향으로 위로 향하는 대각선상에 놓여지는 배열(도 10b)이나 아래로 향하는 대각선상에 놓여지는 배열(도 10c) 또는 위아래로 향하는 두개의 대각선상에 놓여지는 배열(도 10d)이 될 수 있다.As shown in FIGS. 10A, 10B, 10C, and 10D, the dimples 8 mounted on the turbine vane end inner wall are arranged in the alignment or staggered arrangement of the pin-VII 7. It can be installed at regular intervals on the diagonal connecting the virtual between the pin and pin (7). Fig. 10a shows an arrangement of dimples 8 corresponding to the case of the alignment of the pin-chan, in particular in the case of a staggered arrangement of the fin-chan, the dimples 8 being placed on a diagonal line upward in the direction of flow of flow. It may be an arrangement (FIG. 10B), an arrangement placed on a diagonal facing downwards (FIG. 10C), or an arrangement placed on two diagonal lines facing upwards (FIG. 10D).

도 10e 와 도 10f는 상기 딤플(8)들이 핀-휜(7)의 정렬배열 또는 엇갈림 배열에서 핀-휜(7)과 핀-휜(7) 사이를 가상으로 연결하는 수직선상에 일정간격을 두고서 배치되는 경우의 예이다.10E and 10F show a certain interval on the vertical line in which the dimples 8 virtually connect between the pin-pin 7 and the pin-pin 7 in an alignment or staggered arrangement of the pin-pin 7. This is an example of the arrangement.

또한, 도 10g 와 도 10h에서 도시된 바와 같이 상기 핀-휜(7)의 정렬배열 또는 엇갈림 배열내에서 핀-휜(7)과 핀-휜(7) 사이를 가상으로 연결하는 대각선상과 수직선상의 모든 영역에 일정간격으로 놓여지는 딤플 배열도 적용될 수 있다.Further, as shown in FIGS. 10G and 10H, diagonal and vertical lines that virtually connect between the pin-VII 7 and the pin-VII7 in an alignment or staggered arrangement of the pin-VII7. Dimple arrangements may be applied to all areas of the image at regular intervals.

도 10a 내지 도 10h에 도시된 바와 같이, 핀-휜의 이웃 영역내에 다양한 위치에 딤플(8)이 설치되어지게 된다. 이 때, 딤플(8)의 절대적 위치나 설치 개수는 변화하게 되지만, 핀-휜과 사이의 영역에서 냉각성능이 낮게 나타나는 것을 개선하기 위한 딤플의 위치는 끝단 내부벽면내의 설치된 핀-휜의 이웃하는 영역이 된다.As shown in Figs. 10A to 10H, dimples 8 are installed at various positions in the neighboring region of the pin-wheel. At this time, the absolute position or the number of installation of the dimple 8 is changed, but the position of the dimple to improve the appearance of low cooling performance in the region between the pin and the pin is adjacent to the installed pin and pin in the inner wall of the end. It becomes an area.

상술한 바와 같이, 본 발명은 가스터빈 엔진의 터빈베인 끝단영역을 냉각시키고자 할 때, 기존의 핀-휜 만을 설치한 구조를 갖는 터빈베인 끝단 내벽에 딤플을 동시에 적용하여 추가적인 동력을 사용하지 않고도 핀-휜과 딤플을 이용한 높은 냉각성능을 향상으로 터빈베인 끝단영역에서의 냉각성능의 저하 및 냉각성능이 낮은 영역의 발생을 소멸 또는 감소시켜준다.As described above, when the turbine vane end region of the gas turbine engine is to be cooled, the present invention simultaneously applies dimples to the inner wall of the turbine vane end having a conventional fin-sock structure without using additional power. It improves the high cooling performance by using fin-shape and dimples to reduce or reduce the cooling performance in the turbine vane end region and the occurrence of low cooling performance.

도 1은 가스터빈 엔진의 일반적인 가스터빈 베인 단면을 나타내는 개략적으로 나타낸 도면.1 is a schematic representation showing a typical gas turbine vane cross section of a gas turbine engine.

도 2a 및 도 2b는 종래 가스터빈 베인의 끝단 내벽구조를 도시한 도면들로서, 터빈베인 끝단유로 내에 핀-휜(pin-fin)이 설치된 것을 개략적으로 도시한 도면들.2a and 2b are views showing the inner wall structure of the end of the conventional gas turbine vane, schematically showing that the pin-fin is installed in the turbine vane end flow path.

도 3a 및 도 3b는 본 발명의 일 실시예에 따라 핀-휜이 설치되지 않은 이웃영역에 추가적으로 딤플(dimple)들의 설치에 따른 터빈베인의 내벽구조를 개략적으로 도시한 도면들.3A and 3B are schematic views illustrating an inner wall structure of a turbine vane according to installation of dimples additionally in a neighboring region where pin-pins are not installed according to an embodiment of the present invention.

도 4는 본 발명의 일 실시예에 따라 내벽유로내에 설치된 딤플내에서의 유동구조를 개략적으로 도시한 도면.4 is a view schematically showing a flow structure in a dimple installed in an inner wall passage according to an embodiment of the present invention.

도 5a 및 도 5b는 본 발명의 일 실시예에 따라 내벽유로내에 설치된 딤플깊이에 따른 딤플내에서의 유동특성을 도시한 도면.5A and 5B illustrate flow characteristics in dimples according to dimple depths installed in the inner wall flow paths according to one embodiment of the present invention.

도 6은 본 발명의 일 실시예에 따라 딤플이 설치되어 이루어지는 베인 끝단 내벽구조상에서 나타나는 열전달 계수의 변화를 보여주는 도면.6 is a view showing a change in the heat transfer coefficient appearing on the inner wall structure of the vane end in which the dimples are installed in accordance with one embodiment of the present invention.

도 7은 본 발명의 일 실시예에 따라 딤플이 설치되어 이루어지는 내벽유로내에서의 유동특성을 도시한 도면.FIG. 7 is a view illustrating flow characteristics in an inner wall flow path in which dimples are installed according to an embodiment of the present invention. FIG.

도 8은 본 발명의 일 실시예에 따라 딤플이 설치되어 이루어지는 베인 끝단 내벽구조상에서 나타나는 난류강도의 변화를 보여주는 도면.8 is a view showing a change in turbulence intensity appearing on the inner wall structure of the vane end in which the dimple is installed according to an embodiment of the present invention.

도 9a 내지 도 9b는 베인 끝단영역의 내벽구조에서 설치된 핀-휜의 정렬배열과 엇갈림배열을 개략적으로 도시한 도면들.9A to 9B are views schematically showing the alignment arrangement and staggering arrangement of the pin-chan in the inner wall structure of the vane end region.

도 10a 내지 도 10h는 베인 끝단영역의 내벽구조에서 설치된 핀-휜의 정렬배열과 엇갈림배열 따른 다양한 딤플 설치예를 개략적으로 도시한 도면들.10A to 10H are schematic views illustrating various dimple installation examples according to alignment and staggered alignment of pin-pins installed in the inner wall structure of the vane end region.

Claims (4)

가스터빈엔진의 터빈베인 끝단 내벽에 대한 냉각성능을 향상시키기 위한 터빈베인 끝단의 내벽구조로서, 흡입면(2)과, 그 흡입면(2)에 마주보고 있는 압력면(3)과의 사이를 이루는 끝단 내부유로(5)가 유출슬롯(4)에 이르기까지 내벽 내부에 형성 되어 있으며, 이 내부유로(5)에는 상기 끝단 내부유로를 가로질러서 흡입면(2)과 압력면(3)에 양단이 고정연결되는 복수의 핀-휜(7)이 구비되어 있는 상기 터빈베인 끝단의 내벽구조에 있어서,An inner wall structure of the turbine vane end for improving the cooling performance of the turbine vane end inner wall of the gas turbine engine, and between the suction face 2 and the pressure face 3 facing the suction face 2. End internal flow passages 5 are formed inside the inner wall up to the outlet slot 4, and the internal flow passages 5 are provided at both ends of the suction surface 2 and the pressure surface 3 across the end internal flow passages. In the inner wall structure of the end of the turbine vane is provided with a plurality of pin-pin (7) fixedly connected, 상기 복수의 핀-휜(7)이 설치되어 있지 않은 끝단 내부유로(5) 내의 이웃영역에 있는 상기 베인 끝단내벽 내면 상에 복수의 딤플(8)이 소정의 배열로 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 냉각성능의 향상을 위한 가스터빈엔진의 터빈베인 끝단 내벽구조.A plurality of dimples 8 are formed in a predetermined arrangement on the inner surface of the vane end inner wall in the neighboring region in the end inner flow passage 5 in which the plurality of pin-pins 7 are not provided. Inner wall structure of turbine vane end of gas turbine engine for improving cooling performance. 제 1항에 있어서, 상기 베인 끝단내벽 내면 상에 형성된 복수의 딤플(8)의 상기 소정의 배열은 정렬 또는 엇갈림 배열로 설치된 복수의 핀-휜(7)을 가상으로 연결하는 대각선상에 일정간격을 두고서 복수의 딤플(8)이 배치되는 배열인 것을 특징으로 하는 냉각성능의 향상을 위한 가스터빈엔진의 터빈베인 끝단 내벽구조.The predetermined arrangement of the plurality of dimples (8) formed on the inner surface of the vane end inner wall is a predetermined distance on a diagonal line that virtually connects the plurality of pin-pins (7) installed in an alignment or staggered arrangement. Turbine vane end inner wall structure of the gas turbine engine for improving the cooling performance, characterized in that the arrangement is arranged a plurality of dimples (8). 제 1항에 있어서, 상기 베인 끝단내벽 내면 상에 형성된 복수의 딤플(8)의 상기 소정의 배열은 정렬 또는 엇갈림 배열로 설치된 복수의 핀-휜(7)을 가상으로 연결하는 수직선상에 일정간격을 두고서 복수의 딤플(8)이 배치되는 배열인 것을 특징으로 하는 냉각성능의 향상을 위한 가스터빈엔진의 터빈베인 끝단 내벽구조.The predetermined arrangement of the plurality of dimples (8) formed on the inner surface of the vane end inner wall is a predetermined interval on a vertical line that virtually connects the plurality of pin-pins (7) installed in an alignment or staggered arrangement. Turbine vane end inner wall structure of the gas turbine engine for improving the cooling performance, characterized in that the arrangement is arranged a plurality of dimples (8). 제 1항에 있어서, 상기 베인 끝단내벽 내면 상에 형성된 복수의 딤플(8)의 상기 소정의 배열은 정렬 또는 엇갈림 배열로 설치된 복수의 핀-휜(7)을 가상으로 연결하는 대각선상과 수직선상에 일정간격을 두고서 복수의 딤플(8)이 배치되는 배열인 것을 특징으로 하는 냉각성능의 향상을 위한 가스터빈엔진의 터빈베인 끝단 내벽구조.The predetermined arrangement of the plurality of dimples (8) formed on the inner surface of the vane end inner wall is diagonally perpendicular to the diagonal and vertically connecting the plurality of pin-pins (7) installed in an aligned or staggered arrangement. An inner wall structure of a turbine vane end of a gas turbine engine for improving cooling performance, wherein the plurality of dimples 8 are arranged at regular intervals.