KR20160070079A

KR20160070079A - 향상된 익현/피치 비율을 가진 축 터빈의 로터 스테이지

Info

Publication number: KR20160070079A
Application number: KR1020167010123A
Authority: KR
Inventors: 에마누엘 페사토리; 마시밀리아노 산비토; 마르코 폴로니; 자코모 몬델리니
Original assignee: 프랑코 토시 메카니카 에세.피.아.
Priority date: 2013-10-03
Filing date: 2013-10-03
Publication date: 2016-06-17
Also published as: CA2925842A1; WO2015049548A1; EP3052760A1; JP2016538449A; US20160245087A1; EP3052760B1; BR112016006867A2

Abstract

축(A) 주위로 회전하도록 구성된 샤프트(shaft; 1), 및 축(A)에 대해 직각인 실질적인 반경방향(R)으로 연장된 적어도 하나의 날개부를 구비한 복수의 블레이드(blade)들을 포함하는 축 터빈의 로터 스테이지가 제공된다. 상기 축(A)으로부터의 제1 반경방향 거리(R1)에는 상기 축(A)으로부터의 제2 반경방향 거리(R2)에 배치된 날개부(airfoil portion)들의 개수보다 적은 개수의 날개부들이 배치되고, 상기 제1 반경방향 거리(R1)는 제2 반경방향 거리(R2)보다 작으며, 상기 로터 스테이지는 복수의 지탱 블레이드(bearing blade; 2, 20)들 및 복수의 부가 블레이드(6)를 포함하고, 상기 지탱 블레이드(2, 20)들은 제1 안착 요소(11) 및 제2 안착 요소(12)를 포함하며, 상기 부가 블레이드(6)는 두 개의 연속된 지탱 블레이드(2, 20)들에 연결된다.

Description

향상된 익현/피치 비율을 가진 축 터빈의 로터 스테이지{ROTOR STAGE OF AXIAL TURBINE WITH IMPROVED CHORD/PITCH RATIO}

본 발명은 축 터빈의 로터 스테이지에 관한 것으로서, 구체적으로는 본원 독립항의 전제부에 기재된 로터 스테이지의 블레이드에 관한 것이다.

가스 또는 증기 터빈의 블레이드가 구비된 로터 스테이지는 축 주위로 회전하도록 구성된 샤프트 둘레에 배치된 일련의 블레이드들에 의해 형성된다. 원심력에 대해 저항하기 위하여, 반경방향으로 움직이지 못하는 블레이드 루트를 수용하도록 각각 구성된 복수의 하우징(housing)이 만들어진다. 상기 블레이드들은 루트 및 날개부를 포함하고, 상기 날개부는 날개부의 상부에서 블레이드 팁으로서 끝을 맺는다. 상기 블레이드는 보통의 경우에 오목한 압력 측부와 보통의 경우에 볼록한 흡입 측부를 구비한다. 상기 블레이드가 유체와 부딪치는 방향 및 경로를 기준으로 할 때, 상기 블레이드의 날개부는 선두 에지(leading edge) 및 추종 에지(trailing edge)를 구비하며, 원주방향 단면(circumferential section)에서 식별되는 상기 선두 에지와 추종 에지의 거리는 익현으로 호칭된다. 원주방향 단면은 기계의 축과 일치하는 축을 갖는 원형 준선(circular directrix)과 원통형 표면의 교차에 의하여 얻어지도록 의도된 것이다. 작동 위치에서 상기 샤프트 상에 배치된 브레이드의 날개부는 주로 반경방향으로 연장된다. 상기 축과 반경방향에 대해 직각을 이루는 접선방향에서 측정된 두 개의 연속된 블레이드들(subsequent blades)의 원주방향 단면들 사이의 거리는 피치라고 호칭된다. 상기 익현과 피치 간의 비율은 "현절비(弦節比; solidity)"라는 호칭을 갖는다. 다양한 로터 스테이지들은, 압력이 감소함에 따라서 유체 팽창이 저하됨을 감안하기 위하여, 하류측으로 갈수록 점진적으로 더 길어지는 날개부들을 구비한다. 블레이드 팁들에는 스트랩(strap)이 있을 수 있는데, 상기 스트랩은 연속된 블레이드들 사이에 형성되는 로터 덕트(rotor duct) 외부로의 유체 유동을 제한하기 위한 것이다.

상기 현절비의 최적값은 터빈의 유형과 그 터빈이 처리해야 하는 유체의 유형에 의존한다.

축 터빈에 있어서, 로터 블레이드들의 피치는 축으로부터의 거리가 증가함에 따라서 증가하는데, 이는 블레이드들이 전체적으로 반경방향으로 펼쳐져 있고 연속된 블레이드들의 두 개의 원주방향 단면들은 서로 멀어지기 때문이다. 이것은, 상기 현절비를 최적값으로 유지하기 위해서는, 상기 축으로부터의 반경방향 거리가 증가함에 따라서 상기 익현이 증가되어야 함을 의미한다. 이와 같은 익현의 증가는 구조적 관점에서 부하의 증가가 되고, 많은 경우에 허용될 수 없는 것이다.

원심력장(centrifugal field)으로 인한 응력의 감소를 위해서, 로터 블레이드 조립체의 중앙 부분에서 최적값의 현절비를 갖도록 하되, 베이스와 팁에서는 최적값을 양보하는 타협이 허용된다.

문제는, 너무 높은 현절비와 너무 낮은 현절비 모두 터빈 효율(turbine yield)의 감소를 초래한다는 것인데, 상기 터빈 효율은 다른 파라미터(parameter)들이 불변하는 경우에 소비가 동일한 채로 동력을 증가시키거나 또는 동력이 동일한 채로 소비를 감소시키기 위해서 극대화되어야 한다.

위와 같은 문제를 해결하기 위하여 US 1263473 A, EP 1201878 A2, US 2407223 A, 및 EP 1895142 A2 에 로터 스테이지들이 개시되어 있는데, 이들은 적은 수의 날개부들이 구비된 내측 원형 왕관형상부와 많은 수의 날개부들을 구비한 외측 원형 왕관형상부로 나뉘저 있다. US 2009028717 A1 에 개시된 로터 스테이지는 분기된(branching) 블레이드들을 포함한다.

축 터빈의 다른 문제점은 원심력에 의한 높은 응력을 받는 재료의 강도이다. 실제에 있어서, 회전 속도로 인하여 재료의 강도가 한계까지 이르게 되며, 이로 인하여 블레이드 단면은 블레이드가 견뎌야 하는 원심력에 저항하도록 계산된다.

축 터빈에 공통적인 또 다른 문제는, 동적인 응력으로 인하여 터빈의 무결성에 위험을 초래할 수 있는 진동이 발생한다는 점이다. 일반적으로, 낮은 주파수가 높은 주파수보다 더 위험하다.

따라서 본 발명의 목적은, 전술된 문제를 해결하는 축 터빈의 로터 스테이지와 상기 로터 스테이지의 블레이드들을 제공하는 것이다. 특히, 일 목적은 상기 로터 스테이지의 전체적인 현절비를 개선함으로써 효율을 향상시키는 것이다.

본 발명의 다른 일 목적은 상기 재료에 대한 원심 응력(centrifugal stress)을 제한하는 것이다.

본 발명의 또 다른 일 목적은 동적 응력의 영향을 제한하는 것이다.

상기 목적들은 하기 청구범위에 기재된 특징들을 구비한 로터 스테이지 및 상기 로터 스테이지를 구성하는 블레이드들에 의하여 달성된다.

하기의 첨부 도면들에 도시된 바람직한 3개의 비제한적인 실시예들에 관한 아래의 상세한 설명에 의하여 본 발명이 보다 잘 이해될 것이다.
도 1 에는 본 발명에 따른 축 터빈의 로터 스테이지의 사시도가 도시되어 있고;
도 2 에는 제1 실시예의 블레이드들을 구비한 로터 스테이지의 부분 사시도가 도시되어 있고;
도 3 에는 도 2 에 도시된 실시예의 로터 스테이지의 일부분을 축방향에 대해 직각인 평면에서 본 단면도가 도시되어 있고;
도 4 에는 제2 실시예의 블레이드가 도시되어 있고;
도 5 에는 제3 실시예의 블레이드가 도시되어 있고;
도 6 에는 본 발명에 따르는 경우와 종래 설계에 따르는 경우의 블레이드들의 두 개의 원주방향 단면들 간의 비교가 도시되어 있다.

도 1 에는 축(A), 반경방향(R), 및 접선방향(T)이 도시되어 있다. 축(A)은 로터 스테이지의 회전축에 해당되고, 반경방향(R)은 상기 축(A)에 대해 직각인 평면에 놓인 것으로서 동일한 축(A)으로부터 외향으로 연장된다.

접선방향(T)은 상기 축(A) 주위로 회전하는 블레이드의 움직임 방향이고, 따라서 로터 스테이지의 일 지점이 있을 때 그 지점을 통과하는 반경방향(R)과 상기 축(A)을 포함하는 평면에 대해 직각을 이룬다. 다양한 실시예들에서 상기 블레이드들이 로터 스테이지의 샤프트 상에서 작동 위치에 배치된다는 전제하에, 이와 같은 기준 좌표가 아래의 설명과 청구범위에서 사용될 것이다.

도 1 을 참조하면, 축 터빈의 로터 스테이지가 축 주위로 회전하도록 구성된 샤프트(1)와, 상기 축(A)에 대해 직각인 실질적인 반경방향(R)으로 연장된 적어도 하나의 날개부를 구비한 복수의 블레이드들을 포함한다는 것을 알 수 있다. 상기 축(A)으로부터의 제1 반경방향 거리(R1)에 배치된 날개부들의 개수는 상기 축(A)으로부터 제2 반경방향 거리(R2)에 배치된 날개부들의 개수보다 적으며, 제1 반경방향 거리(R1)는 제2 반경방향 거리(R2)보다 작다. 제2 반경방향 거리(R2)에 배치된 날개부들은 제1 반경방향 거리(R1)에 배치된 날개부들의 연장부 또는 가지부(branch)들로서 연장되는바, 제1 반경방향 거리(R1)에 배치된 날개부들과 일체로 또는 별도로 제작될 수 있다.

상기 로터 스테이지의 적어도 일부 블레이드들은 중앙으로부터 주변부로 가면서 분기(branch off)되는 형태를 가지므로, 제1 반경방향 거리(R1)에서 보다 제2 반경방향 거리(R2)에서 더 많은 개수의 베인(vane)들이 존재하게 된다.

분기점들이 상기 로터 상의 상기 축(A)에 대해 직각인 평면에서 모두 축(A)으로부터 동일한 반경방향 거리에 있다면, 축(A)에 중심을 두고 원주 요소(23)에 의하여 분리된 내측 원형 왕관형상부(C1)와 외측 원형 왕관형상부(C2)가 식별될 수 있다. 상기 내측 원형 왕관형상부(C1)는 외측 원형 왕관형상부(C2)를 이루는 날개부들의 개수보다 적은 개수의 날개부들을 포함한다.

최외측 원형 왕관형상부에 배치된 날개부들의 개수를 증가시킴으로써, 익현/피치 비율이 증가되어, 다시 최적의 값에 가까운 값으로 된다. 도 2 내지 도 3 에 도시된 제1 실시예를 참조하면, 축 터빈의 로터 스테이지는 복수의 지탱 블레이드들(2, 20)을 포함하고, 그 각각은 상기 샤프트(1)에 만들어진 하우징 안에 삽입되어 상기 지탱 블레이드를 샤프트(1)에 구속시키도록 구성된 루트(3, 30), 팁(4, 40), 및 상기 루트(3, 30)의 상부(13, 130)로부터 팁(4, 40)까지 실질적인 반경방향(R)으로 연장된 날개부(5, 50)를 포함한다.

지탱 블레이드들의 각 쌍 사이에는 부가 블레이드(6)가 삽입되는바, 상기 부가 블레이드(6)는 팁(8), 베이스(7), 및 상기 베이스(7)로부터 팁(8)까지 실질적인 반경방향(R)으로 연장된 날개부(9)를 포함한다. 통상적으로 상기 부가 블레이드는 상기 샤프트(1)에 직접 연결되도록 구성되기 보다는, 샤프트(1) 측에 있는 지탱 블레이드들에 연결되도록 구성된다. 그러므로 상기 부가 블레이드는 발형상부910)를 구비하는데, 상기 발형상부(10)는 상기 베이스(7)로부터, 상기 반경방향(R)과 축(A)에 대해 직각인 실질적인 접선방향(T)으로 연장된다. 지탱 블레이드(2, 20)는 제1 안착 요소(11) 및 제2 안착 요소(12)를 더 포함하는데, 상기 제1 안착 요소(11) 및 제2 안착 요소(12)는 개별적으로 상기 블레이드의 흡입 측부와 압력 측부로부터 실질적인 접선방향(T)으로 연장되거나, 또는 상기 팁으로부터 실질적인 접선방향으로 연장된다.

상기 발형상부(10)는 두 개의 연속된 블레이드들의 안착 요소들(11, 120)을 구속하도록 구성되어, 상기 부가 블레이드(6)를 사이에 두고 있는 두 개의 지탱 블레이드들(2, 20)에 상기 부가 블레이드(6)를 연결시킨다.

도 3 을 참조하면, 상기 부가 블레이드(6)들은 지탱 블레이드(2, 20)의 날개부(5, 50)의 높이(K)보다 작은, 블레이드(9)의 높이(H)를 갖는다.

상기 부가 블레이드가 둘 이상의 날개부들을 포함하고 상기 지탱 블레이드의 날개부가 제1 안착 요소 및 제2 안착 요소를 넘어 연장되지 않도록 구성하는 것도 가능하다. 이 경우, 상기 부가 블레이드의 날개부는 상기 지탱 블레이드의 날개부보다 더 길 수 있다.

유리하게는, 상기 축(A)에 대해 직각인 평면에서, 상기 부가 블레이드(6)의 발형상부(10)는 적어도 소정 길이만큼은 상기 축(A)으로부터 멀어지면서 테이퍼(taper)진다.

연속된 블레이드들의 두 개의 안착 요소들이 서로에 대해 접선 방향으로 연장되기 때문에, 원심력 작용시 상기 부가 블레이드의 발형상부의 테이퍼진 형상 또는 쐐기형 형상으로 인하여 상기 발형상부가 두 개의 연속된 블레이드들의 안착 요소들 사이에 강제적으로 쐐기 방식으로 편향되고, 이로 인하여 상기 지탱 블레이드들의 안착 요소들과 부가 블레이드의 발형상부가 연속되어 이루어지는 원주 요소(23)를 따라서 블레이드 조립체 전체의 튼튼함(stiffening)이 얻어진다. 이것은, 상기 블레이드들의 고유 진동수를 증가시켜서, 블레이드들이 동적 응력에 대해 덜 민감하게 된다.

지탱 블레이드들(2, 20) 사이에 부가 블레이드(6)를 개재시킴에 의하여 주변측 원형 왕관형상부 안에 있는 날개부들의 개수가 증가함으로써, 주변측의 현절비가 증가하고, 따라서 값들이 요망되는 값들에 가깝게 된다.

상기 축에 가까운 날개부들의 개수에 비하여 주변부에 있는 날개부들의 개수가 더 큼에도 불구하고, 상기 안착 요소들(11, 12)을 넘어 외향으로 연장된 지탱 블레이드들의 날개부들과 부가 블레이드들의 날개부들은 상기 축에 더 가까이 배치된 적은 수의 날개부들보다 전체적으로 더 적은 단면적을 갖는 원주방향 단면을 가질 수 있다. 실제로 지탱 블레이드의 경우에서, 안착 요소들보다 상기 축으로부터 더 멀리 있는 날개부의 단면이 동일 날개부 자체의 일부 부분보다 더 적은 질량을 갖는데, 상기 질량은 작동 동안에 원심력으로 전환된다.

상기 지탱 블레이드들(2, 20)이 만들어지는 재료보다 더 낮은 밀도를 갖는 재료로 상기 부가 블레이드(6)들을 구현함으로써 무게를 더 감소시킬 수 있다. 예를 들어, 상기 지탱 블레이드들(2, 20)이 스틸 또는 티타늄 합금으로 만들어질 수 있고, 상기 부가 블레이드(6)는 알루미늄 합금 또는 복합 재료로 만들어질 수 있다.

도 4 를 참조하면, 본 발명의 제2 실시예에서는 상기 로터 스테이지가 다중 블레이드(multiple blade; 106)들을 포함하며, 상기 블레이드(106)는 루트(103)의 상부에 직접 연결된 1차 날개부(114)와, 상기 1차 날개부(114)로부터 로터 스테이지의 주변부를 향하여 연장된 둘 이상의 2차 날개부들(115A, 115B)을 포함한다. 상기 두 개의 2차 날개부들(115A, 115B)은 상기 1차 날개부(114)로부터 실질적인 접선방향(T)에서 양 방향으로 연장된 베이스(107)에 의해 만나게 된다.

물론, 상기 1차 날개부(114)가 베이스(107)를 넘어 연장되어서, (단순명료함을 위하여 도시되지는 않았으나) 세 개의 2차 날개부를 구비한 블레이드 형상이 구현될 수도 있다.

상기 베이스(107)의 단부들 중 적어도 하나 또는 둘 다는 접선방향에서 2차 날개부를 넘어 연장되고, 다른 베이스의 단부들에서 결합되는 형상을 가지거나, 또는 로터 스테이지에서 제2 실시예와 교대로 배치되는 단일 날개부를 가진 지탱 블레이드의 안착 요소에서 결합되는 형상을 가져서, 로터 내에 연속적인 원주 요소(23)를 형성하게 된다. 상기 원주 요소는 상호간에 안착 또는 구속되는 많은 부품들로 형성되는바, 동적 응력에 의해 유발되는 진동은 작은 움직임들에 의하여 감쇠(댐핑)된다.

도 5 에 도시된 본 발명의 제3 실시예에서 로터 스테이지는 다중 블레이드(206)들을 포함하고, 두 개의 2차 날개부들(215A, 215B)은 (축(A)으로부터 외향으로 연장되는 반경방향(R)을 기준으로 삼을 때) 저부 베이스(207A)와 상부 베이스(207B)(또는 실질적인 접선방향(T)으로 연장되는 스트랩)에서 연결되어, 2차 날개부들(215A, 215B)을 가진 폐쇄 사변형이 형성된다. 상기 상부 베이스(207B)의 존재와 폐쇄 사변형 형상은 상기 저부 베이스(207A)의 굽힘 변형에 저항하여, 작동 동안에 높은 원심력을 견뎌야 하는 상기 구조에 더 큰 튼튼함을 제공한다.

로터 스테이지에서는, 다중 지탱 블레이드들과 단일 날개부를 구비한 지탱 블레이드들은 동시에 존재할 수 있는데, 이 경우에는 교대로 배치되는 것이 더 바람직하다. 특정 경우의 지탱 블레이드에서는, 루트가 제공되어 있는 다중 블레이드들과 부가 블레이드들이 존재할 수 있다. 단일 날개부를 구비한 블레이드들은, 상기 다중 블레이드들의 베이스들의 단부들을 원심력의 작용에 대해 지탱되게끔 지지하기 위한 안착 요소들을 포함하는 것이 바람직하다.

상기 부가 블레이드들은 다중 날개부를 가질 수 있다.

도 6 을 참조하면, 프로파일(306)들은 본 발명의 해결안을 사용하지 않은 종래 기술에 따라 설계된 축 로터의 스테이지의 날개부들의 원주방향 단면을 나타내고, 프로파일(406)들은 본 발명에 따른 날개부들의 원주방향 단면을 나타낸다. 상기 두 개의 단면들은 로터 스테이지의 축(A)으로부터 동일한 거리를 두되 본 발명에 따른 날개부들이 이미 분기된 주변부 측 영역의 위치에서 취해진 것이다. 도면에는, 선두 에지(421), 추종 에지(422), 피치(L), 및 익현(M)이 도시되어 있다. 도 6 에서, 종래 설계에 따른 블레이드들의 피치 및 익현은 L' 와 M' 로 표시되어 있다.

일단 블레이드가 설계된 이후에, 현절비라고 호칭되는 익현/피치 비율이 상기 축(A)으로부터의 반경방향 거리의 함수로서 계산될 수 있다.

종래의 블레이드의 "현절비"와 동일한 현절비를 갖는 본 발명에 따른 블레이드를 상정해 본다면, 날개부들의 개수가 두 배로 되므로 인하여, 즉 윤곽(profile)이 그 평면에서 0.5 의 인자로 크기조정됨으로 인하여 익현이 절반이 되어야 한다. 브레이드들의 개수를 두 배로 함으로써 윤곽을 0.5 로 크기조정함으로써, 종래에 설계되었던 배열의 유입부 및 유출부에서 동일한 속도 삼각형(speed triangle)이 유지될 수 있는데, 이는 유체 동력학 적으로 동등함(즉, 상기 두 개의 배열들이 동일한 방식으로 작동함)을 의미한다.

윤곽을 0.5 만큼 크기 조정하고 윤곽의 개수를 두 배로 함으로써, 크기조정 수치의 제곱에 비례하는 단일 단면적은 크기조정되지 않은 윤곽에 비하여 1/4 인 것을 쉽게 알 수 있다. 상기 블레이드들이 두 배로 된다는 점을 고려하면, 이로 인하여 단일 윤곽을 대체하는 두 개의 윤곽들의 단면적은 종래의 방안에 따른 윤곽의 절반에 해당된다.

현절비를 유지하는 채로 윤곽들의 개수를 두 배로 하면, 날개부들이 두 배로 되는 영역에서 50%의 질량 감소가 얻어진다. 실제로, 단일의 윤곽과 동일한 작동을 수행하는 상기 두 가지의 윤곽들의 총 질량은 절반이다. 이것은, 상기 지탱 블레이드들에 작용하는 원심력을 감소시키는 현저한 구조적 장점으로 귀결되며, 따라서 상기 지탱 블레이드가 루트에 인접한 곳에서 더 작은 단면을 가질 수 있게 된다.

종래의 배열과 동일한 질량을 갖기 위해서는 0.707 의 크기조정 비율이 사용될 수 있다는 점이 고찰될 수 있다. 사실 0.707 의 제곱은 0.5 이고, 0.5 의 두 배(윤곽들의 개수가 두 배)가 1 에 해당된다.

그러나, 0.707 로 크기조정함으로써, 현저한 현절비의 증가가 얻어진다.

상기 크기조정 비율을 0.5 내지 0.707 사이로 조절함으로써, 구조적 효율성과 유체 동력학 특성 사이에서의 우수한 절충안이 얻어질 수 있다.

따라서, 크기조정 비율 0.5 에 의하면, 응력에 관한 구조적 장점이 극대화되고 유체 동력학적 장점이 극소로 된다. 크기조정 비율 0.707 에 의하면, 유체 동력학적 장점이 극대로 되고 응력에 관한 구조적 장점이 극소로 된다.

제1 실시예의 부가 블레이드를 위하여 보다 경량인 재료를 사용함으로써 추가적인 장점이 얻어질 수 있다.

상기 개념을 보다 명확하게 하기 위하여, 도 6 을 참조로 하여 하기의 예시적인 수치들에 대해 설명한다.

* 윤곽(306)들 = 표준형 블레이드를 구비한 배열(array)로서, 동일한 로터 스테이지에 N 개의 베인(vane)들이 구비됨;

* 윤곽(406)들 = 본 발명에 따른 분기가 이루어진 블레이드를 구비한 배열로서, 0.5 만큼 크기조정된 윤곽을 가진 2N 개의 블레이들이 구비됨.

표준형 윤곽, 즉 종래 윤곽(306)들이 118.35 mm 인 피치(L')와 161.87 mm인 익현(M')을 갖는 경우, 종래 윤곽(306)은 161.87 / 118.35 = 1.37 인 현절비와 1305.8 mm² 인 표준 단면적을 갖는다.

본 발명에 따른 윤곽(406)의 경우에는 분기 이후에 0.5 만큼 크기조정되어서, 59.1 mm 의 피치(L)과 81.07 mm 의 익현(M)을 가지며, 따라서 윤곽(406)의 현절비는 81.07 / 59.1 =1.37 이고, 날개부의 단면적은 236.5 mm² 이다. 0.5 에 의하여 상기 윤곽을 크기조정하는 경우, 동일한 현절비가 유지되면서도 분기 이후의 날개부들의 전체적인 단면적과 질량은 물론, 원심력에 의한 응력은 훨씬 더 작게 된다.

종래의 설계안에 비하여 블레이드들의 전체적인 질량과 그에 따른 원심 응력을 감소시키는 크기조정을 선택함으로써, 분기 이전의 날개부의 단면도 감소될 수 있다.

본 발명은 제1 실시예에 따른 로터 스테이지의 부가 블레이드도 잘 보호함을 도모한다.

축 터빈의 상기 부가 블레이드의 단부들에는 베이스(7) 및 팁(8)이 구비된다. 또한 상기 부가 블레이드는 날개부(9)를 구비하는데, 상기 날개부(9)는 상기 베이스(7)로부터 팁(8)까지 실질적인 반경방향(R)으로 연장된다. 본 발명에 따른 부가 블레이드는 통상적으로 샤프트에 직접적으로 구속되기에 적합한 것이 아니라, 분리가능한 구속 수단 및 용접에 의하여 발형상부(10)에서 다른 로터 블레이드들에 구속되기에 적합한데, 상기 발형상부(10)는 베이스(7)에서 상기 반경방향(R) 및 축(A)에 대해 실질적으로 직각인 접선방향(T)으로 연장된다. 상기 발형상부는 상기 부가 블레이드를, 로터 스테이지에 배치되는 두 개의 연속된 지탱 블레이드들의 적어도 제1 안착 요소(11) 및 제2 안착 요소(12)에 구속되도록 구성된다.

본 발명은 제1 실시예에 따른 로터 스테이지의 지탱 블레이드도 잘 보호함을 도모한다.

본 발명에 따른 축 터빈의 로터 스테이지의 상기 지탱 블레이드는 루트(3), 팁(4), 및 상기 루트(3)의 상부(13)로부터 팁(4)을 향하여 실질적인 반경방향(R)으로 연장되는 날개부(5)를 포함한다. 상기 블레이드는 통상적으로 볼록한 흡입 측부(16)와 통상적으로 오목한 압력 측부(17)를 구비한다. 상기 루트(3)는 상기 블레이드를 샤프트(1)에 구속하도록 구성된다. 본 발명에 따른 상기 지탱 블레이드는 개별적으로 상기 날개부(5)의 흡입 측부(16) 및 압력 측부(17)로부터 실질적인 접선방향(T)으로 연장되는 제1 안착 요소(11) 및 제2 안착 요소(12)를 포함한다. 상기 제1 안착 요소(11) 및 제2 안착 요소(12) 모두는 부가 블레이드의 발형상부의 단부에 구속되도록 구성된다.

본 발명은 제2 실시예 및 제3 실시예에 따른 로터 스테이지의 다중 지탱 블레이드도 보호함을 도모한다.

도 4 에 도시된 본 발명의 제2 실시예에 따른 로터 스테이지의 상기 다중 블레이드(106)는 실질적인 반경방향(R)으로 연장된 1차 날개부(114)와, 상기 1차 날개부(114)로부터 연장된 적어도 두 개의 2차 날개부들(115A, 115B)을 포함한다.

도 5 에 도시된 제3 실시예에 따른 상기 다중 블레이드(206)는 1차 날개부(214)로부터 연장되는 두 개의 2차 날개부들(215A, 215B)을 포함하는데, 2차 날개부들(215A, 215B)은 축(A)로부터 밖으로 나아가는 반경방향(R)을 기준으로 할 때 실질적인 접선방향(T)으로 연장되는 저부 베이스(207A) 및 상부 베이스(207B)에 의해 연결되어, 2차 날개부들(215A, 215B)을 가진 폐쇄 사변형을 형성한다. 상기 상부 베이스가 스트랩으로 구성될 수 있는 이 폐쇄 사변형의 구성형태는 구조에 튼튼함을 제공하여서, 원심력으로 인한 저부 베이스(207A)의 과도한 굽힘이 방지된다.

물론, 제2 실시예에 따른 다중 블레이드가 2개 이상의 2차 날개부를 포함하는 것도 가능하고, 제3 실시예에 따른 다중 블레이드가 2개 이상의 폐쇄 사변형을 형성하는 3개 이상의 2차 날개부를 포함하는 것도 가능하다.

또한, 본 발명에 따른 로터 스테이지가 주변부를 향하여 상기 블레이드들의 분기 부분들을 다수 구비할 수도 있다.

예를 들어, 중앙 원형 왕관형상부, 중간 원형 왕관형상부, 및 제3의 추가적인 주변측 원형 왕관형상부에, 개별적으로 N개의 블레이드, 2N개의 블레이드, 및 3N 블레이드가 존재할 수 있다.

위와 같은 구성은, 여러 개의 분기 부분을 구비하여 2차 날개부가 둘 이상의 2차 날개부로 나뉘어지고 2차 날개부가 다시 둘 이상의 3차 날개부로 분기되는 다중 블레이드, 또는 다중 날개부를 구비한 부가 블레이드를 사용함으로써 얻어질 수 있다.

상기 로터 스테이지의 적어도 일부 블레이드가 중앙으로부터 주변부로 가면서 분기된다는 사실로 인하여, 반경방향 거리(R2)에서의 블레이드의 개수는 반경방향 거리(R1)에서의 블레이드 개수보다 더 크고, "현절비"라 호칭되는 익현/피치 비율은 반경방향 거리(R)의 변화에도 최적값에 근사하게 유지될 수 있다. 이것은 상기 로터 스테이지의 출력을 향상시키고 상기 블레이드들의 전체 질량을 감소시킬 수 있다.

지탱 블레이드들이 샤프트에 연결되고, 부가 블레이드들이 상기 지탱 블레이드들에 연결되며, 또한 분리가 가능하다는 사실로 인하여, 조립 중 작업의 용이성이 현저히 증가할 수 있다.

지탱 블레이드들에 비하여 낮은 밀도를 갖는 재료로 상기 부가 블레이드들을 구현함으로써, 지탱 블레이드들의 원심 응력이 더 작게 될 수 있다.

연속된 지탱 블레이드들 사이에서 돌출된 안착 요소들 사이에 쐐기 형태로 결합되는 부가 블레이드의 발형상부는 상기 로터 스테이지의 튼튼함을 증가시킴으로써, 동적 응력에 의해 유발되는 진동에 대한 민감성을 감소시키고 더 우수한 진동 감쇠가 얻어질 수 있게 된다.

다중 날개부들을 구비한 블레이드들은 조립을 더 용이하고 신속하게 수행할 수 있게 한다.

또한, 사변형 구조를 갖는 다중 블레이드들에 의하여, 튼튼함이 더 향상되어서, 원심력으로 인한 변형에 대한 효과적인 저항력이 얻어진다.

특히 중요한 사항으로서, 주변부 측의 날개부들의 개수를 증가시킴으로써 종래의 로터 스테이지에 비하여 블레이드들의 전체 단면을 감소시키는 것이 가능하고, 이로 인하여 재료가 절감되어 경제 및 구조의 측면에서 장점이 있다. 유체 동력학적 측면에서의 추가적인 장점으로서, 그와 동시에 배열의 현절비가 최적화된다. 설계자의 선택에 대한 대안으로서, 상기 블레이드들의 전체 단면 및 이로 인한 원심 응력을 유지시킴으로써 상기 현절비가 현저히 향상될 수 있다.

Claims

축(A) 주위로 회전하도록 구성된 샤프트(shaft; 1), 및 축(A)에 대해 직각인 실질적인 반경방향(R)으로 연장된 적어도 하나의 블레이드를 구비한 복수의 블레이드(blade)들을 포함하는 축 터빈의 로터 스테이지로서,
상기 축(A)으로부터의 제1 반경방향 거리(R1)에는 상기 축(A)으로부터의 제2 반경방향 거리(R2)에 배치된 날개부(airfoil portion)들의 개수보다 적은 개수의 날개부들이 배치되고, 상기 제1 반경방향 거리(R1)는 제2 반경방향 거리(R2)보다 작으며,
상기 로터 스테이지에 포함되는 복수의 지탱 블레이드(bearing blade; 2, 20)들 각각은, 지탱 블레이드를 샤프트(1)에 구속시키도록 구성된 루트(root; 3, 30), 블레이드 팁(blade tip; 4, 40), 및 상기 루트(13, 130)의 상부로부터 블레이드 팁(4, 40)까지 실질적인 반경방향(R)으로 연장된 날개부(5, 50)를 포함하고, 상기 날개부(5, 50)는 흡입 측부(suction side; 16) 및 압력 측부(pressure side; 17)를 구비하며,
상기 로터 스테이지에 포함되는 복수의 부가 블레이드(additional blade; 6)들 각각은, 블레이드 팁(8), 베이스(base; 7), 상기 베이스(7)로부터 블레이드 팁(8)까지 실질적인 반경방향(R)으로 연장된 날개부(9), 및 상기 베이스(7)로부터 상기 반경방향(R) 및 축(A)에 대해 직각을 이루는 실질적인 접선방향(T)으로 연장된 발형상부(foot; 10)를 포함하고,
상기 지탱 블레이드(2, 20)들은 상기 날개부의 흡입 측부와 압력 측부 각각으로부터 실질적인 접선방향(T)으로 연장된 제1 안착 요소(first rest element; 11) 및 제2 안착 요소(second rest element; 12)를 포함하고, 상기 발형상부(10)는 두 개의 연속된 지탱 블레이드들의 안착 요소들(11, 120)에 구속되어 상기 부가 블레이드(6)를 두 개의 연속된 지탱 블레이드(2, 20)들에 연결시키도록 구성된, 축 터빈의 로터 스테이지.
제1항에 있어서,
상기 축 터빈의 로터 스테이지는 상기 축(A)에 대해 직각인 평면에서 내측 원형 왕관형상부(inner circular crown; C1) 및 외측 원형 왕관형상부(C2)를 구비하고, 상기 내측 원형 왕관형상부(C1) 및 외측 원형 왕관형상부(C2) 모두는 상기 축(A)에 중심을 두되 원주 요소(circumferential element; 23)에 의하여 분리되어 있으며, 상기 내측 원형 왕관형상부(C1)에 포함되어 있는 날개부들의 개수는 외측 원형 왕관형상부(C2)에 포함되어 있는 날개부의 개수보다 적은 것을 특징으로 하는 축 터빈의 로터 스테이지.
앞선 청구항에 있어서,
상기 부가 블레이드(6)들 각각의 날개부(9)의 높이(H)는 상기 지탱 블레이드(2, 20)들의 날개부(5, 50)의 높이(K)보다 작은 것을 특징으로 하는 축 터빈의 로터 스테이지.
앞선 청구항에 있어서,
축(A)에 대해 직각인 평면에서 취한 상기 발형상부(10)의 단면은 상기 축(A)으로부터 시작하여 적어도 일부 길이에서 테이퍼진 것을 특징으로 하는 축 터빈의 로터 스테이지.
제1항 또는 제2항에 있어서,
상기 축 터빈의 로터 스테이지는 적어도 하나의 다중 블레이드(106)를 포함하고, 상기 다중 블레이드(106)는 적어도 두 개의 2차 날개부들(115A, 115B)로 분기되는 1차 날개부(114)를 구비하며, 상기 두 개의 2차 날개부들(115A, 115B)은 1차 날개부(114)로부터 실질적인 접선방향(T)에서 두 방향으로 연장되는 베이스(107)에 의해 연결되고, 상기 베이스(107)의 단부들 중 적어도 하나는 대응되는 2차 날개부(115A, 115B)를 넘어 접선방향(T)으로 연장되는 것을 특징으로 하는 축 터빈의 로터 스테이지.
앞선 청구항에 있어서,
상기 축 터빈의 로터 스테이지는 다중 블레이드(206)를 포함하고, 상기 다중 블레이드(206)의 두 개의 2차 날개부들(215A, 215B)은 축(A)으로부터 외향으로 연장되는 반경방향(R)을 기준으로 삼을 때 저부 베이스(207A)와 상부 베이스(207B)에 의하여 연결되며, 상기 저부 베이스(207A)와 상부 베이스(207B)는 실질적인 접선방향(T)으로 연장되어 상기 2차 날개부들(215A, 215B)과 함께 폐쇄 사변형(closed quadrilateral)을 형성하는 것을 특징으로 하는 축 터빈의 로터 스테이지.
제1항 내지 제4항 중 하나 이상의 항에 있어서,
상기 부가 블레이드(6)의 제작에 사용된 재료의 밀도는 상기 지탱 블레이드(2, 20)들의 제작에 사용된 재료의 밀도보다 낮은 것을 특징으로 하는 축 터빈의 로터 스테이지.
앞선 청구항에 있어서,
상기 부가 블레이드(6)는 알루미늄 합금으로 제작되고, 상기 지탱 블레이드(2, 20)들은 스틸 합금(steel alloy)으로 제작된 것을 특징으로 하는 축 터빈의 로터 스테이지.
제7항에 있어서,
상기 부가 블레이드(6)는 복합 재료(composite material)로 제작된 것을 특징으로 하는 축 터빈의 로터 스테이지.
제1항에 따른 축 터빈의 로터 스테이지의 지탱 블레이드로서,
상기 지탱 블레이드는 루트(3), 블레이드 팁(4), 및 상기 루트(3)의 상부(13)로부터 블레이드 팁(4)까지 실질적인 반경방향(R)으로 연장된 날개부(5)를 포함하고, 상기 날개부는 흡입 측부(1) 및 압력 측부(17)를 구비하며, 상기 루트(3)는 상기 블레이드를 샤프트(1)에 구속시키도록 구성되고,
상기 지탱 블레이드는 상기 날개부(5)의 흡입 측부(16) 및 압력 측부(17)로부터 각각 연장된 제1 안착 요소(11) 및 제2 안착 요소(12)를 포함하고, 상기 제1 안착 요소(11) 및 제2 안착 요소(12) 모두는 제1항에 기재된 부가 블레이드의 발형상부의 단부에 구속되도록 구성된 것을 특징으로 하는, 지탱 블레이드.
축 터빈의 로터 스테이지의 다중 블레이드(106; 206)로서,
상기 다중 블레이드(106; 206)는, 상기 루트(103, 203)의 상부로부터 실질적인 반경방향(R)으로 연장되되 적어도 두 개의 2차 날개부들(115A, 115B; 215A, 215B)로 분기되는 1차 날개부(114; 214)를 포함하고, 상기 적어도 두 개의 2차 날개부들(115 A, 115B; 215A, 215B)은, 상기 1차 날개부(114; 214)로부터 실질적인 접선방향(T)에서 양 방향으로 연장된 베이스 (107, 207A)에 의해 연결되며,
상기 베이스(107; 207)의 단부들 중 적어도 하나는 대응되는 2차 날개부(115A, 115B)를 넘어 접선방향(T)으로 연장되는 것을 특징으로 하는, 다중 블레이드.
앞선 청구항에 따른 축 터빈의 로터 스테이지의 다중 블레이드(206)로서,
상기 다중 블레이드(206)는 축(A)으로부터 외향으로 연장되는 반경방향(R)을 기준으로 삼을 때 상부 베이스(207B)를 포함하고, 상기 상부 베이스(207B)는 실질적인 접선방향(T)으로 연장되어 2차 날개부들(215A, 215B) 및 저부 베이스와 함께 폐쇄 사변형을 형성하는 것을 특징으로 하는, 다중 블레이드(206).